ENGINE CONTROL SYSTEM

FADEC (Full authority digital engine (or electronics) control)  

Adalah adalah sebuah sistem yang terdiri dari komputer digital, disebut pengontrol mesin elektronik / electronic engine controller (EEC) atau unit kontrol mesin / engine control unit (ECU), dan instrumen terkait yang mengontrol semua aspek kinerja mesin pesawat. FADEC telah diproduksi untuk mesin piston dan mesin jet. 

FADEC (Full Authority Digital Engine Control) adalah juga sebuah system yang mengontrol secara menyeluruh operasional engine dalam merespon perintah (command inputs) dari pesawat (cockpit). Dan juga memberikan informasi ke pesawat (flight deck indication) termasuk informasi kondisi engine.

Fungsi lain:

•        Dapat mengontrol bahan bakar , N1 dan N2.

•        Mengontrol parameter engine selama proses ‘Starting Engine ‘dan mencegah engine dari Hi EGT yang melebihi batas (Limits) Maximum yang diperbolehkan.

•        Mengatur Thrust berdasarkan 2 mode: manual dan autothrust.

•        Mengoptimalkan operasional engine dengan mengontrol aliran udara compressor dan turbine clearances.

•        Mengontrol 2 ‘thrust lever interlock selenoids’.  

FADEC system terdiri dari:

•        Electronic Engine Control (EEC), yang berisi dua komputer yang identik,   yaitu   channel A   dan channel  B.

•        EEC  berfungsi untuk mengontrol ,menghitung dan monitoring kondisi engine secara elektronik .

•        Hydro-Mechanical Unit (HMU), yang mengubah sinyal listrik dari EEC menjadi  tekanan hidrolik untuk   menggerakan valves dan actuators engine.

•        Komponent  pendukung lainnya seperti valves, actuators dan sensors yang digunakan untuk control dan monitoring.  

Dual-channel

             Sistem FADEC adalah suatu alat tes terpadu (Bite). Ini dapat melakukan tes sendiri dan  mendeteksi  kesalahan/kelainan internal dan juga eksternal. Hal ini dibangun atau di design dengan dua saluran/channel . Semua control inputs adalah ganda/dual . Valves dan actuators  dilengkapi dengan dua sensor untuk menyediakan EEC dengan feedback signals. Beberapa  indikasi parameter di-share dan semua parameter  monitoring adalah tunggal/single.  

CCDL

Untuk meningkatkan kehandalan sistem, semua entri dari satu channel  dibuat available untuk yang lain, melalui CCDL(Cross Channel Data Link). Hal ini memungkinkan dua channel untuk tetap beroperasi bahkan jika salah satu dari kedua channel tersebut fail. 

Aktif / Stanby kedua saluran/channel, A dan B adalah identik dan permanen operasional, tetapi mereka beroperasi secara independen satu sama lain. Kedua channel selalu menerima inputs dan memprosesnya, tetapi hanya satu channel yang mengontrol  yang disebut active channel, mengirimkan output commands. Dan yang lain disebut Stanby-channel.

Channel selection and fault strategy 

Aktif dan standby channel  dilakukan pada EEC power-Up dan selama operasi. Sistem BITE mendeteksi dan mengisolasi kegagalan, atau kombinasi dari kegagalan, untuk menentukan ‘health status’ dari channel dan mengirimkan maintenance data ke pesawat. Aktive dan stanby channel berdasarkan perhitungan dari  kedua  health status-nya. Channel yg terbaik/healthiest dipilih sebagai Channel aktif. Ketika dua saluran/channel memiliki status yang sama (equal health status), aktif  atau stand by dipilih pada setiap engine start, jika N2 lebih besar dari 10.990 rpm sa'at running sebelumnya.  

Failsafecontrol 

Jika active channel Fail dan  tidak dapat memberikan fungsi  kontrol  engine, fungsi  ini akan pindah ke posisi yang melindungi engine dan dikenal sebagai failsafe position.  Untuk  mengontrol berbagai  engine system , EEC menggunakan proses yang disebut ‘closed loop control.   

Command

EEC kemudian membandingkan Command dengan posisi aktual dari komponen (umpan balik) dan menghitung perbedaan posisi: 

 

Demand

EEC, melalui Electro-Hydraulic Servo Valve (EHSV) dari HMU, mengirimkan sinyal ke komponen (katup, aktuator) yang menyebabkan bergerak. Dengan gerakan system valve atau actuator, EEC memberikan umpan balik dari posisi komponen. Proses ini diulang sampai tidak ada lagi perbedaan posisi. 

