ANALISA PERHITUNGAN DAYA DORONG ( THRUST POWER ) ENGINE P&W JT8D–217A PADA PESAWAT
BOEING MD 82
Tugas Akhir/Skripsi ini disusun dan diajukan untuk memenuhi syarat kelulusan studi pada jenjang Strata 1 ( S1 ), guna memperoleh gelar Sarjana
Teknik ( ST ), pada Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknologi Industri Universitas Mercu Buana
Disusun oleh :
Nama : Rosadi Saat Mondeng N.I.M. : 0130212-038
Fakultas : Teknologi Industri Program Studi / Jurusan : Teknik Mesin
UNIVERSITAS MERCU BUANA
JAKARTA 2009
LEMBAR PENGESAHAN
ANALISA PERHITUNGAN DAYA DORONG ( THRUST POWER ) ENGINE P&W JT8D-217A PADA PESAWAT
BOEING MD 82
Skripsi ini telah disetujui dan disahkan oleh :
Koordinator Tugas Akhir Pembimbing Tugas Akhir
( DR. H. Abdul Hamid, M. Eng ) ( Ir. Nanang Ruhyat, MT )
SURAT PERNYATAAN KEASLIAN
Saya, yang bertanda tangan dibawah ini:
Nama : Rosadi Saat Mondeng
NIM : 0130212 - 038
Fakultas : Teknologi Industri Jurusan/Program Studi : Teknik Mesin
Dengan ini menyatakan bahwa Skripsi/Tugas Akhir ini adalah asli, yang dibuat berdasarkan penelitian sesuai dengan Prosedur Ilmiah.
Demikianlah pernyataan ini saya buat dan saya bersedia menanggung akibatnya apabila pernyataan ini tidak benar.
Jakarta, Agustus 2009 Penulis
( Rosadi Saat Mondeng )
ABSTRAKSI
Engine Pratt & Whitney JT8D – 217A, adalah salah satu aplikasi sistim gas turbin engine jenis turbofan. Turbofan merupakan jenis yang banyak digunakan sebagai sumber Tenaga pendorong pada pesawat Terbang .
Engine ini memiliki beberapa tipe seri diantaranya JT8D-217,JT8D-217A , JT8D- 217C, JT8D – 219 ,dimana masing-masing seri mempunyai thrust Force (Tenaga atau gaya dorong) yang berbeda. Dan dari setiap seri mempunyai performa (unjuk Kerja) yang berbeda pula.
Dengan melakukan analisa dan perhitungan diatas dapat diketahui performance dari engine PW JT8D – 217A pada pesawat Boeing MD 82, dengan maksud tersebut maka penulis melakukan analisa penelitian menggunakan rumus thermodinamika yang ada, referensi data teknik kinerja mesin JT8D-217A diketahui sebesar 20.000 lbs – max 20.850 lbs, dan hasil analisa perhitungan yang kami dapatkan dengan menggunakan dasar teori rumus thermodinamika sebesar 20.496 lbs, jadi tingkat akurasi yang kami dapatkan adalah sebesar 98.30%. , sangat mendekati sekali dan sangat sesuai dengan data engine specificasi manufacture .
KATA PENGANTAR
Puji syukur penulis panjatkan kehadirat ALLAH SWT, karena berkat rahmat dan karunia-Nya, penulis dapat menyelesaikan Tugas Akhir (skripsi) ini.
Adapun tujuan penulisan ini sebagai salah satu syarat untuk melengkapi kurikulum dalam mencapai gelar Sarjana Strata Satu (S-I) Teknik Mesin di Universitas Mercubuana Jakarta .
Penulis menyadari sepenuhnya bahwa dalam penyusunan tugas akhir ini masih sangat banyak kekurangannya. Hal ini disebabkan karena keterbatasan pengetahuan dan pengalaman yang penulis miliki, sehingga penyusunan tugas akhir ini masih jauh dari sempurna. Dalam menyelesaikan tugas akhir ini penulis banyak memperoleh bimbingan dan petunjuk dari berbagai pihak dan instansi terkait. Untuk itu dengan segala kerendahan hati perkenankanlah penulis mengucapkan banyak terima kasih kepada :
1. Bapak DR .H . Abdul Hamid , M.Eng , selaku Kepala Jurusan Teknik Mesin , dan Koordinator Tugas Akhir .
2. Bapak Ir. Nanang Ruhyat , MT , selaku Sekretaris Jurusan Teknik Mesin dan sekaligus sebagai pembimbing utama yang telah memberikan bimbingannya dan kemudahan–kemudahan kepada penulis .
