Kronologi Teknis Perkembangan Airfoil

Penelitian serius untuk mengembangkan airfoil mulai dilakukan sejak akhir abad 19. Meskipun saat itu telah diketahui bahwa plat datar pun dapat membangkitkan gaya angkat pada sudut serang tertentu, namun ada kecenderungan pemikiran bahwa bentuk airfoil melengkung yang menyerupai bentuk sayap burung dapat menghasilkan gaya angkat yang lebih efektif.

Paten bentuk airfoil pertama tercatat atas nama Horatio F. Phillips pada tahun 1884. Phillips adalah seorang kebangsaan Inggris yang yang pertama kali melakukan pengujian terowongan
angin terhadap airfoil secara serius.

Pada waktu yang hampir bersamaan, Otto Lilienthal memiliki ide yang sama. Setelah melakukan pengukuran yang teliti terhadap bentuk sayap burung, ia menguji bentuk airfoil dengan kelengkungan pada mesin pemutar dengan diam
eter 7 meter. Lilienthal percaya bahwa kunci sukses untuk melakukan penerbangan adalah dengan menggunakan airfoil lengkung atau ber-chamber. Ia juga mengujinya dengan radius nose yang berbeda-beda.

Tahun 1902 Wright bersaudara melakukan pengujian airfoil mereka di terowongan angin, untuk mengembangkan bentuk yang efisien yang kemudian memicu keberhasilan mereka pada penerbangan pertama 17 Desember 1903. Airfoil yang digunakan Wright bersaudara sangat mirip dengan desain dari Otto Lilienthal, yaitu tipis dan melengkung. Hal ini dimungkinkan karena pengetesan airfoil pada masa awal dilakukan pada bilangan Reynold yang sangat rendah. Pemikiran salah bahwa airfoil yang efektif harus memiliki bentuk tipis dan kelengkungan tinggi merupakan alasan pesawat udara yang pertama menggunakan sayap ganda (biplanes).

Bentuk airfoil tipis dan kelengkungan tinggi kemudian semakin ditinggalkan dan menyusut jumlahnya secara bertahap dalam kurun waktu satu dekade berikutnya.

Airfoil dengan cakupan luas kemudian dikembangkan, yang umumnya secara trial and error. Beberapa bentuk yang cukup sukses adalah Clark Y dan Gottingen 398 yang digunakan sebagai basis bentuk airfoil yang diuji oleh NACA pada awal tahun 1920-an.

Airfoil NACA

NACA airfoil adalah bentuk airfoil sayap pesawat udara yang dikembangkan oleh National Advisory Committee for Aeronautics (NACA).
Samapi sekitar Perang Dunia II, airfoil yang banyak digunakan adalah hasil riset Gottingen. Selama periode ini banyak pengujuan arifoil dilakukan diberbagai negara, namun hasil riset NACA lah yang paling terkemuka. Pengujian yang dilakukan NACA lebih sistematik denga membagi pengaruh efek kelengkungan dan distribusi ketebalan atau thickness serta pengujiannya dilakukan pada bilangan Reynold yang lebih tinggi dibanding yang lain.

Konstruksi Geometri airfoil NACA

Airfoil yang saat ini umum digunakan sangat dipengaruhi oleh hasil penelitian yang dilakukan oleh NACA ini.

NACA Seri 4 Digit
Sekitar tahun 1932, NACA melakukan pengujian beberapa bentuk airfoil yang dikenal dengan NACA seri 4 digit. Distribusi kelengkungan dan ketebalan NACA seri empat ini diberikan berdasarkan suatu persamaan. Distribusi ini tidak dipilih berdasarkan teori, tetapi diformulasikan berdasarkan pendekatan bentuk sayap yang efektif yang digunakan saat itu, seperti yang dikenal adalah airfoil Clark Y.

Pada airfoil NACA seri empat, digit pertama menyatakan persen maksimum chamber terhadap chord. Digit kedua menyatakan persepuluh posisi maksimum chamber pada chord dari leading edge. Sedangkan dua digit terakhir menyatakan persen ketebalan airfoil terhadap chord. Contoh : airfoil NACA 2412 memiliki maksimum chamber 0.02 terletak pada 0.4c dari leading edge dan memiliki ketebalan maksimum 12% chord atau 0.12c. Airfoil yang tidak memiliki kelengkungan, dimana chamber line dan chord berhimpit disebut airfoil simetrik. Contohnya adalah NACA 0012 yang merupakan airfoil simetrik dengan ketebalan maksimum 0.12c.

