BAB II SAYAP ( WING )

Pengenalan

2.1       Pesawat dapat terbang karena adanya gaya angkat guna mengimbangi berat pesawat. Ada empat gaya yang bekerja pada pesawat terbang, yaitu thrust (gaya dorong), drag (gaya hambat), lift (gaya angkat), dan weight (berat) seperti terlihat pada gambar 2-1.  Sayap adalah bagian pesawat yang berbentuk bidang, berguna sebagai penghasil gaya angkat (lift).

                   Gambar 2-1 : Sayap penghasil lift untuk mengimbangi berat pesawat

Guna memperoleh karakteristik dalam penerbangan, sayap dibuat menurut bentuk dan ukurannya. Pada gambar 2-1 adalah bentuk-bentuk sayap yang bisa digunakan pada pesawat terbang.

 

Gambar 2-2 :  Bentuk sayap

 

Gambar 2-3 : Bentuk sayap sweptback, delta, dan swept forward

2.2       Geometri Sayap.   Geometri sayap bila dipandang adalah seperti gambar 2-4, dengan penjelasan gambar sebagai berikut :

    Gambar 2-4 :  Geometri sayap

a.        Wingspan ( b ) adalah jarak antara ujung sayap. Jarak antara ujung sayap dengan garis pusat adalah semispan ( s )

b.        Chord ( c ) adalah jarak antara leading edge  dengan trailing edge. Ada dua macam chord  yaitu chord  pangkal atau root chord dan chord ujung atau tip chord . Perbandingan antara  disebut taper ratio  yang menggambarkan tingkat kelancipan  sayap. Sebagian besar sayap mempunyai harga  > 1.  Semakin besar harga λ, maka semakin tinggi tingkat kelancipan sayap (sayap semakin lancip).

c.         Mean Chord () adalah besarnya chord,  yang bila dikalikan dengan span  akan menghasilkan luas ( s ).

Jadi :

 atau

        

d.                Luas Wing adalah luas bidang  sayap, yaitu :

e.                 Aspect Ratio ( AR) adalah perbandingan antara span dan mean chord

bila dikalikan b/b, maka :

Arti fisik dari aspect ratio adalah menggambarkan kelancipan sayap.

f.          Swept Back Angle , adalah sudut antara garis yang ditarik sepanjang span  dan garis yang tegak lurus dengan garis pusat. Sebagai referensi, garis yang ditarik sepanjang span adalah garis lurus yang menghubungkan tempat kedudukan titik–titik yang berjarak ¼ dari chord, yang bisa diukur dari leading edge ataupun trailing edge.

 

Gambar 2-5 : Airfoil

2.3       Airfoil.  Guna mengetahui apa yang disebut airfoil, pada gambar 2-5 adalah sayap yang memanjang dengan span searah y. Aliran kecepatan udara bebas (freestream) , sejajar bidang xz. Airfoil adalah bagian sayap yang dipotong oleh bidang yang sejajar dengan bidang xz.

Nama-nama atau istilah-istilah dari bagian airfoil dapat dilihat pada gambar 2-6, yaitu :

                         Gambar 2-6 :  Bagian-bagian airfoil

a.        Mean Camber Line adalah garis yang menghubungkan tengah –tengah jarak antara permukaan sayap atas dan bawah.

b.        Leading Edge adalah titik terdepan dari mean camber line.

c.         Trailing edge adalah titik yang paling belakang dari mean camber line.

d.        Chord line adalah garis lurus yang menghubungkan leading edge dengan trailing edge, sedangkan chord adalah pajang chord line.

e.         Camber maksimum adalah jarak terjauh antara mean camber line dengan chord line.

f.         Ketebalan maksimum,(maximum thickness) adalah jarak terjauh antara permukaan atas dengan permukaan bawah.

g.                 Sudut serang (angle of attack), yaitu sudut yang dbentuk oleh aliran udara relative (relative wind) dan chord line.

Bentuk airfoil pada leading edge biasanya melingkar dengan jari–jari sekitar 0,02 C.