3. Bapak Ir. Yuriadi Kusuma Msc, sebagai Dosen Senior pada Fakultas Teknologi Industri ,Teknik Mesin - Universitas Mercubuana jakarta . 4. Bapak Ir. Rulli Nutranta, M.Eng , sebagai Dosen Senior pada Fakultas
Teknologi Industri ,Teknik Mesin – Universitas Mercubuana Jakarta . 5. Bapak DR Mardani Alisera Msc, sebagai Dosen Senior UMB Jakarta .
6. Bapak Ir. Jack Zakaria, selaku pembimbing di PT. Lion Air yang banyak memberikan data-data dan buku-buku sebagai pedoman yang diperlukan oleh penulis.
7. Kepada bapak–bapak ,dan seluruh staff jurusan Teknik Mesin yang telah banyak membantu penulis dalam hal pengurusan administrasi.
8. Seluruh staff perpustakaan yang telah banyak membantu penulis dalam hal pemijaman buku sebagai bahan referensi penulis.
9. Kepada rekan-rekan mahasiswa satu angkatan Universitas Mercubuana atas waktu dan masukan-masukannya juga atas kesediannya membantu menyelesaikan penulisan tugas akhir ini.
10. Ayahanda ( alm ) dan Ibunda tercinta, kakak ,adik ,serta istri dan anak- anakku ,yang telah berusaha keras memberikan support dan perhatian, baik moril maupun materil, sehingga penulisan tugas akhir ini dapat terselesaikan.
Demikian penulisan tugas akhir ini, semoga dapat memberikan manfaat khususnya menjadi tambahan ilmu serta wawasan yang baru bagi pembaca.
Akhir kata semoga amal kebaikan yang telah diberikan kepada penulis mendapatkan balasan yang setimpal dari ALLAH SWT, baik di dunia maupun di akhirat.
Amiiinnn.
Jakarta, Agustus 2009
Penulis
DAFTAR ISI
JUDUL ... i
LEMBAR PENGESAHAN ... ii
SURAT PERNYATAAN KEASLIAN ... iii
ABSTRAKSI ... iv
KATA PENGATAR ... v
DAFTAR ISI ... vii
DAFTAR GAMBAR ... ix
DAFTAR TABEL ... xi
DAFTAR GRAFIK ... xii
DAFTAR NOTASI ... xiii
BAB I PENDAHULUAN ... 1
1.1 Latar Belakang Penulisan ... 1
1.2 Pembatasan Masalah ... 3
1.3 Tujuan Pembahasan ... 3
1.4 Metode Penilitian ... 3
1.5 Sistematika Penulisan ... 4
BAB II LANDASAN TEORI ... 6
2.1 Flow Chart ... 6
2.2 Teori Mesin Turbine Gas (Gas Turbine Engine) ... 7
2.3 Prinsip Kerja Mesin Turbin Gas Tipe Turbofan ... 8
2.4 Fluida Kerja Gas Ideal ... 10
2.5 Siklus Brayton ... 14
2.6 Penyimpangan – Penyimpangan Dari Gas Ideal ... 19
2.7 Efisiensi Untuk Pembangkit Daya Turbin Gas ... 20
2.8 Faktor-Faktor Yang Mempengaruhi Performnce Engine ... 26
BAB III PENGUMPULAN DATA ENGINE PW JT8D-217A ... 30
3.1 Uraian Umum Tentang Engine JT8D – 217A ... 30
3.2 Komponen Utama Engine PW JT8D-217A ... 31
3.3 Prinsip Kerja Mesin Turbin Gas Tipe Turbofan ... 37
3.4 Data Spesifikasi Engine PW JT8D-217A ... 38
3.5 Aerodinamic Station Numbre and Definitions ... 42
BAB IV ANALISA PEMBAHASAN DAN PERHITUNGAN ... 44
4.1 Performance Engine ... 44
4.2 Proses Mekanik ... 45
4.3 Pengujian Pada Engine ... 45
4.4 Data Spesifikasi Engine P&W JT8D-217A ... 47
4.5 Perhitungan Performance Dengan Rumus Termodinamika ... 50
4.6 Tabel Data dan Grafik ... 58
4.7 Kasus Dan Permasalahan Pada Engine ... 61
BABV PENUTUP ... 67
