## Studi Eksperimental dan Simulasi Numerik Karakteristik Aerodinamika Airfoil NACA 4412
Marwan Effendy a, * dan Muchlisin b, **
a Program Studi Magister Teknik Mesin, Sekolah Pascasarjana, Universitas Muhammadiyah Surakarta
Jl. Ahmad Yani, Tromol Pos I Pabelan, Surakarta 57102 Indonesia
b Program Studi Teknik Mesin, Fakultas Teknik, Universitas Muhammadiyah Surakarta
Jl. Ahmad Yani, Tromol Pos I Pabelan, Surakarta 57012 Indonesia * E-mail: Marwan.Effendy@ums.ac.id; **muchlisin.mj@gmail.com

## Abstract
The  objective  of  this  study  is  to  investigate  the  aerodynamics  characteristic  of  airfoil  NACA  4412 based  on  experiment  and  numerical  simulation.  A  3D  airfoil  with  chord  length  (C)  of  100  mm  and span-width  (S)  of  200  mm  was  fabricated  in  order  to  be  tested  by  subsonic  wind  tunnel  at  inlet  air velocity of 10 m/s, whereas numerical study was realised by 2D airfoil reffering to geometrics in the experiment. The structured mesh with 810,000 elements number was constructed by Gambit meshing tools  up  to  reach  the  near  wall  resolution  of  Δy+  =  17.2.  Spallart-Almaras  turbulence  model  was applied in the simulation of RANS study.The effect of various angle of attack (α) between -5 and 20 was investigated  for  both  methods  in  terms  of  the  aerodinamic  characteristics  such  as  lift coefficient  (C L ), drag  coefficient  (C D ),  and  lift-drag  ratio  (L/D).  The  pressure  coefficient  (C P )  and  flow  visualisations around  the  airfoil  were  generated  by  simulation  method.  In  general,  the  results  show  that  the  data resulted  by  both  methods  agree  well  compared  to  the  other  studies,  mainly  for  the  lift  and  drag coefficients.  Both  coefficients  increase  with  rising  the  angle  of  attack  before  approaching  a  stall condition at α = 15 o . From this point, lift coefficient drops significantly due to large turbulent wake that reduces  to  lift  and  influence  to  drag.  The  change  of  attack  angles  influences  the  shifting  of  both stagnation  and  expansion  points  in  the  leading  edge,  furthermore  it  causes  the  overall  aerodynamic characteristics. The increase of pressure difference between upper and lower surfaces of airfoil body causes the rise of lift.
Keywords: Lift coefficient; drag coefficient; NACA 4412; angle of attack; reynolds average navier stokes

## Abstrak
Penelitian  ini  bertujuan  untuk  menyelidiki  karakteristik  aliran  di  sekitar  profil  airfoil  NACA  4412  dengan eksperimen dan simulasi numerik. Spesimen uji tiga dimensi dari bahan kayu balsa dengan panjang chord 100 mm dan lebar span 200  mm  dibuat dalam skala laboratorium untuk keperluan pengujian pada terowongan angin, sedangkan simulasi direalisasikan dengan geometri airfoil dalam bentuk dua dimensi. Sejumlah 810.000 elemen  bujursangkar  dengan  nilai  Δy+  hingga  17,2  berhasil  dibuat  untuk  mencapai  tingkat  keakuratan  hasil simulasi  keadaan  tunak  berbasis Reynolds  Average  Navier  Stokes ( RANS ).  Penyelidikan  karakteristik aerodinamika dilakukan pada sudut serang (α) antara  -5 o dan  20 o dengan  kecepatan  udara  10  m/s.  Beberapa parameter  penting  seperti  koefisien lift  (C L ),  koefisien drag  (C D ), rasio lift-drag ( L/D ),  koefisien  distribusi tekanan ( C P ) serta profil aliran udara di sekitar airfoil diselidiki secara seksama. Hasil penelitian menunjukkan bahwa  koefisien  hambat  ( C D )  dan  koefisien  angkat  (C L )  yang  diperoleh  dengan  pendekatan  numerik maupun  pengujian  dalam wind  tunnel memiliki  kesesuaian  dengan  data  peneliti  terdahulu.  Seiring dengan  peningkatan  sudut  serang  airfoil  (α),  kedua  koefisien  tersebut  mengalami  peningkatan. Penurunan  koefisien  angkat  terjadi  secara  signifikan  pada  kondisi stall ,  yaitu  pada  saat  sudut  serang melebihi dari 15°. Perubahan sudut serang berpengaruh terhadap pergeseran titik stagnasi maupun titik ekspansi  di  daerah leading  edge pada  permukaan  bodi  airfoil,  yang  selanjutnya  mempengaruhi karakteristik aerodinamika  secara keseluruhan . Semakin besar perbedaan tekanan antara  sisi atas dan bawah dari bodi airfoil menghasilkan gaya angkat yang semakin besar.
