Docstoc

Engine komponen

Document Sample
Engine komponen Powered By Docstoc
					Engine komponen

Terdapat beberapa komponen utama pada gas turbine yang perlu kita ketahui:

   a. Engine Case.
      Merupakan tempat dudukan dari engine komponen.
   b. Accessory Case.
      Merupakan tempat dudukan dari engine accessory.
   c. Engine kompresor.
      Merupakan bagian engine yang berfungsi untuk memempatkan udara kedalam combustion
      chamber. Terdapat dua jenis compressor yaitu:
           Radial Compressor.
           Axial Compressor.
   d. Combustion chamber.
      Merupakan bagian engine yang berfungsi memproses pembakaran campuran bahan bakar
      dan udara, sehingga terjadi exspansi gas. Terdapat 3 jenis combustion chamber masing-
      masing adalah:
           Can Type.
           Annular Type.
           Can Annular Type.
   e. Turbine.
      Pada saat Engine Run, pada Turbojet engine berfungsi memutar Compressor,sedangkan
      pada Turboprop berfungsi untuk memutar propeller. Terdapat 2 jenis turbine masing-masing
      adalah:
           Turbine Compressor.
           Turbine Power.
   f. Engine Shaft.
      Penghubung antara Engine Compressor dan Turbine. Disamping itu dengan perantaraan
      Transmission Gear digunakan untuk memutar Engine Accessory sesuai dengan fungsinya
      masing-masing.
   g. Exhaust Stack.
   h. Pada Turbojet Engine digunakan untuk menyalurkan Thrust dari Combustion Chamber.
      Sedangkan pada Turboprop Engine digunakan untuk menyalurkan gas buang.



Kompresor


         Fungsi kompresor pada motorgas turbin adalah untuk memberikan massa udara bertekanan
tinggi dengan jumlah yang cukup, yang selanjutnya dibakar di dalam ruang bakar dan diekspansikan
melalui turbin. Energi yang dihasilkan dalam ruang bakar berbanding lurus terhadap jumlah massa
yang dikonsumsi untuk pembakaran. Dengan demikian kompresor merupakan komponen yang
sangat penting pada turbin engine, karena efisiensi operasional kompresor merupakan kunci
performance secara keseluruhan. Efisiensi kompresor dinyatakan dalam tingkat kenaikan tekanan
yang maksimum dengan kenaikan temperatur yang rendah. Konstruksi dan susunan Radial
Compressor dan Axial Compressor perlu dijelaskan sebagai berikut:
1. Kompresor Sentrifugal.
   Konstruksi kompresor sentrifugal terdiri dari impeller, diffuser dan manifold




                        Gambar 1. Bagian-bagian kompesor sentrifugal

   Impeller yang berputar pada porosnya, berguna untuk menyedot udara.         Perputaran
   impeller dengan melalui bentuk dan susunan sudu-sudunya, menghasilkan aliran udara ke
   arah radial yaitu menuju ke arah rim (tepian) impeller. Pada rim (tepian) impeller
   menghasilkan gaya sentrifugal sehingga vektor kecepatan sentrifugal dengan vektor
   kecepatan ujung impeller akan menghasilkan resultante kecepatan seperti gambar 1-12.
   Resultante kecepatan udara tersebut diterima oleh diffuser yang luasan penampangnya
   melebar. Dengan penampang diffuser yang melebar tersebut, akan terjadi pengubahan
   energi kinetik menjadi energi tekanan. Selanjutnya oleh kompresor manifold udara
   bertekanan tinggi tersebut dialirkan ke ruang bakar untuk dicampur dengan bahan bakar
   guna proses pembakaran. Cara kerja kompresor sentrifugal tersebut dapat dilihat secara
   lengkap pada gambar 1-12. Ada beberapa jenis perancangan kompresor sentrifugal antara
   lain single stage, multi stage dan double-sided stage (double entry). Pada gambar 1-14
   terlihat kompresor sentrifugal jenis multi stage (stage banyak).



