STUDI BANDING PERFORMA MESIN TURBOFAN CF6-80C DENGAN RB211-524H YANG DIGUNAKAN PADA PESAWAT BOEING 747-400 BISMIL RABETA Program Studi Teknik Penerbangan, Universitas Suryadarma, Jakarta. E-mail:
[email protected]
ABSTRACT Today, application of turbofan engine become a best choice in aircraft propulsion especially for commercial aircraft. This reason caused the turbofan engine has a high efficiency fuel consumption rather than turbojet engine and it can also operated in high velocity rather than turboprop engine. B 747-400 has two type of gas turbine engine, they are CF6-80C series and RB211-524 H series, both of them surely have not similar in engine performance. The engine performance classified in specific fuel consumption (SFC), specific thrust (f/mo,), fuel/air ratio (f), efficiency thermal (ߟ் ), efficiency propulsion (ߟ , efficiency total (ߟ) where each others have interrelated and interaction. This research do the comparison study about performance of both engine where usually use in B 747-400 aircraft as engine propulsion with altitude 35.000 feet in operation condition. The result of comparison produce that specific fuel consumption turbofan engine RB211-524 series higher than turbofan engine CF6-80C. Keywords: Specific fuel consumption (SFC), specific thrust (f/mo,), fuel/air ratio (f), efficiency thermal (ߟ்), efficiency propulsion (ߟ ), efficiency total (ߟ).
PENDAHULUAN
Mesin turbofan merupakan mesin terpopuler yang banyak digunakan pada pesawat komersil untuk angkutan jarak menengah dan jauh. Penggunaan mesin jenis ini sangat efisien sekali dikarenakan mesin ini lebih ekonomis dari jenis pendahulunya yaitu mesin turbojet dan juga dapat beroperasi pada kecepatan tinggi dibandingkan dengan mesin turboprop. Mesin turbofan terintegrasi dengan teknologi-teknologi modern yang memanfaatkan aliran massa udara yang besar untuk menghasilkan thrust atau gaya dorong yang berbeda dengan turbojet, selain itu aliran massa udara tersebut masuk kedalam intake / inlet mesin yang dibagi menjadi dua bagian yaitu aliran dingin (cool airflow) dan aliran panas (hot airflow), sehingga mesin jenis ini memiliki sebuah parameter yang tidak dimiliki oleh jenis mesin turbin gas lainnya yaitu By Pass Ratio. Pada pesawat B 747-400 digunakan dua jenis mesin turbofan yang yaitu series
CF6-80C dan series RB211-524h. Kedua mesin yang digunakan pada pesawat tersebut tentunya memiliki karakteristik dan performa yang berbeda. Untuk mendapatkan masing-masing performa mesin tersebut dapat dihitung secara aerotermodinamika. Pada penelitian ini dilakukan analisis performa kedua mesin turbofan tersebut. Performa mesin yang akan dianalisis dalam penelitian ini adalah penggunaan bahan bakar spesifik atau specific fuel consumption (S) , specific thrust (F/m0), perbandingan massa bahan bakar terhadap massa udara atau fuel air ratio (f), efficiency thermal(T ), efficiency propulsi (P ) dan overall efficiency atau efisiensi total (0 ) dimana satu sama lain saling berkaitan dan saling mempengaruhi. Hal ini berguna untuk mengetahui perubahan parameter mesin turbofan terhadap performa mesin secara keseluruhan apabila beroperasi pada suatu ketinggian.
