Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 3 No. 6, Oktober 2014

Korespondensi: Tel.:083119537557

E-mail: iwg.suarjana@gmail.com

Pengaruh fixed leading edge slot terhadap karakteristik

airfoil simetris dengan variasi sudut serang

I Wayan Gede Suarjana, A. A. Adhi Suryawan dan I Made Parwata Jurusan Teknik Mesin Universitas Udayana, Kampus Bukit Jimbaran Bali

Abstrak

Lift adalah suatu gaya angkat yang dihasilkan sebuah airfoil yang dialiri aliran bebas dengan memberikan sudut serang

tertentu. Ada berbagai cara untuk meningkatkan gaya angkat yang dihasilkan airfoil, salah satunya dengan cara

memberikan celah (slot) pada leading edge, guna menambah energi momentum aliran pada permukaan atas airfoil, dan

fenomena separasi dapat ditunda sehingga luasan wake terjadi lebih kecil. Penelitian ini di uji karakteristik dan visualisasi

aliran yang melintasi airfoil fixed leading edge slot pada NACA 0011 dan 0013 dengan variasi sudut serang

. Penelitian ini dilakukan pada wind

tunnel dengan mengukur besar lift dan besar drag menggunakan neraca digital dan asap sebagai visualisasi aliran fluida

yang melintasi airfoil. Data hasil penelitian secara eksperimental menunjukkan pada fixed leading edge slot airfoil NACA

0011 peningkatan koefisien lift maksimum terjadi diantara sudut serang 10˚ hingga 22˚, sedangkan pada fixed leading edge

slot airfoil NACA 0013 peningkatan koefisien lift maksimum terjadi diantara sudut serang 12˚ hingga 24˚. Visualisasi aliran

menunjukkan pada sudut serang yang lebih besar peranan leading edge slot sangat berpengaruh terhadap terjadinya

separasi aliran dan terbentuknya daerah wake. Koefisien lift terbesar 1,465 pada α = 24˚ dicapai NACA 0013 dengan slot

sebesar 5mm.

Kata kunci : Airfoil, lift, slot, sudut serang, stall

Abstract

Lift is a lift force airfoil that produced a stream flowed freely, giving an angle of attack. There are many ways to improve the

resulting of lift force airfoil, one way to provide gap (slot) on the leading edge, in order to add momentum energy flow on the

airfoil surface, so that the phenomenon can be deferred until the separation occurs smaller wake area. This study examined

the characteristics and flow visualization across the fixed leading edge slots airfoil on the NACA 0011 and 0013 with a

variation of the angle of attack of 0 °, 2 °, 4 °, 6 °, 8 °, 10 °, 12 °, 14 °, 16 °, 18 °, 20 °, 22 °, 24 °, 26 °, 28 °, 30 °, 32 °, 34 °,

36 °, 38 °,40 °. This study conducted on the wind tunnel by measuring the lift force and drag force using a digital balance

sheet and smoke as the visualization of fluid flow across the airfoil. The experimentally research data indicates in the fixed

leading edge slot airfoil NACA 0011 maximum lift coefficient increase occurred between the angle of attack 10˚ until 22˚,

whereas the fixed leading edge slot airfoil NACA 0013 maximum lift coefficient increase occurred between the angle of

attack 12˚ until 24˚. Flow visualization indicates on the angle of attack a larger role of leading edge slot affects the

occurrence of flow separation and establishment wake area. The highest lift coefficient 1.465 on the α = 24˚ achieved by

NACA 0013 with the slot 5mm.

Keywords: Airfoil, lift, slot, angle of attack, stall

1. Pendahuluan

Pada pesawat terbang bagian yang paling

terpenting adalah sayap, dimana sayap berfungsi

untuk menghasilkan gaya lift sesuai yang diinginkan

dan gaya drag yang seminimum mungkin pada sudut

serang tertentu agar pesawat dapat mengudara.

Ketika aliran fluida melintasi suatu airfoil pada sudut

serang tertentu maka aliran fluida pada upper side

airfoil akan lebih cepat dan tekanannya akan

menurun. Sedangkan kecepatan aliran fluida pada

lower side airfoil akan lebih rendah dan tekanannya

meningkat. Dengan adanya perbedaan tekanan pada

upper side dan lower side airfoil maka sayap pesawat

akan terdorong naik ke atas yang sering disebut Lift

Force.

Penelitian tentang airfoil telah dilakukan secara

eksperimental tentang karakteristik airfoil simetri

dengan variasi sudut serang menyatakan bahwa

semakin besar sudut serang maka koefisien drag akan

meningkat begitu juga dengan koefisien lift akan

semakin besar sampai batas sudut stall, serta

visualisasi aliran menunjukkan titik separasi bergeser

ke depan mendekati leading edge. koefisien lift

terbesar 1,17 dicapai NACA 0017 pada α=16º dan

rasio L/D sebesar 22 dicapai NACA 0015 pada

α=4º[1].

Atas dasar tersebut, timbul suatu pemikiran untuk

melakukan pengujian secara eksperimental mengenai

pengaruh fixed leading edge slot terhadap

karakteristik airfoil simetris dengan variasi sudut

serang sebesar usaha ini dilakukan untuk mencegah terjadinya

separasi aliran dan memperkecil daerah wake.

