## PERANCANGAN SISTEM PROPULSI MOTOR ROKET UNTUK GAYA DORONG 1 TON

## ABSTRAK
Penelitian dan pengembangan roket di Indonesia masih terbilang sangat lamban. Dalam upaya untuk mewujudkan keinginan agar  Indonesia mampu meluncurkan satelit  sendiri  dengan  roket  buatan  sendiri,  setidaknya  kita  harus  mempunyai roket yang baik pula. Sebuah roket yang baik harus memiliki sistem propulsi yang baik  agar  mampu  mengangkat  beban  muatan  dan  juga  bobot  roket  itu  sendiri. Pada  perancangan  sistem  propulsi  motor  roket  ini,  konfigurasi  grain  propelan yang digunakan yaitu grain star-8 dan grain hollow, yang nanti akan dipilih satu yang  terbaik.  Jenis  Propelan  yang  digunakan  yaitu  Propelan  Komposit  Padat dengan  komposisi  HTPB  (Hydroxy  Terminated  Poly  Butadiene)  sebagai  fuel- binder,  dan  AP  (Ammonium  Perklorat  –  NH 4 ClO 4 )  sebagai  oksidator.  Dalam Penelitian ini, perhitungan analitik yang akan dilakukan meliputi luas permukaan bakar propelan  (A b ), kecepatan karakteristik gas (c*), tekanan pembakaran (p c ), laju bakar propelan (r p ), koefisien gaya dorong (C F ), gaya dorong (F), jejari exit nosel (r e ) dan bilangan Mach (M). Dimana gaya dorong (F) yang direncanakan adalah 1 ton.
kata  kunci  :  sistem  propulsi,  konfigurasi  grain,  tekanan  pembakaran,  gaya dorong, bilangan Mach.

## 1.Pendahuluan
Penelitian  dan  pengembangan  roket  di Indonesia  masih  terbilang  sangat  lamban. Hal ini dikarenakan kurangnya sumber daya manusia  di  Indonesia  yang  benar-benar menguasai  teknologi  roket  secara  lebih mendalam. Selain itu, kita masih sangat sulit memperoleh  informasi  spesifik.  Beban muatan roket yang cukup berat, mengharuskan  roket  memiliki  motor  yang mampu  menghasilkan  gaya  dorong  yang lebih  besar  dari  bobot  struktur  roket  secara keseluruhan.  Gaya  dorong  yang  besar dihasilkan dari desain grain yang mempunyai  luas  permukaan  bakar  yang besar  pula.  Berdasarkan  semua  uraian
tersebut  maka  peneliti  berencana  untuk merancang  sebuah  sistem  propulsi  motor roket  yang  mampu  menghasilkan  gaya dorong 1 ton. Rancangan ini juga diharapkan  dapat  dijadikan  dasar  untuk penelitian dan pengembangan tentang sistem propulsi motor roket selanjutnya.

## 2.Metode Penelitian a.Teori Propulsi Roket
Tekanan  dan  temperatur  gas  yang  tinggi pada  roket  dihasilkan  dari  pembakaran propelan  didalam  ruang  bakar,  sebagai hasil  dari  reaksi  kimia  antara  bahan  bakar dan  oksidator  pembentuk  propelan.  Oleh karena  tekanan  pembakaran  yang  sangat
Munzir Qadri 1 Indra Setiawan 2 Achmad Teguh flash_mq@yahoo.com Indraset2008@yahoo.com Achmad.teguh@yahoo.com Jurusan Teknik Mesin Universitas Muhammadiyah Jakarta Jurusan Teknik Mesin Universitas Muhammadiyah Jakarta Jurusan Teknik Mesin Universitas Muhammadiyah Jakarta
tinggi dan tekanan udara luar yang rendah, maka gas akan berekspansi melalui daerah konvergen-divergen pada nosel.
Beberapa  parameter  utama  yang  menjadi dasar  dalam  sistem  propulsi  roket  adalah tekanan pembakaran, p c ; laju aliran massa, ṁ ;  kecepatan exit nosel, v e ;  gaya  dorong (thrust) , F dan  impuls  spesifik, I sp .  Besar rasio  tekanan, p c / p e dan  rasio  luas penampang nosel, A e / A t sangat berpengaruh terhadap besaran nilai parameter tersebut.

