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

PENDAHULUAN

Airfoil merupakan potongan melintang dari sebuah sayap pesawat terbang. Airfoil memiliki panjang yang disebut chord length, permukaan atas, permukaan bawah, titik terdepan airfoil disebut leading edge, titik paling belakang disebut trailing edge, camber line menunjukan kelengkungan suatu airfoil, dan sudut relatif antara airfoil dengan tanah disebut angle of attack (AoA). Ada banyak jenis dan bentuk airfoil, salah satu standar yang mengatur bentuk airfoil adalah NACA (National Advisory Committee for Aeronautics).

Saat mendesain sayap pesawat terbang diperlukan memilih jenis airfoil yang tepat. Maka dari itu diperlukan simulasi 2D airfoil untuk melihat lift coefficient (Cl), drag coefficient (Cd), skin friction coefficient (Cf), dan pressure coefficient (Cp). Pada tulisan kali ini penulis akan mensimulasikan NACA0012 airfoil dengan memvariasikan angle of attack mulai dari 0°, 10°, 15°. Hasil yang akan didapat adalah seluruh koefisien yang sudah disebut di atas.

Simulasi kali ini bersifat validasi. Penulis akan membandingkan hasil simulasi dengan hasil eksperimen. Studi kasus ini berdasarkan NASA Turbulence Case yang bisa diakses pada bagian bawah halaman ini.

PRE-PROCESSING

Gambar 3 menunjukan bentuk NACA0012 yang sudah dinormalized dengan chord length. NACA0012 merupakan tipe airfoil yang simetris. Artinya airfoil memiliki ketebalan dan kelengkungan yang sama pada bagian atas dan bawah. NACA0012 yang akan disimulasi memiliki chord length 1 m. Airfoil yang disimulasi memiliki zero geometric angle of attack. Hal ini bertentangan dengan tujuan simulasi kita yaitu variasi angle of attack. Tujuan digunakan zero geometric angle of attack ini adalah agar pembuatan structured mesh menjadi mudah. Untuk variasi angle of attack bisa diganti arah dari anginnya pada saat langkah setup.

Domain yang digunakan adalah C-Domain. Permukaan dari C-domain ini harus dibagi menjadi beberapa bagian agar tercipta structured mesh. Gambar 4 menunjukan C-domain dibagi menjadi 7 permukaan (ada satu permukaa kecil dari trailing edge menuju outlet).

Dalam simulasi aerodinamika diperlukan membuat mesh yang padat/banyak menuju objek. Untuk mencapai tujuan mesh seperti itu, pertama digunakan edge sizing dengan Bias Factor. Bias factor akan membuat mesh menjadi padat pada arah tertentu dan renggang pada arah sebaliknya. Gambar 5 menunjukan garis mana yang perlu diberi edge sizing dan gambar tersebut juga menunjukan arah dari Bias Factor.

Selanjutnya diberi edge sizing pada airfoil wall agar mesh disekitar airfoil menjadi padat. Pada bagian depan juga perlu diberi edge sizing. Agar tercipta hexahedral structured mesh maka perlu digunakan Face Meshing. Hasil mesh yang tercipta bisa dilihat pada gambar 10. Mesh akan padat menuju airfoil dan renggang menjauhi airfoil. Hal ini bertujuan karena disekitar objek akan terdapat banyak pressure gradient dan velocity gradient. Untuk mendapatkan gradient tersebut perlu membuat mesh lebih padat pada daerah yang banyak mengalami gradient.

Domain perlu diberi naming selection agar solver (Fluent) tau dimana posisi inlet, outlet, dan wall. Garis airfoil perlu diberi nama, dalam konteks ini permukaan atas diberi nama upper wing dan permukaan bawah diberi nama lower wing. Hal ini bertujuan agar kita bisa mendapatkan koefisien (Cd, Cl, Cp, Cf) pada wall tersebut.

SETUP

Menurut laman NASA turbulence case, kecepatan udara memiliki Mach number 0.15 dengan temperature 540 Rankine (300 Kelvin). Ini setara dengan kecepatan angin 52 m/s. Karena Mach number < 0.5 (subsonic) maka bisa dikatakan udara bersifat incompressible. Kita bisa menggunakan pressure-based solver. Model turbulent yang digunakan adalah k-omega SST karena model tersebut bisa memodelkan secara akurat aliran di upstream dan mendekati wall. Karena udara bersifat incompressible maka densitas dan viskositas udara bernilai konstan.

