## PENGARUH SUDUT SERANG AEROFOIL
TERHADAP DISTRIBUSI TEKANAN DAN GAYA ANGKAT
Heri Wibowo
Jurusan Pendidikan Teknik Mesin, Fakultas Teknik, Universitas Negeri Yogyakarta heriwbuny@yahoo.com

## ABSTRACT
The aerofoils are used to get the lifting force on the design of plane’s wings. The lifting force is caused by difference air velocity on upper and lower aerofoil which the magnitude depend on attack angle of aerofoil and  air  velocity  exist  surrounding.  This  experiment  aims  to  show  the  force  vector  (pressure  distribute)  on  the aerofoil.  The aerofoil  is  attached by  air  with  konstant  velocity.  The  research  procedure is  done by  change  the attack  angle  of  aerofoil  on  five  formation.  The  surface  of  aerofoil  is  connected  with  pressure  gage  which  is dispersed  at  11  point  of  measurement.  The  result  shows  that  magnitude  of  force  vector  is  depended  on  attack angle of aerofoil. Increasing angle of aerofoil until boundary angle will be followed by increasing air velocity on the  point  of  measurement  and  finally  increase  force  vector.  Upper  boundary  angle  will  be  followed  by decreasing air velocity on the point of measurement and finally decrease force vector.

## Keywords: Aerofoil, attack angle, wings, lifting force

## ABSTRAK
Aerofoil digunakan untuk mendapatkan gaya angkat pada desain sayap pesawat. Gaya angkat disebabkan oleh  perbedaan  kecepatan  udara  pada  aerofoil  atas  dan  bawah  yang  besarnya  tergantung  pada  sudut  serang aerofoil dan kecepatan  udara yang ada disekitarnya. Eksperimen ini bertujuan  untuk  menampilkan  vektor  gaya (distribusi tekanan) pada aerofoil. Aerofoil dilekatkan pada udara dengan kecepatan konstan. Prosedur penelitian dilakukan  dengan  cara  mengubah  sudut  serang  aerofoil  pada  lima  formasi.  Permukaan  aerofoil  dihubungkan dengan  alat  ukur  tekanan  yang  tersebar  pada  11  titik  pengukuran.  Hasil  menunjukkan  bahwa  besarnya  vektor gaya  bergantung  pada  sudut  serang  aerofoil.  Sudut  aerofoil  yang  meningkat  hingga  sudut  batas  akan  diikuti dengan peningkatan kecepatan udara pada titik pengukuran dan akhirnya meningkatkan vektor gaya. Sudut batas atas akan diikuti oleh penurunan kecepatan udara pada titik pengukuran dan akhirnya menurunkan vektor gaya.
Kata kunci: aerofoil, sudut serang, sayap, daya angkat

## PENDAHULUAN
Faktor  aerodinamik  pada  desain  suatu kendaraan maupun pesawat terbang, merupakan suatu  hal  yang  selalu  mendapat  perhatian.  Hal ini berkaitan dengan gaya tahanan maupun gaya angkat  yang  terjadi  pada  kendaraan  yang disebabkan  oleh  udara  yang  bergerak  di sekeliling  kendaraan  tersebut.  Aliran  udara yang  terjadi  di  sekeliling  benda  memiliki kecepatan  dan  tekanan  tertentu.  Selain  itu, benda  yang  berada  di  dalam  aliran  udara bergerak  juga  akan  mengalami  gaya-gaya udara.  Gaya-gaya  udara  ini  dapat  dibagi menjadi  2  komponen  pokok  yaitu:  (a) komponen  yang  tegak  lurus  terhadap  aliran udara  disebut  gaya  angkat  ( lift )  dan  (b)
komponen  yang  bekerja  sejajar  dengan  aliran udara  disebut  dengan  gaya  tahanan  ( drag ). Gaya drag timbul karena pengaruh gaya antara lain  gaya  gesek  pada  permukaan  benda  dan gaya  tahanan  tekanan  (Szubert  et  al.  2016). Gaya drag pada  artikel  ini  tidak  ditampilkan karena  komponen  gaya  tahanan  yaitu  gaya gesek  tidak  dapat  diukur  pada  eksperimen  ini. Sistem  pada  aerofoil  akan  mengubah  insentitas gaya  dengan  ketidak-seimbangan  distribusi tekanan  statis  pada  permukaan  dan  ketidak- seimbangan  tegangan  geser  pada  distribusi tekanan tersebut.
