Based on standard design practise (

Based on standard design practise (see Chap.10), the maximum mass flow rate per unit area is given by
Thus on a hot day(38'C) at 0.1 Mach and 1.6-km pressure altitude, 0 = (38+273.1)/288.2 = 1.079, teta0= 1.079X1.002 = 1.081, g = 0.8256, g = 0.8256X1.007=0.8314, and the maximum mass flow through the 2-2m-diameter inlet is 704.6kg/sec.

Calculations
1. If the HP-1 starts out he the cruise at 11-km with a weight of 1,577,940 N, find the allowable TSFC for the distance of 10,650 km for the following cases.
a. Assume the aircraft performs a cruise climb (files at a constant Cd/Cl). what is its altitude at the end of the cruise climb?
b. Assume the aircraft cruises at a constant altitude of 11 km. Determine Cd/Cl at the start and end of cruise. Using the average of these two values, calculate the allowable TSFC.
2. Determine the loiter (endurance) mach numbers for altitudes of 10, 9, 8, 7, and 6 km when HP-1 aircraft is at 64 percent of Wro.
3. Determine the aircraft drag at the following points in the HP-1 aircraft's 11.120.-km flight based on the fuel consumptions listed above:
a. Takeoff, M = 0.23, sea level
b. Start of cruise, M = 0.83, 11 km
c. End of cruise climb, M = 0.83, altitude = ? ft
d. End of 11-km cruise, M = 0.83, 11 km
e. engine out (88 percent of Wto), M = 0.45,5 km

1-D2 GAS TURBINE DESIGN PROBLEM 2 (HF-1 AIRCRAFT)
Background
You are to determine the thrust and fuel consumption requirements of the two engines for the hypothetical fighter aircraft HF-1. This twin-engine fighter will supercruise at 1.6 Mach and will be capable of the following requirements:
1. Takeoff at maximum gross takeoff weight Wto from a 1200-ft (366-m) run way at sea level on a standart day.
2. Supercruise at 1.6 Mach and 40-kft altitude for 250 nmi (463 km) at 92 percent of Wto.
3. Perform 5g turns at 1.6 Mach and 30-kft altitude at 88 percent of Wto.
4. Perform 5g turns at 0.9 Mach and 30-kft altitude at 88 percent of wto.
5. Perform the maximum mission listed below.

all the data for the HF-1 contained in Example 1-2 apply. Preliminary mission analysis of the HF-1 using the methods of Ref. 12 for maximum mission gives the

HALAMAN 60 - 61
The velocity of a rocket along its trajectory can be determined from the above equation if C, D, g, and teta are known.
In the absence of drag and gravity, integration of Eq. (1-58)gives the following, assuming constant effective exhaust velocity C:
GAMBAR


Where delta V is the change in velocity, mi, is the initial mass of the rocket system, and mf is the final mass. Equation (1-59) can be solved for the mass ratio as
GAMBAR

Example 1-10 we want to estimate the mass ratio (final to initial) of an H2-O2 (C = 400 m/sec) rocket for an earth orbit (dektaV = 8000 m/sec), neglecting drag and gravity. Using Eq. (1-59), we obtain mf/mi = 0.132, or a single-stage rocket would be about 13 percent payload and structure and 87 percent propellant.

PROBLEM
1-1. Calculate the uninstalled thrust for Example 1-1, using Eq (1-6).
1-2 Develop the following analytical expression for a turbojet engine :
a. When the fuel flow rate is very small in comparison with the air mass flow rate, the exit pressure is equal to ambient pressure, and the installation loss coeffcients are zero, the the installed thrust T is given by
GAMBAR

b. For the above conditions, the thrust specific fuel consumption is given by
GAMBAR
c. For V0 = 0 and 500 ft/sec. Plot the above equation for TSFC in (lbm/hr)/lbf versus specific thrust T m0 (in lbf/lbm/sec) for values of specific thrust from 0 to 120. Use nt = 0.4 and hpr = 18,400 Btu/lbm.