Kata kunci: Koefisien angkat; koefisien drag; NACA 4412; sudut serang; reynolds average navier stokes

## NOMENCLATURE
C Panjang chord airfoil ( chord line ) C L Koefisien angkat ( lift coefficient ) C D Koefisien hambat ( drag coefficient ) C P Koefisien distribusi tekanan ( pressure coefficient ) V Kecepatan udara V ͚ Kecepatan aliran udara ( free stream ) α Sudut serang ( angle of attack ) ρ Densitas udara ( air density )

## 1. Pendahuluan
Airfoil  merupakan  suatu  konstruksi  berpenampang  yang  memiliki  luasan,  yang  banyak  diterapkan  diberbagai bidang  seperti  sayap  pesawat,  turbin  angin,  kompresor dan  bilah  turbin  pada  mesin  jet, propeller  blades , hydrofoils , aircraft  vertical  stabilizers , submarine  fins ,  dan rotary .  Bentuk  airfoil  bisa  simetris  dan  ada  juga  yang  tidak  simetris misalnya  airfoil  NACA  4412  dari National  Advisory  Committee  for  Aeronautics (NACA).  Geometri  airfoil  dengan berbagai  variasinya  umumnya  telah  memiliki  standar  pengkodean  yang  langsung  memberikan  informasi  utama mengenai geometri airfoil.
Secara  umum,  gaya  hambat  ( drag )  dan  gaya  angkat  ( lift )  dipengaruhi  oleh  bentuk  dan  geometri  airfoil. Perancangan airfoil yang tepat dapat meminimalkan hambatan yang dihasilkan pada airfoil dan pada sisi yang lain harus mampu memaksimalkan gaya angkat yang besar. Dengan demikian, profil airfoil yang dikehendaki yaitu desain airfoil yang  memiliki rasio gaya angkat dan drag ( L / D ) yang besar. Gaya angkat pada airfoil  dihasilkan oleh tekanan negatif yang  diciptakan  pada  bagian  permukaan  atas  airfoil,  yang  ini  dipengaruhi  oleh  kecepatan  udara  di  sekitar  airfoil. Kecepatan aliran dengan bilangan Reynolds rendah umumnya diaplikasikan pada perangkat seperti propeler kapal, sudu turbin gas, sailing aircraft, micro-or-unmanned aerial vehicle (MUAV).
Berkaitan  dengan  bentuk  airfoil  NACA  4412,  beberapa  penelitian  pernah  dilakukan  untuk  penyelidikan karakteristik  aerodinamika  pada  geometri  sayap  pesawat  [1][2][3],  hidrofoil  [4],  turbin  gas  [5],  maupun  sudu  turbin angin [6][7]. Menurut Haque dkk [8], karakteristik dinamis bentuk airfoil memainkan peranan yang sangat penting bagi parameter kinerja seperti koefisien angkat ( C L ), koefisien drag ( C D ), dan rasio lift - drag ( L / D ).
Beberapa  riset  tentang  karakteristik  aerodinamika  NACA  4412  di  antaranya  eksperimen  Ahmed  dkk  [9]  yang meneliti  efek ground pada  airfoil,  serta  dua  simulasi  numerik  airfoil  yang  mempertimbangkan  efek dynamic  ground oleh  Qu  dkk  [10]  dan  sebelumnya  bentuk  airfoil  dengan  flap  pada  efek extreme  ground [11].  Hasil  penelitian menunjukkan pentingnya aspek “ ground effect ” yang mempengaruhi karakteristik aerodinamika airfoil.
