## STUDI KERUSAKAN HIGH PRESSURE TURBINE VANE PESAWAT ATR72-500 WINGS AIR DI BANDARA SULTAN SYARIF KASIIM II PEKANBARU
M. Desmico Ekta W, Abrar Ridwan
Program Studi Teknik Mesin, Fakultas Teknik, Universitas Muhammadiyah Riau Jalan Tuanku Tambusai Ujung, Kecamatan Tampan, Kelurahan Delima, Kota Pekanbaru, Riau 28291 E-mail: abrar.ridwan@umri.ac.id

## Abstract
The  aircraft  can  fly  as  there  is  a  thrust  from  the  engine  that  causes  the  aircraft  to  have  speed.  The components  of  the  aircraft  engines  are  compressor,  combustion  chamber,  turbine  and  propeller.  High  pressure turbine  vanes  is  a  component  in  the  Hot  section  or  turbine  section  that  serves  to  direct the  hot gas  flow  from  the combustion chamber to the turbine. The purpose to be achieved in this research is to analyze and find out the cause of  high  pressure  turbine  vane  damage  and  know  the  gas  engine  efficiency  PW127.  Cause  of  damage  due  to treatment not done according to the schedule until the phenomenon of overtemperature after combustion chamber and  the  content  of  impurities  in  the  water  laundering  results.  After  the  Brayton  cycle  calculation  is  obtained  the temperature  value  of  the  turbine  entry  1563oC  (1836  K).  These  results  exceed  the  turbine  inlet  temperature according  to  manual  maintenance  engine.  Based  on  laboratory  test,  the  content  of  250  mg/m2  sulfur  and  1800 mg/m2  chloride  is  obtained.  This  content  causes  damage  by  erosion  or  corrosion  of  high  pressure  turbine  vane components.  The value of gas efficiency is 42% according to the outside Air tempetarure. The thermal efficiency of gases will increase with increasing temperature conditions.
Keywords :  High pressure turbine vane , Brayton cycle , The thermal efficiency of gases , sulfur, chloride

## Abstrak
Pesawat bisa terbang karena ada gaya dorong dari mesin penggerak ( Engine ) yang menyebabkan pesawat memiliki kecepatan. Komponen dari mesin pesawat yaitu compressor, combustion chamber, turbine dan propeller. High  pressure  turbine  vanes adalah  komponen  di  bagian hot  section atau turbine  section yang  berfungsi  untuk mengarahkan aliran udara gas panas dari ruang pembakaran ke  turbin.  Tujuan yang ingin dicapai dalam penelitian ini untuk mengetahui penyebab kerusakan high pressure turbine vane dan mengetahui efisiensi gas engine PW127. Penyebab kerusakan karena perawatan yang tidak dilakukan sesuai jadwal hingga terjadi fenomena overtemperature setelah  ruang  pembakaran  serta  adanya  kandungan  kotoran  pada  air  hasil  pencucian  pesawat.  Setelah  dilakukan perhitungan  siklus  brayton  didapatkan  nilai  temperature  masuk  turbin  1563 o C  (1836  K).  Hasil  ini  melebihi  batas yang  temperatur  masuk  turbin  sesuai engine  maintenance  manual. Berdasarkan  uji  laboratorium  didapatkan kandungan 250 mg/m 2 sulfur dan 1800 mg/m 2 chloride. Kandungan ini menyebabkan kerusakan dengan pengikisan atau  korosi  pada  komponen high  pressure  turbine  vane . Nilai  efisiensi  gas  42%  sesuai outside  air  tempetarure. Efisiensi termal gas akan meningkat dengan meningkatnya kondisi temperatur.
