Skripsi

Menghitung Distribusi Tekanan Udara dan Gaya Hambat (Drag) Kepala Pesawat Boeing 777-200.

SKRIPSI

Diajukan sebagai salah satu syarat untuk memperoleh gelar Sarjana Sains

Djoko Poernomo 3225011939

PROGRAM STUDI FISIKA JURUSAN FISIKA

FAKULTAS MATEMATIKA DAN ILMU PENGETAHUAN ALAM

UNIVERSITAS NEGERI JAKARTA 2008

PERSETUJUAN PANITIA UJIAN SKRIPSI

Menghitung Distribusi Tekanan Udara dan Gaya Hambat (Drag) Kepala Pesawat Boeing 777-200

Nama

: Djoko Poernomo

No.Reg

: 3225011939

Nama

Tanda tangan

Tanggal

Penanggung Jawab Dekan

Dra. Marheni, M. Sc NIP. 130 516 385

...............

...............

Penanggung Jawab Pembantu Dekan I

Drs. Siswoyo, M. Pd NIP. 131 933 264

...............

...............

Ketua

DR. rer.nat Bambang Heru I NIP. 132 093 381

...............

...............

Drs. Anggoro Budi Susilo, M.Si NIP. 132 005 000

...............

...............

Satwiko Sidopekso, Ph.D NIP. 131 583 320

...............

...............

Tri Susilo, S.T, M.T NID. 0414047401

...............

...............

Agus Setyo Budi, M.Sc, Ph.D NIP. 132 770 947

...............

...............

Sekretaris

Anggota: Pembimbing I

Pembimbing II

Penguji Ahli

Dinyatakan lulus ujian skripsi tanggal : 15 Agustus 2008

i ABSTRAK DJOKO POERNOMO. Menghitung Distribusi Tekanan Udara dan Gaya Hambat (Drag) Kepala Pesawat Boeing 777-200. Skripsi. Jakarta : Fakultas Matematika dan Ilmu Pengetahuan Alam Universitas Negeri Jakarta. 2008. Suatu benda berada pada suatu aliran udara, maka akan terjadi gaya geser atau gesekan antara partikel-partikel udara dengan permukaan benda yang dilaluinya. Karena adanya gesekan tersebut, maka kecepatan tiap-tiap lapisan menjadi berkurang yang diakibatkan oleh gaya hambat sehingga akan berpengaruh terhadap distribusi tekanan yang terjadi di sepanjang permukaan benda. Penelitian ini bertujuan untuk mengamati perubahan distribusi tekanan udara disekitar kepala pesawat jenis Boeing 777-200 terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan serta mengetahui perbedaan besarnya gaya hambat yang terjadi terhadap perubahan sudut serang dan kecepatan. Dari penelitian ini diharapkan dapat mengetahui bagaimana distribusi yang terjadi di sekitar kepala pesawat terbang boeing 777-200 khususnya pada permukaan bagian atas, depan dan bawah terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan serta dapat mengetahui besarnya gaya hambat (drag) yang terjadi untuk masingmasing sudut serang dan kecepatan. Eksperimen ini dilakukan dengan menggunakan terowongan angin (Wind Tunnel) Suryadarma Low Speed Tunnel (SLST WT-400) yang kemudian akan diperoleh besarnya koefisien tekanan udara pada tiap-tiap titik uji di sepanjang permukaan benda. Dengan menggunakan metode numerik maka akan diperoleh hasil berupa distribusi tekanan udara yang terjadi di sekitar permukaan atas, depan dan bawah benda uji. Hasil penelitian menunjukkan bahwa distribusi yang terjadi di sekitar benda uji dipengaruhi oleh bentuk dari benda uji dan sudut serang yang diberikan pada benda uji. Pada kepala pesawat Boeing 777-200, semakin besar sudut serang maka besarnya gaya hambat akn meningkat. Gaya hambat yang terjadi untuk masing-masing benda uji pada sudut serang antara -90 sampai dengan 150 diperoleh hasil sebagai berikut: pada benda uji silinder diperoleh hasil berkisar antara 0.0033 – 0.0041 N, pada benda uji nose diperoleh hasil berkisar antara 0.0011 – 0.0018 N, sedangkan pada benda uji kepala Boeing 777-200 diperoleh hasil berkisar antara 0.0013 – 0.0027 N.

ii ABSTRACT DJOKO POERNOMO. Calculating The Air Pressure Distribution and Drag Force onThe Head of Boeing 777-200 Airplane. Final Project Paper. Jakarta. Faculty of Mathematics and Natural Sciences. State University of Jakarta. 2008. When an object is in a stream of air, a frictional force (friction) exist between particles of air with the object’s surface that being it’s path. Because of the friction, the velocity on esch layer because decreased by the drag force. this will influence the air pressure distribution along the object surface. This research observe the changing of air pressure distribution around the head of Boeing 777-200 airplane by the changing angel of attack and velocity, also the difference of drag force by the changing angle of attack and velocity. from these, it will be known the air pressure distribution around the head of Boeing 777-200 airplane especially on upper, front and lower surface by the changing angle of attack and velocity, also the drag force for each angle of attack and velocity. The experiment done using a wind tunnel of Suryadarma Low Speed Tunnel (SLST WT-400) to get the coeficient pressure on each test point along the object surface. using a numerical methode will result the air pressure distribution around upper, front and lower surface of tested object. The result show that the air pressure distribution around the tested object is influenced by the shape and angle of attack to the tested object. On the head of Boeing 777-200 airplne, bigger the angle of attack, the drag force will increased. Drag force for each tested object with the angle of attack between -90 to 150 is as follows: on a cylindrical tested object result around 0,0033-0,0041 N, on a nose tested object result around 0,0011-0,0018 N, and on the head of Boeing 777-200 airplane result around 0,0013-0,0027 N.

iii KATA PENGANTAR

Alhamdulillahi Rabbil Aa’lamiin. Segala puji bagi Allah, Tuhan semesta alam. Sholawat serta salam semoga selalu tercurah kepada Rasulullah Muhammad SAW beserta keluarga, para sahabat dan pengikutnya. Puji syukur yang setulus-tulusnya penulis haturkan kepada Allah SWT, yang telah memberikan nikmat dan karunianya sehingga penulis dapat menyelesaikan penyusunan skripsi yang diajukan sebagai syarat untuk memperoleh gelar sarjana dengan judul, “Menghitung Distribusi Tekanan Udara dan Gaya Hambat (Drag) Pesawat Boeing 777-200”. Dalam penyusunan skripsi ini, penulis banyak mendapatkan bantuan dan dorongan baik dalam bentuk dorongan moril maupun materil yang sangat bermanfaat dalam penyelesaian skripsi ini. Untuk itu penulis mengucapkan terima kasih yang sebesar-besarnya kepada: 1. Bapak Sarbini yang sangat penulis sayangi yang telah memberikan pendidikan kepada penulis hingga dapat menyelesaikan pendidikan di universitas serta Ibu Sartini yang sangat penulis cintai yang telah melahirkan dan merawat penulis. 2. Bapak Satwiko Sidopekso, Ph.D. selaku dosen pembimbing I yang telah memberikan penulis bimbingan, arahan dan pemikiran dalam penyusunan skripsi ini. 3. Bapak Tri Susilo, S.T, M.T selaku pembimbing II yang telah meluangkan waktunya untuk penulis dalam rangka penyusunan skripsi mulai awal hingga akhir.

iv 4. Bapak DR.rer.nat Bambang Heru Iswanto selaku Ketua Jurusan Fisika FMIPA UNJ yang telah memberikan saran dalam pelaksanaan penelitian. 5. Bapak Dr. Sunaryo, M.Si. sebagai dosen pembimbing akademik yang banyak memberikan arahan dan masukan selama masa perkuliahan. 6. Bapak Drs. Anggoro Budi Susilo, M.Si selaku Ketua Program Studi Fisika Jurusan Fisika. 7. Desy Ariyanti yang telah memberikan perhatian yang besar setiap saat, memberikan dukungan setiap waktu tanpa mengenal lelah. 8. Saudara Zanwar Pujipriyatmoko S.T,S.Si, dan Rahmat Kurnianto S.T, yang telah banyak membantu dalam proses penelitian dan pembuatan skripsi. 9. Serta seluruh pihak yang tidak dapat penulis sebutkan satu per satu.

Penulis berharap semoga skripsi ini dapat bermanfaat bagi pembaca serta dapat dikembangkan sebaik-baiknya agar dapat bermanfaat bagi masyarakat. Permohon maaf penulis haturkan kepada para pembaca atas segala kekurangan dalam penyampaian kata-kata dan penulisan skripsi ini. Untuk itu kritik dan saran sangat diharapkan agar dapat lebih baik lagi. Segala kebaikan dan kesempurnaan hanya milik Allah SWT, dan kekurangan serta kesalahan datang dari penulis.

Terima Kasih... Wassalam, Jakarta, Agustus 2008 Djoko Poernomo

v DAFTAR ISI Halaman ABSTRAK............................................................................................

i

ABSTRACT..........................................................................................

ii

KATA PENGANTAR.............................................................................

iii

DAFTAR ISI.........................................................................................

v

DAFTAR GAMBAR..............................................................................

vii

DAFTAR TABEL..................................................................................

ix

DAFTAR LAMPIRAN...........................................................................

x

BAB I PENDAHULUAN A. Latar Belakang.....................................................................

1

B. Identifikasi Masalah.............................................................

5

C. Pembatasan Masalah..........................................................

6

D. Perumusan Masalah............................................................

6

E. Tujuan Penelitian.................................................................

6

F. Manfaat Penelitian...............................................................

7

BAB II LANDASAN TEORI A. Aerodinamika........................................................................

8

1. Persamaan Kontinuitas................................................... 10 2. Hukum Bernoulli.............................................................. 10 3. Koefesien Tekanan.........................................................

11

4. Gaya Hambat.................................................................

12

B. Solusi Numerik ...................................................................

13

vi BAB III METODOLOGI PENELITIAN A. Tujuan Operasional Penelitian............................................

14

B. Tempat dan Waktu Penelitian.............................................

14

C. Metode Penelitian...............................................................

14

D. Prosedur Penelitian 1. Peralatan yang digunakan..............................................

15

b. Cara Kerja.......................................................................

20

E. Teknik Pengumpulan Data ..................................................

22

BAB IV HASIL PENELITIAN DAN PEMBAHASAN A. Distribuís Tekanan Udara...................................................

24

B. Gaya Hambat (DRAG)…………………………....................

25

BAB V KESIMPULAN DAN SARAN A. Kesimpulan.........................................................................

36

B. Saran..................................................................................

37

DAFTAR PUSTAKA............................................................................

38

LAMPIRAN..........................................................................................

39

vii DAFTAR GAMBAR

Halaman Gambar 1.1. Ilustrasi distribusi tekanan di sekitar benda.......................

1

Gambar 1.2 Gaya yang bekerja pada aerofoil........................................

2

Gambar 2.1: (a) aliran viskos, (b) aliran tak-viskos.................................

9

Gambar 2.2. Gaya yang terjadi sejajar arah aliran udara……………….. 12 Gambar. 3.1. Skema aliran udara pada terowongan angin terbuka……. 17 Gambar. 3.2. Posisi titik-titik uji pada benda uji silinder………………….. 18 Gambar. 3.3. Posisi titik-titik uji pada benda uji silinder………………….. 18 Gambar. 3.4. Posisi titik-titik uji pada benda uji silinder………………….. 19 Gambar. 3.5. Alur penelitian………………………………………………… 21 Gambar. 3.6. Tabel pengamatan…………………………………………… 23 Gambar 4.1. Distribusi tekanan udara di sekitar benda uji silinder untuk sudut (a). -90, (b). 00 dan (c). 90............................... 25 Gambar 4.2. Distribusi tekanan udara di sekitar benda uji Nose untuk sudut (a). -90, (b). 00dan (c). 90……………………… 27 Gambar 4.3. Distribusi tekanan udara di sekitar benda uji Boeing 777-200 untuk sudut (a). -90, (b). 00dan (c). 90………..….. 28 Gambar 4.4. Grafik gaya hambat terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan pada benda uji silinder............. 30 Gambar 4.5. Grafik gaya hambat terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan pada benda uji Nose................ 31

viii Gambar 4.6. Grafik gaya hambat terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan pada benda uji Kepala Pesawat Boeing 777-200................................................... 33 Gambar 4.7. Grafik gaya hambat pada masing-masing benda uji dengan kecepatan: (a) 1663 rpm, (b)1865 rpm dan (c) 2016 rpm………………………………………………..… 34

ix DAFTAR TABEL

Halaman Tabel 4.1. Gaya hambat pada benda uji silinder dengan perubahan kecepatan dan sudut serang…………………………………. 29 Tabel 4.2. Gaya hambat pada benda uji Nose dengan perubahan kecepatan dan sudut serang……….…………………………. 31 Tabel 4.3. Gaya hambat pada benda uji Kepala Pesawat Boeing 777200 dengan perubahan kecepatan dan sudut serang…..…. 32

x DAFTAR LAMPIRAN

Halaman Lampiran 1. Suryadarma Low Speed Tunnel WT – 400 (SLST WT – 400)................................................................ 39 Lampiran 2. Spesifikasi Benda Uji.......................................................... 40 Lampiran 3. Data Pengamatan Silinder.................................................. 44 Lampiran 4. Data Pengamatan Nose...................................................... 47 Lampiran 5. Data Pengamatan Boeing 777-200..................................... 50 Lampiran 6. Flow Chart Program Boeing 777-200………………………. 53 Lampiran 7. Distribusi tekanan pada benda uji silinder............................ 62 Lampiran 8. Distribusi tekanan pada benda uji NOSE............................. 65 Lampiran 9. Distribusi tekanan pada kepala pesawat Boeing 777-200.. 68 Lampiran 10.Tabel Kecepatan Aliran Dalam Seksi Uji Sesuai RPM Pada Low Speed Tunel...................................................... 71

BAB I PENDAHULUAN

A. Latar Belakang Masalah Sistem aerodinamik pada pesawat terbang dapat diamati apabila ada aliran udara yang bergerak melalui permukaan pesawat terbang. Hal ini terlihat pada saat pesawat sedang terbang. Bila suatu benda berada pada suatu aliran udara, maka akan terjadi gesekan atau gaya geser. Gesekan yang terjadi adalah gesekan antara partikel-partikel udara dengan permukaan benda yang dilaluinya. Karena adanya gesekan tersebut, maka kecepatan tiap-tiap lapisan menjadi berkurang yang diakibatkan oleh gaya hambat sehingga akan berpengaruh terhadap distribusi tekanan yang terjadi di sepanjang permukaan benda. Distribusi tekanan bekerja normal tegak lurus terhadap permukaan benda (Bertin, J. J. & Smith, M.L. 1989. Aerodynamics For Engineers. Prentice-Hall Inc, New Jersey: 576 hlm, 181-182).

