Abstrak—Penelitian  ini  dilakukan  secara  numerik  dengan penambahan  bodi  pengganggu  berupa  airfoil  dengan  tiga macam  NACA  yang  memiliki  angle  of  attack  5˚  yaitu  NACA 0012; NACA 0018; NACA 0024 ditempatkan di depan silinder sirkular (D = 36 mm) sisi upstream dengan variasi jarak S/D = 0,2 ; 0,6 ; 1 ; 1,4 . Simulasi numerik ini menggunakan CFD solver FLUENT  2023  R1  Student  Version  dengan  pemodelan  2D- unsteady  flow  dan  turbulence  viscous  model  k- 𝝎 Shear  Stress Transport.  Penelitian  numerik  ini  dilakukan  pada  bilangan Reynolds sebesar 2,01 x 10 4 . Tujuan penelitian ini adalah untuk mengurangi  gaya  hambat  dan  hasil  yang  diperoleh  dari penambahan  bodi  pengganggu  airfoil  NACA  0012  pada  jarak S/D = 1,4 dapat mereduksi koefisien drag secara optimal sebesar 28,4%. Sedangkan reduksi koefisien drag terendah terjadi pada NACA 0018 dengan jarak S/D = 1 yaitu sebesar 11%.
Kata Kunci— Airfoil, Bodi Pengganggu, Bluff Body, Drag, Lift.

## I. PENDAHULUAN
ENELITIAN mekanika fluida semakin berkembang dan menjadi  semakin  penting  dengan  pertumbuhan  industri dan  kemajuan  dalam  teknologi  penerbangan  dan  pesawat terbang.  Studi  tentang  aliran  fluida  juga  terus  berkembang, termasuk  penelitian  tentang  aliran  eksternal,  turbulensi, dinamika  fluida  komputasi  (CFD),  dan  fenomena  lainnya. Aliran  eksternal  merupakan  aliran incompressible melintasi bluff body berbentuk silinder sirkular. Karakteristik aliran di sekitar bluff  body dapat  dianalisa  melalui  filosofi boundary layer.
Aliran eksternal viscous merupakan aliran fluida di sekitar suatu  benda  solid  yang  mengalir  melalui  fluida.  Aliran eksternal viscous yang  mengalir  melalui  silinder  akan mengalami  stagnasi, boundary  layer ,  separasi  dan wake di belakang silinder. Adanya separasi aliran akan menyebabkan terjadinya wake di  belakang  silinder  yang  mengakibatkan drag  force. Semakin  cepat  terjadinya  separasi  aliran, wake akan semakin membesar atau melebar sehingga drag semakin membesar.
Usaha  yang  dilakukan  untuk  mengurangi  gaya  hambat ( drag )  adalah  dengan  cara  memanipulasi  medan  aliran. Memanipulasi  medan  aliran  dilakukan  dengan  metode pengendalian  aliran  secara  pasif.  Metode  aliran  pasif  atau passive flow yaitu dengan memanjangkan bagian downstream dari bluff body , memberikan kekasaran pada permukaan bluff body, atau  menempatkan  bodi  pengganggu  pada  bagian upstream dari bluff body .
Pada  tahun  2017,  Sarioglu  melakukan  penelitian  pada bilangan Reynolds 1,5 menggunakan airfoil dengan panjang chord C dan silinder sirkular berdiameter D = 25 mm sebagai bluff body . Keduanya ditempatkan pada sumbu yang sama
dan  berada  dalam  arah  aliran  di  bagian  belakang airfoil . Penelitian  ini  memvariasikan  sudut  serang airfoil α  dari  0° hingga 150°, sementara jarak longitudinal antara airfoil dan silinder divariasikan sebagai celah tak berdimensi S/D dari 0 hingga  4,3.  Tujuan  penelitian  ini  adalah  untuk  menguji pengaruh  sudut  serang airfoil dan  jarak  longitudinal  antara airfoil dan  silinder  terhadap  aliran  fluida.  Hasil  penelitian menunjukkan  adanya  interaksi  saling  mempengaruhi  antara airfoil dan  silinder.  Selain  itu,  melalui  visualisasi  aliran, variasi  struktur  aliran  yang  tergantung  pada  sudut  serang airfoil dan jarak longitudinal antara airfoil dan silinder juga terungkap [1].
