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 kerja berguna yang dilakukan karena semua permukaan adalah stasioner.
Sedangkan efisien Turbin dihitung dengan,
3 4
Besarnya efisiensi turbin tergantung dari pada jenis turbin, ukuran dan jumlah dari tingkatnya. Efisiensi turbin bertingkat ganda dapat mencapai 88% - 90%, dimana temperatur keluar turbin sebenarnya :
T4 =T3[1−hT(1−1/PRT)] ... (3-24)
dimana,
PRT = (P3/P4)(Kp-1)/Kp
Kp = Cpg/(Cpg-R)
= 1,333
Cpg = panas spesifik gas produk pembakaran pada tekanan konstan
= 1,147 Kj/Kg.K
Dalam hal ini temperature masuk turbin (T3) dianggap sama dengan masuk temperature hasil pembakaran. Harga temperature masuk turbin dibatasi oleh kekuatan material sudu turbin sehingga didalam perhitungan temperature masuk turbin dianggap konstan.
2.8. Faktor-Faktor Yang Mempengaruhi Performance Engine
Engine bekerja berdasarkan pada keadaan airspeed dan altitude yang berubah-rubah maka hal tersebut sangat mempengaruhi suhu dan tekanan udara yang memasuki engine, mempengaruhi jumlah massa udara yang memasuki engine dan juga mempengaruhi exhaust gas velocity pada engine exhaust nozzle.
Dengan demikian setiap menyetel throttle seperti maksimum thrust pada waktu take-off maka perubahan yang terjadi haruslah dimasukkan dalam perhitungan thrust dari engine.
Factor-faktor yang sangat mempengaruhi performance engine dalam menghasilkan thrust antara lain:
2.8.1. Pengaruh Suhu Udara Terhadap Thrust.
Suatu faktor yang sangat mudah berubah yang mempengaruhi net thrust adalah perubahan aliran massa udara. Sedangkan factor yang mempengaruhi aliran masa udara yaitu pengaruh suhu dan tekanan udara. Perubahan suhu dan tekanan udara akan mengakibatkan perubahan langsung pada kerapatan udara, dan selanjutnya aliran massa udara pun akan berubah pada udara bebas, kenaikan suhu udara akan mengakibatkan udara tersebut mengembang sehingga kerapatan udaranya akan turun.
Jadi bilamana suhu udara yang memasuki engine bertambah maka berat massa udara yang memasuki engine tersebut akan berkurang walaupun volume udara yang memasuki engine tersebut sama. Kesimpulannya apabila temperatur udara naik maka harga kerapatan udaranya akan turun, sebaliknya apabila temperature udara turun maka harga kerapatannya udaranya akan naik.
2.8.2. Pengaruh Tekanan Udara Terhadap Thrust.
Pada udara apabila tekanan udara bertambah maka akan lebih banyak
Jika tekanan udara bertambah maka harga kerapatan udara akan naik, sebaliknya apabila tekanan berkurang maka harga kerapatan udara akan berkuraang.
(Gambar 2.4. Pengaruh Hubungan Tekanan Udara Terhadap Thrust)
2.8.3. Pengaruh Kecepatan Udara Terhadap Thrust.
Dengan berubahnya kecepatan pesawat maka momentum hambatan akan bertambah dan daya dorong yang dihasilkan akan berkurang sampai efek dari kecepatan maju menghambat extra momentum hambatan masuk. Sehingga net thurstnya dapat kembali ke kondisi semula dengan penambahan kecepatan pesawat.
2.8.4. Pengaruh Ram Pressure tehadap thrust.
Ram pressure adalah timbulnya tekanan di engine air inlet diakibatkan adanya gerakan pesawat terbang ke depan. Bertambahnya tekanan udara yang
memasuki engine air inlet akibat adanya ram Pressure, maka massa udara yang memasuki engine bertambah sehingga berakibat thrust akan bertambah besar .
(Gambar 2.5. Pengaruh Ram Pressure Terhadap Thrust)
2.8.5. Pengaruh engine RPM terhadap thrust.
Kecepatan gerak putar tiap satuan menit (RPM) dari engine sangat memepengaruhi thrust yang dihasilkan oleh engine. Pada RPM yang rendah menghasilkan thrust kecil bilamana dibandingkan dengan thrust yang dihasilkan pada RPM yang tinggi.
