jbptppolban-gdl-singgihsat-3310-1-perhitun-n (1).pdf

8/19/2019 jbptppolban-gdl-singgihsat-3310-1-perhitun-n (1).pdf

1/9

Analisis Dinamika dan Kestabilan Gerak 2D Modus Longitudinal Roket RX 250 LAPAN Halaman 1 dari 9

PERHITUNGAN K ARAKTERISTIK AERODINAMIKA,

ANALISIS DINAMIKA DAN K ESTABILAN GERAK DUA DIMENSI

MODUS LONGITUDINAL R OKET RX 250 LAPAN

Singgih Satrio Wibowo

Dosen

Program Studi Teknik Aeronautika

Jurusan Teknik Mesin

Politeknik Negeri Bandung

e-mail: [email protected], [email protected]

Abstrak

Dalam penelitian ini dilakukan analisis dinamika dankestabilan roket RX 250 LAPAN pada modus

longitudinal. Parameter aerodinamika yang digunakan

dalam analisis diperoleh dengan menggunakan metode

Datcom dengan bantuan Digital Datcom. Sedangkansimulasi gerak dilakukan dengan MATLAB. Dalam

simulasi gerak ini, gangguan dimodelkan dengan defleksigaya dorong yang berharga konstan. Dari hasil analisis,

dapat disimpulkan bahwa roket ini stabil statik dan stabil

dinamik pada modus longitudinalnya selama tidak ada

gangguan atau jika gangguan yang terjadi cukup kecil,yaitu untuk defleksi gaya dorong kurang dari tiga derajat.

Kata kunciKestabilan roket, parameter aerodinamika, DigitalDatcom

1 PENDAHULUAN

Roket adalah sejenis sistem propulsi yang dapat

membawa bahan bakar dan oksigennya sendiri, yang

bekerja dengan prinsip momentum, yaitu dengan

memancarkan aliran massa hasil pembakaran propelan.

Pancaran aliran massa ini akan menghasilkan gaya

dorong dengan arah yang berlawanan.

Prinsip kerja roket yang sederhana ini menjadialasan banyaknya penggunaan roket sebagai wahana

pendorong, misalnya dalam pesawat antariksa ( space

shuttle) dan peluru berpandu ( guided missile).

Perkembangan teknologi roket berawal sejak abad

pertengahan di Asia [1]. Namun teori-teori mengenai penerbangan roket masih sangat sedikit. Teori

penerbangan roket mulai muncul pada awal abad ke-20.Teori-teori mengenai roket ini menjadi pendorong

pesatnya perkembangan teknologi roket abad ini, baikuntuk keperluan sipil maupun militer. Di bidang militer,

penggunaan roket sebagai persenjataan dimulai pada

masa Perang Dunia II oleh Jerman dengan pembuatan

roket V-2 [Ref. 10]. Di bidang sipil, penggunaan roketsebagai wahana peluncur dimulai sejak akhir Perang

Dunia II, yang dipelopori oleh dua negara adikuasa saatitu, Rusia dan Amerika Serikat.

Pengembangan teknologi roket terus berlanjut seiring

berjalannya waktu. Kini teknologi ini sudah menjadimilik semua bangsa. Saat ini banyak negara yang

memiliki lembaga khusus di bidang ini, yang bertujuan

melakukan penelitian dan pengembangan roket untuk

berbagai keperluan, baik militer maupun sipil.Indonesia adalah salah satu negara yang memiliki

lembaga tersebut. Penelitian dan pengembanganteknologi roket di Indonesia dilakukan oleh Lembaga

Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN).

LAPAN telah melakukan pengembangan berbagai

roket. Salah satunya adalah RX 250. Roket ini dirancangdapat ditembakkan dari darat ke udara dengan tinggi

terbang maksimum (apogee) hingga 70 km [14]. Tetapi,

dalam uji terbang yang dilakukan, tinggi terbangmaksimum yang dapat dicapai hanya berkisar 16 km [15],atau hanya 23 % dari hasil yang diinginkan dalam

perancangan.

Untuk mengetahui penyebab prestasi terbang yang

rendah ini perlu dilakukan kaji ulang terhadap semuaaspek wahana tersebut, meliputi perhitungan karakteristik

aerodinamika dan analisis mengenai dinamika dankestabilan geraknya.

