## Vol.  18   No. 1   Juni  2020                                                   ISSN 1412- 8063
Nomor : 21/E/KPT/2018

## Diterbitkan oleh Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN)
Bogor – Indonesia
J.TEKNO.DIRGANT. VOL.  18 NO. 1 HAL. 1-80 BOGOR,     JUNI  2020 ISSN 1412 – 8063
Vol.  18   No. 1   Juni  2020                                                    ISSN 1412- 8063 Nomor : 21/E/KPT/2018

## DAFTAR ISI
ANALISIS POSISI ANTENA AIS UNTUK MISI PEMANTAUAN KAPAL SATELIT
SAR MIKRO LAPAN (ANALYSIS OF AIS ANTENA POSITION FOR SHIP
MONITORING MISSION OF LAPAN SAR SATELLITE) Dwiyanto, Ade Putri Septi Jayani Halaman 1-14 ANALISA PEMILIHAN BENTUK VORTEX GENERATOR UNTUK SAYAP PESAWAT LSU-05 MENGGUNAKAN METODE NUMERIK (ANALYSIS OF VORTEX GENERATOR SELECTION FOR LSU-05 AIRCRAFT USING NUMERICAL METHODS) Dana Herdiana, Firman Hartono 15-29 KALIBRASI RADIOMETRIVICARIOUS KAMERA MULTISPEKTRAL SATELIT
LAPAN-A3/IPB DI WILAYAH BUKIT JADDIH MADURA (VICARIOUS
RADIOMETRIC CALIBRATION OF LAPAN-A3/IPB SATELLITE MULTISPECTRAL IMAGER IN JADDIH HILL MADURA) Sartika Salaswati, Patria Rachman Hakim, A Hadi Syafrudin, Rommy Hartono, Satriya Utama, Agus Herawan, Rakhmat Yatim, Rifki Ardinal, Bambang Sigit Pamadi 31-41 PERHITUNGAN FAILURE INDEX STRUKTUR SAYAP PESAWAT TERBANG
TANPA AWAK Ai-X1 DENGAN MENGGUNAKAN KRITERIA TSAI-HILL DISIMULASIKAN DENGAN METODE ELEMEN HINGGA (DETERMINATION OF FAILURE INDEX OF WING STRUCTURE UAV Ai-X1 BY USING TSAI-HILL CRITERION SIMULATED IN FINITE ELEMENT METHOD) Lenny Iryani, Singgih Satrio Wibowo 43-51
KARAKTERISASI UKURAN DAN BENTUK AMONIUM PERKLORAT CHINA, KOREA SELATAN DAN INDONESIA SERTA POTENSI PENGARUHNYA
TERHADAP KARAKTERISTIK PROPELAN (SIZE AND SHAPE CHARACTERIZATION OF AMMONIUM PERCHLORATE PARTICLE FROM CHINA, SOUTH KOREA AND INDONESIA AND POTENTIAL EFFECT ON THE PROPELANT CHARACTERISTICS) Jones Hutauruk, Romie Oktovianus Bura, Heri Budi Wibowo 53-61 ROLL AMPLIFICATION OF SOLID ROCKET MOTOR IN LAPAN SOUNDING ROCKET (AMPLIFIKASI PUTAR GULING MOTOR ROKET PADAT DI ROKET SONDA LAPAN) O. Sudiana, P. Teofilatto 63-72 INCREASING DIGITAL DATA SENT WITH PULSE CODE MODULATION METHOD (PENINGKATAN PENGIRIMAN DATA DIGITAL DENGAN METODE PULSE CODE MODULATION)
Effendi Dodi Arisandi
73-80
Vol.  18  No. 1  Juni 2020                                                        ISSN 1412- 8063 Nomor: 21/E/KPT/2018

## SUSUNAN DEWAN PENYUNTING JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Penyunting
• Ketua
Prof. Dr. Heri Budi Wibowo (Propelan, Piroteknik dan Material Penahan Panas)
• Anggota
Dr. Harry Septanto, M.T (Avionik, Sistem Kendali, Instrumentasi dan Kontrol)
Drs. Agus Harno Nurdin Syah, M.Si (Getaran Mekanik, Istrumentasi dan Tekologi Pengujian)
Prof. Dr. Wahyu Widada (Sistem Elektrik Ruang Angkasa) Dr. Kendra Hartaya, M.Si., APU (Propelan, Piroteknik dan Material Penahan Panas) Dr . Efendi Dodi Arisandi (Avionik, Sensor Dirgantara) Dr. Mabe Siahaan, M.Si (Konversi Energi Dirgantara) Ir. Atik Bintoro, MT., APU (Desain Kendaraan Ruang Angkasa, Misil dan Satelit) Herma Yudhi Irwanto, M. Eng (Avionik, Sistem Kontrol Penerbangan)
Ahmad Jamaludin Fitroh, M.T. (Sistem Propulsi)
Farohaji Kurniawan, PhD. (Antena dan Propagasi, Radar, Control System)
Ery Fitrianingsih, S.T.M.Sc. (Astrodinamika dan Sistem Luar Angkasa)

## Mitra Bestari
Dr. Firman Hartono, S.T., M.T (Teknik Mesin dan Dirgantara, Institut Teknologi Bandung) Dr. Waspada Kurniadi (Teknik Pertambangan)/Universitas Muhammadiyah Tasikmalaya Dr. Ridanto Eko Putro (Teknik Mesin dan Dirgantara,  Institut Teknologi Bandung)

## SUSUNAN SEKRETARIAT REDAKSI JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Pemimpin Umum Ir. Mujtahid, M.T.
Pemimpin Redaksi Pelaksana Wahyudi Hasbi, S.Si,M.Kom.
Redaksi Pelaksana Dr. Arif Nur Hakim, M.Eng. Dipl.Ing. Agus Bayu Utama, M.Sc.ME. Desy Viani, S.I.Kom. Savira Arumdini, S.I.Pus. Nurrochman Ferdiansyah, S.Kom. Abdul Azis, ST Redaktur Ir. Widodo Slamet, M.T.
Dr. Eng. Agus Hendra Wahyudi Frida Kurniawati, S.T.

## Editor
Sayr Bahri, S.T Sony Dwi Harsono, ST., M.Eng Idris Eko Putro, S.T., M.Sc.AE.

## Tata Letak
Afrido Prayogi S.T Endar Wurianto, S.T. Renny Agustina Astuti, S.Pd
Berdasarkan Kutipan dari Keputusan Direktur Jenderal Penguatan Riset dan Pengembangan, Kemeterian Riset, Teknologi, dan Pendidikan Tinggi Republik Indonesia Nomor:
21/E/KPT/2018 ditetapkan Jurnal Teknologi Dirgantara Sebagai Jurnal Ilmiah Terakreditasi
Gambar cover: Sayap tanpa vortex generator (atas) Sayap dengan vortex generator (bawah)

## Alamat Penerbit :
LAPAN, Jl. Raya Lapan No.2 Mekarsari, Rumpin Bogor 16350, Jawa Barat Email: publikasi@lapan.go.id Situs : http://www.lapan.go.id & http://www.jurnal.lapan.go.id

## Vol.  18   No. 1   Juni  2020                                                   ISSN 1412- 8063
Nomor: 21/E/KPT/2018

## DARI  REDAKSI
Sidang Pembaca yang kami hormati, Puji syukur, kita panjatkan kehadirat Tuhan Yang Maha Esa atas rahmat dan karunia-Nya, sehingga Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 18, No. 1, Juni 2020 hadir ke hadapan sidang pembaca dengan mengetengahkan 7 (tujuh) artikel sebagai berikut, Analisis posisi antena ais untuk misi pemantauan kapal satelit sar mikro lapan  (analysis  of  ais  antena  position  for  ship  monitoring  mission  of  lapan  sar  satellite)  ditulis  oleh Dwiyanto, ade putri septi jayani. Penelitian ini bertujuan untuk mendapatkan penempatan antena AIS yang optimal untuk di satelit LAPAN SAR; Analisa pemilihan bentuk vortex generator untuk sayap pesawat lsu- 05 menggunakan metode numerik (analysis of vortex generator selection for lsu-05 aircraft using numerical methods) ditulis oleh Dana herdiana, firman hartono. Makalah ini mempresentasikan investigasi pemilihan bentuk  vortex  generator  untuk  sayap  pesawat  LSU-05  menggunakan  metode  numeric;  Kalibrasi radiometrivicarious kamera multispektral satelit lapan-a3/ipb di wilayah bukit jaddih madura (vicarious radiometric  calibration  of  lapan-a3/ipb  satellite  multispectral  imager  in  jaddih  hill  madura)  ditulis olehSartika  salaswati,  patria  rachman  hakim,  a  hadi  syafrudin,  rommy  hartono,  satriya  utama,  agus herawan, rakhmat yatim, rifki ardinal, bambang sigit pamadi. Penelitiann ini bertujuan untuk menghasilkan nilai koefisien radiansi kamera mulstispektral satelit LAPAN- A3/IPB berdasarkan pengukuran kalibrasi lapangan yang dilakukan di wilayah lain yaitu bukit  Jaddih Madura; Perhitungan failure index struktur sayap  pesawat  terbang  tanpa  awak  ai-x1  dengan  menggunakan  kriteria  tsai-hill  disimulasikan  dengan metode elemen hingga (determination of failure index of wing structure uav ai-x1 by using tsai-hill criterion simulated  in  finite  Element  method)  ditulis  oleh  Lenny  iryani,  singgih  satrio  wibowo.  Penelitian  ini bertujuan untuk mengetahui kekuatan struktur pesawat terbang tanpa awak (PTTA) Ai-X1 yang terbuat dari  material  komposit;  Karakterisasi  ukuran  dan  bentuk  amonium  perklorat  china,  korea  selatan  dan indonesia serta potensi pengaruhnya terhadap karakteristik propelan (size and shape characterization of ammonium perchlorate particle from china, south korea and indonesia and potential effect on the propelant characteristics) ditulis oleh Jones hutauruk, romie oktovianus bura, heri budi wibowo. Tulisan ini bertujuan untuk  memperoleh  karakteristik  partikel  amonium  perklorat  yang  selama  ini  digunakan  oleh PUSTEKROKET LAPAN; Roll amplification of solid rocket  motor in lapan sounding rocket (amplifikasi putar guling motor roket padat di roket sonda lapan) ditulis oleh O. Sudiana, p. Teofilatto. Penelitian ini bertujua untuk memodelkan amplifikasi putar guling sebagai efek gerakan berputar- putar dari bagian gas buang  yang  berpartisipasi  dalam  dinamika  rotasi  dari  roket  dibandingkan  dengan  mengalir  keluar langsung dari ruang bakar; Increasing digital data sent with pulse code modulation method (peningkatan pengiriman  data  digital  dengan  metode  pulse  code  modulation)  ditulis  oleh  Effendi  dodi  arisandi. Penelitian ini fokus pada penerapan metode PCM dengan menggunakan modul FPGA sebagai pengirim dan penerima dengan menggunakan kabel sebagai media transmisi datanya.
Demikianlah 7 artikel yang kami sajikan dalam Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 18, No. 1, Juli 2020.  Seperti  diketahui  jurnal  ini  memuat  hasil  penelitian  di  bidang  teknologi  dirgantara  dalam  bahasa Indonesia atau bahasa Inggris dan terbuka bagi ilmuwan-ilmuwan dalam dan luar negeri. Semoga sidang pembaca dapat mengambil manfaatnya.
Bogor,  Juni  2020

## ANALISIS POSISI ANTENA AIS UNTUK MISI PEMANTAUAN KAPAL SATELIT SAR MIKRO LAPAN

## (ANALYSIS OF AIS ANTENA POSITION FOR SHIP MONITORING MISSION  OF LAPAN SAR SATELLITE)
Dwiyanto, Ade Putri Septi Jayani
Pusat Teknologi Satelit, Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional e-mail: dwiyanto@lapan.go.id
Diterima: 2 Juli 2019; Direvisi: 22 Agustus 2019; Disetujui : 28 Oktober 2019

## ABSTRACT
The  trend  of  the  application  of  AIS  data  usage  is  currently  growing  with  the installation  of  AIS  receivers  on  satellites.  Different  placements  of  antena  position  will produce different coverage area as well. It will affect the AIS data that can be received by the AIS receiver on the satellite. The combination of AIS and SAR data from satellites is now  increasingly  an  option  to  monitor  marine  crime  continuously,  especially  for  a  wide waters area such as in Indonesia. Coverage of AIS antena can also affect the possibility of  combining  AIS  data  and  SAR  data.  In  this  research,  a  simulation  of  AIS  antenna placement  on  satellites  in  several  positions  will  be  carried  out  to  obtain  the  optimal position on the satellite by analyzing the link margin value of the AIS signal generated at each position. The purpose of this study is to obtain an optimal AIS antenna placement for LAPAN SAR satellites. The simulation and calculation show that antena placement on the Y axis is of the satellite is the optimal position to be used on SAR satellites. In this antena position the antena has a narrow coverage which is extends in the direction of the Y axis so it will reduce the amount of data collision. In this position coverage AIS is also in line with SAR coverage so that when the AIS data is received from the ship it is the same as when the ship is detected by SAR sweeps.
Keywords: AIS, Antena, SAR, Link Margin, Coverage

## ABSTRAK
Kecenderungan  aplikasi  penggunaan  data  AIS  semakin  berkembang  dengan dipasangnya receiver AIS  di  satelit.  Penempatan  antena  AIS  pada  posisi  yang  berbeda akan  menghasilkan  luasan  dan  bentuk coverage yang  berbeda  juga.  Hal  ini  akan mempengaruhi  data  AIS  yang  dapat  diterima  oleh receiver AIS  di  satelit . Saat  ini kombinasi  antara  data  AIS  dan  data  SAR  dari  satelit  semakin  menjadi  pilihan  untuk memantau kejahatan kelautan secara kontinu khususnya untuk wilayah perairan yang luas seperti di Indonesia. Coverage antena AIS juga akan mempengaruhi kemungkinan penggabungan  antara  data  AIS  dan  data  SAR. Dalam  penelitian  ini  akan  dilakukan simulasi  penempatan  antena  AIS  di  satelit  pada  beberapa  posisi  untuk  mendapatkan posisi  yang  optimal  di  satelit  dengan  menganalisa  nilai link  margin sinyal  AIS  yang dihasilkan  pada  masing  masing  posisi.  Tujuan  penelitian  ini  adalah  mendapatkan penempatan antena AIS yang optimal untuk di satelit LAPAN SAR. Hasil simulasi dan perhitungan yang dilakukan bisa diketahui bahwa penempatan antena pada sumbu Y satelit merupakan posisi yang optimal untuk digunakan dalam satelit SAR. Pada posisi ini  antena  memiliki coverage yang  cukup  sempit  dan  memanjang  sejajar  sumbu  Y sehingga akan mengurangi jumlah data collision . Selain itu pada posisi ini coverage AIS juga  sebidang  dengan coverage SAR  sehingga  waktu  diterimanya  data  AIS  dari  kapal sama dengan saat kapal terdeteksi oleh sapuan SAR.
Kata kunci: AIS, Antena, SAR, Link Margin, coverage

## 1  PENDAHULUAN
Automatic  Identification  System (AIS) adalah  sebuah  sistem  yang  mampu menyediakan  informasi  kapal  dan mengirimnya  dari  kapal  ke  kapal maupun  dari  kapal  ke  darat  melalui stasiun penerima menggunakan gelombang  radio  VHF  secara  otomatis (Saputra,  2016).  Frekuensi  AIS  yang digunakan saat ini adalah pada Channel 87B  (161.975Mhz),  88B  (162.025Mhz). Modulasi yang digunakan adalah GMSK dengan  kecepatan  data  9,6  kbps  (ITU, 2014).  Dalam  beberapa  tahun  terakhir, pelanggaran hukum dengan menggunakan  kapal  telah  menjadi perhatian  banyak  negara  sehingga sistem pemantauan kapal yang menggabungkan antara kapasitas informasi  yang  kuat  dari  teknologi  AIS dengan  jangkauan  global  dari  teknologi satelit telah dimulai dan terus dilanjutkan  sejak  awal  abad  ini  (Chen, 2014).
Satelit  SAR  LAPAN  sebagai  satelit LAPAN  generasi  selanjutnya  memiliki misi  yang  salah  satunya  adalah  untuk pemantauan lalu lintas kapal (Triharjanto,  2018).  Selain  membawa muatan  SAR,  satelit  SAR  LAPAN  juga membawa muatan AIS dimana data AIS ini  nantinya  akan  digunakan  untuk mengakuisisi  data  kapal  –  kapal  yang terdeteksi  oleh  muatan  SAR.  Kombinasi dua  data  ini  nantinya  bisa  digunakan untuk  memetakan  dan  mengidentifikasi kapal  untuk  mengurangi illegal  fishing dan  tindak  kejahatan  di  laut.  Untuk dapat  digabungkan  dengan  data  SAR, antena  AIS  harus  memiliki  wilayah sapuan  yang  sama  dengan  sapuan antena  SAR.  Hal  ini  akan  memudahkan dalam  analisis  saat  data  AIS  dan  kapal digabungkan (Chaturvedi, 2012).
Pengembangan  sistem  AIS  berbasis satelit  telah  dilakukan  oleh  beberapa negara  termasuk  Indonesia  dimana satelit  LAPAN  membawa  muatan  AIS  di
satelit  LAPAN-A2  dan  LAPAN-A3.  Satelit LAPAN  A2  dan  LAPAN  A3  yang dilengkapi  penerima  AIS  saat  ini  bisa menerima  banyak  data  AIS  akan  tetapi masih  banyak  data  yang  mengalami kerusakan.  Hal  ini  disebabkan  karena adanya  saturasi  di  lokasi  yang  jumlah kapasitas kapal yang besar, juga karena kualitas transmisi yang dihasilkan kapal kurang  baik  (Karim,  2018).  Salah  satu karakteristik receiver
AIS adalah semakin  banyak  jumlah  kapal  yang melebihi jumlah slot TDMA menyebabkan  data  yang  bisa  diterima dengan  benar  semakin  kecil.  Selain jumlah  kapal  yang  banyak,  penerimaan sinyal  AIS  dari  kapal  yang  berjauhan dan tidak tersinkronisasi akan menyebabkan terjadinya tabrakan sinyal dan  akan  menyebabkan  penurunan kualitas  sinyal  yang  bisa  didekodekan (Clazzer, 2014).
Beberapa  metode  dilakukan  untuk menaikkan  tingkat  kesuksesan  dalam mendekode  sinyal  AIS  yang  diterima oleh  satelit.  Ada  juga  penelitian  yang mengusulkan penggunaan beam scanning antena  untuk  meningkatkan kapasitas  data  AIS  yang  bisa  di  terima reveiver AIS. Metode ini bertujuan untuk memecah coverage satelit dalam beberapa subcoverage yang lebih sempit dengan  cara  menggunakan  beberapa antena  dengan  arah  radiasi  yang berbeda.  Selain  besaran  signal  yang diterima lebih besar juga mempersempit wilayah coverage tiap  antena,  sehingga jumlah kapal yang diterima lebih sedikit dan akhirnya peluang
terjadinya tabrakan sinyal semakin kecil
(Harchowdhury, 2015).
Pergerakan  satelit  terhadap  kapal juga  akan  menyebabkan  terjadinya  efek Doppler  dalam  frekuensi  sinyal  yang diterima receiver .  Dengan  tersebarnya posisi kapal terhadap satelit maka akan menyebabkan  variasi  Doppler  sinyal yang  tinggi.  Penambahan  bandwidth
receiver dilakukan untuk mengkompensasi  efek  Doppler  yang terjadi (Reiten, 2007). Tujuan penelitian ini adalah mendapatkan  penempatan  antena  AIS yang  optimal  untuk  satelit  LAPAN  SAR. Posisi  antena  yang  ingin  dicapai  adalah posisi  yang  bisa  menerima  sebanyak mungkin data AIS di sekitar orbit satelit, mempunyai  kesamaan  waktu  antara data  AIS  sebuah  kapal  dengan  waktu saat  kapal  tersapu  oleh  SAR.  Serta posisi  antena  yang  mungkin  bisa mengurangi  terjadinya collision sinyal AIS yang diterima satelit.

## 2  METODOLOGI
Metodologi  yang  digunakan  dalam penelitian yang dilakukan adalah dengan melakukan simulasi
penempatan  antena  AIS  pada  beberapa posisi  dengan  menggunakan  perangkat lunak.
Sesuai  dengan  ketentuan  organisasi maritim  internasional  (IMO),  antena  AIS di  kapal  adalah  antena  vertikal  dengan pola radiasi omnidirectional (IMO SN/Circ.227,  2002).  Berbagai  macam antena vertikal di pasaran bisa digunakan  untuk  komunikasi  AIS  baik yang  mempunyai gain besar  maupun kecil.    Gambaran  pola  radisasi  antena ini  digambarkan  dalam  Gambar  2-1. (Burder, 2019).
Gambar 2-1: Tipikal penempatan antena
AIS diatas kapal. (Burder, 2019)
Dalam  simulasi  yang  dilakukan menggunakan perangkat lunak MMANA- GAL,  asumsi  pemasangan  antena  di
satelit  adalah  antena monopole ¼ λ dengan  beberapa  posisi  penempatan antena yaitu:
1. 1  antena  mengarah  ke  titik  pusat bumi  atau  nadir  pointing,  seperti ditunjukkan pada Gambar 2-2.
Gambar 2-2: Penempatan antena sejajar sumbu Z
2. 1  antena  dengan  posisi  sejajar sumbu  arah  pergerakan  satelit (sumbu  X),  seperti  ditunjukkan pada Gambar 2-3.
Gambar 2-3: Penempatan antena sejajar sumbu X
3. 1  antena  dengan  posisi  tegak  lurus sumbu  arah  pergerakan  satelit (sumbu Y), seperti ditunjukkan pada
Gambar 2-4.
Gambar 2-4:  Penempatan  antena  sejajar
sumbu Y
4. 1 antena dengan posisi 45 0 terhadap sumbu  X  dan  45 0 terhadap  sumbu Z, seperti ditunjukkan pada Gambar 2-5.
Gambar 2-5: Penempatan antena 45 ° terhadap sumbu X dan sumbu Z
Dari  tiap  –  tiap  posisi  penempatan antena  dilakukan  simulasi  pola  radiasi antena yang dihasilkan dan selanjutnya dilakukan  perhitungan  dan  analisa link margin -nya.
Link  margin sistem  komunikasi satelit  dipengaruhi  oleh  parameter komunikasi  pemancar  dan  penerima seperti daya keluaran pemancar, penguatan dan pola radiasi antena serta lainnya  seperti Free  Space  Loss , E " N $ yang  digunakan. Free  Space  Loss adalah  rugi  –  rugi  ruang  bebas  yang dipengaruhi  oleh  jarak  stasiun  bumi  ke satelit dan besarnya frekuensi pembawa yang  digunakan  dalam  transmisi  radio. Free  Space  Loss dapat  dihitung  dengan persamaan berikut (Fred J., 1999):
𝐿 &' (𝑑𝐵) = 10 log 234 5 6 (2-1)
Dimana , L fs adalah Path loss , D = slant range (m) dan λ = panjang gelombang.
Nilai E " N $ ini  merepresentasikan berapa  energi  per  bit  data  dibanding kerapatan noise ( noise  density ). E " N $ dapat  dihitung  dengan  persamaan dasar berikut (Fred J., 1999):
7 8 9 : = ;< = > ? < @ < A > B CD @ E (2-2)
Dimana E " N $ adalah energi per bit data dibanding  kerapatan noise , P adalah daya  pancar transmitter , L l adalah redaman  kabel  dari transmitter ke antena pemancar, G t adalah gain antena pemancar, L s adalah path loss , L a adalah redaman  dari  antena  penerima  ke receiver , G r adalah gain antena penerima, k adalah konstanta Boltzmann, T s adalah  temperature sistem dan R adalah kecepatan transmisi data.
Link  margin merupakan  perbedaan antara  sensitivitas receiver dengan  daya receiver sesungguhnya. Link  margin dapat  dihitung  dengan  persamaan berikut:
𝐿𝑖𝑛𝑘 𝑚𝑎𝑟𝑔𝑖𝑛 = 7 8 9 P − 7 8 9 P 𝑟𝑒𝑞𝑢𝑖𝑟𝑒𝑑 (2-3) Dimana E " N $ minimal yang dibutuhkan  untuk  komunikasi  AIS menggunakan  modulasi  GMSK  dimana
dengan  nilai  BER  10 -5 adalah  9,6  dB (Fred J., 1999).

