## ANALISIS SIMULASI PERFORMA AERODINAMIS MINI UNMANNED AERIAL VEHICLE DENGAN SOFTWARE COMPUTATIONAL FLUIDS DYNAMIC
Fikri Khairul Anwar 1 , Mohammad Yamin 1*
1 Fakultas Teknologi Industri, Universitas Gunadarma, Indonesia,  16452

## ABSTRAK
Pesawat  tanpa  awak  ( Unmanned  Aerial  Vehicle )  saat  ini  menjadi  bahan  penelitian  yang  sedang  ramai dibicarakan dan semakin banyak digunakan untuk berbagai macam fungsi. Dalam penelitian ini, pesawat tanpa awak akan didesain dengan optimasi berdasar nilai Maximum Take Off Weight (berat saat melakukan Takeoff ) berdasarkan dari konfigurasi fuselage dasar, konfigurasi sayap, konfigurasi ekor, dan posisi baling - baling. Hasil perancangan pesawat tanpa awak ini kemudian dianalisis secara  aerodinamik dengan menggunakan metode Computational Fluid Dynamic dengan variasi angle of attack . Pada hasil analisis aerodinamis menghasilkan C L = 3099,09 dan C D = 1310,86 pada angle of attack 15 o .
Kata kunci : computational fluids dynamic ; konfigurasi desain; pesawat tanpa awak; sudut serang

## ABSTRACT
Unmanned Aerial Vehicle is currently being discussed and increasingly used for various functions. In this journal, unmanned aircraft will be designed with optimization based on the value of Maximum Take-Off Weight based on the basic fuselage configuration, wing configuration, tail configuration, and propeller position. The results of this drone design are then analyzed aerodynamically using the Computational  Fluid  Dynamic  method  with  a  variation  of  the  angle  of  attack.  The  results  of  the aerodynamic analysis resulted in C L = 3099.09 and C D = 1310.86 at an angle of attack of 15 o . keywords : agle of attack; computational fluids dynamic; configuration design; unmanned aerial Vehicle

## 1. PENDAHULUAN
Pesawat  tanpa  awak  atau  UAV  ( Unmanned Aerial  Vehicle )  saat  ini  semakin  banyak  digunakan untuk  berbagai  macam  kepentingan.  Banyaknya penggunaan  pesawat  tanpa  awak  ini  mendorong banyak  negara  untuk  mengembangkan  pesawat  ini untuk  mengatur  ruang  udara  di  masing  –  masing negara.  Kementerian  perhubungan  saat  ini  telah berusaha  untuk  mengatur  segala  kegiatan  tentang pengoperasian pesawat tanpa awak ini.
Perkembangan teknologi membuat pesawat ini juga  mulai  banyak  diterapakan  pada  berbagai kebutuhan  penduduk  sipil.  Berbagai  fungsi  dari pesawat  tanpa  awak  ini  yaitu  antara lain  digunakan untuk  pemetaan  bidang  tanah,  pengekspolarasian bahan  tambang,  pemetaan  daerah  pertanian, pemetaan  daerah  industri,  dan  pengawasan  batas  –
* Penulis korespondensi Email: mohay@staff.gunadarma.ac.id
Diterima 19 Januari 2021; Penerimaan hasil revisi 03 Juni 2021; Disetujui 07 Juni 2021 Tersedia online September 2021
AME (Aplikasi Mekanika dan Energi): Jurnal Ilmiah Teknik Mesin © 2021
batas  negara.  Namun  penggunaan  terbesar  pesawat tanpa awak atau UAV yaitu pada bidang militer.[1]
Berdasarkan  jenisnya,  pesawat  tanpa  awak memiliki dua jenis, yaitu multicopter dan fixed wing . Fixed wing memiliki bentuk seperti pesawat terbang biasa  yang  memiliki  sistem  sayap.  Tipe fixed  wing memerlukan  desain  aerodinamika  pada  sayap  dan badannya  sehingga  memerlukan  perancangan  yang cukup  sulit. Multicopter yaitu  jenis  pesawat  tanpa awak  seperti drone biasanya  yang  memanfaatkan putaran  baling  –  baling  untuk  terbang. Multicopter dibagi menjadi dua yaitu single-rotor dan multi-rotor . Tipe single-rotor berbentuk  seperti  helikopter menggunakan  baling  –  baling  tunggal,  sedangkan multi-rotor menggunakan 3 sampai 8 baling – baling.
[5]
Mohammad  Ariyanto,dkk  telah  mendesain pesawat tanpa awak dengan biaya yang sangat murah
Volume 7 Nomor 2
September 2021
pp 46-52 Website: http://ejournal.uika-bogor.ac.id/index.php/ame/index
dengan  penambahan  sistem  control  parameter. Berdasarkan uji terbang, UAV yang dikembangkan berhasil  terbang  secara  otonom  mengikuti  perintah lintasan.  Hasil  penelitiannya  menunjukkan  bahwa material  berbiaya  rendah  dapat  digunakan  sebagai bagian bodi dari UAV sayap tetap.[1]
Dalam  penulisan  kali  ini,  pembahasan  akan berfokus mengenai perancangan mini UAV dengan menganalisis  performa  aerodinamis  menggunakan variasi  sudut  serang  pada  sayap.  Pada  penulisan diharapkan pesawat mendapatkan tingkat aerodinamis  yang  sangat  baik  dengan  variasi  sudut serang yang tepat.