Dalam upaya kaji ulang ini, LAPAN melakukan

kerjasama dengan ITB. Kajian yang dilakukan ini terbagi

menjadi dua, yaitu (1) kajian mengenai prestasi terbang

dan (2) dinamika gerak. Kajian mengenai dinamika gerak

roket RX 250 inilah yang melatarbelakangi penelitian ini.Sedangkan kajian mengenai prestasi terbang dilakukan

oleh saudara Ahmad Riyadl [21].Dalam penelitian ini akan dianalisis beberapa aspek

mengenai dinamika dan kestabilan roket RX 250 dalam

modus longitudinal. Parameter-parameter aerodinamika

yang digunakan dalam analisis diperoleh denganmenggunakan perangkat lunak Digital Datcom.

Sedangkan simulasi gerak dilakukan denganmenggunakan perangkat lunak MATLAB.

2 DASAR TEORI

Selama geraknya, roket yang bergerak dalam medan

udara akan selalu mengalami perubahan sikap. Perubahansikap ini terjadi karena adanya gaya dan momen yang

mailto:[email protected]:[email protected]:[email protected]:[email protected]:[email protected]:[email protected]:[email protected]:[email protected]


2/9


bekerja pada roket, baik dari dalam maupun luar. Gayadan momen dari dalam yang dapat menimbulkan

perubahan sikap ini adalah gaya dan momen propulsi.Sedangkan gaya dan momen dari luar adalah gaya

gravitasi dan gaya serta momen aerodinamika.

Gerak roket dalam ruang tiga dimensi pada Tata

Acuan Koordinat (TAK) Inersial merupakan gerak yang

kompleks karena terdiri 6 derajat kebebasan. Persamaan

ini dapat disederhanakan dengan asumsi gerak roketmerupakan gerak pada bidang vertikal (dua dimensi)

dalam TAK Inersial, yang dinyatakan sebagai berikut(Perhatikan Gambar 2.1):

(2-1a)

(2-1b)

(2-1c)

Gambar 2-1 Skema Gerak Dua Dimensi

Pada persamaan (2-1) di atas, terlihat bahwa terdapat

dua belas variabel yang berperan dalam menentukangerak roket. Variabel-variabel tersebut adalah massa

roket (), gaya dorong ( dan ), sudut pitch ( ), percepatan gravitasi ( dan ), gaya aerodinamika ( dan ), jarak titik tangkap gaya dorong terhadap pusatmassa ( xe), laju perubahan massa (), momen inersiaterhadap sumbu-Y b (), dan momen aerodinamikaterhadap sumbu-Y b ().

Dalam penelitian ini, massa roket diasumsikan

berkurang secara konstan karena adanya pembakaran

propelan. Massa roket pada saat dihitung menurut persamaan berikut: (2-2)dengan adalah Massa awal roket dan laju

perubahan massa. Gaya dorong juga dimodelkan

berharga konstan sebagai berikut: (2-3)dimana impuls spesifik. Dalam penelitian ini, medangravitasi g akan dihitung menurut persamaan [8]:

(2-4)

dengan ( = 9.80665 m/s2) adalah percepatan gravitasiISA pada muka laut. Momen inersia roket dihitung

dengan asumsi bahwa roket terdiri atas beberapa massa

diskrit. Sedangkan gaya dan momen aerodinamikadihitung dengan menggunakan koefisien gaya dan

momen aerodinamika yang dihasilkan Digital Datcom.

Gambar 2-2 Diagram Gaya dan Momen Aerodinamika

yang Bekerja pada Roket

Roket disebut stabil statik jika dapat menghasilkan

gaya atau momen yang melawan gangguan. Denganmemperhatikan Gambar 2.2, dapat dipahami bahwa roket

dikatakan stabil statik jika menghasilkan momen, M aero

negatif akibat penambahan sudut serang, yang ekivalen

negatif. Karena itu,

disebut sebagai parameter

kestabilan statik. Jika < 0 maka berarti roket stabil statik . Sedangkan bila > 0, menunjukkan roket tidak stabil statik . Dan apabila = 0 menunjukkan roket stabil netral .

Roket dikatakan stabil dinamik jika dapat meredamosilasi yang terjadi akibat gangguan sehingga dapat

kembali ke kondisi seimbang awalnya. Cara untukmengetahui apakah roket ini dapat meredam osilasi atau

tidak, adalah dengan memecahkan persamaan gerak.

Selanjutnya, untuk menentukan kestabilan dinamik roket

akan digunakan kriteria Lyapunov [13].

