109765037 Turbin Gas Penggerak Kompresor
-
Upload
calvin-rogers -
Category
Documents
-
view
69 -
download
7
description
Transcript of 109765037 Turbin Gas Penggerak Kompresor
KEMENTERIAN PENDIDIKAN DAN KEBUDAYAAN UNIVERSITAS SULTAN AGENG TIRTAYASA
FAKULTAS TEKNIK MESIN
TUGAS MATA PELAJARAN TURBIN GAS KODE MES 425 SEMESTER GENAP 2011/ 2012, REGULER
Dosen : SANTOSO BUDI, ST
TURBIN GAS PENGGERAK KOMPRESOR
OLEH:
1. BERRY SANTOSO ( NIM : 3331080184) 2. HEPPY PRAMANA ( NIM : 3331080188) 3. IBNU HAMDUN ( NIM : 3331091259) 4. NUGRAHA ARGA ( NIM : 3331080745)
2012
DAFTAR ISI
I. PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang dan Rumusan Masalah 1.2 Ruang Lingkup Kajian 1.3 Tujuan Penulisan 1.4 Cara Memperoleh Data
II. DISKRIPSI MASALAH 2.1 Compressor Axial 2.2 Ruang bakar 2.3 Turbin 2.4 Beban 2.5 Gas Bekas
III. PEMBAHASAN 3.1 Efisiensi Turbin Gas 3.2 Penggunaan
IV. KESIMPULAN DAN SARAN
BAB 1
PENDAHULUAN
1.1 Latar Belakang dan Rumusan Masalah
Turbin gas adalah suatu penggerak mula yang memanfaatkan gas sebagai fluida
kerja. Didalam turbin gas energi kinetik dikonversikan menjadi energi mekanik berupa
putaran yang menggerakkan roda turbin sehingga menghasilkan daya. Bagian turbin yang
berputar disebut rotor atau roda turbin dan bagian turbin yang diam disebut stator atau
rumah turbin. Rotor memutar poros daya yang menggerakkan beban (generator listrik,
pompa, kompresor atau yang lainnya). Turbin gas merupakan salah satu komponen dari
suatu sistem turbin gas. Sistemturbin gas yang paling sederhana terdiri dari tiga komponen
yaitu kompresor, ruang bakar dan turbin gas. Menurut Dr. J. T. Retaliatta, sistim turbin gas
ternyata sudah dikenal pada jaman“Hero of Alexanderia”. Disain pertama turbin gas dibuat
oleh John Barber seorang Inggris pada tahun 1791. Sistem tersebut bekerja dengan gas hasil
pembakaran batu bara, kayu atau minyak, kompresornya a sistem turbin gas yang
menggunakan kompresor aksial bertingkat ganda yang digerakkan langsung oleh turbin
reaksi tingkat ganda. Tahun 1908, sesuai dengan konsepsi H. Holzworth, dibuat suatu sistem
turbin gas yang mencoba menggunakan proses pembakaran pada volume konstan. Tetapi
usaha tersebut dihentikan karena terbentur pada masalah konstruksi ruang bakar dan
tekanan gas pembakaran yang berubah sesuai beban. Tahun 1904, “Societe des
Turbomoteurs” di Paris membuat suatu sistem turbin gas yang konstruksinya berdasarkan
disain Armengaud dan Lemate yang menggunakan bahan bakar cair. Temperatur gas
pembakaran yang masuk sekitar 450oC dengan tekanan 45 atm dan kompresornya langsung
digerakkan oleh turbin. Selanjutnya, perkembangan sistem turbin gas berjalan lambat
hingga pada tahun 1935 sistem turbin gas mengalami perkembangan yang pesat dimana
diperoleh efisiensi sebesar lebih kurang 15 %. Pesawat pancar gas yang pertama
diselesaikan oleh “British Thomson Houston Co” pada tahun 1937 sesuai dengan konsepsi
Frank Whittle (tahun 1930). Saat ini sistem turbin gas telah banyak diterapkan untuk
berbagai keperluan seperti mesin penggerak kompresor, generator listrik, mesin industri,
pesawat terbang dan lainnya. Sistemturbin gas dapat dipasang dengan cepat dan biaya
investasi yang relatif rendah jika dibandingkan dengan instalasi turbin uap dan motor diesel
untuk pusat tenaga listrik. Dalam makalah ini kami akan mengulas tentang tugas kami yang
berjudul “turbinpenggerak kompresor”
1.2 RuangLingkupKajian
Pada bagian Ruang lingkup yang akan dikaji pada tugas ini adalah system Turbin gas
yang diaplikasikan sebagai penggerak Kompressor yang secara umum sudah ada di dunia
industri.
