Teori Dasar Koefisien Lift

A.  DEFINISI LIFT DAN PERSAMAANNYA

Gaya Lift atau biasa disebut gaya angkat adalah gaya yang mengangkat suatu benda keatas yang terjadi karena tekanan dibawah benda lebih besar daripada tekanan diatas benda. Gaya angkat ini sebagian besar ditimbulkan pada sayap pesawat terbang dan biasanya digunakan untuk melawan gaya gravitasi bumi yang masih menarik pesawat tersebut ke arah bawah.

Gaya angkat yang dalam hal ini dikhususkan pada gaya angkat sayap dapat timbul jika suatu sayap pesawat terbang bergerak di dalam suatu fluida yang dalam hal ini udara. Udara yang mengalir melalui bagian atas sayap bergerak lebih cepat daripada udara yang mengalir di bagian bawah sayap. Hal ini menyebabkan tekanan yang terjadi pada bagian atas sayap lebih rendah daripada tekanan yang terjadi di bagian bawah.

Perbedaan tekanan yang terjadi pada kedua permukaan sayap itulah yang menyebabkan sayap mengalami gaya angkat yang arahnya dari bagian bawah sayap ke bagian atas sayap. Gaya angkat yang terjadi pada sebuah sayap pesawat terbang prinsipnya akan lebih besar jika sayap yang akan digunakan untuk menimbulkan gaya angkat tersebut lebih besar pula.

Disamping itu dari hasil penelitian, gaya angkat tersebut dipengaruhi pula oleh sudut yang dibuat oleh penampang sayap dan besarnya berbanding lurus dengan kuadrat kecepatan fluida yang mengalir di sekitar sayap tersebut. Secara mudahnya, gaya angkat pesawat dapat dirumuskan sebagai berikut.

F_L  =    Cl ρ/2 V^2A

Keterangan  :

F_L      =  Gaya angkat (N)

C_L      =  Koefisien gaya lift

ρ        =  Massa jenis fluida (kg/m³)

V       =  Kecepatan aliran fluida (m/s)

A       =  Luas permukaan benda (m²)

Tekanan yang dihasilkan pada percobaan lift, diantaranya yaitu:

1.    Tekanan Statis

Tekanan statis adalah tekanan yang tegak lurus terhadap aliran fluida, dimana kecepatannya  (v) konstan. Bila mengukur tekanan ini harus dijaga agar alirannya tidak terganggu.Cara yang paling tepat untuk melakukan hal ini adalah dengan mengukur melalui sebuah lubang didepan.

2.    Tekanan Stagnasi

Tekanan stagnasi adalah tekanan yang searah dengan arah aliran fluidanya dimana kecepatannya mendekati nol (v ≈ 0). Untuk mengukur tekanan ini, ditempat aliran itu diperlambat hingga v = 0 m/s. Selisih antara Pstag dan Pstatis ditentukan sebagai ukuran kecepatan alirannya.

B.  DEFINISI KOEFISIEN LIFT DAN PERSAMAANNYA

Koefisien lift adalah sebuah fungsi dari parameter tak berdimensi yang menunjukkan besarnya gaya lift yang bekerja pada suatu benda yang dialiri oleh fluida. koefisien lift sangat dipengaruhi oleh bentuk benda.  Koefisien lift  dapat diketahui dengan menggunakan persamaan sebagai berikut: 

Cd = FL/0.5 ρv^2A

Dimana:

C_L       = Koefisien Lift

V       = Kecepatan fluida (m/s)

A       = Luas permukaan benda (m²)

F_L      = Gaya lift (N)

ρ        = Massa jenis fluida (kg/m³)

Koefisien gaya angkat maksimum adalah harga  CLmax  tertinggi yang dihasilkan oleh sayap pada posisi angle of attack maksimum.  Jika angle of attack maksimum dilewati, maka akan terjadi kehilangan koefisien gaya angkat yang berarti sayap mengalami kehilangan gaya angkat yang disebut stall. Harga CLmax  merupakan faktor penting dari kinerja airfoil, karena menentukan besarnya kecepatan stall pesawat.  Kecepatan stall adalah kecepatan yang dicapai pada posisi CLmax .  Pada saat terbang straight dan level (terbang lurus dan datar), lift (L) sama dengan berat pesawat, sehingga :

