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
i
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 )
ii
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 )
iii
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 , JT8D217C, 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 specificasi manufacture .
iv
sesuai dengan data engine
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 .
v
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 anakanakku ,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
vi
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
vii
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.................................................................................................. -
viii
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
ix
BAB V PENUTUP .......................................................................................................... 67
x
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
xi
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
xii
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
T3
Temperatur diruang bakar
K
xiii
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
-
xiv
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
1
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.
2
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.
3
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 .
BAB V
KESIMPULAN DAN SARAN 4
Pada bab ini, berisi mengenai kesimpulan yang diperoleh dari hasil analisa dan perhitungan , analisa dan serta saran.
5
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
Pengumpulan data
Pengolahan Data
Tidak Analisa Data Ya Kesimpulan dan Saran
6
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.
7
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.)
8
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 .
9
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:
pV = nRT .................................................................................................... (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:
10
Cp = 1,0035 Kj Kg − K (0,240 Btu Lb − R)
g = 1,4 T = 288,15 0 k (15 0 C )
P = 1,0at = 14,696 psia = 1,01325.10 5 N M 2
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,
V2
V2
V1
V1
W = ∫ pdV = ∫
nRT dV ................................................... (3-2) V
= nRT ln
V2 V1
Demikian pula Q = W = nRT ln
V2 ................................................ (3-3) V1
11
Hubungan tekanan p dengan volume V melukiskan hukum BoyleMariotte, 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:
P1 p 2 = ........................................................................................... (3-4) T1 T2
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:
V2
W = ∫ pdV = p(V2 − V1 ) .................................................... (3-5) V1
dQ = dU + dW = dU + pdV Q = U 2 − U 1 + p (V2 − V1 )
Dalam hal ini dikenal dengan besaran Cp yang disebut kapasitas kalor pada tekanan tetap. Hubungan temperature melukiskan hukum GayLussac.
12
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:
V2
W = ∫ pdV = p(V2 − V1 ) ..................................................... (3-6) V1
V2
= ∫ p1dV V1
maka, p.V γ = p1 .V1γ = konstan
atau, p = p1 .V1γ / V γ
jadi, V2
W = ∫ p1 .V1γ / V γ .dV ......................................................... (3-7) V1
=
1 ( p1 .V1 − p 2 .V2 ) γ −1
Persamaan di atas adalah untuk proses ekspansi adiabatic, sedangkan untuk proses kompresi adiabatic adalah:
W =
1 ( p 2 .V2 − p1 .V1 ) ..................................................... (3-8) γ −1
13
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.
14
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)
15
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
Wc = W(1− 2 ) = −m h Cp (T2 − T1 ) ......................................... (3-9)
dimana:
16
Proses 2-3:
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 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
Proses 3-4:
h3
: entalpi spesifik udara keluar dari ruang
T3
: Temperature absolute udara keluar dari ruang pembakaran
Proses Ekspansi Isentropik di dalam turbin, untuk kerja pada
proses turbin
W( 3− 4) = WT = (h3 − h4 ) ........................................................ (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
17
Proses 4-1:
Proses Pembuangan Kalor pada tekanan tetap pada saluran
pembuangan. Q( 4−1) = (h4 − h1 ) ................................................................... (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
ηth =
=
Cp (T3 − T4 ) − Cp (T2 − T1 ) ........................................................ (3-14) Cp (T3 − T2 ) (T3 − T2 ) − (T4 − T1 ) (T3 − T2 )
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)
18
= 1−
1 ( P2 P1 ) ( K −1) K
= 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
19
pertambahan volume spesifik yang besar pada proses pembakaran yang seolaholah 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) = Cp (T2 – T1)
20
sehingga Efisiensi kompresor adalah:
ηk =
=
Ideal ker ja kompresor ........................................................ (3-19) Aktual ker ja kompresor h2' − h1 T2' − T1 = h2 − h1 T2 − T1
Sehingga temperature keluar kompresor sebenarnya adalah fungsi dari efisiensi kompresor. Faktor perbandimgam tekanan dan temperature sekelilingnya (ambient temperature). ⎛ PR − 1 ⎞ ⎟ .......................................................................... (3-20) T2 = T1 ⎜⎜1 + ηk ⎟⎠ ⎝
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
21
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,
ηB =
=
nilai aktual yang dipindahkan ke fluida ker ja ..................... (3-21) nilai pemanasan terendan bbm yang dipakai niali pemanasan efektif niali pemanasan terendah
22
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 partikelpartikel 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
23
lebih. Sedangkan efisiensi yang sebenarnya sangat sulit untuk diukur. Efisiensi ruang bakar didefinisikan sebagai:
ηb =
h3 − h2 .................................................................................... (3-22) f .Qnet
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
24
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,
ηT =
=
Kerja aktual dari 3 ke 4 Kerja isentropik 3 ke 4 ........................................................... (3-23)
h3 − h4 h3 − h41
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.
