Dalam proses desain beberapa parameter harus ditentukan terlebih dahulu nilainya. Parameter-parameter tersebut meliputi tipe airfoil, geometri sayap dan ekor, pembebanan pada sayap, perkiraan takeoff gross weight, thrust to weight ratio atau horsepower to weight ratio, estimasi berat bahan bakar, estimasi dimensi sayap, ekor dan engine, serta dimensi fuselage yang diperlukan.
Airfoil yang digunakan berpengaruh pada cruise speed, jarak takeoff dan landing, stali speed, handling quality ( terutama saat mendekati stali ) dan efisiensi aerodinamissecara keseluruhan selama semua fase penerbangan.
Pada awalnya, kebanyakan airfoil mempunyai bagian bawah yang datar, sedangkan upper surface-nya membentuk camber ( kelengkungan ).
Perkembangan berikutnya, airfoil dengan lower surface berbentuk lengkungan mulai digunakan, yang dikenal dengan “double-cambered airfoils”. Demikian juga airfoil dengan lower surface berbentuk cekung ( concave ) yang disebut “under-cambered airfoil”.
1. Airfoil Lift and Drag
Gambar a. menggambarkan flowfield disekitar airfoil tertentu dari sejumlah vektor-vektor kecepatan aliran udara, dengan panjang vektor yang menggambarkan besarnya kecepatan lokal. Dalam Gambar b. menunjukkan vektor kecepatan lokal dikurangi vektor kecepatan free-stream, yang tersisa hanya perubahan airflow, yang mans tampak mengitari disekeliling airfoil (sirkulasi). Sirkulasi diberi simbuldan yang digambar sebagai aliran melingkar seperti pada Gambar c.
Sudut serang a dan/atau airfoil camber menyebabkan terjadinya sirkulasi tersebut, sehingga udara diatas wing bergerak lebih cepat dibanding dengan yang dibawah wing. Menurut Bernoulli, kecepatan yang lebih tinggi akan menghasilkan tekanan yang lebih rendah. Jadi upper surface dari airfoil cenderung diisap ( ditarik ke atas, oleh tekanan yang lebih rendah dari tekanan udara sekeliling ( free stream) Sementara itu lower surface dari airfoil cenderung ditekan ( didorong ) keatas, oleh tekan yang lebih tinggi dari tekanan free stream. Integritas perbedaan tekanan udara antara upper surface dan lower surface dari airfoil im menyebabkan adanya gaya angkat (lifting force).
Gambar : Airfoil flowfield & circulation
Sebuah bidang datar yang membentuk sudut terhadap arah datangnya angin akan menghasilkan lift. Contoh yang paling sederhana adalah layang-layang. Bila kecepatan udaranya mencukupi dan membentuk sudut terhadap layang-layang, maka layang-layang tersebut akan bisa melayang-layang di udara, yang berarti telah timbul gays lift, Meskipun plat datar dapat menghasilkan lift, tetapi udara yang lewat diatasnya mempunyai kecenderungan untuk separasi ( memisahkan dirt ) dari permukaan sehingga mengganggu aliran. Oleh karena itu akan teriadi pengurangan lift dan penambahan drag yang besar ( Gambar dibawah).
Gambar : Efek camber pada separasi
Sementara itu, airfoil yang melengkung (bercamber) menjadikan aliran udara akan tetap menempel pada permukaan, sehingga terjadi penambahan lift dan pengurangan drag. Penambahan lift tersebut dikarenakan bertambahnya sirkulasi aliran udara. Pada kenyataannya, sebuah airfoil yang memiliki camber akan menghasilkan lift meskipun antara chord line clan udara yang datang tidak membentuk sudut ( AoA = 0 )
2. Airfoil Family
Berbagal macam bentuk airfoil, sebagaimana tampak pada Gambar 8.) “Early airfoil” kebanyakan dikembangkan dengan metode trial and error. Pada tahun 1930-an, NACA mengembangkan “four digit airfoil”. Di masa sekarang ini (1990-an ) four digit airfoil yang tidak memiliki camber jarang digunakan untuk perancangan wing, tetapi masih banyak digunakan untuk tail dari subsonic aircraft.
