Download - Katalog Presentasi Pesawat Tenaga
-
8/10/2019 Katalog Presentasi Pesawat Tenaga
1/7
Categories of Gas Turbines
The simple-cycle gas turbine is classified into five broad groups:
1. Frame Type Heavy-Duty Gas Turbines. The frame units are the large power generation units
ranging from 3 MW to 480 MW in a simple cycle configuration, with efficiencies ranging from
3046%.
2. Aircraft-Derivative Gas Turbines Aero-derivative. As the name indicates, these are power
generation units, which originated in the aerospace 16 Gas Turbine Engineering Handbookindustry as the prime mover of aircraft. These units have been adapted to the electrical
generation industry by removing the bypass fans, and adding a power turbine at their exhaust.
These units range in power from 2.5 MW to about 50 MW. The efficiencies of these units can
range from 3545%.
3. Industrial Type-Gas Turbines. These vary in range from about 2.5 MW15 MW. This type ofturbine is used extensively in many petrochemical plants for compressor drive trains. The
efficiencies of these units are in the low 30s.
4. Small Gas Turbines. These gas turbines are in the range from about 0.5 MW2.5 MW. They
often have centrifugal compressors and radial inflow turbines. Efficiencies in the simple cycle
applications vary from 1525%.
5. Micro-Turbines. These turbines are in the range from 20 kW350 kW. The growth of theseturbines has been dramatic from the late 1990s, as there is an upsurge in the distributed
generation market.
Major Gas Turbine Components
Compressors A compressor is a device, which pressurizes a working fluid. The types of
compressors fall into three categories as shown in Figure 1-17. The positive displacementcompressors are used for low flow and high pressure (head), centrifugal compressors are mediumflow and medium head, and axial-flow compressors are high flow and low pressure. In gas
turbines the centrifugal flow and axial-flow compressors, which are continuous flow
compressors, are the ones used for compressing the air. Positive displacement compressors suchas the gear type units are used for lubrication systems in the gas turbines. The characteristics of
these compressors are given in Table 1-3. The pressure ratio of the axial and centrifugal
compressors have been classified into three groups: industrial, aerospace, and research. The
aircraft gas turbines because of their thrust to weight ratio considerations have very high loading
for each compressor stage. The pressure ratio per each stage can reach as high as 1.4 per stage. Inthe industrial gas turbines, the loading per stage is considerably less and varies between 1.051.3
per stage. The adiabatic efficiency of the compressors has also increased and efficiencies in thehigh 80s have been achieved. Compressor efficiency is very important in the overall performanceof the gas turbine as it consumes 5560% of the power generated by the gas turbine. The
industrial pressure ratio is low for the reasons that the operating range needs to be large. The
operating range is the range between the surge point and the choke point. Figure 1-18 shows theoperating characteristics of a compressor. The surge point is the point when the flow is reversed
in the compressor. The choke point is the point when the flow has reached a Mach = 1:0, the
point where no more flow can get through the unit, a stone wall. When surge occurs, the flow
-
8/10/2019 Katalog Presentasi Pesawat Tenaga
2/7
is reversed and so are all the forces acting on the compressor, especially the thrust forces, which
can lead to total destruction of the compressor. Thus, surge is a region that must be avoided.
Choke conditions cause a large drop in efficiency, but do not lead to destruction of the un it. It isimportant to note that with the increase in pressure ratio and the number of stages the operating
range is narrowed. The turbo-compressors discussed in this section transfer energy by dynamic
means from a rotating member to the continuously flowing fluid. The two types of compressorsused in gas turbines are axial and centrifugal. Nearly all gas turbines producing over 5 MW haveaxial-flow compressors. Some small gas turbines employ a combination of an axial compressor
followed by a centrifugal unit. Figure 1-19 shows a schematic of an axial-flow compressor
followed by a centrifugal compressor, an annular combustor, and an axial-flow turbine, very
similar to the actual engine depicted in Figure 1-14.
