## DESAIN NOSEL ROKET CAIR RCX250 MENGGUNAKAN METODE PARABOLIK DENGAN MODIFIKASI SUDUT EKSPANSI
Eko Priamadi *) , Arif Nur Hakim **) , Romie O. Bura ***) *) Asisten Riset, Program Studi Aeronotika dan Astronotika, ITB **) Peneliti Bidang Teknologi Motor Roket, Pusat Teknologi Roket, LAPAN
***) Dosen Program Studi Aeronotika dan Astronotika, ITB email: anhanet@gmail.com

## ABSTRACT
The  present  research  is  conducted  to  design  the  optimum  nozzles  for  RCX250 engine,  that  is  designed  to  produce  maximum  thrust  of  250  kgf  with  combination  of LOX and Kerosene as its propellant. The new nozzles were determined to be parabolic nozzle, with conical nozzle as its comparison. The parabolic nozzle was designed using Thrust  Optimized  Parabolic  (TOP)  method  invented  by  G.V.R.Rao.  TOP  nozzle  design method  is  performed  by  approximating  a  Thrust  Optimized  Contoured  (TOC)  Nozzle using parabolic equation. The method would result more efficient nozzle than conical or ideal bell nozzle. Further, the parabolic nozzle were modified in its initial and exit angle to create uniform velocities distribution at nozzle exit. A Computational Fluid Dynamics Method (CFD) is used to simulate the nozzle designs. The simulation was carried out in axis-symmetric condition using commercial CFD software. The simulation results show that  MOD  1  nozzle,  with  initial  angle  (θ N )  26  deg  and  exit  angle  (θe)  12  deg,  gives maximum thrust, which is 4.67 % higher than reference conical nozzle.
Key words: Liquid rocket, Parabolic nozzle, Thrust, CFD

## ABSTRAK
Penelitian  ini  ditujukan  untuk  mendesain  nosel  optimum  untuk enjin  RCX250 yang didesain mampu menghasilkan gaya dorong maksimum 250 kgf dengan propelan pasangan  LOX  dan  kerosen.  Nosel  baru  yang  didesain  berupa  nosel bell /parabolik, yang nantinya akan dibandingkan dengan nosel cone . Nosel parabolic didesain dengan metode Thrust  Optimized  Parabolic (TOP),  yang  ditemukan  oleh  G.V.R.Rao.  Metode desain  TOP  Nosel  dilakukan  dengan  melakukan  aproksimasi  dari  nosel Thrust Optimized  Contour (TOC)  menggunakan  persamaan  parabolik.  Metode  ini  akan menghasilkan nosel yang lebih efisien dibandingkan dengan  nosel cone ataupun ideal bell . Lebih jauh lagi, nosel parabolik yang telah didesain akan dimodifikasi pada sudut ekspansi awal dan sudut exit untuk menghasilkan distribusi kecepatan yang seragam pada  bagian exit .  Metode  Dinamika  Fluida  Komputasional  (CFD)  digunakan  untuk mensimulasikan 8 model nosel parabolik hasil desain. Simulasi dilakukan pada kondisi axis-symmetric menggunakan software CFD  komersial.  Dari  hasil  simulasi,  dapat diketahui bahwa nosel MOD 1 dengan sudut inisial (θ N ) 26 derajat dan sudut exit (θe) 12 derajat menunjukkan hasil thrust paling tinggi, 4.67 % lebih tinggi dari thrust nosel cone acuan.