Dalam perkembangan selanjutnya, dikembangkanlah “NACA five-digit airfoil”, yang menggeser posisi camber maksimum ke arah depan, sehingga diperoleh lift maksimum yang lebih tinggi. Sedangkan “NACA six-digit airfoil” dirancang untuk menambah daerah aliran laminar sehingga ada pengurangan drag.
Gambar : Macam-macam airfoil
Berbagai metode dikembangkan untuk merancang suatu airfoil sedemikian rupa sehingga perbedaan tekanan antara bagian atas dan bawah airfoil dengan cepat dapat dicapai harga maksimumnya, tanpa terjadinya separation. Mendekati trailing edge, sering kali digunakan (dipakai) pressure recovery schemes (susunan pengendali tekanan) yang bertujuan untuk mencegah terjadinya separation didekat trailing edge.
Pertimbangan lain dalam perancangan “modem airfoil” adalah bagaimana agar dapat mempertahankan aliran supaya tetap laminar. Aliran laminar dapat dipertahankan asalkan gradien tekanannya berharga negatif, misalnya dengan menurunkan tekanan secara kontinyu dari leading edge sampai pada posisi terakhir
trailing edge. Disini ada kecenderungan suction ( menghisap ) aliran kearah belakang sehiingga aliran akan terus laminar.
Gambar menunjukkan airfoil beraliran laminar dan distribusi tekanannya.
Gambar : Laminar airfoil
Sebuah airfoil yang menghasilkan lift, maka kecepatan udara yang lewat pada permukaan atas akan bertambah. Jika aircraft akan terbang sedikit di bawah kecepatan suara, maka gerakan udara di atas upper surface yang lebih cepat itu akan mencapai kecepatan supersonic, yang menyebabkan timbulnya shock (perubahan secara mendadak dan tajam) pada upper surface. Kecepatan dimana aliran supersonic pertama kali tercapai) disebut “critical much number” (Mcrit). Shock tersebut sangat merugikan karena akan ada energi yang hilang.
Upper surface shock tersebut menyebabkan adanya penambahan yang besar pada drag, penurunan lift dan perubahan pitching moment. Penambahan drag tersebut terjadi bukan saja karena kehilangan energi, tetapi juga karena adanya efek kenaikan tekanan secara mendadak sehingga terjadi penebalan atau bahkan pemisahan lapis batas. Untuk meminimalkan efek tersebut dirancanglah “supercritical airfoil”‘.
3. Airfoil Thickness Ratio ( t/c)
Airfoil thickness ratio berpengaruh pada drag, maximum lift, karakteristik stali dan berat struktur. Drag akan bertambah seining dengan bertambahnya t/c, yang dikarenakan bertambahnya separation. Thikness ratio juga mempengaruhi Mcrit, yaitu semakin besar t/c maka Mcrit semakin kecil. Sebuah supercritical airfoil cenderung untuk meminimalkan shock formation, dan dapat digunakan untuk menurunkan drag (untuk t/c yang diberikan), atau memungkinkan untuk memakai airfoil yang lebih tebal pada level drag yang sama.
Thickness ratio berpengaruh pada maximum lift dan karakteristik stall, terutama berpengaruh pada bentuk nose dari airfoil. Untuk wing dengan AR yang agak tinggi dan sweep A yang sedang, airfoil nose radius yang lebih besar menghasilkan sudut stali dan CLmaxyang lebih besar.
Thickness ratio juga berpengaruh pada berat struktur wing. Persamaan statistik untuk wing weight menunjukkan bahwa berat struktur wing berbanding terbalik dengan t/c. Pengurangan separoh thickness ratio, akan menaikkan wing weight sebesar 41% atau 6% dari total empty weight.
