Tabel 4.1 Data hasil simulasi airfoil
α °
Cl Cd
ClCd
0.000773 0.011869 0.065145 1
0.107909 0.011989 9.000619 2
0.216032 0.012347 17.49693 3
0.324682 0.012949 25.07321 4
0.432426 0.013797 31.34096 5
0.542041 0.014909 36.35605 6
0.651073 0.016283 39.98384 7
0.757477 0.017174 44.10634 8
0.86549 0.019845 43.61183
9 0.959894 0.021942 43.74597
10 1.051167 0.024295 43.26676
11 1.135495 0.026861 42.27343
12 1.214758 0.029686 40.92077
4.1.2 Analisa hasil simulasi airfoil
Analisa hasil simulasi airfoil dilakukan berdasarkan perbandingan antara koefisien gaya angkat dengan gaya hambat seperti pada gambar di
bawah ini yang dapat dijadikan sebagai tolak ukur unjuk kerja airfoil dalam hal aerodinamis.
Gambar 4.1 Grafik sudut serang α vs koefisien gaya angkat Cl
Universitas Sumatera Utara
Dari grafik di atas terlihat bahwa semakin besar nilai sudut serang terhadap airfoil maka semakin besar pula nilai koefisien gaya angkatnya. Dari
grafik di atas terlihat pula bahwa pada saat sudut serang 0 nilai koefisien
gaya angkat juga benilai 0, hal ini dikarenakan airfoil yang digunakan adalah airfoil tipe simetris yang artinya bagian atas dan bagian bawah airfoil
memiliki bentuk yang sama. Hal ini juga akan terlihat pada kontur kecepatan saat sudut serangnya bernilai 0. Nilai koefisien gaya angkat maksimum terjadi
pada sudut serang 12 .
Sedangkan untuk grafik koefisien gaya hambat dengan variasi sudut serang dapat dilihat pada gambar 4.2 berikut.
Gambar 4.2 Grafik sudut serang α vs gaya hambat Cd
Dari grafik di atas dapat dilihat bahwa semakin besar nilai sudut serang, maka semakin besar pula nilai koefisien gaya hambatnya. Nilai koefisien
gaya hambatnya meningkat secara teratur. Nilai koefisien gaya drag terbesar terjadi pada sudut serang 12
yang nilainya sebesar 0.029686. Nilai koefisien gaya hambat ini berfungsi untuk menghitung nilai gaya hambat.
Universitas Sumatera Utara
Gambar 4.3 Grafik sudut serang α vs perbandingan ClCd
Perbandingan antara koefisien gaya angkat dengan koefisien gaya hambat merupakan penentu dari unjuk kerja aerodinamika airfoil. Dari
gambar 4.3 dapat diketahui bahwa airfoil NACA 0018 ini memiliki nilai ClCd maksimum pada sudut serang 7
. Nilai perbandingan ClCd terus meningkat dari sudut serang 1
sampai 7 sudut serang optimum, kemudian
setelah melewati sudut serang 7 nilai perbandingannya turun kembali secara
konstan. Selain dari grafik, analisa juga dapat dilihat dari hasil kontur kecepatan
dengan beberapa variasi sudut serang. Berikut gambar kontur kecepatan pada sudut serang 0
.
Gambar 4.4 Kontur kecepatan pada sudut serang 0
Universitas Sumatera Utara
Dari gambar di atas terlihat bahwa pada sudut serang 0 , kontur
kecepatan pada sisi atas terlihat sama dengan kontur kecepatan pada sisi bawah airfoil, sehingga pada kondisi ini nilai koefisien gaya angkat akan
bernilai nol. Untuk sudut serang optimum yang terjadi pada sudut serang 7
, kontur kecepatan yang terjadi disekitar airfoil dapat dilihat pada gambar di bawah ini
Gambar 4.5 Kontur kecepatan pada sudut serang 7 Gambar 4.5 di atas terlihat kontur kecepatan disekitar airfoil dengan
kecepatan maksimum mencapai 6,87 ms yang terjadi dibagian atas airfoil. Pada sudut serang 7
ini memiliki nilai perbandingan ClCd yang optimum yaitu sebesar 44.10634.
4.1.3 Validasi terhadap hasil eksperimen