Kecuali untuk monitoring sensor ( single ), semua sensor adalah ganda/dual atau share. Untuk membuat semua perhitungan, masing-masing  channel menerima: 

- Local Value 

cross channel value, through the Cross Channel Data Link (CCDL) Kedua value  ‘Pass’ melalui validation test program di setiap EEC channel. Maka value yang tepat untuk digunakan adalah dipilih berdasarkan validitas dari parameter. Meliputi;

- average of both values 
- local value 
- cross channel value

Dalam kasus kegagalan beberapa sensor, model value, dihitung dari parameter lain yang tersedia/selected. Ini adalah kasus untuk parameter seperti: T25 N1, N2, PS3, T3, FMV, VBV, VSV dan umpan balik posisi. Untuk parameter lainnya, jika EEC tidak dapat memilih nilai yang valid, failsafe value yang dipilih. Sebuah parameter yang hilang tidak memberikan perubahan channel sepanjang CCDL beroperasi.   

DOWNLOAD

APU (Auxilary Power Unit) System

1. Pengertian APU

    Auxilary Power Unit adalah bagian dari mesin pesawat terbang yang letaknya dibagian ekor pesawat terbang, adapun fungsi dari APU adalah:

·         Sebagai pembangkit listrik yang menghasilkan daya listrik kurang lebih 90 kVA, batas ketinggiannya mencapai 31,000 ft.

·         Dengan menghasilkan listrik tersebut, sehingga berfungsi sebagai sumber arus listrik bagi AC dan peralatan elektronik lainnya pada saat pesawat take off dan landing  atau pada saat pesawat sebelum terbang.

·         Sebagai start Engine

Setelah mesin pesawat menyala dan pesawat itu terbang, sehingga fungsi APU digantikan dengan mesin pesawat, kemudian mesin APU di matikan. Struktur dari mesin APU terdiri dari beberapa modul atau unit yaitu:

a)      Gearbox Assembly

b)      Compressor

c)      Turbin (Hot Section)

                                                            Gambar 1 APU ( Auxilary Power Unit)

APU digunakan untuk persediaan daya bantu listrik pada pesawat udara elektrik yang diletakkan atau ditempatkan di pompa angin pesawat yang digunakan untuk memulai Engine, pompa angin untuk sistem pengaturan udara yang terpasang pada pesawat terbang Boeing 737

2. Kinerja Engine APU pada umumnya

    APU dikategorikan sebagai salah satu jenis turbin gas yang digunakan sebagai tenaga pembantu pada pesawat khusus yang dibahas disini pada pesawat boeing 737-300/400/500.

Engine APU ini type GTCP 85-129 ialah engine buatan Amerika ( USA ) dimana suatu engine yang memanfaatkan udara luar untuk dijadikan percampuran pembakaran
yang diubah tekanannya menjadi tekanan tinggi pada ruang bakar ( Combution ) dengan
bantuan propeler-propeler turbin untuk menghisap udara dari luar kedalam.  

Engine APU ini mempunyai tiga bagian propeler turbin yang digerakan oleh gear box yang terhubung dengan batang penghubung antara propeler dengan gear box. Gear box ini digerakkan oleh electric stater sehingga dapat memutar propeler, propeler ini
memiliki sudut-sudut. Dari perputaran propeler udara luar bisa dihisap melalui Inlet air plenum, sehingga udara masuk kedalam, dari situ udara diteruskan oleh putaral propeler pertama menuju propeler yang kedua berbentuk satu muka untuk dikompresikan tekanannya menjadi tekanan tinggi yang berbentuk satu muka. Udara yang masuk dari Inlet air plenum juga di manfaatkan untuk pendingan generator dan oil cooler yang dihisap oleh cooling fan. Baterei dapat APU untuk pengendalian unit dan penyiaran ulang start, APU control panel pengawasan dari darat. Operasi umum Engine APU adalah suatu turbin gas yang terdiri dari dua kompresor secara langsung menggabungkan ke suatu single-stage turbin inflow radial. Batang turbin menghubungkan bagian pengarah aksesori dan menyediakan tenaga untuk mengemudlkan assesoris Engine dan generator.     Pada saat udara masuk APU menyediakan tekanan udara pintu masuk dan pendingin udara pada Engine APU Jaringan penerbangan APU terdiri dari mekanis dan berisi angin, yang berfungsi otomatis, untuk mengatur jumlah maksimum dan tingkat udara yang dapat digambar dari APU yang digunakan pada sistem pesawat udara berisi angin.

