ENGINE APU

ENGINE APU

   Auxiliary Power Unit (APU) adalah mesin turbin gas kecepatan konstan. Hal ini terletak di kerucut ekor unpressurized. APU adalah serba lengkap unit, yang memungkinkan pesawat untuk tidak bergantung pada pneumatik external dan sumber daya listrik. Mesin turbin gas konstan kecepatan drive gearbox aksesori dan beban kompresor. APU menyediakan:

- daya listrik untuk sistem pesawat,

- Bleed udara untuk start dan pendingin udara di tanah,

- Bleed udara untuk AC / bertekanan dan sayap anti-es di penerbangan.

     Daya listrik tersedia setiap kali APU beroperasi, tapi pada saat ketinggian 23.000 ft  dimatikan di atas udara. APU memiliki tutup untuk asupan udara. Asupan penutup terbuka ketika APU tombol utama dipilih ON dan menutup ketika saklar master dipilih OFF. Ketika terbuka, ia menyediakan pesawat ke inlet APU untuk pembakaran dan supply pneumatik.

Pengertian Engine APU 

   Auxilary Power Unit (APU) adalah bagian dari mesin pesawat terbang yang letaknya di bagian ekor (empenage) pesawat terbang, adapun fungsi dari APU adalah sebagai berikut :

1. Sebagai pembangkit listrik yang menghasilkan daya listrik kurang lebih 90      kVA batas ketinggiannya mencapai 31.000 ft

  2. Dengan menghasilkan listrik tersebut, sehingga berfungsi sebagai sumber
   arus listrik bagi AC dan peralatan elektronik lainnya pad asaat pesawat 
   menaikan dan menurunkan penumpang atau pada saat pesawt sebelum  terbang sebagai start engine, setelah mesin pesawat menyala dan pesawat itu  terbang sehingga fungsi APU digantikan mesin pesawat kemudian mesin APU  dimatikan . 

Kinerja Mesin APU pada pesawat Boeing 737- 300/400/500 

  
   Engine APU dengan tipe Honney well adalah engine yang memanfaatkan udara luar untuk dijadikan pembakaran yang diubah tekanannya menjadi tekanan tinggi pada ruang bakar (Combustion) dengan bantuan baling-baling turbin  untuk menghisap udara dari luar ke dalam.

     Engine APU ini memiliki tiga bagian baling-baling turbin yang digerakan oleh gear box. Gear box ini digerakan oleh electric stater sehingga dapat memutar baling - baling, dari perputaran baling-baling udara luar dapat dihisap melalui inlet air plenum, sehingga udara masuk ke dalam dari situ udara diteruskan oleh putaran baling-baling pertama menuju baling-baling yang kedua untuk dikompresikan tekanannya menjadi tekanan tinggi yang berbentuk satu muka   

v  Bagian-bagian utama Engine APU Honney well

Bagian bagian dari engine ini adalah:

     Diffuser

Berfungsi sebagai penampung udara yang masuk ke engine, dimana oleh kompresor ditekan untuk melakukan proses pembakaran. Fungsi utama dari diffuser ini adalah agar aliran udara dapat rata dan halus sehingga dapat mencegah terjadinya stall dan mengurangi rar 

   Compressor

   Berfungsi merubah energi kinetik (kecepatan udara) 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. Untuk sistem propulsi kompresor yang digunakan ialah jenis aksial dengan pertimbangan area yang digunakan sedikit sehingga hambatannya rendah. Kompresor aksial memiliki rotor (berputar) dan stator vanes (diam). Tiap bagian rotor dan stator ini dinamakan stage. 

    Combustion (Ruang Bakar)

   Berfungsi membakar campuran udara dan bahan bakar dan mengalirkan gas hasil pembakaran tersebut ke turbin dengan suhu yang merata. Temperatur gas pembakaran dibatasi oleh kekuatan struktur material yang ada di turbin dan ruang bakar. Tidak semua udara yang masuk ke ruang pembakaran (Combustion) untuk pembakaran, 20%-30% udara digunakan ntuk pembakaran dan 70%-80% untuk pendinginan. Ruang bakar di klasifikasikan menjadi 3 yaitu, cannular, annular, dan can-annular. Dn tipe combustion yang dipakai pada APU engine  honeywell adalah jenis annular.  Bagian pada ruang bakar (Combustion) adalah :

- the inner combustion chamber shell,

- the outer combustion chamber shell.

