2. SDJ / 1/ 2005 - 6 1 KONSEP TEKNOLOGI Pengantar Dinamika Fluida SISTEM PEMBANGKITAN ENERGI PENS 2013

3. SDJ / 1/ 2005 - 6 2 2.1 DINAMIKA FLUIDA 2.1.1 Definisi & Sasaran 2.1.2 Ilmu – ilmu Dinamika Fluida 2.1.3 Dinamika Aliran Fluida 2.1.4 Dinamika Fluida Blade 2.1.5 Lift Dinamika Fluida ( Gaya Angkat) 2.1.6 Drag Dinamika Fluida( Gaya hambat ) 2.1.7 Dinamika Fluida Kecepatan Tinggi 2.1.8 Fasilitas Uji Dinamika Fluida

4. SDJ / 1/ 2005 - 6 3 2.1.1 Definisi & Sasaran Definisi : Dinamika Fluida ( Fluida = Zat Mengalir, dinamika = gerakan ) adalah disiplin ilmu yang mempelajari, meneliti dan mengembangkan karakteristik gerakan aliran fluida disekitar permukaan benda dengan bentuk tertentu untuk mengetahui distribusi tekanan udara disekitar permukaan benda tersebut serta menetapkan besarnya gaya dan momen yang dibangkitkannya. Distribusi tekanan udara Benda dengan bentuk tertentu Aliran udara Gaya Dinamika Fluida Momen Dinamika Fluida 2.1.1.1 Definisi

5. SDJ / 1/ 2005 - 6 4 2.1.1.2 Sasaran Sasaran dari ilmu dinamika fluida adalah menetapkan bentuk benda yang jika dialiri udara dengan kecepatan tertentu, tetap atau berubah-ubah akan membangkitkan gaya dan momen dinamika fluida yang diperlukan untuk terbang. Oleh sebab itu dinamika fluida juga disebut sebagai : The Shape of Flight, atau Yang menentukan bentuk untuk terbang

6. SDJ / 1/ 2005 - 6 5 2.1.1.3 Penerapan Ilmu - ilmu dinamika fluida Menurut jenis penerapannya, dinamika fluida dapat dibagi dalam beberapa jenis yaitu, dinamika fluida Pesawat Udara ( Aircraft Aerodynamics), penerapan dinamika fluida pada pengembangan pesawat udara, termasuk pesawat antariksa yang lintas orbitnya bergeseran dengan lapisan atas atmosfer dinamika fluida Industrial ( Industrial Aerodynamics), penerapan dinamika fluida pada pengembangan bukan pesawat udara. Misalnya penerapan pada wahana darat, laut, sistem pembangkit energi angin, Bangunan tinggi dan panjang, Aeronomi ( pengendalian polusi udara )

7. SDJ / 1/ 2005 - 6 6 2.1.1.4 Cara Pengkajian dinamika fluida Menurut cara pengkajiannya, dinamika fluida dapat dibagi dalam beberapa jenis yaitu, dinamika fluida Komputasional Melakukan pengkajian melalui simulasi komputasional dengan model matematika yang melukiskan gejala dinamika fluida yang dikaji dinamika fluida Experimentil Melakukan pengkajian melalui model uji didalam laboratorium terowongan angin (wind tunnel). Uji dinamika fluida turbin angin di dalam terowongan angin Komputasi dinamika fluida N250-100 melalui simulasi numerik di Design Center IPTN

8. SDJ / 1/ 2005 - 6 7 2.1.2 Ilmu - ilmu dinamika fluida Menurut sifat kecepatan aliran udara yang dikaji, dinamika fluida dapat dibagi dalam beberapa jenis yaitu, Dinamika Fluida Inkompresibel Kompresibel Kerapatan udara konstan Kerapatan udara tidak konstan Gas Dinamika Rarefied Gas Dinamika Rarefied Molekul udara rapat Molekul udara renggang Super Sonik Sub Sonik Diatas kecepatan suara Dibawah kecepatan suara Stasioner Rotasional Kecepatan konstan Kecepatan tidak konstan Tak Stasioner Kecepatan udara berputar

9. SDJ / 1/ 2005 - 6 8 Dimodelkan sebagai lembaran berlapis- lapis dari partikel diskrit 2.1.3 Dinamika Aliran Fluida Suatu aliran udara yang kontinum dapat dimodelkan sebagai lapis-lapis lembaran partikel diskrit yang bergerak dalam arah aliran. Ada dua model aliran, Aliran udara kontinum A. Tidak ada gesekan diantara partikel Terdapatnya gesekan diantara partikel dapat dijelaskan sebagai berikut Aliran udara Garis arus Elemen fluida Aliran lebih cepat gesekan (kedepan) gesekan (kebelakang) Aliran lebih lamban Perbedaan kecepatan antar lapisan membangkitkan gesekan pada partikel dengan arah kedepan dari fluida yang bergerak lebih cepat dan pada arah kebelakang dari fluida yang lebih lambat. Gesekan ini menimbulkan “Tegangan Geser” B. Terdapat gesekan diantara partikel Khususnya bila garis arus berimpit dengan permukaan padat, maka gesekan pada elemen fluida yang berimpit dengan permukaan padat akan menyebabkan gerak partikel terhenti. Kondisi ini disebut “ No Slip Condition “

