Metodelogi penelitian yang digunakan selama penyusunan tugas akhir ini disajikan dalam flow chart berikut ini :
Penetapan Judul
Skripsi /TA
Tujuan Penelitian
Metode Penelitian
Tidak Pengumpulan data
Pengolahan Data
Kesimpulan dan Saran Analisa Data
Ya
2.2. Teori Mesin Turbin Gas ( Gas Turbine Engine ) .
Gas turbine engine merupakan salah satu jenis engine kalor yang dapat menghasilkan tenaga mekanis sehingga terjadi proses seperti perubahan energi kalor pada engine tersebut. Proses perubahan energi tersebut menggunakan media fluida kerja yang berupa gas, dimana gas tersebut merupakan hasil pembakaran dari campuran bahan bakar dengan udara.
Proses untuk mengekspansikan fluida kerja tersebut melalui sudu - sudu turbine untuk menghasilkan tenaga mekanis maka fluida kerja tersebut perlu dikompresikan terlebih dahulu di dalam kompresor. Di dalam pengkompresan tersebut, fluida kerja diberikan suatu kerja atau usaha yang mengakibatkan kenaikan entalpi dari fluida kerja tersebut. Gunanya untuk mendapatkan daya untuk keluaran turbine yang memadai sehingga dapat memutarkan kompresor dan aksesorisnya. Maka untuk keperluan tersebut dilakukan dengan menaikkan entalpi dari fluida kerja tersebut agar lebih tinggi lagi sehingga dilakukan dengan cara menaikkan suhu dari fluida kerja dengan membakar campuran bahan bakar dan udara yang telah dikompresikan di dalam ruang pembakaran.
Dengan adanya proses pembakaran tersebut maka fluida kerja akan naik suhunya. Akibat dari kenaikan suhu maka fluida kerja akan mengembang dan terjadilah akselerasi dari fluida kerja tersebut yang menimbulkan energi kinetik, dimana besar kecilnya energi kinetik yang dihasilkan oleh fluida kerja tersebut dapat diatur dengan cara mengatur jumlah aliran bahan bakar yang masuk ke dalam ruang pembakaran.
Proses pembakaran yang terjadi di dalam ruang pembakaran berlangsung secara terus menerus sehingga proses perubahan tenaga kinetik menjadi tenaga mekanis berlangsung secara terus menerus pula sehingga dapat menghasilkan putaran turbin yang relative halus. Keadaan ini sangat menguntungkan jika dibandingkan dengan engine penggerak lainnya seperti Piston Engine yang mempunyai tingkat getaran (vibration) cukup tinggi yang disebabkan karena adanya gerak bolak-balik dari piston. Suatu engine turbin gas pada dasarnya terdiri dari tiga komponen pokok yaitu: kompresor, ruang pembakaran dan turbin.
Gambar 2.1. Komponen Utama Mesin Turbin Gas
Selain dari ketiga komponen utama tersebut sama seperti engine penggerak lainnya, gas turbin masih memerlukan komponen dan peralatan pembantu lainnya seperti: sistem starter, sistem listrik, sistem bahan bakar, sistem pelumasan, sistem kendali/control dan lain-lainnya. Karena adanya perkembangan yang sangat pesat dalam perkembangan engine gas turbine, maka kemungkinan terdapat kelainan baik dalam jumlah, jenis ataupun ukuran dari komponen dan peralatan bantu dari suatu engine gas turbin yang satu dengan yang lainnya.
2.3. Prinsip Kerja Mesin Turbin Gas tipe Turbofan.
( Gambar 2.2.Skema Mesin Turbofan.)
2.3.1 Komponen utama Mesin turbin gas dan fungsinya adalah :
1. Compressor berfungsi untuk menghasilkan udara bertekanan dan berkecepatan tinggi, dan diarahkan ke ruang pembakaran guna proses pembakaran .
