simulasi airfoil

7/25/2019 Simulasi Airfoil

1/11

1. TEORI TENTANG FLUENT-GAMBIT[1]

1.1 Pendahuluan

Fluent merupakan salah satusoftware CFD yang digunakan untuk memodelkan

aliran fluida dan transfer panas, penggunaan Fluent ini dapat dilakukan untuk

mensimulasikan sejumlah kondisi dengan berbagai parameter pengujian sehingga

didapatkan hasil terbaik sebelum dibuat padaprototypeyang nyata.

1.2 Prosesdur Pemodelan Geometri Menggunakan Fluent-Gambit

Fluent adalah salah satu program CFD yang menggunakan metode volume

dalam memecahkan persamaan aliran fluida. Agar dapat memodelkan dan

mensimulasikan dengan menggunakan Fluent, model geometri harus terlebih

dahulu dibuat dan berbagai parameter simulasi harus terlebih dahulu ditentukan.

Gambit berfungsi untuk membuat model geometri, melakukan meshing pada model

dan mendefinisikan bidang operasi pada model. Untuk lebih jelasnya prosedurpemodelan dengan menggunaka Fluent-Gambit adalah sebagai berikut.

a)Membuat Geometri

Geometri dibuat dengan menggunakan Gambit dengan memasukkan file .dat

dari arfoil NACA 2414 yang kemudian diberi boundar sebagai batas masuknya

aliran fluida sehingga tampak seperti Gambar.1 di bawah ini.

(a)


2/11

(b)

Gambar 1. (a) Geometri NACA 2414 = 00, (b) Geometri NACA 2414 = 50

b)Proses Meshing

Setelah geometri selesai dibuat maka perlu dilakukan proses meshing(membagi

bidang ke dalam beberapa bagian kecil) agar dapat dianalisis alirannya. Ukuran

mesh disini memperngaruhi ketelitian dan daya komputasi analisis CFD.

Semakin kecil maka hasil yang didaptkan akan semakin teliti.

(a)


3/11

(b)Gambar 2. (a) Grid NACA 2414 = 0

0, (b) Grid NACA 2414 = 50

c) Menentukan Boundary Operation

Boundary Operation digunakan untuk mementukan input dan output yang

diingikan. Input disini berada pada sisi masu dari daerah aliran fluida.

Sedangkan untuk output yang digunakan berada pada bagian sisi keluaran dari

aliran fluida. Dalam simulasi kali ini digunakan input berupa Velocity sebesar 50

m/s dan outptnya berupaPressure.

d)

Mengimpor Model dan Memeriksa Mesh

Model yang telah dibuat dalam Gambit harus dibuka dalam Fluent untuk

melakukan simulasi yang diinginkan. Proses membuka model dapat dilakukan

dengan perintah sebagai berikut :

File > Read > Case > File Gambit yang dieksport menjadi *.msh

Grid > Check

Display > Grid > Display

Maka hasil Grid dapat dilihat seperti pada Gambar.2

e)

Parameter SolverAda beberapa parameter yang harus ditentukan sebelum memulai

mensimulasikan aliran fluda. Proses penentuan parameter pada Fluent dapat

dilakukan dengan perintah sebagai berikut :

Define > Model > Energy > Energy Equation

Define > Model > Viscous > k-epsilon

Define > Boundary Condition > Velocity Inlet > Set > V. Magnitude 50 m/s

Solve > Initialize > Compute from All Zones > Apply > Init

Solve > Monitors > Residual > Check Plot > Plot

Solve > Iterate > Number of Iteration 1000 > Apply > Iterate


4/11

1.3 Iterasi

Iterasi adalah perhitungan dengan menggunakan metode coba-coba yang

dilakukan berulang kali. Fluent akan memulai perhitungan setelah inisiasi aliran

(fluida mulai dialirkan). Iterasi akan terus dilakukan hingga tercapai konvergensi

atau batas jumlah iterasi. Dalam simulasi kali ini dilakukan iterasi dengan batas

sampai 1000 iterasi.

