PEMBUATAN SISTEM PENGUJIAN DAN
PENGUJIAN SMALL TURBOJET ENGINE “OLYMPUS”
TUGAS AKHIR
Diajukan sebagai salah satu syarat untuk memperoleh Gelar Sarjana Teknik
Strata Satu Program Studi Teknik Penerbangan
Institut Teknologi Bandung
Disusun oleh:
I G.K. Adhi Yuliartha
13603027
Pembimbing:
Dr. Djoko Sardjadi
Dr. Firman Hartono
Program Studi Teknik Penerbangan
Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara
Institut Teknologi Bandung
Lembaran Pengesahan
Tugas Sarjana
PEMBUATAN SISTEM PENGUJIAN DAN PENGUJIAN
SMALL
TURBOJET ENGINE ”
OLYMPUS”
Oleh
I G. K. Adhi Yuliartha
13603027
Program Studi Teknik Penerbangan
Institut Teknologi Bandung
Disetujui pada Tanggal: Februari 2008
Pembimbing I Dr.Djoko Sardjadi NIP Pembimbing II Dr. Firman Hartono, ST. MT. NIP
Kata Pengantar
Puji syukur ke hadirat Ida Sang Hyang Widhi Tuhan yang Maha Esa yang telah memberikan limpahan rahmat dan lindungan-Nya kepada penulis sehingga dapat menyelesaikan tugas akhir ini dengan lancar. Tugas akhir sarjana ini disusun untuk memenuhi persyaratan akademis mata kuliah tugas sarjana yang merupakan syarat kelulusan sarjana strata satu pada program studi Teknik Penerbangan, Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara, Institut Teknologi Bandung.
Tugas sarjana ini membahas pengujian small turbojet engine ”Olympus”. Turbojet ini akan digunakan sebagai sistem propulsi wahana udara tanpa awak. Sebelum pengujian dilakukan, dilakukan perancangan dan pembuatan alat ukur dan sensor yang sesuai dengan parameter fisik yang diuji. Alat ukur yang dikembangkan adalah load cell untuk mengukur gaya dorong turbojet, pipa inlet untuk mengukur debit udara masuk kompresor serta timbangan digital untuk mengukur debit bahan bakar. Dari parameter yang telah diukur, akan dianalisis kinerja dari turbojet tersebut. Hasil kinerja turbojet hasil pengujian dibandingkan dengan perhitungan teoritik menggunakan analisis termodinamika.
Penulis menyadari bahwa tugas akhir ini memiliki banyak kekurangan . Oleh karena itu, penulis sangat mengharapkan kritik dan saran sehingga tugas akhir ini dapat bermanfaat bagi semua pihak.
Pembuatan tugas akhir ini tentunya tidak lepas dari bimbingan, arahan, kritik, saran dan bantuan dari berbagai pihak yang terus diberikan demi kelancaran tugas akhir ini. Oleh karena itu penulis menyampaikan rasa terima kasih dan penghargaan kepada:
1. Dr. Firman Hartono selaku dosen pembimbing karena telah banyak memberikan bimbingan, kritik dan saran serta waktu untuk berdiskusi sehingga tugas akhir ini dapat terselesaikan dengan lancar.
2. Dr. Djoko Sardjadi selaku dosen pembimbing yang telah memberikan kesempatan utnuk penulis mengerjakan tugas akhir ini di UAVindo.
3. Dr. Leonardo Gunawan selaku ketua jurusan Teknik Penerbangan ITB yang telah banyak membantu penulis selama menjalani masa studi di ITB
4. Khirul Ummah, ST. MT selaku dosen wali akademik penulis yang banyak memberikan motivasi dan arahan selama masa studi.
5. Dr.-Ing Agus Moelyadi, ST. Msc dan Dr. Romie O. Bura selaku dosen penguji saat sidang sarjana yang telah memberi banyak masukan untuk tugas akhir ini. 6. Keluarga dan orang tua penulis di Bali (Ajik, Biyang, Mba gek, Gus) yang telah
memberikan doa, semangat dan dukungan dalam berbagai bentuk sehingga penulis dapat menyelesaikan masa studi di ITB.
7. Seluruh dosen dan karyawan program studi Teknik Penerbangan ITB yang telah banyak membantu penulis selama masa studi di Teknik Penerbangan ITB. Terutama mba sevi buat bantuan pinjaman bukunya dan mba Novi yang selalu baik melayani di TU.
