Abstrak—Penelitian  dilakukan  dengan  eksperimen  dengan menggunakan  open  circuit  wind  tunnel.  Benda  uji  yang digunakan  pada  penelitian  ini adalah sebuah  silinder  sirkular berdiameter D = 36 mm dengan bilangan Reynolds 𝑅𝑒 𝑑 = 2 × 10 4 berdasarkan  luas  penampang  octagonal  wind  tunnel  yang divariasikan menggunakan bodi pengganggu symmetrical airfoil NACA 0012, NACA 0018, NACA 0024 dengan angle of attack 5° dan  disusun  tandem  dengan  jarak  s/d  =  0,2;  0,6;  1,0;  1,4. Penelitian ini menggunakan pitot static tube untuk mendapatkan nilai  perbedaan  tekanan  (∆ 𝑃 )  dan  velocity profile  dari silinder sirkular.  Dimana  nilai  tersebut  akan  dikalkulasi  agar mendapatkan  nilai  coefficient  of  pressure  (CP)  dan  coefficient drag  pressure  (CD),  coefficient  lift  pressure  (CLP).  Hasil  dari penelitian  ini  adalah  nilai  distribusi  CP  pada  silinder  dengan bodi pengganggu memiliki karakteristik trend grafik yang tidak simetris karena angle of attack 𝛼 = 5°. Pada grafik distribusi CP menunjukan  adanya  penundaan  titik  separasi  pada  semua variasi  jarak  (S/D) dan  airfoil  NACA.  Penggunaan  airfoil simetris  sebagai  bodi  pengganggu  menunjukan  hasil  yang efektif  mereduksi  gaya  drag  pada  variasi  jarak  (S/D)  =  0,2 menggunakan  airfoil  NACA  0024  dengan  reduksi  sebesar 25,6%. Perubahan nilai  CLP= (-0,14) – 0,44; dan NACA 0024 memiliki nilai  CLP = (-0,1)  –  0,02; NACA 0018  memiliki nilai CLP = (-0,14) – 0,44; dan NACA 0024 memiliki nilai CLP = (- 0,22)–  0,5.  grafik  velocity  profile  didapatkan  hasil  defisit momentum paling tinggi berada pada variasi jarak (S/D) = 1,4 dan defisit momentum paling rendah berada pada variasi jarak (S/D)  = 0,2.  Airfoil NACA 0024 menunjukan  hasil  yang  paling efektif dalam mengurangi defisit momentum pada semua variasi jarak (S/D).
Kata  Kunci—Silinder  Sirkular,  Symmetrical  Airfoil  NACA, Coefficient of Pressure, Coefficient Drag Pressure.

## I. PENDAHULUAN
EKANIKA  fluida  merupakan  suatu  disiplin  ilmu mekanika  terapan  yang  mengkaji  tentang perilaku fluida  dalam  keadaan  statis  maupun  dinamis.  Dalam perkembangannya, ilmu mekanika fluida menjadi sangat luas dan  dapat  menganalisa  fenomena yang  terjadi  pada  aliran secara  mekanis.  Salah  satu  fenomena  mekanika  fluida adalah  aliran yang  melintasi  suatu bluff  body .  Fenomena aliran fluida terus berkembang sejalan dengan perkembangan ilmu mekanika fluida setelah ditemukannya konsep boundary layer.  Bluff  body merupakan  topik  yang  menjadi  perhatian para  peneliti  setelah  ditemukannya  konsep boundary layer. Bluff body juga telah diterapkan pada bidang industri seperti, jembatan, heat  exchanger, pondasi  anjungan  lepas  pantai, gedung  pencakar  langit,  desain  kendaraan,  dan  lain sebagainya. Salah  satu  jenis  dari bluff  body adalah  silinder
sirkular.  Karakteristik  aliran  fluida  yang  melintasi  silinder sirkular cenderung menghasilkan wake yang besar [1]. Wake yang  besar, disebabkan  oleh  titik  separasi  yang terjadi  lebih  awal. Wake juga  mengakibatkan  gaya drag (gaya  hambat)  yang  besar,  seiring  dengan  besarnya wake yang  terjadi  besar  pula  gaya drag yang  dihasilkan  oleh aliran.  Gaya drag merupakan  gaya  hambat  yang  sejajar dengan aliran. Adapula gaya lift, yaitu gaya angkat yang tegak lurus terhadap aliran. Pengaruh viskositas dari  aliranpun akan menimbulkan shear  stress (tegangan  geser),  sedangkan tekanan  yang  terjadi. Pengurangan gaya drag menggunakan bodi  pengganggu  pada  sisi upstream secara  eksperimental yang  berfokus  pada  karakteristik wake dibelakang  silinder sirkular  menggunakan  bilangan  Reynolds sebesar 2  ×  10 4 dengan  diameter  silinder  sirkular  D  =  30  mm  yang  disusun tandem dengan bodi pengganggu [2]. Dimana menggunakan variasi  rasio  diameter  (d/D  =  0,133=0,267)  dan  jarak longitudinal  (L/D  =  1,5-4,0).  Pada cravity  mode ,  silinder utama  yang  berada  di  dalam vortex  region menyebabkan penurunan tekanan yang signifikan pada silinder utama dan menyebabkan  penurunan  gaya drag yang  cukup  besar.

