PERANCANGAN ULANG SUDU KOMPRESOR AKSIAL PADA MESIN TURBOPROPELER PT6A-27 DENGAN PUTARAN POROS RPM

PERANCANGAN ULANG SUDU KOMPRESOR AKSIAL PADA MESIN TURBOPROPELER PT6A-27 DENGAN PUTARAN POROS 36750 RPM

Arif Luqman Khafidhi 2016 100 109 Dosen Pembimbing : Prof. Dr. Ir. I Made Arya Djoni, MSc.

Latar Belakang de Havilland Canada DHC-6

Turboprop

Pratt & Whitney Canada PT6A-27

38100 rpm

36750 rpm

Latar Belakang

Boyce, M.P, Gas Turbine Engineering Handbook, 3rd.ed (2002)

Perumusan Masalah 1 2 3 4 5

• Penurunan putaran poros kompresor

• Terjadi penurunan mass flow saat masuk ke combustion chamber

• Daya yang dihasilkan turun

• Thrust yang dihasilkan propeler turun • Bagaimana merancang sudu gerak kompresor aksial agar menghasilkan tekanan yang sesuai dengan standart yang sudah ditetapkan dari pabrik, dengan putaran kompresor yang lebih rendah.

Tujuan Perancangan Menentukan dimensi sudu kompresor aksial agar bekerja optimal pada putaran tertentu, dengan temperatur inlet kerja kompresor yang sesuai dengan di lapangan serta mass flow yang sudah ditentukan. Menggambar profil sudu kompresor aksial

Batasan Masalah  Kompresor aksial yang dirancang adalah kompresor pada sistem turbin gas mesin turboprop tipe PT6A-27 dengan putaran 36750 rpm.  Dimensi annulus dan sudu yang sebenarnya tidak diketahui.  Penggambaran hanya dilakukan pada bagian sudu gerak kompresor aksial dari tiap stage kompresor.  Data pendukung perancangan sudu gerak kompresor aksial sesuai dengan data maintenance di Merpati Maintenance Facility.  Rasio tekanan kompresor 1 : 2,197  Tekanan inlet kompresor 14,7 psia  Temperatur inlet 300C

Sistematika Penulisan Bab1 Pendahuluan • Latar Belakang, Perumusan Masalah, Tujuan Perancangan, Batasan Masalah, Sistematika Penulisan Bab 2 Kajian Pustaka • Dasar-dasar teori dari referensi untuk perancangan Bab 3 Metodologi • Flowchart proses perancangan Bab 4 Perancangan Kompresor Aksial • Tahapan dan perhitungan Bab 5 Penutup • Kesimpulan

Tinjauan Pustaka

Sistem Kerja Turbin Gas Secara Umum

1.Kompresi 2.Pembakaran 3.Ekspansi 4.Exhaust

http://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.html

Klasifikasi Kompresor

Tinjauan Pustaka


Tinjauan Pustaka

Aplikasi Kompresor

Type of Flow

Inlet Relative Velocity Mach Number

Pressure Ratio per Stage

Efficiency per Stage

Industrial

Subsonic

0,4-0,8

1,05-1,2

88-92%

Aerospace

Transonic

0,7-1,1

1,15-1,6

80-85%

Research

Supersonic

1,05-2,5

1,8-2,2

75-83%

Type of Application


Tinjauan Pustaka Diagram T-s untuk 1 stage

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)

Tinjauan Pustaka Segitiga kecepatan kompresor aksial untuk 1 stage


Tinjauan Pustaka Peningkatan Temperatur Stagnasi Dari persamaan power input ditunjukkan bahwa T02 = T03

Perbandingan Tekanan pada Satu Stage

Tinjauan Pustaka Kecepatan Aksial Tanpa IGV (inlet guide vane)

Ca = C

V12=C12+U2 & C12=V12-U2

V1 

C1 

T01=T1+C12/2Cp

T01 

Rs=P03/P01 


Tinjauan Pustaka Defleksi Fluida pada Rotor β1 – β2

W=ṁCp(T02-T01) ΔT0=T02-T01

W=ṁUCa(tanβ1-tanβ2) T02-T01=UCa(tanβ1-tanβ2)/Cp

Rs=P03/P01

Tinjauan Pustaka Blockage pada annulus kompresor

Perubahan Ca Mempengaruhi kerja kompresor W=ṁUCa(tanβ1-tanβ2) Mempengaruhi perubahan ΔT0=T02-T01 W=ṁUCp(T02-T01)

(a) Stage pertama (b) Stage ke-4

Rs=P03/P01


Degree of Reaction

Tinjauan Pustaka

Menunjukkan sejauh mana rotor berkontribusi dalam peningkatan tekanan statik

Ca = konstan (C3 = C1) & (ΔTS = ΔT0S) ΔTA = peningkatan temperatur statik pada rotor ΔTB = peningkatan temperatur statik pada stator maka ;

