skripsi analisa parametrik turbofan TFE731-20-BR

PROPOSAL SKRIPSI

“ANALISA SIKLUS PARAMETRIK TUBOFAN TFE731-20-BR PADA PESAWAT TERBANG BOMBARDIER LERJET 45”

Diajukan Oleh :

Nama : MUHAMMAD NASUTION
NPM : 08010023

Fakultas : Teknologi Kedirgantaraan

Program : Strata Satu (S1)

Program Studi : Teknik Penerbangan

universitas suryadarma

Jakarta, Indonesia

2012

Surat pERMOHONAN PENULISAN SKRIPSI

Saya yang bertanda tangan di bawah ini :

Nama : muhammad nasution
NPM : 08010023
Fakultas : Teknologi Kedirgantaraan

Program : Strata Satu (S1)

Program Studi : Teknik Penerbangan

Dengan ini mengajukan permohonan untuk dapat mengikuti program Penulisan skripsi pada :

Periode : Genap
Tahun Ajaran : 2012 / 2013

JUDUL SKRIPSI : ANALISA SIKLUS PAROMETRIK TURBOFAN TFE731-20-BR PADA PESAWAT TERBANG BOMBARDIER LERJET 45

Demikian surat permohonan ini saya buat, semoga dapat dijadikan sebagai dasar pertimbangan dan saya bersedia untuk mengikuti semua peraturan yang berlaku.

Jakarta, agustus 2012

Menyetujui,

Ketua Program Studi Teknik Penerbangan Pemohon

( Supono Abdul Fatah, ST, SE, MM ) ( Muhammad nasution)

Surat kesediaan dosen pembimbing SKRIPSI

Kami yang bertanda tangan di bawah ini :

1.      Nama :
Jabatan   : Dosen Pembimbing I
2.
Nama                              :
Jabatan   : Dosen Pembimbing II

Dengan ini menyatakan bersedia ditunjuk sebagai Dosen Pembimbing Tugas Akhir mahasiswa Program Strata Satu (S1) yang tersebut dibawah ini :

Nama : Muhammad nasution
NPM : 08010023 Fakultas : Teknologi Kedirgantaraan

Program : Strata Satu (S1)

Program Studi : Teknik Penerbangan
Judul Tugas Akhir : “ANALISA SIKLUS PARAMETRIK TUBOFAN TFE731-20-BR

PADA PESAWAT TERBANG BOMBARDIER LERJET 45

Jakarta, agustus 2012

Menyetujui,

Dosen Pembimbing II Dosen Pembimbing I

() ()

JUDUL :

“ANALISA SIKLUS PARAMETRIK TUBOFAN TFE731-20-BR PADA PESAWAT TERBANG BOMBARDIER LERJET 45”

1.1. Latar Belakang

penting dari performa pesawat terbang (air craft performance) itu sendiri secara Performa suatu mesin pesawat terbang (aircraft engine performance) adalah salah satu bagian keseluruhan. Dengan kata lain apabila suatu pesawat terbang menginginkan performa yang baik dan tangguh, maka pesawat terbang tersebut juga harus mamiliki performa mesin (engine performance) yang baik dan tangguh.

Dalam operasional tentunya banyak faktor yang dapat mempengaruhi kinerja atau performa dari suatu mesin pesawat terbang, baik faktor yang berasal dari luar maupun faktor dari bagian dalam mesin (engine) tersebut.

2 Faktor-faktor yang berasal dari luar mesin diantaranya adalah kondisi udara sekitar (Environment conditions) yang dikaitkan dengan kondisi udara masuk, seperti kecepatan aliran udara (air mass flow velocity), suhu udara (air temperature), kerapatan udara (air density) dan tekanan udara (air pressure). Sedangkan faktor-faktor yang berasal dari dalam mesin lebih cenderung disebabkan oleh variasi disain dan dimensi mesin tersebut, serta kontrol tenaga (Throttlte setting) yang digunakan oleh penerbang (pilot).

2.1.Dari peran mesin yang sangat penting itu, maka dalam pemilihan suatu mesin harus diperhitungkan secara matang, agar dapat memenuhi semua kebutuhan operasional pesawat dalam melaksanakan penerbangannya.

2.2.Terdapat beberapa cara yang dapat dilakukan guna mengetahui performa mesin pesawat terbang, diantaranya adalah melalui studi perhitungan secara teoritis Termodinamika atau Siklus Parametrik, selain dari pada itu dapat juga dilakukan uji coba operasional di laboratorium (Ground running Test Cell) ataupun uji coba langsung operasional pesawat terbang (Flight test).

