## UJI AERODINAMIK MODEL KAPAL BERSAYAP “ WING IN SURFACE EFFECT ” SEBAGAI INPUT KAJIAN GERAK

## PLANNING MENJELANG TAKE-OFF
Iskendar *) , A. Farid Widodo **) , Taufiq Mulyanto ***) , Paulus Indiyono ****) *) Perekayasa Pusat Teknologi Industri dan Sistem Transportasi, Kedeputian TIRBR, BPPT, e-address : ken@ceo.bppt.go.id
**) Perekayasa UPT. Laboratorium Aero-Gasdinamika dan Getaran, Kedeputian TIRBR, BPPT, e-address : lagg@idola.net.id
***) Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara, Kelompok Keahlian Desain, Operasi dan Perawatan Pesawat Terbang, ITB e-address : taufiq.mulyanto@ae.itb.ac.id ****) Fakultas Pascasarjana Teknologi Kelautan, PPS-ITS, e-address : paul@oe.its.ac.id

## ABSTRACT
This paper describes aerodynamic tests (wind tunnel tests) for a model of Wing in Surface  Effect Craft  8  seater,  WiSE-8.  The  tests  were  conducted  at  UPT-Laboratorium Aero  Gasdinamika  dan  Getaran  (LAGG)-BPPT,  PUSPIPTEK,  Serpong,  to  determine  the performance of the lift and pre-take off craft conditions. This craft model with scale of 1:6 was tested with rigid body - upside up - power off method. The profile of craft wing model  was  aerofoil  form,  Clark-Y.  The  craft  model  test  with  complete  configuration (Wing-Body-Pontoon-Nacelle-Tail)  was  carried  out  with  the  following  parameters:  wind speed  of  20,  30,  40,  and  50  m/sec,  angle of  attack  of -6  to  18  degree, yaw angle  of  0 degree, ground board height 0-1 m (in respect to prototype value of 0-6 m). Meanwhile, the  tests  of  air  flow  visualization  were  carried  out  by  using  wool  tuft  at  speed  of  40 m/sec. The result of wind tunnel test consisting of C L , C D , C M , and C L /C D was validated by theoritical calculation using Vortex Lattice Method (VLM) and Datcom software. Then this  result  was  evaluated  and  extrapolated  to  predict  the  movement  of  WiSE-8  in  the pre take off performance condition, especially in the longitudinal direction.
Key words: WiSE-8  seaters,  Wind  tunnel  test,  Lift  coefficient,  Drag  coefficient,  Moment coefficient, Lift drag ratio, and take off

## ABSTRAK
Makalah  ini  menyampaikan  hasil  uji  aerodinamik  (wind  tunnel  test)  kapal bersayap  dengan  teknologi  wing  in  surface  effect  (WiSE)  8  tempat  duduk  yang  di antaranya  untuk  mengetahui  kinerja  lift  menjelang  take  off.  Tes  dilakukan  di  UPT  – Laboratorium Aero Gasdinamika dan Getaran (LAGG) – BPPT, PUSPIPTEK, Serpong. Uji terowongan  angin  model  kapal  bersayap  dilakukan  dengan  metodologi  rigidly  body  – upside  up  -  power  off.  Model  uji  kapal  bersayap  dengan  profil  aerofoil  sayap  Clark  Y mempunyai  ukuran  skala  1:  6  dari  konfigurasi  geometrik  prototip  skala  penuh.  Uji dilakukan dengan konfigurasi penuh (Wing-Body-Ponton-Naccele-Tail), kecepatan angin V  =  20,  30,  40,  dan  50  m/det; sudut  serang  model,  α  = -6 º s.d  18 º ;  sudut yaw  β maksimum  4 º ,  ke  arah  negatif  maupun  positif;  ketinggian  ground  board  0  s.d  1  m (ekivalen  dengan  ketinggian  atau  jarak  yang  sesungguhnya  antara  0  s.d  6  m); sedangkan  pengujian  visualisasi  aliran  udara  dilakukan  dengan  menggunakan  wool tuft  pada  kecepatan  V  =  40m/det.  Hasil  uji  terowongan  angin  divalidasi  dengan perhitungan  teoritis  menggunakan  Vortex  Latice  Method  (VLM)  dan  perangkat  lunak Datcom.  Hasil  uji  terowongan  angin  selanjutnya  digunakan  untuk  memprediksi  gerak kapal bersayap WiSE-8 tempat duduk menjelang take off, melalui ekstrapolasi.
Kata kunci: Kapal  bersayap  WiSE-8  tempat  duduk,  Uji  terowongan  angin,  Koefisien  lift,
Koefisien drag, Koefisien momen, Rasio lift terhadap drag, take off