1.4 Parameter Penyelesaian dalam Fluent

Dengan menggunakan Fluent maka aliran fluida akan diselesaikan secara

numeric. Dasarnya meliputi penentuan konvergensi, sehingga solusinya akurat

untuk semua jangkauan dari variabel aliran. Konvergen berarti meliputi parameter-

parameter aliran pada batas-batas aliran yang sudah ada menedekati nilai kondisi

batas yang ditetapkan sebelumnya. Skala konvergensi pada Fluent diterjemahkan

dalam bentuk residual. Nilai residual dapat diubah oleh pengguna. Default nilairesidual dalam Fluent adalah 0,001. Semakin kecil nilai residual, maka model aliran

akan mendekati keadaan sebenarnya.

2. DISTRIBUSI KECEPATAN

Dari hasil simulasi airfoil NACA 2414 dapat diperoleh distribusi kecepatan untuk

kondisi angle of attack () yang berbeda yaitu = 00 dan = 50, sehingga diperoleh plot

distribusi tekan disekitar airfoil seperti Gambar. 3 berikut ini.

(a)


5/11

(b)

Gambar 3. (a) Distribusi Kecepatan NACA 2414 = 00, (b) Distribusi

Tekanan NACA 2414 = 50

Ketika sebuah aliran udara bergerak melewati sebuah airfoil, maka akan terdapat

perbedaan kecepatan lokal di sekeliling airfoil, dan hal mengakibatkan perbedaan

tekanan statis di sekeliling arfoil juga. Kecepatan aliran yang besar akan menyebabkan

tekanannya menjadi kecil, dan hal ini juga berlaku kebalikannya.

Jika kecepatan fluida yang melalui airfoil semakin besar, maka harga tekanan akan

semakin kecil hal ini berlaku untuk bagian permukaan atas daripada airfoil. Sedangkan

untu medan aliran bagian bawah aliran fluida akan berkecepatan lebih rendah

dikarenakan mendapatkan pengurangan momentum sehingga harga tekanan akan

semakin besar[2]

.Daerah hidung atau nose yang terletak pada leading edge dari airfoil berpengaruh

terhadap kecepatan aliran udara melewati daerah tersebut. Untuk sudut serang positif,

bagian atas dari daerah hidung airfoil menyebabkan bertambahnya akselerasi (sharp

acceleration), sebaliknya untuk bagian bawah dari daerah hidung airfoil menyebabkan

perlambatan akselerasi, yang dialami oleh aliran udara yang melewati daerah hidung

airfoil. Sedangkan untuk sudut serang sama dengan nol di daerah hidung airfoil terjadi

akselerasi yang seimbang (moderate acceleration) antara bagian bawah dan bagian atas

dari daerah hidung airfoil yang dialami oleh aliran udara yang melewati daerah tersebut.

Untuk airfoil dengan sudut serang sama dengan nol maka distribusi kecepatan yang


6/11

simetris. Sebaliknya untuk arfoil yang memiliki sudut serang maka distribusi antara

bagian atas dan bawah tidaklah sama. Dapat diliha pada Gambar. 3 bahwa kecepatan

dibagian bawah pada NACA 2414 dengan = 50memiliki nilai yang lebih besar bila

dibandingkan dengan NACA 2414 dengan = 00.

3. DISTRIBUSI TEKANAN

Dari hasil simulasi airfoil NACA 2414 dapat diperoleh distribusi tekanan untuk

kondisi angle of attack () yang berbeda yaitu = 00 dan = 50, sehingga diperoleh plot


(a)


7/11

(b)