Berat udara yang dipompa oleh oleh compressor adalah berbanding lurus dengan engine RPM seperti pada rumus:
Fn = (Wa/g)(Vj-Vi)
Dengan bertambahnya berat udara yang dipompa oleh kompresor pada RPM yang tinggi maka nilai Wa/g akan betambah dan pada akhirnya akan menambah besarnya thrust (Fn). Akan kita ketahui nanti bahwa engine RPM tedak berubah terlalu banyak, bahkan diatur pada RPM tertentu yang sangat ketat
sekali. Karena akibat perubahan RPM yang besar dapat menyebabkan kompresor stall atau temperature gas turbin yang sangat tinggi. Bilamana hal ini terjadi dalam penerbangan maka engine tersebut harus dimatikan untuk mencegah kerusakan yang lebih parah.
BAB III
PENGUMPULAN DATA ENGINE PW JT8D-217A
3.1. Uraian Umum Tentang Engine JT8D - 217A
(Gambar 3.1 Potongan Engine JT8D-217 Turbofan)
Engine P & W JT8D – 217A adalah merupakan mesin gas turbine engine tipe Axial-Flow , gas turbine turbo-fan engine . Mesin tipe inilah yang digunakan sebagai tenaga pendorong pesawat Boeing MD – 80 series . Mesin (engine turbo-fan) ini adalah twin spool atau poros ganda . Mesin ini menggunakan fan tunggal yang dipasang di bagian depan ( a single-stage fan ) , dan 6 susun/tingkat compressor tingkat rendah ( a six-single-stage low compressor ) , yang di gerakan oleh sebuah turbin susun 3 ( a three-stage turbine ) , dan sebuah compressor tinkat tinggi ( a seven-stage high compressor ) yang digerakan oleh sebuah turbin ( a single-stage turbine ) melalui poros ( shaft ) . Ruang baker ( combustion chamber ) terdidri dari 9 buah tipe
can-annular . Dapat dikatakan engine turbofan merupakan penggabungan antara turbojet dan turboprop engine .
E.P.R adalah sebagai indicator untuk Engine Thrust Power , dimana EPR adalah hasil kalkulasi dari perbandingan atau ratio antara Total tekanan udara gas buang yang keluar dari Turbin ( Pt7 ) ,dengan Total tekanan udara yang masuk compressor ( Pt2 ) . jadi
E.P.R. = Pt7 / Pt2
3.2 Komponen Utama Engine PW JT8D-217A Terdiri Dari : 1 . Inlet Duct Section ( Saluran Udara Masuk )
Berfungsi untuk menyalurkan udara yang besar yang dihisap masuk oleh bagian kompresor yang nantinya akan dibakar bersama bahan bakar didalam ruang bakar.
(Gambar 3.2 Saluran Udara Masuk )
2. Compressor Section ( Kompresor )
Compressor adalah berfungsi untuk menghisap sejumlah udara yang cukup besar sesuai dengan kebutuhan untuk proses pembakaran didalam ruang baker. Kompresor ini harus menaikkan tekanan dari masa udara dan kemudian diteruskan keruang pembakaran.
`
(Gambar 3.3 Kompresor)
3. Combustion Chamber ( Ruang Bakar )
Combustion chamber ini berfungsi sebagai tempat terjadinya proses pembakaran antara udara yang bertekanan dari kompersor dan dicampur dengan bahan bakar , sehingga gas hasil
(Gambar 3.4 Ruang Bakar) 4. Turbine Section ( Turbin ) .
Turbin adalah komponen yang mengubah energi kinetk gas buang menjadi energi mekanik guna memutar kompresor dan perlengkapan lainya .
(Gambar 3.5 Turbin)
5. Exhaust Section ( Saluran Buang )
Saluran gas buang adalah untuk menyalurkan gas buang hasil dari proses pembakaran dengan kecepatan tinggi sehingga menghasilkan gaya dorong (thrust) .
(Gambar 3.6 Saluran Buang)
6. Accessories Gear Box .( Tempat Pemasangan Komponen Pembantu ) :
(Gambar 3.7 Gear Box)
a. Fuel Pump ( Pompa Fuel ) .
b. Oil Pump ( Pompa oli ) .
c. Hydraulic Pump ( Pompa hydrolik ) d. Engine Starter Unit ( Air Starter )
e. Constant Speed Drive & Generator , dll .
3.2. Prinsip Kerja Mesin Turbin Gas Tipe Turbofan.
Udara 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 .