Kata kunci: Roket cair, Nosel parabolik, Gaya dorong, CFD

## 1  PENDAHULUAN
Untuk mendukung program roket pengorbit  satelit,  selain  pada  pengem-
bangan  roket  padat,  LAPAN  juga  secara serius mulai mengembangkan roket cair. Dalam tahap penelitiannya, LAPAN telah mengembangkan  beberapa  jenis  enjin
roket  cair,  di  antaranya  RCX2  (Hakim, 2010)  dan  RCX250.  Roket  Cair  Eks- perimental  RCX250  adalah  salah  satu enjin  roket  cair  eksperimental  yang sedang dikembangkan oleh LAPAN. Nomor di  belakang  kode  roket  menunjukkan besarnya  gaya  dorong  yang  diharapkan, yaitu sebesar 250 kgf atau sekitar 2451 N. Desain  dasar  enjin  ditunjukkan  pada Gambar  1-1.  Enjin  roket  ini  dirancang menggunakan kerosene (RP-1)  sebagai bahan  bakar  dan  Oksigen  cair  (LOX) sebagai  oksidator.  Namun,  dengan mengubah desain injektor, enjin ini dapat juga  dipergunakan  dengan  menggunakan Asam  Nitrat  (HNO 3 )  sebagai  oksidator dengan rasio campuran yang disesuaikan. Bahan  bakar  dan  oksidator  semuanya berada dalam fasa cair. Proses pembakaran  pada combustion  chamber berlangsung pada tekanan 30 atm. Saat ini, RCX250 masih dalam taraf pengem- bangan  dan  nantinya  dapat  digunakan sebagai  propulsi  roket, thruster ,  dan dasar  pengembangan  model  untuk desain enjin lainnya.
Sama  dengan  jenis  roket  lain yang  didesain  oleh  LAPAN,  RCX250 masih  menggunakan  nosel  dengan bentuk  kerucut  ( conical  nozzle ).  Nosel jenis  ini  mudah  diproduksi,  tetapi efisiensi  propulsi  yang  dihasilkan  lebih rendah  daripada  nosel  jenis  lainnya, seperti  nosel  bel  atau parabolic  nozzle , karena  adanya  faktor  koreksi  gaya dorong yang terkait dengan vektor aliran ke  arah  radial.  Selain  itu,  nosel  kerucut umumnya  lebih  panjang,  yang  akan berakibat  pada  bertambahnya  berat struktur  nosel.  Walaupun  membutuhkan tingkat  produksi  yang  lebih  tinggi,  nosel parabolik  dapat  menghasilkan  efisiensi propulsi  yang  lebih  baik  dan  dimensi nosel yang lebih kecil.
Penelitian  ini  bertujuan  untuk merancang  nosel  konvergen-divergen untuk  enjin  RCX250,  berupa  nosel
parabolik.  Beberapa  konfigurasi  nosel dirancang  dan  dibandingkan  sehingga dapat  ditentukan  konfigurasi  optimum untuk  RCX250.  Evaluasi  untuk  menen- tukan prestasi propulsi dilakukan meng- gunakan perangkat lunak Computational Fluid Dynamics (CFD) komersial FLUENT. Hasil  simulasi  CFD  dari  nosel  parabolik dibandingkan juga dengan nosel sebelumnya (kerucut) untuk mengetahui peningkatan prestasinya.
Dalam  penelitian  ini,  perancangan difokuskan  pada  desain  nosel  RCX250, dengan  komponen-komponen  lain  dari enjin  tidak  diubah.  Parameter  prestasi propulsi  yang  akan  diukur  hanya  yang berkaitan dengan produksi gaya dorong. Parameter lain seperti side load , thermal stress ,  dan nozzle  drag tidak  diper- hitungkan dalam penelitian ini.

## 2  METODOLOGI
Dalam proses desain nosel parabolik,  aliran  fluida  dalam  nosel diasumsikan sebagai Quasi One-
Dimensional
Flow,
sehingga aliran dianggap uniform dan  tidak  terjadi diskontinuitas  di  dalamnya.  Selain  itu, aliran udara juga dalam kondisi steady , inviscid ,  dan adiabatic .  Sesuai  dengan kegunaannya  sebagai  model  tes  statik, kondisi  udara  luar  adalah  kondisi permukaan laut. Asumsi dan kondisi ini hanya  berlaku  pada  tahap  analitik untuk memudahkan proses desain.