NACA Seri 5 Digit
Pengembangan airfoil NACA 5 digit dilakukan sekitar tahun 1935 dengan menggunakan distribusi ketebalan yang sama dengan seri empat digit. Garis kelengkungan rata-rata (mean chamber line) seri ini berbeda dibanding seri empat digit. Perubahan ini dilakukan dalam rangka menggeser maksimum chamber kedepan sehingga dapat meningkatkan CL max. Jika dibandingkan ketebalan (thickness) dan chamber, seri ini memiliki nilai CL max 0.1 hingga 0.2 lebih tinggi dibanding seri empat digit. Sistem penomoran seri lima digit ini berbeda dengan seri empat digit. Pada seri ini, digit pertama dikalikan 3/2 kemudian dibagi sepuluh memberikan nilai desain koefisien lift. Setengah dari dua digit berikutnya merupakan persen posisi maksimum chamber terhadap chord. Dua digit terakhir merupakan persen ketebalan/thickness terhadap chord. Contohnya, airfoil 23012 memiliki CL desain 0.3, posisi maksimum chamber pada 15% chord dari leading edge dan ketebalan atau thickness sebesar 12% chord.

NACA Seri-1 (Seri 16)
Airfoil NACA seri 1 yang dikembangkan sekitar tahun 1939 merupakan seri pertama yang dikembangkan berdasarkan perhitungan teoritis. Airfoil seri 1 yang paling umum digunakan memiliki lokasi tekanan minimum di 0.6 chord, dan kemudian dikenal sebagai airfoil seri-16. Chamber line airfoil ini didesain untuk menghasilkan perbedaan tekanan sepanjang chord yang seragam.

Penamaan airfoil seri 1 ini menggunakan lima angka. Misalnya NACA 16-212. Digit pertama menunjukkan seri 1. Digit kedua menunjukkan persepuluh posisi tekanan minimum terhadap chord. Angka dibelakang tanda hubung: angka pertama marupakan persepuluh desain CL dan dua angka terakhir menunjukkan persen maksimum thickness terhadap chord. Jadi NACA 16-212 artinya airfoil seri 1 dengan lokasi tekanan minimum di 0.6 chord dari leading edge, dengan desain CL 0.2 dan thickness maksimum 0.12.

NACA Seri 6
Airfoil NACA seri 6 didesain untuk mendapatkan kombinasi drag, kompresibilitas, dan performa CL max yang sesuai keinginan. Beberapa persayaratan ini saling kontradiktif satu dan lainnya, sehingga tujuan utama desain airfoil ini adalah mendapatkan drag sekecil mungkin.

Geometri seri 6 ini diturunkan dengan menggunakan metode teoritik yang telah dikembangkan dengan menggunkan matematika lanjut guna mendapatkan bentuk geometri yang dapat menghasilkan distribusi tekanan sesuai keinginan. Tujuan pendekatan desain ini adalah memperoleh kombinasi thickness dan chamber yang dapat memaksimalkan daerah alirah laminer. Dengan demikian maka drag pada daerah CL rendah dapat dikurangi.

Aturan penamaan seri 6 ini cukup membingungkan dibanding seri lain, diantaranya karena adanya banyak perbedaan variasi yang ada. Contoh yang umum digunakan misalnya NACA 641-212, a=0.6. Angka 6 di digit pertama menunjukkan seri 6 dan menyataan family ini didesain untuk aliran laminer yang lebih besar dibanding seri 4 digit maupun 5 digit. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan minimum dalam persepuluh terhdap chord ( 0.4c ). Subskrip 1 mengindikasikan bahwa range drag minimum dicapai pada 0.1 diatas dan dibawah CL design yaitu 2 dilihat angka 2 setelah tanda hubung. Dua angka terakhir merupakan persen thickness terhadap chord, yaitu 12% atau 0.12. Sedangkan a= __ mengindikasikan persen chord airfoil dimana distribusi tekanannya seragam, dalam contoh ini adalah 60 % chord.

