Simulasi aliran lewat aerofoil dengan "Slotted Flap" menggunakan metode Vorteks

GUNADI, Gun Gun Ramdlan, Ir. Sutrisno, MSME.,Ph.D

2005 | Tesis | S2 Teknik Mesin

Sebagai analisa awal, simulasi numerik pada aerofoil punya keuntungan lebih dalam menghemat waktu dan biaya dibanding dengan menggunakan eksperimen langsung. Variasi kondisi aliran dan geometri dapat diatur dengan mudah untuk mendapatkan hasil yang diingikan. Titik grid dihasilkan dengan pembangkitan grid eliptik, dalam hal ini grid ranah fisis ditransformasikan menjadi grid ranah komputasi. Demikian pula persamaan aliran ditransformasikan menjadi ranah komputasi. Metode vorteks dengan diskritasi Line Gauss-Siedel dan ADI digunakan untuk menyelesaikan persamaan aliran. Untuk menyederhanakan persoalan dari tiga dimensi menjadi dua dimensi, aerofoil dianggap memiliki panjang tak hingga. Penelitian dilakukan dengan membandingkan hasil simulasi dengan hasil pengujian untuk mengetahui akurasi simulasi, hingga dapat digunakan sebagai analisa awal dalam sebuah penelitian. Metode vorteks diharapkan mampu menyelesaikan permasalahan aliran disekitar aerofoil NACA 4-digit, serta dengan penambahan variasi flap di bagian belakang aerofoil, dengan akurasi yang baik. Hasil simulasi menunjukan pada Re rendah simulasi memiliki akurasi yang baik. Penambahan flap pada aerofoil menunjukan koefisien gaya angkat plain flap lebih besar 20,4% dibanding tanpa flap atau dengan flaperon, diikuti kenaikan koeffisien gaya seret seiring bertambahnya sudut serang hingga 13,4% pada sudut serang 18°. Flaperon memiliki keleluasaan kontrol karena sudut flap tidak mempengaruhi karakteristik airfoil sayap.

As a pre analysis, numerical simulation at airfoil more cheap and efficient compared to experiment, because flowfield and geometrical conditions can be managed easily to get the results. Elliptic grid generation transform the physical domain to computational domain. Flowfield equations transformed to computational domain too. Vortex methods with line Gauss-Siedel and ADI iteration used to get flowfiled equations. Airfoil assumed infinite to breaks problem from three dimensional to two-dimensional flow. This numerical simulation research verify by experiments result to get accuration, so it can get as a pre analyze in research. The vortex method examines flowfield of the NACA four-digit airfoil, adding the flap variations. Results from this study suggest that at low Re this simulations have good accuration. Lift coefficient of plain-flap bigger 20.4% compared to without flap or with flaperon, followed by increase of lift coefficient along increasing angle of attack till 13,4% at angle of attack 18°. Flaperon have facility of control because angle of flap do not influence characteristic of wing.

Kata Kunci : Teknik Mesin,Aerodinamika,Simulasi Numerik,Aerofoil,Metode Vorteks, physical domain, transformed, computational domain