## Studi Eksperimental Karakteristik Aliran Melalui Silinder Sirkular Dengan Bodi Pengganggu Airfoil NACA 0012, NACA 0018, NACA 0024 Tersusun Tandem
Chella Andini Ertanovia dan Wawan Aries Widodo Departemen Teknik Mesin, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS) e-mail : wawanaries@me.its.ac.id
M
Gambar 1. Skema penelitian eksperimen.
Gambar 2. Skema instalasi velocity profile.
Pengurangan gaya drag maksimum terjadi pada variasi d/D = 0.233  dengan  rasio  pitch  Lc/D  =2.081  yang  mengasilkan pengurangan  gaya drag sebesar  29%.  Karakteristik  aliran yang  melewati  airfoil  NACA  0012  dan  sebuah  silinder sirkular dengan Reynolds number 1,5 × 10 5 yang berdasarkan panjang chord airfoil .
Konfigurasi  tandem  dari  silinder  silrkular downstream berdiameter  D  =  25  mm  yang  berfungsi  sebagai bluff  body dan airfoil NACA 0012. Variasi yang digunakan merupakan angle of attack 𝛼 = 0°, 5°, 10°, 15° dan jarak S/D = 0; 1; 2; 3; 4,3. Pada variasi 𝛼 =  0° tekanan airfoil tidak terpengaruh oleh  silinder  tunggal dan  untuk  variasi 𝛼 =  10° 𝑑𝑎𝑛 15° tekanan airfoil menunjukan grafik yang sama dengan variasi 𝛼 =  0° .  Berbeda  dengan  variasi 𝛼 =  5° dengan  S/D  =  0,0 tekanan  pada upper  surface dan lower  surface  airfoil memiliki  perbedaan  dengan single  airfoil .  Karakteristik aliran  melintasi  silinder  tunggal  dengan  bodi  pengganggu elips,  airfoil  simetris  dan  asimetris  yang  menggunakan silinder tunggal dengan diameter d = 100 mm dengan 𝑅𝑒 𝐷 = 1,3 × 10 5 lalu divariasikan dengan jarak longitudinal sebesar s/d = 0,5 ; 1,0 ; 1,5. Hasilnya menunjukan titik separasi silinder utama  dengan  pemberian inlet  disturbance ellips  maupun airfoil  simetris  terletak  pada 𝛼 = 125° untuk  ketiga  variasi jarak  s/d.  Sedangkan  untuk  pemberian inlet  disturbance airfoil  asimetris  pada  aliran  yang  melintasi  silinder  utama, memiliki letak titik separasi pada upper side 𝛼 = 75° dan 𝛼 = 225° (lower side) untuk jarak s/d  0,5 sedangkan pada s/d  1 dan s/d 1,5 letak titik separasi terjadi pada 𝛼 = 80° dan 𝛼 = 230° .
