Airfoil

Airfoil

Airfoil NACA (National Advisory Committee for Aeronautics)

NACA airfoil adalah salah satu bentuk bodi aerodinamika sederhana yang berguna untuk dapat memberikan gaya angkat tertentu terhadap suatu bodi lainnya dan dengan bantuan penyelesaian matematis sangat memungkinkan untuk memprediksi berapa besarnya gaya angkat yang dihasilkan oleh suatu bodi airfoil. Geometri airfoil memiliki pengaruh besar terhadap karakteristik aerodinamika dengan parameter penting berupa CL, dan kemudian akan terkait dengan lift (gaya angkat yang dihasilkan) (Mulyadi, 2010).

Hingga sekitar Perang Dunia II, airfoil yang banyak digunakan adalah hasil riset Gottingen. Selama periode ini banyak pengajuan airfoil dilakukan diberbagai negara, namun hasil riset NACA lah yang paling terkemuka. Pengujian yang dilakukan NACA lebih sistematik dengan membagi pengaruh efek kelengkungan dan distribusi ketebalan atau thickness serta pengujiannya dilakukan pada bilangan Reynold yang lebih tinggi dibanding yang lain. Hal ini sering dirangkum oleh beberapa parameter seperti: ketebalan maksimum, maksimum bentuk melengkung, posisi max ketebalan, posisi maks bentuk melengkung, dan hidung jari-jari. Seperti terlihat pada gambar 1 suatu airfoil terdiri dari (Mulyadi, 2010):

• Permukaan atas (Upper Surface)
• Permukaan bawah (Lowerer Surface)
• Mean camber line adalah tempat kedudukan titik-titik antara permukaan atas dan bawah airfoil yang diukur tegak lurus terhadap mean camber line itu sendiri.
• Leading edge adalah titik paling depan pada mean camber line, biasanya berbentuk lingkaran dengan jari-jari mendekati 0,02 c.
• Trailing edge adalah titik paling belakang pada mean camber line
• Camber adalah jarak maksimum antara mean camber line dan garis chord yang diukur tegak lurus terhadap garis chord.
• Ketebalan (thickness) adalah jarak antara permukaan atas dan permukaan bawah yang diukur tegak lurus terhadap garis chord.

Gambar 1 NACA Airfoil Geometry

Sumber: Benson (2010)

Karakteristik Airfoil

Di terowongan angin atau pada sebuah penerbangan, sebuah airfoil secara sederhana adalah sebuah objek streamline yang disisipkan pada aliran udara yang bergerak. Jika airfoilnya berbentuk tetesan air maka perubahan kecepatan dan tekanan dari aliran udara yang melewati bagian atas dan bawah akan sama di kedua sisi. Tapi kalau bentuk tetesan air itu dipotong di tengah dengan sama rata, hasilnya adalah sebuah bentuk sederhana airfoil (sayap). Jika airfoil itu dinaikkan (mendongak) maka aliran udara akan menabrak dengan sebuah sudut tertentu (angle of attack), molekul udara yang bergerak melewati permukaan atas akan dipaksa untuk bergerak dengan kecepatan yang lebih tinggi dibandingkan dengan molekul udara yang bergerak di bawah airfoil, hal ini karena molekul di atas harus menjalani jarak yang lebih jauh karena lengkungan dari permukaan yang di atas. Pertambahan kecepatan ini mengurangi tekanan di atas airfoil (Mulyadi, 2010).

Momentum adalah resistansi dari sebuah benda yang bergerak ketika arah dan besar gerakannya diubah. Ketika setiap benda dipaksa untuk bergerak dalam gerakan melingkar, benda tersebut akan memberikan reaksi resistansi dengan arah keluar yang berlawanan dengan pusat putaran. Ini disebut gaya sentrifugal. Seperti pada gambar 2  terlihat ketika partikel udara bergerak dengan arah melengkung AB, gaya sentrifugal cenderung membuangnya ke arah panah antara A dan B, sehingga menyebabkan udara untuk mendesak lebih dari tekanan normal di leading edge-nya airfoil. Tapi setelah partikel udara melewati titik B (titik berbalik arah dari arah lengkungan/kurva) gaya sentrifugal cenderung untuk membuang partikel pada arah panah antara B dan C (menyebabkan berkurangnya tekanan pada airfoil). Efek ini berlaku sampai partikel udara mencapai titik C, titik kedua berbalik arah dari lengkungan aliran udara. Kembali lagi, gaya sentrifugal dibalikkan dan partikel udara cenderung untuk memberi sedikit lebih tekanan dari normal pada trailing edge dari airfoil tersebut, sebagaimana digambarkan dengan panah pendek antara C dan D (Suseno, 2010).

