PEMBUATAN SISTEM PENGUJIAN DAN PENGUJIAN SMALL TURBOJET ENGINE “OLYMPUS”
TUGAS AKHIR Diajukan sebagai salah satu syarat untuk memperoleh Gelar Sarjana Teknik Strata Satu Program Studi Teknik Penerbangan Institut Teknologi Bandung
Disusun oleh:
I G.K. Adhi Yuliartha 13603027 Pembimbing: Dr. Djoko Sardjadi Dr. Firman Hartono
Program Studi Teknik Penerbangan
Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara
Institut Teknologi Bandung 2008
Lembaran Pengesahan
Tugas Sarjana
PEMBUATAN SISTEM PENGUJIAN DAN PENGUJIAN SMALL TURBOJET ENGINE ”OLYMPUS” Oleh
I G. K. Adhi Yuliartha 13603027
Program Studi Teknik Penerbangan Institut Teknologi Bandung
Disetujui pada Tanggal: Februari 2008
Pembimbing I
Pembimbing II
Dr.Djoko Sardjadi
Dr. Firman Hartono, ST. MT.
NIP
NIP
Kata Pengantar
Puji syukur ke hadirat Ida Sang Hyang Widhi Tuhan yang Maha Esa yang telah memberikan limpahan rahmat dan lindungan-Nya kepada penulis sehingga dapat menyelesaikan tugas akhir ini dengan lancar. Tugas akhir sarjana ini disusun untuk memenuhi persyaratan akademis mata kuliah tugas sarjana yang merupakan syarat kelulusan sarjana strata satu pada program studi Teknik Penerbangan, Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara, Institut Teknologi Bandung. Tugas sarjana ini membahas pengujian small turbojet engine ”Olympus”. Turbojet ini akan digunakan sebagai sistem propulsi wahana udara tanpa awak. Sebelum pengujian dilakukan, dilakukan perancangan dan pembuatan alat ukur dan sensor yang sesuai dengan parameter fisik yang diuji. Alat ukur yang dikembangkan adalah load cell untuk mengukur gaya dorong turbojet, pipa inlet untuk mengukur debit udara masuk kompresor serta timbangan digital untuk mengukur debit bahan bakar. Dari parameter yang telah diukur, akan dianalisis kinerja dari turbojet tersebut. Hasil kinerja turbojet hasil pengujian dibandingkan dengan perhitungan teoritik menggunakan analisis termodinamika. Penulis menyadari bahwa tugas akhir ini memiliki banyak kekurangan . Oleh karena itu, penulis sangat mengharapkan kritik dan saran sehingga tugas akhir ini dapat bermanfaat bagi semua pihak. Pembuatan tugas akhir ini tentunya tidak lepas dari bimbingan, arahan, kritik, saran dan bantuan dari berbagai pihak yang terus diberikan demi kelancaran tugas akhir ini. Oleh karena itu penulis menyampaikan rasa terima kasih dan penghargaan kepada: 1. Dr. Firman Hartono selaku dosen pembimbing karena telah banyak memberikan bimbingan, kritik dan saran serta waktu untuk berdiskusi sehingga tugas akhir ini dapat terselesaikan dengan lancar.
iii
2. Dr. Djoko Sardjadi selaku dosen pembimbing yang telah memberikan kesempatan utnuk penulis mengerjakan tugas akhir ini di UAVindo. 3. Dr. Leonardo Gunawan selaku ketua jurusan Teknik Penerbangan ITB yang telah banyak membantu penulis selama menjalani masa studi di ITB 4. Khirul Ummah, ST. MT selaku dosen wali akademik penulis yang banyak memberikan motivasi dan arahan selama masa studi. 5. Dr.-Ing Agus Moelyadi, ST. Msc dan Dr. Romie O. Bura selaku dosen penguji saat sidang sarjana yang telah memberi banyak masukan untuk tugas akhir ini. 6. Keluarga dan orang tua penulis di Bali (Ajik, Biyang, Mba gek, Gus) yang telah memberikan doa, semangat dan dukungan dalam berbagai bentuk sehingga penulis dapat menyelesaikan masa studi di ITB. 7. Seluruh dosen dan karyawan program studi Teknik Penerbangan ITB yang telah banyak membantu penulis selama masa studi di Teknik Penerbangan ITB. Terutama mba sevi buat bantuan pinjaman bukunya dan mba Novi yang selalu baik melayani di TU. 8. Seluruh mahasiswa Teknik penerbangan ITB angkatan 2003 yang telah membantu terselesaikannya tugas akhir ini 9. Pihak-pihak lain yang tidak dapat disebutkan namanya yang telah membantu penulis. 10. Anda yang telah meluangkan waktu membaca TA ini, walaupun hanya kata pengantar. Ucapan terima kasih lengkapnya ada di halaman paling belakang.
