Uji Aerodinamik Model Kapal BersayapAuWing in .
(Iskendar et al.
UJI AERODINAMIK MODEL KAPAL BERSAYAP AuWING IN SURFACE EFFECTAy SEBAGAI INPUT KAJIAN GERAK
PLANNING MENJELANG TAKE-OFF
Iskendar*).
Farid Widodo**).
Taufiq Mulyanto***).
Paulus Indiyono****) *) Perekayasa Pusat Teknologi Industri dan Sistem Transportasi.
Kedeputian TIRBR.
BPPT, e-address : ken@ceo.
**) Perekayasa UPT.
Laboratorium Aero-Gasdinamika dan Getaran.
Kedeputian TIRBR.
BPPT, e-address : lagg@idola.
***) Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara.
Kelompok Keahlian Desain.
Operasi dan Perawatan Pesawat Terbang.
ITB e-address : taufiq.
mulyanto@ae.
****) Fakultas Pascasarjana Teknologi Kelautan.
PPS-ITS, e-address : paul@oe.
ABSTRACT
This paper describes aerodynamic tests .
ind tunnel test.
for a model of Wing in Surface Effect Craft 8 seater.
WiSE-8.
The tests were conducted at UPT-Laboratorium Aero Gasdinamika dan Getaran (LAGG)-BPPT.
PUSPIPTEK.
Serpong, to determine the performance of the lift and pre-take off craft conditions.
This craft model with scale of 1:6 was tested with rigid body - upside up - power off method.
The profile of craft wing model was aerofoil form.
Clark-Y.
The craft model test with complete configuration (Wing-Body-Pontoon-Nacelle-Tai.
was carried out with the following parameters: wind speed of 20, 30, 40, and 50 m/sec, angle of attack of -6 to 18 degree, yaw angle of 0 degree, ground board height 0-1 m .
n respect to prototype value of 0-6 .
Meanwhile, the tests of air flow visualization were carried out by using wool tuft at speed of 40 m/sec.
The result of wind tunnel test consisting of CL.
CD.
CM, and CL/CD was validated by theoritical calculation using Vortex Lattice Method (VLM) and Datcom software.
Then this result was evaluated and extrapolated to predict the movement of WiSE-8 in the pre take off performance condition, especially in the longitudinal direction.
Key words: WiSE-8 seaters.
Wind tunnel test.
Lift coefficient.
Drag coefficient.
Moment
Lift drag ratio, and take off
ABSTRAK
Makalah ini menyampaikan hasil uji aerodinamik .
ind tunnel tes.
kapal bersayap dengan teknologi wing in surface effect (WiSE) 8 tempat duduk yang di antaranya untuk mengetahui kinerja lift menjelang take off.
Tes dilakukan di UPT Ae Laboratorium Aero Gasdinamika dan Getaran (LAGG) Ae BPPT.
PUSPIPTEK.
Serpong.
Uji terowongan angin model kapal bersayap dilakukan dengan metodologi rigidly body Ae upside up - power off.
Model uji kapal bersayap dengan profil aerofoil sayap Clark Y mempunyai ukuran skala 1: 6 dari konfigurasi geometrik prototip skala penuh.
Uji dilakukan dengan konfigurasi penuh (Wing-Body-Ponton-Naccele-Tai.
, kecepatan angin V = 20, 30, 40, dan 50 m/det.
sudut serang model, = -6A s.
d 18A.
sudut yaw maksimum 4A, ke arah negatif maupun positif.
ketinggian ground board 0 s.
d 1 m .
kivalen dengan ketinggian atau jarak yang sesungguhnya antara 0 s.
d 6 .
sedangkan pengujian visualisasi aliran udara dilakukan dengan menggunakan wool tuft pada kecepatan V = 40m/det.
Hasil uji terowongan angin divalidasi dengan perhitungan teoritis menggunakan Vortex Latice Method (VLM) dan perangkat lunak Datcom.