1-3 Repeat 1-2, using SI units. For V0 = 0 to 150 m/sec. Plot TSFC [in (mg/sec)/N] versus specific thrust T/m0 [in N/(kg/sec)] for values of specific thrust from 0 to 1200. Use NewT = 0.4 and hPR = 42.00 kJ/kg.
1-4 A J57 turbojet engine is tested at sea – level, static, standard-day conditions (P0 = 14.696 psia, T0 = 51.7’R, and V0 = 0). At one test point, the thrust is 10,200 lbf while the airflow is 164 lbm/sec and the fuel flow is 8520 lbm/hr. Using these data, estimate the exit velocity Ve, for the case of exit pressure equal to ambient pressure (P0 = Pe).
1-5 The thrust for turbo fan engine with separate exhaust streams is equal to the sun of the thrust from the engine core Fc and the thrust from the bypass stream Fs. The bypass ratio of the engine alfa is the ratio of the mass flow through the bypass stream to the core mass flow, or alfa = ms/mc. When the exit pressures are equal to the ambient pressure, the thrusts of the core and bypass steam are given by
GAMBAR

Where Vce and VBe are the exit velocitics from the core and bypass, respectively, v0 is the inlet velocity, and mf is the mass flow rate of fuel burned in the core of the engine.
Show that the specific thrust and thrust specific fuel consumption can be expressed as
GAMBAR
Where m0 = mc + mb.
1-6 The CF6 turbofan engine has a rated thrust of 40.000 lbf at a fuel flow rate of 13,920 lbm/hr at sea-level static conditions. If the core airflow rate is 225 lbm/sec and the bypass ratio is 6.0. What are the specific thrust [lbf/(lbm/sec)] and thrust specific fuel consumption [lbm/hr)/lbf] ?
1-7 The JT9D high-bypass-ratio turbofan engine at maximum static power (V0 = 0) on a sea – level, standard day (P0 = 14.696 psia, T0 = 51.7’R) has the following data : the air mass flow rate through the core is 247 lbm/sec, the air mass flow rate through the fan bypass duct is 124 lbm/sec, the exit velocity from the core is 1190 ft/sec, the exit velocity from the bypass duct is 885 ft/sec and the fuel flow rate into the combustor is 15,750 lbm/hr. Estimate the following for the case of exit pressures equal to ambient pressure (P0 = Pe):
a. The thrust of the engine
b. The thermal efficiency of the engine (heating value of jet fuel is about 18,400 Btu/lbm)
c. The propulsive efficiency and thrust specific fuel consumption of the engine.

1-8 Repeat Prob 1-7. Using SI units.
1-9 One advanced after burning fighter engine. Whose performance is depicted in figs. 1-14a through 1-14e, is installed in the HF-1 fighter aircraft. Using the aircraft drag data of fig. 1-26b, determine and plot the variation of weight specific excess power (P,in feet per second) versus flight Mach Number for level floght (n=1) at 36-kft altitude. Assume installation losses are constant with values of fluks inlet = 0.005 and fluks = 0.02.
1-10 Determine the takeoff speed of the HF-1 aircraft.

Hasil (Bahasa Indonesia) 1:

Berdasarkan standar desain berlatih (Lihat Chap.10), laju aliran massa maksimum per satuan luas diberikan olehDengan demikian pada day(38'C) panas di 0.1 Mach dan ketinggian tekanan 1.6-km, 0 = (38+273.1)/288.2 = 1.079, teta0 = 1.079X1.002 = 1.081, g = 0.8256, g = 0.8256X1.007 = 0.8314, dan aliran massa maksimum melalui 2-2 m-diameter inlet 704.6 kg/sec.Perhitungan1. jika HP-1 mulai ia pelayaran di 11-km dengan berat 1,577,940 N, menemukan TSFC diijinkan untuk jarak 10,650 km untuk kasus berikut. a. berasumsi pesawat melakukan pendakian pelayaran (file di sebuah konstan Cd/Cl). apa yang dimaksud dengan ketinggian di ujung cruise naik? b. menganggap pesawat kapal pesiar di ketinggian konstan 11 km. menentukan Cd/Cl pada awal dan akhir pelayaran. Menggunakan rata-rata nilai dua, menghitung TSFC diijinkan.2. menentukan nomor mach loiter (ketahanan) untuk ketinggian 10, 9, 8, 7, dan 6 km ketika pesawat HP-1 adalah pada 64 persen dari Wro.3. Tentukan pesawat tarik pada poin-poin berikut di HP-1 pesawat 11.120.-km penerbangan didasarkan pada konsumsi bahan bakar yang tercantum di atas: a. lepas landas, M = 0,23, permukaan laut b. mulai pelayaran, M = 0.83, 11 km c. putus cruise naik, M = 0.83, ketinggian =? ft d. akhir pelayaran 11-km, M = 0.83, 11 km e. mesin keluar (88 persen dari Wto), M = 0.45,5 km 1-D2 TURBIN GAS MASALAH DESAIN 2 (HF-1 PESAWAT)Latar belakangAnda adalah untuk menentukan dorong dan bahan bakar konsumsi persyaratan dua mesin pesawat tempur hipotetis HF-1. Tempur bermesin ganda ini akan supercruise pada Mach 1,6 dan akan mampu persyaratan berikut:1. lepas landas di berat maksimum lepas landas bruto Wto dari 1200-ft (366-m) menjalankan cara di permukaan laut pada hari standart.2. supercruise di ketinggian 40-kft dan Mach 1,6 untuk 250 nmi (463 km) di 92 persen WTO.3. melakukan 5g ternyata di ketinggian dan 30-kft Mach 1,6 di 88 persen dari Wto.4. melakukan 5g ternyata di 0.9 Mach dan 30-kft ketinggian di 88 persen dari wto.5. melakukan misi maksimum yang tercantum di bawah ini.Semua data dari HF-1 yang tercantum dalam contoh 1-2 berlaku. Analisis awal misi dari HF-1 menggunakan metode Ref. 12 untuk memberikan maksimum misiHALAMAN 60-61Kecepatan roket sepanjang lintasan boleh ditentukan dari persamaan di atas jika C, D, g, dan teta dikenal.Dalam ketiadaan drag dan gravitasi, integrasi EQ (1-58) memberikan berikut, dengan asumsi kecepatan konstan efektif knalpot C: GAMBARMana delta V adalah perubahan kecepatan, mi, massa awal sistem roket, dan mf massa akhir. Persamaan (1-59) dapat diselesaikan untuk rasio massa sebagai GAMBARContoh 1-10 kita ingin memperkirakan rasio massa (final untuk awal) H2-O2 (C = 400 m/sec) roket untuk orbit bumi (dektaV = 8000 m/sec), mengabaikan drag dan gravitasi. Menggunakan EQ (1-59), kita memperoleh mf/mi = 0.132, atau satu tahap roket akan sekitar 13 persen muatan dan propelan struktur dan 87 persen.MASALAH1-1. menghitung dorong dihapus misalnya 1-1, menggunakan Eq (1-6).1-2 mengembangkan ekspresi analisis berikut untuk sebuah mesin turbojet yang: a. ketika laju aliran bahan bakar sangat kecil dibandingkan dengan laju aliran massa udara, tekanan keluar sama dengan tekanan ambient, dan instalasi kehilangan coeffcients nol, dorong