Bandung, 12 Februari 2008
I G.K.Adhi Yuliartha
iv
ABSTRAK Turbin gas adalah salah satu mesin yang berdaya guna tinggi saat ini, baik dalam dunia industri, transportasi, serta pertahanan - keamanan. Secara garis besar turbin gas dapat digolongkan menjadi dua yaitu turbin gas daya yang menghasilkan energi listrik dan turbin gas propulsi yang menghasilkan gaya dorong. Pada tugas akhir ini, dilakukan pengujian untuk memverifikasi kinerja mesin turbojet ”Olympus” yang dibuat oleh AMT Netherland. Mesin turbojet ini akan digunakan sebagai sistem propulsi pada unmanned aerial vehicle (UAV). Parameter yang diverifikasi adalah temperatur keluar nozzle, laju aliran bahan bakar dan udara, kecepatan putar kompresor, serta gaya dorong yang dihasilkan. Untuk mengukur parameter – parameter tersebut, dirancang dan dibuat alat – alat ukur yang sesuai: 1. Gaya dorong diukur menggunakan load cell, 2. Laju aliran udara diukur menggunakan tabung yang dilengkapi tabung pitot, 3. Laju bahan bakar diukur menggunakan timbangan digital, Putaran mesin dan temperatur keluar nozzle diukur menggunakan ECU (electronic control unit), sensor yang diberikan oleh AMT Netherland. Analisis kinerja dari turbojet tersebut diukur pada masing – masing kondisi operasinya. Kinerja turbojet diukur sebagai gaya dorong yang dihasilkannya pada keluar nosel. Pada tugas akhir ini, dilakukan pengujian menggunakan outdoor test bed karena memberikan hasil pengukuran yang akurat. Hasil pengujian tersebut perlu divalidasi dengan perhitungan teoritik serta pembandingan dengan referensi lain yang menyediakan data kinerja turbojet ”Olympus” tersebut.
i
ABSTRACT
Gas Turbine is one of the very useful engine in industrial and transportation sector and national security. Gas turbine can be divided into two kinds: they are power gas turbine engine, which provide electrical power and propulsion gas turbine engine, which provide thrust. In this final project, experiment study will conduct to verified the performance of small turbojet engine “Olympus” produced by AMT Netherlands. This engine will used to provide thrust for unmanned aerial vehicle (UAV). The parameters that verified are exhaust gas temperature, fuel flow, air mass flow, engine shaft rotation, and engine thrust. To obtain that parameter, some measurement device and sensor was design and produced: 1. Load cell to measure engine thrust 2. Inlet pipe equipped with pitot tube to measure air mass flow inlet kompresor 3. Digital scale to measure fuel flow AMT Netherlands also provide electronic sensor to measure engine shaft rotation and exhaust gas temperature Performance analysis of a gas turbine engine is based on the type of operation it performs. Turbojet performance is measured as thrust produced at the exit nozzle. Outdoor test beds provide accurate thrust measurement. With reference to quiescent/free air theory, the thrust measured in outdoor facilities is the gross thrust of the engine. Generally, this theory is considered to be true. There is thus a need to validate the theory by experimental and/or computational means. The experimental data, obtained by running AMT Olympus engine, was validated with the theoretic calculation and CFD simulations helps.
