SIDANG TUGAS AKHIR -...
Transcript of SIDANG TUGAS AKHIR -...
JURUSAN TEKNIK MESIN
FAKULTAS TEKNOLOGI INDUSTRI
INSTITUT TEKNOLOGI SEPULUH NOPEMBER
SURABAYA
2014
SIDANG TUGAS AKHIR LABORATORIUM MEKANIKA DAN MESIN-MESIN FLUIDA
STUDI NUMERIK KARAKTERISTIK
ALIRAN FLUIDA MELINTASI AIRFOIL
NASA LS-0417 YANG DIMODIFIKASI
DENGAN VORTEX GENERATOR
Nafiatun Nisa
2110 100 076
Dosen Pembimbing :
Prof. Ir. Sutardi, M.Eng., Ph.D.
Pendahuluan
Dasar Teori
Metodologi Penelitian
Hasil Penelitian
Penutup
SIDANG TUGAS AKHIR LABORATORIUM MEKANIKA DAN MESIN-MESIN FLUIDA
Sidang Tugas Akhir
LATAR BELAKANG
Sidang Tugas Akhir
LATAR BELAKANG
Sidang Tugas Akhir
PERUMUSAN MASALAH
Hal Yang dihindari Separasi Aliran
Gaya drag besar
Wake membesar Penambahan Vortex Generator
Meningkatkan Performansi Airfoil
Gaya lift meningkat dan Gaya Drag berkurang
Sidang Tugas Akhir
TUJUAN PENELITIAN
Mengetahui karakteristik aliran yang melintasi airfoil
dengan penambahan vortex generator
Sidang Tugas Akhir
BATASAN MASALAH
1. Fluida kerja adalah udara dengan sifat incompressible, viscous dan steady
2. Aliran uniform di sisi masuk test section
3. Heat transfer diabaikan. 4. Penelitian dilakukan secara numerik menggunakan software
GAMBIT 2.4.6 dan FLUENT 6.3.26
PENELITIAN YANG TERKAIT
Anand dkk, 2010 Nurcahya
Sidang Tugas Akhir
PENELITIAN YANG TERKAIT
Anand dkk, 2010 Nurcahya
Sidang Tugas Akhir
PENELITIAN YANG TERKAIT
Anand dkk, 2010 Nurcahya
Sidang Tugas Akhir
PENELITIAN YANG TERKAIT
Anand dkk Nurcahya, 2009
Airfoil NASA LS-0417 VG Airfoil NACA 0012
Chord (C) = 110 mm
Span (S) = 210 mm
Max Thickness (T) = 18,7
mm
Tinggi (h) = 1 dan 2 mm
Chord (c) = 7 mm
Interval 30 mm
Sudut kemiringan (β) = 200
Sidang Tugas Akhir
PENELITIAN YANG TERKAIT
Anand dkk Nurcahya, 2009
Hasil
Re yang tinggi Cl/Cd tinggi
VG (h=1mm dan 2 mm)
mempercepat separasi apabila
dibandingkan dengan plain
airfoil
Sidang Tugas Akhir
Metodologi Penelitian
Sidang Tugas Akhir
NUMERIK GAMBIT 2.4.6
FLUENT 6.3.26
Pre-processing
Processing
Post-processing
Pembuatan Model
Pembuatan Meshing
Penentuan Daerah
Analisa
Iterasi hingga konvergen
Tampilan Data
METODOLOGI PENELITIAN
TAMPAK SAMPING
Chord
Airfoil NASA LS-
0417 Vortex Generator
Chord (C) = 110 mm
Span (S) = 210 mm
Max Thickness (T)
= 18,7 mm
Tinggi depan = 0,5 mm
Tinggi belakang = 1 mm
Panjang (l) = 5 mm
Sudut kemiringan (β) = 180
Plain airfoil 2D
Pembuatan Model
Sidang Tugas Akhir
Plain airfoil 3D
Airfoil 3D dengan VG
METODOLOGI PENELITIAN
TAMPAK SAMPING
Chord
Sidang Tugas Akhir
METODOLOGI PENELITIAN
Domain Pemodelan
C = 110 mm U∞ = 12 m/s &17 m/s
00, 30, 60
Sidang Tugas Akhir
METODOLOGI PENELITIAN
Domain Pemodelan
C = 110 mm U∞ = 12 m/s &17 m/s
00- 210 dgn step 30
Sidang Tugas Akhir
METODOLOGI PENELITIAN
Meshing Elemen 2D
INLET
Sidang Tugas Akhir
Pada Meshing permodelan 2D Flow digunakan Mesh dengan tipe: • meshing Quadrilateral-map
METODOLOGI PENELITIAN
Seminar Proposal Tugas Akhir
Meshing Elemen 3D
Pada Meshing permodelan 3D Flow digunakan Mesh dengan tipe: • meshing hexaheral- Map • Tet/Hybrid T-Grid
ANALISA DAN PEMBAHASAN
Sidang Tugas Akhir
Analisa Grid Independensi
Analisa Distribusi Tekanan (Cp)
•Plain Airfoil 2D 00 - 21
0
•Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG 00 ,3
0,6
0
Koefisien Lift (CL)
•Plain Airfoil 2D 00 - 21
0
•Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG 00 ,3
0,6
0
Koefisien Drag (CD)
•Plain Airfoil 2D 00 ,3
0,6
0
•Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG 00 ,3
