http://dx.doi.org/10.20527/bpi.v2i1.54
Penerapan Teori Klasik Airfoil Tipis Ber- camber pada Profil NACA 64-206
Teori  potential  yang  mengenalkan  potential  function menganggap  airfoil  NACA  64-206  yang  ber- camber dengan  panjang  tak  berhingga  ( infinite  wing )  dapat didekati  dengan  superposisi  aliran  uniform  dengan singularity vortex sheet yang diletakkan pada chord line dan menganggap camber  line sebagai streamline . Teori ini dikenal dengan teori klasik airfoil tipis ber- camber . Percobaan  pengukuran  l ift untuk  mendapatkan koefisien l ift (CL) dan percobaan pengukuran distribusi tekanan  di  sepanjang  permukaan  profil  airfoil  untuk mendapatkan  koefisien  pressure  (Cp)  dilakukan  di laboratorium dengan menggunakan wind  tunnel . Hasil eksperimen  menunjukkan  koefisien lift (CL)  semakin menyimpang  dari  prediksi  teoritis  dengan  semakin naiknya  sudut  serang  (α).  Koefisien  pressure  (CP) mempunyai kecenderungan yang sama dengan eksperimen dengan semakin naiknya sudut serang (α).
Kata  Kunci: airfoil , NACA , infinite  wing ,  aliran  uniform, koefisien lift , sudut serang, koefisien pressure .
Diajukan: 13 Juli 2019 Direvisi: 20 Juli 2019 Diterima: 21 Juli 2019 Dipublikasikan online:22 Juli 2019

## Juli Santoso
Account Manager Komatsu Mining Corp. Grup

## 
juli.santoso@mining.komatsu

## Pendahuluan
Tujuan  utama  dari  aerodinamika  adalah  untuk menentukan lift dan drag . Lift dapat  dianalisa  cukup dengan  Teori  Potential  sedangkan drag timbul  karena viscous (Anderson,  2007).  Pada  prinsipnya, lift timbul oleh streamline yang tidak simetris sehingga mengakibatkan  ketidakseimbangan  distribusi  tekanan yang  bekerja  antara  permukaan  atas  dan  bawah  dari bodi  aerodinamis.  Ada  tiga  cara  untuk  membuat streamline yang  tidak  simetris  yaitu:  (1)  dengan memberi  sudut  serang  pada  body  yang  simetris,  (2) membuat  body  tidak  simetris  dan  (3)  memutar  body yang simetris seperti silinder (Anderson, 2007).
Dari teori potential yang memperkenalkan potential  function dan singularities ,  dapat  diturunkan teori  klasik  airfoil  tipis  yang  dapat  memprediksi koefisien lift dan  distribusi  tekanan  baik  untuk  body simetris mapun tidak simetris. Profil NACA 64-206 yang merupakan  airfoil  ber- camber dengan  ketebalan  6 persen  dari  panjang chord dipilih  agar  bisa  didekati oleh  teori  klasik  airfoil  tipis  ber- camber dengan superposisi  antara  aliran  uniform  dengan  distribusi vortex  sheet pada chord  line dengan  menganggap camberline sebagai streamline (Anderson, 2007). Salah satu metode yang dapat digunakan untuk mempelajari perilaku  airfoil  adalah  dengan windtunnel (Kulunk, 2011)
Ada  dua  problem  dalam  aerodinamika,  yaitu problem  design  dan  problem  menghitung  ulang. Kebenaran  dan  keakuratan  teori  klasik  airfoil  tipis khususnya  ber- camber perlu  diuji  dengan  problem menghitung  ulang,  yaitu  melakukan  eksperimen  pada profil NACA 64-206 (Abbot dan von Doenhoff, 1958).

## Metode
Percobaan  pengukuran Lift untuk  mendapatkan Koefisien Lift (CL) dan percobaan pengukuran distribusi tekanan  di  sepanjang  permukaan  profil  airfoil  untuk mendapatkan  koefisien Pressure (Cp)  dilakukan  di laboratorium  dengan  menggunakan wind  tunnel (Rae dan  Pope,  1984;  Parker,  1987;  NRCC,  2002;  NASA, 2003).
Analisa tanpa dimensi adalah cara untuk menganalisa  parameter-parameter  yang  berhubungan dengan  eksperimen.  Dengan  menggunakan  cara  ini akan  dapat  ditentukan  persamaan  korelasi  tanpa dimensi yang berpengaruh dalam percobaan  sehingga percobaan  yang  dilakukan  tidak  terlalu  banyak  dan memakan  waktu.  Cara  ini  adalah  dengan  Theorema Buckingham Pi (Anderson, 2007).

