## ANALISA AERODINAMIKA AIRFOIL PESAWAT DENGAN PENDEKATAN COMPUTATIONAL FLUID DYNAMIC DAN WIND TUNNEL
M. F. A. Wicaksono 1 , G.A. Pohan 1 , I. T. Hidayath 1
1 Teknik Mesin S-1, Institut Teknologi Nasional Malang, Kota Malang, Indonesia Email:fikriari46@gmail.com

## A BSTRACT
Penelitian  terhadap  bentuk  airfoil  terus  dilakukan  untuk  mendapatkan  performasi  aerodinamika  yang  terbaik.  Dengan  gaya  angkat yang  lebih  besar  maka  pesawat  terbang  dapat  mengangkut  beban  lebih  besar  dan  dapat  melakukan  lepas  landas  pada  runway  yang pendek.  Beberapa  metode  dapat  digunakan  untuk  melakukan  pengujian  terhadap  model  pesawat,  seperti  metode  eksperimental  dan metode komputasi. Dalam hal ini, metode komputasi dianggap lebih efisien bila dibandingkan dengan metode eksperimental. Karena, tidak  memerlukan  ruang  yang  besar  untuk  mendapatkan  hasil  yang  maksimal  dan  waktu  pengujian  relatif  lebih  singkat  bila dibandingkan  metode  eksperimental.  Penulis  melakukan  penelitian  untuk  mengetahui  karakteristik  aerodinamika  dari airfoil NACA 2412, NACA 4412 dan NACA 6412 serta pengaruh kecepatan angin dan sudut serang terhadap performasi dari airfoil. Dari data yang didapat  nilai drag  coefficient  dan  lift  coefficient berdasarkan  sudut  serang  aliran udara . Dari  data  yang  didapat nilai drag  coefficient dan lift coefficient berdasarkan kecepatan aliran udara . Drag coefficient berdasarkan urutan nilai yang paling besar adalah kecepatan 4, 5,  7  dan  3  m/s.  Sedangkan lift  coefficient berdasarkan  urutan  nilai  yang  paling  besar  adalah  kecepatan  7,  5,  4  dan  3  m/s.  Dapat disimpulkan semakin besar nilai kecepatan aliran udara maka semakin kecil pula drag coefficient , tetapi tidak berlaku untuk kecepatan 3 m/s karena bentuk aliran udara dalam kondisi laminer. Sedangkan untuk lift coefficient, semakin besar kecepatan aliran udara, maka semakin  besar  pula lift  coefficient.  Drag  coefficient berdasarkan  urutan nilai  yang  paling  besar  adalah  sudut 15 o ,  10 o ,  5 o , 0 o dan  -5 o . Sedangkan lift coefficient berdasarkan urutan nilai yang paling besar adalah sudut 15 o , 10 o , 5 o , 0 o dan -5 o . Dapat disimpulkan semakin besar sudut serang aliraan udara, maka semakin besar pula nilai drag coefficient dan lift coefficient . Dari hasil perbandingan antar drag coefficient dan lift coefficient pada wind tunnel dengan Ansys Fluent didapat persentase terbesar pada NACA 2412 dengan besar nilai persentase  tersebut  adalah  28%.  Berdasarkan  katagori  nilai  MAPE  (Mean  Absolute  Percentage  Error)  dapat  ditafsirkan  pengujian secara  numerik  dapat  meberikan  hasil  yang  layak.  Karena  nilai  MAPE  terbesar  kurang  dari  50%  dan  lebih  dari  20%. Peneliti dapat meningkatkan  keakurasian  dengan  membuat  dudukan airfoil yang  lebih  kecil.  Karena  hal  tersebut  membengaruhi  gaya  angkat  dan hambat.
Keyword Drag coefficient, Lift coefficient, Airfoil, NACA Paper type Research paper