Parameter  desain  dari  nosel dipengaruhi  oleh Nozzle  Pressure  Ratio ( NPR ),  yaitu  perbandingan  dari  tekanan ruang  bakar  dengan  tekanan exit nosel. Dari NPR dapat ditentukan tiga parameter  awal  untuk  desain  nosel, yaitu bilangan Mach pada exit ( M e ), rasio ekspansi ( ԑ =A/A t ), dan luas penampang throat ( A t ).
Gambar 1-1:RCX250
(2-1)
(2-2) − 1 12+ − (2-3)
Kontur  nosel  parabolik  didesain menggunakan metode
persamaan
parabolik  yang  dibuat  oleh  G.V.R.Rao.
Nosel  ini  dikenal  dengan  nama Thrust
Optimized Parabolic ( TOP )
Nozzle . Dibandingkan  metode  lainnya, TOP mampu  menghasilkan  nosel  dengan prestasi propulsi lebih tinggi. Selain itu, hasil  geometri  yang  didapatkan  berupa persamaan  aljabar,  sehingga  lebih fleksibel untuk diubah dan disesuaikan.
TOP nozzle didesain  dengan mengaproksimasi  kontur  nosel  sebagai sebuah  kurva  parabola  (Gambar  2-1), dengan persamaan parabola berikut:
(2-4)
Gambar 2-1: Referensi  persamaan  para- bolik
Pada  persamaan  tersebut,  ter- dapat empat variabel  tidak diketahui  ( P, Q,  S, dan T ).  Untuk  mendapatkan solusinya,  dibutuhkan  empat  kondisi batas di titik N dan e, yaitu:
Di titik N;
Di titik e;
dengan
(2-5)
Di titik N ; θ N diketahui (Gambar 2-2) Di titik e ; θ e diketahui (Gambar 2-2)
Gambar 2-2: Sudut  ekspansi parabolic (Rao, 1958)
Dengan  kondisi  batas  tersebut, dapat diperoleh solusi persamaan parabola untuk masing-masing variabel.
(2-6) (2-7) (2-8) (2-9)
Apabila dalam kasus-kasus berikutnya analisis menggunakan kondisi viskos,  koreksi  lapisan  batas  perlu diperhitungkan  pada  permukaan  nosel. Dengan  menganggap  permukaan  nosel sebagai plat dan dengan aliran turbulen, koreksi geometri didapat dari
(2-10)
Dalam merancang nosel parabolik untuk  RCX250,  panjang  nosel  dibuat tetap  pada  75%  dari  nosel cone dengan sudut divergen 15 º . Nosel parabolik hasil desain divariasikan pada sudut awal ( θ N ) dan  sudut  akhir  ( θ e ).  Dari  variasi  ini, diharapkan  nosel  menghasilkan  karak- teristik  dan  prestasi  propulsi  yang berbeda-beda.

## 3  SIMULASI CFD
Evaluasi  menggunakan  metode
CFD dilakukan dengan software komersial FLUENT. Untuk
pre-processing nya,
termasuk di dalamnya adalah pembuatan mesh , dilakukan dengan GAMBIT. Karena nosel  roket  termasuk  geometri  yang tubular, maka simulasi CFD menggunakan kasus axis-symmetric .  Bagian  yang disimulasikan  mulai  dari inlet nosel sampai dengan exit nosel. Free-stream di belakang exit nosel tidak harus disimulasikan, karena ada atau tidaknya freestream tidak  berpengaruh  pada prestasi enjin.
Gambar 3-1:Mesh nosel
Saat melakukan simulasi, pengaturan solver menggunakan  bidang axis-symmetric . Simulasi dilakukan dalam  kondisi steady ,  dengan  input material  ( fluid )  yang  telah  didapatkan dari CEA (NASA). Simulasi menggunakan viskos  model Spalart-Allmaras ,  dengan material  dalam  kondisi  gas  ideal. Simulasi  dihentikan  ketika  residual mencapai  10e-6  atau mass  flow  rate di inlet dan exit nosel memiliki nilai sama.
