JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 2, (2012) ISSN: 2301-9271

1

Abstrak—Pesawat terbang merupakan salah satu aplikasi ilmu mekanika fluida yang sangat memperhatikan aspek aerodinamika. Satu hal penting yang harus diperhatikan dalam pendesainan suatu pesawat yaitu pemilihan airfoil dan modifikasinya. Modifikasi airfoil dilakukan untuk menunda separasi dan meningkatkan performa airfoil, salah satunya dengan vortex generator. Penelitian mengenai modifikasi airfoil NASA LS-0417 secara eksperimen telah banyak dilakukan, sementara penelitian secara numerik belum banyak dilakukan. Penelitian ini bertujuan untuk mengetahui pengaruh adanya penambahan vortex generator pada permukaan atas airfoil NASA LS-0417 terhadap karakteristik aliran fluida. Metode yang digunakan pada penelitian ini adalah studi numerik dengan menggunakan software Fluent 6.3.26 dan Gambit 2.4.6. Model yang digunakan adalah airfoil 3D NASA LS-0417 tanpa dan dengan penambahan vortex generator. Profil vortex generator berupa trapesium dipasang pada permukaan atas dengan posisi 10% dari panjang chord. Panjang chord dari airfoil yaitu 110 mm dan panjang span yaitu 210 mm. Bilangan Reynolds (Re) yang digunakan adalah 0,85 × 105 dan 1,14 × 105. Pemodelan turbulen yang digunakan yaitu Steady dengan k- ω Shear Stress Transport ( k- ω SST). Hasil yang diperoleh dari penelitian ini menunjukkan bahwa terjadi penundaan separasi pada airfoil yang dipasang vortex generator dengan sudut serang 00, 30 dan 60 serta peningkatan CL dan CD. Hal ini didukung dengan visualisasi aliran berupa vektor kecepatan, kontur turbulensi serta velocity pathline di dekat trailing edge. Pengaruh vortex generator paling signifikan terjadi pada sudut serang 60 yaitu ditandai dengan peningkatan rasio koefisien lift-drag(CL/CD). Pada sudut serang 00 dan 30 mengalami peningkatan CL serta diiringi kenaikan CD yang tinggi sehingga menurunkan rasio koefisien lift-drag(CL/CD).

Kata Kunci—vortex generator, airfoil NASA LS-0417,

koefisien lift, koefisien drag, separasi.

I. PENDAHULUAN erkembangan ilmu pengetahuan dan teknologi mendorong manusia untuk dapat menciptakan sesuatu

yang bermanfaat bagi kepentingan manusia itu sendiri. Karakteristik aerodinamika menjadi prioritas penting dalam suatu pendesainan kendaraan, salah satunya pesawat terbang. Satu hal yang paling penting yang harus diperhatikan dalam setiap pendesainan pesawat yaitu pemilihan sebuah airfoil dan modifikasinya. Berbagai modifikasi airfoil telah dilakukan untuk menunda separasi aliran dan meningkatkan performa airfoil. Energi yang hilang sering dikaitkan dengan adanya fenomena separasi dalam aliran, sehingga diperlukan flow control device. Penelitian yang telah dilakukan oleh Lin [1] mencoba berbagai flow control device dalam hal penundaan separasi aliran, sehingga ditemukan bahwa vortex generator (VG)

adalah alat yang paling efektif dalam menunda separasi aliran dibandingkan bentuk yang lain. Lin [1] menyatakan bahwa vortex generator pertama kali ditemukan oleh Taylor melalui penelitiannya dengan tujuan menunda separasi pada diffuser. Vortex generator kemudian diketahui mampu meningkatkan turbulensi yang cukup tinggi ke dalam boundary layer.

