BAB III ANALISA DAN PENGHITUNGAN DATA. 3.1 Penghitungan Beban Pendinginan Dan Kapasitas Mesin Pendingin Pesawat

Tugas Akhir

BAB III ANALISA DAN PENGHITUNGAN DATA

3.1 Penghitungan Beban Pendinginan Dan Kapasitas Mesin Pendingin Pesawat Sebelum menghitung beban pendingin ada beberapa faktor yang mempengaruhi beban pendinginan pada pesawat terbang : a. Perpindahan panas dari dinding luar melalui badan pesawat (𝑄𝑣 ) b. Radiasi sinar matahari melalui bagian transparan (𝑄𝑗 ) c. Panas dari penumpang dan awak pesawat (𝑄𝑆 ) d. Pancaran panas dari peralatan dan perlengkapan elektronik kabin (𝑄𝑤 ) Faktor pendinginan di atas sangat mempengaruhi suhu pada bagian dalam pesawat, yaitu : kabin, kokpit, kargo dan ruang elektrikal (avionik), namun yang paling diutamakan kenyamanannya hanya pada kabin, kokpit dan kargo dipusatksan pada kabin karena terdapat 2 (dua) unit computer untuk melaksanakan kalibrasi peralatan bandara. Dalam penghitungan beban pendinginan pada pesawat Beechcraft King Air B200GT, diperlukan data-data dimensi dan kondisi yang direncanakan seperti yang tertera di bawah ini :

Universitas Mercu Buana

Page 36

Tugas Akhir

Bagian pesawat Panjang pesawat Keseluruhan Panjang kabin dan kokpit (tanpa

DIMENSI L = 6.71 m 𝐿𝑘 = 4.96𝑚

radime) Lebar badan pesawat

𝐷𝑚𝑎 = 1.55𝑚

Lebar maksimum kabin

𝐷𝑚𝑖 = 1,19𝑚

Tebal dinding kabin Panjang kargo Tinggi kabin Jumlah kaca : penumpang dan

b = 0,18m 1.75m h = 1.45m 19 buah

Kokpit Jumlah awak dan penumpang

11 orang

pesawat Suhu kabin

24˚𝐶

Sumber : http://www.google.com/imgres?sa=X&biw=1003&bih=639&tbm=isch&tbnid=XgF0xcV2zmgg2M%3A&imgrefurl=http% 3A%2F%2Fwww.flyvictor.com%2Faircraft-operators%2Fjota-aviation%2Fking-air-c90-gjotb&docid=0NlwU5Hk7J3c8M&imgurl=http%3A%2F%2Fwww.flyvictor.com%2Fupload%2Faircraft-operators%2Fjotaaviation%2Fking-air-c90-g-jotb%2FG-JOTB-seatingdimensions.png&w=410&h=296&ei=aizfUrrLMI_JrAfrvYDICQ&zoom=1&ved=0CNgBEIQcMCk&iact=rc&dur=2447& page=4&start=39&ndsp=16

Table 3.1 Spesifikasi pesawat Beechcraft King Air B200


Page 37

Tugas Akhir

Sumber : http://www.google.com/imgres?biw=1003&bih=639&tbm=isch&tbnid=KpPCXHpccekuM%3A&imgrefurl=http%3A%2F%2Fsunquestexec.com%2Ffleet%2Fbeechcraft-super-king-air-200n400kw%2F&docid=FvWokcXZFgJsvM&imgurl=http%3A%2F%2Fsunquestexec.com%2Fwpcontent%2Fuploads%2F2011%2F05%2FKing-Air-SeatingHeight.jpg&w=540&h=540&ei=eSvfUqXEI46MrgeeoYGYAg&zoom=1&ved=0CFIQhBwwAA&iact=rc&dur=1704&pag e=1&start=0&ndsp=11Gambar