Kata Kunci : High pressure turbine vane , Siklus brayton, Efisiensi termal gas, sulfur, chloride

## 1. Pendahuluan
Penerbangan  adalah  satu  kesatuan  sistem  yang terdiri  atas  pemanfaatan  wilayah  udara,  pesawat udara,  bandar  udara,  angkutan  udara,  navigasi penerbangan,keselamatan  dan  keamanan,  lingkungan hidup,  serta  fasilitas  penunjang  dan  fasilitas  umum lainnya.  Penerbangan diselenggarakan  dengan  tujuan memperlancar  arus  perpindahan  orang  dan  atau
barang  melalui  udara  dengan  mengutamakan  dan melindungi angkutan udara dalam rangka memperlancar  kegiatan  perekonomian  nasional. Pesawat  Udara  adalah  setiap  mesin  atau  alat  yang dapat  terbang  di  atmosfer  karena  gaya  angkat  dari reaksi  udara,  tetapi  bukan  karena  reaksi  udara terhadap  permukaan  bumi  yang  digunakan  untuk penerbangan. Pesawat Terbang adalah pesawat udara
yang lebih berat dari udara, bersayap tetap, dan dapat terbang dengan tenaga sendiri.
Berdasarkan  data  kerusakan  yang  diperoleh  di Line  Maintenance  Pekanbaru  selaku  pelaksana pemeliharaan pesawat ATR72-500 Wings Air banyak ditemukan kerusakan pada high pressure turbine vane yang  merupakan  bagian  utama  dari  engine  pesawat terbang.  Kerusakan  pada  bagian  turbine  section sangat  mempengaruhi  performa  engine  sebagai penghasil gaya dorong untuk memutar shaft propeller untuk  mendapatkan  thrust.  Terjadinya  kerusakan pada  high  pressure  turbine  vane  menyebabkan pesawat  dinyatakan  tidak  layak  terbang  karena  satu kendala teknis (aircraft on ground).
Menurut penelitian sebelumnya kerusakan High pressure  nozzle  guide  vanes  didapatkan  hasil  karena adanya fenomena over temperature di turbin.(Suparman,2013:1).  Besarnya  efisiensi  turbin tergantung  dari  jenis  turbin,  ukuran  dan  jumlah  dari tingkatnya. (Ruhyat,Nanang,2010:14). Tegangan tinggi  pada  sudu  turbin  yang  disebabkan  oleh perbedaan kecepatan perubahan temperatur menimbulkan  sejumlah  kecil  goresan  pada  tepi masuk aliran hingga membentuk retakan. .(Risano,Yudi,2010:1).  Engine  turboprop  adalah turbin  gas  yang  merubah  80-85%  dari  energi  turbin gas melalui turbin yang menggerakan propeller untuk menghasilkan  gaya  dorong  atau  thrust.(Federal Aviation Administration).
Oleh karena itu, berdasar latar belakang penulis ingin  melakukan  penelitian  “Studi  Kerusakan  High Pressure  Turbine  Vane  Pesawat  ATR72-500  Wings Air di Bandara Sultan Syarif Kasiim II Pekanbaru”.

## 2. Metodologi
Pesawat  bisa  terbang  karena  ada  gaya  dorong dari  mesin  penggerak  ( Engine )  yang  menyebabkan pesawat  memiliki  kecepatan,  dan  kecepatan  ini  yang di  terima  sayap  pesawat  yang  berbentuk aerofoil sehingga  pesawat  dapat  terangkat  atau  terbang . Karakteristik engine PW127  yaitu  dibagi  menjadi dua, yaitu turbomachinery dan reduction gearbox.

## Tabel 1
Spesifikasi engine PW127
Siklus  Termodinamika  turbin  gas  :  turbin  gas merupakan  suatu  mesin  yang  bekerja  mengikuti siklus termodinamik brayton.
