PERANCANGAN ULANG SUDU KOMPRESOR AKSIAL PADA MESIN TURBOPROPELER PT6A-27 DENGAN PUTARAN POROS RPM

PERANCANGAN ULANG SUDU KOMPRESOR AKSIAL PADA MESIN TURBOPROPELER

PT6A-27 DENGAN PUTARAN POROS 36750 RPM

Arif Luqman Khafidhi 2016 100 109

Dosen Pembimbing :

Prof. Dr. Ir. I Made Arya Djoni, MSc.

Latar Belakang

de Havilland Canada DHC-6

Turboprop

Pratt & Whitney Canada PT6A-27

38100 rpm

36750 rpm

Latar Belakang

Boyce, M.P, Gas Turbine Engineering Handbook, 3^rd.ed (2002)

Perumusan Masalah

1

• Penurunan putaran poros kompresor

2

• Terjadi penurunan mass flow saat masuk ke combustion chamber

3

• Daya yang dihasilkan turun

4

• Thrust yang dihasilkan propeler turun

5

• Bagaimana merancang sudu gerak kompresor aksial agar menghasilkan tekanan yang sesuai dengan standart yang sudah ditetapkan dari pabrik, dengan putaran kompresor yang lebih rendah.

Tujuan Perancangan

 Menentukan dimensi sudu kompresor aksial agar bekerja optimal pada putaran tertentu, dengan temperatur inlet kerja kompresor yang sesuai dengan di lapangan serta mass flow

yang sudah ditentukan.

 Menggambar profil sudu kompresor aksial

Batasan Masalah

 Kompresor aksial yang dirancang adalah kompresor pada sistem turbin gas mesin turboprop tipe PT6A-27 dengan putaran 36750 rpm.

 Dimensi annulus dan sudu yang sebenarnya tidak diketahui.

 Penggambaran hanya dilakukan pada bagian sudu gerak kompresor aksial dari tiap stage kompresor.

 Data pendukung perancangan sudu gerak kompresor aksial sesuai dengan data maintenance di Merpati Maintenance Facility.

 Rasio tekanan kompresor 1 : 2,197

 Tekanan inlet kompresor 14,7 psia

 Temperatur inlet 30

⁰

C

Sistematika Penulisan

•Latar Belakang, Perumusan Masalah, Tujuan Perancangan, Batasan Masalah, Sistematika Penulisan

Bab1 Pendahuluan

•Dasar-dasar teori dari referensi untuk perancangan Bab 2 Kajian Pustaka

•Flowchart proses perancangan Bab 3 Metodologi

•Tahapan dan perhitungan

Bab 4 Perancangan Kompresor Aksial

•Kesimpulan Bab 5 Penutup

Tinjauan Pustaka

Sistem Kerja Turbin Gas Secara Umum

http://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.html

1.Kompresi

2.Pembakaran 3.Ekspansi

4.Exhaust

Tinjauan Pustaka

Klasifikasi Kompresor

Boyce, M.P, Gas Turbine Engineering Handbook, 3^rd.ed (2002)

Tinjauan Pustaka

Aplikasi Kompresor

Boyce, M.P, Gas Turbine Engineering Handbook, 3^rd.ed (2002) Type of

Application Type of Flow Inlet Relative Velocity Mach

Number

Pressure Ratio

per Stage Efficiency per Stage

Industrial Subsonic 0,4-0,8 1,05-1,2 88-92%

Aerospace Transonic 0,7-1,1 1,15-1,6 80-85%

Research Supersonic 1,05-2,5 1,8-2,2 75-83%

Tinjauan Pustaka

Diagram T-s untuk 1 stage

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4^th.ed (1995)

Tinjauan Pustaka

Segitiga kecepatan kompresor aksial untuk 1 stage

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4^th.ed (1995)

Tinjauan Pustaka

Peningkatan Temperatur Stagnasi

Perbandingan Tekanan pada Satu Stage

Dari persamaan power input ditunjukkan bahwa T

₀₂

= T

₀₃

Tinjauan Pustaka

Kecepatan Aksial

Tanpa IGV (inlet

guide vane) Ca = C

V₁²=C₁²+U² &

C₁²=V₁²-U² V₁  C₁ 

T₀₁=T₁+C₁²/2C_p T₀₁  Rs=P₀₃/P₀₁ 

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4^th.ed (1995)

Tinjauan Pustaka

Defleksi Fluida pada Rotor

β

1

– β

2

W= ṁUCa(tanβ

₁

-tanβ

₂

)

W= ṁCp(T

₀₂

-T

₀₁

) ^T

⁰²

^-T

⁰¹

^=UCa( tanβ

₁

-tanβ

₂

)/Cp

ΔT

0

=T

₀₂

-T

₀₁

Rs=P

₀₃

/P

₀₁

Tinjauan Pustaka

Blockage pada annulus kompresor

(a) Stage pertama (b) Stage ke-4

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4^th.ed (1995)

Perubahan Ca

Mempengaruhi kerja kompresor

W=ṁUCa(tanβ₁-tanβ₂)

Mempengaruhi perubahan ΔT0=T₀₂-T₀₁

W=ṁUCp(T₀₂-T₀₁)

Rs=P₀₃/P₀₁

Tinjauan Pustaka

Degree of Reaction

Menunjukkan sejauh mana rotor berkontribusi dalam peningkatan tekanan statik

Ca = konstan

(C

₃

= C

₁

) & (ΔT

_S

= ΔT

_0S

)

ΔT

_A

= peningkatan temperatur statik pada rotor

ΔT

_B

= peningkatan temperatur statik pada stator

maka ;