8. Seluruh mahasiswa Teknik penerbangan ITB angkatan 2003 yang telah membantu terselesaikannya tugas akhir ini
9. Pihak-pihak lain yang tidak dapat disebutkan namanya yang telah membantu penulis.
10.Anda yang telah meluangkan waktu membaca TA ini, walaupun hanya kata pengantar. Ucapan terima kasih lengkapnya ada di halaman paling belakang.
Bandung, 12 Februari 2008
I G.K.Adhi Yuliartha
ABSTRAK
Turbin gas adalah salah satu mesin yang berdaya guna tinggi saat ini, baik dalam dunia industri, transportasi, serta pertahanan - keamanan. Secara garis besar turbin gas dapat digolongkan menjadi dua yaitu turbin gas daya yang menghasilkan energi listrik dan turbin gas propulsi yang menghasilkan gaya dorong. Pada tugas akhir ini, dilakukan pengujian untuk memverifikasi kinerja mesin turbojet ”Olympus” yang dibuat oleh AMT Netherland. Mesin turbojet ini akan digunakan sebagai sistem propulsi pada unmanned aerial vehicle (UAV). Parameter yang diverifikasi adalah temperatur keluar nozzle, laju aliran bahan bakar dan udara, kecepatan putar kompresor, serta gaya dorong yang dihasilkan. Untuk mengukur parameter – parameter tersebut, dirancang dan dibuat alat – alat ukur yang sesuai:
1. Gaya dorong diukur menggunakan load cell,
2. Laju aliran udara diukur menggunakan tabung yang dilengkapi tabung pitot, 3. Laju bahan bakar diukur menggunakan timbangan digital,
Putaran mesin dan temperatur keluar nozzle diukur menggunakan ECU (electronic control unit), sensor yang diberikan oleh AMT Netherland.
Analisis kinerja dari turbojet tersebut diukur pada masing – masing kondisi operasinya. Kinerja turbojet diukur sebagai gaya dorong yang dihasilkannya pada keluar nosel. Pada tugas akhir ini, dilakukan pengujian menggunakan outdoor test bed karena memberikan hasil pengukuran yang akurat. Hasil pengujian tersebut perlu divalidasi dengan perhitungan teoritik serta pembandingan dengan referensi lain yang menyediakan data kinerja turbojet ”Olympus” tersebut.
ABSTRACT
Gas Turbine is one of the very useful engine in industrial and transportation sector and national security. Gas turbine can be divided into two kinds: they are power gas turbine engine, which provide electrical power and propulsion gas turbine engine, which provide thrust. In this final project, experiment study will conduct to verified the performance of small turbojet engine “Olympus” produced by AMT Netherlands. This engine will used to provide thrust for unmanned aerial vehicle (UAV). The parameters that verified are exhaust gas temperature, fuel flow, air mass flow, engine shaft rotation, and engine thrust. To obtain that parameter, some measurement device and sensor was design and produced:
1. Load cell to measure engine thrust
2. Inlet pipe equipped with pitot tube to measure air mass flow inlet kompresor 3. Digital scale to measure fuel flow
AMT Netherlands also provide electronic sensor to measure engine shaft rotation and exhaust gas temperature
Performance analysis of a gas turbine engine is based on the type of operation it performs. Turbojet performance is measured as thrust produced at the exit nozzle. Outdoor test beds provide accurate thrust measurement. With reference to quiescent/free air theory, the thrust measured in outdoor facilities is the gross thrust of the engine. Generally, this theory is considered to be true. There is thus a need to validate the theory by experimental and/or computational means. The experimental data, obtained by running AMT Olympus engine, was validated with the theoretic calculation and CFD simulations helps.