5.1 Kesimpulan ... 67
5.2 Saran ... 68
DAFTAR PUSTAKA ... 69 Lampiran gambar... -
DAFTAR GAMBAR
BAB I
PENDAHULUAN ... 1
BAB II LANDASAN TEORI ... 6
2.1 Komponen Utama Mesin Turbin ... 8
2.2 Skema Mesin Turbofan ... 8
2.3 Grafik Siklus Brayton ... 15
2.4 Pengaruh Hubungan Tekanan Udara Terhadap Thrust ... 27
2.5 Pengaruh RAM Pressure Terhadap Thrust ... 28
BAB III PENGUMPULAN DATA ... 30
3.1 Potongan Mesin Turbofan ... 30
3.2 Saluran Udara Masuk ... 31
3.3 Kompresor ... 32
3.4 Ruang Bakar ... 33
3.5 Turbin ... 34
3.6 Saluran Buang ... 35
3.7 Gear Box ... 36
3.8 Skema Mesin Turbofan ... 37
3.9 Penomoran Batasan Area Mesin ... 42
3.10 Skematik Diagram Engine JT8D-217 ... 43
BAB IV ANALISA PEMBAHASAN DAN PERHITUNGAN ... 44
4.1 SkemAtic Engine JT8D – 217 ... 44
4.2 Sekamtic Aerodynamic ... 50
BAB V
PENUTUP ... 67
DAFTAR TABEL
BAB I
PENDAHULUAN ... 1
BAB II LANDASAN TEORI ... 6
BAB III PENGUMPULAN DATA ... 30
3.1 Power Thrust Rating ... 38
BAB IV ANALISA PEMBAHASAN DAN PERHITUNGAN ... 44
4.1 Power Thrust Rating ... 48
4.2 Berdasarkan Data Aktual ... 58
4.3 Berdasarkan Perhitungan ... 59
BAB V PENUTUP ... 67
DAFTAR GRAFIK BAB I
PENDAHULUAN ... 1
BAB II LANDASAN TEORI ... 6
BAB III PENGUMPULAN DATA ... 30
BAB IV ANALISA PEMBAHASAN DAN PERHITUNGAN ... 44
4.1 Pressure VS Station yang Berdasarkan data Actual ... 58
4.2 Temperature VS Station yang Berdasarkan Actual ... 59
4.3 Pressure VS Station Yang Berdasarkan Perhitungan ... 59
4.4 Temperature VS Station Yang Berdasarkan Perhitungan ... 60
BAB V PENUTUP ... 67
DAFTAR NOTASI
Simbol keterangan satuan
Cp Panas jenis udara pada tekanan tetap kJ/kg.K Cv Panas jenis pada volume tetap kJ/kg.K
F Force/ Thrust ( gaya dorong ) N f Rasio bahan bakar - h Entalpi per unit massa kJ/kg M Bilangan mach number - m Massa udara kg/s mD Massa udara dingin kg/s mP Massa udara Panas kg/s mf Massa bahan bakar kg/s C Laju aliran udara m/s P Tekanan udara kPa P0 Tekanan udara luar ( Tekanan ambient) kPa P1 Tekanan masuk kompresor kPa P2 Tekanan keluar kompressor kPa P3 Tekanan di ruang bakar kPa P4 Tekanan keluar turbin kPa V Volume m3 Q Kalor kJ/kg Qin Kalor yang diserap (masuk) kJ/kg Qout Kalor yang keluar kJ/kg QR Nilai pmbakaran bawah (LHV) kJ/kg R Konstanta gas universal kj/kg.K T0 Temperature absolut K T1 Temperatur absolut udara masuk kompresor K T2 Temperatur udara keluar dari kompressor K T Temperatur diruang bakar K
T4 Temperatur udara keluar turbin K Ue Kecepatan udara keluar dari core engine m/s Ufn Kecepatan udara keluar dari fan nozzle m/s W Kerja kJ/kg Wc Kerja kompressor kJ/kg Wt Kerja turbine kJ/kg Wnet Kerja netto kJ/kg γ Rasio Panas spesifik N/m3 γc Rasio Panas spesifik komprtessor N/m3 γf Rasio Panas spesifik fan N/m3 γt Rasio Panas spesifik turbin N/m3 ηc Effisiensi kompressor - ηf Effisiensi fan - ηm Effisiensi mekanis -
ηn Effisiensi nozzle - ηRb Effisiensi pembakaran - ηt Effisiensi turbin - η th Effisiensi thermal -
