Analisis Separasi Aliran dan Koefisien Tekanan Model Konfigurasi Sudut Flap Airfoil NACA 23012 = Analysis of Flow Separation and Pressure Coefficient of NACA 23012 Airfoil Model with Flaps Angle Configuration

Dalam perencanaan pembuatan pesawat ultralight, tentu saja membutuhkan detail dalam merancang. Penambahan flap pada trailing edge airfoil bertujuan untuk meningkatkan luasan sayap sehingga dapat menghasilkan gaya angkat lebih besar. Penelitian ini bertujuan untuk menganalisis pengaruh variasi sudut serang pada airfoil dan konfigurasi sudut pada kedua flap terhadap koefisien tekanan (CP) dan koefisien lift (CL), serta separasi aliran yang terjadi,. Model yang menjadi benda uji pada penelitian ini adalah Airfoil NACA 23012 dengan skala 1:10 dari model sayap pesawat ultralight Fakultas Teknik Universitas Hasanuddin. Modifikasi yang dilakukan adalah penambahan flap utama δu dan flap kendali δk, dengan variasi sudut serang sebesar -10°, 0°, 15°, 30°, dan 45° dan Variasi sudut serang (α) pada airfoil adalah -10°, 0°, 15°, dan 20°. Untuk kecepatan aliran fluida yang digunakan adalah 6 m/s, 9 m/s, 12 m/s, 15 m/s, 17 m/s, 20 m/s, dan 22 m/s. Pengujian menggunakan benda uji dengan panjang span 200 mm dan chord 150 mm pada airfoil, dan pada flap utama span 120 mm dan chord 48 mm pada flap kendali span 79 mm dan chord 48 mm. Penelitian ini dilakukan melalui pendekatan komputasi menggunakan Computational Fluid Dynamics (CFD) dan di bandingkan dengan pengujian eksperimental yang menggunakan Sub-sonic wind tunnel. Untuk metode komputasi data yang diperoleh berupa karakteristik aliran, koefisien lift, koefisien drag, dan performa aerodinamika airfoil. Sedangkan untuk pengujian eksperimental menghasilkan distribusi tekanan berikut koefisien tekanan (CP) dan koefisien lift (CL). Pengaruh konfigurasi sudut flap akan mempengaruhi separasi aliran yang terjadi, dimana semakin jauh selisih sudut flap utama dan flap kendali maka separasi aliran dan vortex yang terjadi akan semakin besar, dimana umumnya terjadi pada konfigurasi flap utama 45° dan seiring pertambahan sudut konfigurasi flap akan membuat selisih CP antara permukaan atas dan bawah airfoil semakin besar. Dimana dapat kita lihat contohnya pada model uji dengan sudut serang airfoil 15° dan konfigurasi δu 30° dan δk 0° dan δk 15° pada U0 22 m/s, selisih terjauh antara CP permukaan atas airfoil sebesar -1.6 dan CP permukaan bawah airfoil sebesar 0.9. Untuk pendekatan komputasi nilai CL tertinggi berada pada model benda uji airfoil dengan sudut serang 20° untuk konfigurasi δu 45° dan δk 30° pada U0 12 m/s dimana CL = 1.639679. Sedangkan pendekatan eksperimen, nilai CL tertinggi berada pada sudut serang 20° dan konfigurasi δu 45° dan δk 45° pada U0 22 m/s dimana CL = 1.6699.