Aerofoil merupakan model bentuk melintang  dari  sayap  pesawat  yang  berfungsi untuk  mendapatkan  gaya  angkat  pada   pesawat
Jurnal Dinamika Vokasional Teknik Mesin Volume 2 Nomor 2 Oktober 2017 hal 148-152 e-ISSN: 2548-7590 https://journal.uny.ac.id/index.php/dynamika/issue/view/1445
yang berjalan pada kecepatan tertentu. Besarnya gaya  angkat  aerofoil  sangat  tergantung  pada sudut  serangnya  (Haque  et  al.  2015).  Dengan bertambahnya sudut serang maka akan menambah gaya angkat aerofoil tersebut sampai batas sudut maksimal (Alam et al. 2014).
Kecepatan  udara  pada  aerofoil,  antara titik  satu  dengan  titik  yang  lain  besarnya berbeda.  Hal  ini  yang  menyebabkan  adanya distribusi  tekanan  yang  tidak  merata  pada aerofoil  (Bagade  et  al.  2014).  Persamaan Bernaulli  menjelaskan  bahwa  semakin  cepat udara  yang  bekerja  disuatu  tempat  maka tekanan  pada  tempat  itu  akan  semakin berkurang (Venkataraman et al. 2014).
Perbedaan  tekanan  pada  barometer  mengacu pada  perbedaan  ketinggian  pada  pembacaan manometer. Semakin tinggi perbedaan ketinggian  yang  terbaca,  maka  semakin  tinggi pula  tekanan  terukur  terhadap  tekanan  udara bebas.
Dengan  menggunakan  model  aerofoil sebagai prototype dari sayap pesawat diharapkan dapat memberikan data utama untuk analisa  pada aeromodelling ,  sehingga  menjadi salah  satu  referensi  dalam  mendesain  sayap pesawat  baik  pesawat  terbang  maupun  pesawat aeromodelling .

## METODE
Penelitian dilaksanakan secara eksperimental  dengan  menggunakan  aerofoil yang  berada  dalam  terowongan  angin  yang panjang,  dengan  tujuan  agar  udara  yang mengenai  aerofoil  bersifat  laminer.  Aerofoil dibuat  bentuk  simetri  dimaksudkan  lebih mempermudah  dalam  menganalisa  gaya  yang ada pada aerofoil.
Variabel  tetap  yang  ditentukan  sebelum pelaksanaan pengujian antara lain: sudut serang (  ),  kecepatan  udara  indikator  sebelum mengenai  aerofoil  (  V )  dan  rapat  massa udara( ud  ).  Sedangkan  variabel  bebas  yang merupakan  variabel  yang  didapatkan  setelah pengujian  adalah  tinggi  manometer  (h),
kecepatan udara lokal ( V ) dan distribusi tekanan lokal pada titik yang ditinjau ( Cp ).