## 1 PENDAHULUAN
Uji terowongan angin kapal
bersayap teknologi WiSE dilakukan dalam
rangka penelitian rancang bangun konfigurasi komponen
aerodinamik  yang  terdiri  dari  body (fuselage)  sayap  dan  ekor  (vertical  tail plane  -  VTP  dan  horizontal  tail  plane  - HTP) yang melekat di body dan diperlukan  bagi  pemenuhan  lift  gerak kapal  bersayap  tersebut,  terutama  di saat  menjelang  take  off  dan  terbang layar  dengan  surface  effect.  Kapal bersayap  teknologi  WiSE  kapasitas  8 tempat  duduk  saat  ini  sedang  dikaji pembangunannya oleh
BPPT
bekerjasama  dengan  ITB,  ITS,  PT.  CBI, Djubair OD, BKI, dan Direktorat Jenderal Perhubungan Laut.
Teknologi  Wing  in  Surface  Effect (WiSE)  merupakan  teknik  pemanfaatan efek  pemampatan  udara  permukaan yang  terjadi  pada  objek  benda  terbang rendah.  Fenomena  efek  permukaan dipertahankan dengan menjaga ketinggian terbang tetap rendah (Delhaye H., 1997; WiSE,  Tim  LPPM-ITB  2005;  Wolf  W.B. de,  2002).  Tantangannya  terletak  pada penentuan  konfigurasi  wahana  yang merupakan kombinasi geometri aerodinamik  komponen  seperti  sayap, badan, dan ekor yang membuat wahana menjadi stabil dan cenderung mempertahankan  ketinggian  terbangnya (Wolf  W.B.  de,  2002).  Karena  ketinggian terbang  yang  rendah  maka  variasi ketinggian  harus  dijaga  secara  sangat hati-hati.  Untuk  itu  perlu  memilih rekayasa  bentuk  profil  wahana  baik profil  sayap  maupun  ekor  yang  tepat (Collu  M.,  Patel  M.,  Trarieux  F.,  2008). Teknologi  ini  diterapkan  pada  kapal yang  dilengkapi  dengan  sayap  dan  ekor sebagaimana ditunjukkan dalam Gambar 1-1.
Gambar 1-1: Konfigurasi WiSE-8, sebuah kapal yang dilengkapi dengan sayap dan ekor
Bentuk  lambung  body  (fuselage) kapal  bersayap  dipilih  mempunyai  tipe dasar  rata  berstep  (stephull  -  planning craft) (Husa B., 2000), sedangkan bentuk sayap  dipilih  tipe  shouldered  reverse delta (LAGG, 2004; WiSE, Tim LPPM-ITB, 2005), yang kesemuanya ditujukan untuk memenuhi luas permukaan dasar bagi kebutuhan daya angkat hidrodinamik maupun  aerodinamik,  sehingga  pada kecepatan  dimana  gaya  angkat ≥ berat kapal,  kapal  bergerak  terangkat  dari permukaan  air  dan  take  off.  Khususnya untuk gerak kapal di air menjelang take off  sering  kita  sebut  dengan  gerak “planning”.  Kinerja  gerak  planning  kapal bersayap  ini  diperoleh  melalui  uji  tarik di towing tank laboratorium hidrodinamik.  Untuk  WiSE-8,  uji  tarik dilakukan di UPT-BPPH (Balai Penelitian dan Pengkajian Hidrodinamika) BPPT, di Surabaya (Indonesian Hydrodynamic Laboratory – IHL, 2008).
Dalam  upaya  menghindari  gerak sticking (gerak heave negatif, kapal tidak terangkat  dari  permukaan  air)  ataupun porpoising  (gabungan  gerak  heave  dan pitch,  kapal  melompat-lompat  bagaikan lumba-lumba)  di  dalam  gerak  planning perlu gaya lift hidrodinamik dan aerodinamik  yang  seimbang  (Faltinsen O.M.,  2005;  Husa  B.,  2000;  Martin  M., 1978), untuk mengangkat kapal bersayap  take  off,  dimana  menjelang take  off  gaya  angkat  dan  tahanan hidrodinamik menuju angka nihil, sedangkan  gaya  lift  aerodinamik  dan efek  permukaan  air  meningkat dan
mampu  melanjutkan  mengangkat  kapal bersayap  ini  untuk  terbang  dengan  efek permukaan  dengan  baik  sebagaimana ditunjukkan dalam kurva hipotetik tahanan kapal dan gaya angkat aerodinamik  vs  kecepatan  pada  Gambar 1-2.
Gambar 1-2: Kurva hipotetik karakteristik gaya  angkat  dan  tahanan air (hidrodinamik) vs kecepatan kapal bersayap
Kapal bersayap WiSE-8 dirancang untuk  dapat  terbang  layar  dengan  baik dan  lift  off  pada  kecepatan  55  knot, berat  maksimum  awal  terbang  (MTOW  - Maximum  Take  Off  Weight)  3200  kg  dan terbang layar dengan surface effect pada kecepatan  80  knot  (WiSE,  Tim  LPPM- ITB, 2005).
Untuk memenuhi design requirements  and  objective  sebagaimana tersebut  di  atas,  sayap  WiSE-8  dipilih fixed  wing,  shouldered  reverse  delta dengan  luas  sayap  64  m 2 ,  wingtip  2  X 5,72  m 2 dan  bentuk  aerofoil  Clark  Y. Ekor  vertikal  dengan  sudut  pasang  46 º
(back-sweep) dan 56 º
(dehidral) mempunyai luas 2 X 9,9 m 2 , sedangkan ekor horisontal mempunyai luas 16,07 m 2
(Gambar  1-3).  Bentuk  aerofoil  baik  ekor vertikal  maupun  horisontal  digunakan NACA  0012  (Abbot  I.H.,  &  Doenhoff A.E.Von,  1959;  Katz  J.  &  Plotkin  A., 2001; WiSE Tim LPPM-ITB, 2005).
Gambar 1-3: Rencana  umum  dimensi
pandangan atas bentuk sayap  dan  ekor  (WiSE  Tim LPPM-ITB, 2005) Untuk  dapat  memberikan  data
kinerja bentuk dan ukuran kapal bersayap  sebagaimana  tersebut  di  atas dilakukan  uji  model,  baik  dari  aspek hidrodinamik maupun aerodinamik. Berkaitan  dengan  uji  terowongan  angin, makalah ini menyampaikan aspek aerodinamik  hasil  uji  model  kapal bersayap pada fasilitas wind tunnel ILST UPT  –  LAGG,  BPPT,  di  Serpong  Jakarta, yang  dibutuhkan  bagi  perancangan kapal  bersayap  WiSE-8,  di  antaranya untuk  input  kajian  hidrodinamik  gerak planning  arah  longitudinal  menjelang kapal bersayap take off. Dengan sasaran bahwa  dalam  proses  take-off  dapat berkinerja stabil terhindar dari peristiwa sticking dan porpoising.