- an igniter plug,

- 10 dual orifice fuel nozzle

     Turbin

  Perakitan turbin yang menggerakkan kompresor mesin, beban kompresor dan roda gigi dari Aksesori Gearbox (AGB).  Dua tahap aksial

turbin aliran meliputi:

- a cooled first stage nozzle,

- inserted first stage rotor blades,

- an un cooled second stage stator,

- a dual alloy second stage rotor,

- an annular exhaust diffuser.

=> Gear box

   
   Gear box adalah sebagai tempat mentransmisikan daya yang dihasilkan dati turbin dan motor, dan daya tersebut di salurkan kembali ke komponen lainnya. Dimana daya yang disalurkan  untuk menggerakan :

    1.  Generator

    2.  Oil Pump 

    3.  Kipas (Cooling Fan)

  Dan di gear box terdapat starter yang berfungsi untuk emnjalankan engine tersebut. Adapun Struktur dari Gear Box adalah sebagai berikut : 

➨ DOWNLOAD =>>

ENGINE FUEL SISTEM

 FUEL SISTEM DAN KOMPONENNYA

   Sistem ini adalah sistem yang berperan untuk mentransfer bahan bakar dari tank menuju engine guna pembakaran agar engine dapat bekerja dengan baik dan dapat menghasilkan performa yang diingikan. Dalam sistem ini juga menggunakan komponen-komponen pendukung guna memberikan kemudahan serta keamanan sistem ini untuk Melakukan kerjanya, sehinnga proses pembakaran dalam engine tercapai. Komponen-komponen tersebut adalah :

1.     1.    Fuel Tank 

Komponen ini memiliki fungsi untuk menampung bahan bakar, dalam pesawat umumnya terdapat 3 fuel tank yaitu 2 Main Tank (Terdapat Di Wings), Center Tank (Terdapat Pada bagian Fuselage Pesawat), adapun tambahan-Tambahan lainya Seperti Auxialary tank, Surge tank dan Drop tank yang seperti pada Pesawat Hercules, untuk setiap pesawat memiliki variasi-variasi yang berbeda baik dalam nama letak serta maksud Tujuanya.

1   2. Transfer Pump

  

    

    Komponen ini berfungsi sebagai pentransfer fuel dari tank yang satu ke Tank yang lain khususnya dari Main Tank ke Center Tank untuk pesawat yang memiliki sayap lower wings dan Engine tidak berada di wings, agar kestabilan terjaga maka pump ini akan Mentransfer Fuel dari Main Tank ke Center Tank Agar kondisi Main Tank tetap stabil dengan jumlah Fuel Yang Ditransfer sama. Pump ini digerakan menggunakan Elektrikal Motor dengan kapasitas 24-28 Volt DC.

3. Fuel Control Unit (FCU)

   Komponen memiliki fungsi sebagai pengatur besarnya fuelyang akan masuk kedalam combustion chamber yang besarnya disesuaikan dengan besar udara yang masuk yang mana biasanya perbandingan antara fuel dan udara adalah 1 : 14,7 ,dalam pangaturan besarnya udara yang masuk fcu terhubung dengan variable stator vane ataupun dengan inlet guide vane sehingga besarnya fuel yang masuk sesuai dengan udara yang masuk.semakin berkembangya zaman  fcu berkebang semakin canggih terbukti bahwa sistem fcu sekarang banyak ditompang dengan sistem computerisasi walaupun dengan nama yang berbeda sesuai dengan fabrikasinya seperti mec (main engine control) yang dipakai pada boeing classic,eec (electronic engine control) yang dipakai pada boeing 737 ng dan airbus,tidak hanya itu sistem tersebut juga didukung dengan sistem fadec (full authority display electronic control),sehinnga bagaimana performa engine dapat terkontrol dengan baik.

3. Booster Pump

  

Seperti Halnya Dengan Transfer Pump,Booster Pump Juga Memilik Fungsi Serupa Akan Tetapi Booster Pump Berfungsi Mentransfer Fuel Dengan Kapasitas 20 Psi Dari Tank Menuju Fuel Pump.Booster Pump Biasanya Berupa Impeller Dimana Agar Mendapatkan Volume Yang Lebih Besar Dari Pada Teka

4. Fuel Pump

    Pump type ini terletak di engine yang terhubung oleh accesory gear box karena digerakan oleh engine biasanya disebut dengan fuel engine driven pump (edp),yang man memiliki daya tekan kurang lebih 1000 psi.pump ini lah yang menghasilkan fuel yang bertekanan agar fuel saat berada di combustion chamber berupa kabut sehingga lebih mudah untuk dilakukan pembakaran.pump ini sendiri memiliki jenis yang bermacam-macam antara lain gear pum,gear rotor pump dan piston. 

