PEMBUATAN SISTEM PENGUJIAN DAN

PENGUJIAN SMALL TURBOJET ENGINE “OLYMPUS”

TUGAS AKHIR

Diajukan sebagai salah satu syarat untuk memperoleh Gelar Sarjana Teknik

Strata Satu Program Studi Teknik Penerbangan

Institut Teknologi Bandung

Disusun oleh:

I G.K. Adhi Yuliartha

13603027

Pembimbing:

Dr. Djoko Sardjadi

Dr. Firman Hartono

Program Studi Teknik Penerbangan

Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara

Institut Teknologi Bandung 2008

Lembaran Pengesahan

Tugas Sarjana

PEMBUATAN SISTEM PENGUJIAN DAN PENGUJIAN SMALL

TURBOJET ENGINE ”OLYMPUS”

Oleh

I G. K. Adhi Yuliartha

13603027

Program Studi Teknik Penerbangan

Institut Teknologi Bandung

Disetujui pada Tanggal: Februari 2008

Pembimbing I

Dr.Djoko Sardjadi

NIP

Pembimbing II

Dr. Firman Hartono, ST. MT.

NIP

Kata Pengantar

Puji syukur ke hadirat Ida Sang Hyang Widhi Tuhan yang Maha Esa yang

telah memberikan limpahan rahmat dan lindungan-Nya kepada penulis sehingga

dapat menyelesaikan tugas akhir ini dengan lancar. Tugas akhir sarjana ini disusun

untuk memenuhi persyaratan akademis mata kuliah tugas sarjana yang merupakan

syarat kelulusan sarjana strata satu pada program studi Teknik Penerbangan, Fakultas

Teknik Mesin dan Dirgantara, Institut Teknologi Bandung.

Tugas sarjana ini membahas pengujian small turbojet engine ”Olympus”.

Turbojet ini akan digunakan sebagai sistem propulsi wahana udara tanpa awak.

Sebelum pengujian dilakukan, dilakukan perancangan dan pembuatan alat ukur dan

sensor yang sesuai dengan parameter fisik yang diuji. Alat ukur yang dikembangkan

adalah load cell untuk mengukur gaya dorong turbojet, pipa inlet untuk mengukur

debit udara masuk kompresor serta timbangan digital untuk mengukur debit bahan

bakar. Dari parameter yang telah diukur, akan dianalisis kinerja dari turbojet tersebut.

Hasil kinerja turbojet hasil pengujian dibandingkan dengan perhitungan teoritik

menggunakan analisis termodinamika.

Penulis menyadari bahwa tugas akhir ini memiliki banyak kekurangan . Oleh

karena itu, penulis sangat mengharapkan kritik dan saran sehingga tugas akhir ini

dapat bermanfaat bagi semua pihak.

Pembuatan tugas akhir ini tentunya tidak lepas dari bimbingan, arahan, kritik,

saran dan bantuan dari berbagai pihak yang terus diberikan demi kelancaran tugas

akhir ini. Oleh karena itu penulis menyampaikan rasa terima kasih dan penghargaan

kepada:

1. Dr. Firman Hartono selaku dosen pembimbing karena telah banyak memberikan

bimbingan, kritik dan saran serta waktu untuk berdiskusi sehingga tugas akhir ini

dapat terselesaikan dengan lancar.

iii

2. Dr. Djoko Sardjadi selaku dosen pembimbing yang telah memberikan kesempatan

utnuk penulis mengerjakan tugas akhir ini di UAVindo.

3. Dr. Leonardo Gunawan selaku ketua jurusan Teknik Penerbangan ITB yang telah

banyak membantu penulis selama menjalani masa studi di ITB

4. Khirul Ummah, ST. MT selaku dosen wali akademik penulis yang banyak

memberikan motivasi dan arahan selama masa studi.

5. Dr.-Ing Agus Moelyadi, ST. Msc dan Dr. Romie O. Bura selaku dosen penguji

saat sidang sarjana yang telah memberi banyak masukan untuk tugas akhir ini.

6. Keluarga dan orang tua penulis di Bali (Ajik, Biyang, Mba gek, Gus) yang telah

memberikan doa, semangat dan dukungan dalam berbagai bentuk sehingga

penulis dapat menyelesaikan masa studi di ITB.

7. Seluruh dosen dan karyawan program studi Teknik Penerbangan ITB yang telah

banyak membantu penulis selama masa studi di Teknik Penerbangan ITB.

Terutama mba sevi buat bantuan pinjaman bukunya dan mba Novi yang selalu

baik melayani di TU.

8. Seluruh mahasiswa Teknik penerbangan ITB angkatan 2003 yang telah

membantu terselesaikannya tugas akhir ini

9. Pihak-pihak lain yang tidak dapat disebutkan namanya yang telah membantu

penulis.