Pada penelitian ini permasalahan yang dikaji yaitu

Bagaimana pengaruh fixed leading edge slot terhadap

karakteristik koefisien lift dan koefisien drag

berdasarkan analisis visualisasi aliran dari data

penelitian airfoil simetris dengan memvariasikan

sudut serang sebesar

I Wayan Gede Suarjana, A. A. Adhi Suryawan dan I Made Parwata /Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 3 No. 6,

Oktober 2014 (61 – 69)

62

?

Beberapa batasan yang ditetapkan dalam

penelitian ini meliputi:

1. Fluida kerja yang digunakan adalah udara.

2. Aliran udara dalam kondisi steady state dan

steady flow.

3. Airfoil yang digunakan adalah fixed leading edge

slot pada tipe NACA 0011 dan 0013.

4. Gesekan bearing pada rel sangat kecil sehingga

besarnya gesekan dianggap tidak mempengaruhi

dalam pengambilan data pada pengujian.

5. Gangguan pada aliran akibat peralatan yang

digunakan berukuran sangat kecil sehingga

dianggap tidak mengganggu aliran pada wind

tunnel.

6. Penyangga slat berukuran sangat kecil dan

dianggap tidak mempengaruhi aliran udara yang

lewat melalui slot.

7. Kekerasan permukaan airfoil diasumsikan sama

pada seluruh permukaan airfoil.

8. Karakteristik yang diuji adalah gaya lift, gaya

drag, dan visualisasi aliran yang melintasi

airfoil.

2. Dasar Teori

2.1 Prinsip Bernoulli

Prinsip Bernoulli adalah sebuah istilah di

dalam mekanika fluida yang menyatakan bahwa pada

suatu aliran fluida, peningkatan pada kecepatan

fluida akan menimbulkan penurunan tekanan pada

aliran tersebut. Prinsip ini sebenarnya merupakan

penyederhanaan dari Persamaan Bernoulli yang

menyatakan bahwa jumlah energi pada suatu titik di

dalam suatu aliran tertutup sama besarnya dengan

jumlah energi di titik lain pada jalur aliran yang sama

[2].

2.1.1 Aliran tak-termampatkan

Aliran tak-termampatkan adalah aliran fluida

yang dicirikan dengan tidak berubahnya besaran

kerapatan massa (densitas) dari fluida di sepanjang

aliran tersebut. Bentuk Persamaan Bernoulli untuk

aliran tak-termampatkan adalah sebagai berikut:

dimana:

v = Kecepatan fluida (m/s)

g = Percepatan gravitasi bumi (m/s2)

h = ketinggian relatif terhadap suatu referensi (m)

p = tekanan fluida (N/m2)

ρ = densitas fluida (kg/m3)

Persamaan di atas berlaku untuk aliran tak-

termampatkan dengan asumsi-asumsi sebagai

berikut:

Aliran bersifat tunak (steady state)

Tidak terdapat gesekan (inviscid)

Dalam bentuk lain, Persamaan Bernoulli dapat

dituliskan sebagai berikut:

2.1.2 Aliran termampatkan

Aliran termampatkan adalah aliran fluida yang

dicirikan dengan berubahnya besaran kerapatan

massa (densitas) dari fluida di sepanjang aliran

tersebut. Persamaan Bernoulli untuk aliran

termampatkan adalah sebagai berikut:

dimana:

= Energi potensial gravitasi per satuan massa; jika

gravitasi konstan maka

(kJ/kg)

= Entalpi fluida per satuan massa (kJ/kg)

Catatan:

di mana adalah energi termodinamika per satuan

massa, juga disebut sebagai energi internal spesifik.

2.2 Bilangan Reynolds ( Reynolds Number)

Seorang ahli fisika bernama Reynolds telah

melakukan percobaan – percobaan dengan

mengalirkan udara ke dalam pipa – pipa yang

berlainan ukurannya. Bila kerapatan dan viskositan

tetap, ternyata aliran udara laminar akan berubah

menjadi aliran pusar (turbulent) pada suatu kecepatan

tertentu dan besar kecepatan ini berbanding terbalik

dengan diameter pipa yang dipakai. Bila aliran udara

melewati suatu benda, maka dapat disimpulkan

bahwa besar bilangan reynolds tersebut adalah :[2]

Berbanding lurus dengan density udara

Berbanding lurus dengan kecepatan udara

Berbanding lurus dengan ukuran / panjang

benda

Berbanding terbalik dengan koefisien viskositas

Dari hasil percobaan tersebut ditemukan bilangan

yang tak berdimensi yang selanjutnya disebut

Bilangan Reynolds dan dapat dirumuskan sebagai

berikut :

Dimana :

Re = Bilangan Reynolds (Reynolds Number)

= density udara (kg/ )

V = kecepatan udara (m/det)

C = Chord airfoil

µ = viskositas dinamik (kg/m.s)

Batas dimana aliran laminar berubah menjadi

aliran turbulan disebut dengan bilangan Reynolds

Kritis (Critical Reynolds Number) . Karena Reynolds

Number tergantung pada densitas dan viskositas,

maka bila ketinggian berubah maka bilangan

Reynolds pun ikut berubah, misalkan bila ketinggian

bertambah maka bilangan Reynoldsnya akan turun.

