Article Per Year (5 Year)
p-Index From 2019 - 2024
1.704
P-Index
This Author published in this journals
All Journal Jurnal Teknik Mesin Jurnal Teknik ITS IPTEK The Journal for Technology and Science Journal of Energy, Mechanical, Material and Manufacturing Engineering Mesin Otopro International Journal of Mechanical Engineering Technologies and Applications (MECHTA) JMES The International Journal of Mechanical Engineering and Sciences Sewagati
Herman Sasongko
Mechanical Engineering Department, Institut Teknologi Sepuluh Nopember, Surabaya, Indonesia
Aerospace Engineering Humanities Automotive Engineering Computer Science & IT Control & Systems Engineering Education Energy Engineering Industrial & Manufacturing Engineering Materials Science & Nanotechnology Mechanical Engineering Social Sciences

Published : 19 Documents Claim Missing Document
Claim Missing Document
Check
Articles

Found 19 Documents
Search

 1   2 
STUDI BLOCKAGE EFFECT TERHADAP ALIRAN PADA KONFIGURASI WING-BODY FAIRING Rozi, Khoiri; Sasongko, Herman
Mesin Vol 23, No 2 (2008)
Publisher : Mesin

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (6586.759 KB)

Abstract

The study was performed to acquire information on the qualitative flow condition and dynamical blockage effect on wing-body fairing configuration. The study was used to computational fluid dynamics to provide the pathlines patters and the total static pressure distribution in the vicinity junction region. Results of study in the research indicated that flow pattern influences by variation of angle of attack. As increasing of angle of attct so that the saddle point position move in to pressure side and away from wing surface. Meanwhile, separation line or imprint horseshoe vortex due to increasing angle of attack became more than opened. Results of total static pressure distribution show that the blockafe effect area seems deeply on incoming trailing edge location. Therefore, as increasing of angle of attack will be blockage effect to fluid flow on pressure side and suction side stronger.
STUDI NUMERIK SEPARASI ALIRAN 3D AKIBAT PENAMBAHAN FFST PADA BIDANG TUMPU AIRFOIL ASIMETRI Nurjannah, Ika; Sasongko, Herman; Mirmanto, Heru
Otopro Vol 16, No 1 (2020)
Publisher : Jurusan Teknik Mesin Universitas Negeri Surabaya

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.26740/otopro.v16n1.p12-17

Abstract

3D flow separation is a form of flow loss that cannot be avoided on turbo engines. In the axial compressor, 3D flow separation is due to the interaction between the blade boundary layer and the casing boundary layer or the hub boundary layer. The result of the secondary flow causes blockage of the flow which causes the pressure on the compressor to decrease. Efforts to reduce secondary flow are carried out by adding a FFST to endwall. This research was conducted in a numerical simulation using FLUENT 6.3.26 software. The parameters used in the free stream flow Re = 1.64 x 105 and Turbulence Intensity Tu = 0.3% to assess the comparison of the flow characteristics on the endwall of the British 9C7 / 22.5C50 asymmetric airfoil due to the addition of a FFST and without FFST with variations angle of attack (α) of 00, 80, 120, 140, 160 .The results show that the addition of FFST can increase the turbulent intensity in the area near the wall which turns into momentum, so that it has an impact on the ability of the flow to overcome the adverse pressure in the trailing edge area and further backward (delayed) separation which results in smaller wake. With the addition of the angel of attack, the saddle point position is more directed to the lower side and the attachment line is not induced by the horseshoe vortex, so that the flow is more able to follow the contours of the body, as a result the curling flow is weaker and the wake is narrower and the blockage (energy loss) can be reduced. The most effective energy reduction due to secondary flow through FFST occurs at α = 8 ° at 7.36%.
Simulasi Numerik Dynamic Stall Pada Airfoil Yang Berosilasi Galih S.T.A. Bangga; Herman Sasongko
Jurnal Teknik ITS Vol 1, No 1 (2012)
Publisher : Direktorat Riset dan Pengabdian Masyarakat (DRPM), ITS

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (525.579 KB) | DOI: 10.12962/j23373539.v1i1.1206

