Studi Numerik Aliran Tiga Dimensi Melintasi Body Pesawat Cessna 182 Menggunakan Airfoil August 160 dengan Penambahan Rearward Wingtip Fence Variasi Ketinggian H/S=0,15; 0,2; 0,25 dan Cant Angle 900

Sebagian besar gaya hambat (drag force) yang timbul pada pesawat terbang dihasilkan oleh sayap, hal ini dikarenakan pada sayap terjadi fenomena profile drag dan induced drag. Profile drag merupakan drag yang muncul akibat bentuk dari sayap sedangkan induced drag terbentuk akibat adanya perbedaan tekanan (pressure imbalanced) pada permukaan atas dengan bawah sayap. Perbedaan tekanan yang terjadi menghasilkan gaya angkat (lift force). Meskipun begitu di daerah dekat tip udara bertekanan tinggi dari permukaan bawah cenderung bergerak menuju permukaan atas menyebabkan streamline menjadi menggulung. Gerakan menggulung streamline menyebabkan terjadinya vortex, hal ini dapat mengurangi efisiensi aerodinamika dari pesawat. Salah satu metode untuk mengurangi terbentuknya wingtip vortex adalah memasang winglet pada tip sayap. Penelitian ini menggunakan metode numerik tiga dimensi dengan menggunakan Gambit 2,4 dalam proses meshing dan Ansys Fluent 19,1 dalam proses analisa. Benda uji berupa pesawat tanpa awak jenis cessna 182 tanpa dan dengan penambahan winglet jenis rearward wingtip fence yang dipasang pada ujung airfoil August 160. Panjang root chord 186 mm dan tip chord 136 mm, aspect ratio (AR) sebesar 2.95, swept angle 2.780 dan cant angle 900. Variasi yang digunakan adalah rasio tinggi winglet terhadap panjang span H/S=0,15; 0,2; 0,25. Simulasi numerik ini menggunakan hexahedral map mesh dengan jumlah cells 2,2 juta. Aliran fluida berupa freestream dengan kecepatan v=12 m/s dengan sudut serang sebesar 00 dalam kondisi steady. Reynolds number yang digunakan sebesar 1,54x105 didasarkan pada panjang chord midspan. Turbulence viscous model pada penelitian ini menggunakan k-w shear stress transport dengan kriteria konvergensi sebesar 10-6. Hasil yang didapatkan dari studi ini adalah peningkatan koefisien lift (CL) pada airfoil dengan penambahan rearward wingtip fence memberikan dampak berupa peningkatan koefisien drag (CD). Visualisasi tip dan trailling vortex didapatkan dari kontur vorticity magnitude dan velocity pathline di sekitar wingtip. Tip vortex pada sayap dengan rearward wingtip fence lebih merata jika dibandingkan dengan baseline, dimana pada tip vortex pada baseline lebih terkonsentrasi di pusat pusaran. ========================================================================================= A large amount of drag is generated by the aircraft's main wing. This is due to the phenomenon of profile drag and induced drag. The profile drag is the drag due to the shape of the wing while induced drag is formed due to a different in pressure (pressure imbalanced) between its upper and lower surface of the wing. That imbalance is necessary in order to produce a positive lift force. However, near tip the high pressure air from the lower side tends to move upwards, where the pressure is lower, causing the streamlines to curl. This three dimensional motion leads to the formation of a vortex, this can reduce the aerodynamic efficiency of the aircraft. One of the methods to reduce the formation of wingtips vortex is to place winglets on wingtip. This research used numerical study method using Gambit 2.4 to create mesh and Ansys Fluent 19.1 for analysis process. The simulation object is a Cessna 182 unmanned aircraft with and without rearward wingtip fence which is added on the tip of airfoil August 160. Root and tip chord are 186 mm and 136 mm, aspect ratio (AR) 2.95, swept angle 2.780, cant angle 900 and ratio of the winglet height to span length variation H/S = 0,15; 0,2; 0,25. This numerical simulation used a hexahedral map mesh with the number of cells are 2.2 million. Velocity of the freestream is 12 m/s with steady condition. The Reynolds number of simulation is 1,54x105 at midspan chord length. Turbulence model that is used in this simulation is k-w shear stress transport with convergence criteria is 10-6. The result that gained from the simulation is the increase of the lift coefficient (CL) of the wing with rearward wingtip fence. However, wing with rearward wingtip fence also shown an increase in the drag coefficient (CD) compared to the wing without wingtip fence. Tip and trailing vortex visualization are shown in the vorticity magnitude contour and velocity pathline around wingtip. Tip vortex, which generated on wing with rearward wingtip fence is more evenly spread but on the baseline the tip vortex is more concentrated on the center