25
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 udara, maka akan lebih banyak ditentukan pada suatu ukuran volume tertentu.
26
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
27
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
28
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.
29
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 AxialFlow , 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 singlestage 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
30
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 )
31
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 pembakaran tersebut berekspansi untuk memutar turbine yang satu poros dengan kompresor. 32
(Gambar 3.4 Ruang Bakar) 4. Turbine Section ( Turbin ) . Turbin adalah komponen yang mengubah energi kinetk gas buang mekanik guna memutar kompresor dan perlengkapan lainya .
33
menjadi energi
(Gambar 3.5 Turbin)
34
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)
35
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 .
36
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 .
37
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 )
Normal/Max TO EGT
: 590/6250C ( 863 K / 898 K ) 38
Max Continuous EGT
: 5800C ( 853 K )
Normal Idle EGT
: 4800C ( 753 K )
Max Ground/Flight start EGT
: 475/5900C ( 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
39
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 =
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,
pt 2 , p t1
( 83,0074 kg/det )
: 1,91 bar = ( 191 kPa )
Temperatur masuk turbin tekanan tinggi, Tt 4
40
: 1.339 K
Efisiensi politropik untuk fan, kompresor dan turbin, η n , : 0,90 Efisiensi pembakaran, η RB ,
: 0,98
Efisiensi isentropic nosel, η N = η NP = η ND ,
: 0,95
Efisiensi mekanik setiap spul, η m
: 0,99
.
.
.
Total aliran massa udara, m = m D + m p , Oil Tank Usable quantity
: 210 kg/det
: 4.0 gall (3.33 imperial gall or 15.14 L )
41
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 .
5.
High Press Turbin Inlet 42
6.
High Pressure Turbin Discharge
7.
Low Pressure Turbine Discharge .
8.
Udara gas buang ke atmosphir .
(Gambar 3.10 Skematik Diagram Engine JT8D-217)
43
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.
44
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 keseluruh bantalan pada engine atau mejalankan sistem pelumasan.
45
Kemudian dilakukan pengisian kembali ke tangki oli. Selain itu dipantau juga indikasi pada oil pressure indicator . 2. Menjalankan /menghidupkan Engine. Yaitu menghidupkan engine sampai berputar pada ground idle running Adapun pelaksanaannya sebagai berikut:
-
Power Lever minimum, shut-off lever off, start system normal.
a. Starter switch on b. 10 % N2 Ignition. c. 21 % N2 Shut-off lever ke posisi ground idle. d. 40 % N2 Starter cut off. e. 50 % N2 Ignition switch to off. f. Engine pada kondisi Ground Idle.
3. Menjalankan engine pada kondisi-kondisi tersebut yaitu: a. Start Up, pada saat engine akan dihidupkan sampai pada ground idle. b. Bleed Valve, menaikkan trottle sampai 3,0 bleed valve tertutup penuh c. Fuel control menggerakkan trottle ke posisi tertentu. d. Flight idle, throttle pada posisi minimum dan posisi shut-off lever pada posisi flight idle. e. Ground Idle, throttle untuk mendapatkan thrust tertentu.
