Abstrak—Unmanned Aerial Vehicle adalah pesawat yang tidak membutuhkan operator manusia didalamnya. Salah satu faktor desain  yang  penting  dalam  perancangan  UAV  adalah  bentuk geometri  dari  pesawat  tersebut.  Pada  daerah  sayap  pesawat yang  memiliki  panjang  yang  terbatas  mengakibatkan  adanya aliran  tiga  dimensi  yang  terjadi  pada  bagian  tip  sayap  yang diakibatkan  oleh  perbedaan  tekanan  pada  sisi  bawah  dan  sisi atas sayap. Aliran ini mengakibatkan munculnya tip vortex. Tip vortex mengakibatkan kerugian pada performansi pesawat yang berupa  mengakibatkan  menurunnya  luasan  efektif  yang mampu menghasilkan gaya angkat dan bertambahnya koefisien drag  pada  pesawat.  Sehingga  untuk  mengurangi  hal  tersebut dipasang winglet. Pada penelitian ini menggunakan trapezoidal winglet  pada  angle  of  attack  yang  berbeda,  diharapkan  bisa mengoptimasi peningkatan performa pada UAV, dibandingkan dengan pesawat tanpa winglet (baseline aircraft). Studi numerik yang dilakukan menggunakan Software Ansys Fluent 19.1 dalam proses  analisa,  serta  x-foil  dalam  proses  pengambilan  data validasi.  Benda  uji  berupa  pesawat  tanpa  awak  Cessna  182 dengan  airfoil  August  160.  Pada  penelitian  ini  yang  akan dioptimasi pada bagian sayap dengan menggunakan trapezoidal winglet yang dipasang pada ujung airfoil. Benda uji simulasi kali ini memiliki spesifikasi yaitu panjang root chord = 189 mm, tip chord = 136 mm, panjang span sebesar 518 mm, aspect ratio (AR) sebesar 2,8, dan variasi h/S = 0,2 dengan angle of attack 4°, 8°, 12°, 16°. Aliran fluida berupa  freestream dengan kecepatan 12 m/s  dalam  kondisi  steady.  Turbulence  viscous  model  pada penelitian  ini  menggunakan  pemodelan  k-   Shear  Stress Transport dengan kriteria konvergensi sebesar 10 -5 . Hasil yang didapatkan dari penelitian ini, yaitu karakteristik aerodinamika dan fenomena aliran di sekitar sayap. Performa terbaik  berdasarkan  lift-to-drag  ratio  (C L /  C D )  pada  pesawat dengan penambahan winglet dengan α = 0°. Tetapi tidak lebih baik daripada pesawat tanpa penambahan winglet. Penambahan  winglet  mampu  mengurangi  fenomena  tip  vortex pada  sudut  serang  0 o ,  tetapi  tidak  memperbaiki  performance pada pesawat.
Kata Kunci—Angle of Attack, Drag, Studi Numerik, Tip Vortex, Winglet.

## I. PENDAHULUAN
ESAWAT  tanpa  awak  memiliki  fungsi-fungsi  dan karakteristik yang unggul dalam bidang transportasi. Hal ini  karena  pesawat  tanpa  awak  mampu  membuat penggunanya memperoleh dan bertransaksi informasi secara jarak  jauh.  Salah  satu  fokus  penting  perancangan  pesawat adalah  memilih  bentuk  desain airfoil .  Bentuk airfoil inilah
yang dapat membangkitkan gaya angkat ( lift ) pada pesawat . Gaya angkat yang dihasilkan suatu airfoil bervariasi terhadap perubahan sudut serang ( α ). Ketika sudut serang kecil, gaya angkat  yang  timbul  pada airfoil juga  kecil.  Seiring  dengan meningkatnya  sudut  serang,  maka  gaya  angkat  juga meningkat  sampai  terjadi  peristiwa stall. Keadaan stall bermula ketika meningkatnya sudut serang yang

## Studi Numerik Karakteristik Aliran Tiga Dimensi pada Pesawat Tanpa Awak Cessna 182
Menggunakan Airfoil August 160 dengan Penambahan Trapezoidal Winglet H/S = 0,2 Variasi Angle of Attack 4°, 8°, 12°, 16°
Titania Eriani, dan Wawan Aries Widodo Departemen Teknik Mesin, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS) e-mail : wawanaries@me.its.ac.id
P
Gambar 1. Geometri benda uji: (a) Side view baseline (b) Front view baseline (c) Top view baseline (d) konfigurasi winglet.