I Wayan Gede Suarjana, A. A. Adhi Suryawan dan I Made Parwata /Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 3 No. 6,

Oktober 2014 (61 – 69)

63

2.3 Boundary layer

Boundary layer adalah lapisan batas tipis yang

terbentuk dekat solid surface pada tempat fluida

mengalir, dimana pengaruh viskositas relatif

besar.. Aliran yang berada diluar boundary layer

tidak ada pengaruh viskositas sehingga aliran dapat

diberlakukan sebagai invisicid flow. Bila

diperhatikan gaya-gaya yang bekerja pada partikel

fluida yang mengalir dekat permukaan padat, terlihat

ada gaya geser yang memperlambat gerakan aliran

tersebut, seperti terlihat pada gambar 1 dibawah ini.

[3]

Gambar 1. Gaya geser yang memperlambat aliran

2.4 Airfoil

Airfoil adalah salah satu bentuk bodi

aerodinamika sederhana yang berguna untuk dapat

memberikan gaya angkat tertentu terhadap suatu bodi

lainnya ketika melintasi atau dilintasi fluida yang

mengalir. Pada pesawat airfoil adalah bentuk sayap

pesawat yang dapat menghasilkan gaya angkat (lift)

atau efek aerodinamika ketika melawati suatu aliran.

Airfoil merupakan bentuk dari potongan melintang

sayap yang dihasilkan oleh perpotongan tegak lurus

sayap terhadap pesawat, dengan kata lain airfoil

merupakan bentuk sayap secara dua dimensi. Pada

gambar 2. menjukkan nomen clature hubungan

relative wind dengan angle of attack (α) serta gaya-

gaya yang timbul akibat efek aerodinamika seperti

gaya lift dan gaya drag. [4]

Gambar 2. Nomen clature hubungan relative wind

dengan angle of attack

Dalam perkembangannya, terutama eksprimental

aerodinamik, gaya-gaya maupun momen

aerodinamik lebih banyak dinyatakan dalam

koefisien tak berdimensi (dimension less coefficient).

Untuk itu dikenal lebih dahulu mengenai dynamic

pressure dari free streem. [4]

Dynamic Pressure (N/m2)

Disamping , dikenal juga apa yang disebut

panjang dan luasan karakteristik (characteristic

surface/characteristic length). Beberapa koefisien

dari gaya dan momen didefinisikan sebagai berikut

Lift coefficient :

Drag coefficient :

Normal force coefficient :

Axial force coefficient :

Momen coefficient :

Contoh panjang dan luasan permukaan karakteristik.

Gambar 3. Luasan referen dan panjang referen

Simbol-simbol dan huruf besar seperti CL, CD,

CM, CN, dan CA adalah koefisien gaya dan momen

untuk bodi 3D, air plane atau sayap terbatas.

Sedangkan untuk bodi 2D diberikan sebagai gaya dan

momen perunit span menggunakan hurup kecil

sehingga:

Dimana luasan referen S= chord x span (m2)

2.4.1 Airfoil NACA

NACA (National Advisory Committe for

Aeronautics) merupakan standar dalam perancangan

suatu airfoil. Perancangan airfoil pada dasarnya

bersifat khusus dan dibuat menurut selera serta sesuai

dengan kebutuhan dari pesawat yang akan dibuat.

Akan tetapi NACA menggunakan bentuk airfoil

yang disusun secara sistematis dan rasional. NACA

mengidentifikasi bentuk airfoil dengan menggunakan

sistem angka kunci seperti seri “ satu “, seri “ enam

”, seri “ empat angka “ dan seri “ lima angka “.

Berikut adalah identifikasi angka-angka dari seri

NACA tersebut : [5]

a. Seri “ Satu “

Angka pertama adalah menunjukkan serinya.

Angka kedua menunjukkan letak tekanan

minimum dalam persepuluh chord dari trailing

edge.

Angka ketiga menunjukkan koefisien gaya

angkat (cl) rancangan dalam persepuluh chord.

Dua angka terakhir menunjukkan maximum

thickness atau ketebalan maksimum dalam

perseratus chord.

I Wayan Gede Suarjana, A. A. Adhi Suryawan dan I Made Parwata /Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 3 No. 6,

Oktober 2014 (61 – 69)

64

Contoh airfoil dengan NACA 16-123, angka 1 adalah

serinya (seri satu angka), memiliki letak tekanan

minimum 60 % chord dari trailing edge, memiliki

koefisien gaya angkat rancangan 0.1 dan mempunyai

ketebalan maksimum 23 % chord.

b. Seri “ Enam “

Angka pertama menunjukkan serinya.

Angka kedua menunjukkan letak tekanan

minimum dalam sepersepuluh chord dari trailing

edge.

Angka ketiga menunjukan koefisien gaya angkat

(cl) rancangan dalam sepersepuluh chord.

Dua angka terakhir adalah maximum thickness

dalam seperseratus chord.

