AIRFOIL

Airfoil Airfoil atau aerofoil adalah suatu bentuk geometri yang apabila ditempatkan di suatu aliran fluida akan memproduksi gaya angkat (lift) lebih besar dari gaya hambat (drag). Pada airfoil terdapat bagian-bagian seperti berikut : Leading Edge adalah bagian yang paling depan dari sebuah airfoil. Trailing Edge adalah bagian yang paling belakang dari sebuah airfoil. Chamber line adalah garis yang membagi sama besar antara permukaan atas dan permukaan bawah dari airfoil mean chamber line. Chord line adalah garis lurus yang menghubungkan leading edge dengan trailing edge. Chord(c) adalah jarak antara leading edge dengan trailling edge. Maksimum chamber adalah jarak maksimum antara mean chamber line dan chord line. Posisi maksimum chamber diukur dari leading edge dalam bentuk persentase chord. Maksimum thickness adalah jarak maksimum antara permukaan atas dan permukaan bawah airfoil yang juga diukur tegak lurus terhadap chord line. Ada beberapa tipe airfoil: Under Chamber Untuk pesawat yang lebih lambat (slow flyer) , atau yang memiliki Reynolds Number rendah, lift tinggi pada kecepatan rendah dan hambatan juga tinggi. Flat-Bottom Biasanya untuk trainer awal, memiliki lift coefficient (daya angkat) yang tinggi, pesawat lambat dan kemampuan manuver terbatas. Semi-Simetris Untuk trainer lanjutan, pesawat lebih cepat, dan pesawat mulai dapat melakukan basic manuver. Fully Simetris Airfoil jenis ini biasanya digunakan pada pesawat akrobatik. Sejarah Airfoil 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 diameter 7 meter. Lilienthal percaya bahwa kunci sukses untuk melakukan penerbangan adalah dengan menggunakan airfoil lengkung. 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. 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 (National Advisory Committee for Aeronautics) Examples of airfoils in nature and within various vehicles. Though not strictly an airfoil, the dolphin fin obeys the same principles in a different fluid medium. NACA airfoil adalah bentuk airfoil sayap pesawat udara yang dikembangkan oleh National Advisory Committee for Aeronautics (NACA). Sampai 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 dengan membagi pengaruh efek kelengkungan dan distribusi ketebalan atau thickness serta pengujiannya dilakukan pada bilangan Reynold yang lebih tinggi dibanding yang lain. NACA airfoil adalah salah satu bentuk bodi aerodinamika sederhana yang berguna untuk dapat memberikan gaya angkat tertentu terhadap suatu bodi lainnya dan dengan bantuan penyelesaian matematis sangat memungkinkan untuk memprediksi berapa besarnya gaya angkat yang dihasilkan oleh suatu bodi airfoil. Geometri airfoil memiliki pengaruh besar terhadap karakteristik aerodinamika dengan parameter penting berupa CL, dan kemudian akan terkait dengan lift (gaya angkat yang dihasilkan) (Mulyadi, 2010). Hingga sekitar Perang Dunia II, airfoil yang banyak digunakan adalah hasil riset Gottingen. Selama periode ini banyak pengajuan airfoil dilakukan diberbagai negara, namun hasil riset NACA lah yang paling terkemuka. Pengujian yang dilakukan NACA lebih sistematik dengan membagi pengaruh efek kelengkungan dan distribusi ketebalan atau thickness serta pengujiannya dilakukan pada bilangan Reynold yang lebih tinggi dibanding yang lain. Hal ini sering dirangkum oleh beberapa parameter seperti: ketebalan maksimum, maksimum bentuk melengkung, posisi max ketebalan, posisi maks bentuk melengkung, dan hidung jari-jari. Airfoil terdiri dari (Mulyadi, 2010): Permukaan atas (Upper Surface) Permukaan bawah (Lowerer Surface) Mean camber line adalah tempat kedudukan titik-titik antara permukaan atas dan bawah airfoil yang diukur tegak lurus terhadap mean camber line itu sendiri. Leading edge adalah titik paling depan pada mean camber