Regenerators Heavy-duty regenerators are designed for applications in large gas turbines in
the 150 MW range. The use of regenerators in conjunction with industrial gas turbines
substantially increases cycle efficiency and provides an impetus to energy management by
reducing fuel consumption up to 30%. The term regenerative heat exchanger is used for thissystem in which the heat transfer between two streams is affected by the exposure of a third
medium alternately to the two flows. The heat flows successively into and out of the thirdmedium, which undergoes a cyclic temperature. In a recuperative heat exchanger each element
of heat-transferring surface has a constant temperature and, by arranging the gas paths incontraflow, the temperature distribution in the matrix in the direction of flow is that giving
optimum performance for the given heat-transfer conditions. This optimum temperature
distribution can be achieved ideally in a contraflow regenerator and approached very closely in across-flow regenerator. Figure 1-22 shows how a regenerator works. In most present-day
regenerative gas turbines ambient air enters the inlet filter and is compressed to about 100 psi
(6.8 Bar) and a temperature of 500 F (260 C). The air is then piped to the regenerator, which
heats the air to about 900 F (482 C). The heated air then enters the combustor where it isfurther heated before entering the turbine. After the gas has undergone expansion in the turbine,
it is about 1000 F (538 C) and essentially at ambient pressure. The gas is ducted through theregenerator where the waste heat is transferred to the incoming air. The gas is then dischargedinto the ambient air through the exhaust stack. In effect, the heat that would otherwise be lost is
transferred to the air, decreasing the amount of fuel that must be consumed to operate the turbine.
For a 25 MW turbine, the regenerator heats 10 million pounds of air per day.
The main presentation
Combustion Chamber Design: The most simple combustor is a straight-walled duct connectingthe compressor and turbine as seen in Figure 10-1. Actually, this arrangement is impractical
because of the excessive pressure loss resulting from combustion at high velocities. The
fundamental pressure loss from combustion is proportional to the air velocity squared. Sincecompressor discharge velocities can be on the order of 500 ft/sec (152.4 m/sec), the combustionpressure loss can be up to one-quarter of the pressure rise produced by the compressor. For this
reason, air entering the combustor is first diffused to lower the velocity. Still, up to half the
combustor pressure loss can be caused by this diffusion. Even with a diffuser, velocities are still
too high to permit stable combustion. With flame speeds of a few fps, a steady flame cannot beproduced by simple injection into an airstream with a velocity one to two orders of magnitude
greater. Even if ignited initially, the flame will be carried downstream and cannot be sustained
-
8/10/2019 Katalog Presentasi Pesawat Tenaga
3/7
without continuous ignition. A baffle of some type needs to be added to create a region of low
velocity and flow reversal for flame stabilization as seen in Figure 10-2. The baffle creates an
eddy region in the flow continually drowning in gases to be burned, mixing them, andcompleting the combustion reaction. It is this steady circulation that stabilizes the flame and
provides continuous ignition. The problem in combustion then becomes one of producing only
enough turbulence for mixing and burning, and avoiding an excess, which results in increasedpressure loss. It is desirable to be able to analyze the controlling features of a stabilizing sys-temso that a good combustion efficiency with respect to pressure loss is attained. Since combustor
design involves the formation of turbulent zones with complicated fluid flow and chemical
reaction effects, combustor designers must resort to empiricism. A simple bluff body, such as abaffle placed in the flow stream, is the simplest case of flame stabilization. Though the basic flow
pattern in each combustor primary zone is similar (fuel and air mixed, ignited by recirculating
flame, and burned in a highly turbulent region), there are various ways to create flame stability in
the primary zone. However, they are more complicated and difficult to analyze than the simplebaffle. Figures 10-3 and 10-4 show two such designs. In one, a strong vortex is created by swirl
vanes around the fuel nozzle. Another flow pattern is formed when combustor air is admitted
through rings of radial jets. Jet impingement at the combustor axis results in upstream flow. Theupstream flow forms a toroidal recirculation zone that stabilizes the flame. Velocity is an
important factor in primary zone design. A fixed velocity value in the combustor creates a
limited range of mixture strength for which the flame is stable. Also, different flame stabilizing
