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 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