3 Dari beberapa cara tersebut diatas tentunya masing-masing memeiliki keunggulan dan kekurangan dalam penerapannya, disesuaikan dengan kebutuhan dan hasil yang dicapai.

4 Dalam penulisan Tugas Akhir ini penulis mencoba mempelajari ataupun menganalisa ulang mengenai perhitungan performa mesin Turbin gas khususnya pada jenis Turbofan dengan menggunakan Siklus Parametrik.

5 Adapun jenis mesin yang akan dijadikan sebagai objek penelitian dalam Tugas Akhir ini adalah mesin Turbofan dengan tipe Honeywell TFE731-20-BR, pada pesawat BOMBARDIER Learjet 45.

1.2. Maksud Dan Tujuan Penulisan

Tujuan penulisan skripsi ini adalah penulis berharap ;

a. Memberikan penjelasan tentang pengertian dari performa suatu mesin pesawat terbang khususnya mesin Turbofan.

b. Mengetahui dan memahami spesifikasi dan karakteristik pesawat BOMBARDIER Learjet 45.

c. Mengetahui dan memahami spesifikasi dan karakteristik mesin Turbofan TFE731-20-BR

d. Mengetahui penggunaan performa suatu mesin Turbofan TFE731-20-BR dengan menggunakan perhitungan Siklus Parametrik.

1.3. RUANG LINGKUP PENULISAN

Di dalam estimasi performa mesin Turbofan tipe Engine TFE731-20-BR ini, penulis akan membatasi permasalahan dan pembahasannya pada :

1 Perhitungan performa mesin dilakukan pada kondisi ketinggian 30.000 ft, 34.000 ft dan 39.000 ft.

2 Analisa yang dilakukan disesuaikan dengan parameter mesin Turbofan dan pada kondisi terbang tertentu, seperti Mach Number yaitu .0,7 dan 0,8.

3 Adapun jika terdapat hal-hal yang disinggung dalam penulisan Tugas akhir ini, itu semata mata hanya berupa informasi tambahan yang dimaksudkan untuk lebih mempermuda dalam penyelesaian dan pemahaman masalah.

1.4.METODOLOGI PENELITIAN

Dalam pelaksanaan penelitian ini, penulis menggunakan beberapa metode yang biasa digunakan dan dilakukan dalam kegiatan-kegiatan penelitian atau penulisan antara lain, yaitu:

a. Metode studi pustaka, adalah metode pertama yang penulis lakukan guna mendapatkan atau mengetahui teori-teori dasar penelitian. Metode studi pustaka ini penulis lakukan di perputakaan perpustakaan Universitas Suryadarma (Jakarta).

b. Metode studi observasi atau studi lapangan, adalah metode selanjutnya yang penulis lakukan guna mendapatkan data-data objektif sebagai parameter-parameter awal didalam perhitungan.

c. Metode wawancara, adalah metode yang penulis lakukan guna mendapatkan masukan-masukan dan arahan dengan cara wawancara dengan orang-orang yang berkompeten dan juga dengan dosen pembimbing.

1.5 SISTEMATIKA PENULISAN

Dalam penulisan skripsi ini, penulis jabarkan atas beberapa bagian atau bab dengan disesuaikan pada tata cara sistematika penulisan yang berlaku, diantaranya adalah sebagai berikut :

BAB I PENDAHULUAN

Bab ini berisikan tentang latar belakang perancangan, tujuan perancangan, pembatasan masalah, metode penelitian dan sistematika penulisan.

BAB II LANDASAN TEORI

Pada bab kedua ini, penulis jabarkan tentang teori-teori dasar yang dibutuhkan dalam penelitian diantaranya teori pemilihan mesin pesawat terbang, teori perhitungan performa mesin turbin gas khususnya mesin turbofan dengan pendekatan aerothermodynamics dan peraturan-peraturan keselamatan terbang sipil yang berlaku

BAB III TUJUAN UMUM

Pada bab ketiga ini, penulis jelaskan tentang sejarah, perkembangan serta spesifikasi mesin turbofan TFE731-20-BR dan pesawat terbang BOMBARDIER Learjet 45.

BAB IV PENGHITUNGAN DAN ANALISA

Pada bab keempat ini, penulis jelaskan tentang tahapan proses perhitungan mengenai siklus ideal mesin turbofan dan performa dari mesin TFE731-20-BR tersebut.