                                                               CLmax                            

L    =  W =  0.5 ρ V2 S CL

C.  AERONAUTIKA

Aeronautika ( dari bahasa Yunani, aero yang berarti “udara” dan nautika yang berarti “navigasi” di udara ) adalah ilmu yang terlibat dalam pengkajian, perancangan, dan pembuatan mesin-mesin berkemampuan terbang, atau teknik-teknik pengoperasian pesawat terbang dan roket di atmosfer. Sebelumnya orang-orang Indonesia mengenal dengan nama Teknik Penerbangan (Aviation Engineering). Namun nama ini tidak global, sehingga digunakanlah istilah Aeronautika (Aeronautics) dan Astronautika (Astronautics) atau Teknik Dirgantara (Aerospace Engineering). Tapi istilah Teknik Penerbangan masih digunakan di Indonesia karena alasan sejarah.

Aeronautika sangat berkaitan dengan Aerodinamika karena dalam perancangan mesin-mesin berkemampuan terbang seperti pesawat terbang, harus di perhatikan bagaimana pemanfaatan udara oleh sayap pesawat sehingga pesawat tersebut dapat menghasilkan gaya lift yang cukup untuk terbang. Dalam perancangan pesawat, bentuk dari pesawat sangat berpengaruh terhadap efek yang diberikan udara ke pesawat sehingga ilmu yang mempelajari gerak benda dalam udara yaitu aerodinamika sangat diperlukan.

D.  GAYA-GAYA PADA PESAWAT TERBANG

Beberapa hal yang mempengaruhi kinerja dari pesawat dalam suatu penerbangan adalah gaya-gaya yang bekerja pada pesawat itu sendiri. Berikut ini adalah gaya-gaya yang bekerja pada pesawat terbang :

1.    Thrust adalah gaya dorong yang dihasilkan oleh mesin (power plant)/baling-baling. Gaya ini kebalikan dari gaya tahan (drag). Sebagai aturan umum, thrust beraksi parallel dengan sumbu longitudinal yang mendorong pesawat untuk menciptakan kecepatan aliran udara pada sayapnya.

2.    Drag adalah gaya ke belakang, menarik mundur, dan disebabkan oleh gangguan aliran udara oleh sayap, fuselage, dan objek-objek lain. Drag kebalikan dari thrust, dan beraksi kebelakang parallel dengan arah angin relatif.

Gaya drag dapat dirumuskan sebagai berikut:

D   =     Cd      S V

Keterangan :

D            = Drag (gesekan udara)

Cd          = Coefisien drag

r            =  Rapat massa udara

S            =  Luas sayap

V            =  Kecepatan relatif

3.    Weight (gaya berat) adalah kombinasi berat dari muatan pesawat itu sendiri, awak pesawat, bahan bakar, dan kargo atau bagasi. Weight menarik pesawat ke bawah karena gravitasi. Weight melawan lift (gaya angkat) dan beraksi secara vertical ke bawah sesuai dengan arah pusat bumi.

4.    Lift (gaya angkat) adalah melawan gaya dari weight dan dihasilkan oleh efek dinamis dari udara yang beraksi di sayap dan beraksi tegak lurus pada arah penerbangan melalui center of lift dari sayap.

Gaya angkat pesawat dapat dirumuskan sebagai berikut.

L = Cl      VS

Keterangan  :

L            =  Gaya angkat sayap

Cl           =  Koefisien gaya lift yg dipengaruhi oleh sudut landa terhadap udara

r            =  Rapat massa udara

V            =  Kecepatan aliran udara terhadap sayap

S            =  Luas sayap 

Sesuai dengan hukum Bernoulli, pesawat akan terbang ketika gaya angkat yang dihasilkan oleh sayap pesawat tersebut lebih besar dari gaya berat pesawat. Lift yang dihasilkan oleh saya pesawat itu tidak lepas dari kecepatan pesawat dilandasan, pesawat harus menghasilkan aliran fluida dengan kecepatan tertentu pada sayapnya, dimana kecepatan udara dibagian bawah sayap lebih kecil dari pada bagian atas pesawat sehingga akan gaya tekan dibawah sayap lebih besar dari pada di atas sayap dan terjadilah lift yang akan membuat pesawat menjadi terbang.

