perancangan ulang sudu kompresor aksial pada ?· penurunan putaran poros kompresor 2 ... aplikasi...

Download PERANCANGAN ULANG SUDU KOMPRESOR AKSIAL PADA ?· Penurunan putaran poros kompresor 2 ... Aplikasi Kompresor…

Post on 08-Apr-2019

216 views

Category:

Documents

0 download

Embed Size (px)

TRANSCRIPT

PERANCANGAN ULANG SUDU KOMPRESOR AKSIAL PADA MESIN TURBOPROPELER PT6A-27 DENGAN PUTARAN POROS 36750 RPM

Arif Luqman Khafidhi2016 100 109

Dosen Pembimbing :Prof. Dr. Ir. I Made Arya Djoni, MSc.

Latar Belakangde Havilland Canada DHC-6

Turboprop

Pratt & Whitney Canada PT6A-27

38100 rpm

36750 rpm

Latar Belakang

Boyce, M.P, Gas Turbine Engineering Handbook, 3rd.ed (2002)

Perumusan Masalah

1 Penurunan putaran poros kompresor

2 Terjadi penurunan mass flow saat masuk ke combustion chamber

3 Daya yang dihasilkan turun

4 Thrust yang dihasilkan propeler turun

5 Bagaimana merancang sudu gerak kompresor aksial agar menghasilkan tekanan

yang sesuai dengan standart yang sudah ditetapkan dari pabrik, dengan putaran kompresor yang lebih rendah.

Tujuan Perancangan

Menentukan dimensi sudu kompresor aksialagar bekerja optimal pada putaran tertentu, dengan temperatur inlet kerja kompresor yang sesuai dengan di lapangan serta mass flow yang sudah ditentukan.

Menggambar profil sudu kompresor aksial

Batasan Masalah Kompresor aksial yang dirancang adalah kompresor

pada sistem turbin gas mesin turboprop tipe PT6A-27 dengan putaran 36750 rpm.

Dimensi annulus dan sudu yang sebenarnya tidak diketahui.

Penggambaran hanya dilakukan pada bagian sudu gerak kompresor aksial dari tiap stage kompresor.

Data pendukung perancangan sudu gerak kompresor aksial sesuai dengan data maintenance di Merpati Maintenance Facility.

Rasio tekanan kompresor 1 : 2,197 Tekanan inlet kompresor 14,7 psia Temperatur inlet 300C

Sistematika Penulisan

Latar Belakang, Perumusan Masalah, Tujuan Perancangan, Batasan Masalah, Sistematika Penulisan

Bab1 Pendahuluan

Dasar-dasar teori dari referensi untuk perancangan

Bab 2 Kajian Pustaka

Flowchart proses perancangan

Bab 3 Metodologi

Tahapan dan perhitungan

Bab 4 Perancangan Kompresor Aksial

Kesimpulan

Bab 5 Penutup

Tinjauan PustakaSistem Kerja Turbin Gas Secara Umum

http://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.html

1.Kompresi2.Pembakaran3.Ekspansi4.Exhaust

http://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.htmlhttp://airplanegroundschools.com/Aircraft-Systems/Turbine-Engines/Aircraft-Gas-Turbine-Engine-Principal.html

Tinjauan PustakaKlasifikasi Kompresor

Boyce, M.P, Gas Turbine Engineering Handbook, 3rd.ed (2002)

Tinjauan PustakaAplikasi Kompresor

Boyce, M.P, Gas Turbine Engineering Handbook, 3rd.ed (2002)

Type of Application Type of Flow

Inlet Relative Velocity Mach

Number

Pressure Ratio per Stage

Efficiency per Stage

Industrial Subsonic 0,4-0,8 1,05-1,2 88-92%

Aerospace Transonic 0,7-1,1 1,15-1,6 80-85%

Research Supersonic 1,05-2,5 1,8-2,2 75-83%

Tinjauan PustakaDiagram T-s untuk 1 stage

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)

Tinjauan PustakaSegitiga kecepatan kompresor aksial untuk 1 stage

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)

Tinjauan PustakaPeningkatan Temperatur Stagnasi

Perbandingan Tekanan pada Satu Stage

Dari persamaan power input ditunjukkan bahwa T02 = T03

Tinjauan Pustaka

Kecepatan Aksial

Tanpa IGV (inlet guide vane) Ca = C

V12=C12+U2 & C12=V12-U2

V1 C1

T01=T1+C12/2Cp T01 Rs=P03/P01

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)

Tinjauan Pustaka

Defleksi Fluida pada Rotor

1 2 W=UCa(tan1-tan2)