3 PERHITUNGANPARAMETER

AERODINAMIKA R OKET RX 250 LAPAN

DENGAN DIGITAL DATCOM

Pada bagian ini akan dijelaskan penerapan perangkat

lunak Digital Datcom dalam perhitungan parameter

aerodinamika roket, yaitu CL, CD, dan Cm. Perangkat

lunak ini sebenarnya dibuat untuk menghitung

karakteristik aerodinamika pesawat udara. Perangkatlunak ini dipilih untuk menghitung karakteristik

aerodinamika roket karena konfigurasi roket padadasarnya serupa dengan pesawat udara. Selain itu, medan

gerak roket RX 250 LAPAN sama dengan medan gerak

pesawat udara, yaitu medan atmosfer bumi. Dengan

X

Z

i

i

Z b

b X

F

Sumbu

Longitudinal

-xe

dt

d

q

x

cmcp

V cm

T

L

D

N

F a

l

(+) aero M


3/9


alasan ini, roket RX 250 dapat dianggap sebagai pesawatudara, sehingga penggunaan Digital Datcom dalam

perhitungan karakteristik aerodinamika roket RX 250dapat dipertanggungjawabkan kesahihannya.

3.1

Tata Nama Roket RX 250 LAPANRoket RX 250 LAPAN merupakan salah satu tipe roket

eksperimen yang dikembangkan oleh LAPAN. Simbol

‘RX’ di depan nama roket ini adalah kependekan dariRoket eXperimen, sedangkan bilangan ‘250’

menunjukkan diameter body, yaitu 250 mm.

3.2 Geometri Roket RX 250 LAPAN

Roket RX 250 memiliki bentuk geometri seperti terlihat

pada Gambar 3.1. Geometri roket ini terdiri atas beberapa

bagian penting, yaitu hidung, tabung payload, tabungmotor, tabung sirip/ekor, dan sirip/ekor yang berjumlah

empat buah.

Gambar 3-1 Geometri Roket RX 250 LAPAN

(satuan dalam mm)

3.3 Input Digital Datcom

Sistematika atau pemodelan RX 250 sebagai input ke

Digital Datcom disarikan dari [3]. Denganmemperhatikan geometri roket ini, maka input ke Digital

Datcom dapat dimodelkan dengan dua cara, yaitu :

1. Wing-Body-Vertical Tail-Ventral Fin

Pada pemodelan ini, sirip horizontal dimodelkan

sebagai wing , sedangkan sirip vertikal yang bagian

atas dimodelkan sebagai vertical tail dan yang

bagian bawah dimodelkan sebagai ventral fin.2. Wing-Body-Horizontal Tail-Vertical Tail-Ventral

Fin

Pada pemodelan ini, sirip horizontal dimodelkansebagai horizontal tail , sedangkan sirip vertikal yang

bagian atas dimodelkan sebagai vertical tail danyang bagian bawah dimodelkan sebagai ventral fin.

Sedangkan geometri yang dimodelkan sebagai wing tidak ada, karena itu untuk pemodelan ini digunakan

luas wing nol (S w = 0 atau S w 0).Dari kedua pemodelan di atas, hanya pemodelan

pertama saja (Wing-Body-Vertical Tail-Ventral Fin)

yang dapat menghasilkan output, sedangkan pemodelan

kedua (Wing-Body-Horizontal Tail-Vertical Tail-Ventral Fin) menyebabkan proses eksekusi program

error , jadi cara yang digunakan adalah pemodelan

pertama dengan input geometri body dan airfoil sepertidisajikan pada Gambar 3.2 dan 3.3.

Gambar 3-2 Koordinat Body Roket RX 250 LAPAN

Gambar 3-3 Kurva Airfoil Roket RX 250 LAPAN

4 SIMULASI GERAK DUA DIMENSI R OKET RX 250

DENGAN MATLAB

Bagian ini berisi tentang program simulasi gerak roket

dua dimensi. Simulasi ini merupakan solusi numerik dari persamaan gerak dua dimensi yang telah dijelaskan dalam

Bab 2. Metode yang digunakan dalam mendapatkansolusi numerik persamaan gerak roket dua dimensi ini

adalah integrasi Euler.

Persamaan (2-1) dapat dimodifikasi dengan

menetapkan TAK Horizon Lokal sebagai TAK Inersial,

menjadi:

(4-1a) (4-1b)

(4-1c)

dengan dan adalah percepatan roket pada sumbu dan TAK Horizon Lokal, adalah percepatan sudut

pitch,

sudut lintas terbang,

dan

adalah gaya

hambat dan gaya angkat.