46
Pengambilan data-data pada kondisi tersebut disesuaikan dengan program komputer yang terdapat pada engine control. Setiap kondisi, data-data yang diambil dicatat dan di record, dan ditulis pada daftar pengisian. Dalam pengujian ini terdapat urutan-urutan pengambilan data yang disebut sequence. Dari sequence ini diketahui pengujian keberapa pada kondisi tertentu, sedangkan urutan kondisi-kondisi pengujian tidak mutlak seperti pengujian ini tetapi tergantung pada operator kecuali pada kondisi start-up. Data-data yang telah diperoleh pada kondisi-kondisi performance kemudian dimasukkan ke dalam kurva unjuk kerja sehingga dapat dilihat keadaan engine tersebut. Data pada kondisi engine vane dan vibration langsung dimasukkan pada kurva karena kondisi tersebut dalam keadaan transient yang artinya data yang diambil dari kondisi ground idle running sampai ke kondisi high power ( take-off thrust ) .
47
4.4.
Data Spesifikasi engine P&W JT8D -217A Untuk lebih jelasnya proses kerja mekanik tersebut dijabarkan di bawah
ini dengan data sepesifikasi engine P&W JT8D-217A yang ada .yaitu:
( Tabel 4.1. Power Thrust Rating )
..
Type Engine
: Twin Spool Axial Flow Turbofan
Normal/Max Take off thrust
: 20.000/20.850 lbs ( 88964.4 N / 92745.4 N )
Normal/Max TO EGT
: 590/6250C ( 863 K / 898 K )
Max Continuous EGT
: 5800C ( 853 K )
Normal Idle EGT
: 4800C ( 753 K )
Max Ground/Flight start EGT
: 475/5900C ( 748 K / 863 K )
L.P sistem (N 1 indication)
: terdiri dari 1 stage fan blade, 6 stage
48
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%
: 8.219 RPM
N2 speed 100%
: 12.245 RPM
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
: 183 lb/sec = ( 83.0074 kg/det )
Weight (dry QEC)
: 2.703 kgs
Total length
: 7.0 meters
Diameter
: 1.8 meters
Tekanan atmosfer, p0 = p1
: 1 bar = ( 100 kPa )
Temperatur atmosfer, T0 = T1 = T8
: 15 C = ( 288 K )
49
Perbandingan tekanan fan,
pt 2 , pt1
: 1,91 bar = ( 191 kPa )
Temperatur masuk turbin tekanan tinggi, Tt 4
: 1.339 K
Efisiensi politropik untuk fan, kompresor dan turbin, η n , : 0,90 Efisiensi pembakaran, η RB ,
: 0,98
Efisiensi isentropic nosel, η N = η NP = η ND ,
: 0,95
Efisiensi mekanik setiap spul, η m
: 0,99
.
.
.
Total aliran massa udara, m = m D + m p ,
4.5.
: 210 kg/det.
PerhitunganPerformance dengan Rumus Termodinamika.
( Gambar 4.2. Sekamtic Aerodynamic)
50
Thrust dan SFC yang dibutuhkan pada saat dibawah kondisi static sea level dimana ambient pressure dan temperaturnya adalah
1,0 bar ( 100 kPa ),
dan 15 C atau ( 288 K ).
