BAB II

Dasar Teori

2.1 Turbin Gas

Turbin gas adalah motor bakar yang terdiri dari tiga komponen utama, yaitu:

kompresor, ruang bakar, dan turbin (gambar 2.1). Sistem ini dapat berfungsi sebagai

pembangkit gas ataupun penghasil daya poros. Ciri utama turbin gas adalah kompak,

ringan, dan mampu menghasilkan daya tinggi serta bebas getaran. Dengan demikian

mudah pemasangannya dan tidak memerlukan pondasi yang berat. Pada turbin gas,

tidak terdapat bagian yang bergerak translasi, sehingga turbin gas memiliki getaran

yang lebih kecil daripada jenis mesin motor bakar lainnya.

Gambar 2. 1 Turbin Gas [12]

Pada mesin turbin gas, proses kompresi, pembakaran dan ekspansi terjadi

secara terpisah, masing – masing di dalam kompresor, ruang bakar dan turbin. Turbin

menghasilkan daya yang sebagian besar diperlukan untuk menggerakkan

kompresornya sendiri kemudian sisanya untuk menggerakkan beban. Beban dapat

berupa roda penggerak, propeler, generator listrik, pompa, fan atau kompresor.

Apabila semua daya turbin digunakan untuk menggerakkan kompresornya sendiri,

maka pasangan kompresor, ruang bakar dan turbin tersebut hanya berfungsi

menghasilkan gas panas. Oleh karena itu pasangan tersebut disebut pembangkit - gas

(gas generator). Pada motor turbojet, turbin gas berfungsi sebagai pembangkit – gas

4

untuk nosel yang berfungsi menghasilkan pancaran (jet) gas berkecepatan tinggi,

untuk menghasilkan gaya dorong.

Siklus termodinamika turbin gas menggunakan siklus Brayton. Siklus Brayton

untuk kondisi ideal ditunjukkan oleh gambar 2.2. Siklus yang digunakan untuk sistem

propulsi adalah siklus terbuka, dengan fluida kerja udara.

Gambar 2. 2 Diagram T – s siklus Brayton ideal [4]

Proses termodinamika dari siklus Brayton ideal dapat dijelaskan sebagai berikut:

1. Udara dari atmosfer dikompresikan secara isentropik dari kondisi 1 ke kondisi 2

di dalam kompresor

2. Energi panas ditambahkan pada proses 2 ke 3 didalam ruang bakar atau penukar

panas pada kondisi tekanan tetap sehingga temperatur akan naik

3. Proses ekspansi isentropik terjadi dari kondisi 3 ke 4 untuk menghasilkan energi

yang digunakan untuk menggerakkan kompresor ( menaikkan tekanan dari 1 ke 2)

dan energi yang digunakan sebagai penghasil gaya dorong

2.1.1 Turbojet

Penggunaan motor jet pada sistem propulsi pesawat terbang didorong oleh

adanya keinginan untuk mencari bentuk sistem propulsi selain propulsi propeler yang

tradisional. Selain itu juga karena keterbatasan kemampuan propeler untuk

penerbangan kecepatan tinggi pada ketinggian (altitude) tinggi. Dalam hal ini

pembangkitan gaya dorong dilakukan dengan menggunakan nosel, yang

5

menghasilkan kecepatan gas yang jauh lebih tinggi daripada kecepatan terbang.

Dengan demikian, gaya dorong dibangkitkan dengan merancang perubahan

momentum dari fluida yang mengalir masuk kedalam dan keluar dari motor jet yang

digunakan.

Motor turbojet terdiri dari beberapa komponen utama, yaitu: difuser,

kompresor, ruang bakar, turbin, dan nosel. Udara atmosfer masuk kedalam difuser,

dengan kecepatan sama dengan kecepatan terbang. Difuser menaikkan tekanan udara

dengan jalan menurunkan kecepatannya, yaitu mengubah energi kinetik menjadi

tekanan. Setelah itu udara masuk kedalam kompresor yang berfungsi menaikkan

tekanan udara. Keluar dari kompresor tekanan dan temperatur udara telah cukup

tinggi untuk melakukan proses pembakaran bahan bakar didalam ruang bakar secara

kontinyu pada tekanan konstan. Gas pembakaran yang dihasilkan masuk kedalam

turbin sehingga menghasilkan daya poros yang diperlukan untuk menggerakkan

kompresor saja. Selanjutnya gas pembakaran diekspansikan kedalam nosel agar

diperoleh kecepatan gas yang lebih tinggi untuk menghasilkan gaya dorong jet.