arrangements (baffles, jets, or swirl vanes) exhibit different ranges of burnable mixtures at agiven velocity. Figure 10-5 is a general stability diagram that shows how the range of burnable
mixtures decreases as velocity increases. Changing baffle size will affect the range of burnable
limits as well as the pressure loss. To accommodate a wide operating range of fuel-to-air ratios,the combustor is designed to operate well below the blowout velocity. Gas turbine compressors
operate with nearly constant air velocities at all loads. This constant air velocity results from the
compressor operating at a constant speed, and in the cases where the mass flow varies as a
function of the load, the static pressure varies similarly; the volumetric air flow is nearlyconstant. Therefore, velocity can be used as a criterion in combustor design, especially with
respect to flame stabilization. The importance of air velocity in the primary zone is known. In the
primary zone fuel-to-air ratios are about 60:1; the remaining air must be added some-where. Thesecondary, or dilution, air should only be added after the primary reaction has reached
completion. Dilution air should be added gradually so as not to quench the reaction. The addition
of a flame tube as a basic combustor component accomplishes this, as shown in Fi gure 10-6.Flame tubes should be designed to produce a desirable outlet profile and to last a long time in the
combustor environment. Adequate life is assured by film cooling of the liner. Figure 10 -7 shows
a can-annular combustor. At the left is a transition zone in which high-velocity air from the
compressor is diffused to a lower velocity and higher pressure, and distributed around thecombustion liner. The air enters the annular space between the liner and casing, and is admitted
into the space within the liner through holes and slots because of the pressure difference. The
design of these holes and slots divides the liner into distinct zones for flame stabilization,
combustion, and dilution, and provides film cooling of the liner.
Gas Turbine Materials
The composition of the new and conventional alloys throughout the turbine are shown in Table11-2. This table describes materials used in the GE line of turbines but the materials are common
-
8/10/2019 Katalog Presentasi Pesawat Tenaga
4/7
to all brands of high temperature turbine even though there may be some variations in the
composition of the alloys. In the early years of turbine development, increases in blade alloy
temperature capability accounted for the majority of the firing temperature increase until air-cooling was introduced, which decoupled firing temperature from the blade metal temperature.
Also, as the metal temperatures approached the 1600 F (870 C) range, hot corrosion of blades
became more life limiting than strength until the introduction of protective coatings. During the1980s, emphasis turned toward two major areas: improved materials technology, to achievegreater blade alloy capability without sacrificing alloy corrosion resistance; and advanced, highly
sophisticated air-cooling technology to achieve the firing temperature capability required for the
new generation of gas turbines. The use of steam cooling to further increase combined-cycleefficiencies in combustors was introduced in the mid to late 1990s. Steam cooling in blades and
nozzles was introduced to commercial operation in the year 2002. In the 1980s, IN 738 blades
were widely used. IN-738 was the acknowledged corrosion standard for the industry. New
alloys, such as GTD-111, were developed and patented by GE in the mid-1970s. GTD-111possesses about a 35 F (20 C) improvement in rupture strength as compared to IN-738. GTD-
111 is also superior to IN-738 in low-cycle fatigue strength.
Semua turbin gas, combustors melaksanakan fungsi yang sama: mereka meningkatkan
temperatur gas tekanan tinggi . Combustor Turbin gas cuma menggunakan sedikit udara(10%)dalam proses pembakaran. Sisa dari udara digunakan untuk pendinginan dan mencampur.
Pembakaran baru adalah uap air yang berputar-putar digunakan sebagai pendingin. Udara dari
kompressor harus diuapkan sebelum masuk combustor . Kecepatan udara ketika meninggalkan
kompressor adalah sekitar 400-600 ft/sec ( 122-183 m/sec) dan kecepatan di dalam combustorharus diberada di bawah 50 ft/sec ( 15.2 m/sec). Bahkan pada kecepatan randah seperti ini pun
juga harus di waspadai untuk menghindari nyala api yang nantinya akan dilanjutkan ke arahmuara. Combustor adalah suatu alat pemanas udara dengan pembakaran langsung di mana bahanbakar dibakar hampir seimbang dengan sepertiga atau lebih sedikit membebaskan udara dari
kompresor. Produk pembakaran kemudian dicampur dengan udara yang sisa untuk tiba di suatu
temperatur pintu masuk turbin pantas. Di samping orang banyak mendisain perbedaan di (dalam)
combustors, semua turbin gas ruang pembakaran mempunyai tiga tipe:(1) ruang sirkulasi ulang,
(2) ruang bakar ( dengan ruang sirkulasi ulang
yang meluas kepada daerah pelemahan), dan
(3) ruang pelemahan, seperti dilihat diGambar 1-23.