Nosel  pertama  yang  disimulasikan adalah  nosel  desain  awal  untuk RCX250, yang berupa nosel cone dengan sudut divergen 13 º . Hasil simulasi nosel ini akan digunakan sebagai pembanding hasil-hasil  berikutnya.  Kasus  kedua adalah  nosel TOP tanpa  koreksi  lapisan batas.  Dari  hasil  tersebut,  akan ditentukan  nilai  koreksi  untuk  nosel parabolik.  Selanjutnya,  disimulasikan nosel parabolik yang telah dikoreksi, dan dengan variasinya.

## 4  HASIL DAN ANALISIS
Dengan  mensimulasikan  nosel awal  dari  RCX250,  didapatkan  hasil kontur seperti pada Gambar 4-1.
Kontur Mach  number tersebut secara  kualitatif  menunjukkan  kondisi aliran  di  dalam  nosel  RCX250.  Pada kondisi  sebenarnya,  di  dalam  nosel aliran  tidak  dapat  bersifat uniform . Terdapat internal  shock ( recompression wave )  yang  berawal  dari  daerah throat . Berbeda  dengan  asumsi Quasi  One- Dimensional  flow ,  aliran  di exit nosel (dan di bagian lain) tidak uniform dalam arah  radial.  Tiap  titik  dengan  radius tertentu  dari  axis  memiliki  profil kecepatan yang berbeda-beda.
Fenomena lain yang dapat diamati  dari  kontur  tersebut  adanya daerah  lapisan  batas  pada  permukaan nosel.  Sebelumnya,  saat  proses  desain dengan metode analitik, seringkali aliran diasumsikan inviscid ,  sehingga  lapisan batas  diabaikan.  Pada  hasil  simulasi, lapisan  batas  yang  terbentuk  memiliki ketebalan  yang  berbeda-beda,  dengan kecenderungan  lapisan  batas  semakin tebal pada bagian downstream .
Adanya  lapisan  batas  ini  ber- pengaruh terhadap prestasi propulsi dari nosel.  Lapisan  batas  pada  bagian exit mengakibatkan penurunan area ekpansi efektif.  Hal  ini  menyebabkan  proses ekspansi  yang  dilakukan  nosel  tidak dapat berlangsung ideal ( under-expanded ). Dengan  pertimbangan  bahwa  dimensi nosel  relatif  kecil  (diameter exit hanya 31.05  mm),  penurunan  area  ekspansi akibat  lapisan  batas  akan  berpengaruh secara  signifikan  (area  dapat  berkurang sampai 10%). Dengan demikian, keputusan  untuk  menambah  koreksi lapisan batas dapat dibenarkan.
Hasil dari simulasi nosel ini, baik secara  kualitatif  maupun  kuantitatif akan  menjadi  referensi  dan  data pembanding  untuk  nosel  baru  ( TOP ). Hasil  ini  berfungsi  sebagai  parameter apakah  nosel  yang  didesain  memiliki
prestasi  propulsi  yang  lebih  baik  atau tidak.
Gambar  4-2  merupakan  kontur Mach  number  dari  simulasi  Nosel TOP sebelum koreksi boundary layer . Sebagai desain  awal,  nosel  ini  menggunakan sudut inisial  ( θ N ) sebesar 24 º , sudut exit ( θ e )  sebesar  14.5 º ,  dengan  panjang  75% dari  nosel cone α  =  150  (49.86  mm). Geometri  ini  dipilih  dengan  memper- timbangkan berat minimum untuk roket (dimensi  terkecil)  yang  dapat  meng- hasilkan  prestasi  propulsi  yang  setara dengan nosel cone .
Dari  Gambar  4-2,  dapat  dilihat bahwa  terdapat  beberapa  kondisi  aliran yang  berbeda  dengan  hasil  simulasi nosel cone .  Pada TOP  nozzle ,  sudut ekspansi  inisial  yang  lebih  besar menyebabkan recompression  wave yang terbentuk  memiliki  sudut  yang  lebih landai  (mengarah  lebih  mendatar). Apabila  dilanjutkan,  titik  pertemuan recompression wave akan lebih mundur. Keuntungannya,  tidak  terjadi  interaksi antara shock  wave dengan  struktur nosel.  Pada  nosel cone ,  interaksi  antara shock wave dengan nosel  dapat membahayakan  struktur  nosel,  yang dapat diteliti lebih lanjut.
