Siklus Propulsi [PDF]

Citation preview

9-11 Siklus Propulsi Jet Ideal



Turbin gas pesawat beroperasi pada siklus terbuka yang disebut siklus jet-propulsi. Siklus jet-propulsi ideal berbeda dari siklus Brayton ideal sederhana di mana gas tidak diperluas ke tekanan sekitar di turbin. Sebaliknya, mereka diperluas ke tekanan sedemikian rupa sehingga daya yang dihasilkan oleh turbin hanya cukup untuk menggerakkan kompresor dan peralatan tambahan, seperti generator kecil dan pompa hidrolik. Yaitu, hasil kerja bersih dari siklus jet-propulsi adalah nol. Prinsip dari turbojet adalah mempercepat massa udara dan hasil pembakaran ke satu arah, dan dari hukum gerak Newton ketiga mesin akan mengalami dorongan ke arah yang berlawanan. Konsep kerjanya, udara luar dikompresi oleh kompresor hingga mencapai tekanan tinggi. Selanjutnya udara bertekanan tinggi tersebut masuk ke dalam ruang bakar untuk dicampurkan dengan bahan bakar. Pembakaran udara dan bahan bakar tersebut akan meningkatkan temperatur dan tekanan fluida kerja. Fluida bertekanan tinggi ini selanjutnya dilewatkan melalui turbin dan keluar pada nosel dengan kecepatan sangat tinggi. Gas-gas yang keluar dari turbin pada tekanan yang relatif tinggi kemudian dipercepat dalam nosel untuk memberikan dorongan untuk mendorong pesawat. Juga, turbin gas pesawat beroperasi pada rasio tekanan yang lebih tinggi (biasanya antara 10 dan 25), dan fluida melewati diffuser terlebih dahulu, di mana ia melambat dan tekanannya meningkat sebelum memasuki kompresor. Pesawat didorong dengan mempercepat fluida dalam arah yang berlawanan dengan gerakan. Perbedaan kecepatan fluida masuk dan fluida keluar dari mesin mencitpakan gaya dorong dari Hukum III Newton tentang Aksi dan Reaksi. Gaya dorong ini dimanfaatkan untuk bergerak dalam arah horizontal atau vertical dan sebagian diubah oleh sayap pesawat menjadi gaya angkat. Skema mesin turbojet dan diagram T-s dari siklus turbojet ideal ditunjukkan pada Gambar. 9–48.



Gambar 3.8. T S Diagram siklus thermodinamika idial jet propulsi Keterangan : 1 – 2 : Proses penurunan kecepatan udara secara adiabatik dalam difuser. 2 – 3 : Proses kompresi adiabatic reversible pada kompresor 3 – 4 : Proses pemasukan kalor secara isobaric dalam ruang bakar 4 – 5 : Proses ekspansi secara adiabatik dalam turbin 5 – 6 : Proses ekspansi pada nosel secara adiabatic reversible 6 – 1 : Pproses pembuangan gas hasil pembakaran secara isobarik.



Dalam kasus ideal, pekerjaan turbin diasumsikan sama dengan pekerjaan kompresor. Juga, proses dalam diffuser, kompresor, turbin, dan nosel diasumsikan bersifat isentropik. Dalam analisis siklus aktual, bagaimanapun, irreversibilitas yang terkait dengan perangkat ini harus dipertimbangkan. Efek dari irreversibilitas adalah untuk mengurangi daya dorong yang dapat diperoleh dari mesin turbojet. Thrush (gaya dorong) berkembang dalam mesin turbojet adalah ketidak setimbangan gaya yang disebabkan oleh perbedaan momentum dari udara kecepatan rendah memasuki mesin dengan kecepatan tinggi gas meninggalkan mesin. Yang dihitung dengan Hukum Newton Kedua. Tekanan sisi masuk dan keluar mesin adalah sama.



Dimana : Vexit = Kecepatan gas keluar mesin Vinlet = Kecepatan masuk udara = kecepatan pesawat m = Laju aliran masa gas laju aliran masa gas masuk berbeda dengan keluar Daya yang dikembangkan dari daya dorong mesin disebut daya propulsi-sive W · P, yang merupakan gaya dorong (dorong) kali jarak gaya ini pada pesawat per unit waktu, yaitu, gaya dorong kali kecepatan pesawat



Daya Propulsi :



Pekerjaan bersih yang dikembangkan oleh mesin turbojet adalah nol. Jadi, kita tidak dapat mendefinisikan efisiensi mesin turbojet dengan cara yang sama seperti mesin turbin gas stasioner. Sebagai gantinya, kita harus menggunakan definisi umum efisiensi, yang merupakan rasio dari output yang diinginkan ke input yang diperlukan. Output yang diinginkan dalam mesin turbojet adalah daya yang dihasilkan untuk mendorong pesawat W · P, dan input yang diperlukan adalah nilai kalor dari bahan bakar Q in. Rasio kedua kuantitas ini disebut efisiensi pendorong dan diberikan oleh



Efisiensi pendorong adalah ukuran seberapa efisien energi panas yang dilepaskan selama proses pembakaran diubah menjadi energi pendorong. Bagian yang tersisa dari energi yang dilepaskan muncul sebagai energi kinetik dari gas buang relatif terhadap titik tetap di tanah dan sebagai peningkatan entalpi gas yang meninggalkan mesin.



Contoh Soal : Sebuah mesin pesawat Turbojet dengan kecepatan 850 ft/s pada suatu ketinggian dengan tekanan udara 5 psia dan temperature -40 oF. Rasio tekanan kompresor sebesar 10, dan temperatur gas pada sisi masuk turbin adalah 2000 oF. Laju udara masuk kompresor 100 lbm/s. Gunakan assumsi udara standar dingin. Pergunakan asumsi udara standar. Cp = 0,240 (Btu/lbm.R), k = 1,4. Hitung : a. Temperatur dan tekanan gas pada sisi keluar turbin b. Kecepatan gas keluar nozel c. Efisiensi propulsi siklus.