## STUDI NUMERIK  EFEK PERBANDINGAN PENAMBAHAN WINGTIP FENCE DAN BLENDED WINGLET  TERHADAP PERFORMA AEORODINAMIKA
AIRFOIL NACA 23018
Setyo Hariyadi S.P. 1,2
1 Laboratorium Mekanika dan Mesin Fluida Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS)
2 Akademi Teknik dan Keselamatan Penerbangan Surabaya e-mail: setyo_hariyadi@dephub.go.id

## ABSTRACT
Winglet is one of the devices in airplane wing that allows wing performances without widening the wingspan. It serves to damp the vortex flow at the ends of the wing where the airflow coincide that produce turbulence.  The air loop requires more energy in the plane to make stable in the air, so it definitely  wasteful  of  fuel.  Based  on  the  pilot  experience,  winglet  in  the  plane  can  save  fuel consumption  by  7%  that  is  a  huge  amount  of  the  percentage  to  travel  in  a  long  way.  This  study conducts numerical simulation using simulation software with turbulent model of k-ε realizable. The free stream of fluid flow is determined as 40 m/s (Re = 5 x 10 6 ) with angle of attack (α) = 0 o , 5 o , 10 o and 15 o . Airfoil NACA 23018 is used as specimen test applied with or without winglet. Wingtip fence with variations of forward, rearward and blended is designed as the winglet. The results show that adding winglet can reduce the vorticity magnitude in rear wing. Moreover, it can also increase the aerodynamic performances by increasing maximum C L /C D both in forward and rearward wingtip fence and also in blended winglet. The pressure distribution in the winglet model shows gradually increasing in the lower surface compared with plain wing.
Keywords: airflow, wingtip fence, blended winglet, lift force, drag force

## PENDAHULUAN
Winglet adalah  salah  satu  aksesoris  pada sayap  pesawat  yang  memungkinkan  penambahan performansi  sayap  tanpa  harus  memperlebar wing span  (bentangan  sayap  pesawat). Winglet dapat berupa sirip tambahan yang dipasang tegak lurus  pada  ujung  sayap,  atau  dapat  berupa perpanjangan sayap yang ditekuk ke arah vertikal. Berdasarkan  pengalaman  dari  pilot,  dengan adanya Winglet ,  bahan  bakar  pesawat  bisa  diirit hingga  7%,  jumlah  yang  cukup  besar  untuk pesawat yang melakukan perjalanan jarak jauh. Winglet berfungsi  untuk  meredam  pusaran aliran ( vortex ) pada bagian ujung sayap ( tip vortex ) yang  disebabkan  aliran  udara  dari  bagian  bawah sayap  yang  bertekanan  tinggi  ke  aliran  udara bagian  atas  sayap  yang  bertekanan  rendah  yang dan mengakibatkan terjadinya trailing vortex . Hal ini  akan  menghambat  gerak  laju  pesawat  dan menurunkan  luasan  efektif  dari  sayap    akibat bertambahnya gaya hambat bagi pesawat tersebut. Disinilah fungsi utama dari winglet yang menahan gaya  hambat  tersebut  sehingga  pesawat  bisa dengan cepat menerobos angkasa.
Salah satu titik perkembangan awal teknologi pesawat terbang yang penting untuk dicatat adalah pengembangan yang dilakukan Whitcomb [1] dari
NASA yang menggunakan winglet untuk pertama kalinya  pada  pesawat  terbang.  Whitchomb meletakkan dasar-dasar pembuatan winglet sebelum  dipakai  pada  wing  seperti  saat  ini.
Penelitian Witchomb secara terperinci menggunakan beberapa parameter yang berkontribusi pada penggunaan perangkat di ujung sayap yang baik.
Dinesh,  dkk  [2]  menggunakan airfoil tip NACA 0012 dan blended winglet dengan beberapa variasi cant  angle .  Pada  penelitiannya  didapatkan bahwa cant angle 60 o memberikan C L yang paling tinggi namun memiliki C D yang relatif lebih tinggi. Cant angle 15 o memberikan distribusi C L /C D yang lebih baik. Hal ini bisa terjadi karena adanya profile drag yang merupakan pengaruh dari viskositas dan kekasaran  permukaan.  Dan  juga pressure drag yang terjadi pada bagian depan airfoil namun tidak diimbangi oleh bagian belakangnya.