Sebuah  simulasi  numerik  airfoil  NACA  4412  dengan  berbagai  variasi  “ suction  pressure ” antara 65-80 kPa pada angka  Mach  0,6  menunjukkan  bahwa  airfoil  dengan  suction  pressure  lebih  efektif  untuk  mereduksi  drag  pada  sudut serang yang rendah. Pada sudut serang yang tinggi, pemisahan turbulensi di daerah trailing edge akan tertunda dengan adanya suction sehingga bisa lebih efektif.
Berdasarkan  beberapa  uraian  literatur  di  atas,  penelitian  ini  berfokus  pada  investigasi  karakteristik  aerodinamika airfoil NACA 4412 dengan melakukan ekserimen pada subsonic wind tunnel dan simulasi numerik. Simulasi dikerjakan dengan  memodelkan  airfoil  2D,  mesh  terstruktur  dan  model  turbulensi Spalart  Allmaras (SA)  dengan  memvariasikan sudut serang antara -5° hingga 20° dengan kecepatan aliran 10 m/s. Hasil pengujian dengan kedua metode pendekatan, selanjutnya  dibandingkan  terhadap  data-data  penelitian  yang  ada  seperti  Coles  dan  Wadcock  [3],  Haque  dkk  [8], maupun  Abbott  dan  Doenhoff  [12].  Parameter  yang  digunakan  sebagai  karakteristik  aerodinamika  di  antaranya koefisien angkat ( C L ), koefisien drag ( C D ), dan rasio lift - drag ( L / D ), dan koefisien distribusi tekanan (C P ).

## 2. Metode Penelitian
Ada dua cara yang dilakukan dalam mengevaluasi karakteristik aerodinamika airfoil NACA 4412 pada penelitian ini, yaitu eksperimen dan simulasi.  Kedua cara mempergunakan geometri spesimen uji yang serupa meskipun berbeda dimensinya,  yaitu  3D  untuk  eksperimen  dan  2D  untuk  simulasi.  Sebagai  acuan  dalam  pembuatan  spesimen  uji  dan domain simulasi, Gambar 1 merupakan bagian-bagian dari airfoil NACA 4412.
Gambar 1. Spesimen uji
2.1 Cara Eksperimen
Spesimen  uji  NACA  4412  dibuat  dari  bahan  kayu  balsa  dengan  mengacu  pada  dimensi  geometri  Gambar  2a, dengan  panjang chord ( C )  =  100  mm,  lebar  span  ( S )  =  200  mm,  ketebalan  maksimum  ( t )  =  12  mm.  Ilustrasi  hasil fabrikasi dan dimensi spesimen airfoil seperti ditunjukkan pada Gambar 2b. Proses finishing hanya dikerjakan dengan mempergunakan  amplas  halus  untuk  mencapai  tingkat  kekasaran  pada  dinding  airfoil.  Pada  bagian  tengah  dari chord diberi dudukan penyangga dengan jeruji untuk keperluan eksperimen dalam terowongan angin.
a. Geometri airfoil
b. Spesimen uji NACA 4412 dari kayu balsa
Gambar 2. Spesimen uji
Percobaan dilakukan dalam terowongan angin ( subsonic wind tunnel ) di laboratorium Mekanika Fluida, Program Studi Teknik Mesin, Universitas Gadjah Mada (lihat  Gambar 3). Terowongan angin  memiliki square test  section 340 mm x 450 mm dan kecepatan maksimal 26 m/s. Pada proses pengambilan data gaya angkat dan drag, kecepatan angin dalam terowongan pada kecepatan 10 m/s, sementara sudut serang (α) diatur antara -5 o dan 20 o . Percobaan diulang untuk beberapa  variasi  tersebut  dengan  mempertahankan  pada  tekanan  dan  temperatur  ruang  yang  sama,  yaitu  P=1  atm  dan T=27 o C.