Misalnya untuk airfoil dengan NACA 65-218, angka

6 adalah serinya (seri enam angka), tekanan

minimum terjadi pada 0.5c untuk distribusi tebal

simetrik/dasar pada gaya angkat nol, memiliki

koefisien gaya angkat rancangan cl 0.2c, dan tebal

maksimum 18% chord. Airfoil jenis ini dirancang

sebagai airfoil laminar untuk kecepatan tinggi,

dirancang untuk menghasilkan clmax yang tinggi dan

cd yang lebih rendah pada cl yang tinggi.

c. Seri “ Tujuh “

Angka pertama adalah serinya.

Angka kedua adalah letak tekanan minimum

pada bagian upper surface perseratus chord.

Angka ketiga adalah letak tekanan minimum

pada bagian lower surface perseratus chord.

Satu huruf menunjukkan profil standar dari

airfoil.

Angka kelima adalah koefisien gaya angkat

rancangan dalam persepuluh chord.

Dua angka terakhir adalah ketebalan maksimum

dalam perseratus chord.

Contoh airfoil NACA 71-2A315, angka 7 adalah

serinya, mempunyai letak tekanan minimum 10 %

chord dari trailing edge pada upper surface, letak

tekanan minimum pada lower surface pada 20 %

chord dari trailing edge, menggunakan standar “ A “

airfoil, memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.3

dan mempunyai ketebalan maksimum 15 % chord.

d. Seri “ Delapan “ Identifikasi pada airfoil ini sama dengan airfoil

pada seri 7, namun angka 8 merupakan serinya.

Airfoil seri delapan merupakan airfoil superkritis, di

desain supaya aliran udara yang melewati bagian

upper dan lower surface pada airfoil dibuat lebih

maksimum dan drag yang dihasilkan seminim

mungkin. Ciri-ciri airfoil ini mempunyai chamber

yang besar dan radius yang besar pada leading edge,

biasanya digunakan pada pesawat yang mempunyai

kecepatan transonic (1>M>1).

e. Seri “ Empat angka “

Angka pertama adalah maksimum chamber

dalam perseratus chord.

Angka kedua adalah posisi maksimum chamber

pada chord line dalam sepersepuluh chord dari

leading edge.

Dua angka terakhir dalam maksimum thickness

dalam seperseratus chord.

Misalnya untuk airfoil dengan NACA 2412 (seri

empat angka) memiliki chamber maksimum 0.02c

terletak di 0.4c dari leading edge, dan maximum

thickness atau tebal maksimum 0.12c. Dalam

praktek, umumnya angka-angka ini dinyatakan dalam

persen tali busur, yaitu : camber 2% di 40% c dengan

tebal 12%.

Untuk airfoil simetris, yang mempunyai bentuk

tali busur yang sama antara bagian atas dengan

bagian bawahnya merupakan airfoil dengan chamber

nol. Contohnya adalah airfoil dengan NACA 0015,

memiliki chamber dengan nilai yang nol dan

mempunyai maksimum thickness 15%.

f. Seri “ lima angka “

Bila angka pertama dikalikan 3/2 memberikan

koefisien gaya angkat (cl) rancangan dalam

sepersepuluh.

Dua angka berikutnya, bila dibagi dua

menunjukan letak maksimum camber di chord

line dalam seperseratus chord diukur dari

leading edge.

Dua angka terakhir menunjukan maksimum

thickness dalam seperseratus chord.

Misalnya untuk airfoil dengan NACA 23012,

memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.3,

chamber maksimum terletak di 0.15c, dan tebal

maksimum 0.12c. Koefisien gaya angkat rancangan

adalah koefisien gaya angkat teoritis airfoil dengan

arah aliran bebas sejajar dengan garis singgung mean

chamber line di leading edge.

2.4.2 Leading Edge Slot

Leading edge slot adalah salah satu alat

mempertinggi gaya angkat dengan cara

mengendalikan lapis batas. Leading edge slot terdiri

dari airfoil kecil yang disebut slat, terpasang di depan

leading edge sehingga membentuk celah (slot)

dengan leading edge pada sayap. Dengan slot ini

akan mengalir udara yang bertekanan tinggi pada

permukaan bawah ke permukaan atas sayap. Aliran

udara ini merupakan energi tambahan guna

mencegah terjadinya separasi aliran,[6]

Gambar 4. Geometri Fixed Leading Edge Slot[7]

I Wayan Gede Suarjana, A. A. Adhi Suryawan dan I Made Parwata /Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 3 No. 6,

Oktober 2014 (61 – 69)

65

3. Metode Penelitian

3.1 Alat uji

Adapun peralatan serta bahan uji yang digunakan

dalam penelitian ini adalah sebagai berikut:

1. Wind tunnel adalah alat yang digunakan dalam

penelitian aerodinamis untuk mempelajari efek

udara yang melewati benda padat.

2. Manometer U, digunakan untuk mengukur

kecepatan udara pada wind tunnel

3. Busur derajat, adalah alat ukur untuk mengukur

sudut. Pada penelitian ini busur derajat digunakan

untuk menentukan sudut serang

4. Neraca digital, untuk mengukur massa benda uji

serta besar gaya lift dan drag. Neraca digital yang

digunakan memiliki ketelitian 0,005kg atau

0,049N.