Kipas yang dikemudikan oleh bagian pengarah aksesori mengedarkan udara dingin kepada pembangkit elektrik arus bolak-ballk, minyak pelumas yang lebih dingin dan
assesoris Engine. APU dari perakitan Engine APU GTCP 85 yang dipasang di atas pesawat
udara. APU dapat digunakan di bawah atau di dalam pesawat, system description Powerplant APU terdiri dari perakitan Engine yang dipasang di atas pesawat udara. Seluruh Engine APU ditutupi oleh bahan titanium. Persedian udara untuk pintu masuk pada Engine dan pendingin yang lain. Bahan bakar disediakan melalui suatu garis dari tangki bahan bakar yalg pertama. Persediaan udara dari APU diisi oleh suatu pengisian udara melalui katup kendali. Generator yang dikemudikan oleh persediaan daya listrik APU kepada sistem elektrik. Engine APU terletak diakhir badan pesawat terbang, dara 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. Gerakkan tanaga untuk operasi APU adalah "28 volt dc". Pembukaan dan penutupan pintu adalah dikendalikan oleh APU menyalakan panel P5 dan sirkuit di dalam modul M280. Ketika Engine APU adalah bertenaga itu kepada posisi yang terbuka, pintu membelokkan penutup keatas. Generator adatah untuk peningkatan udara mengalir ke dalam pintu masuk ketika pintu penuh, tombol pintu Penggiatan tombol menjadi bagian dari APU siklus start.

    Dengan penempatan APU, tombol pada posisi 28 volt dc tenaga menyediakan bahan bakar pada klep. Ketika bahan bakar klep membuka penuh, tenaga disediakan kepada penggiat pintu. Tombol batas memindahkan tenaga dari motor penggiat ketika pintu membuka penuh. Penutupan pintu terpenuhi dengan penempatan APU tombol itu
kepada posisi mulai atau ketika menyiarkan ulang unit kendali diberi tenaga baik
pendeteksian api maupun operasi Engine APU. Engine APU dengan sepenuhnya suatu lapisan titanium untuk suatu tahan api dan bunyi. Lapisan Titanium terdiri dari yang bagian atas dan menurunkan bagian suatu tahan api. Bagian yang atas terikat dengan struktur pesawat udara oleh empat panampang tekanan. Udara pintu masuk Engine yang membuka, pinggiran roda udara, gatris bahan bakar, alat pemanas bahan bakar dan saluran udan di dalam lapisan yang bagian atas. APU diinstall lapisan yang bagian atas dan didukung oleh bagian yang lebih rendah berisi pendingin pembuangan-udara, indikator waktu yang berlalu mengakses panel, mengalirkan garis dan dua saluran. Saluran adalah untuk mengalirkan bahan bakar dari ruang pembakaran dan bahan bakar atau meminyaki dan lapisan yang lebih rendah itu. APU menyediakan alat untuk mengalirkan bahan bakar yang tidak dibakar dari Engine dan untuk mengalirkan bahan bakar atau meminyaki dari lapisan bahan titanium tersebut.

    Diakhiri lapisan suatu saluran dengan pipa hidran mengambil bahan bakar tidak dibakar melalui/sampai saluran buang turbin. Dua bentuk saluran bahan bakar adalah manifolded ke dalam suatu memasang Engine itu.

Banyak informasi ini adalah umum ke seberang semua rangkaian adalah suatu sumber aliran udara dan arus bolak balik yang elektris untuk pesawat terbang Boeing 737 GTCP 85 ini memberi kebebasan selama prubahan haluan, kembali naik elektrik dalam hal kegagalan mesin/motor dan menyediakan proses pengaturan suhu & tekanan. Adalah sumber daya listrik adalah baterai, banyak rangkaian pesawat terbang mempunyai suatu ekstra, APU baterai yang dipersembahkan untuk memelihara pemakaian utama. Bahwa daya listrik 90 kVA batas ketinggiannya 31,000ft.