(a) Terowongan angin
(b) Penempatan spesimen uji
Gambar 3. Subsonic wind tunnel

## 2.2 Simulasi Numerik
Dengan mengacu geometri spesimen uji pada cara eksperimen, simulasi diawali dengan mempersiapkan strategi desain mesh 2D bentuk bujur sangkar seperti Gambar 4a. Setelah melalui pembuatan beberapa macam model mesh dari kasar hingga halus, mesh dengan jumlah 810.000 elemen dan 811.800 nodal akhirnya dipilih untuk simulasi dalam studi numerik ini (lihat Gambar 4b). Di daerah dekat dinding airfoil, mesh dibuat lebih rapat dibandingkan daerah yang jauh dari  dinding  dengan  cara  mengatur  faktor  ekspansi  ( expansion  factor )  hingga  1.05.  Strategi  ini  dimaksudkan  untuk mendapatkan  nilai  Δy+  hingga  17,2  di  daerah  sekitar  dinding  airfoil  sehingga  simulasi  numerik  menghasilkan keakuratan  tinggi.  Tingkat  kehalusan  mesh  di  sekitar  dinding  airfoil  memainkan  peran  penting  terhadap  keberhasilan simulasi sebagaimana pernah diterapkan pada kasus yang lain [4][13].
Gambar 4. Domain komputasi dan mesh
Simulasi RANS dilakukan dengan menerapkan model turbulensi Spallart-Allmaras sebagaimana pernah dilakukan Ockfen  dan  Matveev  [11].  Untuk  mendapatkan  perubahan  sudut  serang  sebagaimana  dalam  eksperimen,  sudut kecepatan perlu diatur pada pendefinisian kondisi batas aliran udara. Simulasi dikerjakan secara berulang-ulang sesuai dengan variasi seperti pada langkah eksperimen.

## 3. Hasil dan Pembahasan
Penelitian  secara  eksperimen  telah  berhasil  mengidentifikasi  koefisien  angkat ( C L ) dan koefisien  drag ( C D ) airfoil NACA  4412.  Untuk  melengkapi  data  penyelidikan,  simulasi  numerik  dengan  mengaplikasikan  model  turbulensi Spallart-Allmaras  berhasil  memvisualisasi  karakteristik  aerodinamika  aliran  di  sekitar  airfoil  selain  kedua  koefisien tersebut.  Koefisien  tekanan  juga  bisa  diprediksi  untuk  melengkapi  informasi  karakteristik  tekanan  yang  terjadi  pada dinding airfoil. Beberapa karakteristik tersebut diuraikan sebagai berikut:

## 3.1 Koefisien angkat (C L )
Gambar  5  menunjukkan  koefisien  angkat  ( lift )  antara  data  prediksi  secara  simulasi  dan  data  eksperimen  pada kecepatan  10  m/s,  dibandingkan  dengan  data  penelitian  lain  [3][8][12].  Secara  umum, C L hasil  eksperimen  saat  ini memiliki tren yang sama dengan temuan oleh Haque dkk [8], meskipun diakui ada selisih  minor pada beberapa posisi sudut serang. Prediksi C L dari hasil simulasi juga sesuai dengan temuan Abbott dan Doenhoff  [12]. Eksperimen Coles dan Wadcock tampak sedikit lebih tinggi pada rentang sudut serang antara 10 o hingga 20 o .
Berdasarkan data penelitian yang diperoleh dari eksperimen maupun simulasi saat ini, seiring meningkatnya sudut serang  ( α )  nilai  koefisien  angkat  ( C L )  meningkat  sebelum  mencapai  kondisi stall .  Peningkatan  koefisien lift secara bertahap ini seiring dengan pergeseran titik pemisahan aliran ( separation points ) di atas bodi airfoil dan efek turbulensi aliran yang terbentuk sehingga berpengaruh pada hambatan tekanan. Posisi stall terjadi setelah melewati  sudut serang 16 o sebagaimana  eksperimen  yang  dilakukan  Haque  dkk  [8]  dengan  dimensi  airfoil  yang  berbeda.  Keadaan stall ditandai  dengan  penurunan  koefisien lift secara  drastis.  Rendahnya  koefisien  ini  mengindikasikan  rendahnya  gaya angkat  airfoil  sebagai  efek  meningkatnya  hambatan  tekanan  (lihat  Gambar  6)  karena  olakan  aliran  di  belakang  bodi airfoil semakin besar ( large turbulent wake ) seperti ditunjukkan pada Gambar 9f.
