Analisis Karakteristik Koefisien Hambat Model Konfigurasi Sudut Flap Airfoil NACA 23012 = Analysis of Drag Coefficient Characteristics in the NACA 23012 Airfoil Configuration with Flap Angle

Perkembangan teknologi kedirgantaraan di Indonesia semakin pesat. Salah satunya adalah penggunaan pesawat ultralight dalam dunia penerbangan, dengan penambahan suatu plat datar pada bagian Trailing edge atau disebut dengan Flap. Penambahan Flap pada Trailing edge memberikan efek yang nyata pada aerodinamis airfoil dalam menghasilkan gaya angkat yang lebih tinggi dengan gaya hambat yang rendah. Penelitian ini bertujuan untuk mengetahui karakteristik koefisien hambat model konfigurasi sudut flap airfoil NACA 23012 secara eksperimental dan komputasi. Yang menjadi objek penelitian adalah modifikasi model konfigurasi sudut flap airfoil NACA 23012 dengan skala 1:10 dari airfoil pada pesawat ultralight Fakultas Teknik Universitas Hasanuddin. Modifikasi yang dimaksud berupa(1) perubahan sudut serang airfoil (α) -10◦, 0◦, 15◦,(2) perubahan sudut serang flap utama (δu) dan sudut serang flap kendali (δk) -10◦, 0◦, 15◦, 30◦, 45◦. Kecepatan Freestream yang digunakan 6m/s, 9m/s, 12m/s, 15m/s, 17m/s, 20m/s, dan 22m/s. Pengujian menggunakan benda uji dengan panjang chord airfoil 15cm, span 20cm, panjang chord flap utama 4,8cm, span 12cm dan panjang chord flap kendali 4,8cm, span 7,9cm dengan wind tunnel jenis terbuka. Penelitian ini dilakukan melalui pendekatan komputasi dengan memanfaatkan fasilitas program Computational Fluid Dynamics dan divalidasi melalui pengujian eksperimental dengan menggunakan fasilitas laboratorium mekanika fluida yaitu Sub-sonic wind tunnel. Untuk metode komputasi data yang diperoleh berupa karakteristik aliran dan koefisien drag. Sedangkan untuk pengujian eksperimental hanya fokus pada upaya untuk memvalidasi koefisien drag. Hasil penelitian memperlihatkan bahwa: semakin besar perbedaan kedua sudut serang flap maka akan cenderung memperbesar terjadinya separasi dan vortex serta memperbesar gaya drag yang terjadi dengan nilai Cd terkecil dihasilkan pada U0= 22m/s pada α= 0◦, δu= 0◦ dan δk= 0◦ dengan nilai Cd= 0,4537.

Kata Kunci: Flap, Sudut serang Flap, Airfoil, NACA 23012, wind tunnel, CFD