Pada  tahun  2004,  Lee  telah  melakukan  sebuah  penelitian eksperimental untuk mengamati pola wake yang terbentuk di sekitar  silinder  sirkular  setelah  menambahkan  sebuah  bodi pengganggu.  Penelitian  ini  memanfaatkan  variasi  bilangan Reynolds, khususnya pada nilai 2 x 10 4 . Selain itu, dilakukan variasi  rasio  diameter (d/D)  antara  0,133  hingga 0,267,  dan jarak antara bodi pengganggu dengan silinder utama dengan menggunakan rasio S/D sebesar 2 mm, 2,08 mm, dan 3 mm. Hasil penelitian menunjukkan bahwa mode wake impingement menghasilkan  pengurangan  gaya  hambat  yang lebih baik dibandingkan dengan mode cavity [2] .
Pada  tahun  2004,  Zhou  telah  melakukan  penelitian numerik  menggunakan  metode finite  volume pada  sebuah silinder  sirkular  yang  ditempatkan  di  dekat wake  airfoil NACA  4412  yang  mengalami cross  flow .  Penelitian  ini dilakukan  pada  Bilangan  Reynolds  Re  =  200,  berdasarkan diameter silinder. Tujuan penelitian adalah untuk memeriksa pengaruh  sudut  serang airfoil ,  jarak  longitudinal,  dan  jarak lateral  antara airfoil dan  silinder  terhadap  pembebanan unsteady pada silinder, frekuensi pelepasan vortex , serta pola vortex yang terbentuk di sekitar silinder [3].
Pada  tahun  2014,  Y.  Qiu  telah  melakukan  penelitian eksperimental untuk mengurangi gaya hambat dan menekan vortex shedding dari silinder sirkular. Penelitian ini berfokus pada  pengaruh splitter  plate dalam wake pada  aliran  udara. Eksperimen wind  tunnel ini,  memiliki  silinder  sirkular dengan diameter D = 0,4 m dengan variasi berbagai bilangan Reynolds  dari  6,90  x  10 4 hingga  8,28  x  10 5 . Splitter  plate dengan rasio panjang terhadap diameter silinder sirkular L/D =  3.  Hasil  eksperimen  menunjukkan  ketika splitter  plate ditempatkan  di  depan  silinder  sirkular,  nilai  koefisien drag (C D )  meningkat  secara  monoton  dalam  kisaran  0,35  hingga 0,5, dan kemudian nilai C D mulai berkurang ketika bilangan Reynolds mencapai sekitar 3 x 10 5 . Pemasangan splitter plate ini  secara  efektif  mengubah  karakteristik  aliran  di  sekitar silinder dan dapat mengurangi gaya hambat yang dihasilkan serta menekan terjadinya vortex shedding [4].

## Studi Numerik Karakteristik Aliran Melintasi Silinder Sirkular dengan Bodi Pengganggu Airfoil NACA 0012, NACA 0018, NACA 0024 yang Tersusun Tandem
Innastya Hafshah Irbatul Ilmi dan Wawan Aries Widodo Departemen Teknik Mesin, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS) e-mail : wawanaries@me.its.ac.id
P

## II. URAIAN PENELITIAN

## A. Penyelesaian Numerik
Diberikan  pada  Gambar  1,  dengan  keterangan  Diameter Silinder Sirkular (D) = 36 mm, Chord Disturbance Body (c) = 36 mm, Jarak (S/D) = 0,2 ; 0,6 ; 1 ; 1,4, dan Angle of Attack ( 𝛼 ) = 5 ° .
Penyelesaian numerik dalam penelitian ini terdiri dari tiga tahap, yaitu pre-processing, processing, dan post-processing . Tahap pre-processing dimulai dengan pembuatan geometri 2- dimensi  dan  pemodelan  simulasi  menggunakan software SolidWorks 2021 dengan ukuran wind tunnel sebesar 2000 x 200 mm. Selanjutnya, dua benda utama dibuat, yaitu silinder sirkular dengan diameter 36 mm dan airfoil dengan chord 36 mm  sebagai  bodi  pengganggu. Angle  of  attack  airfoil (α) diatur  sebesar  5°,  dan  variasi  jarak  antara airfoil dengan silinder  sirkular  (S/D)=  0,2;  0,6;  1;  dan  1,4.  Skema  untuk variasi  tersebut  dijelaskan  lebih  lanjut  pada  Gambar  1. Setelah  itu,  proses meshing dan  penentuan  kondisi  batas dilakukan menggunakan software Gambit 2.4.6.