10. Anda yang telah meluangkan waktu membaca TA ini, walaupun hanya kata

pengantar. Ucapan terima kasih lengkapnya ada di halaman paling belakang.

Bandung, 12 Februari 2008

I G.K.Adhi Yuliartha

iv

ABSTRAK

Turbin gas adalah salah satu mesin yang berdaya guna tinggi saat ini, baik

dalam dunia industri, transportasi, serta pertahanan - keamanan. Secara garis besar

turbin gas dapat digolongkan menjadi dua yaitu turbin gas daya yang menghasilkan

energi listrik dan turbin gas propulsi yang menghasilkan gaya dorong. Pada tugas

akhir ini, dilakukan pengujian untuk memverifikasi kinerja mesin turbojet ”Olympus”

yang dibuat oleh AMT Netherland. Mesin turbojet ini akan digunakan sebagai sistem

propulsi pada unmanned aerial vehicle (UAV). Parameter yang diverifikasi adalah

temperatur keluar nozzle, laju aliran bahan bakar dan udara, kecepatan putar

kompresor, serta gaya dorong yang dihasilkan. Untuk mengukur parameter –

parameter tersebut, dirancang dan dibuat alat – alat ukur yang sesuai:

1. Gaya dorong diukur menggunakan load cell,

2. Laju aliran udara diukur menggunakan tabung yang dilengkapi tabung pitot,

3. Laju bahan bakar diukur menggunakan timbangan digital,

Putaran mesin dan temperatur keluar nozzle diukur menggunakan ECU (electronic

control unit), sensor yang diberikan oleh AMT Netherland.

Analisis kinerja dari turbojet tersebut diukur pada masing – masing kondisi

operasinya. Kinerja turbojet diukur sebagai gaya dorong yang dihasilkannya pada

keluar nosel. Pada tugas akhir ini, dilakukan pengujian menggunakan outdoor test

bed karena memberikan hasil pengukuran yang akurat. Hasil pengujian tersebut perlu

divalidasi dengan perhitungan teoritik serta pembandingan dengan referensi lain yang

menyediakan data kinerja turbojet ”Olympus” tersebut.

i

ABSTRACT

Gas Turbine is one of the very useful engine in industrial and transportation

sector and national security. Gas turbine can be divided into two kinds: they are

power gas turbine engine, which provide electrical power and propulsion gas turbine

engine, which provide thrust. In this final project, experiment study will conduct to

verified the performance of small turbojet engine “Olympus” produced by AMT

Netherlands. This engine will used to provide thrust for unmanned aerial vehicle

(UAV). The parameters that verified are exhaust gas temperature, fuel flow, air mass

flow, engine shaft rotation, and engine thrust. To obtain that parameter, some

measurement device and sensor was design and produced:

1. Load cell to measure engine thrust

2. Inlet pipe equipped with pitot tube to measure air mass flow inlet kompresor

3. Digital scale to measure fuel flow

AMT Netherlands also provide electronic sensor to measure engine shaft rotation

and exhaust gas temperature

Performance analysis of a gas turbine engine is based on the type of

operation it performs. Turbojet performance is measured as thrust produced at the

exit nozzle. Outdoor test beds provide accurate thrust measurement. With reference

to quiescent/free air theory, the thrust measured in outdoor facilities is the gross

thrust of the engine. Generally, this theory is considered to be true. There is thus a

need to validate the theory by experimental and/or computational means. The

experimental data, obtained by running AMT Olympus engine, was validated with the

theoretic calculation and CFD simulations helps.