      Gambar 2-7 : Sudut serang

2.4       Klasifikasi Airfoil. Usaha-usaha penelitian dan percobaan telah dilakukan guna pengembangan desain airfoil. Pekerjaan ini paling banyak dilakukan oleh NACA (National Advisory Committee for Aeronautices), yang sekarang bernama NASA (National Aeronautics and Space Administration).  NACA telah melakukan identifikasi perbedaan bentuk airfoil dengan system penomeran yang logic.

a.        NACA Seri 4 Digit, adalah famili airfoil NACA yang dikembangkan pada tahun 1932, misalnya airfoil NACA 2412. Digit pertama menyatakan camber terbesar dalam perseratus chord, digit kedua adalah lokasi camber terbesar dari leading edge dalam persepuluh chord.  Kemudian dua digit terakhir adalah ketebalan maksimum dalam perseratus chord.

Airfoil NACA 2412 berarti mempunyai camber maksimum 0,02 C yang terletak pada 0,4C dari leading edge, dan ketebalan maksimumnya 0,12 C. Airfoil yang tidak mempunyai camber, dimana mean camber line dan chord line berimpit adalah airfoil simetri. Dengan demikian dalam penomeran NACA, simetri airfoil didahului digit 00 misalnya NACA 0015. Ini berarti bahwa airfoil berbentuk simetri dengan ketebalan 0,15 C.

b.        NACA Seri 5 Digit, dikembangkan sekitar tahun 1935 dengan menggunakan distribusi ketebalan seperti seri 4 digit. Tetapi mean camber line agak berbeda, karena camber maksimum menggeser ke depan guna menambah Cl maksimum.  Digit pertama dikalikan 3/2 menyatakan besarnya CL dalam persepuluh, dua digit berikutnya bila dibagi dua menyatakan lokasi camber maksimum sepanjang chord dihitung dari leading edge dalam persepuluh chord. Sedangkan dua digit terakhir adalah ketebalan maksimum dalam perseratus chord. Misalnya airfoil NACA 23012 yang berarti airfoil dengan koefisien gaya angkat 0.3, lokasi camber maksimum 0,15 C dan ketebalan maksimum 0.12 C.

c.         NACA Seri 1 (Seri 16) dikembangkan sekitar tahun 1939. Sedangkan besar NACA seri 1 mempunyai tekanan minimum yang terletak pada 0.6 C, karena itu juga dikenal dengan nama seri 16.  NACA seri 1 mempunyai 5 digit . Digit pertama menyatakan seri, digit ke dua adalah lokasi tekanan minimum dalam persepuluh chord. Kemudian digit setelah dash (-) menyatakan harga CL dalam persepuluh, sedangkan sisa dua digit adalah ketebalan maksimum dalam perseratus chord. NACA 16-212, berarti airfoil dengan seri 1 mempunyai tekanan minimum pada 0.6 C, dengan desain CL 0.2 dan ketebalan maksimum 0.12 C.

d.        NACA 6 Seri, dirancang guna mendapatkan drag yang diinginkan, kompresibilitas dan CL maksimum. Misalnya NACA , menyatakan bahwa airfoil dengan seri 6 dengan tekanan minimum terletak pada 0.5 C. Indek 1 dan angka 2 menyatakan bahwa drag rendah terjadi pada CL = 0.1 sampai dengan 0.2 dan ketebalan maksimum 0.12 C.

NACA   adalah bentuk airfoil sayap F -16 (Fighting Falcon), termasuk seri 6 dengan tekanan minimum pada 0.4 C. A adalah advance dan range optimum CL adalah ± 0.2.  Airfoil ini sangat tipis, yaitu dengan ketebalan .04 C sehingga sangat tepat untuk pesawat kecepatan supersonic.   Sketsa airfoil subsonic Naca dapat dilihat pada gambar 2-6.

Gambar 2-6 : Klasifikasi airfoil

2.5       Distribusi Tekanan Pada Airfoil.  Jika udara  mengalir dengan kecepatan relative terhadap airfoil, maka perubahan kecepatan dan tekanan akan terjadi. Aliran udara yang mendekati leading edge diperlambat, kemudian dengan lintasan lengkung pada permukaan atas dan bawah airfoil, mengakibatkan aliran udara menjadi dipercepat. Pada gambar 2-7 diperlihatkan perubahan kecepatan local lintasan aliran udara pada airfoil.