   Beberapa keuntungan penggunaan kompresor sentrifugal :

   a. Konstruksinya yang lebih sederhana sehingga lebih murah dan mudah dalam
      pemeliharaan.
          Gambar 1-12 : Mekanisme peningkatan tekanan dalam kompesor

b. Konstruksinya yang massive sehingga kurang rentan terhadap FOD (Foreign
   Object Damage). FOD adalah benda alam atau buatan yang bisa masuk ke dalam
   engine yang dapat berakibat merusakkan bagian-bagian engine.
   Contoh: FOD misalnya batu/kerikil, burung, potongan paku keling, tools yang
   tertinggal di pesawat dan tersedot ke engine dan sebagainya.

c. Rasio kompresi pada setiap stage lebih tinggi.
2. Kompresor Aksial

  Kompresor aksial terdiri dari pasangan-pasangan airfoil yang berputar yang disebut
  sudu rotor (rotor blades), dan airfoil tetap yang disebut daun stator (stator vanes).
  Kompresor jenis ini menyedot udara dan menekannya searah aksial (sejajar dengan
  sumbu ) engine (gambar 10).




                 Gambar 1-13 : Kompresor double side dan multi stage

  Baris yang terdiri dari satu rotor dan satu stator yang berpasangan disebut stage, dan
  pada gambar 1-14 diseut kompresorsingle stage. Konstruksi kompresor terdiri dari
  pasangan stator dan rotor secara berselang seling, sehingga membentuk kompresor
  dengan stage banyak (multi stage) seperti gambar 1-15.
  Beberapa kompresor jenis aksial mempunyai satu atau lebih kompresor atau spool
  yang diputar oleh turbin yang saling berlainan, sehingga saling dapat berputar bebas
  dengan kecepatan yang berbeda (gambar 1-16).
                       Gambar 1-14 : Kompresor single stage


Kompresor aksial mempunyai keuntungan antara lain dapat memperoleh rasio
tekanan (pressure ratio) dengan efisiensi relatif tinggi. Selain itu dengan konstruksi
kompresor aksial yang berpenampang frontal yang relatif kecil, memungkinkan untuk
dipasang pada pesawat dengan




                    Gambar 1-15 : Kompresor aksial multi stage
      kecepatan tinggi.   Adapun kerugiannya yaitu dengan arah sedotan yang paralel
      dengan sumbu engine, kompresor aksial rentan terhadap FOD.         Selain itu jumlah
      sudu kompresor dan daun rotor yang sangat banyak (bisa lebih dari 1000 untuk engine
      yang besar), memaksa pemasangannya sangat rapat dengan tujuan efisiensi dalam
      pemompaan. Kemudian ukuran diameter kompresor yang sempit ke arah belakang,
      membuat jenis kompresor aksial sangat komplek dan mahal dalam pembuatannya.




                          Gambar 1-16 : Kompresr aksial double spool



Aerodinamika Pada Kompresor

       Analisa vektor akan membantu penjelasan tentang aliran, tekanan dan perubahan
kecepatan udara yang melalui kompresor jenis aksial seperti ditunjukkan pada gambar 1-17.
Dimulai dari udara masuk (inlet), vektor A dan B sama besar yang berarti tidak terjadi
perubahan kecepatan.

Combustion chamber (Ruang Bakar)

        Fungsi ruang bakar adalah untuk merubah enegi tekanan menjadi energi panas
melalui proses pembakaran. Tiga jenis ruang bakar yang digunakan pada jet engine adalah
jenis can, annular dan can-annular

       Jenis Can

       Jenis can terdiri dari ruang bakar yang tersusun secara individu berbentuk tabung-
       tabung (cans), dipasang melingkar sekeliling poros engine yang masing-masing
       menerima udara melalui shroud berbentuk silindris yang ada pada masing-masing can
       (gambar 1-20).        Salah satu kerugian pemakaian ruang bakar jenis can adalah
       pemakaian ruang yang relatif lebih besar dalam bentuk diameter engine yang lebih
       besar. Keuntungannya antara lain mudah dalam pemeliharaan, karena mudah dilepas
secara individu untuk kepentingan pemeriksaan. Disamping itu pattern semburan
campuran bahan bakar dan fuel mudah diatur dibanding dengan jenis annular.




              Gambar 1-20 : Combustion chamber jenis can




            Gambar 1-21 : Combustion chamber jenis annular
Jenis Annular

Jenis annular merupakan ruang bakar dengan ruang tunggal berbentuk silindris
konsentris yang terpasang mengelilingi sumbu engine (gambar 1-21). Susunan ini
efisien dalam pemakaian, kehilangan tekanan relatif kecil, mudah dipasang dengan
pemasangan sumbu kompresor/turbin, efisiensi tinggi. Salah satu kerugiannya adalah
persoalan struktur yang cenderung memperbesar diameter engine. Disamping itu lebih
sulit dalam pemeliharaan karena guna pemeliharaan seluruh ruang bakar harus
dilepas.