η nK =
dTs = konstan dT
dimana subskrip s menunjukan proses isentropic, sehingga untuk proses kompresi politropik, T2 ⎛ p 2 ⎞ =⎜ ⎟ T1 ⎜⎝ p1 ⎟⎠
n −1 n
( k −1)
⎛ p ⎞ kη n K = ⎜⎜ 2 ⎟⎟ ⎝ p1 ⎠
atau
n − 1 ( k − 1) ⎛ 1.4 − 1 ⎞ 1 = =⎜ = 0.3175 ⎟× n kη n K ⎝ 1.4 ⎠ 0.90
dan untuk Tt1 = T0 dan pt1 = p 0
Tt 2 ⎛ pt 2 ⎞ ⎟ =⎜ Tt1 ⎜⎝ pt1 ⎟⎠
n −1 n
sehingga ⎛P Tt 2 = ⎜⎜ t 2 ⎝ Pt1
⎞ ⎟⎟ ⎠
n −1 n
xTt1 = (4,97 )
0 , 3175
x 288 = 479,2 K
(Tt 2 − Tt1 ) = 479,2 − 288 = 191,2 K Pt 3 Pt 3 Pt1 1 = x = 19,5 x = 3,92 Bar = 392000 Pa Pt 2 Pt1 Pt 2 4,97
51
⎛P Tt 3 = Tt 2 x⎜⎜ t 3 ⎝ Pt 2
⎞ ⎟⎟ ⎠
n −1 n
= 479,2 x(3,92)
0 , 3175
= 739,4 K
Untuk fan dan nosel dingin, 2
C Tt 2 Tt 8 k −1 2 8 = = 1+ = 1+ M 8 2c p T8 2 T8 T8
Sehingga apabila M8 =1 Tt 2 k + 1 = 2 Tkr
Sedang efisiensi nosel pendingin,
ηN =
Tt 2 − Tkr Tt 2 − Tkr s
atau Tkr s = Tt 2 −
1
ηN
(Tt 2 − Tkr )
dan ⎛T p kr = p t 2 ⎜⎜ kr s ⎝ Tt 2
k
⎡ ⎞ k −1 1 ⎟⎟ = pt 2 ⎢1 − ⎠ ⎣ ηN
k
⎛ Tkr s ⎜⎜1 − Tt 2 ⎝
⎞⎤ k −1 ⎟⎟⎥ ⎠⎦
atau pt 2 = p kr
1 ⎡ 1 ⎛ 2 ⎞⎤ ⎜1 − ⎟⎥ ⎢1 − ⎣ η N ⎝ k + 1 ⎠⎦
k ( k −1)
atau
52
pt 2 = p kr
1 ⎡ 1 ⎢1 − ⎣ ηN
k
⎛ k − 1 ⎞⎤ ( k −1) ⎜ ⎟⎥ ⎝ k + 1 ⎠⎦
dengan demikian, untuk M8 = 1, perlu dihitung perbandingan tekanan nosel, dari
pt 2 = 1.91 yang ternyata lebih kecil p kr
pt 2 , jadi p0 > pkr. p kr
dengan demikian dapat disimpulkan bahwa M8 < 1 sehingga dibuat p8 = p0, sehingga gaya dorong dingin adalah .
FD = m(C8 − C 0 ) + ( p8 − p 0 )A8 atau .
FD = m D C8 dimana: C1 = C jD = [2Cp (Tt1 − T0 )]
1
2
= [2 × 1.005 × 1000 × (288 − 288)] = 0.m / det
1
2
untuk mendapatkan nilai C2 dan C6 menggunakan cara yang sama, sehingga hasil akhir dari C7 dan C8 sebagai berikut : C8 = C jD = [2Cp (Tt 2 − Tt 8 )]
1 2
= [2 × 1.005 × 1000 × (479,2 − 288)]
1 2
= 619,62 m/dtk .
mRB 210 × 1,7 mD = = = 132,2kg / dtk RB + 1 1,7 + 1 .
53
dengan demikian gaya dorong dingin,
FD
= mD.C8 = 132,2 x 619,62 = 81913.764 N = ( 18414,9 Lbs )
selanjutnya kerja yang diperlukan kompresor ,
wTK = c p
gas
(Tt 4 − Tt 5 ) =
cp
udara
ηm
(Tt 3 − Tt 2 )
sehingga
(Tt 4 − Tt 5 ) =
=
C pu
η m c pg
× (Tt 3 − Tt 2 )
1,004 x 260,2 = 178,9 K 0,99 x1,148
Dengan cara yang sama untuk turbin tekanan rendah (turbin penggerak fan) ⎛ c pu ⎞ ⎟(Tt 2 − Tt1 ) ⎟ η c ⎝ m pg ⎠
(Tt 5 − Tt 6 ) = (RB + 1)⎜⎜ = (1,7 + 1)x