80
METODE Temperatur stagnasi atau temperatur total didefenisikan sebagai temperatur yang dicapai ketika suatu aliran fluida steady terhenti secara adiabatik (tidak terjadi kehilangan panas). Jika Tt adalah temperatur total, T adalah temperatur statis dan V adalah kecepatan aliran, maka pengangguran Hukum I Termodinamika untuk gas sempurna adalah ܶ௧ = ܶ + ܸଶ/(2݃ܥ ). Hubungan persamaan diatas dengan bilangan mach adalah : ܸ = ܯൗܽ = ܸ/ඥ݇. ݃. ܴ. ܶ atau (2.1)
ܶ௧ = ܶ ቀ1 +
ିଵ ଶ
ܯଶቁ
Tekanan stagnasi atau tekanan total Pt didefinisikan juga sebagai tekanan yang dicapai oleh suatu aliran fluida steady yang terhenti secara adiabatik dan reversibel (isentropik) dimana
ܲ௧ൗ ܶ௧ൗ ൗିଵ = ቀ , sehingga ܲ ܶቁ ൗ ିଵ
ܲ௧ = ቀ1 + ݇ − 1ൗ2 ܯଶቁ
(2.2) Penggunaan lambang ߨ adalah untuk perbandingan tekanan total, ti untuk perbandingan, dan d menunjukkan diffuser (inlet). Kemudian c untuk compressor, b untuk burner (ruang bakar), t untuk turbin, n untuk nozzle, dan f untuk fan. ߬௫ =
(2.3)
߬௫ =
(2.4)
் ௧௨ ௧௧௨ ௗ ௫ ் ௧௨ ௧௧ ௦௨ ௫
் ௧௨ ௧௧௨ ௗ ௫ ் ௧௨ ௧௧ ௦௨ ௫
Karena tidak semua aliran udara masuk melalui core engine, maka terdapat pengecualian pada aliran free stream yaitu aliran fan :
1. Defenisi untuk perbandingan terdapat temperatur total dan perbandingan tekanan total dari free stream adalah : ߬ =
(2.5)
ߨ =
் ்బ
బ బ
=1+
ିଵ ଶ
= ቀ1 +
ܯଶ
ିଵ ଶ
/(ିଵ)
ܯଶቁ
(2.6) Sehingga temperatur total dan tekanan total dari free stream dapat ditulis sebagai berikut: ܶ௧ = ܶ௧߬ ݀ܽ݊ ܲ௧ = ܲߨ 2.߬ఒ didefinisikan sebagai perbadingan entalpi Cp Tt yang keluar dari ruang bakar dengan entalpi ambient CpT0. (2.7)
߬ఒ =
௨ ௫௧ బ
=
൫ ்൯௨ ௫௧ ൫ ்൯
బ
HASIL DAN PEMBAHASAN Analisis Siklus Real Turbofan Analisis siklus untuk mesin turbofan yang mengalami kerugian (losses) menggunakan beberapa asumsi, yaitu : 1.Fluida yang mengalir sebelum masuk ruang bakar adalah gas sempurna dengan Kc, Rc, Cpc yang konstan 2.Fluida yang mengalir setelah keluar dari ruang bakar juga sempurna dengan Kt, Rt,Cpt yang kosntan. 3.Semua komponen adiabatik (selama proses berlangsung tidak terjadi perpindahan panas) dan tanpa pendinginan turbin. 4. Efisiensi pada kompresor, fan dan turbin adalah efisiensi politropik yaitu ec, ef, dan et. Untuk mempermudah analisis , maka penomoran pada mesin real turbofan dapat dilihat pada gambar 1. dan diagram T-s untuk aliran core engine dan fan pada gambar 2.
81
Gambar 1. Penomoran pada Mesin Real Turbofan [2]
Gambar 2. Diagram T-s [2] Untuk daerah fan stream, maka gaya dorong yang dihasilkan adalah : ܨி = ிಷ
ಷ
=
݉ (ܸ − ܸ) + ܣଵଽ(ܲଵଽ − ܲ) ݃ ଵଽ ଵ
(ܸଵଽ − ܸ) +
భవ ಷ
(ܲଵଽ − ܲ)