Myilsamy,  dkk  [3]  menggunakan Airfoil NACA  4412  tipe sweept  back  wing dengan blended winglet pada normal wing , 30 o winglet dan 90 o winglet . Penelitian simulasi ini menggunakan model K-ω, steady state , dan velocity inlet 50 m/s. Hasilnya  adalah  bahwa  pada winglet cant  angle
30 o memberikan  performa  yang  lebih  baik  pada Angle of attack (AoA) 2 o mengacu pada perubahan
aliran  secara  keseluruhan  dan  variasi  koefisien drag . Penelitian simulasi ini menunjukkan bahwa dengan  peningkatan  desain  dari winglet yaitu dengan  variasi cant  angle yang  tepat  dapat memperkecil induced drag yang disebabkan oleh vortex pada wing tip .
Pada  penelitian  ini  akan  digunakan  sayap Cessna  421  Golden  Eagle  dengan  airfoil  tipe NACA  23018  dengan  endwall  yang  dilekatkan pada  dinding  dan  pada  tip  ditambahkan blended winglet  cant  angle 90 0 dengan  variasi  panjang winglet  chordline untuk  melihat  dengan  detail seberapa  besar  pengaruh  penambahan blended winglet terhadap  peningkatan  performa wing dan pengurangan drag yang  terjadi  dengan  berbagai sudut  serang.  Dengan  penggunaan  CFD  dapat ditampilkan  beberapa  kontur  yaitu  tekanan  dan vorticity magnitude.  Disamping  itu,  perbandingan
L/D akan ditampilkan sebagai paramater peningkatan performa pesawat terbang.

## METODE PENELITIAN
Penelitian  ini  dilakukan  dengan  simulasi numerik  mengunakan  software  simulasi  dengan model  turbulen  k-ω  SST.  Kecepatan  aliran freestream yang  akan  digunakan  sebesar  40  m/s (Re = 5 x 10 6 ) dengan sudut serang (α) = 0 o , 5 o , 10 o dan  15 o .  Model  benda  uji  berupa  airfoil  NACA 23018  dengan  dan  tanpa winglet . Winglet yang akan  dipakai  adalah blended  winglet dengan  cant angle 90 0 . Reynolds Number
ditentukan berdasarkan chord. Dalam  hal  ini  panjang chord yang  digunakan  sebesar  10  cm.    Gambar  1. merupakan  domain  simulasi  serta  kondisi  batas yang digunakan dalam simulasi.
Gambar 1. Meshing dan domain pemodelan airfoil 3D
Dimensi pemodelan selanjutnya ditunjukkan pada Gambar 2.
Gambar 2. Dimensi Pemodelan [5]
Spesifikasi wing dan winglet dapat dilihat pada Tabel 1 dan Tabel 2.
Table 1. Spesifikasi sayap pada penelitian
No Descripsion Dimension 1 Airfoil Type NACA 23018 2 Wing Type Straight Constant Chord 3 Sweep Angle 14° 4 Wing Span 20 cm 5 Aspect Ratio 0,5 6 Maximum Chord 3,48 cm
Table 2. Spesifikasi winglet pada penelitian No Descripsion Dimension 1 Winglet Type Blended Winglet, Forward wingtip Fence, Rearward Wingtip Fence 2 Winglet Span 0,8 C ( Blended Winglet) 3 Winglet  Chord Line 0,4C,  0,5C,  0,6C,  0,7C ( Blended Winglet) 4 Wingtip Thickness 0,04C ( Blended Winglet) 5 Winglet Hight C
Jenis dan properties dari material dimasukkan sesuai dengan kondisi dari lingkungan, yaitu pada temperatur 30°C dan tekanan 1 atm. Permodelan ini menggunakan udara sebagai fluida kerja dengan (ρ) = 1,17 kg/m 3 , viskositas (μ) = 1,86 x 10 -5 N.s/m 2 . Intensitas  turbulen  pada  pemodelan  numerik  ini 0,8%  dan  length  scale  di  sisi  inlet  0,024  m. Permodelan  turbulensi  yang  digunakan  adalah viscous  turbulent  k-ω  SST.  Solusi  menggunakan second order untuk pressure, momentum turbulent kinetic  energy ,  dan turbulent  dissipation  rate . Kriteria  konvergensi  ditetapkan  sebesar  10 -5 , artinya  proses  iterasi  dinyatakan  telah  konvergen setelah residualnya mencapai  harga lebih kecil dari 10 -5 . Dalam penggunaan software simulasi memerlukan  keakuratan  data  baik  pada  langkah post processing maupun preprocessingnya. Langkah  grid  independensi  diperlukan  untuk menentukan tingkat serta struktur grid terbaik dan terefisien  agar  hasil  pemodelan  mendekati sebenarnya.