1,004 x191,2 = 458,67 K 0,99 x1,148
dengan demikian,
54
Tt5 = Tt4 – (Tt4 – Tt5) = 1339 – 178,9 = 1160.1 K Tt6 = Tt5 – (Tt5 - Tt6) = 1160.1 – 458.67 = 701.43 K
untuk turbin (ekspansi), efisiensi politropik,
ηnT =
dT dTs
sehingga untuk proses politropik dalam turbin, Tt 4 ⎛ pt 4 ⎞ ⎟ =⎜ Tt 5 ⎜⎝ pt 5 ⎟⎠
η nT
Tt 4 ⎛ pt 4 ⎞ ⎟ =⎜ Tt 5 ⎜⎝ pt 5 ⎟⎠
η nT
( k −1) k
⎛p ⎞ = ⎜⎜ t 4 ⎟⎟ ⎝ pt 5 ⎠
n −1 n
dan ( k −1) k
⎛p ⎞ = ⎜⎜ t 5 ⎟⎟ ⎝ pt 6 ⎠
n −1 n
maka untuk ekspansi,
(k − 1) = 0.90 × 1.333 − 1 = 0.225 n −1 = ηnT n k 1.333 sehingga Pt 4 ⎛ Tt 4 ⎞ ⎟ =⎜ Pt 5 ⎜⎝ Tt 5 ⎟⎠
pt 5 ⎛ Tt 5 ⎞ =⎜ ⎟ pt 6 ⎜⎝ Tt 6 ⎟⎠
n −1 n
n −1 n
1
⎛ 1339 ⎞ 0, 225 = 1.89 bar = 189000 Pa =⎜ ⎟ ⎝ 1160.1 ⎠
1
⎛ 1160.1 ⎞ 0.225 = 9.33 bar = 933000 Pa =⎜ ⎟ ⎝ 701.43 ⎠
55
dengan demikian, pt 4 = pt 3 − Δp RB = (19,5 × 1) − 1,15 = 18,35 bar = 1835000 Pa
pt 5 =
18,35 = 9.7 bar = 970 000 Pa 1.89
pt 6 = pt 4 ×
pt 5 pt 6 1 1 × = 18,35 × × = 1.04 bar = 104000 Pa 1.89 9.33 pt 4 pt 5
pt 7 = pt 6 ×
pt 5 pt 6 9.7 1.04 × = 1.04 × × = 1.039 bar = 103900 Pa 1.04 9.7 pt 6 pt 5
pt 8 = pt 7 ×
pt 6 pt 7 1.04 1.039 × = 1.039 × × = 1.0389 bar = 103890 Pa 1.039 1.04 pt 7 pt 6
Dengan laju aliran massa udara panas,
T6-T7 = ηfan.T6.[1-(1/P6/Pa)γ-1/γ = 0,90. 701.43 [1-(1/1.04)0,2857] = 7.07 K
.
m 210 mp = = = 77.7 kg / dt RB + 1 1,7 + 1 .
C7 =Cjp = [ 2 Cp hot . (T6 – T7)]0,5 = [2 x 1.005 x 1000 (7.07)]0,5 = 119.2 m/dtk
56
Maka gaya dorong panas FP
= mp . C7 = 119.2 x 77.7 = 9261.84 N = ( 2082.14 Lbs )
Sehingga dapat diketahui bahwa total thrust adalah ,
Total Thrust
= FD + FP = 81913.764 N + 9261.84 N = 91175.604 N = ( 20496.275 Lbs )
Total Thrust dalam, Lbs = 18414.9 Lbs + 2082.14 Lbs = 20496.275 Lbs .
Dimana diketahui bahwa data dari pabrik untuk total Thrust Power nya adalah sebesar 20000 lbs – max 20 850 lbs . tetapi setelah adanya perhitungan secara rumus termodinamika maka didapatkan hasil total Thrust Power nett sebesar yaitu 20496.275 lbs ( 91175.604 N ) , nilai perhitungan ini hampir mendekati dengan harga total thrust dari data pabrik engine tersebut.
57
Dengan menampilkan perbandingan data yang aktual dengan hasil yang diperoleh dapat kita lihat pada tabel dan grafik dari data aktual dan dari hasil perhitungan, seperti dibawah ini :
4.6.
Tabel Data dan Grafik .