Siklus termodinamika pada diagram P-V dan T-S adalah sebagai berikut :

## Gambar 1 Siklus Turbin Gas Tekanan Konstan
Siklus  Terbuka  Turbin  Gas,  udara  bersih  pada kondisi  lingkungan  dihisap  oleh  kompresor  dan dikomprsesikan  sampai  tekanan  tinggi  di  ruang bakar,  saat  itu  bahan  bakar  diinjeksikan  ke  dalam ruang  bakar  sehingga  pembakaran  berlangsung  pada tekanan  konstan,  gas  temperatur  tinggi  berekspansi pada turbin sampai tekanan atmosfer, gas sisa keluar ke  lingkungan.  Demikian  proses  ini  berlangsung secara  kontinu.  Dari  diagram  T-S  diagram  dapat dilihat  setelah  proses  kompresi  pada  kompresor temperature naik yaitu T2 dari tempertur atmosfer T1 dan  tekanan  naik  dari  P1  menjadi  P2,  tempertur  dan tekanan  ini  diperlukan  untuk  proses  pembakaran. Setelah  bahan  bakar  disemprotkan  dan  bercampur dengan  udara  kompresi  didalam  ruang  bakar  dan dinyalakan,  terjadi  proses  pembakaran,  temperatur naik lagi sampai mencapai T3. Temperatur T3 adalah temperature gas pembakaran yang akan masuk turbin, temperatur  ini  dibatasi  oleh  ketahan  material  turbin pada suhu tinggi. Setelah proses ekspansi pada turbin, temperatur  gas  sisa  menjadi  turun  sampai  T4  dan temperatur gas sisa ini masih tinggi diatas temperatur
T1.  Terdiri  dari  4  proses  untuk  satu  siklus  yang lengkap dalam menghasilkan sejumlah kerja berguna yaitu:
Proses  1  –  2  :  Kompresi  adiabatik  reversibel (Isentropic)
Proses  2  –  3  :  Pemasukan  panas  tekanan  konstan (Isobaric)
Type Turboprop Daya Dorong ( Thrust Max ) 2750 SHP Arah Putaran Counter clockwise Jumlah bearing 7 ea (ball & roller) Maksimum ITT 1150 o C ( turbine ) Low Pressure Compressor Type Centrifugal Impellers Compression Ratio 5.65 Kecepatan ( NL Speed ) 28870 RPM (104.2%) High Pressure Compressor Type Centrifugal Impellers Compression Ratio 2.6 Kecepatan ( NH Speed ) 34360 RPM (103.2%) Combustion Chamber Type Annular Reverse Flow Pematik ( Igniter plug ) 2 ea, -54 to 135 o C Fuel Nozzle Air spray, 14 fuel manifold Turbine Type 2 stage axial flow, 2 stage power turbine Pendingin Nozzle guide vane ring Konstruksi 38 blade (HP turbine ), 24 blade (LP turbine )
Proses  3  –  4  :  Ekspansi  adiabatic  reversibel (Isentropic)
Proses  4  –  1  :  Pembuangan  panas  tekanan  konstan (Isobaric)

## Gambar 2 Siklus brayton turbin gas
Pada  siklus  brayton,  udara  luar  dihisap  oleh kompresor  dan  dimampatkan  proses  1  –  2 (isentropik).  Dimana  m  menandakan  laju  aliran udara. Dengan asumsi yang sama, kompresor bekerja per  satuan  massa . Proses  2  –  3  adalah  pemsukan bahan  bakar  pada  tekanan  konstan.    Simbol 𝑤 𝑐 menunjukkan  masukan  kerja  dan  bernilai  positif. Proses  3  –  4  yaitu  ekspansi  isentropic  di  dalam turbine. Proses 4 – 1 adalah pembuangan panas pada tekanan konstan ke udara.
Karena  udara  mengalir  melalui  penukar  panas pada siklus ideal saat tekanan konstan, maka :
𝑃4 𝑃3 = 𝑃1 𝑃2 (1)
Persamaan Perbandingan tekanan dan perbandingan temperature sebagai berikut :
𝑟 𝑝 = 𝑃2 𝑃1 = ( 𝑇2 𝑇1 ) (𝛾−1)/𝛾 (2)
Peningkatan  efisiensi  termal  dengan  rasio tekanan  di  seluruh  kompresor  juga  dibawa  keluar hanya  dengan  pengembangan  berikut,  di  mana Cp panas  tertentu,  dan  dengan  demikian  rasio  panas tertentu y , diasumsikan konstan, menjadi:
𝜂 𝑡ℎ = 𝑤𝑡 𝑚 − 𝑤𝑐 𝑚 𝑄𝑖𝑛 𝑚 =   { (ℎ3−ℎ4)−(ℎ2−ℎ1) (ℎ3−ℎ2) } (3) 𝜂 𝑡ℎ = { 𝐶𝑝(𝑇3−𝑇4)−𝐶𝑝(𝑇2−𝑇1) 𝐶𝑝(𝑇3−𝑇2) } (4)
𝜂 𝑡ℎ = 1 − (𝑇4−𝑇1) (𝑇3−𝑇2) (5)
Atau dengan :
𝜂 𝑡ℎ = 1 − 𝑇1 𝑇2 ( (𝑇4/𝑇1−1) (𝑇3/𝑇2−1) ) (6)
Karena 𝑇 4 /𝑇 1 = 𝑇 3 /𝑇 2 maka,
𝜂 𝑡ℎ = 1 − 𝑇1 𝑇2 (7)
Kemudian
𝜂 𝑡ℎ = 1 − 1 (𝑃2/𝑃1)(𝛾−1)/𝛾 (8)
Dengan k = 𝛾 = Cp = Cv = konstan.
