Studi Numerik Karakteristik Aliran Melewati Airfoil NACA 23012 dengan Single Slotted Flap pada Jarak Gap 0.5%C, 1.5%C, dan 2.5%C

Komponen terpenting pada pesawat terbang dalam menghasilkan gaya angkat adalah sayap. Gaya angkat tersebut terjadi karena dihasilkan oleh struktur aerodinamika yang dimiliki airfoil pada sayap pesawat terbang. Airfoil memiliki desain yang dapat membuat aliran fluida yang melewatinya memiliki kecepatan yang lebih tinggi pada bagian upper surface dibanding lower surface airfoil. Kondisi tersebut mengakibatkan tekanan pada bagian lower surface lebih besar dibanding upper surface airfoil, sehingga terjadilah gaya angkat. Gaya angkat pada pesawat akan bertambah besar seiring meningkatnya sudut serang, begitu pula dengan gaya hambat karena aliran sudah terlepas pada upper surface airfoil sehingga menimbulkan daerah wake. Pada fase take-off maupun landing, pesawat membutuhkan gaya angkat yang sangat besar. Penggunaan flap pada sayap pesawat terbang dapat meningkatkan gaya angkat. Aliran yang melewati celah flap juga mampu menunda terlepasnya aliran pada upper surface. Hal ini sudah banyak diterapkan pada pesawat komersial, khususnya pesawat yang membutuhkan gaya angkat yang besar. Studi numerik secara 2-D akan dilakukan dengan menggunakan software CFD Ansys Fluent 14.5. Model yang digunakan berupa single slotted flap airfoil NACA 23012 dengan jarak gap sebesar 0.5%c, 1.5%c dan 2.5%c, dimana c merupakan panjang dari chord airfoil. Panjang chord dari airfoil sebesar 1 m. Reynolds number yang digunakan sebesar 3 x 106 atau dengan kecepatan udara bebas sebesar 43,8 m/s. Angle of attack yang digunakan sebesar 0o, 8o dan 16o. Flap juga didefleksikan sebesar 20o. Permodelan turbulensi yang digunakan adalah k-ω SST dan menggunakan structured mesh untuk mendapatkan hasil yang lebih baik. Hasil yang diperoleh dari studi numerik ini adalah meningkatnya lift coefficient (CL) airfoil NACA 23012 dengan penambahan single slotted flap pada semua sudut serang yang diteliti. Namun, penambahan single slotted flap juga meningkatkan nilai drag coefficient (CD) dimana nilai yang dihasilkan pada plain airfoil masih lebih rendah dibandingkan dengan single slotted flap. Dari kedua nilai tersebut, terjadi peningkatan nilai CL/CD pada airfoil NACA 23012 dengan single slotted flap seiring bertambahnya jarak gap pada semua sudut serang. Namun, nilai CL/CD yang dihasilkan pada single slotted flap masih lebih rendah dibandingkan dengan plain airfoil NACA 23012 pada sudut serang 8o dan 16o, kecuali pada sudut serang 0o. =========================================================== The most important component of an aircraft in generating lift force is wing. The lift force occurs because it is generated by the airfoil-owned aerodynamic structure on the aircraft’s wings. Airfoil has a design that can make the flow through it has a higher speed on the upper surface than the lower surface of airfoil. The condition causes the pressure on the lower surface is greater than the upper surface airfoil, so there was the lift force. Lift force on the aircraft will increase with increasing angle of attack, as well as the drag because the flow is separated on the upper surface airfoil, causing the wake region. In the take-off and landing phases, the aircraft requires a very high lift force. The use of flaps on aircraft’s wings can improve lift. Flow passing through the gap of flap can delay the separation of flow on the upper surface. This has been widely applied to commercial aircraft, especially aircraft that require a high lift force. A 2-D numerical study was performed using an Ansys Fluent 14.5 CFD software. The model used is a single slotted flap airfoil NACA 23012 with gap distance of 0.5% c, 1.5% c and 2.5% c, where c is airfoil chord length. The chord length of airfoil is 1 m. Reynolds number used in this study is 3 x 106 corresponds with freestream velocity of 43.8 m/s. Angles of attack used in this study are 0o, 8o and 16o. The flap is deflected by 20o. The turbulence modeling is k-ω SST and the type of mesh is structured mesh to obtain a better results. The results obtained from this study were the increase of the lift coefficient (CL) of NACA 23012 with the single slotted flap at all angles of attack. However, the addition of a single slotted flap increases the value of the drag coefficient (CD) comparing to CD for plain airfoil. From these two values, the values of CL/CD on airfoil NACA 23012 with single slotted flap increases with increasing the distance of the gap in all angles of attack. However, the value of CL/CD on the single slotted flap is still lower than CL/CD for the plain airfoil NACA 23012 at angles of attack of 8o and 16o, except at the 0o