Vortex generator adalah seperangkat alat yang digunakan untuk mengubah aliran dari laminar boundary layer menjadi turbulent boundary layer. Jika dibandingkan antara laminar boundary layer dan turbulent boundary layer, didapatkan bahwa di dalam turbulent boundary layer kecepatan fluida yang dekat dengan permukaan mempunyai nilai yang lebih besar daripada di dalam laminar boundary layer. Kecepatan yang lebih besar akan berakibat energi kinetik fluida juga lebih besar sehingga kemampuan fluida yang mengalir dalam mengatasi tegangan geser dan adverse pressure gradient lebih besar dan menunda separasi. Anand, dkk [2] melakukan pengujian dengan pemasangan VG pada airfoil jenis NACA0012 yang dipasang pada 10% chord length dari leading edge, dengan didapatkan hasil bahwa penggunaan VG dapat menunda separasi aliran pada airfoil. Penempatan dan ketinggian dari vortex generator mempengaruhi efektivitas dari penggunaan vortex generator. Lin [1] menyatakan bahwa menurut Taylor pemasangan vortex generator dengan tinggi sebesar 0,2 - 0,5 boundary layer thickness (δ) lebih efektif dalam peningkatan momentum di dekat dinding. Penempatan vortex generator dapat berupa co-rotating, dimana sudut kemiringan vortex generator satu dengan yang lain terhadap arah aliran memiliki sudut yang sama, atau counter rotating dimana sudut kemiringan vortex generator satu dengan yang lain berlawanan. Pada penelitian Godard dan Stanislas [3] telah dibuktikan bahwa vortex generator dengan geometri counter rotating vortices memberikan hasil yang paling efisien. Penelitian di atas membangkitkan pemikiran untuk melakukan penelitian tentang karakteristik aliran fluida yang melintasi vortex generator berupa counter rotating pada airfoil NASA LS-0417. Penelitian secara numerik saat ini banyak dilakukan menggunakan Computational Fluid Dynamic (CFD), dimana memiliki kelebihan mampu memprediksi aliran fluida berskala mikro, seperti ukuran dari VG. Sehingga diharapkan dengan adanya simulasi VG ini mendapatkan hasil aliran fluida yang akurat. Penempatan vortex generator diharapkan dapat meningkatkan performa airfoil bila dibandingkan dengan airfoil tanpa vortex generator (plain airfoil). Peningkatan performa yang dimaksud berupa adanya penundaan separasi.

Studi Numerik Karakteristik Aliran Fluida Melintasi Airfoil NASA LS-0417 yang Dimodifikasi dengan

Vortex Generator Nafiatun Nisa dan Sutardi

Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS) Jl. Arief Rahman Hakim, Surabaya 60111 Indonesia

e-mail: sutardi@me.its.ac.id

P

JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 2, (2012) ISSN: 2301-9271

2

II. METODE PENELITIAN Penelitian ini dilakukan dengan menggunakan metode

numerik 2D (dua dimensi)dan 3D (tiga dimensi) dengan bantuan software GAMBIT 2.4.6 untuk pembuatan model awal dan software Fluent 6.3.26. Model yang digunakan yaitu benda uji berupa airfoil tanpa vortex generator dan airfoil dengan vortex generator. Sudut serang yang digunakan pada penelitian ini 00, 30 serta 60, dengan setiap perubahan sudut serang dilakukan rotasi pada airfoil dan arah aliran yang masuk sejajar terhadap sumbu-x. Skema pemodelan pada penelitian ini dapat dilihat pada gambar 1. Adapun geometri dan dimensi dari airfoil NASA LS-0417 dan vortex generator dapat dilihat pada tabel 1.

Prosedur yang digunakan pada penelitian numerik terbagi menjadi tiga tahap, yaitu

A. Tahap Pre-processing Pada tahap ini dilakukan pembuatan model terlebih

dahulu dengan software GAMBIT 2.4.6. Tahap ini meliputi beberapa sub-tahapan antara lain: pembuatan model, pembuatan meshing elemen, penentuan daerah analisa. Hasil meshing 3D pada penelitian ini ditunjukkan seperti pada gambar 2. Bentuk meshing yang dipilih adalah quadrilateral-map dengan distribusi mesh yang semakin rapat pada daerah dinding airfoil.