4/9


4.1 Metode Integrasi Numerik

Selanjutnya, persamaan (4-1) diselesaikan secara

numerik dengan integrasi Euler sebagai berikut:

(4-2a) (4-2b) (4-2c) (4-2d) (4-2e) (4-2f)

Perhitungan persamaan (4-2) ini dilakukan dengan

menggunakan selang waktu integrasi, yang sangatkecil, pada suatu waktu awal, t o dan berakhir pada waktuakhir, t stop.

Variabel yang akan diamati untuk mengetahui

kestabilan roket adalah sudut serang , sudut lintas

terbang , dan sudut sikap (pitch) , dalam selang waktu

sejak roket diluncurkan hingga propelan habis (t b = 9detik). Karena itu, selang waktu yang akan digunakan

dalam simulasi ini adalah dari t o = 0 hingga t stop = 15detik.

Hasil perhitungan ini akan semakin teliti jika selang

waktu integrasi, semakin kecil. Tetapi, proses perhitungan menjadi semakin lambat. Karena itu,

pemilihan yang sesuai, dapat menghasilkan solusiyang akurat dengan proses perhitungan yang cukup

cepat. Dengan alasan tersebut, dalam simulasi gerak

dengan MATLAB ini digunakan = 0.01 detik.4.2

Algoritma Program SimulasiDalam program simulasi, koefisien gaya dan momen

aerodinamika diperoleh dengan melakukan interpolasilinear terhadap hasil perhitungan Digital Datcom.

Sementara, simulasi gerak dilakukan denganmenggunakan persamaan (4-1) dan (4-2). Dengan

demikian, algoritma program simulasi dapat disusun

sebagai berikut :

Pada saat t o, tentukan input (harga awal):

F x, F z , M , I yy, X i, Z i, V x, V z , , , xe, g , , D, L, M aero;

Selama t t stop dan stop lakukan :

Selama roket bergerak pada peluncur, hitung :

= 0; = o;

t = t + t ; persamaan (4-1); persamaan (4-2);

interpolasi CL, CD, Cm;

M , D, L, M aero, I yy, xe, g (h), (h);Setelah roket lepas dari peluncur, hitung :

t = t + t ; persamaan (4-1); persamaan (4-2);

interpolasi CL, CD, Cm;

M , D, L, M aero, I yy, xe;

g (h), (h);

Selesai

5 ANALISIS HASIL PERHITUNGAN DAN SIMULASI

Dalam bagian ini akan dibahas data hasil perhitungan parameter aerodinamika dan kestabilan roket RX 250

LAPAN dari Bagian 3, serta hasil simulasi gerak roketdua dimensi dari Bagian 4.

5.1

Analisis Hasil Perhitungan Digital Datcom

(a) Pengaruh Bilangan Mach

Perubahan bilangan Mach berpengaruh terhadap

perubahan , , dan . Hal ini dapat dilihat padaGambar 5.1, 5.2, dan 5.3. Dari Gambar 5.1 terlihat bahwa

pada bilangan Mach < 1, harga CD menurun seiring

bertambahnya bilangan Mach. Kemudian naik pada

interval bilangan Mach 0.9 dan 1.5. Harga kembaliturun pada harga bilangan Mach > 1. Harga juga

berubah dengan berubahnya tinggi terbang. Semakin

besar tinggi terbang, semakin besar pula harga .

Gambar 5-1 Grafik CD terhadap Bilangan Mach untuk

Berbagai Tinggi Terbang

Gambar 5-2 Grafik CL terhadap Bilangan Mach untuk


Perubahan ini disebabkan adanya komponen ,yaitu (koefisien gaya gesek) yang semakin besarseiring dengan bertambahnya tinggi terbang. Koefisien

gaya gesek ini berkaitan dengan adanya lapisan batas di

dekat permukaan roket [17]. Pada [17], ditunjukkan

hubungan antara

dengan bilangan Reynold, yaitu

berbanding terbalik dengan akar bilangan Reynold.Sedangkan bilangan Reynold untuk kecepatan terbang

konstan berkurang seiring dengan bertambahnya tinggi


5/9


terbang. Karena itu, bertambah besar seiring dengan bertambahnya tinggi terbang

Gambar 5-3 Grafik Cm terhadap Bilangan Mach untuk


Perubahan terhadap bilangan Mach dapat dilihat pada Gambar 5.2. Pada gambar ini terlihat bahwa naiksampai bilangan Mach = 0.7, dan kemudian turun untuk > 0.7. Dari gambar ini juga terlihat bahwa relatifkonstan terhadap perubahan tinggi terbang.