Tahap  kedua  dari pre-processing adalah  melakukan meshing ,  yang  dilakukan  menggunakan software Gambit 2.4.6. Meshing merupakan  proses  pembagian  model  solid menjadi  elemen-elemen  kecil  yang  berfungsi  untuk mempermudah  perhitungan  dan  iterasi  dalam  simulasi. Dalam proses meshing , jumlah nodes yang digunakan adalah sebanyak  198799  yang  ditunjukkan  pada  Gambar  3  yaitu mesh D.  Proses  penentuan  jumlah  nodes  ini  menggunakan Grid Independency Test (GIT) untuk memastikan kecukupan dan  keakuratan  hasil  simulasi.  Gambar  2  menggambarkan langkah-langkah  dan  hasil  dari  proses  pembuatan meshing
tersebut.
Tahap berikutnya adalah tahap processing yang mencakup beberapa langkah seperti scale and check , pemilihan solver , input model , penentuan material, input boundary conditions, input solution  methods , initialization , dan calculation . Pada penelitian ini, analisis perpindahan panas tidak dipertimbangkan,  sehingga  energi  dalam  keadaan  nonaktif ( off ).  Untuk  model viscous yang  digunakan  pada  simulasi adalah k-ω Shear stress transport (SST). Pemilihan k-ω SST didasarkan  pada  alasan  bahwa  model  ini  menggabungkan formulasi k-ω Standard yang akurat di dekat dinding dengan formulasi  k-ε Standard yang  jauh  dari  dinding.  Dengan demikian,  Dengan  demikian,  model  ini  memberikan  hasil yang  lebih  baik  dalam  mengatasi  kompleksitas  aliran  yang terjadi di sekitar geometri yang diteliti.
Material  yang  digunakan  memiliki  temperatur  300  K, densitas 1,225 kg m -3 , dan viskositas sebesar 1,7894 10 -5 N s m -2 . Parameter yang dimasukkan adalah kecepatan inlet yaitu velocity  magnitude sebesat  8,717  m/s. Turbulent  Intensity sebesar 0.5 %. Untuk turbulent Length Scale sebesar 0,07D (D  =  diameter  silinder  sirkular)  berdasarkan  ANSYS  Inc. tahun  2009.  Metode  yang  digunakan  untuk  simulasi  ini adalah Pressure-Velocity Coupling dengan skema SIMPLEC. Spacial  Discretization untuk  tekanan  menggunakan Second Order .  Untuk  momentum, turbulent  kinetic  energy ,  dan specific  dissipation  rate menggunakan Second  Order Upwind. Transient Formulation menggunakan Second Order Implicit . Proses inisialisasi dilakukan dengan metode hybrid Initialization untuk  memulai simulasi  dengan keadaan awal yang  sesuai.  Sebagai  analisis  numerik  yang  melibatkan Transient,  Time  Step  Size yang  digunakan  adalah  0,0001 untuk  memastikan kelajuan dan akurasi  iterasi  dalam aliran di  sekitar  silinder  sirkular.  Tahap  terakhir  yaitu  tahap post- processing ,  data  yang  diambil  berupa  data  kuantitatif  dan
Gambar  1.  Domain  simulasi  numerik  a)  skema  keseluruhan,  b)  detail penempatan silinder sirkular dan airfoil secara tandem.
Gambar 2. Computational meshing a) overall meshing system , b) detail meshing silinder sirkular, dan c) detail meshing airfoil.
Gambar 3. Grafik grid independency test. Gambar 4 Grafik C Lf pengambilan nilai rata-rata dalam satu periode. Gambar 5. Grafik C Lf silinder sirkular tanpa bodi pengganggu.
Gambar 6. Grafik distribusi koefisien tekanan rata-rata silinder degan bodi penggangu airfoil NACA 0012 pada jarak S/D = 0,2; 0,6; 1; dan 1,4.
kualitatif.  Data  kuantitatif  berupa  koefisien  tekanan  (Cp), nilai  koefisien drag (C D ),  nilai  koefisien lift (C L ),  dan Strouhal  Number (St).  Sedangkan  untuk  data  kualitatif berupa kontur tekanan statis, kontur kecepatan yang digabung dengan streamline, dan kontur turbulent intensity .