Boundary condition yang digunakan yaitu bagian depan airfoil sebagai velocity inlet dengan nilai v = 12 m/s serta 17

m/s, dinding atas dan dinding bawah dikategorikan sebagai wall, garis batas di belakang airfoil didefinisikan sebagai outflow sedangkan airfoil sebagai dinding (wall). Serta menggunakan symmetry pada pemodelan 3D. Turbulence model yang digunakan adalah k-ω SST. Pengisian material yang akan digunakan yaitu udara sebagai fluida kerja dengan (ρ) = 1,225 kg/m3, viskositas (μ) = 1,7894 x 10-5 N.s/m2. Kondisi operasi yang digunakan yaitu 1 atm atau 101325 Pascal.

Solusi pada penelitian ini adalah menggunakan first order untuk pressure, momentum turbulent kinectic energy, dan turbulent dissipation rate. Kriteria konvergensi ditetapkan sebessar 10-5, artinya proses iterasi dinyatakan telah konvergen setelah residualnya mencapai harga lebih kecil dari 10-5.

B. Tahap Processing Dengan menggunakan software Fluent 6.3.26, parameter

pemodelan serta kondisi yang telah ditetapkan pada saat pre-processing akan dihitung (diiterasi) sampai mencapai harga kriteria konvergensi yang diinginkan. Jika kriteria konvergensi tercapai sesuai pengaturan monitor residual maka tahapan dilanjutkan pada post-processing dan jika tidak tercapai tahapan akan kembali ke tahap pembuatan meshing.

C. Tahap Post-processing Post-processing merupakan menampilkan hasil yang

telah diperoleh berupa data kualitatif dan data kuantitatif. Data kuantitatif berupa distribusi koefisien tekanan (Cp), koefisien drag (CD) dan koefisien lift (CL). Sedangkan data kualitatif berupa visualisasi aliran dengan menampilkan velocity pathline, kontur turbulensi serta vektor kecepatan.

III. HASIL DAN PEMBAHASAN Fokus utama pada penelitian ini adalah mengetahui

pengaruh penambahan vortex generator pada airfoil NASA LS-0417 terhadap karakteristik aliran fluida pada bilangan Re = 0,85×105 dan Re = 1,14×105.

A. Koefisien tekanan (Cp) Aliran fluida yang melewati sebuah bluff body akan

menyebabkan interaksi antara keduanya. Interaksi tersebut dapat ditunjukkan dengan menampilkan Cp. Distribusi koefisien tekanan (Cp) merupakan perbandingan dari perbedaan tekanan antara freestream dengan tekanan sepanjang kontur benda padat dengan tekanan dinamis dari freestream. Pada bagian ini ditampilkan distribusi Cp pada sudut serang 30 dan 60, hasilnya dibandingkan antara plain airfoil dan airfoil dengan vortex generator.

Gambar 3 merupakan perbandingan distribusi Cp plain airfoil dan airfoil dengan VG pada sudut serang 30 dengan Re 0.85 105. Secara umum grafik ditribusi Cp pada

(a) Tampak depan

(b) Tampilan isometri

Gambar. 1. Model benda uji

Tabel 1.

