BAB III METODOLOGI PENELITIAN
3.1 Pendahuluan
Metode yang digunakan dalam penelitian ini adalah metode analisis simulasi. Secara umum metodologi yang digunakan dalam penelitian ini dibagi
dalam dua tahapan yaitu : Pemodelan geometri dengan menginput koordinat airfoil dengan software Solidwork 2010 dan simulasi model airfoil dengan
menggunakan Cosmosflow yang telah terintegrasi pada software Solidwork 2010.
3.2 Studi Kasus 3.2.1 Identifikasi Masalah
Riset yang mengacu pada pengembangan teknologi airfoil sebagai salah satu bagian yang penting dalam dunia aerodinamika telah banyak dilakukan pada
tahun–tahun belakangan ini. Hasil dari berbagai eksperimen telah banyak digunakan untuk mendesain airfoil dalam berbagai konfigurasi sayap yang sesuai
dengan penggunaannya. Karakteristik airfoil tergantung banyak hal, sehingga dapata dikatakan bahwa tiap airfoil mempunyai penggunaan yang spesifik.
Namun hal–hal yang seperti diatas sering diabaikan dalam dunia pesawat terbang model, hal itu disebabkan oleh para penggemar pesawat terbang model tidak ingin
dipusingkan oleh perhitungan dan analisa-analisa tentang pesawat. Hal inilah yang mendasari penulis untuk menekankan penelitian ini pada analisa karakteristik
aerodinamika airfoil NACA 2412 pada sayap pesawat terbang model tipe glider dengan menggunakan software berbasis Computional Fluid Dinamic CFD.
Universitas Sumatera Utara
3.2.2 Variabel Penelitian
Ditentukan dua buah variable penelitian, yakni variable terikat dan variable bebas.
3.2.2.1 Variabel Terikat
Dalam penelitian ini di tetapkan variable terikat yakni: 1.
Dimensi dan geometri airfoil 2.
Properties dari udara 3.
Kecepatan pesawat
3.2.2.2 Variabel Bebas
Variable bebas pada penelitian ini dibatasi pada penentuan sudut serang angel of attack dari airfoil.
3.2.3. Spesifikasi Data
Penelitian ini membutuhkan spesifikasi data yang kemudian akan diinput kedalam analisa simulasi. Berikut ini adalah data dari airfoil NACA 2412
yang digunakan sebagai objek penelitian :
Gambar 3.1 Penampang Airfoil NACA 2412
Universitas Sumatera Utara
Tabel 3.1 Koordinat Airfoil NACA 2412
x y
1.000 0.0013
0.9500 0.0114
0.9000 0.0208
0.8000 0.0375
0.7000 0.0518
0.6000 0.0636
0.5000 0.0724
0.4000 0.0780
0.3000 0.0788
0.2500 0.0767
0.2000 0.0726
0.1500 0.0661
0.1000 0.0563
0.0750 0.0496
0.0500 0.0413
0.0250 0.0299
0.0125 0.0215
0.0000 0.0000
0.0125 -0.0165
0.0250 -0.0227
0.0500 -0.0301
0.0750 -0.0346
0.1000 -0.0375
0.1500 -0.0410
0.2000 -0.0423
0.2500 -0.0422
0.3000 -0.0412
0.4000 -0.0380
0.5000 -0.0334
0.6000 -0.0276
0.7000 -0.0214
0.8000 -0.0150
0.9000 -0.0082
0.9500 -0.0048
1.000 -0.0013
Sumber : UIUC Airfoil Data Site : http:www.ae.illinois.edum-seligadscoord_database.htmldiakses pada 15 Juni 2012.
