## PENGARUH SUDUT TEKUK (CANT) WINGLET MENGGUNAKAN AIRFOIL NACA 2215 PADA AERODINAMIKA SAYAP PESAWAT
Ibrahim Hanif 1 , Gaguk Jatisukamto 2 , Asdin Amroe An Nafi 1
1 Mahasiswa Jurusan Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Jember
2 Staf Pengajar Jurusan Teknik Mesin Fakultas Teknik Universitas Jember Jl. Kalimantan 37 Jember 68121
Email: ibrhanif.hnf@gmail.com

## ABSTRACT
Performa pesawat terbang ditentukan oleh nilai coefficient lift (C L ) dan coefficient drag (C D ). Nilai C L dan C D dipengaruhi  oleh  bentuk  geometri  sayap  pesawat  terbang.  Aliran  udara  yang  melewati  sayap  pesawat menyebabkan pusaran pada ujung sayap (wingtip vortices). Wingtip vortices menambah induced drag sayap pesawat,  sehingga  menyebabkan  performa  aerodinamika  pesawat  terbang  berkurang.  Induced  drag merupakan  gaya  hambat  yang  dihasilkan  dari  pusaran  aliran  udara  akibat  perbedaan  tekanan  pada permukaan sayap pesawat terbang. Penelitian sebelumnya diperoleh data bahwa penggunaan winglet pada sayap  dengan  sudut  tekuk  45 o dapat  meningkatkan  rasio  C L /C D sebesar  20,73%  jika  dibandingkan  tanpa winglet.  Sudut  tekuk  (cant)  winglet  mempengaruhi  aliran  fluida  dan  rasio  C L /C D .  Tujuan  penelitian  untuk menganalisis  sudut  tekuk  winglet  terhadap  performa  aerodinamika  sayap  pesawat.    Variasi  sudut  tekuk winglet  yang  digunakan  yaitu  0 o ,  30 o ,  60 o ,  dan  91,4 o .  Analisis  sudut  tekuk  pada  winglet  dilakukan  dengan software VLAERO+.  Sudut tekuk (cant) winglet disimulasikan dengan sudut serang pesawat diantaranya  - 15 o , -10 o , -5 o , 0 o , 5 o , 10 o , 15 o dan 20 o . Hasil penelitian diperoleh data untuk sudut tekuk 91,4 o menghasilkan C L /C D sebesar 97,452, sedangkan sayap tanpa winglet hanya memiliki nilai C L /C D sebesar 80,701 pada sudut serang 0 o . Winglet dengan sudut tekuk 0 o mengurangi C D max pada sudut serang 20 o sebesar 7,03%. Kesimpulan penelitian menginformasikan bahwa penambahan winglet dapat memperbaiki performa aerodinamika sayap pesawat.
Keywords: winglet, VLAERO+, sudut tekuk (cant), coefficient lift, coefficient drag.

## PENDAHULUAN
Airfoil merupakan  geometri  dasar  sayap pesawat terbang yang menghasilkan efek aerodinamika  ketika  tedapat  aliran  udara  yang melewatinya. Profil airfoil
menyebabkan perbedaan  aliran  udara  pada  permukaan  atas  dan bawah  [1].  Kecepatan  aliran  udara  berbanding terbalik dengan tekanannya. Aliran udara permukaan  atas  memiliki  kecepatan  lebih  tinggi daripada  permukaan  bawah.  Tekanan  permukaan bawah airfoil lebih tinggi dibandingkan permukaan  atas,  sehingga  menghasilkan  gaya angkat [2].
Gambar 1 Airfoil Sayap Pesawat Terbang
Aliran  udara  pada  airfoil  sayap  pesawat terbang  menyebabkan  pusaran  ( vortex )  disetiap ujung  sayap  ( wingtip ).  Pusaran  udara  menambah gaya  hambat  dan  mengurangi  gaya  angkat  ( lift )
yang  dihasilkan.  Performa  aerodinamika  pesawat akan berkurang ketika nilai gaya hambat tinggi [3].
Winglet adalah  bagian  pesawat  yang terletak  pada  ujung  sayap. Winglet digunakan untuk  mengurangi  pusaran  udara  pada  ujung sayap. Winglet berfungsi  untuk  meningkatkan efisiensi  bahan  bakar,  menambah  jarak  tempuh pesawat  terbang,  dan  menurunkan  nilai induced drag [4].
Tujuan penelitian untuk menganalisis sudut tekuk winglet terhadap  performa  aerodinamika sayap pesawat. Sudut tekuk disimulasikan dengan metode vortex  lattice untuk  mendapatkan  nilai coefficient  drag (C D )  dan coefficient  lift (C L ). Pengaruh sudut tekuk winglet dapat mempengaruhi efisiensi aerodinamika pesawat.