## P ENDAHULUAN
Airfoil atau aerofoil adalah  bentuk  aerodinamika  yang  menghasilkan  gaya  angkat  sebesar  mungkin  dan  gaya hambat sekecil  mungkin. Sayap pesawat terbang  merupakan aplikasi dari airfoil . Pada bagian  melintang sayap pesawat terbang  terlihat  bentuk  dua  dimensi  dari airfoil .  Bentuk airfoil mempengaruhi  performasi  aerodinamika  dari  pesawat terbang,  terutama  gaya  angkat  dipengaruhi  juga  oleh  sudut  serang.  Sudut  serang  adalah  sudut  yang  terbentuk  antara chord dengan arah datangnya angin. (J. D. Anderson, 2010)
Penelitian  terhadap  bentuk  airfoil  terus  dilakukan  untuk  mendapatkan  performasi  aerodinamika  yang  terbaik. Dengan gaya angkat yang lebih besar maka pesawat terbang dapat mengangkut beban lebih besar dan dapat melakukan lepas landas pada runway yang pendek.
Hasil  dari  berbagai  eksperimental  telah  banyak  digunakan  untuk  mendesain  dalam  berbagai  konfigurasi  sayap. Beberapa  metode  dapat  digunakan  untuk  melakukan  pengujian  terhadap  model  pesawat,  seperti  metode  eksperimental dan  metode  komputasi.  Dalam  hal  ini,  metode  komputasi  dianggap  lebih  efisien  bila  dibandingkan  dengan  metode eksperimental.  Karena,  tidak  memerlukan  ruang  yang  besar  untuk  mendapatkan  hasil  yang  maksimal  dan  waktu pengujian  relatif  lebih  singkat  bila  dibandingkan  metode  eksperimental.  Berkembangnya  metode  numerik  juga menjadikan perhitungan komputasi menghasilkan data yang semakin baik. Salah satu kegunaan metode komputasi ialah untuk menganalisa permasalahan fluida dinamis.
Pada  penelitian  ini  akan  dilakukan  2  metode  dengan  variabel  yang  sama,  metode  yang  dilakukan  ialah  metode eksperimental dan komputasi. Untuk mengetahui selisih data dan keakuratan dari kedua metode tersebut.

## T EORI

## A. Airfoil
Sayap  pesawat  terbang  pada  gambar  2.1  melintang  pada  sumbu  y.  Udara  mengalir  dengan  kecepatan  V  paralel dengan bidang xz. Setiap bagian pontongan sayap pesawat terbang yang terpotong oleh sumbu xz adalah airfoil.
Fig. 1. Airfoil
(sumber : Fundamentals of Aerodynamics , 2011)
Airfoil adalah  bentuk  geometri  aerodinamika  yang  dapt  menghasilkan  gaya  angkat  yang  besar  dengan  gaya hambatan  sekecil  mungkin  ketika  melalui  fluida.  Karena  dapat  menghasilkan  gaya  angkat  yang  besar  dengan  gaya hambat  yang  kecil  maka airfoil dipilih  sebagai  komponen  sayap  pesawat  terbang.  Gaya  angkat  dari  sayap  pesawat terbang  bergantung  pada  bentuk  geometris airfoil .  Begitu  juga  dengan  gaya  hambat  bergantung  pada  bentuk  geometris airfoil.

## B. Wind tunnel
Wind  tunnel atau  terowongan  angin  digunakan  untuk  mensimulasikan  keaadaan  sebenarnya  pada  suatu  benda yang berada dalam pengaruh gaya aerodinamika secara eksperimental. Percobaan ini biasanya dilakukan terhadap model- model kendaraan seperti mobil, sayap pesawat terban, turbin, dll.
Teknik uji coba aerodinamika pada alat ini adalah dengan menetapkan objek pada test section. Pada test section akan  diketahui  performasi  aerodinamika  pada  titik  tertentu  dari  model  tersebut  yang  pada  akhirnya  melahirkan kesimpulan  kelayakan  model.  Kecepatan  rendah  hingga  kecepatan  tinggi.  Arah  angin  juga  dapat  direkayasa  dengan mengubah derajat posisi kedudukan atau sudut serang objek pada test section.
Fig. 2. Wind tunnel