Dalam  fenomena  aliran  fluida,  untuk  mereduksi  gaya hambat dapat menggunakan bodi pengganggu. Dimana bodi pengganggu  ini  akan  mereduksi  gaya  hambat  fluida  yang melewati bluff  body .  Aliran  fluida  yang  melewati  silinder
sirkular  akan  membentuk boundary  layer . Boundary  layer terjadi  apabila  aliran  fluida  melewati solid  surface yang terpengaruh  oleh  efek viskos ( viscous flow )  dan ada dimana garis  aliran  fluida  yang  tidak  terpengaruh  oleh  efek  viskos ( inviscid flow ).  Fluida  yang  melewati silinder  sirkular  akan mengalami  gesekan,  gesekan  fluida dengan solid  surface menimbulkan boundary  layer .  Sedangkan  gesekan  fluida dengan  fluida  itu  sendiri  akan  menimbulkan shear  layer . Akibat  gesekan  tersebut  momentum  aliran  fluida  melawan adverse  pressure dan shear  stress .  Momentum aliran  fluida yang tidak dapat melawan efek gesekan dan adverse pressure mengakibatkan shear  layer terpisah dari kontur, maka  akan terjadi separasi aliran. Separasi aliran yang terjadi lebih awal menimbulkan  daerah wake yang  besar.  Seiring  dengan besarnya daerah wake , maka semakin besar pula gaya hambat yang  dihasilkan.  Diperlukannya  bodi  pengganggu  untuk mereduksi gaya hambat yang terjadi agar daerah wake yang timbul  semakin  sempit  dan  titik  separasi dapat  tertunda  ke belakang.  Upaya  dalam  mereduksi  gaya drag yang  timbul dilakukan  dengan  cara passive  flow  control menggunakan bodi pengganggu airfoil NACA 0012,  NACA 0018, NACA 0024 yang diletakan di depan silinder sirkular dengan variasi angle of attack 5° dan variasi jarak S/D = 0,2 ; 0,6 ; 1,0 ; 1,4. Penelitian  ini  bertujuan  untuk  mengetahui  karakteristik aliran  yang  melewati  silinder  sirkular  dengan  bodi pengganggu airfoil simetris. Dengan menganalisa grafik C P , nilai  C DP ,  C LP ,  dan velocity  profile di  belakang  silinder sirkular.

## II. METODE PENELITIAN
Konfigurasi  pada  penelitian  ini  terdapat  pada  Gambar  1. Penelitian  ini  tentu  memiliki  beberapa  tahapan  yang  akan dilakukan. Penelitian ini dilakukan secara eksperimen untuk menganalisa  karakteristik  aliran  yang  melintasi  silinder
Gambar 3 . Grafik distribusi CP silinder dengan bodi pengganggu pada jarak (S/D) = 0,2.
Gambar 4. Grafik distribusi C P silinder dengan bodi pengganggu airfoil NACA 0024.
Gambar 5. Profil kecepatan aliran di belakang silinder sirkular dengan bodi pengganggu pada variasi jarak (S/D) = 0,2.
Gambar  6.  Grafik  C DP silinder  dengan  bodi  pengganggu  terhadap  C DP silinder tunggal pada variasi jarak (S/D).
sirkular  didalam wind  tunnel .  Dengan  variasi  bodi pengganggu airfoil NACA 0012, NACA 0018, NACA 0024 dan jarak S/D (0,2; 0,6; 1; 1,4) serta variasi angle of attack 5° . Bodi  pengganggu  pada  penelitian  ini  ditempatkan  di  depan silinder sirkular dengan diameter (D) =  36 mm dengan bodi pengganggu airfoil NACA 0012,  NACA 0018,  NACA 0024 yang  memiliki panjang  chord  =  36  mm  dengan maximum thickness sebesar  4,32  mm,  6,48  mm,  8,64  mm.  pengujian akan  dilakukan  dengan  bilangan  ReDh  =  2  ×  10 4 didalam wind tunnel .
Pada  Gambar  2,  ditunjukkan  pengambilan  data  velocity profile  merupakan  suatu  proses  untuk  mengukur  kecepatan aliran fluida dalam suatu saluran. Dalam proses pengambilan data ini,  baiknya  mengambil titik- titik  yang dapat  mewakili area  saluran  secara  keseluruhan.  Alat  yang  digunakan  pada proses ini adalah pitot static tube. Pada Gambar 2 dan Gambar 3 ditunjukan instalasi untuk mengambil data velocity profile yang diambil pada jarak 4D.