2.1.2 Komponen Turbin Gas

Mesin turbojet terdiri dari tiga komponen penting, yaitu : kompresor, ruang

bakar dan turbin.

A. Kompresor

Kompresor adalah komponen yang berfungsi mengalirkan dan menaikkan

tekanan udara sesuai dengan spesifikasi rancangannya. Berdasarkan jenis alirannya,

kompresor dapat dibagi menjadi dua jenis yaitu kompresor sentrifugal dan kompresor

aksial.

Kompresor Sentrifugal

Pada kompresor sentrifugal udara masuk dalam arah sejajar sumbu rotor dan

keluar dalam arah tegak lurus sumbu rotor. Kompresor sentrifugal pada dasarnya

terdiri dari sebuah rotor ( bagian yang berputar ), atau impeler, dan sebuah stator (

bagian yang tidak berputar ) yang berfungsi sebagai difuser. Energi mekanik yang

diterima impeler ditransmisikan kepada fluida kerja di dalam impeler sehingga

6

berubah menjadi energi kinetik, tekanan dan panas-karena-gesekan. Selanjutnya pada

difuser, energi kinetik fluida yang meninggalkan impeler diubah menjadi kenaikan

tekanan. Gambar 2.3 menunjukkan skema konstruksi kompresor sentrifugal.

Gambar 2. 3 Skema kompresor sentrifugal [1]

Kompresor Aksial

Pada kompresor aksial udara mengalir dalam arah sejajar sumbu poros

kompresor. Kompresor aksial terdiri dari serangkaian tingkat. Tiap tingkat terdiri dari

satu barisan bilah rotor dan satu barisan bilah stator. Pada awalnya, fluida kerja

dipercepat oleh bilah rotor. Kecepatan fluida ini kemudian dikurangi didalam stator.

Pada proses ini, energi kinetik yang ditransfer rotor dikonversi menjadi tekanan

statik. Stator juga mempunyai fungsi mengarahkan aliran ke tingkat kompresi

berikutnya. Pada setiap tingkatnya, rasio tekanan total antara udara yang masuk dan

keluar tingkat antara 1 : 1,1 dan 1 : 1,3 [4]. Meskipun ratio kenaikan tekanan setiap

tingkat relatif kecil, namun setelah melalui tingkat terakhir tekanan total meningkat

cukup besar. Gambar 2.4 menunjukkan skema konstruksi kompresor aksial.

7

Gambar 2. 4 Skema Kompresor Aksial [4]

Pada tabel 2.1 disajikan tabel perbandingan kompresor sentrifugal dan

kompresor aksial menurut parameter – parameter tertentu.

Tabel 2. 1 Perbandingan antara kompresor sentrifugal dan kompresor aksial [4]

No Parameter Kompresor Sentrifugal Kompresor Aksial

1 Arah aliran

(masuk/keluar)

Sejajar sumbu/radial;

aliran belok

Sejajar sumbu;lurus

2 Laju aliran massa, m Kecil (sampai 50 kg/s) Besar (sampai 700

kg/s)

3 Perbandingan tekanan,

(p) per tingkat

Besar (=4 – 10) Kecil (=1,2 – 1,5)

tetapi secara

keseluruhan dapat

mencapai p ~ 30

4 Jumlah tingkat Satu atau dua Banyak (10-30)

Usaha untuk

mengurangi jumlah

tingkatterus dilakukan

dengan meningkatkan

p per tingkat

5 Efisiensi Sedikit lebih rendah

(0,75-0,84)

Lebih tinggi (0,85-

0,88)

8

6 Kecepatan udara masuk

kompresor

Mach maksimum = 0,7 Mach maksimum = 0,7

7 Diameter (penampang

frontal) untuklaju aliran

massa yang sama

Lebih besar Lebih kecil

8 Panjang Lebih pendek Lebih panjang

9 Berat Ringan Berat

10 Kekuatan konstruksi Tahan terhadap foreign

object damage

Cukup baik

11 Pembuatan mudah sulit

12 Biaya pembuatan Murah Relatif lebih mahal

13 Operasi dan perawatan Mudah,tidak banyak

gangguan

Relatif lebih sukar

14 Daya start Kecil Besar

15 Aplikasi Sistem turbin gas

kecil;motor automotif;