line, biasanya berbentuk lingkaran dengan jari-jari mendekati 0,02 c. Trailing edge adalah titik paling belakang pada mean camber line Camber adalah jarak maksimum antara mean camber line dan garis chord yang diukur tegak lurus terhadap garis chord. Ketebalan (thickness) adalah jarak antara permukaan atas dan permukaan bawah yang diukur tegak lurus terhadap garis chord. Karakteristik Airfoil Di terowongan angin atau pada sebuah penerbangan, sebuah airfoil secara sederhana adalah sebuah objek streamline yang disisipkan pada aliran udara yang bergerak. Jika airfoilnya berbentuk tetesan air maka perubahan kecepatan dan tekanan dari aliran udara yang melewati bagian atas dan bawah akan sama di kedua sisi. Tapi kalau bentuk tetesan air itu dipotong di tengah dengan sama rata, hasilnya adalah sebuah bentuk sederhana airfoil (sayap). Jika airfoil itu dinaikkan (mendongak) maka aliran udara akan menabrak dengan sebuah sudut tertentu (angle of attack), molekul udara yang bergerak melewati permukaan atas akan dipaksa untuk bergerak dengan kecepatan yang lebih tinggi dibandingkan dengan molekul udara yang bergerak di bawah airfoil, hal ini karena molekul di atas harus menjalani jarak yang lebih jauh karena lengkungan dari permukaan yang di atas. Pertambahan kecepatan ini mengurangi tekanan di atas airfoil (Mulyadi, 2010). Momentum adalah resistansi dari sebuah benda yang bergerak ketika arah dan besar gerakannya diubah. Ketika setiap benda dipaksa untuk bergerak dalam gerakan melingkar, benda tersebut akan memberikan reaksi resistansi dengan arah keluar yang berlawanan dengan pusat putaran. Ini disebut gaya sentrifugal. Seperti pada gambar 2 terlihat ketika partikel udara bergerak dengan arah melengkung AB, gaya sentrifugal cenderung membuangnya ke arah panah antara A dan B, sehingga menyebabkan udara untuk mendesak lebih dari tekanan normal di leading edge-nya airfoil. Tapi setelah partikel udara melewati titik B (titik berbalik arah dari arah lengkungan/kurva) gaya sentrifugal cenderung untuk membuang partikel pada arah panah antara B dan C (menyebabkan berkurangnya tekanan pada airfoil). Efek ini berlaku sampai partikel udara mencapai titik C, titik kedua berbalik arah dari lengkungan aliran udara. Kembali lagi, gaya sentrifugal dibalikkan dan partikel udara cenderung untuk memberi sedikit lebih tekanan dari normal pada trailing edge dari airfoil tersebut (Suseno, 2010). Tekanan udara dari permukaan bagian atas airfoil disebarkan sehingga tekanan lebih besar di leading edge daripada tekanan atmosfir sekitarnya, menyebabkan tahanan yang kuat pada gerakan ke depan, tapi tekanan udara lebih sedikit daripada tekanan atmosfir sekitarnya di sebagian besar permukaan atas (B ke C). Seperti terlihat pada penggunaan teori Bernoulli pada sebuah bejana venturi, pertambahan kecepatan udara pada bagian atas dari airfoil menyebabkan turunnya tekanan. Tekanan yang turun ini adalah salah satu komponen dari total daya angkat. Tapi adalah sebuah kesalahan untuk berasumsi bahwa perbedaan tekanan antara permukaan bagian atas dan bagian bawah tersebut adalah satu-satunya hasil total dari produksi daya angkat (Suseno, 2010). Sebuah tekanan positif dihasilkan karena sifat udara yang mengalir di bawah sayap, terutama pada angle of attack yang tinggi. Tapi ada aspek lain dari aliran udara ini yang harus dipelajari. Pada sebuah titik di dekat leading edge, aliran udara pada hakekatnya sebenarnya berhenti (stagnation point) dan dengan bertahap kecepatannya akan bertambah. Di titik yang sama di trailing edge, kembali lagi aliran udara itu mencapai kecepatan yang sama dengan kecepatan aliran udara di permukaan atasnya. Sesuai dengan prinsip Bernoulli, ketika aliran udara makin pelan di bawah sayap, sebuah tekanan positif ke atas terjadi menekan