Fuel Burner Kusharjanto

Analisis Kegagalan pada Fuel Burner Turbin Gas Pembangkit Listrik Kusharjanto*, Waspodo Martojo*, Bambang Hermawan** *) Staf pengajar Jurusan Teknik Metalurgi FT-Unjani Bandung. **) Staf engineering PT Nordli Turbindo Bandung.

Abstrak Fuel burner adalah salah satu bagian dari komponen turbin gas yang berfungsi sebagai saluran awal dari gas buang hasil reaksi pembakaran bahan bakar dengan udara bertekanan tinggi di ruang bakar (combustion chamber) pada turbin pembangkit listrik tenaga gas(PLTG-power plant). Temperatur kerja berkisar 850-1070°C dengan tekanan 37 bar dan waktu operasional selama 6000 jam. Material yang digunakan pada komponen tersebut adalah paduan dasar nikel (nickel-based superalloys) Hastelloy®-X dengan unsur utamanya nikel-krom-besi-molibden. Dari sekian banyak komponen yang ada pada turbin gas, fuel burner adalah komponen yang paling sering mengalami kegagalan terutama pada bagian cone section partition. Setelah dilakukan proses perbaikan dan proses coating dengan menggunakan proses Thermal Barrier Coating (TBC) pada bagian tersebut tetap mengalami kegagalan pada bagian yang sama. Kegagalan yang ditemukan berupa pengelupasan (spallation) lapisan Thermal Barrier Coating dan terkikisnya (missing metals) dibagian cone section. Penyebab kegagalan diakibatkan oleh berubahnya posisi lances tip yang mengakibatkan sudut elevasi api mundur ke dalam cone section area sehingga terjadi pemanasan setempat pada daerah tersebut. Bagian trailing edge yang tipis yang dilapis Thermal Barrier Coating mengalami pemanasan yang tinggi secara terus menerus, sehingga selain top coat dan bond coat-nya terkelupas (spallation), di bagian lain hanya tersisa sekitar 50% bond coat-nya. Selain itu terjadi pula pelelehan. Temperatur yang tinggi mengakibatkan berubahnya struktur mikro, karbida M6C tersebar dan terbentuk M23C6 blocky grain boundary sehingga kekerasan base metal menjadi turun secara signifikan dari kekerasan awal 239,75~245 HV menjadi 91,33 HV. Pemeriksaan dengan scanning electron microscope-energy dispersive spectroscopy (SEM-EDS) pada penampang muka menunjukkan terbentuknya lapisan oksida dan kerak hasil pembakaran. Kata kunci: kegagalan, fuel burner, cone section partition, thermal barrier coating, missing metals, Hastelloy®-X.

1. Pendahuluan Fuel burner adalah salah satu bagian dari komponen turbin gas pada bagian after burner yang berfungsi sebagai saluran awal dari gas buang hasil reaksi pembakaran antara bahan bakar dengan udara bertekanan tinggi di ruang bakar (combustion chamber) pada turbin pembangkit listrik (power plant) tenaga gas (gambar 1 dan 2). Temperatur kerja yang terjadi pada fuel burner berkisar 850-1070°C dengan tekanan 37 bar. Untuk menunjang kinerja turbin gas, maka fuel burner tersebut harus memiliki kekuatan dan stabilitas yang baik, konduktivitas thermal yang tinggi dan ekspansi thermal yang rendah, mengingat komponen tersebut bekerja pada temperatur tinggi sehingga material yang digunakan pada komponen tersebut adalah material yang memiliki ketahanan pada temperatur tinggi yaitu jenis paduan dasar nikel (nickel-based superalloys) Hastelloy®-X dengan unsur utamanya nikel-krom-besi-molibden. Turbin gas yang merupakan bagian dari pembangkit tenaga listrik, yang dalam operasinya untuk menghasilkan listrik sering kali menemui kendala-kendala yang disebabkan adanya beberapa komponen dari turbin gas mengalami kerusakan, sehingga kinerjanya menjadi berkurang. Dari sekian banyak komponen yang ada pada turbin gas, fuel burner adalah komponen yang paling sering mengalami kegagalan atau kerusakan terutama pada bagian cone section partition. Setelah dilakukan proses perbaikan dan proses coating dengan menggunakan proses Thermal Barrier Coating (TBC) pada bagian tersebut juga akan mengalami kegagalan pada bagian yang sama. Berdasarkan hal tersebut, maka perlu dilakukan penelitian untuk menganalisis penyebab kegagalan pada daerah cone section partition di fuel burner tersebut.