## 3 HASIL DAN PEMBAHASAN
Parameter yang digunakan dalam perhitungan  awal link  margin AIS merujuk  pada  sistem  AIS  standar  di kapal dan sebagai penerimanya menggunakan modul receiver AIS khusus  satelit.  Sistem  AIS  didesain untuk  komunikasi  terestrial  maka antena  tipikal  yang  digunakan  oleh transceiver AIS  adalah  antena  dengan polarisasi  vertikal  yang  ditempatkan  di atas  kapal.  Dengan  menggunakan antena ini pola radiasi antena berbentuk donat  dengan  medan  elektromagnetik akan  tersebar  ke  samping.  Karena orientasi satelit terhadap kapal berubah–ubah,  maka  pada  saat  terjadi mismatched  polarization akan  terjadi penurunan  nilai gain .  Parameter  AIS yang  digunakan  ditunjukkan  dalam Tabel 3-1.
Tabel 3-1 : PARAMETER AIS KAPAL DAN SATELIT
AIS Parameter Nilai Satuan Tx (Kapal) Frekuensi 162.025.000 Hz Panjang Gelombang 1,8515661 m Transmision Loss 2 dB Pointing Loss 0,5 dB Data Rate 9.600 bps RF Power Output 12,5 (kelas A) 5 (kelas B) Watt Gain Antena 2,1 (maks) dB Bandwidth 25000 Hz Rx (Satelit) Gain Antena Satelit 2,1 (maks) dBw Transmision Loss 0,5 dB K(Konst.Boltzman) 1,38E-23 J/K T Antena 290 K G/T Ant Rx Satelit -23,01029996 dB/K Sensitivitas receiver -126 dBm @ 20% PER
Hasil  simulasi  penempatan  antena AIS adalah sebagai berikut:
1. Posisi nadir pointing.
Jika  asumsi  antena  AIS  yang digunakan baik di kapal maupun di satelit  adalah  antena monopole ¼ λ maka  berdasarkan  simulasi  yang dilakukan  pancaran  pola  radiasi antena keduanya dapat ditunjukkan dalam  Gambar  3-1.  Hasil  simulasi menunjukkan  terjadi  penurunan gain antena  dari  elevasi  0 ° hingga 90 ° .  Pada  sudut  elevasi  60 ° gain antena mengalami penurunan
hingga  6,4  dB.  Pada  elevasi  ini
sinyal  AIS  kapal  dideteksi  satelit pada sudut 27 ° , dimana di sudut ini
gain antena  penerima  AIS  satelit mengalami penurunan
hingga 7,3 dB.  Total  penurunan  sinyal  dari kombinasi gain antena di kedua sisi pada  kondisi  ini  adalah  13,7  dB. Penurunan gain antena  AIS  ini nantinya  akan  dijadikan  acuan penghitungan link margin
komunikasi  AIS  antara  kapal  dan satelit.  Gambaran  komunikasi  pada posisi ini ditunjukkan dalam Gambar 3-2.
Gambar 3-1: Pola Radiasi antena monopole ¼ λ
Pola radiasi antena Satelit Gain antena AIS satelit saat berada pada elevasi 60 0 dari antena kapal Signal AIS
Komunikasi  antara  satelit  dan kapal  akan  terjadi  jika  antena satelit dan kapal pada posisi line of sight .  Kondisi line  of  sight pada kapal  terjadi  jika  satelit  berada diatas  garis  horizon  kapal  (elevasi 0 ° ), sedangkan pada satelit bergantung  pada field  of  view antena  satelit.  Dalam  simulasi tersebut  asumsi  ketinggian  satelit adalah  600  km  diatas  permukaan bumi.  Gambaran  geometris  posisi satelit, bumi dan
kapal menunjukkan  kapal  dapat  dilihat
oleh  satelit  mulai  sudut  66 ° dari arah  posisi  nadir.  Sehingga  jika field  of  view antena  satelit  adalah 132 ° maka  akan  memungkinkan satelit  menerima  sinyal  AIS  kapal dari  segala  arah.  Gambar  kondisi ini ditunjukkan dalam Gambar 3-3. Dengan  menggunakan  simulasi antena  yang  ditunjukkan  dalam Gambar  3-1  dan  3-2,  dapat diketahui  perubahan gain antena pada  tiap  posisi  satelit  terhadap sudut elevasi antena kapal.
Gambar 3-3: Geometri posisi satelit, bumi dan kapal pada komunikasi AIS.
Gambar 3-4 :  Grafik perbedaan link margin AIS kelas A dan B posisi elevasi satelit terhadap antena kapal -50 0 50 0 5 1 0 1 5 2 0 2 5 3 0 3 5 4 0 4 5 5 0 5 5 6 0 6 5 7 0 7 5 8 0 8 5 9 0 LI N K M
AR G IN (D B) SUDUT ELEVASI POSISI SATELIT (DEGREE) LINK MARGIN SINYAL AIS TERHADAP POSISI ELEVASI SATELIT DILIHAT

## OLEH KAPAL
AIS klas A
AIS klas B
Nilai  link  margin  AIS  baik  tipe  AIS kelas  A  dan  kelas  B  dihitung
berdasarkan gain tx  AIS  kapal  dan gain antena receiver AIS  satelit untuk  tiap  posisi  dan path  loss yang  terjadi  pada  posisi  tersebut. Perhitungan  dilakukan  dari  nilai posisi  satelit  pada  elevasi  0 ° –  90 ° .
Grafik hasil perhitungan link margin untuk  tiap  kelas  AIS ditunjukkan dalam Gambar 3-4.
Dari  Grafik  3-4,  dapat  dilihat dimana  penurunan link  margin secara  signifikan  terjadi  mulai  saat satelit  mulai  berada  pada  sudut elevasi  70 ° ke  atas. Link  margin di atas  3  dB  untuk  AIS  kelas  B  saat sudut  elevasi  di  bawah  70 ° sedangkan  untuk  kelas  A  saat posisi  satelit  di  bawah  elevasi  75 ° .
Dengan  perhitungan  ini  dapat ditunjukkan  bahwa  akan  terjadi perpotongan  ruang  sapuan  antara sapuan  muatan  SAR  dan  muatan AIS.  Perhitungan  selanjutnya  yang dilakukan  adalah  memasukkan parameter baik transmitter di kapal maupun receiver AIS.  Jika  elevasi
66 ° adalah  elevasi  tertinggi  sinyal
AIS  dapat  terdeteksi  satelit  maka gambaran coverage satelit ditunjukkan dalam Gambar 3-5. 2. Posisi sejajar sumbu X. Selanjutnya dilakukan analisis untuk  penempatan  antena  AIS  di satelit pada sumbu X satelit. Untuk simulasi  posisi  antena  ini  tidak dilakukan  perhitungan link  margin karena  pemilihan  posisi  optimal didasarkan pada coverage antenna. Hasil  simulasi  yang  didapatkan pola radiasi antena ini ditunjukkan dalam Gambar 3-6. Dengan menggunakan  urutan  perhitungan yang  sama  dengan  simulasi  antena dengan posisi pertama maka didapatkan  bahwa coverage antena AIS  satelit  adalah  kapal  kapal  di sekitar  lokasi  kapal  pada  sumbu satelit X positif dan X negatif. Hasil simulasi    ini  ditunjukkan  dalam Gambar 3-7.
396 km 5325 km Horizon Satelit Coverage AIS Blankspot AIS
Gambar 3-5: Gambaran coverage antena AIS satelit posisi sumbu Z
Gambar 3-6: Gambaran hasil simulasi pola radiasi antena AIS penempatan sejajar sumbu X satelit
Coverage AIS Coverage AIS X Y -X -Y Coverage Satelit
Gambar 3-7: Gambaran coverage antena AIS satelit terhadap AIS kapal untuk antena satelit sejajar sumbu X
3. Posisi sejajar sumbu Y. Selanjutnya  dilakukan  simulasi ketiga  yaitu  penempatan  antena AIS  di  satelit  sumbu  Y  satelit.
Untuk  simulasi  posisi  antena  ini tidak      dilakukan  perhitungan link margin karena  pemilihan  posisi optimal  didasarkan  pada coverage
antena.  Pola  radiasi  antena  pada
posisi ini ditunjukan dalam Gambar 3-8. Hasil simulasi
didapatkan  bahwa coverage antena AIS  satelit  adalah  kapal  kapal  di sekitar  lokasi  kapal  pada  sumbu satelit  Y  posisif  dan  Y  negatif seperti  ditunjukkan  dalam  Gambar 3-9.
Gambar 3-8: Gambaran hasil simulasi pola radiasi antena AIS penempatan antena sejajar sumbu Y satelit
Coverage AIS Coverage AIS X Y -X -Y Coverage Satelit
Gambar 3-9: Gambaran simulasi dan coverage antena AIS satelit terhadap AIS kapal untuk antena satelit sejajar sumbu Y
4. Posisi  45 0 terhadap  sumbu  X positif.  Simulasi  keempat  adalah menempatkan antena penerima AIS dengan  sudut  45 0 terhadap  sumbu
X positif. Hasil simulasi pola radiasi antena  AIS  satelit  ditunjukkan dalam Gambar 3-10. Hasil simulasi yang didapatkan menunjukkan terjadinya  ketidaksamaan  sinyal dari  kapal  pada  posisi  arah  sumbu
X positif dimana terjadi penurunan signal  pada  X  sudut  45 0 .  Grafik hasil  perhitungan link  margin untuk  tiap  kelas  AIS  dalam  posisi antena  ini  ditunjukkan  dalam Gambar  3-11  dan  Gambar  3-12. Sedangkan gambaran coverage
antena  AIS  satelit ditunjukkan dalam Gambar 3-13.
Gambar 3-10: Hasil simulasi pola radiasi antena dengan sudut 45 0 terhadap sumbu x dan z
Gambar 3-11:  Grafik link margin AIS untuk lokasi kapal dari arah sudut +X satelit
Gambar 3-12: Grafik link margin AIS untuk lokasi kapal dari arah sudut -X satelit
-50 50 0 5 1 0 1 5 2 0 2 5 3 0 3 5 4 0 4 5 5 0 5 5 6 0 6 5 7 0 7 5 8 0 8 5 9 0 LI N K M AR G IN (DB ) SUDUT ELEVASI POSISI SATELIT (DEGREE) LINK MARGIN AIS UNTUK LOKASI KAPAL DARI ARAH SUDUT +X SATELIT AIS klas A AIS klas B -30 -10 10 30 0 5 1 0 1 5 2 0 2 5 3 0 3 5 4 0 4 5 5 0 5 5 6 0 6 5 7 0 7 5 8 0 8 5 9 0 LI N K M AR G IN (D B) SUDUT ELEVASI POSISI SATELIT (DEGREE) LINK MARGIN AIS UNTUK  POSISI KAPAL DARI ARAH SUDUT -X SATELIT AIS klas A AIS klas B
X Y -X -Y Coverage AIS Sumbu X Coverage AIS Sumbu X Coverage AIS Sumbu X Coverage Satelit
Gambar 3-13: Coverage AIS berdasar link margin AIS dengan posisi antena 45 0 terhadap sumbu +X.
Langkah selanjutnya dalam
penelitian ini adalah menentukan pemilihan  posisi  antena  AIS  yang  tepat untuk  digunakan  dalam  Satelit  LAPAN SAR  yang  membawa  muatan  SAR. Pertimbangan  yang  digunakan  dalam pemilihan ini adalah:
1. Coverage satelit  yang  berpengaruh terhadap kemungkinan collision sinyal yang terjadi.
2. Coverage yang  dipilih  harus  bisa mengambil  semua  data  AIS  di sekitar orbit satelit.
3. Karena  data  AIS  ini  nanti  akan digabungkan  dengan  data  SAR, maka  diharapkan coverage AIS berada  dalam  coverage  SAR  pada saat  yang  bersamaan  yaitu  di sepanjang  lintasan  satelit  yaitu dengan swath  width 22  km  pada look  angle 23 ° .  Sehingga  sinyal  AIS yang  diterima  dari  kapal  waktunya sama  dengan  saat  kapal  dalam sapuan SAR satelit.
Dengan melihat
3 aspek pertimbangkan  di  atas,  maka  untuk penempatan  antena  pada  posisi  antena AIS  satelit  sejajar  sumbu  Z  mempunyai kelebihan  untuk  poin  2  dan  3  akan
tetapi untuk poin 1 posisi ini mempunyai  kelemahan  karena  semua sinyal  AIS  kapal  di  sekitar  satelit  akan diterima receiver AIS  satelit.  Kondisi  ini menyebabkan peluang terjadinya collision sinyal sangat besar.
Posisi  antena  sejajar  sumbu  X mempunyai  kelebihan  di  poin  1    akan tetapi  mempunyai  kelemahan  untuk poin 2 dan 3. Hal ini mengingat coverage
AIS  yang  hanya  pada  arah  sumbu  X menyebabkan  kapal  pada  sumbu  Y satelit  tidak  akan  terdeteksi  oleh  satelit dan  juga  karena  posisi  muatan  SAR satelit  adalah    pada  posisi  sumbu  Y sehingga  posisi  sapuan  SAR  berbeda dengan sapuan receiver AIS. Posisi  antena  45 0 terhadap  sumbu  X mempunyai  kelebihan  untuk  poin  1 karena coverage paling besar pada kapal pada  arah  sumbu  –X  sehingga  peluang terjadinya collision sinyal lebih baik dari posisi  sejajar  sumbu  X.  Namun  posisi ini  mempunyai  kelemahan  yang  sama dengan  posisi  sejajar  sumbu  X,  yaitu terkait poin 2 dan 3.
X Y -X -Y Coverage AIS Coverage AIS SAR Coverage Satelit
Gambar 3-14: Gambaran coverage AIS dan SAR untuk posisi antena pada sumbu –Y
Posisi  antena  paling  optimum  untuk mengakomodasi  ketiga  pertimbangan adalah  menaruh  antena  pada  posisi sejajar  sumbu  Y  positif.  Dimana  pada posisi  ini  bentuk coverage AIS  sama dengan  posisi  antena  pada  sumbu  X sedang  posisinya  diputar  90 0 .  Pada kondisi  ini    mempunyai  keuntungan  di poin  pertimbangan  1,  2  dan  3.  Untuk poin  1  karena coverage sempit  maka terjadinya collision sinyal  AIS  semakin bisa dikurangi. Pada poin pertimbangan 2  walaupun coverage -nya  sempit  tapi saat satelit bergerak maka semua kapal yang berada di orbit satelit akan tersapu walaupun  pada  waktu  yang  berbeda. Sedangkan  untuk  poin  3  karena coverage AIS  pada  sumbu  Y  dan  posisi sapuan SAR pada sumbu Y maka dapat dipastikan kapal kapal yang disapu oleh SAR  sinyal  AIS  nya  akan  dideteksi  oleh receiver AIS  satelit.  Gambaran coverage satelit  dengan  posisi  antena  pada
sumbu  Y  dan  sapuan  SAR  ditunjukan dalam Gambar 3-14.

## KESIMPULAN
Dari  hasil  analisis  keempat  simulasi posisi penempatan antena AIS
didapatkan bahwa berdasarkan coverage  antena,  penempatan  antenna yang  paling  optimal  adalah  pada  saat diletakkan  sejajar  dengan  sumbu  Y. Karena  dari  pertimbangan  coverage, penempatan  antena  di  posisi  ini menghasilkan  coverage  yang  sempit sehingga mengurangi kemungkinan terjadinya  data  collision,  dan  karena coverage-nya  memanjang  di  sumbu  Y maka data kapal yang berada di sekitar lintasan satelit dapat ter-cover seluruhnya.  Selain  itu  karena  sapuan antena  memanjang  sejajar  sumbu  Y penggabungan  data  AIS  dengan  data SAR  untuk  satelit  LAPAN  SAR  dapat dilakukan  karena  keduanya  menyapu area yang beririsan.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Penulis mengucapkan terima kasih  kepada  Bapak  Ir.  Mujtahid,  M.T. selaku  Kepala  Pusat  Teknologi  Satelit LAPAN dan kepada seluruh tim Redaksi Jurnal  Teknologi  Dirgantara    atas dukungannya  sehingga  karya  tulis  ini dapat diselesaikan dengan baik.

## DAFTAR RUJUKAN
Saputra,  H.,  A.  Budi,  D.  Istardi,  S. Wiratno,  (2016). Penggunaan  Data Automatic  Identification  System  (AIS) Untuk  Mengetahui  Pergerakan  Kapal (Studi  Kasus  Pada  Lalu  Lintas  Kapal di  Selat  Singapura  dan  Perairan Batam) , Jurnal Integrasi Vol. 8 No. 2, 139 – 143.
ITU-R  M.1371-5,  (2014). Technical characteristics for an automatic identification system using time division  multiple  access  in  the  VHF maritime mobile frequency band . Chen, Y., (2014). Satellite-Based AIS and Its  Comparison  with  LRIT ,  The International  Journal  on  Marine
Navigation and Safety of Sea Transportation Vol. 8 No. 2, 183-187. Karim,  A.,  R.  Permala,  M.  Mukhayadi,
W.    Hasbi,  (2018). Koreksi  Data Automatic  Identification  System  (AIS)
Satelit Lapan-A2 Dan Lapan-A3 Menggunakan  Metode  Interpolasi  Dan Ekstrapolasi , Jurnal Teknologi
Dirgantara Vol.16 No.2, 159 – 168. Clazzer, F., A. Munari, S. Plass, B. Suhr,
(2014). On  the  impact  of  coverage range  on  AIS  message  reception  at flying  platforms ,  Paper  presented  at the  Advanced  Satellite  Multimedia Systems  Conference  (ASMS),  2014 7 th ,  and  the  Signal  Processing  for Space  Communications  Workshop (SPSC), 2014 13 th .
Reiten, K., R. Schlanbusch, R.
Kristiansen,  F.  Vedal,  J.  Nickelasson,
C. Berntsen, (2007). Link and Doppler Analysis for Space-Based AIS
Reception ,  Paper  presented  at  the International  Conference  on  Recent Advances  in  Space  Technologies,
2007 3 rd .
Triharjanto,  R.H.,  P.  A.  Budiantoro,  D.
Yanto, J. T. S. Sumantyo, (2018). The Design  Progress  of  LAPAN-Chiba University  SAR  Micro-Satellite ,  Paper presented  at  the  IEEE  International Conference  on  Aerospace  Electronics and  Remote  Sensing  Technology (ICARES), 2018.
Harchowdhury,  A.,  B.  K.  Sarkar,  K. Bandyopadhyay, (2015). Beam
Scanning  for  Reception  Performance Improvement  of  Satellite-Based  AIS , Paper presented at the IEEE International Conference on Aerospace  Electronics  and  Remote Sensing Technology (ICARES), 2015. International Maritime Organization (IMO), SN/Circ.227, (2003).
Guidelines  for  the  installation  of  a Shipborne  Automatic  Identification System (AIS).
Tom Burden, Selecting a VHF Antena , https://www.westmarine.com/WestA dvisor/Selecting-a-VHF-Antena diunduh: 25 Juni 2019.
Chaturvedi,  S.K.,  C.-S.  Yang,  K.  Ouchi, and  P.  Shanmugam,  (2012). Ship Recognition  by  Integration  of  SAR  and AIS ,  The  Journal  of  Navigation,  Vol. 65, 323-337.
Fred J. Dietrich, Globalstar L. P. and
Richard S. Davies. (1999). Space
Mission Analysis and Design . edited by W. J. Larson and J. R. Wertz.

## ANALISA PEMILIHAN BENTUK VORTEX GENERATOR UNTUK SAYAP PESAWAT LSU-05 MENGGUNAKAN METODE NUMERIK (ANALYSIS OF VORTEX GENERATOR SELECTION FOR LSU-05 AIRCRAFT USING NUMERICAL METHODS)
Dana Herdiana 1 dan Firman Hartono 2
1 FTMD, Institut Teknologi Bandung, Bandung 40116, Indonesia
1,2 Pusat Teknologi Penerbangan – LAPAN, Bogor 16350, Indonesia
1 e-mail : dana.herdiana@lapan.go.id dan firman7738@gmail.com Diterima : 23 September 2019; Direvisi : 26 Maret; Disetujui : 4 April 2020

## ABSTRAK
Pada makalah ini dipresentasikan investigasi pemilihan bentuk vortex generator untuk sayap pesawat LSU-05 menggunakan metode numeric. Salah satu penyebab LSU- 05  mengalami  ketidak  gagalan/ketidak  mulusan  bermanuver  adalah  kurangnya koefisien  gaya  angkat  maksimum. Untuk  mengatasi  hal  tersebut  maka  ada  beberapa solusi  yang  dapat  mengatasi  hal  tersebut.  Salah  satunya  yaitu  dengan  penambahan komponen pada sayap yaitu vortex generator . Metode yang digunakan untuk penelitian ini  adalah  metode  numerik  yaitu  mensimulasikan  penambahan vortex  generator pada sayap  dengan  berbagai  varian  bentuk  dan  posisi  pemasangan  dari vortex  generator menggunakan  CFD  (Computational  Fluid  Dynamic).  Model  yang  disimulasikan  adalah model sayap saja dan sayap dengan vortex generator . Bentuk yang dipilih untuk vortex generator adalah rectangular , triangular , dan gothic (mod) serta posisi pasang mulai dari 15 %, 20 %, dan 25 % dari panjang chord . Dari hasil yang diperoleh bentuk triangular memiliki nilai CL max yang lebih besar dibanding bentuk rectangular dan gothic (mod) yaitu 1.4553 dan posisi pasang yang memiliki CL max yang lebih besar yaitu di posisi pasang 20%. Bentuk vortex generator yang cocok dipasang pada sayap pesawat LSU-05 adalah bentuk triangular di posisi pasang 20%.
Kata kunci: Pesawat LSU-05, Vortex Generator, CFD, Koefisien gaya angkat maksimum.

## ABSTRACT
In this paper presented an investigation into the selection of a vortex generator for wing of LSU-05 aircraft using the numeric method. One of the causes of LSU-05 experiencing maneuver failure is the lack of maximum lift coefficient. To overcome this, there are several solutions that can overcome this. One of them is by adding components to the wing, namely vortex generator. The method used for this research is a numerical method that simulates the  addition  of  vortex  generators  to  the  wings  with  various  variants  of  the  shape  and mounting position of the vortex generator using CFD (Computational Fluid Dynamic). The simulated model is a wing only and wing model with a vortex generator. The shape chosen for the vortex generator is rectangular, triangular, and gothic (mod) and the position of pairs starts from 15%, 20%, and 25% of the length of the chord. From the results obtained for the triangular shape has a CLmax value that is greater than the rectangular and gothic (mod) shapes of 1.4553 and the position of the pairs that have a greater CLmax that is at the position of pairs of 20%. The suitable vortex generator mounted on the wing of the LSU-05 aircraft is a triangular shape at 20% tide position.
Keywords : LSU-05 aircraft, Vortex Generator, CFD, Maximum Coeficient Lift.

## 1 PENDAHULUAN
Penelitian dilakukan pada pesawat nir  awak  yang  dikembangkan  oleh LAPAN,  salah  satunya  yaitu  pesawat LSU-05.  LSU-05  merupakan  singkatan dari LAPAN Surveilance UAV series ke-5. LSU-05 merupakan pesawat tanpa awak generasi  kelima  yang  dikembangkan Pusat  Teknologi  Penerbangan  LAPAN yang berkemampuan membawa payload maksimal  30  kg.  LSU-05  mempunyai misi untuk melakukan kegiatan penelitian, observasi, patroli, pengawasan  perbatasan  wilayah  dan juga  investigasi  bencana  alam  (banjir, gunung  meletus,  kebakaran).  (Prabowo, 2013)
Dalam melakukan kegiatan penelitian  diperlukan  suatu  pengujian untuk mendapatkan hasil yang optimal. Telah  dilakukan  pengujian  dengan melakukan  terbang  perdana  pesawat LSU-05 dimana berat pesawat sekitar 75 kg, panjang sayap 5,5 m, dan luas sayap 3,22  m 2 .  Kecepatan  operasi  yang diperoleh  yaitu  sekitar  26  m/s  saat kondisi  cruise.  Dari  hasil  uji  terbang perdana telah dievaluasi bahwa terdapat
kekurangan pada saat pesawat melakukan take  off dan  manuver, informasi  tersebut  berdasarkan visual dan feeling dari pilot yang mengendalikan  pesawat  dengan remote control .  Kekurangan  yang  dimaksud adalah  dari  segi  prestasi  terbang (performance) pada karakteristik aerodinamika  yaitu  koefisien  gaya angkat.
Untuk mengantisipasi hal tersebut maka  ada  beberapa  solusi  yang  dapat dilakukan  yaitu  diantaranya  dengan menambah  luasan  dari  permukaan kendali,  merubah  airfoil,  menambah vortex  generator (VG),  dan  lain-lain. Dalam hal ini diambil solusi menambah vortex  generator karena  tidak  merubah konfigurasi  secara  signifikan  dan  lebih hemat. Menurut Vasantha Kumar, Solusi menambah vortex  generator dapat menghindari  separasi  yang  terjadi  pada permukaan  sayap    (G.Vasantha  Kumar 2016).
Konsep menggunakan vortex generator untuk  meningkatkan  prestasi terbang tentu bukan hal yang baru dan sudah  ada  sejak  tahun  1940-an,
sebagian  besar  perusahaan  pesawat mulai  menguji  untuk  menentukan manfaat  dari  VG.  (Raykowski,  1999) Vortex Generator adalah komponen kecil berbentuk sirip ( fin ) yang ditempatkan di atas  permukaan  sayap  dan stabilizer yang  bertujuan  untuk  memodifikasi aliran  di  sekitar  permukaan  yang menciptakan boundary  layer untuk menunda  terjadinya  pemisahan  aliran ( flow  separation )  dan stall .  (Romadhon,
2016)
Metode  numerik  yang  digunakan untuk  penelitian  ini  adalah  metode simulasi  yaitu  mensimulasikan  model menggunakan CFD (Computational Fluid Dynamic).  CFD  yang  digunakan  adalah perangkat  lunak  Ansys  CFX.  Adapun bentuk  yang  akan  dijadikan  kandidat adalah  bentuk rectangular , triangular , dan gothic (mod). Ketiga bentuk tersebut dipilih  karena  yang  lazim  digunakan dalam  penelitian  dan  mudah  dalam pembuatannya. Selain pemilihan bentuk juga dilakukan penelitian dengan perbedaan  posisi  pemasangan vortex generator yaitu  diposisi  15%,  20%,  dan 25% dari panjang chord , dimana panjang chord yang  diambil  adalah  pada  bagian root dan tip chord . Panjang root chord dari sayap pesawat LSU-05 sebesar 730 mm dan tip chord sebesar 440 mm. Penelitian juga akan dilakukan dengan memvariasikan sudut serang yaitu mulai dari -8, -6, -4, 0, 4, 8, 10, 12, 13, 14, 15, 16,  dan  18  serta  kecepatan  yang ditentukan  yaitu  26  m/s  pada  kondisi terbang cruise dan ambient .
Tujuan  dari  penelitian  ini  yaitu untuk  memperoleh  data  aerodinamika khususnya koefisien gaya angkat maksimum  (CL max )  yang  diperoleh  dari hasil  simulasi  perbedaan  bentuk  dan posisi  pemasangan vortex  generator dan seberapa  besar  efek vortex  generator
terhadap koefisien
gaya angkat maksimum  (CL max )  pada  sayap  pesawat LSU-05  dengan  perbedaan  bentuk  dan
posisi pemasangan vortex generator . Dari hasil  penelitian,  diharapkan  dengan terpilihnya  bentuk vortex  generator dan posisi  yang  tepat  pada  sayap  pesawat LSU-05  dapat  meningkatkan  koefisien gaya  angkat  maksimum  pada  kondisi take  off maupun  manuver,  sehingga prestasi  terbang  yang  diinginkan  akan tercapai.
Makalah ini merupakan pengembangan dari makalah sebelumnya  yang  ditulis  oleh  Awalu Ramadhon dan Dana Herdiana (Herdiana, 2017). 2