 

                 Gambar 2-7 : Perubahan kecepatan udara pada airfoil

Hukum Bernoulli menyatakan bahwa :

= konstan 

Jika aliran yang dianalisa aliran local dan aliran bebas (free stream), maka untuk aliran inkompresibel  (ρ = konstan), maka :

  

  …………….(2-1)

Jika persamaan 2-1 dibagi , maka :

……………….(2-2)

Dengan adanya perubahan kecepatan local pada seluruh permukaan airfoil, maka tekanan static local juga mengalami perubahan. Tekanan static local biasanya dinyatakan dalam koefisien tekanan

 ………….(2-3)

dimana :            = tekanan statik local sepanjang permukaan airfoil

                         tekanan statik pada aliran udara bebas

                         kecepatan udara bebas

Beberapa hal yang perlu dicatat :

a.         Pada titik stagnasi dimana kecepatan V = 0,  mempunyai nilai maksimum yaitu 1

b.         positif berarti mempunyai tekanan lebih besar dari pada tekanan udara bebas, sehingga daerah tersebut dinamakan daerah bertekanan positif.

 

Gambar 2-8 :  Kurva Cp terhada chord dan distribusi tekanan sepanjang airfoil

c.          negative berarti mempunyai tekanan lebih kecil dari tekanan udara bebas, sehingga daerah tersebut dinamakan daerah tersebut dinamakan daerah bertekanan negatif.

Dalam skema gambar 2-8, distribusi tekanan digambarkan pada setiap titik dengan arah normal (arah tegak lurus) pada permukaan airfoil.

Arah anak panah yang menuju ke permukaan airfoil menyatakaan daerah bertekanan positif, sedang yang meninggalkan permukaan airfoil menyatakan daerah bertekanan negatif.  Panjang tekanan sebanding dengan besarnya Cp pada setiap titik, dimana titik–titik tersebut berjarak proporsional dengan X/C. X adalah variasi jarak titik–titik dari leading edge, sedang C adalah panjang chord. Secara konfensional dapat di plot dalam suatu kurva pada gambar 2-8, dengan menempatkan harga negative pada daerah atas sumbu absis, sedangkan dapat dilihat bahwa luas daerah kurva merupakan koefisien gaya angkat (CL) airfoil.

Kemudian guna menghitung besarnya CL adalah dengan pengintegrasian

koefisien tekanan permukaan sayap atas dan bawah, dengan analisis seperti berikut :

Pada gambar 2-9,  adalah sudut serang dari airfoil. Notasi  merupakan elemen panjang, sehingga gaya normal untuk satu satuan span adalah p_u , dimana p_u adalah tekanan normal pada permukaan atas. Komponen gaya kearah y adalah  -pu , sehingga gaya yang bekerja pada permukaan atas sayap persatuan span adalah :

 

           

Gambar 2-9 :  Elemen gaya pada permukaan airfoil

 …………(2-4)

            Dengan cara yang sama, gaya pada permukaan bawah sayap adalah :

 …………….(2-5)

Dimana p_l adalah tekanan statik pada permukaan bawah,

Dengan demikian gaya angkat total adalah :

  ……………(2-6)

Koefisien gaya angkat dapat diperoleh dengan persamaan :

…………….(2-7)

 ……….(2-8)

C_pl dan C_pu masing-masing adalah koefisien tekanan permukaan bawah dan atas sayap, dimana :

   dan 

Berdasarkan persamaan 2-3 bahwa koefisien tekanan merupakan fungsi dari V/V∞. Pada aliran fluida inkompresibel (density konstan), perbandingan  V/V∞ pada setiap titik pada airfoil hanya tergantung pada bentuk airfoil dan ketinggian.  Pada saat angka Mach meningkat sampai di atas M = 0,3, koefisien tekanan akan meningkat secara signifikan meskipun pada sudut serang yang sama. Hal ini disebabkan karena peningkatan p_l - p∞ atau p_u - p∞  lebih cepat dari pada tekanan dinamik.

Gambar 2-10 :   Perubahan koefisien tekanan lokal terhadap angka Mach

                                  pada free stream menurut pendekatan Prandtl – Glauret dan

                                  Karman Tsien

Perhitungan koefisien tekanan dengan memperhitungkan pengaruh kompresibilitas, oleh Prandtl dan Glauret diberikan pendekatan persamaan :

  dan     ………………..(2-10)

Di mana Mo = angka Mach pada daerah free stream dan indek _INC adalah kondisi inkompresibel pada angka Mach = 0.  Persamaan di atas sangat cocok untuk angka Mach antara 0.7 s/d 0.8.  Pada M mendekati 1, Cp menjadi tak terhingga.

