PENGARUH MODIFIKASI DOVETAIL-CROWN TIP PADA ROTOR TERHADAP
PRESSURE RATIO KOMPRESOR AKSIAL MULTISTAGE
Ibnu Samsul Kurniawan1, Setyo Nugroho2, Prima Dewi Permatasari3
1,2,3Program Studi D4 Sistem Pembangkit Energi, Politeknik Elektronika Negeri Surabaya, Kampus PENS, Jalan Raya ITS Sukolilo, Surabaya, 60111
e-mail :1ibnusamsul8@gmail.com,2setyo@pens.ac.id,3primadewi@pens.ac.id,
ABSTRACT
Compressors are one type of turbomachinery to add energy of fluid and move fluid from one location to another. Axial compressor on gas turbine used to compress fluid to get the required pressure increase. Multiple-stage axial compressor have a high level performance, that is 70-80%. Compressor performance is related with energy utilization, the greater the energy loss, the lower the compressor performance. The biggest energy loss is caused by aerodynamic loss, stall phenomenon and tip clearance. Gap between casing and rotor can cause secondary flow, leakage flow and boundary scrapping. These three streams can cause energy losses and affect the pressure ratio produced by the compressor. One way to get better performance with add dovetail-crown tip modification on the rotor, with the aim of reducing energy loss on the tip clearance. Modification of dovetail-crown tip on the rotor that is, the airfoil profile extended 75% of tip clearance compressor, then given a square gap along the chord with a/b ratio of 1:3. The axial compressors that become the testing system have parameters: 0.5 degree reaction, three stage, stagger angle 24 °, NACA 65- (19) -10 blade profile. Based on the results, the addition of a modified tip blade in the form of a dovetail-crown tip can reduce energy losses by presenting an average reduction in energy losses of 11.9%. The results also show that the use of dovetail-crown tip modification can increase the compressor pressure ratio with an average percentage increase of 0.0219%.
Keywords : Axial compressor, dovetail-crown tip, pressure ratio, tip clearance INTISARI
Kompresor merupakan salah satu jenis turbomachinery untuk menambahkan energi pada fluida dan memindahkan fluida dari satu lokasi ke lokasi lain. Kompresor aksial pada turbin gas digunakan untuk memampatkan fluida agar memperoleh peningkatan tekanan yang dibutuhkan. Kompresor aksial multiple-stage memiliki tingkat performansi yang cukup tinggi, yaitu 70-80%. Performansi kompresor berhubungan dengan pemanfaatan energi, semakin besar kerugian energi maka performansi kompresor akan semakin rendah. Kerugian energi terbesar diakibatkan oleh rugi aerodinamik, peristiwa stall dan tip clearance. Celah antara casing dengan rotor dapat menimbulkan secondary flow, leakage flow dan boundary scrapping. Ketiga aliran tersebut dapat menimbulkan rugi energi cukup besar dan mepengaruhi pressure ratio yang dihasilkan kompresor. Salah satu cara agar mendapatkan performa yang lebih baik, ditambahkan modifikasi dovetailed-crown tip pada rotor, dengan tujuan untuk mengurangi rugi energi pada tip clearence. Modifikasi dovetailed-crown tip pada rotor yaitu, profil airfoil di extend sebesar 75% dari besar tip clearance kompresor, kemudian diberi celah persegi di sepanjang chord dengan perbandingan a/b sebesar 1:3. Kompresor aksial yang menjadi sistem pengujian memiliki parameter: derajat reaksi 0.5, tiga tingkat, stagger angle 24°, profil blade NACA 65-(19)-10. Berdasarkan hasil penelitian, dengan penambahan modifikasi tip blade berupa dovetail-crown tip dapat mengurangi rugi energi dengan presentasi rata-rata penurunan rugi energi sebesar11.9 %. Hasil penelitian juga menunjukkan penggunaan modifikasi dovetail-crown tip dapat meningkatkan pressure ratio kompresor dengan persentase rata-rata kenaikan sebesar 0.0219%.