Abstract

Kebutuhan analisa pada sudu helikopter, kompresor, kincir angin dan struktur streamline lainya yang beroperasi pada angle of attack yang tinggi dan melibatkan instationary effects yang disebut dynamic stall menjadi semakin penting. Fenomena ini ditandai dengan naiknya dynamic lift melewati static lift maksimum pada critical static stall angle, vortex yang terbentuk pada leading edge mengakibatkan naiknya suction contribution yang kemudian terkonveksi sepanjang permukaan hingga mencapai trailling edge diikuti terbentuknya trailling edge vortex yang menunjukkan terjadinya lift stall. Fenomena ini sangat berbahaya terhadap struktur airfoil itu sendiri. Secara umum, beban fatique yang ditimbulkan oleh adanya efek histerisis karena fluktuasi gaya lift akibat induksi vibrasi lebih besar dibandingkan kondisi statis. Simulasi numerik dilakukan secara 2D dengan menggunakan profil Boeing-Vertol V23010-1.58 pada α0 = 14.92°. Standard-kω dan SST-kω digunakan sebagai URANS turbulence modelling. Model osilasi dari airfoil disusun dalam suatu user defined function (UDF). Gerakan meshing beserta airfoil diakomodasi dengan menggunakan dynamic mesh approach. Simulasi numerik menunjukkan bahwa, model SST-kω menunjukkan performa yang lebih baik dibandingkan dengan Standard-kω. Fenomena travelling vortex yang terjadi mampu ditangkap dengan baik, meski pada angle of attack yang tinggi URANS turbulence model gagal memprediksikan fenomena yang terjadi karena dominasi efek 3D.
Studi Eksperimen dan Numerik Pengaruh Penambahan Vortex Generator pada Airfoil NASA LS-0417 Ulul Azmi; Herman Sasongko
Jurnal Teknik ITS Vol 6, No 1 (2017)
Publisher : Direktorat Riset dan Pengabdian Masyarakat (DRPM), ITS

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (1050.02 KB) | DOI: 10.12962/j23373539.v6i1.21779

Abstract

Separasi boundary layer merupakan fenomena penting yang mempengaruhi performansi airfoil. Salah satu upaya untuk menunda atau menghilangkan separasi aliran adalah meningkatkan momentum fluida untuk melawan adverse pressure dan tegangan geser permukaan. Hal ini mengakibatkan separasi aliran akan tertunda lebih ke belakang. Upaya tersebut dapat dilakukan dengan penambahan turbulent generator pada upper surface airfoil. Vortex generator (VG) merupakan salah satu jenis turbulent generator yang dapat mempercepat transisi dari laminar boundary layer menjadi turbulent boundary layer. Oleh karena itu, penelitian ini bertujuan untuk mengetahui pengaruh jarak penempatan dan ketinggian VG terhadap perkembangan turbulent boundary layer sehingga dapat meningkatkan performansi airfoil. Penelitian ini dilakukan dengan eksperimen dan numerik pada Re = 1.41x105 dengan angle of attack 16°. Benda uji yang digunakan adalah airfoil NASA LS-0417 dengan dan tanpa VG. Variasi jarak penempatan dan ketinggian VG yaitu x/c = 0.1; 0.2; 0.3; 0.4 (h) = 1 mm; 3 mm; 5 mm. Hasil yang didapatkan adalah variasi vortex generator paling optimal adalah vortex generator dengan x/c = 0.3 dan h = 1 mm dimana Nilai CL/CD mengalami kenaikan sebesar 14.337%.
Studi Eksperimen Dan Numerik Pengaruh Slat Clearance Serta Slat Angle Untuk Mengeliminasi Stall Pada Airfoil “ Studi kasus airfoil NACA 2412” Arwanda Wahyu Eko Sadewo; Herman Sasongko
Jurnal Teknik ITS Vol 6, No 1 (2017)
Publisher : Direktorat Riset dan Pengabdian Masyarakat (DRPM), ITS

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (1277.977 KB) | DOI: 10.12962/j23373539.v6i1.21780