dimana, ܣଵଽ ݉ ி ܣଵଽଵଽ ܲ (ܲ − ܲ) = ൬1 + ൰ ݉ ி ଵଽ ݉ி ݉ி ܲଵଽ ܣଵଽܲଵଽ ܲ = ൬1 − ൰ ܲଵଽܸଵଽܣଵଽ ܲଵ ܲଵଽ
ܲ = ൬1 − ൰ ܲଵଽ ܲଵଽ ቂ ൗ(ܴ ܶ )ቃܸଵଽ ଵଽ ଵଽ =
భవ்భవ బோబ்బ భవ బோబ்బ
ቀ1 −
బ
ቁ
భవ
=
ிಷ
బ
ಷ
=
(3.8)
்భవ ൗ் ଵି బൗ బ భవ ቇ sehingga, బ ൗ
ቆభవ బ
బ
భవ
ቆ
బ
்భవ ൗ் ଵି బൗ బ భవ ቇ బ ൗ
− ܯ + భవ
బ
sama seperti pada mesin turbofan yang ideal, maka pada daerah fan stream, kecepatan pancaran gas dinyatakan sebagai berikut :
ଶ
ቀ భవቁ = బ
(3.9)
ܯଵଽଶ =
்భవ ்బ ଶ
ܯଵଽଶ
ିଵ
(ିଵ)/
ቀ భవቁ భవ
(3.10a) dimana, భవ భవ
=
బ బ మ య భవ
భవ బ బ మ భయ
(3.10b)
=
బ
− 1൨
భవ
ߨߨௗ ߨߨ 82
்భవ ்బ
=
்వ ൗ் వ
(3.11a)
(ೖషభ)/ೖ ቀ భవൗ ቁ
Kecepatan pancaran gas untuk core engine adalah :
భవ
dimana ்భవ ்బ
dimana
(3.11b) untuk daerah core engine , gaya dorong (thrust) yang dihasilkan adalah :
వవ బ
1 (݉ ܸ − ݉ ܸ) + ܣଽ(ܲଽ − ܲ) ݃ ଽ ଽ ி
బ
=
బ వ వ
ቀ
− ܯቁ+
వ వవ
బ బ
ቀ1 − బቁ di mana వ
వ
ቀ1 − బቁ =
బ వ
= =
= = =
వ వ
ቀ1 బ ቀవൗ (ோవ்వ)ቁవ వ ோబ்వ బ ቀ1 − ቁ
బ వ వ వ ோవ்వ బோబ்బ బ వ బோబ்బ వ ோవ ்వ బమ
ቀ1 − బቁ
బ వవవ బ
− ቁ వ
వ
ቀ1 − బቁ వ బ
బ
ቀ1 − ቁ
బ ோబ ்బ బవ వ బ వ ோవ ்వ/ ்బ ଵିబ/ వ ቀ ቁ బ ோబ వ/ బ బ
ቂ(1 + ݂)
వ
బ
− ܯ + (1 +
݂ܴܴܶܿݐ9ܶ0ܸ9ܽ01−ܲ0ܲ9݇ܿ
Maka pada mesin turbofan kerugian-kerugian didapat: ி
=
బ
ቂ(1 + ݂)
వ
బ
dengan
=
ቀ
వ బ బ మ య రఱ
(3.15b)
ܯଽଶ
=
(ିଵ)/
ቁ
బ వ
− 1൨
ߨߨௗ ߨߨߨ௧ߨ
Perbandingan temperatur statik gas pancaran kelaur nozzle dengan temperatur statik udara bebas dinyatakan sebagai berikut : వ ் /் = ( / వ)(ೖబషభ)/ೖ వ
వ
వ
(3.16) dimana : ்బ = బ మ య ర ఱ వ = బ బ మ య ర ఱ
Keseimbangan power antara turbin, kompresor, dan fan dimana terdapat hubungan efisiensi mekanik (ߟ )pada komponen tersebut adalah : ݉ ܥ(ܶ௧ଷ − ܶ௧ଶ) + ݉ ܥ(ܶ௧ଵଷ − ܶ௧ଶ) = ߟ ݉ ସܥ௧(ܶ௧ସ − ܶ௧ହ)
Persamaan di atas kemudian dibagi dengan mc, Cpc ,Tt2 dan dengan menggunakan defenisi dari perbandingan temperatur, perbandingan bahan bakar terhadap udara, serta by pass ratio (ߙ), maka : ߬ − 1 + ߙ൫߬ − 1൯= ߟ (1 + ݂߬ߣ߬ݎ1−߬ݐ Sehingga penyelesaian untuk perbandingan temperatur turbin adalah :
− ܯ + (1 +
݂ܴܴܶܿݐ9ܶ0ܸ9ܽ01−ܲ0ܲ9݇ܿ(3.12) Perbandingan fuel/air ratio pada ruang bakar dinyatakan sebagai: ݂= (3.13)
(3.15a)
(3.17)
pada penomoran 0 sampai 9 terdapat komponen kompressor (c) dan turbin (t), sehingga =
వ
ଶ
ିଵ
బ బ మ య ర ఱవ
்బ
బ
ி
వ
ܯଽଶ =
ோ்వ
ோ்బ
ߨߨௗ ߨߨߨ௧ߨ = ߬ఒ߬௧
Dalam hubungan antara perbandingan massa yang mengalir dengan fuel/air ratio (f), maka dapat dinyatakan వ = 1 + ݂
బ
(3.14)
= ߬߬
ܨ =
ଶ
ቀ వቁ =
߬௧ = 1 −
ߙ݂߬−1
ଵ ൣ߬ − ఎ (ଵା)ఛഊ
(3.18)
1+
Untuk komponen turbin dan kompresor perbandingan tekanan dan temperatur 83
serta efisiensi dapat diketahui sebagai berikut : Perbandingan tekanan pada turbin : ߨ௧ = ߬௧/ (ିଵ) (3.19) Efisiensi turbin dalam hubungannya dengan efisiensi politropik untuk turbin : ߬ =
