AERODINAMIKA

AERODINAMIKA

AERODINAMIKA DIAMBIL DARI KATA AERO DAN DINAMIKA

YANG BISA DIARTIKAN UDARA DAN PERUBAHAN GERAK

DAN BISA JUGA DITARIK SEBUAH PENGERTIAN YAITU

SUATU PERUBAHAN GERAK DARI SUATU BENDA AKIBAT

DARI HAMBATAN UDARA KETIKA BENDA TERSEBUT

MELAJU DENGAN KENCANG.

Benda yang dimaksud dapat berupa kendaran

bermotor (mobil,truk,bis maupun motor) yang sangat

terkait hubungannya dengan perkembangan

aerodinamika sekarang ini. Adapun hal-hal yang

berkaitan dengan aerodinamika adalah kecepatan

kendaraan dan hambatan udara ketika kendaraan itu

melaju.

AERODINAMIKA

AERODINAMIKA

Aerodinamika berasal dari dua buah kata yaitu aero yang berarti bagian dari udara

atau ilmu keudaraan dan dinamika yang berarti cabang ilmu alam yang menyelidiki

benda - benda bergerak serta gaya yang menyebabkan gerakan gerakan tersebut.

AERODINAMIKA

AERO BERASAL DARI BAHASA YUNANI YANG BERARTI UDARA,

DINAMIKA YANG DIARTIKAN KEKUATAN ATAU TENAGA.

JADI AERODINAMIKA DAPAT DIARTIKAN SEBAGAI ILMU

PENGETAHUAN MENGENAI AKIBAT-AKIBAT YANG DITIMBULKAN

UDARA ATAU GAS-GAS LAIN YANG BERGERAK.

AERODINAMIKA HANYA BERLAKU PADA KENDARAAN-KENDARAAN YANG

MENCAPAI KECEPATAN DIATAS 80 KM/ JAM SAJA, SEPERTI YANG

DITERAPKAN PADA MOBIL SEDAN, FORMULA 1, MOTO GP. UNTUK

KENDARAAN-KENDARAAN YANG KECEPATANNYA DIBAWAH 80 KM/ JAM

AERODINAMIS TIDAK BEGITU DIPERHATIKAN, SEPERTI PADA MOBIL-MOBIL

KELUARGA, MOBIL LAND ROVER DAN SEJENISNYA. PADA KENDARAAN

YANG MEMPUNYAI KECEPATAN DIATAS 80 KM/JAM FAKTOR AERODINAMIS

DIGUNAKAN UNTUK MENGOPTIMALKAN KECEPATANNYA DISAMPING

UNJUK PERFORMA MESIN JUGA BERPENGARUH .

AERODINAMIKA

BASIC AERODINAMIKA

Bernouli Principle

FLUID

BEJANA VENTURI

RELATIVE WINDRELATIVE WIND adalah aliran udara yang sejajar

dan berlawanan dengan jalur penerbangan

AIRFOILAirfoil adalah bentuk dari suatu sayap pesawat yang dapat

menghasilkan gaya angkat (lift) atau efek aerodinamika

ketika melewati suatu aliran udara. Airfoil merupakan

bentuk dari potongan melintang sayap yang dihasilkan oleh

perpotongan tegak lurus sayap terhadap pesawat

1. Leading edge, merupakan bagian permukaan paling depan dari airfoil.2. Trailing edge, merupakan bagian permukan paling belakang dari airfoil.3. Mean chamber line, merupakan garis pertengahan yang membagi antara permukaanbagian atas dan permukaan bagian bawah dari airfoil.

4.Chord line, merupakan garis lurus yang menghubungkan leading edge dan trailing edge.5. Chord, merupakan perpanjangan dari chord line mulai dari leading edge hingga trailingedge. Dengan kata lain, chord adalah karakteristik dimensi longitudinal darisuatu airfoil.

6. Maximum chamber, merupakan jarak antara mean chamber line dengan chord line.Maximum chamber membantu mendefinisikan bentuk dari mean chamber line.

7. Maximum thickness, merupakan ketebalan maksimum dari suatu airfoil, danmenunjukkan persentase dari chord. Maximum thickness membantumendefinisikan bentuk dari airfoil dan juga performa dari airfoil tersebut.