Untuk  mendapatkan  koefisien  tekanan  (Cp),  digunakan metode instantaneous time , di mana nilai rata-rata diperoleh dengan  menghentikan  iterasi  pada  lima  titik  seperti  pada Gambar  4.  Untuk  menghitung  rata-rata  koefisien  tekanan, digunakan rumus sebagai berikut.
𝐶𝑝 = 𝐶 𝑝1 +𝐶 𝑝2+ 𝐶 𝑝3 +𝐶 𝑝4+ 𝐶 𝑝5 5 ( 1)
Kemudian  untuk  memperoleh Strouhal  number dapat menggunakan  grafik  fluktuatif  koefisien lift seperti  pada Gambar 5. Perhitungan dari Strouhal number menggunakan persamaan berikut.
𝑃𝑒𝑟𝑖𝑜𝑑𝑒 = 𝑇 𝑛 −𝑇 1 𝑆ℎ𝑒𝑑𝑑𝑖𝑛𝑔 𝑐𝑦𝑐𝑙𝑒 (2)
𝑓 = 1 𝑃𝑒𝑟𝑖𝑜𝑑𝑒
( 3) 𝑆𝑡 = 𝑓∙𝐷 𝑈 (4)
Dari grafik C Lf di atas didapat perhitungan sebagai berikut:
𝑃𝑒𝑟𝑖𝑜𝑑𝑒 = (0,595 −0,504) 4,5 = 0,0202 𝑠 𝑠𝑖𝑘𝑙𝑢𝑠 ⁄ (5) 𝑓 = 1 0,0202 = 49,50 𝐻𝑧 (6)
𝑆𝑡 = 49,50 𝐻𝑧 ∙0,036 𝑚 8,717 𝑚/𝑠 = 0,204 (7)

## III. HASIL DAN PEMBAHASAN
A. Distribusi  Koefisien  Tekanan  (Cp)  pada  Bodi  Utama Silinder dengan Variasi Tanpa Bodi Penggangu dan dengan Bodi  Penggangu  Airfoil  NACA  0012  pada  Jarak  S/D=0,2; 0,6; 1; dan 1,4
Pembahasan  dilakukan  dengan  mengelompokkan  dan membandingkan  grafik  distribusi  koefisien  tekanan  pada silinder  utama  dengan  variasi  konfigurasi  tanpa  bodi penggangu dan dengan variasi airfoil NACA 0012 pada jarak S/D = 0,2; 0,6; 1; dan 1,4. Data koefisien tekanan sesaat pada setiap titik dalam satu gelombang koefisien lift sesaat fungsi waktu  (jumlah titik sebanyak 5 titik) yang kemudian diolah menjadi koefisien rata-rata.
Distribusi  nilai  tekanan  pada  permukaan  silinder  utama dalam  konfigurasi  tanpa  bodi  penggangu  yang  ditampilkan dalam  Gambar  6.  menunjukkan  bahwa  titik  stagnasi,  yang ditandai  dengan Cp = 1, terjadi pada sudut  0˚. Setelah titik stagnasi, distribusi  nilai  tekanan menurun secara signifikan, menandakan  bahwa  aliran  mengalami  percepatan  hingga mencapai kecepatan maksimum yang ditunjukkan oleh nilai koefisien  tekanan  yang  paling  rendah.  Aliran  mencapai kecepatan  maksimum  dengan  nilai  Cp  =  -1,93  pada  sudut sekitar  ±70°  di upper  side silinder  utama  dan  pada  sudut ±290°  di lower  side silinder  utama.  Setelah  itu,  aliran mengalami  perlambatan  akibat  adanya  tekanan adverse pressure ,  yang  ditunjukkan  oleh  peningkatan  grafik  nilai
koefisien tekanan. Pada satu titik, aliran tidak dapat melawan adverse pressure dan gesekan, sehingga mengalami separasi pada titik sekitar ±90° di upper side dan ±270° di lower side . Terdapat  perbedaan  dalam  grafik  distribusi  nilai  koefisien tekanan antara variasi  jarak. Pada jarak S/D = 1,4  memiliki nilai base  pressure tertinggi  dan  jarak  S/D  =  0,6  memiliki nilai terendah.
