Presentasi sedang didownload. Silahkan tunggu

Presentasi sedang didownload. Silahkan tunggu

2 ND DAY GAS TURBINE FUNDAMENTAL.  Gas turbine compressor (Centrifugal Compressor)  Gas turbine combustors  Axial-flow turbines.

Presentasi serupa


Presentasi berjudul: "2 ND DAY GAS TURBINE FUNDAMENTAL.  Gas turbine compressor (Centrifugal Compressor)  Gas turbine combustors  Axial-flow turbines."— Transcript presentasi:

1 2 ND DAY GAS TURBINE FUNDAMENTAL

2  Gas turbine compressor (Centrifugal Compressor)  Gas turbine combustors  Axial-flow turbines

3 Proses turbin gas : Pada dasarnya terdiri dari 3 komponen utama : 1. Kompressor : mengkompresi udara intake agar bertekanan tinggi 2. Ruang pembakaran : membakar bahan bakar sehingga menghasilkan gas yang bertekanan tinggi dan bertemperatur tinggi 3. Turbin : mengambil energi dari gas yang terbakar dari ruang pembakaran untuk memutarnya

4  Pada Turbin Gas diperlukan kompressor untuk menekan udara masuk ke ruang bakar. Tipe kompressor yang biasa digunakan yaitu centrifugal kompressor.  Keuntungan Centrifugal Compressor dibanding Axial Compressor  Menggunakan panjang yang lebih kecil bila dibandingkan dengan kompresor axial yang ekuivalen  Tidak terlalu kehilangan performansi akibat terbentuknya endapan pada permukaan air channel ketika bekerja di atmosfir yang terkontaminasi  lebih mudah dimanufaktur  Dapat dioperasikan secara efisien diluar batas yang lebih lebar dari aliran massa pada segala kecepatan rotasi  Biasanya digunakan dalam unit power kecil karena isentropic efficiensi yang lebih tinggi dari aksial kompresor tidak dapat digunakan pada mesin yang kecil

5  pada combustor temperaturnya akan meningkat sedangkan pressure dropnya akan turun  pembakaran terjadi diupayakan pada kondisi stoikiometri, yakni sekitar % fuel akan dimasukan ke dalam combustor  ada tiga bagian utama dari combustor - recirculation zone: fuel sebagian menguap dan sebagian terbakar - burning zone: semua bahan bakar telah semuanya terbakar - Dilution zone:  tempat transfer panas antara udara dengan gas hasil pembakaran  jika ada bahan bakar yang belum sepenuhnya terbakar, maka pada zona ini akan ditambahkan udara dingin untuk membantu proses pembakaran

6 Dimana :  adalah efisiensi dari combustors  adalah mass flow dari gas  adalah mass flow dari bahan bakar  adalah entalphy gas yang meninggalkan combustors  adalah entalphy gas yang dimasukkan ke combustors  Lower Heating Value (LHV) adalah nilai kalor dari bahan bakar

7  temperatur outlet dari combustors:  biasanya temperatur outlet dari combustors itu seragam  jika tidak seragam dapat disebabkan oleh adanya thermal stress pada blade, faktor stress ini biasanya penyebab dari fracture  faktor yang harus diminimlisir  temperatur gradient: karena dapat menyebabkan bending (melengkung) dan retakan pada chamber  carbon deposit: karena dapat meningkatkan pressure loss dan mengubah arah aliran  smoke: karena dapat berpengaruh pada pencemaran lingkungan

8  setiap pembakaran pasti mempunyai tiga unsur utama yakni heat, oksigen dan flame (api)  reaksi pembakaran:  Reaksi paling umum  Jika kandungan Nitrogen pada udara diikutsertakan  Formasi reaksi yang lain akibat adanya unsure nitrogen  Reaksi pembakaran untuk sulfur

9 Flame Stabilizaton:  fuel yang keluar dari nozzle akan membentuk aliran pusaran sehingga memungkinkan begabung dengan udara yang ada di dalam combustors sehingga siap untuk dilakukan pembakaran  penyebaran api disesuaikan dengan bentuka aliran yang terjadi pada aliran bahan bakar  jika dilihat konsep pembakaranya sama seperti motor diesel Combustion dan dilution:  harus memperhatikan proses dalam combustion da dilution zone, karena dapat menimbulkan asap  untuk mencegah asap maka equivalen rasionya diupayakan dibawah 1,5 film cooling of liner:  karena dapat mempengaruhi kekuatan dari materialnya  dapat menyebabkan fatigue  dengan menambahkan lubang - lubang kecil pada liner yang didalamnya dialiri udara dingin sebagai media pendinginan