Grid  independensi  ini  dilakukan  untuk mendapatkan  jumlah  meshing  yang  cenderung konstan sehingga didapatkan Pada grid independensi  ini,  dilakukan  pembagian  jumlah meshing  ke  dalam  4  jenis,  kemudian  dari  jenis meshing  ini  akan  dicari  besarnya  selisih  nilai terkecil dari setiap meshing dengan membandingkan grafik C D Numerik. Nilai C D dari grid indepedensi akan ditampilkan pada Tabel 3. Tabel 3 menunjukkan grid independensi pada plain  airfoil .  Berdasarkan  tabel  2  nilai  C D yang cenderung paling kecil terjadi pada Meshing B dan Meshing  D.  Salah  satu  pertimbangan  dalam
melakukan  simulasi  numerik  adalah  waktu  dan memori  yang  digunakan,  maka  meshing  yang digunakan  untuk  simulasi  selanjutnya  adalah meshing B.

## HASIL DAN PEMBAHASAN
Pada  bagian  atas  sayap  dan  bagian  bawah sayap.  sebenarnya  bukan  udara  yang  mengalir melewati  sayap  pesawat,  tapi  sayap  pesawatlah yang  maju  “menembus”  udara.  Tapi  kita  akan mengasumsikan  aliran  ini  dengan  gambar  sayap yang  diam.  Dengan  bentuk  yang  melengkung  di atas, maka aliran udara di atas sayap membutuhkan jarak  yang  lebih  panjang  dan  membuatnya “mengalir” lebih cepat dibandingkan dengan aliran udara di bawah  sayap  pesawat.  Karena  kecepatan udara  yang  lebih  cepat  di  atas  sayap,  maka tekanannya  akan  lebih  rendah  dibandingkan dengan  tekanan  udara  yang  “mengalir”  di  bawah sayap.  Tekanan  di  bawah  sayap  yang  lebih  besar akan  “mengangkat”  sayap  pesawat  dan  disebut gaya angkat/ lift .

## Downwash  and  Wingtip  Vortex  Reduction  vs Winglet Performance
Sayap  adalah  bentuk  nyata  3D  dari  airfoil. Proses  terbentuknya  gaya  angkat  pada  sayap  ini sama dengan airfoil. Walaupun tersusun atas airfoil yang didstribusikan sepanjang span sayap, adanya efek  rentang  terbatas  akan  menyebabkan  pola aliran di sekitar sayap tidak dapat dianggap sebagai aliran 2D.
Gaya  angkat  pada  suatu  permukaan  sayap akan terjadi jika terdapat perbedaan tekanan antara permukaan  atas  dan  bawah.  Perbedaan  ini  akan terjadi  sepanjang  span,  kecuali  pada  ujung  sayap. Pada ujung sayap ini akan terjadi proses ekualisasi tekanan sehingga aliran udara mengalami rotasi di sekitar  ujung  sayap.  Dengan  demikian  secara efektif,  aliran  di  sekitar  sayap  adalah  aliran  3D. Rotasi pada ujung sayap ini disebut wing tip vortex , yang seiring dengan gerak maju pesawat, wing tip vortex akan bergerak ke belakang sayap sekaligus ke  bawah. Vortex ini  akan  mempengaruhi  sayap dalam  artian  mengimbas  ke  bawah  komponen kecepatan  aliran  di  sekitar  sayap  tersebut. Kecepatan imbas ke bawah ini disebut downwash. Dengan adanya downwash dan V ∞ , maka akan ada sudut  serang  lokal  yang  lebih  rendah  daripada sudut serang geometri.
Tabel 3  Analisis grid independensi Airfoil 23018 3 Dimensi Tanpa winglet dengan Re = 5 x 10 6 .