3.1 Gambar penampang kabin dan kargo 𝑡 𝑑 −𝑡 𝑠

𝑄𝑉

=

𝑊

= 𝑅𝑘𝑜𝑛𝑑 + 𝑅𝑘𝑜𝑛𝑣

𝑊

=

𝑊

𝑅1 𝑅2

1

𝑙𝑛 𝐾.𝑃.𝐿.𝑇 + 𝑕𝑑.𝐴𝑑

Luas permukaan kabin yang menerima panas dari luar adalah bagian atas dan samping badan pesawat, yaitu busur AB (∩ AB), sedangkan luar permukaan kargo yang menerima panas dari luar adalah samping dan bagian bawah pesawat yaitu CDEF (∩CDEF).  Luas permukaan luar (𝐴𝑙 ) 𝐴𝑙 = 𝑕 × 𝑤 × 𝐿𝐸 = 1,45 × 1,47/2 × 4,96 = 1,45 × 0,685 × 4,96 = 9,853 𝑚²


Page 38

Tugas Akhir  Keliling penampang kabin dan kokpit (∩AGF) 𝑂𝑃

cos ∠ 𝐴𝑂𝐶 = 𝑊

=

(𝑊𝑑 = Lebar dalam kabin)

𝑑

0,76 1,19

= 0,64 ∠ 𝐴𝑂𝐶 = 0,51˚ Busur AGF ∩AGF = 360 − 2𝑎 = 360 – 2(0,51) = 358˚

 Keliling busur ZYX ∩ ZYX =

=

𝑕×𝑊×𝐿 2 1,45 × 1,19 × 4,96 2

= 4,27m Besar ∠𝐴𝑂𝑍 dan ∠𝐹𝑂𝑋 ∠𝐴𝑂𝑍 = 90˚ − ∠ 𝐴𝑂𝐶 = 90˚ − 0,51 = 89,49˚ ∠𝐴𝑂𝑍 = ∠𝐹𝑂𝑋 = 89,49


Page 39

Tugas Akhir Panjang busur ZA dan FX ∩ ZA = 𝑊 × ∠𝐴𝑂𝑍 = 1,19 ×

(dalam radian)

89,49×𝜋 180

= 0,184m ∩ ZA = ∩ FX = 0,184m Keliling busur AGF ∩ AGF

= ∩ ZYX +∩ ZA +∩ FX = 4.92 + 0,184 + 0,184

`

= 5,288𝑚

Luas permukaan dinding kabin dan kokpit 𝐴𝑘

=∩ AGF × Lk = 5,288 × 4,96 = 26,23𝑚²

 Keliling penumpang kargo (∩ CD + DE +∩ EF) cos ∠𝐶𝑂𝑅

= =

𝑂𝑄

(𝑊𝑑 = lebar dalam kabin)

𝑊𝑑 0,184+0,185

1,37

= 0,32 ∠𝐶𝑂𝑅

= 0,999˚


Page 40

Tugas Akhir

=

cos ∠𝐷𝑂𝑅

=

𝑂𝑅

(𝑊𝑑 = lebar dalam kabin)

𝑅𝑑 0,184+0,185+1,540

1,37

= 1,49 = 0,999˚

∠𝐷𝑂𝑅

Keliling busur CD dan EF ∠𝐶𝑂𝐷

= ∠𝐶𝑂𝑅 − ∠𝐷𝑂𝑅 = 0,999 − 0,998 = 2˚

∩ CD

(dalam radian)