1. PENDAHULUAN
Kompresor aksial adalah salah satu jenis turbomachinery untuk menambahkan energi pada fluida kompresibel dengan arah aliran sejajar dengan poros kompresor. Sebuah alat mekanik yang digunakan untuk meningkatkan tekanan udara, gas atau uap dan memindahkan energi dari satu lokasi ke lokasi lain. Kompresor aksial banyak diaplikasikan pada industri pembangkit energi dan industri penerbangan. Jenis kompresor aksial lebih banyak diterapkan karena memiliki kapasitas aliran yang besar dengan dimensi yang lebih kecil dari kompresor sentrifugal (Tekad Sitepu, 2010). Kompresor aksial memiliki pressure ratio yang terbatas pada keadaan satu tingkat, oleh sebab itu penerapan multiple-stage digunakan untuk dapat meningkatkan pressure ratio kompresor. Kompresor aksial multistage memiliki tingkat performansi yang cukup tinggi, yaitu 70-80% (Dixon, 2010). Menurut Tekad Sitepu, tingkat performansi kompresor tergantung pada seberapa besar kerugian energi yang terjadi. Semakin besar kerugian energi yang terjadi, tingkat performansi yang dihasilkan semakin kecil.
Ada beberapa faktor yang mempengaruhi besar kerugian energi pada kompresor aksial yaitu kerugian mekanik dan kerugian aerodinamik. Kerugian energi terbesar yang menyebabkan pressure ratio yang dihasilkan berkurang, yaitu rugi aerodinamik karena tip clearance dan stall. Agar mendapatkan performa yang lebih baik, terdapat beberapa solusi yang telah diterapkan untuk mengurangi rugi energi aerodinamik yang terjadi, seperti memodifikasi bentuk tip blade, casing treatment, blade-end treatment dan synthetic jet normal (Xiaodong, 2015). Pada penelitian ini melakukan studi eksperimen pengaruh modifikasi dovetail-crown tip pada blade rotor tingkat pertama terhadap pressure ratio kompresor aksial multistage. Perhitungan beda tekanan local kompresor aksial pada rotor tingkat pertama, menjadi parameter besar pressure loss yang terjadi. Pada penelitian ini, membandingkan besar pressure loss yang dihasilkan antara plane tip (default) dengan penggunaan modifikasi jenis dovetail-cown tip serta pengaruh terhadap pressure ratio.
2. METODE PENELITIAN 2.1. Alat Penelitian
Kompresor adalah device yang digunakan untuk meningkatkan tekanan udara dan memindahkan fluida dari satu lokasi ke lokasi lain. Kompresor jenis aksial lebih banyak digunakan pada bidang pembangkit energi seperti PLTG/PLTGU dan bidang aeronautical. Penerapan kompresor aksial disebabkan kapasitas aliran yang dimiliki lebih besar, dengan perbandingan dimensi yang lebih kecil daripada kompresor sentrifugal.
Sebuah kompresor harus selalu dioperasikan pada titik desain yang jauh dari stall. Menurut Tekad Sitepu, performansi atau unjuk kerja kompresor berhubungan dengan pemanfaatan energi, karena semakin besar kerugian energi maka performansi kompresor akan semakin rendah. Secara garis besar, kerugian energi pada kompresor terdiri dari rugi mekanik dan rugi aerodinamik. Kerugian terbesar diakibatkan karena rugi aerodinamik, dimana kerugian tersebut disebabkan oleh rugi tip clearance dan stall. Celah antara casing dengan rotor (clearance) dapat menimbulkan 3 efek utama, yaitu (i) secondary flow, (ii) leakage flow dan (iii) boundary scrapping, ketiga aliran tersebut merupakan rugi aerodinamik yang besar dan menyebabkan heat load pada bagian tip blade (Syed Noman Danish et al., 2015).
Adapun penelitian yang telah dilakukan dengan tujuan mengurangi rugi aerodinamik, yaitu : Jin-Hyuk Kim et al. menyebutkan bahwa untuk mengontrol tip leakage vortex dapat menggunakan treatment pada casing yang berupa circumferential casing groove (Jin Hyuk Kim, 2012). Selain dengan memodifikasi casing, ada juga penelitian lain yang bertujuan untuk mengurangi kerugian pada daerah ujung blade. Recessed blade tip digunakan untuk mencegah rotating stall pada kompresor aksial, yang mana hal tersebut juga dapat diterapkan pada axial turbine dengan sebutan squealer tip untuk menurunkan pressure loss dan heat load pada tip rotor dekat dengan leading edge (Youn-Jin Jung, 2015). Pada penelitian ini menggunakan modifikasi dovetail-crown tip untuk mengurangi rugi energi yang terjadi diujung blade. Modifikasi yang diberikan yaitu bagian ujung blade di extend 75% dari besar tip clearance kompresor, kemudian diberikan celah berbentuk persegi dengan perbandingan a/b sebesar 1:3.