Jenis Can-Annular

Jenis can-annular merupakan gabungan dari jenis can dan annular, sehinggaa
mengeliminir kerugian serta mengambil keuntungan dari jenis can dan annular seperti
ditunjukkan pada gambar 1-22.




                Gambar 1-22 : Combustion chamber jenis can-annular


Cara Kerja Combustion Chamber

Bahan bakar disemburkan oleh nosel yang terletak pada bagian depan ruang bakar.
Aliran udara pada sekitar nosel berasal dari udara yang melalui baris pertama lubang
udara pada liner. Aliran udara pada liner bagian depan bersirkulasi ke arah depan
(upstream)atau ke arah melawan semburan bahan bakar. Kondisi ini berguna untuk
mempercepat proses pencampuran udara serta menghindari adanya flame blowout
    dengan cara membentuk daerah stabil berkecepatan rendah. Biasanya dalam satu
    engine hanya terdapat dua buah ignitor, karena itu tabung ignitor lintang (cross ignitor
    tube) dibutuhkan dapat membantu pembakaran paa jenis can dan can-annular. Ignitor
    plug biasanya dipasang pada daerah aliran ke hulu dari ruang bakar (reverse-flow
    region). Setelah penyalaan, pembakaran akan menyebar daerah ruang pembakaran
    primer dimana campuran bahan bakar dan udara secara




                          Gambar 1-23 : Kerja combustion chamber


    sempurna dapat terbakar. Hanya sekitar sepertiga sampai setengah dari jumlah udara
    yang diperbolehkan masuk ke dalam pembakaran. Dari jumlah tersebut hanya sekitar
    seperempat yang digunakan dalam proses pembakaran. Gas hasil pembakaran
    bertemperatur sekitar 3500 F (1900 C). Sebelum memasuki turbin gas hasil
    pembakaran harus didinginkan sampai separuh dari temperatur tersebut. Pendinginan
    dilakukan oleh aliran udara yang masuk melalui lubang-lubang besar pada liner
    bagian belakang. Selain itu dinding dalam liner juga harus dilindungi dari temperatur
    tinggi. Untuk itu didinginkan dengan mengalirkan udara dingin pada beberapa tempat
    di sepanjang liner, sehingga membentuk selimut yang membatasi gas panas dengan
    dinding liner lihat gambar 1-23.


TURBIN
Fungsi turbin adalah untuk memutar kompresor dan aksesorinya.  Jet engine biasanya
menggunakan daya sekitar 75 % untuk memutar kompresor, sedangkan sisanya digunakan
untuk menghasilkan daya dorong.

Jenis Turbin

        Sebagian besar jenis turrbin adalah aksial, disamping ada jenis radial. Untuk jenis
radial mempunyai beberapa keuntungan antara lain sederhana, murah dan mudah dibuat jika
dibanding dengan jeenis aksial.     Pada jenis ini aliran gas masuk melalui keliling nosel
menuju lorong-lorong pada roda dengan arah radial ke dalam.           Kecepatan gas akan
memberikan gaya terhadap sudu-sudu pada roda, kemudian dibuang melalui nosel secara
aksial ke atmosfer (gambar 1-24).




                                Gambar 1-24 : Turbin jenis radial

        Turbin aksial terdiri dari dua elemen dengan dua vane stasioner dan satu atau dua
rotor turbin (lihat gambar 1-25).
                     Gambar 1-25 : Turbin aksial single stage dan multi stage


       Sudu turbin sendiri terdiri dari dua tipe dasar yaitu turbin impuls dan turbin reaksi
(gambar 1-26
Pesawat dengan engine turbin gas modern menggunakan dua jenis sudu turbin dengan
bagian-bagian kedua macam turbin yaitu impulss dan reaksi. Bagian stasioner dari turbin
assembly terdiri dari baris vane dengan posisi sudut yang membentuk deretan nosel kecil
yang akan mengalirkan gas ke sudu-sudu pada turbin wheel. Dengan demikian, vane-vane
stasioner biasanya dianggap sebagai nosel turbin, dan sudu-sudu itu sendiri disebut nozzle
guide vanes.




