4.8.1 Pengaruh Mach Number 0,6 Terhadap Perubahan Angle of Attack.
Gambar 4.7 Kontur tekanan pada sudut 0° dengan bilangan mach 0,6
Gambar 4.8 Kontur tekanan pada sudut 4° dengan bilangan mach 0,6. PLAGIAT MERUPAKAN TINDAKAN TIDAK TERPUJI
Gambar 4.9 Kontur tekanan pada sudut 8° dengan bilangan mach 0,6.
Gambar 4.10 Kontur tekanan pada sudut 12° dengan bilangan mach 0,6. PLAGIAT MERUPAKAN TINDAKAN TIDAK TERPUJI
Gambar 4.11 Kontur tekanan pada sudut 16° dengan bilangan mach 0,6. Gambar 4.7 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 0° sekitar
5.436 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -18.870 Pa hingga -2.667 Pa. Gambar 4.8 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 4° sekitar 5.058 Pa hingga
10.960 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -24.450 Pa hingga -843,2 Pa. Tekanan dibawah airfoil pada sudut 4° lebih besar dibandingkan sudut serang 0°, sehingga
pada sudut serang 4° dengan bilangan mach 0,6 airfoil memiliki nilai koefisien lift yang meningkat dari sudut serang 0°. Gambar 4.9 menunjukan tekanan di bawah
airfoil pada sudut 8° sekitar 6.347 Pa hingga 15.230 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -29.190 Pa hingga -2.538 Pa sehingga pada sudut serang 8° memiliki nilai
koefisien lift cendrung meningkat 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. Sudut serang 8° memiliki PLAGIAT MERUPAKAN TINDAKAN TIDAK TERPUJI
nilai koefisien drag yang meningkat pada setiap peningkatan sudut serang dikarenakan semakin meningkatnya nilai tekanan maka kecepatan aliran semakin
berkurang pada bagian atas airfoil. Gambar 4.10 menunjukan tekanan di bawah airfoil sekitar 14.510 Pa dan tekanan di atas airfoil sekitar -16.900 Pa hingga -6.432 Pa.
Tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 12° lebih kecil dibanding sudut serang 8°, sehingga pada sudut serang 12° airfoil memiliki nilai koefisien lift yang lebih rendah
dibanding sudut serang 8°. Gambar 4.11 menunjukan tekanan di bawah airfoil pada sudut serang 16° sama seperti sudut serang 12° tetapi cenderung menurun
Mayurkumar kevadiya, 2013 .
4.8.2 Pengaruh Mach Number 0,8 Terhadap Perubahan Angle of Attack.
Kategori