= 𝑊 × ∠𝐶𝑂𝐷 = 1,19 ×

0,824×𝜋 180

= 0,017m = ∩ EF

∩ CD

= 0,017m

Panjang DE DS

=

𝑆𝑂2 − 𝐷𝑂²

=

1,19² − 0,184 + 0,185 + 0,54

2

= 1,4161 − 0,8263 = 0,77 DE

= 2 × 𝐷𝑆 = 2 × 0,77 = 1,54 𝑚


Page 41

Tugas Akhir ∩ CD + DE +∩ CD

= 0,017+ 1,54 + 0,017 = 1,574m

𝐴𝐹𝑊𝐷 = (∩ CD + DE +∩ CD) × 𝐿𝐹𝑊𝐷 𝑘𝑔 𝑘𝑔 = 1,574 × 6,71 = 10,562 𝑚² 𝐴𝐹𝑇 𝐴𝑘𝑔

= (∩ CD + DE +∩ CD) × 𝐿𝐴𝐹𝑇 𝑘𝑔 = 1,574 × 1,73 = 2,723 𝑚²

𝐴𝐵𝐿𝐾 𝑘𝑔

= (∩ CD + DE +∩ CD) × 𝐿𝐵𝐿𝐾 𝑘𝑔 = 1,574 × 1,75 = 2,755 𝑚²

Total luas penampang kargo 𝐴𝑘𝑔

= 1,54 + 2,723 + 2,755 = 7,018 𝑚²

Luas permukaan dalam yang menerima panas dari luar 𝐴𝑑 𝐴𝑑

= 𝐴𝐾 + 𝐴𝐾𝑔 = 26,23𝑚 + 7,018 = 33,248 𝑚²

 Koefisiensi perpindahan panas udara di dalam kabin (h) 𝑕

= 1,2 × 𝑉


Page 42

Tugas Akhir diambil kecepatan udara didalam kabin (V) dalam lampiran W = 0,2 m/s ~ = 0,656 ft/s 𝑕

= 1,2 × 0,656 = 0,972𝐵𝑇𝑈/𝑕𝑟. 𝑓𝑡². ˚𝐹 = 5,521 𝑊/𝑚2 . ˚𝐶

Badan pesawat Beechcraft King Air B200 GT dilapisi oleh tiga macam bahan dengan ketebalan dan konduktivitas yang berbeda juga, seperti yang terlihat pada table 3.2 No

Bahan Lapisan

Tebal (m)

K (Watt/m ˚C)

1

Aluminium

0,002

116,13

2

Sound Proofing

0,145

0,05

3

Fiberglass

0,003

0,074

Sumber : ASRAE, American Society of Heat Refrigerating and Air Conditioning Enginners. Inc (ASHRAE) Handbook Fundamentals, Amerika, 1997 Tabel 3.2 lapisan dinding pesawat berikut ketebalan dan konduktivitasnya

Sumber : data pribadi

Gambar 3.2 Lapisan pada dinding pesawat


Page 43

Tugas Akhir Maka jari-jari tiap lapisan badan pesawat adalah : 𝑅𝐴𝐿

= 𝑅1

= 2,82 𝑚

𝑅𝑆𝑃

= 𝑅1 − 0,002 = 2,82 − 0,002 = 2,64

𝑅𝑑

= 2,64

𝑅𝐹𝐺

= 𝑅𝑑 + 0,003 = 2,64 + 0,003 = 2,543 𝑚

Maka tahanan panas badan pesawat (W) adalah :

W

=

=

𝑅 𝑙𝑛 𝐴𝐿 𝑅 𝑆𝑃

𝐾𝐴𝐿 .2𝜋.𝐿 𝑙𝑛

+

𝑅 𝑙𝑛 𝑃𝐺

𝑅 𝑙𝑛 𝑆𝑃

𝑅 𝑃𝐺

𝐾𝑆𝑃 .2𝜋.𝐿

2,82 2,818

116,13.2𝜋.47,561

+

+

𝑅𝑑

𝐾𝑃𝐺 .2𝜋.𝐿

𝑙𝑛

2,818 2,673

0,05.2𝜋.47,561

+

+

1 𝑕 2 .𝐴𝑑 𝑙𝑛

2,643 2,64

0,074.2𝜋.47,561

+

1 5,521.662,93

= 2,044. 10−∗ + 3,54. 10−3 + 5,136. 10−5 + 2,732. 10−4 = 3,865. 10−3 °𝐶/𝑤𝑎𝑡𝑡  Suhu udara dalam kabin (𝑇𝑑 ) yang direncanakan yaitu : 𝑡𝑑

= 24 °𝐶

𝑇𝑑

= 273 + 24 = 297𝐾

 Suhu udara dinding luar badan pesawat (𝑇𝑙 ) berdasarkan lapiran U yaitu : 𝑡𝑙

= 50 °𝐶

𝑇𝑙

= 273 + 50 = 323𝐾


Page 44

Tugas Akhir Maka beban pendinginan badan kabin, kokpit dan kargo akibat perpindahan panas secara konduksi dari udara luar melalui badan pesawat (𝑄𝑉 ) adalah : 𝑄𝑉

= =

𝑇𝑙 −𝑇𝑑 𝑊 323−297 3,865.10 −3

= 6727,038 𝑊𝑎𝑡𝑡 = 6,73𝑘𝑊 Panas akibat gesekan antara dinding pesawat dan udara luar pada saat bergerak (terbang) . terdapat 2 gaya pada pesawat yaitu Take off (terbang) dan drag (mendarat). Internasional Standart Atmosphere (ISA) adalah satuan yang menyertai kondisi seperti temperature, tekanan, dan kerapatan udara setiap lapisan atmosphere.


