ANALISA PENGARUH SWEPT WING PADA AIRFOIL NACA 0012, NACA 64 – 206, DAN NASA SC(2) – 0706 TERHADAP SHOCKWAVE PADA MACH NUMBER 0,85 DENGAN MENGGUNAKAN CFD
Total View This Week0
Total View This Week0
Institusion
Universitas Sriwijaya
Author
KASYFUL WARITS KIAT (STUDENT ID : 03051381821008)
Dewi Puspitasari (LECTURER ID : 0015017006)
Dewi Puspitasari (LECTURER ID : 0015017006)
Subject
TL500-777 Aeronautics. Aeronautical engineering
Datestamp
2020-01-20 02:47:00
Abstract :
Airfoil digunakan sebagai bentuk dasar pada sayap pesawat. Airfoil pada sayap pesawat digunakan untuk menghasilkan gaya angkat yang akan mengangkat badan pesawat ke udara. Gaya angkat dihasilkan dari perbedaan tekanan antara bagian atas dan bawah sayap pesawat. Pada penerbangan kecepatan tinggi akan terjadi shockwave pada bagian tertentu dari sayap yang akan merugikan performa aerodinamis pada sayap tersebut. Peningkatan performa aerodinamis sayap pada kecepatan tinggi dapat dilakukan dengan berbagai cara, salah satunya dengan memberikan sudut kemiringan pada rentangan sayap yang disebut dengan swept angle. Penelitian ini akan menggunakan metode simulasi CFD 3D dengan menggunakan software Ansys Fluent. Airfoil yang digunakan adalah NACA 0012, NACA 64-206, dan NASA SC(2)-0706 dengan chord length 1 m, AR = 5, dan ? = 1 dengan variasi backward swept angle ? = 0°, 15°, 30°, dan 45°. Aliran free stream merupakan udara yang mengalir dengan Mach Number = 0,85 pada ketinggian permukaan laut dan kondisi steady. Berdasarkan hasil simulasi NACA 0012 meminimalisir shock pada ? = 45o dengan Cl = 0 dikarenakan symmetric airfoil, sedangkan NACA 64-206 dan NASA SC(2) ? 0706 dapat meminimalisir shock pada ? = 30o dengan nilai Cl/ Cd sebesar 17,58 (NACA 64-206) dan 20,86 (NASA SC(2) ? 0706), penggunaan ? = 45o akan berdampak merugikan karena mengurangi nilai Cl/ Cd. Simulasi ini juga memberikan gambaran visual berupa plot kontur dan grafik Mach Number dan Pressure Coefficient pada rentangan tengah (Midspan) dari sayap dengan setiap variasi swept angle (?) sehingga pengaruh shockwave pada aliran dapat dianalisa. Kata kunci: Airfoil, Mach Number, Shockwave, Swept angle.
Airfoil digunakan sebagai bentuk dasar pada sayap pesawat. Airfoil pada sayap pesawat digunakan untuk menghasilkan gaya angkat yang akan mengangkat badan pesawat ke udara. Gaya angkat dihasilkan dari perbedaan tekanan antara bagian atas dan bawah sayap pesawat. Pada penerbangan kecepatan tinggi akan terjadi shockwave pada bagian tertentu dari sayap yang akan merugikan performa aerodinamis pada sayap tersebut. Peningkatan performa aerodinamis sayap pada kecepatan tinggi dapat dilakukan dengan berbagai cara, salah satunya dengan memberikan sudut kemiringan pada rentangan sayap yang disebut dengan swept angle. Penelitian ini akan menggunakan metode simulasi CFD 3D dengan menggunakan software Ansys Fluent. Airfoil yang digunakan adalah NACA 0012, NACA 64-206, dan NASA SC(2)-0706 dengan chord length 1 m, AR = 5, dan ? = 1 dengan variasi backward swept angle ? = 0°, 15°, 30°, dan 45°. Aliran free stream merupakan udara yang mengalir dengan Mach Number = 0,85 pada ketinggian permukaan laut dan kondisi steady. Berdasarkan hasil simulasi NACA 0012 meminimalisir shock pada ? = 45o dengan Cl = 0 dikarenakan symmetric airfoil, sedangkan NACA 64-206 dan NASA SC(2) ? 0706 dapat meminimalisir shock pada ? = 30o dengan nilai Cl/ Cd sebesar 17,58 (NACA 64-206) dan 20,86 (NASA SC(2) ? 0706), penggunaan ? = 45o akan berdampak merugikan karena mengurangi nilai Cl/ Cd. Simulasi ini juga memberikan gambaran visual berupa plot kontur dan grafik Mach Number dan Pressure Coefficient pada rentangan tengah (Midspan) dari sayap dengan setiap variasi swept angle (?) sehingga pengaruh shockwave pada aliran dapat dianalisa. Kata kunci: Airfoil, Mach Number, Shockwave, Swept angle.
File :
RAMA_21201_03051381821008_0015017006_01_front_ref.pdf
RAMA_21201_03051381821008_0015017006_02.pdf
RAMA_21201_03051381821008_0015017006_03.pdf
RAMA_21201_03051381821008_0015017006_04.pdf
RAMA_21201_03051381821008_0015017006_05.pdf
RAMA_21201_03051381821008_0015017006_06_ref.pdf
RAMA_21201_03051381821008_0015017006_07_lamp.pdf
RAMA_21201_03051381821008.pdf
RAMA_21201_03051381821008_TURNITIN.pdf
Download
book
BibTex
Latex, Jabref
cloud_download
Original Resource
url resource Institution