## Hasil dan Diskusi
Membandingkan koefisien Lift teoritis dan eksperimen Gambar  1  memperlihatkan  data  eksperimen  koefisien lift CL sebelum diberi factor koreksi,  mempunyai slope yang  lebih  rendah  bila  dibandingkan  dengan  slope  CL teoritis.  Hal  ini  disebabkan  karena  pada  eksperimen, model  airfoil  merupakan  finite  wing  sehingga  timbul efek  ujung  atau  tip vortices .  Tip vortices ini  timbul akibat perbedaan tekanan  antara permukaan  atas dan bawah wing.
Tip vortices ini menyebabkan timbulnya downwash velocity yang bila dijumlahkan dengan freestream flow akan  mengurangi  sudut  serang  efektif  yang  bekerja pada  airfoil  sehingga  koefisien lift CL-nya  turun (Anderson, 2007).
Gambar 1 Grafik CL fungsi sudut serang untuk hasil eksperimen dan teoritis pada profil NACA 64-206

## Membandingkan CP teoritis dengan eksperimen
Gambar  2,  3,  4,  5  dan  6  menunjukkan  grafik  hasil perhitungan  teoritis  dan  eksperimen  Cp  fungsi  x  pada kecepatan V  = 14 m/s dan sudut serang  = 0, 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12.
Gambar  2  dan  3  memperlihatkan  Koefisien pressure Cp  teoritis  upper  dan  lower  side  untuk  =  0 sampai  = 1 belum menunjukkan kecenderungan yang sama dengan eksperimen. Gambar 4 dan 5 memperlihatkan  pada  =  2  sampai  =  11  Cp  upper dan  lower  teoritis  mempunyai  kecenderungan  yang sama dengan eksperimen walaupun terjadi
peyimpangan  yang  signifikan.  Pada  =  0  teoritis menunjukkan adanya lift dengan adanya perbedaan Cp upper  dan  lower.  Hasil  yang  sama  juga  ditunjukkan eksperimen  walaupun  perbedaan  Cp  upper  dan  lower lebih kecil.
Cp  upper  side  baik  teoritis  maupun  eksperimen semakin  menurun  dengan  semakin  besarnya  sudut serang  .  Hal  ini  disebabkan  karena  akselerasi kecepatan  fluida  yang  melalui  leading  edge  yang diakibatkan  oleh  bergesernya  titik  stagnasi  kearah downstream lower side.
Gambar 2. Grafik CP fungsi x pada sudut serang 0, v= 14 m/s
http://dx.doi.org/10.20527/bpi.v2i1.54
Gambar 3. Grafik CP fungsi x pada sudut serang 1, v= 14 m/s
Teroritis  menunjukkan  minimum pressure pada saat  =  0  terjadi  pada  40%  chord,  sedangkan eksperimen  menunjukkan  lebih  kecil.  Baik  teoritis maupun eksperimen menunjukkan bahwa titik minimum pressure bergerak  mendekati  leading  edge dengan semakin besarnya sudut serang  .
Pada  titik  x  =  6,  7  persen  chord  upper  side  kondisi eksperimen terjadi  penurunan tekanan yang signifikan karena  terjadi swirl pada  leading  edge  (Anderson, 2007).  Pada  =  0  sampai  dengan  =  9,  Cp  upper eksperimen  pada  titik  6,  7  persen  chord  selalu  lebih kecil  dari  Cp  teoritis.  Hal  ini  disebabkan  karena  titik tersebut  masih  disekitar  daerah  terjadinya swirl (Anderson, 2007).
Untuk  Cp  upper  eksperimen  pada  =  10,  11,  12 daerah terjadinya swirl lebih bergerak ke upper stream mendekati  leading  edge  karena  titik  stagnasi  begeser ke arah downstream lower  side.
Hasil  teoritis  menunjukkan  Cp  di  trailing  edge  baik upper  dan  lower  bertemu  di  satu  titik    dengan  nilai kurang  dari  1,  sesuai  dengan  kondisi  Kutta  di  trailing edge  maka  NACA  64-206  termasuk  tipe  cusp  karena kecepatan  udaran  di  trailing  edge  finite  (Anderson, 2007).
Pada  =  12  Cp  upper  side  konstan  antara  titik  14 persen chord sampai  37 persen chord. Head dan Patel menjelaskan  bahwa  Cp  konstan  menunjukkan  terjadi separasi  yang  dikenal  dengan  Turbulent  Separation Bubble.  Setelah  37  persen  chord  Cp  upper  side eksperimen  mengikuti kecenderungan teoritis lagi. Hal ini  menunjukkan  terjadinya Turbulent  Boundary  Layer Re-attachment atau Turbulent Boundary Layer Entrainment akibat adanya tambahan  momentum dari luar ke dalam turbulent separation (Anderson, 2007).
Gambar 4. Grafik CP fungsi x NACA 62-206 pada sudut serang 2, v= 14 m/s
Gambar 5 Grafik CP fungsi x NACA 62-206 pada sudut serang 11, v= 14 m/s
Gambar 6 Grafik CP fungsi x NACA 62-206  pada sudut serang 12, v=14 m/s