1.3 Tujuan Penulisan
Tujuan dari penulisan ini adalah
• Untuk menambah pengetahuan system Turbin gas yang diaplikasikan sebagai
penggerak Kompressor.
1.4 Cara Memperoleh Data
Data yang kami peroleh tentunya tidak hanya pada satu sumber saja melainkan beberapa sumber, diantaranya : Library Research : Dengan metode ini penulis melakukan riset dengan membaca
buku-buku (manual book) yang berhubungan dengan tugas ini.
Internet Search : Dengan metode ini penulis melakukan pencarian (search) data melalui dunia internet yang berhubungan dengan tugas ini.
BAB II
DESKRIPSI MASALAH
2.1 Kompresor Axial
Kompresor aksial yang terdapat pada turbin penggerakkompresor beroperasi dengan
mengkompres fluida kerja dengan memberikan percepatan fluida kerja lalu
mendifusikannya untuk menghasilkan kenaikan tekanan yang diinginkan. Percepatan
dihasilkan dari baris sudu yang berputar (impeller) (rotor), dan didifusikan oleh baris bilah
diam (stator). Proses difusi akan menurunkan kecepatan fluida dan mengarahkannya
menuju sudu berikutnya setelah melewati rotor tanpa terjadinya turbulensi sehingga energy
yang dihasilkan dari kecepatan dapat dikonversi menjadi energi tekanan, yang ditunjukkan
melalui peningkatan tekanan [18]. Satu buah rotor dan satu buah stator membentuk satu
tahap kerja pada kompresor aksial, yang seringkali terdiri atas beberapa tahap kerja
(bertingkat). Bahkan, kadangkala terdapat baris bilah tetap tambahan pada inlet agar fluida
masuk dengan arah (sudut) yang sesuai (IGV=inlet guide vanes), serta diffuser tambahan
pada stator untuk mengendalikan kecepatan alir fluida ketika masuk ke ruang bakar.
Padakompresor aksial, semakin banyak tingkat, maka peningkatan tekanan juga akan
semakin besar. Tingkatan pada kompresor dibutuhkan pada kompresor jenis ini karena
perbedaan tekanan yang kecil pada setiap tahapnya (1.1:1 s.d. 1.4:1). Kecilnya rasio
peningkatan tekanan untuk setiap tahapnya berarti efiiensi yang tinggi serta proses
perancangan yang lebih sederhana. Secara umum, banyak tingkat yang biasa digunakan
berkisar antara 6-10, namun kompresor aksial dengan 19 tingkat juga sudah banyak
digunakan. Selama 40 tahun terakhir, kapasitas tekanan telah meningkat dengan pesat, dari
rasio 5:1 telah berkembang hingga 12:1, dan terus berkembang hingga menjadi lebih dari
40:1
Gambar 2.1 kompresor axial
Gambar 2.2 Variasi tekanan dan kecepatan pada kompresor aksial.
Pada perancangan sudu pada kompresor aksial, yang perlu mendapat perhatian
adalah faktor aerodinamika airflow pada bilah; yaitu kecepatan tumbukan udara terhadap
bilah serta sudut tumbukan antara udara dan bilah. Apabila sudut tumbukan terlalu tajam,
airfow tidak akan mengikuti permukaan bilah, hal ini akan mereduksi lift dan memperbesar
drag. Apabila sudut tumbukan terlalu tumpul, airflow akan terpencar dari permukaan bilah.
Hal ini juga akan meningkatkan drag. Apabila kecepatan bilah relative terhadap aliran udara
terlalu tinggi, aliran yang terjadi akan bersifat turbulen, hal ini akan meningkatkan drag [13].