                          Gambar 1-26 : Turbin reaksi dan impuls


Fungsi Nozzle Guide Vanes
        Ada dua fungsi NGV (diaphragma) yaitu untuk mengubah sebagian panas gas dan
energi dinamik atau kinetik, sehingga gas menumbuk sudu-sudu turbin. Fungsi yang kedua
adalah sudu-sudu nosel harus dapat memutar aliran gas, sehingga akan menumbuk sudu
turbin pada arah yang tepat, yang dalam hal ini tumbukan terhadap sudu turbin menghasilkan
komponen gaya yang besar pada bidang rotor. Sesuai hukum Bernoulli, jika saluran
dipersempit maka aliran gas akan dipercepat dan sebagian besar tekanan statik dirubah
menjadi                                   tekanan                                 dinamis.




                             Gambar 1-27 : Nozzle diaphragma

Derajat perubahan tekanan tersebut tergantung pada hubungan antara luasan inlet dan outlet
dari nozzle guide vanes, yang dalam hal ini tergantung dari pada jenis sudu turbin yang
digunakan. Luas nosel turbin merupakan bagian rancangan engine yang kritis. Jika luasan
nosel terlalu kecil akan membatasi aliran udara yang melalui engine, sehingga tekanan ke luar
kompresor akan meningkat sehingga cenderung menyebabkan kompresor stall. Ini bisa
terjadi selama akselerasi pada saat nosel mendekati kondisi “chocking” (aliran gas mendekati
kecepatan suara). Banyak engine dirancang dengan nosel yang bisa beroperasi pada kondisi
chocking. Luasan nosel juga menyebabkan akselerasi lebih rendah karena harus melakukan
kerja guna mengimbangi kenaikan tekanan balik. Peningkatan luas nosel akan mempercepat
akselerasi engine dan memperkecil stall, namun pemakaian bahan bakar meningkat. Luas
nosel pada dasarnya sudah diatur oleh pabrik pembuat engine atau saat engine mengalami
overhaul, sehingga aliran gas pada luasan tersebut mendekati atau pada kecepatan suara.
Demikian juga untuk fungsi NGV yang kedua yaitu mengarahkan aliran udara agar dapat
menumbuk sudu turbin pada sudut yang tepat, dilakukan dengan cara setting vanes dengan
sudut tertentu terhadap sumbu engine. Idealnya sudut tersebut dapat berubah-ubah sebagai
fungsi dari rpm engine dan kecepatan gas. Namun pada prakteknya vane dibuat tetap pada
satu posisi.
        Konstruksi vane nosel bisa dibentuk dengan cara casting ataupun forging. Beberapa
vanes dibuat berlubang, untuk keperluan pendinginan dengan cara melewatkan aliran udara
dingin di dalamnya (gambar 1-27). Udara tersebut biasanya diambil dari sistem bleed air.
Nosel assembly biasanya dibuat dari bahan baja dengan kekuatan tinggi yang tahan
temperatur tinggi, tahan terhadap tumbukan langsung dari aliran udara panas dan kecepatan
tinggi yang berasal dari ruang bakar.


Turbin Impuls

       Karakteristik turbin impuls dan nosel yang digunakan adalah bahwa gas yang masuk
nosel diapragma diekspansikan ke tekanan atmosfer. Turbin impuls yang ideal adalah energi
tekanan dari gas hasil pembakaran, seluruhnya dirubah menjadi enerrgi kinetik. Gas yang
masuk diapragma nosel dengan arah A dan meninggalkan dengan kecepatan tertentu yang
ditandai dengan vektor VI pada gambar 1-28. Kecepatan putar turbin adalah vektor U. Agar
dapat menentukan kecepatan dan sudut yang tepat untuk sudu turbin, maka harus dicari
kecepatan relatif. Kecepatan relatif diperoleh melalui penguarangan vektor VI - U, karena
gas bekerja pada turbin.




