STUDI EKSPERIMEN PENGARUH PERUBAHAN KELENGKUNGAN SEGMEN KONTUR BAGIAN DEPAN TERHADAP KARAKTERISTIK ALIRAN 3-DIMENSI DEKAT DINDING PADA AIRFOIL TIDAK SIMETRIS (Variasi Camber (δ=5°) pada 30% C serta α = 0°, 2°, 4°, 6° ,8°)

TUGAS AKHIR

Oleh : Olivia Maharani

Dosen Pembimbing :

Dr.Ir. Heru Mirmanto, MT Jurusan Teknik Mesin

Fakultas Teknologi Industri

Institut Teknologi Sepuluh Nopember

Surabaya 2011

LATAR BELAKANG Salah satu aplikasi bentuk body

tidak simetris banyak dijumpai pada interaksi wing-fuselage pesawat terbang ,sail-hull dan control plane connection kapal selam , blade dengan hub pada kompressor aksial.

Memfokuskan aliran yang melintasi body airfoil tidak simetris dekat dinding untuk mempelajari karakteristik aliran.

Penelitian Terdahulu 1.) Teguh Imam Santoso,(2000) Mempelajari separasi aliran pada airfoil simetris dengan perubahan kelangsingan.

Gambar airfoil dengan t/c = 0,5 Gambar airfoil dengan t/c = 0,2

KETERANGAN: Gambar 1 Grafik Cp fungsi x silinder yang distreamliningkan dengan

t/c = 0,2 dan t/c = 0,5 dengan alfa 0, Santoso (2000)

GAMBAR 1 Hasil : a.)Perubahan bentuk geometri dari

airfoil dapat merubah letak titik

separasi dengan bentuk yang

semakin landai distribusi aliran

terhadap adverse pressure gradient

dapat diperlambat sehingga

terjadinya separasi dapat ditunda.

b.)Pada alfa 0 :

airfoil t/c = 0,5 separasi x/c = 0,23

airfoil t/c = 0,2 separasi x/c = 0,41

c.) pada alfa 8 :

pada upper separasi cenderung ke

depan.

pada lower separasi cenderung

tertunda.

GAMBAR 3

KETERANGAN: Gambar 2 Grafik Cp fungsi x silinder yang distreamliningkan dengan

upper t/c = 0,5 dan t/c = 0, 2 alfa 8, Santoso (2000) Gambar 3 Grafik Cp fungsi x silinder yang distreamliningkan dengan lower t/c = 0,5 dan t/c = 0,2 alfa 8, Santoso (2000)

GAMBAR 2

2.) JUNIARDI (2005) Mempelajari pengaruh modifikasi letak

tebal maksimum airfoil simetris NACA 0015 terhadap letak titik separasi.

KETERANGAN :

Gambar Distribusi Cp-x/c pada

perubahan letak tebal maksimum, Re =

1.18 x 105,Juniardi (2005)

Hasil : Pada 10% C, separasi

terjadi x/c= 0,73. dengan bentuk leading edge lebih tumpul maka aliran akan memiliki akselerasi yang kuat sehingga separasi terjadi.

Dengan mereposisi

bertambahnya letak tebal maksimum menjauhi atau mendekati leading edge maka akan mempengaruhi kekuatan dari defleksi aliran yang bertujuan separasi lebih tertunda.

Cp fungsi x/c

Re = 1.18 x 105

-2

-1.5

-1

-0.5

0

0.5

1

1.5

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1

x/c

Cp

X/c = 10 %cX/c = 20 %cX/c = 30 %cX/c = 40 %cX/c = 50 %c

3. )Anugrah Putranto ,(2010) Mempelajari tentang pengaruh perbedaan

kelengkungan kontur bagian depan pada airfoil tidak simetris dengan variasi angle of attack terhadap letak titik separasi pada daerah upper dan lower side.

Hasil : Visualisasi dan ilustrasi airfoil 1 dan 2 dengan α = 0˚

Visualisasi dan ilustrasi airfoil 1 dan 2 dengan α =

8˚

Hasil : Dengan angle of attack 0˚, pada upper side masing-masing airfoil

terjadi separasi bubble. Namun dengan angle of attack yang lebih besar terjadi separasi

massive dikarenakan aliran tidak mampu melawan adverse pressure yang semakin maju mendekati leading edge.