Gambar 2  Momentum Mempengaruhi Aliran Udara Pada Airfoil

Sumber: Suseno (2010)

Tekanan udara dari permukaan bagian atas airfoil disebarkan sehingga tekanan lebih besar di leading edge daripada tekanan atmosfir sekitarnya, menyebabkan tahanan yang kuat pada gerakan ke depan, tapi tekanan udara lebih sedikit daripada tekanan atmosfir sekitarnya di sebagian besar permukaan atas (B ke C). Seperti terlihat pada penggunaan teori Bernoulli pada sebuah bejana venturi, pertambahan kecepatan udara pada bagian atas dari airfoil menyebabkan turunnya tekanan. Tekanan yang turun ini adalah salah satu komponen dari total daya angkat. Tapi adalah sebuah kesalahan untuk berasumsi bahwa perbedaan tekanan antara permukaan bagian atas dan bagian bawah tersebut adalah satu-satunya hasil total dari produksi daya angkat (Suseno, 2010).
Sebuah tekanan positif dihasilkan karena sifat udara yang mengalir di bawah sayap, terutama pada angle of attack yang tinggi. Tapi ada aspek lain dari aliran udara ini yang harus dipelajari. Pada sebuah titik di dekat leading edge, aliran udara pada hakekatnya sebenarnya berhenti (stagnation point) dan dengan bertahap kecepatannya akan bertambah. Di titik yang sama di trailing edge, kembali lagi aliran udara itu mencapai kecepatan yang sama dengan kecepatan aliran udara di permukaan atasnya. Sesuai dengan prinsip Bernoulli, ketika aliran udara makin pelan di bawah sayap, sebuah tekanan positif ke atas terjadi menekan sayap, jika kecepatan fluida berkurang, tekanan harus bertambah (Suseno, 2010).

Pada dasarnya, hal ini hanyalah “memperkuat tekanan positif” karena kejadian ini menambah perbedaan tekanan antara permukaan atas dan bawah dari airfoil, sehingga menambah total daya angkat dibandingkan jika tidak ada penambahan tekanan di bagian bawah permukaan. Kedua prinsip Bernoulli dan hukum Newton bekerja jika daya angkat diproduksi oleh sebuah airfoil. Dari percobaan yang dilakukan pada model di terowongan angin sebenarnya, telah diketahui bahwa pada waktu udara mengalir sepanjang permukaan dari sebuah sayap dengan angle of attack yang berbeda-beda, maka ditemukan bagian-bagian sepanjang permukaan di mana tekanannya adalah negatif atau kurang dari tekanan atmosfir dan juga bagian-bagian dengan tekanan positif atau lebih besar dari tekanan atmosfir (Suseno, 2010).

Tekanan negatif pada permukaan atas sayap membuat gaya yang lebih besar dari pada tekanan positif yang mengenai permukaan bawah sayap. Gambar 3 menunjukkan penyebaran tekanan sepanjang airfoil pada 3 angle of attack yang berbeda-beda. Pada umumnya, pada angle of attack yang besar, pusat tekanan (Center of Pressure) pindah ke depan sedangkan pada angle of attack yang kecil pusat tekanan berpindah ke bagian belakang. Dalam rancangan struktur sayap, pergeseran pusat tekanan ini sangat penting, karena mempengaruhi posisi beban udara yang ditanggung oleh sayap pada keadaan angle of attack yang kecil dan angle of attack yang besar (Suseno, 2010).

                                         

Gambar 2.12 Distribusi Tekanan Pada Airfoil

Sumber: Suseno (2010)

Keseimbangan aerodinamis dan kemampuan kendali diatur oleh perbedaan dari pusat tekanan. Pusat tekanan ditentukn oleh perhitungan dan percobaan di terowongan angin dengan cara memberikan angle of attack yang berbeda-beda pada airfoil di sepanjang jangkauan kerja normal. Pada waktu angle of attack diubah, karakteristik penyebaran tekanan juga berubah (Suseno, 2010).

Gaya tekanan positif (+) dan negatif (–) dijumlahkan pada setiap nilai angle of attack dan didapat resultan hasilnya. Total resultan tekanan diperlihatkan oleh vektor resultan gaya pada gambar 4 (Suseno, 2010).