E.  AIRFOIL DAN NOMENKLATUR

Airfoil adalah bentuk dari suatu sayap pesawat yang dapat menghasilkan gaya angkat (lift) atau efek aerodinamika ketika melewati suatu aliran udara. Airfoil merupakan bentuk dari potongan melintang sayap yang dihasilkan oleh perpotongan tegak lurus sayap terhadap pesawat, dengan kata lain airfoil merupakan bentuk sayap secara dua dimensi seperti pada gambar.

 

Gambar 3. Nomenklatur Airfoil

Sumber: www.gliderbooks/airfoil.com/downloads/H_Ch3.pdf

Dari gambar Nomenkelatur Airfoil diatas, dapat dijelaskan lebih rinci sebagai berikut :

1.    Leading edge merupakan bagian permukaan paling depan dari airfoil.

2.    Trailing edge merupakan bagian permukan paling belakang dari airfoil.

3.    Mean chamber linemerupakan garis pertengahan yang membagi antara permukaan bagian atas dan permukaan bagian bawah dari airfoil.

4.    Chord line merupakan garis lurus yang menghubungkan leading edge dan trailing edge.

5.    Chord merupakan perpanjangan dari chord line mulai dari leading edge hingga trailing edge. Dengan kata lain, chord adalah karakteristik dimensi longitudinal dari suatu airfoil.

6.    Maximum chamber merupakan jarak antara mean chamber line dengan chord line. Maximum chamber membantu mendefinisikan bentuk dari mean chamber line.

7.    Maximum thickness merupakan ketebalan maksimum dari suatu airfoil, dan menunjukkan persentase dari chord. Maximum thickness membantu mendefinisikan  bentuk dari airfoil dan juga performa dari airfoil tersebut.

Sumber : www.energyefficiencyasia.org

Menurut bentuknya airfoil dapat dibedakan menjadi dua bagian utama yaitu :

1.    Airfoil Simetris :

Gambar 4.Airfoil simetris

Sumber : http://panggih15.wordpress.com/2010/02/03/naca-airfoil/

Dari kurva di atas, dapat dilihat bahwa besarnya koefisien lift (C_L) berbanding lurus dengan besar sudut serang (α) dari titik (0.0) hingga batas koefisien lift maksimum. Setelah itu, nilai koefisien lift semakin menurun.

2.    Airfoil berpunggung :

Gambar 5.Airfoil berpunggung

Sumber : http://panggih15.wordpress.com/2010/02/03/naca-airfoil/

Dari kurva di atas, dapat dilihat bahwa semakin besar koefisien lift (C_L), maka semakin besar pula sudut serang yang terjadi dari titik (α_L-0). Setelah nilai koefisien lift mencapai batas maksimum, maka perlahan nilai koefisien lift mulai menurun.

Pada pengukuran bentuk airfoil dikenal istilah chamber dan korda. Chamber adalah garis yang membagi dua bentuk airfoil sama rata sedangkan korda adalah garis yang menghubungkan ujung depan airfoil dengan ujung belakan airfoil.

Gambar 6.Chamber dan korda

Sumber :http//panggih15.wordpress.com/2010/02/03/naca-airfoil/

F.   NACA DAN JENIS-JENISNYA

            NACA atau Sayap merupakan suatu bagian paling penting/vital pada sebuah pesawat terbang, sebab dari bagian inilah dihasilkan daya angkat yang menyebabkan pesawat itu dapat terbang.

Gambar 7.Sayap Pesawat

Sumber: www.ppart.de/aerodynamics-airfoil-naca/profiles/NACA4.html

Apabila kita memotong sayap dalam arah tegak lurus terhadap panjangnya, kita akan menjumpai suatu bentuk penampang dalam dunia penerbangan dikenal dengan sebuah airfoil sayap. Bentuk airfoil inilah yang nantinya akan sangat menentukan karakteristik penerbangan sebuah pesawat terbang. Oleh karena itu, sekarang kita akan mengenal terlebih dahulu secara kilas beberapa bentuk airfoil, terutama yang nantinya akan dipakai pada pesawat terbang model.