Untuk menentukan kecepatan udara lokal ( V )  pada  suatu  titik  digunakan  persamaan ( Dwinnell, dkk, 1989 ):
ud p V     2 2 = 13,41.  h   .................….  (1)
dimana
 p =  perbedaan  tekanan  pada  manometer
(N/m 2 )
 h  =  perbedaan  ketinggian  pada  pembacaan manometer (m)
ud  = rapat massa udara (kg/m 3 )
Udara merupakan campuran dari gas-gas dengan  uap  air.  Dengan  mengukur  besarnya kelembaban  udara  saat  percobaan  beserta  suhu dan tekanannya, maka rapat massa udara ( ud  ) dapat  ditentukan  dengan  persamaan  ( White, dkk, 1988 ):
T R g Pv T R g Pv P air ud ud       
 …...…….   (2)
Dimana:
P =  tekanan  udara  rata-rata  saat  pengukuran (N/m 2 ) T = suhu rata rata saat pengukuran ( 0 K) g = tetapan gravitasi (m/s 2 ) Pv = tekanan parsial uap air di udara (N/m 2 ) R ud dan R air = konstanta gas (udara dan uap air) (J/ kg-mole 0 K)
Untuk  memperoleh  distribusi  tekanan setiap  titik  di  permukaan  bagian  atas  aerofoil, maka  harus  diketahui  kecepatan  udara  lokal pada  titik  tersebut  dengan  persamaan  di  atas. Distribusi  tekanan  pada  aerofoil  dicari  dengan persamaan ( Dwinnell, dkk, 1989 ):
2 1         
V V
Cp …………….............…… (3)
Dimana:
V = kecepatan udara lokal pada tiap titik (m/s)  V =  kecepatan  udara  indikator  sebelum mengenai aerofoil (m/s).
Besarnya  koefisien  gaya  angkat  menurut James  H.  Dwinnell  dapat  ditentukan  dari persamaan koefisien gaya angkat ( C L ):
150 Jurnal Dinamika Vokasional Teknik Mesin, Volume 2, Nomor 2, Oktober 2017
) ( L L a C      ………….......………  (4) Dimana: a  =  gradien  kemiringan  kurva  sampai C L maksimum,
L  = sudut serang pada saat C L berharga nol.
Dimensi  aerofoil  sebagai  benda  uji mempunyai  lebar  106  mm  dan  terdapat  11 lobang  pada  salah  satu  sisi  yaitu  sisi  atas aerofoil  yang  dihubungkan  ke  alat  pengukur tekanan (manometer). Manometer yang digunakan  berbentuk  U  yang  berisi  air. Perbedaan  ketinggian  yang  diukur  pada manometer  merupakan  ketinggian  pengukuran saat  penelitian  dikurangi  ketinggian  awal. Aerofoil dapat diputar menurut sumbunya yang diistilahkan  sebagai  sudut  serang.  Bila  aerofoil diputar  searah  jarum  jam,  maka  sudut  serang dianggap  positif  (+),  dan  sebaliknya  sebagai sudut serang negatif (-).
Waktu  tunggu  diperlukan  pada  saat pengambilan  data  agar  aliran  udara  menjadi steadi  (konstan)  dan  tekanan  udara  yang mengenai  aerofoil  juga  menjadi  steadi  yang ditandai kestabilan manometer. Hal ini dimaksudkan  agar  distribusi  tekanan  yang dihasilkan dapat terbaca lebih teliti dan  akurat.
Udara  yang  diberikan  melalui  aerofoil mempunyai  kecepatan  tertentu  yaitu  18  m/s sesuai  dengan  standar  mesin  uji  yang digunakan.  Setelah  udara  melewati  aerofoil, maka  pada  manometer  akan  menunjukkan perubahan  ketinggian  dari  keadaan  awal sebelum diberi aliran udara. Dengan persamaan 1, dapat diukur besarnya kecepatan udara lokal pada titik tersebut dengan perubahan ketinggian manometer.  Pengukuran  diulangi  kembali dengan  mengubah  sudut  serang  aerofoil  yaitu untuk  sudut  :  -10 0 ,  -5 0 ,    0 0 ,  5 0 ,  10 0 .  ,  sehingga semua titik dengan berbagai sudut serang dapat diperoleh besarnya kecepatan udara lokal.

## HASIL DAN PEMBAHASAN
Dari eksperimen yang dilakukan, diperoleh  ketinggian  cairan  dalam  manometer yang berbeda-beda antara satu titik dengan titik
yang  lain  yang  terdapat  pada  permukaan aerofoil.  Untuk  mendapatkan  kecepatan  udara lokal  ( V )  pada  aerofoil  di  setiap  titik,  maka digunakan  persamaan  (1)  diatas.  Sedangkan distribusi  tekanan  pada  titik  yang  ditinjau dengan memasukkan harga V kedalam persamaan (4) diatas.