Gambar 1.1. Ilustrasi distribusi tekanan di sekitar benda. 1

2

Akibat adanya distribusi tekanan dan gaya gesek yang terjadi di sepanjang permukaan pesawat, maka akan ada gaya-gaya yang bekerja pada pesawat yaitu resultan gaya aerodinamik (R) dan gaya momen (M). Nilai gaya momen akan berharga positif (+) jika arahnya searah dengan arah jarum jam dan sebaliknya akan berharga negatif (-) jika arahnya berlawanan dengan arah jarum jam. Sedangkan resultan gaya dapat dibagi menjadi beberapa komponen yaitu komponen yang tegak lurus dan komponen yang sejajar sumbu koordinat. Komponen-komponen gaya yang tegak lurus sumbu koordinat dan arahnya berlawanan dengan arah gaya gravitasi disebut dengan gaya angkat atau lift (L). Dan komponenkomponen gaya yang sejajar dengan sumbu koordinat dan arahnya berlawanan dengan arah laju pesawat disebut dengan gaya hambat atau drag (D).

Gambar 1.2 Gaya yang bekerja pada aerofoil.

3

Agar pesawat dapat terbang di udara maka besarnya gaya angkat harus lebih besar dibandingkan dengan gaya berat pesawat. Bagian yang paling penting untuk memperoleh gaya angkat yang besar pada pesawat adalah pada bagian sayap pesawat. Hal yang tidak dapat di hindari adalah munculnya gaya hambat yang diakibatkan karena adanya distribusi tekanan yang terjadi disepanjang permukaan pesawat, namun gaya hambat ini dapat dikurangi sekecil mungkin agar pesawat dapat terbang secara optimal. Seluruh bagian pesawat akan berpotensi menimbulkan gaya hambat terutama pada bagian kepala pesawat, oleh sebab itu perlu suatu rancangan khusus pada kepala pesawat untuk meminimalisir gaya hambat yang terjadi. Selain dipengaruhi oleh bentuk kepala pesawat, distribusi tekanan dan gaya hambat juga dipengaruhi oleh arah datangnya aliran udara (sudut serang) seperti terlihat pada saat pesawat sedang tinggal landas (take off) dan juga pada saat mendarat (landing). Untuk mendapatkan rancangan yang optimal perlu dilakukan penelitian-penelitian yang berhubungan dengan pengaruh besarnya gaya hambat terhadap bentuk benda. Hal ini dapat dilakukan dengan beberapa metode. Metode pertama adalah metode dimana objek bergerak sedangkan fluidanya diam (bergerak relatif terhadap benda), salah satunya adalah dengan uji terbang. Namun pada uji terbang akan dijumpai kesulitan-kesulitan pada saat penelitian dilakukan antara lain yaitu besarnya biaya yang dikeluarkan dan juga resiko yang besar pada saat uji terbang.

4

Metode yang kedua adalah metode dimana fluida bergerak dan objeknya diam (bergerak relatif terhadap fluida), metode ini dibagi menjadi du cara yaitu salah satunya adalah dengan cara membuat aliran dengan menggunakan asap (smoke). Cara ini dapat langsung terlihat hasilnya secara visual, namun cara ini tidak dapat menghitung besarnya tekanan yang terjadi disepanjang permukaan. Cara lain dengan menggunakan aliran udara buatan yang dihasilkan oleh kipas penggerak yang dikenal sebagai

terowongan

angin

(wind

tunnel/wind

channels).

Dengan

menggunakan metode ini kesulitan-kesulitan pada metode yang pertama dapat diatasi serta ada beberapa kemudahan dan keuntungan bila dibandingkan dengan metode yang pertama diantaranya yaitu: 1. Kondisi aliran yang dapat diatur dengn mudah. 2. Besar sudut arah angin seperti sudut serang dapat diubah-ubah dengan mudah. 3. Proses pengambilan data lebih mudah sehingga proses pelaksanaan dapat berlangsung lebih cepat. 4. Bahaya dan kemungkinan lepas kontrol pada saat uji terbang dapat dicegah. 5. Tidak dibutuhkannya banyak personil pada saat pelaksanaan. 6. Biaya yang diperlukan untuk proses pembuatan dan pelaksanaan pengujian jauh lebih murah. Setiap jenis pesawat memiliki bentuk kepala yang berbeda-beda seperti pada pesawat tempur memiliki bentuk kepala yang runcing, hal ini

5

dimaksudkan agar pesawat dapat melaju dengan stabil pada kecepatan tinggi serta dapat melakukan berbagai macam manuver diudara. Lain halnya dengan pesawat komersil yang memiliki bentuk kepala tidak runcing. Salah satu jenis pesawat komersil yang banyak digunakan adalah jenis Boeing 777-200. Untuk dapat lebih memahami bagaimana distribusi tekanan yang terjadi, maka akan dilakukan pengujian terhadap tiga macam benda uji yang berbeda, yaitu: 1. Benda uji berbentuk silinder. 2. Benda uji berbentuk Nose. 3. Benda uji berbentuk kepala pesawat jenis Boeing 777-200.

B. Identifikasi Masalah Berdasarkan

latar

belakang

masalah

tersebut

dapat

diidentifikasikan masalah-masalah sebagai berikut: 1. Bagaimana distribusi tekanan udara yang terjadi di sekitar kepala pesawat. 2. Bagaimana pola aliran udara yang terjadi di sekitar kepala pesawat. 3. Bagaimana visualisasi distribusi tekanan dengan menggunakan metode komputasi. 4. Berapa besar gaya hambat yang terjadi. 5. Bagaimana pengaruh bentuk benda uji terhadap besarnya gaya hambat.

6

C. Pembatasan Masalah Pada penelitian ini, pembahasan dibatasi hanya untuk mengetahui distribusi tekanan udara yang terjadi di sekitar benda uji, khususnya pada bagian atas dan bawah dan membuat visualisasinya dalam bentuk gambar dua dimensi serta mengetahui besarnya gaya hambat untuk masing-masing benda uji pada sudut serang dan kecepatan yang berbeda-beda. Benda uji yang digunakan berbentuk kepala pesawat Boeing 777200 dengan skala perbandingan 1 : 86, dan dilakukan pada kondisi ruang yang tetap.

D. Perumusan Masalah Berdasarkan pembatasan masalah diatas, maka masalah dapat dirumuskan: “Bagaimana distribusi tekanan udara dan gaya hambat yang terjadi disekitar

kepala

pesawat

serta

mengetahui

pengaruh

perubahan

kecepatan aliran dan perubahan sudut serang terhadap distribusi dan gaya hambat.”

E. Tujuan Penelitian Tujuan dalam penelitian ini adalah: 1. Mengetahui distribusi tekanan udara yang terjadi di sekitar kepala pesawat.

7

2. Memvisualisasikan distribusi tekanan udara yang terjadi di sekitar kepala pesawat. 3. Menghitung besarnya gaya hambat yang dialami pesawat terutama pada bagian kepala pesawat. 4. Mengetahui pengaruh perubahan distribusi tekanan udara terhadap perubahan sudut serang dan kecepatan. 5. Mengetahui pengaruh besarnya gaya hambat terhadap perubahan sudut serang dan kecepatan.

F. Manfaat Penelitian Penelitian ini bermanfaat untuk: 1. Mengetahui distribusi tekanan udara di sekitar kepala pesawat. 2. Mengetahui pengaruh dari bentuk benda terhadap distribusi tekanan dan gaya hambat. 3. Sebagai bahan acuan untuk dapat menciptakan model kepala pesawat dengan performa aerodinamik yang lebih baik.

BAB II LANDASAN TEORI

A. AERODINAMIKA Aerodinamika

mempelajari

mengenai

akibat-akibat

yang

ditimbulkan fluida udara atau gas-gas lain yang bergerak. Hal ini berkaitan dengan

sifat

aliran

udaranya.

Jika

sifat

aliran

udara

dikaitkan

kekentalannya (viskositas), maka aliran udara tersebut dapat dibedakan atas dua jenis aliran, yaitu aliran viskos (viscid flow) dan aliran tak-viskos (inviscid flow), sedangkan jika sifat aliran udara dikaitkan dengan kerapatannya (densitas), maka aliran udara tersebut dapat dibedakan juga atas dua jenis aliran, yaitu aliran termampatkan (compressible flow) dan aliran

tak-termampatkan

(incompressible

flow)

(NASA.

2002.

Incompressible Flow Around A Cylinder and A Wing Section). Pada aliran udara viskos memiliki atau dipengaruhi nilai kekentalan, sehingga aliran udara ini akan mengalami gesekan atau gaya geser. Gesekan yang terjadi adalah antara partikel-partikel udara dengan permukaan benda yang dilaluinya. Lapisan udara (boundary layer) yang mengalir melalui suatu benda dengan adanya gesekan tersebut diatas, maka kecepatan udara tiap-tiap lapisan menjadi berkurang kerena dipengaruhi oleh gaya hambat. Semakin jauh jarak lapisan aliran udara

8

9

dari permukaan benda, akan memiliki nilai kecepatan yang maksimum (sama dengan aliran udara bebas). Aliran udara tak viskos adalah

suatu aliran udara yang tidak

mengalami gesekan karena aliran ini bersifat tidak dipengaruhi atau tidak memiliki nilai kekentalan. Dengan memperhatikan keadaan aliran ini, maka dapat dikatakan bahwa aliran tak-viskos (inviscid flow) memiliki nilai viskositas sangat kecil atau viskositas fluidanya nol, sehingga gaya hambat atau gaya geser yang terjadi dapat diabaikan.

(a)

(b)

Gambar 2.1: (a) aliran viskos, (b) aliran tak-viskos. Aliran termampatkan adalah suatu aliran udara yang mengalami perubahan nilai kerapatannya (densitas - tidak konstan). Sedangkan aliran Tak-termampatkan adalah suatu aliran udara yang tidak mengalami perubahan nilai kerapatannya (densitas - konstan). Pada kenyataannya keadaan seperti ini sangat sulit dijumpai, namun ada kesamaan dalam pembahasan aliran invicid, yaitu penyederhanaan dalam perhitungan

10

aerodinamika

sehingga

aliran

udara

yang

terjadi

dianggap

tak-

termampatkan (incompressible).

1. Persamaan Kontinuitas Untuk menentukan persamaan kontinuitas digunakan prinsip konservasi massa dari suatu aliran udara yang melewati suatu ruang. Pola alirannya sama untuk semua bidang x dan y, komponen kecepatan fluida pada sumbu x dinyatakan dengan u dan pada sumbu y dinyatakan dengan v. ∂ ∂ρ ∂ + (ρ ⋅ u ) + (ρ ⋅ v ) = 0 ∂y ∂t ∂x

(2.1)

Seperti yang dijelaskan sebelumnya bahwa kita mengasumsikan kondisi aliran yang melewati benda uji adalah incompressible (memiliki ρ konstan), dan inviscid (tidak mengalami gesekan udara), maka aliran udara dapat kita definisikan sebagai

r ∇V . =0

(2.2)

2. Hukum Bernoulli Berdasarkan hukum Bernoulli bahwa jumlah energi potensial, energi kinetik dan tekanan adalah konstan. p 1 + ρ gy 1 +

1 ρ V 1 2 = p 2 + ρ gy 2

2

+

1 ρ V 22 2

(2.3)

11

Apabila diasumsikan kondisi aliran yang melewati benda adalah incompressible (memiliki ρ konstan), dan inviscid (tidak mengalami gesekan udara), maka hubungan antara tekanan udara dan kecepatan aliran udara mengikuti Persamaan Bernoulli.

p + 1 ρ V 2 = konstan 2 Dimana :

p = tekanan udara

ρ = rapat massa udara V = kecepatan aliran udara

3. Koefesien Tekanan Untuk mencari besar koefisien tekanan ( C p ) dapat digunakan persamaan Bernoulli, yaitu dengan membandingkan perubahan tekanan sebelum dan sesudah melewati benda (McCormick, Barners W. 1979. Aerodynamics, Aeronautics, And Flight Mecanics. John Wiley & Sons Inc, Canada: 652 hlm, 50-51).