BAB V PENUTUP

Bab ini berisikan tentang kesimpulan dan saran – saran selama perancangan.

DAFTAR PUSTAKA

LAMPIRAN

                                                                    BAB I
                                                             PENDAHULUAN

1.1    Latar Belakang Masalah
penting dari performa pesawat terbang (air craft performance) itu sendiri secara Performa suatu mesin pesawat terbang (aircraft engine performance) adalah salah satu bagian keseluruhan. Dengan kata lain apabila suatu pesawat terbang menginginkan performa yang baik dan tangguh, maka pesawat terbang tersebut juga harus mamiliki performa mesin (engine performance) yang baik dan tangguh.
Dalam operasional tentunya banyak faktor yang dapat mempengaruhi kinerja atau performa dari suatu mesin pesawat terbang, baik faktor yang berasal dari luar maupun faktor dari bagian dalam mesin (engine) tersebut.
Faktor-faktor yang berasal dari luar mesin diantaranya adalah kondisi udara sekitar (Environment conditions) yang dikaitkan dengan kondisi udara masuk, seperti kecepatan aliran udara (air mass flow velocity), suhu udara (air temperature), kerapatan udara (air density) dan tekanan udara (air pressure). Sedangkan faktor-faktor yang berasal dari dalam mesin lebih cenderung disebabkan oleh variasi disain dan dimensi mesin tersebut, serta kontrol tenaga (Throttlte setting) yang digunakan oleh penerbang (pilot).
Dari peran mesin yang sangat penting itu, maka dalam pemilihan suatu mesin harus diperhitungkan secara matang, agar dapat memenuhi semua kebutuhan operasional pesawat dalam melaksanakan penerbangannya.
Terdapat beberapa cara yang dapat dilakukan guna mengetahui performa mesin pesawat terbang, diantaranya adalah melalui studi perhitungan secara teoritis Termodinamika atau Siklus Parametrik, selain dari pada itu dapat juga dilakukan uji coba operasional di laboratorium (Ground running Test Cell) ataupun uji coba langsung operasional pesawat terbang (Flight test).
Dari beberapa cara tersebut diatas tentunya masing-masing memeiliki keunggulan dan kekurangan dalam penerapannya, disesuaikan dengan kebutuhan dan hasil yang dicapai.
Dalam penulisan Tugas Akhir ini penulis mencoba mempelajari ataupun menganalisa ulang mengenai perhitungan performa mesin Turbin gas khususnya pada jenis Turbofan dengan menggunakan Siklus Parametrik.
Adapun jenis mesin yang akan dijadikan sebagai objek penelitian dalam Tugas Akhir ini adalah mesin Turbofan dengan tipe Honeywell TFE731-20-BR, pada pesawat BOMBARDIER Learjet 45.

1.2    Ruang Lingkup Masalah

Di dalam estimasi performa mesin Turbofan tipe Engine TFE731-20-BR ini, penulis akan membatasi permasalahan dan pembahasannya pada :
a.    Perhitungan performa mesin dilakukan pada kondisi ketinggian 30.000 ft, 34.000 ft dan 39.000 ft.
b.    Analisa yang dilakukan disesuaikan dengan parameter mesin Turbofan dan pada kondisi terbang tertentu, seperti Mach Number yaitu .0,7 dan 0,8.
c.    Adapun jika terdapat hal-hal yang disinggung dalam penulisan Tugas akhir ini, itu semata mata hanya berupa informasi tambahan yang dimaksudkan untuk lebih mempermuda dalam penyelesaian dan pemahaman masalah.

1.3    Tujuan Penulisan
Tujuan penulisan tugas akhir ini adalah penulis berharap ;
a.    Memberikan penjelasan tentang pengertian dari performa suatu mesin pesawat terbang khususnya mesin Turbofan.
b.    Mengetahui dan memahami spesifikasi dan karakteristik pesawat BOMBARDIER Learjet 45   c.    Mengetahui dan memahami spesifikasi dan karakteristik mesin Turbofan TFE731-20-BR
d.    Mengetahui penggunaan performa suatu mesin Turbofan TFE731-20-BR dengan menggunakan perhitungan Siklus Parametrik.