Sebelum  dan  sesudah  pengujian,  telah diambil data-data pokok yang merupakan harga awal  perhitungan.  Data-data  tersebut  kemudian diambil rata-rata dari data sebelum dan sesudah perhitungan  yaitu  :    T  =  301,75 0 K  ,    P udara = 1,025  x  10 5 N/m 2 ,  dan  kelembaban  udara  = 77%.
Gambar  diagram  1  dan  2  menunjukkan hasil  pengujian  kecepatan  lokal  ( V )  dan distribusi tekanan ( Cp ) dengan pembacaan beda ketinggian  cairan  pada  manometer  tiap  titik pengukuran  yang  terdapat  pada  permukaan aerofoil.  Pengukuran  dilaksanakan  pada  sudut serang –10 0 , -5 0 , 0 0 , 5 0 , 10 0 .
Dari  hasil  pengujian  aerofoil,  kecepatan udara  lokal  dan  distribusi  tekanan  tiap  titik pengukuran  berbeda-beda  untuk  sudut  serang yang  sama.  Harga  distribusi  tekanan  ( Cp ) berharga  positif,  berarti  ada  gaya  tekan  pada titik yang ditinjau. Apabila ditampilkan dengan vektor  gaya,  didapatkan  arah  gaya  yang kebawah  atau  gaya  yang  berlawanan  dengan gaya  angkat.  Sebaliknya  bila  harga  distribusi tekanan ( Cp ) negatif maka gaya tarik pada titik yang  ditinjau  atau  dengan  arah  vektor  berupa gaya angkat.
Gambar 1. Harga kecepatan lokal  dengan 5 variasi sudut serang
Apabila dilihat dihasil perhitungan diatas, maka  tampak  gaya  kebawah  terbesar  berada pada  titik  2  dengan  sudut  aerofoil  –10 0 . Sedangkan  gaya  angkat  terbesar  berada  pada titik 2 dengan sudut kemiringan 10 0 .   Besarnya Cp bisa digambarkan pada grafik aerofoil, yang merupakan    distribusi  tekanan  (vektor  gaya) tiap  titik  pada  aerofoil  dengan  sudut  serang aerofoil  yang  bervariasi  (Gambar  3  sampai Gambar 7).
Gambar 2. Harga distribusi tekanan (Cp) dengan 5 variasi sudut serang
Gambar 3. Distribusi tekanan (vektor gaya) pada sudut serang -100.
Gambar 4. Distribusi tekanan (vektor gaya)  pada sudut serang -50.
Gambar 5. Distribusi tekanan (vektor gaya) pada sudut serang 0 0 .
Gambar 6. Distribusi tekanan (vektor gaya) pada sudut serang 5 0 .
Gambar 7. Distribusi tekanan (vektor gaya) pada sudut serang 10 0 .
Bila  dibandingkan  distribusi  tekanan pada  sudut    serang  yang  berbeda,  maka  akan terlihat bahwa sudut serang sangat menentukan distribusi  tekanan  suatu  aerofoil  (Ismail  & Vijayaraghavan  2015).  Apabila  sudut  serang negatif  (-),  maka  arah  gaya  tekan  lokal  akan kebawah,  sehingga  berlawanan  gaya  angkat. Namun  pada  arah  sudut  serang  0 0 dan  positif (+), maka akan terjadi gaya angkat yang keatas. Semakin besar sudut, maka akan semakin besar gaya angkatnya, sampai sudut maksimal.
Hasil  distribusi  tekanan  pada  aerofoil dengan  beberapa  sudut  serang  senada  dengan penelitian Zhou et al. (2017) yang menunjukkan kejutan  pada  koefisien  distribusi  tekanan dengan  adanya  perubahan  sudut  serang  pada aerofoil seperti ditampilkan pada gambar 8.
Dengan  menggunakan    V =18  m/s  , sudut  dalam  radian  dan  panjang  aerofoil adalah  1  meter,    diperoleh  harga C L dan F L untuk  berbagai  sudut  serang  yang  ditampilkan pada tabel 1.
