Dicky J Silitonga

APLIKASI CFD UNTUK MENGETAHUI KOEFISIEN LIFT PADA AIRFOIL NACA 2412 DENGAN MENGGUNAKAN SOFTWARE EFDLab

Dalam artikel ini airfoil yang akan dibahas adalah NACA 2412. Penggunaan airfoil ini misalnya di pesawat Cessna 120 dan Cessna 140

Gambar 1. Cessna 120 (sumber: wikipedia.org)

NACA 2412 berarti bahwa airfoil ini memiliki camber maksimum 2 % chord yang terletak pada 40% chord dengan ketebalan maksimum airfoil 12% chord. Pada tulisan ini, dilakukan perhitungan CFD dengan EFD untuk airfoil NACA 2412 untuk memperoleh koefisien lift airfoil. Hasilnya akan dicocokkan dengan grafik yang diperoleh dati literatur. Pre-processing: CAD Modelling, Boundary Conditions dan Penentuan Goals Perhitungan ini dilakukan untuk Reynolds number 8.9 x 106, dengan fluida udara pada sea level.

Gambar 2. NACA 2412 section

Model airfoil yang digunakan memiliki chord length 0.8258 meter. Adapun properti udara pada sea level adalah sebagai berikut (US Standard Atmosphere, 1976): Density (r) : 1.225 kg/m3 Viskositas (m) : 0.00001789 Ns/m2 Reynolds number diberikan oleh:

Dengan Reynolds number sebesar 8900000, parameter “velocity in x direction” diisikan sebagai berikut:

(8900000*0.00001789)/(1.225*0.82853) Koefisien lift diperoleh dari:

Dicky J Silitonga

Karena dibutuhkan parameter gaya dalam sumbu Y, maka dimasukkan Global Goal gaya pada sumbu Y. Pada rumus koefisien lift tersebut, c adalah chord length airfoil yaitu 0.8258 m; b adalah wing span, karena yang akan dilakukan adalah dua dimensi (infinite wing) maka koefisien lift-nya adalah per satuan panjang, dengan demikian nilai b diisikan 1. Pada Equation Goal diisikan: {GG Y - Component of Force 1}*2/(1.225*(8900000*0.00001789/(1.225*0.82853))^2*0.82853*1) Resolusi meshing diset pada resolusi tertinggi, yaitu pada skala 8, untuk mendapatkan hasil yang lebih akurat. Gambar 3 adalah gambar meshing dan computational domain yang dibuat oleh EFD. Terlihat bahwa daerah di sekitar airfoil meshing-nya lebih rapat/halus (finer grid) sementara bagian lain lebih kasar (coarser)

Gambar 3. Meshing dan computational domain

Solving dan Post-processing Perhitungan koefisien lift dilakukan pada angle of attack -4 derajat, -2 derajat, 0 derajat, 2 derajat, 4 derajat, dan 8derajat. Hasil perhitungan adalah sebagai berikut:

Dicky J Silitonga

Tabel 1. Hasil CFD

Untuk verifikasi, hasil CFD dibandingkan dengan grafik yang terdapat pada referensi. Dari Gambar 4 dapat terlihat bahwa hasil CFD (titik-titik putih) terletak pada grafik sesuai dengan plot hasil eksperimen NACA 2412 yang terdapat pada referensi.

Gambar 4. Plot hasil CFD pada grafik hasil eksperimen NACA 2412 (sumber: Abbott, I.H., et. al, Theory of Wing

Sections) Streamline dan distribusi tekanan pada beberapa angle of attack tersebut adalah sebagaimana pada gambar-gambar dibawah ini:

Dicky J Silitonga

Gambar 5. AOA = -4 derajat

Gambar 6. AOA = -2 derajat

Gambar 7. AOA = 0 derajat

Dicky J Silitonga

Gambar 8. AOA = 2 derajat

Gambar 9. AOA = 4 derajat

Gambar 10. AOA = 8 derajat

Dicky J Silitonga

Referensi

1. Anderson, John D., Fundamentals of Aerodynamics

2. Munson, et. al., Mekanika Fluida

3. Shevell, R. S., Fundamentals of Flight

4. Tutorial EFD Lab