propulsi pesawat terbang

dengan gaya dorong

kecil; gaya dorong per

penampang frontal kecil

Kebanyakan untuk

motor propulsi

pesawat terbang

dengan gaya dorong

besar; gaya dorong per

luas penampang

frontal besar

B. Ruang Bakar

Ruang bakar adalah tempat di mana diharapkan terjadi proses pembakaran

sempurna, yaitu reaksi eksotermik antara bahan bakar dan udara, untuk menghasilkan

gas pembakaran pada temperatur dan tekanan tertentu. Secara kimia pembakaran

merupakan reaksi antara karbon, hidrogen, nitrogen dan oksigen dan menghasilkan

produk pembakaran berupa karbon dioksida dan air.

Reaksi pembakaran untuk propana diperlihatkan sebagai berikut:

C3H8 + 5(O2 + 4N2) → 3CO2 + 20N2 + 4H2O + heat

9

Proses pembakaran dalam ruang bakar adalah proses pembakaran kontinyu.

Diharapkan proses ini berlangsung dengan sempurna dan temperatur keluarannya

disesuaikan dengan kekuatan material ruang bakar dan turbin terhadap tegangan

termal. Gambar 2.5 menunjukkan skema konstruksi ruang bakar.

Gambar 2. 5 Skema Ruang Bakar [4]

C. Turbin

Turbin pada turbojet berguna untuk mengubah energi kinetik dan potensial

gas hasil pembakaran yang memiliki tekanan dan temperatur tinggi menjadi energi

poros untuk memutar kompresor. Biasanya 2/3 dari total energi yang tersedia diserap

di sini untuk memutar kompresor.

Satu tingkat turbin terdiri dari barisan bilah tidak bergerak (diam) yang

dipasang pada suatu sudut tertentu untuk membentuk rangkaian nosel / stator yang

mengarahkan gas ke bilah turbin yang bergerak ( rotor ). Pada roda turbin terdapat

sudu. Fluida kerja mengalir melalui ruang diantara sudu tersebut. Roda turbin dapat

berputar karena ada gaya yang bekerja pada sudu. Gaya tersebut timbul karena

terjadinya perubahan momentum dari fluida yang mengalir melalui sudu seperti

terlihat pada gambar 2.6

10

Gambar 2. 6 Roda turbin [4]

Dari semua komponen mesin turbin gas, rotor turbin adalah komponen yang

paling besar dalam menerima beban tegangan. Tegangan rotor turbin diakibatkan oleh

adanya gerak rotasi yang menimbulkan tegangan sentrifugal, tegangan termal hasil

pembakaran di ruang bakar, serta beban aerodinamik. Tegangan aerodinamika timbul

karena adanya gaya dan momen aerodinamika akibat adanya aliran fluida selama

turbin beroperasi. Tegangan dinamik akan muncul juga bila turbin dioperasikan pada

putaran tidak konstan.

2.1.3 Mesin turbojet “Olympus HP AMT Netherlands”

Pada tugas akhir ini, mesin turbin gas yang akan di analisis adalah mesin

turbojet produksi AMT Netherland, sebuah perusahaan khusus yang memproduksi

mesin turbojet untuk pesawat model. AMT Netherland merancang dan memproduksi

mesin turbojet kecil untuk sistem propulsi pesawat radio kontrol, pengembangan

pesawat experimental, dan keperluan militer. Mesin turbojet kecil ini juga digunakan

dalam berbagai penelitian dan proyek pendidikan pada berbagai universitas di dunia

[6].

Mesin "Olympus" terdiri dari sebuah kompresor radial dan turbin aksial.

Waktu yang diperlukan oleh turbin untuk mencapai putaran maksimum dari putaran

11

minimum hanya 4 detik dan dari putaran maksimum ke putaran minimum hanya

memerlukan waktu 2 detik. Hal ini dipengaruhi oleh massa bilah turbin aksialnya

yang rendah. Ruang bakarnya bertipe annular, dimana ruang bakar ini memberikan

sistem bahan bakar bertekanan rendah. Dari sistem bahan bakar ini, pelumasan juga

dilakukan terhadap bearing dari poros, sehingga tidak diperlukan sistem oli pelumas

yang terpisah. Turbinnya dilindungi komponen kontroler mikroprosesor (ECU) yang

bekerja secara otomatis dan mengatur kinerja maksimum turbin melalui sebuah

perangkat lunak. ”Olympus” ini telah dilengkapi starter elektrik yang digunakan

sebagai mekanisme penyalaannya.