Gambar 5. Koefisien angkat
3.2 Koefisien drag (C D )
Gambar  6  menunjukkan  koefisien  drag  antara  data  prediksi  secara  simulasi  dan  data  eksperimen,  dibandingkan dengan  data  penelitian  lain.  Koefisien  drag  memiliki  tren  yang  serupa  di  antara  peneliti,  meskipun  diakui  ada  selisih pada beberapa posisi sudut serang. Data prediksi cara simulasi memiliki perbedaan hingga 10% dibandingkan terhadap cara  eksperimen  dengan  tren  yang  serupa.  Koefisien  drag  meningkat  pada  sudut  serang  0 o hingga  20 o ,  sebagaimana penelitian Haque dkk [8] maupun temuan Abbott dan Doenhoff [12]. Koefisien drag semakin besar dengan melebarnya daerah olakan aliran yang besar di belakang bodi airfoil.
Gambar 6. Koefisien drag
3.3 Rasio lift-drag (L / D)
Gambar 7 menunjukkan rasio antara gaya angkat ( L ) dan gaya drag ( D ) dari hasil prediksi simulasi numerik dan eksperimen dibandingkan dengan penelitian lain yang serupa. Rasio L / D hasil eksperimen penelitian saat ini konsisten dengan  data  eksperimen  oleh  Haque  dkk  [8].  Perbandingan  harga  gaya  angkat  terhadap  gaya  drag  meningkat  seiring membesarnya sudut serang dan mencapai harga puncak di sekitar sudut serang 5-10 o . Hasil ini mengindikasikan bahwa pada sudut serang tersebut  memiliki gaya angkat  yang besar dan hambatan  yang relatif rendah. Rasio L / D mengalami penuruan pada sudut serang yang semakin besar setelah mencapai harga puncak .
Gambar 7. Rasio lift-drag
3.4 Koefisien tekanan (Cp)
Koefisien  tekanan  ( pressure  coefficient )  umumnya  dipergunakan  untuk  analisis  tekanan,  kecepatan  dan fenomena aliran di sekeliling airfoil. Perubahan C P bisa bermanfaat untuk memprediksi seberapa besar  akselerasi dan penurunan  kecepatan  aliran  yang  terjadi,  serta  adanya  aliran bubble maupun reattachment sebagai  akibat  gradien adverse pressure yang relatif besar di daerah hilir ( downstream ).
Gambar  8  menunjukkan  koefisien  tekanan  pada  dinding  atas  airfoil  pada  berbagai  perubahan  sudut  serang  ( α ) pada kecepatan aliran 10 m/s. Pada sudut serang  negatif -5°, koefisien tekanan pada dinding atas pada daerah leading edge memiliki tekanan yang lebih besar dibandingkan dengan perubahan sudut serang  yang lainnya. Pada sudut serang 0° koefisien tekanan pada daerah leading edge cenderung menurun hingga pada sudut serang 15°, kemudian pada sudut serang 20° koefisien tekanan pada daerah leading edge mengalami kenaikan kembali.
a. -5 o b. 0 o c. 5 o d. 10 o e. 15 o f. 20 o
Gambar 8. Koefisien distribusi tekanan
Perubahan  posisi  sudut  serang  airfoil  yang  terjadi  karena  adanya  perubahan  sudut  datang  dari  kecepatan  aliran udara ( free stream ), secara langsung merubah letak titik stagnasi maupun titik ekspansi di daerah hulu ( leading edge ). Penambahan  sudut  serang  ke  arah  positif  mengakibatkan  pergeseran titik  stagnasi ke  arah  bagian  bawah  dari permukaan bodi airfoil, sedangkan titik ekspansi yang berada di sekitar leading edge bergeser ke sisi atas permukaan airfoil.  Secara  jelas,  pergeseran  titik  stagnasi  maupun  titik  ekspansi  pada  berbagai  posisi  sudut  serang  diilustrasikan
pada Gambar 9. Titik stagnasi memiliki harga C P yang tertinggi dengan kondisi kecepatan lokal terendah. Sebaliknya, titik  ekspansi  memiliki  karakteristik C P yang  terendah  dengan  kecepatan  lokal  tertinggi.  Di  daerah  hidung  airfoil ( leading edge ), akselerasi aliran udara terjadi di antara titik stagnasi dan ekspansi yang ditandai dengan peningkatan C P secara tajam. Secara ilmiah, gradien tekanan yang tinggi terjadi pada daerah ini sehingga menghasilkan gaya angkat. Di daerah trailing edge , proses pemulihan tekanan terjadi yang ditandai dengan adanya kesamaan harga C P pada posisi x/c yang  sama  antara  permukaan  airfoil  sisi  atas  dan  bawah.  Gradien  tekanan  yang  rendah  terjadi  pada  saat  aliran  udara melewati ketebalan maksimum dari profil airfoil, dan hal ini berpotensi mereduksi timbulnya gaya angkat.