## (sumber : discoverarmfield.com)

## C. FLUENT
FLUENT adalah program komputer yang dikembangkan oleh ANSYS Inc. Untuk memodelkan aliran fluida dan perpindahan panas dengan geometri yang kompleks. FLUENT merupakan salah satu jenis program CFD ( Computational Fluid Dynamics ) yang menggunakan metode diskritisasi volume hingga FLUENT memiliki fleksibilitas mesh , sehingga kasus-kasus  aliran  fluida  yang  memiliki mesh tidak  terstruktur  akibat  geometri  benda  yang  rumit  dapat  diselesaikan dengan  mudah. Selain itu, FLUENT memungkinkan untuk  penggenerasian mesh lebih halus atau lebih besar dari mesh yang sudah ada berdasarkan pemilihan solusi aliran.
Fluent  menggunakan  teknik control  volume untuk  mengubah  persamaan  pembentuk  aliran  menjadi  persamaan algebra  sehingga  dapat  diselesaikan  secara  numeric.  Teknik control  volume ini  mengandung  pengintegralan  setiap
persamaan  pembentuk  aliran  pada  tiap-tiap  kontrol  volume,  menghasilkan  persamaan-persamaan  diskrit  yang mengkonservasikan tiap jumlah yang ada pada control volum.
Fig. 3. ANSYS FLUENT

## M ETODE P ENELITIAN

## A. Metode Eksperimental
Metode eksperimental dilakukan menggunakan wind tunnel. Sebelum airfoil dipasang pada instrumen alat ukur , terlebih dahulu mengatur kecepatan angin pada wind tunnel. Kecepatan angin pada lubang masuk angin boiler . Lubang angin boiler ditutup untuk mencapai kecepatan angin yang diinginkan, kemudian airfoil dipasang pada wind tunnel . Shaft dan airfoil diletakan pada sensor instrumen alat ukur.
Fig. 4. Memasang dudukan airfoil

## Fig. 6. Mengatur kecepatan aliran angin
Kemudian mengatur instrumen alat ukur menjadi keadaan setimbang. Keadaan setimbang yang dimaksud berada pada 0 N. Setelah mencapai keadaan setimbang maka wind tunnel dapat ditutup dan mulai mengambil data.
Fig. 7. Pengambilan data pada instrumen alat ukur
Fig. 8. Wind tunnel

## B. Metode Komputasi
Metode  komputasi dilakukan  menggunakan software Computational  Fluida  Dynamics (CFD).    Desain airfoil dibuat  terlebih  dahulu  pada software Autodesk  Inventor,  ukuran  yang  digunakan  sama  dengan  objek  eksperimental. Setelah airfoil sudah dibuat maka, desain dapat di- import pada software Ansys Fluent. Parameter dipastikan sama dengan yang ada pada keadaan nyata dari wind tunnel , kondisi batasan dari tekanan, kecepatan angin, ukuran test section .
Fig. 9. Menetukan ukuran ruang test section
Fig. 10. Proses meshing model airfoil

## Fig. 11. Hasil meshing model airfoil
Mengatur kondisi batas pada Ansys Fluent terdapat 2 pilihan dalam proses solver yaitu 2 dimensi sigle precision atau double precision dan 3 dimensi sigle precision atau double precision . Pada pengujian kali ini digunakan 3 dimensi dengan double  precision . Double  precision dibutuhkan  untuk  simulasi  pada  geometri  yang  sangat  panjang.  Objek penelitian yang kecil atau kasus konveksi dengan perbedaan konduktivitas tinggi.