ii
DAFTAR ISI
ABSTRAK
i
ABSTRACT
ii
KATA PENGANTAR
iii
DAFTAR ISI
v
DAFTAR GAMBAR
viii
DAFTAR TABEL
xi
NOMENKLATUR
xii
BAB I PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang
1
1.2 Tujuan Penelitian
2
1.3 Batasan Masalah
2
1.4 Metodologi
2
1.5 Sistematika Pembahasan
3
BAB II DASAR TEORI 2.1 Turbin Gas
4
2.1.1 Turbojet
5
2.1.2 Komponen Turbin Gas
6
2.1.3 Mesin turbojet “Olympus HP AMT Netherlands”
11
2.2 Metode Pengukuran Prestasi Turbo jet
14
2.2.1 Test bed untuk mengukur gaya dorong
15
2.2.2 Pengukuran dan alat ukur
20
2.2.2.1 Tekanan
20
2.2.2.2 Temperatur
20
2.2.2.3 Laju aliran udara
22
v
2.2.2.4 Gaya dorong
24
2.2.2.5 Kecepatan putaran poros
24
2.3 Analisis Termodinamika Turbo jet
27
BAB III PERANCANGAN DAN PEMBUATAN ALAT UKUR PRESTASI TURBO JET 3.1 Test Bed
27
3.2 Load Cell
28
3.2.1 Perancangan Load fixture element
29
3.2.1.1 Pemilihan Strain Gauge
29
3.2.1.2 Pemilihan Signal conditioner dan signal amplifier
32
3.2.1.3 Pemilihan material load fixture element
34
3.2.1.4 Simulasi load fixture element menggunakan software Msc. NASTRAN 4.5
35
3.3 Pipa Aliran Masuk Kompresor
37
3.3.1 Perancangan Pipa Aliran masuk kompresor
38
3.3.2 Sistem akuisisi data
41
3.4 Electronic control unit
42
3.4.1 Telemetry software
43
3.4.2 Engine data terminal
44
BAB IV PEMBUATAN DAN KALIBRASI ALAT UKUR PRESTASI TURBOJET 4.1 Pembuatan dan pengujian Load Fixture element
46
4.1.2 Kalibrasi load fixture element
48
4.2 Pembuatan dan pengujian Pipa masuk kompresor
51
4.2.1 Kalibrasi pipa masuk kompresor
52
vi
BAB V PENGUJIAN DAN ANALISIS MESIN TURBOJET ”OLYMPUS” 5.1 Pengujian
56
5.2 Analisis Hasil Pengujian
59
5.2.1 Normalisasi parameter hasil pengujian 5.3 Validasi hasil pengujian
62 63
5.3.1 Validasi gaya dorong, debit bahan bakar dan EGT
64
5.3.2 Validasi debit udara masuk kompresor
70
BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN 6.1 Kesimpulan
72
6.2 Saran
73
DAFTAR PUSTAKA
74
LAMPIRAN LAMPIRAN A Data Hasil Kalibrasi Pressure Transducer
75
LAMPIRAN B Data Hasil Kalibrasi Load Cell
76
LAMPIRAN C Data Hasil Pengujian
77
LAMPIRAN D MATLAB Programming Perhitungan Gaya Dorong Teoritik
81
LAMPIRAN E Gambar Teknik
83
vii
DAFTAR GAMBAR Gambar 2.1 Turbin gas
4
Gambar 2.2 Diagram T – s siklus Brayton ideal
5
Gambar 2.3 Skema kompresor sentrifugal
7
Gambar 2.4 Skema kompresor aksial
8
Gambar 2.5 Skema ruang bakar
10
Gambar 2.6 Roda turbin
11
Gambar 2.7 Dimensi luar turbojet AMT ”Olympus”
12
Gambar 2.8 Foto 3 pandangan turbojet ”Olympus”
13
Gambar 2.9 Pandangan isometrik turbojet ”Olympus”
14
Gambar 2.10 Outdoor sea level thrust test bed
15
Gambar 2.11 Indoor thrust test bed
16
Gambar 2.12 Altitude test facility (ATF)
18
Gambar 2.13 Altitude test facility plant layouts
19
Gambar 2.14 Pengukuran aliran udara masuk kompresor
23
Gambar 3.1 Test bed yang digunakan untuk pengukuran
28
Gambar 3.2 Bending Beam strain gauge
30
Gambar 3.3 Kurva engineering stress-strain
31
Gambar 3.4 Wheatstone bridge dengan 2 lengan aktif ( 2 buah strain gauge)
32
Gambar 3.5 Bridge Box
33
Gambar 3.6 Kyowa CDV-700A
34
Gambar 3.7 Bentuk load fixture element yang dirancang
35
Gambar 3.8 Pemodelan pada software Msc. NASTRAN 4.5
36
Gambar 3.9 Hasil simulasi load fixture element
36
Gambar 3.10 Hasil simulasi load fixture element (tampak samping)
37
Gambar 3.11 Hasil simulasi load fixture element (tampak depan)
37
Gambar 3.12 Domain aliran simulasi
38
viii
Gambar 3.13 Hasil distribusi kecepatan dalam tabung
39
Gambar 3.14 Hasil distribusi vektor kecepatan dalam tabung
39
Gambar 3.15 Grafik kecepatan di titik peletakan tabung pitot terhadap debit aliran udara masuk kompresor
41
Gambar 3.16 Tampilan telemetry software