Spesifikasi dari mesin turbo jet kecil AMT Netherland ”Olympus” menurut

data dari pembuatnya adalah sebagai berikut:

Dimensi

• Diameter maksimum : 131 mm

• Panjang : 384 mm

• Massa (tanpa peralatan tambahan) : 2850 gram

• Massa (dengan peralatan tambahan) : 3795 gram

Gambar 2. 7 Turbojet AMT ”Olympus”

12

Kondisi operasional

• Gaya dorong (RPM maksimum) : 230 N

• Gaya dorong (RPM minimum) : 13 N

• RPM maksimum : 108500

• RPM idle : 36000

• Ratio Tekanan Kompressor : 3,8 : 1

( pada RPM maksimum)

• Laju aliran udara : 450 gram/det

(pada RPM maksimum)

• Exhaust Gas Temperature Normal : 700 oC

• Exhaust Gas Temperature Maksimum : 750 oC

• Konsumsi bahan bakar : 640 gram/menit

(pada RPM maksimum)

Gambar 2. 8 Foto 3 pandangan Turbo Jet ”Olympus”

13

Gambar 2. 9 Pandangan isometrik Turbo Jet ”Olympus”

2.2 Metode Pengukuran Prestasi Turbo jet

Metode pengukuran dan alat ukur yang tepat merupakan hal yang sangat

penting dalam pengukuran prestasi turbo jet. Untuk mengukur performa turbin gas

diperlukan biaya yang cukup mahal. Untuk mendapatkan hasil yang valid mengenai

prestasi turbin gas harus diperhatikan beberapa hal berikut:

• Test bed dan seluruh alat ukur harus dikalibrasi terlebih dahulu.

• Untuk mendapatkan hasil yang presisi, spesifikasi alat ukur yang digunakan

harus sesuai dengan rentang data yang akan diukur

• Pengukuran pada kondisi tertentu dilakukan beberapa kali untuk memastikan

data yang dibaca valid.

14

2.2.1 Test bed untuk mengukur gaya dorong

Terdapat dua jenis test bed, yaitu :

1. Outdoor test bed.

Berikut skema outdoor test bed untuk mengukur gaya dorong:

Gambar 2. 10 Outdoor sea level thrust test bed [8]

Test bed ini terdiri dari batang penopang mesin serta dilengkapi alat pengukur

gaya dorong. Pengaruh dari cross wind pada kondisi masuk mesin dapat di perkecil

dengan memasang pelindung di sekitar saluran masuk mesin. Daerah di sekitar test

bed harus bebas dari gangguan terhadap aliran udara. Hal ini untuk memastikan

validitas dari pembacaan gaya dorong dan laju aliran udara. Outdoor test bed ini lebih

pasti dalam pengukuran gaya dorong dan laju aliran udara dibandingkan indoor test

bed. Hal ini disebabkan karena pada indoor test bed pengukuran laju aliran udara

banyak dipengaruhi oleh dinding pembatas test bed. Outdoor test bed diletakkan pada

daerah yang bebas untuk meminimalkan pengaruh dari noise yang ditimbulkan oleh

lingkungan sekitarnya. Outdoor test bed lebih jarang dipakai dibandingkan indoor

test bed karena faktor cuaca dan logistik, namun indoor test bed harus dikalibrasi

terlebih dahulu.

15

2. Indoor test bed

Indoor test bed dikembangkan untuk mengatasi kekurangan yang timbul pada

outdoor test bed. Pada test bed ini yang menjadi perhatian penting adalah sistem

masuk udara, seksi uji, dan sistem exhaust.

Sistem masuk udara dibuat agar aliran masuk menjadi seragam sepanjang

penampang dan sepanjang operasional mesin. Splitter dipakai untuk mengurangi

noise yang terjadi pada mesin. Test bed ini juga dilengkapi dengan pelindung

untuk mencegah benda – benda yang tidak diinginkan masuk ke dalam mesin.

Seksi uji adalah sebuah ruang tertutup dimana mesin diletakkan. Komponen

utama dari seksi uji adalah kereta uji tempat dimana mesin akan diletakkan.

Kereta ini akan meneruskan gaya yang diterima dari mesin kepada load cell yang

telah diinstal di bawah kereta untuk menentukan gaya dorong mesin.