Pendekatan lain dengan persamaan yang lebih komplek diberikan oleh Von Karman dan Tsien :

  …………………(2-11)

Variasi koefisien tekanan local dengan angka Mach pada free stream sesuai dengan pendekatan Prandtl-Glauret dan Karman-Tsien, ditunjukkan pada gambar 2-10.   Pada gambar 2-10 juga ditunjukkan harga koefisien tekanan local yang dibutuhkan untuk mempercepat kecepatan local menjadi kecepatan suara.  Harga Cp tersebut dinamakan koefisien tekanan kritis (CP_KR).  Penurunan persamaan koefisien tekanan kritis akan dibahas pada bab tentang kecepatan suara atau aliran kompresibel.

Variasi Cl terhadap angka Mach pada airfoil dengan sudut serang konstan, dari hasil eksperimen ditunjukkan pada gambar 8-11.  Koefisien tekanan meningkat dengan bertambahnya angka Mach sampai dengan kekuatan gelombang kejut yang menyebabkan terjadinya separasi aliran dan lift mulai menurun.   Hasil penting dari teori airfoil bahwa lift karena sudut serang bekerja pada titik yang berjarak ¼ dari airfoil dari leading edge.

Gambar 2-11: Variasi korfisien lift terhadap angka Mach NACA 64-210

2.6       Analisis Dimensi.   Dalam perhitungan besar gaya angkat biasanya menggunakan cara analisis dimensi. Bila bodi ( sayap ) bergerak relative terhadap suatu fluida, maka diasumsikan bahwa gaya yang bekerja besarnya tergantung pada density , ukuran bodi L dan kecepatan V. Dengan kata lain bahwa gaya dorong merupakan fungsi dari density, kecepatan, dan ukuran sayap atau :

F = f(ρ,V,l)

 Jika gaya (F) berbanding dengan hasil kali ketiga parameter di atas, maka persamaan gaya dapat ditulis :

  ………..(2-10)

 atau ; ; dan

Bila ditulis dalam satuan dasar massa, panjang dan waktu, maka persamaan 2-10 menjadi :

…………(2-11)

Penyelesaian dari persamaan di atas diperoleh harga a=1, b=2, c=2

Jadi  ……………….(2-12)

Selanjutnya persamaan gaya angkat dan gaya seret dapat ditulis :

………….(2-13)

 …………..(2-14)

…………..(2-15)

dimana :

M   = Momen pitching

C_M  = Koefisien momen pitching

   = Koefisien pitching moment  

 = Koefisien gaya angkat

 = koefisien gaya berat

 = luas sayap ( ukuran dimensi dua )

 = tekanan dinamik fluida

2.7       Kurva Gaya Angkat Airfoil 2 D.  Sayap dengan airfoil dua dimensi adalah sayap dengan panjang span tidak terbatas, sehingga vortex (ulakan) tidak pernah terjadi pada ujung sayap. Variasi koefisien gaya angkat  dan sudut serang  airfoil dua dimensi dapat dilihat pada gambar 2- 10.

   Gambar 2-10 :   Kurva α versus CL pda sayap 2 dimensi

Pada sudut serang relative kecil dan sedang,   terhadap kenaikan α masih linier, sebagaimana dinyatakan dengan slope  Pada daerah ini aliran udara streamline pada seluruh permukaan sayap.

Tetapi dengan kenaikan α, aliran udara cenderung mengalami separasi (pemisahan) pada permukaan sayap, sehingga terbentuk wake (ulakan) di belakang airfoil. Terjadinya separasi aliran ini menyebabkan berkurangnya gaya angkat dan meningkatnya gaya seret. Kondisi inilah yang disebut stall, dan harga   terbesar sesaat sebelum stall disebut C_L maksimum . Sudut serang di mana tercapai harga  disebut sudut serang pada C_Lmax

Harga  merupakan aspek penting pada unjuk kerja airfoil, karena menentukan kecepatan stall pesawat terbang. Kecepatan stall bisa dihitung dari rumus 2-13, yaitu :

Pada saat terbang straight and level, gaya angkat (L) = berat pesawat (W) sehingga :

…………..(2-16)

Kecepatan stall  terjadi pada saat CL_max, sehingga :