Universitas Sumatera Utara
3.2.4 Spesifikasi Fluida
Spesifikasi fluida, dalam hal ini udara juga sangat diperlukan untuk analisis simulasi dalam penelitian ini, berikut ini adalah properties dari udara :
- Suhu aktivitas penerbangan siang hari = 30,8
o
C
sumber : BPS SUMUT
- Densitas udara = � = 1,161 kgm
3
hasil interpolasi seperti terlihat pada tabel dibawah
Tabel 3.2 Densitas udara
Densitas udara saat suhu 30.8
o
C interpolasi
T °C ρ kgm
3
−25 1.423
−20 1.395
−15 1.368
−10 1.342
−5 1.316
1.293 5
1.269 10
1.247 15
1.225 20
1.204 25
1.184 30
1.164
30,8 1.161
35 1.146
Universitas Sumatera Utara
Tabel 3.3 Viskositas udara
T
o
C Viskositas m
2
s
13,27 x 10
-6
20 15,05 x 10
-6
30,8 16,06 x 10
-6
40 16,92 x 10
-6
60 18,86 x 10
-6
80 20,88 x 10
-6
100 22,98 x 10
-6
-
� = viskositas = 16,06 x 10
−6
�
2
� ⁄ pada suhu 30,8
o
C
R. Byron Bird, Transport Phenomena
3.3 Urutan Proses Analisis
Untuk melakukan analisis simulasi pada airfoil ini, maka dibuat urutan proses agar dalam pengerjaan tugas akhir ini dapat berjalan dengan baik.
3.3.1 Pengumpulan data awal
Pada tahap ini dilakukan pengumpulan data tentang informasi yang berkaitan dengan airfoil NACA 2412 serta spesifikasi data yang dibutuhkan untuk
dilakukan penelitian.
3.3.2 Studi literatur
Penelitian ini harus berlandaskan pada azas azas teoritis yang diakui di dalam dunia keteknikan secara ilmiah sehingga dapat dijadikan rujukan
penyelesaian penelitian ini. Studi literatur ini dilakukan dengan cara
Universitas Sumatera Utara
memperolehnya dari buku buku referensi, jurnal jurnal ilmiah, kumpulan symposium, diskusi personal, atau bahkan lewat media internet.
Landasan teoritis ini menyangkut masalah dasar dasar mekanika fluida, dasar-dasar aerodinamika penerbangan, khususnya terhadap pembahasan yang
berkaitan dengan airfoil.
3.3.3 Komputasi data
Data data yang dibutuhkan selam proses pengerjaan di input kedalam proses komputasi data meliputi pemodelan bentuk geometri, simulasi awal untuk
memilih jenis airfoil dan sudut serang, kemudian melakukan simulasi kedua dengan memvariasiakan sudut serang untuk memperoleh daftar tabel distribusi
tekanan dan kecepatan sehingga dapat dihubungkan antara angel of attack dengan pengaruh tekanan dan kecepatan fluida yang mengalir pada airfoil.
3.3.4 Pembahasan hasil komputasi data
Pada tahapan ini akan dilakukan pembahasan terhadap masing-masing hasil simulasi dengan berbagai input variabel bebasnya untuk kemudian
dibandingkan hasilnya sehingga didapat performansi yang maksimal yang terjadi pada sudut serang tertentu.
3.3.5 Penarikan kesimpulan
Penarikan kesimpulan ini berdasarkan korelasi terhadap tujuan penelitian yang telah ditetapkan sebelumnya. Dengan demikian diharapkan tidak terjadi
penyimpangan dari tujuan penelitian.
Universitas Sumatera Utara
Ya Tidak
3.4 Diagram Alir Penelitian
Secara garis besar, pelaksanaan penelitian ini akan dilaksanakan berurutan dan sistematis seperti ditunjukkan pada gambar 3.1 berikut.
Gambar 3.2 Diagram alir penelitian MULAI
Studi Awal :
Identifikasi masalah dan menetapkan tujuan penelitian Studi Simulasi
PENGUMPULAN DATA:
- Data airfoil
PENGOLAHAN DATA:
Komputasi data
KESIMPULAN ANALISA DATA
SELESAI
Universitas Sumatera Utara
3.5 Prosedur Komputasi Data
Prosedur pembuatan model airfoil NACA 2412 untuk tahap komputasi selanjutnya mengikuti tahapan-tahapan seperti berikut ini :
1. Input koordinat geometri airfoil
Koordinat airfoil diperoleh dari situs resmi edukasi Aerospace Engineering dalam bentuk format file data dan kemudian di konversi dengan Ms.Excell
sehingga data koordinat dapat dilihat dalam bentuk tabualasi. Melalui Ms.Excell ini juga di konversi kembali dalam bentuk file text deliminated.