## 2. METODE PENELITIAN
Pada perancangan mini UAV ini menggunakan metode computer  aided  engineering dengan menggunakan software solidworks . Pada perancangan ini menggunakan konfigurasi pada nilai maximum TakeOff  Weight (MTOW) dengan  konsep desain mini UAV standar.
Untuk menganalisa aerodinamis pada mini UAV ini  digunakan  metode  CFD  ( computational  Fluid Dynamic ).  Variasi  yang  digunakan  pada  Analisa aerodinamis pada mini UAV ini yaitu menggunakan variasi pada Angle of Attack 3 o , 5 o , 7 o , 9 o , 11 o , 13 o , dan 15 o .
Gambar 1 Diagram Alir Proses Simulasi

## 3. KONFIGURASI DESAIN
Pada  perancangan  ini  menggunakan  metode VDI  2222  dengan  konfigurasi  desain  berdasarkan hasil  nilai  MTOW  ( Maximum  Takeoff  Weight ) dengan  membandingkan  nilai  paling  tinggi  pada setiap  konfigurasinya  pada  setiap  bagian  inti  pada UAV  tersebut.  Pada  hasil  perancangan  ini  terdapat komponen – komponen utama pada mini UAV atara lain seperti dibawah ini.

## a. Perancangan Fuselage
Pada  perancangan fuselage ini  ada  tiga konfigurasi  desain  yang  digunakan  namun konfigurasi fuselage konvensional  yang  dipilih karena  pada  konfigurasi  konvensional  ini  sayap dan  ekor  pada  UAV  mudah  dipsangkan dibandingkan  dengan  konfigurasi  yang  lain.. Berikut  dibawah  ini  merupakan  Tabel  1 perbandingan pada konfigurasi fuselage .
Tabel 1 Konfigurasi Desain Fuselage [1]
Setelah selesai mendesain fuselage tersebut didapatlah  bentuk fuselage yang  diinginkan dalam  hal fuselage tersebut  memiliki  Panjang sekitar 1,8 meter.
Gambar 2 Desain Fuselage
Parameter desain berat Fuselage konvensional Fuselage
Canard Fuselage Flying wing Kemudahan terhadap proses
manufaktur 0,3 4 3 5
Stabilitas
0,3 5 4 2 Massa 0,2 4 4 5
Total
£ (weigh x value) 1 4,5 3,9 3,9
b. Perancangan sayap Pada perancangan sayap ini menggunakan jenis sayap monoplane yaitu UAV dengan satu set sayap dan menggunakan jenis airfoil seri 4 yaitu jenis NACA4415. Airfoil NACA4415 ini sudah memiliki gaya angkat Ketika berada pada posisi angle of attack 0 o dengan maksimum gaya angkat pada angle of attack 15 o jadi sangat cocok Ketika digunakan pada perancangan mini UAV ini.  NACA4415  juga  memiliki  maksimum chamber 4%, posisi chamber maksimum 40%, dan ketebalan 15%.[3]
Proses perancangan
sayap ini menggunakan  bantuan  airfoiltools  untuk menentukan  titik  kordinat  airfoil  NACA4415 yang tepat. Hasil pada perancangan sayap UAV ini seperti gambar dibawah ini.

