ENGINE APU GTCP 85-129

ENGINE APU GTCP 85-129

PENGERTIAN :

            Auxiliary Power Unit adalah bagian dari mesin pesawat terbang yang terletak di bagian ekor pesawat yang di gunakan sebagai pembangkit listrik pesawat terbang, sebagai sumber arus listrik bagi AC dan peralatan elektronik lainnya pada pesawat menaikkan dan menurunkan penumpang atau pada saat pesawat sebelum terbang serta fungsi lainnya adalah sebagai start engine pesawat itu sendiri. Setelah mesin dari pesawat itu menyala dan pesawat itu terbang, fungsi dari APU ini di matikan dan di gantikan oleh mesin pesawat.

Struktur dari mesin APU terdiri dari beberapa modul atau unit yaitu :

Bagian-Bagian dari APU .

Dimensi dari APU GTCP 85-129.

            a.Gearbox assembly

            b.Compressor

            c.Combustion

            d.Turbine

            APU digunakan untuk persediaan daya bantu listrik pada pesawat udara elektrik yang di letakkan atau di tempatkan di pompa angin pesawat yang di gunakan untuk start engine.Pompa angin untuk sistem pengaturan udara yang terpasang pada pesawat terbang boeing 737.

Kinerja Engine APU GTCP 85-129 Pada Umumnya :

            APU di kategorikan sebagai salah satu jenis turbin gas yang digunakan sebagai tenaga pembantu pada pesawat khususnya salah satu nya Boeing 737 300/400/500.Engine APU dengan tipe GTCP 85-129 ini ialah engine buatan Amerika (USA) dimana suatu engine yang memanfaatkan udara luar untk dijadikan percampuran pembakaran yang diubah tekanannya menjadi tekanan tinggi pada ruang bakar (Combustion) dengan bantuan propeller-propeller turbin untuk menghisap udara dari luar ke dalam.

            Engine APU ini memiliki 3 bagian propeller turbin yang digerakan oleh gearbox yang terhubung dengan batang penghubung antara propeller dengan gearbox. Gearbox ini digerakkan oleh electric statersehingga dapat memutar propeller,propeller ini memiliki sudu-sudu. Dari perputaran propeller udara luar bisa dihisap melalui inlet air plenum,sehingga udara masuk kedalam,dari situ udara diteruskan oleh perputaran propeller pertama menuju propeller kedua berbentuk satu muka untuk di kompresikan tekanannya menjadi tekanan tinggi berbentuk satu muka.

            Udara yang masuk dari inlet air plenum juga dimanfaatkan untuk pendingin generator dan oil cooler yang di hisap oleh cooling fan.

            Baterai dapat menggerakan APU untuk pengendalian unit dan penyiaran ulang start, APU control panel pengawasan di darat.

            Operasi umum Engine APU adalah suatu turbin gas yang terdiri dari dua kompresor sentrifugal secara langsung menggabungkan ke suatu single-stage turbin flow radial. Batang turbin menghubungkan bagian pengarah aksesori dan menyediakan tenaga untuk mengemudikan aksesoris Engine dan Generator. Pada saat udara masuk ke APU menyediakan tekanan udara pintu masuk dan pendingin udara pada Engine APU.

            Jaringan penerbangan APU terdiri dari komponen mekanis dan berisi angin,yang berfungsi otomatis,untuk mengatur jumlah maksimum dan tingkat yang dapat di gambar dari APU yang digunakan pada sistem pesawat udara berisi angin. Kipas yang dikemudikan oleh bagian pengarah aksesori mengedarkan udara dingin kepada pembangkit listrik arus bolak-balik,minyak pelumas yang lebih dingin dan aksesoris Engine.

            APU terdiri dari perakitan Engine APU GTCP 85-129 yang dipasang di atas oesawat udara. APU dapat digunakan dibawah atau didalam pesawat. System description Powerplant APU terdiri dari perakitan Engine yang dipasang di atas pesawat udara. Seluruh Engine APU ditutupi oleh  bahan titanium Persediaan udara untuk pintu masuk pada Engine dan pendingin yang lain. Bahan bakar disediakan melalui suatu garis dari tanki bahan bakar yang pertama.