## METODOLOGI
Data yang diharapkan dari penelitian ini adalah data hasil simulasi berupa  data  karakteristik  aerodinamika yaitu koefisien gaya angkat dan hambat tanpa dan dengan vortex generator . Data yang  akan  dijadikan  sebagai  input adalah data geometri dari pesawat LSU- 05  dan vortex  generator dimana  data tersebut diperoleh dari hasil perancangan.
Tidak Mulai Geometri Sayap dan Vortex Generator Gambar dengan
Software Cad
Proses meshing
Run dengan Solver ANSYS CFX Selesai Hasil Simulasi Kesimpulan dan Saran Ya
Parameter  simulasi  dan  pengujian akan  dilakukan  pada  kondisi  ambient, kecepatan 26 m/s, kondisi terbang cruise dan  suhu  300 ° K  (26.5 ° C),  dengan variasi  konfigurasi  yaitu  konfigurasi sayap saja dan sayap + vortex generator serta variasi sudut serang mulai dari -8, -6, -4, 0,  4, 8, 10, 12, 13, 14, 15, 16 dan 18.  Untuk vortex  generator akan  dipilih tiga bentuk dengan variasi sudut pasang. Simulasi  akan  dilakukan  menggunakan perangkat komputer. Geometri Pesawat
Berikut  geometri  dari  pesawat tersebut.
Gambar 2-2: Desain Pesawat LSU-05 (Romadhon, 2016) .
Gambar 2-3. Geometri bagian fuselage
(Pramutadi, 2013) .
Gambar 2-4: Geometri ekor dan boom ekor (Pramutadi, 2013) .
Untuk  geometri  sayap  pesawat LSU-05  dibuat tapered .  Sayap  ini dipasang dibagian belakang atas fuselage dimana terdapat mounting untuk mengikat sayap dengan fuselage
menggunakan  baut.  Pada  sayap  juga terpasang
tailboom untuk menghubungkan  sayap  dengan  ekor horizontal  dan  vertical.  Sayap  ini  juga dilengkapi  dengan  pengendali flap dan aileron .  Berikut  geometri  dari  sayap tersebut .
Gambar 2-5: Geometri sayap (Pramutadi,
2013) .
Untuk penelitan ini, geometri sayap akan  dibuat  setengah  dari  panjang sayapnya dan tidak terdapat pengendali seperti flap dan aileron (konfigurasi clean). Tujuannya adalah untuk mempermudah  dan  menyederhanakan pemodelan dalam proses meshing .
Tabel 2-1: GEOMETRI  SAYAP  PESAWAT  LSU- 05 Parameter Satuan Wing Span 5500 mm Luas sayap 3261000 mm 2 Root chord 730 mm Tip chord 440 mm Airfoil NACA 4415 Taper ratio 0.603 Angle of Incidence 3 °
Gambar 2-6: Geometri sayap untuk pemodelan simulasi (SOLIDWORKS, 2015) .
2.1. Geometri Vortex Generator
Dalam  penelitian  ini  jenis vortex generator yang  digunakan  ada  3  jenis yaitu  jenis vane berbentuk rectangular (persegi  panjang), triangular (segitiga), dan gothic  (mod) dengan  konfigurasi counter  rotating .  Adapun  bentuk-bentuk vortex  generator yang  lazim  digunakan adalah sebagai berikut
Gambar  2-7:  Bentuk-bentuk  dari vortex generator (Rotorex, 2015) .
Dalam  menentukan  geometri  ada beberapa hal yang harus dipertimbangkan  yaitu  panjang,  tinggi, sudut  kemiringan,  dan  radius  serta sudut pemasangan. Untuk sudut
pemasangan acuan yang dipakai adalah arah  angin  sedangkan  untuk  yang  lain bisa ditentukan sesuai kebutuhan (lihat gambar 2-8).
Gambar  2-8:  Definisi geometry VG (Tan  Kar Zhen, 2011) .
Dalam  penelitian  ini  diambil  tiga bentuk vortex generator sebagai kandidat untuk  sayap  pesawat  LSU-05.  Berikut geometri  dari  ketiga  bentuk vortex generator tersebut

## 1. Rectangular VG

## 2. Triangular VG
Gambar 2-10: Geometri VG Triangular .

## 3. Gothic (mod) VG
Gambar 2-11: Geometri VG Gothic (mod).
Perbedaan posisi pemasangan
15 % 20 % 25 %
Gambar  2-12:  Geometri Vortex  Generator dengan varian posisi pasang.
Vortex generator ini akan terpasang di atas permukaan sayap dengan varian bentuk  dan  posisi  pasang.  Varian  dari bentuk  sudah  dijelaskan  di  atas  dan untuk  posisi  akan  diambil  tiga  posisi pasang yaitu posisi 15 %, 20 %, dan 25 % dari panjang chord (lihat gambar 2-12).
2.2. Pemodelan Simulasi
Simulasi dilakukan dengan menggunakan  software  Ansys  CFX. Berikut tabel untuk simulasi Tabel 2-2 : PEMODELAN SIMULASI Parameter Besaran Solver CFX Turbulen Models Shear Stress Transport Material Air ideal gas (udara) Density 1,225 kg/m 3 Viscosity 1,7894 x 10-5 kg/m-s Operation Pressure 1 atm = 101325 N/m 2 Kondisi Batas Inlet Cartesian Velocity Components Kondisi Batas Wing Wall Kondisi Batas Sym Symmetry
Kondisi Batas Opening operating press. and dim (0) Kondisi Batas Outlet operating press. and dim (0) Kecepatan Aliran 26 m/s (Re = 1.27x10 6 ) Sudut Serang
( α ) -8°, -6°, -4°, 0°, 4°, 8°,
10°, 12°, 14°, 15°,
16°, dan 18°

## 2.3. Meshing Grid
Pada proses ini geometri yang telah
dibuat akan di- meshing
dengan
menggunakan software  meshing (Ansys
ICEM). Sebelum proses
meshing
dilakukan,  buatlah  kondisi  batas  yang akan mengidentifikasi dari tiap sisi.
Gambar 2-13: Setup outline mesh dan
kondisi batas .
Selanjutnya  dilakukan meshing dengan  pengaturan inflation dan sizing dengan  menyesuaikan  dari  jumlah elements dan nodes dan  kemampuan resource yang ada (komputer)
Gambar 2-14:  Meshing grid dan statistik jumlah nodes dan elements  pada  sayap  dan VG’s.

## 3 HASIL PEMBAHASAN

## 3.1. Visualisasi Aliran
Untuk  menampilkan  visualisasi aliran  udara  pada  permukaan  sayap, penulis hanya akan mengambil sebagian dari  hasil  simulasi  yaitu  bentuk rectangular diposisi pasang 20%.
Visualisasi akan menampilkan distribusi eddy viscosity dan pressure .
a. Sayap tanpa vortex generator .
b. Sayap dengan vortex generator.
Gambar 3-1: Distribusi  eddy  viscosity  di permukaan  sayap  untuk  sayap dengan dan tanpa vortex generator  pada  AoA  0 ° (ANSYS,
2015).
Pada  gambar  3-1  menunjukkan visualisasi aliran udara untuk distribusi eddy  viscosity pada  sudut  serang  0 ° . Gambar 3-1.a untuk sayap tanpa vortex generator dan gambar 3-1.b untuk sayap dengan vortex  generator .  Terlihat  pada gambar  perubahan  distribusi eddy viscosity dengan adanya vortex generator, yang awalnya warna orange berubah jadi kuning. Itu menandakan adanya separasi kecil pada permukaan sayap di belakang vortex generator .
a. Sayap tanpa vortex generator .
b. Sayap dengan vortex generator. Gambar 3-2: Distribusi pressure di permukaan sayap untuk sayap  dengan  dan  tanpa
vortex  generator pada  AoA  0 ° (ANSYS, 2015).
Pada  gambar  3-2  menunjukkan visualisasi aliran udara untuk distribusi pressure pada sudut serang 0 ° . Gambar 3-2.a untuk sayap tanpa vortex generator dan  gambar  3-2.b  untuk  sayap  dengan vortex generator . Distribusi pressure yang terlihat  tidak  terlalu  berubah  signifikan tetapi  terlihat  separasi  pada  sayap dengan vortex generator di daerah trailing edge .
a. Sayap tanpa vortex generator .
b. Sayap dengan vortex generator.
Gambar 3-3:  Distribusi  eddy  viscosity  di
permukaan  sayap  untuk  sayap dengan dan tanpa vortex generator pada AoA 14 ° (ANSYS, 2015). Pada gambar 3-3 menunjukkan
visualisasi aliran udara untuk distribusi eddy  viscosity pada  sudut  serang  14 ° . Gambar 4-3.a untuk sayap tanpa vortex generator dan gambar 3-3.b untuk sayap
dengan vortex  generator .  Pada  sudut serang  14 ° terlihat  distribusi eddy viscosity di  bagian trailing  edge sangat berbeda  dimana  untuk  sayap  saja separasi terjadi
dibagian
tengah sedangkan dengan adanya vortex generator hampir disetiap seksion sepanjang sayap.
a. Sayap tanpa vortex generator .
b. Sayap dengan vortex generator.
Gambar 3-4:  Distribusi pressure di
permukaan  sayap  untuk  sayap dengan dan tanpa vortex generator pada AoA 14 ° (ANSYS, 2015).
Pada  gambar  3-4  menunjukkan visualisasi aliran udara untuk distribusi pressure pada sudut serang 14 ° . Gambar 3-4.a untuk sayap tanpa vortex generator dan  gambar  3-4.b  untuk  sayap  dengan vortex generator . Untuk distribusi pressure juga  terjadi  sama  dengan distribusi eddy viscosity bahwa separasi terjadi  dibagian  tengah  sedangkan
dengan  adanya vortex  generator hampir disetiap seksion sepanjang sayap.
3.2. Perbedaan Bentuk Vortex Generator Hasil  simulasi  untuk  perbedaan bentuk vortex generator akan ditampilkan dalam bentuk kurva
koefisien  gaya  angkat  dan  hambat terhadap  perubahan  sudut  serang  pada kecepatan 26 m/s dan dengan perbedaan posisi pasang.
Gambar 3-7:  Kurva  CL  terhadap  sudut
serang pada posisi pasang 15 % chord Pada gambar 3-7 terlihat
perbandingan  kurva  CL  terhadap  sudut serang  pada  posisi  pasang  15% chord , dimana kurva CL bentuk vortex generator dibandingkan dengan sayap tanpa vortex generator  (clean) .  Untuk  sayap  tanpa vortex  generator terlihat  CL max berada pada sudut serang 14 ° sedangkan untuk beda  bentuk vortex  generator terdapat perbedaan.  Untuk  bentuk triangular CL max ada  di  sudut  serang  16 ° , rectangular di  15 ° ,  dan gothic (mod)  di 16 ° .  Itu  artinya  dengan  adanya vortex generator dapat  menunda  separasi sehingga  sudut stall bertambah  1 ° sampai  2 ° .  Dari  hasil  simulasi  untuk posisi  15% chord ini,  bahwa  kondisi tebaik  adalah  pada  bentuk gothic  (mod) karena  memiliki  nilai  CL max yang  paling tinggi.

## Tabel 3-2 : PERBANDINGAN HASIL SIMULASI DENGAN BEDA BENTUK VORTEX GENERATOR PADA POSISI 15 %
Clean Rect. Tri. Gothic (mod) CL 0 0.5370  0.5264  0.5138  0.5309 a 14 15 16 16
CL max 1.3749  1.3681  1.3990  1.4354
Gambar 3-8:  Kurva  CD  terhadap  sudut serang pada posisi pasang 15 % chord
Untuk  kurva  CD  terhadap  sudut serang  pada  posisi  15  %  dapat  dilihat pada  gambar  3-8.  Dari  gambar  terlihat perbandingan  antara  sayap  saja  (clean) dengan  beda  bentuk vortex  generator cukup  signifikan  khususnya  mulai  dari sudut serang 8 ° , nilai CD semakin besar. Pada  sudut  serang  14 ° dan  15 ° untuk beda  bentuk vortex  generator nilai  CD cukup  aneh.  Itu  terjadi  akibat meshing pada model atau iterasi yang kurang.
Gambar 3-9:  Kurva  CL  terhadap  sudut  serang pada posisi pasang 20 % chord.
Pada gambar 3-9 terlihat perbandingan  kurva  CL  terhadap  sudut serang  pada  posisi  pasang  20% chord , dimana kurva CL bentuk vortex generator dibandingkan dengan sayap tanpa vortex generator .  Untuk  sayap  tanpa vortex generator terlihat  CL max berada  pada sudut serang 14 ° sedangkan untuk beda bentuk vortex generator terdapat kesamaan  yaitu  CL max ada  di  sudut serang  16 ° .  Itu  artinya  dengan  adanya vortex generator dapat menunda separasi sehingga sudut stall bertambah 2 ° . Dari hasil  simulasi  untuk  posisi  20% chord ini,  bahwa  kondisi  tebaik  adalah  pada bentuk  t riangular karena  memiliki  nilai CL max yang paling tinggi.

## Tabel 3-3: PERBANDINGAN  HASIL  SIMULASI
DENGAN  BEDA  BENTUK  VORTEX
GENERATOR PADA POSISI 20 %.
Clean Rect. Tri. Gothic (mod) CL 0 0.5370  0.5295  0.5164  0.5324 a 14 16 16 16
CL max 1.3749  1.4044  1.4553  1.4336
Gambar 3-10: Kurva  CD  terhadap  sudut serang pada posisi pasang 20 % chord.
Untuk  kurva  CD  terhadap  sudut serang  pada  posisi  20  %  dapat  dilihat pada gambar 3-10. Dari gambar terlihat
perbandingan  antara  sayap  saja  (clean) dengan  beda  bentuk vortex  generator cukup  signifikan  khususnya  mulai  dari sudut serang 8 ° , nilai CD semakin besar. Pada  sudut  serang  12 ° untuk    bentuk vortex  generator triangular  nilai  CD cukup  aneh  karena  nilainya  lebih  besar dibanding dengan pada sudut 13 ° .
Gambar 3-11: Kurva CL terhadap sudut serang pada posisi pasang 25 % chord Pada gambar 3-11 terlihat perbandingan  kurva  CL  terhadap  sudut serang  pada  posisi  pasang  25% chord , dimana kurva CL bentuk vortex generator dibandingkan dengan sayap tanpa vortex generator .  Untuk  sayap  tanpa vortex generator terlihat  CL max berada  pada sudut serang 14 ° sedangkan untuk beda bentuk vortex generator terdapat kesamaan  yaitu  CL max ada  di  sudut serang  15 ° .  Itu  artinya  dengan  adanya vortex generator dapat menunda separasi sehingga sudut stall bertambah 1 ° . Dari hasil  simulasi  untuk  posisi  25% chord ini,  bahwa  kondisi  tebaik  adalah  pada bentuk gothic (mod) karena memiliki nilai CL max yang paling tinggi
Gambar 3-12:  Kurva  CD  terhadap  sudut serang pada posisi pasang 25 %
chord Clean Rect. Tri. Gothic (mod) CL 0 0.5370  0.5281  0.5181  0.5359 a 14 15 15 15
CL max 1.3749  1.4186  1.4015  1.4267
Untuk  kurva  CD  terhadap  sudut serang  pada  posisi  25  %  dapat  dilihat pada gambar 3-12. Dari gambar terlihat perbandingan  antara  sayap  saja  (clean) dengan  beda  bentuk vortex  generator cukup  signifikan  khususnya  mulai  dari sudut serang 8 ° , nilai CD semakin besar. Pada posisi 25% trend dari beda bentuk vortex  generator sudah  sesuai  dengan trend sayap saja.

## 3.3. Perbedaan  Posisi  Pasang  Vortex Generator
Berikut  merupakan  hasil  kurva untuk  perbedaan  posisi  pasang  dari vortex generator.
Gambar 3-13: Kurva CL terhadap sudut serang pada  bentuk vortex  generator triangular . Tabel 3-4: PERBANDINGAN HASIL SIMULASI DENGAN BEDA BENTUK VORTEX GENERATOR PADA POSISI 25 %.
Gambar 3-13 menunjukkan
kurva CL terhadap sudut serang dengan beda  posisi  pasang vortex  generator. Untuk bentuk vortex generator triangular ini  nilai  CL max terbesar  berada  pada posisi pasang 20% dengan sudut stall 16 ° dan terkecil di posisi pasang 15% dengan sudut stall 16 ° . Dari hasil simulasi untuk bentuk triangular ini,  bahwa  kondisi tebaik  adalah  pada  posisi  20% chord karena  memiliki  nilai  CL max yang  paling tinggi.
Tabel 3-5: PERBANDINGAN  HASIL  SIMULASI DENGAN  BEDA  POSISI  PASANG PADA BENTUK VORTEX
GENERATOR TRIANGULAR. Clean 15% 20% 25% CL 0 0.5370  0.5138  0.5164  0.5181 a 14 16 16 15 CL max 1.3749  1.3990  1.4553  1.4015
Gambar 3-14:  Kurva  CD  terhadap  sudut serang  pada  bentuk vortex
generator triangular .
Dari  gambar  3-14  menunjukkan kurva  CD  terhadap  sudut  serang  pada posisi bentuk vortex generator triangular dengan  beda  posisi  pasang.  Seperti analisa CD sebelumnya terlihat perbandingan  antara  sayap  saja  (clean) dengan  beda  bentuk vortex  generator cukup  signifikan  khususnya  mulai  dari
sudut serang 8 ° , nilai CD semakin besar. Untuk bentuk vortex generator triangular ini terdapat nilai CD yang lebih besar dari sudut serang di atasnya yaitu pada sudut 12 ° diposisi  pasang  20%  tetapi trend sudah sesuai dengan trend sayap saja.
Gambar 3-15:  Kurva  CL  terhadap  sudut serang  pada  bentuk vortex generator rectangular Gambar 3-15 menunjukkan kurva CL terhadap sudut serang dengan beda  posisi  pasang vortex  generator. Untuk bentuk vortex generator
rectangular ini  nilai  CL max terbesar berada  pada  posisi  pasang  25%  dengan sudut stall 15 ° dan  terkecil  di  posisi pasang 15% dengan sudut stall 15 ° . Dari hasil simulasi untuk bentuk rectangular ini,  bahwa  kondisi  tebaik  adalah  pada posisi  25% chord karena  memiliki  nilai CL max yang paling tinggi.
Gambar 3-16: Kurva CD terhadap sudut serang
pada  bentuk  vortex  generator rectangular
Clean 15% 20% 25% CL 0 0.5370  0.5264  0.5295  0.5281 a 14 15 16 15 CL max 1.3749  1.3681  1.4044  1.4186
Dari  gambar  3-16  menunjukkan kurva  CD  terhadap  sudut  serang  pada posisi bentuk
vortex
generator rectangular dengan  beda  posisi  pasang. Seperti  analisa  CD  sebelumnya  terlihat perbandingan  antara  sayap  saja  (clean) dengan  beda  bentuk vortex  generator cukup  signifikan  khususnya  mulai  dari sudut serang 8 ° , nilai CD semakin besar. Untuk bentuk vortex
generator rectangular ini trend sudah  sesuai dengan trend sayap saja.
Gambar 3-17: Kurva CL terhadap sudut serang pada  bentuk  vortex  generator gothic (mod).
Gambar  3-17  menunjukkan  kurva CL  terhadap  sudut  serang  dengan  beda posisi  pasang vortex  generator. Untuk
bentuk vortex  generator  triangular ini nilai  CL max terbesar  berada  pada  posisi pasang 15% dengan sudut stall 16 ° dan terkecil  di  posisi  pasang  25%  dengan sudut stall 15 ° . Dari hasil simulasi untuk bentuk gothic  (mod) ini,  bahwa  kondisi tebaik  adalah  pada  posisi  15% chord karena  memiliki  nilai  CL max yang  paling tinggi.

## Tabel 3-7: PERBANDINGAN  HASIL  SIMULASI
DENGAN  BEDA  POSISI  PASANG PADA BENTUK VORTEX GENERATOR GOTHIC (mod). Clean 15% 20% 25% CL 0 0.5370  0.5309  0.5324 0.5359 a 14 16 16 15 CL max 1.3749  1.4354  1.4336 1.4267
Gambar 3-18. Kurva  CD  terhadap  sudut serang  pada  bentuk  vortex generator gothic (mod).
Dari  gambar  3-18  menunjukkan kurva  CD  terhadap  sudut  serang  pada posisi  bentuk vortex  generator gothic (mod) dengan beda posisi pasang. Seperti analisa
CD sebelumnya terlihat perbandingan  antara  sayap  saja  (clean) dengan  beda  bentuk vortex  generator cukup  signifikan  khususnya  mulai  dari sudut serang 8 ° , nilai CD semakin besar. Untuk  bentuk vortex  generator  gothic (mod) ini  terdapat  nilai  CD  yang  lebih besar dari sudut serang di atasnya yaitu

## Tabel 3-6:  PERBANDINGAN  HASIL  SIMULASI
DENGAN  BEDA  POSISI  PASANG PADA BENTUK VORTEX GENERATOR RECTANGULAR.
pada sudut 14 ° posisi pasang 15% tetapi trend sudah  sesuai  dengan trend sayap saja.

## 4 KESIMPULAN
Dari  hasil  simulasi  dan  analisa maka dapat disimpulkan dalam beberapa hal :
1. Pemilihan beda bentuk vortex generator ,  bentuk triangular memiliki nilai CL max yang lebih besar dibanding bentuk rectangular dan gothic yaitu
1.4553.
2. Pemilihan posisi pasang vortex generator , posisi pasang yang memiliki CL max yang lebih besar yaitu di posisi pasang 20%.
3. Bentuk vortex  generator yang  cocok dipasang pada sayap pesawat LSU-05 adalah  bentuk triangular di  posisi pasang 20%.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Ucapan  terima  kasih  ditujukan kepada  Bpk.  Gunawan  Setyo  Putra  dan Agus  Aribowo  yang  telah  memberi  izin untuk fasilitas dalam melakukan penelitian  dan  teman-teman  di  lab aerodinamika  yang  telah  membantu dalam proses penelitian.

## DAFTAR RUJUKAN
aerospaceweb.org. Oktober  15,  2010. http://www.aerospaceweb.org/q uestion/aerodynamics/q0228.sht ml (accessed July 2019).
ANSYS. Software  Package,  Ver  16.0.
2015.
D.C.,  Potter  M.  and  Wiggert. Fluid Mechanics  . McGraw-Hill  (USA), 2008.
F.R., Menter. "Review of The Shear-Stress Transport Turbulence Model Experience  From  A  Industrial Perspective." Int. J. of Comp. Fluid Dynamics 277–303  (2009):  23(1- 4). F.R.,  Menter.  "Zonal  Two  Equation  k- Turbulence Model For Aerodynamic Flows." AIAA Journal 93-2906 (1993). G.Vasantha Kumar, K.Sathiya Narayanan,  S.K.Aravindhkumar, and S.KishoreKumar. "Comparative  Analysis  of  Various Vortex  Generators  for  a  NACA 0012 Aerofoil." International Journal  of  Innovative  Studies  in Sciences and Engineering Technology (IJISSET) , 2016: 3-6. Gamiz,  Unai  Fernandez. Fluid  Dynamic Characterization of Vortex Generators  and  Two-dimensional
Turbulent  Wakes.
Polytechnic
University  of  Catalonia  (UPC),
September 2013. Herdiana,  Awalu  Romadhon  dan  Dana. "Analisis Cfd Karakteristik Aerodinamika Pada Sayap Pesawat Lsu-05 Dengan Penambahan  Vortex  Generator."
Jurnal  Teknologi  Dirgantara  Vol.
15 No.1 , 2017: 45-57.
Jr.,  Anderson  J.D. Computational  Fluid Dynamics, The Basics with
Applications. 1995:  McGraw-Hill,
n.d.
N.N.,  Sørensen. General  Purpose  Flow Solver Applied To Flow Over Hills. Technical  report  risoe-r-827(en), Risoe National Laboratory,, 1995.
Prabowo,  Atik  Bintoro  dan  Gunawan Setyo. Penelitian  dan  Kajian Teknologi Pesawat Terbang.
Jakarta:  Indonesia  Book  Project (IBP)., 2013.
Pramutadi,  A.  M. Laporan  Kemajuan Class  II  UAV  +  part  2. Laporan Teknis., Bogor: LAPAN, 2013. Raykowski,  Kerri  A.  "Optimization  of  A Vortex  Generator  Configuration for  A  1/4-Scale  Piper  Cherokee Wing."  Florida:  UMI  Microform EP31919,  Copyright  2011  by ProQuest LLC, 1999.
Romadhon, Awalu. "Analisis Karakteristik Aerodinamika Pengaruh  Penambahan  Vortex Generator  Pada  Sayap  Pesawat Tanpa  Awak  LSU-05  Dengan Simulasi CFD (Skripsi)." Bandung:  Universitas  Nurtanio
Bandung, 2016. Rooij, Timmer W.A. and R.P.J.O.M. van.
"Roughness Sensitivity
Considerations  for  Thick  Rotor
Blade  Airfoils." Journal  of  Solar Energy  Engineering-Transactions of  the  ASME ,  2003:  125(4):  468- 478. Rotorex. Flitetest. Flitetest. 03 12, 2015. https://www.flitetest.com/article s/vortex-generator-design-tips- and-experimentation (accessed 12 10, 2018). Skopi ń ski,  Jacek. Aero  Service. 2010. http://www.vortex- generators.com/contact.html (accessed Spetember 23, 2019). SOLIDWORKS. Software  Package,  Ver 2015. 2015.
Tan  Kar  Zhen,  Muhammaed  Zubair,
Kamarul Arifin Ahmad. "Experimental  and  Numerical Investigation  of  The  Effects  of Passive  Vortex  Generators  on Aludra UAV Performance."
Chinese  Journal  of  Aeronautics , no. 24 (2011): 577-583.