Gambar 8.Airfoil pada sayap pesawat

Sumber: www.ppart.de/aerodynamics-airfoil-naca/profiles/NACA4.html

Bentuk airfoil yang digunakan dalam aeromodeling pada umumnya adalah serupa dengan airfoil yang dipergunakan pada pesawat terbang yang sesungguhnya yaitu sama-sama berasal dari penelitian dan pengembangan yang dilakukan oleh para ahli Aerodinamika di seluruh dunia.

Model airfoil yang dikeluarkan oleh lembaga penerbangan Amerika NACA, atau lebih dikenal sekarang dengan sebutan NASA dapat ditunjukkan pada gambar berikut:

Gambar 9.Model-model airfoil pada pesawat

Sumber:http: //panggih15.wordpress.com/2010/02/03/naca-airfoil/

Untuk sebuah pesawat terbang layang seperti glidder, chuckglidder dan sebagainya mengutamakan faktor melayang dengan sebaik-baiknya, biasanya digunakan airfoil NACA 6312 (12% flat bottom), ataupun NACA 7408.Untuk menginginkan kelincahan, terutama untuk pesawat model aerobatic seperti halnya control line aerobatic ataupun radio control aerobatic, kita akan memilih airfoil NACA 0017 sampai dengan 0020. Dan untuk pesawat terbang yang memiliki kecepatan seperti halnya radio control race, control line racing dan beberapa pesawat terbang combat, kita memilih jenis airfoil mungkin tipe seperti NACA 0010 misalnya.

Gambar 10. .Model-model airfoil pada pesawat dari tahun ke tahun

Sumber: http://panggih15.wordpress.com/2010/02/03/naca-airfoil/

Pesawat model radio control yang menggunakan motor biasanya akan kita pasangi sayap yang ber airfoil semi simetris dengan ketebalan sekitar 12%, seperti halnya NACA 4312 ataupun NACA 4512.

Berikut adalah identifikasi angka-angka dari seri NACA tersebut :

1.    Seri “ Satu “

a.    Angka pertama adalah menunjukkan serinya.

b.    Angka kedua menunjukkan letak tekanan minimum dalam persepuluh chord dari  trailing edge.

c.    Angka ketiga menunjukkan koefisien gaya angkat (c_l) rancangan dalam  persepuluh chord.

d.   Dua angka terakhir menunjukkan maximum thicknes atau ketebalan maksimum  dalam perseratus chord.

Contoh airfoil dengan NACA 16-123, angka 1 adalah serinya (seri satu angka), memiliki letak tekanan minimum 60 % chord dari trailing edge, memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.1 dan mempunyai ketebalan maksimum 23 % chord.

Gambar 11. Airfoil NACA seri “satu”

Sumber: http://panggih15.wordpress.com/2010/02/03/naca-airfoil/

2.    Seri “enam”

a.    Angka pertama menunjukkan serinya.

b.    Angka kedua menunjukkan letak tekanan minimum dalam sepersepuluh chord dari trailing edge.

c.    Angka ketiga menunjukan koefisien gaya angkat (c_l) rancangan dalam sepersepuluh chord.

d.   Dua angka terakhir adalah maksimum thickness dalam seperseratus chord.

Misalnya untuk airfoil dengan NACA 65-218, angka 6 adalah serinya (seri enam angka), tekanan minimum terjadi pada 0.5c untuk distribusi tebal simetrik/dasar pada gaya angkat nol, memiliki koefisien gaya angkat rancangan c_l 0.2c, dan tebal maksimum 18% chord. Airfoil jenis ini dirancang sebagai airfoil laminar untuk kecepatan tinggi, dirancang untuk menghasilkan c_lmax yang tinggi dan c_d yang lebih rendah pada c_l yang tinggi.

Gambar 12. Airfoil NACA seri “enam”

Sumber: http://panggih15.wordpress.com/2010/02/03/naca-airfoil/

3.    Seri “empat angka”

a.    Angka pertama adalah maksimum camber dalam perseratus chord.

b.    Angka kedua adalah posisi maksimum camber pada chord line dalam sepersepuluh chord dari leading edge.

c.    Dua angka terakhir dalam maksimum thickness dalam seperseratus chord.

Misalnya untuk airfoil dengan NACA 2412 (seri empat angka) memiliki camber maksimum 0.02c terletak di 0.4c dari leading edge, dan maximum thickness atau tebal maksimum 0.12c. Dalam praktek, umumnya angka-angka ini dinyatakan dalam persen tali busur, yaitu : camber 2% di 40% c dengan tebal 12%.