Sedangkan  untuk  silinder  utama  dengan  adanya  bodi penggangu airfoil yang  dijelaskan  pada  Gambar  6.,  hampir seluruh  nilai  koefisien  tekanan  bernilai  negatif  dan menyerupai tren grafik silinder tunggal. Hal ini menandakan bahwa silinder utama masih  dilingkupi oleh wake dari  bodi penggangu airfoil .  Pada  variasi  jarak  S/D  =  0,2  aliran mencapai  kecepatan  maksimum  sekitar  ±72°  di upper  side silinder utama pada Cp = -1,85 dan sudut ±288° di lower side silinder  utama  pada  Cp  =  -1,89  dan  terdapat  titik  separasi yang mendekati dengan silinder tunggal yaitu sekitar ±105° di upper side dan ±270° di lower side . Namun pada jarak S/D = 1,4 terdapat titik stagnasi pada upper side yang terletak di sekitar  sudut  ±10°  dan  terjadi  penundaan  separasi  yaitu terletak pada titik sekitar ±118° di upper side dan ±250° di lower  side .  Pada  variasi  jarak  S/D  =  1,4  aliran  mencapai kecepatan  maksimum  sekitar  ±74°  di upper  side silinder utama pada Cp = -1,41, dan sudut ±286° di lower side silinder utama  pada  Cp  =  -1,42.  Perbandingan  titik  stagnasi dan separasi pada silinder utama seluruh variasi bodi penggangu airfoil dapat dilihat pada Tabel 1.
Berikutnya,  data  yang  ditampilkan  merupakan  data kualitatif  visualisasi  aliran  yang  diperoleh  dari  simulasi berupa velocity  pathline pada  bodi  penggangu airfoil dan silinder utama tersusun tandem yang dijelaskan pada Gambar 7. (a) dan (b). Pada jarak S/D = 0,2 tidak mengalami stagnasi pada upper side akan tetapi terjadi stagnasi di lower side pada sudut  ±348°. Sedangkan pada jarak S/D = 1,4 terdapat  titik stagnasi  di upper  side pada  sudut  ±10°  dan  mengalami penundaan  separasi  di upper  side pada  sudut  ±118°  yang mengakibatkan wake yang lebih sempit. Wake yang semakin sempit  akan mereduksi  tekanan negatif di  belakang silinder sirkular.  Sehingga  dapat  menyebabkan  reduksi  gaya drag pada silinder sirkular.

## B. Koefisien Drag (C D ) pada Silinder Utama
Data kuantitatif selanjutnya yang diteliti pada penelitian ini adalah  menghitung  koefisien drag yang  dihasilkan  dari silinder  utama.  Data  koefisien drag (C D )  diambil  pada  saat aliran telah mencapai kondisi steady state , yang dimana pada kasus ini terjadi pada flow time 3 – 5 sekon. Dari flow time tersebut  dapat  diperoleh nilai rata-rata koefisien drag untuk setiap variasi. Hal ini bertujuan untuk mengetahui pengaruh penambahan bodi penggangu airfoil terhadap nilai koefisien drag dengan tanpa bodi penggangu. Nilai koefisien drag (C D ) dengan  variasi  NACA  0012,  0018,  dan  0024,  serta  variasi jarak S/D = 0,2; 0,6; 1, dan 1,4 dengan bilangan Reynolds Re = 2,1x10 4 ditunjukkan pada Gambar 8.
Dari  Gambar 8.,  pada silinder utama nilai  koefisien drag terkecil  didapatkan  oleh  konfigurasi  dengan  penambahan bodi pengganggu airfoil NACA 0012 pada S/D = 1.4 dengan nilai  koefisien drag (C D )  yaitu  1.001.  Sedangkan  nilai koefisien drag terbesar  didapatkan  konfigurasi  dengan penambahan bodi pengganggu airfoil NACA 0018 pada S/D
= 1 dengan nilai koefisien drag (C D ) yaitu 1.243. Dari hasil yang  didapat  ditunjukkan  bahwa  penambahan  bodi pengganggu airfoil dapat mereduksi gaya drag pada silinder utama. IDB ( Inlet Disturbance Body ) membantu mengurangi pemisahan  aliran  dan  mengurangi  turbulensi  aliran  yang melintasi  silinder.  Dampak  dari  hal  ini  adalah  terbentuknya zona base  pressure yang  lebih  besar  di  belakang  silinder, sehingga  berakibat  pada  gaya  hambat  silinder  utama menurun.