## Kesimpulan
1. Pada  eksperimen  terjadi  penambahan  vektor kecepatan  (downwash)  pada  kecepatan  free stream  akibat  timbulnya  tip vortices pada  ujung sayap  menyebabkan  turunnya lift karena  airfoil seolah-olah  mempunyai  sudut  serang  yang  lebih kecil dari sesungguhnya.
2. Efek viscous menyebabkan penyimpangan koefisien lift CL  eksperimen  terhadap  teotitis dengan semakin besarnya sudut serang.
3. Pada  =  0 dan  =  1  Cp upper  dan lower teoritis belum  menunjukkan  kecenderungan  yang  sama dengan eksperimen.
4. Pada  = 2 sampai dengan  = 11, antara koefisien pressure CP  upper  dan  lower  hasil  teoritis  dan eksperimen  ternyata  terjadi  penyimpangan  yang signifikan
5. Pada  =  12  terjadi  fenomena Entrainment Boundary  Layer pada  upper  side  setelah  timbul Leading Edge Separation Bubble .
6. Pada  =  0  sampai  =  12  terjadi  penyimpangan yang signifikan antara Cp upper dan lower teoritis dengan  eksperimen.  Efek Finite  Wing dan peletakan Singularity  Vortex  Sheet pada Chord Line dengan  menganggap Camber  Line sebagai S treamline menyebabkan penyimpangan tersebut, walaupun  sudah  disuperposisikan  juga  dengan tear  drop  agar  mendekati  problem  sebenarnya. Seharusnya  singularity vortex sheet diletakkan pada camber line untuk airfoil ber-camber dengan ketebalan  6  persen  chord.  Bila  diinginkan  hasil yang  lebih  baik  maka singularity harus  diletakkan pada permukaan airfoil seperti pada metode panel vortex (Anderson, 2007).
http://dx.doi.org/10.20527/bpi.v2i1.54

## Ucapan Terimakasih
Penulis  mengucapkan    terimakasih  kepada  Bapak  Dr.- Ing. Herman Sasongko (Pembimbing) dan Ir. Suwarmin (Kepala  Laboratorium  Mekanika  Fluida  ITS)  yang  telah memberikan bimbingan dan dukungan dalam melakukan penelitian ini.

## Referensi
Abbot,  I.  H.  dan  von  Doenhoff,  A.E.  (1958)  Theory  of Wing Sections, Including a Summary of Airfoil Data, Dover Publication, Inc, New York
Anderson,  J.  D  (2007)  Fundamental  of  Aerodynamics,
5 th edition, Mc Graw-Hill International edition.
Kulunk,  E  (2011)  Aerodynamics  of  Wind  Turbines,
Fundamental and Advanced Topics in Wind Power, Dr.Rupp Carriveau (Ed.), ISBN: 978-953-307-508-2. NASA  (2003)  Wind  tunnels.  Ames  Research  Center.  , available on-line:http://windtunnels.arc.nasa.gov
National  Research  Council  Canada  (NRCC)  (2002)
Aerodynamics laboratory. available on-line: http://iar-ira.nrc-cnrc.gc.ca
Parker,  S.P  (1987)  Fluid  Mechanics  Source  Book.. McGraw-Hill. New York Rae, W.H. dan Pope. A. (1984) Low-Speed Wind Tunnel Testing. Wiley, New York.