sayap, jika kecepatan fluida berkurang, tekanan harus bertambah (Suseno, 2010). Pada dasarnya, hal ini hanyalah “memperkuat tekanan positif” karena kejadian ini menambah perbedaan tekanan antara permukaan atas dan bawah dari airfoil, sehingga menambah total daya angkat dibandingkan jika tidak ada penambahan tekanan di bagian bawah permukaan. Kedua prinsip Bernoulli dan hukum Newton bekerja jika daya angkat diproduksi oleh sebuah airfoil. Dari percobaan yang dilakukan pada model di terowongan angin sebenarnya, telah diketahui bahwa pada waktu udara mengalir sepanjang permukaan dari sebuah sayap dengan angle of attack yang berbeda-beda, maka ditemukan bagian-bagian sepanjang permukaan di mana tekanannya adalah negatif atau kurang dari tekanan atmosfir dan juga bagian-bagian dengan tekanan positif atau lebih besar dari tekanan atmosfir (Suseno, 2010). Tekanan negatif pada permukaan atas sayap membuat gaya yang lebih besar daripada tekanan positif yang mengenai permukaan bawah sayap. Gambar 3 menunjukkan penyebaran tekanan sepanjang airfoil pada 3 angle of attack yang berbeda-beda. Pada umumnya, pada angle of attack yang besar, pusat tekanan (Center of Pressure) pindah ke depan sedangkan pada angle of attack yang kecil pusat tekanan berpindah ke bagian belakang. Dalam rancangan struktur sayap, pergeseran pusat tekanan ini sangat penting, karena mempengaruhi posisi beban udara yang ditanggung oleh sayap pada keadaan angle of attack yang kecil dan angle of attack yang besar (Suseno, 2010). Keseimbangan aerodinamis dan kemampuan kendali diatur oleh perbedaan dari pusat tekanan. Pusat tekanan ditentukn oleh perhitungan dan percobaan di terowongan angin dengan cara memberikan angle of attack yang berbeda-beda pada airfoil di sepanjang jangkauan kerja normal. Pada waktu angle of attack diubah, karakteristik penyebaran tekanan juga berubah (Suseno, 2010). Gaya tekanan positif (+) dan negatif (–) dijumlahkan pada setiap nilai angle of attack dan didapat resultan hasilnya. Total resultan tekanan diperlihatkan oleh vektor resultan gaya. Konstruksi Geometri Airfoil NACA Airfoil yang saat ini umum digunakan sangat dipengaruhi oleh hasil penelitian yang dilakukan oleh NACA ini. Dan berikut ini adalah klasifikasi jenis-jenis airfoil NACA : NACA Seri 4 Digit Sekitar tahun 1932, NACA melakukan pengujian beberapa bentuk airfoil yang dikenal dengan NACA seri 4 digit seperti pada gambar 5. 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 camber terhadap chord. Digit kedua menyatakan persepuluh posisi maksimum camber pada chord dari leading edge. Sedangkan dua digit terakhir menyatakan persen ketebalan airfoil terhadap chord. Contoh : airfoil NACA 2412 memiliki maksimum camber 0,02 terletak pada 0,4c dari leading edge dan memiliki ketebalan maksimum 12% chord atau 0,12c. Airfoil yang tidak memiliki kelengkungan, dengan camber line dan chord berhimpit disebut airfoil simetrik. Contohnya adalah NACA 0012 yang merupakan airfoil simetrik dengan ketebalan maksimum 0,12c (Mulyadi, 2010). 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 camber line) seri ini berbeda dibanding seri empat digit. Perubahan ini dilakukan dalam rangka menggeser maksimum camber kedepan sehingga dapat meningkatkan CL maksimum. Jika dibandingkan ketebalan (thickness) dan camber, seri ini memiliki nilai CL maksimum 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 camber terhadap chord. Dua digit terakhir merupakan persen ketebalan terhadap chord. Contohnya, airfoil 23012 memiliki CL desain 0.3, posisi maksimum camber pada 15% chord dari leading edge dan ketebalan sebesar 12% chord (Mulyadi, 2010). 