ANGLE OF ATTACKSudut serang adalah sudut yang dibentuk oleh tali busur sebuah airfoil dan arah aliran udara yang

melewatinya (relative wind). Biasanya diberi tanda α (alpha). Untuk airfoil simetris, besar lift yang

dihasilkan akan nol bila sudut serang nol, sedang pada airfoil tidak simetris sekalipun sudut serang nol

tetapi gaya angkat telah timbul. Gaya angkat menjadi nol bila air foil tidak simetis membentuk sudut

negatif terhadap aliran udara. Sudut serang dimana gaya angkat sebesar nol ini disebut zero angle lift.

STALL

STALL

GAYA GAYA PESAWAT UDARA

1. THRUST

2. WEIGHT

3. DRAG

4. LIFT

Dari beberapa hal, bagusnya kinerja penerbang dalam sebuah penerbangan bergantung pada

kemampuan untuk merencanakan dan berkordinasi dengan penggunaan tenaga (power) dan kendali

pesawat untuk mengubah gaya dari gaya dorong (thrust), gaya tahan (drag), gaya angkat (lift) dan berat

pesawat (weight). Keseimbangan dari gaya-gaya tersebutlah yang harus dikendalikan oleh penerbang.

Makin baik pemahaman dari gaya-gaya dan cara mengendalikannya, makin baik pula ketrampilan

seorang penerbang.

THRUST

adalah gaya dorong, yang dihasilkan

oleh mesin (powerplant)/baling-

baling.

DRAG

adalah gaya ke belakang, menarik mundur, dan disebabkan oleh

gangguan aliran udara oleh sayap, badan pesawat, dan objek-

objek lain. Drag kebalikan dari 'thrust', dan beraksi ke belakang

paralel dengan arah angin relatif (relative wind).

WEIGHT

gaya berat adalah kombinasi berat dari muatan

pesawat itu sendiri, awak pesawat, bahan bakar, dan

kargo atau bagasi. Weight menarik pesawat ke bawah

karena gaya gravitasi. Weight melawan 'lift' (gaya

angkat) dan beraksi secara vertikal ke bawah melalui

pusat gravitasi pesawat.

LIFT

(gaya angkat) melawan gaya dari weight, dan

dihasilkan oleh efek dinamis dari udara yang

beraksi di sayap, dan beraksi tegak lurus

pada arah penerbangan melalui center

of lift' dari sayap.

Ketika aliran udara melewati circular silinder, yang

mana tegak lurus dengan aliran.

pUsaran udara dibentuk dibelakang silinder dimana

terdapat faktor jumlah frekuensi. Yaitu, ukuran silinder,

kecepatan aliran

Gravitational effects are also excluded.

Then

and, assuming that this function (. . .) may be put in the form

where C is a constant and a, b, e and f are some unknown indices

in dimensional form leads to

where each factor has been replaced by its dimensions. Now the dimensions

of both sides must be the same and therefore the indices of M, L and T on the

two sides of the equation may be equated as follows:

Mass(M) 0 =e

Length (L) 0 =a+b-3e+2f

Time (T) -1 = -b-f

Here are three equations in four unknowns. One unknown must therefore be left

undetermined: f, the index of u, is selected for this role and the equations are solved

for a, b and e in terms off.

The solution is, therefore,

where g represents some function which, as it includes the undetermined constant C and

index f, is unknown from the present analysis. Although it may not appear so at first

ight, Eqn (1.38) is extremely valuable, as it shows that the values of nd/V should epend

only on the corresponding value of Vd/v, regardless of the actual values of the original

variables. This means that if, for each observation, the values of nd/V and Vd/v are

alculated and plotted as a graph, all the results should lie on a single curve, this curve

representing the unknown function g. A person wishing to estimate the eddy frequency

for some given cylinder, fluid and speed need only calculate the value of Vd/v, read

from the curve the corresponding value of nd/V and convert this to eddy frequency n.

Thus the results of the series of observations are now in a usable form.