Abstract

Fase take off dan landing merupakan fase yang paling kritis diantara fase – fase dalam operasi penerbangan. Pada saat take off sayap pesawat diposisikan pada angle of attack yang cukup besar, sehingga aliran udara akan melawan adverse pressure yang lebih besar sampai saat dimana aliran tidak mampu melawan adverse pressure aliran akan terseparasi. Jika terjadi separasi permanen sesaat setelah aliran melintasi leading edge di sektor upper side maka bisa mengakibatkan terjadinya stall pada pesawat. Untuk mencegah hal tersebut terjadi, dibutuhkan slat pada bagian depan sayap sebagai penuntun aliran pada leading edge untuk memasuki daerah upper side secara halus dengan akselerasi yang kuat. Penelitian ini dilakukan dengan eksperimen dan numerik. Benda uji yang digunakan adalah airfoil NACA 2412 dengan slat dan tanpa slat. Variasi slat clearance dan slat angle yaitu S/c : 0,05; 0,07; 0,09; (β): 0°, 3°, 5°. Hasil penelitian ini adalah konfigurasi B merupakan konfigurasi optimum dalam mengeliminasi stall pada angle of attack (α) 8°, sedangkan konfigurasi H merupakan konfigurasi optimum dalam mengeliminasi stall pada angle of attack (α) 16°.
Studi Eksperimen dan Numerik Karakteristik Aliran Dua Dimensi pada Thick Plate–Rounded Leading Edge (r/t = 0.2) dengan Pengaruh Reynolds Number (Ret = 6.76×104 dan Ret = 10.15×104) dan Panjang Aksial (c/t = 6.5 dan c/t = 10) Ahmad Ali Wafa; Herman Sasongko
Jurnal Teknik ITS Vol 9, No 2 (2020)
Publisher : Direktorat Riset dan Pengabdian Masyarakat (DRPM), ITS

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.12962/j23373539.v9i2.56983

Abstract

Perkembangan teknologi membuat Engineer di dunia berusaha menciptakan kendaraan dengan performa yang optimal. Hal tersebut salah satunya dapat dicapai dengan penggunaan desain bodi aerodinamis sebagai upaya mereduksi gaya drag pada kendaraan. Salah satu metode untuk mereduksi drag adalah dengan memundurkan titik separasinya dengan cara mempercepat transisi boundary layer dari laminar ke turbulen. salah satu metode untuk mempercepat transisi baoundasy layer adalah dengan menggunakan separation bubble. Separation Bubble terbentuk sebagai hasil dari aliran yang terseparasi kemudian attach. beberapa faktor yang mempengaruhi separation bubble adalah bilangan Renolds, bentuk leading edge dan kesempatan aliran untuk kembali attach berupa bidang tumpu aliran. penelitian ini meneliti korelasi antara ketiga faktor dengan karakteristik separation bubble yang terbentuk serta hubungannya dengan penundaan separasi massif di daerah downstream. penelitian ini dilakukan dengan bnda uji plat datar dengan bentuk leading edge semi¬-rounded (r/t=02) dengan variasi panjang aksial benda (c/t = 6,5 dan 10) serta bilangan Reynolds (Ret = 6,76 x 104 dan 10,15 x 104). hasil dari penelitian ini adalah dengan Bilangan Reynolds yang lebih besar dan bidang tumpu aliran yang lebih panjang mampu membuat aliran mengalami reattachment lebih awal dan dimensi separation bubble yang lebih kecil. hal ini membuat aliran yang melewati benda mengalami transisi boundary layer lebih awal sehingga momentum aliran semakin bertambah untuk melawan adverse pressure di daerah downstream.
Analisa Karakteristik Distribusi Tekanan dan Kecepatan Pada Bodi Aerodinamika Airfoil Dengan Metoda Panel Dalam Fenomena Herman Sasongko; Yudiansyah Harahap
Jurnal Teknik Mesin Vol. 5 No. 1 (2003): APRIL 2003
Publisher : Institute of Research and Community Outreach - Petra Christian University