Perubahan terhadap bilangan Mach serupadengan . Pada Gambr 5.3 terlihat bahwa turunsampai bilangan Mach = 0.7 dan kemudian naik untuk

bilangan Mach > 0.7. Dari gambar terlihat bahwa relatif tetap meskipun tinggi terbang berubah.

(b) Pengaruh Sudut SerangPada Gambar 5.4 terlihat bahwa harga C

D cenderung

simetrik terhadap sudut serang nol. Dari gambar ini juga

dapat dilihat bahwa harga CD untuk bilangan Mach < 1

dan sudut serang < -20o atau > 20

o cukup kecil, yaitu

kurang dari 0.5. Sementara dalam interval sudut serang

yang sama, harga CD untuk bilangan Mach > 1 sangat besar, yaitu lebih dari 0.5. Secara umum dapat dilihat

bahwa harga CD bertambah seiring bertambahnya sudutserang dan bilangan Mach.

Gambar 5-4 Grafik CD terhadap Sudut Serang

untuk Berbagai Bilangan Mach

Pada Gambar 5.5 dapat dilihat bahwa harga CL

bertambah seiring bertambahnya sudut serang dan bilangan Mach. Dari gambar ini juga dapat dilihat batas

sudut serang dimana variasi CL tidak lagi bertambah

seiring bertambahnya sudut serang. Sudut serang dimanaCL tidak lagi naik ini didefinisikan sebagai sudut serang

stop, stop. Dari gambar terlihat bahwa untuk bilangan

Mach < 1 harga stop ini sekitar 20o, sedangkan untuk

bilangan Mach > 1 harga stop sekitar 40o. Sudut serang

stop ini digunakan sebagai batas dihentikannya simulasi

gerak roket, jika sudut serang sudah mencapai hargatersebut. Simulasi dihentikan karena untuk > stop

harga parameter aerodinamika hasil perhitungan DigitalDatcom sudah tidak valid lagi. Kesalahan perhitungan

Digital Datcom untuk ini dapat dilihat dari harga CD yangtidak simetrik pada interval sudut serang tersebut.

Misalnya untuk Mach = 3, harga CD pada = -42o tidak

sama dengan harga CD pada = 42o. Seharusnya, harga

CD pada sudut serang tersebut berharga sama karena

geometri roket RX 250 simetri terhadap sumbulongitudinalnya.

Gambar 5-5 Grafik CL terhadap Sudut Serang


Variasi Cm terhadap sudut serang dapat dilihat padaGambar 5.6. Pada gambar ini terlihat bahwa harga Cm

menurun seiring bertambahnya sudut serang sampai padasuatu sudut serang tertentu. Untuk bilangan Mach < 1,

harga Cm menurun dari sudut serang – 18o hingga sudut

serang sekitar 18o. Pada interval ini dapat dilihat bahwa

turunan Cm terhadap sudut serang, adalah negatif.Sesuai dengan kriteria kestabilan statik longitudinal,maka pada interval ini roket stabil statik. Sedangkan

untuk sudut serang, < – 18o atau > 18

o, diperoleh

harga

positif, yang menunjukkan bahwa roket tidak

stabil statik. Untuk bilangan Mach > 1, interval kestabilan bertambah seiring bertambahnya bilangan Mach. Untuk bilangan Mach 1.5, interval kestabilan adalah pada sudut

serang – 30o sampai 30

o. Sementara untuk bilangan Mach

> 1.5 interval kestabilan berada dalam sudut serang – 40o

sampai 40o.