ଵିఛ
భ ଵିఛ ൗ
(3.20)
Perbandingan temperatur kompresor: ߬ = ߨ(ିଵ)/ (3.21)
pada
గ(ೖషభ)/ೖିଵ ఛିଵ
(3.22)
Begitu juga untuk fan, perbandingan temperatur serta efisiensinya dapat dicari dengan persamaan berikut ini : ߬ = ߨ(ିଵ)/ (3.23) ߟ =
గ(ೖషభ)/ೖ/ ିଵ ఛ ିଵ
(3.24) Sedangkan gaya dorong spesifik (specific thrust) untuk mesin turbofan adalah penggabungan gaya dorong spesifik pada core engine dan fan stream, dapat dilihat dibawah ini : ி
బ
=
ଵ బ
ଵାఈ
ቂ(1 + ݂)
వ
బ
− ܯ +
1+݂ܴܶݐ9/ܶ0ܴܸܿ9/ܽ01−ܲ0ܲ9݇ܿ+ߙ1 +ߙ ܽ0݃ܿ
ቀ భవ − ܯ + బ
(3.25)
்భవ/ ்బ ଵିబ/భవ ቁ భవ/ బ
Persamaan untuk penggunaan bahan bakar spesifik (specifik fuel consumption) adalah sebagai berikut : ܵ=
/ ቀ బൗ ቁி/ బ
(3.26)
atau S=
మൣ(ଵା)( / )మାఈ( / )మି(ଵାఈ)ெ మ൧ బ వ బ భవ బ బ
(3.27)
(ଵାఈ)ி/ బ
ଶುೃ
Begitu pula untuk efisiensi propulsi (ߟ ) mesin turbofan : ߟ =
ଶெ బቂ(ଵା)(వ/ బ)ାఈ(భవ/ బ)మି(ଵାఈ)ெ బ ቃ
(3.28)
Efisiensi kompresor dapat dicari dengan persamaan : ߟ =
Efisiensi Termal (ߟ் ) dapat dicari dengan persamaan dibawah ini : ߟ் =
(ଵା)(వ/ బ)మି(ଵାఈ)ெ బమ
sehingga efisiensi total (overall efficiency, ߟ) untuk mesin turbofan adalah sebagai berikut : ߟ = ߟ் ߟ (3.29) Untuk memahami proses yang terjadi pada siklus ideal dan siklus real pada mesin turbofan maka komponen figure of merit dan semua perbandingan temperatur (t) dan perbandingan tekanan (ߨ) disetiap komponen mesin turbofan dapat dilihat dalam referensi [1]. Analisis Perbandingan Antara Mesin CF6-80C dengan RB211-524H Pada analisis ini dilakukan perbandingan mesin turbofan antara CF680C dengan RB211-524H. Untuk melakukan perbandingan tersebut perlu dilengkapi data data yang sesuai dengan tingkat perkembangan teknologi yang ada untuk tiap-tiap komponen pada fan, kompresor, ruang bakar (combustion chamber), turbin (turbine), nozzle dan diffuser berdasarkan tingkat keempat [1]. Adapun beberapa asumsi yang digunakan dalam perhitungan untuk kedua mesin adalah sebagai berikut [1] :
84
a. Altitude = 35.000 ft, Sebagai acuan ketinggian pesawat terbang bermesin turbofan. b. T0 = 390° c. kc atau ߛ = 1,4 d. kt atau ߛ௧ = 1.33 e. Cpc = 0,240 Btu/(lbm.◦R) f. Cpt = 0,276 Btu/(lbm.◦R) g. gc = 13,174 lbm/(lbf.sec) h. ℎோ = 18400 ݑݐܤ/݈ܾ݉ i. ߨௗ ௫ = 0.09 j. ߨ = 0.96 k. ߨ = 0.99 l. ߨ = 0.99
ܸ = ܽ ܯ = 986,2 ݔ0,8 = 774,6 ݂ݐ/ܿ݁ݏ ߛ − 1 ଶ ߬ = 1 + ܯ = 1 + 0,2 ݔ0,8ଶ = 1,128 2
o. ݁௧ = 0.89 p. ߟ = 0.99 q. ߟ = 0.99 ܲ ܲ r. ൗܲ = 0.9 ݀ܽ݊ ൗܲ = 0.9 ଽ ଵଽ
=1 − ,ଽଽ(ଵ,ଷଷହ) ଵ,ଵହସ [2,8608 − 1 + 5,31(1,1875 −
m. ݁ = 0.90 n. ݁ = 0.89
Dalam melakukan perhitungan untuk siklus ideal mesin turbofan, satuan yang digunakan adalah British sistem dimana satuan ini digunakan pada dunia penerbangan.
