bawah airfoil pada sudut 16° sekitar 25.720 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar - 30.310 Pa hingga -11.630 Pa. Nilai koefisien drag semakin meningkat pada sudut
12° dan 16° karena kecepatan aliran semakin berkurang pada bagian atas airfoil. Tekanan di bawah airfoil pada sudut 16° cenderung menurun dibanding sudut serang
12° Mayurkumar Kevadiya, 2013 .
4.9 Analisis Kontur Tekanan pada Aliran Supersonic Terhadap Perubahan
Angle of Attack.
Pengaruh Angle of attack dan bilangan mach terhadap nilai koefisien lift dan drag juga dipengaruhi oleh adanya perbedaan tekanan pada airfoil NACA 4412 pada
semua variasi aliran supersonic, maka perlu dianalisis melalui kontur tekanan tentang pengaruh aliran supersonic terhadap perubahan angle of attack.
4.9.1 Pengaruh Mach Number 1 Terhadap Perubahan Angle of Attack.
Gambar 4.17 Kontur tekanan pada sudut 0° dengan bilangan mach 1. PLAGIAT MERUPAKAN TINDAKAN TIDAK TERPUJI
Gambar 4.18 Kontur tekanan pada sudut 4° dengan bilangan mach 1.
Gambar 4.19 Kontur tekanan pada sudut 8° dengan bilangan mach 1. PLAGIAT MERUPAKAN TINDAKAN TIDAK TERPUJI
Gambar 4.20 Kontur tekanan pada sudut 12° dengan bilangan mach 1.
Gambar 4.21 Kontur tekanan pada sudut 16° dengan bilangan mach 1. PLAGIAT MERUPAKAN TINDAKAN TIDAK TERPUJI
Gambar 4.17 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 0° sekitar 3.747 Pa hingga 15.010 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -41.870 Pa
hingga -7.512 Pa. Gambar 4.18 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 4° sekitar 1.464 Pa hingga 30.030 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -
63.367 Pa hingga -1.026 Pa. Sudut serang 4° dengan bilangan mach 1 airfoil memiliki nilai koefisien lift cendrung meningkat dibanding 0°. Gambar 4.19 menunjukan
tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 8° sekitar 17.870 Pa hingga 42.290 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -79.800 Pa hingga -6.548 Pa. Sudut serang 8° memiliki
nilai koefisien lift yang lebih besar dibanding sudut serang 4°. Sudut serang 0°, 4° dan 8° menunjukkan tekanan di bawah airfoil lebih besar dibandingkan tekanan di
atas airfoil sehingga mengakibatkan adanya nilai koefisien lift. Gambar 4.20 menunjukan tekanan di bawah airfoil sekitar 40.120 Pa dan tekanan di atas airfoil
sekitar -47.520 Pa hingga -18.310 Pa. Tekanan di bawah airfoil pada sudut 12° lebih kecil dibanding sudut 8°, tetapi tekanan yang terjadi lebih merata pada bagian bawah
airfoil dibandingkan dengan sudut 8°. Sudut serang 12° memiliki nilai koefisien lift yang cendrung menurun dibanding sudut serang 8°. Nilai koefisien drag pada sudut
serang 12° lebih besar nilainya dibandingkan pada sudut serang 8° karena meningkatnya nilai tekanan di bagian atas airfoil seperti pada Tabel 4.3. Gambar 4.21
menunjukan tekanan di bawah airfoil sekitar 40.120 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -47.520 Pa hingga -18.310 Pa. Tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 16°
sama seperti sudut serang 12°, tetapi cenderung menurun Mayurkumar Kevadiya, 2013 .
4.9.2 Pengaruh Mach Number 1,5 Terhadap Perubahan Angle of Attack.