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar

Abstract

The aerodynamics characteristics of a body are the most important in the subject of aerodynamics application in which is intended to get the aerodynamically body profile. This research was performed on both a symmetrical model of NACA Airfoil and Joukowski Airfoil. In this research, the analysis of aerodynamics characteristics had been performed by using Smith-Hess' panel method that distributes both the source flow and the vortex flow along the surface of airfoil to get the velocity distribution, in which is used to get the pressure distribution on the surface of airfoil. The parameters used as the aerodynamics characteristics are the coefficient of pressure distribution (Cp) and the coefficient of lift (Cl). The research results show that the accuracy level of panel method in analyzing the aerodynamics characteristics is high quite. It could be proved by the graphical visualization of software simulation. This visualization met the trend line of the available charts, hence, the greater of pressure difference between upper and lower surface of airfoil, the bigger of lift. Furthermore, the chart of lift coefficient (Cl) to the angle of attack is linear. The pressure difference was trigged by some factors including the variance of attack angle and the maximum thickness of airfoil. Furthermore, in the geometric of airfoil profile, the difference between the NACA Airfoil and the Joukowski Airfoil is on their sharper trailing edge. Abstract in Bahasa Indonesia : Karakteristik aerodinamika suatu benda uji merupakan suatu hal yang sangat penting dalam bidang ilmu aplikasi aerodinamika yang ditujukan untuk mendapatkan bentuk benda yang aerodinamis. Penelitian karakteristik aerodinamika ini dilakukan pada benda uji simetrik NACA Airfoil dan Joukowski Airfoil. Dalam penelitian ini, analisa karakteristik aerodinamika dilakukan dengan metoda panel Smith-Hess yang mendistribusikan aliran source dan aliran vortex di sepanjang kontur airfoil untuk mendapatkan distribusi kecepatan, yang kemudian digunakan untuk mendapatkan distribusi tekanan pada kontur airfoil. Parameter yang digunakan sebagai karakteristik aerodinamika adalah koefisien distribusi tekanan (Cp), koefisien lift (Cl). Hasil penelitian menunjukkan bahwa tingkat keakuratan metoda panel di dalam analisa karakteristik aerodinamika cukup tinggi, dengan terlihatnya hasil grafik dari simulasi software yang dapat mengikuti trend line atau alur dari grafik pembanding yang telah ada sebelumnya, demikian dengan semakin besarnya perbedaan tekanan (pressure difference) antara bagian atas dengan bagian bawah kontur airfoil maka akan menimbulkan lift yang semakin besar, sedangkan grafik koefisien lift (Cl) terhadap sudut serang adalah linier. Perbedaan tekanan dipicu oleh beberapa faktor, misalnya perubahan sudut serang, dan perubahan ketebalan maksimum yang dimiliki airfoil. Sedangkan untuk geometri penyusun airfoil, perbedaan antara NACA Airfoil dengan Joukowski Airfoil terletak pada bentuk trailing edge-nya yang lebih lancip. Kata kunci: karakteristik aerodinamika, NACA Airfoil, Joukowski Airfoil, metoda panel Smith-Hess, koefisien distribusi tekanan, koefisien lift.
Studi Numerik dan Eksperimental Aliran 3-D pada Kombinasi Airfoil Pelat Datar dengan Variasi Permukaan Bawah dan Pengaruh Celah Gunawan Nugroho; Herman Sasongko
Jurnal Teknik Mesin Vol. 7 No. 2 (2005): OCTOBER 2005
Publisher : Institute of Research and Community Outreach - Petra Christian University