## DASAR TEORI
Sayap  pesawat  terbang  mendapatkan  gaya angkat  ( lift )  disebabkan  perbedaan  tekanan  pada permukaan  atas  dan  bawah  sayap.  Tekanan  yang lebih  tinggi  di  bawah  sayap  mengalir  menuju ujung  sayap  dan  berusaha  untuk  menggantikan tekanan yang rendah pada pada bagian atas sayap. Proses  tersebut  menghasilkan  pusaran  ( vortex ).
Pusaran  tersebut  menghasilkan  turbulensi  udara dan gaya hambat ( drag ) [5].
Gambar 2 Pusaran pada Ujung Sayap (Neal et.al, 2014)
Persamaan  total  gaya  hambat  ( total  drag ) pada sayap dapat dirumuskan dari jumlah parasite drag dan induced  drag .    Rumus coefficient  drag (C D ) dapat dihitung sebagai berikut [6]:
𝐶 𝐷 = 𝐶 𝐷0 + 𝐶 𝐷𝑖 (1)
𝐶 𝐷0 merupakan coefficient drag tanpa gaya angkat ( zero lift ) yang juga disebut parasite drag . Induced  drag dapat  didefinisikan  sebagai  berikut [6]:
𝐶 𝐷𝑖 = 𝐶𝐿 2 𝜋𝐴𝑒 (2)
𝐶 𝐿 = coefficient lift sayap; A = aspek rasio sayap; e = faktor efisiensi Oswald [6].
Desain geometri winglet dapat mengoptimasi camber, sudut  puntiran  (twist) sayap  dan  mengurangi induced  drag secara maksimal  [7].  Penambahan  winglet  merupakan solusi  untuk  menguragi  gaya  hambat  tanpa menambah  panjang  ( span )  sayap  [8].  Bentuk winglet  dan  sudut  tekuk  ( cant )  ditentukan menggunakan  studi  parameter vortex  lattice pada program komputer. Metode vortex lattice menghitung sudut puntir ( twist ) sayap dan camber winglet  yang  menghasilkan induced  drag paling kecil pada beberapa kondisi lift [9].
Gambar 3 Bentuk Blended Winglet Pesawat Terbang (Salahudin M. et.al, 2013)
Sudut  serang  adalah  sudut  antara  garis korda sayap pesawat dengan arah aliran udara yang melewati  sayap.  Sudut  serang  pada  pesawat berfungsi  untuk  menambah  gaya  angkat  saat pesawat  ingin  menambah  ketinggian  terbang. Gaya angkat pada sayap memiliki nilai maksimum
pada sudut serang tertentu yang dinamakan critical point,  biasanya  pada  sudut  serang  20o-25o tergantung  jenis  airfoil  pesawat.  Critical  point merupakan  kondisi  aliran  udara  yang  tidak  dapat melewati  airfoil  dengan  sempurna  dikarenakan sudut korda sayap terlalu tinggi [10].
Gambar 4 Sudut Serang Airfoil Sayap Pesawat Terbang (Nurcahyadi T. dan Sudarja, 2008)