Usaha  bersih  dari  sebuah  siklus  per  satuan  aliran massa adalah :
𝑤𝑐𝑦𝑐𝑙𝑒 𝑚 = (ℎ 3 − ℎ 4 ) − (ℎ 2 − ℎ 1 ) (9)
Dengan Cp adalah konstan
𝑤𝑐𝑦𝑐𝑙𝑒 𝑚 = 𝐶 𝑝 (𝑇 3 − 𝑇 4 ) − (𝑇 2 − 𝑇 1 ) (10)
Atau dapat dituliskan :
𝑤𝑐𝑦𝑐𝑙𝑒 𝑚 = 𝑐 𝑝 𝑇 1 ( 𝑇3 𝑇1 − 𝑇4 𝑇3 × 𝑇3 𝑇1 − 𝑇2 𝑇1 + 1) (11) Dari persamaan perbandingan tekanan dan temperatur 𝑇 2 /𝑇 1 = 𝑇 4 /𝑇 3 , dapat diketahui bahwa :
𝑟 𝑝 = 𝑃2 𝑃1 = ( 𝑇2 𝑇1 ) 𝛾/(𝛾−1) (12)
Sehingga  didapatkan  persamaan  efektif siklus menjadi :
𝑤𝑐𝑦𝑐𝑙𝑒 𝑚 = 𝑐 𝑝 𝑇 1 [( 𝑇3 𝑇1 − 𝑇3 𝑇1 ( 𝑃1 𝑃2 ) (𝛾−1)/𝛾 − ( 𝑃2 𝑃1 ) (𝛾−1)/𝛾 + 1)] (13)
𝑤𝑐𝑦𝑐𝑙𝑒 𝑐𝑝𝑇1 = 𝑇3 𝑇1 (1 − 1 (𝑟𝑝) 𝛾/(𝛾−1)
) − (𝑟 𝑝 ) 𝛾/(𝛾−1) + 1 (14)
Dari penjelasan diatas dapat disimpulkan bahwa untuk nilai tertentu T1, T3, dan Cp , nilai kerja bersih output  per  unit  aliran  massa  bervariasi  dengan  rasio tekanan  P2  atau  P1  saja. Efisiensi  thermal  adalah faktor  utama  performa  gas  turbin.  Ini  adalah perbandingan dari usaha yang dihasilkan engine yang disuplai  dari  bahan  bakar.  Tiga  faktor  utama  untuk efisiensi  thermal  yaitu Inlet  turbine  temperature, compression  ratio, dan  komponen  efisiensi  dari kompressor  dan  turbin  (putaran  kompressor  dan turbin konstan)
Pada penelitian ini dibuat prosedur pelaksanaan sebagai berikut :
1. Mengumpulkan  data  kerusakan high  pressure turbine vane , temperatur maksimal, dan tahanan thermocouple secara  langsung  ke  lapangan dengan  observasi,  wawancara  dengan  engineer, dan dokumentasi.
2. Mengidentifikasi penyebab kerusakan pada high pressure  turbine  vane berdasarkan  sumber antara lain :
a) Melakukan  pemeriksaan  secara  visual  dengan bantuan boroscope tools.
b) Data  pemeliharaan  dan  perawatan  serta informasi yang didapat di line maintenance
c) Melakukan  uji  laboratorium  bahan  bakar ( avtur  jet  A-1 )  yang digunakan  sebagai  bahan bakar pesawat.
d) Melaksanakan  uji  terhadap  performa engine dan mencatat nilai parameter sesuai instrument pada pesawat.
e) Diskusi  dan  interview  dengan engineer dan inspector yang memiliki kualifikasi.