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar

Abstract

Recently, the complexity of 3-D flow around airfoil/flat plate junction at endwall region has attracted many researchers of Aerodynamics. The majority of its experimental and numerical observations are conducted to compressor cascade. Because of that importance, stronger conceptual basis of 3-D flow is required, so the present study has stressed on single body airfoil/flat plate which clearance effect is exist. Variation of angle of attack and geometry on lower surface in this research have been carried out numerically and experimentally. Numerical study has been implemented by putting inlet velocity 25 m/s as initial condition while air density and viscosity are assumed constants. Trends of coefficient of pressure and velocity vector are studied accurately. Experimental study was conducted in wind tunnel with inlet velocity 25 m/s by means of measurement of static pressure on wall and airfoil which endwall and midspan are included. Two previous methods were supported by flow visualisation in the manner of examining the details of skin friction line. It was evidenced that 2-D history flow was strongly influenced 3-D flow characteristics. It was clarified by lower surface variation and by usage of wider blade thickness model, that was when incoming flow attached to leading edge would experience stronger adverse pressure gradient with the result that separated earlier and so was when it pass more curved surface, stronger adverse pressure gradient is responsible for generating greater pressure difference between upper and lower surface and finally, tip clearance flow is induced more intensivelly. Those effects are amplified when angle of attack is applied. Saddle point is formed further away in front of leading edge and tend to move on pressure side below, Wider branch separation line is detected and jet flow is amplified. Abstract in Bahasa Indonesia : Kompleksnya aliran 3-D pada daerah endwall dan ujung dari kombinasi airfoil/plat datar telah menarik perhatian para peneliti di bidang Aerodinamika pada tahun-tahun belakangan ini. Penelitian aliran 3-D dilakukan terutama pada kompresor kaskade baik secara eksperimental maupun numerik. Oleh karena itu, untuk memberikan dasar yang lebih kokoh, penelitian ini menitikberatkan pada kombinasi airfoil tunggal/plat datar dengan memberikan pengaruh celah. Penelitian ini dilakukan secara numerik dan eksperimental dengan melakukan variasi geometri pada permukaaan bawah dan sudut serang 00. Dalam studi numerik, kerapatan dan viskositas udara dianggap konstan serta aliran masukan sebesar 25 m/s. Parameter- parameter yang diperhatikan dalam analisa adalah tekanan statik, tekanan dinamik, kecepatan, dan tegangan geser. Studi eksperimental dilakukan pada wind tunnel dengan kecepatan aliran masukan 25 m/s dengan daerah pengukuran tekanan statik pada dinding dan badan airfoil yang meliputi ujung dinding, ujung celah dan tengah badan airfoil. Visualisasi aliran dilakukan untuk mendukung studi numerik dan pengukuran tekanan statis dengan melihat detil konfigurasi garis gesekan kulit. Dari penelitian didapatkan bahwa formalisme 2 D flow terbukti sangat mempengaruhi karakteristik aliran 3 dimensi. Variasi permukaaan bawah dan penggunaan model dengan ketebalan bilah yang besar menegaskannya, yaitu aliran yang menuju ujung depan akan mengalami gradien tekanan balik yang lebih besar sehingga aliran akan lebih cepat terpisahkan dan begitu juga jika aliran melewati kontur lebih lengkung, gradien tekanan balik yang lebih besar menginduksikan ujung celah flow yang lebih kuat Kata kunci: Titik sadel, ujung-celah, aliran jet, gradien tekanan balik dan vortex ujung celah.
Studi Aliran Sekunder Pada Kaskade Kompresor Linear Stagger Lemah dan Tanpa Tip Clearance Menggunakan Computational Fluid Dynamics Heru Mirmanto; Herman Sasongko; IKAP Utama
Jurnal Teknik Mesin Vol. 7 No. 2 (2005): OCTOBER 2005
Publisher : Institute of Research and Community Outreach - Petra Christian University

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar

Abstract

In an axial compressor, endwall region is a region with significant rise total losses. At this region, the complex phenomena of three dimensional flows (3D flow) happened which includes the interaction of blade boundary layer with casing-hub boundary layer. This interaction will cause secondary vortices that finally become secondary flow. The secondary flow formation will be followed by a blockage effect, a change in deflection angle and flow contraction to mid span. The worst effect of thesecondary flow is secondary losses. Based on that idea, this study is performed to examine structure three dimensional (3-D) field flows near endwall at linear compressor cascade without tip clearance. The experiment conducted numerically, Computational Fluid Dynamics with software FLUENT 6.0, model 3d, dp, segregate, RNG k-e turbulent. Cascade configuration using British airfoil 9C7/32,5C50 with stagger angle 300, and blade loading (a = 140, 180, 220). The research shows that with increasing blade loading on cascade causes saddle point movement to pressure side, intensity of cross passage flow and curl flow become stronger so blockage effect and energy losses occurring has a bigger value. Abstract in Bahasa Indonesia : Pada kompresor aksial, daerah endwall merupakan daerah dimana terjadi kenaikan total losses yang cukup besar. Pada daerah ini terjadi fenomena kompleks aliran tiga dimensi (3D) yang melibatkan interaksi antara lapisan batas sudu dengan lapisan batas hub atau casing. Interaksi ini akan mengakibatkan terjadinya vortisitas sekunder, yang akhirnya menjadi aliran sekunder. Terbentuknya aliran sekunder akan diikuti dengan penyumbatan aliran, perubahan sudut defleksi dan kontraksi aliran kearah midspan. Efek yang terbesar dari aliran sekunder ini adalah timbulnya kerugian sekunder. Berdasarkan pemikiran tersebut, dalam penelitian ini dilakukan kaji struktur medan aliran 3-D dekat dinding pada linear kaskade kompresor tanpa tip clearance. Penelitian dilakukan secara numerik, Computational Fluid Dynamics menggunakan paket program FLUENT 6.0, model 3d, dp, segregate, RNG k-e turbulent. Konfigurasi kaskade menggunakan airfoil British 9C7/32,5C50 dengan sudut stagger 300 dan pembebanan (a = 140, 180, 220). Hasil penelitian menunjukkan dengan meningkatnya sudut pembebanan pada kaskade menyebabkan saddle point bergerak ke arah pressure side, intensitas cross passage flow dan curl flow semakin kuat, sehingga penyumbatan aliran dan kerugian energi yang terjadi semakin besar. Kata kunci: Kaskade kompresor, saddle point, cross passage flow, curl flow.
Separasi Aliran Tiga Dimensi pada Kaskade Kompressor Aksial dengan Sudu Berbeda Kelengkungan Herman Sasongko; Heru Mirmanto
Jurnal Teknik Mesin Vol. 10 No. 2 (2008): OCTOBER 2008
Publisher : Institute of Research and Community Outreach - Petra Christian University