## Fig. 12. FLUENT Launcher
Pada  menu  Ansys  Fluent  terdapat  menu  untuk  memilih  model  aliran  pada  proses running .  Disini  terdapat beberapa  parameter  yang  harus  ditentukan  seperti  formulasi solver ,  ruang  model  ( space ),  dll.  Pada  simulasi  ini  dipilih sesuai dengan perhitungan reynold bilangan, laminer untuk kecepatan 3 m/s, STT e-omega pada transitional flow untuk kecepatan 4 m/s dan Realizable e-epsilon pada aliran turbulen untuk kecepatan 5 dan 7 m/s.
Fig. 13. Viscous Model Laminer
Fig. 14. Viscous Model STT e-omega
Fig. 15. Viscous Model Realizable e-epsilon
Boundary Condition pada penentuan kondisi batas merupakan masukan data yang sangat penting untuk simulasi aliran dengan Fluent. Pada tahap ini menentukan inlet, wall, outlet dan benda uji.
Fig. 16.
Velocity Inlet Fig. 17. Mengatur Wall menjadi symmetry

## Fig. 18. Pressure Outlet
Kemudian,  mengatur Reference  Values dengan  batasan  kondisi  yang  ada  pada  objek  dan  tempat  penelitian. Mengubah nilai pada Area, Length, Temperature dan velocity.
Kemudian, mengatur Initialization dengan menyesuaikan data pada inlet nilai turbulensi dan kecepatan dan arah aliran udara.

## Fig. 20. Solution Intialization
Setelah  semua  parameter  dimasukkan,  maka  lakah  selanjutnya  adalah  proses  running.  Namun  sebelum  proses running dimulai terlebih dahulu memasukkan angka interaksi yang diinginkan, pada tahap ini ditentukan maksimal 200 interaksi.
Fig. 21. Run Calculation