## 2 METODOLOGI
Metodologi  uji  terowongan  angin model  kapal  bersayap  WiSE–8  untuk input  kajian  gerak  planning  menjelang take  off  dilakukan  dengan  mengikuti standar  pengujian  UPT-LAGG  BPPT. Sebagai  catatan  bahwa  gerak  planning menjelang  take  off  mempunyai  kriteria arah  gerak  yang  lurus  dan  longitudinal. Hasil uji selanjutnya dibandingkan dengan hasil perhitungan numerik berdasarkan Vortex Lattice Method - VLM (WiSE Tim  LPPM-ITB, 2005)  dan Datcom (WiSE  Tim  LPPM-ITB,  2005).  Secara
lebih rinci metodologi pengujian dijelaskan pada butir-butir berikut ini.
2.1  Notasi
C D = koefisien drag C L = koefisien lift C M = koefisien momen C Lmax = koefisien lift maksimum L = gaya angkat lift (kN) D = gaya drag udara yang timbul (kN); V = kecepatan (m/det) α = sudut serang ( o )
ρ = kerapatan  masa  udara  =  1,164 kg/m 3 ;
S = luas permukaan lifting surface (m 2 );

## 2.2 Model Uji
Berdasarkan data teknis
geometrik  kapal  bersayap  WiSE-8,  dan menyesuaikan dengan fasilitas uji terowongan  angin  di  UPT-LAGG  BPPT, model  uji  terowongan  angin  dibuat dengan  skala  1  :  6.  Adapun  data  teknis kapal  bersayap  WiSE-8  secara  rinci ditunjukkan dalam Tabel 2-1.