Page 45

Tugas Akhir

*Sumber: aviation.cours-de-math.eu/ATPL-081-POF/standard-atmosphere-table.jpg

Tabel 3.3 Internasional Standart Atmosphere (ISA)


Page 46

Tugas Akhir Dalam daya angkat terjadi perbedaan tekanan, temperature dan density (kerapatan) Menghitung rata-rata tekanan 𝑃0 +𝑃1

𝛥𝑃

=

𝛥𝑃

=

𝛥𝑃

= 1163,95 𝑕𝑃𝑎

2 1013.20+301.50 2

Menghitung rata-rata temperature 𝛥𝑇

= =

𝑇0 +𝑇1 2 15+(−44,4) 2

= −7,2 ˚𝐶 Menghitung rata-rata density (kerapatan) 𝛥𝜌

= =

𝜌 0 +𝜌 1 2 1,224312043 +0,458925065 2

= 1,4537745755 𝑘𝑔/𝑚³


Page 47

Tugas Akhir Untuk kecepatan udara yang bergesekan pada dinding pesawat didapatkan data sebagai berikut :


Gambar 3.3 kecepatan udara yang bergesekan pada dinding pesawat Pesawat pada saat take off (terbang) L

= 𝐶𝐿 1/2. 𝛥𝜌. 𝑣 2 . 𝐴𝑙

L

= 0,012 × 2 × 1,4537745755 × 92,31 × 9,853

1

= 7,93351 𝑁 = 0,0079 𝑘𝑁 Pesawat pada saat mentarat (Landing) 𝐷

= 𝐶𝐷 1/2𝜌𝑣 2 𝐴𝑙

𝐷

= 0,012 × 2 × 1,4537745755 × 102 × 9,853

1

= 8,76631 𝑁 = 0,0088 𝑘𝑁 = 894,16 𝑁


Page 48

Tugas Akhir Maka panas yang dihasilkan akibat gesekan udara didinding yang terbesar pada saat mendarat, maka : P

= 8,76631 × 102 = 894,16 𝑊 = 0,894 𝑘𝑊

Maka beban pendinginan badan kabin, kokpit dan kargo akibat perpindahan panas secara konduksi dan gesekan dinding dari udara luar melalui badan pesawat (𝑄𝑉 ) adalah : 𝑄𝑉 𝑡𝑜𝑙𝑎𝑙

= 𝑄𝑉 + 𝑃 = 6727,038 + 894,16 = 7621,2 𝑊 = 𝟕, 𝟔𝟐𝟏 𝒌𝑾

Type of Object

Drag Coefficient - cd -

Laminar flat plate (Re=106)

0.001

Dolphin

0.0036

Turbulent flat plate (Re=106)

0.005

Subsonic Transport Aircraft

0.012

Supersonic Fighter,M=2.5

0.016

Streamline body

0.04

Airplane wing, normal position

0.05


Frontal Area - A - (ft2)

wetted area

π / 4 d2

Page 49

Tugas Akhir

Long stream-lined body

0.1

Airplane wing, stalled

0.15

Modern Car like Toyota Prius

0.26

frontal area

Sports Car, sloping rear

0.2 - 0.3

frontal area

Common Car like Opel Vectra (class C)