NACA Seri 7
Seri 7 merupakan usaha lebih lanjut untuk memaksimalkan daerah aliran laminer diatas suatu airfoil dengan perbedaan lokasi tekanan minimum dipermukaan atas dan bawah. Contohnya adalah NACA 747A315. Angka 7 menunjukkan seri. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan minimum di permukaan atas dalam persepuluh (yaitu 0.4c) dan angka 7 pada digit ketiga menunjukkan lokasi tekanan minimum di permukaan bawah airfoil dalam persepuluh (0.7c). A, sebuah huruf pada digit keempat, menunjukkan suatu format distribusi ketebalan dan mean line yang standardisasinya dari NACA seri awal. Angka 3 pada digit kelima menunjukkan CL desain dalam persepuluh (yaitu 0.3) dan dua angka terakhir menunjukkan persen ketebalan maksimum terhadap chord, yairu 15% atau 0.15.

NACA Seri 8
Airfiol NACA seri 8 didesain untuk penerbangan dengan kecepatan supercritical. Seperti halnya seri sebelumnya, seri ini didesain dengan tujuan memaksimalkan daerah aliran laminer di permukaan atas permukaan bawah secara independen. Sistem penamaannya sama dengan seri 7, hanya saja digit pertamanya adalah 8 yang menunjukkan serinya. Contohnya adalah NACA 835A216 adalah airfoil NACA seri 8 dengan lokasi tekanan minimum di permukaan atas ada pada 0.3c, lokasi tekanan minimum di permukaan bawah ada pada 0.5c, memiliki CL desain 2 dan ketebalan atau thickness maksimum 0.16c.

Berputar pada Tiga Sumbu : Pitch, Roll, Yaw

Ketika pilot mengendalikan pesawatnya dengan meggerakkan aileron, flap, elevator, dan rudder, pesawat akan bergerak dengan cara kombinasi putaran pada tiga sumbu. Jadi, gerak pesawat yang begitu kompleks, dapat kita tinjau dari gerakan translasi titik pusat massa pesawat terhadap lintasannya dan gerak pesawat itu sendiri terhadap titik pusat massanya. Gerak pesawat terhadap titik massanya ini merupakan kombinasi gerak rotasi pesawat terhadap tiga sumbu putar yang ada pada dirinya.

Bayangkan subuah pesawat mainan. Jika kita membayangkan ada sebuah kawat yang terantang dari ujung hidung pesawat hingga ujung ekor pesawat, maka ini lah yang disebut sumbu longitudinal. Gerakan berputar terhadap sumbu longitudinal ini dikendalikan dengan menggunakan aileron, dan disebut geral roll. Pilot melakukan gerak roll dengan memutar control column atau menggerakan ‘batang kemudi’ ke kiri atau ke kanan.

Sekarang, bayangkan sebuah kawat terentang dari ujung sayap sebelah kanan hingga ujung tepi sayap sebelah kiri. Artinya, kawat ini berada sepanjang rentang sayap. Ini lah gambaran secara kasar dari posisi sumbu lateral. Gerak pesawat berputar terhadap sumbu lateral adalah hasil dari gerakan elevator dan disebut gerak pitch. Pilot mengendalikan gerak pitch ini dengan cara menekan control column masuk atau keluar.

Terakhir, bayangkan sebuah titik dimana sumbu longitudinal berpotongan dengan sumbu lateral. Jika kita rentangkan sebuah kawat secara vertikal melewati titik perpotongan ini, maka kawat itulah yang menggambarkan sumbu vertikal, dan pilot mengendalikan putaran pesawat pada sumbu ini dengan menggerakkan rudder. Gerakan putar terhadap sumbu vertikal disebut gerak yaw. Pilot melakukan gerak yaw degan kendali pedal di kakinya.

Kesimpulannya:
1. Control surfaces aileron berada pada sayap, digerakkan dengan memutar batang kendali ke kiri dan ke kanan, dan menghasilkan gerak roll terhadap sumbu longitudinal.
2. Control surfaces elevator berada akor horisontal (horizontal stabilizers), digerakkan dengan menekan control column masuk dan keluar, dan menghasilkan gerak pitch terhadap sumbu lateral.
3. Control surfaces rudder berada pada ekor vertikal (vertical stabilizers), digerakkan dengan menggunakan pedal pada kaki, dan menghasilkan gerak yaw terhadap sumbu vertikal.