## KALIBRASI RADIOMETRI VICARIOUS KAMERA MULTISPEKTRAL SATELIT LAPAN-A3/IPB DI WILAYAH BUKIT JADDIH MADURA (VICARIOUS RADIOMETRIC CALIBRATION OF LAPAN-A3/IPB SATELLITE MULTISPECTRAL IMAGER IN JADDIH HILL MADURA)
Sartika Salaswati 1 , Patria Rachman Hakim 2 , A Hadi Syafrudin 3 , Rommy Hartono 4 , Satriya Utama 5 , Agus Herawan 6 , Rakhmat Yatim 7 , Rifki Ardinal 8 , Bambang Sigit Pamadi 9
Pusat Teknologi Satelit, Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN)
1 e-mail: sartika.salaswati@lapan.go.id
Diterima : 24 September 2019; Direvisi : 4 Maret 2020 ;Disetujui 24 April 2020:

## ABSTRACT
LAPAN-A3/IPB satellite is an experimental microsatellite with remote sensing as its  main  mission.  The  satellite  brings  a  multispectral  pushbroom  imager  of  red-green- blue-near infrared (RGB-Nir) color channel, with spatial resolution of 15 meter, 120 km swath-width, 16 bit radiometric resolution and 21 days temporal resolution. In order to produce  high  quality  observation  image  everytime,  vicarious  radiometric  calibration  of the  imager  needs  to  be  conducted  regularly  since  the  satellite  launch.  This  research analyzes vicarious radiometric calibration of LAPAN-A3/IPB satellite multispectral imager which  has  been  conducted  on  Jaddih  Hill  of  Madura  last  year.  By  comparing  satellite observation  image  and  radiance  data  measured  from  field  observation  by  using spectrometer, radiance coefficient can be derived, which shows the relationship between image  digital  number  to  at  sensor  ToA  (Top-of-Atmosphere)  radiance  value.  Several calculations  and  analysis  which  have  been  done  show  that  the  resulted  radiance coefficient derived from Bukit Jaddih calibration has similar values to several previous vicarious  radiometric  calibrations  on  different  calibration  area.  Temporal  analysis  also shows that the radiance coefficient derived by using several Bukit Jaddih observations on different acquisition time have similar values. The result show that the coeffisien of vicarious calibration in Jaddih Hill, Madura on the red channel is 0,00134; green channel is 0,00183; blue channel is 0,0036; and NIR channel is 0,00143. These results show that result of the vicarious radiometric calibration conducted is quite accurate. However, the accuracy  of  the  calibration  could  be  improved  using  atmosphere  data  obtained  from sunfotometer measurement.
Keywords: vicarious  radiometric  calibration,  multispectral  imager,  LAPAN-A3/IPB satellite, bukit Jaddih Madura, ToA (Top-of-Atmosphere) radiance

## ABSTRAK
Satelit LAPAN-A3/IPB merupakan satelit mikro eksperimental yang memiliki misi penginderaan  jauh  sebagai  salah  satu  misi  utamanya.  Dalam  melaksanakan  misi penginderaan  jauh  tersebut,  satelit  LAPAN-A3/IPB  dilengkapi  dengan  muatan  utama berupa  kamera  multispektral  empat  kanal  (merah-hijau-biru-inframerah  dekat)  jenis pencitraan pushbroom dengan resolusi spasial 15 meter dan lebar sapuan 120 km serta resolusi radiometri 16 bit dan resolusi temporal 21 hari. Untuk menghasilkan data citra pengamatan yang memiliki kualitas standar setiap saat, salah satu kalibrasi yang harus dilakukan adalah kalibrasi radiometri vicarious yang dilakukan setelah satelit mengorbit. Penelitian  ini  menganalisis  hasil  kalibrasi  radiometri vicarious untuk  kamera multispektral  satelit  LAPAN-A3/IPB  di  wilayah  bukit  Jaddih  Madura  yang  telah dilakukan  pada  tahun  2018  lalu.  Dengan  membandingkan  data  citra  observasi  yang dihasilkan satelit dan data radiansi hasil pengukuran lapangan dengan menggunakan spektrometer,  diperoleh  koefisien  radiansi  yang  menyatakan  hubungan  antara  data digital  number citra  kamera  multispektral  dengan  data  radiansi  sensor  ToA (Top-of- Atmosphere) . Analisis yang telah dilakukan menunjukkan bahwa koefisien radiansi yang dihasilkan  kalibrasi  radiometri vicarious di  bukit  Jaddih  Madura  tidak  berbeda  jauh dengan koefisien radiansi yang dihasilkan pada beberapa kalibrasi radiometri vicarious sebelumnya.  Analisis  temporal  juga  menunjukkan  bahwa  koefisien  radiansi  yang dihasilkan  dengan  menggunakan  data  observasi  bukit  Jaddih  pada  periode  waktu lainnya  juga  menghasilkan  nilai  koefisien  radiansi  yang  sama.  Hasil  menunjukkan koefisien radiansi kalibrasi vicarious di bukit Jaddih Madura pada kanal merah 0,00134; kanal  hijau  0,00183;  kanal  biru  0,0036;  dan  kanal  NIR  0,00143.  Hasil  kalibrasi radiometri vicarious yang  dihasilkan  cukup  akurat.  Walaupun  demikian,  akurasi kalibrasi radiometri vicarious yang dilakukan dapat ditingkatkan dengan menggunakan data atmosfer yang dihasilkan sensor sunfotometer .
Kata kunci : kalibrasi radiometri vicarious, kamera multispektral, satelit LAPAN-A3/IPB, bukit Jaddih Madura, radiansi ToA (Top-of-Atmosphere)

## 1 PENDAHULUAN
Satelit  LAPAN-A3/IPB  memiliki misi  utama  penginderaan  jauh  dengan kamera  multispektral  sebagai  muatan utamanya.  Kamera  multispektral  satelit LAPAN-A3/IPB merupakan kamera bertipe pushbroom yang memiliki empat kanal  warna,  yaitu  kanal  merah  ( red ), hijau ( green ), biru ( blue ), dan inframerah- dekat  (NIR).  Kamera  ini  mempunyai resolusi  spasial  15  meter  dan  lebar sapuan 120 km, serta resolusi radiometri 16  bit  dan  resolusi  temporal  21  hari. Kamera  multispektral  satelit  LAPAN- A3/IPB  telah  menghasilkan  citra  yang
telah termanfaatkan cukup luas diantaranya untuk mengidentifikasi jenis tanaman dan jenis pertumbuhan tanaman  (Setiawan et  al .,  2017) (Wijayanto, et  al .,  2018),  monitoring wilayah kekeringan (Amalo et al ., 2018), estimasi jumlah klorofil tanaman (Permatasari, et  al., 2018),  pemantauan lahan  sawah  (Raimadoya, et  al .,  2011) (Setiawan, et  al .,  2018),  dan  analisis perubahan penggunaan lahan (Nugroho, et al ., 2018).
Untuk  menghasilkan  data  citra dengan kualitas tinggi baik dalam aspek geometri  maupun  radiometri,  beberapa
tahapan kalibrasi dan koreksi citra perlu dilakukan.  Beberapa  kalibrasi  sebelum satelit  diluncurkan  pada  tahun  2016 telah  dilakukan,  antara  lain  adalah kalibrasi  focus  citra  (Tahir,  et  al,  2016) dan kalibrasi radiometri skala laboratorium  (Syafrudin,  et  al,  2017). Beberapa  algoritma  koreksi  citra  juga telah  dikembangkan  untuk  melakukan koreksi sistematis terhadap citra mentah satelit  yang  dihasilkan  (Hakim,  et  al, 2018). Kalibrasi radiometri setelah satelit berada  di  orbit,  yang  dikenal  dengan istilah kalibrasi radiometri vicarious , juga telah  dilakukan  untuk  mengetahui perubahan  kualitas  kamera  selama  di orbit (Arai, et al, 2018).
Diantara  beberapa  aspek  terkait kalibrasi  kamera  dan  koreksi  citra tersebut, salah satu indikator utama dari kualitas sebuah citra yaitu citra tersebut telah  terkalibrasi  radiometri  secara absolut.  Salah  satu  metode  kalibrasi radiometri  setelah  satelit  diluncurkan yaitu  kalibrasi vicarious .  Kalibrasi vicarious adalah kalibrasi yang memanfaatkan  situs  alami  atau  buatan pada  permukaan  bumi  untuk  kalibrasi sensor  pasca  peluncuran  (CCRS,  2004). Kalibrasi  ini  dipercaya  dapat  menjadi jaminan kualitas data penginderaan jauh (Dinguirard et al ., 1999).
Tahap  pertama  metode  kalibrasi berbasis  reflektansi  ini  adalah  memilih permukaan referensi dengan karakteristik  spesifikasi  seragam,  dan stabil,  yang  dapat  dibagi  menjadi  dua kelompok : (1) karakteristik yang terkait dengan masalah atmosfer dan geografis, yaitu,  wilayah  harus  memiliki  tutupan awan  rendah,  ketinggian  tinggi,  dan datar, dan (2) karakteristik fisik, seperti nilai  reflektansi  tinggi,  keseragaman spasial yang tinggi pada area yang luas, near-lambertian , dan stabil dari waktu ke waktu ( invariant
temporal ), serta permukaan yang mudah diakses (Scott et
al .,  1996).  Wilayah  harus  memiliki
tutupan awan rendah untuk mendapatkan data reflektansi yang sama dengan  yang  diterima  kamera  satelit, disamping itu juga untuk menghasilkan citra  yang  bebas  awan  khususnya  pada wilayah kalibrasi.
Sementara  nilai  reflektansi  yang tinggi  untuk  menghasilkan  data  yang akurat  karena  data  reflektansi  yang cenderung  tinggi  lebih  aman  dari noise . Kalibrasi  radiometri vicarious pertama untuk  kamera  multispektral  satelit LAPAN-A3/IPB  telah  dilakukan  dengan supervisi  dan  analisis  mendalam  Kohei Arai  di  wilayah  Kupang,  Nusa  Tenggara Timur (Arai, et al, 2018).
Pada penelitian tersebut dihasilkan TOA radiansi
dari pengukuran kemudian dihitung
persentase  perbedaannya  dengan  hasil perhitungan di
laboratorium.
Melanjutkan kalibrasi vicarious pertama tersebut,  penelitian  ini  bertujuan  untuk menghasilkan  nilai  koefisien  radiansi kamera  mulstispektral  satelit  LAPAN- A3/IPB berdasarkan pengukuran kalibrasi  lapangan  yang  dilakukan  di wilayah lain yaitu bukit Jaddih Madura. Wilayah  tersebut  dinilai  memenuhi syarat sebagai referensi kalibrasi vicarious kamera  multispektral  LAPAN- A3/IPB. Koefisien radiansi yang dihasilkan  tersebut  dapat  digunakan untuk  mengkonversi digital  number kamera ke dalam unit radiansi, sehingga dapat  meningkatkan  kualitas  citra kamera  multispektral  LAPAN-3/IPB  dan pemanfaatannya dapat berkembang lebih luas lagi. Selain itu, hasil kalibrasi yang  dilakukan  ini  dapat  digunakan untuk  memvalidasi  hasil  kalibrasi sebelumnya dan yang lebih penting yaitu untuk  membangun  kemandirian  dan kemampuan  sumberdaya  LAPAN  terkait proses  kalibrasi  radiometri vicarious di masa yang akan datang.

## 2  METODOLOGI

## 2.1.Waktu dan Lokasi
Pengukuran reflektansi dan radiansi dilakukan di bukit Jaddih, Madura pada tanggal  30  Oktober  2018  (01:59:30  – 02:00:33 UTC).
Waktu tersebut bertepatan  dengan  lewatnya  satelit LAPAN-A3 pada wilayah tersebut.
Sementara  itu,  pemilihan  lokasi  pada wilayah  bukit  Jaddih  Madura  (7°  5'0.04 LS dan 112°45'38.49 BT) telah diobservasi sebelumnya. Lokasi tersebut dipertimbangkan
memenuhi
syarat untuk
dijadikan lokasi kalibrasi vicarious ,  yaitu  memiliki  homogenitas yang  baik  (wilayah  bukit  Jaddih didominasi  dengan  hamparan  pasir kapur yang warnanya homogen), memiliki  nilai  reflektansi  yang  tinggi (bukit  Jaddih  merupakan  bukit  kapur yang  didominasi  dengan  warna  putih, objek berwarna putih memiliki reflektansi  yang  tinggi),  memiliki  luasan yang  mencukupi  skala  resolusi  sensor yang  akan  dikalibrasi  (memiliki  luasan lebih  dari  30  m  x  30  m,  luas  wilayah bukit  Jaddih  sebelumya  diukur  melalui google earth ), memiliki curah hujan yang rendah (berdasarkan citra yang diporeleh LISA  pada  bulan  Agustus  –  Oktober 2018,  wilayah  bukit  Jaddih  Madura cenderung  bebas  awan),  dan  aksesnya mudah (wilayah bukit Jaddih merupakan tempat  wisata  sehingga  dapat  diakses dengan  mudah  tanpa  harus  melewati birokrasi yang rumit).
2.2.Pengukuran Reflektansi

## dan Radiansi
Pengukuran  radiansi  pada  wilayah bukit  Jaddih  menggunakan  instrument berupa spektrometer. Spektrometer yang digunakan  merupakan  jenis FieldSpec
Hand  Held 2  buatan  ASD.  Pengukuran reflektansi  dan  radiansi  dilakukan seperti pada gambar 2.1 dan gambar 2.2 (Salaswati  et  al.,  2019).  Pola  tersebut digunakan  dengan  harapan  reflektansi pada keseluruhan daerah homogen yang dijadikan  referensi  dapat  terwakili  nilai reflektansinya.
Gambar 2-1: Pengukuran reflektansi dan
radiansi  wilayah  bukit  Jaddih Madura
Gambar 2-2: Setup  pengukuran  reflektansi
wilayah homogen
REF REF REF REF REF REF 5 Meter 5 Meter 5 Meter 5 Meter 5 Meter 5 Meter 6 Meter 6 Meter
6 Meter
Tabel 2-1 :  Spesifikasis pectrometer Fieldspec
Hand Held 2 (ASD Inc, 2010) Spesification Value Wavelength Range 325 – 1075 nm Wavelength Accuracy ± 1 nm Spectral Resolution < 3 nm at 700 nm Integration Time 8.5 ms minimum (selectable) Field-of-View 25 0 (Optional fore optics available) Sampling Interval 1.5 nm for the spectral region 325 – 1075 nm Spectrum  File Size Approximately 30 KB Memory Storage Up  to  2000  spectrum files Wigth 1.2  kg  (2.6  lbs)  with batteries Body Dimensions Measurements with handle  not  attached (width  x  depth  x height) : 90 x 140 x 215 mm (3.5 x 5.5 x 8.5 in) Temperature Range Operating Temperature : 0 o to 40 o
C  (32 o to  104 o F) Storage  Temperature  : 0 o to 45 o C (32 o to 113 o
F) Operating  and  Storage Humidity  :  90  %
Noncondensing

## 2.3. Pengolahan Data
Pengolahan  data  pada  kegiatan  ini meliputi
pengolahan
data citra, pengolahan
data
radiansi,
dan pengolahan  data  koefisien  radiansi. Pengolahan data radiansi menggunakan software HH2  Sync , View  Spec  Pro ,  dan Ms.  Excel .  Pengolahan  data  citra menggunakan software koreksi sistematis berbasis MATLAB. Pengolahan data radiansi menghasilkan nilai
radiansi  di  setiap  kanal  citra.  Setelah dihasilkan radiansi pada masing-masing kanal,  maka  dapat  dihitung  koefisien radiansinya. Proses perhitungan tersebut mengacu pada persamaan berikut :
L = K A DN+ K B (2-1)
𝐾 " = 𝐿 − 𝐾 ' 𝐷𝑁 (2-2)
K A merupakan  koefisien  radiansi, DN merupakan digital  number citra, K B merupakan  data  dark  citra,  dan L merupakan  radiansi.  Jika  K B =  0,  maka koefisien  radiansi  pada  citra  kamera multispectral LAPAN-A3 adalah :
𝐾 "* = 𝐿 * 𝐷𝑁 * (2-3)
𝐾 "+ = , - ./ 0 (2-4)
𝐾 "' = , 0 ./ 0 (2-5)
𝐾 "/ = , 1 ./ 1 (2-6)
K AR ,  K AG ,  K AB ,  dan  K AN merupakan koefisien radiansi untuk masing-masing kanal merah, hijau, biru, dan NIR . DN R , DN G ,  DN B ,  DN N merupakan digital number citra  kamera  multispektral untuk  masing-masing  kanal  merah, hijau,  biru,  dan NIR .  L R ,  L G ,  L B ,  dan  L N merupakan  radiansi  untuk  masing- masing  kanal  merah,  hijau,  biru,  dan NIR .

## 3.  HASIL PEMBAHASAN

## 3.1 Citra Wilayah Bukit Jaddih
Pengamatan  satelit  LAPAN-A3  pada wilayah Bukit Jaddih Madura dilakukan pada  tanggal  29-31  Oktober  2018, dimana  pengamatan  pada  tanggal  29
Oktober  dilakukan  dengan  manuver off- nadir sebesar  kurang  lebih  40  derajat (lintasan satelit berada kurang lebih 400 km di sebelah barat target), pengamatan pada  tanggal  30  Oktober  dilakukan dalam posisi nadir dan pengamatan pada tanggal  31  Oktober  dilakukan  dengan manuver off-nadir sebesar  kurang  lebih 40 derajat (lintasan satelit berada kurang lebih  400  km  di  sebelah  timur  target). Gambar 3-1 berikut menunjukkan hasil pengamatan  untuk  ketiga  hari  tersebut, dimana  seluruh  pengamatan  tersebut berhasil  mengamati  wilayah  Bukit Jaddih.  Walaupun  demikian,  hanya pengamatan
Pada  hari  kedua  dan  ketiga  yang menghasilkan  citra  bebas  awan  (citra kedua dan citra ketiga), sedangkan citra hasil  pengamatan  pada  hari  pertama tertutup awan tebal (citra pertama).
(a) (b)                 (c)
Gambar 3-1 :  Citra  satelit  LAPAN-A3  wilayah bukit  Jaddih,  Madura  (a)  29 Oktober  2018,  (b)  30  Oktober 2018, (c) 31 Oktober 2018
Data citra wilayah bukit Jaddih pada tanggal  30  Oktober  2018  berhasil diperoleh.  Data  kuantitatif  dari  citra tersebut berupa nilai digital number pada masing-masing kanal. Wilayah pengukuran radiansi berukuran 30 m x 30  m,  yang  berarti  luasan  tersebut mewakili 2 x 2 pixel ( 1  pixel di kamera sama dengan 15 m di bumi).
Gambar 3-2 : Citra  satelit  LAPAN-A3  wilayah bukit Jaddih, Madura (30 Oktober 2018)
Digital  number 4  pixel  untuk  masing- masing kanal adalah sebagai berikut :

## 3.2 Radiansi Wilayah Bukit Jaddih
Data radiansi diperoleh dari pengukuran  wilayah  bukit  Jaddih dengan  menggunakan  spektrometer. Dari  pengukuran  tersebut  diperoleh grafik  radiansi  dari  panjang  gelombang 325  –  1075  nm.  Sehingga  untuk mengetahui  nilai  radiansi  pada  panjang gelombang  tertentu  perlu  dilakukan perhitungan  lebih  lanjut.  Citra  kamera multispektral  satelit  LAPAN-A3  terdiri dari empat kanal yaitu kanal merah ( red ), kanal hijau ( green ), kanal biru ( blue ), dan kanal  NIR.  Untuk  menghitung  radiansi pada  kanal-kanal  tersebut  diperlukan nilai Full  Width  Half  Maximum (FWHM) masing-masing kanal. Nilai FWHM untuk kanal  merah,  hijau,  biru,  dan  NIR  pada kamera  multispektral  kamera  satelit LAPAN-A3 adalah sebagai berikut :
Tabel 3-1 : Digital number kamera multispectral satelit LAPAN-A3 Pixel Merah Hijau Biru NIR 1 45477 33683 11238 23526 2 42883 34102 11392 22903 3 45436 34541 11452 23867 4 43301 35018 11643 23159
Tabel 3-2 : FWHM pada kanal kamera
multispektral satelit LAPAN-A3 Kanal FWHM (nm) Merah 630 – 700 Hijau 510 – 580 Biru 410 – 490 NIR 770 – 900 300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 R ad ian ce (mW/ cm 2 -sr- um ) Wavelength (nm)
Gambar 3-3 : Grafik  radiansi  wilayah  bukit Jaddih, Madura (spektrometer)
Nilai  radiansi  diperoleh  dari  luas dibawah  grafik  radiansi  yang  diperoleh dari  pengukuran  spektrometer.  Setelah dilakukan  perhitungan,  maka  diperoleh radiansi  untuk  masing-masing  kanal adalah sebagai berikut
Tabel 3-3 : Radiansi  wilayah  bukit  Jaddih untuk masing-masing kanal
Kanal Radiansi  (mW/cm2-sr- um) Merah 59.229 Hijau 62.690 Biru 41.155 NIR 33.404
Tabel 3-4 : Koefisien  radiansi  dengan  referensi
wilayah bukit Jaddih untuk kalibrasi vicarious kamera multispectral LAPAN-A3 Kanal Koefisien Radiansi Merah 0.001339 Hijau 0.001826 Biru 0.003603 NIR 0.001430 Sebagai perbandingan akan ditampilkan koefisien radiansi berdasarkan  pengukuran  laboratorium sebelum  peluncuran.  Pengukuran  ini menggunakan uniform  light  source integrating  sphere sebagai  sumber cahayanya.  Tabel  3-6  menunjukkan bahwa  koefisien  radiansi  pada  kalibrasi vicarious wilayah bukit Jaddih tidak jauh berbeda  dengan  koefisien  radiansi Laboratorium dan Bromo. Terjadi sedikit perbedaan  koefisien  radiansi  di  setiap wilayah,  karena  belum  dilakukannya koreksi  terhadap  atmosfer  di  masing- masing  wilayah  tersebut.  Akan  tetapi, perbedaan yang tidak signifikan menunjukkan  bahwa  koefisien  radiansi tersebut  cukup  presisi  dan  dapat dipertimbangkan penggunaannya.

## 3.3 Koefisien Radiansi
Berdasarkan persamaan (2-3), (2-4), (2-5),dan  (2-6)  maka  diperoleh  koefisien radiansi  masing-masing  kanal  sebagai berikut :
Tabel 3-5 : Perbandingan  koefisien  radiansi
kalibrasi vicarious kamera multispectral LAPAN-A3 di beberapa wilayah referensi
Gambar
3-4 dan 3-5 berikut menunjukkan  citra  satelit  LAPAN- A3/IPB  pada  saat  pengukuran  kalibrasi yang  dilakukan  di  wilayah  Kupang  dan Gunung Bromo.
Gambar 3-4 :  Citra  wilayah  Kupang,  Nusa Tenggara Timur (NTT)
Gambar 3-5 :  Citra  wilayah  Gunung  Bromo,
Jawa Timur

## 3.4 Analisis Temporal
Selain  menggunakan  data  citra satelit  pada  saat  pengukuran  lapangan berlangsung, penelitian ini juga membandingkan  citra  observasi  wilayah bukit  Jaddih  untuk  beberapa  waktu pengamatan  yang  berbeda  dengan tujuan  untuk  mengetahui  stabilitas radiansi  dari  wilayah  bukit  Jaddih tersebut. Wilayah dengan tingkat stabilitas radiansi yang tinggi umumnya dapat  dijadikan  sebagai  target  wilayah kalibrasi yang dapat digunakan secaraberkala  dari  waktu  ke  waktu, karena  tidak  dipengaruhi  pengaruh atmosfer  secara  signifikan.  Gambar  3-6 menunjukkan  beberapa  citra  observasi bukit  Jaddih  yang  digunakan  dalam perbandingan  ini,  yaitu  beberapa  citra pengamatan  bukit  Jaddih  yang  bebas awan yang diperoleh pada tahun 2018.
Gambar 3-6 :  Citra  wilayah  bukit  Jaddih,
Kanal Koefisien Radiansi Jaddih Lab Bromo  Kupang Merah  0.00134  0.00074 0.00077  0.00312 Hijau 0.00183  0.00060 0.00099  0.00569 Biru 0.00360  0.00151 0.00675  0.01191 NIR 0.00143  0.00085 0.00103  0.00486
Tabel 3-6 :  Selisih  koefisien  radiansi  kalibrasi
vicarious kamera multispectral LAPAN-A3  di  beberapa  wilayah kalibrasi Kanal Selisih Koefisien Radiansi Jaddih- Lab Jaddih- Bromo Jaddih- Kupang Merah 0.00060 0.00057 0.00178 Hijau 0.00123 0.00084 0.00387 Biru 0.00209 0.00315 0.00831 NIR 0.00058 0.00040 0.00343
Tabel 3-7 : Digital number kamera multispectral satelit LAPAN-A3 pada citra wilayah bukit  Jaddih  pada  waktu  yang
berbeda Tanggal Kanal Merah Kanal Hijau Kanal Biru Kanal NIR 29-03-2018  54347  44192  12044  27704 17-09-2018  59127  48457  22473  25790 18-09-2018  60201  44400  21882  29188
30-10-2018  44274  34336  11431  23364
Tabel 3-8 :  Koefisien
radiansi
kalibrasi vicarious kamera multispectral LAPAN-A3  di  wilayah  bukit  Jaddih pada waktu yang berbeda Tanggal Kanal Merah Kanal Hijau Kanal Biru Kanal NIR 29-03-2018  0.00109  0.00142  0.00342  0.00121 17-09-2018  0.00100  0.00129  0.00183  0.00130
18-09-2018  0.00098  0.00141  0.00188  0.00114 30-10-2018  0.00134  0.00183  0.00360  0.00143
Dengan menggunakan data
pengukuran  lapangan  yang  dimiliki,
Tabel 3-6 menunjukkan hasil perhitungan  koefisien  radiansi  yang diperoleh
dengan menggunakan beberapa  data  citra  observasi  tersebut. Tabel  3-7  menunjukkan  bahwa  nilai koefisien  radiansi  yang  dihasilkan dengan  menggunakan  beberapa  citra observasi  tersebut  memiliki  nilai  yang relatif  konstan,  dengan  standar  deviasi sebesar  15  persen.  Dengan  demikian, wilayah  bukit  Jaddih  dapat  dikatakan memiliki  karakteristik  yang  cukup  baik sehingga  hasil  kalibrasi  radiometri vicarious yang  dilakukan  ini  dapat dikatakan cukup akurat.