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar

Abstract

In an axial compressor, it is common to find out a complicated secondary flow (three dimensional flows) which occurred on interaction area between blade boundary layer and hub/ casing boundary layer. This phenomenon to some extent can decrease the compressor pressure. It is due to disturbance generated by this secondary flow affected the flow characteristics on the interaction area. Moreover, it can create a blockage effect and secondary losses which ultimately decreases the compressor pressure. As it has been known, the axial compressor secondary losses plays major parts (50%) on total hydraulic losses while other losses contributed to the total hydraulic losses are annulus wall friction, friction and two dimensional separations on the axial compressor blade profiles. Hence, more serious effort should be devoted to increase the axial compressor performance by reducing the secondary losses. From previous research, geometrical arrangement and cascade compressor configuration have been proved to contribute on development of the secondary flow in an axial compressor. In this paper, the authors conducted three dimension separation flow characteristic visualization in blade passage. The visualization is represented by flow visualization, velocity vector distribution, pressure coefficient distribution (Cp) and pressure losses coefficient distribution (v). The authors also investigated some parameters that affected the cascade compressor configuration performance. One of the parameter is blade camber. The experiment was conducted on blade profile of British 9C7/32,5C50 and 9C7/32,5C50. Those profiles are similar in their geometry but have different camber. Wind tunnel experiments have been conducted with velocity of 20 m/s (Rel = 1.6 x 105). Flow visualization was performed by method of oil flow visualization (OFV) using a mixture compound of titanium powder and bio oil. The pressure distributions along the blades were measured using pressure transducer and inclined manometer. Computational Fluid Dynamics was employed to modeling and analyzing the velocity vector with setting parameter of 3d-dp, segregated, RNG k-ε. By using those methods, the authors capable to visualize flow separation inside blade passage and cascade output. In the cascade configuration, blade camber with fixed load angle has a significant role for the development of three dimensional flow separation (horse shoe vortex appears) in front of the leading edge. This phenomenon was started by the appearance of forward saddle point. This forward saddle point will move if the camber angle is changed. The increasing camber angle from θ = 32.5o to θ = 42.5o shifted the forward saddle point and changed three dimension separation line width. For blade airfoil 9C7/42,5C50, the position of forward saddle point is far away in front of leading edge but almost in line with blade chord line. On the other hand for blade cascade with 9C7/32,5C50, the position of forward saddle point is much closer to the leading edge but far below the blade chord line. The upper shifting of the forward saddle point for blade with higher camber also pushed the low pressure area on the upper side zone further back. It also pushed the high pressure area on lower side in the same direction as the one on the upper side. This phenomenon subsequently increasing the intensity of cross passage flow at the back side of blade passage and curl flow at the trailing edge. This increasing intensity of the secondary flow near hub junction will ultimately increase the blockage effect and total pressure losses. Abstract in Bahasa Indonesia: Pada kompresor aksial, fenomena aliran sekunder tiga dimensi yang sangat rumit