3.4. Data Spesifikasi Engine P&W JT8D -217A
(Tabel .3.1. Power thrust Rating )
Data yang ada pada engine P&W JT8D-217A adalah sebagai berikut
Type Engine : Twin Spool Axial Flow Turbofan
Normal/Max Take off thrust : 20.000/20.850 lbs ( 88964,4 N /
92745,4 N )
Max Continuous EGT : 580
0C ( 853 K )
Normal Idle EGT : 480
0C ( 753 K )
Max Ground/Flight start EGT : 475/590
0C ( 748 K / 863 K )
L.P sistem (N 1 indication) : terdiri dari 1 stage fan blade, 6 stage
compressor dan 3 stage turbine
HP sistem (N 2 indication) : terdiri dari 7 stage compressor dan
1 stage turbine
N1 RPM normal/Max TO : 98.8 / 101.6 % RPM
N2 RPM normal/Max TO : 100.9 / 102.5 % RPM
N2 Idle RPM : 52.5 - 53.5 % RPM
N2 Approach Idle RPM : 60.6 - 63.9 % RPM
N1 speed 100% : 8219 RPM – 8350 RPM (101,6 % )
N2 speed 100% : 12245 RPM - 12550 RPM (102.5 %)
Fuel flow Idle / TO : 400 / 4490 kg/jam
TSFC : 0,732
By-pass ratio/core : 1,70
Compressor ratio Pt4/Pt2 : 19,5
Airflow total : 497 lb/sec = ( 225,435 kg/det )
Airflow fan : 314 lb/sec = ( 142,428 kg/det )
Airflow core primary : 183 lb/sec = ( 83,0074 kg/det )
Weight (dry QEC) : 5,960 lbs / 2.703 kg
Total length : 7.0 meter
Diameter : 1.8 meter
Tekanan atmosfer,
p0 = p1: 1 bar = ( 100 kPa ) Temperatur atmosfer,
T0 = =T1 T8: 15 C ( 288 K )
Perbandingan tekanan fan,
,1 2 t t
p
p
: 1,91 bar = ( 191 kPa )
Temperatur masuk turbin tekanan tinggi,
Tt4: 1.339 K
Efisiensi politropik untuk fan, kompresor dan turbin,
ηn,: 0,90
Efisiensi pembakaran,
ηRB, : 0,98
Efisiensi isentropic nosel,
ηN =ηNP =ηND,: 0,95 Efisiensi mekanik setiap spul,
ηm: 0,99
Total aliran massa udara,
,. . .
p
D m
m
m= +
: 210 kg/det Oil Tank Usable quantity : 4.0 gall (3.33 imperial gall or 15.14 L )
3.5. Aerodinamic Station numbre Dan Definition .
(Gambar 3.9 Penomoran Batasan Area Mesin )
Batasan Area mesin :
0. Ambient ( udara luar atm ) 2. Inlet ( area masuk )
F2.5 Fan Discharge
3. Low Pressure Compressor Discharge
4. High Press Compressor Discharge .
6. High Pressure Turbin Discharge
7. Low Pressure Turbine Discharge . 8. Udara gas buang ke atmosphir .
(Gambar 3.10 Skematik Diagram Engine JT8D-217)
BAB IV
ANALISA PEMBAHASAN DAN PERHITUNGAN
( Gambar 4.1. SkemAtic Engine JT8D – 217 )
4.1. Performance Engine.
Yang dimaksud dengan performance engine adalah unjuk kerja atau kemampuan yang diberikan oleh engine pada saat terbang sehingga dicapai suatu toleransi yang diinginkan dalam menempuh jarak terbang bagi pesawat itu sendiri.
Dimana ada beberapa hal yang perlu diperhatikan untuk menentukan performance dari pesawat terbang yaitu:
1. Mengetahui besarnya daya dorong ( thrust ) dari engine.
2. Mengetahui perbandingan tekanan udara pada aliran keluar dan tekanan udara pada aliran masuk engine.
3. Mengetahui besarnya temperature pada saluran buang.
4. Mengetahui besarnya putaran engine atau RPM.
4.2. Proses Mekanik.
Proses mekanik yang dipakai adalah proses keliling mekanik Brayton dimana dengan menggunakan kompresor, udara luar dihisap secara adiabatik sehingga tekanannya naik karena ditekan melalui beberapa tingkat pengompresian sehingga mengubah dari P1 sampai P2, juga terjadi kenaikan temperature dari T1
sampai T2 akibat dari pengompresian tersebut.