## H ASIL DAN P EMBAHASAN

## A. Hasil Simulasi dengan Software FLUENT
Simulasi  dengan software dilakukan  terhadap  3  model airfoil berbeda,  yaitu  NACA  2412,  NACA  4412  dan NACA  6412.  Melalui  perbedaan  tipe  NACA  yang  terdapat  pada  ketiga airfoil tersebut,  akan  dianalisa  bagaimana distribusi  kecepatan  aliran  udara  disekitar airfoil tersebut  dengan  variasi  sudut  serang  -5 o ,  0 o ,  5 o ,  10 o dan  15 o .  Untuk kecepatan  angin  yang  digunakan  adalah  3,  4,  5,  dan  7  m/s.  Data  hasil  percobaan  dengan  menggunakan  Fluent  sebagai bahan  validasi  dari  hasil  percobaan  dengan wind  tunnel. Berdasarkan  simulasi  CFD  maka  didapatkan  hasil  sebagai berikut:
TABLE I.
D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT -5 O No. Tipe NACA (m/s) F D (N) F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,004120 -0,023957 0,003249 -0,018895 4 0,008837 -0,042643 0,003920 -0,018919 5 0,011000 -0,064966 0,003123 -0,018447 7 0,018900 -0,126474 0,002738 -0,018322 2. NACA 4412 3 0,004111 -0,008969 0,003242 -0,007074 4 0,008581 -0,015463 0,003807 -0,006860 5 0,010995 -0,020744 0,003122 -0,005890 7 0,018747 -0,038730 0,002716 -0,005611 3. NACA 6412 3 0,004496 0,004446 0,003546 0,003507 4 0,009301 0,010973 0,004127 0,004868 5 0,012329 0,023290 0,003501 0,006613 7 0,021278 0,049479 0,003083 0,007168 TABLE II. D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT 0 O
No. Tipe NACA (m/s) F D (N)
F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,003462 0,015000 0,002731 0,011831 4 0,007735 0,027557 0,003432 0,012226 5 0,009281 0,044846 0,002635 0,012733 7 0,015840 0,089552 0,002295 0,012973 2. NACA 4412 3 0,004106 0,030129 0,003238 0,023763 4 0,008672 0,055511 0,003847 0,024628 5 0,011241 0,091873 0,003192 0,026086 7 0,019941 0,183395 0,002889 0,026568 3. NACA 6412 3 0,006211 0,041572 0,004899 0,032788 4 0,013169 0,083392 0,005843 0,036997 5 0,019284 0,132722 0,005476 0,037685 7 0,036462 0,261444 0,005282 0,037875
TABLE III.
D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT 5 O No. Tipe NACA (m/s) F D (N) F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,006315 0,049310 0,004981 0,038892 4 0,012984 0,096989 0,005760 0,043030 5 0,020025 0,153151 0,005686 0,043486 7 0,038136 0,302212 0,005525 0,043781 2. NACA 4412 3 0,006936 0,069834 0,005471 0,055079 4 0,014259 0,130032 0,006326 0,057689 5 0,020289 0,209891 0,005761 0,059597 7 0,037718 0,415907 0,005464 0,060251 3. NACA 6412 3 0,009092 0,087932 0,007171 0,069354 4 0,017992 0,159885 0,007982 0,070934 5 0,026528 0,259182 0,007532 0,073592 7 0,050239 0,514940 0,007278 0,074598 TABLE IV. D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT 10 O No. Tipe NACA (m/s) F D (N) F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,010440 0,058920 0,008234 0,074699 4 0,020920 0,176760 0,009281 0,078420 5 0,030910 0,282430 0,008777 0,080193 7 0,058290 0,558880 0,008444 0,080963 2. NACA 4412 3 0,012879 0,112810 0,010158 0,088975 4 0,025498 0,209269 0,011312 0,092844 5 0,038468 0,336096 0,010923 0,095431 7 0,073587 0,666172 0,010660 0,096506 3. NACA 6412 3 0,015694 0,129287 0,012378 0,101972 4 0,031118 0,242123 0,013806 0,107419 5 0,047693 0,389249 0,013542 0,110523 7 0,092292 0,773075 0,013370 0,111993 TABLE V. D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT 15 O No. Tipe NACA (m/s) F D (N) F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,018556 0,136178 0,014635 0,107407 4 0,036551 0,255272 0,016216 0,113253 5 0,056139 0,406580 0,015940 0,115444 7 0,107889 0,807568 0,015630 0,116990 2. NACA 4412 3 0,021544 0,153290 0,016992 0,120903 4 0,042577 0,288348 0,018890 0,127927 5 0,066149 0,461535 0,018782 0,131048 7 0,128197 0,916806 0,018572 0,132815
3. NACA 6412 3 0,023934 0,165718 0,018877 0,130705 4 0,049162 0,317903 0,021811 0,141039 5 0,076959 0,509740 0,021852 0,144735 7 0,149416 1,009484 0,021645 0,146241 B. Hasil Pengujian Menggunakan Wind Tunnel
Drag Force dan Lift Force diukur dengan timbangan gaya yang terdapat pada wind tunnel . Pengukuran dilakukan dengan pengambilan 3 kali pengujian pada masing-masing kecepatan dan sudut serang. Kemudian dari 3 kali pengujian diambil rata-rata dari pengambilan data tersebut. Rekapitulasi dari nilai rata-rata dalam pengujian dimasukkan pada tabel. Dari  data  pengujian  maka  dapat  ditentukan  pula  koefisien  total  dari  hambatan  dan  angkat  pada  sayap  pesawat  sebagai berikut:
TABLE VI. D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT -5 O No. Tipe NACA (m/s) F D (N) F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,005693 -0,009766 0,004490 -0,007703 4 0,009328 -0,013313 0,004139 -0,005906 5 0,014175 -0,020405 0,004025 -0,005794 7 0,027504 -0,032816 0,003984 -0,004754 2. NACA 4412 3 0,005693 -0,011539 0,004490 -0,009101 4 0,008117 -0,018632 0,003601 -0,008266 5 0,011752 -0,029270 0,003337 -0,008311 7 0,020234 -0,062958 0,002931 -0,009121 3. NACA 6412 3 0,006905 0,002645 0,005446 0,002086 4 0,010540 0,011510 0,004676 0,005107 5 0,015387 0,022148 0,004369 0,006289 7 0,026292 0,052290 0,003809 0,007575 TABLE VII. D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT 0 O No. Tipe NACA (m/s) F D (N) F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,005693 0,012621 0,004490 0,009955 4 0,009328 0,029367 0,004139 0,013029 5 0,011752 0,046113 0,003337 0,013093 7 0,022657 0,087977 0,003282 0,012745 2. NACA 4412 3 0,005693 0,020994 0,004490 0,016558 4 0,006905 0,041926 0,003063 0,018601 5 0,009328 0,067045 0,002649 0,019037 7 0,016599 0,167520 0,002405 0,024268 3. NACA 6412 3 0,005693 0,025181 0,004490 0,019860 4 0,008117 0,050299 0,003601 0,022316 5 0,011752 0,075418 0,003337 0,021414 7 0,020234 0,159147 0,002931 0,023055 TABLE VIII. D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT 5 O No. Tipe NACA (m/s) F D (N) F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,006905 0,066809 0,005446 0,052694 4 0,009328 0,111896 0,004139 0,049643 5 0,011752 0,156983 0,003337 0,044574 7 0,020234 0,337331 0,002931 0,048868 2. NACA 4412 3 0,005693 0,078081 0,004490 0,061584 4 0,008117 0,145711 0,003601 0,064646
5 0,011752 0,235885 0,003337 0,066977 7 0,019022 0,540223 0,002756 0,078261 3. NACA 6412 3 0,005693 0,111896 0,004490 0,088255 4 0,009328 0,179526 0,004139 0,079648 5 0,012963 0,269701 0,003681 0,076579 7 0,026292 0,574038 0,003809 0,083159 TABLE IX. D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT 10 O No. Tipe NACA (m/s) F D (N) F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,016077 0,111896 0,012680 0,088255 4 0,027092 0,179526 0,012019 0,079648 5 0,041779 0,269701 0,011863 0,076579 7 0,074824 0,585310 0,010840 0,084792 2. NACA 4412 3 0,016077 0,111896 0,012680 0,088255 4 0,027092 0,202070 0,012019 0,089649 5 0,041779 0,292244 0,011863 0,082980 7 0,085839 0,619125 0,012435 0,089691 3. NACA 6412 3 0,016077 0,145711 0,012680 0,114925 4 0,023420 0,258429 0,010391 0,114653 5 0,041779 0,382418 0,011863 0,108584 7 0,078496 0,686756 0,011371 0,099488
TABLE X.
D RAG FORCE , LIFT FORCE , DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT AIRFOIL SUDUT 15 O No. Tipe NACA (m/s) F D (N) F L (N) C D C L 1. NACA 2412 3 0,027092 0,123168 0,021368 0,097145 4 0,045450 0,213342 0,020164 0,094650 5 0,063809 0,326059 0,018118 0,092581 7 0,137243 0,652940 0,019882 0,094590 2. NACA 4412 3 0,019749 0,145711 0,015576 0,114925 4 0,038107 0,224613 0,016906 0,099651 5 0,056466 0,337331 0,016033 0,095782 7 0,115213 0,664212 0,016691 0,096223 3. NACA 6412 3 0,016077 0,156983 0,012680 0,123816 4 0,034435 0,337331 0,015277 0,149659 5 0,049122 0,450049 0,013948 0,127787 7 0,100526 0,867104 0,014563 0,125615
Fig. 22. Grafik nilai rata-rata coefficient terhadap bentuk airfoil
Fig. 23. Grafik nilai rata-rata coefficient terhadap kecepatan aliran udara
Fig. 24. Grafik nilai rata-rata coefficient terhadap sudut serang aliran udara