Pada angle of attack kecil (0˚), penambahan kelengkungan segmen kontur bagian depan akan lebih mendefleksikan aliran lebih tajam dengan akselerasi kuat sehingga aliran akan lebih cepat bertransisi dari aliran laminer menjadi turbulen yang ditandai dengan separasi bubble terjadi lebih awal.

Namun dengan angle of attack yang lebih besar, profil yang lebih lengkung akan mengalami separasi massive lebih awal. Defleksi yang sangat tajam yang terjadi terlalu awal mengakibatkan adverse pressure terjadi lebih awal.

4. )Khoiri Rozi ,Dkk (2004)

a) Visualisasi aliran endwall dengan variasi angle of attack

Angle of attack (α= 0o)

Angle of attack α = 8o

Hasil :

Munculnya saddle point sebagai indikasi telah terjadinya separasi 3 dimensi.

Bertambahnya angle of attack posisi saddle point pada endwall bergerak ke arah lower

surface dan makin menjauhi leading edge , kontak area semakin luas menyebabkan adverse pressure gradient besar dan intensitas vorticity meningkat yang menyebabkan wake lebih divergen

5. Tobak dan Peake (1982) Penelitian mengenai aliran viscous yang melintas diantara permukaan dua benda yang saling berdekatan misalnya pada interaksi antara squat cylindrical body dengan pelat datar.

6. Ballio dan Franzetti (1998)

Aliran Melalui Interaksi Silinder Dengan Pelat Datar

7. Merati, Dkk (1991)

Aliran Melalui Interaksi Simetri Airfoil (NACA 0020) Dengan Pelat Datar

8. Abdulla (1991) Aliran Melalui Interaksi Simetri Airfoil (NACA 65-015)

Dengan Pelat Datar

PERUMUSAN MASALAH Penelitian sebelumnya (Anugrah Putranto 2005) telah dilakukan eksperimen dengan pengaruh perbedaan kelengkungan kontur bagian depan 50 pada 30 % C pada sisi midspan.

Bagaimana karakteristik yang dihasilkan

apabila aliran dekat dinding?

Untuk itu dalam penelitian ini, saya akan melakukan eksperimen dengan pengaruh

kelengkungan kontur bagian depan sebesar 50 pada 30 % C dekat dinding 3-dimensi

TUJUAN PENELITIAN Tujuan penelitian ini adalah untuk

mempelajari pengaruh perbedaan bentuk kelengkungan segmen kontur bagian depan dan pengaruh perbedaan angle of attack terhadap karakteristik aliran dekat dinding yang melintasi kontur airfoil tidak simetris. Tujuan tersebut dapat dicapai dengan cara : Melakukan visualisasi aliran pada

permukaan airfoil dengan metode oil flow visualization.

BATASAN MASALAH Fluida yang digunakan adalah udara dalam keadaan steady

flow, incompressible flow, uniform dengan asumsi pada sisi upstream.

Kemungkinan terjadinya perpindahan panas dan efek kekasaran permukaan pada test section diabaikan.

Wind tunnel yang digunakan dalam kondisi baik dan akurat dengan kecepatan dianggap konstan dan memiliki bilangan Reynolds 9.8x104 .

Variasi pemberian angle of attack () = 0°, 2°, 4°, 6° dan 8° Benda uji yang digunakan adalah dua airfoil yang tidak

simetris dengan perbedaan kontur bagian depan yaitu dengan selisih kelengkungan chamber bagian depan ( δ ) = 5° pada 30 %C dengan bagian belakang sama.