(Tabel 4.2. Berdasarkan Data Actual)
Station Pressure (psi) Temperature (K0)
1 1 288
2 4.97 481
3 19.35 733
4 18.35 1339
5 7.53 1076
6 2.02 796
20
Pessure (Psi)
15
10
5
0 0
1
2
3
4
5
6
7
8
Station
( Grafik 4.1. Pressure VS Station yang Berdasarkan data Actual )
58
1400
Temperatur (Kelvin)
1200 1000 800 600 400 200 0 0
1
2
3
4
5
6
7
8
Station
( Grafik 4.2. Temperature VS Station yang Berdasarkan Actual )
Station Pressure (psi) Temperature (K0)
( Tabel 4.3. Berdasarkan Perhitungan ) 1 2 3 4 5 1 4.97 19.5 18.35 9.7 288 479.2 739.4 1339 1160.1
6 1.04 701.43
20
Pressure (Psi)
15
10
5
0 0
1
2
3
4
5
6
7
8
Station
( Grafik.4.3. Pressure VS Station Yang Berdasarkan Perhitungan )
59
1600
Temperatur (Kelvin)
1400
4
1200
5
1000 800
3
6
600 2
400 1
200 0 1
2
3
4
5
6
7
Station
( Grafik.4.4. Temperature VS Station Yang Berdasarkan Perhitungan )
60
4.7.
Kasus Dan Permasalahan Pada Engine.
Kasus dan permasalahan atau kerusakan – kerusakan yang ada ,dan sering kali terjadi pada engine, diantaranya adalah :
a) Engine Kemasukan Benda Asing FOD ( Forign Object Damaged ) .
Engine mengalami kemasukan benda asing atau FOD yang bisa merusak seperti , batu kerikil ,patahan baut , mur , sekrup (screws), atau bisa juga engine kemasukan burung yang besar . kejadian ini bisa menyebabkan kerusakankerusakan komponen, terutama pada bagian kompresor ( high pressure compressor blades), Ruang bakar , dan bagian turbin ( high pressure turbine blades ) , yang pada akhirnya bisa menyebabkan berkurangnya atau hilangnya daya dorong engine ( Thrust Power ) . Atau yang
lebih fatal lagi adalah
mengalami mati mesin atau ( engine shutdown ) . Penanganannya biasanya ,engine harus cepat dilaksanakannya perawatan inspeksi Boroscope pada bagian dalam engine . Dan apabila hasil inspeksi borescope ini menemukan kerusakan yang parah pada bagian HP compressor , ruang bakar , dan bagian HP turbine , maka engine tersebut harus turun mesin atau Overhaul di Engine workshop .
b) Engine Mengalami Over Temperature Atau High EGT .
Engine mengalami over temperature atau high EGT ( Exhaust Gas Temperature ) , ini artinya adalah, engine mengalami over temperature pada
bagian gas buang yang melewati bagian daun turbin ( turbine blades ), yang bisa menyebabkan kerusakan atau patah ,atau kelelahan pada daun turbin , yang akhirnya bisa menyebabkan berkurangnya atau hilangnya daya dorong ( Thrust Power ) . Penanganannya biasanya , melaksanakan perawatan inspeksi borescope , Pencucian kompresor dan turbin ( compressor wash ) , melaksanakan penggantian komponen-komponen seperti , filter bahan bakar ( engine fuel filter ) , Karburator
61
atau FCU ( Fuel Control Unit ) , dan melaksanakan pengujian starting engine ( engine run ), serta mengevaluasi kenerja engine .
c) Engine Tidak Bisa Hidup Pada Saat Engine Starting / ( Engine Running ) .
Kerusakan tipe seperti ini biasanya , akibat kelelahan pada system pengapian ( ignition system }, atau tidak lancarnya aliran bahan bakar , sehingga tidak tercapainya proses pembakaran di dalam ruang bakar . Penanganannya biasanya dengan melakukan penggantian pada komponenkomponen seperti , Busi ( ignitor plug ) , kabel busi ( ignitor lead ), exciter ignition box , filter bahan bakar ( engine main fuel filter ) , dan atau karburatornya sendiri atau FCU . Dan terakhir melakukan pengujian starting engine ( engine run ) , dan observasi serta evaluasi kinerja engine .
62
BAB V PENUTUP
5.1.