6/9


Gambar 5-6 6 Grafik Cm terhadap Sudut Serang


(c) Pengaruh Posisi Center of M ass

Perubahan posisi center of mass hanya berpengaruh

terhadap Cm tetapi tidak berpengaruh terhadap CD dan

CL. Hal ini dapat dilihat pada Gambar 5.7. Semakin besar posisi cm (semakin dekat dengan ekor), semakin besar(positif) pula harga Cm. Meskipun harga Cm ini berubah,

namun harga perubahannya kecil. Perubahan harga Cm

yang kecil ini tidak terlalu berpengaruh terhadap

kestabilan roket.Dari Gambar 5.7 juga dapat dilihat bahwa perubahan

bilangan Mach berpengaruh terhadap harga Cm. Di siniterlihat bahwa untuk bilangan Mach < 1, harga Cm

semakin negatif seiring bertambahnya bilangan Mach.Tetapi, untuk bilanga Mach > 1 berlaku sebaliknya, yaitu

harga Cm semakin positif seiring bertambahnya bilangan

Mach.

Gambar 5-7 Grafik Cm terhadap Posisi c g


5.2 Analisis Hasil Simulasi

(a) Pengaruh Sudut Defleksi Gaya Dorong

Pengaruh sudut defleksi gaya dorong sangat besar

terhadap kestabilan gerak roket. Ini dapat dilihat padaGambar 5.8 sampai dengan 5.10. Pada gambar tersebut

terlihat bahwa semakin besar defleksi gaya dorong,semakin besar pula gangguan pada sudut serang dan

terlihat bahwa untuk defleksi – 3 derajat dan 3 derajat,roket dapat meredam isolasi yang terjadi. Ini

menunjukkan bahwa roket memenuhi kriteria kestabilanLyapunov (roket stabil dinamik).

Gambar 5-8 Grafik Hasil Simulasi padaSudut Defleksi Gaya Dorong -3 Derajat

0 2 4 6 8 10 12 14 16-10

0

10

20Sudut Serang vs Waktu

0 2 4 6 8 10 12 14 1680

90

100

110Sudut Lintas Terbang vs Waktu

0 2 4 6 8 10 12 14 1680

90

100

110Sudut Sikap vs Waktu

( d e r a j a t )

( d e r a

j a t )

( d e r a j a t )

Waktu (detik)

0 2 4 6 8 10 12 14 160

1000

2000

3000

4000

M o m e n G a y a

D o r o n g ( N m )

Grafik Momen Gaya Dorong vs Waktu

0 2 4 6 8 10 12 14 16-10000

-5000

0

5000

Waktu (detik)

M o m e n A e r o d i n a m i k a ( N m )

Grafik Momen Gaya Aerodinamika vs Waktu

0 2 4 6 8 10 12 14 16-10

-5

0

5


(

d e r a j a t )

0 2 4 6 8 10 12 14 16

45

50

55


( d e r a j a t )

0 2 4 6 8 10 12 14 1645

50

55


Waktu (detik)

( d e r a j a t )


7/9


Gambar 5-9 Grafik Hasil Simulasi pada

Sudut Defleksi Gaya Dorong 0 Derajat

Gambar 5-10 Grafik Hasil Simulasi pada

Sudut Defleksi Gaya Dorong 3 Derajat

5.3 Trayektori (Lintas) Terbang

Berikut ini akan disajikan perbandingan trayektori

terbang roket RX 250 hasil uji terbang LAPAN denganhasil simulasi dalam penelitian penelitian ini. Trayektori

hasil uji terbang LAPAN disajikan dalam Gambar 5.11sedangkan trayektori hasil simulasi disajikan dalam

Gambar 5.12, Gambar 5.13, dan Gambar 5.14. Simulasidilakukan dengan panjang peluncur 10 meter dan

berbagai sudut peluncuran (sudut elevasi).

Gambar 5-11 Trayektori Roket RX 250 LAPAN hasil

Uji Terbang LAPAN [14]


Uji Terbang LAPAN

Gambar 5-13Trayektori Roket RX 250 LAPAN hasilSimulasi Dengan l p = 10 m, = 3

o


Simulasi Dengan l p = 10 m, = 0o

0 2 4 6 8 10 12 14 16

-1

-0.5

0

0.5

1

M o m e n G a y a D o r o n g ( N m )


0 2 4 6 8 10 12 14 16-5000

0

5000

Waktu (detik)

M o m e n A e r o d i n a m i k a ( N m )


0 2 4 6 8 10 12 14 16-20

-10

0


0 2 4 6 8 10 12 14 1660

70

80


0 2 4 6 8 10 12 14 1660

70

80


( d e r a j a t )

( d e r a j a t )

( d e r a j a t )

Waktu (detik)

0 2 4 6 8 10 12 14 16-4000

-3000

-2000

-1000

0

M o m e n G a y a D o r o n g ( N m )


0 2 4 6 8 10 12 14 16-4000

-2000

0

2000

4000

6000

8000

Waktu (detik)

M o m e n A e r o d i n a m i k a ( N

m )



8/9



Simulasi Dengan l p = 10 m, = -3o

(b) Pengaruh Sudut Peluncuran

Perubahan sudut peluncuran berpengaruh terhadapkestabilan roket. Semakin tinggi sudut peluncuran,

semakin kecil simpangan yang terjadi pada sudut serangsesaat setelah lepas dari peluncur.