    Dari ketiga tersebut yang paling sering digunakan adalah type piston karena memiliki daya tekan yang paling besar,dari type piston ini sendiri memiliki 2 type yaitu constant volume pump dan variable volume pump.keduanya memiliki perbedaan,namun pada akhir-akhir ini lebih banyak digunakan type variable volume pump karena apabila terjadi kelebihan tekanan angle dari plate penyangga piston akan berubah untuk menyesuaikan besar tekana secara otomatis sehinnga dalam sistem tidak diperlukan lagi pressure regulator atau unloading valve.

15. Shut Off Valve

   

   Valve ini berfungsi sebagai pemutus dan penghubung aliran bahan bakar fuel yang akan masuk ke sistem.biasanya digerakan menggunakan motor listrik berkapasitas 24-28 volt dc.apabila ada kerusakan dalam sistem elektriknya maka dapat dibuka secara manual,tetapi tidak boleh ditutup manual karena akan merusak dari sistem mekaniknya. 

6. Cross feed valve

      

        

        Valve  ini berfungsi sebagai pentransfer fuel apabila dalam suatu kondisi jumlah quantity dalam setiap tank tidak seimbang ataupun dalam suatu tank terjadi kegagalan sistem dalam distribusi fuel sehingga bisa disuplay dari tank yang lainnya melalui cross feed valve.

7. Fuel Nozzle

 

Pada bagian ini adalah bagian yang berfungsi sebagai saluran terakhir yang berada pada ruang pembakaran yang bertugas dalam pengkabutan fuel,semakin bagus pengkabutan maka semakin sempurna pembakaran.ada dua type fuel nozzle yaitu atomizing dan vapourizing dan apabila dilihat dari bentuknya terbagi lagi menjadi 2 yaitu simplex dan duplex,dua type ini dipakai sesuai dengan kebutuhan yang diinginkan.

8. Fuel line

    Merupakan pipa-pipa yang disambung dengan fitting-fitting dan Bee Nut yang menjadi satu kesatuan sehingga penyaluran fuel dapat didistribusikan dengan baik dan effisien.

9. Check Valve

  

Merupakan suatu komponen yang berfungsi menyearahkan atau penyearah aliran fuel pada system agar aliran fuel tidak terbagi atau keluar dari jalur pipa dari system yang diinginkan.

PRINSIP KERJA FUEL SYSTEM 

   Fuel yang tersimpan pada tanki selanjutnya akan dipompa oleh booster pump.Kemudian disaring pada fuel filter agar tidak ada kotoran yang masuk ke sistem. Setelah melewati filter, fuel akan mengalir ke heater oil to fuel (fuel heat exchanger) yang mana berfungsi untuk memanaskan fuel. Selanjutnya fuel dipompa kembali oleh fuel pump ke fuel control unit (FCU). Setelah fuel diatur di FCU, fuel akan diarahkan ke high pressure shut off valve yang kemudian fuel dikeluarkan melalui fuel nozzle dalam bentuk kabut agar mempermudah proses pembakaran. 

➨ DOWNLOAD =>>

ENGINE OPERATION

ENGINE OPERATION

CFM56-5B

  

   Dunia penerbangan berkembang dengan cepat seiring dengan perkembangan mesin pendorong (propulsi) nya. Pada awalnya, pesawat terbang hanya digerakkan dengan mesin piston yang memutar propeller, namun seiring dengan kebutuhan kecepatan dan performa yang makin tinggi, terciptalah mesin propulsi pesawat dengan prinsip kerja turbin gas yang saat ini sangat intensif digunakan baik untuk pesawat berpenumpang skala besar (Boeing, Airbus dan lain-lain) maupun pesawat tempur hingga wahana kecepatan tinggi (supersonik dan hipersonik) yang meliputi turbojet, turbofan, turboprop, turboshaft, ramjet dan modifikasi lainya .

Cara kerjanya adalah sebagai berikut :

1. Udara dari depan pesawat masuk ke turbojet melewati inlet. Inlet ini    berupa difuser, yaitu bagian untuk merubah kecepatan udara yang tinggi  menjadi tekanan yang tinggi dengan cara menurunkan kecepatan. Perlu di  ketahui bahwa kompresor akan optimal bekerja ketika udara masuk  berkecepatan rendah.

2. Udara berkecepatan rendah dan tekanan tinggi diatas kemudian memasuki      kompresor untuk dikompresi atau dinaikkan tekananya, penaikan tekanan ini  sangatlah tinggi dan rapat, semakin tinggi maka performa mesin akan semakin  baik.Penaikan tekanan ini disertai dengan naiknya suhu.