3. Membuat  analisa  dan  kajian  kerusakan  yang terjadi  di high  pressure  turbine  vane serta melakukan  dan  memberikan  saran  yang  tepat
untuk mengatasi kerusakan tersebut. Kajian dan analisa  dilaksanakan  berdasarkan  beberapa faktor yang mempengaruhi :
a) Kondisi luar yaitu temperatur  dan tekanan.
b) Penunjukan
nilai
temperatur
pada thermocouple
c) Proses perawatan pada engine PW127.
4. Menghitung  dengan  teori  dari  kerusakan high pressure turbine vane dan membuat kesimpulan dari  hasil  penelitian  yang  diharapkan  dapat dijadikan  referensi  untuk  pengguna  pesawat dalam menentukan jenis perawatan dan pemeliharaan engine PW127  pesawat  ATR  72- 500.
3. Hasil dan Pembahasan
Berdasarkan  data  kerusakan  yang  diperoleh  di line  maintenance pada  saat  inspeksi  dengan menggunakan borescope pada turbine  section, terdapat  retakan,  maupun  pengikisan  komponen, dapat dilihat di gambar

## Gambar 3
Kerusakan pada high pressure turbine vane.
Dari  hasil  pemeriksaan borescope  engine didapatkan kerusakan yang terjadi pada high pressure turbie vane, terdapat faktor penyebab kerusakan pada high pressure turbine vane, seperti kondisi udara luar ( outside air temperature ) yang digunakan mengandung  kotoran,  bahan  kimia  dan  temperatur yang  tinggi  untuk  beberapa  daerah  khususnya  di iklim  tropis.  Karakteristik engine PW127  dengan komponen sistem pendukung lainnya. Niai temperatur  pada  saat  proses  pembakaran  di  ruang bakar  dan  aliran  gas  panas  yang  mengalir  ke high pressure  turbine  vane. Kemudian  sistem  pembacaan temperature  pada thermocouple, dapat  menyebabkan kesalahan penunjukan nilai Inter turbine temperature. Proses  pemeliharaan  dan  perawatan engine yang tidak  dilakukan  sesuai  standar  dan  waktu  yang  telah ditetapkan,  akan  mempengaruhi  kondisi  keandalan dan life  time komponen high  pressure  turbine  vane . Bahan  bakar  ( fuel )  dan  udara  yang  digunakan mengandung bahan kimia yang memungkinkan dapat merusak high pressure turbine vane. Kerusakan pada bagian turbine yang  dialami    merupakan  jenis kerusakan  yang  diakibatkan  karena  adanya  proses panas  yang  tinggi  dari  ruang  bakar  mengenai high pressure  turbine  vane, dapat  dilihat  disekitar permukaan terdapat warna hitam pengeroposan.
Dalam  penelitian  ini  menggunakan  OAT pada  daerah  Pekanbaru  sebagai  data  referensi  untuk perhitungn  efisiensi  gas.  Didapatkan  nilai  OAT 31.2 O C  untuk  nilai  temperatur  di  Bandara  Sultan Syarif  Kasim  II  Pekanbaru  (Lampiran  2).  Sesuai gambar 4.3 diketahui standar nilai ITT pada OAT 31- 32 O C yaitu maksimum 760 O C.