Gambar 1. Posisi fuel burner pada generator turbin gas(1).

Leading Edges Cone Section

7.77 cm

Ring

46.35 cm

Gambar 2. Fuel burner(1).

Untuk meningkatkan ketahanan terhadap temperatur tinggi, maka permukaan dari cone section dilakukan proses coating dengan menggunakan thermal barrier coating (TBC). Lapisan TBC terdiri dari: • Lapisan dalam (metalic bond coat) dengan material MCrAlY (Amdry 962), dengan ketebalan 0,004”0,006”. • Lapisan luar (top coat) dengan material yttria stabilized zirconia (Metco 204), dengan ketebalan 0,010”-0,014”. Top coat berfungsi sebagai thermal insulator, sedangkan bond coat berfungsi sebagai perekat untuk lapisan keramik luar. Untuk ketahanan oksidasi bond coat yang digunakan yaitu paduan yang kaya akan alumunium dengan material dasar nikel atau kobalt. Pada aplikasi di industri ketebalan top coat yang digunakan berkisar 300 µm sampai ± 2 mm. Thermal atau plasma sprayed zirconia based TBC (7 wt% yttria stabilized zirconia) memiliki beberapa sifat antara lain: • Konduktifitas panasnya sangat rendah. • CTE (coefficient of thermal expansion) yang tinggi. • Fasa yang stabil hingga temperatur 1400°C. • Memiliki toleransi regangan tekan yang sangat tinggi. • Memiliki toleransi regangan tarik dipermukaan yang sangat tinggi. • Memilki kekerasan dan ketangguhan yang baik. 2. Pemeriksaan komponen yang gagal Pengujian komposisi kimia dilakukan pada daerah logam induk (base metal) Hastelloy®-X pada fuel burner ditunjukkan pada tabel 1. Tabel 4.1. Komposisi kimia Hastelloy®-X. Unsur

Standard AISI 688 (%)

Hasil pengujian (%)*

C Si Mn P S Cr Mo Ni Co Fe W Cu N B Ag Ti Al

0,05 – 0,15 ≤ 1,00 ≤ 1,00 0,040 max. 0,030 max. 20,5 – 23,0 8,00 – 10,0 Balanced 0,50 – 2,50 17,0 – 20,0 0,20 – 1,00 – – – – – –

0,083 0,44 0,34 0,011 0,0002 21,80 8,66 47,44 0,84 19,44 0,45 0,09 0,018 0,003 0,0002 0,033 0,19

*) Certified material test report by Rolled Alloys QA.

Kerusakan-kerusakan yang terjadi pada komponen fuel burner ini ditunjukkan pada Gambar 3 dan 4, yaitu terdiri atas terjadinya erosi (missing metals) dan retakan (crack). Missing metals Trailing edge Leading edge Trailing edge Cracks

Gambar 3. Bagian dari fuel burner yang mengalami kerusakan.

a

b

c

Gambar 4. (a) kerusakan pada komponen fuel burner yang tanpa proses TBC; (b) fuel burner yang belum dipakai; (c) kerusakan pada komponen fuel burner yang diproses TBC.

Di dalam fuel burner terdapat komponen lain, yaitu fuel lances yang berfungsi sebagai saluran penyemprot bahan bakar pada turbin gas (gambar 5). Kerusakan yang sering terjadi pada fuel lances berupa pemendekan lances tip, ini sangat berpengaruh terhadap sudut elevasi api yang dihasilkan pada saat proses pembakaran berlangsung di mana pemendekan lances tip mengakibatkan ketidaksempurnaan proses pembakaran yang berdampak terjadinya pemanasan setempat pada cone section partition di fuel burner (gambar 6 dan 7).