Gambar 2. Hexahedral mesh: (a) Mesh pada pesawat (b) Domain mesh.
mengakibatkan  separasi  yang  besar  dan  terbentuk  olakan besar ( wake ) di belakang airfoil.
Pesawat terbang dalam aliran subsonic , gaya hambat pada sayap  dengan span terhingga  yang  diakibatkan  oleh  profil drag dan induced drag . Profil drag adalah jumlah hambatan gesekan  permukaan  disebabkan  oleh shear  stress yang bekerja  pada  permukaan  ditambah  dengan  adanya pressure drag yang disebabkan oleh ketidakseimbangan tekanan pada arah  aliran  yang  menyebabkan  terseparasinya boundary layer. Induced drag adalah jenis hambatan yang disebabkan oleh  ketidakseimbangan  tekanan  pada  bagian tip sayap dengan panjang span terhingga antara bagian atas permukaan dan  bagian  bawah  permukaan.  Ketidakseimbangan  tekanan diperlukan  untuk  menghasilkan  gaya  angkat  positif,  tetapi didekat ujung sayap pada permukaan bawah (tekanan udara tinggi)  menuju  ke  permukaan  atas  (tekanan  udara  lebih rendah)  mengakibatkan streamline menjadi  melengkung ( curl ) [1].
Penelitian yang dilakukan oleh  P. Panagiotou, P. Kaparos, and K. Yakintho(2014) tentang desain dan optimasi winglet pada  pesawat MALE  UAV dengan  menggunakan  CFD  [1]. Tipe airfoil yang  digunakan  PSU  94-097.  Komputasi dilakukan pada α -8˚ hingga 16˚ . Dari hasil penelitian tersebut didapatkan bahwa dengan memasang geometri winglet yang sudah  dioptimasi  pada  pesawat,  akan  mengakibatkan peningkatan  nilai C L /C D . Perhitungan  ini  menunjukkan peningkatan  waktu  penerbangan  setara  dengan  1  jam  atau terjadi peningkatan sebesar 10%.
Penelitian  yang  dilakukan  oleh    E.  Turanoguz  and  N. Alemdaroglu (2015) pada pesawat UAV dengan penggunaan winglet pada  sayap  pesawat  variasi α -8˚  hingga  16˚[2]. Winglet yang  digunakan  ada  tiga  jenis  yaitu horner  type
wingtip, shifted downstream type wingtip, dan blended type wingtip. Airfoil yang digunakan yaitu Eppler 562. Hasil yang didapatkan pada penelitian ini berupa penurunan drag pada sayap  pesawat  yang  menggunakan winglet dibandingkan dengan sayap tanpa winglet.
Penelitian yang dilakukan oleh  S. G. Kontogiannis and J. A.  Ekaterinaris  (2013)  pada  pesawat  UAV  yang  memiliki spesifikasi  yaitu small  size  light  UAV dengan  variasi α 0˚ hingga  18˚[3].  Pada  penelitian  ini airfoil yang  digunakan adalah  E420  dan  kecepatan  yang  dihasilkan  tidak  melebihi dari  12  m/s,  karena  jenis airfoil ini  memiliki  koefisien lift yang tinggi. Penelitian ini membuat empat jenis konfigurasi winglet yang  berbeda.  Empat  jenis  ini  dianalisa  untuk mendapatkan optimasi dari pesawat ini. Dan dari hasil analisa numerik  yang  dilakukan  konfigurasi  winglet  yang menghasilkan  nilai  paling  optimal  adalah winglet yang menghasilkan nilai C L /C D max sebesar 12,5.