1 1 ρ Vs2 = p + ρ V 2 2 2 1 p − ps = ρ Vs2 − V 2 2 ps +

(

)

(2.4)

dengan p s merupakan tekanan dan Vs adalah kecepatan fluida. Maka besarnya koefesien tekanan adalah: Cp =

p − ps 1 2

ρ sν s2

(2.5)

12

4. Gaya Hambat (Drag) Untuk mencari gaya hambat dapat menggunakan koefisien gaya hambat( C D ), dimana C D adalah besarnya C p sepanjang permukaan benda uji. Jika suatu benda diletakan pada suatu aliran udara, maka dapat diselesaikan berdasarkan resultan gaya-gaya yang bekerja. Komponen gaya yang arahnya tegak lurus terhadap arah aliran udara disebut dengan gaya angkat (lift), sedangkan komponen gaya yang arahnya sejajar dengan arah aliran udara disebut gaya hambat (drag). Besarnya koefesien gaya hambat dapat kita tentukan dengan

CD =

D q∞ S

(2.6)

Tekanan(P)

θ

Drag

U∞

Gambar 2.2. Gaya yang terjadi sejajar arah aliran udara Jika diasumsikan bahwa aliran yang terjadi disekitar benda uji tidak mengalami gesekan (inviscid), maka besarnya gaya hambat dapat ditentukan dengan rumus:

D = − ∫ ( p − p ∞ ) cos θds

(2.7)

13

B. SOLUSI NUMERIK Untuk dapat menyelesaikan persamaan differensial parsial kita bisa menggunakan beberapa metode, salah satunya menggunakan metode beda

hingga

(finite

difference

method).

Metode

beda

hingga

menggunakan turunan kedua untuk menyelesaikan persamaan, yang dapat ditulis sebagai:

d2 f 1 ≈ 2 { f ( x + h ) + f (x − h ) − 2 f ( x )} 2 dx h

(2.8)

Dengan h adalah interval antara koordinat titik. Untuk persamaan dengan dua variabel

f ( x, y ) dapat kita nyatakan dalam bentuk grid berupa

koordinat-koordinat titik pada bidang dengan x = ih dan y = jh (i,j=1,2,3,…) maka persamaan diatas dapat kita tuliskan menjadi

1 {φi+1, j + φi−1, j + φi, j +1 + φi, j −1 − 4φi, j } = 0 h2 Dimana φi , j =

(2.9)

titik pada koordinat ( i,j ). Nilai suatu titik pada suatu

koordinat dipengaruhi oleh nilai pada titik di sekitar titik tersebut.

φi , j +1

φi −1, j

φi, j

φi +1, j

φi , j −1 maka persamaan diatas dapat disederhanakan menjadi

φi , j =

φi −1, j + φi +1, j + φi , j −1 + φi , j +1 4

(2.10)

BAB III METODOLOGI PENELITIAN

A. Tujuan Operasional Penelitian ini bertujuan untuk mengamati perubahan distribusi tekanan udara disekitar kepala pesawat jenis Boeing 777-200 terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan serta mengetahui perbedaan besarnya gaya hambat yang terjadi terhadap perubahan sudut serang dan kecepatan.

B. Tempat Dan Waktu Penelitian ini dilakukan di Laboratorium Aerodinamika

dan

Laboratorium Mekanik Universitas Suryadarma, yang berlokasi di komplek Bandar Udara Halim Perdanakusuma, Jakarta Timur. Penelitian ini dilaksanakan pada rentan waktu tahun ajaran 2007/20028

C. Metode Penelitian Penelitian ini dilakukan dengan menggunakan terowongan angin (Wind Tunnel) Suryadarma Low Speed Tunnel (SLST WT-400) dan tiga macam benda uji yaitu benda uji berbentuk silinder, berbentuk nose dan berbentuk kepala pesawat jenis boeing 777-200.

14

15

Benda uji diletakan pada seksi uji terowongan angin kemudian dialiri udara dengan kecepatan tertentu. Untuk satu kali percobaan dilakukan perubahan sudut serang: -90, -70, -50, -30, 00, 30, 50, 70, 90, 110, 130, 150, 170, 190 dan 210, kemudian akan diperoleh data untuk tiap-tiap titik pada masing-masing kecepatan dan sudut serang. Setiap benda uji mendapat perlakuan yang sama dengan kecepatan dan sudut serang yang sama. Data yang diperoleh dari terowongan angin adalah ketinggian permukaan air didalam tabung manometer untuk tiap-tiap titik yang terdapat dipermukaan benda uji. Data-data tersebut akan diolah dengan menggunakan metode komputasi dengan solusi numerik dan kemudian membuat visualisasinya.

D. Prosedur Penelitian 1. Peralatan yang digunakan a. Terowongan angin Suryadarma Low Speed Tunnel (SLST WT-400) (lampiran). Suryadarma Low Speed Tunnel (SLST WT-400) merupakan jenis terowongan angin terbuka. Disebut terbuka karena aliran udara setelah melewati seksi uji akan keluar ke udara bebas, sehingga udara yang digunakan atau masuk kedalam seksi uji selalu berganti dengan udara yang baru. Pada umunya terowongan angin terbuka memiliki bagian-bagian sebagai berikut:

16

1. Ruang Masukan (Bellmouth). Berfungsi sebagai pengarah udara masuk kedalam terowongan angin serta untuk menghindari separasi aliran yang terjadi sehingga tercapai distribusi dan akselerasi kecepatan aliran yang seragam dan terus menerus. 2. Ruang Penenang (Settling Chamber). Berfungsi sebagai pelurus aliran untuk mengurangi ketidak teraturan aliran yang masuk ke dalam terowongan angin dengan menggunakan kawat nyamuk (screen/gauzes) sehingga pada seksi uji diperoleh aliran yang seragam dan bertubulensi rendah. 3. Seksi kontraksi (Contraction/Nozzel). Berfungsi untuk mempercepat aliran agar kecepatan aliran udara menuju seksi uji sesuai dengan kebutuhan serta merapatkan aliran agar lebih lurus dan bebas dari adanya fluktuasi kecepatan yang terjadi di ruang penenang. 4. Seksi Uji (Test Section). Seksi uji merupakan tempat pemasangan dan pengujian benda uji. Pada bagian ini terdapat dudukan (sting mounting) sebagai tempat diletakannya benda uji serta dilengkapi dengan sensor alat ukur. Seksi uji ini berbentuk persegi panjang. 5. Seksi Diffuser. Berfungsi menurunkan kecepatan agar udara lebih mudah dikendalikan sebelum keluar ke udara bebas. 6. Seksi Fan. Berfungsi sebagai penarik aliran udara yang terdiri dari motor penggerak, belt, stator dan dudukan motor.

17

Gambar. 3.1. Skema aliran udara pada terowongan angin terbuka.

b. Benda uji terdiri atas tiga macam: 1. Silinder Benda uji silinder dipasang pada dudukan dengan poros sudut serang menempel pada bagian belakang benda uji yang berhimpit pada pusat penampang, titik ini merupakan pusat koordinat dalam menentukan posisi benda uji. Benda uji ini memiliki 21 (dua puluh satu) titik uji yang tersebar pada permukaan silinder. Titik-titik uji ini terbagi menjadi 3 (tiga) bagian, pertama adalah bagian atas yaitu terletak di sepanjang permukaan selubung silinder dari bagian depan hingga belakang yang posisinya terletak di atas pada benda uji. Kedua adalah bagian depan yaitu terletak di sepanjang diameter dari penampang silinder. Ketiga adalah bagian bawah atas yaitu terletak di sepanjang permukaan selubung silinder dari bagian depan hingga belakang yang posisinya terletak di bawah pada benda uji.

18

7

6

5

4

3

2

1

15

16

17

18

19

20

21

8 9 10 11 12 13 14

Gambar. 3.2. Posisi titik-titik uji pada benda uji silinder 2. Nose. Benda uji nose berbentuk menyerupai kerucut namun pada bagian depan tidak dibuat runcing tetapi dibuat lonjong seperti pada bagian depan kepala pesawat. Benda uji ini memiliki 17 (tujuh belas) titik uji yang tersebar pada bagian atas, bagian depan dan bagian bawah. Benda uji ini dipasangkan pada dudukan sehingga memungkinkan

untuk

merubah

sudut

serang

diinginkan.

6

5

4

3

2

1

7 8 9 10 11

12 13

14

15 16

17

Gambar. 3.3. Posisi titik-titik uji pada benda uji silinder

sesuai

yang

19

3, Kepala pesawat Boeing 777-200. Benda uji ini adalah replika dari bentuk kepala pesawat Boeing 777-200 yang terbagi menjadi tiga bagian utama yaitu: bagian hidung pesawat yang terdapat di depan pesawat, bagian kokpit pesawat mulai dari pangkal hidung pesawat hingga bagian jendela, dan bagian yang menghubungkan antara bagian kokpit dengan badan pesawat. Benda uji ini memiliki 26 (dua puluh enam) titik uji yang tersebar di permukaan bagian atas, bagian depan dan bagian bawah pesawat.

7

6

5

4

3

2

1

22

23

24

25

26

8 9 10 12

11

13 14 15 16 17 18

19

20

21

Gambar. 3.4. Posisi titik-titik uji pada benda uji silinder c. Multimanometer Multimanometer ini menggunakan prinsip manometer berbentuk tabung U, pada salah satu ujung tabung diberikan tekanan pada titik uji sedangkan pada ujung lain dibiarkan terbuka sehingga tekanannya sama dengan tekanan udara bebas. Multimanometer terdiri dari 90 (sembilan puluh) tabung dengan diameter yang sama dan disusun

20

pada dinding milimeter blok. Tabung-tabung tersebut saling terhubung sehingga pada ujung tabung terbuka memiliki ketinggian fluida yang sama untuk setiap tabung. Pada tabung ke-89 diberikan tekanan pada dinding seksi uji yang merupakan tekanan udara sebelum melalui seksi uji. Ketinggian fluida pada tabung ini disebut H1. Pada tabung ke-90 dibiarkan terbuka dan selanjutnya ketinggian pada tabung ini disebut H2. Sedangkan tabung laingnya dihubungkan ke titik-titik uji pada seksi uji termasuk titik uji pada benda uji. d. Komputer Pada penelitian ini digunakan satu unit komputer yang mendukung software Matlab 7.0. 2. Cara Kerja Benda uji diletakan pada seksi uji dari terowongan angin dengan bagian depan menghadap ke arah datangnya aliran. Titik-titik uji pada benda uji dihubungkan dengan tabung manometer sesuai dengan urutan yang ditentukan. Data yang diperoleh dari manometer kemudian diolah menjadi koefisien tekanan yang kemudian digunakan untuk menghitung tekanan udara pada permukaan benda uji. Tekanan pada permukaan benda uji digunakan untuk menentukan distribusi tekanan udara disekitar benda uji serta menghitung besarnya gaya hambat (drag) dengan menggunakan metode komputasi. Dengan merubah sudut serang dan kecepatan maka akan terlihat perubahannya.

21

TEORI

PERSIAPAN ALAT 1. SILINDER 2. NOSE 3. BOEING 777-200

DATA C p

METODE KOMPUTASI

METODE NUMERIK

DISTRIBUSI KECEPATAN DAN TEKANAN UDARA

GAYA HAMBAT

VISUALISASI

KESIMPULAN

Gambar. 3.5. Alur penelitian.

22

E. Teknik Pengumpulan data Sebelum

dilakukan

percobaan

terlebih

dahulu

menentukan

koordinat titik uji yang tersebar dipermukaan benda uji yang dibutuhkan dalam menentukan distribusi yang terjadi. Pada percobaan pertama menggunakan benda uji pertama sudut serang yang diberikan adalah –90, ini berarti benda uji membentuk sudut 90 ke bawah terhadap arah aliran udara, kemudian memutar kipas menggunakan energi listrik dengan kecepatan putaran kipas pada keadaan maksimum. Setelah aliran udara stabil kemudian mencatat kedalam tabel data-data untuk tiap-tiap titik uji yang terbaca pada tabung manometer sesuai dengan urutan nomor yang telah ditentukan. Dengan merubah sudut serang menjadi -70, -50, -30, 00, 30, 50, 70, 90, 110, 130, 150, 170, 190 dan 210 akan diperoleh data untuk tiap-tiap titik uji. Kemudian menurunkan kecepatan putaran kipas serta mengembalikan benda uji keposisi

semula

dan

melakukan

perlakuan

yang

sama

seperti

sebelumnya. Data yang terbaca adalah ketinggian permukaan fluida pada tabung yang diberi tekanan. Selain itu dicatat pula ketinggian pada tabung H1, H2 dan kecepatan putaran kipas. Pada percobaan kedua dan ketiga, mengganti benda uji pada seksi uji dan memperlakukan hal yang sama seperti pada benda uji pertama sehingga akan diperoleh data untuk masing-masing benda uji pada sudut serang dan kecepatan yang berbeda-beda. Semua data-data yang telah diperoleh akan diolah menjadi besaran koefisien tekanan dan juga

23

besarnya gaya hambat yang terjadi pada benda uji sesuai dengan perubahan sudut serang dan kecepatan aliran.