## 3.5 Profil aliran di sekitar airfoil
Gambar  9  menunjukkan  karakteristik  kecepatan  aliran  di  sekitar  airfoil  pada  berbagai  sudut  serang  dengan asumsi  kecepatan  aliran  udara  masuk  untuk  pengujian  adalah  10  m/s.  Posisi  daerah  peningkatan  kecepatan  aliran berubah  apabila  ada  perubahan  sudut  serang  sebagaimana  ditunjukkan  bergesernya  daerah  aliran  berwarna  merah. Kecepatan aliran yang tinggi terjadi pada daerah di bawah leading edge ketika sudut serang berada pada -5 o , kemudian jika  dirubah  menjadi  0 o menyebabkan  dominasi  kecepatan  tinggi  bergeser  di  atas  bodi  airfoil  pada bagian  tengah  dan berdasarkan  hukum  alam  tekanan  di  daerah  berwarna  merah  ini  menjadi  lebih  rendah  sehingga  secara  keseluruhan terjadi  peningkatan  gaya  angkat  (lihat  Gambar  6).  Posisi  titik  berkecepatan  tinggi  akan  berada  di  atas leading  edge apabila sudut serang berangsur-angsur terus diperbesar.
a. -5 o b. 0 o c. 5 o d. 10 o e. 15 o f. 20 o
Gambar 9. Karakteristik aliran di sekitar airfoil
Gambar 9b menunjukkan terjadinya olakan aliran ( turbulent wake ) tipis pada saat sudut serang 0 o dan titik-titik pemisahan  ( separation  points )  berada  di  sekitar  bagian  ekor  airfoil  ( trailling  edge ).  Titik-titik  pemisahan  aliran  di belakang  bodi  airfoil  bergeser  ke  depan  secara  bertahap  seiring  dengan  membesarnya  sudut  serang  dari  0 o ke  20 o . Peningkatan sudut serang menyebabkan aliran di belakang bodi airfoil terjadi turbulensi semakin besar ( large turbulent wake ),  akibatnya  gaya  angkat  tereduksi  ( reduced  lift )  dan  efek  hambatan  tekanan  membesar  ( large  pressure  drag ). Dengan  meluasnya  daerah  aliran  terpisah  tentunya  terjadi  reduksi  gaya  angkat  seperti  penurunan  koefisien lift yang tajam  dari  sudut  serang  15 o ke  20 o (lihat  Gambar  5).  Pada  perubahan  sudut  serang  ini  memicu  terbentuknya vortex shedding pada daerah leading edge dan trailling edge semakin radikal sehingga menyebabkan koefisien lift turun.

## 4. Kesimpulan
Eksperimen  dan  studi  numerik  tentang  karakteristik  aerodinamika  airfoil  NACA  4412  pada  berbagai  sudut serang  (α)  yang  berbeda  telah  berhasil  dilakukan  pada  pengujian  dengan  kecepatan  aliran  udara  10  m/s.  Data  yang dihasilkan dengan kedua  metode memiliki tren  yang sesuai dibandingkan terhadap penelitian  lain dengan airfoil  yang sama. Perubahan sudut serang airfoil memainkan peran yang sangat penting terhadap karakteristik aerodinamika aliran, seperti koefisien lift ( C L ), koefisien drag ( C D ), rasio lift - drag ( L / D ), koefisien tekanan (C P ) dan profil aliran. Perubahan sudut  serang  berpengaruh  terhadap  pergeseran  titik  stagnasi  maupun  titik  ekspansi  di  daerah leading  edge pada permukaan  bodi  airfoil.  Perbedaan  tekanan  antara  sisi  atas  dan  bawah  dari  permukaan  airfoil  semakin  besar  seiring dengan  bertambahnya  sudut  serang.  Perubahan  sudut  serang  ke  arah  positif  mengakibatkan  bertambahnya  akselerasi bagian  atas  dari  daerah  hidung  ( nose )  airfoil,  sedangkan  pada  bagian  bawah  dari  daerah  hidung  airfoil terjadi perlambatan.