                                                                             Gambar 2 Sistem Kerja APU

3.  Bagian-Bagian Utama Engine APU GTCP 85-129 

    Bagian utama dari engine ini ialah sebagai berikut.

            a.      Diffuser 

      sebagai penampung udara yang masuk ke engine, dimana oleh kompresor ditekan untuk melakukan proses pembakaran. Fungsi utama dari diffuser ini ialah agar aliran udara dapat rata dan halus sehingga dapat mencegah terjadinya stall dan mengurangi ram air pressure loss. Oleh karena itu diffuser perlu dan dipelihara dari kerusakan dan perubahan bentuk akibat pembentukan es saat pesawat pada kondisi cruise.

b.      Compressor

Berfungsi merubah energi kinetik (kecepatan) menjadi energi mekanik (tekanan) udara yang masuk ke ruang bakar. Dengan naiknya tekanan udara maka volume udara akan mengecil sehingga proses pembakaran antara fuel dan udara terjadi pada volume yang kecil. Kompresor diputar oleh turbin melalui poros yang berhubungan. Sistem propulsi kompresor yang digunakan adalah jenis aksial dengan pertimbangan area yang digunakan sehingga tahanannya rendah.

c.       Combution (Ruang Bakar)

Berfungsi membakar campuran udara dan bahan bakar dan mengalirkan gas hasil pembakaran tersebut ke turbin dengan suhu yang merata. Temperatur gas pembakaran diabatasi oleh kekuatan struktur material di turbin dan ruang bakar. Kerugian tekanan harus dijaga seminimal mungkin dan efesiensi pembakaran harus dijaga sebesar mungkin untuk menghindari flame out dan menjaga agar pembakaran tetap berjalan dengan baik. Sekitar 20%- 30% udara digunakan untuk pembakaran dan 70%- 80% untuk pendinginan

Tipe ruang bakar engine APU tipe GTCP 85-129 adalah type annular

d.      Turbin

Berfungsi menggerakkan kompresor dan alat bantu lainnya. Merubah energi panas yang diberikan ruang bakar menjadi energi gerak berupa putaran. 75% energi yang tersedia adalah untuk memutar kompresor. Turbin juga terdiri dari multistage jenis turbin aksial. Perbedaan dengan kompressor ialah proses pada turbin ialah penurunan tekanan dan ekspansi dimana gas pembakaran dari ruang bakar mempunyai temperature yang tinggi dan material pada turbin punya titik leleh tertentu maka diperlukan pendinginan untuk menghindari kerusakan. Nozzle berfungsi sebagai keluaran gas ke atmosfer dengan kecepatan tinggi.

Karena APU memproduksi daya yang tergolong tinggi untuk kebutuhan yang ringan, biasanya tipe engine ini menggunakan Free Turbine, Turbo Shaft Engine. Turbo shaft engine berbentuk kecil dan memiliki berat yang ringan namun menghasilkan power sekitar 600 HP. Susunan Free turbine ini membuat mesin sangat fleksibel seperti kompresor tidak dipengaruhi oleh perubahan load di free turbine yang mendorong aksesoris melalui gearbox. Free turbine biasanya dirancang untuk berjalan pada kecepatan konstan, sehingga memastikan bahwa generator yang dijalankan oleh APU dapat mempertahankan kecepatannya dengan frekuensi konstan tanpa perlu constan speed drive tambahan.

      4.   Gearbox

       Gearbox adalah sebagian tempat mentransmisikan daya yang yang dihasilkan dari turbin dari motor, dan daya disalurkm kembali kebagian komponen lainnya.

Dimana daya yang salurkan untuk menggerakkan .

1. Genarator

2. Oil pump

3. Kipas (cooling fan)

Dan di gearbox tersebut terdapat starter yang berfungsi untuk menjalankan mesin APU tersebut.

 5.      Kompresor APU GTCP 85
       Kompresor Engine APU dinamakan dengan kompresor sentrifugal yang dipergunakan sebagai pendingin dan mempunyai kapasitas yang lebih besar, kecnatan hisapnya jauh lebih tinggi dan ruangan yang sempit dan bekerja dengan putaran yang tinggi
yang berhubungan dengan diffuser dan dapat menghasilkan gas yang bebas dari bahan bakar (fuel) adalah kompresor yang gaya sentrifugal untuk mengkompresi fluida kerja dengan perantaraan impeller yang berputar. Tujuan dari pengkompresian adalah agar fluida kerja mempunyai tekanan dan temperatur yang tinggi, sehingga proses pembakaran dalam ruang bakar dapat berlangsung,

Pada pesawat terbang, kompresor sentrifugal terdiri dari rotor dan stator yang sering disebut diffuser. Putaran dan rotor menyebabkan sejumlah besar volume udara sekeliling disaap masuk dengan kecepatan tinggi. Gaya sentrifugal yang terjadi akan memberikan percepatan udara sehingga keluar dari sumbu rotasi kepinggiran lingkaran rotor, udara akan dipancarkan dengan kecepatan tinggi. Didalam diffuser divergen terjadi kenaikan tekanan udara dan terjadi perubahan energi dari energi kinetik menjadi energi tekanan. Jadi dalam hal ini diffuser berfungsi sebagai penurun kecepatan udara. 