## b.Teori  CFD (Computational  Fluid Dynamics)
Dinamika  fluida  merupakan  ilmu  yang mempelajari  tentang  fenomena-fenomena fisik  aliran.  Dasar  perhitungan  yang digunakan  pada  dinamika  fluida  adalah persamaan Navier-Stokes. Persamaan tersebut merupakan persamaan atur dinamika  fluida  yang  menggambarkan seluruh  fenomena  fisik  fluida.  Persamaan Navier-Stokes terdiri  dari  :  1  persamaan konservasi massa, 3 persamaan konservasi momentum  dan  1  persamaan  konservasi energi.  Ada  4  variabel  bebas  yaitu  : koordinat  sumbu x,  y dan z dari  beberapa domain,  dan  waktu, t .  Sedangkan,  6 variabel  dependen-nya  yaitu  :  tekanan, p , massa  jenis,  dan  temperatur, T (yang terkandung dalam persamaan energi melalui  energi  total, E t )  dan  3  komponen vektor  kecepatan  yaitu  :  komponen u dalam  arah-x,  komponen v dalam  arah-y dan  komponen w dalam  arah-z.  Semua variabel  dependen  ( p,  ,  T,  u,  v dan w ) adalah fungsi  dari keempat  variabel  bebas tersebut  ( x, y, z dan t ).Akan tetapi,  dalam prakteknya persamaan tersebut terlalu sulit untuk dipecahkan secara analitik. Di masa lalu, para insinyur membuat perkiraan dan penyederhanaan lebih lanjut pada persamaan  tersebut  sampai  terbentuk sekelompok persamaan
yang
bisa dipecahkan.  Baru-baru  ini,  komputer
kecepatan  tinggi  telah  digunakan  untuk memecahkan perkiraan persamaan tersebut dengan menggunakan berbagai teknik atau metode  komputasi  seperti  beda  hingga, volume hingga, elemen hingga dan metode spektral. Daerah studi ini disebut Computational Fluid Dynamics atau CFD. Strategi CFD adalah dengan menggantikan problem domain kontinyu menjadi domain diskrit  menggunakan  sebuah  grid.  Pada domain  kontinyu,  masing-masing  variabel aliran didefinisikan pada setiap titik dalam domain.  Sebagai  contoh,  tekanan, p pada domain kontinyu 1-D sebagaimana diperlihatkan pada gambar 2.4 (a)  yaitu, p
= p (x) dimana 0 < x < 1.
Sedangkan  pada  domain  diskrit,  masing- masing variabel aliran didefinisikan hanya pada  titik-titik  grid  yang  ditentukan.  Jadi pada  domain  diskrit  seperti  pada  gambar 2.4  (b),  tekanan  akan  didefinisikan  hanya pada N titik grid yaitu, p i = p (x i ) dimana i = 1, 2, …, N
(a) (b)
Gambar 1. Beda domain kontinyu (a) dan domain diskrit (b).
Solusi  CFD  dapat  secara  langsung menyelesaikan  variabel-variabel  aliran yang  relevan  pada  titik-titik  grid  yang dikehendaki.  Nilai  pada  grid  yang  lain ditentukan  dengan  interpolasi  dari  nilai pada titik-titik grid tersebut.
3. Hasil dan Pembahasan A. Analitik Gaya Dorong :
o Menghitung  Luas  Permukaan  Bakar 3.662,908 cm 2
o Menghitung Kecepatan  Karakteristik Gas 1.540,156235 m/s
o Menghitung  Tekanan  Pembakaran 35,06558575
o Menghitung  Laju  Bakar  Propelan
0,718
o Menghitung  Koefisien  Gaya  Dorong 1,497377328
o Menghitung Gaya Dorong
989,72257 kg
o Menghitung Jejari Exit Nosel 5,8571 cm = 58,571 mm
B. Validasi Desain Setelah proses perhitungan analitik  gaya  dorong  selesai  dan didapatkan geometri nosel yang akan diaplikasikan  pada  motor  roket.
Terlebih  dahulu  dilakukan  proses validasi desain dengan menggunakan metode
dan analisa CFD (Computational Fluid Dynamics) . Gambar  nosel  hasil  perancangan mempunyai  variasi  sudut  divergensi 11  , 13  dan 15  seperti ditunjukkan pada  Tabel  4.4  berikut.  Gambar nosel  tersebut  merupakan  gambar
potongan axy-symmetri.
Tabel 1. Desain nosel untuk gaya dorong 1 ton dengan beberapa variasi sudut divergen untuk konfigurasi grain star -8.
Sudu t
Dive rgen
Desain Nosel 11 deraj at 13 deraj at 15 deraj at
Setelah  gambar  potongan axy-symmetri nosel  dibuat,  selanjutnya  adalah    membagi objek  nosel  tersebut  menjadi  bagian-bagian yang kecil atau meshing dengan menggunakan piranti lunak GAMBIT 2.4.6. Ukuran mesh pada  objek  berpengaruh  pada ketelitian  analisis  CFD.  Semakin  kecil ukuran mesh ,  maka  hasil  yang  didapatkan akan  semakin  teliti,  tetapi  membutuhkan daya komputasi dan waktu yang lebih lama.
Elemen mesh bidang yang digunakan adalah elemen persegi panjang (Quad), tipe mesh yaitu Map, sebagaimana ditunjukkan pada Tabel 2 di bawah ini.
Tabel 2. Mesh pada nosel gaya dorong 1 ton . Sudut Divergen Desain Nosel 11 derajat 13 derajat 15 derajat

