BAB IV ANALISA DAN PERHITUNGAN

Transkripsi

1 BAB IV ANALISA DAN PERHITUNGAN 4.1. Perhitungan Performance Pada perhitungan performance engine dan pengetesan CFM56-3C1 dilakukan di test cell, untuk melihat kelayakan terbang dan performance suatu engine. Parameter-parameter yang digunakan yaitu : 1. Thrust (FN) Merupakan gaya dorong engine dari hasil perubahan momentum bahan bakar udara dan bahan bakar yang melaui engine. Dan juga memperhitungkan adanya additional thrust. 2. Exhaust Gas Temperatur (EGT). Merupakan temperatur gas panas yang keluar dari exhaust nozzle. 3. Core Speed (N2). Merupakan kecepatan putar engine tiap satuan menit yang sangat mempengaruhi nilai thrust yang dihasilkan. 4. Fuel Flow (WF). Merupakan bahan bakar yang memasuki engine. 5. Engine Pressure Ratio (EPR). Merupakan pebandingan tekanan udara yang keluar dari HPT dengan tekanan udara yang masuk. 59

2 INPUT DATA. No Parameter TAKEOFF MAX.CON Satuan 1 N T 4882 Rpm 2 N Rpm 3 HUM 92,6 91,9 Grains/Lb 4 RelHum 77,8 76,4 % 5 WF Lb/hr 6 T ,2 830,2 C 7 T2 22,4 22,6 C 8 T3 370,2 357,2 C 9 TCCV 356,1 349,0 C 10 PT2 14,583 14,586 PSIA 11 PT495 61,733 58,302 PSIA 12 PS3 327,6 326,8 PSIA 13 FN Lbs 14 LHV BTU/lb 15 CSD Oilc. NOINSTALLED Dimana: N1 N2 T459 (EGT) = Fan Speed (rpm) = Core Speed (rpm) = Exhaust Gas Temperatur ( o F) WF = Fuel Flow (LB/HR) HUM = Moisture Content of Air (Grains/LB) Rel.Hum = Real Hum(%) T2 = Inlet Temperatur( 0 F) T3 = Compressor Discharge Temperature ( o F) PT2 = Inlet Total Pressure (PSIA) PT495 = HPT Discharge Temperatur (PSIA) PS3 = Compressor Discharge Static Pressure (PSIA) FN = Thrust (Lbs) LHV = Lower Heating Value of Fuel (Btu/Lbs) TCCV = Turbine Clearance Temperatur ( o F) 60

3 Perhitungan-perhitungan secara manual terhadap data observe dari report pengetesan untuk mengetahui nilai koreksinya adalah sebagai berikut: A. Faktor koreksi temperature dari T 2 dan dari figure 1306 yaitu : o F Dimana (161,38 o F). diperoleh dari figure 1301 testing 008 yaitu sebesar 89,68 o C B. Faktor koreksi untuk tekanan udara masuk adalah : 61

4 C. Humidity Correction Factor From Figure 1309 untuk Hum = 92,6 Grain/Lbs didapat : KHN1 = 0, KHN2 = 0, KHEGT = 1, KHFN = 1, KHWF = 0, D. Temperature Rise Correction Factor Figure 1307 : T 2 Hum = 72,32 o F = 92,6 Grains/Lbs Rel Hum = 77,8% Diperoleh T.rise = 16,47 o F E.1. Inlet Condensation Correction Factor at N1K (rpm) Figure 1315 Diperoleh : sehingga : N1K Fac = -0, N2K Fac = -0, TK Fac = -0, WF Fac = 0 62

5 Condensation koreksinya : E.2. Facility Modifier Correction Factor (Test cell Correction) : FN/ 2 FNMeas KHFN Didapat facility modifiernyaberdasarkan test cell correction table yaitu : FMFN = 1, Thrust FMEGT = 0, EGT FMWF = 0, Fuel Flow FMN2 = 0, Core Speed FMEPR = 0, EPR E.3. HPT Clearance Control Correction Factor Untuk HPTCC correction factor diperolehdari : 63