5. Gun smoke digunakan untuk membuat asap

sebagai visualiasi aliran yang melintasi airfoil

6. Kamera, pada penelitian ini kamera berfungsi

untuk pengambilan foto dan video visualisasi

untuk mempermudah peneliti melakukan analisis

3.2 Spesimen uji

Specimen uji yang digunakan adalah airfoil

NACA simetris seri “empat angka” dengan jumlah

airfoil yang diuji sebanyak dua spesimen yang

berbeda ketebalan maksimumnya dan menambahkan

celah (slot) pada airfoil. Dapat dilihat pada tabel 1

dimensi spesimen uji dan gambar 5 menunjukkan

foto spesimen uji.

Tabel 1. Dimensi Spesimen Uji

Gambar 5. Spesimen Uji

3.3 Skematik pengujian

Gambar 6 menunjukkan skema pengujian pada

pengukuran gaya angkat. Dimana sebelum

melakukan pengujian dilakukan pengukuran

kecepatan udara pada section test dengan

menggunakan manometer U. Udara yang melewati

airfoil menimbulkan gaya angkat (FL). Garis merah

pada gambar menunjukkan pengukuran gaya angkat,

dimana neraca diletakkan tepat dibawah airfoil diluar

wind tunnel. Tanda panah menunjukan arah gaya lift

dari sebuah airfoil yang di uji.

Gambar 6. Skema pengujian gaya lift

Gambar 7 menunjukkan skema pengukuran gaya

drag. Pada pengukuran gaya drag ditunjukkan oleh

garis biru. Neraca dan airfoil dihubungkan dengan

benang dan sebuah bearing kecil seperti terlihat pada

gambar. Arah panah biru ke kanan menunjukkan arah

gaya drag sebuah airfoil yang di uji.

Gambar 7. Skema pengujian gaya drag

Tipe

NACA

Chord

(mm)

Span

(mm)

Thickness

(mm)

Slot

(mm)

Location of

maximum thickness

(mm)

0011 250 445 27,5 5 75

0013 250 445 32,5 5 75

100 mm 260 mm 640 mm

200

mm

250

mm Airfo

il

neraca

𝐹𝐿

Fixed Leading Edge Slot

NACA 0011

Fixed Leading Edge Slot

NACA 0013

100

mm

110 mm 200 mm 590 mm

200 mm

250

mm

𝐹𝐷

Neraca

I Wayan Gede Suarjana, A. A. Adhi Suryawan dan I Made Parwata /Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 3 No. 6,

Oktober 2014 (61 – 69)

66

Pada gambar 8 menunjukkan skema pengamatan

visualisasi aliran udara yang melewati airfoil. Garis-

garis hijau dengan arah ke kanan menunjukkan aliran

udara yang melewati airfoil. Asap yang dihasilkan

gun smoke dialirkan bersama dengan udara melewati

airfoil yang di uji sehingga memudahkan peneliti

dalam melakukan pengamatan fenomena yang

terjadi. Kamera befungsi dalam pengambilan video

visualisasi yang kemudian di convert menjadi foto.

Gambar 8. Skema pengamatan visualisasi dengan

asap

4. Hasil dan Pembahasan

4.1. Perbandingan Koefisien Lift Fixed Leading

Edge Slot Airfoil yang di Uji.

Pada pembahasan ini, bagaimana karakteristik

dari kedua airfoil yang diuji. Berikut grafik kedua

airfoil.

Gambar 9. Grafik Koefisien lift sepanjang sudut

serang

Pada gambar 9 menunjukkan koefisien lift fixed

leading edge slot airfoil NACA 0011 dan NACA

0013 sepanjang sudut serang yang di uji. Pada grafik

diatas dapat dilihat bahwa koefisien lift yang

dihasilkan oleh airfoil berbeda-beda setiap sudut

serang yang diberikan, secara umum koefisien lift

terus meningkat seiring bertambahnya sudut serang

yang diberikan sebelum melewati sudut stallnya.

Pada sudut serang sampai dengan

kecepatan yang sama yaitu pada 7,23 m/s terlihat

pada grafik dari kedua airfoil yang di uji belum

menunjukkan tanda-tanda terjadinya stall. Namun

pada sudut serang terlihat terjadinya kehilangan

gaya angkat pada fixed leading edge slot airfoil

NACA 0011, artinya fixed leading edge slot airfoil

NACA 0011 mampu menunda terjadinya stall

sampai sudut serang dengan koefisien lift

maksimum 1,223. Pada sudut serang stall terjadi

pada fixed leading edge slot airfoil NACA 0013

dengan koefisien lift maksimum sebesar 1,465 pada

sudut serang .

4.2 Perbandingan koefisien drag Fixed Leading

Edge Slot Airfoil yang di Uji.

Gambar 10. Grafik koefisien drag sepanjang

sudut serang

Pada gambar 10. menunjukkan grafik koefisien

drag kedua airfoil sepanjang sudut serang yang di

uji. Dapat dilihat pada grafik diatas airfoil NACA

0011 dan NACA 0013 memiliki keunggulan pada

sudut serang rendah, ketika pada sudut serang besar

koefisien drag kedua airfoil meningkat tajam. Pada

sudut serang 30˚ koefisien drag airfoil NACA 0011

sebesar 0,373 sedangkan airfoil NACA 0013 sebesar

0,442 lebih besar daripada koefisien drag yang

dihasilkan airfoil NACA 0011 itu karena ketebalan

airfoil NACA 0011 lebih kecil dibandingkan airfoil

NACA 0013. Berdasarkan visualisasi aliran fluida

yang melewati airfoil NACA 0011 dan airfoil NACA

0013 pada sudut serang di atas sudut stallnya, daerah

vortex dan wake yang terbentuk jauh lebih besar,

dimana semakin besar daerah wake yang dibentuk

maka drag yang dihasilkan juga semakin besar pula.