Benda uji RPM Fan

: :

SUDUT SERANG No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26

-9

-7

-5

-3

0

3

5

7

9

11

13

H1 H2

Gambar. 3.6. Tabel pengamatan

15

17

19

21

BAB IV HASIL PENELITIAN DAN PEMBAHASAN

Data yang diperoleh dari hasil eksperimen adalah data ketinggian permukaan air pada tabung manometer untuk masing-masing titik uji, kecepatan dan sudut serang (lampiran). Dari hasil ini kemudian akan diolah menjadi koefisien tekanan ( C p ) yang merupakan perbandingan antara tekanan yang terjadi di titik uji

permukaan benda uji terhadap

tekanan pada udara bebas dengan rumus:

Cp =

h1 − h h1 − h2

Data tersebut digunakan untuk memperoleh estimasi distribusi tekanan terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan. Distribusi ini akan digunakan untuk memperoleh besarnya gaya hambat yang terjadi pada masing-masing benda uji terhadap sudut serang dan kecepatan.

A. Distribusi Tekanan Udara Data koefisien tekanan ( C p ) yang diperoleh kemudian diolah menjadi tekanan yang terjadi pada masing-masing titik uji. Sehingga data tersebut dapat menggambarkan besarnya tekanan dipermukaan benda uji. Untuk menghasilkan besarnya tekanan yang terjadi di sekitar benda uji,

24

25

digunakan suatu program dengan menggunakan software Matlab 7.1 dengan solusi numerik menggunakan metode beda hingga (finite difference method). List program terdapat dalam lampiran. Untuk masing-masing benda uji dengan kecepatan 2016 rpm perubahan sudut serang

-90,-50,00,50 dan 90 diperoleh hasil sebagai

berikut:

(a)

N/m2

(b)

(c)

N/m2

N/m2

Gambar 4.1. Distribusi tekanan udara di sekitar benda uji silinder untuk sudut (a). -90, (b). 00 dan (c). 90

26

Pada gambar 4.1 diatas merupakan distribusi tekanan pada masing masing sudut serang. Pada sudut serang 00, di sisi depan benda uji mengalami tekanan yang terbesar sedangkan pada sisi bagian atas dan bawah benda uji besarnya tekanan hampir sama. Pada sudut serang -90 dan 90, di sisi depan benda uji masih mengalami tekanan yang terbesar namun pada sisi atas dan bawah benda uji terjadi perbedaan tekanan. Pada sudut

serang -90 tekanan pada bagian belakang sisi atas lebih

besar dibandingkan dengan tekanan pada bagian belakang sisi bawah. Dan sebaliknya pada sudut serang 90, tekanan pada bagian belakang sisi atas lebih kecil dibandingkan dengan tekanan pada bagian belakang sisi bawah. Gambar 4.2

merupakan distribusi tekanan di sekitar benda uji

berbentuk menyerupai kerucut. Pada sudut serang 00 yang di perlihatkan pada gambar 4.2.(b) terlihat bahwa tekanan terbesar terjadi di bagian depan benda uji sedangkan distribusi tekanan pada bagian atas dan bawah benda uji hampir sama. Pada sudut serang -90, tekanan terbesar terjadi di bagian depan benda uji namun dibagian depan sisi atas terjadi tekanan yang lebih besar bila dibandingkan bagian depan sisi bawah. Hal ini terjadi akibat permukaan benda uji bagian atas langsung menghadap arah aliran udara. Dan sebaliknya terjadi pada sudut 90 yaitu bagian depan sisi atas mengalami tekanan yang lebih kecil dibandingkan bagian depan sisi bawahnya.

27

N/m2

N/m2

(a)

(b)

N/m2 (c) Gambar 4.2. Distribusi tekanan udara di sekitar benda uji Nose untuk sudut (a). -90, (b). 00dan (c). 90

Pada benda uji Boeing 777-200 diperoleh hasil yang berbeda. Untuk sudut serang 00 terjadi peningkatan tekanan pada bagian depan dan bagian atas dari hidung pesawat. Hal ini disebabkan karena aliran udara yang mengalir di bagian atas hidung pesawat, terhambat oleh

28

N/m2 (a)

(b)

(c)

N/m2

N/m2

Gambar 4.3. Distribusi tekanan udara di sekitar benda uji Boeing 777-200 untuk sudut (a). -90, (b). 00dan (c). 90.

bagian kaca depan kokpit sehingga terjadi penumpukan partikel-partikel udara yang mengakibatkan meningkatnya densitas sehingga tekanan udara menigkat. Sedangkan pada bagian atas belakang

dan bawah

belakang distribusi tekanannya hampir sama. Pada sudut serang -90,

29

tekanan terbesar terjadi pada bagian atas dari hidung pesawat hingga bagian jendela kaca sedangkan pada bagian atas lebih besar di bandingkan dengan bagian bawah. Pada sudut serang 90 masih terdapat tekanan yang besar di sekitar hidung pesawat bagian atas sedangkan pada bagian bawah tekanan terbesar terjadi di sekitar hidung bagian bawah hingga kokpit bagian bawah.

B. Gaya Hambat (Drag) Gaya hambat yang terjadi pada masing-masing benda uji dapat dilihat pada tabel-tabel berikut: Sudut Serang(0) -9 -7 -5 -3 0 3 5 7 9 11 13 15 17 19 21

Gaya Hambat Benda Uji Silinder (N) RPM1663 RPM1865 RPM2016 0.003307354 0.003714238 0.004453943 0.003250876 0.003774566 0.004577196 0.003227309 0.00382411 0.004563039 0.003215371 0.003867506 0.004571968 0.00324032 0.003894275 0.004546933 0.00322862 0.003882386 0.004503249 0.003241028 0.003864755 0.004473427 0.00324327 0.003867267 0.004478256 0.00321436 0.003859676 0.004480276 0.003235286 0.003836666 0.004477986 0.00321986 0.00381651 0.004484825 0.003226715 0.003774903 0.004467971 0.00323112 0.00370168 0.004385162 0.003201098 0.003618491 0.004317345 0.003261093 0.003530522 0.004159977

Tabel 4.1. Gaya hambat pada benda uji silinder dengan perubahan kecepatan

dan sudut serang.

30

Silinder 0.005 0.0045 0.004 G a y a H a m b a t (N )

0.0035 0.003 0.0025 0.002 0.0015 0.001 0.0005 0

-15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

Sudut Serang RPM1663

RPM1865

RPM2016

Gambar 4.4. Grafik gaya hambat terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan pada benda uji silinder.

Pada gambar 4.4 berdasarkan grafik tersebut terlihat bahwa terjadi perubahan gaya hambat terhadap perubahan sudut serang. Gaya hambat yang terbesar terjadi pada saat kecepatan yang terbesar. Sedangkan pada sudut serang 170 hingga 210 terjadi penurunan gaya hambat, hal ini disebabkan karena terjadinya perubahan posisi permukaan pada bagian depan terhadap arah aliran udara.

31

Sudut Serang -9 -7 -5 -3 0 3 5 7 9 11 13 15

Gaya Hambat Benda Uji Nose (N) RPM1663 RPM1865 RPM2016 0.001136175 0.001450017 0.001799292 0.001174386 0.001530932 0.001856004 0.00119813 0.001601684 0.001844878 0.001221929 0.001667356 0.001855229 0.001243893 0.001682024 0.001899814 0.001248624 0.001657114 0.001888215 0.001264268 0.001602611 0.001903589 0.001261651 0.001527831 0.001905722 0.00126396 0.001451195 0.001913644 0.001266214 0.00141239 0.001896878 0.001271443 0.001400264 0.001883932 0.001292744 0.00140272 0.001897763

Tabel 4.2. Gaya hambat pada benda uji Nose dengan perubahan kecepatan

dan sudut serang.

NOSE 0.0025

Gaya Hambat (N)

0.002

0.0015

0.001

0.0005

0 -15

-10

-5

0

5

10

15

20

Sudut Serang RPM1663

RPM1865

RPM2016

Gambar 4.5. Grafik gaya hambat terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan pada benda uji Nose. Pada gambar 4.5 diatas merupakan grafik perubahan gaya hambat terhadap perubahan sudut serang. Pada kecepatan 1865 rpm, gaya

32

hambat terbesar terjadi pada sudut serang 00 sedangkan pada sudut besar terjadi penurunan gaya hambat. Sudut Serang -9 -7 -5 -3 0 3 5 7 9 11 13 15 17 19 21

Gaya Hambat Benda Uji Kepala Pesawat (N) RPM1663 RPM1865 RPM2016 0.001310569 0.00171884 0.001976276 0.001268719 0.001750229 0.002025009 0.001256126 0.001692847 0.001996744 0.00126541 0.001680486 0.001987967 0.001257374 0.001636542 0.001973411 0.001234084 0.001616142 0.001918986 0.001241163 0.001629416 0.001907478 0.001253591 0.001652076 0.001905648 0.001250976 0.001654348 0.001904171 0.001281378 0.001746743 0.001949807 0.001380464 0.001746173 0.002015545 0.00148974 0.001790959 0.002143129 0.001600638 0.001928068 0.002308702 0.001763036 0.001992092 0.002491117 0.001838113 0.002338886 0.002766334

Tabel 4.3. Gaya hambat pada benda uji Kepala Pesawat Boeing 777-200 dengan perubahan kecepatan dan sudut serang.

Pada gambar 4.6 terlihat bahwa gaya hambat terkecil terjadi pada saat sudut serang yang kecil, pada saat udara mengalir dan terhambat pada bagian depan, aliran udara akan terpecah mengalir melalui bagian atas dan melalui bagian bawah. Namun pada sudut serang yang besar gaya hambat meningkat. Semakin besar sudut serang maka gaya hambat akan semakin besar. Hal ini terjadi karena pada sudut-sudut yang besar, tekanan terkonsentrasi pada permukaan bagian bawah atau pada permukaan bagian atas sehingga mengakibatkan gaya hambat akan semakin besar.

33

Kepala Pesawat Boeing 777-200 0.003

Gaya Hambat (N)

0.0025 0.002 0.0015 0.001 0.0005 0 -15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

Sudut Serang RPM1663

RPM1865

RPM2016

Gambar 4.6. Grafik gaya hambat terhadap perubahan sudut serang dan perubahan kecepatan pada benda uji Kepala Pesawat Boeing 777-200. Untuk membandingkan gaya hambat ketiga macam benda uji dapat dilihat melalui grafik berikut ini:

RPM1663 0.0035 Gaya Hambat(N)

0.003 0.0025 0.002 0.0015 0.001 0.0005 0 -20

-10

0

10

20

Sudut Serang Kepala

Nose

(a)

Silinder

30

34

RPM1865 0.0045 0.004 Gaya Hambat (N)

0.0035 0.003 0.0025 0.002 0.0015 0.001 0.0005 0 -15

-10

-5

0

5

10

15

20

25

20

25

Sudut Se rang Kepala

Nose

Silinder

(b) RPM2016 0.005 0.0045 0.004 Gaya Hambat (N)

0.0035 0.003 0.0025 0.002 0.0015 0.001 0.0005 0 -15

-10

-5

0

5

10

15

Sudut Serang Kepala

Nose

Silinder

(c) Gambar 4.7. Grafik gaya hambat pada masing-masing benda uji dengan kecepatan: (a) 1663 rpm, (b)1865 rpm dan (c) 2016 rpm.

35

Pada gambar 4.7 merupakan grafik perubahan gaya hambat terhadap sudut serang pada masing- masing benda uji dan kecepatan. Berdasarkan grafik tersebut terlihat bahwa silinder memiliki gaya hambat yang paling besar bila dibandingkan dengan benda uji lainnya. Hal ini disebabkan karena adanya perbedaan luas permukaan benda uji. Bentuk silinder memiliki luas permukaan yang lebih besar bila dibandingkan dengan bentuk nose ataupun bentuk kepala pesawat sehingga tekanan pada permukaan menjadi semakin besar yang mengakibatkan gaya hambat menjadi semakin besar. Pada bentuk nose dan kepala pesawat, keduanya memiliki gaya hambat yang perbedaannya tidak begitu besar. Hal ini karena kedua benda uji memiliki bentuk dan luas permukaan yang hampir sama. Perbedaan bentuk terlihat pada bagian atas benda uji, bentuk dari kepala pesawat memiliki bagian jendela untuk kokpit sedangkan pada nose bagian bawah dan bagian atas benda memiliki bentuk yang sama.

BAB V KESIMPULAN DAN SARAN

A. KESIMPULAN Berdasarkan hasil penelitian dan analisa data yang telah di uraikan pada bab sebelumnya, besarnya gaya hambat (drag) yang terjadi bergantung dari kecepatan aliran dan perubahan sudut serang, maka dapat dibuat beberapa kesimpulan sebagai berikut: 1. Gaya hambat (drag) dipengaruhi oleh bentuk benda uji. Untuk kecepatan dan sudut serang yang sama, masing-masing benda uji memiliki nilai gaya hambat yang berbeda. Pada benda uji silinder diperoleh hasil berkisar antara 0.0033 – 0.0041 N, pada benda uji nose diperoleh hasil berkisar antara 0.0011 – 0.0018 N, sedangkan pada benda uji kepala Boeing 777-200 diperoleh hasil berkisar antara 0.0013 – 0.0027 N. 2. Peningkatan kecepatan aliran akan meningkatkan besarnya tekanan udara yang terjadi di sekitar benda uji, sehingga akan berpengaruh terhadap distribusi tekanan dan besarnya gaya hambat (drag). 3. Distribusi tekanan udara akan berubah apabila terjadi perubahan sudut serang sehingga besarnya gaya hambat (drag) akan berubah pula.