diinstal T diberikan oleh GAMBAR b. untuk kondisi di atas, konsumsi bahan bakar spesifik dorong yang diberikan oleh GAMBAR c. untuk V0 = 0 dan 500 ft/sec. Plot persamaan di atas untuk TSFC di (lbm/hr) / lbf versus spesifik dorong m0 T (dalam lbf/lbm/sec) untuk nilai-nilai spesifik dorong dari 0 sampai 120. Menggunakan nt = 0.4 dan hpr = Btu/lbm 18.400.1-3 ulangi 1-2, menggunakan SI unit. Untuk V0 = 0 sampai 150 m/sec. Plot TSFC [di (mg/sec) /N] versus spesifik dorong T/m0 [dalam N/(kg/sec)] untuk nilai-nilai spesifik dorong dari 0 hingga 1200. Menggunakan NewT = 0.4 dan hPR = 42.00 kJ/kg.J57 1-4 A adalah mesin turbojet diuji di laut-tingkat, statis, standar-hari kondisi (P0 = 14.696 psia, T0 = 51,7 ' R, dan V0 = 0). Pada titik satu tes, dorong adalah 10.200 lbf sementara aliran udara 164 lbm/sec dan aliran bahan bakar lbm 8520/hr. menggunakan data ini, memperkirakan kecepatan keluar Ve, untuk kasus keluar tekanan sama dengan tekanan ambient (P0 = Pe).1-5 dorong untuk mesin turbo fan dengan knalpot terpisah aliran sama dengan matahari dorongan dari inti mesin Fc dan dorongan dari aliran bypass Fs. Rasio bypass alfa mesin adalah rasio dari aliran massa melalui aliran bypass aliran massa inti, atau alfa = ms mc. Ketika keluar tekanan sama dengan tekanan ambient, tikaman inti dan bypass uap yang diberikan oleh GAMBARMana Vce dan VBe yang velocitics keluar dari inti dan bypass, masing-masing, v0 adalah kecepatan inlet, dan mf adalah laju aliran massa bahan bakar yang dibakar di inti dari mesin.Menunjukkan bahwa konsumsi bahan bakar tertentu khusus dorong dan dorong dapat dinyatakan sebagai GAMBARMana m0 = mc + mb.1-6 the CF6 turbofan mesin ini memiliki dorong dinilai 40.000 lbf pada tingkat aliran bahan bakar 13,920 lbm/HR di permukaan laut kondisi statis. Jika tingkat aliran udara inti 225 lbm/sec dan rasio bypass adalah 6.0. Apa khusus dorong [lbf/(lbm/sec)] dan dorong spesifik bahan bakar konsumsi [lbm/hr)/lbf]?1-7 the JT9D mesin turbofan tinggi-bypass-rasio daya statis maksimum (V0 = 0) di laut – level, standar hari (P0 = 14.696 psia, T0 = 51,7 ' R) memiliki data sebagai berikut: laju aliran massa udara melalui inti adalah 247 lbm/sec, laju aliran massa udara melalui saluran bypass penggemar 124 lbm/sec, kecepatan keluar dari inti adalah 1190 ft/sec , kecepatan keluar dari saluran bypass 885 ft/sec dan laju aliran bahan bakar ke combustor 15,750 lbm/hr. perkiraan berikut untuk kasus keluar tekanan sama dengan tekanan ambient (P0 = Pe):a. dorong mesinb. efisiensi thermal mesin (Penghangat Ruangan nilai bahan bakar jet adalah sekitar 18.400 Btu/lbm)c. efisiensi daya dan konsumsi bahan bakar spesifik dorong mesin.1-8 ulangi Prob 1-7. Menggunakan unit SI.1-9 satu lanjutan setelah pembakaran mesin pesawat tempur. Kinerja yang digambarkan dalam rajah-rajah 1-14a melalui 1-14e, dipasang di pesawat tempur HF-1. Menggunakan pesawat drag data gambar 1-26b, menentukan dan plot variasi berat badan kelebihan daya spesifik (P, di kaki per detik) versus penerbangan Mach jumlah untuk tingkat floght (n = 1) pada ketinggian 36-kft. Menganggap instalasi kerugian konstan dengan nilai-nilai fluks inlet = 0.005 dan fluks = 0,02.1-10 menentukan kecepatan HF-1 pesawat lepas landas.