4.3 Perbandingan rasio L/D dari Fixed Leading

Edge Slot Airfoil yang di Uji.

Unjuk kerja airfoil dapat di ukur dari besarnya

rasio lift/drag. Rasio L/D merupakan perbandingan

lift dengan drag. Jika diaplikasikan pada pesawat

yang dioperasikan pada penerbangan yang stabil

maka total drag adalah minimum. Sudut serang

apapun yang lebih kecil atau lebih besar dari yang

ada di L/D max akan mengurangi rasio L/D dan

konsekwensinya menambah total drag dari gaya

angkat yang diberikan [8]. Dapat dilihat pada gambar

10 menunjukkan rasio L/D dari airfoil NACA 0011

0.0

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

0.8

0.9

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Cd

Angle Of Attack (α)

NACA

0011

NACA

0013

100 mm 110 mm 200 mm 590 mm

200

mm

250

mm

Gun

smoke

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

0 5 10 15 20 25 30 35 40

Cl

Angle Of Attack (α)

NACA

0011

NACA

0013

Cl max

I Wayan Gede Suarjana, A. A. Adhi Suryawan dan I Made Parwata /Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 3 No. 6,

Oktober 2014 (61 – 69)

67

dan NACA 0013 yang diuji, dimana rasio terbesar

dicapai airfoil NACA 0011 sebesar 12,9 pada α 2˚.

Gambar 11. Grafik perbandingan lift dan drag

(L/D) sepanjang sudut serang

4.4 Perbandingan Hasil Koefisien Lift Airfoil

Tanpa Fixed leading Edge Slot dengan Airfoil

Fixed Leading Edge Slot

Gambar 12. Grafik Perbandingan Koefisien Lift

Maksimum Airfoil Tanpa Slot dengan Airfoil Slot

tipe NACA 0011

Pada gambar 12 menunjukkan grafik

perbandingan koefisien lift maksimum pada airfoil

tanpa slot dengan airfoil slot tipe NACA 0011.

Grafik diatas dapat dilihat bahwa airfoil tanpa slot

mampu menunda separasi sampai sudut serang 10˚

yaitu koefisien lift maksimum yang dicapai sebesar

0,889 sedangkan airfoil dengan slot mampu menunda

separasi sampai sudut serang 22˚ dengan koefisien

lift maksimum yang dicapai sebesar 1,223, itu berarti

airfoil yang telah dimodifikasi dengan cara memberi

slot pada leading edge mampu menunda separasi dari

10˚ sampai 22˚, dari slot ini mengalir udara yang

bertekanan tinggi pada permukaan bawah ke

permukaan atas sayap. Aliran udara ini merupakan

energi tambahan guna mencegah terjadinya separasi

aliran lebih awal. Pada sudut serang rendah,

pemakaian leading edge slot tidak terlalu

berpengaruh karena belum ada kecenderungan terjadi

separasi. Tetapi dengan sudut serang yang semakin

tinggi, kecenderungan terjadinya separasi aliran

terhambat sehingga koefisian gaya angkat bertambah

terus, dan stall terjadi pada sudut serang yang lebih

tinggi dari pada tanpa slot.[6]

Gambar 13. Grafik Perbandingan Koefisien Lift

Maksimum Airfoil Tanpa Slot dengan Airfoil Slot

tipe NACA 0013

Gambar 13 menunjukkan grafik perbandingan

koefisien lift maksimum pada airfoil tanpa slot

dengan airfoil slot tipe NACA 0013. Grafik diatas

dapat dilihat bahwa airfoil tanpa slot mampu

menunda separasi sampai sudut serang 12˚ yaitu

koefisien lift maksimum yang dicapai sebesar 0,975

sedangkan airfoil dengan slot mampu menunda

separasi sampai sudut serang 24˚ dengan koefisien

lift maksimum yang dicapai sebesar 1,465, itu berarti

airfoil yang telah dimodifikasi dengan cara memberi

slot pada leading edge mampu menunda separasi dari

12˚ sampai 24˚.

4.5 Visualisasi aliran fluida melintasi airfoil

Visualisasi aliran bertujuan untuk membantu

menganalisa bagaimana fenomena aliran yang

melintasi sebuah airfoil yang nantinya dapat

mendukung data yang didapat dari pengambilan data

secara eksperimental, seperti terjadinya separasi,

vortex dan proses terjadinya stalling.