1.4    Metode Penelitian

Dalam pelaksanaan penelitian ini, penulis menggunakan beberapa metode yang biasa digunakan dan dilakukan dalam kegiatan-kegiatan penelitian atau penulisan antara lain, yaitu:
a.    Metode studi pustaka, adalah metode pertama yang penulis lakukan guna mendapatkan atau mengetahui teori-teori dasar penelitian. Metode studi pustaka ini penulis lakukan di perputakaan perpustakaan Universitas Suryadarma (Jakarta).
b.    Metode studi observasi atau studi lapangan, adalah metode selanjutnya yang penulis lakukan guna mendapatkan data-data objektif sebagai parameter-parameter awal didalam perhitungan.
c.    Metode wawancara, adalah metode yang penulis lakukan guna mendapatkan masukan-masukan dan arahan dengan cara wawancara dengan orang-orang yang berkompeten dan juga dengan dosen pembimbing.

1.5    Sistematika Penulisan

Dalam penyusunan penulisan tugas akhir ini, penulis jabarkan atas beberapa bagian atau bab dengan disesuaikan pada tata cara sistematika penulisan karya ilmiah yang baku, diantaranya adalah :

BAB I        PENDAHULUAN

Pada bab pertama ini, penulis jelaskan tentang latar belakang penulisan, ruang lingkup penulisan, tujuan penulisan, metode penelitian dan sistematika penulisan.

BAB II        LANDASAN TEORI

Pada bab kedua ini, penulis jabarkan tentang teori-teori dasar yang dibutuhkan dalam penelitian diantaranya teori pemilihan mesin pesawat terbang, teori perhitungan performa mesin turbin gas khususnya mesin turbofan dengan pendekatan aerothermodynamics dan peraturan-peraturan keselamatan terbang sipil yang berlaku.

BAB III    TINJAUAN UMUM

Pada bab ketiga ini, penulis jelaskan tentang sejarah, perkembangan serta spesifikasi mesin turbofan TFE731-20-BR dan pesawat terbang BOMBARDIER Learjet 45

BAB IV    PERHITUNGAN DAN ANALISA

Pada bab keempat ini, penulis jelaskan tentang tahapan proses perhitungan mengenai siklus ideal mesin turbofan dan performa dari mesin TFE731-20-BR tersebut.

BAB V    PENUTUP
Pada bab kelima atau terakhir ini, penulis jelaskan tentang kesimpulan yang didapat dari hasil perhitungan dan analisa serta saran-saran yang diajukan.

BAB II
LANDASAN TEORI

Turbin gas merupakan suatu motor bakar yang terdiri dari tiga komponen utama yaitu: kompresor, ruang bakar, dan turbin. Salah satu penerapannya dapat digunakan untuk sistem propulsi yang berfungsi menghasilkan gaya dorong (thrust) pada pesawat terbang

Turbin gas sendiri dibagi menjadi beberapa tipe, diantaranya ;
    Turbojet
    Turboprop
    Turbofan
    Turboshaft

2.1.    Teori Dasar Mesin Turbofan
Mesin turbofan merupakan tipe mesin turbin gas yang cukup banyak digunakan sebagai sistem propulsi atau pendorong pesawat terbang, baik pada pesawat komersial maupun militer, terutama untuk pesawat berbadan menengah dan lebar (narrow and wide body aircraft). Hal ini dikarenakan jika dibandingkan dengan mesin turbin gas lainnya, mesin turbofan memiliki kemampuan operasional yang relatif cukup baik dengan biaya operasional yang ekonomis.
Sebagai penjelasannya secara teoritis rancangan dari pada mesin turbofan merupakan hasil dari perpaduan antara rancangan mesin turbojet dan turboprop, dengan kata lain di dalam ruang lingkup operasional mesin turbofan (turbofan engine envelope) tersebut berada pada antara kondisi ruang lingkup oprasional turbojet engine dan turboprop engine

2.1.1.   Komponen Utama Mesin Turbofan
Sebelum kita mengenal lebih jauh tentang sistem operasional dari mesin turbofan, ada baiknya terlebih dahulu kita ketahui rancang bangun dan konstruksi dari suatu mesin turbofan.
Secara garis besar dapat dijelaskan beberapa komponen-komponen utama (major components), yang secara umum menjadi bagian dari suatu konstruksi gas turbine engine jenis turbofan, diantaranya adalah inlet duct, fan, compressor (LPC dan HPC), combustion chamber, turbine (LPT dan HPT) dan exhaust nozzle.
Guna lebih menjelaskan pengertian rancangan konstruksi dan komponen-komponen utama dari pada suatu mesin turbin gas jenis turbofan ini dapat diperhatihan pada