## 4  KESIMPULAN
Berdasarkan  hasil  penelitian  yang dilakukan  dalam  kalibrasi vicarious di bukit  Jaddih  Madura  ini,  diperoleh koefisien radiansi kanal merah 0,00134; kanal hijau 0,00183; kanal biru 0,0036;
dan  kanal  NIR  0,00143.  Nilai  tersebut dapat dikatakan merepresentasikan radiansi  pada  sebuah  citra.  Nilai  yang dihasilkan  tidak  berbeda  jauh  dengan koefisien radiansi yang dihasilkan dalam beberapa kalibrasi sebelumnya di wilayah yang berbeda. Akan tetapi perlu dikaji  lebih  lanjut  apakah  koefisien  ini dapat  berlaku  untuk  semua  citra  atau citra tertentu saja. Selain itu, penelitian ini  masih  memerlukan  penyempurnaan karena  belum  dilakukannya  koreksi atmosfer  pada  pengukuran.  Analisis temporal  menunjukkan  bahwa  koefisien radiansi  yang  dihasilkan  menggunakan beberapa  citra  observasi  wilayah  bukit Jaddih pada periode waktu lain memiliki nilai  yang  relatif  sama,  dengan  standar deviasi  sebesar  15  persen.  Kedua  hasil tersebut  menunjukkan  bahwa  hasil kalibrasi  radiometri vicarious yang dilakukan  cukup  akurat.  Walaupun demikian,  akurasi  kalibrasi  dapat  lebih ditingkatkan  dengan  memperhitungkan faktor atmosfer pada wilayah pengukuran.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Terima  kasih  penulis  ucapkan kepada  Bapak  Ir.  Mujtahid,  MT  selaku Kepala  Pusat  Teknologi  Satelit  Lapan, Bapak  Abdul  Karim,  ST,  MT  selaku Kepala  Bidang  Program  dan  Fasilitas, Bapak  Wahyudi  Hasbi,  S.Si,  M.Kom selaku  Kepala  Bidang  Diseminasi,  atas arahan,  bimbingan,  serta  fasilitas  yang diberikan.  Tak  lupa  penulis  ucapkan terima  kasih  kepada  tim  pengukuran  di lapangan.  Atas  bantuan  mereka  semua, karya tulis ilmiah ini dapat terselesaikan dengan baik.

## PERNYATAAN PENULIS
Sartika Salaswati, Patria Rachman  Hakim,  dan  A  Hadi  Syafrudin memiliki peran yang sama besar sebagai kontributor  utama  dalam  penelitian  ini, yang bertanggungjawab terhadap proses
perancangan  penelitian  dan  prosedur kalibrasi,  serta  pengolahan  dan  analisis data.  Sementara  itu,  Rommy  Hartono, Satriya  Utama,  Agus  Herawan,  Rifki  A, Rakhmat  Yatim,  dan  Bambang  Sigit berperan  sebagai  kontributor  anggota dalam  penelitian  ini,  bertanggungjawab terhadap proses akuisisi data satelit dan pengukuran spektrometer di lapangan.

## DAFTAR RUJUKAN
Amalo,  L.F.,  et  al.,  2018. Drought Monitoring Using LISAT and LANDSAT 8  Satellite  Imagery  in  Pakisjaya District,  West  Java, Paper  presented at  the  5 th Sympoium  on  LAPAN-IPB
Satellite, 2018.
Arai,  K.,  et.  al.,  2018. Method  for
Uncertainty  Evaluation  of  Vicarious Calibration  of  Spaceborne  Visible  to Near Infrared Radiometers , International  Journal  of  Advanced
Computer  Science  and  Applications (IJACSA), Vol. 10, No. 1, 2019.
ASD Inc., 2010. FieldSpec HandHeld 2 TM Spectroradiometer User Manual ,
www.asdi.com,  diakses  :  13  Agustus
2019.
Canada  Centre  for  Remote  Sensing  -
CCRS, Vicarious
Calibration ,
http://calvalportal.ceos.org/cal/val- wiki//wiki/CalVal+Wiki/Vicarious+C alibration , diakses  :  13  Agustus 2019.
Dinguirard,  M.,  &  Slater,  P.N.,  1999. Calibration  of  Space-multispectral Imaging  Sensor  :  A  Review ,  Remote Sensing  of  Environtment  68  (194  – 205).
Hakim,  et.  al.,  2018. Development  of Sytematic  Image  Preprocessing  of LAPAN-A3/IPB  Multispectral  Images ,
International  Journal  af  Advanced Studies  in  Computer  Science  in Engineering  (IJASCSE)  Volume  7 Issue 10.
Nugroho,  S.P.,  et  al.,  2018. Landuse Change  Analysis  for  Hydrology Response  and  Planning  Management of  Cibeet  Subwatershed,  Wst  Java, Indonesia , Paper presented at the 5 th Sympoium  on  LAPAN-IPB  Satellite, 2018.
Permatasari, P.A., et al., 2018.
Comparison  of  LISAT  and  LANDSAT Imagery  for  Estimating  Chlorophyl-a , Paper presented at the 5 th Sympoium on LAPAN-IPB Satellite, 2018.
Raimadoya,  M.A.,  et  al.,  2011. Analisis Misi  dan  Rancangan  LAPAN-IPB Satellite  (LISAT)  untuk  Pemantauan Kemandirian  Pangan ,  Jurnal  Ilmu Pertanian  Indonesia,  ISSN  :  0853- 4217.
Salaswati,  S.,  et  al.,  2019. Observasi Wilayah  TNBTS  untuk  Kalibrasi Vicarious Kamera Multispektral
LAPAN-A3 ,  Prosiding  SIPTEKGAN XXIII 2019.
Scott,  K.P.,  Thome,  K.J.,  &  Bronwlee, M.R.,  1996. Evaluation  of  The Railroad  Valley  Playa  for  Use  in Vicarious  Calibration .  In  Proceedings of SPIE Conference (pp. 158 -166).
Setiawan, Y., et al., 2017. An Evaluation of The Use of LAPAN-A3/IPB Spectral Features to Identify Agricultural Land Use Types in Java, Paper presented at the  4 th Sympoium  on  LAPAN-IPB Satellite, 2017.
Setiawan,  Y.,  et  al.,  2018. Pemanfaatan Fusi Data Satellite-A3/IPB dan Landsat  8  untuk  Monitoring  Lahan Sawah , Jurnal Pengelolaan Sumberdaya  Alam  dan  Lingkungan Vol. 8 No.1, 67 – 76.
Syafrudin,  A.H.,  et.  al.,  2018. Pre-Flight Radiometric Model of Linear Imager on LAPAN-IPB  Satellite ,  IOP  Conference Series  :  Earth  and  Environmental Science, Sci. 149 012068.
Tahir,  A.M.,  et  al.,  2016. Peningkatan Kualitas Fokus Citra Imager
Multispektral Satelit LAPAN-A3 ,
Jurnal  Teknologi  Dirgantara  Vol.14 No.1 Juni 2016 : 37-50. Wijayanto,  A.K.,  et  al.,  2018. The Characteristic  of  Spectral  Reflectance from LAPAN-IPB Satellite and Landsat
8 over Agricultural Area in Probolinggo,
East Java, Paper presented at the 5 th Sympoium  on  LAPAN-IPB  Satellite, 2018.
PERHITUNGAN FAILURE INDEX STRUKTUR SAYAP PESAWAT TERBANG TANPA AWAK Ai-X1 DENGAN MENGGUNAKAN KRITERIA TSAI-HILL DISIMULASIKAN DENGAN METODE ELEMEN HINGGA (DETERMINATION OF FAILURE INDEX OF WING STRUCTURE UAV Ai-X1 BY USING TSAI-HILL CRITERION SIMULATED IN FINITE ELEMENT METHOD)

## Lenny Iryani, Singgih Satrio Wibowo
1 Program Studi Teknik Aeronautika Jurusan Teknik Mesin Politeknik Negeri Bandung e-mail: lenny.iryani@polban.ac.id
Diterima : 30 oktober 2019; Direvisi : 6 Maret 2020; Disetujui : 27 Maret 2020

## ABSTRACT
The strength of the aircraft structure was analyzed and determined by using The strength of the material analysis. One of methods to calculate the strength of the aircraft structure’s wing made from composite material were analyzed by calculating the failure index of the lamina. In this research, the failure index of the wing structure of the Ai-X1 UAV was determined. The failure index calculation for the analysis was usingthe Tsai-Hill  criterion.  Based  on  the  Tsai-Hill  criterion,  the  lamina  of  the  Ai-X1  wing structures is in a safe condition.
Keywords: unmanned aerial vehicle (UAV), composite material, Tsai-Hill, failure index

## ABSTRAK
Untuk  mengetahui  kekuatan  struktur  suatu  pesawat  terbang,  dilakukan perhitungan  dan  analisis  kekuatan  struktur.  Struktur  sayap  pesawat  terbang  yang disusun  dari  material  komposit,  untuk  penghitungan  dan  analisis  kekuatan  struktur salah  satunya  dilakukan  dengan  menghitung failure  index pada  masing-masing layer /susunan  dari  material  komposit  tersebut.  Pada  penelitian  ini,  struktur  sayap Pesawat terbang tanpa awak (PTTA) Ai-X1 yang terbuat dari material komposit dianalisis kekuatan  strukturnya  dengan  menghitung failure  index dari  masing-masing layer /susunan material komposit tersebut. Perhitungan failure index dilakukan dengan menggunakan  kriteria  kegagalan  Tsai-Hill.  Hasil  dari  penelitian  ini  yaitu  nilai failure index pada masing-masing layer /susunan material komposit struktur sayap pesawat Ai- X1. Berdasarkan kriteria Tsai-Hill masing-masing layer /susunan tersebut menunjukkan tidak adanya keretakan pada lamina.
Kata kunci: pesawat terbang tanpa awak, material komposit, Tsai-Hill, failure index
1 PENDAHULUAN
Teknologi digital yang
berkembang  pesat  dalam  beberapa dekade  terakhir  ini  diiringi  dengan berkembangnya teknologi pesawat terbang tanpa awak (PTTA). Tahun 1898, Nikola  Tesla  mendapatkan  hak  paten atas  kendaraan  tanpa  awak  dengan nomor  hak  paten  613809  [1].  Berawal dari  sinilah  kemudian  teknologi  PTTA berkembang. PTTA didefinisikan sebagai semua  alat/kendaraan  yang  terbang  di udara tanpa dikemudikan atau dikendalikan  oleh  seseorang/pilot  [2]. Awal  mula  PTTA  dikembangkan  untuk pemenuhan  kebutuhan  militer  [3-5] namun seiring berjalannya waktu sekarang ini PTTA dikembangkan untuk keperluan  membantu  pemetaan  suatu daerah maupun mendistribusikan beberapa  kebutuhan  pokok  untuk korban  bencana  alam  yang  berada  di daerah  yang  sulit  terjangkau  dengan kendaraan/alat transportasi darat [6-9].
Guna membantu melaksanakan pemetaan  suatu  wilayah  khususnya  di negara  Indonesia  yang  terdiri  dari gugusan  pulau-pulau,  dikembangkan PTTA dengan misi melaksanakan pemetaan  wilayah/daerah-daerah  kecil yang  belum  terjangkau.    PTTA  tersebut dirancang  untuk  dapat  terbang  dengan kecepatan  terbang  jelajah  ( cruise )  80 km/jam dengan jarak tempuh sejauh 10 km. Ukuran bentang sayap dari pesawat ini adalah sebesar 1.1 m. Sebagian besar struktur  PTTA  ini  terbuat  dari  material komposit.  Dengan  pertimbangan  dapat dibuat  material  komposit  yang  sesuai dengan  kriteria  kebutuhan  kekuatan struktur  serta  dapat  mengoptimalkan berat  keseluruhan  dari  struktur  PTTA ini. Teknologi PTTA ini juga dikembangkan dalam hal untuk pemetaan dan pemantauan tanaman dan lahan pertanian di Indonesia [10].
Analisis  kekuatan  struktur  yang terbuat dari material komposit ini sangat
penting  untuk  dilakukan.  Berdasarkan analisis  kekuatan  struktur  ini  akan diperoleh  informasi  tentang  kekuatan struktur  PTAA  terhadap  beban  yang terjadi  serta  daerah-daerah  kritis  yang terjadi
selama PTTA
ini dioperasikan/mengalami pembebanan [11,16].
Pada penelitian ini dilakukan analisis tentang  kekuatan  struktur  material komposit.
Dilakukan dengan menghitung failure  index dari  setiap lamina  penyusun  material  komposit tersebut.

## 2    METODOLOGI
PTTA yang dikembangkan dengan tujuan  untuk  memetakan  wilayah  di Indonesia  khususnya  digunakan  untuk bidang pertanian ini merupakan teknologi  yang  baru  dikembangkan  di awal tahun 2011 [10].  PTTA jenis  Ai-X1 merupakan PTTA yang dikembangkan di Indonesia secara mandiri guna mengatasi  daya  jelajah  dan  ketahanan terbang  serta  kapasitas  berat  muatan yang lebih baik. Penelitian ini dilakukan dengan  terlebih  dahulu  mengumpulkan dan mengkaji data-data yang dibutuhkan  untuk  analisis  selanjutnya. Diantaranya data geometri dan data visi misi dari pesawat PTTA. Kemudian tahap berikutnya dilakukan proses manufaktur material komposit yang digunakan untuk komponen  struktur  sayap  pesawat terbang ini. Guna memperoleh sifat/properti material komposit ini maka dilakukan pengujian berupa uji tarik dan uji  geser  sesuai  prosedur  pengujian ASTM D3039 [12] dan ASTM D5379 [13].
Langkah selanjutnya dilakukan pemodelan  struktur  sayap  PTTA  sesuai dengan  data  geometri  yang  diperoleh dengan  menggunakan  piranti  lunak CATIA.  Berikutnya  dilanjutkan  dengan analisis kekuatan struktur sayap dengan menggunakan  metode  elemen  hingga sampai  dengan  penghitungan failure
index dari masing-masing lamina penyusun  material  komposit  PTTA  ini. Gambar  2-1  menunjukkan  diagram  alir dari metodologi penelitian ini.
Gambar 2-1: Diagram alir penelitian.
Kriteria kegagalan Tsai-Hill merupakan  suatu  kriteria  kegagalan material  komposit  anisotropic  [14,15]. Persamaan  untuk  menghitung failure index tersebut adalah sebagai berikut.
s s s t s a æ ö æ ö æ ö æ ö - + + = ç ÷ ç ÷ ç ÷ ç ÷ è ø è ø è ø è ø 2 1 2 2 12 1 2 2 2
2 X X Y S (1)
dimana: ( ) ( ) s s s s ìï í ïî T 1 1 ult C 1 1 ult jika       > 0 X = jika       > 0 ( ) ( ) T 2 2 ult C 2 2 ult jika       > 0 Y = jika       > 0 s s s s ìï í ïî ( ) T 12 ult S t =
Berdasarkan kriteria kegagalan Tsai- Hill tersebut jika nilai:
a. 1 a ³ maka terdapat retakan pada lamina. b. 1 a < maka tidak terdapat retakan pada lamina.

## 3.  HASIL PEMBAHASAN
Proses manufaktur material komposit dilakukan  dengan  metode hand-lay  up dan vacuum bagging . Selanjutnya untuk mengetahui  properti  material  komposit ini,  dilakukan  uji  tarik  dan  uji  geser. Masing-masing pengujian tersebut dilakukan untuk lima buah spesimen uji pada setiap jenis material komposit yang dimanufaktur.  Jenis  material  komposit yang  selesai  dibuat  adalah  jenis  WR80, WR100  dan  WR200.  Material  komposit jenis  ini  adalah  material  komposit dengan serat berupa e-glass dan disusun dengan  cara  dianyam  ( Woven  Rooven ). Perbedaan 80, 100, dan 200 adalah dari sisi massa jenisnya.
Pada  proses  pengujian  tarik  ini digunakan  standar  pengujian ASTM D3039 standard  test  method  for  tensile properties  of  polymer  matrix  composite materials standard test . Dimensi specimen untuk pengujian dibuat sesuai dengan standard  test tersebut.  Masing- masing  spesimen  yang  sudah  siap tersebut kemudian dipasang pada mesin uji tarik dan dilakukan pengujian sampai spesimen tersebut patah.
Hasil  dari  pengujian  Tarik  ini ditunjukkan  oleh  Gambar  3-1  s/d  3-3. Untuk  jenis  material  komposit  WR80, hasil uji Tarik ditunjukkan oleh Gambar
3-1.  Berdasarkan  kurva  tegangan  – regangan  tersebut  terlihat  bahwa  untuk lima buah spesimen yang diuji, memberikan hasil kurva yang serupa dan saling berdekatan. Hal ini menunjukkan bahwa  pengujian  tarik  yang  dilakukan memberikan hasil yang konsisten untuk kelima  spesimen  uji  sehingga  data properti material dari hasil uji ini adalah data material yang valid.
Gambar 3-1: Kurva tegangan – regangan WR80 hasil pengujian tarik.
Gambar 3-2: Kurva tegangan – regangan WR100 hasil pengujian tarik.
Data  Modulus  Elastisitas  material komposit  WR80  untuk  kelima  spesimen berada pada rentang nilai 11.42 – 11.77 GPa. Sedangkan data kekuatan tariknya untuk  kelima  spesimen  tersebut  berada pada rentang 213 – 253 MPa.
Gambar 3-3: Kurva tegangan – regangan WR200 hasil pengujian tarik.
Pada  Gambar  3  ditunjukkan  kurva tegangan  –  regangan  hasil  uji  tarik material komposit jenis WR100. Terdapat dua spesimen (spesimen 1 dan spesimen 5)  yang  kurva  tegangan  –  regangannya berada  di  bawah  dari  tren  kurva tegangan  –  regangan  spesimen  lainnya. Hal ini disebabkan karena patahan yang terjadi  setelah  dilakukan  uji  tarik spesimen  1  dan  5  berada  pada  daerah sekitar grip (penggenggam spesimen) dari mesin  uji  tarik  tersebut.  Namun demikian  hasil  dari  data  tegangan maksimum  untuk  kelima  spesimen tersebut  tidak  mengalami  perbedaan lebih dari 6.7%. Data kekuatan maksimum untuk material WR80 berada pada rentang 417 – 476 MPa. Sedangkan untuk  data  Modulus  Elastisitasnya berada pada rentang 16.81 – 18.82 GPa.
Kurva  tegangan  –  regangan  untuk jenis material komposit WR200 ditunjukkan oleh Gambar 3-3.
Berdasarkan hasil uji tarik pada Gambar 3-3  tersebut  terlihat  bahwa  tren  data kekuatan  maksimum  material  jenis  ini berada  di  bawah  250  MPa.  Perbedaan masing-masing  kekuatan  tarik  untuk kelima spesimen WR200 tidak lebih dari 5.28%.  Data  kekuatan  Tarik  untuk kelima  spesimen  tersebut  berada  pada rentang 226 – 247 MPa. Sedangkan data
Modulus  Elastisitasnya  berada  pada rentang 9.75 – 10.87 GPa.
Hasil-hasil pengujian
tersebut, berupa  kekuatan  Tarik  ( Ultimate  tensile stress )  dan  Modulus  Elastisitas  untuk ketiga  jenis  material  komposit  (WR80, WR100,  dan  WR200)  disajikan  dalam bentuk tabel dan ditunjukkan oleh Tabel 3-1. Nilai yang ditampilkan pada Tabel 3- 1  adalah  nilai  rata-rata  dari  hasil pengujian yang telah dilakukan.
Tabel 3-1 : Data properti material komposit hasil uji tarik
Data  material  berikutnya  yang dilakukan  adalah  data  properti  material komposit untuk kekuatan geser.
Prosedur  dan standard  test untuk pengujian  geser  dilakukan  dengan berpedoman  kepada  dokumen ASTM D5379 standard  test  method  for  shear properties of composite materials by the v- notched beam method. Dimensi spesimen uji dibuat sesuai dengan dimensi standar yang  ada  pada  dokumen  tersebut. Gambar  3-4  menunjukkan  standar dimensi  spesimen  untuk  pengujian kekuatan geser.
Gambar 3-4: Dimensi spesimen uji geser sesuai standar ASTM D5379.
Hasil uji kekuatan geser ditampilkan dalam  Tabel  3-2  dan  Tabel  3-3. Berdasarkan  Tabel  3-2  dan  Tabel  3-3 tersebut  terlihat  bahwa  untuk  masing- masing spesimennya menunjukkan nilai kekuatan  geser  yang  berada  pada rentang  yang  berdekatan.  Hasil  dari  uji geser  ini  dapat  dikatakan  valid  dengan standar deviasi dibawah 3.
Tabel  3-2: Hasil Uji Geser WR80
Tabel  3-2: Hasil Uji Geser WR200
Berdasarkan  hasil  uji  geser  yang ditunjukkan oleh Tabel 3-2 dan Tabel 3- 3,  maka  dapat  disusun  data  properti material  komposit  WR80  dan  WR200 seperti ditunjukkan oleh Tabel 3-4.
Selanjutnya  nilai  properti  dari  hasil pengujian  tersebut  digunakan  sebagai data  input  properti  material  pada  saat pembuatan  model  dan  simulasi  serta analisis perhitungan failure index
material  komposit  pembentuk  struktur sayap PTTA. Material Komposit Ultimate tensile stress (MPa) Modulus of elasticity (GPa) WR80 237.2 11.578 WR100 446.8 14.304 WR200 238.6 10.38 Spesimen Ultimate shear stress (MPa) 1 52.3 2 55.4 3 60.23 4 56.53 5 55.72 Rata-rata 56 STD 2.84 CV 5.07% Spesimen Ultimate shear stress (MPa) 1 39.6 2 39.94 3 44.08 4 36.88 5 43.73 Rata-rata 40.85 STD 3.04 CV 7.44%

## Tabel 3-4: Data properti material komposit hasil uji geser
Pembuatan  model  struktur  sayap PTTA  dilakukan  dengan  menggunakan piranti lunak
Catia. Dengan
menggunakan data geometri dari pesawat  PTTA  Ai-X1,  pemodelan  dapat dengan  mudah  dilakukan.  Bentuk pesawat  PTTA  Ai-X1  ditunjukkan  oleh Gambar 3-5. Bentang sayap pesawat ini berjarak 1.1 meter. Dikarenakan bentuk pesawat  PTTA  yang  simetris,  maka pemodelan  dilakukan  hanya  untuk geometri  sayap  kanan  saja.  Pemodelan struktur sayap pada piranti lunak Catia ditunjukkan oleh Gambar 3-6.
Gambar 3-5: Bentuk Pesawat PTTA Ai-X1.
Gambar 3-6: Geometri pemodelan struktur sayap kanan PTTA
Langkah
selanjutnya setelah dilakukan pemodelan adalah
mensimulasikan kekuatan struktur sayap  tersebut  dengan  menggunakan
piranti  lunak  Patran/Nastran.  Sebagai input data yang dibutuhkan pada proses simulasi  ini  adalah  data  geometri,  data material,  dan  data  pembebanan  yang terjadi.
Data  geometri  disesuaikan  dengan data  geometri  dari  struktur  sayap  PTTA Ai-X1. Data material diperoleh dari hasil uji  tarik  dan  uji  geser.  Struktur  sayap pesawat Ai-X1 terdiri dari 2 jenis material yaitu orthotropik dan isotropik. Orthotropik digunakan
multiplex
plywood  dan  komposit  polymer  berserat e-glass WR80, WR100,
WR200. Sedangkan isotropik yaitu Geofoam EPS 22.  Kemudian  untuk  data  pembebanan yang  terjadi  disesuaikan  dengan  beban yang  bekerja.  Pada  analisis  ini  beban yang terjadi disimulasikan untuk beban pada kondisi tinggal landas dan terbang jelajah seperti ditunjukkan oleh Tabel 3- 5.
Tabel 3-5:  Kondisi Pembebanan
Proses selanjutnya adalah
memodelkan  kondisi  batas  struktur sayap  tersebut.  Bagian  sambungan antara  sayap  dan fuselage dimodelkan dengan  sambungan  jenis fix .  Artinya pada  bagian  sambungan  tersebut  tidak terdapat  perpindahan  baik  dalam  arah rotasi maupun dalam arah translasi.
Berikutnya dilanjutkan dengan dilakukannya meshing ,  yaitu  proses membagi-bagi  menjadi  elemen-elemen kecil  struktur  sayap  yang  dimodelkan tersebut.  Hasil meshing struktur  sayap ditunjukkan oleh Gambar 3-7.
Langkah  penting  setelah  tahap meshing ini  adalah  uji  konvergensi.  Hal ini dilakukan untuk memastikan bahwa nilai  tegangan  maupun  regangan  pada
Material Komposit Ultimate shear stress (MPa) Modulus of elasticity (GPa) WR80 56 11.578 WR200 40.85 10.38
Kasus Nilai Lokasi Take-off 4.8 G = 47 m/s 2 Komponen struktur sayap Cruise 74.7 N Lower  surface sayap
suatu daerah di struktur sayap pesawat menghasilkan  nilai  yang  konsisten meskipun  ukuran  elemen-elemen  kecil tersebut diperkecil/diperhalus lagi. Hasil uji konvergensi ditunjukkan oleh
Gambar 3-8.
Gambar 3-7: Hasil Meshing struktur sayap
Gambar 3-8: Hasil uji konvergensi
Berdasarkan  hasil  uji  konvergensi tersebut  terlihat  bahwa  ketika  jumlah elemen sebanyak
18,826
buah, pemodelan  struktur  sayap  memberikan nilai displacement menuju  nilai  yang konstan  seiring  bertambahnya  jumlah elemen.  Berdasarkan  hasil  ini  maka pemodelan  struktur  sayap  tersebut memberikan  nilai  yang  konstan  jika jumlah  elemen  pada  pemodelan  lebih dari 18,826 elemen.
Setelah  semua  proses  untuk  input data simulasi selesai dilakukan, selanjutnya  simulasi  analisis  kekuatan struktur  sayap  dan  perhitungan failure index menggunakan  piranti  lunak Patran/Nastran.  Hasil  simulasi  dan perhitungan failure  index ditunjukkan oleh Tabel 3-6 dan Gambar 3-9, 3-10 dan 3-11.
Tabel 3-6: Nilai Tegangan Maksimum hasil simulasi
Gambar  3-9  menunjukkan  tegangan maksimum  pada upper  skin terjadi  di daerah  dekat  sambungan fuselage bagian depan. Besarnya tegangan maksimum yang terjadi pada upper skin tersebut  adalah  sebesar  2.82  MPa. Susunan layer pada upper skin ini terdiri dari E-GFRP WR100.
Pada bagian pipe spar , daerah dengan tegangan  maksimum  terjadi  di  sekitar daerah  sambungan  dengan fuselage , seperti  ditunjukkan  oleh  Gambar  11. Nilai tegangan maksimum yang terjadi di bagian pipe spar ini adalah sebesar 1.41
MPa. Bagian pipe spar ini tersusun oleh E-GFRP WR200.
Gambar 3-9: Distribusi tegangan Von Mises pada Upper skin untuk kondisi simulasi pembebanan tinggal landas.
Gambar 3-10: Distribusi tegangan Von Mises pada Pipe spar untuk kondisi
simulasi pembebanan tinggal landas. Location Von Mises Stress Max (MPa) Upper Skin 2.82 Pipe Spar 1.41 Lower Skin 3.10
Gambar 3-11: Distribusi tegangan Von Mises pada Lower skin untuk kondisi simulasi pembebanan tinggal landas.
Tegangan maksimum pada lower skin berlokasi  di  tengah  sayap,  serta  bagian sambungan  sayap  dengan fuselage . Besarnya  tegangan  maksimum  yang terjadi  adalah  3.10  MPa.  Bagian lower
skin disusun oleh E-GFRP WR100. Berdasarkan nilai tegangan
maksimum  yang  tercantum  pada  Tabel 3-6,  maka  dapat  di  hitung  nilai failure index dengan kriteria kegagalan Tsai-Hill untuk  masing-masing  bagian  tersebut dengan menggunakan persamaan (1).
Tabel 3-7:  Nilai Failure Index Location 𝜶 Upper Skin 0.1192 Pipe Spar 0.5109 Lower Skin 0.1319
Nilai failure  index yang  diperoleh seperti  ditunjukkan  oleh  Tabel  3-7 menunjukkan  bahwa  untuk  komponen struktur upper skin , pipe spar , dan lower skin tidak  terjadi  keretakan  pada susunan laminanya. Hal ini ditunjukkan dengan nilai a , failure index , kurang  dari 1.