Perbedaan  lainnya  dapat  dilihat dari kondisi lapisan batas. Secara visual, kondisi  lapisan  batas  dari  nosel TOP lebih  tipis  daripada  nosel cone .  Kondisi ini  menyatakan  bahwa  nosel TOP menghasilkan rasio ekspansi efektif yang lebih  besar  daripada  nosel cone karena luas  efektif  exit  lebih  besar,  walaupun sebelum mendapatkan koreksi boundary layer . Dengan demikian, nosel TOP akan menghasilkan  prestasi  propulsi  yang lebih baik.
Hasil  simulasi  nosel TOP akan menjadi  referensi  dalam  koreksi  lapisan batas. Koreksi diberikan dengan menambahkan  tebal  lapisan  batas ( displacement  thickess )  pada  radius exit . Perubahan  radius exit dilakukan  tanpa mengubah  geometri  lain,  termasuk panjang  dan  sudut  ekpansi.  Secara dimensional,  penambahan  radius exit
(dengan  radius  throat  tetap)  akan meningkatkan  rasio  ekspansi  nosel. Akan  tetapi,  efek  lapisan  batas  akan menghasilkan  ekspansi  rasio  dari  nosel baru  medekati  ekspansi  rasio  yang diinginkan  (ekspansi  rasio  ideal).  Selain koreksi boundary  layer ,  nosel TOP yang telah  dikoreksi  juga  akan  dimodifikasi pada  sudut  ekspansinya.  Modifikasi dilakukan  dengan  memperbesar  sudut ekspansi inisial, dan memperkecil sudut exit ,  dengan  panjang  yang  dijaga  tetap. Detail  Modifikasi  dapat  dilihat  pada Tabel 4-1.
Gambar  4-3  merupakan  kontur Mach  Number hasil  simulasi  nosel TOP yang  telah  dikoreksi  dengan  analisis lapisan  batas.  Secara  visual,  tidak terdapat  perbedaan  yang  mencolok antara nosel yang telah dikoreksi dengan sebelum  koreksi.  Perbedaan  hanya terlihat  secara  geometris  dan  pada  saat analisis kuantitatif.
Gambar  4-4  adalah  kontur Mach number dari nosel dengan index MOD 7. Nosel  ini  memiliki  sudut  inisial  (θ N ) sebesar  38 º ,  sudut exit (θ e )  sebesar  0 º . Sesuai  dengan  hipotesis  sebelumnya, nosel dengan sudut ekspansi lebih besar akan  menghasilkan recompression  wave dengan  sudut  yang  lebih  landai  (lebih datar). Pengaruh  lain  yang dapat  dilihat dari  perubahan  sudut  ekspansi  inisial adalah pada kekuatan rekompresi. Pada MOD  7  (nosel  dengan  sudut  ekspansi inisial terbesar) recompression wave jauh lebih  kuat  dari  hasil  lainnya.  Hal  ini ditunjukkan  dengan  semakin  tingginya perubahan Mach  number arah  radial pada  daerah exit (ditunjukkan  dengan perubahan warna yang tajam dari merah ke  kuning).    Kuatnya shockwave ini dikarenakan  besarnya  vektor  kecepatan ke  arah  dinding  lebih  besar  yang menyebabkan  kompresi  dari  dinding juga lebih kuat.
Dengan  memodifikasi  sudut exit , diharapkan profil kecepatan yang
dihasilkan  akan  lebih uniform untuk sudut exit yang lebih kecil. Keseragaman aliran  dapat  dilihat  pada  parameter Mach  number dan  sudut  aliran.  Aliran yang  lebih  seragam  akan  menghasilkan nosel  dengan  prestasi  propulsi  yang lebih  tinggi.  Akan  tetapi,  berdasarkan hasil  kontur Mach  number tersebut, dapat  dilihat  bahwa  distribusi Mach number pada exit belum uniform . Kontur tersebut  mengindikasikan  bahwa  sudut aliran  pada exit masih  belum uniform . Distribusi  sudut  aliran  sepanjang exit dapat dilihat pada Gambar 4-5.