10. SDJ / 1/ 2005 - 6 9 2.1.3.1 Viskositas Tegangan Geser pada partikel fluida berbanding langsung terhadap laju deformasi geser yang dialami oleh partikel tersebut. Konstanta kesebandingan ini disebut Koefisien Viskositas, μ. Maka, Definisi Tegangan Geser = μ x Laju Deformasi Geser Dengan demikian Koefisien Viskositas μ menunjukan ukuran seberapa besar tegangan geser dibangkitkan didalam fluida untuk suatu kecepatan geser yang dialami, kira-kira serupa dengan difinisi gaya geser pada benda padat Koefisien Viskositas merupakan fungsi dari komposisi fluida, temperaturnya, dan tekanannya. Untuk temperatur dibawah 3000 o K, Viskositas udara tidak tergantung pada tekanan. Pada harga temperatur ini, kita dapat mendekati viskositas melalui persamaan berikut, μ = 1.458 x 10 -6 T 1.5 / ( T + 110.4) dimana T adalah temperatur dalam o K dan satuan untuk μ adalah kg / s.m Partikel Fluida Tegangan geser

11. SDJ / 1/ 2005 - 6 10 2.1.3.2 Konsepsi Lapisan batas (Boundary layers ) Dalam paper yang ia tulis dan presentasikan didepan Third International Mathematical Congress di Heidelberg tahun 1904, Prandtl menjelaskan gejala sebagai berikut. “ Jika suatu fluida mengalir diatas permukaan, maka akibat dari gesekan molekul fluida dengan permukaan akan menyebabkan molekul fluida itu tetap melekat dipermukaan tersebut. Efek gesekan ini hanya terjadi pada aliran yang berada dekat dengan permukaan saja, aliran yang berada semakin jauh dari permukaan akan mengalir seragam seperti aliran tanpa gesekan ( inviscid)“. Konsepsi Lapisan batas dalam aliran fluida untuk pertama kali diperkenalkan oleh seorang ilmuwan dinamika fluida dari Jerman, Ludwig Prandtl ( 1874 - 1953 ) seorang guru besar mekanika fluida dan dinamika fluida dari Universitas Gottingen. L. Prandtl 1874 - 1953

12. SDJ / 1/ 2005 - 6 11 2.1.3.2 Konsepsi Lapisan batas (... lanjutan ) Oleh Prandtl konsepsi lapisan batas ini dilukiskan sebagai berikut : ● Aliran udara didalam Lapisan Batas disebut Aliran Viskos ( Viscous Flow) : disini gesekan antar partikel diperhitungkan. Lapisan batas Aliran Non viskos Aliran Viskos Akibat gesekan antar molekul fluida dengan permukaan, maka molekul yang bersinggunagn dengan permukaan akan tetap tinggal melekat dipermukaan. Molekul aliran fluida diatasnya sedikit tertahan namun masih bergerak dengan kecepatan tertentu. Hal ini disebabkan adanya VISKOSITAS atau sifat kekentalan fluida yang membangkitkan gesekan antar molekul. Semakin jauh dari permukaan molekul bergerak semakin cepat dari yang dibawahnya, dan akhirnya molekul yang cukup jauh dari permukaan akan mengalir seragam tanpa gesekan. Batas antara molekul fluida yang mengalir bebas tanpa gesekan dan molekul fluida yang mengalir dimana gesekan dengan permukaan mulai terasa disebut sebagai “ LAPISAN BATAS “ atau “ Boundary Layer “ ● Aliran udara diluar Batas disebut Aliran Non Viskos ( Inviscid Flow atau Potential Flow ) : disini gesekan antar partikel bisa diabaikan. Penampang blade

13. SDJ / 1/ 2005 - 6 12 Lapisan Batas 2.1.3.3 Pelapisan Lapisan batas Menurut Prandtl, didalam Lapisan Batas perubahan kecepatan aliran fluida mempunyai gradien sebagai berikut. L Kecepatan aliran fluida nol pada permukaan benda, selanjutnya kecepatan akan semakin besar begitu aliran menjauh dari permukaan sampai akhirnya pada jarak tertentu dari permukaan kecepatan aliran akan sama dengan kecepatan aliran bebas. D Makin panjang permukaan yang dialiri, L dan makin besar viskositas fluida maka semakin tebal Lapisan batas, D, yang terjadi. permukaan Titik Pelepasan Aliran lepas dan tak melekat lagi pada permukaan ● Gejala Pelepasan Aliran Dalam kondisi-kondisi tertentu misal aliran fluida diatas permukaan melengkung atau permukaan yang berubah geometri secara tajam, misal di belakang suatu airfoil, aliran bisa lepas dari permukaan.

