Upload
trinhdan
View
264
Download
6
Embed Size (px)
Citation preview
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
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
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=C1
2+U2 & C1
2=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
β1 – β2 W=ṁUCa(tanβ1-tanβ2)
W=ṁCp(T02-T01) T02-T01=UCa(tanβ1-tanβ2)/Cp
ΔT0=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=ṁUCa(tanβ1-tanβ2)
Mempengaruhi perubahan ΔT0=T02-T01
W=ṁUCp(T02-T01)
Rs=P03/P01
Tinjauan PustakaDegree of Reaction
Menunjukkan sejauh mana rotor berkontribusi dalam peningkatan tekanan statik
Ca = konstan (C3 = C1) & (ΔTS = ΔT0S)ΔTA = peningkatan temperatur statik pada rotor ΔTB = peningkatan temperatur statik pada statormaka ;
Tinjauan PustakaCascade Notation
Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)
Metode Perancangan
Variasi air angle
Free VortexCa konstan
Λm = 0,5
Constant Reaction
Ca konstan
Λm = 0,5
UΔCw=UmΔCwm= konstan
Exponential
Ca tidak konstan
Λm = 0,5
Free Vortex α1 = 0 maka Cw1 = 0, Ca = C1 α3 (stage 1) = α1 (stage 2) po3 (stage 1) = po1 (stage 2) To3 (stage 1) = To1 (stage 2) 𝛬 = 0,5
Proses perancangan :1. Menetukan nilai U (kec keliling)2. Mencari nilai air angle inlet (β1 & α1), untuk stage 1 nilai Cw1 = 0
dan α1 = 03. Menetukan dimensi pada outlet stator (C3, T3, p3, ρ3, 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 (β2 & α2)
Constant Reaction r mean sama dengan r mean pada free vortexMenggunakan nilai radius potongan pada
perhitungan free vortex𝛬 = 0,5 Upot.ΔCw pot = Umean.ΔCw mean = konstan
Proses Perancangan :1. Menghitung nilai ΔCw mean = ΔCw2 mean – ΔCw1 mean2. Mencari nilai ΔCw potongan = ΔCw mean x (rmean/rpot)3. Mencari nilai Cw1 dan Cw24. Mencari nilai dari air angle (β1 & α1) dengan β1 = α2 &
α1= β2
Exponential 𝛬 = 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-𝛬) dan b = (Cp.ΔTo/2.Umean.λ)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 (β& α) 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 βc = (γRT)0,5
Metode Perancangan
Cohen, H, Rogers, GFC, and Saravanamuttoo, HIH, Gas Turbine Theory, 4th.ed (1995)
β
β1-β2 = ε
s/c
Aspect ratio h/c = 3[2]
Didapat c (chord)
Didapat s (pitch)
Didapat jumlah blade (n)
Metode Perancanganδ=m𝜃(s/c)0,5
m= 0,23(2a/c)2 +0,1(β2/50)[2]
2a/c = 1
𝜃=β’1-β’2
δ=β2-β’2
ζ=α’1–(𝜃/2)
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
KesimpulanNo Parameter Nilai Keterangan
1 temperatur inlet kompresor27°C = 300 K kondisi lapangan
15°C = 288,15 K
kondisi desain mesin2 mass flow rate 6,61 lbs/s = 3 kg/s
3 pressure ratio 1 : 2,917
4tekanan inlet kompresor 1 bar kondisi di lapangan
tekanan outlet kompresor 2,197 bar hasil perancangan
5 putaran poros36750 rpm = 612,5 rps kondisi lapangan
38100 rpm = 635 rps kondisi desain mesin
6 jumlah stage 3 (tiga stage)kondisi desain mesin, tanpa IGV (inlet guide
vane)7 base profil airfoil blade NACA 65190
KesimpulanEffisiensi blade
Rotor Stator
Jumlah blade
stage ηblade average
1 0,9602
2 0,9612
3 0,9584
stage ηblade average
1 0,9430
2 0,9370
3 0,9261
stage jumlah blade (n)
1 32
2 45
3 65