Dengan  kontur  yang  dimodifikasi sampai  sudut exit 0 º ,  hasil  yang diperoleh  dari  simulasi  tidak  sesuai dengan  keinginan.  Hal  ini  disebabkan karena  panjang  nosel  yang  dijaga  tetap. Untuk menghasilkan aliran yang uniform , memang  dibutuhkan  nosel  yang  lebih panjang. Flow angle yang semakin tinggi menyebabkan komponen kecepatan radial  di exit nosel  semakin  besar. Akibatnya,  gaya  dorong  yang  dihasilkan semakin  berkurang.  Hasil  dari  masing- masing  nosel  yang  disimulasikan  dapat dilihat pada Tabel 4-2 dan gambar 4-6.
Tabel 4-1: DETAIL  MODIFIKASI  NOSEL TOP
Index θN(deg) θe(deg) MOD 0 24 14.5 MOD 1 26 12 MOD 2 28 10 MOD 3 30 8 MOD 4 32 6 MOD 5 34 4 MOD 6 36 2 MOD 7 38 0
Gambar 4-1:Kontur Mach number nosel cone
Gambar 4-2:Kontur Mach number nosel TOP
Gambar 4-3:Kontur Mach number MOD 0
Internal shock wave Recompression Wave Boundary Layer Strong Recompression Wave Boundary Layer
Gambar 4-5: Distribusi  sudut  kecepatan daerah exit
Dari  data  tersebut,  dengan  mem- bandingkan  antara  nosel cone (desain awal  RCX250)  dengan  nosel TOP pada kondisi  tanpa  koreksi  lapisan  batas, didapatkan  hasil  bahwa  nosel TOP menghasilkan  gaya  dorong  yang  sedikit lebih  besar  daripada  nosel cone . Perbedaan  gaya  dorong  ini  disebabkan berbedanya  rasio  ekspansi  efektif  dari masing  masing  nosel.  Pada  nosel cone , dengan  nosel  yang  lebih  panjang, lapisan  batas  menjadi  semakin  tebal pada  daerah exit .  Pada  nosel TOP , dengan  panjang  sekitar  setengahnya, lapisan batas pada daerah exit lebih tipis daripada  nosel cone .  Semakin  tipis lapisan  batas  yang  terbentuk,  area efektif exit nosel menjadi semakin lebar.
Dengan  demikian,  proses  ekspansi  oleh nosel semakin mendekati kondisi ideal.
Pengaruh  lapisan  batas  terhadap produksi  gaya  dorong  juga  ditunjukkan pada tahap kedua. Nosel TOP yang telah dikoreksi  mampu  menghasilkan  gaya dorong  yang  lebih  besar  daripada sebelum  dikoreksi.  Perubahan  yang terjadi sebesar 3.908% dari nosel cone . Dengan  memodifikasi  persamaan parabolik, diperoleh nosel yang berbeda- beda. Dengan semakin kecil sudut pada exit nosel,  diharapkan  aliran  pada exit
semakin uniform dan  gaya  dorong  yang dihasilkan  semakin  besar.  Pada  hasil simulasi,  sudut  aliran  udara  di  daerah exit untuk sudut exit yang semakin kecil justru  semakin  bervariasi,  dengan  nilai maksimum  lebih  tinggi  daripada  sebelum modifikasi.  Hal  ini  menyebabkan  turun- nya gaya dorong yang dihasilkan.