0,6
0
Visualisasi Aliran
ANALISA DAN PEMBAHASAN
Sidang Tugas Akhir
Eksperimen Koefisien lift
α = 00 0.4831
Total Grid Hasil Perbedaan
Mesh A 23.256 0.4229 12.46%
Mesh B 25.476 0.4533 6.17%
Mesh C 29.832 0.4623 4.31%
Mesh D 32.124 0.4606 4.66%
Grid Independensi
Distribusi Tekanan (Cp) Plain Airfoil 3D
dan Airfoil 3D dengan VG
Sidang Tugas Akhir
Re 0.85 x 105 Re 1.14 x 105
α = 00
Distribusi Tekanan (Cp) Plain Airfoil 3D
dan Airfoil 3D dengan VG
Sidang Tugas Akhir
Re 0.85 x 105 Re 1.14 x 105
α = 30
Distribusi Tekanan (Cp) Plain Airfoil 3D
dan Airfoil 3D dengan VG
Sidang Tugas Akhir
Re 0.85 x 105 Re 1.14 x 105
α = 60
Analisa Koefisien Lift (CL)
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 2D
Analisa Koefisien Lift (CL)
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 3D dan airfoil 3D dengan VG
SUDUT
Kenaikan CL
Re 0.85 x 10^5
(%)
Re 1.14 x 10^5
(%)
0 deg 6.09 5.47
3 deg 1.62 1.51
6 deg 18.92 20.41
Analisa Koefisien Drag (CD)
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 2D
Analisa Koefisien Drag (CD)
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 3D dan airfoil 3D dengan VG
SUDUT
Kenaikan CD
Re 0.85 x 10^5
(%)
Re 1.14 x 10^5
(%)
0 deg 51.33 58.67
3 deg 19.28 25.43
6 deg -6.34 -10.76
Analisa Koefisien CL/CD
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 3D dan airfoil 3D dengan VG
SUDUT
Kenaikan CL/CD
Re 0.85 x 10^5
(%)
Re 1.14 x 10^5
(%)
0 deg -29.89 -33.53
3 deg -14.81 -19.07
6 deg 26.96 34.93
Visualisasi
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 2D Vektor Kecepatan
α = 00
α = 30
α = 60
Separasi
x/c = 0.90
x/c = 0.82
x/c = 0.7
Visualisasi
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 2D Velocity Pathline
α = 00
α = 30
α = 60
Visualisasi
Sidang Tugas Akhir
Airfoil 3D dengan VG
α = 00
Separasi
x/c = 0.90
Plain Airfoil 3D
Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG Vektor Kecepatan
Visualisasi
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG Vektor Kecepatan
α = 30
Separasi
x/c = 0.82
Airfoil 3D dengan VG
Plain Airfoil 3D
Visualisasi
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG Vektor Kecepatan
α = 60
Separasi
x/c = 0.64
Airfoil 3D dengan VG
Plain Airfoil 3D
Visualisasi
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG Vektor kecepatan posisi x/c = 0.55 c
α = 00
α = 30
α = 60
Plain Airfoil Airfoil dengan VG
Visualisasi
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG Velocity Pathline α = 00
Plain airfoil
3D
Airfoil 3D
dengan VG
Pandangan Atas Pandangan Isometris
Visualisasi
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG Velocity Pathline α = 30
Plain airfoil
3D
Airfoil 3D
dengan VG
Pandangan Atas Pandangan Isometris
Visualisasi
Sidang Tugas Akhir
Plain Airfoil 3D dan Airfoil 3D dengan VG Velocity Pathline α = 60
Plain airfoil
3D
Airfoil 3D
dengan VG
Pandangan Atas Pandangan Isometris
KESIMPULAN
Sidang Tugas Akhir
Pemodelan Plain airfoil 2D dan 3D memberikan pengaruh sangat kecil terhadap distribusi tekanan (Cp), CL dan CD
Vortex generator meningkatkan nilai CL pada sudut serang 00, 30, dan 60
untuk kedua bilangan Re, kenaikan tertinggi terjadi pada sudut 60 dengan Re 1.14 x 105
sebesar 20,41%
Vortex generator dapat meningkatkan gaya drag pada sudut serang 00, 30
untuk kedua bilangan Re. Namun terjadi penurunan CD terjadi pada sudut 60 sebesar 10,76%
Pada sudut serang 00, 30, dan 60 separasi dapat ditunda dengan adanya
vortex generator.
Sekian dan Terima Kasih