4. WingGeometry
Reference wing ( trapezoidal ) adalab bentuk dasar geometri wing, yang digunakan untuk memulai perancangan.
Reference wing tersebut adalah khayalan (semu), dan menembus fuselage sampai pada aircraft centerline. Jadi reference wing area meliputi bagian reference wing yang menancap ke fuselage. Untuk reference wing, root airfoil-nya adalah airfoil dari trapezoidal reference wing yang terletak di aircraft centerline, bukan ditempat dimana actual wing berpotongan ( intersection ) pada fuselage.
Mean aerodynamic chord adalah chord c dari airfoil, yang terletak pada jarak Y dari aircraft center line. Wing ( secara keseluruhan) memiliki MAC yang terletak dibagian yang sama pada MAC seperti halnya pada airfoil itu sendiri. Aeodynamic chord penting untuk perhitungan stabilitas. Bentuk reference wing dipengaruhi oleh aspect ratio AR, taper ratio, dan sweep A.
5. Aspect Ratio ( AR)
Pada pengujian dalam terowongan angin yang dilakukan Wright bersaudara ditemukan bahwa untuk lift yang diberikan pada dua macam wing, maka pada wing yang panjang-ramping ( high aspect ratio ) mempunyai drag yang lebih kecil dibandingkan pada wing yang pendek-gemuk ( low aspect ratio). Hal ini dikarenakan adanya efek 3-D.
Aspect ratio didefinisikan sebagai perbandingan antara kuadrat span (b) dengan reference wing area ( S ).
Sebuah wing menghasilkan lift karena adanya penurunan tekanan pada upper surface dan kenaikan tekanan pada lower surface. Di ujung sayap, udara dari bagian bawah wing akan seperti “escape” (lepas) menuju ke bagian atas wing. Pada sayap 3-D, udara dapat melepas ke atas yaitu di sekitar wing tip. Udara yang escape tersebut memperkecil perbedaan tekanan antara upper and lower surface dari wing, yang berarti terjadi pengurangan lift didaerah tersebut. Dan juga aliran udara disekitar tip tersebut mengalir membentuk circular path (jalur melingkar) ketika tampak dari depan, dan berefek mendorong wing kebawah. Efek yang paling kuat dirasakan didekat tip, yang mana akan memperkecilefektif dari wing airfoil. Aliran melingkar ( wing tip vortex ) tersebut secara kontinyu akan membentuk pola aliran kearah belakang wing.
Gambar : Effect AR pada lift
Gambar : Maximum lift to drag ratio trend
Berdasarkan definisi aspect ratio, untuk wing area yang sama, maka high aspect ratio wing mempunyai ujung-ujung yang terpisah lebih jauh dibanding dengan low aspect ratio wing. Sebagai akibatnya, pengaruh wing tip vortex tidak begitu dirasakan (lebih sedikit ) dibanding dengan low aspect ratio wing. Oleh karena itu pada high aspect ratio wing tidak banyak kehilangan lift dan penambahan drag ( yang dikarenakan pengaruh tip-nya ).
Ketika wing area dan Swet/Srefdianggap konstan ( pada umumnya ) maka (L/D)max ( subsonic aircraft ) berbanding lurus dengan akar kuadrat dari penambaban AR ( Gambar 13 ). Disisi lain, berat wing jugs akan bertambah seiring dengan bertambahnya AR. Karenanya pada high speed aircraft digunakan wing dengan low AR dengan tujuan untuk memperkecil berat dari wing tersebut.
Pengaruh lain dari perubahan AR adalah adanya perubahan sudut stali (stall). Akibat berkurangnyaeffpada tip, maka low aspect ratio wing akan mengalami stali pada a yang lebih tinggi dibanding dengan high aspect ratio wing ( Gambar 12 ). Hal ini menjadi salah satu alasan mengapa pada tail cenderung dipakal low aspect ratio. Dengan adanya penundaan stali pada tail, maka menjadikan tail sebagal kontrol yang cukup meyakinkan disaat wing mengalami stall. Sebaliknya, canard ( yang terbuat dari high aspect ratio airfoil ) dapat mengalami stali sebelum wing stall. Hal ini sebagai informasi bagi pilot, bahwa bila canard telah stall, maka pilot dapat bersiapsiap untuk mengantisipasi terjadinya wing stall. Adanya canard dapat dilihat pada beberapa, pesawat jenis homebuilt dan bisnis ( executive).