## C. Perbandinngan Data Wind Tunnel
Pada  proses  perbandingan  antara  data  hasil  pengujian  sayap  pesawat  menggunakan Wind  Tunnel dengan  simulasi computational fluid dynamics dengan perangkat lunak Ansys Fluent dapat dilihat pada tabel XI.
TABLE XI. P ERBANDINGAN DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT A IRFOIL PADA A NSYS F LU ENT DAN W IND T UNNEL SUDUT SERANG -5 O No. Tipe NACA (m/s) Error C D C L Mean 1. NACA 2412 3 38% 59% 49% 4 6% 69% 37% 5 29% 69% 49% 7 46% 74% 60% 2. NACA 4412 3 38% 29% 34% 4 5% 20% 13% 5 7% 41% 24% 7 8% 63% 35% 3. NACA 6412 3 54% 41% 47% 4 13% 5% 9% 5 25% 5% 15% 7 24% 6% 15% TABLE XII. P ERBANDINGAN DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT A IRFOIL PADA A NSYS F LU ENT DAN W IND T UNNEL SUDUT SERANG 0 O No. Tipe NACA (m/s) Error C D C L Mean 1. NACA 2412 3 64% 16% 40% 4 21% 7% 14% 5 27% 3% 15% 7 43% 2% 22% 2. NACA 4412 3 39% 30% 34% 4 20% 24% 22% 5 17% 27% 22% 7 17% 9% 13% 3. NACA 6412 3 8% 39% 24% 4 38% 40% 39% 5 39% 43% 41% 7 45% 39% 42%
TABLE XIII. P ERBANDINGAN DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT A IRFOIL PADA A NSYS F LU ENT DAN W IND T UNNEL SUDUT SERANG 5 O No. Tipe NACA
(m/s) Error C D C L Mean 1. NACA 2412 3 9% 35% 22% 4 28% 15% 22% 5 41% 3% 22% 7 47% 12% 29% 2. NACA 4412 3 18% 12% 15% 4 43% 12% 28% 5 42% 12% 27% 7 50% 30% 40% 3. NACA 6412 3 37% 27% 32% 4 48% 12% 30% 5 51% 4% 28% 7 48% 11% 30%
TABLE XIV. P ERBANDINGAN DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT A IRFOIL PADA A NSYS F LU ENT DAN W IND T UNNEL SUDUT SERANG 10 O
No. Tipe NACA (m/s) Error C D C L Mean 1. NACA 2412 3 54% 18% 36% 4 30% 2% 16% 5 35% 5% 20% 7 28% 5% 17% 2. NACA 4412 3 25% 1% 13% 4 6% 3% 5% 5 9% 13% 11% 7 17% 7% 12% 3. NACA 6412 3 2% 13% 8% 4 25% 7% 16% 5 12% 2% 7% 7 15% 11% 13% TABLE XV. P ERBANDINGAN DRAG COEFFICIENT DAN LIFT COEFFICIENT A IRFOIL PADA A NSYS F LU ENT DAN W IND T UNNEL SUDUT SERANG 15 O No. Tipe NACA (m/s) Error C D C L Mean 1. NACA 2412 3 46% 10% 28% 4 24% 16% 20% 5 14% 20% 17% 7 27% 19% 23% 2. NACA 4412 3 8% 5% 7% 4 10% 22% 16% 5 15% 27% 21% 7 10% 28% 19% 3. NACA 6412 3 33% 5% 19% 4 30% 6% 18% 5 36% 12% 24% 7 33% 14% 23% D. Evaluasi Hasil Pengujian pada Ansys dan Wind Tunnel
Variasi jenis airfoil : NACA 2412 NACA 4412         Dengan sub-variabel yang sama NACA 6412
TABLE XVI. E VALUASI HASIL PENGUJIAN AIRFOIL No. Variasi MAPE (Mean Absolut Percentage Error) 1. NACA 2412 28% 2. NACA 4412 20% 3. NACA 6412
24%
Fig. 25. Grafik evaluasi pengujian airfoil
Dari tabel XVI dapat dilihat  bahwa nilai persentase tingkat kesalahan data antara pengujian Ansys dengan wind tunnel pada  variasi  NACA  2412  sebesar  28%  yang  mana  termasuk  dalam  layak.  Kemudian  pada  variasi  NACA  4412 sebesar 20% yang mana termasuk dalam layak. Kemudian pada variasi NACA 6412 sebesar 24% yang mana termasuk dalam layak.

