BAB IV HASIL DAN PEMBAHASAN
Bab ini berisikan hasil penelitian berupa simulasi CFD yang dilakukan terhadap airfoil NACA 4415 yang akan digunakan sebagai penampang airfoil di
turbin angin sumbu vertikal tipe Darrieus-H. Hasil yang ditampilkan berupa nilai sudut serang
α yang paling optimal dalam menghasilkan nilai koefisien liftC
L
yang paling besar dan nilai koefisien dragC
D
yang paling rendah serta ditampilkan nilai C
L
C
D
yang paling maksimal. Setelah itu ditampilkan hasil simulasi turbin angin dengan variasi panjang chord dan variasi tip speed ratio
yang optimal dalam mengekstrak energi angin.
4.1 Hasil simulasi airfoil
1. Airfoil NACA 4415
Berikut ini ditampilkan hasil simulasi airfoil NACA 4415 dengan variasi sudut serang
α. Hasil simulasi ditunjukka n oleh gambar berikut ini:
Gambar 4.1 Kontur tekanan untuk α = 7
o
Universitas Sumatera Utara
Gambar 4.2 Kontur kecepatan untuk α = 7
o
Pada gambar terlihat kontur kecepatan dan tekanan yang terjadi sepanjang airfoil NACA 4415. Kontur aliran udara yang ditampilkan adalah kontur tekanan
dan kecepatan yang terjadi pada airfoil NACA 4415 dengan nilai α = 7
o
. Sebagai contoh untuk kontur tekanan, pada dinding atas airfoil, tekanan yang terjadi pada
bagian ini berkisar dari -3 kPa sampai -20 kPa sedangkan pada bagian bawah tekanan yang terjadi berkisar antara -3 kPa sampai 10 kPa. Tekanan pada bagian
bawah airfoil lebih besar bila dibandingkan bagian atasnya . Grafik tekanan yang terjadi di sepanjang airfoil yaitu pada dinding bagian
atas dan dinding bagian bawah ditampilkan sebagai berikut:
Gambar 4.3 Grafik sebaran tekanan yang terjadi pada dinding atas airfoil dan dinding bawah airfoil
Universitas Sumatera Utara
Airfoil yang disimulasi untuk semua sudut serang sama yaitu sepanjang 1 meter dan boundary yang dipakai pada simulasi juga sama untuk semua kondisi
sudut serang dengan Re = 1,81 x 10
6
. Simulasi terhadap airfoil NACA 4415
dilakukan dengan memvariasikan besar sudut serang dimulai dari α = -5
o
sampai α = 10
o
. Hasil yang diperoleh adalah nilai C
L
C
D
terbesar didapatkan pada besar α = 4
o
dengan nilai sebesar 36,6. Nilai C
L
terbesar didapatkan pada α = 7
o
dengan nilai sebesar 0,988. C
D
terbesar didapatkan pada α = 10
o
dengan nilai sebesar 0,0977 . Tabel hasil simulasi airfoil NACA 4415 untuk
α = -5
o
sampai α = 10
o
ditampilkan sebagai berikut:
Tabel 4.1 Hasil simulasi NACA 4415 α
C
L
C
D
C
L
C
D
-5 -1,67E-02
4,14E-02 -4,02E-01
-4 1,43E-01
3,22E-02 4,45E+00
-3 1,96E-01
2,36E-02 8,30E+00
-2 2,67E-01
2,04E-02 1,31E+01
-1 3,39E-01
1,91E-02 1,78E+01
4,30E-01 1,86E-02
2,31E+01 1
5,32E-01 1,86E-02
2,86E+01 2
6,31E-01 1,91E-02
3,31E+01 3
7,23E-01 2,02E-02
3,58E+01 4
8,08E-01 2,21E-02
3,66E+01 5
8,85E-01 2,46E-02
3,60E+01 6
9,49E-01 2,81E-02
3,37E+01 7
9,88E-01 3,38E-02
2,92E+01 8
9,81E-01 4,42E-02
2,22E+01 9
8,94E-01 6,56E-02
1,36E+01 10
8,12E-01 9,77E-02
8,31E+00
Hasil simulasi tersebut kemudian di plot ke dalam grafik yaitu grafik sudut α vs C
L
, α vs C
D
, α vs C
L
C
D
yang ditampilkan sebagai berikut:
Universitas Sumatera Utara