## 4 KESIMPULAN
Proses manufaktur dan pengujian material  komposit  struktur  sayap  PTTA Ai-X1 pada penelitian ini telah dilakukan.  Proses  manufaktur  dan pengujian ini dilakukan guna menunjang
analisis perhitungan failure index struktur sayap PTTA tersebut.
Berdasarkan  hasil  nilai a , failure index ,  analisis  struktur  sayap  PTTA  Ai- X1  menurut  kriteria  kegagalan  Tsai-Hill memberikan  nilai  kurang  dari  1,  yang menunjukkan  bahwa  tidak  terjadi keretakan pada susunan lamina material komposit sayap PTTA tersebut.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Penelitian  ini  berjalan  dengan bantuan dari sumber dana DIPA Polban Tahun  2019.  Peneliti  mengucapkan terima  kasih  banyak  atas  bantuan  dan support yang diberikan selama penelitian ini berlangsung.

## DAFTAR RUJUKAN
Artikel dalam Jurnal (Jurnal Primer) [1]Tesla,  Nikolas. Method  of  and apparatus for controlling mechanism of moving vessel or vehicles, USA Patent Letter,  Patent  No.  613,809,  dated November 8, 1898.
[3]https://airandspace.si.edu/stories/ed itorial/predator-drone-transformed- military-combat. Diakses pada tanggal 21 Feb 2020.
[4]https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/c asi.ntrs.nasa.gov/20170006086.pdf. Diakses pada tanggal 21 Feb 2020.
[5]https://www.eda.europa.eu/what-we- do/activities/activities search/remotely-piloted-aircraft- systems---rpas.  Diakses pada tanggal 25 Feb 2020.
[6]Berni,  J.A.J.,  P.J.  Zarco-Tejada,  L. Suárez,  V.  González-Dugo,  and  E. Fereres,  2009a.  Remote  Sensing  of Vegetation  from  UAV  Platforms  Using Lightweight Multispectral and Thermal Imaging Sensors. Proceedings of  ISPRS  Hannover  Workshop  2009. Hannover, Germany, 2 – 5 June 2009.
[7]Yang,  C.  2009.  Remote  Sensing Application  for  Precision  Agriculture: Challenges  and  Prospects.  Paper
presented at the 3rd Asian Conference on  Precision  Agriculture,  Beijing, China, 14 – 17 November, 2009.
[8]Lin,  Z.  2008.  UAV  for  Mapping  -  Low Altitude Photogrammetric Survey. The
International Archives of the Photogrammetry, Remote Sensing and Spatial  Information  Sciences.  Vol. XXXVII. Part B1. Beijing 2008.
[9]Barnard  Microsystems  Limited.  2011. Developing
Unmanned Aircraft Systems to benefit Mankind.
http://www.barnardmicrosystems.co m/L2_unmanned_air_systems.htm. diunduh tanggal 21 Feb 2020.
[10]Rizatus Shofiyanti. (2011). Teknologi Pesawat Tanpa Awak untuk Pemetaan dan Pemantauan Tanaman dan Lahan Pertanian. Informatika Pertanian, Vol. 20 No. 2, pp. 58 – 64.
[11] Iryani, Lenny dkk. (2019).
Manufacturing  Spar  I  Beam  Profile  of UAV Wing Structure Made of Composite Material.  Jour  of  Adv  Research  in Dynamical  &  Control  Systems,  Vol.  11, 11-Special Issue. ISSN 1943-023X. DOI: 10.5373/JARDCS/V11SP11/
20193066

## Buku
[12]Annual  Book  of  ASTM  Standards, 2002. Standard test method for tensile properties of polymer matrix composite materials. ASTM International, United
States ASTM.
[13]Annual  Book  of  ASTM  Standards, 1999. Standard Test Method for Shear
Properties  of  Composite  Materials  by the  V-Notched  Beam  Method . ASTM International, United States ASTM.
[14]B.K,  D.  I.  (2000). Mekanika  Struktur Komposit . Penerbit ITB.

## Skripsi/Tesis/Disertasi
[15]Andhanari,  D.  (2010). Analisis Distribusi Tegangan Pada Bilah Turbin Angin  Berbahan  Komposit  dengan
Menggunakan  Metode  Elemen  Hingga
Untuk Memperoleh Konfigurasi Struktur  Komposit  Yang  Optimum. Tugas Akhir Institut Teknologi Bandung. Bandung.  105 hlm. [16]Harrison, S. K. (2006). Comparison of Shear Modulus Test Methods . Blacksburg: Thesis.

## Naskah Prosiding
[17]Pierre-Jean Bristeau,
François
Callou, David Vissière. The Navigation and  Control  technology  inside  the AR.Drone  micro  UAV ,  Proceedings  of the  18th  World  Congress  The International Federation of Automatic Control  Milano  (Italy)  August  28  - September 2, 2011.

## Naskah Konferensi
[2]  Henri  Eisenbeiss,  2004. A  Mini Unmanned  Aerial  Vehicle  (UAV):
System Overview and Image Acquisition, Paper  presented  at  the International Workshop on "Processing  and  Visualization  Using High-Resolution Imagery", 18-20 November 2004, Pitsanulok, Thailand.

## KARAKTERISASI UKURAN DAN BENTUK AMONIUM PERKLORAT CHINA, KOREA SELATAN DAN INDONESIA SERTA POTENSI PENGARUHNYA TERHADAP KARAKTERISTIK PROPELAN
(SIZE AND SHAPE CHARACTERIZATION OF AMMONIUM PERCHLORATE PARTICLE FROM CHINA, SOUTH KOREA AND INDONESIA AND POTENTIAL EFFECT ON THE PROPELANT CHARACTERISTICS)
Jones Hutauruk 1 , Romie Oktovianus Bura 2 , Heri Budi Wibowo 3
1 Fakultas Teknologi Pertahanan Universitas Pertahanan
2 Fakultas Teknologi Pertahanan Universitas Pertahanan
3 Pusat Teknologi Roket LAPAN
1 e-mail: joneshutauruk5@gmail.com
Diterima : 5 Mei 2020; Direvisi : 5 Juni 2020; Disetujui : 29 Juni 2020 ABSTRACT

## ABSTRACT
The aim of this study is to obtain characteristics of ammonium perchlorate particle that  is  used  in  Rocket  Technology  Center  (LAPAN).  Characterization  began  from  the determination of particle size distribution with Particle Size Analyzer. The SEM is used to obtain  information  about  the  morphology  of  AP,  furthermore,  the  results  were reprocessed using ImageJ software to analyze the shape of AP particle, and Surface  area was obtained by using BET. Characteristic of AP such as particle size, shape and surface area  are  important  parameters,  because  those  are  directly  related  to  propellant combustion energy. Ammonium perchlorate was procured from China, South Korea and Indonesia with a particle size of 200 µ m. This study reveals the particle size of APC200, APH200 and API200 which are 265 µ m, 236 µ m, and 242 µ m, with the particle shape aggregate value of 0,68, 0,38 and 0,33, roundness of 0,57, 0,79,0,63, and surface area of 1,104 m2/g, 5,561 m2/g, and 2,972 m2/g.
Keywords: Characterization, ammonium perchlorate,propellant

## ABSTRAK
Tujuan dari dilaksanakannya penelitian ini ialah untuk memperoleh karakteristik partikel  amonium  perklorat  yang  selama  ini  digunakan  oleh  PUSTEKROKET  LAPAN. Karakterisasi dilakukan mulai dari penentuan distribusi ukuran partikel dengan Particle Size Analyzer. SEM digunakan untuk mendapatkan morfologi sampel dan selanjutnya hasil  tersebut  diolah  kembali  menggunakan  perangkat  lunak  ImageJ  untuk menganalisis  bentuk  partikel  AP,  dan  BET  digunakan  untuk  mendapatkan  luas permukaan. Karakteristik amonium perklorat seperti ukuran partikel, bentuk, dan luas permukaan  adalah  parameter  yang  penting,  karena  berhubungan  langsung  terhadap energi pembakaran propelan. AP yang digunakan diperoleh dari China, Korea selatan, dan Indonesia dengan ukuran partikel 200 µ m. Dari hasil penelitian ini ukuran partikel APC200, APH200 dan API200 yaitu 265 µ m, 236 µ m, dan 242 µ m, dengan agregat nilai bentuk partikel ialah 0,68, 0,38 dan 0,33, roundness  0,57,  0,79 dan  0,63, dan luas  permukaan  1,104 m2/g, 5,561  m2/g,  dan 2,972 m2/g.
Kata kunci: Karakterisasi, Amonium Perlorat, Propelan

## 1 PENDAHULUAN
Propelan  padat  hingga  saat  ini masih  dominan  digunakan  sebagai bahan bakar pada roket peluncur satelit, pendorong  dan  penopang  motor  dalam propulsi  peralatan  militer,  dan  lainnya. Perkembangan teknologi propelan secara signifikan  terjadi  selama  perang  dunia kedua  hingga  sampai  saat  ini  (Wibowo, 2018).  Kemajuan  ini  ditandai  dengan penemuan  bahan  baku  baru yang  lebih energetik  untuk  meningkatkan  kinerja propelan  atau  dikenal  sebagai  impuls spesifik (ISP).
Amonium  perklorat  adalah  yang sangat kuat dan memiliki kadar oksigen tinggi  sehingga  digunakan  sebagai bahan  baku  utama  pada  formulasi propelan  padat.  Dengan  begitu,  sebagai komposisi  utama  yang  menempati persentase  berat  dalam  campuran propelan  tentu  memiliki  pengaruh penting terhadap karakteristik propelan yang  dihasilkan.  Karakteristik  propelan yang baik memiliki hubungan linier yang tetap antara komposisi dan  nilai spesifik impuls (ISP) (Restasari, Budi, & Hartaya, 2017).
Karakteristik  amonium  perklorat  pada penelitian  ini  meliputi  ukuran  partikel, bentuk  partikel,  dan  luas  permukaan partikel.  Ukuran  partikel  merupakan penentu  bagi  sifat-sifat  propelan,  baik sifat  fisika  maupun  kimia  dari  bahan amonium  perklorat  tersebut.  Pengaruh ukuran  partikel  AP  terlihat  dari perubahan viskositas pada saat pembuatan ( mixing ) (Ashish, Swaroop, &
Balasubramanian,  2019).  Sejauh  ini istilah  dalam  mendeskripsikan  bentuk partikel AP menggunakan kata sphericity (bulat).  Sementara  itu,  terdapat  nilai agregat (0,1-0,9) untuk mendeskripsikan tingkat kebulatan suatu partikel. Misalnya, partikel AP yang lebih rounded atau sphericity mendekati  nilai  1 menghasilkan campuran yang homogen dan porositas campuran rendah sehingga memberikan kecepatan pembakaran yang merata dibandingkan karakteristik partikel AP yang berbentuk segitiga  (Pinalia,  2011).  Krumbein  dan Sloss  (1963),  menerbitkan  grafik  yang mudah  untuk  menentukan  parameter sphericity dan roundness suatu  batuan dengan  perbandingan.  Dapat  dilihat pada Gambar 1-1.
Gambar 1-1: Grafik Sphericity dan Roundness
Dari  gambar  di  atas  oleh Krumbein dapat dilakukan dengan cara membandingkan  kenampakan  butiran dengan  tabel  visual  sketsa  atau  tabel visual  foto.  Hasil  penelitian  selama  ini dengan menggunakan bahan impor dan AP buatan LAPAN sendiri belum mampu mencapai  ISP  minimal  250.  Menurut Wibowo  (Wibowo,  2018),  nilai  ISP  250 detik  merupakan  standar  ISP  minimal roket-roket  Eropa,  baik  roket  sipil maupun militer. Pada Gambar 1-2 dapat dilihat  bahwa  nilai  ISP  yang  diperoleh melalui  uji  lab  statis  di  LAPAN  masih belum seperti yang ditargetkan, sehingga perlu terus dilakukan langkah- langkah teknis  dimulai  dari  pengumpulan  data ilmiah hingga proses pembuatan kristal AP menjadi lebih baik.
Gambar1-2: Nilai ISP Hasil Pengujian LAPAN
AP  memiliki  pengaruh  besar dalam  ketidaktercapaiannya  nilai  ISP
tersebut, khususnya pada saat terjadinya reaksi  pembakaran  propelan.  Reaksi pembakaran  tentunya  dipengaruhi  oleh luas permukaan, di mana luas permukaan  sendiri  dipengaruhi  kedua karakteristik  yang  telah  disebutkan, ketika ukuran partikel rendah, maka luas permukaan area partikel tersebut tinggi, dan  meningkatkan  reaksi  pembakaran propelan. Latar belakang tersebut menunjukkan  pentingnya  penelitian  ini untuk dilakukan, dengan mengidentifikasi karakteristik partikel AP dari China, Korea Selatan dan Indonesia (dalam hal ini Pustekroket Lapan).

## 2    METODOLOGI

## 2.1   Lokasi dan Bahan
Lokasi  penelitian  dilaksanakan  di
Universitas Pertahanan dan
Laboratorium  Amonium  Perklorat  Pusat Teknologi  Roket  (Pustekroket)  LAPAN, Rumpin, Bogor.
Penelitian ini hanya menggunakan 1  jenis  bahan  namun  berasal  dari  3 negara  yang  berbeda,  yaitu  dari  China, Korea  Selatan  dan  Indonesia,  dalam  hal ini  Lapan.  Ukuran  partikel  amonium perklorat yang digunakan ialah 200 µ m. Sumber  sampel  yang  akan  dilakukan pengujian dengan
tujuan
mengidentifikasi  karakteristik  sampel
dari  masing-masing  negara  tersebut seperti ukuran partikel, bentuk partikel, dan  luas  permukaan.  Tiap  sampel  dari negara  berbeda  tersebut  diberi  kode untuk mencegah kekeliruan saat pengujian. Kode sampel tersebut dijabarkan pada Tabel 2-1 berikut No Kode Sampel Negara 1 APC200 China 2 APK200 Korea Selatan 3 API200 Indonesia

## 2.2 Metode Penelitian
Penelitian  kuantitatif  yang  akan dilakukan  ialah  penelitian  kuantitatif variabel terukur langsung. Secara ilmiah, variabel terukur langsung adalah variabel yang  datanya  dapat  diukur  langsung dengan  peralatan  atau  instrumentasi. Penelitian  kuantitatif  dilakukan  dengan membandingkan  dua  kelompok/variabel sasaran  penelitian  dengan  memberikan batasan- batasannya. Penelitian kuantitatif  ini  peneliti  mulai  dengan menjajaki  permasalahan  yang  akan menjadi  pusat  perhatian  peneliti  dan kemudian  peneliti  mendefinisikan  serta memformulasikan  masalah  penelitian tersebut dengan pihak LAPAN.

## 2.3 Karakterisasi Ukuran Partikel
Analisis
ukuran
partikel
memberikan informasi tentang distribusi ukuran  partikel.  Ini  dapat  digunakan untuk  menghitung  sifat-sifat  partikel yang  berbeda  dan  bagaimana  mereka berkontribusi  dalam  kondisi  tertentu. Data ini menjadi penting dalam penelitian, dan industri-industri seperti
farmasi  dan  industri  kimia  untuk mencapai tujuan yang berbeda.
Lazimnya, ukuran partikel AP ditentukan dengan menggunakan analisis saringan. Meski  demikian  saat  ini  telah  hadir
teknologi khusus yang mampu mengukur  ukuran  partikel  terkecil sekalipun.
Teknologi tersebut memanfaatkan difraksi laser (LD) dengan mengukur variasi sudut dalam intensitas cahaya  yang  tersebar  ketika  sinar  laser melewati partikel yang tersebar. Namun, pada  saat  preparasi  bahan,  penting untuk  melakukan  penyaringan  ukuran partikel  bahan    yang  diharapkan, sehingga  ukuran  partikel  yang  tidak diinginkan dapat dihindari. Hal ini dapat menyukseskan perhitungan rasio penggunaan  ukuran  partikel  bimodal dan trimodal AP.

## 2.3.1  Karakterisasi Bentuk Partikel
Bentuk  partikel  adalah  properti lain kristal atau butiran yang juga dapat memengaruhi  sifat-sifat  fisik  produk hasil campuran seperti densitas, porositas, permeabilitas aliran, interaksi dengan  cairan,  dan  lain-lain.  Oleh karena  itu,  yang  dibutuhkan  saat  ini tidak  hanya  untuk  analisis  ukuran partikel, tetapi juga pengukuran bentuk partikel. Bentuk partikel yang diharapkan  ketika  dicampur  dengan fluida  adalah  bentuk  partikel  yang memiliki tingkat sphericity atau circularity  dan  roundness  (kebulatan sudut).  Proses  pembentukan  ini  terjadi pada  saat  proses  pembuatan  AP  dan proses  kristalisasi  amonium  perklorat, sehingga penting menjaga proses pembentukan  AP  agar  menghasilkan karakteristik partikel AP yang diharapkan.  Ada  beberapa  parameter bentuk partikel yang telah dipelajari dan sering  digunakan  seperti  roundness, chunkiness,  irregularity,  compactness, fractal dimensions, aspect ratio, sphericity,  dan  lain-lain.  Umumnya, analisis  bentuk  partikel  dilakukan menggunakan  teknik  pencitraan,  di mana  data  yang  dikumpulkan  adalah proyeksi  2-dimensi  dari  profil  partikel. Analisis  bentuk  partikel  pada  penelitian
dilakukan menggunakan hasil citra SEM, yang selanjutnya diproses lagi menggunakan  perangkat  lunak  ImageJ. Tujuannya  agar  dapat  memberikan deskripsi  lengkap  tentang  dimensi partikel  amonium  perklorat.  Dengan menggabungkan  pengukuran  ukuran partikel,  seperti  panjang  dan  lebar, dengan penilaian bentuk partikel, seperti circularity  dan  roundness,  pencitraan morfologi sepenuhnya mencirikan partikel,  baik    berbentuk  bola  maupun tidak beraturan. circularity dapat diperoleh dengan menggunakan
persamaan (2-1) berikut:
Area adalah luas daerah pemilihan  objek  dengan  satuan  sesuai dengan  pengaturan  skala  yang  telah ditentukan.  Perimeter  ini  merupakan panjang batas luar seleksi.
Nilai  roundness  juga  dapat ditentukan  dengan  persamaan  (2-2) berikut:
(2-2)
Major  axis  adalah  nilai  sumbu utama  (garis  terpanjang)  sebuah  objek partikel.  Nilai  area  dan  major  axis diperoleh dari hasil pengukuran dengan perangkat  lunak  ImageJ  (Ferreira  & Rasband, 2012).
Diperlukan suatu
perlakuan (treatment) dengan
memanfaatkan beberapa fitur (tools) yang tersedia pada perangkat  lunak  ImageJ  agar  gambar yang dihasilkan lebih optimal.
Tujuannya  untuk  memisahkan  partikel atau  objek  yang  bukan  bagian  dari sampel,  membedakan  antara  bayangan hitam  objek  yang  bersentuhan  dengan latar  belakang  (background),  serta mengeliminiasi partikel yang
bersentuhan  dengan  batas  gambar, karena  partikel  yang  bersentuhan dengan  batas  gambar  mengakibatkan bentuk partikel tidak sepenuhnya dapat diukur (Pons & Dodds, 2015).

## 2.3.2  Karakterisasi  Luas  Permukaan Partikel
Luas
permukaan yang
berhubungan  langsung  dengan  ukuran partikel, memainkan peran utama dalam proses  pembakaran  propelan.  Ketika ukuran partikel menurun, luas
permukaan  per  satuan  volume  (atau massa) meningkat, dan sebaliknya. Luas permukaan menjadi penting
dikarenakan  luas  permukaan  sarana yang  digunakan  zat  padat  untuk berinteraksi  dengan  lingkungannya  dan senyawa  lain,  baik  itu  gas,  cairan  atau benda padat lainnya.
Analisis  luas  permukaan  partikel dilakukan  dengan  metode  Brunauer– Emmett–Teller  (BET)  menggunakan  alat Quanta Chrome SiQwin. Prinsip kerjanya yaitu  dengan  mekanisme  adsorpsi  dan desorbsi  gas.  Gas  didistribusikan  ke seluruh bagian permukaan sampel yang akan dikarakterisasi pada suhu konstan, lalu  zat  padat  akan  menyerap  molekul- molekul  gas  tersebut  hingga  ruang kosong  terisi  oleh  molekul  gas.  Alat  ini akan  mengukur  jumlah  gas  yang  dapat diserap  oleh  permukaan  sampel  pada tekanan  dan  suhu  tertentu,  sehingga luas permukaan sampel dapat dihitung.

## 3 HASIL DAN PEMBAHASAN

## 3.1 Hasil Analisis Distribusi Ukuran Partikel
Hasil yang diperoleh dari penganalisis ukuran  partikel  Mastersizer  3000-v3.63 Malvern  menunjukkan  bahwa  distribusi ukuran  partikel  dari  ketiga  sumber sampel  tidak  sama.  Tabel  3-1  berikut menunjukkan hasil pengujian distribusi ukuran  partikel  dari  tiga  sampel tersebut.
(2-1)

## Tabel 3-1: Hasil Pengukuran Distribusi
Ukuran Partikel APC200, PK200, dan PI200.
No  Sampel Ukuran dominan pada DV50 1 APC200 265 µ m 2 APK200 236 µ m 3 API200 242 µ m
Sampel  dengan  kode  APC200 memiliki  distribusi  ukuran  partikel paling  besar  pada  Dv50  (ukuran maksimum  sampel  dalam  persentase volume  50%)  yaitu  265 µ m,  DV50  pada sampel APK200 yaitu 236 µ m, dan DV50. Selanjutnya  hasil  dari  tabel  3-1  diatas diinterpretasikan dalam bentuk Gambar 3-1 dibawah ini.

## Gambar 3-1: Perbandingan Distribusi
Ukuran Partikel APC200 , APK200, dan API200
Pada  Gambar  3-1  di  atas menunjukan grafik sampel dengan kode APC200  cenderung  bergeser  ke  arah kanan  (distribusi  positif)  yang  artinya nilai mean lebih besar dari nilai modus.
Ukuran  dan  bentuk  AP  dapat memengaruhi sifat fisika suatu campuran,  seperti  pada  nilai  viskositas slurry propelan. Hasil analisis distribusi ukuran partikel pada penelitian ini, yang telah ditampilkan juga pada Gambar 3-1,
menunjukkan  bahwa  ukuran  partikel yang semula digunakan dan diharapkan adalah 200 µ m, tapi ternyata partikel AP pada sampel memiliki ukuran bervariasi dalam volume (%) yang berbeda, bahkan didapati bahwa volume (%) untuk 200 µ m lebih sedikit, dan lebih dominan partikel dengan  ukuran  di  atasnya  (Tabel  3-1). Hasil  penelitian  yang  dilakukan  oleh (Suresh  Babu,  et  al,  2017)  memberikan hasil  bahwa  penggunaan  trimodal (coarse,  fine,  ultrafine  dengan  rasio 67:24:9)  amonium  perklorat  dapat menurunkan viskositas slurry. Dari hasil penelitian  di  LAPAN  disebutkan  bahwa penggunaan ukuran partikel AP bimodal hingga trimodal merupakan yang terbaik saat  ini  pada  saat  proses  pembuatan propelan,  lantaran  saat  pencampuran adonan seluruh bahan dapat bercampur dengan rata.
Maka  menjadi  hal  penting  dalam mempersiapkan  bahan  baku  AP  dengan ukuran  yang  seragam.  Pemisahan ukuran  partikel  yang  tidak  seragam menjadi  solusi  untuk  mendapatkan ukuran  partikel  yang  seragam  sehingga tidak  menimbulkan  perhitungan  rasio yang salah pada saat persiapan bahan.