14. SDJ / 1/ 2005 - 6 13 Bernoulli Principle : misal suatu aliran udara melampaui suatu penampang. Jika pada daerah 1 (permukaan atas) udara mengalir lebih cepat dari kecepatan aliran pada daerah 2 (permukaan bawah), maka tekanan udara pada daerah 2 akan lebih tinggi dari tekanan pada daerah 1. daerah 1 : aliran lebih cepat, tekanan lebih rendah daerah 2 : aliran lebih lambat tekanan lebih tinggi Aliran udara Penampang blade p 1 + ½ ρ V 1 2 = p 2 + ½ ρ V 2 2 = konstan Gejala yang mengkaitkan tekanan dan kecepatan aliran fluida yang bergerak stasioner pertama kali diamati oleh Daniel Bernoulli pada tahun 1727, dan dikenal dengan Prinsip Bernoulli. Tiga puluh tahun kemudian, seorang sahabatnya Leonhard Euler secara matematik menurunkan prinsip tersebut menjadi suatu rumusan yang ia namakan : Persamaan Bernoulli 2.1.3.4 Hubungan Kecepatan dan Tekanan pada aliran udara : Persamaan Bernoulli contoh : Dengan demikian akan timbul Gaya Angkat ( LIFT )

15. SDJ / 1/ 2005 - 6 14 2.1.3.5 Aliran Viskous laminer & turbulen Terdapat dua tipe aliran Viskous Aliran Laminer dan Turbulens. Alran Viskous dikatakan Laminer jika pada suatu kecepatan tertentu semua garis arus alirannya paralel satu dengan lainnya, dengan kata lain bahwa tidak ada garis arus yang menyilang satu dengan lainnya. Aliran Viskous dikatakan Turbulens jika pada suatu kecepatan tertentu garis garis arus alirannya saling menyilang secara acak. Aliran Laminer Aliran Turbulens Tegangan Geser aliran pada arus turbulens lebih tinggi dibandingkan pada arus Laminer Aliran udara pada blade selalu mulai dengan laminer pada LE ( Leading Edge) kemudian lambat laun berubah menjadi aliran turbulens begitu aliran tersebut mendekati TE ( Trailing Edge )

16. SDJ / 1/ 2005 - 6 15 2.1.3.6 Bilangan Reynolds, Re Perubahan aliran dari Laminer ke Turbulens telah diteliti secara komprenensif oleh akhli dinamika fluida dari Irlandia Osborne Reynolds ( 1842 – 1912) Ia memperkenalkan tolok ukur dalam menetapkan kapan suatu aliran dikatakan Laminer atau Turbulens yang saat ini dikenal dengan nama Bilangan Reynolds, suatu konstanta tak berdimensi, Re ≡ ρ V. l /μ dimana : ρ - kerapatan udara V - kecepatan aliran l - panjang karakteristik μ - koefisien viskositas Osborne Reynolds ( 1842-1912) Bilangan Reynolds dapat diinterpretasikan sebagai perbandingan antara energi Kinetik ½ m V 2 = ½ ρ A.L V 2 dan Energi Viskous ½ μ A V. Untuk aliran diatas pelat datar bilangan Reynolds Re biasanya berkisar antara, ● aliran laminer Re < 500 000 ● aliran turbulens Re > 500 000

17. SDJ / 1/ 2005 - 6 16 2.1.3.7 Ringkasan Aliran Udara Pada umumnya, tergantung dari asumsi yang dipakai dalam pemodelan, aliran udara subsonik dapat dikategorikan dlam klasifikasi berikut ini Aliran Udara inkompresibel ρ konstan Kompresibel ρ berubah Non viskous Tanpa gesekan, irrotational Viskous Dengan gesekan, Rotational Viskous Dengan gesekan, Rotational Non viskous Tanpa gesekan, Irrotational Navier - Stokes Euler Navier - Stokes dρ/ dt = 0 Euler dρ/ dt = 0

18. SDJ / 1/ 2005 - 6 17 2.1.4.1 Parameter Geometrik Blade Chord Blade section ( airfoil ) Blade adalah pembangkit utama Gaya Angkat (Lift). Beberapa parameter geometri Blade, mempunyai sebutan yang telah distandardkan : Aliran udara diatas dan dibawah Blade membangkitkan Lift Aliran udara bergerak relatif kebelakang Blade Planform span Geometri Blade Blade Span b Blade Area S Blade Chord section c Swept angle Λ Leading Edge (LE) forward edge of the Blade Trailling Edge (TE) rearward edge of the Blade Leading edge (forward edge ) blade swept angle Trailing edge (rearwrd edge ) Blade tip

19. SDJ / 1/ 2005 - 6 18 2.1.4.2 Aspect Ratio ( Kelampaian ) Bentuk bidang blade diklasifikasikan menurut Aspect Rasio ( AR ) nya AR = b 2 / S Blade lurus  AR tinggi b S blade delta b : span ( rentang blade), S : luas bidang blade b S S blade lurus b S b b S blade sweptback S Blade sweptback  AR sedang blade Delta  AR rendah Biasanya untuk operasional dengan kecepatan rendah dipakai AR tinggi, dan untuk operasional kecepatan tinggi ( Transonik, Supersonik da Hipersonik ) dipakai AR rendah