## Gambar 3 Desain Sayap UAV
Aspek  rasio  yang  dihasilkan  pada perancangan sayap ini yaitu sebesar 13,33. Ada tiga  konfigurasi  posisi  yang  digunakan  pada penempatan  sayap.  Kemudian  dipilih  posisi sayap mid wing. Tabel 2 merupakan  konfigurasi untuk posisi sayap UAV.
Tabel 2 Konfigurasi Posisi Sayap Pesawat
c. Perancangan Empennage
Pada  proses  perancangan  ekor  ( empennage ) terdiri dari horizontal stabilizer dan vertikal stabilizer. Pada  perancangan empennage ini  digunakan airfoil NACA4412  karena airfoil tersebut  memiliki ketebalan yang lebih tipis dari NACA 4415.
Tabel  3  menunjukkan  perbandingan  antara ketiga ekor tersebut. Konfigurasi ekor konvensional adalah konfigurasi yang paling umum digunakan di UAV. Konfigurasi ini mudah dibuat karena memiliki struktur yang sederhana, ringan, dan bertenaga. Pada pengaturan ini, konfigurasi ekor yang dipilih adalah konfigurasi konvensional.
Tabel 3 Konfigurasi Bentuk Ekor UAV
Pada perancangan ini menghasilkan empennage dengan  jenis conventional  tail dengan  struktur horizontal  stabilizer  yang  memiliki  panjang  sekitar 160 cm dan vertical stabilizer dengan tinggi 65 cm.
Gambar 4 Ekor pada UAV
d. Perancangan Propeller
Pada proses perancangan propeller digunakan sebagai mesin penggerak pada UAV ini. Propeller ini  terdiri  dari  3  baling  dengan diameter    80  cm.[1] Propeller ini  diharapkan dapat menggerakkan UAV ini hingga mencapai tinggi maksimum yang sesuai.
Empat  lokasi  baling  -  baling  dipertimbangkan dalam  pemilihan  lokasi  baling-baling.  Konfigurasi pendorong  memiliki  motor  yang  terletak  di  depan badan  pesawat.  Mirip  dengan  konfigurasi  traktor, posisi sumbu propeller sejajar dengan sumbu simetri badan  pesawat  (secara  longitudinal)  sehingga  jarak dari  tepi  baling-baling  ke  tanah  ( ground  clearance ) menjadi  cukup  tinggi.  Ini  meminimalisir  resiko baling-baling rusak saat mendarat.
Parameter desain  berat High Wing Mid Wing Low Wing Kemudahan proses manufaktur 0,3 3 5 4 Stabilitas 0,3 4
5 3 Ground Clearance  0,2 4 5 3 Total £ (weigh x value) 1 3,7 5 3,3
Parameter desain berat konvensional T-Tail V-Tail Kemudahan  proses manufaktur 0,4 5
4 4 Bobot struktur 0,4 5 3 5 Performa aerodinamis 0,2 4 5 3 Total
£ (weigh x value) 1 4,8 3,8 4,2
Tabel 4 Posisi Penempatan Propeller
Berikut  ini  merupakan  hasil  perancangan propeller sebagai mesin penggerak pada UAV ini.
Gambar 5 Propeller pada UAV
Setelah semua komponen pada mini UAV tersebut  di assembly ,  maka  didapatkan  hasil berupa mini UAV dengan misi pengintaian yang memiliki desain yang sederhana namun sangat bermanfaat untuk dunia penebangan khususnya pada bidang pertahanan. Pada hasil perancangan ini memiliki massa total UAV ini yaitu seberat 14,91944 kg pada evaluasi yang ditunjukan pada software  solidworks dengan  menggunakan material dari kayu balsa pada seluruh bodi UAV dan  menggunakan  material  Aluminium alloy seri 1060 pada propeller .
Gambar 6 Hasil Perancangan Mini UAV

## 4. ANALISA DAN PEMBAHASAN
Setelah proses desain selesai, maka dilakukan analisis  performa  aerodinamis  dengan  variasi angle of attack .