## METODOLOGI PENELITIAN
Metodologi  penelitian  ini  meliputi  desain dan  simulasi  menggunakan software VLAERO+ 2.2.10.  Variasi  yang  digunakan  dalam  simulasi yaitu sudut tekuk (cant) winglet 0 o , 30 o , 60 o , 91,4 o . Sudut  tekuk  tersebut  akan  dibandingkan  dengan sudut serang    -15 o , -10 o , -5 o , 0 o , 5 o , 10 o , 15 o , 20 o untuk memperoleh data C L dan C D . Data tersebut digunakan untuk mendapatkan hasil drag polar .
(a) (b) (c) (d)
Gambar 5 Tampilan Depan Sudut Tekuk Winglet: (a)
0 o , (b) 30 o , (c) 60 o , dan (d) 91,4 o
Parameter penelitian ini diantaranya:
• Kecepatan Pesawat 0,2 Mach
• Reynold Number 8 x 10 6 • Spesifikasi geometri sayap
1. Area = 41,5 m 2 2. Span = 19,5 m 3. Aspek rasio = 9,16 4. Taper rasio = 0,56 5. Swept = 4,7 o
6. Dihedral = 3,2 o sayap winglet α = angle of attack Conventional Winglet Blended Winglet sayap sayap winglet winglet sayap sayap winglet winglet
7. MAC = 2,2
• Airfoil Sayap LS(1) 0417MOD
• Spesifikasi geometri winglet
1. Taper rasio = 0,34 2. Sweep = 37 o 3. Span
= 1,2 m • Airfoil winglet  NACA 2215
Prosedur Simulasi:
1. Menggambar  geometri  sayap  pada software
VLAERO+.
2. Menggambar geometri winglet pada software
VLAERO+.
3. Memasukkan  data reynold  number dan kecepatan pesawat terbang.
4. Melakukan  simulasi  sudut  tekuk  ( cant ) winglet terhadap sudut serang.

## HASIL DAN PEMBAHASAN
Desain  Sayap  dan  Winglet  menggunakan Software VLAERO+
Desain  geometri  sayap  menggunakan winglet dengan variasi sudut tekuk digambar pada software VLAERO+.  Software ini menggunakan metode vortex  lattice .  Metode  ini  membagi geometri  menjadi  beberapa  panel,  kemudian menghitung dampak aliran fluida yang terjadi pada setiap panel.
Gambar 6 Tampilan Geometri Sayap dan Winglet