2. Combustion Chamber (Ruang Bakar) , berfungsi sebagai tempat proses pembakaran campuran bahan bakar dan udara . Udara yang bertekanan tinggi dari kompresor memasuki ruang pembakaran, saat itu juga bahan bakar di semprotkan oleh fuel injector sehingga terjadi pembakaran yang menghasilkan gas panas yang bertekanan tinggi, Inilah yang dimanfaatkan oleh turbin untuk menghasilkan daya dorong ( Thrust power ).
3. Turbine , berfungsi merubah gas ekspansi dari ruang bakar yang bertekanan tinggi dari hasil pembakaran menjadi gerakan mekanis yang akan memutar bagian kompressor lewat poros .
4. Exhaust ,berfungsi sebagai tempat saluran gas pembuangan ke udara luar, dari gas buang inilah sehingga bisa mengasilkan gaya dorong .
2.3.2 Prinsip Kerja Mesin Turbin Gas Turbofan :
Udara yang dihisap masuk lewat saluran pemasukan ,dan dikompres oleh bagian kompressor, sehingga tekanan udaranya menjadi naik, kemudian diarahkan masuk kedalam ruang pembakaran . Udara didalam ruang pembakaran ini lalu disemprotkan bahan bakar oleh fuel nozle , dan dibakar oleh busi atau ignitor plug . Kemudian gas pembakaran tadi mengembang dan berekspansi ke bagian turbine , kemudian gas buang ini dipakai untuk memutar turbin . Putaran turbin ini lalu memutar bagian compressor melalui poros ( shaft ) . Setelah melewati bagian turbin , Kemudian gas panas ini dilempar keluar oleh bagian turbin melalui saluran pembuangan , lalu gas panas ini melanjutkan ekspansinya dan memancar keluar sebagai gas buang dengan kecepatannya yang tinggi melalui saluran pembuangan (exhaust nozzle ). Gas buang yang memancar keluar dengan kecepatan yang tinggi ini melalui saluran pembuangan yang kemudian menghasilkan gaya dorong ( thrust power ). Inilah siklus kerja dari mesin turbin gas .
Masing-masing komponen mesin turbin gas ini bekerja bersama-sama untuk mengubah energi kimia bahan bakar menjadi energi mekanis pada turbin dan kompressor .
Mesin Turbo fan ,memiliki Fan dibagian depan kompresor. Semua mesin turbine gas yang digunakan untuk pesawat komersial masa kini adalah mesin turbofan.
Mesin ini lebih banyak digunakan karena sangat effisien , menghasilkan gaya dorong yang besar, dan relatif menghasilkan tingkat kebisingan suara yang lebih rendah .
Mesin turbin gas ,banyak digunakan oleh pesawat terbang sebagai tenaga pendorong , dan Pembangkit tenaga listrik . Mesin Turbin gas digunakan karena memiliki banyak kelebihan, yaitu Daya yang dihasilkan turbin gas lebih besar dibandingkan dengan mesin siklus 4 atau 2 tak dengan berat mesin yang sama.
Artinya dengan berat yang sama daya yang dihasilkan turbin gas lebih besar , oleh karena itu mesin turbin gas banyak digunakan untuk alat transportasi udara .
2.4. Fluida Kerja Siklus Gas Ideal
Definisi gas ideal secara sederhana diberikan oleh hubungan sebagai berikut:
nRT
pV = ... (3-1)
Dari definisi ini ternyata bahwa untuk gas ideal: energi dalam (u), entalpi (h), kalor spesifik pada volume konstan ( Cv) dan kalor spesifik pada tekanan konstan (Cp) yang semuannya merupakan sifat gas tersebut adalah hanya fungsi temperature, dengan kata lain sifat ini tidak dipengaruhi oleh tekanan. Dimana untuk mesin turbin gas menggunakan siklus terbuka yaitu udara sekitar dimasukkan ke dalam setiap siklus dan mengganti sebagian besar fluida kerja, akibat kriteria terhadap siklus jenis terbuka ini diukur melalui siklus udara standar. Siklus udara standar mempunyai fluida kerja untuk standarnya sebagai berikut:
)
Pada gas ideal terdapat empat macam perubahan keadaan istimewa yaitu antara lain :
2.4.1. Perubahan Keadaan Dengan Proses Temperature Konstan Atau Isotermik
Yaitu bila selama proses, temperatur tersebut konstan/tetap maka proses tersebut dinamakan isotermik. Untuk gas ideal, pV =nRT apabila T tetap maka pV = konstan. Kalau kita menggunakan skala yang sesuai untuk p terhadap v maka berbentuk suatu cabang hiperbola tegak.