## 2.3  Set-Up Model Uji
Fasilitas  uji  utama  UPT  LAGG BPPT berupa
terowongan
angin kecepatan  rendah  (Low  Speed  Wind Tunnel) dengan sirkuit tertutup mempunyai  section  terowongan  tengah dengan  panjang  total  67.5  m,  lebar  18 m,  dan  mempunyai  ketinggian  5.5  m  di atas  tanah.  Ukuran  penampang  lintang ruang  uji  (test  section)  4  m  X  3  m, panjang 10 m, lihat Gambar 2-1 (LAGG, 2004).
Gambar 2-1: Fasilitas  terowongan  angin
UPT-LAGG-BPPT
(LAGG, 2004)
Di ruang  uji model WiSE-8
dihubungkan ke External Balance dengan menggunakan wing strut. Bagian ujung  wing  strut  terdapat  bayonet  yang berhubungan  langsung  dengan  bagian wing  model.  Dengan  adanya  bayonet, ketinggian  wing  kanan  dan  kiri  dapat diatur  sedemikian  rupa  sehingga  wing kanan  dan  kiri  tersebut  mempunyai ketinggian yang sama. Model uji ditempatkan  tepat  berada  di  tengah  test section, sehingga mempunyai jarak yang sama ke dinding test section sebelah kiri maupun  kanan.  Hal  ini  dilakukan dengan    mengatur  posisi    wing  strut yang  terpasang  pada  External  Balance.
Tabel 2-1: DATA TEKNIS KAPAL BERSAYAP WiSE-8 Geometri  Unit Sayap Ekor H’sontal Ekor V’tikal Luas M 2 64,00 16,07 9,90 Aspect Ratio 2,00 5,96 0,99 Taper Ratio 0,20 1,00 0,56 Sudut Dihedral o -14,60 0 53,00 MAC M 6,35 1,64 1,62 Lebar Sayap M 11,32 9,80 3,13 Chord Root M 7,44 1,64 2,00 Chord Tip M 1,49 1,64 2,00 Airfoil CLARK Y NACA 0012 NACA 0012 Lambung Kapal (Fuselage) Panjang M 13,28 - - Lebar M 1,90 - -
Karena  untuk  uji  ini  dipasang
ground board, maka konfigurasi pengujian  dipilih  upside-up,  sehingga bayonet  dihubungkan  dengan  bagian upper  wing,  dan  dihubungkan  ke  wing strut,  juga  dihubungkan  ke  External balance  melalui  pitching  wire.  Pitching wire  dipasang  di  bagian  nose  model untuk  pengaturan  sudut  serang  (α). Model  diberi  preload  yang  dibebankan melalui  preload  wire.  Besarnya  preload bervariasi,  sesuai  konfigurasi  model. Pada  pengujian  ini,  preload  maksimum diambil sebesar 250 kg.
Permukaan air atau ground dimodelkan  dengan  ground  board  yang diletakkan  di  bawah  model  dan  dapat diatur  ketinggiannya  terhadap  dasar model  uji.  Pengaturan  jarak  model terhadap ground board dilakukan dengan  menaikturunkan  ground  board dari  bawah  test  section,  dan  dilakukan pada  saat  wind  off.  Luas  ground  board mendekati luas test section, (4 x 6) m 2 . Di  dalam  model  uji  dipasang  Q- Flex  yang  berfungsi  untuk  mengukur sudut kedudukan model. Dengan adanya Q-Flex, pengukuran sudut serang  α  dapat  dilakukan  dengan akurat,  karena  langsung  diukur  pada modelnya,  tidak  melalui α -mechanism yang  terpasang  di  External Balance.  Set- Up pemasangan model uji di test section selanjutnya  dapat  dilihat  pada  photo dokumentasi Gambar 2-2.
Gambar 2-2: Tes-setup model uji aerodinamik (LAGG, 2006)
Alignment  terhadap  pemasangan model uji dilakukan dengan menggunakan theodolite dan inclinometer. Dengan demikian, model terpasang dengan tepat di tengah test section.
Gambar 2-3: Bagan  arah  pengukuran
model uji aerodinamik (LAGG, 2006)
Konvensi  arah  gaya  dan  momen, serta  arah  sudut  α  diambil  seperti Gambar  2- 3  di  atas.  Sudut  serang  (α) didefinisikan  sebagai  sudut  antara  garis body  (body  axis)  dengan  arah  angin. Besaran  h  (ketinggian)  didefinisikan sebagai  jarak  antara  titik  terbawah model  terhadap  ground  board  pada sudut serang α = 4 º (LAGG, 2006).

## 2.4  Akuisisi dan Koreksi Data
Persamaan standar untuk perhitungan  koefisien  lift  (C L ),  koefisien drag  (C D ),  dan  koefisien  momen  (C M ) dalam  uji  aerodinamik  adalah  sebagai berikut:
Koefisien lift:
= (2-1)
Koefisien tahanan udara (drag): = (2-2) Koefisien momen: = (2-3)
Besaran  momen  (M)  dihitung  terhadap titik  putar  pada  posisi  titik  25%  dari rata-rata panjang cord sayap (MAC).
Tekanan dinamik: = (2-4)
Dalam  pengolahan  data  hasil  uji dilakukan beberapa koreksi, yang mencakup koreksi berat (weight correction),  koreksi  angka  nihil  (zero correction), koreksi pengaruh interferensi dinding terowongan (tunnel wall interference correction), ditambah dengan koreksi  strut  (tare-force  correction)  yang dilakukan secara offline di akhir pengujian  (LAGG,  2006;  Sariman,  2005; Vries, O. D.).
2.4.1 Koreksi berat (Weight correction)
Selama pengujian, model digerakkan dengan beberapa posisi sudut  serang α ,  di  mana  setiap  posisi sudut  serang  ini  akan  mengubah  lokasi titik  berat  model,  beban  preload,  dan pusat titik berat α -segment dari external balance  terhadap  pusat  balance.  Hal  ini
Ground Board
mengubah  hasil  pengukuran  pitching moment,  yang  bukan  disebabkan  oleh gaya  aerodinamis. Koreksi  ini  dilakukan dengan  pengujian  tanpa  angin.  Data yang  diperoleh  dari  setiap  perubahan  α digunakan  untuk  mengkoreksi  data penguj ian yang sebenarnya pada α yang sama.
2.4.2  Koreksi angka nihil (Zero correction)
Koreksi ini dilakukan pada proses off-line  dan  setelah  suatu  pengujian selesai  dilakukan.  Ada  pembacaan  zero pertama  dan  kedua  di  setiap  uji,  di- mana pembacaan data pengujian terletak  di  antaranya.  Pengukuran  zero dilakukan untuk mendapatkan pembacaan tiap instrumen sebelum dan sesudah  uji  dilakukan,  dengan  kondisi tanpa  angin.  Pada  pengolahan  data  off- line, setiap data point dikoreksi terhadap sebuah  nilai  koreksi  zero,  yang  sama dengan  (R o2 R o1 )/(M c2 M c1 )  dimana  R o2 dan R o1 adalah  pembacaan  data  pada  zero kedua  dan  pertama,  sedangkan  M c2 dan M c1 masing-masing adalah jumlah siklus pengukuran dari zero kedua dan pertama.
2.4.3 Koreksi  pengaruh  interferensi
dinding terowongan (Tunnel Wall Interference Corrections)
Koreksi pengaruh interferensi dinding  terowongan  angin  dilakukan dengan pendekatan rumus sebagai berikut:
- Koreksi aliran yang mendekati sayap
∆ = ′
di  mana  C 1 adalah  faktor  interferensi lift.
- Koreksi  aliran  yang  mendekati  Ekor Horisontal (HTP),
∆ = ′ di  mana  C 8 adalah  koefisien  tail  pitch angle interference.
- Koreksi Drag C D = C D’w cos (Δα) + CL’ w sin (Δα) . - Koreksi momen pitching awal ΔC M1 = C 7 · C L’w
di  mana  C 7 adalah  faktor  koreksi momen pitching awal.
- Koreksi momen pitching kedua ΔC M2 = C 10 · C L’w di  mana  C 10 adalah  faktor  koreksi momen pitching kedua.
- Koreksi Lift akibat adanya ekor ΔC L = - C 9 · (Δα h - Δα) di  mana  C 9 adalah  koefisien  koreksi lift.
2.4.4 Koreksi strut (Tare force correction)
Hasil pengujian dikoreksi terhadap gaya-gaya  tare  (gaya-gaya  aerodinamik yang  dihasilkan  akibat  dari  sebagian strut  terkena  aliran  udara).  Gaya  tare pada  wing  struts  diukur  tanpa  model  di dalam  seksi  uji,  pada  kecepatan  angin 50  m/det.  Pengukuran  tare  dilakukan pada setiap variasi sudut dalam pengujian  ini.  Pada  setiap  variasi  uji, nilai direkam pembacaannya pada external  balance, kemudian dipergunakan untuk uji yang sebenarnya. Tare correction setiap nilai hasil pengujian ini dilakukan  dengan  mengurangi  nilai pembacaan  uji  yang  sebenarnya  di external  balance  atas  tare  measurement tersebut.