            Persediaan udara dari APU diisi oleh suatu sistem pengisian udara melalui katup kendali. Generator yang di kemudikan oleh persediaan daya listrik APU kepada sistem elektrikal.

            Engine APU terletak di akhir badan pesawat terbang,udara masuk melalui pintu masuk udara pada sisi badan pesawat dan aliran udara dipecah menjadi dua alur,satu untuk Engine dan yang kedua untuk pendingin yang lain. Pembuangan udara dingin kapal melalui suatu lubang pada tempat yang lebih rendah.

Engine Fuel System CFM56-3

Engine Fuel System CFM56-3

         Fungsi fuel system adalah untuk menyediakan engine dengan fuel dalam kondisi yang sesuai untuk proses pembakaran dan untuk mengontrol fuel flow yang digunakan untuk proses starting,accelerating dan stable running.Pada berbagai kondisi operasi engine. Agar dapat terlaksana fungsi ini maka diperlukan komponen-komponen  fuel system yang di gunakan untuk mentransfer atau mengirimkan fuel ke fuel spray nozzle,yang mana berfungsi untuk menginjeksikan fuel ke dalam combustion chamber. Engine Fuel System merupakan salah satu system yang ada pada setiap tipe engine pada pesawat terbang. Fuel system adalah system yang mengatur atau mengalirkan fuel dari fuel tank di Wing pesawat sampai ke Combustion Chamber di engine agar terjadi proses pembakaran yang menghasilkan gaya dorong pada pesawat.

Berdasarkan pengaturan aliran fuelnya maka pada engine CFM56-3  terdiri dari 2 tipe,yaitu :

·        Fuel Delivery System

·        Fuel Distribution System

1.Fuel Delivey System

Fuel Delivery System merupakan sistem yang mengatur aliran fuel sampai ke Fuel Delivery System untuk di teruskan lagi ke Combustion Chamber.Selain itu sistem ini juga berperan dalam pendinginan untuk Lubricant Oil,penggerak MEC secara hydromechanical akibat adanya fuel flow,dan sebagai penyuplai hydrolic power untuk menyuplai VBV dan VSV.

          Pada Fuel Delivery System ini terdapat komponen-komponen yang berfungsi mengoptimalkan kerja Fuel Delivery System sampai ke Fuel Nozzle .Adapun komponen-komponen tersebut yaitu :

1.     Fuel Pump

2.     Fuel Filter

3.     Fuel Wash Filter

4.     Servo Fuel Heater

5.     MEC

2.Fuel Distribution System

Fuel Distribution System merupakan sistem yang melanjutkan fuel flow dari fuel delivery system untuk pembakaran di dalam combustion chamber engine.Adapun bagian-bagian dari fuel distribution sistem antara lain :

            1.Fuel Manifold

          2.Fuel Nozzle

Fuel System pada engine tidak hanya digunakan untuk menyalurkan fuel ke engine hanya untuk proses pembakaran,namun juga sebagai Hydrolically controlling. Hydrolically controlling ini juga berfungsi untuk mengoprasikan VSV (Variable stator vane), VBV (Variable Bleed valve), dan HPT (High Pressure Turbine) Clearance System Actuators.