Hasil uji terowongan angin selanjutnya digunakan untuk memprediksi gerak kapal bersayap WiSE-8 tempat duduk menjelang take off, melalui ekstrapolasi.
Kata kunci: Kapal bersayap WiSE-8 tempat duduk.
Uji terowongan angin.
Koefisien lift.
Koefisien drag.
Koefisien momen.
Rasio lift terhadap drag, take off Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
8 No.
1 Juni 2010:1-11 PENDAHULUAN Uji terowongan angin kapal bersayap teknologi WiSE dilakukan aerodinamik yang terdiri dari body .
sayap dan ekor .
ertical tail plane - VTP dan horizontal tail plane HTP) yang melekat di body dan diperlukan bagi pemenuhan lift gerak kapal bersayap tersebut, terutama di saat menjelang take off dan terbang layar dengan surface effect.
Kapal bersayap teknologi WiSE kapasitas 8 tempat duduk saat ini sedang dikaji BPPT bekerjasama dengan ITB.
ITS.
PT.
CBI,
Djubair OD.
BKI, dan Direktorat Jenderal Perhubungan Laut.
Teknologi Wing in Surface Effect (WiSE) merupakan teknik pemanfaatan efek pemampatan udara permukaan yang terjadi pada objek benda terbang Fenomena efek permukaan dipertahankan dengan menjaga ketinggian terbang tetap rendah (Delhaye H.
, 1997.
WiSE.
Tim LPPM-ITB 2005.
Wolf W.
de, 2.
Tantangannya terletak pada penentuan konfigurasi wahana yang aerodinamik komponen seperti sayap, badan, dan ekor yang membuat wahana mempertahankan ketinggian terbangnya (Wolf W.
de, 2.
Karena ketinggian terbang yang rendah maka variasi ketinggian harus dijaga secara sangat hati-hati.
Untuk itu perlu memilih rekayasa bentuk profil wahana baik profil sayap maupun ekor yang tepat (Collu M.
Patel M.
Trarieux F.
, 2.
Teknologi ini diterapkan pada kapal yang dilengkapi dengan sayap dan ekor Gambar 1-1.
Gambar 1-1: Konfigurasi WiSE-8, sebuah dengan sayap dan ekor Bentuk lambung body .
kapal bersayap dipilih mempunyai tipe dasar rata berstep .
tephull - planning craf.
(Husa B.
, 2.
, sedangkan bentuk sayap dipilih tipe shouldered reverse delta (LAGG, 2004.
WiSE.
Tim LPPM-ITB, 2.
, yang kesemuanya ditujukan untuk memenuhi luas permukaan dasar bagi kebutuhan daya angkat hidrodinamik maupun aerodinamik, sehingga pada kecepatan dimana gaya angkat Ou berat kapal, kapal bergerak terangkat dari permukaan air dan take off.
Khususnya untuk gerak kapal di air menjelang take off sering kita sebut dengan gerak AuplanningAy.
Kinerja gerak planning kapal bersayap ini diperoleh melalui uji tarik Untuk WiSE-8, uji tarik dilakukan di UPT-BPPH (Balai Penelitian dan Pengkajian Hidrodinamik.
BPPT, di Surabaya (Indonesian Hydrodynamic Laboratory Ae IHL, 2.
Dalam upaya menghindari gerak sticking .
erak heave negatif, kapal tidak terangkat dari permukaan ai.
ataupun porpoising .
abungan gerak heave dan pitch, kapal melompat-lompat bagaikan lumba-lumb.
di dalam gerak planning perlu gaya lift hidrodinamik dan aerodinamik yang seimbang (Faltinsen , 2005.
Husa B.
, 2000.
Martin M.
bersayap take off, dimana menjelang take off gaya angkat dan tahanan hidrodinamik menuju angka nihil, sedangkan gaya lift aerodinamik dan efek permukaan air meningkat dan Uji Aerodinamik Model Kapal BersayapAuWing in .