 6.   Aliran Udara pada APU

       Udara tersebut masuk ke kompresor sebelum masuk ke kompresor tekanan tinggi udara tersebut menjadi dua saluran, dimana saluran pertama untuk start engine pesawat terbang dan saluran lainnya masuk ke kompresor tekanan tinggi, kemudian dikompresikan lalu masuk ke ruang bakar atau combuster, didalam ruang bakar udara dengan bahan bakar tersebut dibakar, sehingga berubah gas udara yang bertekanan tinggi kemudian masuk ke turbin, dan gas tersebut menggerakan turbin. 

 7.   Ruang Bakar (Combuster)

       Fungsi utama ruang bakar pada system turbin gas adalah energy panas dengan jalan membakar udara yang batekanan keluar dari kompresor dengan bahan bakar yang digunakan didalam ruang bakar tersebut, sehingga gas panas yang dihasilkan dapat diekspansikan untuk menghasilkan kerja Pembakaran didalam ruang bakar ini berlangsung secara terus-menerus dan dengan temperatur tinggi yang merata dan terus-menerus. Hal ini sangat berlawanan dengan mesin torak dimana proses pembakaran ini terjadi secara tidak terus-menerus, sehingga temperatur tertinggi dicapai hanya untuk beberapa saat dalam siklusnya. Karena pembakaran yang terjadi secara terus-menerus maka temperatur gas hasil pembakaran harus di batasi sesuai dengan material yang digunakan, terutama material sudut turbin. Oleh karena harus dihasilkan energi panas yang tinggi maka desain serta pembuatan ruang bakar suatu sistem turbin gas adalah sangat sukar karena sangat kompleks.

       Untuk memperoleh efisiensi pembakaran yang sebaik-bailnya, harus ada batasan- batasan antara tajaminnya proses panbakaran yang sempurna dan kaugian tekanan yang diijinkan. Kontruksi ruang bakar, dimana pembakaran itu akan terjadi biasanya dibuat berdasarkan Dengan tingginya laju air konsumsi bahan bakar dalam intalasi turbin gas, maka direncanakan suatu ruang bakar dimana semua yang dihasilkan dapat manenuhi daya yang diperlukan oleh instalasi tersebut.

Dibawah ini secara singkat dapat disebutkan beberapa syarat diruang bakar yaitu:

a.      Efisien pembakaran yang tinggi.

b.      Kerugian tekanan yang sekecil mungkin.

c.       pembakaran yang terjadi secara terus-menerus, lancar dan mantap selama mesin dalam pengoperasian.

d.      Temperatur gas yang keluar secara merata.

e.      Temperatur ruang bakar pada dinding rendah, dengan begitu berarti umur ruang bakar lebih lama.

f.        Mudah di start.

g.      Dimensi dan berat yang minimum dan ringkas.

h.      Bebas dari endapan karbon dan abu.

              i.        Mudah pemasangannya dan mudah diperbaiki.  

Disamping itu masih ada persyaratan lain, sepelti derajat turbilensi yang tinggi
untuk memperoleh efisiensi yang tinggi pula. Tetapi hal ini justru akan memperbesar
kerugian tekanan. Sangat mudah untuk mendapatkan efisiensi yang tinggi pada pembakaran yang baik dan distribusi temperature yang merata selama tidak ada pemborosan dari ruang bakar itu sendiri.

8.    Prinsip kerja Turbin Nozzle

       Ada beberapa komponen Turbine nozzle di Engine APU yang part numbernya
3846484-3/-4/-7/-8, yang berfungsi sebagai menggalirkan udara panas hasil dari pembakaran dari daerah yang lebih besar ke area yang lebih kecil yang menyebabkan terjadinya palingkatan kecepatan udara. Udara yang masuk ke turbin nozzle yang akan diarahkan ke roda turbin untuk menambah kecepatan yang kemudian diarahkan keporos, dimana harus diputar lagi dan mendorong kesudu exducer dengan begitu hasilnya menambah energi. Setelah itu dapat dilepas melalui pembuangan saluran pipa. 