Dalam  penelitian  ini  terdapat  prosedur  yang  harus dilakukan  dari  awal  hingga  akhir  demi  mendapatkan  hasil yang  tepat.  Berikut  prosedur  yang  harus  dilakukan  adalah yang  pertama  merencanakan  dan  menyiapkan  segala keperluan peralatan yang digunakan. Setelah itu, kedua yaitu memasangkan  benda  uji  pada test  section yaitu,  silinder sirkular  D  =  36  mm  yang  dipasang  pada  jarak  0,2D;  0,6D; 1,0D; 1,4D dengan bodi pengganggu airfoil yang dipasang di depan silinder sirkular menggunakan angle of attack sudut α =  5 o ,  setelah  itu,  yang  ketiga  adalah  mengukur  letak kesejajaran silinder sirkular dan dinding dengan water pass . Setelah  itu,  menyalakan wind  tunnel dengan  menaikan frekuensi  perlahan  hingga  mencapai  kecepatan  yang  sesuai dan steady ,  setelah  kecepatan steady, mengukur  tekanan menggunakan wall  pressure  tap yang  terdapat  pada permukaan  silinder  sirkular  yang  dihubungkan  dengan inclined  manometer .  Dan  yang  terakhir  adalah  mengukur tekanan pada wall pressure tap yang terdapat di permukaan silinder  dan  mengukur velocity  magnitude di  belakang
silinder  sirkular  menggunakan pitot  static  tube yang dihubungkan dengan inclined manometer.

## III. HASIL DAN DISKUSI
A. Distribusi Coefficient Pressure Silinder Sirkular dengan Bodi Pengganggu pada Variasi Jarak (S/D) = 0,2
Pada  Gambar  3  terdapat  grafik  distribusi  C P silinder sirkular  dengan  bodi  pengganggu  pada  variasi  jarak  (S/D). Pada grafik tersebut menunjukan pengaruh jarak (S/D) = 0,2 terhadap  perubahan airfoil dengan angle  of  attack α  =  5°. Pada silinder tunggal terdapat titik stagnasi dengan nilai C P = 1  pada  sudut  0°  dan  titik  separasi  terjadi  pada  sudut  90°. Terlihat  pada  grafik,  aliran  mengalami  percepatan  hingga titik  kecepatan  maksimum  yang  ditandai  dengan  nilai  C P menurun hingga titik terendah akibat efek nozzle pada daerah favorable  pressure  gradient .  Kemudian  aliran  mengalami perlambatan  yang  ditandai  dengan  nilai  C P semakin meningkat  hingga momentum aliran tidak mampu melawan adverse pressure dan shear stress , maka terjadilah separasi. Pada silinder tunggal dengan penggunaan bodi penggaggu tidak  terdapat  titik  stagnasi  pada  silinder  karena  pengaruh penempatan  di  depan  silinder  dan  penggunaan angle  of attack . Pada airfoil NACA 0012 terdapat penundaan separasi pada sudut 100° − 270° yang ditandai dengan nilai C P yang mulai steady , kemudian titik stagnasi terjadi pada sudut 350° yang  ditandai  dengan  adanya peak pada  grafik lower  side silinder.  Pada airfoil NACA  0018  terdapat  penundaan separasi pada sudut 130° − 270° yang ditandai dengan nilai C P yang  mulai steady ,  kemudian  titik  stagnasi  terjadi  pada sudut 345° yang  ditandai  dengan  adanya peak pada  grafik lower  side silinder.  Pada airfoil NACA  0024  terdapat penundaan  separasi  pada  sudut 125° − 260° yang  ditandai dengan  nilai  C P yang  mulai steady ,  kemudian  titik  stagnasi terjadi  pada  sudut 345° yang  ditandai  dengan  adanya peak pada grafik lower side silinder.
Pada airfoil NACA  0012  aliran  mengalami  percepatan yang ditandai dengan nilai C P menurun hingga titik minimum
Gambar  7.  Grafik  C LP silinder  dengan  bodi  pengganggu  terhadap variasi jarak (S/D).
Gambar 8. Grafik Grafik Perbandingan C P penelitian. Gambar  9.  Visualisasi  aliran  penelitian  Sarioglu,2017  [6]  pada  jarak S/D=0.
Gambar 10. Grafik C P silinder sirkular dengan airfoil NACA 0012 .
pada sudut 80° untuk upper side dan 290° untuk lower side . Pada airfoil NACA 0018 aliran mengalami percepatan yang ditandai dengan nilai C P menurun hingga titik minimum pada sudut 85° untuk upper side dan 290° untuk lower side . Pada airfoil NACA  0024  aliran  mengalami  percepatan  yang ditandai dengan nilai C P menurun hingga titik minimum pada sudut 80° untuk upper side dan 275° untuk lower side .
Penambahan  bodi  pengganggu  pada  jarak  (S/D)  =  0,2 dapat  menunda  titik  separasi  pada  silinder.  Terlihat  pada grafik,  nilai base  pressure tertinggi  diperoleh  dari airfoil NACA  0024.  Pada base  pressure airfoil NACA  0018  dan NACA 0012 saling berhimpitan dan lebih mendekati silinder tunggal. Selain itu, grafik C P pada lower side dan upper side dengan penambahan bodi pengganggu tidak simetris karena adanya pengaruh angle of attack .