ఊ
ߨ = ߬ ംషభ = 1,128ଷ,ହ = 1,5243 ߟ = 1 ܯ < 1 ߨௗ = ߨௗ ௫ ߟ = 0,99 ܿ௧ܶ௧ସ 0,276 ݔ3600 ߬ఒ = = = 10,6154 ܿܶ 0,240 ݔ390 ߬ = ߨ
ఊିଵ ఊ
ఊିଵ
ଵ
= 27,4ଷ.ହ௫.ଽ = 2,8608
ߨ
(ఊିଵ) ఊ
ଵ
−1 1,7ଷ.ହ − 1 = ݔ100% = 88,2 % ߬ − 1 1,1875 − 1 ߬ఒିఛೝఛ 10,6154 − 1,128ݔ2,8608 ݂= = = 0,0337 18400ݔ0,99 ℎߟ − 10,6154 0,24ݔ390 (ܿ ܶ) − ߬ఒ ߟ =
߬௧ = 1 −
ଵ [߬ − ఎ (ଵା)ఛഊ ଵ ଵ,ଵଶ଼
Dengan menggunakan persamaan yang ada dalam referensi [1] maka diperoleh : ߛ − 1 0,4 (0,24 ݔ778,16) ܥ = ߛ 1,4 ݈ܾ݂ = 53,36 ݂ݐ. ݈ܾ݉ . °ܴ ߛ௧ − 1 0.33 (0.276 ݔ778,16) ܴ௧ = = ܥ ߛ௧ ௧ 1.33 ݈ܾ݂ = 53,29 ݂ݐ. ݈ܾ݉ . °ܴ ܽ = ඥ ߛܴ݃ܶ = √1.4 ݔ53.36 ݔ32.174 ݔ39 ݂ݐ = 968,2 ൗܿ݁ݏ ܴ =
1 + ߙ(߬ − 1)]
1=0,7043 ߨ௧ = ߣ௧ఊ/[(ఊିଵ)] = 0,7043ଵ,ଷଷ/(,ଷଷ௫,଼ଽ) =0,2081 1 − ߬௧ 1 − 0,7043 ߟ௧ = ଵ = ଵ = 90,82 % 1 − ߬௧ 1 − 0,7043,଼ଽ ܲ௧ଽ ܲ = ߨߨ ߨߨ ߨߨ ܲଽ ܲଽ ௗ ௧ = 0,9 ݔ1,5243 ݔ0,99 ݔ27,4 ݔ0,96 ݔ0,2081 ݔ0,99 = 7,3599 ܯଽ = ඨ
(ఊିଵ)ൗ ఊ
2 ܲ௧ଽ ൬ ൰ ߛ௧ − 1 ܲଽ
=ඨ
Perhitungan Mesin Turbofan CF6-80C Data yang diperoleh dari mesin turbofan jenis ini adalah : ߙ = 5.31 ߨ = 1.7 ߨ = 27.4 ܶ௧ସ = 3600°ܴ
ଵ
ߨ ఊ − 1 27,4ଷ.ହ − 1 1,5749 ߟ = = = = 84,64% ߬ − 1 2,8608 − 1 1,8608 ߬ = ߨ(ఊିଵ)/(ఊ) = 1,7ଵ/(ଷ,ହ௫,ଽ) = 1,1875
ܶଽ = ܶ
− 1
,ଷଷ 2 ቀ7,3599 ൗଵ,ଷଷ − 1ቁ 0,33
= 1,9708 ܥ 10,6154 ݔ0,7043 0,240 = ,ଷଷ (ఊషభ) ൘ ܥ௧ 9,3076 ൗଵ,ଷଷ 0,276 ఊ ܲ ቀ ௧ଽൗܲ ቁ ߬గ ߬௧ ଽ
= 3,9622
ܸଽ ߛ௧ܴ௧ܶଽ 1,33 ݔ53,29 (3,9622) = ܯଽඩ = 1,9708ඨ ܽ ߛܴܶ 1,4 ݔ53,36
= 3,8212 ܲ௧ଽ ܲ = ߨ ߨ ߨ ߨ = 0,9 ݔ1,5243 ݔ0,99 ݔ1,7 ݔ0,99 ܲଽ ܲଽ ௗ = 2,2858 ଶ
(ఊିଵ)/ఊ
ܯଵଽ = ඨ ఊ ିଵ ቀభవቁ ଶ
భవ
− 1൨=
ට ,ସ (2,2858ଵ/ଷ,ହ − 1)=1,154 ்భవ
ఛೝఛ (ംషభ) ು భవ ം ቀ ቁ ು భవ
=
బ
= ܯଵଽට ்భవ = 1,154ඥ1,0561=1,1859
భవ
்
=
ଵ,ଵଶ଼ ௫ ଵ,ଵ଼ହ
்బ
భ
ଶ,ଶ଼ହ଼య,ఱ
= 1,0561
బ
85
ܨ 1 ܸଽ = ൦(1 + ݂) − ܯ ܯ 1 + ߙ݃ ܽ