Karena untuk gas ideal U hanya bergantung pada temperatur maka proses isotermik inipun tetap, dU =0. Didapatlah dQ=dW = pdV untuk proses ini. Misalkan gas ideal mula-mula bervolume V1 dan akhirnya V2 maka,
∫
Hubungan tekanan p dengan volume V melukiskan hukum Boyle-Mariotte, proses isotermal dapat terjadi penerapannya pada kompresor dan lain sebagainya.
2.4.2. Perubahan Keadaan Dengan Proses Volume Konstan/Isokorik.
Dalam hal ini keadaan gas dirubah dari keadaan 1 ke keadaan 2 dengan cara memanaskan . Persamaan gas ideal dalam hal ini untuk volume = konstan, menjadi:
2.4.3. Perubahan Keadaan Dengan Proses Tekanan Konstan/Isobarik
Dalam hal ini keadaan gas dirubah dari keadaan V1 ke keadaan V2
dengan cara memanaskannya akan tetapi tekanan gas tetap konstan, maka persamaannya menjadi:
Dalam hal ini dikenal dengan besaran Cp yang disebut kapasitas kalor pada tekanan tetap. Hubungan temperature melukiskan hukum Gay-Lussac.
2.4.4. Perubahan Keadaan Dengan Proses Adiabatic.
Pada proses adiabatic, gas tidak menerima dan tidak mengeluarkan panas terhadap daerah sekelilingnya. Kerja yang dilakukan gas hanya sebagai hasil perubahan energi dalam (internal Energy) sistem. Kerja pada proses adiabatic dapat diturunkan seperti di bawah ini untuk gas ideal, yaitu:
Persamaan di atas adalah untuk proses ekspansi adiabatic, sedangkan untuk proses kompresi adiabatic adalah:
( . . )
2.5. Siklus Brayton.
Siklus Brayton atau yang disebut juga siklus joule atau siklus tekanan konstan adalah yang paling mudah diterapkan pada sistem yang memakai mesin pemampat dan ekspansi terpisah. Penggunaan siklus Brayton banyak dipakai pada pembangkit daya turbin gas untuk propulsi pesawat terbang.
Variasi pada siklus Brayton menunjukkan proses pemampatan (compression) dan ekspansi yang terjadi pada komponen sistem yang terpisah.
Pada siklus tertutup dan terbuka sederhana yang ditunjukkan yaitu kompresor dan beban semuanya mempunyai satu poros bersama yang dapat langsung digandeng dengan komponen-komponennya atau dihubungkan melalui roda gigi untuk mendapatkan kepesatan yang optimum. Keluaran kerja bersih siklus (net work) adalah perbedaan kerja motor turbin dan kerja lawan yang dibutuhkan oleh kompresor.
Susunan turbin daya bebas yang tunjukkan sangat memungkinkan kerja bersih dan kerja lawan dipisahkan dengan pemakaian dua turbin secara mekanis dimana yang satu bebas terhadap yang lainnya, akan tetapi secara termodinamik adalah hubungan secara berderet. Akibat dari hubungan ini kepesatan kompresor dapat disesuaikan dengan kebutuhan laju aliran massa, sementara turbin daya bebas dikendalikan terhadap kepesatan yang diisyaratkan oleh beban.
Penambahan kalor tekanan konstan ke fluida kerja dapat dicapai dengan pemisahan kalor.