10 fuel atomization and ignition:  proses pencampuran udara dan bahan bakar harus disesuaikan agar daya yang dihasilkan dapat optimal  untuk membantu pencampuran udara dan bahan bakar maka digunakan "dual- orfice atomizer“  waktu ignition pada proses pembakaran harus dicari yang paling optimal agar tidak terlalu cepat atau telalu lambat gas injection:  perbedaan aliran udara yang ada pada combustor dengan aliran bahan bakar dari injection menyebabkan pencampuran menjadi kurang homogen  sehingga diperlukan alat tambahan berupa orifice, swirlers dan venturi nozzle untuk mengatasinya wall cooling:  dapat berupa membuat liner / chamber dengan bahan oxidant-resistance  menggunakan udara pendinginan yang optimal pada liner / chamber combustor material:  high fatigue resistance ( Nimonic 75, 80 dan 90) yakni campuran antara nikel dan chromium serta titanium carbide sebagai tambahan

11 smoke:  terjadi karena campuran bahan bakar dan udara pada liner / chamber terlalu kaya  cara mengatasinya dengan menyuplai udara yang lebih banyak ke dalam chamber / liner Hydrocarbon dan Carbon Monoxide:  terjadi karena pembakaran yang kurang sempurna  faktor ini dapat diminimalisir dengan mengusahakan pencampuran udara dan bahan bakar agar lebih homogen  serta dengan meningkatkan local temperatur dalam liner / chamber oxide of Nitrogen, dapat diminimalisir dengan:  menurunkan peak flame temperatur dengan mengusahakan campuran menjadi miskin  menginjeksikan steam atau air untuk menurunkan temperatur pembakaran (firing temperature)  menginjeksikan gas inert ke dalam combustor

12

13  Pembakaran pada turbin gas, menghasilkan beberapa polutan, yaitu :  Smoke : disebabkan pembakaran campuran kaya  Hydrocarbon & CO : disebabkan pembakaran yang tidak sempurna  Nitrogen Oksida (N o x ) : Hasil pembakaran menghasilkan 90% NO dan 10%NO 2

14 Untuk menyelesaikan masalah emisi tersebut maka cara yang dapat dilakukan yaitu 1. Staged Combustion : Pembagian zona pembakaran pada Combustion Chamber. Dipergunakan untuk mengurangi emisi NOx dan smoke yang dihasilkan 2. Lean Premix Prevaporize (LPP) : Dapat menghasilkan ultralow level dari NOx 3. The rich-burn/quick-quench/lean-burn (RQL) combustor 4. Catalytic Combustor : Paling efektif dalam mereduksi NOx

15 1. Staged Combustion Ruang Bakar dibagi menjadi 2 zona. Zona I merupakan zona persiapan campuran fuel- air (campuran yang dipakai yaitu campuran miskin φ=0.6) Zona II merupakan zona pembakaran campuran yang telah disiapkan pada zona I. Penggunaan campuran miskin ini untuk mengurangi kadar CO, HC, dan N o x.

16 2. Lean Premix Prevaporize (LPP) Cara ini digunakan untuk menghindari terjadinya pembakaran droplet bahan bakar terlebih dahulu (sebelum saatnya) Dengan tidak adanya pembakaran tersebut maka temperatur flame yang dihasilkan akan semakin tinggi, NOx dapat diminimalkan dengan temperatur tinggi. Pembakaran terjadi dengan campuran miskin.

17 3. The rich-burn/quick-quench/lean-burn (RQL) combustor Prinsipnya pada ruang bakar diinjeksikan tambahan udara. Tambahan udara tersebut akan dengan cepat bergabung (mixing) dengan bahan bakar. Apabila pencampuran berhasil, maka pembakaran akan menjadi lebih sempurna dan emisi yang dihasilkan akan baik. Keberhasilan cara ini ditentukan oleh kecepatan mixing udara-bahan bakar tersebut.

18 4. Catalytic Combustor Campuran udara bahan bakar melewati catalytic. Catalyst tersebut dapat membuat pembakaran terjadi pada konsentrasi fuel yang sangat rendah ( < the lean flamability limit). Oleh karena itu temperatur reaksi yang dihasilkan akan rendah, mengakibatkan konsentrasi NOx yang dihasilkan juga rendah.

19  Axial-flow turbines kebanyakan digunakan dalam aplikasi yang melibatkan fluida kompresibel.  Dalam banyak penggunaan, efisiensi Axial- flow turbines lebih tinggi dibandingkan radial-inflow turbin.