          Fuel di pompa dari fuel tank oleh booster pump yang terletak pada masing-masing tank (tank 1 dan tank 2 untuk engine).  Fuel dengan tekanan 30 psi kemudian masuk ke low pressure pump. Low pressure pump adalah pump  dengan type sentrifugal yang berfungsi meningkatkan tekanan fuel dari 30 psi menjadi 43 psi. Fuel dari low pressure pump lalu melewati Fuel/Oil Heat Exchanger.Di bagian ini temperature fuel ditingkatkan dengan tujuan agar fuel masuk kedalam MEC ( Main Engine Control) bebas dari kandungan es mengingat pada saat pesawat terbang berjelajah di udara bisa mencapai puluhan derajat dibawah nol.sehingga rentan terhadap timbulnya kandungan es pada fuel yang masuk kedalam sistem fuel tersebut. Dari fuel/oil heat exchanger , kemudian fuel mengalir menuju fuel filter. Di fuel filter, fuel akan disaring untuk mencegah partikel-partikel yang berukuran 65 micron agar tidak  masuk ke MEC(main engine control). Apabila terjadi penyumbatan di fuel filter ini maka fuel akan langsung dialirkan kedalam bypass system. Bypass system ini terdiri dari sebuah reliev valve yang akan  membuka apabila terjadi penambahan tekanan pada fuel akibat  tersumbatnya fuel filter. Fuel yang melewati bypass system ini akan menyebabkan indicator filter bypass menyala. Hal ini bertujuan untuk memperingatkan pilot bahwa pada engine mengalami penyumbatan sehingga harus di ganti jika pesawat telah mendarat.  Dari fuel filter , fuel kemudian masuk ke high pressure pump. High pressure pump ini adalah gear type yang berfungsi meningkatkan tekanan fuel dari 43 psi menjadi 990psi. Fuel bertekanan tinggi dari high pressure pump ini kemudian melewati wash filter .Selain untuk menyaring  fuel, wash filter ini juga berguna untuk membagi aliran fuel menjadi 2 bagian. Satu aliran menuju MEC (main engine control) dan yang satu lagi menuju Fuel Servo Heater yang kemudian menuju Main Engine Control (MEC). Aliran fuel yang kedua ini tidak digunakan untuk pembakaran di Combustion chamber,melainkan sebagai hidrolically controlling Hidrolically Controlling berfungsi mengoperasikan Variable Stator Vane (VSV),Variable Bleed Valve (VBV), dan HighPressureTurbine (HPT) Clearance System Actuator.

Fuel dari aliran pertama ini langsung menuju MEC (Main Engine Control) dimana fuel dari aliran ini akan digunakan untuk pembakaran di Combustion Chamber.Apabila jumlah fuel yang masuk ke MEC (Main Engine Control) lebih dari jumlah fuel yang dibutuhkan untuk proses pembakaran maka MEC (Main Engine Control) akan mengalirkan sebagian fuel melalui bypass valve. Aliran fuel yang melewati bypass valve ini akan kembali ke Low Pressure Pump  untuk dipompa kembali menuju MEC (Main Engine Control) Fuel yang masuk ke MEC (Main Engine Control) akan melewati FMV (Fuel Metering Valve).FMV (Fuel Metering Valve). Ini berfungsi mengatur besarnya fuel yang masuk ke Combustion Chamber. FMV (Fuel Metering Valve). Dikontrol oleh thrust control lever yang ada di cockpit untuk mengatur besarnya thrust yang diperlukan. Dari fuel meter unit ,fuel kemudian melewati pressurizing valve sebelum akhirnya menuju fuel nozzle. Fuel Nozzle dipasang di combustion chamber pada 20 lokasi. Masing-masing fuel nozzle dihubungkan ke fuel manifold dan drain manifold .Fuel Nozzle diberikan nomor identitas searah jarum jam, mulai dari posisi jam 12 dst.

Fuel Manifold terdiri dari 2 bagian masing-masing terdiri dari 10 Fuel Nozzle.Fuel Nozzle terdiri dari primary passage dan secondary passage. Primary passage digunakan  saat light off dan secondary passage berfungsi mengalirkan fuel pada saat tekanan bertambah melalui flow devider . Fuel kemudian masuk ke combustion chamber untuk proses pembakaran yang nantinya akan menghasilkan thrust untuk gaya dorong pesawat.