Penelitian  yang  dilakukan  oleh    S.  S.  P.  Hariyadi  et.al (2018)  studi  numerik  tiga  dimensi  dengan  perangkat  lunak Computational Fluid Dynamics (CFD) dengan menggunakan airfoil Eppler 562 pada variasi α 0˚ hingga 19˚ [4] . Studi ini dilakukan  dengan  penambahan winglet berupa whitcomb wingtip. Pada  penelitian  ini  dengan  menggunakan winglet , kekuatan pusaran (vortex) dan hambatan yang diinduksi dapat dikurangi. Penambahan winglet juga meningkatan koefisien
Gambar 3. Dimensi wind tunnel simulasi.
Gambar 4. Pemodelan dan kondisi latar.
Tabel 1.
Spesifikasi Desain Baseline Pesawat No. Deskripsi Dimensi 1. Tipe airfoil August 160 2. Root chord length (C r ) 189 mm
3. Tip chord line length (C t ) 136 mm 4. Span (S) 518 mm 5. Aspect Ratio (AR) 2,8 6. Wing Area 96.855 mm 2 7. Swept Angle (  ) 2,78˚ 8. Panjang total pesawat ( L ) 1000 mm 9. Horizontal stabilizer length 150 mm 10. Vertical stabilizer length (rudder) 139 mm Tabel 2. Spesifikasi Desain Winglet No. Deskripsi Dimensi 1. Tipe winglet Trapezoidal winglet 2. Ketebalan 4 mm 3. Tinggi ( h ) 77,7 mm 4. Cant angle ( 𝜑 ) 90˚ 5. Angle of attack ( α ) 4˚, 8˚, 12˚, 16˚ Tabel 3. Tahap Processing Tahapan Processing Nilai/ Keterangan Material Densitas (ρ) ( ρ) = 1,225kg/m 3 Viskositas (μ) 1,7894 x 10 -5 kg/ms Turbulence Viscous Model k-w Shear Stress Transport (SST) Boundary Conditions Velocity inlet Vx = - V cos α Vy = V sin α Pressure outlet 0 Pa Solution Pressure second-order Momentum second-order upwind Turbulent kinetic energy Specific Disipation Rate Reference value Wing area Monitor Residual 10 -5
lift, kinerja  sayap  efektif  untuk whitcomb  wingtip dengan sudut serang 10˚.

## II. URAIAN PENELITIAN
A. Airfoil AUGUST 160
Airfoil jenis  AUGUST  160  sering  disamakan  dengan airfoil jenis  Wortmann  FX77-W153. Airfoil ini  merupakan jenis biconvex  airfoil ,  yang  menampilkan  performa aerodinamik  yang  tinggi.  Biasanya  dirancang  untuk pembangunan turbin angin, sehingga nilai lift dan drag nya tetap [5].

## B. Tahap Pre-Processing
Pada tahap pre-processing , proses pertama yang dilakukan adalah  pembuatan  geometri  benda  uji.  Proses  kedua  adalah pembuatan meshing pada  geometri  benda  uji  dan  domain simulasi. Proses ketiga adalah penentuan boundary condition untuk  simulasi.  Model  pesawat  berupa baseline pesawat Cessna 182  dengan  spesifikasi airfoil  August 160  dan penambahan winglet model trapezoidal dengan  ketingian winglet terhadap panjang span H/S=0,2. Geometri benda uji dapat dilihat pada Gambar 1.
