Abstrak — Separasi  boundary  layer  merupakan  fenomena penting  yang    mempengaruhi  performansi  airfoil.  Salah  satu upaya  untuk  menunda  atau  menghilangkan  separasi  aliran adalah meningkatkan momentum fluida untuk melawan adverse pressure dan tegangan geser permukaan. Hal ini mengakibatkan separasi aliran akan tertunda lebih ke belakang. Upaya tersebut dapat  dilakukan  dengan  penambahan  turbulent  generator  pada upper  surface  airfoil.  Vortex  generator  (VG)    merupakan  salah satu  jenis  turbulent  generator  yang  dapat  mempercepat  transisi dari  laminar  boundary  layer  menjadi  turbulent  boundary  layer. Oleh  karena  itu,  penelitian  ini  bertujuan  untuk  mengetahui pengaruh  jarak  penempatan  dan  ketinggian  VG  terhadap perkembangan  turbulent  boundary  layer  sehingga  dapat meningkatkan  performansi  airfoil.  Penelitian  ini  dilakukan dengan  eksperimen  dan  numerik  pada  Re  =  1.41x10 5 dengan angle  of  attack  16°.  Benda  uji  yang  digunakan  adalah  airfoil NASA LS-0417 dengan dan tanpa VG. Variasi jarak penempatan dan ketinggian VG yaitu x/c = 0.1; 0.2; 0.3; 0.4 (h) = 1 mm; 3 mm; 5  mm.  Hasil  yang  didapatkan  adalah  variasi  vortex  generator paling optimal adalah vortex generator dengan x/c = 0.3 dan h = 1 mm dimana Nilai C L /C D mengalami kenaikan sebesar 14.337%.
Kata kunci — airfoil, angle of attack, vortex generator

## I. PENDAHULUAN
ERKEMBANGAN  ilmu  pengetahuan  dan  teknologi tumbuh semakin pesat. Perkembangan tersebut mendorong manusia untuk  menciptakan teknologi  yang lebih efisien. Pada  bidang  mekanika  fluida,  penerapan  teknologi  tersebut juga  ditemukan  pada  bidang  transportasi.  Pesawat  terbang merupakan  kendaraan  yang  sangat  memperhatikan  aspek aerodinamika.  Salah  satu  upaya  untuk  meningkatkan performansi  pada  pesawat  terbang  adalah  modifikasi komponen aerodinamika.
Salah  satu  komponen  aerodinamika  yang  menentukan performansi  pesawat  terbang  adalah  sayap.  Desain  sayap pesawat  menentukan  besarnya  gaya lift dan  gaya drag pada pesawat  terbang.  Modifikasi airfoil bertujuan  untuk mengurangi  koefisien drag dan  mendapatkan  koefisien lift yang direncanakan.
Separasi boundary  layer merupakan  fenomena  penting yang    mempengaruhi  performansi airfoil .    Salah  satu  upaya untuk  menunda  atau  menghilangkan  separasi  aliran  adalah meningkatkan  momentum  fluida  untuk  melawan adverse
pressure dan  tegangan  geser  permukaan.  Pada turbulent boundary layer , kecepatan fluida yang dekat dengan permukan nilainya  akan  lebih  besar  dibandingkan  dengan  pada laminar boundary layer . Jika kecepatan fluida lebih besar, maka energi kinetik  fluida  juga  akan  semakin  besar  sehingga  fluida  dapat melawan adverse  pressure dan  tegangan  geser.  Hal  ini mengakibatkan separasi aliran akan tertunda lebih ke belakang. Upaya tersebut dapat dilakukan dengan penambahan turbulent generator pada  upper  surface  airfoil. Vortex  generator (VG) merupakan  salah  satu  jenis turbulent  generator yang  dapat mempercepat  transisi  dari laminar  boundary  layer menjadi turbulent boundary layer .
Beberapa penelitian terkait VG untuk menunda terjadinya separasi  aliran  telah  banyak  dilakukan.  Anand  et  al  [1] melakukan penelitian terkait passive flow control pada airfoil NACA  0012  menggunakan  VG.  Penelitian  dilakukan  secara numerik  pada  Re  =  5,5x10 5 dengan  variasi angle  of  attack . Penambahan  VG  dapat  meningkatkan  koefisien lift dan mengurangi  koefisien drag pada  beberapa  variasi angle  of attack. Tebbiche et al [2] melakukan penelitian menggunakan counter  rotating VG  yang  dimodifikasi.  Penelitian  dilakukan dengan menempatkan VG pada 10% leading edge dari airfoil NACA  0015  untuk  meningkatkan  koefisien lift dan menurunkan  koefisien drag .  Penelitian  dilakukan  dengan variasi Reynolds numbers. Hasil yang didapat adalah VG pasif dapat  meningkatkan  14%  koefisien lift dan  mengurangi  16% koefisien drag .
Karena  VG  memberikan  keuntungan  yang  cukup  baik, penelitian lebih lanjut terkait VG terus dilakukan. Shan et al [3] melakukan penelitian numerik terkait passive and active flow control pada airfoil NACA 0012. Penelitian dilakukan pada 𝛼 =  6° dengan menggunakan VG. Simulasi numerik dilakukan dengan membandingkan kondisi tanpa VG, dengan VG pasif, dan dengan VG aktif. Hasil yang didapatkan adalah VG pasif mampu  menunda  separasi  di  buritan  sayap  melalui terbentuknya bubble  separation di  belakang  VG  pasif.  VG Pasif tersebut dapat mengurangi separation zone sebesar 80%. Lengani  [4]  melakukan  penelitian  terkait low  profile  counter rotating VG.  Penelitian  ini  dilakukan  pada 𝛼 =  23°  dengan ketinggan dan panjang VG adalah h = c = 16 mm. Hasil yang didapat adalah dengan melakukan penambahan VG didapatkan nilai  total pressure  losses  coefficient 50%  lebih  kecil dibandingkan tanpa VG. Lin [5] melakukan penelitian terkait VG  untuk  mengontrol boundary  layer  separation .  Lin melakukan  pengujian  dengan  berbagai  macam  jenis  VG