(a)
(b)
Gambar 1. Blade rotor ; (a) Plane tip, (b) Dovetail-crown tip
Sistem kompresor aksial multistage dirancang dengan jumlah 3 tingkat. Komponen kompresor aksial terdiri dari; rotor, stator, casing kompresor, motor penggerak, poros, dan cakram. Motor penggerak yang digunakan untuk memutar kompresor adalah motor bakar dengan kapasitas 100 cc. Transmisi yang digunakan adalah rantai dengan perbandingan gear sebesar 1 : 4, hal ini bertujuan untuk mendapatkan torsi yang besar agar kompresor dapat berputar. Sistem pengukuran yang digunakan adalah
• Manometer, yang digunakan untuk mengukur tekanan udara inlet, local dan outlet • Anemometer untuk mengukur kecepatan udara
• Sensor proximity untuk mengukur putaran kompresor (rpm)
• Sensor temperatur untuk mengukur temperatur sisi inlet dan outlet kompresor Sistem kompresor aksial multistage dapat dilihat pada gambar 2.
Gambar 2. Sistem uji kompresor aksial multistage Tabel 1. Komponen kompresor
No Komponen kompresor Spesifikasi 1. Rotor dan stator Chord: 0.053 m Pitch: 0.035 m Stagger angle: 24.2˚ Jumlah blade: 30 Profil: NACA 65-(19)10 2. Casing Casing atas Casing bawah Penutup belakang 3. Motor penggerak
Motor bakar 4 langkah Kapasitas: 97.1 cc Pengapian: CDI
Power maks. : 7.3 DK/8000 rpm
4. Chassis
Bahan: besi hollo Panjang: 1.5 m Lebar: 0.82 m Tinggi: 0.38 m
2.2
Pengujian Sistem
Pengujian sistem kompresor aksial multistage dilakukan dengan memutar kompresor menggunakan motor bakar sebagai penggerak. Pengambilan data dilakukan berdasarkan rpm poros kompresor yang diukur menggunakan sensor proximity. Variasi putaran dalam pengujian dilakukan pada 500 rpm dan meningkat sebesar 150 rpm tiap variasi hingga 1100 rpm. Data yang diukur, yaitu: tekanan inlet, local, dan outlet yang dilihat berdasarkan beda ketinggian dari alat ukur manometer; temperatur inlet dan outlet yang diukur menggunakan sensor PT 100; Kecepatan inlet dan outlet menggunakan alat ukur anemometer. Setelah data yang dibutuhkan telah diperoleh, kembalikan alat pengujian dalam kondisi semula. Selanjutnya dilakukan pengolahan data dan analisis pengaruh bentuk dovetail-crown tip.
2.2. Analisa Perhitungan
Perhitungan yang dilakukan untuk mengetahui besar beda tekanan local dan pressure ratio yang dihasilkan oleh kompresor aksial multistage memiliki langkah-langkah sebagai berikut:
1. Menghitung Tekanan Terukur dari Inclined Manometer
+ 1atm (1)
Nilai sin θ adalah 0.5, karena sudut kemiringan yang digunakan saat melakukan pengukuran tekanan adalah 30˚. Sedangkan nilai (d/D)=1, karena diameter pipa sisi tekan dan discharge memiliki dimensi yang sama.
2. Menghitung Tekanan Stagnation Sisi Inlet dan Outlet Kompresor
(2) Dimana T01 adalah temperatur stagnation pada sisi inlet kompresor. Untuk mengetahui nilai temperatur tersebut, yaitu dengan perhitungan sebagai berikut:
(3) C1 adalah kecepatan inlet udara yang terukur oleh anemometer. Sedangkan Cp disini adalah kalor spesifik dari udara (gas ideal) yang bernilai sebesar 1005 J/kg K.
3. Menghitung Pressure Ratio (Rs)
Pressure ratio merupakan perbandingan tekanan stagnation sisi outlet dengan sisi inlet kompresor. (4)
3. HASIL DAN PEMBAHASAN
Setelah melakukan perhitungan data, selanjutnya akan dilakukan analisis data. Analisis data berupa hubungan perubahan tekanan local terhadap pressure ratio pada masing-masing variasi putaran dan besar penurunan kerugian energi serta persentase rata-rata kenaikan pressure ratio ketika penggunaan modifikasi dovetail-crown tip.