0.29

frontal area

Hollow semi-sphere facing stream

0.38

Bird

0.4

frontal area

Solid Hemisphere

0.42

π / 4 d2

Sphere

0.5

Saloon Car, stepped rear

0.4 - 0.5

frontal area

Convertible, open top

0.6 - 0.7

frontal area

Bus

0.6 - 0.8

frontal area

Old Car like a T-ford

0.7 - 0.9

frontal area

Cube

0.8

s2

Bike racing

0.88

3.9

Bicycle

0.9

Tractor Trailed Truck

0.96

frontal area

Truck

0.8 - 1.0

frontal area


Page 50

Tugas Akhir

Person standing

1.0 – 1.3

Bicycle Upright Commuter

1.1

5.5

Thin Disk

1.1

π / 4 d2

Solid Hemisphere flow normal to flat side

1.17

π / 4 d2

Squared flat plate at 90 deg

1.17

Wires and cables

1.0 - 1.3

Person (upright position)

1.0 - 1.3

Hollow semi-cylinder opposite stream

1.2

Ski jumper

1.2 - 1.3

Hollow semi-sphere opposite stream

1.42

Passenger Train

1.8

frontal area

Motorcyvcle and rider

1.8

frontal area

Long flat plate at 90 deg

1.98

Rectangular box

2.1

*Sumber : http://www.engineeringtoolbox.com/drag-coefficient-d_627.html Tabel 3.3 Koefisiensi Gesek Fluida


Page 51

Tugas Akhir

b. Radiasi Sinar Matahari Melalui Bagian Transparan (𝑄𝑗 ) Yang termasuk dalam bagian transparan pada pesawat terbang adalah kaca jendela pada kabin penumpang dan kokpit. 𝑄𝑗

= 𝑟 × 𝐺1 × 𝐴1

dimana : r

= faktor transmisi

𝐺1

= total sinar radiasi mataharin (W/m²)

𝐴1

= luas total permukaan transparan (m²)


Gambar 3.4 Lapisan kaca

 Luas permukaan bagian transparan pada kabin (𝐴1𝑘𝑏 ) Pada kabin pesawat Kingair B200 terdapat 13 buah kaca dengan 2 macam bentuk


Page 52

Tugas Akhir  Bentuk 1


Gambar 3.5 Gambar Jendela Pada Kabin

Diketahui : Dimensi kaca jendela pada kabin penumpang pada pesawat Kingair B200 Diameter

= 36cm

Jari-jari

=2

𝐷

= 0.36 m =

36 2

= 18m

= 0.18 m

Luas kaca jendela kabin (𝐴1𝑘𝑏 ) (𝐴1𝑘𝑏 )

= 𝜋𝑟² = 3,14 × 0,18 × 0,18 = 0,101736 𝑚²

Pada kabin terdapat 10 buah kaca penumpang dengan ukuran tersebut pada luas permukaan transparan total pada kabin adalah : (𝐴1𝑘𝑏 𝑡)

= 0,101736 × 10 = 1,01736


Page 53

Tugas Akhir

 Bentuk 2


Gambar 3.6 Gambar Jendela pada Belakang Kabin

 Bentuk 2 (𝐴𝑘𝑏 2 ) Diketahui : Diameter

= 27cm

Jari-jari

=

𝐷 2

= 0.27 m

=

27 2

= 13,5cm

= 0,13 m

Luas kaca jendela kabin (𝐴𝑘𝑏 2 ) (𝐴𝑘𝑏 2 ) = 𝜋𝑟² = 3,14 × 0,13 × 0,13 = 0,053066 𝑚² Pada bentuk 2 pada kabin terdapat 3 buah, maka luas permukaan transparan total pada kabin adalah : 𝐴𝑘𝑏 2 𝑡 = 0,053066 × 3 = 0,159198


Page 54

Tugas Akhir

Maka luas total kaca pada kabin adalah 𝐴𝑘𝑏 𝑡

= 𝐴1𝑘𝑏 𝑡 + 𝐴𝑘𝑏 2 𝑡 = 1,01736 + 0,159198 = 1,176558

 Luas permukaan transparan pada kokpit (𝐴1𝑘𝑝 ) Pada kokpit pesawat kikngair b200 terdapat 6 buah kaca dengan 3 macam bentuk.