## Studi Eksperimen dan Numerik Pengaruh
Penambahan Vortex Generator pada Airfoil
NASA LS-0417
Ulul Azmi dan Herman Sasongko
Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS)
Jl. Arif Rahman Hakim, Surabaya 60111 Indonesia
e-mail : herman@me.its.ac.id
P
terhadap airfoil .  Hasil  yang  didapatkan  adalah  VG  jenis counter rotating mempunyai efisiensi yang lebih baik dari jenis VG  lainnya.  Dengan  menggunakan  VG  jenis  ini  dapat mengurangi koefisien drag hingga mencapai 38%. Selain itu, penelitian tersebut juga membuktikan bahwa micro VG dengan h < δ mempunyai hasil yang lebih baik dibandingkan dengan VG konvensional dengan h > δ.
Berdasarkan  penelitian-penelitian  yang  telah  dilakukan tersebut, dapat diperkirakan bahwa dengan adanya penambahan VG akan meningkatkan gaya lift dan mengurangi gaya drag pada airfoil .  Parameter  yang  mempengaruhi performa  VG  antara  lain  jarak  penempatan  VG  terhadap leading  edge (x/c),  bentuk  geometri  ( rectangular atau triangular ),    ketinggian  VG  (h)  dan  sudut  orientasi  terhadap free-stream  velocity (ẞ).  Sehingga  muncul  pemikiran  untuk melakukan  penelitian  terkait  pengaruh  penambahan  VG terhadap performa airfoil dengan variasi ketinggian VG (h) dan jarak penempatan VG terhadap leading edge (x/c). Selanjutnya akan  dilihat  bagaimana  pengaruh  penambahan  VG  terhadap performa airfoil.

## II. METODOLOGI PENELITIAN
Pada  penelitian  ini,  dapat  terlihat  skema  model  dan konfigurasi uji  yang akan  dilakukan pengukuran  seperti pada gambar  1.  Variasi  konfigurasi  uji  ditunjukkan  pada  tabel  1, sedangkan parameter dimensi airfoil ditunjukkan pada tabel 2. Konfigurasi uji dijelaskan secara detail pada gambar 2.
Gambar 1. Sketsa airfoil a) tampak isometris b) tampak atas c) tampak samping
Tabel 1.