Gambar 3.3 Input koordinat airfoil Setelah file tersimpan dalam bentuk text deliminated, pada lembar kerja
Solidwork data tersebut dapat diinput sebagaimana ditampilkan pada gambar 3.3 diatas.
2. Input panjang sayap
Setelah bentuk geometri airfoil diinput, langkah selanjutnya adalah menginput panjang sayap span seperti terlihat pada gambar 3.4 dibawah
ini.
Gambar 3.4 Input panjang sayap
Universitas Sumatera Utara
3. Input besar sudut serang
Kemudian langkah selanjutnya adalah menginput besarnya sudut serang. Dalam penelitian ini karena yang divariasikan adalah sudut serang, maka
sudut serang diinput bervariasi antara 0
o
– 15
o
. Proses input sudut serang seperti terlihat pada gambar dibawah ini.
Gambar 3.5 Input sudut serang
4. Persiapan menjalankan simulasi
Tahap ini merupakan langkah awal memasuki fase simulasi. Hal-hal yang perlu dipertimbangkan adalah menentukan satuan, sebagaimana terlihat
pada gambar dibawah ini.
Gambar 3.6 Penentuan sistem satuan
Universitas Sumatera Utara
Satuan yang ditetapkan pada proses simulasi ini adalah satuan dengan Standard Internasionl SI.
5. Menentukan jenis aliran
Penentuan jenis aliran yang dimaksud disini adalah menentukan jenis aliran fluida yang akan disimulasikan, apakah termasuk kategori aliran
external ataupun internal. Karena proses yang berlangsung pada airfoil kondisi realnya merupakan aliran eksternal, maka digunakan jenis aliran
external dengan memasukkan parameter gravitasi pada physical feature.
Gambar 3.7 Input jenis aliran
6. Input jenis fluida yang mengalir
Berdasarkan spesifikasi data pada sub bab 3.2.4 maka di input jenis fluida yang mengalir adalah fluida gas dengan pendekatan bahwa fluida yang
bekerja adalah udara.
Universitas Sumatera Utara
Gambar 3.8 Input data jenis fluida yang mengalir
7. Input data parameter kecepatan
Pada tahapan ini dilakukan setup data kecepatan aliran. Untuk menyederhanakan permasalahan maka kecepatan linier dari airfoil
merupakan kecepatan yang terjadi pada pesawat. Dikarenakan proses simulasi tidak dapat memasukkan parameter gerak benda, maka dibuat
suatu aproximasi bahwa fluida yang bergerak dengan kecepatan yang sama dengan kecepatan pesawat. Kecepatan pesawat dianggap konstan pada
kecepatan 16 ms dan suhu pada saat penerbangan adalah 30,8
o
C atau 303,8 K.
Universitas Sumatera Utara
Gambar 3.9 Input data parameter kecepatan
8. Pembentukan computational domain
Computational Domain merupakan bidang batas simulasi yang akan dipengaruhi oleh laju aliran fluida kerja. Bentuk dari Computatioonal
Domain ini dapat dilihat sebagai berikut.
Gambar 3.10 Pembentukan computational domain
Universitas Sumatera Utara
9. Menentukan tujuan goal yang ingin didapatkan dari simulasi
Tujuan goal yang ingin didapatkan dari proses simulasi ini adalah kontur tekanan dan kecepatan yang terjadi di sekitar airfoil, juga gaya yang terjadi
disekitar airfoil.
Gambar 3.11 Menentukan tujuan goal dari simulasi
10. Menjalankan proses simulasi
Tahap ini merupakan tahap akhir dari proses simulasi.
Gambar 3.12 Menjalankan proses simulasi
Universitas Sumatera Utara
Gambar 3.13 Proses simulasi
Jika terjadi error atau kesalahan dalam mendefenisikan kondisi batas pada saat persiapan simulasi atau jika terjadi error dalam messhing,
maka akan muncul warning pada jendela info di bagian bawah. Selama tidak ada warning, maka proses berjalan lancar.
Universitas Sumatera Utara
YA Tidak
3.6 Diagram Alir Simulasi
Kategori