Gambar 4. (a) Distribusi Tekanan NACA 2414 = 00, (b) Distribusi Tekanan

NACA 2414 = 50

Untuk airfoil dengan angle of attack () tertentu maka akan mengakibatkan

perubahan titik stagnasi. Titik stagnasi yaitu titik diamana kondisi kecepatan local yang

paling rendah atau pada tekanan tinggi dan nilai Cp yang paling tinggi. Untuk

penambahan angle of attack () yang positif akan mengakibatkan pergeseran atau

perubahan titik stagnasi kea rah bagian bawah permukaan airfoil. Untuk penambahan

angle of attack () maka akan dapat menimbulkan peambahan nilai lift (gaya angkat)

dalam suatu airfoil akan tetapi ada batas-batas tertentu dalam penambahan angle of

attack (), karena apabila angle of attack () melebihi batas maksimal yang mampu

dterima oleh airfoil maka tidak akan terjadi penambahan gaya angkat lagi malah

sebaliknya dia akan berkurang secara drastis, kejadian seperti ini disebut dengan efekstall. Untuk airfoil dengan angle of attack () tidak sama dengan nol, medan aliran

antara bagian atas dan bgian bawah permukaan airfoil tidak simetris, sehingga fluida

yang melalui medan aliran bagian atas permukaan airfoil mendapat momentum

tambahan karena diakibatkan panjang lintasan medan aliran bagian bawah airfoil yang

cenderung lebih pendek bila dibandingkan dengan bagian atas sehingga fluida pada

bagian bawah airfoil akan terjadi pengurangan momentum. Pada airfoil sengan angle of

attack ()sama dengan nol, keseluruhan aliran dianggap simetris terhadap bagian atas

dan bawah airfoil. Sehingga distribusi tekanan juga kan simetris terhadap bagian bawah


8/11

dan atas permukaan airfoil. Sehingga perbedaan tekanan dianggap nol, dengan kata lain

gaya angkat yang dihasilkan sama dengan nol[2].

4. TURBULENSI

Dari hasil simulasi airfoil NACA 2414 dapat diperoleh turbulensi untuk kondisi

angle of attack () yang berbeda yaitu = 00 dan = 50, sehingga diperoleh plot


(a)

(b)

Gambar 5. (a) Turbulensi NACA 2414 = 00, (b) Turbulensi NACA 2414 =

50

Dari Gambar 5 dapat diketahui bahwa dengan adanya sudut serang dapat

mengurangi turbulensi yang terjadi di sekitar airfoil. Dapat dilihat bahwa pada =


9/11

50memiliki turbulensi yang lebih kecil bila dibandingkan dengan = 00, dengan

semakin kecilnya turbulensi maka proses perpindahan energi juga akan semakin

kecil karena gaya gesekan antara fluida dan airfoil juga akan semakin kecil.

5.

HASIL ITERASI

Dari hasil simulasi airfoil NACA 2414 dapat diperoleh turbulensi untuk kondisi

angle of attack () yang berbeda yaitu = 00 dan = 50, sehingga diperoleh plot


(a)


10/11

(b)

Gambar 5. (a) Iterasi NACA 2414 = 00, (b) Iterasi NACA 2414 = 50

Untuk hasil iterasi sendiri pada airfoil yang memiliki sudut serang sama dengan nol

dibutuhkan iterasi sebanyak 254 kali untuk mencapai nilai yang konvergen. Sedangkan

untuk aifoil yang memiliki sudut serang = 50 dibutuhkan iterasi sebanyak 245 kali

untuk mencapai nilai yang konvergen. Tetapi untuk nilai residual meliputi kontinuitas,

kecepatan pada x dan y, energi serta viskositas dari airfoil untuk sudut serang yang

berbeda memiliki nilai yang relative sama, karena pada umumnya sudut serang pada

suatu airfoil itu lebih mempengaruhi distribusi kecepatan dan tekanan pada suatu aliran

fluida yang melewati suatu airfoil.


11/11

DAFTAR PUSTAKA

[1] H. S. Nugraha, "Simulasi Numerik Pengaruh Pengaruh Plain Flap Pada Airfoil

NACA 0012 Terhadap Distribusi Tekanan," jurusan Teknik Mesin, Fakultas

Teknik, Universitas Sebelas Maret, Surakarta, 2011.

[2] Y. Harahap and H. Sasongko, "Analisa Karakteristik Distribusi Tekanan dan

Kecepatan Pada Bodi Aerodinamika Airfoil Dengan Metoda Panel Dalam

Fenomena Flow Around Body," Jurnal Teknik Mesin, Vol. 5, No. 1, pp. 22-35,

2003.

simulasi airfoil

Documents