## Keterangan konfigurasi uji
Konfigurasi A B C D E F h (mm) 1 1 1 1 3 5 x/c 0.1 0.2 0.3 0.4 0.3 0.3
Gambar 2. Konfigurasi uji  a) variasi jarak penempatan VG terhadap leading edge terhadap chord b) variasi ketinggian VG
Tabel 2. Parameter dimensi airfoil dan vortex generator Airfoil Vortex generator Parameter Dimensi Parameter Dimensi ( C ) 150 mm Jarak spasi sirip VG (d) 5 mm ( S ) 660 mm Panjang  VG (𝑙) 7.5 mm ( T ) 25.5 mm Tebal  VG (t) 1 mm Angle of attack 16° (𝛽) 10° (h) 1 mm, 3 mm,
5 mm ( 𝑥 𝑐 ) 0,1; 0,2; 0,3;0.4

## Spesifikasi Wind Tunnel
Jenis wind tunnel yang  digunakan  adalah subsonic dan open circuit wind tunnel seperti pada gambar 3.
Bentuk saluran uji: penampang segi 4  Panjang  : 1780 mm
 Tinggi    : 660 mm
 Lebar     : 660 mm
Gambar 3. Skema penelitian pada model uji
Alat Ukur
a. Pitot static tube
b. Manometer
c. Data logger dan pressure transducer
d. Termometer
S
a) b) detail VG
Metode Pengambilan Data Eksperimen
Penelitian eksperimen dilakukan dengan melakukan pengukuran  tekanan  stagnasi,  statis  kontur,  dan  statis freestream. Sehingga didapatkan plot grafik koefisien tekanan (Cp) eksperimen.

## Metode Numerik
Penelitian secara numerik dilakukan untuk mempertegas hasil yang didapat dari eksperimen.
Pre-processing A. Model Uji B. Meshing C. Menentukan Kondisi Batas Kondisi batas simulasi dijelaskan pada gambar 4 di bawah ini.
Gambar 4. Kondisi batas simulasi NASA LS-0417

## Processing
A. Models Turbulence  model yang  digunakan  pada  penelitian  ini adalah k – ε standard B. Materials
Pemodelan  ini  menggunakan  udara  sebagai  fluida  kerja dengan densitas ( ρ ) = 1,17 kg/m 3 , viskositas ( μ ) = 1,86 x 10 - 5 N.s/m 2 C. Operating Condition daerah operasi digunakan standard dan pressure yaitu 1 atm atau 101325 Pascal D. Boundary Condition bilangan Reynolds pada inlet wind tunnel Re = 1.41 x 10 5 dan kecepatan free stream sebesar 15m/s.
E. Solution Penelitian ini akan menggunakan deskritisasi second order untuk pressure , second  order  upwind untuk  momentum, turbulence kinetic energy dan turbulence dissipation rate . F. Initialize Initialize dihitung dari inlet G. Monitor Residual
Kriteria  konvergensi  yang  digunakan  dalam  penelitain  ini sebesar 10 -5

## H. Iterate

## III. ANALISIS DATA DAN PEMBAHASAN

## A. Validasi
Gambar 5 memperlihatkan Validasi yang dilakukan adalah membandingkan koefisien tekanan plain airfoil pada berbagai model. Gambar 5 memperlihatkan bahwa model numerik yang
dibuat  memiliki  trendline  nilai  koefisien  tekanan  yang  sama dengan  hasil  eksperimen  dan  kalkulasi  XFOIL.  Namun  hasil simulasi numerik memiliki perbedaan yang signifikan dengan eksperimen  McGhee  [6]  dikarenakan  perbedaan  nilai  Re  dan Mach number model.
Gambar  5.  Validasi  model  numerik  dengan  data  eksperimen  serta  hasil kalkulasi XFOIL