20  Aliran dalam turbin diindikasikan dalam gambar disamping ini:  Dimana: 0 = masukan nozzle 1 = masukan rotor 2 = keluaran rotor  Kecepatan fluida merupakan parameter penting untuk menganalisis aliran dan transfer energy dalam turbin.  Kecepatan fluida relative terhadap titik stationer dinamakan kecepatan absolute (V). hal ini penting untuk menganalisis aliran yang melewati stationery blade (nozzle).

21 Degree of reaction  Degree of reaction dalam Axial-flow turbines mempunyai kecepatan axial konstan dan rotor dengan radius constan:  Untuk turbin impuls (zero reaction), kecepatan exit relative W 4 harus sama dengan kecepatan inlet relative W 3. Degree of reaction kebanyakan turbin adalah antara 0 dan 1. Turbin dengan Negative reaction tidak biasanya digunakan karena efisiensi yang lebih rendah.

22 Utilization factor  Utilization factor didefinisikan sebagai rasio kerja ideal dengan energy masuk. Untuk turbin single rotor dengan radius konstan, utilization factor diberikan sebagai :

23 Impulse turbin  Turbin impulse mempunyai disain yang paling sederhana. Gas diekspansikan dalam nozel (stationery blade). Energy termal yang tinggi (temperature dan tekanan yang tinggi) di konversikan menjadi energy kinetic. Konversi ini diberikan dengan hubungan berikut:  Dimana V 3 adalah kecepatan absolutdari gas saat memasuki rotor dan Δh 0 adalah perubahan enthalpy sepanjang nozzle.

24  Kecepatan gas yang tinggi mengenai rotating blade. energy kinetic dari aliran gas akan dikonversikan ke kerja poros turbin. Kecepatan absolute gas meningkat dalam nozzle dengan penurunan static pressure dan temperature. kecepatan absolute kemudian menurun sepanjang rotating blade. static pressure dan kecepatan relative tetap konstan.

25  Guide vane dipasang diantara barisan moving blade untuk mengarahkan kembali gas dari barisan satu kebarisan moving blade yang lain. Jenis turbin ini dinamakan Curtis turbin.

26  Pressure compound atau ratteau turbin adalah bentuk lain impuls turbin. Dalam jenis ini, kerja dibagi menjadi beberapa stage. Setiap stage terdiri dari barisan nozzle dan barisan moving blade. Energy kinetic dalam jet yang meninggalkan nozzle dikonversikan menjadi usefull work dalam rotor turbine. Gas yang meninggalkan moving blade memasuki nozell dari stage selanjutnya dimana enthalpy menurun lebih lanjut dan kecepatan meningkat.

27  Degree of reaction dari impulse turbin adalah nol. Hal ini mengindikasikan bahwa seluruh enthalpy turun setiap stage yang dilalui sepanjang nozzle, dan kecepatang yang melalui nozzle sangat tinggi. Karena tidak ada perubahan enthalpy sepanjang moving blade, kecepatan relative masuk sama dengan keluar.

28  Turbin reaksi adalah turbin yang banyak dipakai di industry. Nozzle dan moving blade dari turbin ini berlaku sebagai lanjutan nozzle. Oleh karena itu, enthalpy (tekanan dan temperature) turun baik di fixed dan moving blade. Kecepatan dalam turbin reaksi biasanya jauh lebih rendah dibandingkan turbin impulse, dan kecepatan relative memasuki blades hampir axial.  Turbin reaksi biasanya mempunyai efisiensi yang lebih tinggi dari impulse turbin. Bagaimanapun juga, banyaknya kerja yang dihasilkan impulse turbin lebih besar dari pada turbin reaksi.

29 Temperatur Inlet meningkat  Spesific Power naik, effisiensi naik Kenaikkan temperatur menjadi mungkin karena kemajuan di bidang metalurgi dan penggunaan teknik pendinginan dari turbine blades yang juga semakin maju Udara untuk mendinginkan diambil dari compressor discharge, dialirkan ke rotor, stator, dan bagian mesin lain yang membutuhkan pendinginan

30  Metode yang digunakan untuk pendinginan pada turbin gas adalah : Convection Cooling Impingement Cooling Film Cooling Transpiration Cooling Water Cooling

31  Convection Cooling Mengalirkan udara dingin ke dalam turbine blade untuk menghilangkan panas yang melewati dinding Aliran udara yang digunakan : aliran radial, yang melewati berbagai jalur dari hub sampai ke tip dari blade Metode yang paling umum digunakan pada turbin gas.