                   Gambar 1-28 : Analisa vektor aliran gas dalam turbin


        Karateristik lain dari turbin impuls adalah bahwa luas penampang aliran masuk dan
keluar antara sudu adalah sama. Dengan demikian kecepatan relatif VR antara inlet dan
outlet juga sama besar. Penurunan kurva kecepatan sepeti terlihat pada gambar 1-28 adalah
akibat perubahan arah VR ketika mengalirr melintas turbin. Perubahan kecepatan tersebut
dapat mengubah besar dan arah kecepatan. Jika turbin posisinya tetap dan tidak berputar,
maka tidak terjadi perubahan kecepatan gas saat melintas turbin. Dengan demikian kondisi
tersebut akan menghasilkan gaya yang maksimum, tetapi tidak menghasilkan kerja karena
tidak bergerak.
        Kecepatan gas pada outlet turbin bisa ditentukan dengan menjumlahkan vektor VR 1
dengan U. Dari diagram gambar 1-28 terlihat bahwa resultante yang diperoleh adalah V2.
V2 lebih kecil V1 karena putaran turbin. Gas mengalami kehilangan energi kinetik akibat
melakukan kerja pada turbin. Dengan demikian perubahan momentum menghasilkan gaya
impuls pada gas sehingga mengakibatkan perubahan arah VR saat melintasa turbin. Gaya
impuls pada sudu-sudu dinyatakan dengan vektor seperti gambar 1-29. Dari gambar terlihat
bahwa gaya impuls tidak beraksi langsung pada bidang putar roda turbin, namun terurai
dalam dua komponen. Komponen paralel yang beraksi pada bidang putaran akan
menyebabkan roda turbin berputar. Komponen aksial sebagai gaya dorong yang beraksi pada
sumbu poros ditanggung oleh bantalan thrust.




                  Gambar 1-29 : Gaya-gaya yang bekerja pada sudu impuls

Turbin Reaksi

Berdasarkan gambar 1-28, saat gas hasil pembakaran dari ruang bakar memasuki baris
pertama stator vanes, udara mengalami penurunan tekanan dan peningkatan kecepatan yang
melalui nozzle.        Tetapi besarnya penurunan tekanan dan peningkatan kecepatan lebih
kecil dari pada yang melalui nosel yang digunakan pada turbin impuls. Gas yang
meninggalkan nosel berkecepatan spesifik yang ditandai dengan vektor V1. Kecepatan
rotasi roda turbin dinyatakan dengan vektor U. Dari diagram kecepatan inlet, kecepatan
relatif yang diperoleh adalah VR yang merupakan pengurangan vektor V1 dengan U. Luas
penampang rotor stage pertama bersifat konvergen, yang berarti lubang ke luar lebih kecil
dari pada lubang masuk.         Perubahan luas penampang tersebut akan meningkatkan
kecepatan relatif serta penurunan tekanan saat melintas sudu. Percepatan gas menghasilkan
gaya reaksi seperti yang terjadi pada sayap, dan inilah sebagian alasan disebut turbin reaksi.
Penambahan kecepatan relatif dinyatakan sebagai VR1.
         Kecepatan gas pada lubang ke luar turbin dapat ditentukan dengan penjumlahan
vektor dari VR1 dengan kecepatan rotasi U1 dari roda turbin. Dari diagram kecepatan pada
lubang ke luar, resultante diperoleh V2. V2 lebih kecil V1 yang menandakan bahwa terjadi
kehilangan kecepatan absolut saat melintas turbin. Dalam hal ini kecepatan relatif
meningkat. Definisi kecepatan absolut diperoleh dengan memperhitungkan kecepatan rotasi
turbin, sedangkan kecepatan relatif dengan asumsi turbin tidak berputar.  Keberadaan
turbin blade pada lintasan aliran gas menghasilkan gaya pada gas. Gaya-gaya yang beraksi
pada gas dinyatakan dengan penyimpangan vektor gaya (Gambar 1-30a). Penyimpangan gaya
yang bekerja pada gas menyebabkan perubahan arah




              .

