Analisis Airfoil Double-Slot Flap LS(01)-0417 MOD Dengan Airfoil Tanpa Flap Nasa SC(2) 0610

Abstract

Kestabilan pesawat terbang ditentukan oleh desain airfoil sayap dan ekor. Perbedaan kecepatan aliran udara antara permukaan atas dan bawah airfoil menghasilkan perbedaan tekanan sehingga akan memberikan gaya angkat (lift) pada sayap. Perbedaan tekanan udara pada permukaan sayap dinyatakan dengan pressure coefficient (C ), yaitu perbedaan tekanan statik lokal dengan tekanan statik aliran bebas. Koefisien lift (C l p ) adalah rasio antara gaya angkat (lift) dengan tekanan dinamis. Peningkatan angka C sebesar 20,4% pada riset sebelumnya diperoleh berdasarkan simulasi penambahan flap. Tujuan penelitian ini adalah membandingkan hasil simulasi airfoil double slot flap LS(01)-0417 MOD dengan airfoil NASA SC(2) 0610 yang tanpa flap dan mencari korelasi antara sudut serang (α) dengan koefisien lift (C L ).Metodologi penelitian dilakukan dengan simulasi Computational Fluid Dynamic (CFD). Hasil penelitian dapat disimpulkan bahwa koefisien lift C l untuk airfoil double slot flap LS(01)-0417 MOD menghasilkan C L = 1,498 sedangkan dengan sudut serang α = 16 o sedangkan airfoil NASA SC(2) 0610 tanpa flap memiliki nilai C L = 1,095 dengan sudut serang 13 .