## 2.5  Program Pengujian
Pengujian  yang  diperlukan  bagi input  kajian  gerak  planning  kapal bersayap mencakup pengukuran parameter  koefisien  lift  (C L ),  koefisien drag  (C D ),  dan  koefisien  momen  (C M ) berdasarkan  ketinggian  terbang  (h)  dan beberapa sudut serang (α) kapal bersayap  WiSE-8  dalam  konfigurasi penuh.  Dengan  demikian  program  uji terowongan  angin  yang  diamati  adalah mencakup hal-hal sebagai berikut (LAGG, 2006):
 Uji  dengan  konfigurasi  penuh,  atau dengan konfigurasi WBPNVH, dimana : W : Wing
B  : Body
P  : Pontoon
N  : Naccele
V  : Vertical Tail Plane
H  : Horizontal Tail Plane
 Kecepatan angin bervariasi, V = 20, 30, 40,  dan  50  m/det,  yang  selanjutnya harus  diekstrapolasi  ke  kecepatan  V  = 3,11  s.d  6,22  m/det  sesuai  dengan kecepatan uji tarik di towing tank UPT- BPPH-BPPT di Surabaya.
 Sudut serang model α , bervariasi dari - 6 º sampai dengan 18 º atau maksimum disesuaikan  dengan  keadaan  ground board.
 Ketinggian  ground  board  0  s.d  1  m (ekivalen  dengan  ketinggian  atau  jarak yang sesungguhnya antara 0 s.d 6 m).
 Pengujian visualisasi pengamatan aliran  udara  menggunakan  Wool  tuft pada kecepatan V = 40m/det
Untuk konfigurasi
WBNPVH,
pengujian  dilakukan  dengan  kecepatan angin  30  m/det,  dimana  kedua  jenis pengujian  tersebut  dilakukan  dengan kesamaan variasi α dan h.
Pengambilan  data  pengamatan aliran  udara  secara  visual  dilakukan dengan  menggunakan  wool  tuft  juga dilakukan pada konfigurasi WBNPVH.
Hasil uji selanjutnya dibandingkan dengan  hasil  analisis  VLM  dan  Datcom serta  diekstrapolasi  untuk  input  kajian hidrodinamik pada gerak planning menjelang take off (Indonesian Hydrodynamic  Laboratory  –  IHL,  2008; Katz J. & Plotkin A., 2001).

## 3 HASIL UJI DAN PEMBAHASAN
Hasil  pengujian  disajikan  dalam bentuk grafik, berdasarkan uji konfigurasi penuh  (WBPNVH)  sebagaimana  ditulis berikut ini.
3.1 Konfigurasi Penuh (Full Configuration) Untuk konfigurasi penuh
disajikan grafik C L vs α , C D vs α , C m vs α , serta C L /C D vs α dengan berbagai variasi ketinggian  h=  0  s.d  6  m,  seperti ditunjukkan pada Gambar 3-2 s.d 3-5.