Besarnya CL_max dipengaruhi oleh beberapa factor :

a.         Ketebalan ( Thickness ).   Thickness chord ratio ( t/c ) antara 12 sampai 14 % akan meningkatkan harga C_Lmax, dan akan menurun jika ketebalan lebih besar.

b.         Camber.  Pengaruh pembesaran camber akan menambah lebar sirkulasi pada sayap sehingga akan menambah gaya angkat pada semua sudut serang. Dengan pembesaran camber akan cenderung menyebabkan stall lebih awal.

d.                  Angka Reynolds . Angka Reynolds mempunyai arti sebagai perbandingan antara gaya inertia dan gaya viscous yang dinyatakan :.

dimana :     = density

                  = viskositas

                  =

                  = viskositas kinematik

Jika gaya inertia jauh lebih besar dari gaya viscous, maka sifat aliran bisa diasumsikan sebagai aliran invisid (non viscous ). Angka Re yang lebih besar akan menghambat terjadinya separasi aliran, sehingga meningkatkan C_Lmax.

d.        Kelengkungan Hidung ( Nose Radius ).  Hidung yang tajam (jari-jari kelengkungan yang kecil), akan menyebabkan separasi lebih awal sehingga mengurangi C_Lmax.

2.8       Kurva Gaya Seret (Drag) 2 D.  Gaya seret airfoil dua dimensi disebut profil gaya seret (profile drag), yang merupakan jumlah gaya seret karena tekanan (form drag ) dan gesekan kulit ( skin friction ) karena tegangan viscous.  Pada airfoil dengan  sudut serang kecil, wake dibelakang airfoil sangat kecil dan form drag sangat rendah dibanding dengan skin friction. Bila sudut serang mendekati stall, separasi bergerak kedepan sehingga wake membesar yang mengakibatkan form drag naik dan meningkat tajam pada saat stall. Dengan demikian pada sudut serang kecil penambahan koefisien gaya seret  sangat kecil (hampir konstan), kemudian membesar saat sebelum stall seperti gambar 2-11.

Gambar 2-11 : Kurva α versus C_D pada sayap 2 dimensi

Pertambahan  berbanding kira–kira seharga kuadrat dari , yang mungkin dapat ditulis :

dimana :  = bilangan positif konstan (kira-kira 0.01)

               = koefisien gaya seret pada saat gaya angkat nol

2.9       Terjadinya lift selain bisa dijelaskan dengan distribusi tekanan sepanjang airfoil, juga bisa dijelaskan dengan bahasa yang lebih sederhana dengan bantuan gambar 2-12. Lengkungan (camber) sayap atas lebih besar dari pada camber sayap bawah, sehingga  kecepatan udara pada permukaan sayap atas   lebih tinggi dari pada bawah sayap (V1>V2) seperti terlihat pada gambar 2-12.  Berdasarkan hukum Bernoulli, yang telah dibatasi bahwa aliran isentropis (adiabatis tidak ada gesekan), tidak melakukan kerja, dan inkompresibel, maka  :

 .............(2-18)

Jika persamaan diatas dibagi , maka :

..............(2-3)

Karena V₂ <V₁, maka harga adlah 0 <<1, dan karena , maka :

p₂ – p₁ > 0   atau p₂  >  p₁ .

Tekanan yang bekerja pada luasan permukaan sayap akan menghasilkan gaya, dimana gaya yang mendorong sayap ke atas lebih tinggi dari pada gaya yang mendorong sayap ke bawah.  Perbedaan gaya tersebut menghasilkan gaya aerodinamik R, yang selanjutnya gaya aerodinamik diuraikan dalam dua komponen.  Komponen gaya yang sejajar dengan relative wind disebut gaya angkat (lift), sedangkan komponen gaya yang sejajar dengan relative wind disebut drag (gaya hambat) seperti terlihat pada gambar 2-13.

R

L

 

D

Gambar 2-12 :  Terjadinya lift pada airfoil

Gaya aerodinamik adalah resultante dari gaya yang bekerja pada permukaan airfoil, sebagai hasil dari resultante tekanan static dikalikan dengan luas sayap.   Titik tangkap gaya aerodinamik berada pada garis chord yang disebut center of pressure (CP).  Untuk memudahkan, semua gaya yang berkerja pada pesawat atau airfoil dianggap sebagai koordinat segiempat.   Koordinat tersebut sebagai sumbu longitudinal  dan sumbu vertical, atau sumbu yang sejajar dan tegak lurus permukaan bumi.   Sedangkan untuk lift dan drag digunakan koordinat berupa relative wind sebagai absis dan garis yang tegak lurus relative wind sebagai ordinat.   