2.1.2. Operasional Mesin Turbofan
Pengoperasian mesin turbofan, untuk pertama kalinya (starting process) akan digerakkan atau diputar dengan udara bertekanan (air pressurized) yang dihasilkan oleh suatu sistem turbin gas berukuran kecil yang dikenal dengan Air Turbine Starter (ATS) atau Auxillary Power Unit (APU).
ATS atau APU tersebut akan memutarkan beberapa komponen utama mesin, seperti halnya fan, compressor, turbine dan accessories system yang mana komponen-kompenen tersebut berguna untuk mendukung keperluan operasional mesin (engine operation).
Untuk selanjutnya dapat dijelaskan disini bagaimana siklus operasional suatu mesin turbin gas berlangsung, yang akan ditampilkan ilustrasi skema rancangan dari suatu mesin turbin gas. Dan Gambar (2 – 3) dan (2 – 4) di bawah ini juga dapat dijadikan sebagai informasi teoritis dari suatu skema rancangan mesin turbin gas dan mesin turbofan, yang digunakan sebagai dasar pengertian siklus operasional mesin turbin gas.

Penjelasan secara teoritis proses siklus operasional suatu mesin turbin gas dapat dimulai dari berputarnya komponen fan dan atau compessor. Sesuai dengan fungsinya, kedua komponen tersebut akan menghisap udara yang ada di luar (ambient air) atau di depan mesin untuk masuk ke dalam ruang mesin melalui saluran masuk (air inlet duct).

Udara yang terhisap tersebut terbagi menjadi dua aliran, yaitu pertama aliran udara yang terhisap atau melalui fan dan kedua aliran udara yang terhisap oleh compressor.
Udara yang terhisap oleh fan, untuk selanjutnya akan dialirkan secara baypass (diluar engine core) ke bagian exhaust fan. Dalam kondisi ini, aliran udara yang berfungsi sebagai

media kerja tersebut akan mengalami perubahan momentum dan percepatan (acceleration), sehingga mengasilkan gaya dorong (thrust force)- sesuai dengan hukum Newton II dan Newton III.