Tabel 2 Nilai T Uji perhitungan teoritis
Pos. T ( o C) T (Kelvin) P (psi) s (J/Kg.K) v (m 3 /kg) T1 32 305 14.7 462.19 0.0010 T2 32 305 14.7 462.19 0.0010 T2.5 227.23 500.23 83.05 7111.9 0.3933 T3 384.25 657.25 215.96 7222.7 0.1993 T4 1150 1423 215.96 9012.4 0.441 T5 810.3 1083 83.05 8782.7 0.872 T6 560.57 833.57 75.42 8233.9 0.738 N O Reg A/C SN Jenis Kerusakan Uraian Kerusakan Tahun Kerusa kan 1 PK- WFP ED 1135 Beberapa sudu mengalami rusak bagian depan 11 Maret 2019 2 PK- WFI ED 0281 Beberapa sudu mengalami rusak, keropos bagian depan sampai ke bagian tengah 3 Februa ri 2020 3 PK- WG T ED 0342 Beberapa sudu mengalami rusak, korosi bagian depan 23 Agustu s 2019 4 PK- WFP ED 0564 Beberapa sudu mengalami rusak hingga retak bagian tengah 9 Februa ri 2020
Berdasarkan  pengujian  parameter engine pada cockpit dengan  temperatur  udara  luar,  didapatkan hasil perhitungan sesuai tabel 4.3 berikut :
Tabel 3

## Nilai T Uji eksperimental parameter
Pos. T ( o C) T (Kelvin) P (psi) s (J/Kg.K) v (m 3 /kg) T1 32 305 14.7 462.19 0.0010 T2 32 305 14.7 462.19 0.0010 T2.5 227.23 500.23 83.05 7111.9 0.3933 T3 384.25 657.25 215.96 7222.7 0.1993 T4 1563 1836 215.96 9695.2 0.569 T5 1125 1398 83.05 9409.2 1.1266 T6 803 1076 75.42 8812 0.95
Dari  tabel  dapat  dilihat  untuk  nilai  dengan  uji eksperimental  parameter  T4  mengalami  kenaikan yang  melebihi  batas  yang  diizinkan  temperatur turbin,  yaitu  1563 o C  (1863).  Hal  ini  dikatakan  telah terjadi over  temperature pada  bagian  turbin,  yang menyebabkan  kerusakan  pada high  pressure  turbine vane.
Hasil perhitungan dapat dilihat pada grafik dan diagram T-S brayton berikut:

## Gambar 4 Grafik perbandingan temperature teori & uji
Dari gambar 4, menunjukan nilai temperatur T4 sampai  T6  uji  eksperimental  dan  teoritis  terlihat perbedaan.  Sesuai  manual engine PW127  yang menyatakan  bahwa  temperatur  masuk  turbin  yang diizinkan  maksimal  adalah  1423  K.  Hasil  uji eksperimental  menunjukan  nilai  T6  yang  diperoleh sebesar  1076  K,  setelah  dilakukan  penghitungan dengan  menggunakan  siklus  brayton,  diperoleh  nilai T4 1836 K. Terdapat selisih 4.13% untuk temperatur uji  eksperimental  &  teoritis.  Kondisi  tersebut  dapat dinyatakan  bahwa  di  dalam  ruang  bakar  terjadi over temperature. Fenomena over  temperature menjadi faktor  paling  dominan  terhadap  kerusakan  di high pressure turbine vane.
Gambar 5
Grafik perbandingan temperature teori & uji
Diagram T-s adalah diagram yang menggambarkan hubungan antara temperatur dengan entropi  fluida  pada  kondisi  tekanan,  fase  dan  massa jenis tertentu. Dapat dilihat di gambar 5 diatas adalah diagram T-s engine PW127.

## Gambar 6 Grafik perbandingan temperature teori & uji
Diagram  P-V  menyatakan  hubungan  perubahan tekanan  dengan  perubahan  volume  yang  terjadi didalam  ruang  bakar  yang  membentuk  suatu  siklus. Dapat  dilihat  untuk  gambar  6  diatas  adalah  diagram dari engine PW127. Sistem indikasi Inter turbine temperature (ITT) engine PW127  dimonitor  oleh  jalur  temperatur  gas (T6). Thermocouple terpasang  di  bagian  belakang low  pressure turbine .  Temperatur  gas  menghasilkan tegangan di setiap T6 thermocouple untuk mendapatkan pembacaan rata-rata. Pengujian
terhadap kerusakan thermocouple  probe dan harness dilakukan dengan uji resistansi continuity check .
Tabel 4 Nilai pengukuran resistansi thermocouple NO Engine Serial Number OAT ( o C) Hasil Pengukuran (Ω) 1 PCE-ED0564 32 1.1 2 PCE-ED0564 32 1.1 3 PCE-ED1140 31 1.2 4 PCE-ED1140 31 1.2 Didapatkan nilai resistansi pada saat pengukuran  yaitu  1.1-1.2  ohm  ( within  limit ).  Hal  ini membuktikan  bahwa thermocouple bukan  penyebab faktor  kerusakan  pada high  pressure  turbine  vane karena thermocouple memberikan nilai aktual bahwa terjadi  kenaikan  temperatur  pada engine. Nilai temperatur yang tinggi dapat menyebabkan kerusakan high pressure turbine vane.