Simpangan sudut serang ini terjadi karena sesaatsetelah roket lepas dari peluncur, sudut sikap roket masih

sama dengan sudut peluncuran, tetapi sudut lintas

terbangnya sudah berubah, dan memiliki harga kurang

dari sudut peluncuran. Simpangan yang terjadi pada sudutserang ini cukup kecil sehingga roket dapat melawan

osilasi yang terjadi.

(c) Pengaruh Panjang PeluncurPerubahan panjang peluncur relatif tidak berpengaruh

terhadap kestabilan roket. Secara teoritis, perubahan

panjang peluncur akan berpengaruh terhadap kestabilangerak roket. Hal ini dapat dijelaskan sebagai berikut,

penambahan panjang peluncur akan menyebabkan

bertambahnya waktu lepas roket dari peluncur.Bertambahnya waktu ini sebanding dengan

bertambahnya kecepatan roket saat meninggalkan peluncur. Sementara, seperti telah dijelaskan pada pasal

(c), sudut serang akan bertambah pada saat roket

meninggalkan peluncur.

(d) Pengaruh Waktu Gangguan

Waktu gangguan (waktu ketika gangguan mulai terjadi),

berpengaruh besar terhadap kestabilan roket. Hal ini

dapat dijelaskan sebagai berikut. Roket akan mengalami penambahan kecepatan seiring bertambahnya waktu,

ketika gaya dorong masih bekerja, atau dalam selangwaktu pembakaran propelan. Ketika roket mengalami

gangguan defleksi gaya dorong, roket akan melawan

dengan menghasilkan momen aerodinamik. Sedangkan

momen aerodinamik berbanding lurus dengan kuadrat

kecepatan. Jadi dapat disimpulkan bahwa semakin besar

waktu gangguan, semakin besar pula momenaerodinamik yang dihasilkan untuk melawan gangguan

tersebut, sehingga amplitudo osilasi pada sudut serangmenjadi berkurang.

6 K ESIMPULAN DAN SARAN

6.1

Kesimpulan

Dari analisis yang telah dilakukan pada bagian-bagian

sebelumnya, dapat diambil kesimpulan sebagai berikut :

(a)

Secara aerodinamis, roket RX 250 memenuhi syaratkestabilan statik longitudinal dalam interval sudut

serang tertentu. Ini terlihat pada harga yangnegatif. Untuk kecepatan subsonik, roket ini stabil

statik dalam interval sudut serang antara – 20o sampai

20o. Batas sudut serang ini bertambah untuk

kecepatan supersonik, yaitu dalam interval – 30o

sampai 30o pada bilangan Mach 1 sampai 2.

Sedangkan pada bilangan Mach lebih dari 2, interval

sudut serang ini adalah – 40o sampai 40

o.

(b) Sudut peluncuran, berpengaruh terhadapkestabilan gerak roket sesaat setelah roket

meninggalkan peluncur. Semakin besar sudut

peluncuran, semakin kecil simpangan yang terjadi pada sudut serang sesaat setelah meninggalkan peluncur.

(c) Sudut defleksi gaya dorong, berpengaruh besarterhadap kestabilan gerak roket. Semakin besar semakin besar simpangan sudut serang yang terjadi.

(d) Pengaruh perubahan panjang peluncur, sangatkecil terhadap kestabilan roket, meskipun secara

teoritik ada.

(e) Waktu terjadinya defleksi gaya dorong, t gangguan juga berpengaruh terhadap kestabilan roket. Semakin awal

waktu terjadinya gangguan semakin besar simpanganyang terjadi pada sudut serang.

6.2 Saran

Setelah mengkaji ulang proses dan hasil dari analisis

yang telah dilakukan, ada beberapa saran yang dapat

disampaikan, baik kepada pihak yang berkaitan dengan

industri roket, khususnya LAPAN, maupun pihak yang berminat untuk melakukan kajian di bidang peroketan,

berikut ini :(a) Perlu adanya uji terhadap gaya dorong yang

dihasilkan roket RX 250 LAPAN apakah berimpit

dengan sumbu longitudinal roket ( = 0) atau tidak( 0).