20. SDJ / 1/ 2005 - 6 19 2.1.5.1 Proses Terbangkitnya Lift ● Aliran udara mengalir melalui airfoil terpecah dua menjadi aliran diatas dan dibawah permukaan. ● Di Trailing Edge kedua aliran bersatu lagi. Namun karena perbedaan sudut arah datangnya kedua aliran tersebut, maka akan terbentuk suatu Pusaran yang disebut Starting Vortex. Putaran pusaran melawan arah putar jarum jam ● Karena momentum putar awal aliran Nol, maka menurut Hukum Kekekalan Momentum, harus timbul Pusaran yang melawan arah putar Starting Vortex ini. Pusaran ini berputar melawan arah putar jarum jam mengelilingi Airfoil dan dinamakan Bound Vortex (Pusaran Melekat) Akibat adanya Bound Vortex ini aliran udara diatas permukaan airfoil mengalami penambahan kecepatan, atau memperoleh percepatan ● Aliran udara dibawah permukaan airfoil mengalami pengurangan kecepatan, atau memperoleh perlambatan ● Dengan demikian terjadi perbedaan kecepatan aliran udara antara yang diatas dan dibawah permukaan airfoil Menurut Hukum Bernoulli, tekanan udara diatas permukaan blade akan lebih kecil dari tekanan udara dibawah permukaan blade. Akibatnya secara keseluruhan, pada blade akan terbangkitkan gaya L yang arahnya keatas mengangkat pesawat Strating Vortex Bound Vortex timbul mengimbangi starting vortex Strating Vortex bergeser kebelakang karena gerak maju pesawat Aliran udara dipercepat Aliran udara diperlambat Tekanan berkurang Tekanan bertambah Lift terbangkitkan 2.1.5 Dinamika Fluida LIFT ( Gaya Angkat)

21. SDJ / 1/ 2005 - 6 20 + + - - - - - - - - -- + --- -- Suction region Compression region Lift (gaya angkat) Airfoil (a) Sudut Serang (AOA) rendah Airfoil Arah datang arus udara 2.1.5.2 Variasi distribusi tekanan udara pada airfoil Sudut Serang Arah datang arus udara Sudut Serang (b) Sudut Serang (AOA) tinggi Suction region + + Compression region Lift (gaya angkat) α α Sebelum dinamika fluida komputasional berkembang, distribusi tekanan disekitar airfoil hanya bisa diketahui melalui pengukuran langsung di terowongan angin. Pada awal abad duapuluh dengan berkembangnya teknologi terowongan angin dan alat pengukuran dengan ketelitian tinggi, Badan – badan Pemerintahan resmi untuk penyelidikan dinamika fluida ( dan secara luas aeronautik) dibentuk, seperti NACA di Amerika Serikat, RAeE di Inggris. Dengan peralatannya yang canggih badan-badan ini kemudian mengkatalogkan sifat-sifat airfoil dengan bermacam bentuk dari kecepatan rendah hingga tinggi.

22. SDJ / 1/ 2005 - 6 21 V α : sudut serang (angle of Attack = AOA) sudut antara vektor kecepatan udara V dengan garis chord airfoil, c TE α LE 2.1.5.3 Besar dan uraian Gaya dinamika fluida Besar gaya dan momen dinamika fluida berbanding langsung dengan Kerapatan udara yang dilalui pesawat, Luas blade, kwadrat kecepatan terbang, Lengkungan penampang blade dan sudut serang Tekanan dinamik udara Kualitas lingkungan Kualitas airfoil C L, C D,C M koefisien-koefisien lift, drag, momen pitch Kualitas bentuk blade A L = ½ ρ V 2 S C L ( α, lengkungan airfoil ) D = ½ ρ V 2 S C D ( α, lengkungan airfoil ) M = ½ ρ V 2 S c C M ( α, lengkungan airfoil ) S : luas blade, c : chord airfoil L : LIFT (gaya angkat), komponen A tegak lurus V D : DRAG (gaya hambat), komponen A sepanjang V M : Momen Pitch, tegak lurus bidang (L,D) M L D

23. SDJ / 1/ 2005 - 6 22 Blade c b 2.1.5.4 Pusat dinamika fluida (The Fluid Dynamic Center ) : ac V TE α LE c m1 α c m2 α c m3 α Untuk suatu airfoil, Pusat dinamika fluida (ac) didefinisikan sebagai titik dimana momen dinamika fluida pada titik tersebut tidak berubah ( independen) terhadap sudut attack α. x1 x2 x3 Dari definisi diatas maka, X 2 adalah Pusat dinamika fluida dari airfoil, karena pada titik ini koefisien momen dinamika fluida C m2 tidak tergantung dari sudut serang α Pusat-pusat dinamika fluida penampang ini membentuk garis kedudukan pusat, dan disebut sebagai Garis Pusat dinamika fluida Kedudukan pusat –pusat dinamika fluida penampang ¼ c Untuk blade dengan planform segi empat dengan chord c konstan dan span b, garis pusat dinamika fluida terletak pada ¼ c dari LE Karena konfigurasi blade yang simetrik, Pusat dinamika fluida blade terletak pada titik perpotongan antara Garis pusat dinamika fluida dengan bidang simetrik blade Pusat dinamika fluida blade