## 3.2 Hasil Analisis Bentuk Partikel
Hasil  analisis  bentuk  partikel menggunakan hasil SEM yang
selanjutnya
diolah menggunakan
perangkat  lunak  ImageJ  dapat  dilihat pada Tabel 3-2.
Dari  hasil  tersebut  nilai  tertinggi circularity,  yaitu  0,68  ada  pada  sampel APC200.  dari  seluruh  partikel  yang terlihat  dari  gambar,  partikel  APC200 rata-rata memiliki kebulatan (circularity) yang dominan jika dibandingkan dengan partikel  APK200  dan  API200.  Namun dilihat dari kebulatan sudut, roundness APK200  lebih  tinggi  dibandingkan sampel  yang  lain  dengan  agregat  nilai 0,79.  Sampel  API200  memiliki  nilai agregat  yang  sangat  rendah  dari  yang
lain,  dapat  dilihat  juga  bentuk  partikel dari  hasil  citra  SEM  menunjukkan bentuk  partikel  yang  tidak  seragam. Dalam  proses  pembuatan  propelan, bentuk partikel AP berpotensi memengaruhi  parameter  pemrosesan dan  hasil  akhir  propelan.  Dari  ke  3 sampel AP, maka sampel APC200  adalah yang  mendekati  dengan  nilai  1  (sebagai bentuk partikel yang bulat).
(a) (b)
(c)
Gambar 3-2 : Sampel Bentuk Partikel (a)
APC200, (b) APK200, dan (c)
API200 dengan ImageJ Tabel 3-2: Hasil Perhitungan Agregat Bentuk Partikel No Sampel Hasil Perhitungan Circularity Roundness 1 APC200 0,68 0,67 2 APK200 0,38 0,79 3 API200 0,33 0,53

## 3.3 Luas Permukaan Partikel
Luas  permukaan  yang  paling besar berada pada kode sampel APK200 (Gambar  3-3),  dan  yang  yang  paling rendah berada pada sampel APC200.
Tabel 3-3: Luas Permukaan Partikel. No Kode Sampel Luas Permukaan (m 2 /g) 1 APC200 1,104 2 APK200 5,561 3 API200 2,972
Korelasi  antara  ukuran,  bentuk, dan  luas  permukaan  partikel  dapat ditampilkan pada Gambar 3-3 di bawah ini.
Gambar 3-3: Korelasi Ukuran, Bentuk dan Luas Permukaan
Partikel
Luas permukaan berbanding lurus  dengan  ukuran  partikel.  Semakin besar ukuran suatu partikel, maka nilai kebulatan  (sphericity)  partikel  semakin tinggi  atau  mendekati  1.  Sebaliknya, makin  kecil  luas  permukaan,  makin rendah laju pembakaran propelan (burn rate). Luas permukaan penting pada saat terjadinya  reaksi  kimia  atau  reaksi pembakaran.

## 4 KESIMPULAN
Analisis  karakteristik  AP  yaitu ukuran partikel selama ini telah banyak dilakukan penelitiannya dengan berbagai teknik analisis. Salah satu yang menjadi penting pada saat preparasi bahan yaitu menentukan  rasio  dan  menghitung ukuran partikel AP. Penentuan rasio AP berdasarkan  pada  penggunan  bimodal hingga trimodal, sehingga penting untuk mempersiapkan  AP  dengan  ukuran masing-masing partikel yang tepat.
Hasil  temuan  dari  penelitian  ini ialah,  variasi  ukuran  partikel  berbeda pada  sampel  AP  200 µ m  dari  China, Korea  Selatan  dan  Indonesia  (LAPAN). Dalam  sampel  AP  200 µ m  tersebut terdapat  ukuran  AP  yang  bervariasi dengan  jumlah  yang  berbeda  pula. Variasi ukuran partikel tersebut berpotensi  mempengaruhi  penentuan rasio  AP  saat  preparasi  bahan.  Rasio yang salah akan memberikan hasil yang
tidak  diinginkan  pada  saat  pengadukan hingga  penguujian  propelan.  Untuk  itu, pada  saat  preparasi  bahan  AP  penting untuk  dilakukan  penyaringan  sehingga mendapatkan  dominan  ukuran  partikel AP yang diperlukan dalam sampel.
Selain  ukuran  partikel  yang menjadi  perhatian  utama,  para  peneliti menyadari bahwa banyak dari sifat fisik propelan  tidak  hanya  ditentukan  dari ukuran partikel AP sebagai bahan baku utama, tetapi juga pada bentuk partikel AP  itu  sendiri.  Selama  ini  penentuan deskripsi  bentuk  AP  hanya  dilakukan melalui visual ataupun melalui SEM, dan belum dimilikinya standar agregat (nilai) yang  menandakan  tingkat  ke  bulatan (sphericity atau circularity) partikel atau kristal  tersebut.  Dengan  demikian, kekawatiran  yang  dapat  terjadi  yaitu kesalahan  penentuan  rasio  AP  saat penggunaan bimodal atau trimodal AP.
Teknik pemrosesan menggunakan  perangkat  lunak  ImageJ ini  dapat  menjadi  solusi  mudah  dalam penentuan  agregat  atau  nilai  bentuk partikel.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Penulis  mengucapkan    terima kasih  kepada  Kepala  Pusat  Teknologi Roket,  LAPAN,  Bapak  Drs.  Sutrisno,  M. Si atas izin yang diberikan, dan Prof. Heri Budi  Wibowo  atas  bimbingannya  dan dukungannya, serta seluruh staf
Laboratorium  Amonium  Perklorat  atas bantuannya,  serta  tidak  lupa  juga kepada  Tim  Redaksi  Jurnal  Teknologi Dirgantara.

## DAFTAR RUJUKAN
Ashish,
J., Swaroop, G., & Balasubramanian,  K.  (2019).  Effect of  Ammonium  Perchlorate  Particle Size on Flow, Ballistic, and Mechanical  Properties  of  Composite Propellant.  In  Nanomaterials  in
Rocket Propulsion Systems (pp. 299– 362). https://doi.org/10.1016/B978- 0- 12-813908-0.00008-3 Ferreira,  T.,  &  Rasband,  W.  (2012). ImageJ User Guide. In Image J user Guide.https://doi.org/10.1038/nm e th.2019
Hutauruk, J. (2020). Analisis Karakteristik Material Padat (Ammonium  Perchlorate)  Propelan Komposit Terhadap Kinerja Propelan Lembaga Penerbangan Dan Antariksa  Nasional  (Lapan)  Dalam Rangka Penguasaan Teknologi
Propelan.  Tesis  Sekolah Pascasarjana
Universitas Pertahanan  Indonesia.  Bogor.
117 hlm.
Pons, M. N., & Dodds, J. (2015). Particle Shape  Characterization  by  Image Analysis.  In  Progress  in  Filtration
and
Separation.
https://doi.org/10.1016/B978-0- 12- 384746-1.00015-X
Restasari, A., Budi, R. S., & Hartaya, K.
(2017).  Pengaruh  Komposisi  Ap Terhadap Prosesibilitas Slurry Propelan Dengan Kandungan Aluminium Tinggi (Effects of Ammonium Perchlorate Composition on High Content Aluminium Propellant  Slurry).  Jurnal  Teknologi Dirgantara, 15(2),  105.
https://doi.org/10.30536/j.jtd.201
7.v0.a2509
Suresh  Babu,  K.  V.,  Kanaka  Raju,  P., Thomas,  C.  R.,  Syed  Hamed,  A.,  & Ninan,  K.  N.  (2017).  Studies  on composite  solid  propellant  with  tri- modal ammonium perchlorate containing  an  ultrafine  fraction. Defence Technology, 13(4), 239–245. https://doi.org/10.1016/j.dt.2017. 0 6.001 Wibowo,  H.  B.  (2018).  Current  solid
propellant research and
development  in  Indonesia  and  its future direction. Journal of Physics:
Conference Series, 1130(1). https://doi.org/10.1088/1742-
6596/1130/1/012027

## ROLL AMPLIFICATION OF SOLID ROCKET MOTOR IN LAPAN SOUNDING ROCKET

## (AMPLIFIKASI PUTAR GULING MOTOR ROKET PADAT DI ROKET
SONDA LAPAN)
O. Sudiana 1 , P. Teofilatto 2
1 Rocket Technology Center, LAPAN
2 School of Aerospace Engineering, Sapienza University of Rome
1 e-mail: sudiana.oka@gmail.com
Diterima : 6 Juni 2020; Direvisi : 16 Juni 2020; Disetujui : 20 Juli 2020

## ABSTRAK
Roket  sonda  telah  digunakan  untuk  penelitian  ilmiah,  dan  di  implementasikan  dalam meteorologi dan studi atmosfer lapisan atas sejak akhir 1950-an. Roket sonda membawa muatan sub- orbital yang mengikuti lintasan terbang parabola dari peluncuran hingga pendaratan. Mendukung peta jalan  pengembangan  roket  Peluncur  Satelit,  LAPAN  telah  meluncurkan  Program  roket  sonda. Amplifikasi  putar  guling  dari  hasil  produksi  kecepatan  putar  yang  tidak  terduga  terdeteksi  selama dorongan dari roket sonda, meskipun sirip roket sayap dalam konfigurasi salib. Salah satu fenomena ini dapat dipengaruhi oleh aliran gas pada ruang pembakaran selama waktu pembakaran. Ide dasar dari penelitian ini adalah untuk memodelkan amplifikasi putar guling sebagai efek gerakan berputar- putar dari bagian gas buang yang berpartisipasi dalam dinamika rotasi dari roket dibandingkan dengan mengalir keluar langsung dari ruang bakar. Data penerbangan tersedia diperoleh dari hasil tes terbang terakhir tersaji. Data tersebut menunjukkan adanya amplifikasi putar guling yang signifikan ketika motor roket padat digunakan selama waktu pembakaran. Hasil pemodelan memiliki pendekatan yang baik bahwa Kehadiran bagian gas buang mempengaruhi amplifikasi putar guling yang tidak terduga.
Kata kunci: Roket sonda, motor roket padat, amplifikasi putar guling

## ABSTRACT
Sounding rockets have been used for scientific research and implemented in meteorological and upper atmosphere studies since the late 1950s.  Sounding rockets are sub-orbital carriers that follow a parabolic  trajectory  from  launch  to  landing.  Supporting  the  roadmap  of  Satellite  Launch  Vehicle development,  LAPAN  had  launched  The  Sounding  Rocket  Program.  A  roll  amplification  of  the unpredicted roll rate production was detected during the boost of the sounding rocket, despite the tail wings in cruciform configuration. One of this phenomenon can be influenced by the flow field of the combustion  chamber  during  the  boosting  time.  The  basic  idea  of  this  research  is  to  model  the  roll amplification effect as a swirling motion of exhaust gas portion that participate to the rotation dynamics of the rocket rather than immediately flow to the combustion chamber. Available flight data where is obtained from the last flight test presented. It showed the presence of a significant roll amplification when solid rocket motor is used during the burning time. The result has a good agreement  that the presence of  the exhaust gas portion influences the unpredicted roll amplification.
Keywords: Sounding rocket, solid rocket motor,  roll amplification.

## NOMENCLATURES
𝜌 " Exhaust gas density
𝜌 # Propellant density 𝜌 $%&' Solid Rocket Motor case density 𝐿 # Propellant length 𝛬 Propellant-exhaust gas density ratio 𝜔 + Initial angular velocity
𝜔 Angular velocity at time 𝑡
𝜀 Propellant participatory
𝑟 Radius of propellant at time
𝑡
𝑟 +
Inner radius of propellant
𝑟 '/0 Outer radius of propellant 𝑟 1 Radius of case
∆𝑟 Thickness of case 𝐼 + Moment of inertia of initial propellant 𝐼 $%&' Moment of inertia of case 𝐼 #
Moment of inertia of propellant at time 𝑡 𝐼 "
Moment of inertia of exhaust gas at time 𝑡
1  INTRODUCTION (Heru, 2013) wrote that b ased on the Decree  of  the  Head  of  the  National Institute  of  Aeronautics  and  Space (LAPAN)  Number:  2  of  2011  concerning the  organization  and  work  procedures within the National Institute of Aeronautics  and  Space.  The  Deputy  of Aeronautics  and  Space  Technology responsible for carrying out the formulation  and  implementation  of policies  in  the  field  of  aerospace technology.  The  National  Institute  of Aeronautics  and  Space  (LAPAN)  priority programs  as  presented  by  the  chairman of  LAPAN  are  development  of  Satellite Launch  Vehicle  (SLV)  and  rocket propellant  raw  material.  These  priority
programs are under the rocket technology center.
According  to  (Hardhienata,  2008), Fabrication and ground test of SLV will be planned in the near future, and hopefully it  will  launch  at  orbital  flight  phase. Failure in recent flight test allegedly was caused  by  lack  of  design,  quality  of fabrication, and the use of ballistic rocket type to launch.
Along with the development process of the  sounding  rocket  program,  some failures  occurred  in  both  static  test  and flight  tests.  In  addition,  the  claims  for highly flight distances and apogee are too early  and  have  not  been  proven  by comparing  the  results  of  calculations with actual flight tests.
The attitude and dynamics determination  of  the  sounding  rocket along  flight  trajectory  has  not  been revealed  before.  Although  it  has  passive stability  when  it  flies,  it  is  difficult  to know  the  dynamics  of  sounding  rocket behavior either in the ideal flight or in the anomalies (failures) flight trajectory.
However,  a  successful  launch  was verified  on  the  flight  test  in  December 2017. The sensitive amplification of  the unpredicted  roll  rate  production  was detected during the boost of the sounding rocket.
This  amplification  also  had  been observed by ( Stella, 2012). He wrote that during the launch of Mu-V, a Japan solid- propellant rocket system, roll torque was observed in all launches. The strength of the  torque  is  typically  very  large immediately soon after the launch. Since many modern launchers, such as VEGA and ARES, European Launch Vehicle, are designed with solid rocket motor at first stage.
( Stella, 2012) also described that t he phenomenon of roll amplification cannot be  ignored  since    it  repeats  in  the  flight test.  Moreover,  the  problem  of  the  roll torque  production  cannot  be  neglected
because  many  modern  launchers  are designed  with  a  solid  rocket  motor    as theirfirst  stage.  The  presence  of  roll amplification  is  usually  stronger  during the initial phase of flight.

## 2  ROLL AMPLIFICATION MECHANISM
(Waesche,  &  Summerfield,  1965)  did the  research  in  the  solid  combustion chamber.  They  found that  the  major unsolved  problems  in  the  field  of  solid propellant rockets is the phenomenon of combustion  instability.  This  instability phenomenon can be found in encountered source of the self- amplification  of  a  disturbance,  the dynamic  coupling  of  the  oscillatory pressure field, and the combustion zone near the surface.
The  result  in  Figure  2-1  has  been done  by (Di  Mascio,  et.al.  2014) showed
the  X-vorticity  field  in  four  different transversal  planes  (YZ)  along  the  SRM axis, together with the relevant streamlines  in  the  YZ  planes.  The presence  of  two  counter-rotating  shear layer  structures  aligned  with  the  SRM axis  that  are  responsible  for  the fluctuations of the flow field.
(Flandro, 1964) report that mentioned by  ( Stella,  2012)  showed star-shaped cavities are capable of producing several levels of the roll amplification, depending upon  the  number  of  star-points.  About concerning  roll  amplification  generation, ( Stella,  2012)  took historical  data reported from (Knauber, 1996) where star grain or finned type grain motors are the best candidates to produce the significant roll amplification.
Figure 2-1: Vorticity of combustion and exhaust gas YZ Streamlines flow patterns (Di Mascio, A., et.al. 2014)

## 3  THE COMPUTATIONS OF PREDICT ROLL AMPLIFICATION
The  basic  idea  is  to  model  the  roll amplification  effect  as  a  swirling  motion of  gas  portion  that  participate  to  the rotation dynamics of the rocket (Figure 3- 1.b) rather than the gas was immediately exit  the  combustion  chamber  (Figure  3- 1.a and Figure 3-1.c)
Figure 3-1:  Gas portion flows the combustion chamber
If the external forces are zero, so that:
d dt Iω = 0 (3-1)
The Eq. (3-1) above can be written as:
d Iω = dI. ω + I. dω (3-2)
Then, it has to evaluate:
dI = I t + dt − I t (3-3)
At  time 𝑡 = 0 ,  is  before  propulsion burning 𝑟 0 =   𝑟 + . And then at time 𝑡 , the radius  of  the  cylinder  of  the  propellant grain is 𝑟 𝑡 = 𝑟 . The moment of inertia of the  engine  (case+grain)  is  the  one  of  a hollow  cylinder  of  radii 𝑟 1 + ∆𝑟 and 𝑟 + , where ∆𝑟 is the thickness of the case.
Figure 3-2: Propellant grain dimension
𝐼 + is  the  moment  of  inertia.  While burning, the moment of inertia 𝐼 + looses. The  hollow  cylinder  of  propellant  has internal  radius 𝑟 >? and  external  radius 𝑟 '/ .
The  moment  of  inertia  of  propellant equation can be obtain as:
𝐼 # = 1 2 𝑚 # 𝑟 '/ C + 𝑟 >? C (3-4)
Since the propellant mass is consist of component mass density 𝜌 and volume 𝑉 , it can be obtain as:
𝐼 # = 1 2 𝜋𝜌 # 𝐿 # 𝑟 '/ F − 𝑟 >? F (3-5)
when 𝜌 # is the propellant density and 𝐿 # is the length of cylinder.
This  portion  of  propellant  becomes gas  leaving  the  combustion  chamber through  the  nozzle.  Suppose  that  a portion  of  such  gas  does  not  leave  the grain surface immediately, but participate to the rotation of the rocket as if it is an added “rigid body” attached to the  unburned  grain.  it  must  add  the moment  of  this  portion  of  gas  to  the rocket moment of motion.
The hypothesis is that the gas portion of  the  propellant  participates  to  the rotational  motion  is  equal  to ε . Parameter ε can  be  calculated  from  the case boundary as the following figure:
Figure 3-3: Propellant participatory
Then, if 𝑟 > 𝜀 . It must have to add the hollow cylinder of gas:
𝐼 " = 1 2 𝜋𝜌 " 𝐿 # 𝑟 F − 𝑟 − 𝜀 F (3-6)
where, 𝜌 " is  the  density  of  exhaust gas.
Summing up all moment of inertia in rocket motor:
𝐼 𝑡 = 𝐼 + − 𝐼 # + 𝐼 " (3-7)
𝐼 𝑡 = 𝐼 + − H C 𝜋𝜌 # 𝐿 # 𝑟 F − 𝑟 >? F + H C 𝜋𝜌 " 𝐿 # 𝑟 F − 𝑟 − 𝜀 F (3-8)
𝐼 𝑡 = 𝐼 + − 1 2 𝜋𝜌 " 𝐿 # 𝜌 # 𝜌 " 𝑟 F − 𝑟 F + 𝜌 # 𝜌 " 𝑟 >? F + 𝑟 − 𝜀 F
(3-9)
Introducing:
Λ = ρ K ρ L kg m P (3-10)
Substitute the Eq. (3-10) into Eq. (3- 9), can be written as:
I t = I + − 1 2 πρ L L K r F Λ − 1 + Λr TU F r − ε F (3-11)
Now:
dI = I t + dt − I t (3-12)
dI = ∂I ∂r dr (3-13)
dI = − 1 2 πρ L L K 4r P Λ − 1
+ 4 r − ε P dr (3-14)
dI = −2πρ L L K r P Λ − 1 + r − ε P dr (3-15)
Then substitute the Eq. (3-11) and (3- 15) into Eq. (3-2), it can be obtained as:
d Iω = −2πρ L L K r P Λ − 1 +
r − ε P ωd + I + − H C πρ L L K r F Λ −
1 + Λr TU F + r − ε F dω (3-16)
To  take  into  account  that  the  gas participating to the rocket rotation after a while  leaves  the  combustion  chamber, the first term:
2𝜋𝜌 " 𝐿 # 𝛬𝑟 − 𝜀 𝑟 + 𝑑𝑟 − 𝜀 C 𝜔𝑑𝑟 Must be included in the balance up to 𝑑𝑟 C , this term is equal to:
2𝜋𝜌 " 𝐿 # 𝛬𝑟 − 𝜀 𝑟 − 𝜀 C 𝜔𝑑𝑟 Adding all the term, it becomes as:
2πρ L L K Λr − ε r − ε C
− r P Λ − 1 + r − ε P ωdr
+ I + − 1 2 πρ L L K r F Λ − 1 + Λr TU F + r − ε F dω = 0 (3-17)
Considering the ∗ term in 𝜔𝑑𝑟 :
Λr − ε r − ε C
− r P Λ − 1 + r − ε P =   Λ − 1 ε C r − 2εr C (3-18)
Then, substitute the ∗ term in 𝜔𝑑𝑟 which is described above to theEq. (3-17), can be written as:
2πρ L L K Λ − 1 ε C r − 2εr C ωdr + I + − 1 2 πρ L L K r F Λ − 1 + Λr TU F
+ r − ε F dω = 0 (3-19)
Then the Eq. (3-19) can be written as: 2𝜋𝜌 " 𝐿 # 𝛬 − 1 2𝜀𝑟 C − 𝜀 C 𝑟 𝜔𝑑𝑟 =
𝐼 + − H C 𝜋𝜌 " 𝐿 # 𝑟 F 𝛬 − 1 + 𝛬𝑟 >? F + 𝑟 − 𝜀 F 𝑑𝜔 [\ \ = 2πρ L L K Λ − 1 C]^ _ `] _ ^ a b ` c _ de f g h ^ i j`H kj^ lm i k ^`] i dr (3-20)
Integrating  the  Eq.  (3-20),  will  be obtained as:
nU \ \ b = 2πρ L L K Λ −
1 C]^ _ `] _ ^ a b ` c _ de f g h ^ i j`H kj^ lm i k ^`] i dr ^ ^ b (3-21)

## 4  RESULT AND ANALYSIS
The  results    from  the  data  recording on  the  sounding  rocket  flight  test,    in spite  of  flying  without  any  problems,  an anomaly  occurred  on  the  gyroscope readings can be seen in Figure 4-1
It appears in Figure 4-1 that roll rate increases  significantly  in  negative  value until  the  peak  when  burning  end  and then headed to equilibrium even though it still rolling occurs during the flight.
A  temporary  hypothesis  of  an amplitude waves occur in the combustion chamber  during  propellant  combustion. The  gas  portion  around  the  combustion chamber  may  affect  tothe  rotational motion of the rocket.
Figure 4-1: Gyroscope readings in flight test ( Salman, 2017)
The  geometrical  dimensions  and properties  of  the  solid  rocket  motor  are taken in this roll amplification calculation, as follows:
Figure  4-2:  Propellant  grain  dimension (Badi and M.H. Aulia, 2015)
Table 4-1: PROPELLANT GEOMETRY AND PROPERTIES (Badi and Aulia,
2015; Wibowo, 2018)
Propellant length 𝐿 # = 3.7 𝑚 Propellant external radius
𝑟 '/ = 0.216 𝑚 Propellant av. Internal
radius
𝑟 >? = 0.083 𝑚 Propellant grain density 𝜌 # = 1635 𝑘𝑔 𝑚 P
The  result  of  Solid  Rocket  Motor combustion  in  the  combustion  chamber produces  the  exhaust  gas  with  the following contents:
Table 4-2: EXHAUST GAS PROPERTIES (Cai, Thakre, & Yang, 2008)
Gas properties Mol/100g 𝐶𝑂 C (𝐶𝑎𝑟𝑏𝑜𝑛𝐷𝑖𝑜𝑥𝑖𝑑𝑒) 0.83 𝐶𝑂 (𝐶𝑎𝑟𝑏𝑜𝑛𝑀𝑜𝑛𝑜𝑥𝑖𝑑𝑒) 0.88 𝐻 C 𝑂 (𝑤𝑎𝑡𝑒𝑟) 0.37 𝐻𝐶𝑙 (𝐻𝑦𝑑𝑟𝑜𝑔𝑒𝑛𝐶ℎ𝑙𝑜𝑟𝑖𝑑𝑒) 0.58 𝐻 C (𝐻𝑦𝑑𝑟𝑜𝑔𝑒𝑛) 1.17 𝑁 C (𝑁𝑖𝑡𝑟𝑜𝑔𝑒𝑛) 0.29 𝐴𝑙 C 𝑂 P (𝐴𝑙𝑢𝑚𝑖𝑛𝑖𝑢𝑚𝑂𝑥𝑖𝑑𝑒) 0.35
At  Combustion  Pressure  =  7MPa; Combustion Temperature = 3533 K From  Figure  4-1,  it  shows  that  the rocket  has  a  prefix  roll  on  45  degrees which  triggers  amplification.  The  rocket is rolling until it reaches a roll rate peak of 330 deg/sec, more than 7 times  from the  initial  roll.  Afterwards,  the  rocket  is experiencing a slowdown until it reaches equilibrium  with  an  average  roll  rate  on 240 deg/sec.
According  to  the  model  in  numerical simulation,  we  get  a  factor  slightly  to  7 times  of  initial  roll  rate.  In  fact,the experience in previous flight test  reveals thefactor was closely to 7.5 times.
The model considers a cylindrical slot in  the  grain  geometry  to  simplify thenumerical simulation, instead of star- shaped slot geometry which was used on the actual rocket shown in Figure 4-2.
However, according to numerical test that had been done by ( Stella, 2012) , the geometry of the grain is rather important. For instance, the different geometry of the grain in Stella has produced very different result.  Figure  4-4  and  Figure  4-5  depict the  result  that  the  higher  ratio  of  the propellant slot the higher roll torque.
Figure 4-3: Roll amplification rasio
Figure 4-5: Roll torque as a function of slot aspect ratio ( Stella, 2012)
Summarizing,  numerical  simulation models  and  experimental  tests  can improve  the  understanding  of  the  roll anomaly  and  suggest  solutions  in  next future.

## 5  CONCLUSIONS
The computation and analysis results of  roll  amplification  outline  are  able  to describe  the  events  in  the  rocket  motor combustion  chamber  during  the  flight test.
Star-shaped  cavities  are  capable  of producing several levels of roll amplification,  depending  upon  the number  of  star-points.  The  model considers  cylindrical  slot  in  the  grain geometry  to  simplify  the  numerical simulation,  instead  of  star-shaped  slot geometry.  However,  the  geometry  of  the grain  is  rather  important.  The  different geometry  of  the  grain  produces  very different result. Higher ratio of propellant slot increased the roll torque  higher.
The  numerical  simulation  result isclosely  enough  to  represent  roll
amplification on the experiment flight test and  may  predict  the  roll  amplification since  the  production  of  sounding  rocket may use similar treatment.
The  analysis  result  can  help  in designing  of  future  solid  rockets  and advanced  control  systems  to  overcome these  problems.  Numerical  models  and experimental  tests  can  improve  the understanding  of  the  roll  anomaly  and suggest solutions in next future.