6. Wing Sweep(A)
Wing sweep ( Gambar 11 ) itu ada dua macam. Yang pertama, dalam kondisi supersonic flight, dimana sweep adalah sudut yang terbentuk antara wing leading edge dan horizontal (planform position). Semakin besar sweep tersebut maka semakin kecil drag yang terjadi. Definisi kedua adalah dalam kondisi subsonic flight, dimana sweep adalah sudut antara quarter chord line dan horizontal ( planform ). Persamaan yang menggambarkan hubungan dari kedua jenis sudut sweep tersebut adalah:
Pada dasamya wing sweep digunakan untuk mengurangi efek yang merugikan dari aliran transonik dan supersonic. Seperti kits ketahui, dalam aliran transonic dan supersonic akan timbul shock formation ketika aircraft mencapai kecepatan suara. Shock formation tersebut mengakibatkan adanya penambahan yang besar pada drag, penurunan lift dan peruhaban pitching moment.
Alasan lain penggunaan wing sweep adalah guna mencapai kesetimbangan aircraft. Pada aircraft dengan konfigurasi canard dan pusher engine biasanya sebagian besar distribusi berat aircraft berada di belakang. Distribusi berat seperti itu memerlukan wing sweep untuk menggeser aerodynamic center jauh ke belakang untuk mencapai kesetimbangan.
Wing sweep bersama aspect ratio akan mempengaruhi karakteristik pitchup suatu wing, yang merupakan tendensi yang sangat dihindari pada aircraft. Pitch-up merupakan kecenderungan bertambah-besamya AoA suatu aircraft secara tiba-tiba dan tak terkontrol ketika mendekatistall -nya. Aircraft akan mengalami efek pitch-up secara kontinyu hingga terjadi stali dan keluar total dari kontrol. Pada F-16 fighter, untuk mencegah masalah pitch-up yang tajam, maka (-nya dibatasi oleh komputer, yaitu sebesar 25°).
Kecenderungan wing untuk mengalami pitch-up akibat pemilihan aspect ratio AR dan wing sweep dapat dilihat pada Gambar dibawah.
Gambar : Effect wing sweep pada pitch-up
Untuk high speed flight, konfigurasi swept wing lebih sesuai. Untuk cruise, takeoff dan landing, konfigurasi unswept wing lebih sesuai. Untuk mengatasi masalah ini, pilihan yang cocok adalah digunakannya variable sweep wing, yang mana harga A dapat diatur sesuai dengan yang diinginkan. Variable sweep wing pertama kali diujiterbangkan pada tahun 1950-an, dan sekarang dapat dilihat pada fighters, seperti F14, B- I B, dan Backfire ( Soviet ).
7. Taper Ratio
Taper ratio dari wing (X) adalah perbandingan antara tip chord dan center line root chord. Untuk low sweep wing, mempunyai harga antara 0,4 – 0,5. Sedang untuk swept wing, harga X antara 0,2 – 0,3. Taper ratio mempengaruhi distribusi lift disepanjang wing span. Seperti yang dibuktikan oleh Prandti pada awal abad ini, bahwa minimum induced drag (drag due to lift) terjadi ketika lift terdistribusi dalam bentuk elliptis. Untuk untwisted dan unswept wing, terjadinya ketika wing yang tampak dari atas berbentuk ellip, seperti yang ditunjukkan pada Gambar dibawah.