ܴ௧ܶଽ ܲ ܶ 1 − ܲ + (1 + ݂) ൪ ܴܸଽ ߛ ܽ +
ߙ ܽ ܸଵଽ − ܯ ൮ 1 + ߙ ݃ ܽ
ܶଵଽ ܲ ܶ 1 − ൗܲଵଽቍ + ܸଵଽൗ ߛ ܽ
968,2 ൬1,0337 ݔ3,8212 − 0,8 6,31 ݔ32,174 53,29 3,9622 0,1 ൰ + 1,0337 53,36 3,8212 1,4 5,31 ݔ968,2 + ൬1,1859 − 0,8 6,31 ݔ32,174 1,0561 0,1 ൰ + 1,1859 1,4 ݈ܾ݉ = 4,7690(3,2263 + 11,3829) = 69,6713 ݈ܾ݂/( ) sec ݈ܾ݉ ݂ 3600 ݔ0,0337 ܵ= = = 0,2759 ℎݎ 6,31 ݔ69,6731 ݈ܾ݂ (1 + ߙ) ܨൗ݉ =
3,2263 = ܴܨ = 1,5050 11,2829/5,31 (1 + ݂)ܸ ߙܸ 2 ܯ ܽ ଽ + ܽଵଽ − (1 + ߙ) ܯ൨ ߟ = ଶ ଶ ܸ ܸ ଽ ଵଽ (1 + ݂) ቀ ൗܽቁ + ߙ ቀ ൗܽቁ − (1 + ߙ) ܯଶ
2 ݔ0,8(1,0337 ݔ3,8212 + 5,31 ݔ1,18659 − 6,31 ݔ0,8) 1,02868 ݔ2,437ଶ + 5,31 ݔ1,1859ଶ − 6,31 ݔ0,8ଶ = 44,91 % =
ߟ் =
మ మ αబమ[ଵା]ቀ వൗୟబቁ ାαቀ భవൗୟబቁ ି(ଵାα) బమ
ଶౙ୦ౌ
968,2ଶ(1,0337 ݔ3,8212ଶ + 5,31 ݔ1,18659 − 6,31 ݔ0,8ଶ) = 2 ݔ32,174 ݔ0,0337 ݔ18400 ݔ778,16 = 55,92% ߟ = ߟ்ߟ = 0,4491 ݔ0,5592 = 25,11 %
Perhitungan Mesin Turbofan RB211-524
Data yang diperoleh dari mesin turbofan jenis ini adalah : ߙ = 5.24 ߨ = 1.42 ߨ = 28.4 ܶ௧ସ = 3600°ܴ Dengan menggunakan persamaan yang ada dalam referensi [1] maka diperoleh : ܴ =
ߛ − 1 0,4 (0,24 ݔ778,16) ܥ = ߛ 1,4 ݈ܾ݂ = 53,36 ݂ݐ. ݈ܾ݉ . °ܴ
ߛ௧ − 1 0.33 (0.276 ݔ778,16) = ܥ ߛ௧ ௧ 1.33 ݈ܾ݂ = 53,29 ݂ݐ. ݈ܾ݉ . °ܴ ܽ = ඥ ߛܴ݃ܶ = √1.4 ݔ53.36 ݔ32.174 ݔ39 ݂ݐ = 968,2 ൗܿ݁ݏ ܸ = ܽ ܯ = 986,2 ݔ0,8 = 774,6 ݂ݐ/ܿ݁ݏ ߛ − 1 ଶ ߬ = 1 + ܯ = 1 + 0,2 ݔ0,8ଶ = 1,128 2 ܴ௧ =
ఊ
ߨ = ߬ ംషభ = 1,128ଷ,ହ = 1,5243 ߟ = 1 ܯ < 1 ߨௗ = ߨௗ ௫ ߟ = 0,99 ܿ௧ܶ௧ସ 0,276 ݔ3600 ߬ఒ = = = 10,6154 ܿܶ 0,240 ݔ390 ߬ = ߨ ߟ =
ఊିଵ ఊ
ఊିଵ
ଵ
= 28,4ଷ.ହ௫.ଽ = 2,8635 ଵ
ߨ ఊ − 1 28,4ଷ.ହ − 1 1,6014 = = = 84,57% ߬ − 1 2,8935 − 1 1,8935
߬ = ߨ(ఊିଵ)/(ఊ) = 1,42ଵ/(ଷ,ହ௫,ଽ) = 1,123 ߨ
(ఊିଵ) ఊ
ଵ