Setiap bilah pada kompresor disebut sebagai airfoils. Airfoils merupakan komponen
berkurva yang terdiri dari dua bagian, yaitu convex dan concave. Bagian concave merupakan
bagian tekanan, sedangkan bagian convex merupakan bagian hisap.
Gambar 2.3 Gaya yang bekerja dan pengaruh sudut tumbukan pada airflow [13].
Gambar 2.4 Kurva Unjuk Kerja Kompresor
Kompresor axial terdiri dari komponen yang tidak bergerak dan komponen yang
bergerak berputar. Suatu poros menggerakkan drum pusat, yang ditahan oleh bearing, yang
mempunyai sejumlah baris aerofoil berbentuk gelang berpasangan. Poros ini berputar
diantara baris aerofoil yang tidak bergerak yang jumlahnya sama, terhadap selubung yang
berbentuk pipa. Aerofoil yang berputar berbaris selang seling (rotor) dan aerofoil yang diam
(stator), dengan rotor yang memberikan/menyalurkan energi ke dalam cairan, dan stator
yang mengubah penambahan energi kinetik secara rotasi menjadi tekanan statis melalui
proses difusi.. Sepasang aerofoil yang berputar dan tidak bergerak disebut suatu satu stage.
Daerah penampang melintang antara rotor drum dan selubung dikurangi arah alirannya
untuk menjaga percepatan axial ketika cairan dimampatkan.
Penambahan tekanan yang dihasilkan oleh single stage terbatas oleh kecepatan
relatif diantara rotor dan cairan, dan kemampuan aerofoil berputar dan berdifusi . Suatu
stage khas pada kompresor komersil akan menghasilkan suatu peningkatan tekanan antara
15% sampai 60% ( perbandingan tekanan 1.15-1.6) pada kondisi-kondisi merancang dengan
efisiensi suatu polytropic pada daerah 90-95%. Untuk mencapai perbandingan tekanan
berbeda, kompresor axial dirancang dengan jumlah stage dan kecepatan rotasi yang
berbeda.
Perbandingan tekanan stage yang tinggi juga memungkinkan jika kecepatan relatif
antara cairan dan rotor adalah supersonik, bagaimanapun ini dicapai atas biaya efisiensi dan
kemampuan operasional. Kompresor seperti itu, dengan perbandingan tekanan stage di atas
2, hanya digunakan jika ukuran kompresor diperkecil, berat/beban atau kompleksitas cukup
kritis, seperti pada jet yang dipakai militer.
Profil aerofoil dioptimalkan dan dipertemukan untuk putaran dan percepatan
spesifik. Walaupun kompresor dapat bekerja pada kondisi-kondisi lain dengan aliran,
kecepatan dan perbandingan tekanan yang berbeda, ini dapat menghasilkan pengurangan
efisiensi atau bahkan gangguan secara parsial atau keseluruhan pada aliran (dikenal dengan
stall dan surge yang berturut-turut). Seperti itu, secara praktis akan membatasi banyaknya
stage, dan keseluruhan perbandingan tekanan, berasal dari interaksi stage yang berbeda
ketika diperlukan untuk menjauhkan kondisi yang tidak diinginkan pada desain. Kondisi-
kondisi diluar perancangan ini dapat dikurangi sampai taraf tertentu dengan menyediakan
beberapa fleksibilitas di dalam kompresor itu. Ini dicapai secara normal melalui penggunaan
stator yang dapat disetel atau dengan klep yang dapat mengeluarkan cairan dari aliran
utama diantara stage (aliran inter-stage).
Turbin Penggerak kompresor menggunakan satu rangkaian kompresor, bekerja
dengan kecepatan berbeda; untuk menyediakan udara dengan perbandingan tekanan
sekitar 40:1 untuk pembakaran dengan fleksibilitas yang cukup untuk semua kondisi-kondisi
penerbangan.