## 3.2 Validasi  VLM  -  Datcom  untuk Variasi Ketinggian
Hasil uji terowongan angin divalidasi  menggunakan  Vortex  Latice Method  -  VLM  (untuk  wing  alone  –  lihat Gambar  3-1)  dan  Datcom  (WiSE  Tim LPPM-ITB  2005;  WiSE  Tim  LPPM-ITB, 2005).  Hasil  perbandingan  parameter  C L vs  h,  C d vs  h,  C m vs  h,  dan  C L /C D vs  h (ketinggian) pada  α  =  4 º dimana  pada sudut  serang  ini  terjadi    harga  C L /C D maksimum,  ditunjukkan  oleh  kurva pada  Gambar  3-7.  Sedangkan  kurva dalam Gambar 3-8, masing-masing menunjukkan  perbandingan  parameter C L vs α, C D vs α, C m vs α, serta C L /C D vs α hasil  perhitungan  VLM  dan  hasil pengujian Wind Tunnel konfigurasi penuh pada ketinggian h = 0 m.
Gambar 3-1: Model  sayap  3  dimensi pada  analisis  VLM  (-BPPT. WiSE Tim LPPM-ITB, 2005)

## 3.3 Ekstrapolasi  untuk  Input  Kajian Hidro-dinamik
Untuk  dapat  digunakan  dalam kajian  karakteristik  hidrodinamik  hasil uji  terowongan  angin  perlu  dilakukan ekstrapolasi,  mengingat  kecepatan  uji terowongan angin di UPT-LAGG Serpong,    besarannya  jauh    di  atas kecepatan  uji  tarik  yang  dilakukan  di kolam
hidrodinamik UPT-BPPH, Surabaya.  Kecepatan  angin  terendah pada  pelaksanaan  uji  terowongan  angin WiSE-8    sebesar  30  m/det    (LAGG, 2006),  sedangkan  kecepatan  tertinggi pada uji WiSE-8 di kolam hidrodinamika sebesar 6,22 m/det [Indonesian Hydrodynamic Laboratory – IHL, 2008).
0 2 4 6 -6 -4 -2 0 2 4 6 -1 0 1 Wing x-coordinate 3-D Wing configuration Wing y-coordinate W in g z -c o o rd in a te
Gambar 3-2: C L vs α ,  konfigurasi  penuh dengan variasi ketinggian h (LAGG, 2006)
Gambar 3-3: C D vs α ,  konfigurasi  penuh dengan variasi ketinggian h (LAGG, 2006)
Gambar 3-4: C m vs α ,  konfigurasi  penuh dengan variasi ketinggian h (LAGG, 2006)
Gambar 3-5: C L /C D vs α ,  konfigurasi penuh dengan variasi
ketinggian h (LAGG, 2006)

## 3.4  Pengamatan Aliran Udara
Pengamatan  aliran  udara  secara visual  dilakukan  dengan  menggunakan
wool  tuft  pada  konfigurasi  WBNPVH. V = 40 m/s, ketinggian model 50 cm dari ground board. Aliran udara pada konfigurasi  uji  tersebut  menunjukkan aliran  yang  smooth  tidak  ditemukan adanya aliran separasi (lihat photo pada Gambar 3-6).
Gambar 3-6: Visualisasi  aliran  dengan menggunakan wool tuft untuk konfigurasi WBNPVH,
V  =  40  m/s,  ketinggian model  50  cm  dari  ground board [(LAGG, 2006)

## 3.5 Pembahasan
3.5.1 Karakteristik aerodinamik
Karakteristik  aerodinamik  dalam besaran  efisiensi  C L /C D ditunjukkan dalam  kurva  di  Gambar  3-7d  dan Gambar  3-8d.  Hasil  uji  aerodinamik terdekat  dengan  permukaan  air  adalah pada  ketinggian  h  =  0  m.  Pada ketinggian  ini  harga  C L /C Dmax terjadi pada α  4 º ,  dimana  harga  C L /C D = 10,63; C L = 0,67; C D = 0,063; C M = 0,035. Pada  sudut α  = 6 º dan α  = 8 º (lihat Gambar 3-8d) menunjukkan harga C L /C D yang  besar  10,59  dan  10,18, namun  terdapat  kecenderungan  momen tukik yang negatif, sehingga gaya angkat kapal  bersayap  akan  cenderung  ber- kurang, sedangkan tahanan  bertambah. Hal  ini    perlu  diimbangi  dengan peningkatan  gaya  angkat  oleh  ekor horisontal  atau  elevator  maupun  ekor vertikal  (HTP  dan  VTP).  Salah  satu alternatif  perlu  modifikasi  sudut  pasang Htail  ~  2 º yang  sebelumnya  hanya dipasang dengan sudut Htail ~ 1 º .