(Iskendar et al.
mampu melanjutkan mengangkat kapal bersayap ini untuk terbang dengan efek permukaan dengan baik sebagaimana ditunjukkan dalam kurva hipotetik tahanan kapal dan gaya angkat aerodinamik vs kecepatan pada Gambar Gambar 1-3: Rencana umum dimensi pandangan atas bentuk sayap dan ekor (WiSE Tim LPPM-ITB, 2.
Gambar 1-2: Kurva hipotetik karakteristik gaya angkat dan tahanan .
kecepatan kapal bersayap Kapal bersayap WiSE-8 dirancang untuk dapat terbang layar dengan baik dan lift off pada kecepatan 55 knot, berat maksimum awal terbang (MTOW Maximum Take Off Weigh.
3200 kg dan terbang layar dengan surface effect pada kecepatan 80 knot (WiSE.
Tim LPPMITB, 2.
Untuk requirements and objective sebagaimana tersebut di atas, sayap WiSE-8 dipilih fixed wing, shouldered reverse delta dengan luas sayap 64 m2, wingtip 2 X 5,72 m2 dan bentuk aerofoil Clark Y.
Ekor vertikal dengan sudut pasang 46A .
ack-swee.
mempunyai luas 2 X 9,9 m2, sedangkan ekor horisontal mempunyai luas 16,07 m2 (Gambar 1-.
Bentuk aerofoil baik ekor vertikal maupun horisontal digunakan NACA 0012 (Abbot I.
, & Doenhoff Von, 1959.
Katz J.
& Plotkin A.
WiSE Tim LPPM-ITB, 2.
Untuk dapat memberikan data kinerja bentuk dan ukuran kapal bersayap sebagaimana tersebut di atas dilakukan uji model, baik dari aspek maupun aerodinamik.
Berkaitan dengan uji terowongan angin, makalah ini menyampaikan aspek aerodinamik hasil uji model kapal bersayap pada fasilitas wind tunnel ILST UPT Ae LAGG.
BPPT, di Serpong Jakarta, yang dibutuhkan bagi perancangan kapal bersayap WiSE-8, di antaranya untuk input kajian hidrodinamik gerak planning arah longitudinal menjelang kapal bersayap take off.
Dengan sasaran bahwa dalam proses take-off dapat berkinerja stabil terhindar dari peristiwa sticking dan porpoising.
METODOLOGI
Metodologi uji terowongan angin model kapal bersayap WiSEAe8 untuk input kajian gerak planning menjelang take off dilakukan dengan mengikuti standar pengujian UPT-LAGG BPPT.
Sebagai catatan bahwa gerak planning menjelang take off mempunyai kriteria arah gerak yang lurus dan longitudinal.
Hasil uji selanjutnya dibandingkan dengan hasil perhitungan numerik berdasarkan Vortex Lattice Method - VLM (WiSE Tim LPPM-ITB, 2.
dan Datcom (WiSE Tim LPPM-ITB, 2.
Secara Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
8 No.
1 Juni 2010:1-11 dijelaskan pada butir-butir berikut ini.
1 Notasi CD = koefisien drag = koefisien lift CM = koefisien momen CLmax = koefisien lift maksimum = gaya angkat lift .
N) = gaya drag udara yang timbul .
N).
= kecepatan .
/de.
= sudut serang .
= kerapatan masa udara = 1,164 kg/m3.
= luas permukaan lifting surface .
2 Model Uji Berdasarkan geometrik kapal bersayap WiSE-8, dan menyesuaikan dengan fasilitas uji terowongan angin di UPT-LAGG BPPT, model uji terowongan angin dibuat dengan skala 1 : 6.
Adapun data teknis kapal bersayap WiSE-8 secara rinci ditunjukkan dalam Tabel 2-1.
3 Set-Up Model Uji
Fasilitas uji utama UPT LAGG
BPPT
kecepatan rendah (Low Speed Wind Tunne.
mempunyai section terowongan tengah dengan panjang total 67.
