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


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


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


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


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


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


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.

katalog presentasi pesawat tenaga

Documents