Kemudian udara yang telah dikompresikan tersebut dialirkan ke ruang bakar dengan tekanan konstan, tetapi karena adanya pencampuran udara dan fuel di ruang bakar yang mengakibatkan kenaikan temperatur dari T2 ke T3 dimana suhu ini merupakan suhu tertinggi dalam proses tersebut yang menghasilkan energi kalor, dimana energi kalor tersebut disalurkan ke turbin. Harga T3
tergantung dari bahan bakar di ruang pembakaran dan bahan dari turbin .
Dari ruang bakar ini udara dimuaikan secara adiabatik melalui sebuah turbin sehingga sudu-sudu dari turbin ini berputar. Pemuaian terjadi sampai tekanannya sama dengan tekanan udara pada saat masuk, jadi gas buang mempunyai suhu T4 dan tekananya P1, sehingga selintas terjadi pendinginan udara dari T4 sampai T1 pada tekanan tetap.
4.3. Pengujian pada Engine.
Pada pengujian ini, data yang diambil harus merupakan data dalam keadaan steady state artinya pada saat pengambilan data tidak ada perubahan temperature dan tekanan pada saluran masuk dan saluran buang engine.
Dalam pengujian ini, kondisi-kondisi pengambilan data yang sesuai dengan buku pedoman atau operation manual JT8D-217A, hal-hal yang perlu dilakukan dalam pengujian adalah sebagai berikut:
1. Melakukan Pengkajian pada engine.
Yaitu engine yang bekerja pada saat starting, dimana bahan bakar belum dibutuhkan. Hal ini dimaksudkan untuk menyalurkan pelumas
Kemudian dilakukan pengisian kembali ke tangki oli. Selain itu dipantau juga indikasi pada oil pressure indicator .
2. Menjalankan /menghidupkan Engine.
Yaitu menghidupkan engine sampai berputar pada ground idle running Adapun pelaksanaannya sebagai berikut:
- Power Lever minimum, shut-off lever off, start system normal.
a. Starter switch on b. 10 % N2 Ignition.
c. 21 % N2 Shut-off lever ke posisi ground idle.
d. 40 % N2 Starter cut off.
e. 50 % N2 Ignition switch to off.
f. Engine pada kondisi Ground Idle.
3. Menjalankan engine pada kondisi-kondisi tersebut yaitu:
a. Start Up, pada saat engine akan dihidupkan sampai pada ground idle.
b. Bleed Valve, menaikkan trottle sampai 3,0 bleed valve tertutup penuh
c. Fuel control menggerakkan trottle ke posisi tertentu.
d. Flight idle, throttle pada posisi minimum dan posisi shut-off lever pada posisi flight idle.
e. Ground Idle, throttle untuk mendapatkan thrust tertentu.
Pengambilan data-data pada kondisi tersebut disesuaikan dengan program komputer yang terdapat pada engine control. Setiap kondisi, data-data yang diambil dicatat dan di record, dan ditulis pada daftar pengisian.
Dalam pengujian ini terdapat urutan-urutan pengambilan data yang disebut sequence. Dari sequence ini diketahui pengujian keberapa pada kondisi tertentu, sedangkan urutan kondisi-kondisi pengujian tidak mutlak seperti pengujian ini tetapi tergantung pada operator kecuali pada kondisi start-up.
Data-data yang telah diperoleh pada kondisi-kondisi performance kemudian dimasukkan ke dalam kurva unjuk kerja sehingga dapat dilihat keadaan engine tersebut. Data pada kondisi engine vane dan vibration langsung dimasukkan pada kurva karena kondisi tersebut dalam keadaan transient yang artinya data yang diambil dari kondisi ground idle running sampai ke kondisi high power ( take-off thrust ) .
4.4. Data Spesifikasi engine P&W JT8D -217A
Untuk lebih jelasnya proses kerja mekanik tersebut dijabarkan di bawah ini dengan data sepesifikasi engine P&W JT8D-217A yang ada .yaitu:
( Tabel 4.1. Power Thrust Rating )
..