Hasil (Bahasa Indonesia) 2:

Berdasarkan praktek desain standar (lihat Chap.10), laju aliran massa maksimum per satuan luas diberikan oleh
demikian pada hari yang panas (38'C) pada 0,1 Mach dan tekanan ketinggian 1,6 km-, 0 = (38 + 273,1) /288.2 = 1,079, teta0 = 1.079X1.002 = 1,081, g = 0,8256, g = 0.8256X1.007 = 0,8314, dan aliran massa maksimum melalui inlet 2-2m-diameter adalah 704.6kg / sec. Perhitungan 1. Jika HP-1 dimulai ia pelayaran di 11-km dengan berat 1.577.940 N, menemukan diijinkan TSFC untuk jarak 10.650 km untuk kasus-kasus berikut. A. Asumsikan pesawat melakukan pendakian pesiar (file pada Cd konstan / Cl). apa yang ketinggiannya pada akhir pelayaran naik? b. Asumsikan kapal pesiar pesawat di ketinggian konstan 11 km. Tentukan Cd / Cl pada awal dan akhir pelayaran. Menggunakan rata-rata dari dua nilai, menghitung diijinkan TSFC. 2. Tentukan berkeliaran (daya tahan) nomor mach untuk ketinggian 10, 9, 8, 7, dan 6 km ketika HP-1 pesawat adalah pada 64 persen Wro. 3. Tentukan tarik pesawat pada titik-titik berikut di 11.120.-km penerbangan HP-1 pesawat ini didasarkan pada konsumsi bahan bakar yang tercantum di atas: a. Lepas landas, M = 0,23, permukaan laut b. Mulai dari kapal pesiar, M = 0.83, 11 km c. Akhir pelayaran pendakian, M = 0.83, ketinggian =? ft d. Akhir 11-km cruise, M = 0.83, 11 km e. mesin keluar (88 persen dari WTO), M = 0.45,5 km 1-D2 GAS TURBIN DESAIN MASALAH 2 (HF-1 PESAWAT) Latar Belakang Anda untuk menentukan dorong dan konsumsi bahan bakar persyaratan dari dua mesin untuk pesawat tempur hipotetis HF -1. Ini tempur bermesin ganda akan supercruise di 1,6 Mach dan akan mampu persyaratan sebagai berikut: 1. Lepas landas di lepas landas berat kotor maksimum WTO dari 1.200-ft (366 m) cara run di permukaan laut pada hari standart. 2. Supercruise di 1,6 Mach dan 40 k £ ketinggian untuk 250 nm (463 km) di 92 persen dari WTO. 3. Lakukan 5g ternyata di 1,6 Mach dan 30 k £ ketinggian di 88 persen dari WTO. 4. Lakukan 5g ternyata di 0,9 Mach dan 30 k £ ketinggian di 88 persen dari WTO. 5. Melakukan misi maksimum yang terdaftar di bawah ini. Semua data untuk-HF 1 yang terkandung dalam Contoh 1-2 berlaku. Analisis misi awal dari HF-1 menggunakan metode Ref. 12 untuk misi maksimal memberikan HALAMAN 60-61 The kecepatan roket sepanjang lintasan dapat ditentukan dari persamaan di atas jika C, D, g, dan teta dikenal. Dengan tidak adanya hambatan dan gravitasi, integrasi Persamaan. (1-58) memberikan berikut, dengan asumsi konstan efektif kecepatan knalpot C: GAMBAR Dimana delta V adalah perubahan kecepatan, mi, adalah massa awal dari sistem roket, dan mf adalah massa akhir. Persamaan (1-59) dapat diselesaikan untuk rasio massa sebagai GAMBAR Contoh 1-10 kita ingin memperkirakan rasio massa (akhir untuk awal) dari H2-O2 (C = 400 m / detik) roket untuk orbit bumi ( dektaV = 8000 m / sec), mengabaikan tarik dan gravitasi. Menggunakan Persamaan. (1-59), kita memperoleh mf / mi = 0,132, atau roket tunggal-tahap akan menjadi sekitar 13 persen muatan dan struktur dan 87 persen propelan. MASALAH 1-1. Hitung dorong dihapus untuk Contoh 1-1, menggunakan Persamaan (1-6). 