Sistem Operasi Engine CFM56-3

Operating System Engine CFM56-3

  

Profil engine CFM56-3

          Spesifikasi engine :

1.General

• ·        Engine CFM56-3 merupakan engine High By-pass Ratio , dual rotor , dengan axial flow turbofan engine.
• ·        N1 rotor terdiri dari fan , 3 stage booster section yang di hubungan dengan 4 stage low pressure turbin melalui shaft.
• ·        N2 rotor terderi dari High pressure compressor  dan  High pressure turbine.
• ·        Integrated fan dan booster diputar oleh stage low pressure turbine (LPT).Single stage  High pressure turbine di putar oleh stage High pressure compressor (HPC).
• ·        Udara yang masuk kedalam engine terbagi menjadi primary airstream dan secondary airstream.Setelah primary airstream di kompress oleh  low pressure compressor dan low pressure turbine maka di lanjutkan dengan pembakaran fuel dalam combustion chamber annular yang menyebabkan peningkatan tekanan dan kecepatan di High Pressure Compressor yang di gunakan untuk menggerakan High pressure turbine dan Low pressure turbine.Secondary airflow melewati bagian luar fan blade,kemudian  melewati OGV (Outlet Guide Vanes) dan keluar melalui saluran pembuangan nacelle,memproduksi sekitar 80% dari total gaya dorong (Thrust).

2.Karakteristik Engine : 

·        Thrust yang dihasilkan  yaitu 22.100 lb.

·        Tipe engine Axial Flow, Gas Turbine Turbofan.

·        Jumlah dan tipe Combustion chamber yaitu yang berjenis annular.

·        Tipe compressor yang terdiri dari 2 spool dengan 13 stage compressor yang terdiri dari 4 stage low pressure compressor dan 9 high pressure compressor.

·        Berat engine 4290 lb untuk berat bersihnya dan 5390 lb dengan QEC.

·        Panjang engine 114,5 in dengan frame arrestor dan atau 192,6 in dengan engine cowl.

·        Diameter engine 87,6 in tanpa inlet cowl atau 88,4 in dengan inlet cowl.

          

Bagian-Bagian umum dari Engine CFM56-3.

Prinsip Kerja Engine Turbofan : 

Pada turbofan engine terdapat 5 komponen yaitu Fan, Compressor , Combustion Chamber, Turbine dan Exhaust Nozzle. Setiap komponen memiliki peranan masing masing terhadap sistem kerja engine tersebut.

          Proses pembakaran itu sendiri dimulai dengan bagian dari depan engine itu sendiri atau di sebut fan. Fan tersebut menghisap sejumlah udara yang besar. Setelah melewati fan tersebut, udara  kemudian di bagi menjadi 2 aliran yaitu sebesar 85% (dikenal dengan secondary air) dan sekitar 15% (dikenal dengan primary air). Secondary air ini mengalir melewati sekeliling engine.

          Selanjutnya,Primary air kemudian masuk ke compressor. Disini udara tersebut dimampatkan sehingga terjadi kenaikkan temperatur udara tersebut. Setelah melewati Compressor,udara tersebut mengalir  masuk ke Combustion Chamber. Di bagian ini,udara mengalami kenaikan temperature dan tekanan lebih besar dari sebelumnya(sekitar 30 kali lipat lebih besar dari sebelumnya dan suhu pun ikut meningkat sekitar 1100˚F). Disini fuel ditambahkan dan terjadi proses pembakaran didalam Combustion Chamber.Adapun temperaturnya naik sekitar 2200˚F dan tekanan yang lebih besar dari sebelumnya.

          Udara tersebut kemudian masuk ke area turbine.Di area turbine udara tersebut mengalir dan memutarkan turbine,putaran turbine ini kemudian di hubungkan ke sebuah shaft. Shaft ini di hubungkan terhadap Fan dan Compressor. Akibat putaran shaft ini juga memutar fan dan compressor.

          Setelah melewati turbine,udara menuju Exhaust Nozzle yang terletak di belakang engine dan di keluarkan. Engine turbofan  di sebut juga High By-pass Ratio sebab thrust di hasilkan dari perpaduan udara dingin (sekitar 85% dari volume total yang masuk kedalam dari total udara yang masuk ke engine) yang melewati sekeliling engine dan udara panas yang masuk ke Combustion Chamber (15% udara total yang masuk ke dalam engine).