Gambar 13. Airfoil NACA seri “empat angka”

Sumber: http://panggih15.wordpress.com/2010/02/03/naca-airfoil/

4.    Seri “lima angka”

a.    Bila angka pertama dikalikan 3/2 memberikan koefisien gaya angkat (c_l) rancangan dalam sepersepuluh.

b.    Dua angka berikutnya, bila dibagi dua menunjukan letak maksimum camber di chord line dalam seperseratus chord diukur dari leading edge.

c.    Dua angka terakhir menunjukan maksimum thickness dalam seperseratus chord.

Misalnya untuk airfoil dengan NACA 23012, memiliki koefisien gaya angkat rancangan 0.3, chamber maksimum terletak di 0.15c, dan tebal maksimum 0.12c. Koefisien gaya angkat rancangan adalah koefisien gaya angkat teoritis airfoil dengan arah aliran bebas sejajar dengan garis singgung mean chamber line di leading edge.

Gambar 14. Airfoil NACA seri “lima angka”

   Sumber: http://panggih15.wordpress.com/2010/02/03/naca-airfoil/

G. PERISTIWA STALL

Peristiwa stall pada airfoil sangat penting dan harus diperhatikan pada perancangan pesawat terbang, rotor helikopter, dan propeller.

Terjadinya gradien tekanan yang negatif akan menyebabkan adanya kecenderungan lapisan batas memisahkan diri dari permukaan airfoil. Maka apabila sudut serang bertambah besar, gradien tekanan yang negatif tersebut menjadi semakin kuat, sehingga pada harga α tertentu (sudut serang ‘stall’)aliran udara akan terlepas dari permukaan atas airfoil. Jika terjadi pemisahan (separasi), besarnya gaya angkat akan turun dengan cepat dan tahanan (drag)tiba-tiba naik, seperti  yang ditunjukkan oleh titik B pada Gambar.

Gambar 15. Aliran melalui airfoil dalam keadaan stol (stall)

Sumber : http://panggih15.wordpress.com/2010/02/03/stall/

Ada 3 jenis stol (stall), yaitu;

1.    Stol kecepatan rendah, terjadi pada saat tinggal landas atau pada waktu mendarat; dalam hal ini terjadi separasi pada sudut serang α yang tinggi atau pada C_L yang tinggi);

2.    Stol kecepatan cepat, “accelerated stall”, (terjadi karena kenaikan sudut serang α secara tiba-tiba, kebanyakan dialami oleh airfoil dengan tepi depan yang tajam).

3.    Stol kecepatan tinggi, (separasi yang terjadi karena gelombang kejut).

Proses stall dapat kita lihat pada saat penambahan sudut serang pada keadaan maksimum, dimana ketika airfoil telah mencapai sudut serang maksimum dan masih juga terjadi penambahan sudut serang maka besar gaya angkat yang terjadi akan menurun dan tahanannya akan naik yang diakibatkan oleh adanya pemisahan aliran pada lakukan yang dibentuk oleh airfoil itu sendiri. Sehingga pada bagian belakang airfoil akan mengalami turbulensi, yaitu aliran udara yang tidak teratur / bergolak sehingga keseimbangan dari airfoil akan berkurang oleh karena pada bagian belakang atas airfoil mendapat tekanan yang tak menentu dan lebih besar dibandingkan bagian belakang bawahnya. Maka airfoil pun cenderung untuk terdorong kebawah karena kurangnya gaya angkat yang dimilikinya.

Udara yang seharusnya mengikuti lekukan dari bentuk airfoil menjadi tidak teratur karena posisi airfoil yang melampaui sudut serangnya itulah sehingga terjadi turbulensi. Gejala turbulensi ini dapat mengakibatkan airfoil menjadi tidak aerodinamis sehingga untuk pesawat terbang dapat terjatuh atau berputar-putar. Untuk itulah pada bentuk airfoil tipe NACA 0010 memilki sudut serang maksimum 10 derajat. Karena bentuk airfoilnya yang simetris . Berbeda halnya untuk airfoil berpunggung yang bentuknya tidak simetris, memiliki kemampuan sudut serang yang jauh lebih besar hingga mencapai 90 derajat.