Dimensi airfoil NASA LS-0417 dan vortex generator

No Airfoil NASA LS-0417 Vortex Generator

1 Chord (C) = 110 mm Tinggi depan = 1 mm Tinggi belakang = 1 mm

2 Span (S) = 210 mm Panjang (l) = 5 mm 3 Max Thickness (T) =

18,7 mm Sudut kemiringan (β) = 180

Gambar. 2. Model benda uji

JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 2, (2012) ISSN: 2301-9271

3

permukaan atas dan bawah antara pemodelan 2D dengan 3D memiliki tren yang hampir sama. Akan tetapi, apabila dibandingkan antara airfoil dengan VG dan plain airfoil terlihat terdapat perbedaan distribusi Cp, terutama pada permukaan atas. Nilai Cp pada permukaan atas sedikit lebih turun, terutama pada daerah pemasangan VG sedangkan permukaan bawah hampir sama. Hal ini disebabkan penambahan VG dapat meningkatkan kecepatan sehingga tekanan akan turun. Aliran saat melewati leading edge terjadi tumbukan/stagnasi yang ditunjukkan dengan nilai Cp = 1. Semakin jauh dari leading edge tekanan akan semakin turun yang ditandai dengan kenaikan kecepatan. Penurunan nilai Cp yang paling besar ditunjukkan pada permukaan atas bila dibandingkan permukaan bawah. Setelah mengalami penurunan yang tajam maka nilai Cp akan naik secara perlahan. Hal ini menunjukkan bahwa aliran harus melawan adverse pressure gradient dan tegangan geser.

Gambar 4 memperlihatkan perbandingan distribusi Cp plain airfoil dan airfoil dengan VG pada sudut serang 60 dengan Re 0.85 105. Apabila dibandingkan antara pemodelan 2D dengan 3D maka tren grafik yang dimiliki pada permukaan atas dan bawah sama, apabila dibandingkan antara plain airfoil dengan airfoil dengan VG maka terlihat ada perbedaan. Nilai Cp airfoil dengan VG pada permukaan atas sedikit lebih turun, terutama pada daerah pemasangan VG sedangkan permukaan bawah sedikit lebih tinggi. Hal ini disebabkan penambahan vortex generator pada permukaan atas memberikan pengaruh berupa peningkatan kecepatan,

sehingga tekanan akan turun. Sama halnya dengan Re 0.85 105, stagnasi terjadi pada leading edge lalu semakin jauh dari leading edge tekanan akan semakin turun yang ditandai dengan kenaikan kecepatan. Setelah mengalami penurunan yang tajam maka nilai Cp akan naik secara perlahan. Hal ini menunjukkan bahwa aliran harus melawan adverse pressure gradient dan tegangan geser.

B. Koefisien Lift (CL) Salah satu faktor yang digunakan untuk mengetahui

karakteristik airfoil yaitu melalui nilai koefisien lift (CL) dan koefisien drag (CD). Kedua nilai koefisien ini didapatkan dari total resultan gaya yang bekerja karena adanya interaksi antara permukaan benda dengan fluida. Munson, dkk [4] menyatakan gaya drag didapatkan dari resultan gaya yang sejajar dengan aliran, sedangkan gaya yang tegak lurus dengan aliran disebut dengan gaya lift. Besar nilai koefisien lift pada penelitian ini didapatkan dari hasil post-processing pada fluent 6.3.26.

Gambar 5 merupakan perbandingan nilai koefisien lift plain airfoil dan airfoil dengan vortex generator pada Re = 0.85 105 dan Re = 1.14 105. Hasil dari simulasi juga dibandingkan dengan eksperimen yang dilakukan oleh Pristiyan [5] dengan jenis airfoil dan vortex generator yang sama. Kenaikan CL baik hasil simulasi dengan eksperimen memiliki tren yang sama, yaitu seiring dengan kenaikan sudut serang maka nilai CL akan naik. Nilai CL pada Re = 1.14 105 memiliki nilai yang lebih tinggi bila dibandingkan dengan Re = 0.85 105. Hal ini disebabkan kecepatan freestream aliran bertambah, maka momentum yang dimiliki aliran juga bertambah. Pada kecepatan ini momentum alirannya lebih besar sehingga lebih mampu melawan adverse pressure gradient dan tegangan geser. Penambahan vortex genarator dapat menaikkan nilai CL. Dari hasil simulasi, kenaikan tertinggi terjadi pada sudut serang 60 yaitu 18,92 % pada Re 0.85 105 dan 20,41 % pada Re 1.14 105. Hasil numerik menunjukkan nilai yang lebih tinggi bila dibandingkan eksperimen. Perbedaan ini dikarenakan banyaknya constrain dalam numerik yang mempengaruhi data yang dihasilkan. Constrain tersebut antara lain jenis model turbulen yang digunakan, kondisi batas yang dipilih maupun tingkat kerapatan dan jenis mesh yang dipakai dalam pemodelan numerik.