## K ESIMPULAN
Dari hasil penelitian yang telah dilakukan, eksperimental pada pengujian wind tunnel , numerik pada Ansys Fluent serta perbandinagn keduanya. Dapat diambil sejumlah kesimpulan dari pelaksanaan penelitian skripsi ini.
1. Dari  data  yang  didapat  nilai drag  coefficient  dan  lift  coefficient berdasarkan  bentuk airfoil.  Drag  coefficient berdasarkan  urutan  nilai  yang  paling  besar  adalah  NACA  6412,  NACA  4412  dan  NACA  2412.  Sedangkan lift coefficient berdasarkan  urutan  nilai  yang  paling  besar  adalah  NACA  6412,  NACA  4412  dan  NACA  2412.  Dapat disimpulkan semakin besar chamber maka semakin besar pula nilai drag coefficient dan lift coefficient
2. Dari data yang didapat nilai drag coefficient dan lift coefficient berdasarkan kecepatan aliran udara . Drag coefficient berdasarkan  urutan  nilai  yang  paling  besar  adalah  kecepatan  4,  5,  7  dan  3  m/s.  Sedangkan lift  coefficient berdasarkan  urutan  nilai  yang  paling  besar  adalah  kecepatan  7,  5,  4  dan  3  m/s.  Dapat  disimpulkan  semakin  besar nilai  kecepatan  aliran  udara  maka  semakin  kecil  pula drag  coefficient ,  tetapi  tidak  berlaku  untuk  kecepatan  3  m/s karena bentuk aliran udara dalam kondisi laminer. Sedangkan untuk lift coefficient, semakin besar kecepatan aliran udara, maka semakin besar pula lift coefficient.
3. Dari  data  yang  didapat  nilai drag  coefficient  dan  lift  coefficient berdasarkan  sudut  serang  aliran  udara .  Drag coefficient berdasarkan urutan nilai yang paling besar adalah sudut 15 o , 10 o , 5 o , 0 o dan -5 o . Sedangkan lift coefficient berdasarkan urutan nilai yang paling besar adalah sudut 15 o , 10 o , 5 o , 0 o dan -5 o . Dapat disimpulkan semakin besar sudut serang aliraan udara, maka semakin besar pula nilai drag coefficient dan lift coefficient .
4. Dari  hasil  perbandingan  antar drag  coefficient dan lift  coefficient pada wind  tunnel dengan  Ansys  Fluent  didapat persentase terbesar pada NACA 2412 dengan besar nilai persentase tersebut adalah 28%.
5. Berdasarkan  katagori  nilai  MAPE  (Mean  Absolute  Percentage  Error)  dapat  ditafsirkan  pengujian  secara  numerik dapat meberikan hasil yang layak. Karena nilai MAPE terbesar kurang dari 50% dan lebih dari 20%.