Meshing atau disebut juga sebagai diskritisasi merupakan pembagian  daerah  pada  model  benda  uji  menjadi  elemen yang  lebih  kecil.  Elemen  tersebut  terdiri  atas  nodal  yang dibuat pada model benda uji sebagai batas struktur. Elemen tersebut  berisi  persamaan  yang  nantinya  akan  diselesaikan secara  numerik.  Pada  penelitian  ini  berfokus  pada  aliran  di sekitar  sayap  sehingga  pada  daerah  tersebut  memiliki kerapatan mesh yang  tinggi  untuk  menangkap  fenomena
terjadinya separasi, streamline dan tip vortex. Struktur mesh dibuat  dengan  tipe hexahedral  mesh seperti  gambar  2. Gambar  3  menunjukkan  dimensi wind  tunnel simulasi. Visualisasi pemodelan dan kondisi latar tampak pada gambar 4.  Spesifikasi  desain  baseline  pesawat  dan  desian  winglet dapat dilihat pada Tabel 1 dan Tabel 2.

## C. Tahap Processing
Tahapan processing adalah  sebagai  berikut:  penentuan material, operating  conditions,  turbulence  model,  boundary conditions,  solution,  initialize,  reference  value,  monitor residual,  comparison,  dan  grid  independency. Tahapan processing yang dilakukan seperti Tabel 3.
Tahapan grid independency dilakukan untuk menentukan jumlah mesh dan struktur grid yang optimal agar memperoleh data  yang  akurat.  Data  yang  didapat  dari  simulasi dibandingkan  dengan  data  simulasi  sebelumnya  dan dinyatakan  dalam  persen error  relative .  Pada  tabel    4 ditampilkan analisis grid independency model pesawat tanpa winglet . Jenis meshing yang dipilih adalah Mesh D.
Grid  independency  Model  Pesawat  Baseling ditunjukkan pada  tabel  4.  Tabel  5  memperlihatkan grid E  merupakan meshing yang  paling  optimal  karena  dengan  bertambahnya jumlah cell nilai C L semakin  menunjukkan error yang kecil yaitu 0,128%.
Validasi dilakukan untuk mengkonfirmasi bahwa simulasi yang  dilakukan  dapat  menggambarkan  keadaan  yang sebenarnya.  Validasi  pada  penelitian  ini  dilakukan  dengan membandingkan  hasil Cp simulasi  pada midspan sayap terhadap data dari software X-foil 6.99 dengan Re = 1,54 x
Tabel 4. Analisis Grid Independency Model Pesawat Baseline No Nama Jumlah cell Nilai C L Y+ Error (%) 1 Mesh A 1272719 0,387 227,604 1,228 2 Mesh B 1682930 0,378 125,973 1,052 3 Mesh C 1730180 0,380 127,076 0,636 4 Mesh D 1841144 0,382 127,387 0,000 5 Mesh E 1944579 0,382 127,448 0,190 6 Mesh F 2007217 0,379 121,041 0,742 Tabel 5.
Analisis Grid Independency Model Pesawat Winglet No Nama Jumlah cell Nilai C L Y+ Error (%) 1 Mesh A 1808684 0,415 127,076 - 2 Mesh B 1995914 0,439 127,387 5,771 3 Mesh C 2276759 0,424 121,041 3,428 4 Mesh D 2557604 0,419 82,698 1,205 5 Mesh E 2838449 0,419 78,921 0,108
Gambar 5. Grafik validasi Cp pada pesawat baseline α = 0°. -1,5 -0,5 0,5 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Pr es su re C o ef fic ien t X/C Simulasi k-W-SST X-foil Simulasi K-KL-W
Gambar 6. Grafik validasi Cp pada pesawat penambahan winglet α = 0°.
Gambar 7. Grafik Cp antara model pesawat baseline dan winglet angle of attack 0 pada x/S=0,9. -1,5 -1 -0,5 0 0,5 1 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Pr es su re C o ef fic ien t X/C Simulasi Xfoil -1,5 -1 -0,5 0 0,5 1 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 P re ss u re Co ef fic ien t X/C baseline winglet
10 5 .  Grafik  validasi Cp pada  variasi α =  0°  pada  pesawat baseline dan  pesawat winglet terdapat  pada  gambar  5  dan gambar 6. Pada pesawat baseline dilakukan validasi Cp pada kedua model simulasi, viscous k-  SST dengan k-kl. Grafik dari  kedua  hasil  simulasi  mempunyai trendline yang  mirip dan cenderung berhimpit dengan grafik x-foil .