B. Distribusi  Coefficient  Pressure  Silinder  Sirkular  dengan Bodi Pengganggu Airfoil NACA 0024
Pada  Gambar  4  terdapat  grafik  distribusi  C P silinder dengan bodi pengganggu NACA 0024. Pada grafik tersebut menunjukan  pengaruh  airfoil  NACA  0024  dengan angle  of attack 𝛼 = 5° terhadap perubahan jarak (S/D). Pada silinder tunggal terdapat titik stagnasi dengan nilai C P = 1 pada sudut 0° dan  titik  separasi  terjadi  pada  sudut 90° .  Terlihat  pada grafik, aliran mengalami percepatan hingga titik maksimum yang ditandai dengan nilai C P menurun hingga titik terendah akibat efek nozzle pada daerah favorable pressure gradient . Kemudian  aliran  mengalami  perlambatan  yang  ditandai dengan nilai C P semakin meningkat hingga momentum aliran tidak  mampu  melawan adverse  pressure dan shear  stress , maka terjadilah separasi (Gambar 4).
Penambahan  bodi  pengganggu airfoil NACA  0024  dapat menunda  separasi  pada  semua  variasi  jarak.  Terlihat  pula pada grafik, base pressure dengan bodi  pengganggu berada diatas base pressure silinder tunggal. Semakin besar variasi jarak  (S/D) base  pressure semakin  mendekati  silinder tunggal. Base  pressure tertinggi  berada  pada  variasi  jarak (S/D)  =  0,2  sedangkan base  pressure terendah  berada  pada variasi jarak (S/D) = 1,4. Kemudian pada grafik dengan bodi pengganggu menunjukan grafik C P upper side dan lower side tidak simetris karena adanya pengaruh angle of  attack yang menyebabkan    kecepatan  aliran  pada upper  side dan lower side tidak sama.
Terdapat  pula  pergeseran  titik  stagnasi  pada  silinder sirkular yang terjadi pada lower side untuk S/D = 0,2-1,0 dan upper side untuk S/D = 1,4. Seiring meningkatnya S/D titik stagnasi  lebih  bergeser  mendekati  hingga  pada  sisi upper side .  Hal  tersebut  terjadi  karena  pengaruh shear  layer dan wake yang  terlepas  dari  bodi  pengganggu  dan  mengenai silinder sirkular.
C. Profil Kecepatan Aliran di Belakang Silinder Sirkular dengan Bodi Pengganggu pada Variasi Jarak (S/D) = 0,2
Pada  Gambar  5  terdapat  grafik  dari  profil  kecepatan dibelakang  silinder  dengan  bodi  pengganggu pada  variasi jarak  (S/D)  =  0,2.  Terlihat  bahwa  defisit  momentum  pada grafik  silinder  sirkular  tunggal  cenderung  lebih  besar.  Hal tersebut terlihat pada nilai U/Umax yang rendah. Grafik profil kecepatan  pada  tiap  variasi  terlihat  saling  berhimpit.  Pada grafik  ini  pula  dapat  menggambarkan  lebar  dari wake yang telah dipengaruhi oleh bodi pengganggu.
Defisit momentum paling tinggi berada pada airfoil NACA 0018.  Terlihat  dari  grafik  profil  kecepatan  yang  mendekati silinder tunggal dan nilai U/Umax paling rendah pada variasi ini.  Defisit  momentum  paling  rendah  berada  pada  variasi NACA  0024.  Terlihat  dari  grafik  profil  kecepatan  yang menjauhi  silinder  tunggal  dan  nilai  U/Umax  paling  tinggi pada  variasi  ini.  Pada airfoil NACA  0012  memiliki wake yang  lebih  lebar  dari  variasi  lain,  sedangkan airfoil NACA 0024 memiliki wake yang lebih sempit.
Dapat  disimpulkan  bahwa  pada  jarak  yang  sama, penambahan  bodi  pengganggu  dengan airfoil NACA  dapat mengurangi  defisit  momentum,  sehingga  aliran  dapat melawan adverse  pressure dan shear  stress lebih  baik.  Hal tersebut  terjadi  karena  seiring  bertambahnya  geometri thickness  airfoil ,  aliran  lebih  mampu  mengurangi  defisit momentum  dan  mempersempit wake silinder  sirkular. Dengan  geometri  bodi  pengganggu  yang  lebih  besar memungkinkan wake dengan intensitas turbulensi yang tinggi pada airfoil terjadi lebih  lebar.  Semakin  lebar wake pada airfoil maka  semakin  efektif  memengaruhi  kenaikan intensitas turbulensi aliran yang mengenai silinder sirkular.