24. SDJ / 1/ 2005 - 6 23 Besar gaya angkat L dan gaya hambat D adalah integrasi bidang dari seluruh komponen gaya angkat sepanjang span dan chord dan bertitik tangkap di pusat dinamika fluida yang terletak di bidang simetrik blade. chord Distribusi gaya angkat sepanjang chord Tepi blade span Distribusi gaya angkat sepanjang span blade 2.1.5.5 Distribusi LIFT sepanjang rentang blade (span ) Gaya dinamika fluida terdistribusikan sepanjang chord (garis penampang) dan span (rentang ) dari Blade Bentuk blade sepanjang chord maupun span sangat menentukan harga koefisien C L dan C D dari suatu pesawat udara, dengan demikian menentukan besar kecilnya lift dan drag

25. SDJ / 1/ 2005 - 6 24 CDCD CLCL 2.1.5.6 Variasi Koefisien lift, C L terhadap Koefisien Drag C D Kurva Drag polar dilukis dalam bentuk Koefisien Lift vs Koefisien Drag C D = C Dp + C Di C Dp : Koefisien Profil Drag tak tergantung dari lift C Di : Koefisien Induced Drag tergantung dari lift Efisiensi dinamika fluida E, didefinisikan sebagai perbandingan antara gaya angkat L dengan gaya hambat D. Dengan demikian dapat dirumuskan sebagai berikut E E = C L / C D C Di C Dp CLCL CDCD E max Dengan demikian slope dari garis singgung ke kurva polar menunjukkan Efisiensi dinamika fluida Maximum, E max

26. SDJ / 1/ 2005 - 6 25 CLCL 2.1.5.7 Variasi C L dan C D, terhadap sudut serang α Kondisi STALL, kondisi dimana terjadi pelepasan aliran udara dipermukaan atas blade akibat terlalu besarnya harga sudut serang α Sudut α rendah Aliran udara melekat Sudut α besar Aliran udara masih melekat Kurva gaya angkat L atau C L versus sudut serang α dinamakan Lift Polar α C L,C D Sudut α maximum Aliran udara terlepas “ Dead air region “ CDCD α stall

27. SDJ / 1/ 2005 - 6 26 2.1.5.8 Variasi Lift Polar terhadap kelengkungan Airfoil α CLCL Terbang jelajah Takeoff Approach Landing Makin besar kelengkungan suatu airfoil makin tinggi harga C L dapat dicapai untuk sudut α yang sama, atau makin rendah sudut α dapat dicapai untuk harga C L yang sama Makin besar kelengkungan airfoil, makin rendah kecepatan terbang dapat dicapai Contoh : Burung dengan lengkungan airfoil blade yang bisa diubah-ubah Kecepatan tinggi Kecepatan sedang Kecepatan rendah Kecepatan sangat rendah

28. SDJ / 1/ 2005 - 6 27 Spoiler ( Lift Dumper ) α δFδF Inner flaps δFδF outer flaps α CLCL δ F = 0 Leading edge slats Peralatan yang digunakan untuk menambah kelengkungan penampang blade disebut High Lift Devices ΔCLΔCL δSδS ΔCLΔCL Δα Tidak seperti burung kelengkungan airfoil blade pesawat udara tidak dapat secara otomatik menyesuaikan diri dengan kondisi terbang 2.1.5.9 Menambah kelengkungan airfoil secara terbatas

29. SDJ / 1/ 2005 - 6 28 Kelengkungan penampang blade berbeda untuk daerah kecepatan yang berbeda. ● Untuk Terbang dengan kecepatan rendah, Lift dipertahankan dengan menambah kelengkungan penampang ● Untuk terbang dengan kecepatan tinggi, Lift dipertahankan dengan mengurangi kelengkungan penampang blade delta (delta blade) blade panah (arrow blade) blade lurus ( straight blade) 2.1.5.10 Variasi kelengkungan airfoil dan planform blade terhadap kecepatan Terbang

30. SDJ / 1/ 2005 - 6 29 b12b12 2.1.5.11 Variasi Aspek rasio AR terhadap Koefisien Lift dan Drag α C L,C D CLCL CLCL CLCL CDCD CDCD CDCD b1b1 S1S1 b22b22 b2b2 S2S2 b32b32 b3b3 S3S3 AR 1 = b 1 2 /S 1 AR 2 = b 2 2 /S 2 AR 3 = b 3 2 /S 3 AR 1 > AR 2 > AR 3 Makin kecil AR makin kecil C L dan makin besar C D untuk harga α yang sama Aspect Ratio mempunyai pengaruh pada distribusi tekanan aliran udara pada blade, dengan demikian juga terhadap C L dan C D