5 m, lebar 18 m, dan mempunyai ketinggian 5.
5 m di atas tanah.
Ukuran penampang lintang ruang uji .
est sectio.
4 m X 3 m, panjang 10 m, lihat Gambar 2-1 (LAGG.
Gambar 2-1: Fasilitas terowongan angin
UPT-LAGG-BPPT
(LAGG,
Di ruang uji model WiSE-8 External Balance dengan menggunakan wing strut.
Bagian ujung wing strut terdapat bayonet yang berhubungan langsung dengan bagian wing model.
Dengan adanya bayonet, ketinggian wing kanan dan kiri dapat diatur sedemikian rupa sehingga wing kanan dan kiri tersebut mempunyai ketinggian yang sama.
Model uji ditempatkan tepat berada di tengah test section, sehingga mempunyai jarak yang sama ke dinding test section sebelah kiri maupun kanan.
Hal ini dilakukan dengan mengatur posisi wing strut yang terpasang pada External Balance.
Tabel 2-1: DATA
TEKNIS
BERSAYAP WiSE-8
Geometri Unit
Sayap
Luas Aspect
Ratio
Taper Ratio
Sudut
Dihedral MAC
Lebar
Sayap
Chord Root
Chord Tip
Airfoil
64,00
KAPAL
Ekor
Ekor
HAosontal VAotikal 16,07 9,90 2,00 0,20 5,96 1,00 0,99 0,56 -14,60 53,00 6,35 1,64 1,62 11,32 7,44 1,49 9,80 1,64 1,64 NACA
CLARK Y
Lambung Kapal (Fuselag.
3,13 2,00 2,00 NACA
Panjang 13,28 Lebar
1,90
Karena untuk uji ini dipasang pengujian dipilih upside-up, sehingga bayonet dihubungkan dengan bagian upper wing, dan dihubungkan ke wing strut, juga dihubungkan ke External balance melalui pitching wire.
Pitching wire dipasang di bagian nose model untuk pengaturan sudut serang ().
Model diberi preload yang dibebankan melalui preload wire.
Besarnya preload bervariasi, sesuai konfigurasi model.
Pada pengujian ini, preload maksimum diambil sebesar 250 kg.
Uji Aerodinamik Model Kapal BersayapAuWing in .
(Iskendar et al.
Permukaan air atau ground dimodelkan dengan ground board yang diletakkan di bawah model dan dapat diatur ketinggiannya terhadap dasar model uji.
Pengaturan jarak model dengan menaikturunkan ground board dari bawah test section, dan dilakukan pada saat wind off.
Luas ground board mendekati luas test section, .
Di dalam model uji dipasang QFlex yang berfungsi untuk mengukur Dengan adanya Q-Flex, pengukuran sudut serang dapat dilakukan dengan akurat, karena langsung diukur pada modelnya, tidak melalui -mechanism yang terpasang di External Balance.
SetUp pemasangan model uji di test section selanjutnya dapat dilihat pada photo dokumentasi Gambar 2-2.
Konvensi arah gaya dan momen, serta arah sudut diambil seperti Gambar 2-3 di atas.
Sudut serang () didefinisikan sebagai sudut antara garis body .
ody axi.
dengan arah angin.
Besaran h .
didefinisikan sebagai jarak antara titik terbawah model terhadap ground board pada sudut serang = 4A (LAGG, 2.
4 Akuisisi dan Koreksi Data Persamaan perhitungan koefisien lift (CL), koefisien drag (CD), dan koefisien momen (CM) dalam uji aerodinamik adalah sebagai Koefisien lift:
Koefisien tahanan udara .
Koefisien momen:
Besaran momen (M) dihitung terhadap titik putar pada posisi titik 25% dari rata-rata panjang cord sayap (MAC).
Tekanan dinamik:
Ground Board Gambar 2-2: Tes-setup aerodinamik (LAGG, 2.
Alignment terhadap pemasangan model uji dilakukan dengan menggunakan theodolite dan inclinometer.