Titik pertemuan antara sumbu longitudinal, sumbu lateral, dan sumbu vertikal disebut center of gravity (CG). Seorang aircraft designer haris mempertimbangkan CG untuk menetukan posisi tangkap gaya aerodinamik. CG merupakan faktor yang sangat signifikan terhadap kesatbilan dan manuverability dari pesawat.

Flow Similarity

Flow similarity adalah keserupaan dinamik antara dua aliran berbeda. Hal ini terkait dengan pengujian dalam terowongan angin. Aliran yang kita gunakan di terowongan angin umumnya tidak bisa sama dengan aliran pada kondisi nyata di udara saat terbang bebas. Namun, dengan model aliran yang dapat kita buat di terowongan angin kita menginginkan hasil pengujian yang benar-benar menggambarkan fenomena riil yang terjadi saat terbang bebas. Disinilah flow similarity diperlukan.

Bandingkan dua medan aliran yang berbeda disekitar dua benda yang berbeda pula. Secara definisi, dua aliran yang berbeda akan sama secara dinamik jika:
1. Pola garis arus (streamline) nya sama secara geometri.
2. Distribusi dari V/V∞, p/p∞, T/T∞ dll., diseluruh medan aliran adalah sama jika di plot pada koordinat tak berdimensi.
3. Koefisien-koefisien gaya sama.

Poin 3 sebenarnya adalah konsekuensi logis dari poin 2. Jika antara dua benda berbeda memiliki distribusi tekanan dan tegangan geser tak berdimensi diseleluruh sama, maka koefisien-koefisien gayanya juga sama.

Subscript ∞ (baca: freestream) menandakan suatu properti pada aliran bebas jauh dari benda. Setiap properti kita bagi dengan properti freestreamnya untuk melakukan analisis nondimensional.

Pertanyaannya : apa saja yang harus dipenuhi agar dua aliran sama secara dinamik? Dua buah aliran akan sama secara dinamik jika dua benda dalam aliran memiliki bentuk geometri yang sama dan parameter keserupaan (similarity parameter) sama. Beberapa parameter yang dominan digunakan adalah bilangan Reynolds, Re, dan bilangan Mach, M∞. Bilangan Reynolds adalah ukuran perbandingan gaya inersia benda terhadap gaya viskositanya. Sedangkan bilangan Mach adalah ukuran kecepatan aliran jika dibandingkan dengan kecepatan suara.

Pada beberapa analisis aerodinamik sederhana, namum aplikatif untuk banyak kasus, kita dapat katakan bahwa aliran disekitar dua benda berbeda, dengan geometri skalatis yang sama, adalah sama jika Re dan M nya sama. Oleh karena itu, kemudian akan didapat koefisien lift, drag, dan momen yang serupa pula. Inilah sebenarnya poin kunci dari uji terowongan angin. Jika model sub-skala diuji di terowongan angin, koefisien lift, drag, dan momen yang terukur akan sama dengan keadaan nyata, sepanjang Re dan M dari aliran di seksi uji terowongan angin sama dengan aliran nyata pada kasus terbang bebas. Namun, pernyataan ini tidak sepenuhnya tepat karena masih ada parameter-parameter keserupaan lain yang mempengaruhi aliran. Selain itu, perbedaan freestream turbulance antara terowongan angin dengan keadaan nyata (free flight) akan memberi efek berarti pada CD dan nilai maksimum dari CL. Bagaimanapun juga, pensimulasian aliran semirip mungkin dengan keadaan nyata adalah tujuan utama dari pengujian terowongan angin.

Bagaimana Pesawat Udara Bisa Terbang

Secara kodrati manusia diciptakan untuk hidup di darat. Manusia tidak memiliki alat gerak yang bisa digunakan untuk terbang. Namun, burung-burung yang dapat terbang bebas di angkasa telah memberi inspirasi bagi manusia untuk menjelajah lebih jauh dari habitatnya. Kemampuan untuk terbang bebas di angkasa menjadi suatu simbol kebebasan dan lepas dari belenggu gravitasi.