                        Gambar 1-30 : Gaya-gaya pada turbin reaksi


kecepatan relatif VR dan VR1 yang melintas sudu. Perubahan momentum aliran gas
disebabkan oleh perubahan arah melalui sudu rotor sama seperti pada turbin impuls. Sebagai
catatan bahwa gaya impuls selalu terjadi pada turbin reaksi, namun gaya reaksi tidak pernah
terjadi pada turbin impuls. Gaya reaksi terjadi karena adanya percepatan gas saat melintas
turbin. Arah gaya reaksi dapat disamakan seperti pada airfoil.       Gaya reaksi seperti halnya
lift dapat ditentukan arahnya karena selalu tegak lurus pada relatif wind yang dinyatakan VR
seperti gambar 1-30b. Dari gambar 1-30a dan 30b terlihat bahwa gaya reaksi dan gaya
impuls bersama-sama terjadi pada turbin reaksi.      Ini sebagai alasan bahwa pada turbin
impuls diperlukan gas berkecepatan tinggi, agar supaya menghasilkan derajat perubahan
momentum yang tinggi. Pada turbin reaksi, besarnya perubahan momentum terjadi karena
aksi nozzle dari sudu-sudu rotor. Dengan demikian tidak dibutuhkan kecepatan ke luar turbin
yang terlalu tinggi. Keberadaan gaya reaksi dan impuls pada turbin reaksi dapat dinyatakan
vektor seperti gambar 1-30c. Vektor resultan yang diperoleh akan bekerja pada bidang
putar, sehingga dapat memutar turbin.

Turbin Reaksi-Impuls.

      Pendistribusian beban secara merata dari pangkal sampai dengan ujung sudu
merupakan hal yang penting. Distribusi beban yang tidak merata akan menyebabkan gas
yang keluar dari sudu mempunyai kecepatan dan tekanan yang berbeda. Ujung sudu
berkecepatan lebih tinggi dari pada pangkal turbin (terlihat pada panjang vektor U), sebab
diameter keliling ujung sudu yang lebih besar.     Jika semua kecepatan gas dibuat
menumbuk sudu, perbedaan kecepatan putar roda antara pangkal dan ujung sudu akan
menyebabkan kecepatan relatif gas pada ujung berkurang. Dengan demikian daya yang
dihasilkan pada ujung lebih kecil dari pada pangkal turbin. Guna mengatasi problema
tersebut, sudu-sudu turbin dibuat blending sehingga membentuk sudu impuls pada bagian
pangkal dan reaktif pada bagian ujung (lihat gambar 1-31).




          Gambar 1-31 : Perubahan tekanan pada bagian impuls dan reaksi turbin

Pada gambar 1-31 menunjukkan bahwa dengan membentuk impuls pada bagian sudu pangkal
serta membentuk reaktif pada ujung sudu, tekanan yang keluar dari sudu dapat dipertahankan
relatif konstan. Perubahan ketinggian antara dua garis tekanan menunjukkan beda tekanan
sepanjang sudu. Terlihat pada gambar bahwa penurunan tekanan terjadi pada daerah sudu
reaksi yang menurun secara perlahan, sampai pada titik dimana tidak terjadi kehilangan
tekanan pada bagian sudu impuls di bagian pangkal. Tekanan yang lebih tinggi pada ujung
sudu akan cenderung membuat aliran gas menuju ke arah pangkal sudu sehingga melawan
gaya sentrifugal yang akan melemparkan aliran udara ke arah ujung. Setiap perubahan
kecepatan engine dan kecepatan gas, segitiga kecepatan akan berubah. Sudut nosel dan sudu-
sudu turbin mencapai performance yang optimum pada rentang kecepatan engine yang
pendek. Jika panjang vektor U berubah karena perubahan RPM, gas akan masuk turbin
dengan sudut tidak tepat sehingga akan terjadi penurunan efisiensi.
         Dengan demikian dibutuhkan agar gas yang ke luar dari turbin sedapat mungkin
mempunyai komponen aksial sebesar mungkin. Perubahan RPM akan menyebabkan V2
membentuk sudut terhadap sumbu dan mengakibatkan terjadinya pusaran gas sehingga akan
terjadi kehilangan energi. Guna mengatasi pusaran gas tersebut, dipasang daun-daun pelurus
(straightening vanes) pada daerah dibelakang turbin (gambar 1-31).




                             Gambar 1-31 : Straightening vanes

Vanes tersebut juga berfungsi sebagai komponen konstruksi pokok serta memberikan fasilitas
untuk saluran oli, udara dan saluran-saluran yang lain.


Konstruksi Turbin.