Gambar : Elliptical wing
Elliptical wing planform tersebut sulit dan mahal untuk pembuatannya. Sedang yang paling mudah dibuat adalah rectangular wing yang memiliki milai~1,0 ( untapered ), yang mana panjang chord-nya konstan disepanjang span. Sehingga bila dibanding dengan ideal elliptical wing, maka semakin mendekati tip, selisih panjang chord-nya semakin besar. Karena itu terjadi muatan lebih (loads up ) pada tip, yang mengakibatkan lift di tip berlebihan dari idealnya. Dengan AR yang sama, maka pada untapered rectangular wing terjadi kenaikan drag sebesar ± 7% bila dibandingkan dengan elliptical wing.
Ketika rectangular wing diberi taper, artinya tetap berbentuk segi empat tetapi semakin ke ujung dibuat semakin pendek chord line-nya, sehingga dapat mengurangi efek yang tidak diinginkan, yaitu loads up pada tip chord. Contoh tapered rectangular wing adalah pada Boeing 747. Untuk unswept wing maka harga, = 0,45 sudah dapat mengeliminasi efek tersebut dan menghasilkan distribusi lift yang tepat pada elliptical ideal ( Gambar 16 ). Drag yang dihasilkan hanya kurang dari 1% lebih besar dari idealnya pada elliptical wing).
8. Twist ( 0º- 5º)
Ada dua macam istilah yang digunakan. Pertama, “geometric twist”, adalah perubahan sudut incidence antara tip airfoil dan root airfoil. Yang kedua adalah “aerodynamic twist”, yaitu sudut yang dibentuk zero lift angle (ol) suatu airfoil terhadap, zero lift angle (ol) dari root airfoil. Jika dari root ke tip digunakan tipe airfoil yang sama, maka aerodynamic twist sama dengan geometric twist. Disisi lain, wing yang tidak memiliki geometric twist dapat memiliki aerodynamic twist, misalnya root airfoil-nya simetri(ol= 0º°) tetapi tip airfoil-nya highly cambered (ol= # 0)
Besamya total aerodynamic twist adalah sebagai berikut: Total Aerodynamic twist = geom.twist +ol-root-ol-tip
Usaha-usaha untuk optimasi distribusi lift dengan cara twisting pada wing akan valid hanya pada koefisien lift tertentu saja ( pada satu nilai CL ). Pada koefisien lift yang lain, optimasi twist tersebut tidak akan membawa manfaat. Hal ini menjadi alasan mengapa harga twist > 5 harus dihindari, selain tidak membawa manfaat, juga sulit mengoptimasinya.
Untuk perencanaan awal, historical data dapat digunakan. Pada umumnya, harga 3º twist sudah cukup memadai untuk memperbaiki karakteristik stall.
9. Wing Incidence
Wing incidence adalah besamya sudut pitch antara wing dan fuselage. Untuk untwisted wing, wing incidence merupakan sudut antara sumbu fuselage dan wing chord airfoil. Sedangkan untuk twisted wing, wing incidence dinyatakan terhadap wing root chord yang intersect dengan fuselage. Sering kali wing incidence itu diberikan pada root dan tip dari wing, yang kemudian mendefinisikan twist sebagai perbedaan antara keduanya.
Wing incidence digunakan untuk meminimalkan drag pada beberapa operating condition, terutama pada saat cruise. Nilai wing incidence dipilih pada harga dimana saat wing berada pada AoA yang tepat untuk flight condition yang dipilih, maka fuselage-nya berada pada AoA dimana drag-nya minimum.
Untuk perencanaan awal, dapat diasumsikan bahwa untuk general aviation aitcraft dan homebuilt aircraft mempunvai wing incidence angle 2° , untuk transport aircraft ± 10°,dan untukmilitary aircraft ± 0°,
10. Dihedral
Dihedral adalah sudut yang terbentuk antara wing dengan horizontal (tampak depan ). Seringkali, sudut dihedral diatur berdasarkan besamya sudut yang diperlukan untuk menghindarl agar wing tip tidak menyentuh landasan selama bad landing landing yang tidak sempurna Sebenarriya, penerapan dihedral ( dan wing sweep ) mempunyai efek negatif pada aircraft, yaitu “Dutch Roll”. Dutch roli mcrupakan gerakan dari samping ke samping yang berulang-ulang, yang meliputi gerakan yaw dan roll. Untuk melawan tendansi dutch roll, maka luasan dari vertical tail harus ditambah ( sebagai rudder control ), yang berarti menambah berat dan drag.
