Penyelidikan tentang kesan menggunakan muncung variasi luas ke atas prestasi enjin 2 kili bypass tinggi turbofan telah dijalankan. Enjin turbofan telah dipilih kerana ianya digunakan secara meluas di dalam penerbangan sivil dan menghasilkan daya tujahan yang tinggi dan penggunaan minyak yang cekap. Fungsi muncung ialah untuk meningkatkan kelajuan ekzos, meluruskan aliran gas daripada turbin dan sebagai kawalan tekanan belakang. Kekurangan kajian dalam bidang ini menyebabkan penyelidikan ini dijalankan. Prosesnya dimulakan dengan memperoleh data-data enjin daripada penerbitan sedia ada. Data yang diperoleh kemudiannya dimasukkan ke dalam GSP 11. Daya tujahan dan SFC yang diperoleh daripada GSP 11 kemudian disahkan dengan membandingkan dengan data sebenar daripada penerbitan. Daya tujahan yang diperoleh daripada GSP 11 menunjukkan sisihan sebanyak 0.24% manakala SFC merekodkan 20.8% sisihan. Pengubahan reka bentuk dimulakan dengan mengubah kawasan muncung. Nisbah kawasan muncung, yang telah digunakan ialah daripada 1 kepada 2.2. Ianya dapat diperhatikan bahawa daripada nisbah kawasan 1 kepada 1.206 terdapat peningkatan pada daya tujahan dan SFC menurun. Daya tujahan di kawasan ini masih bukan optimum disebabkan muncung dibawah peluasan. Nisbah kawasan 1.206 menghasilkan daya tujahan terbanyak. Di nisbah kawasan 1.206, Tekanan keluar muncung dan tekanan ambien merekodkan bacaan yang sama dan prestasi muncung adalah kemuncak. Ianya boleh disimpulkan bahawa nisbah kawasan 1.206 ialah reka bentuk optimum untuk penghasilan daya tujahan. Nisbah kawasan 1.157 memberikan SFC terendah. Nisbah kawasan daripada 1.206 kepada 2.2, daya tujahan yang dihasilkan menurun. Hal ini disebabkan oleh muncung yang lebih perluasan yang menyebabkan prestasi muncung berkurangan. Daripada hasil kajian ianya dapat dirumuskan bahwa muncung yang lebih perluasan menghasilkan kehilangan dalam prestasi muncung dibandingkan muncung dibawag oeluasan. Ianya boleh disimpulkan bahawa nisbah luas kawasan1.206 ialah reka bentuk optimum kerana menghasilkan daya tujahan terbesar dan SFC yang rendah.
______________________________________________________________________________________
The study on the effect of having variable nozzle area on two-spool high bypass turbofan engine performance by using Gas Turbine Simulation Program (GSP 11) was conducted. Turbofan engine is chosen because it is widely being used in civil aircraft and produce high thrust and good fuel efficiency. The function of the nozzle is to increase the velocity exhaust gas, straighten gas flow from the turbine and act as backpressure control. The lack of study in the effect of variable nozzle area towards aircraft engine performance intrigued this study to be conducted. The process started by acquiring engine data. The basic data is required to be inserted into GSP 11. The thrust and SFC obtained from the GSP 11 is validated by the thrust and SFC from the actual data. Thrust modeled in GSP 11 shows 0.24% deviation while SFC recorded 20.8 % deviation. The off-design begins by manipulating the nozzle area. Nozzle area ratio, that had been used is ranging from 1 to 2.2. It can be observed that from area ratio 1.0 to 1.206 the thrust shows some increment and SFC decreased. The thrust at this region is not optimal due to under expansion of the nozzle. Area ratio of 1.206 produces the biggest thrust. At 1.206 area ratio, the nozzle exit pressure and ambient pressure recorded the same value and the nozzle performance is at the peak performance. It can be concluded that area ratio 1.206 is the optimum design point for thrust production Area ratio 1.157 give the lowest SFC. From area ratio 1.206 to 2.2 the thrust produced decreased. This is due to the over expansion of nozzle that results in nozzle performance loss. From the results we can see that over expanded of nozzle generate more loss on nozzle performance compared with under expanded nozzle. It can be concluded that area ratio 1.206 is the optimum design point because it produce the biggest thrust and low Specific Fuel Consumption.
The importance of having variable nozzle area on aircraft engine performance _Ahmad Afiq Muhammad Zahir_A2_2015_NI