        Roda turbin merupakan bagian engine yang menerima stress paling tinggi. Hal ini
disebabkan karena turbin selain menerima beban temperatur tinggi (sekitar 982 C) juga
menerima beban sentrifugal akibat putaran tinggi (60000 RPM untuk engine kecil dan 8000
RPM untuk engine besar). Dengan demikian kecepatan engine dan temperatur inlet turbin
harus dikendalikan secara akurat dalam rentang batas operasi yang aman. Satuan turbin
(turbine assembly) terdiri dari dua bagian besar yaitu disk (piringan) dan sudu-sudu (blades).
Disk atau wheel (roda) sebagai satuan (assembly) harus dalam kondisi balance baik secara
statis ataupun dinamis. Sudu-sudu turbin dipasang pada roda dengan cara sambungan “fir
tree” (pohon cemara), agar dapat mengantisipasi pemuaian dengan derajat yang berbeda
antara disk dan sudu, namun tetap memegang sudu secara kencang terhadap beban-beban
sentrifugal (gambar 1-32b). Guna mencegah kemungkinan gerakan sudu ke arah aksial,
maka sudu dikunci dengan pemasangan paku keling, tab atau alat-alat pengunci secara
khusus. Beberapa sudu turbin mempunyai keliling yang terbuka (gambar 1-32c), sedangkan
lainnya mempunyai shroud seperti gambar 1-32a.
                       Gambar 1-32 : Pemasangan sudu-sudu turbin

Guna shroud adalah untuk mencegah kerugian pada ujung sudu serta getaran yang
berlebihan. Distorsi pada beban tinggi cenderung memuntir sudu ke arah pitch rendah. Sudu
yang tidak mempunyai shroud, ujung sudu harus dipotong atau dibentuk sisi pisau agar ujung
sudu terhadap casing menghasilkan efisiensi yang lebih baik. Temperatur sudu biasanya
dikontrol pada limit tertentu dengan cara melewatkan udara dingin dari kompresor ke
permukaan turbin, sehingga mendinginkan disk dan sudu melalui proses konveksi. Beberapa
engine menggunakan turbin single stage ataupun multistage (gambar 1-25). Multistage
turbine digunakan jika diperlukan daya engine yang besar untuk memutar kompresor. Roda
multistage juga digunakan untuk engine turboprop karena harus dapat menghasilkan daya
yang cukup untuk memutar kompresor dan propeller. Jika satu atau dua turbin digunakan,
maka diapragma nosel dipasang langsung didepan setiap roda turbin. Operasi kerja turbin
multistage sama seperti halnya turbin single stage, kecuali stage dibelakangnya beroperasi
pada kecepatan, tekanan dan temperatur gas yang lebih rendah. Karena setiap stage turbin
menerima udara dengan tekanan yang lebih rendah dibanding stage sebelumnya, maka
permukaan blade pada stage berikutnya dibuat lebih luas untuk menjamin distribusi beban
yang sama antara stage. Jumlah energi yang diserap dari setiap stage adalah sebanding
dengan jumlah kerja yang dilakukan oleh setiap stage.
        Sebagian besar turbin multistage dipasang pada poros, tetapi beberapa engine dengan
turbin multistage mempunyai lebih dari satu kompresor.    Dalam hal ini beberapa roda
turbin memutar satu kompresor dan sisa turbin yang lain memutar kompresor yang lain lagi.
Seperti dijelaskan sebelumnya bahwa roda turbin mengalami beban kecepatan dan temperatur
tinggi. Dalam kondisi yang berlebihan, sudu-sudu dapat mengalami deformasi berupa
pemanjangan (“creep”) dan terpuntir menjadi pitch yang lebih rendah. Karena distorsi ini
diakibatkan oleh percepatan akibat pengoperasian engine melebihi batas, maka sangat
penting memperhatikan batasan-batasan temperatur dan kecepatan yang telah ditentukan oleh
pabrik pembuat engine.
Gambar 1-17 : Perubahan tekanan dan kecepatan udara dala kompresor