C. Koefisien Drag (CD) Gambar 6 menunjukkan perbandingan CD antara plain

Gambar. 4. Perbandingan distribusi Cp plain airfoil dan airfoil dengan

vortex generator pada α = 60 Re 0.85 x 105

Gambar. 5. Perbandingan koefisien lift (CL) sesuai jenis simulasi

Gambar. 3. Perbandingan distribusi Cp plain airfoil dan airfoil dengan

vortex generator pada α = 30 Re 0.85 x 105

JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 2, (2012) ISSN: 2301-9271

4

airfoil dan airfoil dengan vortex generator dari hasil simulasi pada penelitian ini dan eksperimen yang dilakukan oleh Pristiyan [5]. Nilai CD pada Re = 1.14 105 memiliki nilai yang lebih tinggi bila dibandingkan dengan Re = 0.85 105. Hal ini disebabkan kecepatan freestream aliran bertambah, maka momentum yang dimiliki aliran juga bertambah. Momentum yang tinggi lebih mampu menahan adverser preesure gradient dan tegangan geser sehingga separasi bisa ditunda dan gaya drag akan kecil. Terdapat perbedaan antara hasil simulasi dengan eksperimen. Pada hasil ekperimen, seiring dengan kenaikan sudut serang maka nilai CD juga akan bertambah, sedangkan hasil simulasi menunjukkan pada sudut serang 00 dan 30 terjadi kenaikan CD dengan penambahan vortex generator, serta sudut serang 60 dapat menurunkan nilai CD. Pengaruh penambahan vortex generator paling signifikan terjadi pada sudut serang 60 yaitu berupa penurunan CD pada Re 0.85 x 105 sebesar 6.4 %, sedangkan pada Re 1.14 x 105 sebesar 10,8 %.

D. Rasio Koefisien Lift-Drag (CL/CD) Pada sub-bab ini akan didiskusikan seberapa besar

efektivitas penambahan VG bila ditinjau dari rasio koefisien lift - drag (CL/CD). Rasio koefisien lift – drag menunjukkan sejumlah lift yang dihasilkan dibagi dengan drag yang muncul akibat gesekan dengan udara. Semakin tinggi nilai CL/CD maka semakin baik sehingga rasio CL/CD menjadi salah satu faktor penentu dalam performa airfoil.

Gambar 7 menunjukkan perbandingan CL/CD antara plain airfoil dan airfoil dengan penambahan vortex generator dari hasil numerik pada penelitian ini dan eksperimen. Penambahan Re dapat meningkatkan rasio CL/CD baik plain airfoil maupun airfoil dengan VG. Momentum aliran pada

Re yang lebih tinggi lebih mampu mengatasi tegangan geser dan adverse pressure gradient yang terjadi sehingga separasi semakin tertunda. Sedangkan pengaruh penambahan VG akan menurunkan nilai CL/CD pada sudut serang 00 dan 30, sedangkan pada sudut serang 60 rasio CL/CD akan meningkat dengan penambahan VG. Hal ini diakibatkan pada sudut serang 00 dan 30 aliran masih mengikuti bodi sehingga gaya drag yang dihasilkan oleh vortex generator itu sendiri lebih dominan. Pada sudut serang 60 gaya drag akibat adanya separasi menurun akibat penambahan vortex generator. Bila dibandingkan dengan hasil eksperimen, nilai CL/CD lebih tinggi karena adanya perbedaan nilai CL dan CD yang ada pada pembahasan sebelumnya.