Tinjauan Pustaka Cascade Notation


Metode Perancangan

Metode Perancangan

Metode Perancangan Ca konstan Free Vortex Λm = 0,5

Ca konstan Variasi air angle

Constant Reaction

Λm = 0,5

UΔCw=UmΔCwm= konstan Ca tidak konstan Exponential Λm = 0,5

Free Vortex     

α1 = 0 maka Cw1 = 0, Ca = C1 α3 (stage 1) = α1 (stage 2) po3 (stage 1) = po1 (stage 2) To3 (stage 1) = To1 (stage 2) 𝛬 = 0,5

Proses perancangan : 1. Menetukan nilai U (kec keliling) 2. Mencari nilai air angle inlet (β1 & α1), untuk stage 1 nilai Cw1 = 0 dan α1 = 0 3. Menetukan dimensi pada outlet stator (C3, T3, p3, ρ3, A3, h3, r) 4. Untuk menentukan nilai radius pada outlet rotor, di asumsikan dengan adanya hub tip ratio yang meningkat 5. Mencari nilai kec tangensial (Cw) pada outlet rotor 6. Mencari nilai air angle outlet rotor (β2 & α2)

Constant Reaction  r mean sama dengan r mean pada free vortex  Menggunakan nilai radius potongan pada perhitungan free vortex  𝛬 = 0,5  Upot.ΔCw pot = Umean.ΔCw mean = konstan Proses Perancangan :

1. 2. 3. 4.

Menghitung nilai ΔCw mean = ΔCw2 mean – ΔCw1 mean Mencari nilai ΔCw potongan = ΔCw mean x (rmean/rpot) Mencari nilai Cw1 dan Cw2 Mencari nilai dari air angle (β1 & α1) dengan β1 = α2 & α1= β2

Exponential  𝛬 = 0,5  Menggunakan nilai radius potongan pada perhitungan free vortex  Kecepatan aksial (Ca) tidak konstan sepanjang potongan dan stage

Proses perancangan : 1. Menetukan nilai Rpot = rpot/ rmean pada inlet dan outlet stage 2. Menentukan nilai air konstanta a = Umean(1-𝛬) dan b = (Cp.ΔTo/2.Umean.λ) 3. Mencari kecepatan tangensial inlet dan outlet rotor dengan persamaan Cw1 = a – (b/R) & Cw2 = a + (b/R) 4. Mencari nilai kecepatan tangensial dengan persamaan

5. Mencari nilai dari air angle (β & α) pada inlet dan outlet rotor

Pemilihan Proses Desain • Untuk menentukan pemilihan proses desain blade, perlu dibandingkan 2 parameter dari masing-masing proses desain : 1. Defleksi fluida 2. Relative mach number • Dimana nantinya dari kedua parameter ini dipilih yang paling kecil nilainya untuk digunakan dalam proses konstruksi blade.

stage 1 70 60

delfeksi fluida

50 40 free vortex

30

constant reaction exponential

20 10 0 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 potongan

stage 2 70 60

delfeksi fluida

50 40 free vortex

30


20 10 0 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 potongan

stage 3 70 60

defleksi fluida

50 40 free vortex

30


20 10 0 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 potongan

Relative Mach Number Relative mach number adalah mach number yang dihitung pada radius 15 (tip) M = V/c V = Ca/cos β c = (γRT)0,5

Metode Perancangan β β1-β2 = ε s/c

Aspect ratio h/c = 3[2]

Didapat c (chord)

Didapat s (pitch)

Didapat jumlah blade (n)


Metode Perancangan δ=m𝜃(s/c)0,5 m= 0,23(2a/c)2 +0,1(β2/50)[2]

2a/c = 1

𝜃=β’1-β’2 δ=β2-β’2 ζ=α’1–(𝜃/2)


Performa stage


Performa stage • Untuk nilai peningkatan tekanan teoritis yang bergantung pada kecepatan inlet pada air angle

• Sehingga didapat efisiensi blade

Konstruksi blade

Kesimpulan No

Parameter

Nilai

Keterangan

27°C = 300 K

kondisi lapangan

1

temperatur inlet kompresor

2

mass flow rate

6,61 lbs/s = 3 kg/s

3

pressure ratio

1 : 2,917

tekanan inlet kompresor

1 bar

kondisi di lapangan

tekanan outlet kompresor

2,197 bar

hasil perancangan

36750 rpm = 612,5 rps

kondisi lapangan

38100 rpm = 635 rps

kondisi desain mesin kondisi desain mesin, tanpa IGV (inlet guide vane)

4 5

putaran poros

15°C = 288,15 K

6

jumlah stage

3 (tiga stage)

7

base profil airfoil blade

NACA 65190

kondisi desain mesin

Effisiensi blade Rotor

Kesimpulan Stator

stage

ηblade average

stage

ηblade average

1

0,9602

1

0,9430

2

0,9612

2

0,9370

3

0,9584

3

0,9261

Jumlah blade stage

jumlah blade (n)

1

32

2

45

3

65

PERANCANGAN ULANG SUDU KOMPRESOR AKSIAL PADA MESIN TURBOPROPELER PT6A-27 DENGAN PUTARAN POROS RPM

Recommend Documents