44
Gambar 3.17 Tampilan ”terminal tab” telemetry software
44
Gambar 3.18 Engine Data Terminal
45
Gambar 4.1 Load fixture element yang telah dibuat
48
Gambar 4.2 Load fixture element serta signal conditioner yang telah diinstalasi 48 Gambar 4.3 Anak timbangan yang diletakkan diatas load fixture element
49
Gambar 4.4 Proses pengujian dan kalibrasi load fixture element
50
Gambar 4.5 Kurva hasil pengujian load fixture element
51
Gambar 4.6 Instalasi pipa masuk kompresor dan turbojet yang diuji
52
Gambar 4.7 Pipa masuk kompressor yang telah dipasang pada terowongan angin untuk diuji
53
Gambar 4.8 Sistem akuisisi data untuk pengujian pipa masuk kompressor
53
Gambar 4.9 Tampilan perangkat lunak pembaca ADC converter
54
Gambar 4.10 Grafik tekanan terhadap voltase pipa masuk kompresor
55
Gambar 5.1 Turbojet yang telah siap diuji
56
Gambar 5.2 Prosedur penyalaan awal
57
Gambar 5.3 Grafik Debit bahan bakar Vs putaran mesin
59
Gambar 5.4 Grafik gaya dorong Vs putaran mesin
60
Gambar 5.5 Grafik EGT Vs putaran mesin
60
Gambar 5.6 Grafik Debit udara Vs putaran mesin
61
Gambar 5.7 Debit bahan bakar vs putaran mesin (data AMT)
64
Gambar 5.8 Gaya dorong vs putaran mesin (data AMT)
65
Gambar 5.9 EGT vs putaran mesin (data AMT)
65
Gambar 5.10 Grafik debit bahan bakar Vs putaran mesin (hasil perbandingan)
67
Gambar 5.11 Grafik gaya dorong Vs putaran mesin (hasil perbandingan)
67
ix
Gambar 5.12 Grafik EGT Vs putaran mesin (hasil perbandingan)
68
Gambar 5.13 Perbandingan hasil pengujian debit udara kompresor
71
x
DAFTAR TABEL
Tabel 2.1 Perbandingan antara kompresor sentrifugal dan kompresor aksial
8
Tabel 2.2 Alur perhitungan mesin turbojet
25
Tabel 3.1 Perbandingan jenis load fixture element berdasarkan gaya yang diterima
29
Tabel 3.2 Tabel hasil simulasi kecepatan terhadap debit aliran udara Grid 570.000, model turbulensi Shear stress model
40
Tabel 3.3 Tabel hasil simulasi kecepatan terhadap debit aliran udara Grid 780.000, model turbulensi Shear stress model dan K-ε model
41
Tabel 4.1 Hasil kalibrasi load cell
50
Tabel 4.2 Hasil kalibrasi pressure transducer
54
Tabel 5.1 Parameter hasil pengukuran
58
Tabel 5.2 Hasil pengujian setelah kalibrasi
59
Tabel 5.3 Hasil normalisasi parameter
63
Tabel 5.4 Data dari AMT
66
Tabel 5.5 Tabel hasil perhitungan teoritik hasil pengujian
66
Tabel 5.6 Hasil interpolasi hasil pengujian
66
Tabel 5.7 Perbandingan hasil pengujian debit bahan bakar dan data AMT
68
Tabel 5.8 Perbandingan hasil pengujian EGT dan data AMT
68
Tabel 5.9 Perbandingan hasil pengujian gaya dorong dan data AMT
69
Tabel 5.10 Hasil pengujian debit udara ”olympus” 19 kg
70
xi
NOMENKLATURE BAGIAN I T
Temperatur
V
kecepatan terbang
cpu
koefisien panas spesifik tekanan konstan udara
p
tekanan udara
ηd
efisiensi difuser
γu
berat jenis udara
ηc
efisiensi kompresor
πc
perbandingan tekanan udara keluar kompresor dan tekanan udara masuk kompresor
∆pb
kehilangan tekanan di ruang bakar
ηm
efisiensi mekanik kompresor – turbin
cpg
koefisien panas spesifik tekanan konstan campuran udara dan bahan bakar
ηt
efisiensi turbin
γg
berat jenis campuran bahan bakar dan udara
ηn
efisiensi nosel
T0
Temperatur total
p0
tekanan total
R
konstanta gas
ue
kecepatan suara keluar nosel
ρe
massa jenis aliran keluar nosel
ma
debit udara
Tamb temperature udara luar Pamb tekanan udara luar mf
debit bahan bakar
T
thrust / gaya dorong
A
luas permukaan
f
perbandingan debit udara dan debit bahan bakar
xii
EGT
Exhaust gas temperature
RPM Revolution per minute
BAGIAN II Lambang untuk subskrip a
Udara luar
1
masuk difuser
2
keluar disfuser
3
keluar kompresor
4
keluar ruang bakar
5
keluar turbin
c
kondisi choke
e
keluar nosel
xiii