Analisa  selanjutnya  adalah  analisa  data  kuantitatif mengenai  grafik  fluktuatif  koefisien drag (C Df ).  Grafik fluktuatif  koefisien drag (C Df )  diambil  pada 𝜏 =  90  –  120, yang  dimana 𝜏 = 𝑡 𝑈∞ 𝐷 .  Perbandingan  grafik  fluktuatif koefisien drag (C Df ) pada silinder utama dengan variasi jarak S/D pada bodi penggangu airfoil ditunjukkan pada Gambar 9 (a)  S/D  =  0,2  dan  (b)  S/D  =  1,4.  Kedua  variasi  tersebut menjelaskan  perbandingan  nilai  (C Df )  pada  silinder  utama, dimana  dengan  penambahan  bodi  penggangu airfoil dapat mereduksi  gaya  hambat  dibandingkan  dengan  nilai  gaya hambat  yang  dimiliki  silinder  tunggal.  Pada  NACA  0012 dengan  variasi  jarak  S/D  =  1,4  memiliki  grafik  fluktuatif koefisien drag yang  sangat  efektif  dibandingkan  dengan variasi lainnya dalam mereduksi gaya hambat.

## C. Analisa Angka Srouhal pada Silinder Utama
Analisa angka Strouhal dilakukan untuk membandingkan distribusi  angka Strouhal terhadap Power Spectrum Density ( PSD) pada  tiap  variasi  geometri  silinder  sirkular.  Angka Strouhal pada Gambar 10 didapatkan dari data koefisien lift yang  kemudian  akan  diinterpretasikan  dalam  bentuk  nilai Strouhal number terhadap PSD dengan metode FFT atau Fast Fourier Transform. Berdasarkan Gambar 10, variasi silinder utama  tanpa  penambahan  bodi  pengganggu  memiliki  nilai angka Strouhal paling kecil yaitu pada nilai 0,211. Sedangkan nilai  angka  Strouhal  terbesar  pada  variasi  silinder  utama dengan  penambahan  bodi  pengganggu  didapatkan  pada variasi airfoil NACA 0012 dengan jarak S/D = 1,4 yaitu pada nilai  0,261.  Nilai  angka  Strouhal  terkecil  didapatkan  pada variasi airfoil NACA 0024 dengan jarak S/D = 0,2 yaitu pada nilai 0,213. Hasil ini menjelaskan bahwa semakin kecil nilai reduksi  gaya drag akan semakin besar angka Strouhal  yang didapat.  (Alam,  sakamoto,  &  moriya,  2003)  menyebutkan bahwa frekuensi vortex shedding dihitung berdasarkan lebar
Tabel 1.
Titik stagnasi dan separasi pada silinder utama dengan adanya bodi penggangu airfoil NACA 0012 pada jarak S/D = 0,2; 0,6; 1; dan 1,4
S/D Upper side Lower Side Stagnasi Separasi Stagnasi Separasi 0,2 - ±105 o ±348 o ±270 o 0,6 - ±115 o ±348 o ±265 o 1 - ±115 o ±350 o ±255 o 1,4 ±10 o ±118 o - ±250 o
Gambar  7. Velocity  pathline konfigurasi  tandem  dengan  bodi penggangu airfoil NACA 0012 pada S/D; (a) 0,2 dan (b) 1,4.
Gambar 8. Grafik nilai koefisien drag pada silinder utama.
Gambar  9.  Grafik  fluktuatif  koefisien  drag  (C Df )  pada  silinder  utama dengan kofigurasi jarak; (a) S/D = 0,2 dan (b) S/D = 1,4.
dari shear  layer yang  bergantung  pada  titik  separasi  aliran. Separasi aliran yang tertunda menyebabkan lebar dari shear layer separasi  berkurang,  maka  dari  itu  nilai  dari  angka Strouhal bertambah.