31. SDJ / 1/ 2005 - 6 30 2.1.5.12 Efek Tepi blade Karena tekanan udara diatas bidang blade lebih kecil dari tekanan udara dibawah bidang blade, maka pada tepi blade kiri dan kanan akan terjadi kebocoran tekanan dari bawah keatas Kebocora n tekanan Bidang blade Tekanan dibawah besar + + + + + + + - Tekanan diatas kecil - - -- - - - Karena blade bergerak kedepan, maka kebocoran tekanan yang dikombinasikan dengan gerak aliran udara kebelakang ini akan membangkitkan pusaran yang disebut sebagai Pusaran Tepi (Tip Vortex) Pusaran Tepi ini berbentuk lingkaran spiral bergulung kebelakang. Pusat pusaran ini mempunyai kecepatan pusar paling tinggi dengan tekanan sangat rendah, sehingga dapat menimbulkan lift pada benda yang berada didekatnya Tip vortex kiri Tip vortex kanan

32. SDJ / 1/ 2005 - 6 31 2.1.5.13 Pola umum aliran udara dan vortisitas yang timbul disekitar blade Trailing vortex ( Tip Vortex) : akibat kebocoran tekanan udara dari bawah ke atas permukaan blade Starting vortex : akibat pertemuan awal antara arus udara diatas dan dibawah permukaan blade Bound vortex : akibat timbulnya starting vortex Trailing vortex ( Tip vortex) α Benang vortex, membentuk lingkar tertutup

33. SDJ / 1/ 2005 - 6 32 Lapisan batas blade 2.1.6 Drag dinamika fluida ( Gaya Hambat ) DRAG atau Gaya Hambat dinamika fluida terdiri dari dua bagian utama yaitu DRAG Induced Drag Profile Drag Drag karena pengaruh Lift Drag bukan karena pengaruh Lift Disebut pula sebagai Lift dependent Drag atau Vortex Drag ● Skin Friction Drag : Gaya Hambat akibat gesekan dengan permukaan karena sifat Viskositas udara Didalam Lapisan batas ● Pressure Drag : Gaya Hambat akibat perubahan bentuk kontour permukaan yang dialiri ● Roughness Drag : Gaya Hambat akibat dari kekasaran permukaan yang dialiri udara. Tip Vortex Induced Drag terjadi akibat timbulnya Tip Vortex pada ujung pinggir blade C Di = C L 2 / ( π AR e) 2.1.6.1 Profile & Induced Drag

34. SDJ / 1/ 2005 - 6 33 CDCD CLCL 2.1.6.2 Induced Drag C Di sebagai fungsi Lift Kurva Drag polar dilukis dalam bentuk Koefisien Lift vs Koefisien Drag C D = C Dp + C Di C Dp : Koefisien Profil Drag tak tergantung dari lift C Di : Koefisien Induced Drag tergantung dari lift Atau, C D = C Dp + C L 2 / (π AR e ) C Dp C Di CLCL CDCD Koefisien induced drag C Di berbanding langsung dengan kwadrat koefisien Lift dan berbanding terbalik dengan Aspek Rasio effektif AR e

35. SDJ / 1/ 2005 - 6 34 2.1.7 dinamika fluida kecepatan tinggi dinamika fluida kecepatan tinggi ( High Speed Fluid Dynamic) adalah dinamika fluida yang mempelajari kecepatan aliran udara dimana kerapatan udara telah mulai terkompressi Pesawat udara F-18E Super Hornet terbang melampaui kecepatan suara Parameter paling penting dalam mempelajari karakteristik aliran udara kecepatan tinggi adalah kecepatan perambatan suara di udara. Gradien tekanan terhadap kerapatan udara  dp/dρ  a 2 Jika didalam udara terjadi perubahan tekanan yang menyebabkan perubahan kerapatan, maka laju perubahan tekanan akibat perubahan kerapatan akan dirambatkan keudara dengan kecepatan yang kita sadari sebagai kecepatan suara 2.1.7.1 Kecepatan Suara Dimana p – tekanan udara, ρ – kerapatan udara dan a – kecepatan suara a 2 = dp/dρ

36. SDJ / 1/ 2005 - 6 35 2.1.7.2 Bilangan Mach, M Ernst Mach 1838 - 1916 Ernst Mach Lahir di Austria, menjadi Professor fisika experimentil di Universitas Praha, pada 1867. Pada 1887 pertama kali memotret gambar gelombang kejut dari peluru yang ditembakkan. M = V / a 2.1.7.1 Kecepatan suara (... lanjutan ) Untuk suatu gas ideal dan isentropik berlaku persamaan berikut p = ρ γ RT dimana γ rasio panas jenis = 1.4, R konstanta Gas ideal dan T temperatur udara Dengan demikian jika udara dapat dianggap suatu gas ideal maka kecepatan perambatan suara diudara dapat dinyatakan sebagai berikut, a = √γRT Pada tahun 1887 seorang fisikawan Austria, Ernst Mach,memperkenalkan parameter untuk aliran kecepatan tinggi yang berupa rasio antara kecepatan pergerakan benda dengan kecepatan suara dilokasi benda tersebut Selanjutnya parameter ini dikenal sebagai bilangan Mach