Udara memasuki suatu combustor dibagisedemikian sehingga aliran didistribusikanantar tiga daerah utama: (1) Primary zone, (2)
Dilution zone, Dan (3) Annular space
between the liner and casing. Pembakaran didalam combustor berlangsung di Primary
Zone. Pembakaran gas-alam adalah suatu reaksi kimia yang terjadi antara karbon, atau hidrogen,
dan oksigen. Panas dilepaskan dari hasil reaksi ketika berlangsung. Produk pembakaran adalah
-
8/10/2019 Katalog Presentasi Pesawat Tenaga
5/7
gas karbon dioksida dan air. Reaksi ini terjadi secara Stoichiometric, yang berarti perbandingan
komponen reaktan sedemikian hingga membutuhkan gas oksigen untuk menyempurnakan suatu
reaksi lengkap ke dalam bentuk kesetimbangan. Udara masuk combustor dengan aliran langsung,atau reverse-flow. Kebanyakan mesin pesawat mempunyai combustor tipe straight through flow.
Kebanyakan besar bentuk unit tipe mempunyai reverse-flow. Fungsi recirculation zone adalah
untuk menguapkan, pembkaran sebagian, dan menyiapkan bahan bakar untuk pembakaran cepatsisa sisa dari ruang bakar. Idealnya, pada akhir dari zona pembakaran, bahan bakar semua harusdibakar sehingga fungsi dari dilution zone adalah semata-mata untuk mencampur gas
panas dengan dilution air. Campuran gas yang meninggalkan ruang bakar mempunyai
temperature dan distribusi percepatan yang bisa diterima oleh rusuk-rusuk penyejuk pemandudan turbin. Biasanya, penambahan dilution air dengan tiba-tiba jika pembakaran tidak sempurna
diakhir dari ruang bakar, suatu kejadian yang tak diinginkan akan nampak yang mencegah
penyelesaian pembakaran. Bagaimanapun, ada bukti dengan beberapa chamber bahwa jika
burning zone beroperasi secara over-rich, beber apa pembakaran terjadi di dalam dilution zone.Gambar 1-24 menunjukkan distribusi
udara di teori kecepatan adalah aliran
udara dari inlet combustor melaluisuatu area sepadan dengan potongan
melintang maksimum selubung
combustor. Kecepatan aliran adalah 25
fps ( 7.6 mps) dalam ruang bakar tipereverse-flow combustor; dan antara 80
fps ( 24.4 mps) dan 135 fps ( 41.1
mps) dalam ruang bakar tipe straightthrough flowturbojet combustor. Temperatur dari inlet combustor tergantung pada pressure ratio
mesin, beban dan jenis mesin, dan apakah turbin tergolong regenerative atau bukan regenerative
terutama pada low-pressure ratio. Turbin industri yang baru pressure ratio-nya adalah antara 17:1
dan 35:1, yang berarti bahwa temperature dari inlet combustor berkisar dari 850oF ( 454
oC)
untuk 1200 oF ( 649 oC). Mesin pesawat yang baru mempunyai perbandingan tekanan yang lebih
dari 40:1. Kinerja ruang bakar diukur oleh efisiensi, penurunan tekanan di dalam ruang bakar,
dan keteraturan profil temperatur outlet. Efisiensi Pembakaran adalah suatu ukuran kelengkapanpembakaran. Kelengkapan Pembakaran mempengaruhi pemakaian bahan bakar secara langsung,
karena nilai panas dari bahan bakar tidak terbakar dan tidak digunakan untuk meningkatkan
temperature inlet turbin. Kisaran temperature pembakaran normal dari 3400oF ( 1871
oC) untuk
3500oF ( 1927
oC). Pada temperatur ini, volume dari oksida nitrat di dalam gas pembakaran
adalah sekitar 0.01%. Jika temperatur pembakaran diturunkan, jumlah oksida nitrat secara
substansial berkurang.