## 3.5.2 Kestabilan
Kapal bersayap stabil statik (C mα < 0) namun pada sudut serang α = 0 º s.d 4 º , kapal bersayap  memiliki  momen  tukik positif  yang  menjadikan  keadaan  tidak seimbang,  sehingga pada  α  tersebut kapal  bersayap  hanya  dapat  diimbangi dengan  elevator.  Sebagai  catatan  bahwa sudut serang α trim tanpa ada intervensi dari  elevator  bervariasi  antara  6 o pada ketinggian  0  m    sampai    sekitar  >  4 o pada  ketinggian  di  atas  3  meter  atau kondisi free air (terbang tanpa pengaruh ground).
a.
b. c. d.
Gambar 3-7: Karakteristik  aerodinamik pada α =4 º (LAGG,  2006; WiSE  Tim  LPPM-ITB,  2005; WiSE Tim LPPM-ITB, 2005)
a.
b.
c. d.
Gambar 3-8: Karakteristik  aerodinamik pada h = 0 m (LAGG, 2006; WiSE  Tim  LPPM-ITB,  2005; WiSE Tim LPPM-ITB, 2005)

## 3.5.3 Validasi Metode Prediktif
Hasil  uji  terowongan  angin  dan hasil prediksi menggunakan pendekatan VLM  memiliki  pola  kecenderungan  yang sama  (Gambar  3-7  dan  Gambar  3-8). Perbedaan  maksimal  sebesar  17,5  %. Sedangkan  antara  VLM  dengan  Datcom memiliki perbedaan harga rata-rata yang cukup  jauh  (35,7%  s.d.  56,4%).  Hal  ini dimungkinkan  terjadi, karena pada analisis VLM terdapat beberapa hal yang
0 0,5 1 1,5 2 0 1 2 3 Ketinggian (h) dalam m C L pada α = 4˚ WTT VLM Datcom 0 0,02 0,04 0,06 0,08 0 1 2 3 Ketinggian (h) dalam m C D pada α = 4˚ WTT VLM Datcom -0,2 -0,1 0 0,1 0 1 2 3 Ketinggian (h) dalam m C M pada α = 4˚ WTT VLM 0,00 10,00 20,00 30,00 40,00 0 1 2 3 Ketinggian (h) dalam m C L /C D pada α = 4˚
WTT VLM Datcom
0 0,5 1 1,5 2 0 2 4 6 8 Sudut serang ( α ) dalam derajat C L pada h = 0 m WTT VLM Datcom 0 0,05 0,1 0,15 0 2 4 6 8 Sudut serang ( α ) dalam derajat C D pada h = 0 m WTT VLM Datcom -0,4 -0,3 -0,2 -0,1 0 0,1 0,2 0 2 4 6 8 Sudut serang ( α ) dalam derajat C M pada h = 0 m WTT VLM Datcom 0 20 40 60 0 2 4 6 8 Sudut serang ( α ) dalam derajat C L /C D pada h = 0 m
WTT VLM Datcom
perlu  diketahui.  Pendekatan  VLM  dalam mensimulasikan ground effect dilakukan dengan  teknik  pencerminan  sayap  di bawah  permukaan  sayap  yang  ber- sangkutan  (mirror  analysis).  Di  samping itu,  VLM  tidak  dapat  mengestimasi  drag tahanan kekentalan (friction drag), sehingga  hasilnya  selalu  lebih  kecil  dari yang  sebenarnya.  Perhitungan  VLM hanya  ditujukan  kepada  sayap  saja, tidak terhadap konfigurasi penuh, sebagaimana  analisis  dengan  Datcom, sehingga harga momen yang timbul (C M ) juga  berbeda.  Sedangkan  perangkat Datcom  dalam perhitungan ground effect menggunakan  pendekatan  perhitungan empirik,  dimana  lebih  tepat  untuk analisis  pesawat  konvensional,  yang mempunyai  harga  aspect  ratio  besar. Estimasi  drag  di  dalam  Datcom  juga berdasarkan data empirik pesawat transport  dan  misil.  Namun  demikian jika  diamati  terhadap  pola  atau  trend perubahan  nilai  parameter  kesemuanya mendekati  kesamaan  (Gambar  3-7  dan Gambar  3-8).  Sehingga  hasil  ini  masih relevan untuk digunakan dalam prediksi gerak planning kapal bersayap.
3.5.4  Implementasi input kajian hidrodinamik saat gerak planning
Karakteristik  aerodinamik  pada h  =  0  m  dan α =  4 º sebagaimana tersebut  pada  Gambar  3-7  merupakan harga  yang  paling  dekat  dengan  gerak planning  hidrodinamik  kapal  bersayap WiSE – 8, sehingga harga C L /C D = 10,63; C L =  0,67;  C D =  0,063;  C M =  0,035 dijadikan  input  bagi  analisis  kinerja planning  hidrodinamik  menjelang  take- off.  Sehingga  berdasarkan  harga  C L ,  C D , dan  C M ini,  dan  untuk  kecepatan  gerak planning antara 3,11 m/det sampai dengan 6,22 m/det, harga MTOW = 3200 kg, dan luas lifting surface  (S) = 99,87 m 2 , akan memperoleh  gaya-gaya  aero  dinamik sebesar angka-angka sebagai berikut:
 gaya angkat (L) =  (376,66  ~  1506,65) kN;
 drag (D) = (11,39 ~ 141,67) kN; dan
 momen trim (M) = 0,279 Nm.