BAB I
PENDAHULUAN
1.1. Latar Belakang Penulisan.
Ilmu pengetahuan dan teknologi semakin hari semakin menunjukan kemajuaan yang sangat pesat. Teknologi penerbangan yang merupakan salah satu disiplin ilmu tersendiri yang memfokuskan pada sarana transportasi udara serta pengetahuan antariksa, telah mengalami kemajuan yang sangat signifikan.
Sebagai salah satu contoh adalah perkembangan, kemajuan serta penguasaan teknologi rekayasa rancang bangun mesin pesawat terbang (Aircraft Powerplant) yang digunakan sebagai tenaga pendorong sangatlah pesat dan modern, hal ini tentunya seiring dengan pesatnya perkembangan hasil rancang bangun struktur pesawat terbang.
Adapun perkembangan teknologi tersebut meliputi besarnya tenaga dorong (Thrust Force) yang dihasilkan semakin tinggi, sistem dan komponen mesin yang modern, konsumsi bahan bakar yang semakin rendah atau lebih efisien serta sistem perawatan yang semakin terintegrasi dan relatif mudah.
Telah kita ketahui bersama bahwa pada umumnya mesin pesawat terbang ini dibedakan atas dua jenis, yaitu pertama jenis mesin Piston (Piston Engine atau Reciprocating Engine) dan yang kedua adalah jenis mesin turbin gas (Gas Turbine Engine), dan untuk jenis yang kedua tersebut lebih khusus dibedakan lagi menjadi empat jenis, yaitu mesin turbojet, mesin turboprop, mesin turboshaft, dan mesin turbofan.
Dari beberapa jenis mesin tersebut diatas, secara operasional dan kinerja maka mesin turbofan lah yang saat ini cukup baik untuk digunakan dan tingkat populasi penggunannya pada pesawat terbang pun cukup banyak. Secara sederhana dapat dijelaskan karena pada mesin turbofan, gaya dorong (thrust force) yang dihasilkan relative tinggi dengan tingkat pemakaian bahan bakar (fuel consumption) relatif rendah. Dengan demikian pada prakteknya mesin turbofan
ini cukup disenangi dan sangat banyak digunakan, baik untuk pesawat terbang niaga sipil maupun militer.
Dengan kondisi ini telah banyak industri – industri pembuat mesin pesawat terbang dari berbagai negara yang berlomba – lomba untuk merancang bangun atau memproduksi mesin turbin gas khususnya mesin turbofan ini, diantaranya General Electric dan Allison dari Amerika Serikat, Rools – Royce dari Ingrris, serta Pratt & Whitney dari Canada, dan lain–lain. Mereka berlomba–lomba guna memenuhi permintaan dari pabrik pembuat pesawat terbang (Aircraft Manufacture) dan juga perusahaan–perusahaan pengguna pesawat terbang (Airline) sebagai alternatif mesin, dengan menampilkan keunggulan rancangan serta kinerja operasional masing–
masing.
Tersedia berbagai produk mesin yang ditawarkan oleh setiap pabrik mesin pesawat terbang, tentunya akan memberikan kemudahaan kepada para pengguna pesawat terbang itu sendiri khususnya airline untuk dapat memilih mesin mana yang sesuai dengan spesifikasi dan kebutuhan operasional yang diinginkan. Namun demikian didalam proses pemilihan mesin tersebut tentunya dibatasi dengan berbagai pertimbangan , baik yang sifatnya teknis maupun non teknis.