## 4.1. Kesimpulan
Berdasarkan  hasil  perhitungan  analitik gaya  dorong  yang  telah  dibuat  untuk kedua  jenis  konfigurasi grain seperti ditunjukkan  pada  Lampiran  B1  s/d Lampiran  B6.  Serta  proses  validasi desain  nosel  yang  juga  telah  dilakukan, dapat ditarik beberapa kesimpulan mengenai  hasil  desain  sistem  propulsi ini, yaitu antara lain :
1. Konfigurasi grain propelan yang optimal adalah grain  star -8,  dengan  panjang propelan, l = 850 mm dapat menghasilkan  tekanan  pembakaran  rata- rata, p c  rata2 sebesar  36,809  kg/cm 2 . Sedangkan  untuk grain  hollow ,  dengan panjang  propelan, l =  1000  mm, p c  rata2 yang dihasilkan hanya 36,573 kg/cm 2 .
2. Gaya  dorong  rata-rata,  F rata2 yang dihasilkan  oleh grain  star -8  dengan panjang  propelan, l =  850  mm  yaitu
1.047,069 kg atau 1,0471 ton. Sedangkan,  gaya  dorong  rata-rata,  F rata2 yang  dihasilkan  oleh grain  hollow yang memerlukan  panjang  propelan, l =  1000 mm yaitu 1.046,778 kg atau 1,0468 ton. Sehingga,  konfigurasi grain star -8  lebih optimal  dibandingkan grain  hollow.
Hasil gaya dorong dari kedua konfigurasi grain tersebut  sudah  sesuai dengan target perancangan sebesar 1 ton.
3. Rasio  luas  area exit nosel  terhadap  luas area throat nosel, A e /A t untuk konfigurasi grain star -8 dengan panjang propelan, l =  850  mm  yaitu  sebesar
5,4889  dengan  bilangan  Mach  yang sedikit  lebih  tinggi  yaitu  2,822308 Mach.  Sedangkan,  konfigurasi grain hollow dengan  panjang  propelan, l = 1000 mm mempunyai nilai A e /A t sebesar 5,4631 dan menghasilkan bilangan Mach sebesar  2,820445  Mach.  Sehingga, konfigurasi grain star -8  lebih  optimal dibandingkan grain hollow.
4. Geometri  nosel  yang  sesuai  dengan rancangan sistem propulsi agar diperoleh gaya dorong 1 ton adalah sebagai berikut
a. Jejari throat nosel, r t = 25 mm b. Jejari exit nosel, r t = 58,571 mm 5. Berdasarkan  hasil  simulasi  CFD,  desain nosel  yang  optimal  adalah  nosel  dengan sudut  divergensi  13  dengan  bilangan Mach  pada  exit  nosel  yang  sedikit  lebih besar dibandingkan dengan nosel dengan sudut  divergensi  11  dan  15  yaitu  2,79 Mach  (13  )  dan  2,78  Mach  (11  dan 15  ).