− 1 1,42ଷ.ହ − 1 ߟ = = ݔ100% = 85,66% ߬ − 1 1,123 − 1 ߬ఒିఛೝఛ 10,6154 − 1,128ݔ2,8935 ݂= = = 0,0335 18400ݔ0,99 ℎߟ − 10,6154 − ߬ସ 0,24ݔ390 (ܿ ܶ) ߬௧ = 1 −
ଵ [߬ − ఎ (ଵା)ఛഊ
1 + ߙ(߬ − 1)]
1 1,128 = 0,0335 0,99(1,0335) 10,6154 1 ߬௧ = 1 − ൣ߬ − 1 + ߙ൫߬ − 1൯൧ ߟ (1 + ݂)߬ఒ =1−
ଵ
ଵ,ଵଶ଼
=1 − ,ଽଽ(ଵ,ଷଷହ) ଵ,ଵହସ [2,8935 − 1 + 5,24(1,123 −
1=0,7363 ߨ௧ = ߣ௧ఊ/[(ఊିଵ)] = 0,7363ଵ,ଷଷ/(,ଷଷ௫,଼ଽ) =0,2539 1 − ߬௧ 1 − 0,7363 ߟ௧ = ଵ = ଵ = 90,59% 1 − ߬௧ 1 − 0,7363,଼ଽ ܲ௧ଽ ܲ = ߨߨ ߨߨ ߨߨ ܲଽ ܲଽ ௗ ௧ = 0,9 ݔ1,5243 ݔ0,99 ݔ28,4 ݔ0,96 ݔ0,02539 ݔ0,99 = 9,3076 ܯଽ = ඨ
(ఊିଵ)ൗ ఊ
2 ܲ௧ଽ ൬ ൰ ߛ௧ − 1 ܲଽ
=ඨ
ܶଽ = ܶ
− 1
,ଷଷ 2 ቀ9,3076 ൗଵ,ଷଷ − 1ቁ 0,33
= 2,1167 ܥ 10,6154 ݔ0,7363 0,240 = ,ଷଷ (ఊషభ) ൘ ܥ௧ 9,3076 ൗଵ,ଷଷ 0,276 ఊ ܲ௧ଽ ቀ ൗܲ ቁ ߬గ ߬௧ ଽ
= 3,9078
ܸଽ ߛ௧ܴ௧ܶଽ 1,33 ݔ53,29 (3,9078) = ܯଽඩ = 2,1167ඨ ܽ ߛܴܶ 1,4 ݔ53,36 = 4,0757
86
ܲ௧ଽ ܲ = ߨߨ ߨߨ ܲଽ ܲଽ ௗ = 0,9 ݔ1,5243 ݔ0,99 ݔ1,42 ݔ0,99 = 1,9093 ܯଵଽ = ඨ ଶ
ට ,ସ
బ
(ఊିଵ)/ఊ
ቀభవቁ భవ
− 1൨=
(1,9093ଵ/ଷ,ହ − 1)=1,0072
ܶଵଽ = ܶ భవ
ଶ
ఊିଵ
߬߬
(ఊషభ) ܲ௧ଵଽ ఊ
ቀܲ ቁ ଵଽ
்
=
1,128 ݔ1,123 ଵ
1,9093ଷ,ହ
= 1,1119
= ܯଵଽට ்భవ = 1,0072√1,1119=1,0621 బ
ܨ 1 ܸଽ = ൦(1 + ݂) − ܯ ܯ 1 + ߙ݃ ܽ
ܴ௧ܶଽ ܲ 1− ܶ ܲ + (1 + ݂) ൪ ܴܸଽ ߛ ܽ + +
=
5,24 ݔ968,2 1,1119 0,1 ൬1,0621 − 0,8 + ൰ 6,24 ݔ32,174 1,0621 1,4 ݈ܾ݉ = 4,8225(3,4829 + 8,5236) = 57,9013 ݈ܾ݂/( ) sec ݈ܾ݉ ݂ 3600 ݔ0,0335 ܵ= = = 0,3338 ℎݎ 6,24 ݔ57,9013 ݈ܾ݂ (1 + ߙ) ܨൗ݉ +
ߙ ܽ ܸଵଽ − ܯ ൮ 1 + ߙ ݃ ܽ ܶଵଽ ܲ ܶ 1 − ൗܲଵଽቍ ܸଵଽൗ ߛ ܽ
968,2 ൬1,0335 ݔ4,0757 − 0,8 6,24 ݔ32,174 53,29 3,9078 0,1 ൰ + 1,0335 53,36 4,0757 0,4 5,24 ݔ968,2 + 6,24 ݔ32,174
3,4829 = ܴܨ = 2,1412 8,5236/5,24 (1 + ݂)ܸ ߙܸ 2 ܯ ܽ ଽ + ܽଵଽ − (1 + ߙ) ܯ൨ ߟ = ଶ ଶ ܸ ܸ ଽ ଵଽ (1 + ݂) ቀ ൗܽቁ + ߙ ቀ ൗܽቁ − (1 + ߙ) ܯଶ