Gambar 4 Gaya Pada Airfoil

Sumber: Suseno (2010)

Macam-macam airfoil

NACA Seri 4 Digit

Sekitar tahun 1932, NACA melakukan pengujian beberapa bentuk airfoil yang dikenal dengan NACA seri 4 digit seperti pada gambar 5. Distribusi kelengkungan dan ketebalan NACA seri empat ini diberikan berdasarkan suatu persamaan. Distribusi ini tidak dipilih berdasarkan teori, tetapi diformulasikan berdasarkan pendekatan bentuk sayap yang efektif yang digunakan saat itu, seperti yang dikenal adalah airfoil Clark Y. Pada airfoil NACA seri empat, digit pertama menyatakan persen maksimum camber terhadap chord. Digit kedua menyatakan persepuluh posisi maksimum camber pada chord dari leading edge. Sedangkan dua digit terakhir menyatakan persen ketebalan airfoil terhadap chord. Contoh : airfoil NACA 2412 memiliki maksimum camber 0,02 terletak pada 0,4c dari leading edge dan memiliki ketebalan maksimum 12% chord atau 0,12c. Airfoil yang tidak memiliki kelengkungan, dengan camber line dan chord berhimpit disebut airfoil simetrik. Contohnya adalah NACA 0012 yang merupakan airfoil simetrik dengan ketebalan maksimum 0,12c (Mulyadi, 2010).

Gambar 5 NACA 0012

Sumber: Suseno (2010)

NACA Seri 5 Digit

Pengembangan airfoil NACA 5 digit dilakukan sekitar tahun 1935 dengan menggunakan distribusi ketebalan yang sama dengan seri empat digit. Garis kelengkungan rata-rata (mean camber line) seri ini berbeda dibanding seri empat digit. Perubahan ini dilakukan dalam rangka menggeser maksimum camber kedepan sehingga dapat meningkatkan CL maksimum. Jika dibandingkan ketebalan (thickness) dan camber, seri ini memiliki nilai CL maksimum 0,1 hingga 0,2 lebih tinggi dibanding seri empat digit. Sistem penomoran seri lima digit ini berbeda dengan seri empat digit. Pada seri ini, digit pertama dikalikan 3/2 kemudian dibagi sepuluh memberikan nilai desain koefisien lift. Setengah dari dua digit berikutnya merupakan persen posisi maksimum camber terhadap chord. Dua digit terakhir merupakan persen ketebalan terhadap chord. Contohnya, airfoil 23012 memiliki CL desain 0.3, posisi maksimum camber pada 15% chord dari leading edge dan ketebalan sebesar 12% chord (Mulyadi, 2010).

NACA Seri-1 (Seri 16)

Airfoil NACA seri 1 yang dikembangkan sekitar tahun 1939 merupakan seri pertama yang dikembangkan berdasarkan perhitungan teoritis. Airfoil seri 1 yang paling umum digunakan memiliki lokasi tekanan minimum di 0,6 chord, dan kemudian dikenal sebagai airfoil seri-16. Camber line airfoil ini didesain untuk menghasilkan perbedaan tekanan sepanjang chord yang seragam. Penamaan airfoil seri 1 ini menggunakan lima angka. Misalnya NACA 16-212. Digit pertama menunjukkan seri 1. Digit kedua menunjukkan persepuluh posisi tekanan minimum terhadap chord. Angka dibelakang tanda hubung: angka pertama merupakan persepuluh desain CL dan dua angka terakhir menunjukkan persen maksimum thickness terhadap chord. Jadi NACA 16-212 artinya airfoil seri 1 dengan lokasi tekanan minimum di 0,6 chord dari leading edge, dengan desain CL 0,2 dan thickness maksimum 0,12 (Mulyadi, 2010).

NACA Seri 6

Airfoil NACA seri 6 didesain untuk mendapatkan kombinasi drag, kompresibilitas, dan performa CL maksimum yang sesuai keinginan. Beberapa persyaratan ini saling kontradiktif satu dan lainnya, sehingga tujuan utama desain airfoil ini adalah mendapatkan drag sekecil mungkin. Geometri seri 6 ini diturunkan dengan menggunakan metode teoritik yang telah dikembangkan dengan menggunakan matematika lanjut guna mendapatkan bentuk geometri yang dapat menghasilkan distribusi tekanan sesuai keinginan. Tujuan pendekatan desain ini adalah memperoleh kombinasi thickness dan camber yang dapat memaksimalkan daerah alirah laminer. Dengan demikian maka drag pada daerah CL rendah dapat dikurangi.