PengembanganKompresor axial awalnya memberikan efisiensi yang lemah, sangat
lemah kemudian pada awal 1920s sejumlah dokumen mengklaim bahwa suatu mesin jet
praktis tidak akan mustahil untuk dibuat. Hal-hal tersebut berubah secara dramatis setelah
A. A. Griffith mempublikasikan suatu catatan berkembang di tahun 1926, mencatat bahwa
alasan untuk performa yang lemah adalah bahwa kompresor yang sudah ada menggunakan
mata pisau rata dan terutama " flying stalled". Ia menunjukkan bahwa penggunaan dari
airfoil sebagai ganti mata pisau rata akan secara dramatis meningkatkan efisiensi, secara
langsung dimana suatu mesin jet praktis adalah suatu kemungkinan nyata. Ia menyimpulkan
catatan itu dengan suatu diagram dasar dari beberapa mesin, yang mencakup suatu turbin
kedua yang telah digunakan untuk menggerakkan propeller.
Walaupun Griffith memang dikenal baik dalam kaitan dengan kerjaan awal nya pada
kelelahan logam dan pengukuran tekanan, kerjaan kecil nampak telah dimulai sebagai hasil
langsung dari catatannya. Satu-satunya usaha nyata yang jelas adalah suatu kompresor test-
bed yang dibangun oleh Rekan kerja Griffith's di RAE, Haine Constant.
Kerja yang nyata dari mesin aliran axial dimulai pada akhir 1930an, pada beberapa
usaha yang telah dimulai pada waktu yang sama. Di Inggris, Haine Constant mencapai suatu
persetujuan dengan perusahaan turbin uap Metropolitan Vickers ( Metrovick) di tahun
1937, memulai usaha mesin turboprop mereka berdasarkan pada disain Griffith pada tahun
1938. pada tahun 1940, setelah berjalan sukses pada Disain Aliran sentrifugalnya Whittle,
usaha mereka adalah mendesain ulang jet murni, Metrovick F.2. Di Negara Jerman, Von
Ohain yang yang telah memproduksi beberapa mesin sentrifugal yang dapat bekerja,
sebagian dari mereka telahditerbangkan termasuk pesawat jet super cepat pertama di dunia
(He 178), tetapi pengembangan usaha telah dilakukan oleh Junkers ( Jumo 004) dan BMW (
BMW 003)
2.2 Ruang Bakar
Gambar 2.5 Ruang Bakar padaTurbin gas penggerak koompresor
Ruang bakar merupakan tempat terjadinya pembakaran dimana udara hasil
kompresi bercampur dengan bahan bakar. Ruang pembakaran dari turbin gas merupakan
rekayasa perangkat yang kompleks dicirikan oleh berlangsungnya serangkaian proses
physicochemical, antara lain: berlangsung dinamika gas nonstasioner, pembakaran turbulen
dari berbagai jenis bahan bakar, panas dan pertukaran massa, dan pembentukan oksida
NOx, CO, dll [35]. Pada bagian ini terjadi proses pembakaran antara bahan bakar dengan
fluida kerja yang berupa udara bertekanan tinggi dan bersuhu tinggi. Hasil pembakaran ini
berupa energi panas yang diubah menjadi energi kinetik dengan mengarahkan udara panas
tersebut ke transition pieces yang juga berfungsi sebagai nozzle. Fungsi dari keseluruhan
sistem adalah untuk mensuplai energy panas ke siklus turbin. Sistem pembakaran pada
turbin penggerak kompresormemiliki berbagai komponen. komponen-komponen itu adalah
:
1. Combustion Chamber, berfungsi sebagai tempat terjadinya pencampuran antara
udara yang telah dikompresi dengan bahan bakar yang masuk.
2. Combustion Liners, terdapat didalam combustion chamber yang berfungsi
sebagai tempat berlangsungnya pembakaran.
3. Fuel Nozzle, berfungsi sebagai tempat masuknya bahan bakar ke dalam
combustion liner.
4. Ignitors (Spark Plug), berfungsi untuk memercikkan bunga api ke dalam
combustion chamber sehingga campuran bahan bakar dan udara dapat
terbakar.
5. Transition Fieces, berfungsi untuk mengarahkan dan membentuk aliran gas
panas agar sesuai dengan ukuran nozzle dan sudu-sudu turbin gas.
6. Cross Fire Tubes, berfungsi untuk meratakan nyala api pada semua
combustion chamber.
7. Flame Detector, merupakan alat yang dipasang untuk mendeteksi proses
pembakaran terjadi.