DAFTAR ISI
ABSTRAK i
ABSTRACT ii
KATA PENGANTAR iii
DAFTAR ISI v
DAFTAR GAMBAR viii
DAFTAR TABEL xi NOMENKLATUR xii BAB I PENDAHULUAN 1.1Latar Belakang 1 1.2Tujuan Penelitian 2 1.3Batasan Masalah 2 1.4Metodologi 2 1.5Sistematika Pembahasan 3
BAB II DASAR TEORI
2.1 Turbin Gas 4
2.1.1 Turbojet 5
2.1.2 Komponen Turbin Gas 6
2.1.3 Mesin turbojet “Olympus HP AMT Netherlands” 11 2.2 Metode Pengukuran Prestasi Turbo jet 14 2.2.1 Test bed untuk mengukur gaya dorong 15 2.2.2 Pengukuran dan alat ukur 20
2.2.2.1 Tekanan 20
2.2.2.2 Temperatur 20
2.2.2.3 Laju aliran udara 22
2.2.2.4 Gaya dorong 24 2.2.2.5 Kecepatan putaran poros 24 2.3 Analisis Termodinamika Turbo jet 27
BAB III PERANCANGAN DAN PEMBUATAN ALAT UKUR PRESTASI TURBO JET
3.1 Test Bed 27
3.2 Load Cell 28
3.2.1 Perancangan Load fixture element 29
3.2.1.1 Pemilihan Strain Gauge 29
3.2.1.2 Pemilihan Signal conditioner dan signal amplifier 32 3.2.1.3 Pemilihan material load fixture element 34 3.2.1.4 Simulasi load fixture element menggunakan software
Msc. NASTRAN 4.5 35
3.3 Pipa Aliran Masuk Kompresor 37 3.3.1 Perancangan Pipa Aliran masuk kompresor 38
3.3.2 Sistem akuisisi data 41
3.4 Electronic control unit 42
3.4.1 Telemetry software 43
3.4.2 Engine data terminal 44
BAB IV PEMBUATAN DAN KALIBRASI ALAT UKUR PRESTASI TURBOJET 4.1 Pembuatan dan pengujian Load Fixture element 46
4.1.2 Kalibrasi load fixture element 48 4.2 Pembuatan dan pengujian Pipa masuk kompresor 51 4.2.1 Kalibrasi pipa masuk kompresor 52
BAB V PENGUJIAN DAN ANALISIS MESIN TURBOJET ”OLYMPUS”
5.1 Pengujian 56
5.2 Analisis Hasil Pengujian 59 5.2.1 Normalisasi parameter hasil pengujian 62 5.3 Validasi hasil pengujian 63
5.3.1 Validasi gaya dorong, debit bahan bakar dan EGT 64 5.3.2 Validasi debit udara masuk kompresor 70
BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN
6.1 Kesimpulan 72
6.2 Saran 73
DAFTAR PUSTAKA 74
LAMPIRAN
LAMPIRAN A Data Hasil Kalibrasi Pressure Transducer 75 LAMPIRAN B Data Hasil Kalibrasi Load Cell 76 LAMPIRAN C Data Hasil Pengujian 77 LAMPIRAN D MATLAB Programming Perhitungan
Gaya Dorong Teoritik 81
LAMPIRAN E Gambar Teknik 83
DAFTAR GAMBAR
Gambar 2.1 Turbin gas 4
Gambar 2.2 Diagram T – s siklus Brayton ideal 5 Gambar 2.3 Skema kompresor sentrifugal 7
Gambar 2.4 Skema kompresor aksial 8
Gambar 2.5 Skema ruang bakar 10
Gambar 2.6 Roda turbin 11
Gambar 2.7 Dimensi luar turbojet AMT ”Olympus” 12 Gambar 2.8 Foto 3 pandangan turbojet ”Olympus” 13 Gambar 2.9 Pandangan isometrik turbojet ”Olympus” 14 Gambar 2.10 Outdoor sea level thrust test bed 15 Gambar 2.11 Indoor thrust test bed 16 Gambar 2.12 Altitude test facility (ATF) 18 Gambar 2.13 Altitude test facility plant layouts 19 Gambar 2.14 Pengukuran aliran udara masuk kompresor 23 Gambar 3.1 Test bed yang digunakan untuk pengukuran 28 Gambar 3.2 Bending Beam strain gauge 30 Gambar 3.3 Kurva engineering stress-strain 31 Gambar 3.4 Wheatstone bridge dengan 2 lengan aktif ( 2 buah strain gauge) 32
Gambar 3.5 Bridge Box 33
Gambar 3.6 Kyowa CDV-700A 34
Gambar 3.7 Bentuk load fixture element yang dirancang 35 Gambar 3.8 Pemodelan pada software Msc. NASTRAN 4.5 36 Gambar 3.9 Hasil simulasi load fixture element 36 Gambar 3.10 Hasil simulasi load fixture element (tampak samping) 37 Gambar 3.11 Hasil simulasi load fixture element (tampak depan) 37 Gambar 3.12 Domain aliran simulasi 38
Gambar 3.13 Hasil distribusi kecepatan dalam tabung 39 Gambar 3.14 Hasil distribusi vektor kecepatan dalam tabung 39 Gambar 3.15 Grafik kecepatan di titik peletakan tabung pitot