Gambar 14. Visulisasi aliran fluida yang melintasi

fixed leading edge slot airfoil NACA 0011

0.0

2.0

4.0

6.0

8.0

10.0

12.0

14.0

0 5 10 15 20 25 30 35 40

L/D

Angle Of Attack (α)

NACA

0011

NACA

0013

0.889

1.223

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

10 22

Cl

ma

x

Angle Of Attack (α)

NACA

0011

(slot)

NACA

0011

(no slot)

Gilang

(2013)

0.975

1.465

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

1.2

1.4

1.6

12 24

Cl

ma

x

Angle Of Attack (α)

NACA

0013

(slot) NACA

0013

(no

slot)

Gilang (2013)

α = 0o α = 12o

α = 24o α = 40o

I Wayan Gede Suarjana, A. A. Adhi Suryawan dan I Made Parwata /Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 3 No. 6,

Oktober 2014 (61 – 69)

68

Gambar 15. Fenomena aliran separasi pada airfoil

NACA 0011 tanpa slot (Gilang,2013)

Gambar 14 menunjukkan foto pengaruh fixed

leading edge slot terhadap fenomena terjadinya

separasi pada airfoil NACA 0011 berbagai sudut

serang. Pada sudut serang terlihat pada upper side

dan lower side airfoil terlihat masih simetri. Dapat

dilihat pada gambar 15 aliran separasi yang dibentuk

NACA 0011 tanpa slot, pada sudut serang ,

airfoil sudah terjadi stall. Akibat adanya slot pada

leading edge maka pada sudut serang separasi

dapat didorong atau ditunda oleh adanya momentum

aliran fluida yang keluar pada sisi slot yang mampu

menunda/menggeser terjadinya separasi lebih awal

dibandingkan airfoil tanpa slot dan pada sisi upper

side aliran udara masih terlihat simetri. Sehingga

pada sudut serang , dapat dilihat pada gambar 14

bahwa airfoil sudah mengalami stall jelas terlihat

separasi aliran mulai terbentuk pada sisi upper side

dekat trailing edge. Terlihat pada sisi upper side

aliran fluida berbalik menekan sisi airfoil, begitu

juga aliran fluida pada sisi lower side berbalik

menekan sisi upper side pada bagian trailing edge

yang menciptakan pusaran fluida dibelakang airfoil

yang sering disebut vortex, yang menyebabkan drag

bertambah besar.

Gambar 14 pada sudut serang terlihat dengan

jelas separasi terjadi lebih awal dekat leading edge

slot yang menyebabkan terjadinya vortex yang sangat

besar dan terjadi back preassure pada upper side,

dimana momentum aliran fluida yang keluar pada

slot tidak mampu mengisi daerah bertekanan rendah

pada sisi upper side airfoil. Fenomena seperti ini

disebut dengan stalling angle of attack, dimana gaya

angkat yang dihasilkan oleh airfoil akan berkurang

dan gaya hambat akan bertambah besar yang efeknya

sangat merugikan. Jika hasil visualisasi dikaitkan

dengan hasil data eksperimental didapatkan

kecocokan, dimana stall mulai terjadi ketika airfoil

berada pada sudut serang . Koefisien lift

maksimum berada pada pada sudut serang tepat

sebelum airfoil mengalami stall. Jika dikaitkan

dengan airfoil tanpa slot dengan airfoil yang

menggunakan slot maka koefisien lift maksimum

mampu bertambah dari sampai hingga . Pada

sudut yang lebih besar peranan leading edge slot ini

sangat berpengaruh terhadap terjadinya separasi.

Pada sudut serang yang semakin besar vortex yang

terjadi semakin besar dan wake yang terjadi akan

besar pula dan memanjang ke belakang menjauhi

airfoil dan peningkatan drag juga akan semakin

besar.

Gambar 16. Visulisasi aliran fluida yang melintasi

fixed leading edge slot airfoil NACA 0013

Gambar 17. Fenomena aliran separasi pada airfoil

NACA 0013 tanpa slot (Gilang,2013)

Gambar 16 menunjukkan foto pengaruh fixed

leading edge slot terhadap fenomena terjadinya

separasi pada airfoil NACA 0013 berbagai sudut

serang. Pada sudut serang terlihat pada upper side

dan lower side airfoil terlihat masih simetri. Dapat

dilihat pada gambar 17 pada sudut serang ,airfoil

sudah terjadi stall. Akibat adanya slot pada leading

edge maka pada sudut serang separasi dapat

didorong atau ditunda oleh adanya momentum aliran

fluida yang keluar pada sisi slot yang mampu

menunda terjadinya separasi lebih awal dibandingkan

airfoil tanpa slot dan pada sisi upper side aliran udara

masih terlihat simetri. Pada sudut serang , dapat

dilihat pada gambar 17 bahwa airfoil sudah

mengalami stall. Terlihat pada sisi upper side aliran

fluida berbalik menekan sisi airfoil, begitu pula

aliran fluida pada sisi lower side berbalik menekan

sisi upper side pada bagian trailing edge yang

menciptakan pusaran fluida dibelakang airfoil yang

biasa disebut vortex, yang menyebabkan drag

bertambah besar.