Jenis Meshing Base Size Jumlah Cells Jumlah Faces C D Meshing A 148.140 714.403 1.680.754 0.0301 Meshing B 315.510 1.738.460 3.894.706 0.0210 Meshing C 311.959 1.718.133 3.861.727 0.0255 Meshing D 406.304 2.179.934 5.089.013 0.0211
Sebagaimana diketahui bahwa fungsi winglet yang  paling  diperlukan  adalah  menghemat  bahan bakar pada pesawat terbang. Investigasi unjuk kerja menunjukkan bahwa desain winglet harus dioptimalisasi  untuk  mendapatkan  keuntungan maksimal  saat cruising dan  kondisi non  cruising . Pada  penelitian  ini  studi  numerik  komprehensif telah  dilakukan  untuk  menguji  performa  terbaik dari subsonic wing aircraft pada beberapa angle of attack yang divalidasi dengan 3D k-ω model.
Pada  Gambar  4  terlihat  perbandingan lift c oefficient (C L )  dan drag coefficient (C D )  pada angle  of  attack dengan  dan  tanpa winglet yang diorientasikan  pada  beberapa chordline  winglet yang berbeda. Secara umum, hal ini membuktikan bahwa dengan penambahan winglet dapat mengurangi  induced drag dan  meningkatkan lift . Namun demikian, hal itu juga menunjukkan bahwa antara panjang chordline winglet mempunyai nilai optimum juga meskipun hanya berdampak sedikit pada  penurunan drag dan  kenaikan lift .  Dengan kenaikan angle  of  attack maka drag dan lift juga akan  naik  namun  kenaikan  dari wing dengan penambahan winglet tidak menunjukkan kenaikan secara linear sebagaimana plain wing . Penggunaan Rearward  dan  Forward  Wingtip  Fence  juga menunjukkan  kenaikan lift c oefficient (C L )  dan drag coefficient (C D ). Secara umum kenaikan drag coefficient (C D ) dan lift c oefficient (C L ) lebih tinggi dibandingkan penggunaan blended winglet pada Performa wing dengan  penambahan winglet juga dilaporkan memilliki kenaikan yang signifikan sebagai mana terlihat pada gambar 5 dan gambar 6. Rasio Lift per Drag (C L /C D )  mengalami  kenaikan yang jauh lebih efektif dibandingkan dengan plain wing .  Rasio Lift dan drag juga  mencapai maksimum pada sudut serang 10 0 , setelah itu akan cenderung mendatar bahkan menurun sebagaimana tampak pada gambar 6. Sebaliknya pada Kenaikan rasio  C L /C D paling  tinggi  ditunjukkan  pada chordline winglet x/c  0,4  dibandingkan chordline yang  lain.  Dari  bukti  di  atas  dapat  disimpulkan bahwa  dengan  semakin  kecil chordline  winglet maka rasio C L /C D semakin tinggi. Penggunaan Rearward dan Forward Wingtip Fence lebih efektif pada sudut serang di bawah 10 0 . Namun lebih dari itu akan menunjukkan penurunan performa.  Sebaliknya  pada blended  winglet cenderung naik dan mendatar di atas sudut serang 10 0 . Tujuan  utama  penambahan winglet adalah mengurangi drag . Untuk mengetahui mengapa hal ini  terjadi  maka  perlu  diketahui  perbedaan  antara profile  drag dan induced  drag . Profile  drag merupakan  akibat  dari  viskositas  udara  yang bergerak  sepanjang  permukaan wing serta  karena pressure  drag ( pressure  force yang  beraksi  pada bagian depan sebuah benda yang tidak diseimbangkan di bagian belakang benda
tersebut). Ketika wing bergerak pada udara viscous maka wing “menarik”  beberapa  partikel  udara bersama  dengannya  dan  meninggalkan  beberapa partikel  udara  ketika  bergerak.  Oleh  karena  itu terdapat  transfer  energi  di  udara  saat  bergerak. Transfer  energy  dari wing ke  udara  ini  yang disebut  sebagai  profile  drag. Profile  drag bergantung  pada  banyak  hal  di  antaranya  luasan permukaan  yang  tersentuh  oleh  udara  ( wetted area ),  bentuk airfoil dan angle  of  attack . Profile drag sebanding  dengan  kuadrat  kecepatan  udara [2].