3. Setelah udara memiliki tekanan dan suhu yang tinggi, udara tersebut          dicampur dengan bahan bakar sehingga dengan mudah terbakar dan  menghasilkan ledakan di dalam ruang bakar. Berbeda dengan mesin piston,  pada turbin gas, pemantikan (busi) hanya dilakukan sekali pada saat starter,  mirip seperti menyalakan kompor gas.

4. Udara hasil pembakaran yang sangat panas dan berkecepatan tinggi ini    kemudian menggerakkan turbin. Turbin berfungsi merubah energi panas dan  energi dari kecepatan udara tersebut menjadi putaran yang sangat tinggi.  Adapun turbin tersebut dihubungkan dengan kompresor, sehingga kompresor  dapat menjalankan fungsinya seperti penjelasan ke-1 sehingga mesin akan  berputar secara kontiniu.

   Setelah melewati turbin, energi dari udara masih cukup tinggi. Energi tekanan  dan suhu yang tinggi tersebut diubah menjadi energi kecepatan dengan  menggunakan  nozzle, udara yang keluar dari nozzle memiliki kecepatan yang  sangat tinggi sehingga menghasilkan gaya dorong atau kita kenal dengan  thrust yang sangat tinggi pula. Gaya dorong inilah yang dimanfaatkan untuk  mendorong pesawat.

SISTEM OVERVIEW

Mesin CFM56-5B adalah mesin pesawat dual-rotor, variabel stator, rasio Bypass yang tinggi dengan tenaga turbofan. The CFM56-5B kekuatannya lengkap dengan satu  koridor keluarga pesawat. Mesin CFM56-5B tersedia dalam beberapa peringkat daya dorong.Semua mesin pada dasarnya sama. Sebuah plug program pada Electronic Control Unit (ECU) dapat mengubah daya dorong yang tersedia. Instalasi powerplant termasuk mesin, inlet mesin, gas pembuang, penutup kipas. Tiang yang menghubungkan mesin dengan struktur sayap. Mesin ini melekat pada tiang dengan posisi sedikit maju kedepan.

SISTEM OVERVIEW

CFM56-5B ini memiliki dua bagian kompresor aksial, satu untuk setiap poros Low Pressure Compressor (LPC) bagian fan booster, dan High Pressure Compresor (HPC). LPC ini terdiri dari bingkai kipas, kipas penguat rotor, dan kipas penguat stator. Bagian HPC dibagi menjadi  HPC rotor, dan HPC stator.

-> PERAKITAN BINGKAI KIPAS

Modul kipas bingkai membawa beban menutup kepala lubang masuk untuk mendukung kipas angin, penggerak dan HPC dan bantalan mereka, berisi maju dudukan dan mendukung transfer dan aksesori gearbox. Ini menyediakan ducting untuk aliran udara primer dan sekunder dan katup udara variabel.

->FAN BOOSTER ROTOR

Kipas rotor terdiri dari satu diameter penuh kipas,  satu tahap untuk dua aliran , dan empat booster untuk aliran mesin inti.

-> FAN BOOSTER STATOR

Stator baling-baling tetap yang disediakan untuk keduanya, kipas dan penguat rotor. Pelindung ini didukung oleh kerangka kipas dan mendukung aksesori mengemudi gearbox.

-> HPC ROTOR
HPC kompresor rotor adalah 9-tahap perakitan aliran aksial. Rotor terdiri dari tahap 1-2 spool, tahap 3 disk, tahap 4-9 spool.

-> HPC STATOR

Semua 9 tahapan stator kompresor terselubung. Dengan Inlet bebas Baling-baling (IVG) dan 3 tahap pertama dari kompresor adalah var. 

OPERASI COMPRESSOR 

Kompresor akan memaksa aliran udara mengalir melalui mesin untuk dinaikan tekanannya. Energi mekanik dari turbin diberikan kepada poros kompresor untuk disampaikan ke aliran udara dengan blade compresor. Dalam stator aliran udara yang dikompresi bertahap. Sebelum memasuki ruang pembakaran stator baling-baling terakhir harus mengarahkan aliran udara. Karena rasio kompresi aliran udara mencoba melakukan ekspansi arah berlawanan arah. Jika kompresor tidak mampu memampatkan aliran udara, kompresor ini melonjak. Stall adalah efek setempat di mana aliran udara tidak dikompresi. efek Stall dapat memberikan kompresor melonjak. Untuk mencegah kompresor batas lonjakan dikendalikan melalui metode kontrol aliran udara. Variabel s tator baling-baling (VSVs) dan katup berdarah variabel yang digunakan untuk mengoptimalkan batas. 