 Bentuk 1


Gambar 3.7 Dimensi Jendela Depan pada Kokpit

Maka luas kaca kokpit bentuk 1 (𝐴1𝑘𝑝 ) 𝐴1𝑘𝑝

= 0,5 × 0,6 = 0,3 𝑚²


Page 55

Tugas Akhir  Bentuk 2


Gambar 3.8 Dimensi Jendela Samping pada Kokpit

luas kaca kokpit bentuk 2 (𝐴𝑘𝑝 2 ) 1

𝐴𝑘𝑝 2

= 2 × 0,3 × 0,3 = 0,045 m²

 Bentuk 3


Gambar 3.9 Dimensi Jendela Samping pada Kokpit


Page 56

Tugas Akhir 3,14×0,18×0,18

Luas A

=

Luas B

= 0,38 × 0,4

2

Luas kaca kokpit bentuk 3 (𝐿3 )

= 0,050868 𝑚² = 0,152 𝑚² = 𝐿𝑢𝑎𝑠 𝐴 + 𝐿𝑢𝑎𝑠 𝐵 = 0,050868 + 0,152 = 0,202868 𝑚²

Maka luas total kaca kokpit (𝐴𝑘𝑝 𝑡 ) (𝐴𝑘𝑝 𝑡 )

= 2 × (𝐿1 + 𝐿2 + 𝐿3 ) = 2 × 0,3 + 0,045 + 0,202868 = 2 × (0,547868) = 1,095736 𝑚²

Faktor transmisi 1. Pada kabin Untuk setiap bagian transparan terdiri dari 2 lapisan kaca dengan ketebalan masing-masing lapisan : 𝑡

= 8 𝑚𝑚 = 0,31 𝑖𝑛𝑐𝑕

Diketahui permukaan kaca datar, dengan r = 0.88 untuk setiap lapisan kaca, maka untuk 2 lapisan kaca didapat : 𝑡𝑡

= 𝑟² = (0,88)² = 0,77


Page 57

Tugas Akhir 2. Pada kokpit Untuk bagian transparan pada kokpit terdiri dari atas 1 lapisan kaca dengan ketebalan : 𝑡

= 25 𝑚𝑚 = 0.98 𝑖𝑛𝑐𝑕

Diketahui permukaan datar dengan 𝑟𝑘𝑝 = 0.78 Total radiasi sinar matahari (𝐺1 )  Dipilih pada saat kondisi udara terpanas, yaitu 

Keadaan tropic



Saat didarat

Maka : = 350 𝐵𝑇𝑈/𝑓𝑡²

𝐺1

= 1102,5 𝑤/𝑚² Maka radiasi sinar matahari yang masuk melalui bagian transparan pada kabin dan kokpit adalah : 𝑄𝐽

= 𝑄𝑗𝑘𝑏 + 𝑄𝑗𝑘𝑝 = 𝑟𝑘𝑏 × 𝐺1 × 𝐴1𝑘𝑏 + 𝑟𝑘𝑝 × 𝐺1 × 𝐴1𝑘𝑝 = 0,77 × 1102,5 × 1,176558 + (0,78 × 1102,5 × 1,095736) = 998,8095 + 942,2782 = 𝟏𝟗𝟒𝟏, 𝟎𝟖𝟕𝟕 𝑾𝒂𝒕𝒕 = 𝟏, 𝟗𝟒 𝒌𝑾


Page 58

Tugas Akhir

c. Panas pada penumpang dan awak pesawat (𝑄𝑝 ) Kapasitas penumpang pesawat Bechcraft kingair B200 terdiri dari 7 penumpang, 2 ennginer dan 2 orang pilot. Jadi total kapasitas penumpangnya (n) adalah 11orang. Diasumsikan aktifitas semua penumpang dan ennginer sedang makan siang (Q = 160 W), pilot sedang duduk mengendarai pesawat (Q = 140 W). Jadi jumlah panas total yang dipancarkan oleh penumpang serta awak pesawat (𝑄𝑝 ) adalah : 𝑄𝑝

= (𝑄. 𝑛) = 160,9 + 140,2 = 1440 + 280 = 𝟏𝟕𝟐𝟎 𝑾 = 𝟏, 𝟕𝟐 𝒌𝑾


Page 59

Tugas Akhir Actifity

Seated

at

Metab

Heat Liberated, W

olic

Room Dry Bulb Temperature, ˚C

Rate

20

(Watt)