## D. Analisa Distribusi Coefficient Drag Pressure dan Coefficient Lift Pressure
Pada  Gambar  6  terdapat  grafik  C DP silinder  dengan  bodi pengganggu terhadap C DP silinder tunggal pada variasi jarak (S/D).  Data  tersebut  disajikan  dengan  membandingkan C DP /C DPO yaitu perbandingan nilai coefficient  drag pressure silinder  dengan  bodi  pengganggu  dan coefficient  drag pressure silinder  tunggal,  terhadap  perubahan  jarak  (S/D). Pada  penelitian  ini  didapatkan  C DPO =  1,33  dimana  pada penelitian  ini  nilai  C DP silinder  tunggal  sangat  besar  karena adanya blockage ratio mencapai ±18% .
Terlihat  pada  grafik,  untuk  jarak  (S/D)  =  0,2  memiliki reduksi  gaya  drag  paling  besar  pada airfoil NACA  0024 dengan  nilai  C DP /C DPO =  0,74.  Kemudian  pada  jarak  yang sama, reduksi gaya drag terendah terdapat pada airfoil NACA 0012 dengan nilai C DP /C DPO = 0,81. Untuk jarak (S/D) = 0,6 memiliki reduksi gaya drag paling besar pada airfoil NACA 0012  dengan  nilai  C DP /C DPO =  0,76.  Kemudian  pada  jarak yang sama, reduksi gaya drag terendah terdapat pada airfoil NACA 0012 dengan nilai C DP /C DPO = 0,82.
Terlihat  pada  grafik,  untuk  jarak  (S/D)  =  1,0  memiliki reduksi gaya drag pressure paling besar pada airfoil NACA 0024  dengan  nilai  C DP /C DPO =  0,88.  Kemudian  pada  jarak yang  sama,  reduksi  gaya drag  pressure terendah  terdapat pada airfoil NACA  0012  dengan  nilai  C DP /C DPO =  0,89. Untuk jarak (S/D) = 1,4 memiliki reduksi gaya drag pressure paling besar pada airfoil NACA 0024 dengan nilai C DP /C DPO = 0,93. Kemudian pada jarak yang sama, reduksi gaya drag pressure terendah terdapat pada airfoil NACA 0012 dengan nilai C DP /C DPO = 0,96.
Dapat  disismpulkan  bahwa  reduksi  gaya drag  pressure tertinggi  pada  variasi  jarak  (S/D)  =  0,2  pada airfoil NACA 0024  dengan  nilai  C DP /C DPO =  0,74.  Hal  tersebut  ditandai dengan  nilai  C DP /C DPO paling  rendah,  semakin  rendah  nilai C DP maka  semakin  besar  reduksi  gaya drag  pressure yang dihasilkan,  begitu  pula  sebaliknya.  Selain  itu,  nilai base pressure sangat  memengaruhi  reduksi  gaya drag  pressure , karena base  pressure menandakan  tekanan  di  belakang silinder  atau wake .  Apabila base  pressure bernilai  lebih
tinggi,  perbedaan  tekanan  aliran  di  depan  silinder  dan dibelakang silinder semakin kecil, begitu pula sebaliknya.
Pada  Gambar  7  terdapat  grafik  C LP silinder  dengan  bodi pengganggu terhadap variasi jarak (S/D). Penelitian ini, untuk C LP pada  silinder  tuggal  bernilai  nol.  Dimana  hal  tersebut dapat dikatan silinder tunggal tidak memiliki gaya lift .
Terlihat pada grafik, untuk jarak (S/D) = 0,2 memiliki nilai C LP paling besar pada airfoil NACA 0024 dengan nilai C LP = 0,5. Kemudian pada jarak yang sama, C LP terendah terdapat pada airfoil NACA 0012 dengan nilai C LP = 0,02. Untuk jarak (S/D)  =  0,6  memiliki  nilai  C LP paling  besar  pada airfoil NACA  0024  dengan  nilai  C LP =  0,6.  Kemudian  pada  jarak yang  sama,  nilai  C LP terendah  terdapat  pada airfoil NACA 0012 dengan nilai C LP = 0,01.