METODE PENELITIAN Model benda uji chord : 120 mm

Re : 98000

() = 0°, 2°, 4°, 6°, 8°

Gambar Airfoil 1 Gambar Airfoil 2

Gambar Variasi model peneliti

Metode Penelitian Skema penelitian

Metode penelitian Peralatan 1. Wind Tunnel Test section: Penampang : bujur sangkar P x L x T = 1780mm x 660mm x 660mm

Metode Penelitian

2. Pitot Static Tube 3. Manometer

◦ Spesifikasi :

◦ - Skala = 1 mm

◦ - Fluida Kerja = red oil

◦ - Specific Gravity = 0.804

◦ - Kemiringan = 15º

4. Termometer 5. Digital camera

Metode Penelitian

SELESAI

Pembahasan Hasil Visualisasi

dan Kesimpulan

Pasangan airfoil 1

(tanpa penambahan sudut

kelengkungan sebesar 50)

Pasangan airfoil 2

(dengan penambahan sudut kelengkungan )

Visualisasi dengan

Oil Flow Visualization

Menentukan Rpm motor

Studi Pustaka

MULAI

Pemesanan Airfoil

Persiapan Bahan dan Peralatan Uji

Eksperimen

Diagram alir eksperimen

Metode Penelitian Teknik visualisasi dilakukan dengan langkah-langkah sebagai

berikut : Memasang airfoil pada terowongan angin sebelum kipas

dijalankan. Membuat campuran palm oil, Titanium Oksida (TiO2) powder

sesuai dengan perbandingan volume 8:1, setelah itu tambahkan tiner B secukupnya.

Memoleskan campuran tersebut pada permukaan pasangan airfoil dan pelat datar hingga merata.

Menjalankan kipas pada terowongan angin hingga menghasilkan kecepatan yang dikehendaki.

Menghentikan kipas pada terowongan angin setelah terlihat jejak aliran minyak pada pasangan arifoil dan pelat datar.

Melakukan pemotretan pada model. Mengulang semua proses diatas dengan perbedaan kontur

bagian depan , variasi kelengkungan camber sebesar 50 pada 30%C serta variasi sudut pembebanan (α).

Corner wake

Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 1 pada upper surface α = 0o

Hasil eksperimen Analisa karakteristik pada airfoil 1 dan

airfoil 2 dengan variasi angle of attack α=0°

Sisi midspan

Gambar Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 1 pada endwall α = 0o

1. Perbandingan Karakteristik Aliran pada Airfoil 1 dan Airfoil 2 pada angle of attck 0o

Gambar visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 2 pada endwall α = 0o

2. Perbandingan Karakteristik Aliran pada Airfoil 1 dan Airfoil 2 pada angle of attck 2o

Gambar Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 1 pada endwall α = 2o

Gambar Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 2 pada endwall α = 2o

3. Perbandingan Karakteristik Aliran pada Airfoil 1 dan Airfoil 2 pada angle of attck 4o

Gambar Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 1 pada endwall α = 4o

Gambar Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 2 pada endwall α = 4o

4. Perbandingan Karakteristik Aliran pada Airfoil 1 dan Airfoil 2 pada angle of attck 6o

Gambar Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 1 pada endwall α = 6o

Gambar Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 2 pada endwall α = 6o

5. Perbandingan Karakteristik Aliran pada Airfoil 1 dan Airfoil 2 pada angle of attck 8o

Gambar Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 1 pada endwall α = 8o

Gambar Visualisasi aliran & Topologi Skin friction line airfoil 2 pada endwall α = 8o

Kesimpulan 1. Munculnya forward saddle point sebagai indikasi telah terjadi separasi aliran secara tiga-

dimensi.

2. Forward saddle point pada endwall lebih bergeser kearah lower seiring penambahan angle

of attack.

3. Dengan angle of attack 0˚- 8˚, pada upper side maisng-masing airfoil terjadi separasi

dibelakang, dikarenakan aliran mampu melawan adverse pressure dan efek friksi.

4. Pada angle of attack kecil (0˚- 8˚), penambahan kelengkungan segmen kontur bagian depan

akan lebih mendefleksikan aliran lebih tajam dengan akselerasi kuat sehingga aliran akan

lebih cepat bertransisi dari aliran laminer menjadi turbulen yang ditandai dengan separasi

terjadi lebih awal. Namun dengan angle of attack yang lebih besar, profil yang lebih

lengkung akan mengalami separasi lebih awal.

5. Pada angle of attack kecil intensitas horseshoevortex sangat lemah, hal ini ditandai dengan

pengaruh horseshoevortex terhadap area pengikisan cat hanya meliputi daerah wake relatif

sempit sehingga separasi dapat tertunda.

TERIMA KASIH

MOHON SARAN DAN KRITIK DEMI

KESEMPURNAAN

TUGAS AKHIR SAYA