## III. HASIL DAN PEMBAHASAN
A. Koefisien Tekanan (Cp) Pengaruh Winglet
Pada  gambar  7  dimana  diambil  data Cp pada  x/S  =0,9. Dapat dilihat area grafik Cp upper surface pada penambahan winglet lebih besar daripada tanpa winglet. Dan pada lower surface trendline dari kedua garis cenderung berhimpit. Dari grafik  distribusi Cp menunjukkan  hasil Cp yang  cenderung berhimpit. Kondisi ini menunjukkan bahwa fenomena aliran pada  sudut  serang  0°  tidak  mengalami  perubahan Cp yang signifikan dengan adanya penambahan winglet .
B. Koefisien Tekanan (Cp) Pengaruh Angle of Attack
Pada gambar 8, x/S = 0,9 yang memiliki luasan Cp upper surface tertinggi yaitu α = 12°. Selain α = 12°, semakin tinggi α semakin tinggi luasan Cp pada upper surface, pada lower surface semakin  tinggi  α  semakin  tinggi  luasan Cp . Dari ketiga  grafik  distribusi Cp menunjukkan  hasil Cp memiliki luasan  yang  meningkat  seiring  bertambahnya  nilai angle  of attack . Baik pada lower surface ataupun upper surface.
C. Performa Aerodinamika
Dari  gambar  9,  grafik  ditunjukkan  pada  pesawat  dengan penambahan winglet seiring  bertambahnya  α  maka  nilai C L
juga  meningkat  dan  belum  terjadi stall pada  α  =  16°. Sedangkan pada pesawat baseline seiring bertambahnya nilai α  maka  nilai C L juga  meningkat  hingga  α  =  12°  kemudian nilai C L menurun.  Hal  ini  dikarenakan  terjadinya stall. Keadaan stall bermula  ketika  meningkatnya  sudut  serang yang  mengakibatkan  separasi  yang  besar  dan  terbentuk olakan besar ( wake ) di belakang airfoil. Dengan penambahan winglet nilai C L lebih tinggi daripada nilai C L pada pesawat tanpa winglet pada α = 0° . Pada α = 4°, 8°, 12°, 16° nilai C L pada  pesawat  dengan  penambahan winglet lebih  rendah daripada nilai C L pada pesawat tanpa winglet.
Dari gambar 10, grafik ditunjukkan seiring bertambahnya nilai α maka nilai C D juga meningkat. Dengan penambahan winglet nilai C D lebih tinggi daripada nilai C D pada pesawat tanpa winglet. Hal ini dikarenakan adanya penambahan area sehingga memunculkan jenis drag yang lain, sehingga nilai C D semakin meningkat.
Pada  gambar  11,  pesawat  dengan  penambahan winglet seiring dengan kenaikan α, nilai C L /C D semakin menurun. Hal ini  dikarenakan  kenaikan  nilai C L tidak  sebanding  dengan kenaikan  nilai C D nya.  Pada  pesawat  tanpa  penambahan winglet, seiring  dengan  kenaikan  α,  nilai C L /C D semakin meningkat,  hingga  pada  α  =  12°  dan  16°  menurun.  Nilai C L /C D pada  pesawat  dengan  penambahan winglet lebih rendah daripada nilai C L /C D pada pesawat tanpa winglet. Nilai C L /C D tertinggi  pada  pesawat  dengan  penambahan winglet yaitu  pada  α  =  0°.    Sedangkan  nilai C L /C D tertinggi  pada pesawat baseline yaitu pada α = 8°.
D. Kontur Kecepatan dan Streamline pada Bidang YZ
Pada gambar 12 terlihat kecepatan pada permukaan atas
Gambar  8.  Grafik Cp pesawat  dengan winglet dengan  α  =  0°,  4°, 8°,12°, 16° pada x/S = 0,9.