Sistem exhaust dibuat untuk mengalirkan udara panas keluar dari seksi uji

menuju udara terbuka. Sistem ini juga untuk meningkatkan tingkat keamanan saat

pengujian mesin dilakukan.

Gambar 2.11 menunjukkan skema dari indoor test bed,

Gambar 2. 11 Indoor thrust test bed [8]

16

Test bed terdiri dari empat jenis berdasarkan akurasi hasil pengukuran dan

fungsi.

a. ‘Gold standard test bed’

Gold standard test bed merupakan patokan atau acuan untuk mengkalibrasi test

bed lainnya yang digunakan untuk melakukan pengujian terhadap engine yang

sama.

b. ‘Silver test bed’

Silver test bed adalah test bed yang dikalibrasi dengan menggunakan gold

standard test bed. Silver test bed juga dapat digunakan untuk mengkalibrasi test

bed lainnya dengan syarat untuk melakukan pengujian terhadap engine yang

sama.

c. ‘Bronze test bed’

Bronze test bed adalah test bed yang dikalibrasi dengan menggunakan Silver test

bed. Bronze test bed hanya dapat dipergunakan untuk melakukan pengujian, tetapi

tidak dapat digunakan sebagai patokan untuk kalibrasi test bed lainnya.

d. Functional test bed

Test bed jenis ini tidak melalui proses kalibrasi, sehingga hanya digunakan untuk

mendemonstrasikan bahwa engine yang telah dibuat dapat berfungsi. Test bed

jenis ini tidak dapat digunakan untuk menguji performa suatu engine.

Test bed yang digunakan di atas (Gambar 2.10) hanya untuk mengetahui

performa turbin gas pada ketinggian permukaan laut. Untuk mengetahui performa

turbin gas pada saat terbang dan kecepatan mencapai satu Mach number maka

digunakan altitude test facility (ATF) seperti terlihat pada gambar 2.12.

17

Gambar 2. 10 Altitude test facility (ATF) [8]

ATF harus mampu menciptakan aliran udara secara kontinyu walaupun

engine dalam keadaan mati. Berikut ini merupakan gambar layout ATF plant (gambar

2.12).

18

Gambar 2. 11 Altitude test facility plant layouts [8]

Beberapa keuntungan ATF:

• Bebagai macam kondisi penerbangan dapat disimulasikan di satu tempat.

• Pengukuran performa yang dihasilkan lebih akurat karena keadaan yang

terjadi dikondisikan seperti kondisi saat terbang.

• Bisa dilakukan kapanpun karena tidak dipengaruhi oleh cuaca.

19

2.2.2 Pengukuran dan alat ukur

Pengukuran performa turbin gas memerlukan banyak alat ukur yang cukup

rumit penggunaannya. Pada bab ini akan dijelaskan beberapa alat ukur yang sesuai

untuk tes turbin gas.

2.2.2.1 Tekanan

Pengukuran tekanan dilakukan karena dua alasan, pertama untuk menentukan

performa sebuah engine dan komponennya, kedua, untuk menentukan laju aliran

udara. Beberapa alat ukur yang dapat digunakan untuk mengukur tekanan.

a. Manometer

Test bed yang umurnya sudah tua biasanya menggunakan manometer air atau

manometer air raksa. Manometer dapat digunakan bila tekanan yang akan diukur

kurang dari 2 bar. Saat ini manometer sudah jarang digunakan. Persamaan (2.1)

berikut digunakan untuk faktor koreksi terhadap temperatur [8].

DL = 0,21 * 10-3 * DT (2.1)

DL = perubahan tinggi pada air pada kolom karena perubahan temperatur (%)

DT = besarnya perubahan temperatur

Bila menggunakan air raksa angka 0,21 diganti menjadi 0,18

b. Transducers

Test bed modern biasanya menggunakan transducer untuk mengukur tekanan.

Prinsipnya alat ini bekerja ketika tejadi perbedaan tekanan antar kedua permukaan

membran yang menyebabkan membran bergerak. Gerakan membran ini

dikonversikan menjadi sinyal listrik dalam voltase yang dibaca oleh data logger.

Tekanan pada salah satu sisi membran dapat dibuat vakum atau tekanan atmosfer

tergantung apa yang ingin kita dapatkan tekanan absolut atau gage.

