59
BAB IV
ANALISA DAN PERHITUNGAN
4.1. Perhitungan Performance
Pada perhitungan performance engine dan pengetesan CFM56-3C1 dilakukan di test cell, untuk melihat kelayakan terbang dan performance suatu engine. Parameter-parameter yang digunakan yaitu :
1. Thrust (FN)
Merupakan gaya dorong engine dari hasil perubahan momentum bahan bakar udara dan bahan bakar yang melaui engine. Dan juga memperhitungkan adanya additional thrust.
2. Exhaust Gas Temperatur (EGT).
Merupakan temperatur gas panas yang keluar dari exhaust nozzle.
3. Core Speed (N2).
Merupakan kecepatan putar engine tiap satuan menit yang sangat mempengaruhi nilai thrust yang dihasilkan.
4. Fuel Flow (WF).
Merupakan bahan bakar yang memasuki engine.
5. Engine Pressure Ratio (EPR).
Merupakan pebandingan tekanan udara yang keluar dari HPT dengan tekanan udara yang masuk.
60 INPUT DATA.
No Parameter TAKEOFF MAX.CON T
Satuan
1 N1 5023 4882 Rpm
2 N2 14629 14457 Rpm
3 HUM 92,6 91,9 Grains/Lb
4 RelHum 77,8 76,4 %
5 WF 9297 8593 Lb/hr
6 T495 855,2 830,2 oC
7 T2 22,4 22,6 oC
8 T3 370,2 357,2 oC
9 TCCV 356,1 349,0 oC
10 PT2 14,583 14,586 PSIA
11 PT495 61,733 58,302 PSIA
12 PS3 327,6 326,8 PSIA
13 FN 22643 21006 Lbs
14 LHV 18650 18650 BTU/lb
15 CSD Oilc. NOINSTALLED
Dimana:
N1 = Fan Speed (rpm)
N2 = Core Speed (rpm)
T459 (EGT) = Exhaust Gas Temperatur
(oF) WF = Fuel Flow (LB/HR)
HUM = Moisture Content of Air (Grains/LB)
Rel.Hum = Real Hum(%)
T2 = Inlet Temperatur(0F)
T3 = Compressor Discharge Temperature (oF)
PT2 = Inlet Total Pressure (PSIA)
PT495 = HPT Discharge Temperatur (PSIA)
PS3 = Compressor Discharge Static Pressure (PSIA)
FN = Thrust (Lbs)
LHV = Lower Heating Value of Fuel (Btu/Lbs)
TCCV = Turbine Clearance Temperatur (oF)
61 Perhitungan-perhitungan secara manual terhadap data observe dari report pengetesan untuk mengetahui nilai koreksinya adalah sebagai berikut:
A. Faktor koreksi temperature dari T2 dan dari figure 1306 yaitu : ( ) oF
( ) ( ) ( )
⁄
⁄
⁄
⁄
⁄
( )
( )
√
⁄
Dimana diperoleh dari figure 1301 testing 008 yaitu sebesar 89,68oC (161,38oF).
B. Faktor koreksi untuk tekanan udara masuk adalah : ⁄
62 C. Humidity Correction Factor From Figure 1309 untuk Hum = 92,6
Grain/Lbs didapat :
KHN1 = 0,9959656 KHN2 = 0,9960282 KHEGT = 1,0011938 KHFN = 1,0002378 KHWF = 0,9936006
D. Temperature Rise Correction Factor Figure 1307 : T2 = 72,32oF
Hum = 92,6 Grains/Lbs Rel Hum = 77,8%
Diperoleh T.rise = 16,47oF
E.1. Inlet Condensation Correction Factor at N1K (rpm) Figure 1315 Diperoleh :
⁄ ⁄
sehingga :
N1K Fac = -0,0002453016 N2K Fac = -0,000150992 TK Fac = -0,000273605662 WF Fac = 0
63 Condensation koreksinya :
( )
( ) ( ) ( ) ( )
( ) ( )
( )
E.2. Facility Modifier Correction Factor (Test cell Correction) : FN/2 FNMeasKHFN ⁄