Terdapat beberapa cara yang dapat dilakukan guna mengetahui performa suatu mesin pesawat terbang, diantaranya adalah melalui studi perhitungan secara teoritis termodinamika atau siklus parametik, selain itu dapat juga dilakukan uji coba operasional di laboratarium (Ground Running Test Ceel) ataupun uji coba langsung di pesawat terbang ( Test Flight). Dari beberapa cara tersebut diatas tentunya masing–masing memeliki keunggulan dan kekurangan dalam penerapannya, disesuaikan dengan kebutuhan dan hasil yang ingin dicapai.
Dalam penulisan tugas akhir ini penulis mencoba mempelajari ataupun menelaah lebih dalam mengenai perhitungan performa mesin turbin gas khususnya turbofan. Dan sebagai obyek penelitian penulis memilih mesin turbofan jenis PW JT8D-217A yang digunakan pada pesawat terbang Boeing MD-82.
1.2. Pembatasan Masalah.
Dalam penulisan tugas akhir ini, penulis mencoba mengangkat wacana tersebut diatas kedalam bentuk tulisan karya ilmiah tugas akhir ini, penulis hanya mencoba membuktikan bahwa rumus thermodinamika yang ada ini dapat di referensikan sebagai dasar perhitungan spesifikasi performa mesin turbofan PW JT8D-217A sebagai tenaga pendorong, khususnya pada pesawat Boeing MD-82 .
1.3. Tujuan Pembahasan.
Tujuan pembahasan tugas akhir ini :
1. Memberikan penjelasan dan pengertian tentang proses – proses dan kebutuhan yang dilakukan didalam pemilihan suatu mesin pesawat terbang.
2. Guna mengetahui teknik perhitungan performa suatu mesin turbin gas, khususnya mesin turbofan.
3. Menganalisa dan mengetahui seberapa besar effisiensi thermal dan gaya dorong (Thrust Force) yang dihasilkan engine tersebut.
4. Guna mengetahui secara spesifik kinerja (Performance) dari beberapa mesin turbofan yang dijadikan sebagai objek penelitian.
5. Memberikan informasi tambahan sebagai bahan pertimbangan khususnya kepada pengguna pesawat terbang yang menggunakan mesin turbin gas.
1.4. Metode Penelitian.
Didalam pelaksanaan penelitian ini, penulis menggunakan beberapa metode yang biasa digunakan dan dilakukan didalam kegiatan penelitian atau penulisan ilmiah, yaitu :
a. Metode studi pustaka, adalah metode pertama yang penulis lakukan guna mendapatkan atau mengetahui teori – teori dasar penelitian. Metode pustaka ini penulis lakukan diperpustakaan di Universitas Mercubuana dan website.
b. Metode studi obsevarsi atau studi lapangan, adalah metode selanjutnya yang dilakukan guna mendapatkan data objektif sebagai parameter awal didalam perhitungan.
c. Metode wawancara, adalah metode yang penulis lakukan guna mendapatkan masukan – masukan dan pengarahan, dengan cara wawancara dengan para pihak yang berkompeten, dan juga dengan dosen pembimbing.
1.5. Sistematika Penulisan.
Dalam penyusunan penulisan tugas akhir atau skripsi ini, penulis jabarkan atas beberapa bagian atau bab dengan disesuaikan pada tata cara sistematika penulisan karya ilmiah yang baku, diantaranya adalah :
BAB I PENDAHULUAN
Pada bab pertama ini, penulis jelaskan tentang latar belakang penulisan, pembatasan penulisan, tujuan penulisan, metode penelitian, dan sistematika penulisan.
BAB II LANDASAN TEORI
Pada bab ini, berisi tentang teori dasar mesin turbin gas , siklus Brayton , komponen utama mesin turbine gas, dan rumus-rumus teori perhitungan performa mesin turbin gas dengan referensi teori thermodinamika yang berkaitan untuk pembahasan penelitian .
BAB III PENGUMPULAN DATA
Pada bab ini, penulis mengumpulkan data spesifikasi tentang engine Pratt &
Whitney tipe JT8D-217A dan bagian – bagian komponen dan fungsinya.