2.2.2.2 Temperatur

Pengukuran temperatur dilakukan karena beberapa alasan. Pertama, untuk

menentukan performa engine dan komponennya. Kedua, agar temperatur kerja tidak

melampaui batas kemampuan material terhadap kenaikan temperatur. Ketiga, untuk

20

menentukan laju aliran udara. Berikut ini adalah beberapa alat ukur yang dapat

digunakan untuk mengukur temperatur.

a. Resistance bulbs thermometers (RBT)

Prinsipnya alat ini mengukur temperatur berdasarkan perubahan resistansi,

perubahan resistansi terjadi karena material dipanaskan. Material yang biasanya

digunakan adalah platinum. Thermometer jenis ini cocok digunakan bila temperatur

yang akan diukur lebih besar dari 1000K. Bila kalibrasi dilakukan dengan benar error

alat ini hanya 0.1 K [8]

b. Snakes

Snakes adalah resistance bulbs thermometers yang berukuran panjang dan

digunakan untuk mengukur temperatur rata-rata. Kerugian menggunakan

thermometer jenis ini adalah sulit mengkalibrasi, sehingga error yang terjadi sekitar 1

K – 2 K.

c. Thermocouples

Thermocouples adalah dua buah kawat logam yang berbeda disambungkan

dan ujung lainnya atau ujung bebas memilki temperatur yang sama dan konstan,

maka akan muncul perbedaan tegangan yang besarnya tergantung dari beda

temperatur antara sambungan dan ujung bebas. Biasanya kedua logam tersebut

disambungkan dengan cara dilas. Error thermocouples lebih besar dari RBT sekitar

2K tapi thermocouples lebih banyak digunakan karena rentang temperatur yang dapat

diukur lebih fleksibel.

Beberapa titik ukur yang penting pada engine.

a. Temperatur udara masuk

Untuk mengukur temperatur udara masuk digunakan snakes atau

thermocouples agar didapatkan temperatur rata-rata dengan kompensasi akurasi

pengukuran yang rendah. Alat ukur diletakan sebelum intake pada test bed.

b. Temperatur cold end

Temperatur cold end berarti temperatur setelah keluar dari kompresor. Untuk

mengukur digunakan thermocouples dengan 3 lokasi pengukuran secara radial agar

didapatkan profil temperatur secara radial.

21

c. Temperatur hot end

Temperatur hot end berarti temperatur keluar dari turbin. Untuk mengukur

pada lokasi ini cenderung lebih sulit karena temperatur berkisar diatas 1300K dan

sulit untuk mendapatkan temperatur rata-rata karena lokasi injektor bahan bakar

hanya pada titik-titik tertentu di ruang bakar dan adanya udara pendingin yang

bercampur dengan udara panas dan menyebabkan gradien temperatur sangat curam

pada tiap lokasi. Untuk mengatasinya lebih baik digunakan 8 buah thermocouple

yang dipasang secara circumferensial dan radial. Sebenarnya jumlah thermocouple

juga tergantung pada besar kecilnya ukuran engine.

2.2.2.3 Laju aliran udara

Pengukuran laju aliran udara dilakukan karena beberapa alasan:

1. Menentukan gaya dorong dan specific fuel consumption

2. Temperatur pada ruang bakar dan masuk turbin dapat ditentukan dengan

perhitungan menggunakan debit aliran udara masuk, temperatur masuk ruang

bakar, dan energi bahan bakar.

Seperti terlihat pada gambar 2.14 terdapat dua jenis airmeter yang digunakan

untuk mengukur laju aliran udara yaitu jenis flare dan venturi.

22

Gambar 2. 12 Pengukuran aliran udara masuk kompresor [8]

Seperti ditunjukkan pada gambar 2.14, terdapat dua tipe instrumen yang biasa

digunakan untuk mengukur debit aliran udara masuk mesin:

1. Flare : saluran pendek dengan dilengkapi bellmouth masuk, dipasang langsung

didepan mesin. Keuntungan penggunaan flare adalah kehilangan tekanannya yang

kecil

2. Venturi : Saluran panjang yang menyempit, yang diikuti oleh seksi difuser.

Geometri dari venturi memberikan perbedaan tekanan total dan tekanan statik

yang lebih besar daripada flare. Hal ini menyebabkan venturi memberikan hasil

pengukuran yang lebih akurat dari flare pada debit aliran udara rendah.

Untuk mendapatkan error yang kecil dan hasil pengukuran yang lebih akurat,

diperlukan sedikitnya enam sampai sembilan tapping pada keliling flare atau venturi,

23

tergantung ukuran dari venturi dan flare tersebut. Secara umum, hasil pengukuran

debit aliran udara menggunakan flare dan venturi menghasilkan akurasi sebesar

0,5%.