Didapat facility modifiernyaberdasarkan test cell correction table yaitu :
FMFN = 1,032662982 Thrust FMEGT = 0,989157909 EGT FMWF = 0,985098206 Fuel Flow FMN2 = 0,997946566 Core Speed FMEPR = 0,991399402 EPR
E.3. HPT Clearance Control Correction Factor Untuk HPTCC correction factor diperolehdari :
⁄ ⁄
64 sehingga :
((( ⁄ ) ) ) ((( ⁄ ) ) )
E.4. Adjustment Due Test Cell Installation Effect from figure 1316 Dari correction fan speed (N1R) :
Diperoleh :
BM = 228,3477118 FN ADJ = 156,3794021 Lbs EXC = -71,96830968
OC = 0
BM = 29,77904946 WF ADJ = 83,80017634Lbs/hr EXC = 54,02112688
OC = 0
BM = -2 EGT ADJ = 10,25264086 oF EXC = -12,25264086
OC = 0
BM = -15,74735914 N2 ADJ = 0,25264086 rpm EXC = 16
OC = 0
E.5. Standard Day Adjusted to Rated Fan Speed Correction from figure 1317
65
E.6. Hot Day Correction Factor from figure 1302
Jika tidak ada pergantian mode udara antara N2CC3 (figure 1313-1314) dengan udara standard day mode (N2R) maka,
KTCCN = 1 konstan KTCCT = 1 konstan F. Standard Day Calculation 1. Fan Speed (N1)
⁄ ⁄
2. Thrust (FN)
FN/2 FNMeasKHFN ⁄
⁄
66
( )
( ) 3. Fuel Flow (WF)
⁄ ⁄
⁄
( )
( )
4. Exhaust Gas Temperature (EGT)
⁄
((( ⁄ ) ) )
67 ⁄
( )
5. Core Speed (N2)
⁄
⁄
68
( )
6. Engine Pressure Ratio (EPR) ⁄
⁄
( )
7. Core Pressure Ratio (CPR) ⁄
⁄
8. HP Turbine Pressure Ratio (TPR) ⁄
⁄
9. Compressor Pressure Ratio (CPR) ⁄
⁄
69 10. Compressor Temperature Ratio (CTR)
⁄
((( ) ) )
((( ) ) )
11. Specific Fuel Consumption (SFC)
Jadi konsumsi bahan bakarnya :
* ( )+
( )
H. Hot Day Calculation 1. Hot Day core speed
2. HPTCC factor
70 3. Calculated Hot Day EGT
(oF) = ( )
Limitasi dari parameter standard day performansi pada kondisi take off : EGT = 0-855oC
N1 (target) = 4942 rpm N2 = 14436 rpm FN = 23498-24673 Lbs Hot Day :
EGT = 908 oC
N2 = 14769 rpm
Dan dengan cara yang sama kita juga dapat mengetahui berapa nilai-nilai koreksi performance engine pada kondisi Maximum Continuous, yaitu dapat dilahat pada tabel di bawah ini:
MCO Performance Temp.Corr.Factor At T2 0F 72,68 oC
1,02637515 oF
T25 oC 85.22
Press.Corr.Fac. 0.99251497
HUM.Corr.Fac At. Hum 91.9 Gr/lb
KHN1 0.995998
KHN2 0.996062
KHEGT 1.001.181
71
KHFN 1.000.235
KHWF 993644
Temp. Rise Corr. At T2 oF (Rel.Hum) 72.68 0F(76.4%)
Temp.Rise 13.34
Inlet Cond. Corr. Fac. At N1K 4803.3 rpm
N1K FAC - 0.00020887
N2K FAC - 0.000128533
TK FAC - 0.00023297
WF FAC 0
KCONDN1 0.997214356
KCONDN2 0.998285758
KCONDT 0.996892936
KCONDW 1
Facility Modifier Corr.Fac. At FN//2 21169 Lbs
FMFN 1.040.234.609
FMEGT 0.993171777
FMWF 0.992990583
FMN2 0.999975227
FMEPR 0.99405425
HPTCC Corr.Fac At N2R rpm 14208 rpm
⁄ 14.38 oR
KTCCT 1
KTCCW 1
KTCCN 1
Adjst.Due To T.cell Installation At. N1R rpm
4789.9 rpm
FN ADJ 99.3817778 Lbs
WF ADJ 62.3919013 lb/hr
EGT ADJ 6 oF
N2 ADJ - 3 rpm
Standard Day Adjs To Rated Fan Speed Corr.