S

22 L

S

24 L

S

26 L

S

L

115

90

25

80

35

75

40

65

50

140

100

40

90

50

80

60

70

70

150

105

45

45

55

82

68

72

78

160

110

50

100

60

85

75

75

85

160

110

50

100

60

85

75

75

85

265

140

125

125

140

105

160

90

175

rest Office work Standing Eating

in

restaurant Light work retail store Dancing

Sumber : ASRAE, American Society of Heat Refrigerating and Air Conditioning Enginners. Inc (ASHRAE) Handbook Fundamentals, Amerika, 1997 Tabel 3.4 Panas Sensible dan Laten dari Aktifitas Penumpang

d. Pancaran panas dari peralatan dan perlengkapan elektronik kabin (𝑄𝑤 ) 

Panas dari lampu kabin dan perlengkapannya

Pada table ini menunjukan pancaran panas dari lampu dan perlengkapan pada kabin.


Page 60

Tugas Akhir No Nama Perlengkapan

Panas

Jumlah

Sensibel Unit

Panas total (Watt)

(Watt) 1

Lampu lorong kabin

65

2

130

2

Lampu baca penumpang

40

12

480

2

Coffe warmer, 2 ¼ litres

68

1

68

3

Egg boiler, 2cups

352

1

352

5

Computer 2units

420

2

840

Total (Watt)

1870

Sumber : ASRAE, American Society of Heat Refrigerating and Air Conditioning Enginners. Inc (ASHRAE) Handbook Fundamentals, Amerika, 1997 Table 3.5 Pancaran Panas dari Perlengkapan

Maka dari hasil perhitungan diatas didapatkan total beban pendinginan pada pesawat terbang Beechcraft Kingair B200GT

No 1 2 3 4

Faktor Beban Pendinginan

Beban Pendinginan

Perpindahan pesawat dari dinding luar melalui badan pesawat (𝑄𝑣 ) Radiasi Sinar Matahari Melalui Bagian Transparan (𝑄𝑗 ) Panas dari Penumpang dan Awak Pesawat (𝑄𝑝 ) Pancaran Panas dari Peralatan dan Perlengkapan Elektronik Kabin (𝑄𝑤 ) Total (Watt)

(kW) 7,62 1,94 1,72 1,87 13,15

Table 3.6 Jumlah Total Beban Pendingin


Page 61

Tugas Akhir 3.2 Perhitungan kapasitas mesin pendingin

Mesin pendingin pada pesawat Beechcraft King Air B200GT yang menggunakan vapor-cycle system pendinginan. Kompresor dipasang disebelah kanan mesin bagian aksesori. Refrigerant disalurkan ke hidung pesawat dimana kumparan kondensor, receiver dryer, ekspansi katup by pas, dan evaporator. Yang memiliki skema aliran dan rangkaian komponen sebagai berikut

:

Sumber

http://www.google.com/imgres?start=127&biw=821&bih=639&tbm=isch&tbnid=qggeyzpXH66QOM%3A&imgrefurl=htt p%3A%2F%2Fsyofuan.wordpress.com%2F&docid=A8RRmxyfPa1ybM&imgurl=http%3A%2F%2Fsyofuan.files.wordpre ss.com%2F2011%2F02%2Fsiklusrefrigeration.png%253Fw%253D470&w=299&h=281&ei=US7fUs22FYHqrQfF7oDQBA&zoom=1&ved=0CHEQhBwwJ Dhk&iact=rc&dur=345&page=9&ndsp=19

Gambar 3.10 Skema dasar Vapour cycle


Page 62

Tugas Akhir

Sumber : Flight Safety Internasional, SUPER KING AIR 200/B200 PILOT TRAINING MANUAL, New York Gambar 3.11 Skema dan laju aliran system pendinginan Beechcraft King Air B200


