Kombustor

Kombustor merupakan sebuah komponen atau daerah dari turbin gas, ramjet, atau mesin scramjet di mana pembakaran terjadi. Kombustor ini juga dikenal sebagai burner, ruang pembakaran atau pemegang api. Dalam mesin turbin gas, ruang bakar (combustor atau combustion chamber) diumpankan suatu udara bertekanan tinggi oleh sistem kompresi. Combustor kemudian memanaskan udara ini pada tekanan konstan. Setelah pemanasan, udara melewati dari ruang bakar melalui panduan baling-baling nozzle untuk turbin. Dalam kasus mesin ramjet atau scramjet, udara secara langsung diumpankan ke nosel.

Fungsi ruang bakar adalah untuk mengubah enegi tekanan menjadi energi panas melalui proses pembakaran. Tiga jenis ruang bakar yang digunakan pada jet engine adalah jenis can, annular dan can-annular

Jenis can terdiri dari ruang bakar yang tersusun secara individu berbentuk tabung-tabung (cans), dipasang melingkar sekeliling poros engine yang masing-masing menerima udara melalui shroud berbentuk silindris yang ada pada masing-masing can. Salah satu kerugian pemakaian ruang bakar jenis can adalah pemakaian ruang yang relatif lebih besar dalam bentuk diameter engine yang lebih besar. Keuntungannya antara lain mudah dalam pemeliharaan, karena mudah dilepas secara individu untuk kepentingan pemeriksaan. Disamping itu pattern semburan campuran bahan bakar dan fuel mudah diatur dibanding dengan jenis annular.

Jenis annular merupakan ruang bakar dengan ruang tunggal berbentuk silindris konsentris yang terpasang mengelilingi sumbu engine. Susunan ini efisien dalam pemakaian, kehilangan tekanan relatif kecil, mudah dipasang dengan pemasangan sumbu kompresor/turbin, efisiensi tinggi. Salah satu kerugiannya adalah persoalan struktur yang cenderung memperbesar diameter engine. Disamping itu lebih sulit dalam pemeliharaan karena guna pemeliharaan seluruh ruang bakar harus dilepas.

Jenis can-annular merupakan gabungan dari jenis can dan annular, sehinggaa mengeliminir kerugian serta mengambil keuntungan dari jenis can dan annular.

Bahan bakar disemburkan oleh nosel yang terletak pada bagian depan ruang bakar. Aliran udara pada sekitar nosel berasal dari udara yang melalui baris pertama lubang udara pada liner. Aliran udara pada liner bagian depan bersirkulasi ke arah depan (upstream) atau ke arah melawan semburan bahan bakar. Kondisi ini berguna untuk mempercepat proses pencampuran udara serta menghindari adanya flame blowout dengan cara membentuk daerah stabil berkecepatan rendah. Biasanya dalam satu engine hanya terdapat dua buah ignitor, karena itu tabung ignitor lintang (cross ignitor tube) dibutuhkan dapat membantu pembakaran paa jenis can dan can-annular. Ignitor plug biasanya dipasang pada daerah aliran ke hulu dari ruang bakar (reverse-flow region). Setelah penyalaan, pembakaran akan menyebar daerah ruang pembakaran primer di mana campuran bahan bakar dan udara secara sempurna dapat terbakar. Hanya sekitar sepertiga sampai setengah dari jumlah udara yang diperbolehkan masuk ke dalam pembakaran. Dari jumlah tersebut hanya sekitar seperempat yang digunakan dalam proses pembakaran. Gas hasil pembakaran bertemperatur sekitar 3500 F (1900 C). Sebelum memasuki turbin gas hasil pembakaran harus didinginkan sampai separuh dari temperatur tersebut. Pendinginan dilakukan oleh aliran udara yang masuk melalui lubang-lubang besar pada liner bagian belakang. Selain itu dinding dalam liner juga harus dilindungi dari temperatur tinggi. Untuk itu didinginkan dengan mengalirkan udara dingin pada beberapa tempat di sepanjang liner, sehingga membentuk selimut yang membatasi gas panas dengan dinding liner.

Fungsi turbin adalah untuk memutar kompresor dan aksesorinya. Jet engine biasanya menggunakan daya sekitar 75 % untuk memutar kompresor, sedangkan sisanya digunakan untuk menghasilkan daya dorong.

Exhaust duct menerima udara bertekanan tinggi dan kecepatan rendah yang ke luar dari roda turbin, kemudian mempercepat aliran udara tersebut pada kecepatan sonik ataupun supersonik melalui nosel. Jet engine harus dapat mengubah sebanyak mungkin energi tekanan dalam gas menjadi energi kinetik agar dapat menambah momentum gas untuk menghasilkan thrust. Jika sebagian besar ekspansi dilakukan pada bagian turbin misalnya pada turboprop, maka exhaust duct dapat melakukan akselerasi gas dengan kerugian tekanan yang minimum. Sedangkan jika turbin beroperasi dengan melawan adanya back pressure (tekanan balik), maka nosel harus mengubah energi tekanan yang tersisa menjadi bentuk kecepatan tinggi. Demikian juga duct harus mengurangi terjadinya aliran pusar dari gas yang ke luar turbin, sehingga benar-benar menghasilkan aliran gas secara aksial

Ada dua jenis nosel, yaitu nosel konvergen dan nosel konvergen-divergen (C-D nozzle). Biasanya untuk nosel konvergen mempunyai luasan nosel yang tetap, sedangkan untuk C-D nozlle mempunyai luasan nosel yang variable. Luasan nosel merupakan bagian yang kritis karena dapat mempengaruhi back pressure pada turbin dan dalam hal ini RPM, thrust dan exhaust gas temperature.

• Flack, Ronald D. (2005). "Chapter 9: Combustors and Afterburners". Fundamentals of Jet Propulsion with Applications. Cambridge Aerospace Series. New York, NY: Cambridge University Press. ISBN 978-0-521-81983-1. 
• Henderson, Robert E.; Blazowski, William S. (1989). "Chapter 2: Turbopropulsion Combustion Technology". Dalam Oates, Gordon C. Aircraft Propulsion Systems Technology and Design. AIAA Education Series. Washington, DC: American Institute of Aeronautics and Astronautics. ISBN 0-930403-24-X. 
• Mattingly, Jack D.; Heiser, William H.; Pratt, David T. (2002). "Chapter 9: Engine Component Design: Combustion Systems". Aircraft Engine Design. AIAA Education Series (edisi ke-2nd). Reston, VA: American Institute of Aeronautics and Astronautics. ISBN 1-56347-538-3. 

• https://www.grc.nasa.gov/www/k-12/airplane/burnth.html
• http://www.geaviation.com/engines/commercial/genx/combustor.html Diarsipkan 2014-02-27 di Wayback Machine.