## a. Analisa Aerodinamis
Analisa  aerodinamis  ini  menggunakan metode computational fluids dynamic dengan menggunakan software  solidworks .  Pada analisa  aerodinamis  ini  ada  beberapa  variasi angle  of  attack yang  digunakan  yaitu  antara lain    3 o ,  5 o ,  7 o ,  9 o ,11 o ,  13 o ,  dan  15 o sesuai dengan yang dilakukan oleh peneliti sebelumnya.
Hasil analisis ini menyatakan bahwa mini UAV  dengan  massa  total  14,91944  kg  dapat menghasilkan  koefisien lift paling  tinggi  dan koefisien drag paling tinggi pada variasi angle of attack 15 o . Hasil analisa aerodinamis pada seluruh bagian pesawat bisa dilihat pada tabel 5.
Tabel 5 Hasil Analisis Aerodinamis Terhadap Koefisien Lift dan Koefisien Drag dengan Variasi Angle of Attack
Pada  tabel  diatas  dapat  dilihat  perbandingan koefisien lift dan  koefisien drag yang  ada  pada variasi angle  of  attack .  Kemudian  dapat dikatakan bahwa pada variasi angle of attack 15 o
Parameter
desain berat  Pusher Tractor Twin Engine Mid Engine Kemudahan proses manufaktur 0,3 4 5 3
3
Massa 0,2 3 5 3 4 Ground
Clearance 0,2 3 3 4 5 Total
£  (weigh  x
value) 1 3,7 4,6 3.7 4,2
AoA CL
CD CL/CD 3 1532.06 367.357 4.17049 5 2136.88 373.104 5.72731 7 2240.96 382.705 5.85559 9 2268.45 677.304 3.34923 11 2643.45 868.239 3.04461 13 3054.39 1071.71 2.85001 15 3099.9 1310.86 2.36479
memiliki koefisien lift paling tinggi. Sedangakan Ketika  dilihat  dengan  perbandingan  koefisien lift/drag polar maka yang terbaik ada pada variasi angle  of  attack 5 o .  Perbandingan  koefisien lift/drag polar  dapat  dilihat  pada  gambar  grafik dibawah ini.
Gambar 7 Grafik Koefisien Lift/Drag Polar
Pada grafik yang terlihat pada gambar 7 ini menunjukan koefisien lift/drag polar yang terjadi memiliki yang cukup baik dengan hasil koefisien lift/drag polar yang terbaik pada variasi angle of attack 5 o .
Tabel  6  merupakan  analisis  aerodinamis terhadap gaya lift dan gaya drag yang dihasilkan oleh mini UAV. Pada mini UAV dengan massa total 14,91944 kg ini dapat menghasilkan gaya lift paling  besar  yaitu  sekitar  53,8046  N  pada variasi angle  of  attack 15 o dengan  gaya  drag sebesar 18,2264 N.
Tabel 6 Hasil Analisa Aerodinamis Terhadap Gaya Lift dan Gaya Drag
Adapun perbandingan gaya lift/drag polar yang terbaik  dihasilkan  pada  variasi  angle  of  attack  5 o . Dapat dilihat pada gambar 8 didapatkan hasil terbaik yang  dihasilkan  oleh  mini  UAV  ini  yaitu  pada perbandingan gaya lift/drag polar pada variasi angle of attack 5 o .
Gambar 8 Gaya lift/Drag Polar pada Setiap Variasi Angle of Attack
Pada gambar 8 menjelaskan bahwa gaya lift/drag polar yang terdapat pada setiap variasi angle of attack . Perbandingan gaya lift/drag polar terbaik terjadi pada variasi angle of attack 5 o .
Pada analisis aerodinamis ini terdapat distribusi teknanan  dan  distribusi  kecepatan  yang  dapat ditampilkan  disekitar  UAV. Distribsi tekanan  disini dapat  diliat  dengan  menggunakan cut  plot  pressure pada analisis aliran pada software solidworks . Berikut dibawah ini distribusi tekanan yang terjadi disekitar UAV.
Tabel 7 Distribusi Tekanan Disekitar UAV Dengan Beberapa Variasi Angle of Attack
Gambar 9 Grafik Distribusi Tekanan
Berikut dapat dilihat pada gambar 9 merupakan plotting  distribusi  tekanan  dan  distribusi  kecepatan variasi angle of attack 5 o , yaitu sebagai berikut. AoA Drag Lift L/D 3 7.14007 36.7841 7.53558 5 7.8103 43.6098 4.70969 7 8.01513 46.2949 5.44094 9 12.5659 49.0436 3.68416 11 15.408 51.9454 3.183 13 18.2264 50.6107 2.85001 15 21.4017 53.8046 2.36479
AoA Pressure Distribution 3 101385.09 5 101385.08 7 101385.11 9 101385.09 11 101385.07 13 101385.30
(A) (B)
Gambar 10 Plotting Flow Trajectorie (A) Distribusi Tekanan (B) Distribusi Kecepatan Pada Variasi AoA 5 o
Pada  gambar  10  dapat  dijelaskan  bahwa distribusi  kecepatan  dan  distribusi  tekanan  yang terjadi  pada  mini  UAV  tersebut.  Untuk  distribusi kecepatan  yang  terjadi  disekitar  mini  UAV  terjadi hambatan kecepatan yang disebabkan oleh Sebagian kecil bodi UAV. Untuk distribusi tekanan yang terjadi disekitar  mini  UAV  tersebut  tidak  terlalu  berbeda disetiap bagian pada mini UAV tersebut.
b. Analisis Performa Aerodinamis
Pada setiap angle of attack sayap mini UAV ini pasti  memiliki  kecepatan  minimun  yang  berbeda  – beda  sayap  melakukan take  off .  Pada  setiap  variasi angle  of  attack ini,  kecepatan  minimun  yang digunakan  agar  dapat  mengangkat  mini  UAV berbeda – beda. Berikut dibawah ini merupakan tabel kecepatan  minimum  pada  setiap  variasi angle  of attack agar dapat mengangkat mini UAV.