Energi pembakaran yang dihasilkan, adalah :
Epemb= mf . ηcc .LHV
dimana : mf = laju massa bahan bakar ( )
ηcc = efesiensi ruang bakar (%)
LHV = nilai kalor bawah bahan bakar ( .
)
Energi pembakaran dapat juga dilihat dari :
Epemb=ma+ mf. cpg . (T3- T2)
dimana : mf = laju massa bahan bakar ( )
ma = laju massa udara ( )
cpg = kalor spesifik pada tekanan konstan (.
)
T2 = temperatur masuk ruang bakar (K)
T3 = temperatur keluar ruang bakar (K)
Rasio antara massa udara dengan massa bahan bakar (A/F) :
푨푭 =
풎풂풎풇
2.3 Turbin
Turbin merupakan komponen yang tidak terpisahkan pada turbin gas.Pembakaran
yang terjadi pada ruang bakar akan diekspansi dengan menggunakanturbin. Setelah
keluaran turbin ini, sistem turbin gas dapat digunakan untukberbagai kepentingan, seperti
pesawat terbang, sumber daya untuk turbin dayapada pembangkit listrik, sampai dengan
pemnafaatan gas hasil ekspansi yangmasih bertemperatur tinggi untuk keperluan lainnya.
terdapat dua jenis turbinyang dipakaipadaturbinpenggerakkompresor, yaitu turbin aksial
dan turbin radial.
Turbin Aksial
Turbin aksial merupakan jenis turbin yang banyak pada fluida mampumampat.Turbin
jenis ini juga merupakan jenis turbin yang paling banyakdigunakan pada sistem turbin gas
berdaya besar karena lebih efisien daripadaturbin radial pada berbagai rentang operasi.,
yang terdiri dari dua jenis, yaituturbin impuls dan turbin reaksi. Turbin aksial dirancang
dengan faktor kerja yangtinggi, yang ditunjukkan dengan rasio tingkat kerja kuadrat
terhadap kecepatansudu, yang berpengaruh pada tingkat kebisingan kerja, dimana fluida
masuk dankeluar turbin dengan arah radial.
Turbin aksial terdiri dari dua bagian utama, yaitu: nosel dan sudu. Fluidapertama kali
akan masuk turbin melewati nosel dimana pressure drop terjadisehingga akan melewati
sudu dengan kecepatan tinggi. Turbin aksial terdiri dari dua jenis, yaitu: tubin impuls dan
turbin reaksi. Turbin impuls merupakan jenis yang paling sederhana, terdiri atas barisan
noseldan barisan sudu. Fluida diekspansi pada nosel, dimana energi termal
dikonversimenjadi energi kinetik, menurut:v=2Δh0Turbin impuls memiliki derajat reaksi nol.
Derajat reaksi berarti seluruhpenurunan entalpi yang terjadi menuju nosel, dan kecepatan
alir fluida setelahkeluar dari nosel menjadi sangat tinggi, atau dengan kata lain pada turbin
impulstidak terjadi perubahan entalpi.Turbin Reaksi merupakan jenis turbin aksial yang
paling banyakdigunakan. Pada turbin reaksi, baik nosel dan sudu berfungsi sebagai
noselekspansi. Kecepatan fluida yang dihasilkan pada turbin reaksi lebih rendahdaripada
turbin impuls, karena pada turbin reaksi terjadi peruban entalpi.
Gambar 2.6 siklus bryton pada turbin axial
Dengan kerja turbin dari titik 3-4 bekerja dengan proses isentropis dapat didefinisikan
sebagai berikut:
퐿 = 퐺 (푃 푉 − 푃 푉 ) dalam (Kg.m)
퐿 = 퐺(ℎ − ℎ ) dalam (k Kal)
2.4 Beban
Kerja kompresor yang digerakan oleh turbin memiliki daya yang sama karena
efisiensi dari gear box adalah 100% hal tersebut akan tetap terjadi jika gear box yang dipakai
dapat dirawat dengan baik namun jika perawatan dari gear box sendiri tidak baik maka gear
box akan menjadi panas sehingga terjadi efisiensi losses yang akan mengurangi kerja
kompresor yang ditransmisikan oleh turbin:
Jika efisiensi gear box 100% berlaku persamaan:
퐿 = 퐿
Namun jika terjadi kerusakan pada gear box ditandai dengan suara-suara kerontang yang
menandakan pasangan dari masing-masing gear sudah haus maka akan terjadi work losses
dapat dinyatakan dengan rumus :
퐿 = 퐿 푥휂
Dimana untuk kerja kompresor dengan efisiensi gear box tidak 100% yaitu:
퐿 = 퐿 − 퐿
Gambar 2.7 Turbin gas dengan beban kompresor
3.5 Gas Bekas
Turbin gas juga digunakan sebagai pembangkit listrik stasioner untuk menghasilkan
listrik sebagai unit yang berdiri sendiri atau bersama dengan pembangkit listrik tenaga uap
pada suhu tinggi sisi. Dalam bentuk ini, gas buang dari turbin gas yang berfungsi sebagai
sumber panas uap.