Tinjauan Pustaka

Cascade Notation

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4^th.ed (1995)

Metode Perancangan

Metode Perancangan

Metode Perancangan

Variasi air angle

Free Vortex

Ca konstan

Λm = 0,5

Constant Reaction

Ca konstan

Λm = 0,5

UΔC

_w

=UmΔC

w

m= konstan

Exponential

Ca tidak konstan

Λm = 0,5

Free Vortex

 α

₁

= 0 maka C

_w1

= 0, Ca = C

₁

 α

3 (stage 1)

= α

1 (stage 2)

 p

o3 (stage 1)

= p

o1 (stage 2)

 T

o3 (stage 1)

= T

o1 (stage 2)

 𝛬 = 0,5

Proses perancangan :

1. Menetukan nilai U (kec keliling)

2. Mencari nilai air angle inlet (β

₁

& α

₁

), untuk stage 1 nilai C

_w1

= 0 dan α

₁

= 0

3. Menetukan dimensi pada outlet stator (C

₃

, T

₃

, p

₃

, ρ

₃

, A

₃

, h

₃

, r) 4. Untuk menentukan nilai radius pada outlet rotor, di asumsikan

dengan adanya hub tip ratio yang meningkat

5. Mencari nilai kec tangensial (C

_w

) pada outlet rotor

6. Mencari nilai air angle outlet rotor (β

₂

& α

₂

)

Constant Reaction

 r _mean sama dengan r _mean pada free vortex

 Menggunakan nilai radius potongan pada perhitungan free vortex

 𝛬 = 0,5

 U _pot .ΔC _{w pot} = U _mean .ΔC _{w mean} = konstan Proses Perancangan :

1. Menghitung nilai ΔC

_{w mean}

= ΔC

_{w2 mean}

– ΔC

_{w1 mean}

2. Mencari nilai ΔC

w potongan

= ΔC

_{w mean}

x (r

_mean

/r

_pot

) 3. Mencari nilai C

_w1

dan C

_w2

4. Mencari nilai dari air angle (β

₁

& α

₁

) dengan β

₁

= α

₂

&

α

₁

= β

₂

Exponential

 𝛬 = 0,5

 Menggunakan nilai radius potongan pada perhitungan free vortex

 Kecepatan aksial (Ca) tidak konstan sepanjang potongan dan stage Proses perancangan :

1. Menetukan nilai R_pot = r_pot/ r_mean pada inlet dan outlet stage

2. Menentukan nilai air konstanta a = U_mean(1-𝛬) dan b = (Cp.ΔTo/2.U_mean.λ)

3. Mencari kecepatan tangensial inlet dan outlet rotor dengan persamaan C_w1 = a – (b/R) & C_w2 = a + (b/R)

4. Mencari nilai kecepatan tangensial dengan persamaan

5. Mencari nilai dari air angle (β & α) pada inlet dan outlet rotor

Pemilihan Proses Desain

• Untuk menentukan pemilihan proses desain blade, perlu dibandingkan 2 parameter dari masing-masing proses desain :

1. Defleksi fluida

2. Relative mach number

• Dimana nantinya dari kedua parameter ini dipilih

yang paling kecil nilainya untuk digunakan dalam

proses konstruksi blade.

0 10 20 30 40 50 60 70

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16

delfeksi fluida

potongan

stage 1

free vortex

constant reaction exponential

0 10 20 30 40 50 60 70

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16

delfeksi fluida

potongan

stage 2

free vortex

constant reaction exponential

0 10 20 30 40 50 60 70

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16

defleksi fluida

potongan

stage 3

free vortex

constant reaction exponential

Relative Mach Number

Relative mach number adalah mach number yang dihitung pada radius 15 (tip)

M = V/c V = Ca/cos β

c = (γRT) ^0,5

Metode Perancangan

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4^th.ed (1995)

β β₁-β₂ = ε

s/c

Aspect ratio h/c = 3_[2]

Didapat c (chord) Didapat s (pitch) Didapat jumlah blade (n)

Metode Perancangan

δ=m𝜃(s/c)^0,5

m= 0,23(2a/c)² +0,1(β2/50)[2]

2a/c = 1

𝜃=β’₁-β’₂

δ=β₂-β’₂

ζ=α’₁–(𝜃/2)

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4^th.ed (1995)

Performa stage

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4^th.ed (1995)

Performa stage

• Untuk nilai peningkatan tekanan teoritis yang bergantung pada kecepatan inlet pada air angle

• Sehingga didapat efisiensi blade

Konstruksi blade

Kesimpulan

No Parameter Nilai Keterangan

1 temperatur inlet kompresor 27°C = 300 K kondisi lapangan 15°C = 288,15 K

kondisi desain mesin

2 mass flow rate 6,61 lbs/s = 3 kg/s

3 pressure ratio 1 : 2,917

4 tekanan inlet kompresor 1 bar kondisi di lapangan

tekanan outlet kompresor 2,197 bar hasil perancangan

5 putaran poros 36750 rpm = 612,5 rps kondisi lapangan

38100 rpm = 635 rps kondisi desain mesin

6 jumlah stage 3 (tiga stage) kondisi desain mesin,

tanpa IGV (inlet guide vane)

7 base profil airfoil blade NACA 65190

Kesimpulan

Effisiensi blade

Rotor Stator

Jumlah blade

stage ηblade average

1 0,9602

2 0,9612

3 0,9584

stage ηblade average

1 0,9430

2 0,9370

3 0,9261

stage jumlah blade (n)

1 32

2 45

3 65