## B. Analisis Karakteristik Aliran
 Karakteristik Aliran Airfoil dengan Vortex Generator pada Variasi x/c
Gambar  6.  Grafik  Cp  terhadap  x/c  numerik airfoil tanpa  dan  dengan vortex generator variasi x/c pada h = 1mm
Gambar  6  memperlihatkan  hasil  numerik  distribusi koefisien tekanan (Cp) fungsi x/c pada airfoil NASA LS-0417 dengan vortex  generator dan  tanpa vortex  generator. Pada grafik terlihat bahwa aliran mengalami percepatan tinggi pada sisi upperside  airfoil yang  ditandai  dengan  nilai  Cp  turun secara tajam pada Cp = -3.7. Titik separasi airfoil tanpa vortex generator terjadi pada x/c = 0.71. Pada airfoil dengan vortex generator ,  trendline  grafik  mengalami discontinuity pada masing-masing  posisi vortex  generator .  Setelah  melewati vortex generator, aliran  mengalami  kenaikan  momentum dan kecepatan akibat adanya turbulensi oleh vortex generator. Hal ini  ditandai  dengan  nilai  Cp  airfoil  dengan  vortex  generator nilainya lebih negatif dibandingkan dengan airfoil tanpa vortex generator. Momentum  aliran  tersebut  digunakan  untuk melawan  tegangan  geser  dan adverse  pressure sehingga separasi  tertunda  ke  belakang.  Titik  separasi airfoil dengan vortex  generator x/c  =  0.1;0.2;0.3;0.4  berturut-turut  adalah 0.75;0.78;0.86;0.82. Pada grafik tersebut menunjukkan airfoil
2C 2C wall outlet (outflow) lower wall (wall) inlet (velocity inlet) airfoil (wall) upper wall (wall) wall
dengan vortex generator x/c = 0.3 merupakan yang paling baik dalam menunda separasi.
Gambar  7.    Visualisasi streamline pada  kontur  kecepatan  hasil  pemodelan airfoil NASA LS-0417 pada α = 16° dengan variasi x/c pada h = 1 mm
Gambar  7  memperlihatkan  visualisasi  aliran  pada airfoil NASA LS-0417 dengan dan tanpa vortex generator pada angle of  attack 16°.    Pada  visualisasi  aliran,  terlihat  bahwa  titik stagnasi  bergeser  ke  arah lowerside akibat  adanya angle  of attack .  Hal  ini  menyebabkan  aliran  dipercepat  pada leading edge menuju  upperside  membentuk  S curve .  Kemudian momentum  aliran  akan  bertambah  besar  akibat  melewati convergence  streamtube .  Setelah  itu  aliran  akan  melewati divergence streamtube dimana kecepatan aliran akan tereduksi yang  ditandai  dengan  kontur  warna  biru  muda.  Aliran  yang memiliki  kecepatan  rendah  tersebut  tidak  mampu  melawan adverse  pressure dan  tegangan  geser  sehingga  aliran  akan terseparasi.  Gambar  7  menunjukkan  pada plain  airfoil memiliki  daerah wake yang  paling  besar. Wake tersebut dimulai dari separation point x/c = 0.7. Pada Gambar 7 secara keseluruhan,  penambahan vortex  generator pada  penempatan x/c  =  0.1;0.2;0.3;0.4  dapat  mereduksi wake yang  terjadi. Reduksi wake yang  paling  besar  terjadi  pada airfoil dengan penempatan vortex generator pada x/c = 0.3 dimana memiliki ukuran wake paling kecil.