Gambar  9.  Grafik C L terhadap  AoA  pada  pesawat baseline dan pesawat dengan winglet. -2 -1,5 -1 -0,5 0 0,5 1 0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Pr es su re C o ef fic ien t X/C AoA 0 AoA 4 AoA 8 AoA 12 AoA 16 0,00 0,20 0,40 0,60 0,80 1,00 1,20 0 4 8 12 16 C L Angle of Attack Baseline Winglet
Gambar  10.  Grafik C D terhadap  AoA  pada  pesawat baseline dan pesawat dengan winglet.
Gambar 11. Grafik C L / C D terhadap AoA pada pesawat baseline dan pesawat dengan winglet. 0,00 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 0 4 8 12 16 C D Angle of Attack Baseline Winglet 0,00 5,00 10,00 15,00 0 4 8 12 16 C L / C D Angle of Attack Winglet Baseline
pesawat baseline lebih  kecil  daripada  pesawat  dengan penambahan winglet. Pada trailing  edge terbentuk pusaran/ wake. Pesawat  dengan  penambahan winglet membentuk  area wake yang  lebih  besar  daripada  pesawat baseline.
Pada gambar ini juga dapat dilihat perbedaan kecepatan di setiap angle of attack. Dimana semakin besar α maka semakin besar  juga  kecepatan.  Hal  ini  divisisualisasikan  dengan kontur yang semakin berwarna kuning dan area yang semakin membesar  di upper  surface  airfoil .  Daerah  pusaran/ wake dibelakang body sayap  semakin  besar  seiring  penambahan angle of attack.
Kontur velocity  magnitude juga  menampilkan stagnation point. Seiring  kenaikan  sudut  serang, stagnation  point semakin  turun  ke  permukaan  bawah airfoil. Fenomena tersebut  mengakibatkan  daerah  berkecepatan  tinggi  pada permukaan atas semakin maju ke depan sayap.

## E. Fenomena Aliran pada Bidang XY
Pada  gambar  13,  pesawat  seiring  dengan  penambahan angle  of  attack aliran  semakin  bergerak  dari lower  surface menuju upper surface. Akibat pergerakan ini, terjadi pusaran aliran yang disebut sebagai tip vortex. Hal ini ditandai dengan
semakin  bertambahnya  luasan  daerah vorticity  magnitude seiring dengan meningkatnya angle of attack.
F. Kontur Tekanan dengan Streamline Sepanjang Span
Pada gambar 14, dapat dilihat seiring dengan kenaikan α, tekanan  pada  permukaan  atas  semakin  negatif.  Hal  ini divisualisasikan  dengan  warna  kontur  biru  tua  dan  semakin luas. Pada penambahan winglet h/S = 0,2 dapat dilihat kontur tekanan semakin positif dibandingkan dengan tanpa winglet. Divisualisasikan dengan warna kontur biru muda yang lebih luas dibandingkan dengan baseline.
Seiring  dengan  kenaikan  α,  semakin  besar adverse pressure  gradient pada  permukaan  atas  sayap.  Dimana adverse  pressure  gradient terjadi  pada  daerah trailing  edge sepanjang span. Menimbulkan streamline yang berputar dan terbentuknya wake. Pada  penambahan winglet  wake yang terbentuk  lebih  besar  di  daerah root dan midspan sayap dibandingkan  di tip.  Wake yang  terbentuk  dari  pesawat dengan  penambahan winglet pada  daerah root hingga midspan lebih  besar  dibandingkan  dengan  pesawat  tanpa winglet.
Pada gambar 15, dapat dilihat seiring dengan kenaikan  α, tekanan  pada  permukaan  atas  semakin  positif.  Hal  ini divisualisasikan  dengan  kontur  berwarna  kuning  semakin luas. Pada penambahan winglet h/S = 0,2 dapat dilihat kontur tekanan semakin negatif dibandingkan dengan tanpa winglet.