Gambar 4.4 Grafik α vs C
L
Pada grafik diatas terlihat bahwa untuk α = -5
o
sampai α = 10
o
nilai C
L
semakin bertambah dan akan maksimal pada α = 7
o
yaitu sebesar 0,988. Pada saat α = 8
o
nilai C
L
menurun dan menjadi lebih kecil yaitu sebesar 0,981. Hal ini dikarenakan aliran yang melewati NACA 4415 pada
α = 8
o
terpisah dan dikatakan airfoil pada keadaan “stall”. Efek stall terjadi ketika aliran yang melewati airfoil
tidak continue. Efek ini yang menyebabkan nilai C
L
menjadi menurun sedangkan C
D
akan semakin bertambah. Efek stall pada airfoil ditunjukkan sebagai berikut:
Gambar 4.5 Efek stall yang terjadi pada airfoil Efek stall pada airfoil yaitu
terjadinya pemisahan aliran udara di sepanjang airfoil
Universitas Sumatera Utara
Semakin tinggi nilai C
L
tidak menandakan kinerja airfoil akan lebih baik mengingat disamping timbulnya gaya lift juga akan timbul gaya drag. Untuk nilai
C
L
yang paling tinggi terjadi pada α = 7
o
yaitu sebesar 0,988 namun C
D
yang timbul juga besar yaitu sebesar 0,0338 sehingga hal ini menyebabkan nilai C
L
C
D
lebih kecil yaitu sebesar 29,2 bila dibandingkan nilai C
L
C
D
untuk α = 4
o
yaitu sebesar 36,6. Hal ini dikarenakan pada
α = 4
o
aliran udara yang melewati sepanjang airfoil masih continue meskipun nilai C
L
yang terjadi lebih kecil yaitu sebesar 0,808 bila dibandingkan dengan pada
α = 7
o
namun nilai C
D
yang timbul lebih kecil yaitu sebesar 0,0221 dengan C
D
yang timbul pada sudut serang sebesar 7
o
. Grafik α vs C
D
yang terjadi untuk semua sudut serang ditampilkan sebagai berikut:
Gambar 4.6 Grafik α vs C
D
Pada grafik terlihat bahwa nilai C
D
yang paling kecil terjadi pada sudut α
= 0
o
yaitu sebesar 0,0185. Semakin kecil nilai dari C
D
maka kinerja airfoil akan semakin baik. Pada airfoil terjadi 2 macam gaya yaitu gaya lift dan gaya drag
yang nilainya tergantung pada nilai C
L
dan C
D
. Kinerja airfoil berhubungan
Universitas Sumatera Utara
terhadap besarnya perbandingan C
L
dengan C
D
yang disebut dengan rasio glideGlide ratio. Grafik C
L
C
D
ditunjukkan sebagai berikut:
Gambar 4.7 Grafik α vs C
L
C
D
Pada grafik diatas terlihat bahwa rasio glide terbesar terjadi pada α = 4
o
yaitu sebesar 36,6 dimana C
L
yang timbul sebesar 0,808 dan C
D
yang timbul sebesar 0,0221. Pada sudut serang ini aliran yang timbul masih continue sehingga
gaya drag yang timbul menjadi kecil. Grafik diatas menunjukkan bahwa rasio glide yang menurun pada sudut
α = 5
o
sampai α = 10
o
. Hal ini disebabkan oleh timbulnya gaya drag yang besar yang diakibatkan oleh efek stall. Berikut ini
ditampilkan kontur kecepatan dan tekanan yang terjadi pada sudut serang 4
o
.
Gambar 4.8 Vektor kecepatan yang terjadi pada α = 4
o
Universitas Sumatera Utara
Pada gambar diatas aliran yang terjadi continue sepanjang airfoil pada α=4
o
yang alirannya continue sepanjang dinding airfoil baik pada bagian atas airfoil dan bagian bawah airfoil. Oleh karena itu untuk
α = 4
o
perbandingan C
L
dan C
D
yang paling besar.
4.2 Perbandingan hasil simulasi dengan hasil eksperimen
Kategori