Adapun untuk lebih jelas, berikut ini disampaikan prinsip kerja engine turbin gas ideal yaitu sebagai berikut:
1. Proses kompresi dan ekspansi yang terjadi adalah merupakan proses yang saling berlawanan serta berlangsung secara terus-menerus.
2. Perubahan energi fluida kerja menjadi energi mekanis pada poros turbin ( shaft ) .
3. Fluida kerja yang digunakan mempunyai komposisi yang sama pada setiap langkah dan merupakan gas sempurna yang mempunyai panas yang tetap.
4. Jumlah massa gas selama proses berlangsung adalah tetap.
5. Perubahan panas terhadap heat exchanger adalah lengkap.
6. Tidak terjadi kerugian tekanan di dalam ducting, ruang pembakaran, exhaust dan komponen penyambung.
Dimana untuk melihat hubungan P-V dan T-S dapat dilihat pada gambar di bawah ini sebagai berikut:
( Gambar 2.3.. Grafik Siklus Brayton)
Siklus Brayton dapat digunakan untuk menunjukkan hubungan antara tekanan dan volume yang diakibatkan oleh udara yang digunakan pada mesin turbin gas . Pada gambar di atas menunjukkan kurva untuk siklus Brayton dalam diagram tekanan-volume. Dimana titik-0 adalah kondisi dari udara luar sebelum masuk ke dalam kompresor, dan titik-1 menunjukkan kondisi udara pada saluran masuk di compressor sebelum masuk ke dalam bagian pemasukan inlet . Titik-2 menunjukkan kondisi pada saluran masuk ke ruang pembakaran. Kurva dari 2 sampai 3 menunjukkan apa yang terjadi di ruang pembakaran pada engine. Pada daerah ini campuran udara dan bahan bakar akan dibakar sehingga terjadi penambahan panas dari udara, hal ini mengakibatkan volume dan kecepatan naik dan tekanan menurun secara perlahan. Titik-3 sebenarnya tekanan mulai turun oleh pengembangan udara melalui turbin dan pada daerah ini terjadi perubahan energi panas dari hasil pembakaran bahan bakar dan udara menjadi energi kinetik oleh turbin. Titik-4 adalah kondisi udara setelah melalui turbin, kurva dari 4 sampai 5 menunjukkan ekspansi yang kontinyu oleh aliran udara pada saluran keluar (nozzle). Titik-5 menunjukkan hubungan tekanan dan volume pada nozzle dimana kecepatan masa gas masih tinggi. Pada titik-6 udara telah meninggalkan mesin dan mulai sesuai dengan kondisi tekanan udara luar. Jarak dari titik-0 sampai titik-6 menunjukkan perbedaan volume di dalam dari udara sebagai akibat panas yang terjadi sehingga adanya penambahan yang disebabkan oleh proses pembakaran bahan bakar, udara dan penyalaan oleh igniter. Adapun proses-proses yang terjadi dapat dijabarkan dalam rumus sebagai berikut:
Proses 1-2: Proses kompresi isentropik dalam kompresor dimana dibutuhkan kerja kompresi untuk menaikkan tekanan
m W
Wc= (1− )2 =− h Cp(T2 −T1) ... (3-9)
dimana:
Wc : Kerja kompresi spesifik
h1 : Entalpi spesifik udara masuk ke kompresor Cp : Panas spesifik pada tekanan konstan
T1 : Temperatur absolute udara masuk ke kompresor T2 : Temperatur absolute keluar dari kompresor
Proses 2-3: Proses Pemasukan Kalor pada tekanan konstan di dalam ruang pembakaran
Q(2-3) = (h3 – h2) ... (3-10) = Cp (T3 – T2)
dimana:
Q(2-3) : laju pertambahan kalor
h3 : entalpi spesifik udara keluar dari ruang
T3 : Temperature absolute udara keluar dari ruang pembakaran
Proses 3-4: Proses Ekspansi Isentropik di dalam turbin, untuk kerja pada proses turbin
) ( 3 4
) 4 3
( WT h h
W − = = − ... (3-11) =m.h.Cp(T3 −h4)
dimana:
Q(3-4) : laju pertambahan kalor
h4 : entalpi spesifik udara keluar dari turbin T4 : Temperature absolute udara keluar dari turbin
Proses 4-1: Proses Pembuangan Kalor pada tekanan tetap pada saluran
Efisiensi Thermal Siklus
K K
2.6. Penyimpangan - Penyimpangan dari Keadaan Ideal
Siklus dari turbin gas pada keadaan sebenarnya menyimpang dari standar siklus yang ideal. Hal tersebut disebabkan karena proses kompresi dan ekspansi tidak pernah terjadi secara isentropic, sedangkan fluida kerja turbin gas yang sebenarnya bukanlah gas ideal dengan panas spesifik Cp dan Cv yang konstan.