Type Engine : Twin Spool Axial Flow Turbofan Normal/Max Take off thrust : 20.000/20.850 lbs ( 88964.4 N / 92745.4 N )
Normal/Max TO EGT : 590/6250C ( 863 K / 898 K ) Max Continuous EGT : 5800C ( 853 K )
Normal Idle EGT : 4800C ( 753 K )
Max Ground/Flight start EGT : 475/5900C ( 748 K / 863 K ) L.P sistem (N 1 indication) : terdiri dari 1 stage fan blade, 6 stage
compressor dan 3 stage turbine
HP sistem (N 2 indication) : terdiri dari 7 stage compressor dan 1 stage turbine
N1 RPM normal/Max TO : 98.8 / 101.6 % RPM N2 RPM normal/Max TO : 100.9 / 102.5 % RPM N2 Idle RPM : 52.5 - 53.5 % RPM N2 Approach Idle RPM : 60.6 - 63.9 % RPM N1 speed 100% : 8.219 RPM
N2 speed 100% : 12.245 RPM Fuel flow Idle/TO : 400 / 4490 kg/jam
TSFC : 0,732
By-pass ratio/core :1,70
Compressor ratio Pt4/Pt2 : 19,5
Airflow total : 497 lb/sec = ( 225,435 kg/det ) Airflow fan : 314 lb/sec = ( 142,428 kg/det ) Airflow core : 183 lb/sec = ( 83.0074 kg/det )
Weight (dry QEC) : 2.703 kgs Total length : 7.0 meters
Diameter : 1.8 meters
Tekanan atmosfer,p0 = p1 : 1 bar = ( 100 kPa ) Temperatur atmosfer,T = =T T : 15 C = ( 288 K )
Perbandingan tekanan fan, ,
1 2
t t
p
p : 1,91 bar = ( 191 kPa )
Temperatur masuk turbin tekanan tinggi, Tt4 : 1.339 K Efisiensi politropik untuk fan, kompresor dan turbin, η : 0,90 n, Efisiensi pembakaran, ηRB, : 0,98 Efisiensi isentropic nosel, ηN =ηNP =ηND, : 0,95 Efisiensi mekanik setiap spul, η m : 0,99 Total aliran massa udara,m. =m. D+m. p, : 210 kg/det.
4.5. PerhitunganPerformance dengan Rumus Termodinamika.
( Gambar 4.2. Sekamtic Aerodynamic)
Thrust dan SFC yang dibutuhkan pada saat dibawah kondisi static sea level dimana ambient pressure dan temperaturnya adalah 1,0 bar ( 100 kPa ), dan 15 C atau ( 288 K ).
=
= dT dTs
ηnK konstan
dimana subskrip s menunjukan proses isentropic, sehingga untuk proses kompresi politropik,
(
3,92)
739,4Untuk fan dan nosel dingin,
k
M
Sedang efisiensi nosel pendingin,
s
dengan demikian, untuk M8 = 1,
perlu dihitung perbandingan tekanan nosel,
kr t
p p2
= 1.91 yang ternyata lebih kecil
dari sehingga gaya dorong dingin adalah
FD =m.
(
C8 −C0) (
+ p8 − p0)
A8untuk mendapatkan nilai C2 dan C6 menggunakan cara yang sama, sehingga hasil akhir dari C7 dan C8 sebagai berikut :
dengan demikian gaya dorong dingin,
FD = mD.C8
= 132,2 x 619,62
= 81913.764 N = ( 18414,9 Lbs )
selanjutnya kerja yang diperlukan kompresor ,
(
4 5) (
t3 t2)
Dengan cara yang sama untuk turbin tekanan rendah (turbin penggerak fan)
(
5 6) (
1) (
t2 t1)
Tt5 = Tt4 – (Tt4 – Tt5) = 1339 – 178,9 = 1160.1 K
Tt6 = Tt5 – (Tt5 - Tt6) = 1160.1 – 458.67 = 701.43 K
untuk turbin (ekspansi), efisiensi politropik,
s nT
dT
= dT η
sehingga untuk proses politropik dalam turbin,
( )
maka untuk ekspansi,
( )
dengan demikian,
Dengan laju aliran massa udara panas,
T6-T7 = ηfan.T6.[1-(1/P6/Pa)γ-1/γ
Maka gaya dorong panas F P = mp . C7
= 119.2 x 77.7
= 9261.84 N
= ( 2082.14 Lbs )
Sehingga dapat diketahui bahwa total thrust adalah ,
Total Thrust = FD + FP
= 81913.764 N + 9261.84 N
= 91175.604 N
= ( 20496.275 Lbs )
Total Thrust dalam, Lbs = 18414.9 Lbs + 2082.14 Lbs
= 20496.275 Lbs .
Dimana diketahui bahwa data dari pabrik untuk total Thrust Power nya
Dimana diketahui bahwa data dari pabrik untuk total Thrust Power nya