18.5 rpm
DFN/DN1 128.859
DWF/DN1 580.186
DEGT/DN1 0.41407
DN2/DN1 135.598
DEPR/DN1 0.00160
DW2/DN1 0.18
Hot Day Corr.Fac. 2.45
HD 10.155
KTCCN 1
2.91
HD 10.315
KTCCT 1
N1/2.47
rpm 4803 rpm
72
N1R rpm 4790 rpm
FN/2 Lbs 21169 Lbs
FNK1 22021 Lbs
FNK2 22121 Lbs
FNK3 22302 Lbs
WF/22.58 8586.2 lb/hr
WFK1 8526.0 lb/hr
WFK2 8588.4 lb/hr
WFK3 8670.0 lb/hr
EGT/2.91 802 0C
EGTK1 795 0C
EGTK2 798 0C
EGTK3 802 0C
N2/2.45 14208 rpm
N2K1 14208 rpm
N2K2 14204.6 rpm
N2K3 14223.7 rpm
EPR 4.00
EPRK1 3.973
EPRK3 39.958
CPR Core 1.991
TPR 5.605
CPR 22.405
CTR 2.131
DWF/DFN 0.4590
SFCK3 0.3868 lb/hr/lb
N2CC3 14444 rpm
N2HD 14444 rpm
EGTHD 835 0C
PARAMETER LIMIT MCO
EGT MAX 830 0C
FN 21684-22768 Lbs
N1(target) 4804 rpm
N2 13864-14266 rpm
EGTHD 865 0C
N2HD 14487 rpm
Tabel 4.1. Nilai Koreksi MCO
73 4.2. Analisa Pengujian
Pada proses pengujian, harus dilakukan proses motoring. Hal ini dilakukan untuk menyalurkan oli ke sistem agar ketika engine dinyalakan maka sistem secara keseluruhan sudah terlumasi sehingga tidak terjadi kegagalan komponen akibat over heating. Selain itu, fungsi dari motoring ini adalah untuk membuang sisa-sisa udara yang berbentuk gelembung atau butiran udara yang tersisa disaluran-saluran sistem. Hal ini perlu dilakukan karena akan mengakibatkan vibrasi dan pitting pada saluran-saluran sistem yang akan menyebabkan kegagalan komponen.
Masalah-masalah yang paling sering muncul pada pengetesan adalah vibrasi, stall, akselerasi yang tidak masuk dalam batasan toleransi, exhaust gas temperature yang tinggi melebihi batas toleransi. Analisis dari masalah- masalah tersebut adalah ;
1. Vibrasi
Masalah vibrasi yang terukur adalah vibrasi bagian depan dan belakang.
Hal ini paling mungkin disebabkan karena pemasangan fan yang kurang benar, seperti kurang kencang atau proses balancing yang masih kurang.
Selain itu, hal ini disebabkan juga dari sisa-sisa gelembung udara yang masih tersisa di saluran sistem.
2. Akselerasi
Masalah ini merupakan masalah dimana waktu dari idle sampai dengan gaya dorong untuk take off terlalu lama diluar waktu yang diizinkan. Hal ini dapat menyebabkan pesawat tidak dapat terbang pada landasan yang terlalu
74 pendek. Masalah ini dapat diakibatkan oleh karena kegagalan sistem bahan bakar (fuel control unit) yang berfungsi sebagai fuel regulator yang memasok bahan bakar ke combustion chamber.
3. Stall
Masalah dimana tiba-tiba power engine drop dalam waktu yang sangat singkat. Hal ini juga diikuti oleh suara ledakan dan keluarnya api pada exhaust. Hal ini disebabkan karena pasokan udara yang masuk ke combustion chamber sedikit, sehingga campurannya lebih banyak fuel dari pada udara.
Sehingga temperatur naik tetapi tekanan turun.
Hal ini disebabkan aliran udara yang masuk turbulen. Sehingga stage lima bleed valve membuka dan membuang udara yang turbulen tersebut. Hal ini yang menyebabkan pasokan udara ke combustion chamber menjadi sangat berkurang.
Aliran turbulen ini merupakan akumulasi dari aliran turbulen yang masuk dari depan. Hal ini bias terjadi karena angin yang masuk sudah turbulen atau terjadi turbulensi akibat bleed dari LP dan HP kompresor yang terjadi erosi sehingga aliran udara menjadi tidak stabil atau turbulen.
4. EGT terlalu tinggi.
Tingginya EGT dapat menyebabkan melelehnya turbin dan komponen lain di sekitar exhaust. Penyebab dari masalah ini biasa dari sistem bahan bakar yang tidak benar, sehingga fuel yang yang dimasukkan ke combustion chamber terlalu banyak. Selain itu, hal ini dapat disebabkan oleh sistem
75 pendinginan udara yang kurang bekerja dengan benar. Hal ini dapat ditimbulakan karena adanya penyumbatan.
Pada urutan pengujian stage kelima bleed valve maksudnya adalah pengukuran performa engine pada saat udara dari HPC tigkat ke lima dibuang.
Tujuan dari hal ini adalah untuk mengurangi tekanan udara yang berlebihan atau untuk membuang udara yang turbulen. Ini dilakukan pada saat pesawat crusing atau take off, temperatur udara yang keluar dari HPC stage ke sembilan tinggi, sehingga akan membahayakan komponen mesin yang lainnya. Maka dari itu, pada kondisi ini dilakukan proses pembuangan udara dari stage tujuh HPC.