Dari data perawatan engine , terdapat pelaksanaan compressor & turbine engine wash yang melewati  dari  batas  interval  .  Hal  ini  menjadi  faktor penyebab  kerusakan high  pressure  turbine  vane karena  penumpukan  kotoran  maupun  deposit  pada
engine sehingga menyebabkan nilai high temperature .
Berdasarkan uji laboratorium kandungan  deposit  pada  air  hasil compressor  & turbine  wash terdapat  kandungan  16,007  mg/L  (250 mg/m 2 )  sulfur  dan  115,25  mg/L  (1800  mg/m 2 ) chloride (Lampiran  11).  Endapan  kotoran  menjadi faktor  penyebab  kerusakan high  pressure  turbine vane. Kondisi  ini  dapat  menyebabkan  nilai ITT tinggi  serta  mengurangi life  time dari  komponen kompressor dan turbin jika tidak dilakukan perawatan secara terjadwal.
Tabel 5 Nilai ITT setelah perawatan NO Reg. A/C OAT ( o C) ITT ( o C) ITT (Kelvin) 1 PK-WFW 32 788 1061 2 PK-WFT 32 785 1058
Kemudian  dilakukan  pengujian  terhadap  bahan bakar atau fuel yang digunakan pada engine PW127. Sample  bahan  bakar  diambil  dari  tangki  pengisian Pertamina  Aviasi  yang  merupakan  penyuplai  bahan bakar  pesawat  domestik  maupun  internasional  di Bandara Sultan Syarif Kasim II Pekanbaru. Pengujian sample  dilaksanakan  di  Laboratorium  Pertamina Bandara Sultan Syarif Kasim II Pekanbaru. Pengujian ini  bertujuan  untuk  mengetahui  nilai  kandungan  air, berat jenis dan nilai sedimen yang terkandung dalam bahan bakar atau fuel. Kandungan dalam bahan bakar atau fuel dapat  menjadi  penyebab  terjadinya kerusakan  akibat  korosi  pada high  pressure  turbine vane.
Tabel 6 Tabel hasil uji lab avtur tanker (sumber:Pertamina SSK Bandara) No refuell er Berat jenis (SG) Hasi l Air Sedim en Keterang an SSK 14 0.782/30 O C 0.79 2 Negati ve Negati ve Good SSK 15 0.784/29 O C 0.79 2 Negati ve Negati ve Good SSK 18 0.790/27 O C 0.79 2 Negati ve Negati ve Good SSK 19 0.788/28 O C 0.79 2 Negati ve Negati ve Good
Berdasarkan  data  hasil  uji  lab  bahan  bakar  avtur  di PT.Pertamina (Persero) Bandara Sultan Syarif Kasim II Pekanbaru, bahwa hasil uji lab memiliki berat jenis ( Specific  of  gravity )  berkisar  0.782-0.790  dan  nilai sedimen  yang  kecil  memenuhi  standar  bahan  bakar untuk pesawat yang telah ditetapkan International Air Transport Assosiation/IATA.

## 4. Simpulan
Penyebab kerusakan high pressure turbine vane karena  adanya over  temperature yaitu  nilai temperatur  masuk  turbin  yang  tinggi  dan  sistem
perawatan  yang  melewati  interval  yang  telah ditetapkan.  Akibatnya  terjadi  penumpukan  kotoran yang  menempel  pada  turbin hingga  menyebabkan kerusakan.
Didapatkan nilai efisiensi termal engine PW127 dengan  kondisi  temperatur  di  pekanbaru  yaitu  42%. Terjadi  selisih  efisiensi  termal  sebesar  0.45%. Semakin besar nilai temperatur, maka efisiensi termal akan semakin kecil dan sebaliknya.