Sudut dihedral diestimasi dari historical data. Tabel 2.1 menyediakan estimasi awal untuk sudut dihedral.
Tabel : Dihedral guidelines
11. Wing Vertical Location
Lokasi vertikal sayap terhadap fuselage pada umumnya ditentukan oleh kebutuhan atau disesuaikan dengan kondisi dimana aircraft itu akan dioperasikan. Sebagai contoh : commercial transport aircraft berkecepatan tinggi menggunakan low wing, tetapi pada military transport aircraft yang didesain pada mission profile dan payload weight yang sama, menggunakan high wing.
a. High wing
Keuntungan utama high wing adalah memungkinkan penempatan fuselage dekat dengan landasan, sehingga memudahkan loading ( pemuatan ) maupun unloading kargo aircraft. Susunan tersebut banyak digunakan untuk military aircraft seperti C-5, C141, dan freighter ( pesawat angkut ) lainnya. Yang mana pada aircraft tersebut menempatkan ruang kargo hanya sekitar 4 – 5 ft dari landasan, yang merupakan ketinggian kargo pada kebanyakan truck.
Dengan high wing, maka jet engine ataupun propeller akan mempunyai ground clearance yang cukup, sehingga tidak memerlukan landing gear yang terlalu panjang. Karenanya, berat landing gear bisa berkurang. Juga, wing tip dari swept high wing tidak akan menyentuh tanah ketika aircraft dalam keadaan nose high.
Gambar : High wing
Manfaat lainnya adalah wing box diletakkan diatas fuselage, yang jelas lebih balk bila dibandingkan dengan diletakkan menembus, fuselage. Ketika wing box dipasang menembus fuselage, maka fuselage harus dikeraskan terutama disekitar bidang potong antara wing – fuselage. Hal ini mengakibatkan bertambahnya berat fuselage. Karenanya lebih tepat bila wing box diatas fuselage. Meski demikian, peletakan wing box diatas fuselage akan menambah drag, yang dikarenakan bertambahnya frontal area.
Juga, dengan high wing, maka engine dan propeller (yang tipe wing mounted) akan terhindar dari puing-puing dan batu-batu beterbangan.
Kerugiannya adalah : pada umumnya berat fuselage bertambah, karena fuselage tersebut harus diperkuat untuk mendukung beban yang ditahan landing gear, walaupun berat landing gear itu sendiri berkurang. Dalam banyak kasus, diperlukan adanya tambahan ruang untuk landing gear, yang biasa disebut extemal blister, yaitu ruang tarnbahan yang menonjol keluar yang ditempelkan dibagian bawah sisi sarnping dari fuselage. Hal ini jelas menambah berat dan drag. Pada high wing, digunakan flattened bottom fuselage untuk mendapatkan tinggi lantal kargo yang sesual. Flattened bottom ini lebih berat dari pada bentuk fuselage yang circular. Jika bagian atas fuselage berbentuk circular, maka diperlukan fairing pada bidang temu wing dengan fuselage.
Untuk small aircraft, susunan high wing dapat mengganggu pandangan pilot pada saat climb dan pada saat menoleh ketika akan belok.
b. Mid wing
Pada susunan ini, di-mana fuselage berbentuk circular dan tidak menggunakan fairing, memberikan drag yang terkecil. Sedang pada high wing dan low wing harus menggunakan fairing untuk memperoleh interfensi drag yang sesual dengan fuselage yang circular.