Hal ini disebabkan kegunaan inlet guide vane yang mengarahkan aliran dengan sudut yang
tepat terhadap arah putaran rotor. Vektor C dan D berbeda panjang yang berarti telah terjadi
pengubahan sebagian energi kecepatan menjadi energi tekanan pada rotor. Pada lubang
masuk stator (vektor E) dan vektor keluaran stator (vektor F), juga menunjukkan perubahan
sebagian energi kecepatan menjadi energi tekanan seperti halnya yang terjadi pada rotor.
Keluaran udara (vektor D) terlihat kurang tepat sudutnya saat masuk ke stator stage 1, tetapi
akibat putaran rotor menyebabkan adanya gerakan relatif udara X. Dari penambahan 2
vektor tersebut diperoleh vektor E dengan sudut yang tepat pada stator tage 1. Hal yang
sama terjadi pada stage 2 dan seterusnya.
        Dengan demikian pada setiap stage terjadi pengubahan energi kecepatan menjadi
energi tekanan, yang terlihat bahwa vektor masuk akan lebih panjang dari pada vektor yang
ke luar. Baik pada stator ataupun rotor selalu terjadi proses difusi aliran atau peningkatan
tekanan. Proses difusi biasanya akan menghasilkan efisiensi yang lebih rendah dari pada
proses akselerasi. Hal ini disebabkan karena kecenderungan aliran udara dekat dinding yang
menyebar (divergen) cenderung untuk lepas dari dinding dan mengalir balik ke arah tekanan
yang lebih rendah. Karena itu rasio tekanan setiap stage kira-kira hanya sekitar 1,2. Rasio
kompresi yang dibutuhkan ditentukan oleh jumlah stage kompresor.         Jumlah kenaikan
tekanan atau rasio tekanan tergantung pada massa udara yang dihasilkan kompresor,
hambatan aliran yang diakibatkan oleh bagian-bagian dari engine dan kondisi operasi
(tekanan) dalam engine dibanding dengan tekanan ambien pada lubang masuk kompresor.
Tekanan akhir diperoleh dengan mengalikan kenaikan tekanan setiap stage.

Kompresor Stall

        Karena kompresor aksial terdiri dari sederetan rotor dan stator berbentuk airfoil, maka
aturan dan pembatasan yang berlaku pada airfoil atau sayap berlaku juga untuk kompresor.
Namun pada kenyataannya aerodinamika pada kompresor lebih komplek dari pada airfoil
secara individu. Hal ini disebabkan karena susunan sudu-sudu kompresor saling berdekatan,
sehingga kondisi aliran udara pada leading edge sudu dipengaruhi oleh sudu sebelumnya.
Dengan demikian aliran udara pada kompresor lebih bisa digambarkan sebagai aliran yang
melalui sederetan lorong yang dibentuk oleh sudu-sudu, dari pada digambarkan oleh aliran
pada setiap airfoil yang menghasilkan gaya angkat. Kondisi inilah yang disebut pengaruh
“cascade”, yang sangat penting dalam menentukan perancangan sudu kompresor.
Pengaruh “cascade” terhadap aliran udara dilihat pada gambar 1-18.




Gambar 1-18 : Pengaruh cascade trhadap aliran udara

        Karena kompresor aksial terdiri dari sederetan rotor dan stator berbentuk airfoil, maka
salah satu problem yang ditimbulkan oleh aliran adalah adanya stall. Jika karena suatu sebab
sudut serang (angle of attack) terlalu rendah, daerah bertekanan yang terlihat pada gambar
11-18 menjadi rendah, sehingga aliran udara dan rasio tekanan akan kecil. Selanjutnya jika
sudut serang membesar, daerah bertekanan akan meningkat dan aliran udara serta rasio
tekanan akan lebih tinggi.     Namun jika sudut serang terlalu tinggi maka akan terjadi stall.
Stall ditandai dengan terjadinya aliran turbulen dan rusaknya daerah tekanan pada permukaan
airfoil bagian atas. Kondisi tersebut menyebabkan berkurangnya rasio tekanan dan aliran
udara. Besarnya sudut serang sangat dipengaruhi oleh putaran engine, temperatur inlet pada
kompresor dan tekanan ke luar kompresor atau tekanan pembakaran. Pada gambar 1-19
terlihat bahwa penurunan kecepatan udara atau peningkatan putaran engine cenderrung
menaikkan sudut serang. Jadi setiap tindakan yang berakibat menurunnya kecepatan udara
relatif terhadap kecepatan engine, akan menaikkan sudut serang yang berarti cenderung
terjadi stall.   Penurunan kecepatan aliran udara bisa disebabkan oleh tekanan ke luar
kompresor yang terlalu tinggi, misalnya akibat kelebihan bahan bakar saat terjadi akselerasi
atau adanya distorsi pada udara inlet.




Gambar 1-19 : Stall pada kompresor

				
DOCUMENT INFO
Shared By:
Categories:
Tags:
Stats:
views:807
posted:2/8/2012
language:Malay
pages:21