E. Visualisasi Aliran Pada bagian ini ditampilkan beberapa hasil visualisasi,

diantaranya velocity vector, velocity pathline serta kontur turbulensi yang berguna untuk melengkapi informasi mengenai hasil pemodelan numerik yang telah dijelaskan sebelumnya.

Gambar 8 merupakan perbandingan vektor kecepatan antara plain airfoil dan airfoil dengan VG dengan pemotongan pada area midspan. Gambar 8 (a) merupakan vektor kecepatan pada plain airfoil dengan sudut serang 30 sedangkan 8 (b) pada airfoil dengan VG. Pada plain airfoil separasi mulai terjadi pada x/c = 0.82, sedangkan airfoil dengan VG belum terlihat terjadi separasi hingga di daerah trailing edge. Hal ini disebabkan dengan adanya vortex generator menambah momentum aliran sehingga aliran masih mengikuti kontur bodi airfoil. Momentum aliran yang tinggi mampu melawan gaya geser dan adverse pressure gradient.

Gambar 9 menunjukkan vektor kecepatan pada sudut serang 60 dengan pemotongan searah sumbu axis dengan x/c = 0.55. Gambar 9 (a) merupakan vektor kecepatan pada plain airfoil sedangkan 9 (b) pada airfoil dengan vortex generator. Vektor kecepatan yang ditunjukkan pada plain airfoil terlihat aliran masih mengikuti arah sumbu axis, sedangkan pada airfoil dengan VG terlihat arah aliran hanya sedikit berbelok karena adanya konfigurasi counter rotating pada vortex generator. Vortek yang pada sudut serang 60 sudah mulai terlihat namun masih sangat kecil di sekitar bodi x/c = 0.55.

Gambar. 8. Perbandingan vektor kecepatan dengan pemotongan midspan pada sudut serang 30 dengan Re 1.14 x 105 (a) Plain airfoil 3D (b) Airfoil

dengan VG

Gambar. 7. Perbandingan distribusi Cp plain airfoil dan airfoil dengan

vortex generator pada α = 60 Re 0.85 x 105

Gambar. 6. Perbandingan koefisien drag (CD) sesuai jenis simulasi

JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 2, (2012) ISSN: 2301-9271

5

Gambar 10 merupakan hasil visualisasi velocity pathline pada airfoil dengan sudut serang 60, dengan plain airfoil ditunjukkan pada gambar 10 (a) serta airfoil dengan modifikasi vortex generator ditunjukkan pada gambar 10 (b). Visualisasi pathline pada plain airfoil pada gambar 10 (a) menunjukkan bahwa aliran mengalami distribusi merata di sepanjang span namun mulai menunjukkan adanya separasi di daerah dekat trailing edge. Separasi ditandai dengan munculnya banyak vortek kecil di dekat trailing edge sepanjang span. Pathline pada airfoil dengan vortex generator seperti pada gambar 4.33 (b) menunjukkan bahwa

tidak ada separasi yang terjadi hingga trailing edge. Sehingga dapat disimpulkan bahwa pada sudut 60 pengaruh vortex generator dapat menunda terjadinya separasi.

Gambar 11 merupakan visualisasi perbandingan turbulent

intensity (%) pada sudut serang 00 yang terlihat dari pandangan atas. Pada Gambar 11 (a) terlihat intensitas turbulensi pada plain airfoil dan gambar 11 (b) pada airfoil dengan penambahan vortex generator. Berdasarkan gambar tersebut tampak perbedaan karakteristik turbulensi pada permukaan atas. Pada plain airfoil terlihat perbedaan warna secara gradual dari leading edge hingga trailing edge. Warna merah menunjukkan intensitas turbulensi yang tinggi terdapat pada daerah leading edge, lalu menurun secara gradual hingga turbulensi terendah yang ditunjukkan dengan warna biru tua pada daerah trailing edge. Sedangkan Gambar 11 (b) karakteristik turbulensi airfoil dengan VG terlihat memiliki warna yang dominan lebih tinggi daripada plain airfoil. Sehingga dapat disimpulkan penambahan vortex generator pada permukaan atas airfoil mampu meningkatkan intensitas turbulen hingga ke daerah trailing edge.