Kesimpulan Berdasarkan hasil analisa dan pengolahan data, dapat disimpulkan bahwa pada
perhitungan dengan menggunakan dasar
rumus-rumus thermodinamika dapat menghitung
kinerja atau performa daya dorong (Thrust Power) dari engine P&W JT8D-217A sesuai dengan data spesifikasi pabrik secara manual. Adapun selisih dari total gaya dorong yang dihasilkan jenis engine JT8D-217A dengan data yang didapatkan dari manufactur bahwa daya dorongnya sebesar 20000 lbs- max 20 850 lbs, hampir sangat mendekati dengan hasil perhitungan yaitu sebesar 20496.275 lbs, atau akurasi perhitungan yang kami dapatkan sebesar 98,30% . Nilai prosentase ini didapat dari , 20496,275 lbs / 20850 lbs x 100 % = 98,30 % . Dari hasil analisa dan penelitian ini kita bisa mengetahui performa tenaga dari sebuah mesin turbin gas dengan tepat .
Dalam hal ini, yang perlu diperhatikan untuk mendapatkan gaya dorong yang besar, adalah sebagai berikut: 1
Perbandingan tekanan udara yang masuk kedalam engine dengan yang keluar dari engine.
2
Besarnya temperature pada saluran gas buang.
3
Besarnya putaran engine atau RPM.
Dengan analisa perhitungan menggunakan rumus termodinamika ini, dan berdasarkan siklus Brayton, dapat membantu para mahasiswa dalam penerapan ilmunya ke dalam perhitungan kerja mesin turbin gas atau ( gas turbin engine) dan dapat mengetahui penerapannya pada engine tersebut.
63
5.2.
Saran . Untuk mendapatkan kinerja dan kemampuan atau performa Daya dorong ( Thrust
Power ) yang optimal dan sesuai dengan data spesifikasi pabrik pembuat engine P&W JT8D-217 , maka harus melakukan perawatan secara berkala sesuai dengan standar petunjuk perawatan yang berlaku dari pabrik pembuatnya . Perawatan yang dilaksanakan dapat berupa pemeriksaan dan inspeksi pada kondisi komponen seprti compressor blades , turbin blades , bagian ruang bakar, aliran bahan bakar , pencucian kompresor ( compressor wash ) , perawatan inspeksi borescope secara berkala . Pencucian kompresor secara berkala ini dilakukan agar tidak terjadi endapan kotoran pada kompresor, ruang bakar , dan bagian turbin . Hal ini untuk meningkatkan kinerja engin . Perawatan yang spesifik dan disiplin ini sangat perlu dilakukan guna memperoleh dan menjamin kenyamanan dan keselamatan bagi pengguna jasa transportasi udara , serta yang berkaitan langsung dengan keselamatan jiwa para penumpang pesawat udara .
64
DAFTAR PUSTAKA
1.
Culp Archie W. Jr. PhD , Prinsip-prinsip Konversi Energi , Erlangga Jakarta , 1991 .
2.
D. Mattingly Jack, Elements Of Gas Turbine Propulsion, International Edition , 1996 .
3.
G. Hill, Philip and R. Paterson Carl , Mechanic And
Thermodinamics
Of Propulsion , Second Edition , 1992 . 4.
J. Kroes Michael , W. Wild Thomas , D. Bent Ralph , and I. McKinly , Aircraft Power Plant, Sixth Edition, 1990 .
5.
Karyanto E , Teknologi Dasar Mesin Turbin Gas Pesawat Terbang , Ghalia Indonesia , Jakarta , 1984 .
6.
William C. Reynold , and C. Perkins Henry , Thermodinamika Teknik, Edisi keempat , Erlangga, Jakarta, 1991 .
7.
Aircraft Maintenance Manual MD-80 Series, Lion Air , Revisi Maret 2007 .
65
LAMPIRAN GAMBAR
Lampiran 1 .
( Gambar Sisi Kanan Engine )
Lampiran 2 .
( Gambar Sisi kiri Engine )
Lampiran 3 .
( Gambar Pancaran Gas Buang/ Jet Blast )
Lampiran 4 .
( Gambar Skematik Diagram Engine JT8D-217 )
Lampiran 5 .
( Gambar Laju aliran Primer & Skunder )
Lampiran 6 .
( Gambar Laju Aliran Udara )
Lampiran 7 .
( Gambar Diagram Engine )
Lampiran 8
( gambar uraian bagian engine )