## Hasil  Simulasi  Sayap  dengan  Sudut  Tekuk (cant) Winglet
Data  yang  diperoleh  dari  simulasi  sayap pesawat terbang menggunakan Sudut Tekuk ( cant ) Winglet dengan variasi sudut serang -15 o , -10 o , - 5 o ,  0 o ,  5 o ,  10 o ,  15 o berupa coefficient  lift (C L ), coefficient  drag (C D ), coefficient  moment (C M ), dan rasio C L /C D . Grafik perbandingan variasi sudut tekuk  winglet  dibuat  berdasarkan  C L terhadap sudut  serang,  C D terhadap  sudut  serang,  rasio C L /C D ,  dan  C L /C D terhadap  sudut  serang.  Grafik tersebut diperlukan untuk mempermudah penentuan  nilai  tertinggi  yang  dihasilkan  pada simulasi.
Gambar 7 Korelasi Alpha - C L dari Perbandingan Variasi Sudut Tekuk Winglet dan Tanpa Winglet
Grafik alpha  -  C L memperlihatkan winglet dengan cant 91,4 o menghasilan  nilai  C L tertinggi pada sudut serang 20 o sebesar 1,91. Nilai C L yang tinggi  disebabkan  bentuk winglet memanjang searah dengan sayap, sehingga menambah bentang luas  sayap.  Kondisi  sudut  serang  20 o membuat aliran  udara  lebih  banyak  mengalir  pada permukaan  bawah  sayap,  sehingga  gaya  yang dihasilkan  lebih  besar.  Sayap  tanpa winglet pada sudut  serang  20 o memiliki  C L terkecil  jika dibandingkan  sayap  dengan winglet yaitu  1,693. Nilai  C L yang  kecil  disebabkan  area  sayap  yang terkena  udara  lebih  kecil  dari  pada  sayap  dengan menggunakan winglet. Sudut  serang  di  bawah  0 o membuat  aliran udara  lebih  sedikit  yang  mengalir  melalui permukaan  bawah  sayap.  Kondisi  ini  membuat gaya  angkat  semakin  kecil. Winglet dengan cant 91,4 o memiliki nilai C L terkecil pada sudut serang –15 o yaitu  -0,91.  Nilai  C L yang  kecil  disebabkan tekanan pada permukaan atas sayap meningkat dan juga area sayap yang lebih besar.
Grafik  alpha  -  C L belum  menunjukkan kurva yang menurun untuk menandakan stall . Stall adalah kondisi airfoil yang tidak dapat dialiri udara dengan  baik. Stall disebabkan  oleh  sudut  serang sayap yang terlalu tinggi.
Grafik  Alpha  –  C D menunjukkan  nilai terkecil 0,119 ketika sudut serang 20 o yaitu winglet dengan cant 0 o .  Sudut  tekuk winglet ini  dapat mengurangi besar pusaran yang terjadi pada ujung sayap.  Nilai  C D didapatkan  dari  penjumlahan parasite  drag dan induced  drag. Induced  drag dihasilkan dari perbandingan C L dengan area sayap pesawat. C D yang rendah dipengaruhi oleh C L yang tidak terlalu tinggi. Bentuk winglet 0 o yang tegak vertikal  mempengaruhi  nilai  C D yang  rendah karena winglet tersebut sedikit menghasilkan gaya angkat.
Sayap pesawat tanpa winglet memiliki nilai C D tertinggi 0,128 dikarenakan induced drag yang berasal  dari  pusaran  ujung  sayap.  Pusaran  yang terjadi  lebih  besar  karena  ujung  sayap  memiliki bentuk  lebih  panjang  daripada  ujung winglet . Ujung  sayap  yang  panjang  mempengaruhi diameter pusaran udara.
Gambar 9 Korelasi C L - C D dari Perbandingan Variasi Sudut Tekuk Winglet dan Tanpa Winglet
Grafik  C L -  C D menunjukkan winglet dengan  sudut  tekuk  91,4 o memiliki  perbandingan C L terhadap  C D yang  tertinggi  pada  saat  sudut serang  0 o yaitu  97,452.  Kelemahan  dari  sudut tekuk  91,4 o yaitu  memiliki  nilai  C D yang  tinggi meskipun  masih  di  bawah  nilai  C D sayap  tanpa winglet . Cant 0 o memiliki C D terendah dibandingkan cant 30 o ,  60 o ,  dan  91,4 o .  Pesawat terbang yang membutuhkan nilai C D rendah dapat menggunakan winglet dengan cant 0 O . Kelebihan dari  sudut  tekuk  0 o mengurangi  C D sebesar  0,009 dan  menambah  C L sebesar  0,071  dari  C D dan  C L sayap tanpa winglet pada sudut serang 20 o . Besar  sudut  tekuk  mempengaruhi  C D dan C L sayap  pesawat.  Sudut  yang  semakin  besar menambah  C L sayap,  tetapi  juga  menambah  C D . Pesawat  dengan  jarak  tempuh  pendek  dapat menggunakan winglet dengan cant 0 o , karena efek utamanya adalah pengurangan nilai C D .   Pesawat yang memiliki  jarak  tempuh  jauh  dapat menggunakan  sudut winglet yang  lebih  besar, karena dapat meningkatkan nilai rasio C L /C D .
Gambar 10 Korelasi Alpha - C L /C D dari Perbandingan Variasi Sudut Tekuk Winglet dan Tanpa Winglet
Grafik  alpha  -  C L /C D menunjukkan  sudut serang terbaik saat pesawat terbang dengan kondisi stabil.  Rasio  C L /C D tertinggi  didapatkan  winglet dengan cant 91,4 o pada sudut serang 1 o . Performa terbang pesawat terbaik ditunjukan pada saat sudut serang 1 o . Sudut serang yang semakin besar pada grafik  di  atas  memperlihatkan  rasio  C L /C D yang semakin  kecil.  Sudut  serang  yang  semakin  besar mengakibatkan  aliran  udara  tidak  mengalir sempurna  pada  permukaan  airfoil  sayap  dan menyebabkan stall .  Stall  adalah  kondisi  pesawat terbang yang kehilangan gaya angkat diakibatkan kondisi  sayap  melampaui critical  point . Critical point pada sayap berkisar 15 o -20 o .