Gambar 14. Kontur tekanan dengan streamline area upper surface.
Gambar 15. Kontur tekanan dengan streamline area lower surface
Gambar 12. Kontur kecepatan dan streamline pada x/S = 0,5 pesawat baseline dan pesawat dengan winglet.
Gambar  14.  Kontur vorticity  magnitude pada trailing  edge pesawat baseline dan pesawat dengan winglet.
Divisualisasikan dengan warna kontur hijau yang lebih luas dibandingkan dengan baseline.

## IV. KESIMPULAN/RINGKASAN
Berdasarkan hasil simulasi dan analisa yang telah dilakukan,  menghasilkan  kesimpulan  sebagai  berikut: (1)Seiring bertambahnya nilai α maka nilai C L dan nilai C D juga  meningkat . Pada  pesawat  dengan  penambahan winglet belum terjadi stall pada α = 16°. Dengan penambahan winglet nilai C L lebih  tinggi  daripada  nilai C L pada  pesawat  tanpa winglet pada  α  =  0° . Dengan  penambahan winglet nilai C D lebih tinggi daripada nilai C D pada pesawat tanpa winglet. Hal ini  dikarenakan  adanya  penambahan  area  sehingga memunculkan  jenis drag yang  lain,  sehingga  nilai C D semakin  meningkat.  Pada  pesawat  dengan  penambahan winglet seiring  dengan  kenaikan  α,  nilai C L /C D semakin menurun.  Nilai C L /C D pada  pesawat  dengan  penambahan winglet lebih rendah daripada nilai C L /C D pada pesawat tanpa winglet .  Pada  kasus  ini,  penambahan winglet tidak memperbaiki performance dari  pesawat;  (2)Kenaikan angle of attack menunjukkan kontur kecepatan yang semakin besar pada permukaan atas. Juga penambahan area wake yang lebih besar  pada  daerah trailing  edge. Penambahan winglet pada
kasus ini menurunkan kecepatan pada permukaan atas sayap, serta  menambahkan  area wake yang  semakin  lebar.  Pada kontur vorticity menunjukkan hal yang serupa, dimana nilai vorticity yang semakin besar seiring kenaikan angle of attack. Penambahan winglet mampu  mengurangi  fenomena tip vortex yang  terjadi  pada  pesawat  dengan  sudut  serang  0 o . Pada tekanan upper surface terlihat pola yang meningkatkan drag pada penambahan pesawat dengan winglet.

## DAFTAR PUSTAKA
[1]  P.  Panagiotou,  P.  Kaparos,  and  K.  Yakinthos,  “Winglet  design  and optimization for a MALE UAV using CFD,” Aerosp. Sci. Technol. , vol. 39, pp. 190–205, 2014, doi: 10.1016/j.ast.2014.09.006.
[2]  E. Turanoguz and N. Alemdaroglu, “Design of a medium range tactical UAV and improvement of its performance by using winglets,” in 2015 International  Conference  on  Unmanned  Aircraft  Systems,  ICUAS 2015 , 2015, pp. 1074–1083, doi: 10.1109/ICUAS.2015.7152399.
[3]  S.  G.  Kontogiannis  and  J.  A.  Ekaterinaris,  “Design,  performance evaluation and optimization of a UAV,” Aerosp. Sci. Technol. , vol. 29, no. 1, pp. 339–350, 2013, doi: 10.1016/j.ast.2013.04.005.
[4]  S.  P.  Setyo  Hariyadi,  Sutardi,  W.  A.  Widodo,  and  A.  Rachmadiyan, “Numerical  simulation  of  airfoil  eppler  562  with  variations  of whitcomb wingtip devices,” in AIP Conference Proceedings , Jul. 2018, vol. 1983, no. 1, p. 020003, doi: 10.1063/1.5046199.
[5]  M.  A.  Rosato, Small  Wind  Turbines  for  Electricity  and  Irrigation . USA: CRC Press Taylor & Francis Group, 2014.