Sistem  perawatan  yang  dilakukan  pada engine PW127  khususnya  bagian turbine  section terdapat proses compressor  &  turbine  wash setiap  100  jam terbang.  Untuk  mencegah  kerusakan  komponen engine khususnya high  pressure  turbine  vane dilakukan  sebelum  interval  waktu  yang  ditentukan. Jenis  perawatan preventive yang  dilakukan  sesuai jadwal  atau  sebelum  lewat  interval  waktu  perawatan dapat  menjaga  nilai  temperatur  dan  mencegah komponen engine dari kerusakan

## Daftar Pustaka
[1] UU Republik Indonesia nomor 1 tahun 2009 tentang Penerbangan
[2] Sukadana,  I  Gusti  Ketut,2015,  Teori  turbin gas  dan  jet  propulsi,  Buku  ajar  ISBN, Universitas Udayana, Bali
[3] ATR  Training  Centre,  2008,  ATR  training manual  ATA  00  General  familirization, Toulouse, Airbus company
[4] Whitney,  and  Pratt,  2018,  Type-Certificate data  sheet  PW100  engine  series,  European Aviation Safety Agency, issue 04, No.041
[5] ATR  Training  Centre,  2008,  ATR  training manual  ATA  70  powerplant,  Toulouse, Airbus company
[6] Pratt  &  Whitney  Canada,  2010,  Engine Maintenance  Manual,  Pratt  &  Whitney Canada
[7] ATR  Training  Centre,  2008,  ATR  training manual ATA 61 propeller, Toulouse, Airbus company
[8] UTC  Aerospace  System,  2018,  Hamilton Sundstrand's  maintenance  manual,  United state America, Hamilton Sundstrand's corporation
[9] Pratt  &  Whitney  Canada,  1997,  Large PW100  Training  Manual,  Pratt  &  Whitney
Canada
[10] Moran,  Michael  J  dan  Howard  ,2006, Fundamentals of engineering thermodynamics,  Fifth  edition,  Scotprint, East Lothian [11] Federal  Aviation  Administration,  2012, Aviation  maintenance  technician  handbook, Volume 1, U.S.
Department of transportation, Oklahoma city.
[12] Pratt  &  Whitney  Canada,  2010,  Ilustrated part catalogue, Pratt & Whitney Canada
[13] Akuan,  Abrianto,  2008,  Analisa  kegagalan logam, TechnoMET UNJANI
[14] Utomo,  Budi,  2009,  Jenis  korosi  dan penanggulangannya, KAPAL, Vol. 6, No.2.
[15] ATR  Training  Centre,  2008,  ATR  training manual  ATA  28  fuel  system,  Toulouse, Airbus company
[16] DGCA-Indonesia,  2000,  Civil  aviation safety regulations part 43, Jakarta, Keputusan menteri perhubungan dan
telekomunikasi
[17] ATR72-212,  2018,  Continous  airworthiness maintenance program, Jakarta, Wings Air.
[18] Suparman,  2013,  Analisa  kerusakan  di  high pressure  nozzle  guide  vanes  turbine  tipe adour  mk.871-4  pesawat  tempur  hawk 109/209  di  skadron  udara  12,Jurnal  Surya Teknika, Vol. 1, No. 1 [19] Rathore, Mahesh M, 2010, Thermal engineering,  Privateedition,  McGraw  hill,
New Delhi
[20] Widyastuti,  Alfina  dan  Wawan  Aries,  2012, Analisa  termodinamika  pengaruh ambient temperature terhadap  unjuk  kerja  turbin  gas TEG  6210  dan  TEG 6220  (Tipe  Centaur 40 4501)  pada  tambora  fiend  oper  12,Jurnal Surya Teknika, Vol. 1, No.
[21] Yudi,A, 2010, Review dan analisa karakteristik  dan  penyebab  kerusakan  sudu turbin gas, Jurnal Mechanical, Vol. 1, No. 1.
[22] Ruhyat,Nanang, 2010, Pendekatan analisa thermodinamika pada mesin turbin gas pesawat terbang turbofan, Jurnal Sinergi, Vol. 14, No. 1.
[23] Sunarto, dan Heru Santoso, 2020, Buku Saku Analisis Pareto, First edition,
Poltekkes Surabaya, Magetan