##  Karakteristik Aliran Airfoil dengan Vortex Generator pada Variasi h
Gambar 8.   Grafik  Cp terhadap  x/c  numerik airfoil tanpa  dan dengan vortex generator variasi h pada x/c = 0.3
Gambar  8  memperlihatkan  hasil  numerik  distribusi koefisien tekanan (Cp) fungsi x/c pada airfoil NASA LS-0417 dengan vortex  generator dan  tanpa vortex  generator. Titik separasi airfoil tanpa vortex generator terjadi pada x/c = 0.71. Pada airfoil dengan vortex  generator ,  trendline  grafik mengalami discontinuity pada x/c =  0.3. Pada airfoil dengan vortex generator h = 1 mm dan h = 3 mm, titik separasi lebih mundur ke trailing edge .  Titik separasi airfoil dengan vortex generator h = 1 mm dan h = 3 mm berturut-turut adalah pada x/c  =  0.86  dan  0.84.    Namun  pada airfoil dengan vortex generator h  =  5  mm  titik  separasi  semakin  maju  menjauhi trailing  edge pada  x/c  =  0.68.  Pada  grafik  tersebut menunjukkan airfoil dengan vortex  generator h  =  1  mm merupakan yang paling baik dalam menunda separasi.
Gambar  9.    Visualisasi streamline pada  kontur  kecepatan  hasil  pemodelan airfoil NASA LS-0417 pada α = 16° dengan variasi h pada x/c = 0.3
Plain Airfoil Airfoil VG x/c = 0.1 Airfoil VG x/c = 0.2 Airfoil VG x/c = 0.3 Airfoil VG x/c = 0.4 y x Plain Airfoil Airfoil VG h = 1 mm Airfoil VG h = 3 mm
Airfoil VG h = 5 mm
y x
Gambar  9  memperlihatkan  visualisasi  aliran  pada  airfoil NASA  LS-0417  dengan  dan  tanpa vortex  generator .  pada angle of attack 16°.  Gambar 9 menunjukkan pada plain airfoil memiliki  daerah wake yang  paling  besar. Wake tersebut dimulai dari separation point x/c = 0.7. Pada Gambar 9 secara keseluruhan,  penambahan vortex  generator pada  variasi ketinggian h = 1;3;5 mm dapat  mereduksi wake yang terjadi. Reduksi wake yang  paling  besar  terjadi  pada airfoil dengan ketinggian vortex generator h = 1 mm dimana memiliki wake paling  kecil.  Selain  itu,  pada  gambar  juga  terlihat  adanya bubble  separation setelah outlet vortex  generator .  Luasan bubble separation yang terbesar terjadi pada vortex generator dengan ketinggian h = 5 mm. Dimana hal ini akan menambah koefisien drag airfoil .
C. Analisis Profil Kecepatan dan Turbulent Kinetic Energy
 Profil Kecepatan dan Turbulent Kinetic Energy Airfoil dengan Vortex Generator pada Variasi x/c
Profil kecepatan airfoil dengan dan tanpa vortex generator dengan  variasi  x/c  pada  titik  x/c  =  0.67  ditunjukkan  pada gambar 10. Pada gambar 10 terlihat airfoil dengan variasi x/c =  0.3  memiliki  besar  kecepatan  dekat  permukaan  lebih  besar dibandingkan dengan lainnya. Kemudian berturut-turut disusul oleh vortex  generator variasi  x/c  =  0.4,  0.2,  dan  0.1.  Pada gambar 10 terlihat bahwa penambahan vortex generator dapat meningkatkan  kecepatan  aliran  dekat  permukaan.  Sehingga momentum aliran airfoil dengan vortex generator lebih tinggi dibandingkan dengan plain airfoil .
Gambar 10. Profil kecepatan airfoil dengan dan tanpa vortex generator variasi x/c pada x/c = 0.67
Plot turbulent  kinetic  energy  airfoil dengan  dan  tanpa vortex generator pada titik x/c = 0.67 ditunjukkan pada gambar 11  Pada  gambar  tersebut  menunjukkan  bahwa  pada plain airfoil ,  besarnya turbulent  kinetic  energy dekat  permukaan airfoil nilainya  lebih  kecil  daripada airfoil dengan vortex generator . Penambahan vortex generator mampu meningkatkan  besarnya turbulent  kinetic  energy dekat permukaan airfoil . Turbulent  kinetic  energy ini  disebabkan oleh  fluktuasi  yang  terjadi  akibat  adanya vortex  generator . Energi  ini  akan  ditransfer  dalam  bentuk  energi  kinetik  aliran sebagai  energi  tambahan  untuk  melawan adverse  pressure . Pada  gambar  11  terlihat  airfoil  dengan  variasi  x/c  =  0.3 memiliki besar turbulent kinetic energy dekat permukaan lebih besar dibandingkan dengan lainnya
Gambar  11.    Plot turbulent  kinetic  energy  airfoil dengan  dan  tanpa vortex generator variasi x/c pada x/c = 0.67

