Abstract:
Profil airfoil NACA 0012 merupakan salah satu airfoil simetris yang dikembangkan
oleh National Advisory Committee for Aeronautics (NACA) dan banyak digunakan
pada sayap pesawat, bilah turbin angin, dan aplikasi aerodinamika lainnya. Dengan
ketebalan maksimum 12% dari panjang chord dan bentuk yang simetris, profil ini
memiliki performa yang stabil pada sudut serang positif maupun negatif, sehingga
sering dijadikan acuan dalam penelitian aerodinamika. Penelitian ini bertujuan
untuk menganalisis variasi kecepatan udara terhadap kinerja aerodinamis airfoil
NACA 0012 menggunakan metode simulasi numerik berbasis Computatiional
Fluid Dynamics (CFD) pada perangkat lunak SolidWorks. Variasi kecepatan yang
digunakan adalah 2 m/s, 4 m/s, 5 m/s, 6 m/s, dan 8 m/s dengan sudut serang 0o, 15o,
25o, dan 35o. parameter yang diamati meliputi distribusi tekanan, gaya angkat (lift),
gaya hambat (drag), koefisien lift (CL), serta koefisien drag (CD). Dari hasil
simulasi menunjukkan bahwa peningkatan kecepatan udara menghasilkan
perbedaan tekanan yang semakin signifikan antara permukaan atas dan bawah
airfoil, sehingga gaya angkat meningkat hingga sudut serang tertentu. Dan pada saat
sudut serang rendah (0o-15o), aliran tetap stabil dan gaya angkat meningkat seiring
kenaikan kecepatan. Namun pada sudut serang tinggi (≥25o), mulai terjadi separasi
aliran yang mengakibatkan penurunan efisiensi aerodinamis dan potensi stall. Hasil
ini menunjukkan bahwa profil NACA 0012 memiliki kinerja terbaik pada sudut
serang sedang sebelum mencapai titik stall, dan metode simulasi CFD dengan
SolidWorks mampu merepresentasikan karakteristik tersebut secara akurat sesuai
teori aerodinamika.