6 sehingga : ((( ) ) ) ((( ) ) ) E.4. Adjustment Due Test Cell Installation Effect from figure 1316 Dari correction fan speed (N1R) : Diperoleh : BM = 228, FN ADJ = 156, Lbs EXC = -71, OC = 0 BM = 29, WF ADJ = 83, Lbs/hr EXC = 54, OC = 0 BM = -2 EGT ADJ = 10, o F EXC = -12, OC = 0 BM = -15, N2 ADJ = 0, rpm EXC = 16 OC = 0 E.5. Standard Day Adjusted to Rated Fan Speed Correction from figure

7 E.6. Hot Day Correction Factor from figure 1302 Jika tidak ada pergantian mode udara antara N2CC3 (figure ) dengan udara standard day mode (N2R) maka, KTCCN = 1 konstan KTCCT = 1 konstan F. Standard Day Calculation 1. Fan Speed (N1) 2. Thrust (FN) FN/ 2 FNMeas KHFN 65

8 3. Fuel Flow (WF) 4. Exhaust Gas Temperature (EGT) ((( ) ) ) 66

9 5. Core Speed (N2) 67

10 6. Engine Pressure Ratio (EPR) 7. Core Pressure Ratio (CPR) 8. HP Turbine Pressure Ratio (TPR) 9. Compressor Pressure Ratio (CPR) 68

11 10. Compressor Temperature Ratio (CTR) (( ) ) (( ) ) 11. Specific Fuel Consumption (SFC) Jadi konsumsi bahan bakarnya : * + H. Hot Day Calculation 1. Hot Day core speed 2. HPTCC factor 69

12 3. Calculated Hot Day EGT ( o F) = Limitasi dari parameter standard day performansi pada kondisi take off : EGT = o C N1 (target) = 4942 rpm N2 = rpm FN = Lbs Hot Day : EGT = 908 o C N2 = rpm Dan dengan cara yang sama kita juga dapat mengetahui berapa nilai-nilai koreksi performance engine pada kondisi Maximum Continuous, yaitu dapat dilahat pada tabel di bawah ini: MCO Performance Temp.Corr.Factor At T2 0F 72,68 o C 1, o F T25 o C Press.Corr.Fac HUM.Corr.Fac At. Hum 91.9 Gr/lb KHN KHN KHEGT

13 KHFN KHWF Temp. Rise Corr. At T2 o F (Rel.Hum) F(76.4%) Temp.Rise Inlet Cond. Corr. Fac. At N1K rpm N1K FAC N2K FAC TK FAC WF FAC 0 KCONDN KCONDN KCONDT KCONDW 1 Facility Modifier Corr.Fac. At FN// Lbs FMFN FMEGT FMWF FMN FMEPR HPTCC Corr.Fac At N2R rpm rpm o R KTCCT 1 KTCCW 1 KTCCN 1 Adjst.Due To T.cell Installation At. N1R rpm FN ADJ Lbs WF ADJ lb/hr EGT ADJ 6 o F N2 ADJ - 3 rpm Standard Day Adjs To Rated Fan Speed 18.5 rpm DFN/DN DWF/DN DEGT/DN DN2/DN DEPR/DN DW2/DN Hot Day Corr.Fac. 2 HD KTCCN HD KTCCT 1 N1/.47 2 rpm 4803 rpm 71

14 N1R rpm FN/ 2 Lbs FNK1 FNK2 FNK3.58 WF/ 2 2 WFK1 WFK2 WFK3.91 EGT/ 2 EGTK1 EGTK2 EGTK3 N2/ rpm Lbs Lbs Lbs Lbs lb/hr lb/hr lb/hr lb/hr C C C C rpm rpm rpm rpm N2K1 N2K2 N2K3 EPR 4.00 EPRK EPRK CPR Core TPR CPR CTR DWF/DFN SFCK3 N2CC3 N2 HD EGT HD EGT MAX FN N1(target) N2 EGTHD N2HD lb/hr/lb rpm rpm C PARAMETER LIMIT MCO C Lbs 4804 rpm rpm C rpm Tabel 4.1. Nilai Koreksi MCO 72