36

37

4. Pada kepala pesawat, semakin besar sudut serang maka akan meningkatkan besarnya gaya hambat.

B. SARAN Untuk penelitian selanjutnya, perlu diperhatikan beberapa hal berikut: 1. Dalam proses pembuatan benda uji sebaiknya dibuat sebanyak mungkin titik uji agar dapat diketahui nilai-nilai yang lebih akurat di sepanjang permukaan benda. 2. Perubahan sudut serang dan kecepatan yang lebih bervariasi agar diperoleh hasil yang lebih baik. 3. Perlu dibuat visualisasi untuk pola aliran udara yang terjadi sehingga dapat diketahui apabila terjadi turbulensi di sekitar benda uji.

38 DAFTAR PUSTAKA

Anderson,John D.1991. Fundamentals of Aerodynamics. Mc Graw Hill Inc., New York: 772 hlm. Anderson,John D.1991. Computational Fluid Dynamics. Mc Graw Hill Inc., New York: 547 hlm. Bertin, J. J. & Smith, M.L. 1989. Aerodynamics For Engineers. Prentice-Hall Inc, New Jersey: 576 hlm Currie, I.G.1993. Mechanics of Fluids. Mc Graw Hill Inc., New York: 454 hlm. Garde,R.J. & A.G. Mirajgacker.1983. Engineering Fluid Mechanics. NEM Chand & Bros. India: 718 hlm. Hoerner, Sighard F. 1965. Fluid-Dynamic Drag. Gibbs & Cox, Inc., New York City: 658 hlm. Mathews, John H. 1992. Numerical Methods. Prentice Hall Inc. New York: 646 hlm. McCormick, Barners W. 1979. Aerodynamics, Aeronautics, And Flight Mecanics. John Wiley & Sons Inc, Canada: 652 hlm, 50-51 NASA. 2002. Incompressible Flow Around A Cylinder and A Wing Section. http://www.allstar.fiu.edu/aeronautic/fluidynamics/level3, 27 Mei 2006.

LAMPIRAN

40

Lampiran 1. Suryadarma Low Speed Tunnel WT – 400 (SLST WT – 400)

Data geometri Terowongan Angin Terbuka (SLST) 1. Seksi uji

: - Penampang :400 x 400 mm2 - Panjang

2. Ruang Penenang

: 1000 mm2

; - Penampang : 1200 x 1200 mm2 - Panjang

: 1105 mm

- Kawat screen : 3 lapis 3. Nozzel

: - Penampang - Inlet

: 1200 x 1200 mm2

- Outlet

: 400 x 400 mm2

- Panjang

: 885 mm2

4. Daya motor

: 10 HP

5. Putaran max

: 2800 rpm

41

Lampiran 4. Spesifikasi Benda Uji

2.1. Silinder

(a) Tampak Samping

(b) Tampak Atas

(c) Tampak Muka

Panjang

: 7,5 cm.

Diameter

: 7,5 cm.

Jumlah Titik Uji

: 21 titik.

42

2.2. Nose

(a) Tampak Samping

(b) Tampak Atas

(c) Tampak Muka

Panjang

: 7,5 cm.

Diameter

: 7,5 cm.

Jumlah Titik Uji

: 17 titik.

43

2.3. Kepala Pesawat Boeing 777-200

(a) Tampak Samping

(b) Tampak Atas

(c) Tampak Muka

Panjang

: 15 cm.

Diameter

: 7,5 cm.

Jumlah Titik Uji

: 26 titik.

Skala

: 1 : 86.

2016

Angle Of Attack No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21

-9 9.3 9.9 10.8 11.1 11.1 11 11 5.1 4.8 4.7 4.7 4.8 5.1 6 10.5 10.6 10.8 10.9 11 11 11.1

-7 9.4 10.4 10.8 11.2 11.2 11.1 11 5.2 4.7 4.5 4.5 4.7 5 5.8 10.6 10.7 10.9 11 11 11 11.1

-5 9.4 10.4 10.8 11.2 11.2 11.1 11 5.2 4.7 4.5 4.5 4.7 5 5.8 10.6 10.7 10.9 11.1 11.2 11 10.9

-3 10.4 10.8 11 11 10.8 10.7 10.6 5.2 4.7 4.5 4.4 4.5 4.8 5.6 10.6 10.7 10.8 10.9 11 10.9 10.8

0 10.8 10.9 11.1 11.1 11 10.8 10.7 5.4 4.8 4.5 4.4 4.5 4.8 5.4 10.7 10.8 10.9 11.1 11.1 10.9 10.4

3 11 10.9 10.9 10.8 10.7 10.5 10.3 5.5 4.9 4.6 4.5 4.5 4.7 5.2 10.7 10.8 10.9 11 10.3 9.9 9.3

5 11 10.9 10.8 10.8 10.6 10.4 10.3 5.6 5 4.6 4.5 4.5 4.7 5.2 10.8 10.9 11 11 10.1 9.4 9

7 11 10.9 10.8 10.7 10.5 10.4 10.3 5.7 5 4.7 4.6 4.5 4.6 5.2 10.7 10.8 11 10.6 9.4 9.3 9.1

9 10.9 10.8 10.7 10.6 10.5 10.4 10.3 5.7 5.2 4.7 4.6 4.5 4.6 5 10.7 10.8 10.9 9.9 9.2 8.8 9.2

11 11 10.7 10.6 10.5 10.4 10.4 10.2 5.8 5.2 4.8 4.6 4.5 4.6 5 11 11.1 10.9 9.7 8.8 8.7 9.2

13 10.9 10.7 10.6 10.6 10.5 10.4 10.3 6 5.3 5 4.7 4.6 4.6 5 11 11.1 10.8 9 8.5 8.7 9.2

15 10.6 10.8 11 11.1 11 10.7 10.5 6.4 5.6 5.2 4.9 4.8 4.8 5 11.2 11 8.2 8.2 8.6 8.9 9.4

17 10.6 10.9 11 11.2 11.1 10.9 10.7 7 5.7 4.6 5 4.9 4.8 5 10.7 9.5 7.8 8.4 8.7 8.9 9.4

19 10.5 10.6 10.8 11.1 10.9 10.7 10.6 6.8 5.9 5.4 5.1 4.9 4.8 5 9.8 8.3 8.1 8.5 8.7 8.9 9.4

21 10.3 10.6 10.8 10 10.9 10.7 10.6 6.8 6 5.5 5.2 4.9 4.8 4.9 9.7 8.4 8.2 8.4 8.6 8.9 9.4

H1 H2

7.8 4.5

7.8 4.4

7.8 4.4

7.7 4.4

7.7 4.3

7.7 4.4

7.7 4.4

7.7 4.4

7.7 4.5

7.8 4.5

7.8 4.5

7.9 4.6

7.9 4.6

7.9 4.7

7.9 4.8

Lampiran 3. Data Pengamatan Silinder

Data Pengamatan Silinder RPM Fan :

Data Pengamatan Silinder RPM Fan :

1865

Angle Of Attack No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21

-9 8.8 9.5 9.9 10.3 10.2 10.1 10.1 5.4 5 4.9 4.9 5.1 5.3 6.1 9.9 10 10.1 10.2 10.2 10.3 10.3

-7 9.3 10.1 10.3 10.3 10.2 10.2 10.1 5.4 5 4.9 4.8 5 5.2 5.8 9.9 10 10.1 10.1 10.2 10.3 10.3

-5 9.8 10.2 10.3 10.3 10.2 10.1 10 5.4 4.9 4.8 4.7 4.8 5 5.7 9.9 10 10.1 10.2 10.3 10.2 10.2

-3 10 10.2 10.3 10.3 10.2 10.1 10 5.4 5 4.9 4.8 4.8 5 5.6 10 10.1 10.2 10.3 10.4 10.2 10

0 10.3 10.2 10.3 10.3 10.2 10.1 10 5.5 5 4.9 4.8 4.8 5 5.5 10.2 10.2 10.2 10.3 10.4 10.3 9.9

3 10.4 10.2 10.2 10.2 10 9.9 9.8 5.5 5 4.9 4.8 4.8 4.9 5.4 10.2 10.2 10.3 10.4 10.2 10 9.3

5 10.3 10.1 10 10 9.9 9.8 9.7 5.7 5.1 4.8 4.7 4.7 4.8 5.3 10 10 10.1 10.3 10.1 9.3 9

7 10.3 10.1 10 10 9.9 9.8 9.7 5.7 5.2 4.9 4.8 4.7 4.8 5.3 10.1 10.2 10.3 10.1 9.5 8.9 8.8

9 10.3 10.1 10 10 9.9 9.8 9.7 5.8 5.3 5 4.9 4.7 4.8 5.2 10 10.1 10.3 9.6 8.9 8.5 8.8

11 10.4 10.1 10 10 9.9 9.8 9.7 5.9 5.4 5 4.9 4.8 4.8 5.2 10.1 10.3 10.2 9.4 8.5 8.4 8.8

13 10.3 10.1 10.1 9.9 9.8 9.7 9.6 6 5.4 5 4.9 4.8 4.9 5.1 10.1 10.4 10.3 9 8.2 8.3 8.8

15 10 10.1 10.2 10.3 10.2 10.1 10 6.3 5.7 5.3 5.1 5 5 5.2 10.1 10.3 7.9 7.9 8.2 8.5 9

17 10 10.2 10.3 10.4 10.3 10.2 10 6.5 5.8 5.4 5.2 5 5 5.2 10 9.7 7.6 8 8.3 8.5 9

19 10 10.2 10.3 10.4 10.3 10.2 10 6.6 5.9 5.5 5.3 5 5 5.2 9.9 9.5 7.8 8.1 8.3 8.5 9

21 10 10.1 10.3 10.4 10.3 10.1 10 6.8 6 5.6 5.3 5.1 5 5.1 9.8 9.3 7.9 8.1 8.3 8.5 9

H1 H2

7.5 4.7

7.5 4.7

7.5 4.7

7.5 4.6

7.5 4.6

7.5 4.6

7.5 4.7

7.5 4.7

7.5 4.7

7.6 4.8

7.6 4.8

7.6 4.8

7.6 4.8

7.6 4.8

7.6 4.8

Data Pengamatan Silinder RPM Fan

:

1663

Angle Of Attack No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21

-9 8.9 9.3 9.5 9.8 9.8 9.7 9.6 5.6 5.3 5.2 5.2 5.3 5.5 6.1 9.1 9.2 9.3 9.4 9.5 9.5 9.7

-7 9 9.4 9.6 9.7 9.6 9.5 9.4 5.6 5.2 5.1 5 5.1 5.3 5.8 9.1 9.2 9.3 9.4 9.5 9.5 9.5

-5 8.7 9.2 9.5 9.7 9.7 9.5 9.5 5.6 5.2 5.1 5.1 5.2 5.4 6 9.2 9.3 9.3 9.4 9.5 9.5 9.5

-3 9.2 9.4 9.5 9.5 9.4 9.3 9.3 5.6 5.2 5.1 5 5.1 5.3 5.8 9.3 9.4 9.4 9.5 9.5 9.4 9.3

0 9.2 9.3 9.4 9.5 9.3 9.2 9.2 5.7 5.2 5.1 5 5 5.2 5.7 9.3 9.4 9.5 9.5 9.6 9.5 9.1

3 9.6 9.4 9.4 9.4 9.3 9.2 9.1 5.7 5.3 5.1 5 5 5.1 5.6 9.6 9.6 9.7 9.6 9.6 9.2 8.7

5 9.6 9.4 9.4 9.3 9.2 9.1 9 5.8 5.3 5.1 5 5 5.1 5.6 9.6 9.7 9.7 9.8 9.3 8.8 8.3

7 9.6 9.4 9.3 9.3 9.2 9.1 9 5.7 5.4 5.2 5 5 5.1 5.5 9.2 9.2 9.3 9.2 8.9 8.4 8.3

9 9.6 9.3 9.2 9.2 9.1 9 8.9 5.9 5.5 5.3 5.1 5 5.1 5.5 9.5 9.6 9.7 9.4 8.5 8.2 8.3

11 9.5 9.3 9.2 9.2 9.1 9 8.9 6 5.5 5.3 5.1 5 5.1 5.4 9.6 9.7 9.7 9 8.1 8 8.3

13 9.5 9.4 9.3 9.3 9.2 9.1 9 6.1 5.6 5.4 5.2 5.1 5.2 5.4 9.6 9.6 9.2 8.1 7.7 7.9 8.3

15 9.2 9.3 9.4 9.5 9.4 9.3 9.2 6.3 5.8 5.5 5.3 5.2 5.2 5.4 7.2 7.3 7.4 7.5 7.8 8 8.3

17 9.3 9.4 9.5 9.6 9.5 9.4 9.3 7.4 5.9 5.6 5.3 5.2 5.2 5.4 7.2 7.3 7.4 7 7.9 8.1 8.4

19 9.3 9.5 9.6 9.7 9.6 9.5 9.4 7.1 6 5.7 5.4 5.3 5.2 5.4 7.1 7.2 7.5 7.7 7.8 8 8.3

21 9.3 9.4 9.6 9.7 9.7 9.5 9.4 6.7 6.1 5.7 5.5 5.3 5.2 5.3 7 7.1 7.5 7.7 7.8 8 8.3

H1 H2

7.4 4.9

7.3 4.9

7.3 4.9

7.3 5

7.3 4.9

7.3 4.9

7.4 5

7.3 5

7.3 4.9

7.3 4.9

7.3 5

7.4 5

7.4 5.2

7.5 5.2

7.5 5.2

RPM Fan

:

2016

No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17

-9 9.4 10 9.4 8.5 7.7 7.3 6.6 5 4.3 7.3 8.3 8.8 8.7 9.1 9.7 10.1 9.8

-7 9.4 10 9.5 8.6 7.7 7.4 6.8 5.2 4.2 7.1 8.2 8.7 8.6 9 9.6 10 9.6

-5 9.3 9.9 9.6 8.7 8 7.7 7.2 5.5 4.2 6.8 7.7 8.4 8.5 8.8 9.5 10 9.6

-3 9.3 9.8 9.6 8.8 8.1 7.8 7.4 5.7 4.2 6.4 7.5 8.2 8.3 8.6 9.5 10 9.6

0 9.2 9.6 9.6 9 8.4 8 7.8 6 4.2 6 7.3 8 8.1 8.5 9.3 9.8 9.5

3 9.2 9.5 9.7 9.2 8.6 8.3 8.2 6.4 4.2 5.7 6.9 7.7 7.8 8.3 9 9.6 9.5

5 9.4 9.5 9.7 9.4 8.8 8.6 8.5 6.8 4.4 5.5 6.6 7.5 7.7 8 8.9 9.6 9.5

7 9.4 9.5 10 9.5 9 8.8 8.8 7.1 4.4 5.2 6.5 7.4 7.6 8 8.8 9.5 9.4

9 9.6 9.7 10 9.6 9.2 9.1 9.2 7.3 4.5 5 6.3 7.2 7.5 7.8 8.7 9.5 9.5

11 9.7 9.8 10.1 9.7 9.3 9.2 9.3 7.7 4.7 5.8 6.1 7 7.3 7.7 8.5 8.8 8.8

13 9.7 9.8 10.2 9.8 9.5 9.4 9.5 7.9 4.8 5.6 6 6.9 7.2 7.6 8.5 8.7 8.8

15 9.7 9.8 10.2 9.8 9.5 9.5 9.8 8.3 4.9 5.4 5.7 6.6 6.9 7.3 8.2 9 9.2

H1 H2

7.2 4.2

7.1 4.1

7.3 4.1

7.2 4.2

7.2 4.2

7.2 4.2

7.4 4.4

7.4 4.4

7.4 4.4

7.4 4.4

7.4 4.4

7.4 4.4

Angle Of Attack

Lampiran 4. Data Pengamatan Nose

Data Pengamatan NOSE

Data Pengamatan NOSE RPM Fan

:

1865

No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17

-9 8.8 9.3 8.8 8 7.3 6.9 6.4 5 4.8 7 8 8.3 8.2 8.5 9 9.3 9

-7 8.7 9.3 9 8.1 7.5 7.2 6.7 5.3 4.7 6.7 7.6 8.1 8 8.3 8.9 9.2 9

-5 8.6 9.2 9 8.2 7.5 7.2 6.9 5.5 4.6 6.5 7.4 8 8 8.3 8.8 9.2 9

-3 8.6 9 9 8.3 8 7.5 7.2 5.7 4.5 6.2 7.2 7.8 7.9 8.1 8.7 9.1 9

0 8.6 8.9 9 8.5 8 7.7 7.5 6 4.4 6 6.9 7.5 7.6 7.8 8.6 9.1 9

3 8.6 8.8 9 8.6 8.1 8 7.7 6.2 4.4 5.7 6.6 7.4 7.5 7.8 8.5 9 8.9

5 8.7 8.8 9.1 8.8 8.3 8.2 8 6.5 4.5 5.5 6.5 7.2 7.4 7.7 8.4 8.9 8.8

7 8.7 8.8 9.1 8.8 8.4 8.3 8.2 6.7 4.7 5.3 6.3 7 7.3 7.5 7.7 8.4 8.3

9 8.9 9 9.3 9 8.6 8.5 8.5 7 4.9 5 6.2 6.9 7.1 7.5 7.7 8.3 8.3

11 9 8.9 9.3 9.1 8.5 8.6 8.7 7.4 5 4.9 5.8 6.5 6.8 7.2 7.9 8.6 8.7

13 9.1 9 9.3 9.1 8.5 8.6 8.8 7.5 5.1 5 5.8 6.5 6.8 7.2 7.9 8.6 8.7

15 9.1 9 9.3 9.1 8.7 8.8 9 7.6 5.1 5 5.7 6.5 6.7 7.1 7.8 8.5 8.7

H1 H2

7.1 4.8

7.1 4.7

7.1 4.6

7.1 4.5

7.1 4.4

7.1 4.4

7 4.5

7 4.7

7 4.8

7.1 4.9

7.1 4.9

7.1 4.9

Angle Of Attack

Data Pengamatan NOSE RPM Fan

:

1663

Angle Of Attack No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17

-9 8.1 8.5 8.1 7.4 6.9 6.6 6.2 5.2 4.7 6.9 7.5 7.8 7.7 7.9 8.3 8.5 8.3

-7 8.1 8.5 8.2 7.5 7.7 6.7 6.4 5.2 4.6 6.7 7.2 7.6 7.5 7.8 8.2 8.5 8.3

-5 8 8.5 8.2 7.5 7.7 6.7 6.4 5.2 4.6 6.5 7 7.5 7.5 7.7 8.2 8.5 8.3

-3 8 8.3 8.2 7.7 7.2 7 6.8 5.6 4.6 6.3 6.8 7.3 7.3 7.6 8.1 8.4 8.3

0 8 8.2 8.3 7.9 7.4 7.2 7 5.8 4.7 6.1 6.6 7.1 7.2 7.5 8 8.4 8.3

3 8 8.1 8.3 8 7.6 7.4 7.2 6 4.7 5.9 6.5 7 7.1 7.4 7.9 8.2 8.3

5 8 8.1 8.4 8 7.6 7.5 7.4 6.3 4.7 5.7 6.3 6.8 7 7.3 7.8 8.3 8.2

7 8 8.1 8.5 8.1 7.9 7.8 7.7 6.5 4.8 5.5 6.2 6.8 6.9 7.2 7.7 8.2 8.3

9 8.2 8.3 8.5 8.3 8 8 8 6.7 4.8 5.3 6 6.6 6.8 7 7.6 8.1 8.1

11 8.4 8.5 8.6 8.5 8.1 8.1 8.2 7 5 5.1 5.8 6.5 6.6 6.8 7.5 8 8.1

13 8.3 8.4 8.6 8.5 8.2 8.2 8.3 7.2 5 5 5.8 6.4 6.5 6.8 7.5 8 8.1

15 8.4 8.5 8.7 8.6 8.3 8.4 8.5 7.4 5.1 4.8 5.6 6.2 6.4 6.7 7.3 7.8 8

H1 H2

6.6 4.6

6.6 4.6

6.6 4.6

6.6 4.6

6.7 4.7

6.7 4.7

6.7 4.7

6.7 4.7

6.8 4.8

6.8 4.8

6.8 4.8

6.8 4.8

RPM Fan :

2016

Angle Of Attack No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26

-9 8.8 8.8 8.9 9 9.2 9.2 8.8 8.2 7.5 7.2 5.1 5.8 5.4 4.7 7.9 8.3 8.5 8.7 9 9.5 9.6 9.7 9.5 9.4 9.1 8.7

-7 8.8 8.8 8.9 9 9.3 9.4 8.9 8.4 7.6 7.5 5.1 5.8 5.5 4.6 7.6 8.1 8.4 8.6 8.9 9.4 9.6 9.7 9.5 9.4 9.1 8.8

-5 8.8 8.8 9 9.1 9.4 9.5 9 8.5 7.8 7.7 5.2 6 5.6 4.5 4.5 7.9 8.3 8.5 8.8 9.2 9.5 9.6 9.5 9.4 9.1 8.8

-3 9 9.1 9.2 9.3 9.6 9.8 9.4 8.9 8.2 8.2 5.4 6.3 6 4.5 7 7.6 8 8.3 8.6 9.1 9.4 9.6 9.5 9.3 9.1 8.9

0 9.1 9.2 9.3 9.5 9.8 10 9.7 9.3 8.5 8.8 5.5 6.5 6.3 4.5 6.8 7.5 7.9 8.2 8.5 9 9.4 9.6 9.5 9.4 9.1 8.9

3 9.2 9.3 9.5 9.7 10 10.3 10 9.5 9 9.3 6 6.8 6.7 4.7 6.7 7.4 7.9 8.1 8.5 9 9.4 9.6 9.5 9.4 9.1 9

5 9.2 9.4 9.6 9.8 10.1 10.5 10.1 9.8 9.1 9.5 6.3 7 7 4.8 6.4 7.1 7.6 7.9 8.3 8.9 9.2 9.5 9.4 9.3 9.2 9

7 9.3 9.4 9.7 9.9 10.1 10.5 10.3 9.9 9.5 10 6.5 7.1 7.2 4.8 6.3 7 7.5 7.8 8.1 8.6 9 9.5 9.4 9.3 9.1 9

9 9.4 9.4 9.7 9.9 10.2 10.6 10.5 10.1 9.5 10.1 6.7 7.1 7.2 4.9 6.1 6.9 7.4 7.7 8.1 8.5 9 9.4 9.4 9.3 9.1 9

11 9.4 9.4 9.6 10 10.3 10.7 10.5 10.4 9.8 10.5 7 7.4 7.6 5 6 6.7 7.2 7.5 7.9 8.4 8.9 9.2 9.2 9.1 9 8.9

13 9.3 9.3 9.4 10.1 10.4 10.8 10.7 10.5 10 10.8 7.3 7.5 7.8 5.1 5.8 7.5 7 7.4 7.8 8.3 8.7 9 9.1 9 8.9 8.8

15 9.2 9.3 9.4 10 10.5 10.8 10.7 10.6 10.1 11.1 7.5 7.6 8.1 5.3 5.6 6.8 6.9 7.2 7.5 8 8.5 8.9 9 8.9 8.8 8.7

17 9.2 9.3 9.5 10 10.4 10.9 10.8 10.7 10.3 11.2 7.6 7.8 8.2 5.4 5.5 6.7 7.7 7.1 7.5 8 8.5 8.8 9 8.9 8.8 8.7

19 9.2 9.3 9.4 9.8 10.4 11 10.9 10.8 10.5 11.5 7.6 8 8.5 5.5 5.4 6 6.5 6.9 7.2 7.8 8.2 8.6 8.8 8.8 8.7 8.5

21 9.1 9.2 9.4 9.7 10.3 10.8 10.9 10.8 10.6 11.7 7.7 8.1 8.7 5.7 5.4 6.5 6.4 6.6 7.1 7.6 8 8.2 8.1 8.1 8 7.9

H1 H2

7.5 4.3

7.6 4.4

7.6 4.4

7.7 4.5

7.8 4.5

7.8 4.5

7.8 4.5

7.8 4.6

7.8 4.6

7.8 4.6

7.8 4.6

7.9 4.7

7.8 4.6

7.9 4.7

7.8 4.6

Lampiran 5. Data Pengamatan Boeing 777-200

Data Pengamatan Kepala Model Boeing 777-200

Data Pengamatan Kepala Model Boeing 777-200 RPM Fan :

1865

Angle Of Attack No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26

-9 8.3 8.4 8.4 8.5 8.7 8.6 8.1 7.6 7 6.7 5.1 5.6 5.3 5 7.9 8.1 8.3 8.4 8.7 9 9.1 9.3 9.1 8.9 8.6 8.4

-7 8.4 8.4 8.5 8.6 8.8 8.9 8.5 8 7.4 7.2 5.3 5.9 5.6 4.8 7.4 7.8 8.1 8.3 8.5 8.8 9 9.2 9.1 8.9 8.7 8.5

-5 8.5 8.5 8.6 8.8 9 9.1 8.7 8.4 7.7 7.6 5.4 6.1 5.8 4.7 7.1 7.6 7.8 8.1 8.4 8.8 9 9.2 9.1 8.9 8.7 8.4

-3 8.6 8.6 8.7 8.9 9.1 9.3 8.8 8.5 7.9 7.9 5.5 6.3 6.6 4.8 7 7.5 7.8 8 8.3 8.7 8.9 9.1 9 8.9 8.7 8.5

0 8.7 8.7 8.8 9 9.4 9.5 9.3 8.8 8.3 8.5 5.7 7 6.8 4.9 7 7.3 7.6 7.9 8.2 8.6 8.9 9.1 9 8.9 8.7 8.5

3 8.8 8.8 9 9.1 9.5 9.7 9.4 9 8.5 8.8 6 6.7 6.6 5 6.5 7.1 7.3 7.6 8 8.5 8.8 9 9 8.5 8.7 8.6

5 8.8 8.9 9 9.7 9.5 9.8 9.6 9.2 8.7 9.1 6.8 7.4 7.4 5 6.4 7 7.4 7.7 8 8.4 8.8 9 9 8.8 8.7 8.5

7 8.8 8.9 9.2 9.3 9.5 9.8 9.1 8.8 8.4 8.3 6.5 7 7 5 6.2 6.8 7.3 7.5 7.8 8.3 8.6 8.9 8.9 8.8 8.6 8.5

9 8.8 8.8 9.3 9.4 9.6 10 9.8 9.5 9.1 9.6 6.7 7 7.1 5 6.1 6.8 7.2 7.5 7.3 7.7 8 8.4 8.4 8.3 8.1 8

11 8.8 8.8 9.2 9.5 9.7 10 9.9 9.8 9.3 9.9 7 7.2 7.4 5.2 6 6.6 7 7.4 7.7 8.1 8.4 8.8 8.8 8.7 8.5 8.3