(b) Analisis yang telah dilakukan dalam penelitian ini

dapat dikembangkan lebih lanjut untuk analisis geraktiga dimensi.

(c) Analisis gerak dua dimensi dengan memasukkan

unsur gangguan lain (kecepatan dan arah angin,

pengaruh elast isitas struktur roket, dan sudut pasangsirip ekor) dapat dijadikan sebagai bahan penelitian

selanjutnya.(d) Diperlukan pengukuran-pengukuran untuk

mendapatkan perilaku dinamik roket di atas peluncur, misalnya dengan memasang high speedcamera pada saat roket meluncur.


9/9


R EFERENSI

[1] Cornelisse, J. W. Rocket Propulsion and

Spceflight Dynamics. Pitman Publishing ltd.

London, 1979.

[2] Nielsen, J. N. Missile Aerodynamics. McGraw-

Hill. American Institute of Aeronautics andAstronautics. New York, 1960.

[3] Williams, J. E. The USAF Stability and Control

Digital Datcom-Volume I . Airforce Flight

Dynamics Laboratory Wright-Patterson Air Force

Base. Ohio, 1979.

[4] Meriam, J. L. and Kraige, L. G. Engineering

Mechanics Volume One. John Wiley & Sons, Inc.

USA, 1993.

[5] Muhammad, Hari. Catatan Kuliah Teknik Pengukuran Terbang . Jurusan Teknik

Penerbangan ITB.[6] Blakelock, J. H. Automatic Control of Aircraft

and Missiles. John Wiley & Sons, Inc. USA,1991.

[7] Hanselman, D and Littlefield, B. The Student Edition of MATLAB Version 5 User’s Guide.

Prentice Hall. New Jersey, 1997.

[8] Ruijgrok, G. J. J. Elements of Airplane

Performance. Delft University Press, 1990.

[9] Jenie, Said D. Manual Perancangan Roket

Kendali. Pusat Roket dan Satelit, Lembaga

Penerbangan Antariksa Nasional, 1990.

[10] Dornberger, Walter. V-2 & Hitler . PT PustakaUtama Grafiti. Jakarta. 1989.

[11] Jenie, Said D. dan Muhammad, Hari. MekanikaTerbang Lintasan Roket . Laboratorium

Aerodinamika Pusat Antar Universitas – IlmuRekayasa ITB. Bandung, 1987.

[12] Muhammad, Hari. Catatan Kuliah DinamikaTerbang . Jurusan Teknik Penerbangan ITB.

[13] Hughes, Peter C. Spacecraft Attitude Dynamics.

John Wiley & Sons, Inc. USA, 1996.

[14]

Anon. Data Roket RX 250. LAPAN.

[15] Anon. Desain Wahana RX 250. LAPAN.

[16] Anon. Motor Roket RX 250. LAPAN.

[17] Anderson, John D. Fundamental of

Aerodynamics. John Wiley & Sons, Inc. USA,

1992.

[18] LaBudde, V. Edward. A Design Procedure for Maximazing Altitude Performance. NARAM,

1999.

[19] Menon, P. K. and Yosefpor, M. Design of

Nonlinear Autopilots for High Angle of Attack .Optimal Synthesis, 1996.

[20] Dasril, Iqbal F. Analisis Kestabilan Statik Matra Longitudinal Pesawat Udara Wing-In-Surface-

Effect Konfigurasi NWIG10B-WING11. LaporanTugas Sarjana, Departemen Teknik Penerbangan,

Fakultas Teknologi Industri, ITB. Bandung, 2001.

[21] Riyadl, Ahmad. Perhitungan Karakteristik

Aerodinamika dan Analisis Prestasi Terbang Roket RX 250 LAPAN . Laporan Tugas Sarjana,

Departemen Teknik Penerbangan, Fakultas

Teknologi Industri, ITB. Bandung, 2002.

[22] Iskandar, Tulus. Desain Lintasan Antar Planet Bumi – Pluto (Misi Fly-By). Laporan Tugas

Sarjana, Departemen Teknik Penerbangan,

Fakultas Teknologi Industri, ITB. Bandung, 2001.

Documents

jbptppolban-gdl-singgihsat-3310-1-perhitun-n (1).pdf