Dengan demikian, model terpasang dengan tepat di tengah test section.
Dalam pengolahan data hasil uji koreksi, yang .
eight correctio.
, koreksi angka nihil .
ero correctio.
, koreksi pengaruh interferensi .
unnel interference correctio.
, ditambah dengan koreksi strut .
are-force correctio.
yang dilakukan secara offline di akhir pengujian (LAGG, 2006.
Sariman, 2005.
Vries.
1 Koreksi berat (Weight correctio.
Gambar 2-3: Bagan arah (LAGG, 2.
Selama digerakkan dengan beberapa posisi sudut serang , di mana setiap posisi sudut serang ini akan mengubah lokasi titik berat model, beban preload, dan pusat titik berat -segment dari external balance terhadap pusat balance.
Hal ini Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
8 No.
1 Juni 2010:1-11 mengubah hasil pengukuran pitching moment, yang bukan disebabkan oleh gaya aerodinamis.
Koreksi ini dilakukan dengan pengujian tanpa angin.
Data yang diperoleh dari setiap perubahan digunakan untuk mengkoreksi data pengujian yang sebenarnya pada yang 2 Koreksi (Zero Koreksi ini dilakukan pada proses off-line dan setelah suatu pengujian selesai dilakukan.
Ada pembacaan zero pertama dan kedua di setiap uji, dimana terletak di antaranya.
Pengukuran zero pembacaan tiap instrumen sebelum dan sesudah uji dilakukan, dengan kondisi tanpa angin.
Pada pengolahan data offline, setiap data point dikoreksi terhadap sebuah nilai koreksi zero, yang sama dengan (Ro2Ro.
/(Mc2Mc.
dimana Ro2 dan Ro1 adalah pembacaan data pada zero kedua dan pertama, sedangkan Mc2 dan Mc1 masing-masing adalah jumlah siklus pengukuran dari zero kedua dan 3 Koreksi pengaruh interferensi (Tunnel Wall Interference Correction.
Koreksi pengaruh interferensi
dinding terowongan angin dilakukan dengan pendekatan rumus sebagai - Koreksi aliran yang mendekati sayap
OI =
di mana C1 adalah faktor interferensi - Koreksi aliran yang mendekati Ekor Horisontal (HTP).
OI = A di mana C8 adalah koefisien tail pitch angle interference.
- Koreksi Drag CD = CDAow cos .
CLAow sin .
- Koreksi momen pitching awal iCM1 = C7 A CLAow di mana C7 adalah faktor koreksi momen pitching awal.
- Koreksi momen pitching kedua iCM2 = C10 A CLAow di mana C10 adalah faktor koreksi momen pitching kedua.
- Koreksi Lift akibat adanya ekor iCL = - C9 A .
h - .
di mana C9 adalah koefisien koreksi 4 Koreksi (Tare Hasil pengujian dikoreksi terhadap gaya-gaya tare .
aya-gaya aerodinamik yang dihasilkan akibat dari sebagian strut terkena aliran udar.
Gaya tare pada wing struts diukur tanpa model di dalam seksi uji, pada kecepatan angin 50 m/det.
Pengukuran tare dilakukan pada setiap variasi sudut dalam pengujian ini.
Pada setiap variasi uji, nilai direkam pembacaannya pada external balance, kemudian dipergunakan untuk uji yang sebenarnya.
Tare correction setiap nilai hasil pengujian ini dilakukan dengan mengurangi nilai pembacaan uji yang sebenarnya di external balance atas tare measurement 5 Program Pengujian Pengujian yang diperlukan bagi input kajian gerak planning kapal parameter koefisien lift (CL), koefisien drag (CD), dan koefisien momen (CM) berdasarkan ketinggian terbang .
dan beberapa sudut serang () kapal bersayap WiSE-8 dalam konfigurasi Dengan demikian program uji terowongan angin yang diamati adalah mencakup hal-hal sebagai berikut (LAGG, 2.