THE MAIN PRESENTATION
Design combustion chamber: ruang bakar
yang paling sederhana adalah straight-walled duct
menghubungkan compressor dan turbin sepertiterlihat pada gambar 10-1. Sebenarnya pengaturan
ini tidak praktis karena hilangnya tekanan yang
berlebihan akibat pembakaran pada kecepatantinggi. Hilangnya tekanan dasar ini dari
-
8/10/2019 Katalog Presentasi Pesawat Tenaga
6/7
pembakaran adalah sebanding dengan kuadrat kecepatan udara. Karena kecepatan keluar dari
compressor dapat terjadi pada 500 ft/sec (152.4m/sec), hilangnya tekanan pembakaran bisa
sampai seperempat dari kenaikan tekanan yang dihasilkan oleh compressor. Untuk alasan iniudara memasuki combustor adalah pertama di-diffusikan untuk menurunkan kecepatan, namun,
hingga setengah tekanan combustor yang hilang dapat disebabkan oleh diffusi ini. Bahkan
dengan diffuser, kecepatan masih terlalu tinggi untuk memungkinkan pembakaran stabil. Dengankecepatan nyala beberapa fps, pambakaran yang stabil/steady tidak dapat di hasilkan oleh simpleinjection ke dalam aliran udara dengan kecepatan 1-2 kali lipat lebih besar. Bahkan jika
dinyalakan pada awalnya, nyala api akan dilakukan hilir dan tidak bisa dipertahankan tanpa
pengapian yang berkelanjutan. Sebuah baffle dari beberapa tipe yang perlu ditambahkan untukmenciptakan wilayah kecepatan rendah dan pembalikan aliran untuk stabilisasi nyala api seperti
yang terlihat pada Gambar 10-2.
Baffle menciptakan wilayah
eddy dalam aliran, terus menerustenggelam dalam gas untuk
dibakar, pencampuran mereka,
dan menyelesaikan reaksipembakaran. Ini adalah sirkulasi
stabil yang menstabilkan api dan
memberikan pengapian yang
berkelanjutan. Masalah dalampembakaran kemudian menjadi salah satu penghasil, hanya turbulensi yang cukup untuk
pencampuran dan pembakaran, dan menghindari kelebihan yang mengakibatkan hilangnya
tekanan meningkat. Sangat diharapkan untuk dapat menganalisis fitur pengendalian sehubungandengan kehilangan tekanan untuk menstabilkan system sehingga efisiensi pembakaran yang baik
tercapai. Karena desain ruang bakar melibatkan pembentukan zona bergolak dengan komplikasi
kombatan aliran fluida dan efek reaksi kimia, desainer ruang bakar harus menggunakan
empirisme. Sebuah bluff body sederhana, seperti penyekat ditempatkan dalam aliran merupakansebuah kasus yang paling sederhana untuk flame stabilization. Meskipun pola aliran dasar pada
setiap zona ruang bakar utama adalah serupa ( bahan bakar dan campuran udara dinyalakan oleh
recirculating flame, dan dibakar di dalam wilayah yang sangat turbulen ), ada berbagai carauntuk menciptakan stabilitas nyala api di zona primer. Namun, mereka lebih rumit dan sulit
untuk menganalisa dari baffle sederhana. Angka 10-3 dan 10-4 menunjukkan dua desain
tersebut. Dalam satu putaran kuat yang dibuat oleh baling-baling berputar-putar disekitar nozzlebahan bakar. Pola lain yang terbentuk ketika aliran udara ruang bakar diakui melalui cincin jet
radial. Jet impingement pada hasil ruang bakar sumbu di upstream flow.Upstream flow
membentuk zona resirkulasi toroidal yang menstabilkan api. Kecepatan merupakan factor
penting dalam desain zona primer. Sebuah nilai kecepatan tetap dalam ruang bakar tersebut. Jugapengaturan api berbeda menstabilkan (baffle, jet, atau baling-baling berputar-putar)
menunjukkan rentang yang berbeda dari campuran yang mudah terbakar dengan kecepatan
tertentu. Gambar 10-5 adalah diagram stabilitas umum yang menunjukkan bagaimana berbagai
campuran dibakar menurun dengan meningkatnya kecepatan. Mengubah ukuran baffle akanmempengaruhi batasan kemampuan pembakaranseperti hilangnya tekanan. Untuk