Dari Tabel 1 dapat diketahui gaya angkat total  aerofoil,  dengan  semakin  besar  sudut serang  akan  menambah  gaya  angkat.  Namun
sudut serang aerofoil memiliki nilai maksimum, yang  pada  penelitian  ini  tidak  bisa  diketahui besarnya.  Apabila  aerofoil  bekerja  melebihi sudut serang maksimum tersebut, maka aerofoil akan kehilangan gaya angkatnya.
Gambar 8. Perubahan koefisien distribusi tekanan pada aerofoil  (Zhou et al. 2017).
Tabel 1. Variasi sudut serang terhadap koefisien gaya angkat dan gaya angkat total pada aerofoil No Sudut serang Koefisien gaya angkat F L (gaya angkat total) 1 –10 0 -0,60 -12,48 kg 2 -5 0 -0,20 -4,16 kg 3 0 0 0,20 4,16 kg 4 5 0 0,60 12,48 kg 5 10 0 1,00 24,96 kg

## SIMPULAN
Berdasarkan  pembahasan  tersebut  maka  dapat diketahui  bahwa:  (1)  semakin  besar  sudut serang  aerofoil,  gaya  angkat  akan  semakin besar  yang  ditunjukkan  oleh  diagram  distribusi tekanan  (vektor  gaya).  Sudut  serang  ini memiliki  harga  maksimum,  apabila  aerofoil bekerja  diatas  sudut  maksimum  tersebut  maka gaya  angkat  akan  hilang,  (2)  Jika  kecepatan aliran udara lokal ( V ) lebih besar dari kecepatan aliran  udara  indikator    V ,  maka  harga distribusi  tekanan  ( Cp )  akan  negatif  atau  ada gaya  tarik  pada  titik  yang  ditinjau.  Begitu  pula sebaliknya,  bila V lebih  kecil  dari    V maka Cp akan  positif  atau  ada  gaya  tekan  pada  titik yang ditinjau.

## DAFTAR RUJUKAN
Alam,  G.M.J.,  Taher,  A.  &  Islam,  Q.,  2014. Investigation of the aerodynamic characteristics  of  an  aerofoil  shaped fuselage UAV model. Procedia Engineering , 90, pp.225–231. Bagade,  P.M.,  Bhumkar,  Y.G.  &  Sengupta, T.K.,  2014.  Computers  &  Fluids  An improved  orthogonal  grid  generation method  for  solving  flows  past  highly cambered  aerofoils  with  and  without roughness  elements. COMPUTERS  AND FLUIDS , 103, pp.275–289.
Dwinnell  and  James  H.,  1949.    Principle  of Aerodinamics,  First  Edition.  Mc  Graw Hill Book Company: New York
Haque,  M.N.,  Ali,  M.  &  Ara,  I.,  2015. Experimental investigation on the performance  of  NACA  4412  aerofoil with  curved  leading  edge  planform. Procedia  Engineering ,  105(Icte  2014),
pp.232–240.
Ismail,  F.  &  Vijayaraghavan,  K.,  2015.  The effects of aerofoil pro fi le modi fi cation on a vertical axis wind turbine performance. , 80, pp.20–31.
Szubert,  D.  et  al.,  2016.  European  Journal  of
Mechanics B / Fluids Numerical study of the  turbulent  transonic  interaction  and transition location effect involving optimisation around a supercritical aerofoil. European Journal of Mechanics B/Fluids , 55, pp.380–393.
Venkataraman, D., Bottaro, A. & Govindarajan, R.,  2014.  A  minimal  model  for  flow control on an aerofoil using a poro-elastic coating. Journal of Fluids and Structures , 47, pp.150–164.
White  and  Frank  M.,  1988.  Mekanika  Fluida,
Edisi kedua jilid 1. Jakarta: Erlangga
Zhou,  Q.  et  al.,  2017.  Reduced  order  unsteady aerodynamic model of a rigid aerofoil in gust  encounters. Aerospace  Science  and Technology , 63, pp.203–213.