IV. KESIMPULAN DAN SARAN Hasil analisa yang didapat dari studi numerik karakteristik

aliran fluida yang melintasi airfoil NASA LS-0417 tanpa vortex generator dan dengan vortex generatorpada bilangan Re = 0.85 105 dan Re = 1.14 105 dapat disimpulkan bahwa pengaruh peningkatan bilangan Re dapat menaikkan CL serta menurunkan CD bila dibandingkan pada sudut serang yang sama, baik tanpa atau dengan penambahan vortex generator. Pengaruh adanya vortex generator pada nilai CL yaitu berupa kenaikan pada sudut serang 00, 30, dan 60 baik Re 0.85 x 105 maupun Re 1.14 x 105. Kenaikan CL tertinggi pada sudut serang 60 dengan Re 1.14 x 105 sebesar 20,4%. Sedangkan terhadap nilai CD yaitu berupa kenaikan nilai CD pada sudut serang 00 dan 30 untuk kedua bilangan Re, sedangkan pada sudut serang 60 nilai CD mengalami penurunan. Apabila ditinjau dari rasio koefisien lift -drag (CL/CD) yaitu mengalami penurunan pada sudut serang 00 dan 30 serta kenaikan CL/CD terjadi pada sudut serang 60. Dari pengamatan hasil visualisasi aliran dapat terlihat bahwa pada sudut serang 00, 30, dan 60 separasi dapat ditunda dengan adanya penambahan vortex generator.

(a)

(b)

Gambar. 9. Perbandingan vektor kecepatan dengan pemotongan x/c = 0.55 pada sudut serang 60 dengan Re 1.14 x 105 (a) Plain airfoil 3D (b) Airfoil

dengan VG

Gambar. 10. Perbandingan velocity pathline (m/s) pada sudut serang 60 dengan Re 1.14 x 105 (a) Plain airfoil 3D (b) Airfoil

dengan VG

Gambar. 11. Perbandingan kontur turbulensi (%) pada sudut serang 00

dengan Re 1.14 x 105 (a) Plain airfoil 3D (b) Airfoil dengan VG

JURNAL TEKNIK POMITS Vol. 1, No. 2, (2012) ISSN: 2301-9271

6

UCAPAN TERIMA KASIH Penulis mengucapkan terima kasih sebesar-besarnya

kepada Laboratorium Mekanika dan Mesin-mesin Fluida Jurusan Teknik Mesin Fakultas Teknologi Industri ITS yang telah banyak mendukung kelancaran penelitian kali ini.

DAFTAR PUSTAKA [1] Lin, John C., “ Review of Research on Low-Profile Vortex Generator

to Control Boundary Layer Separation,” Progress in Aerospace Science 38: 389 – 420 (2002).

[2] Anand, U., Sudhakar, Y., Thileepanragu, R., Gopinathan, V.T., dan Rajasekar, R., “ Passive Flow Control Over NACA0012 Aerofoil Using Vortex Generator,” Proceedings of the 37th International Conference on Fluid Mechanics and fluid Power. FMFP10 – FP – 12 (Des, 2010).

[3] Godard, G., dan Stanislas, M., “ Control of Decelerating Boundary Layer. Part 1 : Optimization of Passive Vortex Generators,” Aerospace Science and Technology 10 : 181 – 191 (2006).

[4] Munson, B.R., Young, D.F., Okiishi, T.H., dan Huebsch W.H., “Fundamentals of Fluid Mechanics 6th Edition,” John Wliey & Sons, Inc (2010) Ch. 9.

[5] Pristiyan, Dany, “Studi Experimantal Karakteristik Aliran Fluda Melintasi Airfoil NASA LS-0417 yang Dimodifikasi dengan Vortex Generator,”didaftarkan untuk dipublikasikan.