Besarnya lift ditentukan oleh beberapa factor antara lain koefisien lift yang ditentukan oleh angle of attack (sudut serang).  Jika sudut serang berubah, maka besar dan arah lift akan berubah, disamping lokasi CP juga bergerak.  

Pada gambar a yaitu airfoil simetri pada sudut serang 0, CP pada permukaan atas dan bawah airfoil pada lokasi yang sama. Karena kedua lift sama besar dan berlawanan arah, maka tidak ada net lift atau tidak menghasilkan lift. Dengan demikian juga tidak ada momen terhadap sembarang titik di airfoil.

Pada gambar b yaitu airfoil simetris pada sudut serang positif, vektor lift atas lebih besar dari bawah, sehingga menghasilkan net lift yaitu lift positif.  Selain itu kedua lift berada pada CP yang sama, sehingga tidak terjadi momen.

Gambar 2-13 : pengembangan pitching moment pada airfoil :

a)      simetri dengan α = 0; b) simetri dengan lift positif

c)      cambered airfoil zero lift; d) cambered airfoil dengan lift positif

e)   tidak ada pitching moment di sekitar CP

Pada gambar c yaitu airfoil camber pada sudut serang yang menghasilkan lift 0, menghasilkan lift atas dan bawah yang sama, namun mempunyai CP yang berbeda, sehinga menghasilkan momen (nose-down pitching moment).

Pada gambar d yaitu airfoil camber dengan sudut serang menghasilkan lift positif, maka tetap menghasilan nose down pitching moment.

Pada gambar e, net lift (lift atas dikurangi lift bawah) pada airfoil camber, tidak menghasilkan momen pitching pada CP, tetapi menghasilkan momen pada titik lain di airfoil.

2.10      Aerodyanamic Center

         Seperti dijelaskan sebelumnya, bahwa titik tangkap lift atau center of pressure (CP)  selalu bergerak sepanjang chord line pada setiap perubahan sudut serang (AOA).  Jika AOA diperbesar, CP bergerak maju dan sebaliknya jika AOA diperkecil.  Pada airfoil camber akan menghasilkan pitching moment yang menyulitkan perhitungan kestabilan. Karena itu konsep CP tidak digunakan lagi, melainkan menggunakan Aerodynamic Center (AC).

         Aerodynamic Center adalah titik pada airfoil dimana pitching moment konstan pada kecepatan konstan, yang berarti tidak terpengaruh oleh perubahan AOA. Dengan demikian lift dan drag mempunyai titik tangkap AC.

Lokasi AC akan berubah sedikit, tergantung bentuk airfoil.  Untuk airfoil subsonik, lokasinya sekitar 23 – 27% dari chord, sedangkan supersonik bergeser sekitar 50 % dari chord.

Contoh Soal

1.         Tekanan pada suatu titik pada sayap pesawat adalah 7,58 X 10⁴ N/m².  Pesawat terbang dengan kecepatan 70m/dtk pada kondisi dengan standard ketinggan 2000m.  Hitung koefisien tekanan pada sayap.

2.         Airfoil ditempatkan dalam terowongan angin dengan kecepatan 100 ft/dtk dan kondsi standard permukaan air laut.  Jika tekanan pada titik di airfoil 2102 lb/ft², hitung koefisien tekanan.  

3.         Model sayap dengan panjang chord konstan ditempatkan pada terowongan angin kecepatan rendah.  Sayap adalah airfoil NACA 2412 dengan chord 1,3m.  Aliran pada terowongan angin adalah 50 ft/dtk pada kondisi standard permukaan airlaut.   Jika sayap dengan sudut serang 40, hitung C_L, C_D, dan C_{M 1/4} , serta lift, drag, dan momen sekitar seperempat chord persatuan span.

4.         Sayap yang sama pada contoh soal nomor 3, sudut serang ditingkatkan sehingga lift persatuan span 700 N (157 lb).

a.                   Hitung sudut serang

b.                  Berapa sudut serang agar diperoleh lift =0 (zerolift)