W=Cp(T02-T01) T02-T01=UCa(tan1-tan2)/Cp

T0=T02-T01 Rs=P03/P01

Tinjauan Pustaka

Blockage pada annulus kompresor

(a) Stage pertama (b) Stage ke-4

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)

Perubahan Ca

Mempengaruhi kerja kompresor

W=UCa(tan1-tan2)

Mempengaruhi perubahan T0=T02-T01

W=UCp(T02-T01)

Rs=P03/P01

Tinjauan PustakaDegree of Reaction

Menunjukkan sejauh mana rotor berkontribusi dalam peningkatan tekanan statik

Ca = konstan (C3 = C1) & (TS = T0S)TA = peningkatan temperatur statik pada rotor TB = peningkatan temperatur statik pada statormaka ;

Tinjauan PustakaCascade Notation

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)

Metode Perancangan

Metode Perancangan

Metode Perancangan

Variasi air angle

Free VortexCa konstan

m = 0,5

Constant Reaction

Ca konstan

m = 0,5

UCw=UmCwm= konstan

Exponential

Ca tidak konstan

m = 0,5

Free Vortex 1 = 0 maka Cw1 = 0, Ca = C1 3 (stage 1) = 1 (stage 2) po3 (stage 1) = po1 (stage 2) To3 (stage 1) = To1 (stage 2) = 0,5

Proses perancangan :1. Menetukan nilai U (kec keliling)2. Mencari nilai air angle inlet (1 & 1), untuk stage 1 nilai Cw1 = 0

dan 1 = 03. Menetukan dimensi pada outlet stator (C3, T3, p3, 3, A3, h3, r)4. Untuk menentukan nilai radius pada outlet rotor, di asumsikan

dengan adanya hub tip ratio yang meningkat5. Mencari nilai kec tangensial (Cw) pada outlet rotor6. Mencari nilai air angle outlet rotor (2 & 2)

Constant Reaction r mean sama dengan r mean pada free vortexMenggunakan nilai radius potongan pada

perhitungan free vortex = 0,5 Upot.Cw pot = Umean.Cw mean = konstan

Proses Perancangan :1. Menghitung nilai Cw mean = Cw2 mean Cw1 mean2. Mencari nilai Cw potongan = Cw mean x (rmean/rpot)3. Mencari nilai Cw1 dan Cw24. Mencari nilai dari air angle (1 & 1) dengan 1 = 2 &

1= 2

Exponential = 0,5 Menggunakan nilai radius potongan pada perhitungan free vortex Kecepatan aksial (Ca) tidak konstan sepanjang potongan dan stage

Proses perancangan :1. Menetukan nilai Rpot = rpot/ rmean pada inlet dan outlet stage2. Menentukan nilai air konstanta a = Umean(1-) dan b = (Cp.To/2.Umean.)3. Mencari kecepatan tangensial inlet dan outlet rotor dengan persamaan Cw1 = a

(b/R) & Cw2 = a + (b/R)4. Mencari nilai kecepatan tangensial dengan persamaan

5. Mencari nilai dari air angle (& ) pada inlet dan outlet rotor

Pemilihan Proses Desain

Untuk menentukan pemilihan proses desain blade, perlu dibandingkan 2 parameter dari masing-masing proses desain :

1. Defleksi fluida2. Relative mach number Dimana nantinya dari kedua parameter ini dipilih

yang paling kecil nilainya untuk digunakan dalam proses konstruksi blade.

0

10

20

30

40

50

60

70

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16

delfe

ksi f

luid

a

potongan

stage 1

free vortexconstant reactionexponential

0

10

20

30

40

50

60

70

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16

delfe

ksi f

luid

a

potongan

stage 2

free vortexconstant reactionexponential

0

10

20

30

40

50

60

70

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16

defle

ksi f

luid

a

potongan

stage 3

free vortexconstant reactionexponential

Relative Mach Number

Relative mach number adalah mach number yang dihitung pada radius 15 (tip)

M = V/cV = Ca/cos c = (RT)0,5

Metode Perancangan

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)

1-2 =

s/c

Aspect ratio h/c = 3[2]

Didapat c (chord)

Didapat s (pitch)

Didapat jumlah blade (n)

Metode Perancangan=m(s/c)0,5

m= 0,23(2a/c)2 +0,1(2/50)[2]

2a/c = 1

=1-2

=2-2

=1(/2)

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)

Performa stage

Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)

Performa stage Untuk nilai peningkatan tekanan teoritis yang

bergantung pada kecepatan inlet pada air angle

Sehingga didapat efisiensi blade

Konstruksi blade

KesimpulanNo Parameter Nilai Keterangan

1