2 ݔ0,8(1,0335 ݔ4,0757 + 5,24 ݔ1,0621 − 6,24 ݔ0,8) 1,0335 ݔ4,0757ଶ + 5,24 ݔ1,0621ଶ − 6,24 ݔ0,8ଶ = 40,12 % =
ߟ் =
మ మ ୟబమ[ଵା]ቀ వൗୟబቁ ାαቀ భవൗୟబቁ ି(ଵାα) బమ
ଶౙ୦ౌ
968,2ଶ(1,0335 ݔ4,0757 + 5,24 ݔ1,0621 − 6,24 ݔ0,8) = 2 ݔ32,174 ݔ0,0335 ݔ18400 ݔ778,16 = 57,96% ߟ = ߟ்ߟ = 0,4012 ݔ0,5796 = 23,25 %
Perbandingan Hasil Perhitungan
Dari perhitungan untuk kedua mesin turbofan diatas pada bagian 4.1 dan 4.2 dapat dibandingkan pada tabel 1.
Tabel 1. Perbandingan Mesin Turbofan CF6-80C & RB211-524 RB211Perbandingan CF6-80C 524 Specific fuel consumption (SFC or S) 0,2759 0,3338 (lbm/hr)/lbf Specific Thrust (F/m0) 69,6713 57,9013 ݈ܾ݉ ൬݈ܾ݂/( )൰ sec 0,0337 0,0335 Fuel/Air ratio (f) Efficiency Thermal (ߟ் ) (%)
55,92
57,96
44,91
40,12 %
Efficiency Total (ߟ) (%)
22,11
23,25 %
Efficiency Propulsion(ߟ ) (%)
87
KESIMPULAN Kesimpulan yang dapat diambil berdasarkan analisis kedua jenis mesin adalah sebagai berikut : a. Untuk pemilihan mesin turbofan dilihat dari segi performa specific fuel consumption maka mesin turbofan RB211-524H adalah pilihan yang tepat. b. Apabila harga bypass ratio (ߙ) mesin turbofan mengalami peningkatan maka harga specific fuel consumption (S) akan mengalami penurunan. c. Apabila pemilihan mesin turbofan dilihat dari segi efficiency total (ߟ)maka mesin turbofan RB211-524H adalah yangpaling terbaik karena efisiensi mesin tersebut memiliki harga yang lebih besar.
DAFTAR PUSTAKA Mattingly, Jack D., 1996. Elements of Gas Turbine Propulsion. Internal Edition : McGraw-Hill [1] Kroes, Michael J. & Thomas W.Wild, 1994. Aircraft Powerplant Mechanic Handbook, 7th ed. New York : Mc Graw-Hill [2]
88