RUANG PEMBAKARAN

  

Mesin CFM56-5B dasar memiliki ruang bakar Annular Tunggal konfigurasi. Kasus ini menggabungkan kompresor Outlet Guide Vanes (OGVs) dan Diffuser untuk pengurangan sensitivitas ruang bakar kepada tampak kompresor udara. 

OPERASI RUANG BAKAR

   Gas HP (High Pressure) dari kompresor melewati OGVs yang mengarahkan mereka, maka dalam diffuser mengalami penurunan kecepatan dan masuk dalam pembakaran ruang. Gas dicampur dengan bahan bakar dari nozzle semprotan. Ketika campuran bertemu zona terbakar, akan memulai proses pembakaran yang selesai sebelum memasuki nozzle HPT. Aliran ini dibagi menjadi aliran yang melewati pembakaran ruang dan aliran yang mengelilingi itu. Aliran yang masuk ruang pembakaran melewati lebih dulu melalui dome di single combustor engine dan mendinginkan permukaan. Aliran yang mengelilingi ruang bakar dicampur dengan gas dibakar memasuki nozzle HPT untuk mengurangi suhu gas di inlet turbin dan memberikan sebuah film pendingin untuk nosel turbin pertama.

TURBINE

Bagian turbin dibentuk oleh dua modul: modul HPT dan modul LPT. Modul HPT terdiri dari 1-tahap nozzle dan rotor dan LPT terdiri atas 4 tahap nozzle dan rotor. Turbin menyediakan energi untuk meningkatkan tekanan aliran udara di kompresor dan untuk daya semua aksesoris yang membutuhkan pesawat.

-> HPT NOZZLE

HPT nozzle adalah rakitan berpendingin udara-satu tahap yang mount di kasus pembakaran dan mengarahkan aliran gas dari pembakaran chamber ke dalam bilah rotor HPT.

-> HPT ROTOR

HPT rotor adalah satu tahap, berpendingin udara, turbin efisiensi tinggi. HPT DAN LPT 1 STAGE NOZZLE ASSEMBLY HPT kain kafan dan tahap 1 LPT nozzle perakitan terletak di dalam kasus pembakaran.

-> LPT STATOR

Perakitan LPT terdiri dari perakitan kasus LPT, tahap 2-4 LPT rakitan nozzle dan tabung pendingin udara dan manifold perakitan.

-> LPT ROTOR

LPT perakitan rotor terdiri dari: disk LPT, tahap 1 pisau perakitan, berputar segel udara, tahap 2-4 dari LPT rotor dan, rotor turbin mendukung.

->TURBIN FRAME

Bingkai turbin melesat ke kasus LPT dan mendukung primer knalpot nozzle 

OPERASI TURBIN 

Turbin rotor adalah bagian mekanik yang memberi energi ke kompresor poros. Energi ini akan dikirimkan ke rotor turbin oleh gas dari ruang pembakaran. Gas-gas ini memberikan energi mereka di pisau turbin memaksa rotor turbin untuk memutar. 

➡ DOWNLOAD MATERI=>>

ENGINE CONTROL

ENGINE CONTROL

Sistem kontrol mesin pesawat terbang dibuat di sekitar Engine Control Authority Digital (FADEC) sistem. Ini berfungsi sebagai penghubung antara A / C dan mesin kontrol dan memantau komponen. Sistem FADEC dari masing-masing mesin terdiri dari dual channel elektronik Control Unit (ECU), dengan sekelilingnya yang terkait. ECU adalah komputer dari sistem FADEC dan terletak di kipas mesin 

Mengenal  FADEC Sistem

FADEC (Full Authority Digital Engine Control)  adalah 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 ;

- Mengontrol  2  ‘thrust lever interlock selenoids’

- Mengontrol manajemen daya,

- Variable Valve Bleed (VBV) kontrol,

- Variabel Stator Vane (VSV) kontrol,

- Transient Bleed Valve (TBV) kontrol,

- Pengaturan kontrol bahan bakar,

- Kontrol Tekanan Tinggi Turbin Active Izin  (HPTACC),

- Tekanan Rendah Turbin Active Izin Control (LPTACC),

- Data perawatan mesin,

- autothrust,

Engine termodern sa’at ini umumnya sudah menggunakan FADEC system, untuk membahas lebih rinci lagi kita ambil contoh FADEC system pada engine CFM56 – 7B 

 • 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.

Failsafe control
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 =>>