terjadi pada interaksi antara lapisan batas sudu dengan lapisan batas hub/casing. Akibat yang ditimbulkan fenomena ini adalah terpengaruhnya karakteristik medan aliran di daerah interaksi tersebut yang pada akhirnya berkaitan dengan efek penyumbatan (blockage effect) serta kerugian sekunder (secondary losses) yang dapat menurunkan tekanan kompresor. Kerugian sekunder diketahui menyumbang sekitar 50% dari total kerugian hidrolis yang terjadi pada kompresor aksial, sementara kerugian akibat friksi pada dinding annulus serta kerugian friksi dan separasi dua dimensi pada profil berkontribusi 30% dan 20%. Dengan demikian, upaya serius untuk mengurangi kerugian aliran sekunder akan banyak membantu meningkatkan kinerja (efisiensi) kompresor aksial. Berdasarkan kajian pustaka beberapa hasil eksperimen, bentuk geometri dan susunan konfigurasi kaskade (cascade) kompresor diduga mempunyai pengaruh signifikan terhadap terbentuknya aliran sekunder. Pada penelitian ini dilakukan visualisasi karakteristik (struktur) separasi aliran tiga dimensi di dalam lorong sudu berupa visualisasi jejak aliran, distribusi vektor kecepatan, distribusi koefisien tekanan (Cp) dan distribusi koefisien kerugian tekanan (v). Parameter yang berpengaruh terhadap susunan konfigurasi kaskade adalah perubahan kelengkungan sudu, sedangkan profil sudu yang digunakan adalah profil sudu British 9C7/32,5C50 dan 9C7/42,5C50 yang secara geometris mirip satu sama lain namun memiliki kelengkungan berbeda. Eksperimen dilakukan pada lorong anginh dengan kecepatan 20 m/s (Rel = 1,6 x 105) dan visualisasi aliran dengan teknik oil flow visualization (OFV) menggunakan campuran serbuk titanium dan minyak nabati. Pengukuran tekanan menggunakan pressure transducer dan inclined manometer, sedangkan Computational Fluid Dynamics (CFD) untuk mempresentasikan vektor kecepatan aliran menggunakan perangkat lunak Fluent 6.0, 3d-dp, segregated, RNG k-ε. Hasil penelitian terbukti mampu memvisualisasikan separasi aliran di dalam lorong sudu maupun di keluaran kaskade. Pada susunan konfigurasi kaskade, kelengkungan sudu pada sudut pembebanan yang tetap, sangat berpengaruh terhadap formasi separasi aliran tiga dimensi (terbentuknya horse shoe vortex) di depan leading edge yang diawali dengan terbentuknya forward saddle point. Pada kaskade 9C7/42,5C50 posisi forward saddle point lebih jauh di depan leading edge namun hampir segaris terhadap chord line sudu, sebaliknya untuk kaskade 9C7/32,5C50 posisi forward saddle point lebih dekat terhadap leading edge tetapi lebih jauh di bawah chord line sudu. Bergesernya lokasi saddle point lebih ke atas untuk sudu yang lebih lengkung juga berakibat bergesernya daerah tekanan rendah pada zona upper side dan daerah tekanan tinggi pada zona lower side lebih ke belakang. Hal inilah yang mendorong penguatan intensitas cross passage flow pada bagian belakang blade passage dan curl flow pada trailing edge sudu. Penguatan intensitas aliran sekunder di dekat hub junction tersebut, berakibat pada menguatnya penyumbatan aliran dan kerugian tekanan total. Kata kunci: Separasi aliran tiga dimensi, blockage effect, secondary losses, saddle point, horse shoe vortex.
Co-Authors Abdul Haris Irfani Ahmad Ali Wafa Arwanda Wahyu Eko Sadewo Bambang Iskandariawan Bambang Pramujati Bambang Sudarmanta Charminuel Sihombing Djatmiko Ichsani Galih Bangga Galih S.T.A. Bangga Gunawan Nugroho Heru Mirmanto Ika Nurjannah Ika Nurjannah, Ika IKAP Utama Indra Sidharta Is Bunyamin Johan Nicholas Pasaribu Khoiri Rozi Mohammad Adenan Mohammad Khoirul Effendi Nugrahani, Elita Fidiya Nur Ikhwan Nur Yuniarto Paulus Indiyono Prabowoa Prabowo Sampurno Sarwono Suhardjono Suhardjono Sutardi Triyogi Yuwono Ulul Azmi Wildan Alfa Rahman Yudiansyah Harahap Yusuf Kaelani