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. Camber 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 merupakan 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 (Mulyadi, 2010). NACA Seri 6 Airfoil NACA seri 6 didesain untuk mendapatkan kombinasi drag, kompresibilitas, dan performa CL maksimum yang sesuai keinginan. Beberapa persyaratan 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 menggunakan matematika lanjut guna mendapatkan bentuk geometri yang dapat menghasilkan distribusi tekanan sesuai keinginan. Tujuan pendekatan desain ini adalah memperoleh kombinasi thickness dan camber yang dapat memaksimalkan daerah alirah laminer. Dengan demikian maka drag pada daerah CL rendah dapat dikurangi. Aturan penamaan seri 6 cukup membingungkan dibanding seri lain, diantaranya karena adanya banyak perbedaan variasi yang ada. Contoh yang 10 umum digunakan misalnya NACA 641-212, a = 0,6. Angka 6 di digit pertama menunjukkan seri 6 dan menyatakan family ini didesain untuk aliran laminer yang lebih besar dibanding seri 4 digit maupun 5 digit. Angka 4 menunjukkan lokasi tekanan minimum dalam persepuluh terhadap chord (0,4c). Subskrip 1 mengindikasikan bahwa range drag minimum dicapai pada 0,1 diatas dan dibawah CL desain yaitu 2 dilihat angka 2 setelah tanda hubung. Dua angka terakhir merupakan persen thickness terhadap chord, yaitu 12% atau 0,12. Sedangkan a = 0,6 mengindikasikan persen chord airfoil dengan distribusi tekanannya seragam, dalam contoh ini adalah 60% chord (Mulyadi, 2010). 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, yaitu 15% atau 0,15 (Mulyadi, 2010). NACA Seri 8 Airfoil 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 (Mulyadi, 2010). Kualitas unjuk kerja dari sudu-sudu yang airfoil ini biasanya dinyatakan dalam harga koefisien gaya drag (CD) dan gaya lift (CL). Gaya lift adalah gaya yang arahnya tegak lurus aliran yang mengenai suatu bentuk airfoil. Gaya drag adalah gaya yang sejajar dengan aliran fluida yang mengenai suatu bentuk airfoil. Pada airfoil terdapat beberapa bagian yang dirubah untuk mendapat koefisien gaya angkat yang maksimal, diantaranya camber. Semakin besar camber suatu airfoil maka semakin besar gaya angkat yang akan dihasilkan oleh sebuah airfoil, karena perubahan arah angin di trailing edge menyebabkan semakin besar gaya angkatnya. Hal itu juga disebabkan karena prinsip dasar airfoil adalah untuk mempecepat kecepatan angin di bagian atas dengan memperpanjang daerah lintasan airfoil dan memperpendek lintasan bagian bawah airfoil sehingga perbedaan tekanan permukaan atas dan bawah makin besar maka gaya angkat yang dihasilkan makin besar pula (Benson, 2010). Sudut Serang (Angle of Attack) Sudut serang adalah sudut yang dibentuk oleh tali busur sebuah airfoil dan arah aliran udara yang melewatinya (relative wind). Biasanya diberi tanda α (alpha). Untuk airfoil simetris, besar lift yang dihasilkan akan nol bila sudut serang nol, sedang pada airfoil tidak simetris sekalipun sudut serang nol tetapi gaya angkat telah timbul. Gaya angkat menjadi nol bila air foil tidak simetis membentuk sudut negatif terhadap aliran udara. Sudut serang dimana gaya angkat sebesar nol ini disebut zero angle lift. Metode Elemen Hingga Metode Elemen Hingga adalah salah satu dari metode numerik yang memanfaatkan operasi matrix untuk menyelesaikan masalah-masalah fisik. Metode ini dibangun sebagai metode numerik untuk analisa tegangan, tapi sekarang pemakaiannya telah meluas sebagai metode yang umum untuk banyak permasalahan engineering kompleks dan ilmu-ilmu fisika. Mengandung perhitungan, pertumbuhannya berhubungan dekat dengan pengembangan teknologi komputer. Metode Elemen Hingga digunakan dengan membagi suatu benda menjadi beberapa bagian dan bagian-bagian tersebut disebut dengan mesh. Beberapa mesh yang terbentuk dari suatu benda dan terdiri dari beberapa titik (node). Nilai dan jumlah titik (node) ditentukan oleh jumlah