15 4.2. Analisa Pengujian Pada proses pengujian, harus dilakukan proses motoring. Hal ini dilakukan untuk menyalurkan oli ke sistem agar ketika engine dinyalakan maka sistem secara keseluruhan sudah terlumasi sehingga tidak terjadi kegagalan komponen akibat over heating. Selain itu, fungsi dari motoring ini adalah untuk membuang sisa-sisa udara yang berbentuk gelembung atau butiran udara yang tersisa disaluran-saluran sistem. Hal ini perlu dilakukan karena akan mengakibatkan vibrasi dan pitting pada saluran-saluran sistem yang akan menyebabkan kegagalan komponen. Masalah-masalah yang paling sering muncul pada pengetesan adalah vibrasi, stall, akselerasi yang tidak masuk dalam batasan toleransi, exhaust gas temperature yang tinggi melebihi batas toleransi. Analisis dari masalahmasalah tersebut adalah ; 1. Vibrasi Masalah vibrasi yang terukur adalah vibrasi bagian depan dan belakang. Hal ini paling mungkin disebabkan karena pemasangan fan yang kurang benar, seperti kurang kencang atau proses balancing yang masih kurang. Selain itu, hal ini disebabkan juga dari sisa-sisa gelembung udara yang masih tersisa di saluran sistem. 2. Akselerasi Masalah ini merupakan masalah dimana waktu dari idle sampai dengan gaya dorong untuk take off terlalu lama diluar waktu yang diizinkan. Hal ini dapat menyebabkan pesawat tidak dapat terbang pada landasan yang terlalu 73

16 pendek. Masalah ini dapat diakibatkan oleh karena kegagalan sistem bahan bakar (fuel control unit) yang berfungsi sebagai fuel regulator yang memasok bahan bakar ke combustion chamber. 3. Stall Masalah dimana tiba-tiba power engine drop dalam waktu yang sangat singkat. Hal ini juga diikuti oleh suara ledakan dan keluarnya api pada exhaust. Hal ini disebabkan karena pasokan udara yang masuk ke combustion chamber sedikit, sehingga campurannya lebih banyak fuel dari pada udara. Sehingga temperatur naik tetapi tekanan turun. Hal ini disebabkan aliran udara yang masuk turbulen. Sehingga stage lima bleed valve membuka dan membuang udara yang turbulen tersebut. Hal ini yang menyebabkan pasokan udara ke combustion chamber menjadi sangat berkurang. Aliran turbulen ini merupakan akumulasi dari aliran turbulen yang masuk dari depan. Hal ini bias terjadi karena angin yang masuk sudah turbulen atau terjadi turbulensi akibat bleed dari LP dan HP kompresor yang terjadi erosi sehingga aliran udara menjadi tidak stabil atau turbulen. 4. EGT terlalu tinggi. Tingginya EGT dapat menyebabkan melelehnya turbin dan komponen lain di sekitar exhaust. Penyebab dari masalah ini biasa dari sistem bahan bakar yang tidak benar, sehingga fuel yang yang dimasukkan ke combustion chamber terlalu banyak. Selain itu, hal ini dapat disebabkan oleh sistem 74

17 pendinginan udara yang kurang bekerja dengan benar. Hal ini dapat ditimbulakan karena adanya penyumbatan. Pada urutan pengujian stage kelima bleed valve maksudnya adalah pengukuran performa engine pada saat udara dari HPC tigkat ke lima dibuang. Tujuan dari hal ini adalah untuk mengurangi tekanan udara yang berlebihan atau untuk membuang udara yang turbulen. Ini dilakukan pada saat pesawat crusing atau take off, temperatur udara yang keluar dari HPC stage ke sembilan tinggi, sehingga akan membahayakan komponen mesin yang lainnya. Maka dari itu, pada kondisi ini dilakukan proses pembuangan udara dari stage tujuh HPC Analisa Performance Hasil yang diperoleh nilai test cell dan nilai teoritik yang menjadi tolak ukur performance terlihat pada tabel berikut : NO Parameter TAKE OFF MCO Test Cell Teoritik Test Cell Teoritik 1 Thrust (FN) , N , N , EGT , WF , EPR , Tabel 4.2. Hasil Test Cell dan Teoritik Perbedaaan nilai yang diperoleh dapat disebabkan juga oleh beberapa hal, seperti : 1). Angka perkalian yang memiliki beberapa desimal dibelakang koma menghasilkan nilai yang berbeda. 75