C Uji dengan konfigurasi penuh, atau dengan konfigurasi WBPNVH, dimana :
W : Wing B : Body P : Pontoon N : Naccele V : Vertical Tail Plane Uji Aerodinamik Model Kapal BersayapAuWing in .
(Iskendar et al.
Untuk WBNPVH, pengujian dilakukan dengan kecepatan angin 30 m/det, dimana kedua jenis pengujian tersebut dilakukan dengan kesamaan variasi dan h.
Pengambilan data pengamatan aliran udara secara visual dilakukan dengan menggunakan wool tuft juga dilakukan pada konfigurasi WBNPVH.
Hasil uji selanjutnya dibandingkan dengan hasil analisis VLM dan Datcom serta diekstrapolasi untuk input kajian hidrodinamik pada gerak planning (Indonesian Hydrodynamic Laboratory Ae IHL, 2008.
Katz J.
& Plotkin A.
, 2.
HASIL UJI DAN PEMBAHASAN
Hasil pengujian disajikan dalam bentuk grafik, berdasarkan uji konfigurasi penuh (WBPNVH) sebagaimana ditulis berikut ini.
1 Konfigurasi Configuratio.
Penuh (Full Untuk disajikan grafik CL vs .
CD vs .
Cm vs , serta CL/CD vs dengan berbagai variasi ketinggian h= 0 s.
d 6 m, seperti ditunjukkan pada Gambar 3-2 s.
d 3-5.
2 Validasi VLM - Datcom Variasi Ketinggian Hasil divalidasi menggunakan Vortex Latice Method - VLM .
ntuk wing alone Ae lihat Gambar 3-.
dan Datcom (WiSE Tim LPPM-ITB 2005.
WiSE Tim LPPM-ITB.
Hasil perbandingan parameter CL vs h.
Cd vs h.
Cm vs h, dan CL/CD vs h .
pada = 4A dimana pada sudut serang ini terjadi harga CL/CD maksimum, ditunjukkan oleh kurva pada Gambar 3-7.
Sedangkan kurva dalam Gambar 3-8, masing-masing menunjukkan perbandingan parameter CL vs .
CD vs .
C m vs , serta CL/CD vs hasil perhitungan VLM dan hasil pengujian Wind Tunnel konfigurasi penuh pada ketinggian h = 0 m.
3-D Wing configuration Wing z-coordinate H : Horizontal Tail Plane C Kecepatan angin bervariasi.
V = 20, 30, 40, dan 50 m/det, yang selanjutnya harus diekstrapolasi ke kecepatan V = 3,11 s.
d 6,22 m/det sesuai dengan kecepatan uji tarik di towing tank UPTBPPH-BPPT di Surabaya.
C Sudut serang model , bervariasi dari 6A sampai dengan 18A atau maksimum disesuaikan dengan keadaan ground C Ketinggian ground board 0 s.
d 1 m .
kivalen dengan ketinggian atau jarak yang sesungguhnya antara 0 s.
d 6 .
C Pengujian aliran udara menggunakan Wool tuft pada kecepatan V = 40m/det Wing y-coordinate Wing x-coordinate Gambar 3-1: Model sayap 3 dimensi pada analisis VLM (-BPPT.
WiSE Tim LPPM-ITB, 2.
3 Ekstrapolasi untuk Input Kajian Hidro-dinamik
Untuk dapat digunakan dalam kajian karakteristik hidrodinamik hasil
uji terowongan angin perlu dilakukan ekstrapolasi, mengingat kecepatan uji
UPT-LAGG
Serpong, besarannya jauh di atas kecepatan uji tarik yang dilakukan di UPT-BPPH.
Surabaya.
Kecepatan angin terendah pada pelaksanaan uji terowongan angin WiSE-8 sebesar 30 m/det (LAGG, 2.
, sedangkan kecepatan tertinggi pada uji WiSE-8 di kolam hidrodinamika
6,22
m/det [Indonesian Hydrodynamic Laboratory Ae IHL, 2.