• Gas sebagai hasil persenyawaan reaksi pembakaran diantaranya : CO₂, H₂ O, SO₂
Jumlah volume gas yang dihasilkan= %
푥22,4NM₃
• Gas yang berasal dari bahan bakar, tetapi tidak ikut bersenyawa atau terbakar diantaranya : N₂, H₂O, Mineral-mineral lain ( Cl , Phospor , Silica , Na , K ) dll
Jumlah volume gas yang dihasilkan= %
푥22,4NM₃
• Zat Nitrogen ( N₂) yang berasal dari udara pembakaran dan tidak bersenyawa dengan unsure bahan –bakar
Jumlah volume gas yang dihasilkan= % N₂ x Kebutuhan udara pembakaran NM₃
Untuk menghitung gas sisa pembakaran, perlu digunakan hokum “ AVOGADRO” Apabila
satu kilogram Molekul ( gram mol ) gas-gas yang diukurpada P dan T yang sama maka
Volumenya adalah sama = 22,4 NM₃
BAB III
PEMBAHASAN
3.1 Efisiensi Turbin Gas
Gambar menunjukkan siklus turbin gas (sikius Brayton) yang digambarkan pada
diagram T-s dan P-v. Kompresor diperlukan untuk memberikan udara bertekanan.
Kompresordiputar oleh turbin yang bekerjakarenaadanyaaliran gas bertekananD. Alam
kondisi ideal (yang tak pernah dicapai) daya udara bertekanan dari kompresor saran
dengand aya gash asil pembakarany ang diperlukant urbin untuk memutark ompresor.
Ruang bakar diperlukan untuk menaikkan entalpi udara di ruang bakar. Kenaikan entalpi
berarti ada daya lebih yang dapat dipergunakan untuk keperluan lain, misalnya untuk
memutar generator atau untuk menghasilkan gaya dorong untuk pesawat. Pada
kenyataannyasebagiankenaikanentalpi diperlukanjuga untuk menggantikerugianenergi
turbin untuk memutar kompresor
Gambar 3.1 Siklus ideal turbin gas terbuka dan diagram T-s dan p-v
Untuk proses tekanan konstan (isobar) antara titik 2 ke 3 yang merupakan proses pembakaran di ruang bakar :
sedangkan untuk proses tekanan konstan (isobar) dffi titik 4 ke I yang merupakan proses pembuangan kalor:
Dari kedua rumus di atas, efisiensi termal turbin gas dapat ditulis sebagai
Bila proses antara I - 2 dan 3 - 4 diasumsikan isentropik maka:
Selanjutnyabila p 1 : p4 dan p2 -- p3 karena prosesnya adalah isobar, maka dengan Rumus 6.6 di atas akan didapat:
dimana adalah rasio kenaikan tekanan di kompresor. harga-harga efisiensi termal terhadap rasio tekanan akhir dan awal kompresor digambarkan pada diagram berikut
Gamba kurva efisiensi terhadap rasio tekanan P2/P1
Dari gambar di atas terlihat bahwa turbin gas yang berasio tekanan dibawah 10 efisiensi
termalnya akan dibawah 50%. Pada kenyataannya efrsiensi total turbin industri di kelas ini
adalah sekitar 25-30%.