## D. Hasil koefisien Lift dan koefisien Drag numerik
Tabel 3. Nilai C L /C D numerik Konfigurasi Cl Cd Cl/Cd Kenaikan Cl/Cd (%) plain airfoil 1.129 0.083 13.602 - A 1.154 0.081 14.247 4.738 B 1.178 0.081 14.543 6.916 C 1.182 0.076 15.553 14.337 D 1.181 0.078 15.141 11.311 E 1.169 0.08 14.613 7.426 F 1.136 0.082 13.854 1.847
Tabel  3    memperlihatkan  perbandingan  C L /C D airfoil NASA LS-0417 dengan dan tanpa vortex generator pada angle of attack 16 0 dengan Re = 1.41 x 10 5 . Dari tabel 4.2 diketahui konfigurasi  terbaik  dengan  meninjau  perbandingan  koefisien lift (C L ) dan koefisien drag (C D ) adalah konfigurasi h = 1 mm dan x/c = 0.3 dengan besar nilai perbandingan C L / C D = 15.553 dengan  kenaikan  C L /  C D sebesar  14.337%.  Sedangkan konfigurasi dengan rasio koefisien lift (C L ) dan koefisien drag (C D )  terendah  adalah  konfigurasi  h  =  5  mm  dan  x/c  =  0.3 dengan  besar  nilai  perbandingan  C L /  C D =  13.854  dimana mengalami kenaikan C L / C D sebesar 1.847%.

## IV. DISKUSI
Jarak  penempatan vortex  generator mempunyai  pengaruh yang  signifikan  terhadap  performa airfoil .  Gambar  12a menunjukkan profil kecepatan pada midspan plain airfoil pada x/c = 0.1, 0.2, 0.3, dan 0.4. Pada Gambar 4.16 terlihat pada x/c =  0.1,  nilai  kecepatan  dekat  permukaan  lebih  rendah dibandingkan  dengan  x/c  =  0.2,  0.3,  dan  0.4.  Besar  nilai kecepatan dekat permukaan berturut-turut adalah x/c = 0.4, 0.3, dan  0.2.  Profil  kecepetan  plain  airfoil  pada  x/c  =  0.4  lebih penuh dibandingkan dengan lainnya dikarenakan titik x/c = 0.4 merupakan  titik  puncak airfoil .  Aliran freestream akan mengalami percepatan ketika melewati convergence streamtube .  Sehingga  nilai  kecepatan  dekat  permukaan  pada x/c = 0.4 lebih besar. Akibatnya momentum aliran yang terjadi pada  x/c  =  0.4  juga  semakin  besar.  Oleh  karena  itu,  jarak
penempatan vortex generator yang paling optimal pada airfoil NASA LS-0417 adalah yang mendekati titik puncak upperside airfoil yaitu pada x/c = 0.4 dan 0.3.
Gambar  12.    a)  Profil  kecepatan plain  airfoil pada  masing-masing  x/c  pada midspan b)  Plot turbulent  kinetic  energy  airfoil dengan  dan  tanpa vortex generator variasi x/c  dengan h = 1 mm pada titik x/c = 0.67
Pada  pembahasan  di  atas,  profil  kecepatan  aliran  yang semakin dekat dengan titik puncak upperside airfoil memiliki nilai  yang  lebih  besar  dibandingkan  dengan  yang  lebih  jauh dari titik puncak upperside airfoil. Namun, hal tersebut  tidak menjadikan  jarak  penempatan vortex  generator yang  lebih optimal adalah pada x/c = 0.4. Gambar 12b menunjukkan plot turbulent kinetic energy airfoil dengan vortex generator. Pada gambar  12b  terlihat  bahwa  pada  x/c  =  0.67,  nilai turbulent kinetic energy yang terbesar adalah pada airfoil dengan vortex generator x/c = 0.3. Hal ini disebabkan oleh turbulent kinetic energy memerlukan  waktu  untuk  relaksasi  agar  energi fluktuasinya  dapat  luruh  menjadi  energi  kinetik  dari  aliran. Sehingga penempatan vortex generator yang terlalu dekat ke daerah trailing  edge menyebabkan turbulent  kinetic  energy belum  sepenuhnya  luruh  menjadi  energi  kinetik  aliran. Sehingga  energi  yang  diberikan  untuk  melawan adverse pressure dan  tegangan  geser  permukaan  pada  airfoil  dengan vortex generator x/c = 0.4 tidak sebesar airfoil dengan vortex generator x/c = 0.3. Maka jarak penempatan vortex generator optimal pada airfoil NASA LS-0417 adalah pada x/c = 0.3.