ii

DAFTAR ISI

ABSTRAK i

ABSTRACT ii

KATA PENGANTAR iii

DAFTAR ISI v

DAFTAR GAMBAR viii

DAFTAR TABEL xi

NOMENKLATUR xii

BAB I PENDAHULUAN

1.1 Latar Belakang 1

1.2 Tujuan Penelitian 2

1.3 Batasan Masalah 2

1.4 Metodologi 2

1.5 Sistematika Pembahasan 3

BAB II DASAR TEORI

2.1 Turbin Gas 4

2.1.1 Turbojet 5

2.1.2 Komponen Turbin Gas 6

2.1.3 Mesin turbojet “Olympus HP AMT Netherlands” 11

2.2 Metode Pengukuran Prestasi Turbo jet 14

2.2.1 Test bed untuk mengukur gaya dorong 15

2.2.2 Pengukuran dan alat ukur 20

2.2.2.1 Tekanan 20

2.2.2.2 Temperatur 20

2.2.2.3 Laju aliran udara 22

v

2.2.2.4 Gaya dorong 24

2.2.2.5 Kecepatan putaran poros 24

2.3 Analisis Termodinamika Turbo jet 27

BAB III PERANCANGAN DAN PEMBUATAN ALAT UKUR PRESTASI TURBO

JET

3.1 Test Bed 27

3.2 Load Cell 28

3.2.1 Perancangan Load fixture element 29

3.2.1.1 Pemilihan Strain Gauge 29

3.2.1.2 Pemilihan Signal conditioner dan signal amplifier 32

3.2.1.3 Pemilihan material load fixture element 34

3.2.1.4 Simulasi load fixture element menggunakan software

Msc. NASTRAN 4.5 35

3.3 Pipa Aliran Masuk Kompresor 37

3.3.1 Perancangan Pipa Aliran masuk kompresor 38

3.3.2 Sistem akuisisi data 41

3.4 Electronic control unit 42

3.4.1 Telemetry software 43

3.4.2 Engine data terminal 44

BAB IV PEMBUATAN DAN KALIBRASI ALAT UKUR PRESTASI TURBOJET

4.1 Pembuatan dan pengujian Load Fixture element 46

4.1.2 Kalibrasi load fixture element 48

4.2 Pembuatan dan pengujian Pipa masuk kompresor 51

4.2.1 Kalibrasi pipa masuk kompresor 52

vi

BAB V PENGUJIAN DAN ANALISIS MESIN TURBOJET ”OLYMPUS”

5.1 Pengujian 56

5.2 Analisis Hasil Pengujian 59

5.2.1 Normalisasi parameter hasil pengujian 62

5.3 Validasi hasil pengujian 63

5.3.1 Validasi gaya dorong, debit bahan bakar dan EGT 64

5.3.2 Validasi debit udara masuk kompresor 70

BAB VI KESIMPULAN DAN SARAN

6.1 Kesimpulan 72

6.2 Saran 73

DAFTAR PUSTAKA 74

LAMPIRAN

LAMPIRAN A Data Hasil Kalibrasi Pressure Transducer 75

LAMPIRAN B Data Hasil Kalibrasi Load Cell 76

LAMPIRAN C Data Hasil Pengujian 77

LAMPIRAN D MATLAB Programming Perhitungan

Gaya Dorong Teoritik 81

LAMPIRAN E Gambar Teknik 83

vii

DAFTAR GAMBAR

Gambar 2.1 Turbin gas 4

Gambar 2.2 Diagram T – s siklus Brayton ideal 5

Gambar 2.3 Skema kompresor sentrifugal 7

Gambar 2.4 Skema kompresor aksial 8

Gambar 2.5 Skema ruang bakar 10

Gambar 2.6 Roda turbin 11

Gambar 2.7 Dimensi luar turbojet AMT ”Olympus” 12

Gambar 2.8 Foto 3 pandangan turbojet ”Olympus” 13

Gambar 2.9 Pandangan isometrik turbojet ”Olympus” 14

Gambar 2.10 Outdoor sea level thrust test bed 15

Gambar 2.11 Indoor thrust test bed 16

Gambar 2.12 Altitude test facility (ATF) 18

Gambar 2.13 Altitude test facility plant layouts 19

Gambar 2.14 Pengukuran aliran udara masuk kompresor 23

Gambar 3.1 Test bed yang digunakan untuk pengukuran 28

Gambar 3.2 Bending Beam strain gauge 30

Gambar 3.3 Kurva engineering stress-strain 31

Gambar 3.4 Wheatstone bridge dengan 2 lengan aktif ( 2 buah strain gauge) 32

Gambar 3.5 Bridge Box 33

Gambar 3.6 Kyowa CDV-700A 34

Gambar 3.7 Bentuk load fixture element yang dirancang 35

Gambar 3.8 Pemodelan pada software Msc. NASTRAN 4.5 36

Gambar 3.9 Hasil simulasi load fixture element 36

Gambar 3.10 Hasil simulasi load fixture element (tampak samping) 37

Gambar 3.11 Hasil simulasi load fixture element (tampak depan) 37

Gambar 3.12 Domain aliran simulasi 38

viii

Gambar 3.13 Hasil distribusi kecepatan dalam tabung 39

Gambar 3.14 Hasil distribusi vektor kecepatan dalam tabung 39

Gambar 3.15 Grafik kecepatan di titik peletakan tabung pitot

terhadap debit aliran udara masuk kompresor 41

Gambar 3.16 Tampilan telemetry software 44

Gambar 3.17 Tampilan ”terminal tab” telemetry software 44

Gambar 3.18 Engine Data Terminal 45

Gambar 4.1 Load fixture element yang telah dibuat 48

Gambar 4.2 Load fixture element serta signal conditioner yang telah diinstalasi 48