37. SDJ / 1/ 2005 - 6 36 Pesawat pembom B-2 saat menembus kecepatan suara Ma = 1 Untuk suatu pesawat udara yang terbang dengan kecepatan V, terjadinya gelombang kejut dengan semakin cepatnya pesawat dapat dijelaskan sebagai berikut Subsonik Kompressibel Subsonik Inkompressibel M < << 1 Gelombang suara mengurung pesawat M < 1 Gelombang suara terdesak oleh gerak pesawat M = 1 Gelombang suara termampatkan bersamaan dengan pesawat transonik Gelombang kejut Transonik Kerucut Gelombang Kejut Supersonik Mach Cone M >>> 1 Gelombang suara tertinggal oleh pesawat Super sonik 1 < M ≤ 3 Hipersonik M > 3 V V V V 2.1.7.3 Terbangkitnya Gelombang Kejut

38. SDJ / 1/ 2005 - 6 37 2.1.7.4 Pola aliran Sub dan Supersonik Pola aliran udara subsonik dan supersonik disekitar benda sangat berbeda dan dapat ditunjukkan sebagai berikut a. Aliran Subsonik M < 1 Karena kecepatan aliran lebih kecil dari kecepatan suara, maka keberadaan benda didepan aliran akan terkomunikasikan oleh gelombang suara. Dengan demikian garis-garis arus tersebut seakan diberitahu oleh gelombang suara bahwa didepannya ada benda sehingga garis-garis tersebut secara pelahan mulai berubah membentuk pola yang mengikuti bentuk benda didepan. b. Aliran Supersonik M > 1 Karena kecepatan aliran lebihbesar dari kecepatan suara, maka keberadaan benda didepan aliran tidak bisa terkomunikasikan oleh gelombang suara, karena gelombang hanya bisa merambat kearah belakang aliran sehingga tak bisa berkomunikasi kedepan karena tertahan oleh gelombang kejut Dengan demikian garis-garis arus tersebut akan tetap lurus menuruti aliran bebas sampai garis tersebut menembus gelombang kejut. Dibelakang gelombang kejut mereka baru menerima informasi dari gelombang suara dan segera menyesuiakan pola aliran sesuai dengan bentuk benda. supersonik subsonik

39. SDJ / 1/ 2005 - 6 38 supersonik subsonik Kompresi gelombang kejut Kompresi gelombang kejut Kompresi gelombang kejut Kompresi gelombang kejut expansi 2.1.7.5 Pola aliran disekitar airfoil supersonik Secara umum pola aliran supersonik pada airfoil adalah sebagai berikut. subsonik Kompresi : membuat aliran supersonik menjadi subsonik melalui gelombang kejut Expansi : membuat aliran subsonik menjadi supersonik melalui expansi gelombang

40. SDJ / 1/ 2005 - 6 39 2.1.7.6 Variasi C L dan C D pada kecepatan tinggi 1.00.51.5 Bilangan Mach 0.2 0.4 0 CLCL x x x x x CLCL CDCD Karena bentuk blade adalah yang paling streamlines dibandingkan dengan bentuk fuselage, biasanya pada kecepatan tinggi aliran disekitar blade akan masuk supersonik lebih awal dari aliran disekitar fuselage. Mulai timbul gelombang kejut lokal dipermukaan atas dan bawah. Wake dibelakang kedua gelombang kejut memperbesar drag dan mengurangi lift yang cukup berarti Belum terjadi gelombang kejut lokal, wake disekitar TE tidak menimbulkan drag yang berarti Mulai timbul gelombang kejut lokal dipermukaan atas dibagian dengan ketebalan max. Wake dibelakang gelombang kejut menimbulkan drag yang cukup berarti Kedua gelombang kejut lokal bergeser kearah TE. Wake dibelakang kedua gelombang kejut juga bergeser kebelakang mengurangi besarnya drag Seluruh pesawat memasuki kondisi dupersonik. Wake berada diTE dan drag berkurang

41. SDJ / 1/ 2005 - 6 40 Adolf Busemann Dr.-Ing Adolf Busemann dari Universitas Gotingen, Jerman pada awal tahun 1935 mempelopori teori blade dengan sweepback untuk menunda terjadinya gelombang kejut lokal. λ = 45 o λ V V cos λ V V λ M =1 CDCD M V cos λ λ = 15 o λ= 0 o λ= 45 o Timbulnya shock wave drag tertunda besarnya shock wave drag berkurang unswept Sweepback 15 o Sweepback 45 o 2.1.7.7 Penundaan timbulnya gelombang kejut lokal Salah satu teknik untuk menunda timbulnya gelombang kejut lokal, sehingga bangkitnya Drag Wave bisa dicegah adalah dengan membuat planform blade mempunyai sudut Sweep back Dari teorinya ini kemudian lahir untuk pertama kalinya konsep pesawat udara berkecepatan tinggi dengan planform blade sweep back. M=1/cos 15 M=1/cos 45