## V. PENUTUP

## A. Kesimpulan
Setelah menganalisis karakteristik aliran Airfoil NASA LS- 0417  dengan  dan  tanpa  VG  didapatkan  kesimpulan  sebagai berkut:
1. Pada variasi jarak penempatan vortex generator terhadap leading edge (x/c) dengan  h  = 1  mm, jarak penempatan yang optimal dalam penundaan separasi adalah berturut- turut  x/c = 0.3;0.4;0.2; dan 0.1. Separation point airfoil dengan vortex generator x/c = 0.3  adalah pada x/c = 0.86. Peningkatan  C L /C D optimal  adalah  berturut-turut  pada VG dengan x/c = 0.3;0.4;0.2; dan 0.1. Nilai C L /C D airfoil dengan  VG  x/c  =  0.3  adalah  15.553  dengan  kenaikan C L /C D sebesar 14.337%.
2. Pada variasi ketinggian vortex generator (h) dengan x/c = 0.3, ketinggian vortex generator (h) yang optimal dalam penundaan  separasi  adalah  berturut-turut  h  =  1  mm,  3 mm,  dan  5  mm. Separation  point  airfoil dengan vortex generator h = 1 mm adalah pada x/c = 0.86. Peningkatan C L /C D optimal adalah berturut-turut pada VG dengan h = 1 mm, 3 mm, dan 5 mm. Nilai C L /C D airfoil dengan VG
h = 1 mm adalah adalah 15.553 dengan kenaikan C L /C D sebesar 14.337%.
3. Secara keseluruhan, variasi VG paling optimal adalah VG dengan  x/c  =  0.3  dan  h  =  1  mm  dimana  nilai  C L /C D mengalami kenaikan sebesar 14.337%.

## B. Saran
Berikut  merupakan  beberapa  saran  yang  dapat  diberikan setelah penelitian dilakukan untuk penelitian berikutnya adalah :
1. Kendala dari penelitian eksperimen adalah data koefisien lift dan drag eksperimen tidak dapat diambil karena tidak adanya peralatan weight balance pada windtunnel lantai 3 Teknik Mesin FTI-ITS. Sedangkan  kendala penelitian numerik adalah pembuatan model geometri menggunakan software Gambit  2.4.6  dibuat  secara manual sehingga membutuhkan waktu yang lama.
2. Jumlah vortex  generator yang  dipasang  pada upperside airfoil ditambah  agar  dampak  yang  ditimbulkan  oleh vortex generator lebih terlihat.
3. Perlu  meninjau  model  turbulensi    terbaik  dari  simulasi numerik. Disarankan melakukan simulasi unsteady flow.

## DAFTAR PUSTAKA
[1]   Anand,  U.,  Sudhakar,  Y.,  Thileepanragu,  R.,  Gopinathan,  V.T.,  dan Rajasekar,  R.. Passive  Flow  Control  Over  NACA0012  Aerofoil  Using Vortex Generator .  Proceedings of the 37th International Conference on Fluid Mechanics and fluid Power. FMFP10 – FP – 12 (Des, 2010).
[2]   Tebbiche, H., Boutoudj M.S. 2014. Optimized Vortex Generators in The Flow Separation Control around a NACA 0015 Profile . Proceedings of the 9th  International  Conference  on  Structural  Dynamics  (2014).  Université Mouloud Mammeri, Portugal.
[3]   Shan, H., Jiang, L., Liu C., Love M., Maines B., 2008. Numerical Study of Passive  and  Active  Flow  Separation  Control  over  a  NACA0012  Airfoil. Department of Mathematics, University of Texas at Arlington, Arlington, TX 76019, United States. Computers & Fluids 37 (2008) 975–992.
[4] Lengani, D., Simoni D., Ubaldi M., Zunino P., Bertini F., 2011 . Turbulent Boundary Layer Separation Control and Loss Evaluation of Low Profile Vortex  Generators .  Università  di  Genova,  Via  Montallegro,  Italy. Experimental Thermal and Fluid Science 35 (2011) 1505–1513.
[5]   Lin J.C. 2002. Review of Research on Low-Profile Vortex Generators to Control Boundary-Layer Separation . Progress in Aerospace Sciences 38 (2002)  389–420.  Flow  Physics  and  Control  Branch,  NASA  Langley Research Center, USA.
[6]  McGhee, J. Robert et all. 1973. Low Speed Aerodynamic Characteristics of  a  17-Percent-Thick  Airfoil  Section  Designed  for  General  Aviation Applications . Langley Research Center. Virginia.
a)
b)