Consider for a moment the two compound

variables derived above:

(b) Vd/v. The dimensions of this are given by

Assume, then, that the aerodynamic force, or one of its components, is denoted by F

and when fully immersed depends on the following quantities: fluid density p, fluid

kinematic viscosity v, stream speed V, and fluid bulk elasticity K. The force and moment

will also depend on the shape and size of the body, and its orientation to the stream.

If, however, attention is confined to geometrically similar bodies, e.g. spheres, or

models of a given aeroplane to different scales, the effects of shape as such will be

eliminated, and the size of the body can be represented by a single typical dimension;

e.g. the sphere diameter, or the wing span of the model aeroplane, denoted by D.

Then, following the method above

The Eqns (1.40) may then be solved for a, b and c in terms of d and e giving

and V/a is the Mach number, M, of the free stream. Therefore equation may be

written as :

where g(VD/v) and h(M) are undetermined functions of the stated compound variables.

Thus it can be concluded that the aerodynamic forces acting on a family of

geometrically similar bodies (the similarity including the orientation to the stream),

obey the law

An aircraft and some scale models of it are tested under various

conditions, given below. Which cases are dynamically similar to

the aircraft in flight, given as case (A)?

Case (A) represents the full-size aircraft at 6000 m. The other cases represent

models under test in various types of wind-tunnel. Cases (C), (E) and (F), where the

relative density is greater than unity, represent a special type of tunnel, the

compressed-air tunnel, which may be operated at static pressures in excess of

atmospheric.

From the figures given above, the Reynolds number VDp/p may be calculated for

each case. These are found to be

From the figures given above, the Reynolds number VDp/p may be calculated for

each case. These are found to be

It is seen that the values of Re for cases (C) and (E) are very close to that for the full-size

aircraft. Cases (A), (C) and (E) are therefore dynamically similar, and the flow patterns in

these three cases will be geometrically similar. In addition, the ratios of the local velocity to

the free stream velocity at any point on the three bodies will be the same for these three

cases. Hence, from Bernoulli's equation, the pressure coeficients will similarly be the same in

these three cases, and thus the forces on the bodies will be simply and directly related.

Cases (B) and D) have Reynolds numbers considerably less than (A), and are, therefore, said

to represent a 'smaller aerodynamic scale'. The flows around these models, and the forces

acting on them, will not be simply or directly related to the force or flow pattern on the full-

size aircraft. In case (F) the value of Re is larger than that of any other case, and it has the

largest aerodynamic scale of the six.

An aeroplane approaches to land at a speed of 40 m s-l at sea level. A 1/5th scale

model is tested under dynamically similar conditions in a Compressed Air Tunnel (CAT)

working at 10 atmospheres pressure and 15°C. It is found that the load on the tailplane is

subject to impulsive fluctuations at a frequency of 20 cycles per second, owing to eddies

being shed from the wing-fuselage junction. If the natural frequency of flexural vibration

of the tailplane is 8.5 cycles per second, could this represent a dangerous condition?

For dynamic similarity, the Reynolds numbers must be equal. Since the temperature of the

atmosphere equals that in the tunnel, 15°C, the value of p is the same in both model and

full-scale cases. Thus, for similarity

This is very close to the given natural frequency of the tailplane, and there is thus a

considerable danger that the eddies might excite sympathetic vibration of the tailplane,

possibly leading to structural failure of that component. Thus the shedding of eddies at

this frequency is very dangerous to the aircraft.

An aircraft flies at a Mach number of 0.85 at 18300m where the pressure is

7160Nm-2 and the temperature is -56.5 "C. A model of l/lOth scale is to be tested

in a highspeed wind-tunnel. Calculate the total pressure of the tunnel stream

necessary to give dynamic similarity, if the total temperature is 50 "C. It may be

assumed that the dynamic viscosity is related to the temperature as follows:

If the total pressure available in the tunnel is less than this value, it is not possible to

achieve equality of both the Mach and Reynolds numbers. Either the Mach number

may be achieved at a lower value of Re or, alternatively, Re may be made equal at

a lower Mach number. In such a case it is normally preferable to make the Mach

number correct since, provided the Reynolds number in the tunnel is not too low, the

effects of compressibility are more important than the effects of aerodynamic scale

at Mach numbers of this order. Moreover, techniques are available which can

alleviate the errors due to unequal aerodynamic scales.