## Tabel 8 Kecepatan Minimun Pada Setiap Variasi
Angle Of Attack
Pada Tabel 8 dapat dijelaskan bahwa setiap variasi angle of attack ini memiliki kecepatan minimum yang berbeda – beda untuk dapat mengangkat mini UAV ini. Semakin besar sudut yang digunakan pada sayap ini,  maka  semakin  kecil  pula  kecepatan  yang dibutuhkan untuk dapat mengangkat mini UAV ini.
Pada tabel 8 ini dikatakan bahwa pada sayap tanpa menggunakan angle  of  attack atau  pada angle  of attack 0 o , menghasilkan kecepatan minimum sebesar 26  m/s  untuk  dapat  mengangkat  mini  UAV. Sedangakan  pada  variasi angle  of  attack 15 o menghasilkan  kecepatan  minimum  sebesar  20  m/s untuk  mengangkat  mini  UAV.  Range  yang  di hasilkan pada variasi angle of attack 0 o hingga 15 o ini yaitu sekitar 6 m/s, itu merupakan perbandingan yang sangat signifikan untuk setiap variasi angle of attack ini. Berikut pada gambar 11 merupakan hasil gambar grafik  yang  dapat  diambil  pada  analisa  performa aerodinamis ini.
Gambar 11 Grafik L/D Polar Terhadap Angle of Attack
Pada  gambar  11  ini  menjelaskan  mengenai perbandingan gaya lift/drag polar pada setiap variasi sudut serang. Pada gay alif/drag polar dengan variasi angle  of  attack 15 o memiliki  gaya  lift/drag  polar dengan hasil yang paling tinggi.
AOA Kecepatan Lift Drag L/D 0 26 204.263 49.412 4.133874363 1 24 208.021 62.858 3.309379872 3 23 210.71 68.179 3.090541076 5 23 219.578 68.72 3.195256112 7 22 221.461 74.666 2.966022018 9 22 223.995 81.507 2.748168869 11 21 235.723 81.603 2.888656054 13 21 239.855 85.179 2.815893589 15 20 250.291 94.04 2.661537644
Gambar 12 Grafik Lift dan Drag Terhadap Kecepatan
Pada gambar 12 dapat dijelaskan bahwa gaya lift dan  gaya  drag  yang  dihasilkan  pada  setiap  variasi sudut serang ini memiliki peningkatan disetiap variasi tersebut.