Gaya dorong yang dihasilkan oleh putaran fan ini lebih dikenal dengan fan thrust (Ffan), atau dalam istilah lainnya aliran udara langsung (fan air bypass) ini juga dikenal dengan istilah aliran udara dingin (air cold flow/stream), perhatikan Gambar (2 – 2).
Sedangkan aliran udara yang dihisap oleh komponen compressors akan dialirkan ke dalam engine core, yang mana aliran udara tersebut akan melalui beberapa komponen utama engine seperti combustion chamber, turbine dan exhaust nozzle, hingga akhirnya aliran udara tersebut dapat menghasilkan gaya dorong (thrust force). Gaya dorong yang dihasilkan oleh engine core ini dikenal dengan istilah core thrust (Fcore) atau juga dikenal dengan istilah aliran udara panas (air hot flow/stream).
Besarnya gaya dorong fan (fan thrust) yang terjadi umumnya berkisar antara 70% - 80% dari total gaya dorong (total thrust) yang dihasilkan oleh suatu mesin turbofan. Dan untuk core thrust, gaya dorong yang terjadi biasanya berkisar antara 20% - 30% dari total thrust yang dihasilkan.
Dengan berputarnya compressors, aliran udara dimampatkan atau dikompresikan untuk dapat ditingkatkan tekanannya sesuai dengan kebutuhan yang diinginkan dalam proses pembakaran (burning process requiretment). Secara teoritis dapat dikatakan, bahwa proses kompresi ini merubah kondisi energi kecepatan aliran udara masuk (air intake momemtum energy) menjadi udara bertekanan (air pressure energy).
Udara yang telah di kompresikan tersebut, kemudian dialirkan ke ruang bakar (combustion chamber) untuk selajutnya dicampur dengan bahan bakar (fuel) yang disemprotkan melalui fuel nozzle dengan nilai perbandingan tertentu (fuel/air-mixture ratio). Pada saat yang bersamaan, campuran antara udara dengan bahan bakar tersebut akan diberikan pengapian atau dibakar (burning process) dengan perantara pemantik api (igniter plug), sehingga pada saat yang bersamaan terjadi proses pembakaran.
Dalam ruang bakar ini energi udara bertekanan (air pressure energy), dirubah menjadi energi udara panas (air thermal energy).
Untuk semua jenis mesin turbin gas umumnya, proses pengapiannya hanya diberikan pada saat mesin dihidupkan pertama kali (starting process). Dan ketika mesin telah hidup dan memiliki kecepatan putar minimum (idle speed), maka untuk selanjutnya tidak diberikan lagi pengapian (tanpa operasional igniter plug) di dalam ruang bakar, dikarenakan pada kondisi tersebut suhu (temperature) di dalam ruang bakar telah cukup tinggi dan sanggup untuk membakar campuran antara udara dan bahan bakar yang ada. Sehingga dengan sendirinya proses pembakaran akan terjadi secara otomatis terus-menerus selama mesin beroperasi. Sistem proses pengapian semacam ini biasa dikenal dengan istilah “low ignition duty”.
Gas panas hasil pembakaran di dalam ruang bakar, selanjutnya akan bereaksi mengembang (expansion) yang memiliki energi panas (thermal energy) dan kecepatan (kinetic energy) yang cukup tinggi.
Dengan perantara komponen nozzle guide vane (NGV) pada bagian turbin (turbine section), gas yang berekspansi tersebut akan diarahkan tepat pada rotor blade turbine (first stage turbine).
Rotor blade turbine berfungsi untuk merubah thermal energy dan kinetic energy dari pada ekspansi gas hasil pembakaran menjadi energi mekanik (mechanical energy) atau gerak putar turbin (turbine rotate). Kecepatan putar rotor blade turbine akan sebanding dengan besarnya kinetic energy aliran gas panas hasil pembakaran dari ruang bakar. Selain dari pada itu, turbine juga berfungsi untuk menghasilkan gaya dorong (thrust) berupa pancaran gas panas (jet propulsion) yang keluar melalui saluran buang (exhaust nozzle).
Kecepatan putar rotor blade turbine yang tinggi tersebut, juga akan digunakan untuk memutarkan fan, compressor dan accessories system dengan perantara batang poros (drive shaft) dan roda gigi (gear box), sehingga dapat menjamin mesin untuk tetap beroperasi (lihat Gambar 2 - 2).
Penjelasan di atas merupakan suatu rangkaian siklus sederhana dari suatu mesin turbin gas (gas turbine engine cycle). Siklus tersebut akan selalu terjadi secara terus-menerus (continuous cycle process) selama mesin turbin gas beroperasi.

2.1.3. Gaya Dorong Mesin Turbofan
Suatu pesawat terbang memiliki sistim propulsi yang bertujuan melawan gaya hambat (drag force) pada saat bergerak maju, yang dikenal dengan sebutan gaya dorong (thrust force). Dengan kata lain, untuk tetap menjaga suatu pesawat terbang dalam keadaan bergerak maju ke depan dibutuhkan thrust dengan menggunakan sistem propulsi atau power plant.
Gas generator mesin turbin gas, yang terdiri dari compressor, combustion chamber, turbine dan exhaust nozzle adalah merupakan bagian-bagian utama dari suatu mesin turbin gas yang berfungsi untuk menghasilkan pancaran gas panas hasil pembakaran dengan kecepatan tinggi (jet propulsion). Dan dalam suatu teori lain menyatakan bahwa mesin turbin gas dirancang untuk dapat merubah atau mempertinggi momentum udara dan bahan bakar yang melaluinya.
Engine pesawat terbang yang di dalam operasionalnya akan menghasilkan suatu pancaran gas buang ke arah belakang (action), yang akan mengakibatkan pesawat terbang tersebut bergerak maju kedepan (reaction).
Fenomena ini dapat terjadi sesuai dengan prinsip teori “action-reaction” yang dikemukakan oleh Sir Newton. Teori ini juga dikenal dengan hukum Newton III, yang berbunyi : “Pada setiap adanya gaya aksi yang bekerja pada suatu benda, maka pada benda

tersebut akan menimbulkan gaya reaksi yang sama besarnya, namun dengan arah yang berlawanan”. Pernyataan ini dapat dituliskan persamaannya, yaitu :

Hukum Newton III   :     Action < = > Reaction

Selanjutnya dikatakan pula hukum Newton II bahwa: “Besarnya gaya yang diperlukan untuk memperoleh suatu percepatan adalah sama dengan hasil perkalian massa dengan percepatan”.
Pernyataan ini bila dituliskan persamaannya menjadi :