## R EFERENCES
[1] J. D. Anderson, “Fundamentals of Aerodynamics”, 5th edition, McGraw-Hill, 2010.
[2] Khairani,  Chindy.  2018.  “Analisis  Komputasi  Perilaku  Aliran  Fluida  Pada Airfoil Pesawat  Terbang  Dengan Persamaan Navier-Stokes” dalam Skripsi. Universitas Sumatra Utara, Medan.
[3] Sugiarto, Tris. “Analisa Karakteristik Airfoil Naca 4412 Dengan Metode Wind Tunnel ” dalam Jurnal ISSN 1978- 2497. Institut Teknologi dan Seni.
[4] Erlangga,  Gema  Pandji.  2017.  “Studi  Eksperimental  Karakteristik  Aerodinamika Airfoil Naca  4412  Dengan Variasi Kecepatan Aliran Udara” dalam Skripsi. Institut Teknologi Sepuluh Nopember.
[5] Wikipedia “Viscosity” (http://en.wikipedia.org/wiki/Viscosity) (diakses tanggal 23 Februari 2013)
[6] Wardana, Rinaldi Eka. 2015. “Analisi Hambatan Kapal Selam Mini Menggunakan Pengujian Pada Wind Tunnel Yang  Tervalidasi  Dengan Computational  Fluid  Dynamics ”  dalam  tugas  akhir.  Institut  Teknologi  Sepuluh November.
[7] Siregar,  Munawir  Rosyadi.  2013.  “Analisis  Koefisien  Drag  pada  Mobil  Hemat  Energi  “Mesin  USU”  dengan Menggunakan Perangkat Lunak CFD” dalam Skripsi. Universitas Sumatera Utara, Medan