Gambar 5. Sketsa komponen fuel lances.

a

b

c

Gambar 6. (a) fuel lances sebelum operasi (tampak samping); (b) Setelah beroperasi dan terjadi pemendekan lances tip (tampak samping); (c) Setelah beroperasi dan mengalami pemendekan lances tip (tampak atas).

a

d

c

b

Gambar 7. (a) nyala api pembakaran yang benar; (b) nyala api pembakaran yang menyebabkan kegagalan pada cone section partition, di mana nyala api berada di dalam cone section akibat lances tip yang memendek; (c) lances tip pada kondisi normal; (d) lances tip yang mengalami pemendekan.

Struktur makro yang diambil dari potongan daerah trailing edge pada cone section yang mengalami kegagalan ditunjukkan pada gambar 8. a

b

c

Gambar 8. Struktur makro fuel burner yang mengalami kerusakan. (a) penampang muka yang lapisan TBC-nya mengelupas; (b) penampang belakang yang mengalami pelelehan; (c) penampang samping patahan.

Pemeriksaan struktur mikro dilakukan pada dua daerah, yaitu pada daerah base metal dan daerah lapisan TBC ditunjukkan pada gambar 9, 10 dan 11. a

b M6C Top coat: YSZ (Metco 204)

Twinning

γ

Bond coat: MCrAlY (Amdry 962)

Base metal: Hastelloy®-X

Etsa: Cr2O3 Electro Etching 6V

Gambar 9. (a) struktur mikro base metal sebelum beroperasi, 1000 X; (b) struktur mikro lapisan TBC. Lapisan TBC yang terkelupas Daerah pelelehan (melting)

Base metal: Hastelloy®-X

Etsa: Cr2O3 Electro Etching 6V

Gambar 10. struktur mikro material yang telah beroperasi selama 6000 jam pada temperatur 850°C-1070°C. M6C ( butir hitam)

Blocky grain boundary M23C6 (lamelar putih)

Bond coat Etsa: Cr2O3 Electro Etching 6V

Gambar 11. struktur mikro base metal yang telah dioperasikan.

Ketebalan lapisan thermal barrier coating sebelum dan sesudah beroperasi yang diukur dengan mikroskop metalurgi (Nikon Image Analyzer) dengan pembesaran 100 X ditunjukkan pada tabel 2 dan 3.

Tabel 2. Ketebalan lapisan TBC pada material yang belum beroperasi. Nilai ketebalan lapisan (µm) Uji 1 Uji 2 Uji 3 640,758 616,97 607,546 81,355 83,068 62,711

Lapisan Top Coat Bond Coat

Tebal lapisan rata-rata (µm) 621,758 75,7113

Tabel 3. Ketebalan lapisan TBC pada material yang telah beroperasi. Nilai ketebalan lapisan (µm) Uji 1 Uji 2 Uji 3 49,152 45,762 30,555

Lapisan Bond coat

Tebal lapisan rata-rata (µm) 38,823

Pengujian kekerasan dilakukan dengan menggunakan mikro hardness Vickers dengan beban 500 gram, di mana terdapat perbedaan nilai kekerasan dari base metal, daerah pelelehan (melting) dan lapisan TBC. Hasil pengujian kekerasan ditunjukkan pada tabel 4 dan 5. Tabel 4. Kekerasan base metal dan lapisan TBC pada material sebelum beroperasi. Nilai kekerasan (VHN) Uji 1 Uji 2 Uji 3 241 237 241 715 779 757

Lokasi pengujian Base Metal Lapisan TBC

Nilai kekerasan rata-rata (VHN) 239,67 750,33

Tabel 5. Kekerasan base metal dan lapisan TBC pada material setelah beroperasi. Nilai kekerasan (VHN) Uji 1 Uji 2 Uji 3 249 245 241

Lokasi pengujian Base Metal Daerah pelelehan (Melting)

99

86

Nilai kekerasan rata-rata (VHN) 245

89

91,33

Untuk mengetahui bentuk dan senyawa yang terjadi pada kerak hasil pembakaran yang menempel pada permukaan cone section dilakukan pemeriksaan dengan menggunakan scanning electron microscope-energy dispersive spectrometry (SEM-EDS). Foto hasil SEM ditunjukkan pada gambar 11. Sedangkan senyawa yang terbentuk dipermukaan cone section diperlihatkan pada tabel 6.