3.1. Pengaruh Modifikasi Dovetail-Crown Tip terhadap Pressure Ratio Kompresor Aksial
Besarnya kenaikan tekanan local merupakan salah satu parameter tercapainya pengaruh bentuk dovetail-crown tip. Pada gambar 4 merupakan grafik perubahan tekanan local terhadap putaran kompresor pada masing-masing variasi. Variasi bentuk tip blade pada eksperimen ini, yaitu plane tip (default), dan dovetail-crown tip. Penambahan variasi bentuk tip blade bertujuan untuk mengurangi rugi aerodinamik yang tinggi dan heat load pada daerah tip. Leakage tip memiliki efek yang merugikan pada efisiensi, kenaikan tekanan dan stabilitas kompresor aksial (Han Shaobing, 2015). Karena leakage flow yang terjadi ketika melewati tip cleareance dapat membentuk leakage vortex (rugi aerodinamik yang besar) apabila bereaksi dengan aliran utama dan secondary flow (Young Cheol Nho, 2010).
Gambar 4. Grafik pengaruh variasi bentuk tip blade terhadap ΔPlocal
Pada grafik diatas, penggunaan bentuk dovetail-crown tip memiliki nilai beda tekanan local paling tinggi ketika putaran kompresor pada 500 rpm dan 650 rpm, yaitu sebesar 132.17 Pa dan 190.9 Pa. Hal ini berhubungan erat dengan besarnya pressure ratio yang dihasilkan oleh masing-masing variasi bentuk tip blade. Pengaruh bentuk tip blade terhadap pressure ratio kompresor aksial multistage dapat dilihat pada gambar 5. Pada grafik tersebut nilai pressure ratio berbanding lurus dengan nilai ΔPlocal, dimana nilai
pressure ratio akan lebih tinggi jika ΔPlocal yang dihasilkan lebih tinggi. Variasi bentuk dovetail-crown tip,
menyebabkan jarak gap antara casing dan blade semakin kecil. Dimana, semakin kecil tip celarance maka kompresor aksial akan beroperasi lebih bagus, baik dari segi efisiensi, pressure ratio, maupun stabilitas beroperasi.
3.2. Pengaruh Modifikasi Dovetail-Crown Tip terhadap Rugi Energi pada Tip Clearance
Penggunaan modifikasi dovetail-crown tip dapat menurunkan rugi energi pada kompresor terbukti dengan nilai beda tekanan local yang dihasilkan lebih tinggi dibandingkan plane tip (default). Hal ini juga dibuktikan dengan besarnya persentase penurunan rugi energi yang terjadi. Besar penurunan rugi energi didapatkan dengan membandingkan tekanan local ketika kondisi default dengan kondisi penggunaan modifikasi dovetail-crown tip Dapat dilihat pada tabel 2 perbandingan persentase rata-rata penurunan rugi energi yang dihasilkan oleh modifikasi bentuk tip blade.
Gambar 5. Grafik pengaruh variasi bentuk tip blade terhadap pressure ratio
Tabel 2. Persentase penurunan rugi energi Tabel 3. Persentase rata-rata kenaikan pressure ratio Rpm Penurunan rugi energi
dovetail-crown tip (%) 500 33.33 650 30.76 800 0 950 -4.347 1100 0 Rata-rata 11.9 Rpm Persentase Kenaikan (dovetail-crown tip) 500 0.0406 650 0.1048 800 -0.0172 950 -0.0397 1100 0.0213 Rata-rata 0.0219
Pada tabel diatas dapat diketahui bahwa dengan modifikasi dovetail-crown tip dapat menurunkan rugi energi sebesar 11.9%. Berdasarkan hasil analisis dan pembahasan sebelumnya, dapat diketahui bahwa modifikasi dovetail-crown tip memiliki efek positif pada pressure ratio kompresor aksial multistage. Hal ini juga ditunjukkan dengan besarnya persentase rata-rata kenaikan pressure ratio yang dihasilkan. Hasil penggunaan modifikasi bentuk tip blade dapat menurunkan leakage flow dan meningkatkan efisiensi sebesar 0.1-0.25% (Xuemin Ye et al., 2016). Dapat dilihat pada tabel 3 nilai persentase yang dihasilkan oleh penggunaan modifikasi dovetail-crown tip sebesar 0.0219%.
4. KESIMPULAN
Berdasarkan hasil penelitian yang telah dilakukan dapatdisimpulkan bahwa:
1. Penggunaan modifikasi dovetail-crown tip dapat menurunkan rugi-rugi energi, dengan persentase penurunan energi rata-rata sebesar 11.9%
2. Modifikasi dovetail-crown tip dapat meningkatkan nilai pressure ratio pada kompresor aksial. Hasil pressure ratio ketika putaran kompresor 650 rpm pada penggunaan plane tip sebesar 1.00264, meningkat
menjadi 1.00369 pada penggunaan penggunaan dovetail-crown tip.