18 2). Loses pada saat pengujian dilakukan terhadap performance engine di test cell. Penurunan thrust dari kondisi take off ke kondisi maximum continuous dipengaruhi oleh faktor ketinggian, tekanan udara dan density udara. Semakin rendah ketinggian dari suatu pesawat terbang maka thrust yang dihasilkan akan semakin tinggi. Hal ini ini dipengaruhi oleh beberapa faktor diantaranya tekanan dan temperatur. Apabila tekanan udara naik maka thrust yang dihasilkan akan menjadi kecil. Pada udara bebas tekanan udara bertambah maka akan lebih banyak massa udara yang mengalir. Bertambah banyaknya udara berarti bertambahnya juga density udara, seiring dengan bertambahnya tekanan udara, maka jumlah masa yang memasuki engine akan bertambah pula. Sedangkan temperatur mempengaruhi thrust akibat perubahan aliran massa udara. Kenaikan temperatur udara akan mengakibatkan udara tersebut mengembang (expand) sehingga density udaranya akan turun. Jadi bila temperatur udara memasuki engine bertambah, massa udara yang memasuki engine tersebut akan berkurang. Walaupun volume udara yang masuk engine tersebut sama. Sementara ketinggian yang berbeda memiliki tekanan dan temperatur yang berbeda dimana semakin besar nilai ketinggian, maka nilai tekanan dan temperatur semakin kecil. Tekanan udara yang besar mengakibatkan thrust yang dihasilkan semakin tinggi, sedangkan temperatur yang lebih rendah menghasilkan thrust yang lebih besar. Dari hasil ini terlihat bahwa tekanan berpengaruh lebih besar terhadap thrust bila dibandingkan dengan temperatur, 76

19 sehingga thrust yang terjadi lebih kecil nilainya pada ketinggian yang lebih besar. Semakin besar nilai ketinggihan maka nilai thrust yang dihasilkan semakin menurun. Perbandingan antara parameter performance engine dari hasil perhitungan teoritik dengan test cell pada kondisi take off pada N1K = 4942 : Parameter Test Cell Teoritik Test Cell - Teoritik Test cell / Teoritik FNK3 (lbs) , , , WFK , , , (lb/hr) EGTK3( 0 C) , , , Tabel 4.3. Tabel Perbandingan Kondisi Take Off Dan perbandingan antara parameter performance engine dari hasil perhitungan teoritik dengan test cell pada kondisi maximum continuous pada N1K = 4804 : Parameter Test Cell Teoritik Test Cell - Teoritik Test cell / Teoritik FNK3 (lbs) , WFK3 (lb/hr) ,0-29 0, EGTK3( 0 C) , Tabel 4.4. Tabel Perbandingan Kondisi Maximum Continous Dari tabel- tabel diatas diperoleh : 1. Pada kondisi take off N1K 4942 rpm : a. Parameter thrust hasil pembacaan test cell adalah sebesar 43,18239 lebih besar dari hasil teoritik. b. Parameter fuel flow hasil pembacaan test cell adalah sebesar 19, lebih rendah dari hasil teoritik. 77

20 c. Parameter EGT hasil pembacaan test cell adalah sebesar 0, lebih besar dari hasil teoritik. 2. Pada kondisi maximum continuous N1K 4804 rpm : a. Parameter thrust hasil pembacaan test cell adalah sebesar 8 lebih besar dari hasil teoritik. b. Parameter fuel flow hasil pembacaan test cell adalah sebesar 29 lebih rendah dari hasil teoritik. c. Parameter EGT hasil pembacaan test cell adalah sebesar 3 lebih rendah dari hasil teoritik. 78