## 5. KESIMPULAN DAN SARAN
Setelah  dilakukan  pengujian  mengenai  proses perancangan  mini  UAV  dapat  ditarik  kesimpulan sebagai berikut.
a. Pada  desain  perancangan  mini  UAV  ini menghasilkan  mini  UAV  dengan  massa  total 14,91944  kg  yang  memiliki fuselage dengan Panjang 1,8 meter, bentangan sayap sepanjang 4 meter  dengan  aspek  rasio  sebesar  13,33  ,  dan untuk empennage ini  memiliki vertica l stabilizier sebesar  65  cm  dan horizontal stabilizier sepanjang 160 cm.
b. Pada hasil analisis simulasi aerodinamis dengan menggunakan software solidworks mendapatkan  hasil  massa  total  14,91944  Kg didapatkan hasil performa aerodinamis dengan koefisien lift tertinggi yaitu pada variasi angle of attack 15 o dengan minimum dsitribusi tekanan sebesar  101245.5943  Pa.  Pada  Koefisien lift/drag polar  didapatkan  hasil  performa aerodinamis terbaik pada angle of attack 5 o .

## UCAPAN TERIMA KASIH
Penulis  ucapkan  terima  kasih  kepada  Bayu Ramadhan,.ST,.MT  dan  Ahmad  Fakhri  Giyats,.ST dari laboratorium Center Automotive Research yang telah membantu penulis menyelesaikan penelitian ini, terutama penulis ucapkan terima kasih kepada kepala Laboratorium CAR bapak dr-ing. Mohammad yamin yang  telah  membimbing  penulis  sehingga  penulis dapat menyelesaikan penelitian ini.

## REFERENSI
[1 ]   Aryanto Muhammad, Setiawan D Joga, Prabowo Teguh,  Haryanto  Ismoyo,  Munadi.  (2018). Design  of  a  Low-Cost  Fixed  Wing  UAV . MATEC Web of Conferences 159, 02045.
[2]    M. Hassanalian and A. Abdelkefi. 2017. Design, manufacturing, and flight testing of a fixed wing  micro  air  vehicle  with  Zimmerman planform .  Meccanica,  vol.  52,  pp.  1265- 1282.
[3]   M. A. Fenelon and T. Furukawa. 2010. Design of an  active  flapping  wing  mechanism  and  a micro  aerial  vehicle  using  a  rotary  actuator . Mechanism and Machine Theory, vol. 45, pp. 137-146.
[4] P. M. Joshi. 2015. wing analysis of a flapping wing  Unmanned  aerial  vehicle  using  CFD . Development, vol. 2. [5] Kimon P. Valavanis & George J. Vachtsevanos. 2015. Handbook of Unmanned Aerial Vehicles . Netherlands. Springer
Netherlands. [6] Anderson, John D., Jr. 2017. Fundamentals of Aerodynamics ,  6th  Edition.  New  York. McGraw-Hill.
[7] W.  Shyy,  H.  Aono,  C.-k.  Kang,  and  H.  Liu. 2013. An  introduction  to  flapping  wing aerodynamics  vol.  37 .  Cambridge  University Press. United Kingdom.
[8] R.  Austin,  Unmanned  aircraft  systems: UAVS design, development and deployment  vol.  54:  John  Wiley  &  Sons, 2011.
[9] Kutler,  P.,  ‘Computation  of  Three- Dimensional, Inviscid Supersonic Flows,’ in  H.J.  Wirz  (ed.),  Progress  in  Numerical Fluid  Dynamics,  Springer-Verlag,  Berlin, 1975, pp. 293–374.
[10]  R. W. Beard, D. Kingston, M. Quigley, D. Snyder, R. Christiansen, W. Johnson, et al., "Autonomous  vehicle  technologies  for small  fixed-wing  UAVs,"  Journal  of Aerospace  Computing,  Information,  and Communication, vol. 2, pp. 92-108, 2005.