ABDUL MUCHLIS

Pembagian KecepatanKecepatan tinggi aerodinamika adalah cabang khusus

studi aeronautika. Hal ini sering disebut aerodinamikakompresibel, karena efek kompresibilitas udara tidak dapatdiabaikan. Pembagian kecepatan penerbangan ditandai olehMach Number yang merupakan rasio kecepatan pesawatdengan kecepatan suara lokal. Penerbangan kurang darikecepatan suara disebut subsonik, mendekati kecepatansuara yang transonik, lebih besar dari kecepatan suaranyasupersonik, dan sangat jauh lebih besar dari kecepatansuaranya yang hipersonik. Fenomena aliran yang berbedahadir di masing-masing berbagai pembagian penerbangan.

Mach Number

Saat sebuah pesawat bergerak melalui udara, molekul udara didekat pesawat terganggu dan bergerak di sekitar pesawat. Jikapesawat melewati kecepatan rendah, biasanya kurang dari 250mph, kerapatan udara tetap konstan. Tapi untuk kecepatanyang lebih tinggi, beberapa energi pesawat terbang menekanudara dan mengubah kerapatan udara secara lokal. Efekkompresibilitas ini mengubah jumlah gaya yang dihasilkan padapesawat terbang. Efeknya menjadi lebih penting seiringkecepatan meningkat. Dekat dan di luar kecepatan suara, sekitar330 m/s atau 760 mph, gangguan kecil pada aliranditransmisikan ke lokasi lain secara isentropis atau denganentropi konstan. Tapi gangguan tajam menghasilkan gelombangkejut yang mempengaruhi baik lift maupun drag pesawatterbang.

Mach Number

Rasio kecepatan pesawat terhadap kecepatan suara di gas menentukanbesarnya banyak efek kompresibilitas. Karena pentingnya rasio kecepatan ini,para ahli aerodinamika telah menetapkannya dengan parameter khusus yangdisebut Mach Number untuk menghormati Ernst Mach, seorang fisikawan abadke-19 yang mempelajari dinamika gas. Mach Number M memungkinkan kitauntuk menentukan pembagian penerbangan dimana efek kompresibilitasnyabervariasi.

Mach Number

Subsonik Kondisi subsonik terjadi pada bilangan Mach kurang

dari satu, M <1. Untuk kondisi subsonik terendah, kompresibilitas bisa diabaikan.

TRANSONIK Karena kecepatan objek mendekati kecepatan suara,

Mach Number penerbangan hampir sama dengansatu, M = 1, dan alirannya dikatakan transonik. Dibeberapa tempat pada objek, kecepatan lokal melebihikecepatan suara.

SUPERSONIK Kondisi supersonik terjadi pada angka Mach lebih

besar dari satu, 1 <M <3. Efek kompresi penting untukpesawat supersonik, dan gelombang kejut dihasilkanoleh permukaan objek. Untuk kecepatan supersoniktinggi, 3 <M <5, aerodinamis HEATING juga menjadisangat penting untuk desain pesawat terbang.

Untuk kecepatan yang lebih besar dari lima kali kecepatan suara, M> 5,alirannya dikatakan hipersonik. Pada kecepatan ini, sebagian energi bendasekarang beralih ke ikatan kimia yang menarik yang menahan molekulnitrogen dan oksigen di udara. Pada kecepatan hipersonik, kimia udara harusdipertimbangkan saat menentukan kekuatan pada objek. Space Shuttlekembali memasuki atmosfer dengan kecepatan hipersonik tinggi, M ~ 25.Dengan kondisi seperti ini, udara yang dipanaskan menjadi plasma gasterionisasi dan pesawat ruang angkasa harus diisolasi dari suhu tinggi.

Hipersonik

Untuk aliran supersonik dan hipersonik, gangguan kecil ditransmisikan kehilir dalam kerucut. Pinus trigonometri dari sudut kerucut b sama dengankebalikan dari bilangan Mach M dan sudutnya karenanya disebut sudutMach.

MACH ANGLE

Object Motion

Hukum 1 newton

KESIMPULAN

ABDUL MUCHLIS

LIFT TO DRAG RATIO

TRUST TO WEIGHT RATIO