D. Analisa  Kontur  Tekanan  Statis  Aliran  Melintas  Airfoil Simetris dan Silinder Sirkular
Kontur  tekanan  statis  diambil  secara instantaneous pada waktu  tertentu,  yaitu  pada  saat  gelombang lift aliran menunjukkan  keadaan  stabil  dan  tepat  berada  pada peak positif  atau  titik  atas  gelombang  koefisien lift. Gambar  11 menunjukkan  kontur  tekanan  statis  cenderung  sama  untuk semua  variasi airfoil .  Zona  tekanan  tinggi  terletak  pada bagian leading  edge  airfoil dan  bagian lower  side silinder utama. Hal ini dikarenakan pada jarak dekat, interaksi antara fluida  dan  permukaan airfoil serta  silinder  utama  lebih signifikan. Faktor  tersebut menyebabkan perubahan distribusi tekanan statis yang lebih ekstrem.
Kontur tekanan statis pada sisi upper side dan lower side silinder  utama  didominasi  dengan  warna  biru  yaitu  nilai tekanan  yang  terjadi  pada  daerah  tersebut  rendah.  Hal  ini terjadi karena adanya separasi. Selain itu, perbedaan tekanan yang  terjadi  antara trailing  edge pada airfoil dan  silinder utama  menjelaskan  bahwa  terjadi  daerah wake yang  sempit setelah aliran melewati trailing edge .
E. Analisia  Kontur  Kecepatan  Aliran  Melintasi  Airfoil Simetris dan Silinder Sirkular
Kontur kecepatan aliran diambil secara instantaneous pada waktu  tertentu,  yaitu  pada  saat  gelombang lift aliran menunjukkan  keadaan  stabil  dan  tepat  berada  pada peak
positif  atau  titik  atas  gelombang  koefisien lift. Gambar  12 menjelaskan  perubahan  kontur  kecepatan  dan streamlines aliran  yang  melewati  bodi  pengganggu airfoil dan  silinder utama.  Pada  seluruh  variasi  terjadi  penurunan  kecepatan hingga kondisi minimum atau dapat disebut stagnasi pada sisi depan silinder. Setelah terjadinya stagnasi, aliran mengalami peningkatan kecepatan kecepatan hingga maksimum sampai terjadinya  separasi.  Separasi  aliran  ini  mengakibatkan terbentuknya pusaran aliran atau vortex pada salah satu sisi atas atau bawah dari silinder sirkular. Vortex mengakibatkan aliran  di  belakang  silinder  berbentuk  fluktuatif  kemudian aliran tersebut akan terpengaruhi adverse pressure gradient yang menyebabkan aliran kehilangan momentumnya. Ketika momentum  aliran fluida  sudah  tidak mampu  melawan  efek tekanan dan gaya geser akan terjadi separasi, sehingga aliran bergerak  ke  arah  yang  berlawanan  dan  menimbulkan backflow . Terlihat pada Gambar 12 terjadi bubble separation pada airfoil yang  ditandai  zona  berwarna  biru.  Zona  ini menandakan kecepatan rendah dan tekanan yang cenderung stabil.  Kemudian  zona  berwarna  biru  di  belakang  silinder menunjukkan daerah wake yang ditandai  dengan  kecepatan rendah dan tekanan cenderung stabil.
F. Analisia  Kontur  Turbulent  Intensity  Melintasi  Airfoil Simetris dan Silinder Sirkular
Pada  Gambar  13  menjelaskan  dalam unsteady  flow , perubahan intensitas turbulen pada kontur trailing edge dari airfoil dan  silinder  sirkular  diamati  ketika  berbagai  variasi dilakukan  dengan  menambahkan  bodi  pengganggu  pada airfoil . Hal ini menghasilkan pola wake yang terbentuk akibat interaksi  antara  aliran  udara  dan  bodi  pengganggu  tersebut. Kontur turbulent intensity diambil secara instantaneous pada waktu  tertentu,  yaitu  pada  saat  gelombang lift aliran menunjukkan keadaan yang stabil dan tepat berada pada peak positif atau titik atas gelombang koefisien lift. Pengambilan kontur  pada  titik  tersebut  bertujuan  untuk  menangkap fenomena  dimana  pembentukan vortex baru  terjadi.  Serta didapatkan  persentase turbulent  intensity sebagai  berikut 𝜎 𝑢 𝑈 ∞ × 100% .
