Institut Teknologi Bandung

Transkripsi

1 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 Pembimbing: Dr. Djoko Sardjadi Dr. Firman Hartono Program Studi Teknik Penerbangan Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara Institut Teknologi Bandung 2008

2 Lembaran Pengesahan Tugas Sarjana PEMBUATAN SISTEM PENGUJIAN DAN PENGUJIAN SMALL TURBOJET ENGINE OLYMPUS Oleh I G. K. Adhi Yuliartha Program Studi Teknik Penerbangan Institut Teknologi Bandung Disetujui pada Tanggal: Februari 2008 Pembimbing I Pembimbing II Dr.Djoko Sardjadi NIP Dr. Firman Hartono, ST. MT. NIP

3 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

4 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

5 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

6 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

7 DAFTAR ISI ABSTRAK ABSTRACT KATA PENGANTAR DAFTAR ISI DAFTAR GAMBAR DAFTAR TABEL NOMENKLATUR i ii iii v viii xi xii BAB I PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang Tujuan Penelitian Batasan Masalah Metodologi Sistematika Pembahasan 3 BAB II DASAR TEORI 2.1 Turbin Gas Turbojet Komponen Turbin Gas Mesin turbojet Olympus HP AMT Netherlands Metode Pengukuran Prestasi Turbo jet Test bed untuk mengukur gaya dorong Pengukuran dan alat ukur Tekanan Temperatur Laju aliran udara 22 v

8 Gaya dorong Kecepatan putaran poros Analisis Termodinamika Turbo jet 27 BAB III PERANCANGAN DAN PEMBUATAN ALAT UKUR PRESTASI TURBO JET 3.1 Test Bed Load Cell Perancangan Load fixture element Pemilihan Strain Gauge Pemilihan Signal conditioner dan signal amplifier Pemilihan material load fixture element Simulasi load fixture element menggunakan software Msc. NASTRAN Pipa Aliran Masuk Kompresor Perancangan Pipa Aliran masuk kompresor Sistem akuisisi data Electronic control unit Telemetry software Engine data terminal 44 BAB IV PEMBUATAN DAN KALIBRASI ALAT UKUR PRESTASI TURBOJET 4.1 Pembuatan dan pengujian Load Fixture element Kalibrasi load fixture element Pembuatan dan pengujian Pipa masuk kompresor Kalibrasi pipa masuk kompresor 52 vi

9 BAB V PENGUJIAN DAN ANALISIS MESIN TURBOJET OLYMPUS 5.1 Pengujian Analisis Hasil Pengujian Normalisasi parameter hasil pengujian Validasi hasil pengujian Validasi gaya dorong, debit bahan bakar dan EGT Validasi debit udara masuk kompresor 70 BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN 6.1 Kesimpulan 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

10 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 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

11 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

12 Gambar 5.12 Grafik EGT Vs putaran mesin (hasil perbandingan) 68 Gambar 5.13 Perbandingan hasil pengujian debit udara kompresor 71 x

13 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 , model turbulensi Shear stress model 40 Tabel 3.3 Tabel hasil simulasi kecepatan terhadap debit aliran udara Grid , 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

14 NOMENKLATURE BAGIAN I T Temperatur V kecepatan terbang c pu p η d γ u η c π c p b η m c pg η t γ g η n T 0 p 0 R u e ρ e ma koefisien panas spesifik tekanan konstan udara tekanan udara efisiensi difuser berat jenis udara efisiensi kompresor perbandingan tekanan udara keluar kompresor dan tekanan udara masuk kompresor kehilangan tekanan di ruang bakar efisiensi mekanik kompresor turbin koefisien panas spesifik tekanan konstan campuran udara dan bahan bakar efisiensi turbin berat jenis campuran bahan bakar dan udara efisiensi nosel Temperatur total tekanan total konstanta gas kecepatan suara keluar nosel massa jenis aliran keluar nosel 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

15 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