Terlihat pada grafik, untuk jarak (S/D) = 1,0 memiliki nilai C LP paling besar pada airfoil NACA 0024 dengan nilai C LP = 0,26. Kemudian pada jarak yang sama, C LP terendah terdapat pada airfoil NACA  0018  dengan  nilai  C LP =  -0,14.  Untuk jarak (S/D) = 1,4 memiliki nilai C LP paling besar pada airfoil NACA 0018 dengan nilai C LP = -0,03. Kemudian pada jarak yang  sama,  nilai  C LP terendah  terdapat  pada airfoil NACA 0024 dengan nilai C LP = -0,22. Pada arah vektor gaya, C LP merupakan gaya yang arahnya tegak lurus terhadap arah aliran. Sehingga dapat disimpulkan apabila C LP bernilai positif menandakan adanya gaya angkat atau liftforce .  Sebaliknya,  apabila  C LP bernilai  negatif menandakan  adanya  gaya  tekan  atau downforce .  Nilai  C LP dipengaruhi  oleh  distribusi  C P ,  dimana  pada  penelitian  ini penggunaan angle  of  attack sangat  memengaruhi  distribusi C P .
Aliran yang melewati suatu objek umumnya akan terbagi menjadi  2  sisi,  yaitu  aliran  yang  melewati upper  side dan lower  side .  Dengan  adanya angle  of  attack memungkinkan aliran  pada upper  side memiliki streamline yang  lebih panjang sehingga kecepatannya cenderung tinggi. Sebaliknya, pada daerah lower side memiliki streamline yang lebih  pendek  sehingga  keceptannya  lebih  rendah  dari  pada upper  side .  Seperti  yang  kita  ketahui,  kecepatan  tinggi menyebabkan tekanan pada daerah tersebut cenderung lebih rendah.  Perbedaan  tekanan  pada upper  side dan lower  side inilah yang menimbulkan adanya gaya lift.
E. Diskusi
Pada sub sub bab ini akan membahas mengenai C P dan C DP hasil  penelitian  dengan  penelitian  yang  dilakukan  oleh  Lee [2]. Dimana menggunakan diameter silinder tunggal sebesar D = 36mm, sedangkan penelitian lain menggunakan diameter silinder D = 30mm (Gambar 8) [2-3].  Dihasilkan nilai base pressure -1,2 sedangkan pada penelitian ini dihasilkan nilai base  pressure sebesar  -1,4.  Dengan  menurunnya  nilai base pressure tentu  akan  memengaruhi  nilai  C DP. Nilai  C DP pada penelitian ini sebesar 1,33 dimana nilai tersebut relatif tinggi untuk  silinder  sirkular  dengan  Re  = 2 × 10 4 .  Menurunnya nilai base pressure dan meningkatnya C DP diduga karena efek dari blockage ratio pada penelitian ini yang sangat tinggi. Blockage  ratio merupakan  perbandingan  tinggi  diameter silinder sirkular dengan tinggi dari test section . Penelitian ini dilakukan  pada subsonic wind  tunnel berpenampang octagonal yang memiliki tinggi H = 200mm. Dapat dikatakan blockage ratio pada penelitian ini mencapai ±18% . Merujuk pada  penelitian  Weidman,  1968 dikatakan  bahwa  semakin
besar blockage  ratio nilai base  pressure semakin  menurun dan  nilai  C DP semakin  meningkat  [4].  Dapat  dilihat  pada Gambar 9 blockage ratio sebesar 17,5% menghasilkan nilai C DP 1,435.
Kemudian  analisa  grafik  C P dengan  pergeseran  titik stagnasi yang terjadi akan membandingkan dengan data pada angle  of  attack 𝛼 = 0° 𝑑𝑎𝑛 5° [5].  Dapat  terlihat  pada Gambar 3, titik stagnasi  terjadi pada sisi lower side dimana semakin jauh jarak S/D titik stagnasi lebih bergeser ke sudut 0° . Pada Gambar  9 untuk 𝛼 = 5° dan S/D = 0, lapisan geser yang lewat dari permukaan atas airfoil melewati permukaan atas dari silinder dan oleh karena itu terbentuk daerah wake yang  lebih  sempit  yang  menyebabkan  peningkatan  tekanan dasar.  Sebagai  gantinya,  seperti  yang  terlihat  pada  foto visualisasi  aliran,  karena  kemiringan  airfoil,  lapisan  geser mengikuti permukaan bawah airfoil melewati bagian bawah silinder sesuai  dengan kasus 𝛼 = 0° . Dengan meningkatnya S/D,  tekanan  pada  permukaan  airfoil  dan  silinder menunjukkan pola. Pada nilai S/D yang lebih besar, lapisan geser yang termasuk dalam aliran bebas yang melewati airfoil dapat  menyentuh  silinder.  Dapat  disimpulkan  bahwa pergeseran  titik  stagnasi  dipengaruhi  oleh shear  layer dan wake yang  terlepas  dari airfoil yang kemudian  mengenai permukaan silinder [5].