Gambar 4.3 Anak timbangan yang diletakkan diatas load fixture element 49

Gambar 4.4 Proses pengujian dan kalibrasi load fixture element 50

Gambar 4.5 Kurva hasil pengujian load fixture element 51

Gambar 4.6 Instalasi pipa masuk kompresor dan turbojet yang diuji 52

Gambar 4.7 Pipa masuk kompressor yang telah dipasang pada

terowongan angin untuk diuji 53

Gambar 4.8 Sistem akuisisi data untuk pengujian pipa masuk kompressor 53

Gambar 4.9 Tampilan perangkat lunak pembaca ADC converter 54

Gambar 4.10 Grafik tekanan terhadap voltase pipa masuk kompresor 55

Gambar 5.1 Turbojet yang telah siap diuji 56

Gambar 5.2 Prosedur penyalaan awal 57

Gambar 5.3 Grafik Debit bahan bakar Vs putaran mesin 59

Gambar 5.4 Grafik gaya dorong Vs putaran mesin 60

Gambar 5.5 Grafik EGT Vs putaran mesin 60

Gambar 5.6 Grafik Debit udara Vs putaran mesin 61

Gambar 5.7 Debit bahan bakar vs putaran mesin (data AMT) 64

Gambar 5.8 Gaya dorong vs putaran mesin (data AMT) 65

Gambar 5.9 EGT vs putaran mesin (data AMT) 65

Gambar 5.10 Grafik debit bahan bakar Vs putaran mesin (hasil perbandingan) 67

Gambar 5.11 Grafik gaya dorong Vs putaran mesin (hasil perbandingan) 67

ix

Gambar 5.12 Grafik EGT Vs putaran mesin (hasil perbandingan) 68

Gambar 5.13 Perbandingan hasil pengujian debit udara kompresor 71

x

DAFTAR TABEL

Tabel 2.1 Perbandingan antara kompresor sentrifugal dan kompresor aksial 8

Tabel 2.2 Alur perhitungan mesin turbojet 25

Tabel 3.1 Perbandingan jenis load fixture element berdasarkan gaya yang diterima 29

Tabel 3.2 Tabel hasil simulasi kecepatan terhadap debit aliran udara Grid 570.000,

model turbulensi Shear stress model 40

Tabel 3.3 Tabel hasil simulasi kecepatan terhadap debit aliran udara Grid 780.000,

model turbulensi Shear stress model dan K-ε model 41

Tabel 4.1 Hasil kalibrasi load cell 50

Tabel 4.2 Hasil kalibrasi pressure transducer 54

Tabel 5.1 Parameter hasil pengukuran 58

Tabel 5.2 Hasil pengujian setelah kalibrasi 59

Tabel 5.3 Hasil normalisasi parameter 63

Tabel 5.4 Data dari AMT 66

Tabel 5.5 Tabel hasil perhitungan teoritik hasil pengujian 66

Tabel 5.6 Hasil interpolasi hasil pengujian 66

Tabel 5.7 Perbandingan hasil pengujian debit bahan bakar dan data AMT 68

Tabel 5.8 Perbandingan hasil pengujian EGT dan data AMT 68

Tabel 5.9 Perbandingan hasil pengujian gaya dorong dan data AMT 69

Tabel 5.10 Hasil pengujian debit udara ”olympus” 19 kg 70

xi

NOMENKLATURE

BAGIAN I

T Temperatur

V kecepatan terbang

cpu koefisien panas spesifik tekanan konstan udara

p tekanan udara

ηd efisiensi difuser

γu berat jenis udara

ηc efisiensi kompresor

πc perbandingan tekanan udara keluar kompresor dan tekanan udara masuk

kompresor

∆pb kehilangan tekanan di ruang bakar

ηm efisiensi mekanik kompresor – turbin

cpg koefisien panas spesifik tekanan konstan campuran udara dan bahan bakar

ηt efisiensi turbin

γg berat jenis campuran bahan bakar dan udara

ηn efisiensi nosel

T0 Temperatur total

p0 tekanan total

R konstanta gas

ue kecepatan suara keluar nosel

ρe massa jenis aliran keluar nosel

ma debit udara

Tamb temperature udara luar

Pamb tekanan udara luar

mf debit bahan bakar

T thrust / gaya dorong

A luas permukaan

f perbandingan debit udara dan debit bahan bakar

xii

EGT Exhaust gas temperature

RPM Revolution per minute

BAGIAN II Lambang untuk subskrip

a Udara luar

1 masuk difuser

2 keluar disfuser

3 keluar kompresor

4 keluar ruang bakar

5 keluar turbin

c kondisi choke

e keluar nosel

xiii