Hukum Newton II    :     F = m x a                       (2 - 1)

Karena gaya aksi adalah merupakan selisih dari dua buah momentum, maka dengan memasukan istilah momentum pada rumus gaya dorong (thrust equation) untuk mesin turbin gas, dapat didefinisikan bahwa thrust dinyatakan sebagai terjadinya perubahan momentum akhir dari massa udara terhadap momentum awal. Dengan demikian dapat disimpulkan, bahwa prinsip terjadinya gaya dorong (thrust force) adalah dengan menggunakan prinsip perubahan atau percepatan laju momentum udara.
Dari hukum Newton tersebut di atas, akan dijelaskan penerapannya ke sistem propulsi pesawat terbang, yaitu dengan persamaan :
                               (2 - 2)
Pada mesin turbin gas - m adalah sama dengan massa udara yang melalui engine, sedangkan percepatan (a) yang terjadi merupakan perbandingan udara masuk dengan kecepatan udara keluar (Vj - Vi).
Untuk mendapatkan percepatan pergerakan pesawat, maka thrust yang terjadi harus lebih besar dari pada drag, kondisi ini terjadi misalnya pesawat terbang dalam keadaan kondisi takeoff, cruise dan climbing.
Gaya dorong (Thrust) yang terjadi pada mesin turbofan sebagian besar dihasilkan oleh fan (fan thrust). Fan thrust tersebut atau yang disebut juga dengan gaya dorong aliran dingin (air cold flow thrust), seperti yang telah dijelaskan sebelumnya dapat menghasilkan sekitar + 70% hingga 80% dari total thrust, sedangkan untuk sisanya sekitar + 20% hingga 30% dihasilkan oleh aliran udara yang melewati engine core.
Aliran udara yang melewati engine core biasa dikenal juga dengan istilah aliran udara panas (air hot flow thrust), yang didalamnya melalui komponen-komponen engine seperti compressor, combustion chamber, turbine dan keluar melalui exhaust nozzle-nya.
Dengan memperhatikan teori gaya dorong (thrust theory), maka persamaan gaya dorong yang dihasilkan oleh mesin Turbofan, di dapat yaitu :

Ftotal   =   Ffan + Fcore

(2 - 3)

Dengan memperhatikan persamaan (2 - 3), maka untuk Ffan dan Fcore dapat dikembangkan menjadi persamaan ; (ref-3)

                                        (2 - 4)
                                        (2 - 5)

Sehingga didapatkan pula persamaan untuk gaya dorong turbofan engine :

                (2 - 6)

Jika perhitungan untuk gaya dorong total turbofan engine memperhatikan adanya pengaruh luasan dan tekanan udara sekeliling di daerah saluran buang (exhaust nozzle), maka persamaannya menjadi : (ref-1)

   (2 - 7)

2.2.    Siklus Parametrik Mesin Turbofan Ideal
Dalam pembahasan analisa paramerik (parametric cycle) ataupun perhitungan performa suatu mesin turbin gas umumnya menggunakan prinsip siklus Brayton. Siklus Brayton ini secara prinsip dasar akan ditunjukan dengan diagram grafik pressure terhadap volume (P vs V), seperti pada Gambar (2 – 5) berikut ini ;

Gambar (2 – 5).   Diagram siklus Brayton
Penjelasan urutan proses dari pada siklus Brayton (Gambar (2 – 5)), adalah :
a.   Proses    1 – 2         :   Kompresi (isentropic)
b.   Proses    2 – 3         :   Penambahan panas pada tekanan tetap (isobar)
c.   Proses    3 – 4         :   Ekspansi (isentropic)
d.   Proses    4 – 1         :   Pembuangan panas pada tekanan tetap (isobar)
Sebelum kita mempelajari teknik perhitungan siklus parametrik gas turbine engine khususnya jenis turbofan engine, ada baiknya terlebih dahulu kita memahami pembagian dari pada sistem nomor bagian-bagian mesin (engine stations number system).
Dengan memahami engine stations number tersebut, setidaknya kita dapat mengetahui tahapan-tahapan perhitungan termodinamik dari gas turbine engine yang merupakan bagian dari perhitungan siklus parametrik.
Adapun skema atau diagram pembagian dari suatu gas turbine engine jenis turbofan engine dapat diperhatikan pada Gambar (2 – 6) berikut ini ;

skripsi analisa parametrik turbofan TFE731-20-BR

Selasa, 28 Agustus 2012