mengakomodasi berbagai macam rasio operasi bahan bakar ke udara, ruang bakar tersebut
dirancang untuk beroperasi jauh di bawah kecepatan ledakan. Kompresor gas turbin beroperasidengan kecepatan udara hampir konstan pada semua beban. Hal ini menyebabkan kecepatan
-
8/10/2019 Katalog Presentasi Pesawat Tenaga
7/7
udara dari kompresor bekerja pada kecepatan konstan, dan dalam kasus di mana aliran massa
bervariasi sebagai fungsi dari beban, tekanan statis bervariasi dengan cara yang sama; volumetrik
aliran udara hampir konstan. Oleh karena itu, kecepatan dapat digunakan sebagai kriteria dalamdesain ruang bakar, terutama berkenaan dengan stabilisasi api. Pentingnya kecepatan udara di
zona primer diketahui. Di zona utama rasio bahan bakar dan udara sekitar 60:1; udara yang
tersisa harus ditambahkan ke tempat lain. Zona sekunder, atau Dilution zone; udara hanya bolehditambahkan setelah reaksi utama telah selesai. Pengenceran/dilution udara harus ditambahkansecara bertahap agar tidak memadamkan reaksi. Penambahan tabung api sebagai komponen
ruang bakar dasar menyelesaikan ini, seperti yang ditunjukkan pada Gambar 10-6.Tabung api
harus dirancang untuk menghasilkan profil sesuai yang diinginkan dan untuk dapat bertahanlama di lingkungan ruang bakar. Umur pakai yang memadai terjamin dengan pendinginan film
liner. Gambar 10-7 menunjukkan ruang bakar can-annular. Di sebelah kiri adalah zona transisi
yang kecepatan udaranya tinggi dari kompresor yang menyebar dengan kecepatan yang lebih
rendah dan tekanan tinggi, dan didistribusikan di sekitar combustion liner. Udara memasukiruang annular antara liner dan casing, dan dianggap ke dalam ruang kosong sampai liner melalui
lubang dan slot karena perbedaan tekanan.Desain lubang ini dan slot membagi liner menjadi
zona yang berbeda untuk stabilisasi nyala, pembakaran, dan dilusi, dan menyediakanpendinginan film liner.
Gas Turbine Materials
Komposisi campuran logam konvensional dan yang baru untuk semua turbin ditunjukkan Tabel11-2. Ini menguraikan material menggunakan GE garis turbin tetapi material secara umum
semua merek turbin temperatur tinggi walaupun mungkin ada beberapa variasi pada komposisi
campuran logam. Beberapa tahun belakangan ini pengembangan turbin meningkatkan
kemampuan blade alloy terhadap temperatur membukukan peningkatan mayoritas temperaturbakar sampai pendinginan dengan udara yang telah diperkenalkan, dengan temperature bakar
yang terpisah dari temperature metal balde. Juga sebagai temperature metal mendekati 1600o
F(870o
C), panas korosi blade menjadi umur pakainya lebih pajang dari kekuatannya sampaidikenalkan protective coatings. Selama tahun 1980, pangembangan di tekankan pada dua bidang
utama : peningkatan teknologi bahan, untuk mencapai kemampuan blade yang lebih besar tanpa
mengorbankan ketahanan korosi paduan, dan teknologi pendinginan udara yang sangat canggihuntuk mencapai kemampuan temperature bakar yang dibutuhkan untuk generasi baru dari turbin
gas. Penggunaan dari pendinginan uap untuk lebih meningkatkan effisiensi combined-cycle di
combustor di perrkenalkan pada pertengahan 1990-an. Pendinginan uap pada blade dan nozzle di
perkenalkan ke operasi secara massal pada tahun 2002. Di tahun 1980-an IN 738 blades telahbanyak digunakan. IN 738 di akui sebagai standart korosi untuk industry. Paduan-paduan baru
seperti GTD 111 telah di kembangkan dan di patentkan oleh GE pada pertangahan 1970-an.
GTD 111 di aplikasikan pada 35oF (20
oC) pembuktian kekuatan retak di bandingkan denganIN
738. GTD 111 juga lebih unggul dari IN 738 dalam low-cycle fatigue strength.