32  Impingement Cooling Pengembangan dari convection cooling. Udara disemprotkan di dalam permukaan blade dengan high-velocity air jets Hal ini meningkatkan transfer panas dari permukaan metal ke udara pendingin Kelebihan dari metode ini adalah sistemnya dapat diterapkan hanya di tempat yang membutuhkan pendinginan lebih banyak

33  Film Cooling Membuat insulating layer diantara aliran gas panas dan blade Metode ini juga berguna untuk melindungi combustor liners dari gas panas

34  Transpiration Cooling Transpiration cooling dapat dicapai dengan mengalirkan udara pendingin melalui lubang pori pada dinding blade Aliran udara pendingin akan mendinginkan aliran gas panas secara langsung Metode ini sangat efektif untuk temperatur yang sangat tinggi, karena seluruh bagian blade dilewati oleh udara pendingin

35  Water Cooling Mengalirkan air ke dalam tube di dalam blade, dan air tersebut akan keluar pada bagian tip dari blade dalam wujud uap Air harus mengalami pemanasan awal untuk mencegah terjadinya thermal shock Metode ini dapat menurunkan temperatur blade hingga di bawah 1000 O F (538 O C)

36  Lima macam blade-cooling designs : Convection and Impingement Cooling / Strut Insert Design Film and Convection Cooling Design Transpiration Cooling Design Multiple Small-Hole Design Water-Cooled Turbin Blades

37  Convection and Impingement Cooling / Strut Insert Design Convection cooling  bagian midchord section melewati horizontal fins impingement cooling  bagian leading edge Media pendingin keluar melalui split trailing edge Udara bergerak ke atas pada bagian central cavity karena dibentuk oleh strut insert melalui lubang pada leading edge untuk mendinginkan bagian leading edge dari blade dengan impingement Lalu udara akan masuk ke horizontal fins diantara shell dan strut yang kemudian keluar melalui slot pada trailing edge dari blade.

38  Strut Insert Design

39  Film and Convection Cooling Design Bagian midchord didinginkan secara convection Bagian leading edge menggunakan convection dan film cooling Udara pendingin dimasukkan pada tiga port dari dasar blade Udara mengalir naik dan turun melalui vertical channels dan akhirnya melewati lubang kecil pada leading edge Udara akan mengenai permukaan bagian dalam leading edge dan melewati lubang untuk membuat film cooling. Udara akan keluar melalui slots untuk mendinginkan trailing edge dengan convection

40  Film and Convection Cooling Design

41  Transpiration Cooling Design Blade memiliki strut dengan shell berpori Udara pendingin masuk ke dalam blade melalui central plenum dari strut, yang memiliki diameter permukaan lubang berbeda-beda Udara akan melewati shell berpori yang akan didinginkan dengan kombinasi convection dan film cooling

42 Metode ini menjadi efektif karena jumlah pori pada shell tidak terbatas. Tetapi pada metode ini kemungkinan terjadi oksidasi yang akan menutup beberapa pori pada saat dioperasikan, dan mengakibatkan cooling dan high-thermas stresses yang tidak seimbang, sehingga kemungkinan besar terjadi kerusakan pada blade saat digunakan

43  Transpiration Cooling Design

44  Multiple Small-Hole Design Udara pendingin diinjeksikan melalui lubang- lubang kecil pada permukaan airfoil Pendinginan pada umumnya terjadi  film cooling Lubang-lubang pada sistem ini lebih besar dari transpiration cooling, sehingga kecil kemungkinannya terjadi oksidasi Salah satu sistem terbaik yang digunakan pada turbin gas

45  Multiple Small-Hole Design

46  Water-Cooled Turbin Blades terdapat beberapa water tubes (Cooper) di dalam blade Air harus dipanaskan terlebih dahulu sebelum masuk ke dalam blade untuk menghindari thermal shock Air berubah menjadi gas pada saat mencapai tip dari blade, kemudian gas ini diinjeksikan menjadi aliran gas Keuntungan : temperatur inlet pada turbin dapat mencapai 3000 O F (1649 O C), temperatur blade dapat dijaga tetap di bawah 1000 O F (538 O C) Keuntungan lainnya adalah tidak adanya masalah hot-corrosion.

47  Water-Cooled Turbin Blades

48 Effisiensi dari turbin turun saat udara pendingin diinjeksikan ke rotor ataupun stator Dengan menginjeksi udara pendingin ke turbin dapat menaikkan temperatur di combustor. Hal ini pada akhirnya akan tetap menaikkan effisiensi dari turbin gas

49  Cooled Turbine Aerodynamics


Download ppt "2 ND DAY GAS TURBINE FUNDAMENTAL.  Gas turbine compressor (Centrifugal Compressor)  Gas turbine combustors  Axial-flow turbines."

Presentasi serupa


Iklan oleh Google