Dalam hal ini walaupun hal spesifik bertambah besar dengan naiknya temperature, tetapi K = Cp/Cv turun dengan naiknya temperature. Hal ini disebabkan karena laju kenaikan Cv lebih cepat dari kenaikan Cp yaitu dengan naiknya temperature.
Sedangkan pada temperature yang sama, baik Cp maupun K bertambah besar dengan naiknya tekanan. Disamping itu ada juga sedikit perubahan komposisi fluida sebelum dan sesudah masuk ruang bakar tetapi tidak banyak pengaruhmya. Disamping itu penurunan tekanan dari fluida kerja yang mengalir melalui saluran tidak dapat dihindarkan berhubung adanya gesekan.
Kerugian-kerugian gesekan fluida diantara siklus turbin gas dimana kecepatan yang tinggi melalui komponen-komponen pembangkit daya turbin gas.
Kerugian - kerugian gesekan fluida pada pembangkit daya turbin gas membutuhkan kerja kompresor tambahan yang menyebabkan penurunan tekanan yang agak besar pada ruang pembakaran dan terjadi pengurangan keluaran kerja turbin tersebut.
Pada diffuser atau saluran divergen sesudah kompresor, tidak mungkin untuk mengompersikan seluruh energi kinetik aliran menjadi tinggi tekanannya.
Penurunan tekanan di dalam ruang pembakaran dengan aliran adalah tidak seluruhnya disebabkan oleh gesekan. Penurunan tekanan ini terjadi sebagian dari perbedaan tekanan yang perlu untuk menghasilkan percepatan yang terjadi dari
pertambahan volume spesifik yang besar pada proses pembakaran yang seolah-olah tekanan konstan.
Gas-gas buang harus meninggalkan dengan kecepatan tinggi. Energi kinetik banyak jumlahnya dan sudah pasti merupakan kerugian pada instalasi stasioner. Pada sistem propulsi, energi kenetik ini tidak merupakan kerugian apabila dipergunakan dengan semestinya.
Terdapat satu faktor kompensasi pada gas turbin gas. Temperature siklus maksimum harus dibatasi oleh kekuatan material .
2.7. Efisiensi Untuk Pembangkit Daya Turbin Gas.
Laju aliran melalui kompresor, diffuser dan turbin suatu pembangkit daya turbin gas adalah tinggi untuk ukuran-ukuran komponen tersebut adalah sangat singkat. Walaupun perolehan atau kehilangan kalor dapat saja tinggi per satuan waktu, kalor yang dipindahkan dari fluida kerja per satuan massa adalah kecil sehingga dapat diabaikan.
Oleh karenanya semua proses dianggap adiabatic kecuali proses pembakaraan dan perpindahan kalor yang disengaja. Sementara energi kinetik dari fluida kerja dapat saja agak besar tetapi energi ini pada dasarnya tidak perlu dievaluasi secara terpisah dan dapat digabungkan dengan sifat entalpi. Diagram temperature entropi dapat berguna untuk analisis siklus dan komponen akan tetapi karena semua energi yang dipentingkan akan diperoleh dari perbedaan entalpi.