3. Bentuk dovetail-crown tip dapat meningkatkan pressure ratio dengan persentase rata-rata sebesar 0.0219%
UCAPAN TERIMA KASIH
1. Orang tua penulis, Bapak Sameni dan Ibu Sri Maryati atas kasih sayang, dukungan, do’a beliau di setiap sepertiga malam untuk penulis sehingga penulis diberikan kemudahan dalam menyelesaikan penelitian ini dan perjuangan serta keringat yang beliau curahkan demi mewujudkan impian penulis. 2. Bapak Dr. Zaenal Arief, S.T., M.T. selaku Direktur Politeknik Elektronika Negeri Surabaya.
3. Bapak Ir. Joke Pratilastiarso, ST.,MT. selaku Ketua Program Studi Diploma 4 Sistem Pembangkit Energi PENS, yang selalu memberikan semangat dan dukungan hingga penulis dapat mewujudkan penelitian ini dengan baik.
4. Bapak Setyo Nugroho, S.T., M.T. dan Ibu Prima Dewi Permatasari, S.ST., M.T. selaku dosen pembimbing yang selalu mengarahkan, memberikan motivasi dan memberikan banyak saran yang membangun sehingga penulis bisa menyelesaikan penelitian ini dengan baik.
5. Ahmad Maulana Putra Hermansyah, si mungil yang selalu menjadi moodbooster ketika penulis jenuh dalam pengerjaan penelitian ini.
6. Sri Indah Wulandari, kakak yang selalu memberikan motivasi, selalu menguatkan penulis dalam langkahnya mencapai impian besar yang diharapkan dan selalu mendukung penulis dalam menempuh pendidikan baik secara moril maupun materil.
7. Choirum Ramada Koto, sosok sahabat yang selalu ada untuk menghibur penulis disaat kesusahan, selalu mengajak dalam hal kebaikan, dan tidak pernah bosan mendengar keluh kesah penulis.
8. Kurnia Devi Ariswanda, yang telah menemani perjuangan penulis untuk meraih sebuah prestasi pada masa-masa terakhir perkuliahan.
9. Mas Rizal (SPE 2013), yang telah bersedia mendengarkan keluh kesah penulis dan memberikan motivasi.
10. Angkatan 2014 Sistem Pembangkit Energi yang selalu memberikan dorongan semangat, dan kebersamaan dalam proses pembelajaran dan pengerjaan penelitian ini.
11. Progam Studi D4 Sistem Pembangkit Energi yang telah membuka wawasan penulis, memfasilitas penulis dalam menuntut ilmu dengan sangat baik dan membentuk kepribadian yang lebih baik. Semoga Progam Studi D4 Sistem Pembangkit Energi dapat membuktikan sebagai Progam Studi Politeknik yang kompeten dalam hal energi, khususnya pembangkit energi listrik.
DAFTAR PUSTAKA
Han Shaobing, Zhong Jingjun. (2015). Effect of Blade Tip Winglet on The Performance of A Highly Loaded Transonic Compressor Rotor. Aeronautics, 29(3), 653-661.
Jin Hyuk Kim, Kwang-Jin Choi. (2012). Aerodynamic Analysis and Optimazation of A Transonic Axial Compressor with Casing Grooves to Improve Operating Stability. Aerospace Science and Technology, 29,81-91.
S.L. Dixon and C.A. Hall. (2010). Fluid Mechanics and Thermodynamics of Turbomachinery, Sixth Edition. United States of America : Elsevier Inc.
Syed Noman Danish et al. (2015). Effect of Tip Clearance and Rotor-Stator Gap on The Efficiency of A Multistage Compressor. Applied Thermal Engineering, 99, 988-995.
Tekad Sitepu. (2010). Kajian Penggunaan Kompressor Aksial. Jurnal Dinamis Vol. II, No.6.
Xiaodong Ren, Chunwei Gu. (2015). A Numerical Study on The Tip Clearance in An Axial Transonic Compressor Rotor. Applied Thermal Engineering, 103, 282-290.
Xuemin Ye, Jiankun Zhang, Chunxi Li. (2016). Effect of Blade Tip Pattern on Performance of A Twin-Stage Variable-Pitch Axial Fan. Energy, 126, 535-563.
Young Cheol Nho, Jung Shin Park, Yong Jin le. (2010). Effects of Turbine Blade Tip Shape on Total Pressure Loss and Secondary Flow of A Linier Turbine Cascade. Heat and Fluid Flow, 33, 92-100.
Youn-Jin Jung, Heungsu Jeon. (2015). Effect of Recessed Blade Tips on Stall Margin in A Transonic Axial Compressor. Aerospace Science and Technology, 54, 41-48.