2.2.2.4 Gaya dorong

Pengukuran gaya dorong perlu dilakukan karena gaya dorong merupakan

parameter yang penting untuk mengetahui apakah engine yang dibuat telah sesuai

dengan yang diharapkan. Gaya dorong sering menjadi tujuan dari pembuatan turbin

gas selain daya poros. Untuk mengukur gaya dorong digunakan load cell seperti

terlihat pada gambar 2.10.

2.2.2.5 Kecepatan putaran poros

Pengukuran kecepatan putaran poros diperlukan karena beberapa alasan.

Pertama, bila turbin gas digunakan pada pesawat terbang, tingkat kecepatan putaran

poros menjadi patokan untuk sertifikasi engine. Kedua, bila turbin gas digunakan

untuk daya, kecepatan putar poros digunakan untuk menghitung daya keluaran poros.

Untuk mengukur kecepatan putaran poros digunakan tachometer. Terdapat 2 jenis

tachometer yaitu noncontact tachometer dan contact tachometer. Noncontact

tachometer biasanya menggunakan laser atau lampu sebagai sensor. Lampu atau laser

tersebut ditembakkan ke poros yang berputar, maka putaran poros akan terbaca pada

display tachometer. Pada jenis kedua yaitu contact tachometer bekerja dengan

menempelkan ujung tachometer ke poros yang berputar sehingga tachometer akan

berputar dengan kecepatan yang sama dengan putaran poros.

24

2.3 Analisis Termodinamika Turbo jet

Proses perhitungan tiap-tiap komponen, disajikan dalam bentuk tabel sebagai

berikut:

Tabel 2. 2 Alur perhitungan mesin turbojet [12]

Komponen Formula (keluaran) Masukan

Difusor

2

2

0 2u

ap

VT Tc

= +

.2

12

0 12

u

u

a dp au

Vp pc T

γγ

η−⎛ ⎞

= +⎜ ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠

, , , , ,ua p a dT V c p uη γ

Kompresor 3 2

1

0 011 1

u

ucc

T Tγγπ

η

−⎛ ⎞⎛ ⎞= + −⎜ ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠⎝ ⎠

23 00 pp cπ=

, ,c c uη π γ

Ruang bakar ( )34 00 1 ppp bΔ−= bpΔ

Turbin

( )2345 0000

1 TTcc

TTg

u

p

p

m

−−=η

5

5 4

4

10

0 00

11 1

g

g

t

Tp p

T

γγ

η

−⎛ ⎞⎛ ⎞⎜ ⎟= − −⎜ ⎟⎜ ⎟⎜ ⎟⎝ ⎠⎝ ⎠

, , , ,u gm p p t gc cη η γ

uji kondisi chok :

50

1

1

1111

g

gc

n

n n

pp γ

γγη γ

−

=⎡ ⎤⎛ ⎞−−⎢ ⎥⎜ ⎟+⎝ ⎠⎣ ⎦

jika ca p

ppp

55 00 ≥ , maka akan terjadi chok

sehingga

, ,gn g pcη γ

25

Nosel

550 01 pp

cPPe =

502

1eg

T Tγ

=+

e gu Rγ= eT

e

ee RT

p=ρ

jika ca p

ppp

55 00 < , maka tidak terjadi

chok sehingga

ae pp =

⎪⎭

⎪⎬

⎫

⎪⎩

⎪⎨

⎧

⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢

⎣

⎡

⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛−−=

−

d

d

aPPne TT

γγ

η

1

0505

111

( )epe TTcug

−=502

e

ee RT

p=ρ

Masukan untuk menghitung tekanan, temperatur, kecepatan, dan kerapatan gas

exhaust ( ep , , , dan eT eu eρ ) :

- kondisi udara: pa, Ta ;

- kecepatan jelajah: V ;

- sifat udara: cp dan γ ;

- efisiensi tiap-tiap komponen: ηd, ηc, Δpb, ηt, ηn, mη ;

- rasio tekanan kompresor: πc ;

- temperatur kerja turbin: T04.

26

Setelah semua parameter tersebut diatas dihitung, persamaan berikut [12]

digunakan untuk menghitung gaya dorong yang terjadi:

T = ma * [(1 + f) * ue - u] + (pe - pa) * Ae (2.2)

27