2.7.1. Efisiensi Isentropik Kompresor Ideal kerja kompresor,
Wc=h2' −h1 ... (3-17) =Cp'(T2' −T1)
Aktual kerja kompresor,
Wc = h2 – h1 ... (3-18)
sehingga Efisiensi kompresor adalah:
Sehingga temperature keluar kompresor sebenarnya adalah fungsi dari efisiensi kompresor. Faktor perbandimgam tekanan dan temperature sekelilingnya (ambient temperature).
T2 = Temperatur sebenarnya masuk ruang bakar R = Konstanta gas universal
= 53,34 (lb.ft/lb.0R) untuk udara = 0,287 Kj/Kg.K untuk udara
Besar efisiensi kompresor berkisar antara 0,89-0,92 dan untuk perhitungan harga Cp dan K diasumsikan berharga tetap dimana untuk udara,
Cp = 1,005 Kj/Kg.K K = 1,40
2.7.2. Efisiensi Pembakaran.
Kerugian tekanan melalui pembakaran dan atau penukar kalor akan menurunkan pengeluaran potensial turbin. Ini dapat dinyatakan sebagai koefisien
tekanan pembakaran atau sebagai persentase kerugian tekanan. Turunnya tekanan diantara sisi keluar kompresor dan sisi masuk turbin bila tidak regenerator maka perubahan stagnasi agaknya tidak sama dengan perubahan tekanan statik, kecepatannya hampir selalu naik dengan cukup besar karena luas aliran tidak selalu bertambah sebanding dengan perubahan volume spesifik.
Koefisien tekanan dapat didefinisikan dengan baik dalam suku-suku tekanan stagnasi. Untuk konsistennya pendekatan yang dilakukan pada pembahasan ini maka dipakai tekanan stagnasi. Pemakaian tekanan statik agaknya beralasan tetapi nilai-nilai numerik koefisien tekanan akan berbeda.
Efisiensi pembakaran di ruang pembakaran (Combustion Efficiency) agaknya berbeda dengan koefisien tekanan. Efisiensi ini menunjukkan beberapa bagian nilai pemanasan bahan bakar secara aktual dipindahkan ke fluida kerja.
Baik nilai pemanasan tertinggi (HHV) maupun terendah (LHV) dapat dipakai.
Perbedaan diantara keduannya adalah energi yang dibawa oleh air dalam gas buang yang terbentuk pada proses pembakaran, bila air tersebut bila tidak berkondensasi menjadi cairan sebagaimana yang terjadi pada penentuan nilai pemanasan calorimeter tertutup yaitu:
LHV = HHV – (1030 x 9 x H) Btu/lb bahan bakar.
= HHV – (2396 x 9 x H) Btu/lb bahan bakar.
Dimana, H adalah fraksi massa bahan bakar yang berupa hidrogen.
Nilai terendah pemanasan bahan bakar adalah yang biasa sebagai kriteria untuk penggunaan energi ideal pada ruang bakar turbin gas, karena kalor laten kondensasi air yang terbentuk dalam reaksi dianggap tidak ada semua untuk keperluan praktis. Jadi efisiensi pembakaran dapat didefinisikan,
bila massa bahan bakar dapat diabaikan dibandingkan dengan massa udara seperti sering terjadi untuk perhitungan tafsiran maka nilai pemanasan efektif secara sederhana adalah.
EHV = QB
Pada setiap pembangkit daya turbin gas yang kalornya ditambahkan langsung dengan pembakaran pada fluida kerja, perbandingan bahan bakar dengan udara selalu sangat kecil karena temperatur pada sisi masuk turbin harus dibatasi.
Kekuatan campuran yang secara kimia tepat untuk bahan bakar hidrokarbon dengan udara adalah 0,06-0,08 lb bahan bakar/pound udara.
