Penulis: Riqy Rizqyandra – CAE Engineer PT Optimaxx Prima Teknik (2023)

PENDAHULUAN

Missile merupakan senjata jarak jauh berkecepatan supersonic. Dalam mendesain missile diperlukan sebuah koefisien aerodinamika seperti axial coefficient (Ca), normal coefficient (Cn), dan moment coefficient (Mx) untuk menentukan stabilitas missile. 3 koefisien tersebut diperlukan menentukan stabilitas missile agar missile bisa tepat sasaran mengenai target.

Tulisan ini merupakan lanjutan simulasi mengenai aliran supersonic. Sebelumnya penulis sudah pernah membahas nozzle supersonic. pembakaran supersonic, dan inlet supersonic. Pada tulisan kali ini penulis ingin berfokus pada external flow aliran supersonic. Tujuan dari simulasi ini untuk mencari koefisien aerodinamika missile dengan variasi angle of attack. Hasil dari shockwave yang tercipta akan dibandingkan dengan hasil schieleren image seperti pada gambar 1.

PRE-PROCESSING  

Fluid domain pada simulasi kali ini menggunakan body of influence (BOI). Terdapat 2 body of influence yaitu di sekitar missile dan di belakang missile (daerah wake). BOI digunakan untuk membuat dalam pembuatan mesh agar mesh pada daerah BOI tersebut memiliki jumlah mesh lebih kecil. Pada simulasi kali ini digunakan polyhedral mesh dilengkapi dengan boundary layer mesh pada permukaan missile.

SETUP

Settingan kurang lebih sama seperti simulasi supersonic sebelumnya, yang membedakan adalah pada bagian inlet. Nilai tekanan dan temperature berdasarkan nilai yang digunakan pada referensi journal di bawah. Untuk mengetahui 3 koefisien aerodinamika diperlukan pengambilan data berupa gaya longitudinal (gaya yang searah dengan arah fluida), gaya normal (gaya tegak lurus aliran), dan momen pada arah sumbu x. Pada saat memasukan momen report definition, diperlukan memasukan koordinat yaitu moment center. Moment center merupakan titik pusat dimana missile berputar. Moment center ditentukan dari desain missile tersebut. Nilai moment center ini dapat memengaruhi stability dan controllability dari missile.

POST-PROCESSING

Berdasarkan 3 kontur di atas, shockwave yang tercipta pada bagian nose dan sayap cukup tercapture dengan baik. Berdasarkan hasil kontur tekanan jika angle of attack bernilai positif maka akan menghasilkan lift ke arah +y. Lift ini akan menghasilkan momen bernilai negatif (ke arah -x).

Hasil gaya dan momen dapat dilihat pada gambar 11. Nilai tersebut digunakan untuk menghitung koefisien aerodinamika seperti Ca, Cn dan Cm. Untuk mencari ketiga koefisien tersebut dapat menggunakan persamaan seperti gambar 12. Nilai Ca menunjukan gaya hambat yang dialami oleh missile. Gaya hambat ini diperlukan untuk mencari berapa thrust yang diperlu dihasilkan oleh missile. Nilai Cn menunjukan lift force/downforce yang dihasilkan oleh missile. Cn memberi tahu seberapa stabil missile, nilai tersebut menentukan apakah missile akan mengarah ke atas atau ke bawah. Nilai Cm menunjukan orientasi nose up atau nose down. Nilai Cm besar menunjukan kecenderungan missile untuk mengalami nose up (Hidung missile mengarah ke atas). Simulasi ini juga dibandingkan dengan eksperimen sesuai dengan referensi journal di bawah. Hasil koefisien vs angle of attack dapat dilihat pada grafik di bawah.

Referensi

A. B. Blair,Jr. et al., Effects of tail-fin span on stability and control characteristics of a canard-controlled missile at supersonic Mach numbers, NASA technical paper 2157, 1983