Pada awalnya manusia menganggap bahwa untuk bisa terbang maka kita harus melakukannya sebagaimana burung terbang. Dan satu-satunya cara adalah dengan mengepakkan sayap seperti halnya burung. Atas dasar itu lah kemudian bermunculan para peloncat-peloncat menara dengan desain sayap yang mereka ciptakan sendiri. Mereka tidak hanya satu, tapi puluhan, dengan satu mimpi yang sama: terbang. Namun malang, tak ada satupun yang berhasil. Bahkan lebih banyak yang justru menemui ajal.

Orang sekaliber Leonardo da Vinci pun ikut terbawa oleh euforia impian terbang. Da Vinci pernah manciptakan suatu desain mesin terbang yang disebut ornitopter. Meskipun bukan alat yang berhasil membuat manusia dapat terbang, namun saya sangat kagum dengan desain ini. Berbeda dengan para peloncat menara, da Vinci tidak lah bodoh. Sebelum desainnya direalisasikan, ia segera meyadari bahwa tidak mungkin manusia -dengan tenaga yang dimilikinya- bisa melakukan pengendalian, mengepakkan sayap, dan navigasi dalam waktu bersamaan. Banyak waktu yang ia curahkan untuk sekedar mempelajari bagaimana burung-burung terbang.

Suatu pernyataan da Vinci yang begitu visioner adalah metode separasi. Sekitar 1500 tahun yang lalu da Vinci telah mengemukakan bahwa untuk bisa terbang cukuplah dilakukan dengan sayap tetap dan memberinya gaya dorong. Hal ini didasari dari hasil pengamatannya dari teknik burung untuk terbang. Menurutnya, sayap burung terdiri dari dua bagian yang memiliki fungsi masing-masing. Bagian pangkal sayap burung yang relatif tetap (fixed) berfungsi membangkitkan gaya angkat. Sedangkan bagian ujung sayap burung berfungsi untuk mengepak dan membangkitkan gaya dorong. Separasi gaya menjadi gaya angkat dan gaya dorong inilah yang sampai sekarang dipakai untuk menciptakan mesin terbang.

Lalu bagaimana pesawat udara dapat terbang? Adalah suatu yang salah jika kita berfikir bahwa mesin (engine) lah menyebabkan pesawat dapat terbang. Pada dasarnya, sayap lah yang memberi gaya angkat yang dibutuhkan untuk terbang, sedangkan engine hanya memberi gaya dorong (thrust) untuk bengerak maju. Jadi, kesimpulan mudahnya adalah bahwa pesawat udara (bukan pesawat antarikasa) dapat terbang karena memiliki sayap.

Pertanyaan selanjutnya, bagaimana gaya angkat (lift) dapat terbangkit di sayap? Secara mudah dapat dijelaskan bahwa gaya angkat terbangkitkan karena ada perbedaan tekanan di permukaan atas dan permukaan bawah sayap. Bentuk airfoil sayap diciptakan sedemikian rupa agar tercipta karakteristik aliran yang sesuai dengan keinginan. Singkatnya, gaya angkat akan ada jika tekanan dibawah permukaan sayap lebih tinggi dari tekanan diatas permukaan sayap. Perbedaan tekanan ini dapat terjadi karena perbedaan kecepatan aliran udara diatas dan dibawah permukaan sayap. Sesuai hukum Bernoulli semakin cepat kecepatan aliran maka tekanannya makin rendah. Besarnya gaya angkat yang dibangkitkan berbanding lurus dengan Luas permukaan sayap, kerapatan udara, kuadrat kecepatan, dan koefisien gaya angkat.

Jadi, untuk pesawat udara, engine berfungsi memberikan gaya dorong agar pesawat dapat bergerak maju. Akibat gerak maju pesawat maka terjadi gerakan relatif udara di permukaan sayap. Dengan bentuk geometri airfoil tertentu dan sudut serang sayap (angel of attack) tertentu maka akan menghasilkan suatu karakteristik aliran udara dipermukaan sayap yang kemudian akan menciptakan beda tekanan dipermukaan atas dan permukaan bawah sayap yang kemudian membangkitkan gaya angkat yang dibutuhkan untuk terbang.