1-2 Mengembangkan ekspresi analitis berikut untuk mesin turbojet: a. Ketika laju aliran bahan bakar sangat kecil dibandingkan dengan laju aliran massa udara, tekanan keluar adalah sama dengan tekanan ambien, dan coeffcients kerugian instalasi adalah nol, dorong T diinstal diberikan oleh GAMBAR b. Untuk kondisi di atas, dorong konsumsi bahan bakar spesifik diberikan oleh GAMBAR c. Untuk V0 = 0 dan 500 ft / sec. Plot persamaan di atas untuk TSFC di (lbm / hr) / lbf dibandingkan spesifik m0 dorong T (di lbf / lbm / sec) untuk nilai-nilai dorong dari 0 sampai 120. Gunakan nt = 0,4 dan HPR = 18.400 Btu / lbm. 1 -3 Ulangi 1-2, menggunakan satuan SI. Untuk V0 = 0-150 m / detik. Plot TSFC [di (mg / sec) / N] dibandingkan dorong T spesifik / m0 [N / (kg / detik)] untuk nilai dorong dari 0 sampai 1200. Gunakan Newt = 0,4 dan HPR = 42.00 kJ / kg. mesin turbojet A J57 1-4 diuji di laut - tingkat,, kondisi standar-hari statis (P0 = 14,696 psia, T0 = 51.7'R, dan V0 = 0). Pada satu titik uji, dorong adalah 10.200 lbf sementara aliran udara adalah 164 lbm / sec dan aliran bahan bakar 8520 lbm / hr. Dengan menggunakan data ini, memperkirakan kecepatan keluar Ve, untuk kasus tekanan keluar sama dengan tekanan ambien (P0 = Pe). 1-5 Dorongan untuk mesin kipas turbo dengan aliran knalpot yang terpisah sama dengan matahari dorong dari mesin Fc inti dan dorong dari Fs aliran pintas. Rasio bypass dari alfa mesin adalah rasio aliran massa melalui aliran bypass aliran massa inti, atau alfa = ms / mc. Ketika tekanan keluar yang sama dengan tekanan ambien, menyodorkan inti dan memotong uap diberikan oleh GAMBAR Dimana VCE dan VBE adalah velocitics keluar dari inti dan bypass, masing-masing, v0 adalah kecepatan inlet, dan mf adalah massa tingkat bahan bakar dibakar di inti mesin mengalir. Tunjukkan bahwa dorong spesifik dan dorong konsumsi bahan bakar spesifik dapat dinyatakan sebagai GAMBAR Dimana m0 = mc + mb. 1-6 The CF6 mesin turbofan memiliki dorong dinilai dari 40.000 lbf pada laju aliran bahan bakar dari 13.920 lbm / hr pada kondisi statis permukaan laut. Jika tingkat aliran udara inti 225 lbm / sec dan rasio bypass 6.0. Apa dorong spesifik [lbf / (lbm / sec)] dan dorong konsumsi bahan bakar spesifik [lbm / hr) / lbf]? 1-7 The JT9D tinggi memotong-rasio mesin turbofan pada daya statis maksimum (V0 = 0) pada laut - tingkat, hari standar (P0 = 14,696 psia, T0 = 51.7'R) memiliki data sebagai berikut: laju aliran massa udara melalui inti adalah 247 lbm / sec, laju aliran massa udara melalui saluran fan bypass 124 lbm / sec, kecepatan keluar dari inti adalah 1.190 ft / sec, kecepatan keluar dari saluran bypass 885 ft / sec dan laju aliran bahan bakar ke ruang bakar adalah 15.750 lbm / hr. Perkirakan berikut untuk kasus tekanan keluar sama dengan tekanan ambien (P0 = Pe): a. Dorongan dari mesin b. Efisiensi termal dari mesin (heating value dari bahan bakar jet adalah sekitar 18.400 Btu / LBM) c. Efisiensi pendorong dan dorong konsumsi bahan bakar spesifik mesin. 1-8 Ulangi Prob 1-7. Menggunakan unit SI. 1-9 Satu canggih setelah pembakaran mesin tempur. Kinerja yang digambarkan dalam buah ara. 1-14a melalui 1-14e, dipasang di pesawat HF-1 fighter. Menggunakan data pesawat drag ara. 1-26b, menentukan dan merencanakan variasi berat kekuasaan berlebih spesifik (P, di kaki per detik) dibandingkan pesawat Mach Number untuk tingkat floght (n = 1) di ketinggian 36 k £. Asumsikan kerugian instalasi yang konstan dengan nilai-nilai fluks inlet = 0,005 dan fluks = 0,02. 1-10 Tentukan kecepatan lepas landas dari HF-1 pesawat.