terhadap debit aliran udara masuk kompresor 41 Gambar 3.16 Tampilan telemetry software 44 Gambar 3.17 Tampilan ”terminal tab” telemetry software 44 Gambar 3.18 Engine Data Terminal 45 Gambar 4.1 Load fixture element yang telah dibuat 48 Gambar 4.2 Load fixture element serta signal conditioner yang telah diinstalasi 48 Gambar 4.3 Anak timbangan yang diletakkan diatas load fixture element 49 Gambar 4.4 Proses pengujian dan kalibrasi load fixture element 50 Gambar 4.5 Kurva hasil pengujian load fixture element 51 Gambar 4.6 Instalasi pipa masuk kompresor dan turbojet yang diuji 52 Gambar 4.7 Pipa masuk kompressor yang telah dipasang pada
terowongan angin untuk diuji 53 Gambar 4.8 Sistem akuisisi data untuk pengujian pipa masuk kompressor 53 Gambar 4.9 Tampilan perangkat lunak pembaca ADC converter 54 Gambar 4.10 Grafik tekanan terhadap voltase pipa masuk kompresor 55 Gambar 5.1 Turbojet yang telah siap diuji 56
Gambar 5.2 Prosedur penyalaan awal 57
Gambar 5.3 Grafik Debit bahan bakar Vs putaran mesin 59 Gambar 5.4 Grafik gaya dorong Vs putaran mesin 60 Gambar 5.5 Grafik EGT Vs putaran mesin 60 Gambar 5.6 Grafik Debit udara Vs putaran mesin 61 Gambar 5.7 Debit bahan bakar vs putaran mesin (data AMT) 64 Gambar 5.8 Gaya dorong vs putaran mesin (data AMT) 65 Gambar 5.9 EGT vs putaran mesin (data AMT) 65 Gambar 5.10 Grafik debit bahan bakar Vs putaran mesin (hasil perbandingan) 67 Gambar 5.11 Grafik gaya dorong Vs putaran mesin (hasil perbandingan) 67
Gambar 5.12 Grafik EGT Vs putaran mesin (hasil perbandingan) 68 Gambar 5.13 Perbandingan hasil pengujian debit udara kompresor 71
DAFTAR TABEL
Tabel 2.1 Perbandingan antara kompresor sentrifugal dan kompresor aksial 8
Tabel 2.2 Alur perhitungan mesin turbojet 25
Tabel 3.1 Perbandingan jenis load fixture element berdasarkan gaya yang diterima 29
Tabel 3.2 Tabel hasil simulasi kecepatan terhadap debit aliran udara Grid 570.000,
model turbulensi Shear stress model 40
Tabel 3.3 Tabel hasil simulasi kecepatan terhadap debit aliran udara Grid 780.000,
model turbulensi Shear stress model dan K-εmodel 41
Tabel 4.1 Hasil kalibrasi load cell 50
Tabel 4.2 Hasil kalibrasi pressure transducer 54
Tabel 5.1 Parameter hasil pengukuran 58
Tabel 5.2 Hasil pengujian setelah kalibrasi 59
Tabel 5.3 Hasil normalisasi parameter 63
Tabel 5.4 Data dari AMT 66
Tabel 5.5 Tabel hasil perhitungan teoritik hasil pengujian 66
Tabel 5.6 Hasil interpolasi hasil pengujian 66
Tabel 5.7 Perbandingan hasil pengujian debit bahan bakar dan data AMT 68
Tabel 5.8 Perbandingan hasil pengujian EGT dan data AMT 68
Tabel 5.9 Perbandingan hasil pengujian gaya dorong dan data AMT 69
Tabel 5.10 Hasil pengujian debit udara ”olympus” 19 kg 70
NOMENKLATURE
BAGIAN I
T Temperatur
V kecepatan terbang
cpu koefisien panas spesifik tekanan konstan udara
p tekanan udara
ηd efisiensi difuser
γu berat jenis udara
ηc efisiensi kompresor
πc perbandingan tekanan udara keluar kompresor dan tekanan udara masuk
kompresor
∆pb kehilangan tekanan di ruang bakar
ηm efisiensi mekanik kompresor – turbin
cpg koefisien panas spesifik tekanan konstan campuran udara dan bahan bakar
ηt efisiensi turbin
γg berat jenis campuran bahan bakar dan udara
ηn efisiensi nosel
T0 Temperatur total
p0 tekanan total
R konstanta gas
ue kecepatan suara keluar nosel
ρe massa jenis aliran keluar nosel
ma debit udara
Tamb temperature udara luar Pamb tekanan udara luar
mf debit bahan bakar
T thrust / gaya dorong
A luas permukaan
f perbandingan debit udara dan debit bahan bakar
EGT Exhaust gas temperature
RPM Revolution per minute
BAGIAN II Lambang untuk subskrip
a Udara luar
1 masuk difuser
2 keluar disfuser
3 keluar kompresor
4 keluar ruang bakar
5 keluar turbin
c kondisi choke
e keluar nosel