Gambar 16 pada sudut serang terlihat dengan

jelas separasi terjadi lebih awal dekat leading edge

slot yang menyebabkan terjadinya vortex yang sangat

besar dan terjadi back preassure pada upper side,

dimana momentum aliran fluida yang keluar pada

slot tidak mampu mengisi daerah bertekanan rendah

pada sisi upper side airfoil. Fenomena seperti ini

disebut dengan stalling angle of attack, dimana gaya

angkat yang dihasilkan oleh airfoil akan berkurang

α = 14o

α = 12o

α = 0o α = 14o

α = 26o α = 40o

I Wayan Gede Suarjana, A. A. Adhi Suryawan dan I Made Parwata /Jurnal Ilmiah TEKNIK DESAIN MEKANIKA Vol. 3 No. 6,

Oktober 2014 (61 – 69)

69

dan gaya hambat akan bertambah besar yang efeknya

sangat merugikan. Jika hasil visualisasi dikaitkan

dengan hasil data eksperimental terdapat kecocokan,

dimana stall mulai terjadi ketika airfoil berada pada

sudut serang . Koefisien lift maksimum berada

pada pada sudut serang tepat sebelum airfoil

mengalami stall. Jika dikaitkan dengan airfoil tanpa

slot dengan airfoil yang menggunakan slot maka

koefisien lift maksimum mampu bertambah dari sampai hingga . Pada sudut yang lebih besar

peranan leading edge slot ini sangat berpengaruh

terhadap terjadinya separasi . Pada sudut serang yang

semakin besar vortex yang terjadi semakin besar dan

wake yang terjadi akan besar pula dan memanjang ke

belakang menjauhi airfoil dan peningkatan drag juga

akan semakin besar.

5. Kesimpulan

Penelitian ini dilakukan pada fixed leading edge

slot airfoil NACA 0011 dan NACA 0013 dengan

variasi sudut serang 0˚,2˚,4˚,6˚,8˚,10˚,12˚,14˚,16˚,18˚,

20˚,22˚,24˚,26˚,28˚,30˚,32˚,34˚,36˚,38˚,40˚, dimana

parameter yang diukur adalah gaya lift dan drag serta

visualisasi aliran yang melintasi airfoil menunjukkan

bahwa :

1. Semakin besar sudut serang yang diberikan maka

koefisien lift akan bertambah sampai batas sudut

stall pada airfoil. Koefisien lift maksimum yang

dicapai fixed leading edge slot airfoil NACA

0011 sebesar 1,223 pada α = 22˚, dan fixed

leading edge slot NACA 0013 sebesar 1,465 pada

α = 24˚.

2. Setelah pemberian slot pada leading edge airfoil

simetri NACA 0011 dan NACA 0013. Pada fixed

leading edge slot airfoil NACA 0011 peningkatan

koefisien lift maksimum terjadi diantara sudut

serang 10˚ hingga 22˚, sedangkan pada fixed

leading edge slot airfoil NACA 0013 peningkatan

koefisien lift maksimum terjadi diantara sudut

serang 12˚ hingga 24˚.

3. Visualisasi aliran menunjukkan pada sudut serang

yang lebih besar peranan leading edge slot sangat

berpengaruh terhadap terjadinya separasi aliran

dan terbentuknya daerah wake. Pada sudut serang

yang semakin besar vortex yang terjadi semakin

besar dan wake yang terjadi akan besar pula dan

memanjang ke belakang menjauhi airfoil dan

peningkatan drag juga akan semakin besar.

4. Unjuk kerja airfoil dapat dilihat dari besarnya

rasio Lift/Drag (L/D) dari sebuah airfoil dimana

fixed leading edge airfoil NACA 0011 memiliki

rasio Lift/Drag (L/D) sebesar 12,9 pada α = 2˚,

dan pada fixed leading edge airfoil NACA 0013

sebesar 11,5 pada α = 2˚.

Daftar Pustaka

[1] Gilang Mariasa, Kadek, (2013), Karakteristik

Airfoil NACA 00XX dengan Variasi Sudut

Serang, Skripsi Program Studi Teknik Mesin

Universitas Udayana, Bali.

[2] M.White, Frank, (1986), Mekanika Fluida,

jilid 1 edisi ke dua, Erlangga, Jakarta.

[3] Schlichting, Hermann, (1979), Boundary Layer

Teory, Seventh Edition, McGrow-Hill,

Germany

[4] Anderson, John D, Jr, (2005), Fundamentals

of Aerodynamics, fourth edition, McGraw-Hill,

Singapore.

[5] Flandro, Gary A, Mc Mahon, Howarm M dan

Roach, Bebert L, ( 2012), Basic Aeroynamics

Incompressible Flow, Cambirdge, America.

[6] Catatan pribadi, 2011. Hight Lift Devices,

Available from www.juangsa.blogspot.com.

Accesed 25 Pebbruari 2014.

[7] Lennon, Andy, (2005), RC Model Aircraft

Design, Air Age Media Inc.,United State of

America.

[8] Admin, 2009. Aerodynamics. Available from:

www.ilmuterbang.com. Accesed : 30

November 2012.

I Wayan Gede Suarjana menyelesaikan studi program

sarjana di Jurusan Teknik

Mesin Universitas Udayana

dari tahun 2010 sampai 2014.

Menyelesaikan studi program

sarjana dengan topik

penelitian Pengaruh Fixed

Leading Edge Slot Terhadap

Karakteristik Airfoil Simetris

Dengan Variasi Sudut Serang. Area penelitian yang

diminati adalah ilmu – ilmu yang berkaitan dengan

mekanika fluida dan ilmu aerodinamika.