DOWNLOAD

:

ENGINE FUEL SYSTEM CFM56-3

Fuel System pada engine tidak hanya digunakan untuk menyalurkan fuel ke engine hanya utnuk proses pembakaran, namun juga sebagai Hydrolically Controlling. Hidrolically Controlling ini juga berfungsi untuk mengoperasikan VSV (variable Stator Vane), VBV (Variable Bleed Valve), dan HPT (High Pressure Turbine) Clearance System  Actuators.Namun  pada  pembahasan ini hanya difokuskan pada Aliran fuel system saja. Fuel dipompa 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 centrifugal type 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, temperatur fuel ditingkatkan dengan tujuan  agar  fuel  yang  masuk  kedalam  MEC  (Main Engine Control) bebas dari kandungan es mengingat suhu udara pada saat terbang jelajah bisa mencapai  puluhan derajad  dibawah  nol, sehingga  rentang  terhadap  timbulnya kandungan es pada fuel yang masuk kedalam system fuel tersebut tersebut.

Dari fuel/oil heat exchanger, kemudian  fuel  mengalir menuju fuel filter. Di fuelfilter, 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. Bypas 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 indikator filter bypass menyala. Hal ini bertujuan untuk memperingatkan pilot bahwa pada engine mengalami penyumbatan sehingga harus diganti jika pesawat telah mendarat.

Gambar 2. Fuel Filter

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 990 psi. Fuel bertekanan tinggi dari high pressure pump ini kemudian melewati wash filter. Selain untuk menyaring fuel, washg 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 dombustion chamber, melainkan  sebagai  hidrolically controlling.  Hidrolically Controlling berfungsi mengoperasikan Variable Stator Vane (VSV), Variable Bleed Valve (VBV), dan High Pressure Turbine (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). 

Gambar 3. 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.

Gambar 5. Skematik Diagram  Fuel dan Control System

Gambar 6. Skematik aliran Fuel dan Oil

Gambar 7. Ilustrasi fuel/oil heat exchager

credit : http://dokumen.tips/documents/engine-fuel-system-cfm56-3.html

DOWNLOAD

Rolls-Royce Trent 1000 Engine Operation

Mesin Rolls-Royce Trent 1000 adalah mesin Turbofan dan secara umum mesin Turbofan dapat kita lihat. Prinsip kerja turbofan adalah airflow (udara) masuk kedalam blade (low pressure compresor) atau kita sebut LPC dan dikompres kembali oleh blade yang lebih kecil ukurannya (high pressure compresor) atau kita sebut HPC,masuk ke ruang pembakaran (combustion chamber) dan diberi ignition sampai suhu atau temperatur tinggi baru lah disemprot oleh fuel. Karena terjadi pembakaran maka berubahlah energi kimia menjadi energi dorong. Energi dorong yang dihasilkan ini mendorong high pressure turbin (HPT) yang terhubung langsung dengan HPC sehingga HPC dapat berputar kembali. Energi dorong tersebut juga mendorong low pressure turbin (LPT) yang terhubung langsung dengan LPC. Dan sisa nya merupakan tenaga dorong pesawat. 

Berbeda dengan motor bakar yang mempunyai 4step (langkah) atau 2step (langkah) pembakaran. Turbofan melakukan beberapa step TAPI dalam 1 WAKTU. Dan perbedaan dengan motor bakar adalah jika dalam motor bakar ruang pembakaran (combustion chamber) sudah di isi oleh campuran (mix) air dan fuel BARU diberi ignition (pengapian) sehingga terjadi pembakaran. Kalau di Turbofan ini,combustion chamber hanya di isi udara bertekanan tinggi saja. Karena tekanan tinggi maka temperatur tinggi dan diberi ignition,BARU di semprotkan fuel sehingga terjadi pembakaran. 

Untuk gaya dorong (thrust) pesawat yang dihasilkan oleh pembakaran,sebenarnya hanya 15%-25% saja. Gaya dorong pesawat yang terbesar justru pada KIPAS (blade) atau LPC sebesar 75-85% yang digerak oleh LPT (seperti dijelaskan diatas). Karena itu Fan/blade/LPT dibungkus oleh casting,sehingga aliran udara (airflow) lebih terpusat mengalir kebelakang. Itulah alasan mengapa Turbofan lebih hemat bahan bakar dibanding dengan jenis lainnya.

credit: https://veeone120184.wordpress.com/tag/prinsip-kerja-turbofan/

DOWNLOAD