Gambar  12.  Grafik  Strouhal  number  berdasarkan  koefisien lift pada silinder utama.
Gambar 13. Kontur tekanan statis pada silinder utama dan dengan bodi pengganggu dengan jarak S/D = 0,2 pada airfoil pada; (a) NACA0012;
(b) NACA0018; (c) NACA0024.
Gambar  10.  Kontur  kecepatan  aliran  pada  silinder  utama  dan dengan bodi  penggangu  dengan  S/D  =  0,2  pada airfoil ;  (a)  NACA0012;  (b) NACA0018; (c) NACA0024.
Gambar 11. Kontur turbulent intensity pada silinder utama dan dengan bodi pengganggu dengan jarak S/D = 0,2 pada airfoil ; (a) NACA 0012; (b) NACA 0018 dan (c) NACA 0024.
Berdasarkan Gambar 13, terlihat bahwa pada silinder yang ditambahkan bodi pengganggu airfoil dengan angle of attack 𝛼 = 5° pada  jarak  S/D  =  0,2  menunjukkan  interaksi  antara aliran  dari airfoil dan  aliran  di  sekitar  silinder  sangat  dekat dan  kuat.  Intensitas  turbulen  akan  mengalami  peningkatan yang signifikan karena distorsi aliran yang lebih besar akibat interaksi  antara  kedua  bodi  tersebut.  Efek  ini  dapat menyebabkan turbulensi yang tinggi di sekitar silinder.

## IV. KESIMPULAN
Hasil  penelitian  ini  dapat  ditarik  kesimpulan,  sebagai berikut:  (1)  Distribusi  tekanan  pada  silinder  utama  dengan penambahan  bodi  pengganggu airfoil untuk  semua  variasi jarak  memiliki base  pressure diatas  silinder  tunggal.  (2) Penambahan bodi pengganggu airfoil NACA 0012 pada jarak S/D  =  1,4  dapat  mereduksi  koefisien drag secara  optimal sebesar  28,4%.  Sedangkan  reduksi  koefisien drag terendah terjadi pada NACA 0018 dengan jarak S/D = 1 yaitu sebesar 11%.  (3)  Angka  Strouhal  terbesar  didapatkan  oleh  variasi dengan  penambahan  bodi  pengganggu airfoil NACA  0012 pada jarak S/D = 1,4 yaitu sebesar 0,261. Namun pada NACA
0024 dengan variasi jarak S/D = 0,2 memiliki angka Strouhal terkecil  yaitu  sebesar  0,213.  (4)  Visualisasi  kontur  tekanan statis  menjelaskan  bahwa  dengan  penambahan  bodi pengganggu airfoil memiliki  tekanan  terbesar  pada leading edge  airfoil dan  bagian  depan  silinder  sirkular.  Sedangkan untuk  kontur  kecepatan  aliran  menjelaskan  bahwa  dengan penambahan  bodi  pengganggu airfoil dapat  menunda  titik separasi aliran pada silinder utama.

## DAFTAR PUSTAKA
[1]  M. Sarioglu, “Aerodynamic characteristics of the flow around an airfoil and a circular cylinder,” Omer Halisdemir Univ. J. Eng. Sci. , vol. 6, no. 1, pp. 191–202, 2017.
[2]  S.-J. Lee, S.-I. Lee, and C.-W. Park, “Reducing the drag on a circular cylinder by upstream installation of a small control rod,” Fluid  Dyn. Res. , vol. 34, no. 4, pp. 233–250, 2004, doi: 10.1016/j.fluiddyn.2004.01.001.
[3]  C. Zhou and and others, “A Numerical Study of a Circular Cylinder in the  Wake  of  an  Airfoil,”  in 15th  Australasian  Fluid  Mechanics Conference,  15th  Australasian  Fluid  Mechanics  Conference, University of Sydney, Sydney, Australia , 2004, pp. 13–17.
[4]  Y. Qiu, Y. Sun, Y. Wu, and Y. Tamura, “Effects of splitter plates and Reynolds  number  on  the  aerodynamic  loads  acting  on  a  circular cylinder,” J. Wind Eng. Ind. Aerodyn. , vol. 127, pp. 40–50, 2014, doi: 10.1016/j.jweia.2014.02.003.