http://luk.staff.ugm.ac.id/mf/

H.  EFEK MAGNUS

Efek Magnus adalah suatu fenomena yang terjadi pada semua benda yang berbentuk bola yang bergerak dengan kecepatan (v) dan dalam kondisi berputar dengan kecepatan sudut tertentu (ω). Bola yang bergerak tersebut akan memiliki kecepatan relatif dengan udara disekitarnya, sehingga udara tersebut seakan-akan bergerak berlawanan arah dengan arah kecepatan bola itu. Kondisi ini juga berlaku kebalikan, jika bola tersebut hanya berputar namun terdapat angin (udara sekitarnya bergerak) dengan kecepatan tertentu, maka efek magnus ini juga akan terjadi. Membeloknya  bola akibat perbedaan tekanan udara ini sering disebut efek  magnus untuk menghormati Gustav Magnus tahun 1852.

Besar gaya dari efek Magnus yaitu :

F_L = C_L r D³ fv

Dimana:

CL             = koefisien lift 

r                  = kerapatan udara

D                = diameter bola

F                 = frekuensi spin bola

v                 = kecepatan bola

Gambar 16. Ilustrasi dari efek magnus

Sumber: http//irhamna-adrian.blogspot-2013

Pada prinsipnya, efek magnus ini adalah aplikasi dari hukum Bernoulli namun dalam lingkup khusus. Sehingga rumusan yang digunakan untuk kalkulasinya pun sama yaitu :

(P + ½ ρv² + ρgh)₁ = (P + ½ ρv² + ρgh)₂

Untuk persamaan ini, dimisalkan bagian kiri untuk sisi bola yang searah dengan kecepatan fluida dan bagian kanan untuk sisi bola yang berlawanan dengan kecepatan fluida. Pada sisi bola yang searah dengan arah kecepatan fluida, kecepatannya (v₁) akan lebih tinggi dibandingkan dengan kecepatan sisi bola (v2) yang berlawanan dengan arah kecepatan fluida.

Kemudian dengan menganggap tinggi kedua sisi nya sama (h₁ = h₂), maka akan diperoleh tekanan pada sisi bola yang searah dengan kecepatan fluida (P₁) akan lebih kecil dibandingkan dengan tekanan pada sisi bola yang berlawanan dengan arah kecepatan fluida (P₂). Dengan luasan pada kedua sisi bola yang sama, maka akan timbul gaya menuju sisi bola yang tekanannya lebih rendah. Itulah mengapa semua benda berbentuk bola yang mendapatkan treatment seperti ini akan menghasilkan gerakan yang melengkung.

Sumber: http://irhamna-adrian.blogspot-2013

I.     ANGLE OF ATTACK

Dalam dinamika fluida, Angle of Attack (Sudut Serang) adalah sudut antara garis referensi pada tubuh (sering chord line dari airfoil ) dan vektor yang mewakili gerakan relatif antara tubuh dan cairan melalui yang bergerak.

Dalam aerodinamika , angle of attack menentukan sudut antara garis chord sayap dari pesawat sayap tetap dan vektor yang mewakili gerakan relatif antara pesawat dan atmosfer. Karena sayap dapat memiliki twist, garis chord seluruh sayap mungkin tidak didefinisikan, sehingga garis referensi alternatif hanya didefinisikan. Seringkali, chord line dari akar sayap terpilih sebagai garis referensi. Pilihan lain adalah dengan menggunakan garis horizontal pada badan pesawat sebagai garis referensi dan juga sebagai sumbu longitudinal. Beberapa penulis tidak menggunakan chord lin sewenang-wenang, tetapi menggunakan sumbu angkat nol bukan zero angle of attack sesuai dengan nol koefisien lift.

Gambar 17. Angle of Attack

Sumber : http://hyperphysics.phy-astr.gsu.edu/hbase/fluids/angatt.html

Beberapa penulis Inggris telah menggunakan istilah sudut insiden bukan angle of attack. Namun, hal ini dapat menyebabkan kebingungan dengan istilah sudut riggers insiden, berarti sudut antara chord aerofoil dan beberapa datum tetap di pesawat.

Gambar 18. Angle of Attack Pesawat

Sumber : www.cybermodeler.com