BAB IV ANALISA PEMBAHASAN DAN PERHITUNGAN
Pada bab empat ini, penulis menjelaskan tentang analisa pembahasan perhitungan mengenai performa mesin turbine gas tersebut yang berkaitan dengan pengumpulan dan pengolahan data .
Pada bab ini, berisi mengenai kesimpulan yang diperoleh dari hasil analisa dan perhitungan , analisa dan serta saran.
BAB II
LANDASAN TEORI
2.1 Flow Chart
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:
) 240
, 0 ( 0035
,
1 Kj Kg K Btu Lb R
Cp= − −
4 ,
=1 g
) 15 ( 15 ,
288 0k 0C T =
at P=1,0
5 2
10 . 01325 , 1
696 , 14
M N psia
=
=
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,
∫
∫
== 2
1 2
1
V V V
V dV
V pdV nRT
W ... (3-2)
=nRT
1
ln 2
V V
Demikian pula Q=W =nRT
1
ln 2
V
V ... (3-3)
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 2 1 1
T p
TP = ... (3-4)
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:
2 ( 2 1)
1
V V p pdV
W V
V = −
=
∫
... (3-5) pdVdU dW dU
dQ= + = +
) ( 2 1
1
2 U pV V
U
Q= − + −
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:
2 ( 2 1)
1
V V p pdV
W V
V = −
=
∫
... (3-6) =∫
VV12 p1dVmaka,
=
= γ
γ
1 1. .V p V
p konstan
atau,
γ
γ V
V p p= 1. 1 /
jadi,
W =
∫
VV12 p1.V1γ /Vγ.dV ... (3-7)( . . )
1 1
2 2 1
1V p V
p −
= − γ
Persamaan di atas adalah untuk proses ekspansi adiabatic, sedangkan untuk proses kompresi adiabatic adalah:
( . . ) 1
1
1 1 2
2V p V
p
W −
= −
γ ... (3-8)
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 pembuangan.
) ( 4 1
) 1 4
( h h
Q − = − ... (3-12) =Cp(T4 −T1)
Kerja Netto
Wnetto =WT −WC ... (3-13) =(h3 −h4)−(h2 −h1)
=(h3 −h2 +h1 −h4) =(T3 −T2 +T1−T4)
Efisiensi Thermal Siklus
) (
) (
) (
2 3
1 2 4
3
T T Cp
T T Cp T
T th Cp
−
−
−
= −
η ... (3-14)
) (
) (
) (
2 3
1 4 2 3
T T
T T T T
−
−
−
= −
dimana:
(T2 T1)=(P2 P1)(K−1)K ... (3-15) )
( )
(T2 T1 = T3 T4 atau (T4 T1)=(T3 T2)
Sehingga:
ηth=1−(T1 T2) ... (3-16)
K K P P2 1)( 1) (
1− 1 −
=
=1−[1 r](K−1)K
Untuk r = perbandingan kompresi yaitu : (P2/P1) = (P3/P4)
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:
kompresor ja
Aktual
kompresor ja
Ideal
k ker
= ker
η ... (3-19)
1 2
1 ' 2 1 2
1 ' 2
T T
T T h h
h h
−
= −
−
= −
Sehingga temperature keluar kompresor sebenarnya adalah fungsi dari efisiensi kompresor. Faktor perbandimgam tekanan dan temperature sekelilingnya (ambient temperature).
⎟⎟⎠
⎜⎜ ⎞
⎝
⎛ + −
= k
T PR
T η
1 1
1
2 ... (3-20)
dimana,
PR = (P2/P1)(K-1)/K = r(K-1)/K K = Cp/Cv
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,
dipakai yang
bbm terendan pemanasan
nilai
ja fluida ke n dipindahka yang
aktual nilai
B ker
η = ... (3-21)
terendah pemanasan
niali
efektif pemanasan niali
=
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
f h b h
.
2 3 −
η = ... (3-22)
dimana,
f : 1/AFR
Qnet : LHV (nilai kalor bawah bahan bakar).
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
4 3
ke isentropik Kerja
ke dari aktual Kerja T =
η ... (3-23)
41
3 4 3
h h
h h
−
= −
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-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