Susunan mid wing mempunyal wing ground clearance yang cukup, sehiingga sangat bermanfaat terutama pada desain fighter yang menggunakan wing sebagai tempat pembawa born, tangki cadangan dan sistem persenjataan lainnya. Bila menggunakan high wing, maka hal ini akan membatasi pandangan kebelakang dari pilot, yang mutlak diperlukan saat bertempur. Masalah utama pada susunan mid wing adalah kesulitan didalam struktur, terutama struktur dari wing box. Seperti diketahui, momen lengkung yang ditimbulkan oleh lift pada wing harus diteruskan kebagian fuselage yang lain, yaltu dengan menggunakan wing box sebagai perantaranya. Atau dengan menggunakan ring frame yang kuat yang dipasang didalam fuselage. Wing box juga sulit dibuat pada fighter yang menggunakan mid wing, karena sebagian besar fuselage-nya akan ditempati jet engine dan saluran pipa-pipa.
Gambar : Mid wing
c. Low wing
Keuntungan utama dari low wing adalah terletak pada tersedianya tempat penyimpanan landing gear. Dengan konfigurasi low wing, maka sendi pada landing gear dimana gear ditarik kemball, dapat ditahan secara langsung oleh wing box yang kokoh struktumya, sehingga tidak memerlukan penguatan tambahan. Pada scat ditarik kemball, landing gear dapat masuk dalam wing itu sendiri, didalam wing-fuselage fairing ( penghubung antara fuselage-wing ).
Hal ini dapat mengeliminasi keberadaan extemal blister yang hampir selalu digunakan dalam konfigurasi high wing.
Disamping diperoleh berbagai keuntungan, pemakaian low wing juga ada kerugiannya. Untuk memberikan ground clearance bagi engine dan propeller, maka fuselage harus ditinggikan terhadap landasan, lebih tinggi daripada high wing aircraft. Karenanya diperlukan landing gear yang lebih panjang, yang tentunya akan menambah ukuran dan berat landing gear itu sendiri. Untuk memimmalkan panjang landing gear tersebut, banyak low wing aircraft yang meletakkan propeller diatas wing. Hal ini akan menambah interferensi antara propeller dengan wing, dan akibatnya teriadi penambahan pengkonsumsian bahan bakar selama cruise, dengan kata lain SFC-nya naik.
12. Wing Tip
Bentuk wing tip mempunyai dua pengaruh pada unjuk kerja aerodinamika aircraft pada daerah subsonic. Pertama, bentuk tip mempengaruhi wetted area dari aircraft, namun hanya dalam jumlah relatif kecil. Yang kedua, pengaruh yang jauh lebih penting adalah pengaruh bentuk tip terhadap lateral spacing (jarak kesamping) dari tip vortex. Tip vortex tersebut sebagian besar ditentukan oleh mudah-tidaknya udara bertekanan tinggi dibawah wing untuk “escape’ keatasnya, terutama disekitar tip. Semakin mudah udara untuk escape maka semakin besar tip vortex-nya, yang berarti drag-nya ( induceg drag ) bertambah.
Kesemua model wing tip mempunyal tujuan yang sama, yaitu untuk meminimalkan pengaruh tip vortex pada wing. Tetapi dilain pihak, pemakaian wing tip ini akan mendatangkan kerugian, terutama karena konstruksi wing yang lebih sulit. Juga, pemakalan wing tip terutama model end plate dan winglet akan menimbulkan tendensi flutter. Tendensi flutter identik dengan kibasan sayap, yang sangat tidak dibenarkan terjadi pada aircraft.
Gambar : Wing tip
Karenanya, sebelum menentukan tipe wing tip yang akan dipakal, terlebih
dahulu dipertimbangkan keuntungan dan kerugiannya. Jika AR pesawat cukup tinggi, maka wing tip tidak begitu diperlukan karena pengaruh tip vortex pada. wing dengan AR tinggi akan relatif kecil bila dibandingkan dengan wing yang memiliki AR rendah.