13 8.8 8.8 9.1 9.6 9.7 10.1 10 9.8 9.4 10.1 7.1 7.3 7.5 5.3 5.8 6.5 7 7.2 7.5 8 8.4 8.7 8.8 8.7 8.6 8.5

15 8.8 8.9 9 9.5 9.8 10.1 10 9.9 9.6 10.4 7.3 7.4 7.8 5.4 5.7 6.3 6.7 6.5 7.8 7.3 7.6 8 8.1 8 7.9 7.8

17 8.8 8.9 9 9.6 9.8 10.2 10.1 10 9.7 10.5 7.5 7.6 7.9 5.5 5.7 7.3 7.7 8 8.3 8.7 8.1 8.5 8.6 8.6 8.5 8.4

19 8.8 8.9 9 9.4 9.8 10.2 10.2 10.1 9.8 10.7 7.6 7.7 8.1 5.6 5.5 7 7.5 7.3 7.6 8 8.4 8.8 8.9 8.9 8.8 8.1

21 8.3 8.4 8.5 9.3 9.8 10.2 10.3 10.2 10 10.9 7.7 7.9 8.4 5.8 5.5 6 6.5 6.8 7 7.4 7.8 8.1 8.3 8.3 8.2 8.1

H1 H2

7.3 4.6

7.4 4.6

7.5 4.7

7.5 4.7

7.6 4.9

7.6 4.9

7.6 4.9

7.6 4.9

7.6 4.9

7.6 4.9

7.6 4.9

7.7 4.9

7.7 4.9

7.8 4.9

7.9 4.9

Data Pengamatan Kepala Model Boeing 777-200 RPM Fan

:

1663

Angle Of Attack No 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26

-9 8 8 8 8.1 8.3 8.3 8 7.5 7 6.9 5.4 5.9 5.7 5.1 7.3 7.6 7.8 7.9 8 8.4 8.5 8.6 8.5 8.4 8.2 5

-7 8 8 8 8.2 8.4 8.4 8 7.6 7.2 7 5.5 6 5.8 5.1 7.1 7.5 7.8 7.9 8 8.4 8.5 8.6 8.5 8.4 8.2 8

-5 8 8 8.1 8.2 8.5 8.5 8.1 7.9 7.4 7.3 5.5 6.1 5.9 5.1 7 7.3 7.6 7.8 7.9 8.3 8.5 8.6 8.3 8.4 8.2 8

-3 8.1 8.1 8.2 8.4 8.6 8.7 8.3 8 7.5 7.5 5.6 6.2 6 5.1 6.8 7.2 7.5 7.8 7.9 8.2 8.4 8.5 8.4 8.3 8.3 8

0 8.2 8.2 8.3 8.5 8.6 8.8 8.5 8.3 7.8 7.9 5.9 7.4 7.3 5.1 6.6 7.1 7.4 7.6 7.8 8.1 8.4 8.5 8.4 8.3 8.2 8

3 8.3 8.3 8.4 8.5 8.8 8.9 8.7 8.5 7.5 7.7 6 6.6 6.5 5.1 6.5 7 7.3 7.5 7.7 8.1 8.3 8.5 8.5 8.4 8.2 8

5 8.3 8.4 8.5 8.6 8.8 9.1 9 8.7 8.2 8.5 6.3 6.7 6.7 5.2 6.4 6.8 7.1 7.4 7.6 8 8.2 8.5 8.5 8.3 8.2 8

7 8.3 8.4 8.6 8.7 8.9 9.2 9 8.8 8.4 8.7 6.5 6.8 6.8 5.3 6.2 6.8 7.1 7.5 7.6 8 8.2 8.4 8.4 8.3 8.1 8

9 8.3 8.4 8.7 8.8 9 9.2 9.1 8.8 8.5 8.8 6.5 7 7.1 5.4 6.2 6.7 7 7.2 7.5 8 8.1 8.4 8.4 8.3 8.1 8

11 8.3 8.3 8.7 8.8 9 9.2 9.1 9 8.7 9.2 6.8 7 7.1 5.4 6.2 6.7 7 7.2 7.5 8 8.1 8.4 8.4 8.3 8.1 8

13 8.3 8.3 8.6 8.8 9 9.3 9.2 9.1 8.8 9.3 7 7.1 7.3 5.5 6 6.5 6.8 7 7.2 7.6 8 8.2 8.3 8.2 8.1 8

15 8.3 8.3 8.5 9 9.1 9.4 9.3 9.2 9 9.5 7.1 7.2 7.5 5.5 5.9 6.4 6.6 6.9 7.1 7.5 7.8 8 8.2 8.1 8 8

17 8.3 8.3 8.4 8.9 9 9.4 9.4 9.3 9 9.7 7.2 7.3 7.6 5.6 5.7 6.1 6.5 6.8 7 7.4 7.7 7.9 8 8 7.9 7.8

19 8.3 8.3 8.4 8.8 9.1 9.4 9.4 9.4 9.2 9.9 7.4 7.4 7.8 5.8 5.6 6.1 6.4 6.6 6.8 7.3 7.6 7.9 8 8 7.9 7.8

21 8.2 8.3 8.4 8.7 9 9.4 9.4 9.4 9.2 9.9 7.5 7.6 8 6 5.6 6 6.3 6.5 6.7 7 7.5 7.7 7.9 7.9 7.8 7.8

H1 H2

7.1 5

7.1 5

7.1 5

7.2 5.1

7.3 5.1

7.3 5.1

7.3 5.2

7.3 5.3

7.4 5.3

7.4 5.3

7.4 5.3

7.4 5.3

7.5 5.3

7.6 5.3

7.6 5.3

53

Lampiran 6. Flowchart Program MATLAB 7

MULAI

INPUT DATA - Syarat batas - Sudut serang

- Cp

P = C p ⋅ 1 ρ ⋅ Vs2 + Ps 2

Tebakan Awal Vs

ITERASI u(i,j)= u(i+1,j)+u(i1,j)+u(i,j+1)+u(i,j-1))/4

error1>0.00001 error1=0.00001 OUTPUT

SELESAI

54

List Program Menghitung Distribusi Tekanan Udara Kepala Pesawat Boeing 777-200 clc clear clear all for l = 1 : 15 l P=97300; R=287; L=0.109; T=299; g=9.81; rhoA=1000; nwe=1.85*10^-5; data = importdata ('1663.mat'); sdt = data(28,l); h1 = data(29,l); h2 = data(30,l); dh=abs((h1-h2)/1000); rhoU=P/(R*T); V=sqrt(2*rhoA*g*dh/rhoU); Re=V*L/nwe; M=V/(20.94*sqrt(T)); Q=rhoU*V^2/2; Pstat=9.8*rhoA*dh; theta=sdt*pi/180; s = 149; A=[1;11;21;29;39;50;60;69;78;86;90;96;104;110;104;98;90;81;72;62;5 3;43;32;21;11;1]; for n = 1 : 26 B(n,1) = (h1-data(n,l))/(h1-h2); end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%% Syarat Batas boeing atas %%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%% atas 1 %%%%%%%%%%%%%%%%% ra = 0;ia=0; a11=1; for i = 1:90 eq = -.77144e-4*i^3+.43377e-2*i^2-.55896e-1*i+37.; x = (i*cos(theta)- eq*sin(theta)); y = (i*sin(theta)+ eq*cos(theta)); v=round(x); w=round(y); if A (3+ia) == i ia = ia + 1; end C = [A(ia+1,1)^2,A(ia+1,1),1;A(ia+2,1)^2,A(ia+2,1),1;A(ia+3,1)^2,A(ia+ 3,1),1]; D = [B(ia+1,1);B(ia+2,1);B(ia+3,1)]; E = inv(C)*D; Cp = E(1,1)*i^2 + E(2,1)*i + E(3,1); g(i) = ((Cp*Q)+Pstat); k = w+s; at1(i) = v; if v == 1 blka = k; end if v < 1 j = 1; else j = v; wa1(v,2) = k; wa1(j,3) = g(i); end xa = (i*cos(-theta) - 37*sin(-theta)); va=round(xa); if va == -1 ra = -i; end

55

end for i = ra:0 xa = (i*cos(theta)- 37*sin(theta)); ya = (i*sin(theta)+ 37*cos(theta)); va=round(xa); wa=round(ya); ka = wa + s; if va ==1 blka = ka; end if va < 1 ja = 1; else ja = va; wa1(va,2) = ka; wa1(va,3) = g(1); end end for i = 1 : at1(90) wa1(i,1) = i; if wa1(i,2)==0 wa1(i,2) = wa1(i-1,2); wa1(i,3) = wa1(i-1,3); end u(i,wa1(i,2)) = wa1(i,3); end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%%%%% atas 2 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = 90:109 eq = -.11905e-2*i^3+.32976*i^2-30.770*i+977.76; x = (i*cos(theta)- eq*sin(theta)); y = (i*sin(theta)+ eq*cos(theta)); v=round(x); w=round(y); if i == 109 dp = v+1; end if A (3+ia) == i ia = ia + 2; end C = [A(ia+1,1)^2,A(ia+1,1),1;A(ia+2,1)^2,A(ia+2,1),1;A(ia+3,1)^2,A(ia+ 3,1),1]; D = [B(ia+1,1);B(ia+2,1);B(ia+3,1)]; E = inv(C)*D; Cp = E(1,1)*i^2 + E(2,1)*i + E(3,1); g = ((Cp*Q)+Pstat); k = w+s; at2(i) = v; if v < 1 j = 1; else j = v; wa2(v,2) = k; wa2(v,3) = g; end end for i = at2(90) : at2(109) wa2(i,1) = i; if wa2(i,2)==0 wa2(i,2) = wa2(i-1,2); wa2(i,3) = wa2(i-1,3); end u(i,wa2(i,2)) = wa2(i,3);

56

end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%% Syarat Batas boeing Bawah %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% rb = 0; ia = 13; for i = 110:-1:1 eq = .43435e-4*i^3-.17399e-2*i^2+.13056e-1*i-37.; x = (i*cos(theta)- eq*sin(theta)); y = (i*sin(theta)+ eq*cos(theta)); v=round(x); w=round(y); if A (3+ia) == i ia = ia + 1; end if ia == 24 ia = 23; end C = [A(ia+1,1)^2,A(ia+1,1),1;A(ia+2,1)^2,A(ia+2,1),1;A(ia+3,1)^2,A(ia+ 3,1),1]; D = [B(ia+1,1);B(ia+2,1);B(ia+3,1)]; E = inv(C)*D; Cp = E(1,1)*i^2 + E(2,1)*i + E(3,1); g = ((Cp*Q)+Pstat); k = w+s; bw1(i) = v; if v == 1 blkb = k; end if v < 1 j = 1; else j = v; wb1(v,2) = k; wb1(v,3) = g; end xb = (i*cos(-theta)+ 37*sin(-theta)); vb=round(xb); if vb == -1 rb = -i; end end for i = rb:0 xb = (i*cos(theta)+ 37*sin(theta)); yb = (i*sin(theta)- 37*cos(theta)); vb=round(xb); wb=round(yb); kb = wb + s ; if vb ==1 blkb = kb; end if vb < 1 jb = 1; else jb = vb; wb1(vb,2) = kb; wb1(vb,3) = g; end end for i = 1 : bw1(110) wb1(i,1) = i; if wb1(i,2)==0

57

wb1(i,2) = wb1(i-1,2); wb1(i,3) = wb1(i-1,3); end u(i,wb1(i,2)) = wb1(i,3); end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% SYARAT BATAS %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% % Syarat Atas for i = 1:250 u(i,300) = 0; end % Syarat Bawah for i = 1:250 u(i,1) = 0; end % Syarat Depan for j = 1:300 u(1,j) = 0; end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% TEBAKAN AWAL %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% DEPAN %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = dp:249 for j = 2:299 u(i,j) = Pstat; end end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% atas 1 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = 1 : at1(90) for j = wa1(i,2)+1 : 299 u(i,j) = Pstat; end end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% atas2 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = at2(90) : at2(109) for j = wa2(i,2)+1 : 299 u(i,j) = Pstat; end end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% Bawah %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = 1 : bw1(110) for j = 2 : wb1(i,2)-1 u(i,j) = Pstat; end end step=3 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%

58

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% ITERASI %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% error1 = 1; while error1 > 0.00001 q = sum(sum(u)); %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% DEPAN %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = dp:249 for j = 2:299 u(i,j) = (u(i+1,j)+u(i-1,j)+u(i,j+1)+u(i,j-1))/4; end end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% atas 1 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = 2 : at1(90) for j = wa1(i,2)+1 : 299 u(i,j) = (u(i+1,j)+u(i-1,j)+u(i,j+1)+u(i,j-1))/4; end end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% atas 2 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = at2(90) : at2(109) for j = wa2(i,2)+1 : 299 u(i,j) = (u(i+1,j)+u(i-1,j)+u(i,j+1)+u(i,j-1))/4; end end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% Bawah %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = 2 : bw1(110) for j = 2 : wb1(i,2)-1 u(i,j) = (u(i+1,j)+u(i-1,j)+u(i,j+1)+u(i,j-1))/4; end end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% Syarat Belakang %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for j = 2 : blkb-1 u(1,j) = u(2,j); end for j = blka+1 : 299 u(1,j) = u(2,j); end z = sum(sum(u)); error1 = (q - z)/q; q = z; end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% Figure %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% u(1,150)=50; figure; surf(u); shading interp clc clear clear all end