atau dalam bentuk tak berdimensi:
Effisiensi secara keseluruhan dari turbin penggerak kompresor yaitu:
휂 = 휂 푥휂 푥휂
3.2 Penggunaan
Pengetahuan dan teknologi yang diperoleh dari diterapkan untuk mengembankan
system turbin gas, untuk berbagai tujuan penggunaan; misalnya: sebagai mesin
penggerakkompresor, generator listrik dan mesin industri lainnya, kendaraan darat, kapal
laut, pesawat terbang, dan sebagainya. Pada waktu ini sistem turbin gas dibuat untuk
menghasilkan daya rendah sampai sebesar 100.000 kW. Sedangkan sebagai bahan
bakardapat diunakan bahan bakar gas sampai dengan minyak berat. Serbuk batu bara pun
dapat digunakan, tetapi masih dalam taraf percobaan. Efisiensi kompresor dan turbin sudah
mencapai bilangan 80-95% dan temperatur kerjanya dapat mencapai 1.100˚ C. efisiensi total
dapat mencapai 25-35%. Sistem turbin gas dapat dipasang dengan cepat dan biaya
investasinya relatif rendah, jika dibandingkan dengan instalasi turbin uap dan motor Diesel
untuk pusat tenaga listrik. Di samping itu dapat distart dari keadaan dingin sampai dapat
dibebani penuh, dalam waktu yang sangat singkat (dalam dua menit atau lebih sedikit). Hal
tersebut terakhir membuat mesin ini begitu ideal untuk mengatasi keadaan darurat dan
melayani beban puncak .
Ada beberapa kegunaan dari turbin gas penggerak kompresor yaitu proses petrokimia, cryogenic refrigeration (LNG), oil and gas production, mengkompresi gas dan proses industry lainnya
BAB IV
KESIMPULAN DAN SARAN
4.1 Kesimpulan
Gambar 2.6 siklus bryton pada turbin axial
Dengan kerja turbin dari titik 3-4 bekerja dengan proses isentropis dapat didefinisikan
sebagai berikut:
퐿 = 퐺 (푃 푉 − 푃 푉 ) dalam (Kg.m)
퐿 = 퐺(ℎ − ℎ ) dalam (k Kal)
untuk kerja kompresor sebagai beban dengan efisiensi gear box tidak 100% yaitu:
퐿 = 퐿 − 퐿
Effisiensi secara keseluruhan dari turbin penggerak kompresor yaitu:
휂 = 휂 푥휂 푥휂
4.2 Saran
1. Di dalam pemeliharaan turbin gas ini di lakukan pemeliharaan yg rutin sebagai suatu
usaha untuk mencegah agar suatu peralatan yang di pakai terhindar dari kerusakan
yang mengakibatkan mutu, kualitas serta efisiensi sehingga dapat memperpanjang
umur atau masa pakai peralatan tersebut.
2. Ada Faktor-faktor yang di perhatikan terhadap pemeliharaan turbin gas yaitu
Jenis bahan bakar
Banyak nya start per jam operasi
Pembebanan
Daearah sekitar
Cara pemeliharaan
DAFTAR PUSTAKA
Gas-turbine Engine. Encyclopædia Britannica. Ultimate Reference Suite. Chicago: Encyclopædia Britannica, 2008.
http://www.google.com
http://www.wikipedia.com
http://www.bently.com6.
http://www.airsystems.co.za/?page_id=28
http://www.elliott-turbo.com
http://www.gepower.com7.
http://www.pal.co.id8.
http://www.turbomachinerymag.com
Santoso Budi, H. Data Kuliah Turbin. 2011. Untirta-Cilegon
General Electric Company, Schenectady, NY. USA, Gas Turbine Manual Book,1987.2.
General Electric Company, Schenectady, NY. USA, Gas Turbine MaintenanceSeminar, Jakarta Indonesia, 1997.3.
Maherwan P. Boyce, Gas Turbine Engineering Hand Book, Gulf ProfessionalPublishing, 2002.4.
Robert F. Hoeft, Schenectady, NY. USA, Heavy Duty Gas Turbine Operatingand Maintenance Consideration.5.
LAMPIRAN GAMBAR
1. TURBIN
2. COMBUSTION ENGINE GAS TURBINE
3. COMPRESSOR
4. EXHAUST ENGINE GAS TURBINE
4. GEARBOX ENGINE GAS TURBINE