Gambar 4. Drag Coeficient hasil penelitian
Gambar 5. Lift Coeficient hasil penelitian

## Visualisasi Aliran
Gambar  7  menunjukkan  kontur  tekanan pada  plain winglet dan wing yang  dilengkapi blended winglet dengan panjang chordline x/c 0.4 dan  pada wingtip  fence .  Pada plain  wing menunjukkan  pada  sudut  0 0 sampai  dengan  10 0 terjadi  kenaikan  tekanan  pada lower  surface dan dan penurunan pada upper surface . Pada ujung tip menunjukkan adanya pengaruh loncatan udara dari
lower surface yang memiliki tekan lebih tinggi dan dari upper  surface yang  memiliki  tekanan  lebih rendah.  Loncatan  fluida  dari lower  surface menyebabkan  berkurangnya  luasan  efektif  dari sayap. Hal ini ditunjukkan pada kontur tekanan di ujung tip yang  tidak  rata  pada lower dan upper surface . Khususnya pada upper surface , kontur di ujung tip lebih tinggi dari pada area lain di upper surface.
a. b. c. d. e. f. g. h.
Gambar 7. Distribusi tekanan pada Re = 5 x 10 6 plain wing dengan sayap cant angle 90 degree chord line winglet x/c 0.4 . a. Plain 0 Degree b. Plain 10 Degree c. 0 Degree AoA Cant Angle 90 Degree xc 0.4 c.  d. 10 Degree AoA Cant Angle 90 Degree xc 0.4, e. 0 Degree AoA forward wingtip fence f. 10 Degree AoA forward wingtip fence g. 0 Degree AoA rearward wingtip fence f. 10 Degree AoA rearward wingtip fence
Gambar  7  juga  menunjukkan  pengaruh dari sweep angle. Dengan sweep angle yang kecil mampu menahan loncatan udara dari l ower side ke upper side . Sehingga, tekanan udara di upper side cenderung  lebih  rendah  dibandingkan  dengan sweep  angle yang  tinggi  terutama  pada leading edge .
Selanjutnya pada gambar 8 menunjukkan intensitas vorticity di  belakang  sayap  pada  2  kali  panjang chord wing .    Pada  sudut  serang  yang  rendah, intesitas  turbulensi  pada  plain wing tampak  lebih
tinggi  dibandingkan wing dengan  dilengkapi winglet .  Namun  dengan  meningkatnya  sudut serang, mulai terbentuk vorticity di belakang wing . Semakin tinggi sudut serang maka bentuk vorticity semakin  kuat  dan  nyata.  Dengan  adanya winglet dapat  mengurangi  terbentuknya vorticity ini.  Hal lain  yang  ditunjukkan  adalah wingtip  fence menghasilkan vorticity yang lebih kecil dibandingkan plain  winglet dan blended  winglet baik  dalam  luasan  maupun  konsentrasi vorticity -
nya
a.
b.
c.
d.
e.
f. g. h.
Gambar 8. Distribusi vorticity magnitude pada Re = 5 x 10 6 plain wing dengan sayap cant angle 90 degree chord line winglet x/c 0.4 . a. Plain 0 Degree b. Plain 10 Degree c. 0 Degree AoA Cant Angle 90 Degree xc 0.4 c.  d. 10 Degree AoA Cant Angle 90 Degree xc 0.4, e. 0 Degree AoA forward wingtip fence f. 10 Degree AoA forward wingtip fence g. 0 Degree AoA rearward wingtip fence f. 10 Degree AoA rearward wingtip fence

## KESIMPULAN
Penggunaan Computational  Fluid  Dynamic (CFD) telah dilaksanakan pada penelitian ini. Hasil penelitian  ini  memperlihatkan  bahwa  penggunaan winglet dapat  meningkatkan  performa  dari wing meskipun  dengan  penambahan winglet akan meningkatkan drag seiring  dengan  peningkatan angle  of  attack .  Namun  dengan  penambahan winglet , Lift dapat ditingkatkan lebih baik daripada plain  wing . Winglet menyebabkan  pembentukan tip  vortex dapat  dikurangi  secara  signifikan.  Dari kajian  numerik  didapatkan  bahwa  penggunaan winglet dapat menghasilkan beberapa karakteristik aliran, yaitu:
1. Lift dan drag meningkat  seiring  dengan kenaikan angle of attack .
2. Sayap  dengan  penambahan blended winglet menghasilkan  rasio  C L /C D lebih  tinggi  dari pada plain  wing .  Kontur  tekanan  yang ditunjukkan  oleh  sayap  dengan blended winglet menunjukkan  bahwa upper  surface memiliki perbedaan tekanan yang lebih tinggi antara lower dan upper surface . Hal ini sesuai dengan  perhitungan  rasio  C L /C D yang menunjukkan bahwa rasio C L /C D pada sayap dengan winglet lebih  tinggi  dibandingkan plain wing . 3. Chordline winglet dengan  panjang  x/c  0.4 akan  menghasilkan  rasio  C L /C D yang  lebih tinggi  dibandingkan  panjang chordline yang lain, plain wingtip dan wingtip fence
4. Penambahan winglet menghasilkan  distribus kontur  tekanan  yang  lebih  merata  dan  lebih baik pada upper dan lower surface 5. Wingtip  fence menghasilkan vorticity yang lebih  kecil  dibandingkan plain  winglet dan blended  winglet baik  dalam  luasan  maupun konsentrasi vorticity -nya
6. Penggunaan  CFD  dapat  digunakan  untuk menampilkan  kontur  tekanan  dan vorticity pada aliran

## DAFTAR PUSTAKA
[1] Whitcomb, Richard T. 1976, A Design and Selected  Wind  Tunnel  Results  at  High Subsonic  Speeds  for  Wingtip  Mounted Winglet , NASA Technical Note, July 1976
[2] Dinesh  M.;  Kenny  Mark  V.;  Dharni Vasudhevan  Venkatesan;  Santhosh  Kumar B.;  Sree  Radesh  R.;  V.  R.  Sanal  Kumar
2014, Diagnostic  Investigation  of  Aircraft Performance  at  Different  Winglet  Cant Angles ,  World  Academy  of  Science, Engineering  and  Technology  International Journal of Mechanical, Aerospace, Industrial, Mechatronic and Manufacturing Engineering Vol:8, No:12, 2014
[3] Myilsamy, D; Yokesh Thirumalai, Premkumar P.S 2015, Performance Investigation of an Aircraft Wing at Various Cant  Angle  of  Winglet  Using  CFD Simulation ,  Altair  Technology  Conference India [4] Anderson, J. D., Jr. 2007. Fundamentals of
Aerodynamics ,  5rd  edition.  Mc  Graw  Hill, Inc.,
[5] Jacobs,  Eastman  N.,  Abbott,  Ira  H.  1935, Airfoil Section Data Obtained In The NACA Variable-Density  Tunnel  As  Affected  by
Support Interference And Other Correction , National Advisory Committee For Aeronautics, Report 669
[6] Mulvany, Nicholas J.,  Li Chen, Jiyuan Y. Tu  and  Brendon  Anderson  2004, Steady State  Evaluation  of  Two  Equation  RANS Turbulence  Models  for  High  Reynolds Number  Hydrodynamic  Flow  Simulations , Final  Report,  Defence  Science  and
Technology  Organisation,  Departement  of
Defence, Australian Goverment
[7] Bennett David, 2001, The Winggrid: A new Approach  to  Reducing  Induced  Drag ,
Massachusetts  Institute  of  Technology Cambridge, Massachussetts.
[8] Clancy,L.J.,  1975, Aerodynamics ,  Pitman Publishing Limited, London.
[9] La  Roche,  U.  and  Palffy,  S.,  1996, Wing- Grid,  a  Novel  Device  for  Reduction  of
Induced  Drag  on  Wings ,Fluid  Mechanics Laboratory HTL Brugg-Windisch Ch-5200
Switzerland.
[10] Hariyadi  S.P.,  Setyo,  Sutardi  and  Wawan Aries  Widodo, Numerical Study of Aerodynamic  Analysis  on  Wing  Airfoil NACA 43018 with the addition of Forward and Rearward Wingtip Fence , Proceedings of the International Mechanical Engineering and  Engineering  Education  Conferences (IMEEEC  2016),  AIP  Conf.  Proc.  1778, 030011-1–030011-9; doi: 10.1063/1.49657