(a)

(b)

Gambar 11. (a) Foto SEM penampang muka yang di lapis TBC; (b) Foto SEM penampang samping yang di lapis TBC. Tabel 6. Hasil pengujian EDS pada penampang muka.

3. Pembahasan Kegagalan yang terjadi berupa erosi (missing metals) di daerah trailing edge pada cone section area dari komponen fuel burner. Komponen fuel burner yang telah mengalami proses perbaikan (repair) dan diberi lapisan thermal barrier coating (TBC) juga mengalami kegagalan yang serupa, di mana bagian cone section yang tidak dilapisi TBC mengalami kerusakan yang lebih besar dibandingkan yang telah dilapisi TBC (gambar 4a dan c). Hal ini terjadi karena bagian cone dari fuel burner mengalami kontak langsung dengan nyala api pembakaran sehingga pada cone section mengalami teroksidasi akibat temperatur yang tinggi yaitu antara 8501070°C dan waktu operasional yang cukup lama yaitu 6000 jam pada tekanan operasional 37 bar. Akibat lingkungan yang bertemperatur tinggi dalam waktu yang cukup lama, menyebabkan salahsatu komponen fuel burner, lances tip mengalami perubahan posisi. Lances tip mundur dari posisi awal (gambar 7c) menjadi seperti ditunjukkan pada gambar 7d sehingga mengakibatkan sudut elevasi api terpusat di daerah cone pada fuel burner (gambar 7b) yang mengakibatkan lapisan TBC terkelupas dan base metal kontak langsung dengan nyala api yang akan membentuk oksida berupa scale. Seiring dengan meningkatnya temperatur proses, pada antarmuka metallic bond coat dan top coat membentuk thermally grown oxide (TGO) yang mengakibatkan ikatan antara top coat dan bond coat menjadi lemah sehingga mengakibatkan terjadinya pengelupasan (spallation) pada permukaan TGO diantara YSZ dan bond coat. Pengelupasan lapisan TBC akan terus berkembang seiring dengan waktu hingga akhirnya lapisan TBC-nya akan mengelupas (Gambar 8a) dari substrate fuel burner (Gambar 10). Tekanan pembakaran yang tinggi menyebabkan terjadinya erosi (missing metals) pada base metal mengakibatkan bagian trailing edge menjadi lebih tipis sehingga terjadi pelelehan setempat (gambar 8b) dan semakin lama akan membentuk sebuah lubang atau takikan (notch) yang menyebabkan retakan (gambar 3). Pemeriksaan struktur mikro pada komponen yang belum beroperasi (baru) ditunjukkan pada gambar 9a, terlihat bahwa fasa yang terbentuk adalah fasa austenit (γ) dan M6C. Selain itu bentuk kembaran (twinning) dijumpai pada daerah logam induk bahan baru. Bentuk kembaran ini terjadi akibat dari hasil proses anneal dan deformasi mekanis pada saat pembentukan material. Turbin gas yang bekerja pada temperatur tinggi yaitu 850– 1070°C, menyebabkan karbida berubah bentuknya. Pada gambar 11 terlihat bahwa karbida M6C tidak mengelompok (menyebar) dan