BAB II Dasar Teori. Gambar 2. 1 Turbin Gas [12]

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 Sejajar sumbu/radial; Sejajar sumbu;lurus (masuk/keluar) aliran belok 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 Mach maksimum = 0,7 Mach maksimum = 0,7 kompresor 7 Diameter (penampang Lebih besar Lebih kecil frontal) untuklaju aliran massa yang sama 8 Panjang Lebih pendek Lebih panjang 9 Berat Ringan Berat 10 Kekuatan konstruksi Tahan terhadap foreign Cukup baik object damage 11 Pembuatan mudah sulit 12 Biaya pembuatan Murah Relatif lebih mahal 13 Operasi dan perawatan Mudah,tidak banyak Relatif lebih sukar gangguan 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: C 3 H 8 + 5(O 2 + 4N 2 ) 3CO 2 + 20N 2 + 4H 2 O + 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 Exhaust Gas Temperature Maksimum : 750 o C o C 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 Kompresor T 0 2. p T p = T + a V c 2 2 p u 2 V = + ηd 2cp T u 0 p 1 2 a 0 0 3 2 a γ u γ u 1 1 γ u 1 = T 1+ π γ c u 1 ηc 0 = π p 3 c 0 2 Ta, V, cp, pa, ηd, γ u u ηc, πc, γ u Ruang bakar p0 ( 1 Δp ) p 4 b 03 Δ p = b Turbin T 1 ( T T ) pu 0 = T 5 0 4 03 02 ηm c pg p 05 04 c 1 T = p 1 1 η t T uji kondisi chok : p p 0 5 c jika 1 = 05 04 1 γ n 1 1 ηn γn + 1 a p c γ g γ g 1 γ g γ g 1 p0 5 p0 5, maka akan terjadi chok p sehingga η, c, c, η, γ m p p t g ηn, γ g, cpg u g 25

p e = 1 p P 0 05 5 Pc Nosel T u e e 2 = T γ + 1 g 0 5 = γ grt e ρ = e pe RT e jika p e = p a p0 5 p0 5 <, maka tidak terjadi p a p c chok sehingga 1 T e = T0 1 ηn 1 5 e = 2 c p 05 ( T T ) u g e P0 5 P a γ d 1 γ d ρ = e pe RT e Masukan untuk menghitung tekanan, temperatur, kecepatan, dan kerapatan gas exhaust ( p e, Te, ue, dan ρ e ) : - kondisi udara: p a, T a ; - kecepatan jelajah: V ; - sifat udara: c p dan γ ; - efisiensi tiap-tiap komponen: η d, η c, Δp b, η t, η n, η m ; - rasio tekanan kompresor: π c ; - temperatur kerja turbin: T 04. 26

Setelah semua parameter tersebut diatas dihitung, persamaan berikut [12] digunakan untuk menghitung gaya dorong yang terjadi: T = ma * [(1 + f) * u e - u] + (p e - p a ) * A e (2.2) 27