## KESIMPULAN
Winglet pada  sayap  menambah  performa aerodinamika  pesawat  terbang. Winglet dengan cant 0 o dapat mengurangi C D sebesar 7,03% pada sudut serang 20 o . Kelemahan dari winglet dengan cant 0 o yaitu  peningkatan  C L yang  tidak  terlalu besar. C L tertinggi didapatkan oleh winglet dengan cant 91,4 o .  Rasio  C L /C D terbesar  didapat  pada winglet dengan cant 91,4 o . Kelemahan dari winglet dengan cant 91,4 o yaitu  nilai  C D yang  meningkat seiring bertambahnya sudut serang sayap. Kondisi ini  menyebabkan  rasio  C L /C D menurun  ketika sudut serang semakin tinggi. Sudut serang paling baik  yang  dapat  digunakan  untuk  terbang  jelajah yaitu 1 o . Kondisi ini memiliki rasio C L /C D tertinggi untuk semua variasi cant winglet .

## SARAN
Saran  untuk  penelitian  selanjutnya  yaitu melakukan variasi bentuk dan variasi airfoil pada winglet. Penelitian  ini  menggunakan  metode vortex  lattice pada  perhitungan  fase  awal perancangan pesawat ( preliminary ) dan diharapkan  penelitian  berikutnya  menggunakan Computational  Fluid  Dynamic (CFD)  agar  hasil yang diperoleh lebih akurat.  Variasi sudut serang perlu  ditambahkan  agar  mendapatkan  nilai  C L
maksimum  dan  mengetahui  batas critical  point sudut serang sebelum stall

## DAFTAR PUSTAKA
[1] Narayan,  G.  &  John,  B.,  2016. Effect  of winglets  induced  tip  vortex  structure  on  teh performance  of  subsonic  wings .  Aerospace Science and Technology , 16(1270), pp. 1-26.
[2] Nurcahyadi,  T.  &  Sudarja,  2008. Pengaruh Lokasi Ketebalan Maksimum Airfoil Simetris Terhadap  Koefisien  Angkat  Aerodinamisnya. Jurnal  Ilmiah  Semesta  Teknika , 11(1),  pp. 110-124.
[3] Pragati, P. & Baskar, S., 2015. Aerodynamic Analysis  of  Blended  Winglet  for  Low  Speed Aircraft. London, WCE, pp. 1-5.
[4] Ishimitsu,  K.  K.,  1976. Aerodynamic  Design and  Analysis  of  Winglets. Texas,  Boeing Commercial Airplane .
[5] Gavrilovic, N. N., Rasuo, B. P., Dulikravich, D. S. & Parezanovic, V. B., 2015. Commercial Aircraft  Performance  Improvements  using
Winglets . FME Transactions , Volume 43, pp. 1-8.
[6] Neal,  L.,  Harrison,  N.  &  Mujezinovic  ,  D., 2004. Wingtip  Devices. Virginia:  Virginia Polytechnic Institute and State University.
[7] Myilsamy, D., Thirumalai, Y. & Premkumar, P. S., 2015. Performance Investigation of an Aircraft  Wing  at  Various  Cant  Angles  of Winglets  using  CFD  Simulation .  Altair, Kumaraguru College of Technology.
[8] Hadi,  S.,  2008. Pengaruh  Twisted  Multiple Winglet  terhadap  Gaya  Airfoil  NACA  0012 pada  Angka  Reynolds  Rendah . Jurnal Mekanika, 6(2), pp. 1-8.
[9] May,  D.  H.  &  Vatistas,  G.  H.,  2006. Tip Vortex  Dependence  with  Angle  of  Attack . Journal of Aircraft , 43(5), pp. 1582-1585.
[10] Kuo,  C.  M.  &  Boller,  C.,  2009. Adaptive Winglet Design, Analysis, and Optimisation of the  Cant  Angle  for  Enhanced  MAV Performance. Saarbrücken,  University  of Saarland,  Materials  Science  &  Technology Dept..