## ACKNOWLEDGEMENTS
Foremost, I would like to express my sincere gratitude to Prof. Paolo Teofilatto and co-supervisor Stefano Carletta, PhD cand.  for  the  continuous  support  of  my research,  for  their  patience,  motivation, enthusiasm,  and  immense  knowledge. Their guidance helped me in all the time of research and academic. Special thanks addressed  to  Kemenristekdikti  through RisetPRO  program  for  financial  support in  doing  this  research.  Also  thanks  to Rocket Technology Center, LAPAN Indonesia which has provided supporting
data for my research, which is very useful for completing  the research.

## CONTRIBUTORSHIP STATEMENTS
O.  Sudiana  is  the  main  contributor and do the numerical simulation analysis in  this  research,  while  P.  Teofilatto contributes to a mission analysis.

## REFERENCES
Badi  and  M.H.  Aulia.  (215). RBX450-UT Dimension . Technical Report. LAPAN files.
Cai, W., Thakre, P., & Yang, V. (2008). A model of AP/HTPB composite propellant combustion in rocket-motor environments .  Combustion  Science and  Technology,  180(12),  2143- 2169.
Di  Mascio,  A.,  et.al.  (2014). Numerical Simulation of 3D Unsteady Flowfield in  Aft-Finocyl  Solid  Rocket  Motor .
In 50th  AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint  Propulsion  Conference (p. 4015).
Engineering  ToolBox,  (2003). Gases  - Densities . vailable at:
https://www.engineeringtoolbox.co m/gas-density-d_158.html [Accessed September 15, 2019].
Ferretti,  V.,  et.  al.  (2010,). Numerical simulations  of  acoustic  resonance  of Solid Rocket Motor . In 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint
Propulsion  Conference  &  Exhibit (p. 6996).
G.  A.  Flandro  (1964). Roll  Torque  and Normal Force Generation in
Acoustically Unstable Rocket Motors . AIAA Journal, 2.
Hardhienata,  S.  (2008). The  Program  of Development of Aerospace Technology in Indonesia . SIPTEKGAN  XII-2008  pp  731-738. ISBN: 978-979-1458-19-1.
Heru. (2013). Strategic Plan of the Deputy of Aeronautics and Space Technology 2010-2014 . LAPAN files.
R.  N.  Knauber  (1996). Roll  Torque Produced  by  Fixed–Nozzle  Solid Rocket  Motors .  J.  Spacecraft  and Rockets, 33 (6).
Salman.  (2017). RX450  Flight  Test . Technical Report. Rocket Technology Center, LAPAN.
Stella, F. (2012). Roll torque prediction in SRM:  practical  applications .  63 rd
International Astronautical Congress.
Waesche,  R.  H.,  &  Summerfield,  M.
(1965). Solid  Propellant  Combustion Instability:  Oscillatory  Burning  of Solid  Rocket  Propellants  (No.  AMS- 751) . PRINCETON UNIV NJ DEPT OF

## AEROSPACE  AND  MECHANICAL
SCIENCES.
Wibowo, Heri Budi. (2018). Current solid propellant research and development in Indonesia and its future direction .
Journal  of  Physics:  Conference
Series. 1130. 012027. 10.1088/17426596/1130/1/01202 7.
.

## INCREASING DIGITAL DATA SENT WITH PULSE CODE MODULATION  METHOD

## (PENINGKATAN PENGIRIMAN DATA DIGITAL DENGAN METODE PULSE CODE MODULATION)
Effendi Dodi Arisandi Rocket Technology Center e-mail : effendi.dodi@lapan.go.id
Diterima : 5 Juni 2020; Direvisi : 5 Juni 2020; Disetujui : 26 Juni 2020

## ABSTRACT
The  telemetry  data  of  the  sounding  rocket  when    flying  in  the  space  is  very important  to  known.  This  data  will  be  used  for  next  mission  or  evaluation  the  last rocket flight. Commonly the data of the sensor in the sounding rocket are accelerometer, gyroscope, magnetometer, GPS. The rocket is required to transmit maximum data to the ground control system when  it flies. The problem is when the baud rate is low, there is not much data can be transmitted. Another problem is when using serial bit standard communication  such  as  the  baud  rate  115200  bps  means  that  the  maximum  data  in one  second  is  14,400  characters.  It  is  less  than  when  using  the  PCM  bit  rate. Application  of  PCM  in  the  telemetry  for  sounding  rocket  LAPAN  is  new  and  needs further  development  to  reach  the  optimal  function.  The  communication  data  can transmit  around  1.25Mbps  or  156,250  characters  based  on  the  TR  FM02-S-2  full  S- band  transmitter  by  using  PCM  method.  This  research  focuses  the  implementation  of PCM  method  on  the  FPGA  for  sending  and  receiving  the  data  via  cable.  Two  FPGA boards  can  work  together  for  sending  and  receiving  the  data  using  PCM  method  with the total bit is 1.25Mbps.
Keywords : PCM, FPGA, BCD

## ABSTRAK
Pengiriman  data  dari  roket  sonda  ketika  terbang  adalah  sangat  penting  untuk diketahui. Data tersebut akan digunakan sebagai bahan evaluasi dari hasil uji terbang atau  misi  uji  terbang  berikutnya.  Secara  umum  sensor  pada  roket  sonda  terdiri  dari accelerometer, gyroscope, magnetometer dan GPS. Sebuah telemetri roket memerlukan pengiriman  data  ke  pusat  penerima  sebanyak-banyak  ketika  terbang.  Permasalahan akan  timbul  jika  kecapatan  pengiriman  data  pada  per  detik  sangat  rendah,  sehingga tidak  banyak  data  yang  bisa  dikirimkan.  Persoalan  lainnya  adalah  kecepatan pengiriman  data  dengan  standar  serial  yaitu  115.200  bit  atau  14.400  karakter  per detik,  hal  ini  masih  rendah  jika  dibandingkan  dengan  menggunakan  metode  PCM. Penggunakan  metode  PCM  di  pusat  teknologi  roket  merupakan  hal  baru  sehingga diperlukan  pengembangan  untuk  mencapai  fungsinya  secara  optimal.  Dengan menggunakan  metode  komunikasi  PCM  maka  data  yang  dapat  dikirmkan  bisa mencapai  1,25  juta  bit  atau  156.250  karakter  per  detik  berdasarkan  spesifikasi  dari radio  TR  FM02-S-2  dengan  frekuensi  S-band.  Penelitian  ini  fokus  pada  penerapan metode  PCM  dengan  menggunakan  modul  FPGA  sebagai  pengirim  dan  penerima dengan  menggunakan  kabel  sebagai  media  transmisi  datanya.  Dari  hasil  pengujian diperoleh  bahwa  dua  modul  FPGA  tersebut  dapat  berfungsi  sebagai  pengirim  dan penerima data dengan metode PCM sampai dengan kecepatan 1,25 juta bit per detik.
Kata kunci : PCM, FPGA, BCD
1 Introduction The Rocket technology center (Pustekroket)  LAPAN  is  the  government institution  for  sounding  rocket  research in  Indonesia.  The  development  of sounding  rocket    to  bring  the  weather station payload or satellite  into the orbit in  the  future.  There  are  many  types  of sounding rocket  have been developed by Pustekroket  such  as;  RKX-100  (rocket control experiment, RTX-100 (rocket tail experiment),  RWX-200  (rocket  wing experiment)  (Kurdianto,  2015).  All  of onboard computer for those rocket types are typically the same which consisted of accelerometer  sensor,  gyroscope  sensor, magneto  sensor,  and  GPS  (global positioning system) and the microcontroller  ATMEGA  32  8  bits processor.  The  combination  of  those sensors    are  known  as  inertial measurement unit (IMU)  to measure the attitude  of  the  rocket  when  flying (Mudarris, 2020).
The important thing in the development  of  the  sounding  rocket  is how  to  send  the  rocket’s  data  from  the transmitter  on  the  rocket  and  receiver on  the  ground  control  system  (GCS). High-rate telemetry data is very important  on  the  rocket  technology (Zhu,  2016).  Transmitting  the  data  of rocket’s sensor needs the radio transceiver which has the same frequency and speed of sending bit data. Until now the radio transceiver maxstream  900  MHz  is  always  used  in the  telemetry  of  Sounding  rocket  in Pustekroket.  Due  to  the  communication data  between  sub  systems  in  the onboard computer is used the serial TTL with  the  baud  rate  115200  bps,  so  the radio  transceiver  also  used  that  baud rate.  With  that  baud  rate  speed,  the maximum  character  on  one  second  can transmitted  data  14,400  characters.  In the    flight  test  of  the  sounding  rocket, maximum possible data must be sent to
the  GCS,    since  knowing  the  attitude  of the rocket become very important.
Aerospace  standard  communication or  telemetry  data  doesn’t  use  the  serial TTL  for  communication  each  other components or equipments. The standard  communication    uses  IRIG106 with  the  format  pulse  code  modulation. From  2019,  Pustekroket  telemetry department  started  the  research  on  the pulse  code  modulation  to    increase  the telemetry  data  for  sounding  rocket. Pustekroket  has  the  mobile  GCS  from zodiac French with telemetry data based on PCM. Figure 1-1 is the zodiac mobile ground  control  system.  This  system  is connected  with  radio  transmitter  TR FM02-S-2  with  speed  data  of  PCM format is 1.25 Mbps. Figure 1-2 is radio transmitter TR FM02-S-2 with frequency working is 2.4 GHz.
Figure 1-1 : Zodiac Ground Control

## System Mobile
Figure 1-2 : Radio TR FM02-S-2
The  methodology  in  this  research  is using  two  boards  FPGA  cyclone  V  for communication  each  other  with  using
PCM  format.  One  board  FPGA  for reading the sensor and convert it to PCM format or as modulator.  The other FPGA board for receiving the data, and then do demodulation  as  modulator  after  the data  is  sent  to  the  computer  via  serial TTL.  The  communication  between  2 FPGA  boards  are  directly  using  2  wires, one  wire  as  data  and    the  other  wire  as ground.  For  programming,  the  FPGA Cyclone V  uses free Quartus II type and programming  language  is  VHDL  (very high speed hardware description language).
This paper focuses on the pulse code modulation  method  to    increase  the digital data sent . In the future research, this method will be implemented  on the radio  PCM  TR  FM02-S-2  as    shown  in the Figure 1-2.
2 Theoritical
Background and Methodology
Pulse  code  modulation  has  two functions,  the  first  function  is  for converting analog signal to digital signal (Rahman,  2014),  and  the  second  is  for telemetry data format (Sudjendro, 2017). Pulse  code  modulation  system  can  be used  to  increase  the  telemetry  data (Zhu, 2016). PCM communication can be simulated  with  a  software  virtual  such as  LabView  before  implemented  to  the hardware  (Rahman,  2014).  Another study in (Gupta, 2016) uses simulink to transmit analog signal for PCM performance.  In  the  PCM  process  there are several step; sampling, quantization, and  encoding.  PCM  method  also  can  be converted  as  circuit  of  digital  pulse position modulation (Bhat, 2009).
Sampling  is  the  process  to  take  the signal  input  with  a  certain  time  or frequency,  due  to  some  of  the  input  is more than one. According to the Nyquist theory,  the  frequency  of  the  sampler  is minimum 2 times of the frequency of the input  signal  (Lévesque,  2014).  The
nyquist  sampling  rate  is  B  <  f s /2  where B  is  bandlimit  and  fs  is  frequency sampling.  The  sampling  signal  input result will be quantized to get the value. The  last  process  is  coded  the  quantized value  to  become  digital  signal  with  level 1 and zero. The level 1 represents 5 volt and the 0 represents 0 volt.
According  (Gupta,  2016)  that  PCM has  advantage  and  disadvantages  in application.  The advantages of PCM are; reduce  of  noise  effect,  PCM  can  support pulse regeneration, possibility of multiplexing for various PCM signals, for transmitting  signal  can  be  placed  the repeater due to the PCM signal is digital. These following are some of disadvantages from PCM; the process on PCM  is  complex  which  including sampling-quantization-encoding,  it  also needs huge bandwidth on the processing transfer data.
The  methodology  of  this  research  is converting  the  ADC  value  become  PCM signal  by  FPGA  encoder  and  then  that signal  transmitted  to  another  FPGA decoder. Therefore, the process sampling and  quantization    are    conducted  by ADC  on  the  DE0-Nanos-Soc  board.  The FPGA  decoder  will  read  the  PCM  signal and  then  send  it  to  the  computer. According  the  packet  data  as  shown  in Figure  2-1  which  is  PCM  format  for zodiac  system,  thus  the  input  analog signal  of  ADC  is  small  part  of  the  full packet  PCM  format.  The  diagram  line  of the  system  this  PCM  methodology  is shown  in  Figure  2-2a.  According diagram  line  that  change  the  analog signal become PCM signal by FPGA.
Figure  2-2b  is  the  flow  chart  of  the encoder  from  ADC  data  digital  signal  to the  PCM  format.  Each  line  data  must have  header  to  indicate  that  is  the  first column of the data in one line. Figure 2- 2c  is  decoder  of  PCM  signal  which  has task  to  interpret  the  PCM  signal  and then convert it to BCD format. BCD data
will be sent to computer via TTL serial to USB  converter  and  then  displayed  it  to GUI as shown in Figure 4-6.
Figure 2-1 : PCM Data Structure
Figure 2-2a : Diagram Line PCM
Figure 2-2b : Flow Chart of Encoder

## Figure 2-2c : Decoder Flow Chart
3 FPGA Platform Module
The  module  FPGA  DE0-Nano-Soc was chosen to realize the main functions of  the  system  interface  PCM  format  a, because  it  is  easy  to  operate.  The module  contains  an  Altera  Cyclone  V 5CSEMA4U23C6N FPGA, some electronic  components,  LED,  buttons, and a USB JTAG for interfacing to a PC. The  module  is  simply  plugged  into  the computer  thus  quick  start  of  developed VHDL  programming.  A  module  FPGA DE0-Nano-Soc  is  shown  in  Figure  3-1 and  its  property  is  given  in  Table  1 (Field,  2018).  The  Altera  Cyclone  V contains  two  systems;  FPGA  (field programmable  gate  array)  and  HPS (hard processor system). Processing PCM is done by FPGA.
Figure 3-1 : FPGA Board (Terasic.com, 2020)
Table 3-1: Property of DE0-Nano-Soc DE0-Nano-Soc Board FPGA HPS Altera Cyclone V SE 5CSEMA4U23C6N 925MHz Dual-core ARM Cortex-A9 processor Serial configuration device-EPCS128 1 GB DDR3 SDRAM USB-Blaster II 1 Gigabit Ethernet 2 push-buttons Port USB OTG 50 MHz clock sources Micro SD card socket
The  FPGA  ICs  are  usually designed  using  hardware  description languages  (HDLs)  such  as  verilog  or VHDL  in  Quartus  II  IDE  environment. Before the VHDL coding deployed to the FPGA,  it  can  be  simulated  with  the software
ModelSim.
From this simulation  it  can  be  known  the  input and output logic of application.

## 4 Experimental Result
The  proposed  diagram  circuit  has been  implemented  in  the  interface between  two  boards  FPGA  and  FPGA board  receiver  to  the  computer  for performance  evaluation.  The  setup experiment  is  shown  in  the  Figure  4-1. The  first  FPGA  board  as  the  encoder PCM and the second FPGA board as the decoder PCM. The first FPGA board read the  analog  input  and  then  change  it becomes  the  PCM  data.  The  second FPGA board will decodes PCM data from the  first  board  and  then  transmits  it  to the  computer  via  TTL  serial  to  USB. Furthermore,  the  clock  signals  from  the FPGA board decoder as well as the FPGA board decoder were assumed synchronous  with  each  other.  The results  of  experimental  investigation conducted  based  on  the  proposed scheme  are  shown  in  the  Figure  4-1  to Figure  4-5.  The  output  PCM  signal  and the  synchronous  pulse  are  shown  in
Figure  4-3.  The  yellow  pulse  is  the synchronous  pulse  with  4.18  ms  or 240.385  Hz.  Blue  signal  on  the oscilloscope is PCM signal or data.
Figure 4-1 : Setup Experiment
Implementation of VHDL program onto FPGA board for reading ADC can be simulated with ISim simulator. Figure 4- 2  is  the  simulation  results  of  reading ADC depends on the design.
Figure 4-2: Simulation Result of

## Reading ADC
The  output  of  the  ADC  is binary12  bit,  before  this  data  is  sent  to the  computer,  it  must  be  converted  to BCD with 16 bits. Each four bits in BCD represents number thousand, hundreds, dozens,  unit.  Conversion  BCD  to  ASCII value  must  be  add  value  3  or  binary 0011.    The  conversion  process  from binary  to  BCD  in  FPGA  algorithm  is conducted  according  Figure  4-5.  Figure 4-4  is  the  data  which  is  sent  to  the computer via serial to USB. Figure 4-6 is GUI  for  displaying  the  PCM  data  with the  interface  control.  It  is  one  by  one display graph or together.
Figure 4-3: Checking Pulse PCM with
Oscilloscope Figure 4-4: Sending PCM data to Computer Figure 4-5: State Diagram Binary to BCD Idle Reset all value Save Check Shift Rising Edge Clock Rising Edge Clock

## Figure 4-6: GUI Display of Result PCM data
According  to  the  Figure  1-2,  the format  data  of  radio  TMRF  PCM  is  1.25 Mbps/s.  Thus  1.25  million  bits  can  be transmitted  to  the  radio  in  1  second. One bit has the time 0.8 uS as shown in Eq.  (4-1).  Board  FPGA  DE0-Nano-Soc has  clock  with  frequency  50MHz,  thus the  time  for  one  pulse  is  0.02  uS  as calculated  in  Eq.  (4-2).  According  to  the clock  time,  the  FPGA  can  handle  to make a pulse with time 0,8 us.
t bit = 1𝑠 1,250,000 (4-1) = 1,000,000 𝜇𝑠
1,250,000
= 0.8 𝜇𝑠 t clk =  1/50MHz (4-2) = 1,000,000 50,000,000 𝐻𝑧 = 0.02 𝜇𝑠

## 5 Conclusion and Future Work
Reading  analog  input  and  then converts  it  to  the  PCM  signal  has    been conducted  by  the  first  FPGA  board  as the  transmitter.  The  first  FPGA  board transmits  the  PCM  signal  to  the  second FPGA  board  with  2  wires,  1  wire  as  the PCM signal line and another wire as the synchronized  signal.  The  PCM  data  is displayed  by  computer  after  receiving the data from the second FPGA board.
The  next  working  is  integrating  the first  FPGA  board  to  the  radio  PCM  TR FM02-S-2 as transmitter. Monitoring the data will  use the ground mobile system
zodiac  which    is  compatible  with  radio PCM TR FM02-S-2.

## Acknowledgment
This  work  received  the  partial support  from  the  laboratory  of  rocket technology center (Pustekroket) LAPAN.

## REFERENCES
Kurdianto.  (2015). Pengujian  Sistem Muatan  Pada  Roket  Eksperimen Lapan  Jenis  Rkx–100,  Rtx–100  Dan Rwx–200 (Testing  Payload  System in  Rocket  Experiments  Lapan  Type Rkx-100,  Rtx-100  and  Rwx-200). J.
Teknol.  Dirgant. ,  vol.  12,  no.  2,  pp.
140–145.
Mudarris,  M  and  Zain,  S.  G.  (2020).
Implementasi Sensor Inertial
Meansurenment  Unit  (IMU)  untuk Monitoring  Perilaku  Roket . Avitec , vol. 2, no. 1, pp. 55–64.
Zhu,  Z  and  Chen,  J.  (2016). A  new method  of  processing  high-rate rocket  telemetry  data. ICMEMTC, pp. 554–557.
Rahman,  H.,  Hassan,  M.,  and  Hossain,
F.  (2014). PCM  based  digital communication
system using LabVIEW .  National  Conference  on
Electrical and Communication Engineering and Renewable Energy. pp. 96–100.
Sudjendro,  H.  (2017) Rancang  Bangun Pulse  .  Code  Modulation  (PCM) . http://ferdaswsteub.blogspot.com/ 2017/04/modulasi-kode-pulsa- pcm.html. Diakses: Juni 2020.
Gupta,  A.  K.,  Jha,  A.,  and  Prakash,  N. (2016). Study on performance analysis  of  Pulse  Code  Modulation  ( PCM  ) .  International  Journal  of Advanced  Research  in  Electronics and  Communication  Engineering. Vol. 5, no. 8, pp. 2189–2193 Bhat, G. M., Ahmad, F.,  (2009). A Novel Circuit for Pulse Code Modulation - to -  Digital  Pulse  Position  Modulation
Conversion .  Journal  of  Electronic
Worlds. Vol. 115, no. 1880, pp. 39– 40.
Lévesque,  L.  (2014). Nyquist  sampling theorem:  Understanding  the  illusion of a spinning wheel captured with a video  camera . Phys.  Educ. Vol.  49, no. 6, pp. 697–705.
Field,  P.  (2018). FPGA-Implementation  of an online Symbolic Controller
Synthesizer  using  OpenCL  and  the Atlas-SoC  board .  Bachelor  Thesis. Technische Universität München. Terasic.com. (2020). Diakses: Juni 2020. https://www.terasic.com.tw/cgi- bin/page/archive.pl?Language=Eng lish&CategoryNo=238&No=994&Par tNo=2.

## PEDOMAN BAGI PENULIS JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
( Journal of Aerospace Technology )
Jurnal  Teknologi  Dirgantara  ( Journal  of  Aerospace  Technology ) adalah  jurnal  ilmiah  untuk publikasi penelitian dan pengembangan di bidang :
a)  Teknologi wahana roket, satelit dan pesawat terbang, dirgantara terapan seperti struktur mekanika, sistem catu daya dan kontrol termal wahana roket dan satelit, struktur kendali, konversi energi;
b) Teknologi  propulsi  dan  energik,  seperti  teknologi  propelan,  propulsi,  uji  statik  propulsi, termodinamika;
c)  Teknologi peluncuran dan operasi antariksa serta teknologi peluncuran dan operasi antariksa serta teknologi transmisi komunikasi dan muatan dirgantara, seperti teknologi stasiun bumi penerima dan pemancar, teknologi transmisi gelombang elektromagnetik dan teknologi transmisi komunikasi serat optik, teknologi muatan, sistem telemetri penjejak.

## Pengiriman Naskah
Naskah  yang  ditulis  dalam  bahasa  Indonesia  atau  bahasa  Inggris  dikirim  melalui  e-mail (publikasi@lapan.go.id)  atau  file  digital,  ditujukan  ke  Sekretaris  Dewan  Penyunting  Jurnal  dengan alamat,  Bagian  Publikasi  dan  Promosi  LAPAN,  Jalan  Pemuda  Persil  No.  1,  Jakarta  Timur  13220. Naskah diketik dua kolom dengan MS Word font 10,5 Bookman Old Styles (batas tengah 1 cm pada kertas A4 dengan spasi satu, batas kanan 2 cm, batas kiri 2,5 cm, batas atas 3 cm, dan batas bawah 2,5 cm). Judul huruf besar font 16.

## Sistematika penulisan
Naskah    terdiri  dari  halaman  judul  dan  isi  makalah.  Halaman  judul  berisi  judul  yang  ringkas  tanpa singkatan nama (para) penulis tanpa gelar, instansi/perguruan tinggi, dan e-mail penulis utama. Halaman isi makalah terdiri dari (a)  judul, (b)  abstrak dalam bahasa Indonesia dan Inggris tidak lebih dari 200 kata,  (c)  batang  tubuh  naskah  yang  terbagi  menjadi  bab  dan  subbab  dengan  penomoran  bertingkat  (1. Pendahuluan; 2 Judul Bab; 2.1 Subbab tingkat pertama; 2.1.1 Subbab tingkat dua dan seterusnya),  (d) Ucapan terima kasih yang lazim dan (e) daftar rujukan.

## Gambar dan Tabel
Gambar    atau  foto  harus  dapat  direproduksi  dengan  tajam  dan  jelas.  Gambar  atau  foto  warna  hanya diterima dengan pertimbangan khusus.Gambar dan  tabel dapat dimasukkan dalam batang  tubuh atau dalam lampiran tersendiri.  Untuk kejelasan penempatan dalam jurnal,  gambar dan tabel harus diberi nomor  sesuai  nomor  bab  dan  nomor  urut  pada  bab  tersebut,  misalnya  Gambar  2-2  atau  Tabel  2-1. Gambar disertai keterangan singkat (bukan sekedar judul gambar) dan tabel disertai judul  tabel.

## Persamaan Satuan dan Data Numerik
Persaman diketik atau ditulis tangan (untuk simbol khusus) dan diberi nomor di sebelah kanannya sesuai nomor  bab  dan  nomor  urutnya,  misalnya    persamaan  (1-2).  Satuan  yang  digunakan  adalah  satuan internasional (EGS atau MKS) atau yang lazim pada cabang ilmunya.Karena terbit dengan dua bahasa, angka desimal pada data numerik harus mangacu pada sistem internasional dengan menggunakan titik.

## Rujukan
PP  No.  74,  2001.  Peraturan  Pemerintah  Republik  Indonesia  Nomor  18  Tahun  1999  Tentang: Pengelolaan Limbah Bahan Berbahaya dan Beracun . Kementrian Lingkungan Hidup. Jakarta. Haryani,  N.  S.,  Hidayat,  Sulma,  S.,  dan  Pasaribu,  J.  M.,  2014. Deteksi  Limbah  Acid  Sludge Menggunakan Metode Red Edge Berbasis Data Penginderaan Jauh , Jurnal Penginderaan Jauh dan Pengolahan data Citra Digital, Vol 11 No.2 Desember 2014.
Center for International Forestry Research [CIFOR], 2012. Forests and Climate Change Mitigation : What Policymakers Should Know , Fact Sheet. No. 5, November 2012, MITIGATION, Key of Research Findings. CGIAR Research Programme.
The National Geophysical Data Center (NOAA)-NASA. Sumber data VNF, 2014. Sumber: http:// ngdc. noaa.  gov/  eog/  viirs/download_2014_indonesia.html)  atau  (Sumber  LAPAN:  http://modis- catalog.lapan. go.id/ monitoring/ katalognpp#).
http://landsathandbook.gsfc.nasa.gov/data_prod/prog_sect11_3.html