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
8 No.
1 Juni 2010:1-11 wool tuft pada konfigurasi WBNPVH.
V = 40 m/s, ketinggian model 50 cm dari ground board.
Aliran udara pada konfigurasi uji tersebut menunjukkan aliran yang smooth tidak ditemukan adanya aliran separasi .
ihat photo pada Gambar 3-.
Gambar 3-2: CL vs , konfigurasi penuh dengan variasi ketinggian h (LAGG, 2.
Gambar 3-3: CD vs , konfigurasi penuh dengan variasi ketinggian h (LAGG, 2.
Gambar 3-6: Visualisasi aliran dengan menggunakan wool tuft untuk konfigurasi WBNPVH.
V = 40 m/s, ketinggian model 50 cm dari ground board [(LAGG, 2.
5 Pembahasan 1 Karakteristik aerodinamik Gambar 3-4: Cm vs , konfigurasi penuh dengan variasi ketinggian h (LAGG, 2.
Gambar 3-5: CL/CD vs , konfigurasi ketinggian h (LAGG, 2.
4 Pengamatan Aliran Udara Pengamatan aliran udara secara visual dilakukan dengan menggunakan Karakteristik aerodinamik dalam besaran efisiensi CL/CD ditunjukkan dalam kurva di Gambar 3-7d dan Gambar 3-8d.
Hasil uji aerodinamik terdekat dengan permukaan air adalah pada ketinggian h = 0 m.
Pada ketinggian ini harga CL/CDmax terjadi pada C 4A, dimana harga CL/CD = 10,63.
CL = 0,67.
CD = 0,063.
CM = 0,035.
Pada sudut = 6A dan = 8A .
ihat Gambar 3-8.
menunjukkan harga CL/CD yang besar 10,59 dan 10,18, namun terdapat kecenderungan momen tukik yang negatif, sehingga gaya angkat kapal bersayap akan cenderung berkurang, sedangkan tahanan bertambah.
Hal ini perlu diimbangi dengan peningkatan gaya angkat oleh ekor horisontal atau elevator maupun ekor vertikal (HTP dan VTP).
Salah satu alternatif perlu modifikasi sudut pasang Htail 2A yang sebelumnya hanya dipasang dengan sudut Htail 1A.
Uji Aerodinamik Model Kapal BersayapAuWing in .
(Iskendar et al.
2 Kestabilan Kapal bersayap stabil statik (Cm < .
namun pada sudut serang = 0A s.
d 4A, kapal bersayap memiliki momen tukik positif yang menjadikan keadaan tidak seimbang, sehingga pada tersebut kapal bersayap hanya dapat diimbangi dengan elevator.
Sebagai catatan bahwa sudut serang trim tanpa ada intervensi dari elevator bervariasi antara 6o pada ketinggian 0 m sampai sekitar > 4o pada ketinggian di atas 3 meter atau kondisi free air .
erbang tanpa pengaruh CL pada = 4o
WTT
VLM
VLM
Datcom
Sudut serang () dalam derajat
CD pada h = 0 m
0,15
WTT
VLM
0,05
Datcom
WTT
Datcom CL pada h = 0 m Sudut serang () dalam derajat CM pada h = 0 m Ketinggian .
-0,1 0
-0,2
Datcom
-0,4
0,06
WTT
0,04
VLM
0,02
Datcom Sudut serang () dalam derajat CL/CD pada h = 0 m Ketinggian .
WTT
VLM
Datcom
CM pada = 4o
WTT
VLM
-0,3
CD pada = 4o
0,08
WTT
-0,1
VLM
-0,2
Sudut serang () dalam derajat Gambar 3-8: Karakteristik aerodinamik pada h = 0 m (LAGG, 2006.
WiSE Tim LPPM-ITB, 2005.
WiSE Tim LPPM-ITB, 2.
Ketinggian .