Angle of attack diatur pada velocity inlet. Velocity specification method diganti menjadi magnitude and direction. Pada arah x diganti menjadi cos(angle of attack) dan arah y sin(angle of attack). Agar bisa mendapatkan nilai Cd, Cl, Cf, dan Cp yang akurat maka perlu mengaktifkan reference value. Pada report definition, force vector x dan y diganti sesuai dengan angle of attack. Untuk Cd force vector x menjadi cos(angle of attack) dan force vector y sin(angle of attack). Untuk nilai Cl force vector x -sin(angle of attack) dan force vector y cos(angle of attack).

POST-PROCESSING

Semakin meningkatnya angle of attack maka akan memperbesar kemungkinan udara akan mengalami separasi. Separasi dapat terlihat jelas pada angle of attack 15°, separasi akan menciptakan wake region. Wake region ini berisi pusaran udara kecil yang menyebabkan drag coefficient bertambah. Semakin besar wake region ini maka airfoil bisa kehilangan gaya angkat atau biasa disebut stalling.

Karena airfoil bersifat simetris maka pada angle of attack 0° tidak terdapat perbedaan tekanan atau dengan kata lain gaya angkatnya 0. Hal ini bisa dilihat pada gambar 20. Airfoil mulai ada perbedaan tekanan ketika AoA > 0°.

Pressure coefficient didefinisikan sebagai perbedaan tekanan pada titik tertentu dengan tekanan atmosfer (101325 Pa) dibagi dengan tekanan dinamis. Terlihat jelas (gambar 21) bahwa semakin besar AoA maka perbedaan tekanan antara permukaan atas dan bawah semakin besar. Jika kita lihat pada AoA 10°, permukaan bawah memiliki Cp positif dan permukaan bawah memiliki Cp negatif. Cp negatif menunjukan bahwa tekanan di titik tersebut lebih rendah dari tekanan atmosfer. Pada bagian atas airfoil mengalami suction pressure sehingga airfoil mengalami gaya angkat.

Skin friction coefficient didefinisikan sebagai shear stress pada titik tertentu dibagi dengan tekanan dinamis. Nilai Cf yang besar menandakan bahwa viscous drag yang dialami objek semakin besar.

Pada simulasi airfoil NACA0012 kali ini dapat dilihat pada hubungan Cl dan Cd terhadap AoA bersifat linear. Nilai Cl dan Cd akan meningkat seiring juga meningkat AoA. Pada AoA tertentu airfoil akan kehilangan gaya angkatnya. Fenomena ini disebut stalling. Stalling disebabkan karena udara terseparasi sepenuhnya dari airfoil. Stalling pada airfoil ini terjadi di AoA sekitar 18°.

Dari semua grafik yang penulis lampirkan menunjukan bahwa simulasi yang penulis lakukan sudah cukup akurat dan sesuai dengan hasil eksperimen.

Referensi

Detail studi kasus (geometri, boundary condition, hasil eksperimen) : https://turbmodels.larc.nasa.gov/naca0012_val.html 

Pembuatan airfoil dapat menggunakan Airfoil Tools Generator : http://airfoiltools.com/ 

McCroskey, W. J., “A Critical Assessment of Wind Tunnel Results for the NACA0012 Airfoil,” AGARD CP-429, July 1988

Abbott, I. H. and von Doenhoff, A. E., “Theory of Wing Sections,” Dover Publications, New York, 1959

Ladson, C. L., “Effects of Independent Variation of Mach and Reynolds Numbers on the Low-Speed Aerodynamic Characteristics of the NACA 0012 Airfoil Section,” NASA TM 4074, October 1988

Ladson, C. L., Hill, A. S., and Johnson, Jr., W. G., “Pressure Distributions from High Reynolds Number Transonic Tests of an NACA 0012 Airfoil in the Langley 0.3-Meter Transonic Cryogenic Tunnel,” NASA TM 100526, December 1987