## 4 KESIMPULAN
Dari  hasil  uji  dan  pembahasan sebagaimana  diutarakan  di  atas  dapat disimpulkan bahwa:
Hasil  uji  aerodinamik  terdekat dengan  permukaan  air  pada  ketinggian h  =  0  m  diperoleh  harga  efisiensi C L /C Dmax = 10,63 dan terjadi pada α  4 º . Pada  kondisi  efisiensi  terbaik diperoleh  harga  C L =  0,67,  C D =  0,063,
C M = 0,035.
Berdasarkan harga C L , C D , dan C M di  atas,  maka  untuk  kecepatan  gerak planning  antara  3,11  m/det  sampai dengan 6,22 m/det, diperoleh gaya-gaya aerodinamik  berupa  gaya  angkat  (L)  = 376,66 ~ 1506,65 kN; drag (D) = 11,39 ~ 141,67  kN;  dan  momen  trim  (M)=0,279 Nm. Selanjutnya karakteristik aerodinamik  ini  digunakan  untuk  input bagi kajian hidrodinamik gerak planning kapal bersayap WiSE-8.

## Ucapan Terima Kasih
Penulis  menyampaikan  penghar- gaan  dan  ucapan  terima  kasih  yang sebesar-besarnya kepada segenap pimpinan dan para peneliti serta perekayasa  UPT  LAGG  BPPT  yang  telah memfasilitasi dan mendukung pelaksanaan uji terowongan angin kapal bersayap  WiSE,  sehingga  pengujian dapat terlaksana dengan baik.

## DAFTAR RUJUKAN
Abbot  I.H.,  &  Doenhoff  A.E.Von,  1959.
Theory  of  Wing  Sections,  Dover Publications Inc., New York, USA. Collu  M.,  Patel  M.,  Trarieux  F.,  2008.
High  Speed  Marine  Vehicles  with Aerodynamic  Surfaces:  Development of  a  Dynamic  Model  for  a  Novel Configuration, Cranfield Multi Strand Conference 2008, Cranfield University, Cranfield, UK.

## Delhaye  H.,  1997.  An  Investigation  into
the Longitudinal stability of Wing in
Ground Effect Vehicles, MSc Thesis, Cranfield University. Faltinsen  O.M.,  2005.  Hydrodynamic  of High-Speed Marine Vehicles,
Cambridge  University  Press,  New York, USA.
Husa  B.,  2000.  Stepped  Hull  Development
for  Amphibious  Aircraft,  Report  for Orion Technologies, Aerospace Design and Engineering.
Indonesian  Hydrodynamic  Laboratory  –

## IHL, 2008. Pengujian Hydrodinamic
Drag  WiSE-8,  Laporan  Uji  WiSE-8,
UPT-BPPH, BPPT, Surabaya.
Katz  J.  &  Plotkin  A.,  2001.  Low  Speed Aerodynamics,  Edisi  2,  Cambridge University Press, New York, USA.
LAGG,  2004.  Development  of  a  New Wing-in-Ground-effect
Craft,
Laporan  RUTI  2004,  UPT-LAGG, BPPT, Serpong, Jakarta.
LAGG,  2004.  LAGG-BPPT  Facility,  http:
//lagg.or.id/facility.htm.
LAGG,  2006.  Pengujian  Model  WiSE  –  8 di  ILST,  Laporan  Eksperimen  123, UPT.LAGG-BPPT, Serpong, Jakarta.
Martin M., 1978. Theoritical Determination of  Porpoising  Instability  of  High- Speed  Planing  Boat,  Journal  of
Ship  Research,  Vol.  22,  No.  1, halaman 32-53.
Sariman,  2005.  Koreksi  Strut  Pada
Pengujian Terowongan Angin Model Pesawat CN235 - Meltem, Eksperimen  0117,  LAGG.TR.  04. 0009.R., UPT-LAGG BPPT, Jakarta. Vries,  O.  D.,  (-).  Equations  for  the  Data Processing ILST.
National

## Aerospace Laboratory, NLR.
WiSE  Tim  LPPM-ITB,  2005.  WiSE  8 Aerodynamic  Prediction  Based  on Datcom,  Laporan  akhir  Desain konfigurasi, preliminary design
WiSE 8, LPPM ITB-BPPT.
WiSE  Tim  LPPM-ITB,  2005.  WiSE  8
Aerodynamic  Prediction  Based  on Vortex Lattice Method (VLM),
Laporan  akhir  Desain  konfigurasi, preliminary  design  WiSE  8,  LPPM
ITB-BPPT.
WiSE,  Tim  LPPM-ITB,  2005.  Design Requirements and
Objective,
Laporan  akhir  Desain  konfigurasi, preliminary  design  WiSE  8,  LPPM ITB-BPPT.
Wolf W.B. de, 2002. Aerodynamic investigations  on  a  wing  in  ground effect, National Aerospace Laboratory NLR.