ABSTRAK :
Perbedaaan tekanan pada bagian bawah sayap pesawat yang lebih
besar dari pada bagian atas sayap pesawat menyebabkan pesawat bisa
terangkat.. Salah satu cara untuk menambah gaya angkat adalah dengan
penambahan plain flap. Menghitung gaya aerodinamika (CL, CD dan Xcp) yang
terdapat pada sayap NACA 2414 dengan penambahan plain flap menggunakan
data hasil uji wind tunnel berdasarkan distribusi tekanan kemudian dianalisis
hasil akhir dari nilai CL, CD dan Xcp pada sayap NACA 2414 dengan penambahan
plain flap menggunakan data hasil uji wind tunnel.
Penelitian ini menggunakan sayap NACA 2414 dengan penambahan
plain flap sebagai benda uji untuk disimulasikan. Simulasi dilakukan dengan
variasi sudut serang dan sudut defleksi flap. Panjang chord plain flap 3 cm dari
panjang chord sayap. Pengujian ini menggunakan wind tunnel untuk
mendapatkan nilai CL, CD dan Xcp
Hasil uji menunjukkan bahwa untuk menghitung gaya aerodinamika
pada sayap mengggunakan airfoil NACA 2414 dengan penambahan plain flap
dapat menggunakan distribusi tekanan di upper dan lower surface pada airfoil.
Penambahan plain flap dapat meningkatkan CL dan CD. Semakin besar sudut
defleksi flap yang digunakan maka nilai CL dan CD dari sayap tersebut semakin
meningkat, namun pada penggunaan defleksi flap defleksi 150 nilai CL nya mulai
turun pada AoA 100 sampai AoA 150, sedangkan pada defleksi flap 00, 50 dan 100
pada AoA 100 sampai AoA 150 nilai CL masih terus meningkat. Titik pusat
tekanan dari sayap akan semakin menjauhi leading edge ketika sudut defleksi
flapnya semakin besar. Jika dilihat dari variasi AoA pada sudut 00 Xcp menjauhi
leading edge, kemudian pada AoA 50 dan 100 Xcp mendekati leading edge, namun
pada AoA 150 Xcp kembali menjauhi leading edge.
Kata Kunci: NACA 2414,Plain Flap,Wind Tunnel, CL,CD,Xcp
|