terbentuk karbida M23C6 yang berwarna putih memanjang (blocky grain boundary). Berdasarkan hasil pengujian ketebalan lapisan (tabel 2 dan 3) terlihat bahwa pada beberapa tempat lapisan TBC hilang sama sekali dan di tempat lain rata-rata hanya tersisa sekitar 50% lapisan bond coat-nya. Sedangkan dari hasil pengujian menunjukkan akibat pelelehan menyebabkan kekerasan base metal menjadi turun dari 239,75~245 HV menjadi 91,33 HV. Pelelehan mengakibatkan terjadinya perubahan struktur mikro yang drastis sehingga kekerasannya menjadi turun. Hasil pengujian SEM pada daerah cone section di fuel burner yang mengalami kegagalan, hasil scan area penampang muka (Gambar 11a dan b) menunjukkan adanya lapisan oksida (kerak-scale) yang terbentuk akibat reaksi pembakaran dan hasil pengujian EDS (tabel 6) menunjukkan adanya pembentukan senyawa dipermukaan. 4. Kesimpulan Berdasarkan data dan pembahasan dapat ditarik kesimpulan sebagai berikut: 1. Kerusakan yang terjadi pada fuel burner adalah terjadinya erosi (missing metals) di bagian cone section partition. 2. Missing metals terjadi sebagai dampak dari pengaruh perubahan posisi lances tip pada fuel lances akibat deformasi pada inner tube yang mengakibatkan sudut elevasi api mundur ke dalam cone section area sehingga terjadi pemanasan setempat pada daerah tersebut. 3. Daerah trailing edge merupakan daerah komponen fuel burner yang paling sering mengalami kegagalan karena daerah ini memiliki ketebalan material yang paling tipis. 4. Lapisan Thermal Barrier Coating pada daerah yang mengalami kerusakan top coat dan bond coatnya terkelupas (spallation), di tempat lain hanya tersisa sekitar 50% bond coat-nya. 5. Temperatur yang tinggi mengakibatkan bagian trailing edge yang tipis mengalami pemanasan yang berakibat berubahnya struktur mikro, terdapat blocky grain boundary sehingga kekerasan base metal menjadi turun secara signifikan dari kekerasan awal 239,75~245 HV menjadi 91,33 HV. 6. Scan area dengan scanning electron microscope-energy dispersive spectrometry (SEM-EDS) pada penampang muka menunjukkan terbentuk lapisan oksida dan kerak hasil pembakaran. 5. Saran Untuk mendapatkan hasil yang maksimal dari penelitian ini, maka dapat disarankan sebagai berikut: 1. Perlu dilakukan penelitian lebih lanjut terhadap lapisan Thermal Barrier Coating (TBC) untuk memprediksi umur pakai maksimal dari proses tersebut. 2. Proses TBC dilakukan secara langsung tanpa adanya tahapan pada saat penyemprotan antara bond coat dengan top coat yang dapat menyebabkan terbentuknya lapisan oksida. 3. Perlu dilakukan penelitian lebih lanjut terhadap lances tip pada fuel lances yang merupakan salah satu penyebab utama pada kerusakan fuel burner.

