8/18/2019 Uts Propulsi Pesbang

1/5

34

Guna keperluan perhitungan diperlukan parameter-parameter

sebagai berikut :

γ = 1,4

c p = 0,240 Btu/lbm. 0R

hPR = 18400 Btu/lbm

g c = 32.174 ft . lbm/(lbf.sec 2)

Turbine inlet temperature (T t4) = 2500 ⁰ R

Compresor pressure ratio ( c ) = 31,9 : 1

Fan pressure ratio ( f ) = 1,7 : 1

Bypass ratio (α) = 5,31 : 1

Temperature ambient - T o = 397,628 0R

1) Nilai konstanta gas ideal (R) :

pc R 1

359,5316,77824,04,1

14,1 R lbf.ft/lbm. 0R

2) Langkah selanjutnya, sonic speed yang terjadi di ketinggian 32.000 ft,

dimana temperatur udara sekitar T o sebesar 401,728 0R, diperoleh :

0 0. . .

ca R g T

628,397174,32359,534,1

5229549,955691

sec/595,977 ft

3) Perbandingan antara temperatur total dengan temperatur statik dari

udara bebas, didapat :

202 11 M r

8/18/2019 Uts Propulsi Pesbang

2/5

35

155,1155,0188,02

14,11 2

r

4) Selanjutnya kita dapat menentukan perbandingan antara temperatureinlet turbine (TIT) dengan ambient air temperature - T o :

0

4

T T t

287,6628,397

2500

5) Dengan diketahuinya compressor ratio sebesar 31,9, maka dengan

persamaan yang ada di dapat harga compressor temperature ratio :

/)1()( cc

683,2)9,31()9,31( 285,04,1/)14,1(

6) Seperti halnya compressor temperature ratio , dengan diketahuinya fan pressure ratio sebesar 1,2 maka di dapat fan temperature ratio :

/)1()( f f

163,1)7,1()7,1( 285,04,1/)14,1(

7) Perbandingan antara kecepatan aliran massa udara ( air mass flow )

dengan kecepatan suara pada bagian core engine :

cr

f cr aV

111

2

0

9

683,2155,1

287,61163,131,51683,2155,1287,6

14,12

314,15029,2944,2287,65 = 563,257,6

8/18/2019 Uts Propulsi Pesbang

3/5

36

8) Perbandingan kecepatan aliran massa udara pada fan dengan

kecepatan suara :

11

2

0

19 f r a

V

309,1715,1

)343,0(51163,1155,114,1

2

9) Specific Thrust didapat :

0

0

190

0

90

0 11

M aV

M aV

g a

m F

c

88,0309,131,588,0563,231,51

1174,32595,977

278,2683,1158,0385,30 = sec//016,19961,3158,0385,30 lbmlbf

10) Fuel to Air Ratio (FAR) :

cr PR

p

h

T c f

0

017,0188,300519,0

188,318400

431,95099,3287,618400

431,95

683,2155,1287,618400

628,39724,0

11) Thrust Specific Fuel Consumption (TSFC) :

0/1 m F f

S

8/18/2019 Uts Propulsi Pesbang

4/5

37

991,119017,0

016,1931,6017,0

016,1931,51017,0

= 410417,1 lbm/sec/lbf = lbf hr lbm //510,0

12) Thrust Ratio :

0019

009

//

M aV M aV

FR

= 923,3429,0683,1

88,0309,188,0563,2

13) Thermal efficiency (ηT ) di dapat :

%100...2

)1()/()/)(1( 202

0192

0920

PRcT h f g

M aV aV f a

%100

16,77818400017,0174,32288,0)31,51()309,1(31,5)563,2)(017,01(595,977 2222

T

%1008119,846.662.15774,0)31,6()713,1(31,5)569,6)(017,1(984025,691.955

%100

8119,846.662.15884,4096,9681,6984025,691.955

%100

8119,846.662.15893,10984025,691.955

%1008119,846.662.1578198,352.410.10

= %47,66

14) Propulsive Efficiency (ηP ):

%100

)1()/()/)(1()1()/(/)1(2

20

2019

209

0019090

M aV aV f M aV aV f M

P

%100

88,0)31,51()309,1(31,5)563,2)(017,01(88,0)31,51()309,1(31,5563,2)017,01(88,02222

P

%100

774,0)31,6()713,1(31,5)569,6)(017,1(

88,0)31,6(951,6563,2)017,1(76,1

8/18/2019 Uts Propulsi Pesbang

5/5

38

%100

884,4096,9681,6553,5951,6607,276,1

%71,64%100

893,10

005,476,1

15) Overall efficiency (η0) :

%100).(0 P T

%100)6471,06647,0(0

%01,43