Hal  ini  dilakukan  dengan  variasi angle  of  attack 𝛼 = 5° dengan  perbandingan  diameter  silinder  sirkuar  dan chord airfoil sebesar  1:1.  Dimana  menggunakan  diameter  silinder yang  lebih  kecil  dari  panjang chord  airfoil dan  sama-sama menggunakan angle of attack 𝛼 = 5° . Lalu digunakan Re = 2 × 10 4 sedangkan yang lain menggunakan Re d = 2,5 × 10 4 . Pada  Gambar  10  terlihat  bahwa  kedua  grafik  tersebut memiliki  kesamaan  yaitu  pada  distribusi  C P upper  side dan lower  side silinder  tidak  simetris.  Hal  tersebut  dipengaruhi oleh  efek  dari angle  of  attack, karena  kemiringan airfoil , lapisan  geser  mengikuti  permukaan  bawah  airfoil  melewati bagian bawah silinder dan oleh karena itu terjadi penurunan tekanan pada daerah 𝛼 = 260° − 280° [5].
Pada  grafik  Gambar  10,  terlihat  pada  aliran upper  side silinder  mengalami  percepatan  yang  lebih  besar  dari  pada lower  side .  Hal  tersebut  ditandai  dengan  nilai  tekanan minimum upper  side lebih  kecil  dari  pada lower  side . Terdapat perbedaan hasil, karena perbedaan   Re, variasi jarak  yang  digunakan,  perbandingan chord  airfoil dan diameter silinder.

## IV. KESIMPULAN/RINGKASAN
Nilai distribusi CP pada silinder dengan bodi pengganggu memiliki  karakteristik  trend  grafik  yang  tidak  simetris. Dipengaruhi  oleh  penggunaan  angle  of  attack 𝛼 =  5°. Reduksi  paling  efektif  pada  variasi  jarak  (S/D)  =  0,2 menggunakan  airfoil  NACA  0024  dengan  reduksi  sebesar 25,6%.  Beberapa  variasi  menunjukan  hasil  adanya downforce. Pada NACA 0012 memiliki nilai CLP = (-0,1) – 0,02; NACA 0018 memiliki nilai CLP = (-0,14) – 0,44; dan NACA  0024  memiliki  nilai  CLP  =  (-0,22)–  0,5. CLP  yang bernilai  negatif  menunjukan  arah  vektor  gaya  yang berlawanan dengan gaya lift, disebut juga sebagai downforce. Pada penelitian ini didapatkan hasil defisit momentum paling tinggi  berada  pada  variasi  jarak  (S/D)  =  1,4  dan  defisit
momentum paling rendah berada pada variasi jarak  (S/D)  = 0,2.  Airfoil  NACA  0024  menunjukan  hasil  yang  paling efektif  dalam  mengurangi  defisit  momentum  pada  semua variasi jarak (S/D).

## DAFTAR PUSTAKA
[1]  A. H. Bayoumy, A. A. Nada, and S. M. Megahed, “A continuum based three-dimensional  modeling  of  wind  turbine  blades,” J.  Comput. Nonlinear Dyn. , vol. 8, no. 3, p. 31004, 2013, doi: 10.1115/1.4007798.
[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, p. 233, Apr. 2004, doi:
10.1016/j.fluiddyn.2004.01.001.
[3]  J.  Anderson, Fundamentals  of  Aerodynamics ,  5th  ed.  New  York: McGraw hill, 2011.
[4]  P. D. Weidman, “Wake Transition and Blockage Effects on Cylinder Base  Pressures,”  Departement  Aeronautical  Engineer,  California Institute of Technology, 1968.
[5]  M.  Abobaker,  Z.  Petrović,  V.  Fotev,  N.  Toumi,  and  I.  Ivanović, “Aerodynamic characteristics of low Reynolds number airfoils,” Teh. Vjesn. ,  vol.  24,  no.  1,  pp.  111–118,  2017,  doi:  10.17559/TV- 20160225100019.