4.3. Analisa Performance
Hasil yang diperoleh nilai test cell dan nilai teoritik yang menjadi tolak ukur performance terlihat pada tabel berikut :
NO Parameter TAKE OFF MCO
Test Cell Teoritik Test Cell Teoritik 1 Thrust (FN) 23571 23569,37717 22022 22021
2 N1 4943 4943,46788 4803 4803
3 N2 14376 14369,76328 14233 14208
4 EGT 818.8 813,8884362 798.3 795
5 WF 9121 9156,310507 8494 8526.0
6 EPR 4.197 4,1968088565 3.973 3.973
Tabel 4.2. Hasil Test Cell dan Teoritik
Perbedaaan nilai yang diperoleh dapat disebabkan juga oleh beberapa hal, seperti :
1). Angka perkalian yang memiliki beberapa desimal dibelakang koma menghasilkan nilai yang berbeda.
76 2). Loses pada saat pengujian dilakukan terhadap performance engine di test cell.
Penurunan thrust dari kondisi take off ke kondisi maximum continuous dipengaruhi oleh faktor ketinggian, tekanan udara dan density udara. Semakin rendah ketinggian dari suatu pesawat terbang maka thrust yang dihasilkan akan semakin tinggi. Hal ini ini dipengaruhi oleh beberapa faktor diantaranya tekanan dan temperatur. Apabila tekanan udara naik maka thrust yang dihasilkan akan menjadi kecil. Pada udara bebas tekanan udara bertambah maka akan lebih banyak massa udara yang mengalir. Bertambah banyaknya udara berarti bertambahnya juga density udara, seiring dengan bertambahnya tekanan udara, maka jumlah masa yang memasuki engine akan bertambah pula.
Sedangkan temperatur mempengaruhi thrust akibat perubahan aliran massa udara. Kenaikan temperatur udara akan mengakibatkan udara tersebut mengembang (expand) sehingga density udaranya akan turun. Jadi bila temperatur udara memasuki engine bertambah, massa udara yang memasuki engine tersebut akan berkurang. Walaupun volume udara yang masuk engine tersebut sama.
Sementara ketinggian yang berbeda memiliki tekanan dan temperatur yang berbeda dimana semakin besar nilai ketinggian, maka nilai tekanan dan temperatur semakin kecil. Tekanan udara yang besar mengakibatkan thrust yang dihasilkan semakin tinggi, sedangkan temperatur yang lebih rendah menghasilkan thrust yang lebih besar. Dari hasil ini terlihat bahwa tekanan berpengaruh lebih besar terhadap thrust bila dibandingkan dengan temperatur,
77 sehingga thrust yang terjadi lebih kecil nilainya pada ketinggian yang lebih besar. Semakin besar nilai ketinggihan maka nilai thrust yang dihasilkan semakin menurun.
Perbandingan antara parameter performance engine dari hasil perhitungan teoritik dengan test cell pada kondisi take off pada N1K = 4942 :
Parameter Test Cell Teoritik Test Cell - Teoritik Test cell / Teoritik FNK3 (lbs) 23997 23953,81761 43,18239 1,0018027
WFK3 (lb/hr)
9334 9353,074416 - 19,074416 0,997960626 EGTK3(0C) 824 823,2852258 0,7147742 1,000868198
Tabel 4.3. Tabel Perbandingan Kondisi Take Off
Dan perbandingan antara parameter performance engine dari hasil perhitungan teoritik dengan test cell pada kondisi maximum continuous pada N1K = 4804 :
Parameter Test Cell Teoritik Test Cell - Teoritik Test cell / Teoritik
FNK3 (lbs) 22310 22302 8 1,000358712
WFK3 (lb/hr)
8641 8670,0 - 29 0,996655132
EGTK3(0C) 799 802 - 3 0,996259351
Tabel 4.4. Tabel Perbandingan Kondisi Maximum Continous Dari tabel- tabel diatas diperoleh :
1. Pada kondisi take off N1K 4942 rpm :
a. Parameter thrust hasil pembacaan test cell adalah sebesar 43,18239 lebih besar dari hasil teoritik.
b. Parameter fuel flow hasil pembacaan test cell adalah sebesar – 19,074416 lebih rendah dari hasil teoritik.
78 c. Parameter EGT hasil pembacaan test cell adalah sebesar 0,7147742
lebih besar dari hasil teoritik.
2. Pada kondisi maximum continuous N1K 4804 rpm :
a. Parameter thrust hasil pembacaan test cell adalah sebesar 8 lebih besar dari hasil teoritik.
b. Parameter fuel flow hasil pembacaan test cell adalah sebesar – 29 lebih rendah dari hasil teoritik.
c. Parameter EGT hasil pembacaan test cell adalah sebesar – 3 lebih rendah dari hasil teoritik.