Sistem bahan bakar di pesawat terbang pertama-tama masuk ke dalam system aliran tekanan rendah, pada pompa ini tekanan aliaran bahan bakar dinaikkan dan diteruskan ke pompa tekanan tinggi. Hal ini dimaksudkan agar pompa tekanan tinggi selalu mendapatkan kiriman tekanan yang positif.
Sebelum masuk ke dalam pompa tekanan tinggi aliaran bahan bakar dilewatkan dahulu ke pemanas dan fuel filter , maksudnya adalah untuk mencegah terjadinya kristal-kristal es pada aliran bahan bakar. Apabila temperatur dari bahan bakar ini menggunakan aliran oli mesin sehingga terjadi pertukaran panas di heat exchanger atau fuel oil cooler sehingga oli menjadi dingin sedangkan bahan bakar menjadi panas. Filter yang dimaksudkan adalah untuk menjamin adanya aliran bahan bakar yang terbebas dari kotoran-kotoran atau partikel-partikel kecil lainnya.
Setelah melewati kedua komponen tersebut aliran bahan bakar masuk kedalam pompa tekanan tinggi yang gunanya untuk menaikkan tekanan bahan bakar sampai harga tertentu sehingga memungkinkan terjadinya semprotan yang berkabut pada fuel nozzle, tekanan bahan bakar yang keluar dari pompa tekanan tinggi ini juga dimanfaatkan untuk mengoperasikan komponen sistem aliran udara. Dari pompa tekanan tinggi bahan bakar, masuk pengatur aliran bahan bakar yang berfungsi mengatur aliran bahan bakar agar selalu sesuai dengan kondisi operasi engine tersebut.
Dalam kenyataannya sukar terjadi pembakaran sempurna dan tidak dapat dicegah kerugian kalor pada ruang bakar yang tidak semua energi bahan bakar dapat dimanfaatkan untuk menaikan temperature fluida kerja. Efisiensi pembakaran dalam sistem turbin gas biasanya cukup tinggi yaitu sekitar 97% atau
lebih. Sedangkan efisiensi yang sebenarnya sangat sulit untuk diukur. Efisiensi ruang bakar didefinisikan sebagai:
Qnet
Disamping itu terdapat pula kerugian karena gesekan yang terjadi antara gas pembakaran dengan bagian dari ruang bakar yang mengakibatkan terjadinya sedikit penurunan tekanan.
2.7.3. Efisiensi Turbin
Seperti kompresor maka turbin gas dapat berupa aliaran axial, aliran radial maupun aliran campuran. Satu tingkat aliran turbin axial sangat mirip dengan tingkat kompresor adalah gabungan barisan sudu stasioner atau nozzle atau barisan sudu putar pada cakram rotor. Karena gas sedang mengalir dari daerah tekanan tinggi ke daerah tekanan rendah di dalam turbin, pemisahan fluida dari permukaan sudu tidaklah merupakan masalah yang begitu serius seperti pada kompresor dimana gas dipaksa mengalir melawan perbedaan tekanan.
Arah aliran dapat diubah melalui sudut yang lebih besar dan dengan demikian lebih banyak kerja persatuan massa gas dapat diperoleh dalam satu tingkat. Selanjutnya temperature gas dan dengan demikian kecepatan akustik akan lebih tinggi sehingga kecepatan relatif yang lebih tinggi dapat diijinkan untuk angka mach pembatas sama jadi satu tingkat turbin menghasilkan lebih banyak daya dari pada daya yang dapat diserap oleh beberapa tingkat kompresor dan penurunan tekanan pertingkat yang lebih besar memungkinkan.
Tiga sudu stasioner yang menghasilkan dua nosel dan dua sudu rotor di tunjukan untuk satu tingkat turbin. Kecepatan gas mutlak dan relatif ditunjukan pada segitiga vector pada sisi keluar nosel 2 dan pada sisi keluar rotor 3. Sekalian
dengan kenyataan bahwa baik arah maupun besar kecepatan gas berubah tidak ada
dengan kenyataan bahwa baik arah maupun besar kecepatan gas berubah tidak ada