## 4.2. Saran
Perancangan sistem propulsi motor roket yang  dilakukan  merupakan  landasan awal dalam upaya penguasaan teknologi roket.
Tahap selanjutnya yaitu mengembangkan kemampuan merancang motor roket secara
keseluruhan. Untuk hasil yang lebih baik lagi,  ada  beberapa  saran  yang  mungkin
dapat  dijadikan  sebagai  bahan  referensi untuk instansi maupun kampus, diantaranya yaitu:
1. Perlu  dilakukan  pembuatan  gambar teknik  untuk  desain  motor  roket    secara keseluruhan  agar  motor  roket  dapat dilakukan proses pabrikasi.
2. Selain itu juga, perlu dilakukan pengujian  statis  pada  motor  roket  untuk mengetahui    dan   membandingkan    data yang    diperoleh    dari    hasil  pengujian statis  motor  roket  dengan  data  hasil perhitungan  analitik  dan  data  hasil simulasi CFD.

## DAFTAR PUSTAKA
1. Barrere,  M.,  Jaumotte,  A.,  Fraeijs  de Veubeke,  B.,  and  Vandenkerckhove, J.,  1960, Rocket  Propulsion  with Preface by Maurice Roy and
Introduction by Theodore von Kármán, Elsevier Publishing
Company,  Amsterdam,  London,  New
York.
2. Yahya,  S.M.,  2006, Fundamentals  of Compressible  Flow  with  Aircraft  and Rocket Propulsion SI Units, New Age International Publishers, New Delhi.
3. Sutton, George, P., and Ross, Donald,M.,  1976, Rocket  Propulsion Elements  An  Introduction  to  the Engineering  of  Rockets  4th  edition, John  Wiley  &  Sons,  Inc.,  New  York, London, Sydney, Toronto.
4. Fleeman,  Eugene  L.,  Przemienicki J.S.,  2001, Tactical  Missile  Design , American Institute of Aeronautics and Astronautics,  Inc.,  United  States  of America.
5. Liepmann,  H.W.,  and  Roshko,  A., 1957, Elements  of  Gas  Dynamics, John  Wiley  &  Sons,  Inc.,  United
States of America.
6. Richard Nakka's
Experimental Rocketry  Web  Site, Solid  Rocket
Motor  Theory  -  Chamber  Pressure, http://www.nakka- rocketry.net/th_pres.html , 2007.
7. Richard Nakka's Experimental Rocketry  Web  Site, Solid  Rocket Motor Theory - Thrust, http://www.nakka- rocketry.net/th_thrst.html , 2001. 8. Richard
Nakka's
Experimental Rocketry  Web  Site, Solid  Rocket Motor  Theory  –  Impulse  and  C-star,
http://www.nakka- rocketry.net/th_imp.html , 2001.
9. Richard Nakka's Experimental Rocketry  Web  Site, Burn  Rate Determination  from  a  Pressure-time
Trace,
http://www.nakka- rocketry.net/ptburn.html , 2001. 10. Richard Nakka's Experimental Rocketry  Web  Site, Solid  Rocket Motor  Theory  –  Nozzle  Theory,
http://www.nakka- rocketry.net/th_nozz.html , 2006.
11. Kamran  Ali,  Guozhu  Liang,  Rafique Farhan  Amer,  Naz  Saima,  Zeeshan Qasim, 2010, Star Grain Optimization using Genetic Algorithm, AIAA 2010-
3084,  Orlando,  Florida,  United  States of America.
12. Chan  Yefri,  Mechanical  Blog  :  Bahan kuliah
Sistem
Propulsi, http://yefrichan.wordpress.com/2011/1 0/01/bahan-kuliah-sistem-propulsi/ ,
2013.
13. Wikipedia, Rocket,
http://en.wikipedia.org/wiki/Rocket ,
2014.
14. Rocket  &  Space  Technology, Rocket
Propulsion,
http://www.braeunig.us/space/propuls.
htm , 2000.
15. Kementerian  Sekretariat  Negara  RI, Lembaga  Penerbangan  dan  Antariksa
Nasional,
http://www.indonesia.go.id/in/lpnk/le mbaga-penerbangan-dan-antariksa-
nasional/2439-profile/383-lembaga- penerbangan-dan-antariksa-nasional- , 2010.