Aturan penamaan seri 6 cukup membingungkan dibanding seri lain, diantaranya karena adanya banyak perbedaan variasi yang ada. Contoh yang 10 umum digunakan misalnya NACA 641-212, a = 0,6. Angka 6 di digit pertama menunjukkan seri 6 dan menyatakan family ini didesain untuk aliran laminer yang lebih besar dibanding seri 4 digit maupun 5 digit. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan minimum dalam persepuluh terhadap chord (0,4c). Subskrip 1 mengindikasikan bahwa range drag minimum dicapai pada 0,1 diatas dan dibawah CL desain yaitu 2 dilihat angka 2 setelah tanda hubung. Dua angka terakhir merupakan persen thickness terhadap chord, yaitu 12% atau 0,12. Sedangkan a = 0,6 mengindikasikan persen chord airfoil dengan distribusi tekanannya seragam, dalam contoh ini adalah 60% chord (Mulyadi, 2010).

NACA Seri 7

Seri 7 merupakan usaha lebih lanjut untuk memaksimalkan daerah aliran laminer diatas suatu airfoil dengan perbedaan lokasi tekanan minimum dipermukaan atas dan bawah. Contohnya adalah NACA 747A315. Angka 7 menunjukkan seri. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan minimum di permukaan atas dalam persepuluh (yaitu 0,4c) dan angka 7 pada digit ketiga menunjukkan lokasi tekanan minimum di permukaan bawah airfoil dalam persepuluh (0,7c). A, sebuah huruf pada digit keempat menunjukkan suatu format distribusi ketebalan dan mean line yang standardisasinya dari NACA seri awal. Angka 3 pada digit kelima menunjukkan CL desain dalam persepuluh (yaitu 0,3) dan dua angka terakhir menunjukkan persen ketebalan maksimum terhadap chord, yaitu 15% atau 0,15 (Mulyadi, 2010).

NACA Seri 8

Airfoil NACA seri 8 didesain untuk penerbangan dengan kecepatan supercritical. Seperti halnya seri sebelumnya, seri ini didesain dengan tujuan memaksimalkan daerah aliran laminer di permukaan atas permukaan bawah secara independen. Sistem penamaannya sama dengan seri 7, hanya saja digit pertamanya adalah 8 yang menunjukkan serinya. Contohnya adalah NACA 835A216 adalah airfoil NACA seri 8 dengan lokasi tekanan minimum di permukaan atas ada pada 0,3c, lokasi tekanan minimum di permukaan bawah ada pada 0,5c, memiliki CL desain 2 dan ketebalan atau thickness maksimum 0,16c (Mulyadi, 2010).

Kualitas unjuk kerja dari sudu-sudu yang airfoil ini biasanya dinyatakan dalam harga koefisien gaya drag (CD) dan gaya lift (CL). Gaya lift adalah gaya yang arahnya tegak lurus aliran yang mengenai suatu bentuk airfoil. Gaya drag adalah gaya yang sejajar dengan aliran fluida yang mengenai suatu bentuk airfoil. Besarnya masing-masing gaya tersebut adalah (Mulyadi, 2010):

Dengan:             Fl : gaya lift ( gaya angkat ) (N)

Fd : gaya drag ( gaya seret ) (N)

ρ : massa jenis udara (kg/m³)

U : Kecepatan angin (m/s^­)

Ap : Plan View Area (m²)

Cl: koefisien gaya angkat

Cd: koefisien gaya hambat

Pada airfoil terdapat beberapa bagian yang dirubah untuk mendapat koefisien gaya angkat yang maksimal, diantaranya camber. Semakin besar camber suatu airfoil maka  semakin besar gaya angkat yang akan dihasilkan oleh sebuah airfoil, karena perubahan arah angin di trailing edge menyebabkan semakin besar gaya angkatnya. Hal itu juga disebabkan karena prinsip dasar airfoil adalah untuk mempecepat kecepatan angin di bagian atas dengan memperpanjang daerah lintasan airfoil dan memperpendek lintasan bagian bawah airfoil sehingga perbedaan tekanan permukaan atas dan bawah makin besar maka gaya angkat yang dihasilkan makin besar pula (Benson, 2010).

Gambar 6 Airfoil dengan penambahan camber

Sumber : Benson (2010)

Gambar 7 Airfoil simetris

Sumber: Benson (2010)