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.
Sumber : http://aeroblog.wordpress.com/2007/11/22/kronologi-teknis-perkembangan-airfoil/