42. SDJ / 1/ 2005 - 6 41 Aliran Stabil Aliran Tak Stabil 2.1.7.8 Variasi Sweptback terhadap Aspect ratio (AR) Meskipun demikian besarnya sudut swept back mempunyai limitasi ditinjau dari integritas struktur blade pesawat. Lahirlah blade Delta yaitu blade dengan sweptback dan aspect ratio rendah F-15 MiG-21 F-18Hawk F-5E AR Swept back 10 o 20 o 30 o 40 o 50 o 60 o 70 o 2 4 6 8 10 12 F 4 A-7 TU 16 Makin besar sudut swept dan makin besar AR suatu blade, maka aliran udara lateral diatas blade kearah tepi blade semakin cepat dan ini dapat menyebabkan “tip stall” Daerah Delta blade dengan AR rendah AR besar, λ kecil AR besar, λ besar AR kecil, λ kecil AR kecil, λ besar Daerah dimana AR besar dan λbesardisebut daerah tak stabil. Pada daerah ini tidak dipakai untuk disain blade

43. SDJ / 1/ 2005 - 6 42 2.1.7.9 Pola Aliran Udara pada blade Delta dengan AR rendah dan Lift Non-Linear Untuk blade Delta tip vortex yang terjadi menggulung pada LE dalam bentuk kerucut dari ujung sampai belakang blade Primary vortex Secondary vortex Karena pusat gulungan tip vortex ini bertekanan sangat rendah, maka untuk bidang blade yang bagiannya terletak dibawah gulungan akan memperoleh efek gaya angkat. Efek tip vortex ini dapat dipakai untuk memperoleh tambahan gaya angkat Aliran melekat CLCL α Lift karena tip vortex Lift karena aliran udara yang melekat CLCL Non linear lift : penambahan lift karena tip vortex

44. SDJ / 1/ 2005 - 6 43 2.1.7.10 Variasi Lift Non-linear terhadap Aspek Rasio Δ C L nl AR = b 2 /S Penambahan Lift karena efek dari Tip Vortex untuk beberapa blade dengan aspek rasio rendah Roket dengan sirip kecil blade Delta blade delta blade segi empat Penambahan lift karena tip vortex disebut Non-Linear LIFT NON LINEAR LIFT Jika tip vortex menggulung keatas diatas bidang blade maka ia akan membangkitkan Lift

45. SDJ / 1/ 2005 - 6 44 2.1.8 Fasilitas Uji dinamika fluida Pengkajian dinamika fluida pesawat udara dilaksanakan di fasilitas uji yang disebut Terowongan angin ( wind tunnel). Terowongan angin kecepatan rendah di Laboratorium dinamika fluida, Gasdinamika dan Getaran (LAGG), BPPT Serpong, Banten ILST : Indonesian Low Speed Tunnel Uji dinamika fluida pesawat udara CN 235-110 IPTN di LAGG- BPPT, 1987 - 1988 Uji getaran dinamika fluida ( Aeroelastik ), pesawat N250 -100 di LAGG- BPPT, 1993- 1995 2.1.8.1 Terowongan Angin Kecepatan Rendah

46. SDJ / 1/ 2005 - 6 45 2.1.8.2 Terowongan Angin Vertikal Kecepatan Rendah & Terowongan angin terbuka Terowongan angin vertikal untuk uji karakteristik spin pesawat udara serta laju penanjakan, penurunan dan manuver belok pesawat udara Terowongan angin vertikal di Pusat Aero-Hydrodinamik Tsagi di Moskow, Rusia Terowongan angin terbuka berukuran besar untuk menguji model pesawat skala penuh Terowongan angin tebuka untuk pengujian Pesawat Tempur Su-27 di Pusat Aero-Hydrodinamik Tsagi di Moskow, Rusia

47. SDJ / 1/ 2005 - 6 46 2.1.8.3 Terowongan Angin Kecepatan Tinggi Terowongan angin kecepatan transonik dan supersonik di Pusat dinamika fluida Nasional di Beijing, RR Cina Terowongan angin ini mampu membangkitkan kecepatan sampai Mach 2.5 Model pesawat tempur supersonik Shenyang F-4 dalam pengujian terowongan angin supersonik Terowongan angin Transonik dan Supersonik sangat mahal ditinjau dari daya listrik yang diperlukan untuk mencapai kecepatan tinggi tersebut, yang mencapai beberapa megawatt. Di Indonesia Terowongan Angin Transonik dan Supersonik ukuran kecil dimiliki oleh Lembaga Penerbangan & Antariksa Nasional (LAPAN) dan Akademi TNI Angkatan Udara.

48. SDJ / 1/ 2005 - 6 47 2.1.8.4 Kolam Uji Aero - Hidrodinamik Towing tank ( tangki penarik) untuk Uji karakteristik hidrodinamika untuk pesawat terbang air ( amphibi), juga untuk menentukan sifat pengambangan dari rancang bangun suatu pesawat terbang Fasilitas Toblade Tank di Pusat Aero-hydrodinamik Tsagi, Moskow Rusia Fasilitas Towing Tank di Laboratorium Hidrodinamika Indonesia di BPPT, Surabaya Uji take off kapal berblade, WiSE BPPT / PTDI