Page 63

Tugas Akhir

Dari hasil survey tugas akhir di Balai Kalibrasi Fasilitas Penerbangan maka didapatkan data sebagai berikut : No 1

refrigrant

R-22

2

Tekanan pada evaporator

3 bar

3

Rasio kompresi

4,5

4

Kapasitas pendingin

25kW

5

Temperatur evaporasi R-22

-6,45 ˚C

6

Temperature kondensasi R-22

42,85 ˚C

Tabel 3.7 Tabel Hasil Surfey

Sumber : http://www.google.com/imgres?biw=821&bih=639&tbm=isch&tbnid=D3KtZXC_tM5nZM%3A&imgrefurl=http%3A%2F %2Fteachintegration.wordpress.com%2Fhvacforum%2Fintermediate%2Fcop%2F&docid=hAszLErXbeqRGM&imgurl=http%3A%2F%2Fteachintegration.files.wordpre ss.com%2F2010%2F05%2F18a.jpg&w=2359&h=1870&ei=Oy7fUpCGL4GNrQfI2IHACQ&zoom=1&ved=0CHwQhBw wDg&iact=rc&dur=2903&page=2&start=12&ndsp=16

Gambar 3.12 Gambar siklus diagram P-h


Page 64

Tugas Akhir 

Tekanan absolute kondensasi

𝑎𝑏𝑠𝑜𝑙𝑢𝑡𝑒 𝑝𝑐

= 𝑟𝑎𝑠𝑖𝑜 𝑘𝑜𝑚𝑝𝑟𝑒𝑠𝑖 × 𝑡𝑒𝑘𝑎𝑛𝑎𝑛 𝑎𝑏𝑠𝑜𝑙𝑢𝑡𝑒 𝑒𝑣𝑎𝑝𝑜𝑟𝑎𝑠𝑖 = 4,5 × 3 + 1,013 = 18,06 𝑏𝑎𝑟

Dari gambar 3.11 diagram siklus p-h diatas diketahui : h1

= 402,96 kj/kg

h2

= 441,06 kj/kg

h3

= 258,91 kj/kg

h4

= 258,91 kj/kg 

Menghitung COP Carnot, COP Actual dan Efisiensi Refrigrant

𝐶𝑂𝑃 𝐶𝑎𝑟𝑛𝑜𝑟

= 273.15 + 𝑡𝑒/𝑡𝑐 − 𝑡𝑒 = 273,15 − 6,45/(46,85 + 6,45) = 266,7/53,3 = 4,985

𝐶𝑂𝑃 𝑎𝑐𝑡𝑢𝑎𝑙

= 𝑕1 − 𝑕4/𝑕2 − 𝑕1 = (402,96 − 258,91)/(441,06 − 402,96) = 144,05/38,1 = 3,78


Page 65

Tugas Akhir Efisiensi Refrigerasi = 𝐶𝑂𝑃 𝐴𝑘𝑡𝑢𝑎𝑙/𝐶𝑂𝑃 𝐶𝑎𝑟𝑛𝑜𝑡 = 3,78/4,985 = 0,76 

Laju refrigerant dalam system ṁ

= 𝑘𝑎𝑝𝑎𝑠𝑖𝑡𝑎𝑠 𝑝𝑒𝑛𝑑𝑖𝑛𝑔𝑖𝑛/𝑒𝑓𝑓𝑒𝑐𝑡 𝑟𝑒𝑓𝑟𝑖𝑔𝑟𝑎𝑠𝑖 = 25 𝑘𝑗/𝑠 /144,05 𝑘𝑗/𝑘𝑔 = 0,17 kg/s



Kerja yang dilakukan oleh kompresor 𝑊𝑘𝑜𝑚𝑝

= ṁ × (h2 − h1) = 0,17 × (144,06 − 402,96) = 0,17 × 38.1 = 6,477 𝑘𝑗/𝑠 = 6,477 𝑘𝑊

Maka Coeffisient of performance dari system pendingin Vapor compression cycle adalah 𝐶𝑂𝑃

=𝑊

=

𝑅𝐸 𝑘𝑜𝑚𝑝

13,15 6,477

= 2,030


Page 66

BAB III ANALISA DAN PENGHITUNGAN DATA. 3.1 Penghitungan Beban Pendinginan Dan Kapasitas Mesin Pendingin Pesawat

Recommend Documents