## DAFTAR PUSTAKA
[1]  R.  Azim,  M.  M.  Hasan,  and  M.  Ali,  “Numerical  Investigation  on  the  Delay  of  Boundary  Layer  Separation  by Suction for NACA 4412,” Procedia Eng. , vol. 105, no. Icte 2014, pp. 329–334, 2015.
[2]  W. Zhang, W. Cheng, W. Gao, A. Qamar, and R. Samtaney, “Geometrical Effects on the Airfoil Flow Separation and Transition,” Comput. Fluids , vol. 116, pp. 60–73, 2015.
[3]  D.  Coles  and  A.  J.  Wadcock,  “Flying-Hot-Wire  Study  of  Flow  Past  an  NACA  4412  Airfoil  at  Maximum  Lift,” AIAA , vol. 5, no. 4, pp. 321–329, 1979.
[4]  I.  Uddin  and  M.  Karim,  “Application  of  Volume  of  Fluid  (VOF)  Method  for  Prediction  of  Wave  Generated  by Flow around Cambered Hydrofoil,” Procedia Eng. , vol. 194, pp. 82–89, 2017.
[5]  K. Koca, M. S. Genç, H. H. Açıkel, M. Çagdas, and T. M. Bodur, “Identification of Flow Phenomena over NACA 4412  Wind  Turbine  Airfoil  at  Low  Reynolds  Numbers  and  Role  of  Laminar  Separation  Bubble  on  Flow Evolution,” Energy , vol. 144, pp. 750–764, 2018.
[6]  A. Vardar and I. Alibas, “Research on Wind Turbine Rotor Models Using NACA Profiles,” Renew. Energy , vol. 33, pp. 1721–1732, 2008.
[7]  S.  Beyhaghi  and  R.  S.  Amano,  “A  Parametric  Study  on  Leading-edge  Slots  Used  on  Wind  Turbine  Airfoils  at Various Angles of Attack,” J. Wind Eng. Ind. Aerodyn. , vol. 175, no. February, pp. 43–52, 2018.
[8]  M. N. Haque, M. Ali, and I. Ara, “Experimental Investigation on the Performance of NACA 4412 Aerofoil with Curved Leading Edge Planform,” Procedia Eng. , vol. 105, no. Icte 2014, pp. 232–240, 2015.
[9]  M. R. Ahmed, “Aerodynamics of a NACA4412 Airfoil in Ground Effect,” AIAA , vol. 45, no. 1, 2007.
[10]  Q.  Qu,  X.  Jia,  W.  Wang,  P.  Liu,  and  R.  K.  Agarwal,  “Numerical  Study  of  the  Aerodynamics  of  a  NACA  4412 Airfoil in Dynamic Ground Effect,” Aerosp. Sci. Technol. , vol. 38, pp. 56–63, 2014.
[11]  A.  E.  Ockfen  and  K.  I.  Matveev,  “Aerodynamic  Characteristics  of  NACA  4412  Airfoil  Section  with  Flap  in Extreme Ground Effect,” Inter J Nav Arch. Oc Engng , pp. 1–12, 2009.
[12]  I.  H.  Abbott  and  A.  E.  V  Doenhoff, Theory  of  Wing  Sections  Including  a  Summary  of  Airfoil  Data .  Dover Publications, Inc., 1959.
[13]  M.  Effendy,  Y.  F.  Yao,  J.  Yao,  and  D.  R.  Marchant,  “DES  Study  of  Blade  Trailing–edge  Cutback  Cooling Performance with Various Lip Thicknesses,” Appl. Therm. Eng. , vol. 99, pp. 434–445, 2016.