59

List Program Menghitung Gaya Hambat (Drag) kepala pesawat Boeing 77-200 clc clear clear all for l = 1 : 15 P=97300; R=287; L=0.109; T=299; g=9.81; rhoA=1000; nwe=1.85*10^-5; data = importdata ('BoRPM2016.mat'); sdt = data(28,l); h1 = data(29,l); h2 = data(30,l); dh=abs((h1-h2)/1000); rhoU=P/(R*T); V=sqrt(2*rhoA*g*dh/rhoU); Re=V*L/nwe; M=V/(20.94*sqrt(T)); Q=rhoU*V^2/2; Pstat=9.8*rhoA*dh; theta=sdt*pi/180;s = 149; A=[1;11;21;29;39;50;60;69;78;86;90;96;104;110;104;98;90;81;72;62;5 3;43;32;21;11;1]; for n = 1 : 26 B(n,1) = (h1-data(n,l))/(h1-h2); end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%% Syarat Batas boeing atas %%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%% atas 1 %%%%%%%%%%%% ra = 0;ia=0; f=1; for i = 1:90 eq = -.77144e-4*i^3+.43377e-2*i^2-.55896e-1*i+37.; x = (i*cos(theta)- eq*sin(theta)); y = (i*sin(theta)+ eq*cos(theta)); v=round(x); w=round(y); if A (3+ia) == i ia = ia + 1; end C = [A(ia+1,1)^2,A(ia+1,1),1;A(ia+2,1)^2,A(ia+2,1),1;A(ia+3,1)^2,A(ia+ 3,1),1]; D = [B(ia+1,1);B(ia+2,1);B(ia+3,1)]; E = inv(C)*D; Cp = E(1,1)*i^2 + E(2,1)*i + E(3,1); g(i) = ((Cp*Q)+Pstat); k = w+s; at1(i) = v; if v < 1 j = 1; else j = v; wa1(v,2) = k; wa1(j,3) = g(i); end xa = (i*cos(-theta) - 37*sin(-theta)); va=round(xa); if va == -1 ra = -i; end end for i = ra:0 xa = (i*cos(theta)- 37*sin(theta)); ya = (i*sin(theta)+ 37*cos(theta)); va=round(xa); wa=round(ya); ka = wa + s; if va < 1 ja = 1; else ja = va; wa1(va,2) = ka; wa1(va,3) = g(1); end

60

end for i = 1 : at1(90) wa1(i,1) = i; if wa1(i,2)==0 wa1(i,2) = wa1(i-1,2); wa1(i,3) = wa1(i-1,3); end U(f,1) = wa1(i,1); U(f,2) = wa1(i,2); U(f,3) = wa1(i,3); f=f+1; end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%% atas 2 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% for i = 91:109 eq = -.11905e-2*i^3+.32976*i^2-30.770*i+977.76; x = (i*cos(theta)- eq*sin(theta)); y = (i*sin(theta)+ eq*cos(theta)); v=round(x); w=round(y); if A (3+ia) == i ia = ia + 2; end C = [A(ia+1,1)^2,A(ia+1,1),1;A(ia+2,1)^2,A(ia+2,1),1;A(ia+3,1)^2,A(ia+ 3,1),1]; D = [B(ia+1,1);B(ia+2,1);B(ia+3,1)]; E = inv(C)*D; Cp = E(1,1)*i^2 + E(2,1)*i + E(3,1); g = ((Cp*Q)+Pstat); k = w+s; at2(i) = v; if v < 1 j = 1; else j = v; wa2(v,2) = k; wa2(v,3) = g; end end for i = at2(91) : at2(109) wa2(i,1) = i; if wa2(i,2)==0 wa2(i,2) = wa2(i-1,2); wa2(i,3) = wa2(i-1,3); end U(f,1) = wa2(i,1); U(f,2) = wa2(i,2); U(f,3) = wa2(i,3); f=f+1; end %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%%%%%%%%%%%%%%% Syarat Batas boeing Bawah %%%%%%%%%%%%%%%%% rb = 0; ia = 13; for i = 110:-1:1 eq = .43435e-4*i^3-.17399e-2*i^2+.13056e-1*i-37.; x = (i*cos(theta)- eq*sin(theta)); y = (i*sin(theta)+ eq*cos(theta)); v=round(x); w=round(y); if A (3+ia) == i ia = ia + 1; end if ia == 24 ia = 23; end C = [A(ia+1,1)^2,A(ia+1,1),1;A(ia+2,1)^2,A(ia+2,1),1;A(ia+3,1)^2,A(ia+ 3,1),1];

61

D = [B(ia+1,1);B(ia+2,1);B(ia+3,1)]; E = inv(C)*D; Cp = E(1,1)*i^2 + E(2,1)*i + E(3,1); g = ((Cp*Q)+Pstat); k = w+s; bw1(i) = v; if v < 1 j = 1; else j = v; wb1(v,2) = k; wb1(v,3) = g; end xb = (i*cos(-theta)+ 37*sin(-theta)); vb=round(xb); if vb == -1 rb = -i; end end for i = rb:0 xb = (i*cos(theta)+ 37*sin(theta)); yb = (i*sin(theta)- 37*cos(theta)); vb=round(xb); wb=round(yb); kb = wb + s ; if vb < 1 jb = 1; else jb = vb; wb1(vb,2) = kb; wb1(vb,3) = g; end end for i = bw1(110) : -1 : 1 wb1(i,1) = i; if wb1(i,2)==0 wb1(i,2) = wb1(i-1,2); wb1(i,3) = wb1(i-1,3); end U(f,1) = wb1(i,1); U(f,2) = wb1(i,2); U(f,3) = wb1(i,3); f=f+1; end for i = 3 : f-3 C = [U(i-2,1)^2,U(i2,1),1;U(i,1)^2,U(i,1),1;U(i+2,1)^2,U(i+2,1),1]; D = [U(i-2,2);U(i,2);U(i+2,2)]; E = inv(C)*D; sd = atan(2*E(1,1)*U(i,1)+E(2,1)); alfa=(90*pi/180)-abs(sd); U(i,4) = U(i,3)*cos(alfa); end drag=0; for m = 1 : f-1 if m < 3 U(m,4)=U(3,4); elseif m > f-3 U(m,4)=U(f-3,4); end drag = drag + U(m,4); end Z(l,1)=sdt;Z(l,2)=drag/1000; end Z

62

Lampiran 7. Distribusi tekanan pada benda uji silinder 1. Kecepatan putaran 1663 rpm.

(a) Sudut -9

(b) Sudut -7

(c) Sudut -5

(d) Sudut -3

(e) Sudut 0

(f) Sudut 3

(g) Sudut 5

(h) Sudut 7

(i) Sudut 9

(j) Sudut 11

(k) Sudut 13

(l) Sudut 15

(m) Sudut 17

(n) Sudut 19

(o) Sudut 21

63

2. Kecepatan putaran 1865 rpm.

(a) Sudut -9

(b) Sudut -7

(c) Sudut -5

(d) Sudut -3

(e) Sudut 0

(f) Sudut 3

(g) Sudut 5

(h) Sudut 7

(i) Sudut 9

(j) Sudut 11

(k) Sudut 13

(l) Sudut 15

(m) Sudut 17

(n) Sudut 19

(o) Sudut 21

64

3. Kecepatan putaran 2016 rpm.

(a) Sudut -9

(b) Sudut -7

(c) Sudut -5

(d) Sudut -3

(e) Sudut 0

(f) Sudut 3

(g) Sudut 5

(h) Sudut 7

(i) Sudut 9

(j) Sudut 11

(k) Sudut 13

(l) Sudut 15

(m) Sudut 17

(n) Sudut 19

(o) Sudut 21

65

Lampiran 8. Distribusi tekanan pada benda uji NOSE 1. Kecepatan putaran 1663 rpm.

(a) Sudut -9

(b) Sudut -7

(c) Sudut -5

(d) Sudut -3

(e) Sudut 0

(f) Sudut 3

(g) Sudut 5

(h) Sudut 7

(i) Sudut 9

(j) Sudut 11

(k) Sudut 13

(l) Sudut 15

66

2. Kecepatan putaran 1865 rpm.

(a) Sudut -9

(b) Sudut -7

(c) Sudut -5

(d) Sudut -3

(e) Sudut 0

(f) Sudut 3

(g) Sudut 5

(h) Sudut 7

(i) Sudut 9

(j) Sudut 11

(k) Sudut 13

(l) Sudut 15

67

3. Kecepatan putaran 2016 rpm.

(a) Sudut -9

(b) Sudut -7

(c) Sudut -5

(d) Sudut -3

(e) Sudut 0

(f) Sudut 3

(g) Sudut 5

(h) Sudut 7

(i) Sudut 9

(j) Sudut 11

(k) Sudut 13

(l) Sudut 15

68

Lampiran 9. Distribusi tekanan pada kepala pesawat Boeing 777-200 1. Kecepatan putaran 1663 rpm.

(a) Sudut -9

(b) Sudut -7

(c) Sudut -5

(d) Sudut -3

(e) Sudut 0

(f) Sudut 3

(g) Sudut 5

(h) Sudut 7

(i) Sudut 9

(j) Sudut 11

(k) Sudut 13

(l) Sudut 15

(m) Sudut 17

(n) Sudut 19

(o) Sudut 21

69

2. Kecepatan putaran 1865 rpm.

(a) Sudut -9

(b) Sudut -7

(c) Sudut -5

(d) Sudut -3

(e) Sudut 0

(f) Sudut 3

(g) Sudut 5

(h) Sudut 7

(i) Sudut 9

(j) Sudut 11

(k) Sudut 13

(l) Sudut 15

(m) Sudut 17

(n) Sudut 19

(o) Sudut 21

70

3. Kecepatan putaran 2016 rpm.

(a) Sudut -9

(b) Sudut -7

(c) Sudut -5

(d) Sudut -3

(e) Sudut 0

(f) Sudut 3

(g) Sudut 5

(h) Sudut 7

(i) Sudut 9

(j) Sudut 11

(k) Sudut 13

(l) Sudut 15

(m) Sudut 17

(n) Sudut 19

(o) Sudut 21

71

Lampiran 10. Tabel Kecepatan Aliran Dalam Seksi Uji Sesuai RPM Pada Low Speed Tunel

N0

RPM

Vair (m/s)

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21

0 101 202 302 402 503 605 706 806 907 1007 1109 1209 1309 1411 1512 1612 1709 1814 1915 2016

0 0 2,5 3,1 – 3,3 4,1 – 4,4 6,3 8,1 – 8,3 9,2 – 9,4 11,2 – 11,3 12,2 – 12,3 14,3 – 14,5 15,9 - 16 17,6 – 17,7 19,4 – 19,6 20,9 – 21,1 22,7 – 22,9 24,8 - 25 26,5 – 26,7 28,5 – 28,6 30,6 – 30,9 32,6 – 32,9

SURAT PERNYATAAN KEASLIAN SKRIPSI

Saya yang bertanda tangan di bawah ini, mahasiswa Fakultas Matematika dan Ilmu Pengetahuan Alam Universitas Negeri Jakarta : Nama

: Djoko Poernomo

Nomor Registrasi

: 3225011939

Program Studi

: Fisika

Jurusan

: Fisika

Menyatakan bahwa skripsi yang saya buat dengan judul: “Menghitung Distribusi Tekanan Udara dan Gaya Hambat (Drag) Kepala Pesawat Boeing 777-200” 1. Dibuat dan diselesaikan oleh saya sendiri berdasarkan data yang diperoleh dari hasil penelitian pada bulan Juni-Oktober 2007. 2. Bukan merupakan duplikat skripsi yang pernah dibuat oleh orang lain atau jiplakan karya tulis orang lain dan bukan terjemahan karya orang lain. Pernyataan ini saya buat dengan sesungguhnya dan saya bersedia menanggung segala akibat yang timbul jika pernyataan ini tidak benar. Jakarta, Agustus 2008 Yang membuat pernyataan

Djoko Poernomo

DAFTAR RIWAYAT HIDUP Djoko Poernomo. Lahir di Jakarta pada tanggal 27 Febuari 1983. Anak kedua dari dua bersaudara dari pasangan Bapak Sarbini dan Ibu Sartini.

Pendidikan formal yang pernah ditempuh adalah SDN 03 Ciracas, Jakarta Timur, selama 6 tahun dan lulus pada tahun 1995. Kemudian pada tahun 1995 melanjutkan ke sekolah menengeh pertama SMPN 208 Jakarta, lulus tahun 1998. Setelah lulus langsung melanjutkan ke sekolah mengeh umum SMUN 58 Jakarta, dan lulus tahun 2001. Pada tahun yang sama mengikuti SPMB (Seleksi Penerimaan Mahasiswa Baru) dan diterima di jurusan Fisika, Fakultas MIPA, Universitas Negeri Jakarta. Selain Pendidikan formal, pendidikan informal yang pernah diikuti adalah pendidikan dan pelatihan komputer sebagai progamer. Pengalaman organisasi yang pernah diikuti adalah Sie Penelitian dan Pengembangan Badan Eksekutif Mahasiswa Fisika tahun 2002-2004, anggota Perhimpunan Mahasiswa Fisika (COMPACT) tahun 2002-2006. Selama kuliah pernah menjadi Asisten Dosen untuk Praktikum Fisika Dasar I dan Fisika Dasar II. Bekerja di salah satu Bimbingan Belajar sebagai Pengelola dan staf mengajar. Dan juga pernah bekerja menjadi Science Guide di ProAcademia International (Fisika Dunia Fantasi).