3 Validasi Metode Prediktif
CL/CD pada = 4o
40,00
30,00
WTT
20,00
VLM
10,00
Datcom
0,00
Ketinggian .
dalam m Gambar 3-7: Karakteristik aerodinamik pada =4A (LAGG, 2006.
WiSE Tim LPPM-ITB, 2005.
WiSE Tim LPPM-ITB, 2.
Hasil uji terowongan angin dan hasil prediksi menggunakan pendekatan VLM memiliki pola kecenderungan yang sama (Gambar 3-7 dan Gambar 3-.
Perbedaan maksimal sebesar 17,5 %.
Sedangkan antara VLM dengan Datcom memiliki perbedaan harga rata-rata yang cukup jauh .
,7% s.
56,4%).
Hal ini dimungkinkan terjadi, karena pada analisis VLM terdapat beberapa hal yang Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
8 No.
1 Juni 2010:1-11 perlu diketahui.
Pendekatan VLM dalam mensimulasikan ground effect dilakukan dengan teknik pencerminan sayap di bawah permukaan sayap yang bersangkutan .
irror analysi.
Di samping itu.
VLM tidak dapat mengestimasi drag tahanan kekentalan .
riction dra.
, sehingga hasilnya selalu lebih kecil dari yang sebenarnya.
Perhitungan VLM hanya ditujukan kepada sayap saja, tidak terhadap konfigurasi penuh, sebagaimana analisis dengan Datcom, sehingga harga momen yang timbul (CM) juga berbeda.
Sedangkan perangkat Datcom dalam perhitungan ground effect menggunakan pendekatan perhitungan empirik, dimana lebih tepat untuk analisis pesawat konvensional, yang mempunyai harga aspect ratio besar.
Estimasi drag di dalam Datcom juga berdasarkan data empirik pesawat transport dan misil.
Namun demikian jika diamati terhadap pola atau trend perubahan nilai parameter kesemuanya mendekati kesamaan (Gambar 3-7 dan Gambar 3-.
Sehingga hasil ini masih relevan untuk digunakan dalam prediksi gerak planning kapal bersayap.
4 Implementasi Karakteristik aerodinamik pada h = 0 m dan = 4A sebagaimana tersebut pada Gambar 3-7 merupakan harga yang paling dekat dengan gerak planning hidrodinamik kapal bersayap WiSE Ae 8, sehingga harga CL/CD = 10,63.
CL = 0,67.
CD = 0,063.
CM = 0,035
dijadikan input bagi analisis kinerja planning hidrodinamik menjelang takeoff.
Sehingga berdasarkan harga CL.
CD, dan CM ini, dan untuk kecepatan gerak planning antara 3,11 m/det sampai dengan 6,22 m/det, harga MTOW = 3200 kg, dan luas lifting surface (S) = 99,87 m2, akan memperoleh gaya-gaya aero dinamik sebesar angka-angka sebagai berikut:
C gaya angkat (L) = .
,66 1506,.
C drag (D) = .
,39 141,.
C momen trim (M) = 0,279 Nm.
KESIMPULAN
Dari hasil uji dan pembahasan sebagaimana diutarakan di atas dapat disimpulkan bahwa:
Hasil uji aerodinamik terdekat dengan permukaan air pada ketinggian h = 0 m diperoleh harga efisiensi CL/CDmax = 10,63 dan terjadi pada C 4A.
Pada kondisi efisiensi terbaik diperoleh harga CL = 0,67.
CD = 0,063.
CM = 0,035.
Berdasarkan harga CL.
CD, dan CM di atas, maka untuk kecepatan gerak planning antara 3,11 m/det sampai dengan 6,22 m/det, diperoleh gaya-gaya aerodinamik berupa gaya angkat (L) = 376,66 1506,65 kN.
drag (D) = 11,39 141,67 kN.
dan momen trim (M)=0,279 Nm.
Selanjutnya aerodinamik ini digunakan untuk input bagi kajian hidrodinamik gerak planning kapal bersayap WiSE-8.
Ucapan Terima Kasih