4.

Dilihat dari bentuk kegagalan pada fuel lances, perlu dilakukan perubahan disain (re-design) yaitu dengan menambahkan sedikit penahan (stopper) antara outer tube dengan inner tube agar tidak terjadi perubahan posisi lances tip.

6. Daftar pustaka 1. Hermanto, N., “ABB Burner System Repairs”, PT Nordli Turbindo, Bandung, 2006, p 2. 2. Xu, S., Tyson, W.R., “Nickel in Structural Alloys”, Canmet Laboratory, Canada, 2001, pp 3-6. 3. Sims, C.T., Stoloff, Hagel, W.C., Superalloys II, “High Temperature Materials For aerospace and Industrial Power”, John Willey & Sons, New York, 1987, pp 97, 99, 101, 104, 111-118, 159, 571. 4. Easterling, K.E., “Introduction to the Physical Metallurgy of Welding”, Butterworths & Co.,London. 1983, pp 70, 104, 194-197. 5. Sims. C.T., Hagel, W.C., “The Superalloys”, General Electric Company, John Wiley & Sons Publisher, New York, 1971, pp 9, 35-45, 52-59. 6. ASM, “Metallography and Microstructure”, Volume 9, American Society of Metals (ASM), Metals Park, Ohio, 1992, p 309. 7. Haynes International, “Hastelloy®-X Alloy”, www.haynesintl.com, 1997, pp 3-4. 8. ASM, “Properties and Selection of Metals”, 8th edition, volume 1, American Society of Metals (ASM), Metals Park, Ohio, 1972, p 254. 9. WTIA, “Weld Repair of Creep Damaged Steel”, Welding Technology Institute of Australia, pp 3-6. 10. Sourmail, T., Bhadeshia, H.K.D.H., “Stainless Steel”, www.msm.cam.ac.uk, University of Cambridge, England, pp 4-6. 11. Kusharjanto, “Teknologi Perlakuan Permukaan”. Diktat kuliah, Jurusan Teknik Metalurgi, UNJANI, Bandung, 2007. 12. Reymann, H., “MCrAlY Deposition by HVOF: A Suitable Alternative to LPPS” In Turbine Forum, Advanced Coatings for High Temperatures, Nice Port St Laurent, France, April 17-19, (2002). 13. Brodin, H., Jinnestrand, M., Johansson, S., and Sjostrom, S., “Thermal Barrier Coating Fatigue Life Assesment”. 14. Wegst, C.W., “Stahlschlüssel”, 1977. 15. Mai, Ng., “Investigation of Novel Thermal Barrier Coating Materials by Minimum Thermal Conductivity”. Materials Science and Engineering, University of Washington. 16. Haynes International, “Fabrication of Hayness® and Hastelloy® Solid-Solution-Strengthened HighTemperature Alloys”, www.haynesintl.com, 1997, pp 24-27. 17. Dieter G.E., “Mechanical Metallurgy”, SI Metric Edition, McGraw-Hill, Inc., London 1998. pp 433, 438, 439, 442-460. 18. ASM, “Welding and Brazing”. 8th edition, Volume 4, American Society of Metals (ASM), Metals Park, Ohio, 1972. 19. Busso, E.P., Wright, L., Evans, H.E., McCartney, L.N., Saunders, S.R.J., Osgerby, S., Nunn, J., “A Physics-Based Life Prediction Methodology For Thermal Barrier Coating Systems”, Acta Materialia. 20. Kusharjanto, “Pengantar Analisis Kegagalan Logam”, Diktat kuliah, Jurusan Teknik Metalurgi, UNJANI, Bandung, 2007. 21. Kusharjanto, “Jenis-jenis Patahan dan Kegagalan Logam”, Diktat kuliah, Jurusan Teknik Metalurgi, UNJANI, Bandung, 2007. 22. Spitsberg, I.T., Mumm, D.R., Evans, A.G., “On the Failure Mechanisms of Thermal Barrier Coating with Diffusion Aluminide Bonds Coatings”, February 2002. 23. Takahashi, S., Yoshiba, M., Harada, Y., “Microstructural features of Mechanical Failure in Thermal Barrier Coating Systems Under Static Loadings”, Journal of Materials at High Temperatures, Science Reviews, 2001. 24. Gell, M., Xie, L., Jordan, E.H., Padture, N.P., “Mechanisms of Spallation of Solution Precursor Plasma Spray Thermal Barrier Coatings”, Journal of Surface and Coatings Technology, Science Direct, Elsevier Publisher, 2004. 25. Heida, J.H., “Nondestructive Evaluation of Superalloy Specimens with a Thermal Barrier Coating”, National Aerospace Laboratory NLR, Amsterdam. 26. Pint, B.A., Nagaraj, B.A., Rozenzweig, M.A., “Evaluation of TBC-Coatedβ-NiAL Subtrates without a Bond Coat”, High Temperature Coating II, TMS, Warrendale, PA, 1996, p 163-74. 27. Viswanathan, R., Scheirer, S.T., “Materials Technology for Advanced Land Based Gas Turbines”, EPRI, Palo Alto, CA 94304, USA.