mesh. Dengan demikian, pada persamaan diatas didapat bahwa jumlah titik (node) pada pembagian elemen sama dengan jumlah mesh ditambah satu. Prinsip–prinsip dasar inilah yang kemudian banyak dipakai sebagai basis dari program komputer untuk simulasi–simulasi, baik simulasi tegangan, aliran dan lainnya. Maka dari itu Metode elemen hingga tidak dapat dipisahkan dari program–program komputer yang berbasis Computional Fluid Dinamic (CFD). Computional Fluid Dinamic (CFD) Perkembangan teknologi yang serba terkomputerisasi, telah memberi banyak kemudahan salah satunya dalam hal mendapatkan informasi dari analisa yang mempunyai tingkat kerumitan yang tinggi bila dilakukan secara manual. Computational Fluid Dynamics (CFD) merupakan ilmu pengetahuan dengan bantuan komputer yang menghasilkan prediksi kuantitatif fenomena aliran fluida yang berdasarkan pada hukum konservasi ( konservasi masa, momentum, dan energi ) yang mengatur pergerakan fluida. CFD menggabungkan berbagai ilmu dasar teknologi diantaranya matematika, ilmu komputer, teknik dan fisika. Semua ilmu disiplin tersebut digunakan untuk pemodelan atau simulasi aliran fluida. Prediksi ini biasanya terjadi pada kondisi yang ditentukan oleh geometri aliran, properties fluida, serta batas dan kondisi awal dari aliran fluida. Prediksi umumnya memberikan nilai dari variabel aliran, diantaranya kecepatan, tekanan, atau temperatur pada lokasi tertentu. Prinsip CFD adalah metode penghitungan yang pengkhususkan pada fluida, dimana sebuah kontrol dimensi, luas serta volume dengan memanfaatkan komputasi komputer maka dapat dilakukan perhitungan pada tiap-tiap elemennya. Hal yang paling mendasar mengapa konsep CFD banyak sekali digunakan dalam dunia industri adalah dengan CFD dapat dilakukan analisa terhadap suatu sistem dengan mengurangi biaya eksperimen dan tentunya waktu yang panjang dalam melakukan eksperimen tersebut atau dalam proses design engineering tahap yang harus dilakukan menjadi lebih pendek. Hal lain yang mendasari pemakaian konsep CFD adalah pemahaman lebih dalam mengenai karakteristik aliran fluida dengan melihat hasil berupa grafik, vektor, kontur bahkan animasi. Software – software pada Computional Fluid Dinamic Computional Fluid Dinamic memiliki banyak software–software bantu untuk menyelesaikan permasalahan–permasalahan dalam dinamika fluida, diantaranya Solidwork, Exceed, GAMBIT dan program-program CAD/CAE, seperti; AutoCad, CATIA, NASTRAN, ProEngineering, dan lain-lain. Pada analisis ini digunakan software Solidwork. Solidwork dipilih karena memiliki keunggulan–keunggulan dibandingkan dengan software–software lain,diantaranya : Graphic User Interface / tampilan dan fitur-fiturnya lebih menarik, juga penanganannya lebih mudah. Relatif lebih ringan ketika dijalankan di komputer, dalam artian tidak memerlukan memori komputer yang terlalu besar. Lebih banyak model yang dapat dibuat di Solidwork. Tahapan kerja pada CFD Sebelum analisa dalam CFD dilaksanakan, terlebih dahulu dibuat desain awal benda yang akan disimulasikan. Disini benda yang akan disimulasikan adalah airfoil NACA 2412 yang digunakan pada sayap pesawat model tipe glider dan akan disimulasikan dengan software solidwork agar lebih mudah dan cepatdalam pembuatannya. Selain itu, perangkat lunak ini juga disertai dengan fasilitas pendukung untuk menganalisa dan mensimulasikan gerakan, diantaranya : Cosmoswork digunakan untuk menganalisa kecepatan, tekanan, tegangan, frekuensi, tekanan, suhu dan sebagainya. Cosmosmotion digunakan untuk membuat gerakan dari benda, membuat simulasi serta menganimasikannya. Selain itu, Cosmosmotion juga dapat menganalisa beban untuk kasus analisa struktur. Cosmosflowork digunakan untuk menganalisa aliran fluida baik dalam maupun luar, tekanan, kecepatan dan sebagainya.