Dari semua modifikasi,  nosel yang menghasilkan  gaya  dorong  maksimum adalah  nosel  dengan  indeks  MOD  1, dengan  sudut  inisial    (θ N )  sebesar  26 º , sudut exit (θ e )  sebesar  12 º .  Nosel  ini menghasilkan  gaya  dorong  paling  besar karena  memiliki  distribusi  kecepatan exit dengan  variasi  sudut  paling  rendah (paling uniform ). Dengan demikian, reduksi momentum  akibat  kecepatan  radial semakin berkurang.

## Tabel 4-2: PERBANDINGAN HASIL SIMU- LASI
Nosel Me Pe (Pa) Ve (m/s) F (kgf) % change Cone 2.774  97035 2293  226.6 0.000 Initial 3.058  56067 2420  228.0 0.646 MOD 0 3.163  45701 2464  235.4 3.908 MOD 1 3.155  46435 2461  237.1 4.670 MOD 2 3.152  46754 2459  237.1 4.666 MOD 3 3.151  46831 2459  236.5 4.367 MOD 4 3.151  46809 2459  235.7 4.041 MOD 5 3.153  46777 2460  234.9 3.698 MOD 6 3.152  46770 2459  234.3 3.414 MOD 7 3.152  46772 2459  233.5 3.081
Dalam  proses  desain  nosel  ini, kondisi under-expanded ataupun over- expanded tidak  dibahas  secara  detail. Dari  hasil  simulasi,  kondisi  tersebut tidak  dapat  ditentukan  berdasarkan kecepatan  pada exit .  Karena  kondisi sebenarnya  berbeda  dengan Quasi  One- Dimensional Flow , profil kecepatan akan bervariasi secara radial. Dengan demikian, terdapat kemungkinan bahwa kecepatan  pada  titik  axis  memiliki  nilai lebih  rendah  dari ambient pressure tetapi  pada  bagian  lain  menjadi  lebih
0 5 10 15 20 25 30 35 0 10 20 30 R ad ial p o si tion ( m m ) flow angle  (degree) MOD 0
MOD 1 MOD 2 MOD 3 MOD 4 MOD 5 MOD 6 MOD 7
besar. Parameter utama yang digunakan untuk  menentukan  prestasi  propulsi dari nosel yang didesain adalah propulsi gaya dorong.
Gambar 4-6:Produksi gaya dorong

## 5  KESIMPULAN
Dari  jenis  desain  nosel  konven- sional,  nosel bell/ parabolik  merupakan pilihan  yang  lebih  baik  daripada  nosel cone .  Nosel bell /parabolik  mampu menghasilkan  efisiensi  propulsi  yang lebih  tinggi  ataupun  nosel  dengan dimensi yang lebih pendek.
Thrust  Optimized  Parabolic ( TOP ) nozzle merupakan  metode  desain  nosel parabolik  yang  paling efektif.  Metode  ini memberikan  hasil  geometri  nosel  dalam bentuk  persamaan  linier.  Selain  itu, prestasi  propulsi  dari  nosel  yang didesain  dengan  metode  ini  lebih  tinggi dari metode lainnya.
Tanpa  koreksi boundary  layer , nosel yang didesain dengan metode TOP mampu menghasilkan gaya dorong lebih tinggi  daripada  nosel cone (nosel  awal RCX250).  Nosel  ini  mengalami  pe- ngurangan  rasio  ekspansi  efektif  lebih kecil daripada nosel cone .
Setelah  koreksi boundary  layer , nosel TOP menghasilkan  thrust  lebih besar daripada nosel cone ataupun nosel TOP tanpa  koreksi boundary  layer .
Peningkatan  yang  terjadi  mencapai 4.67% dari thrust awal.
Modifikasi  nosel  parabolik  tidak memberikan  hasil  sesuai  dengan  yang diharapkan.  Nosel  dengan  sudut exit lebih  kecil  ternyata  memberikan  profil kecepatan  daerah exit yang  lebih bervariasi.  Dari  semua  modifikasi,  nosel yang  menunjukkan  hasil thrust paling tinggi  adalah  nosel  MOD  1,  dengan peningkatan thrust sebesar  4.67  %  dari thrust nosel cone acuan.

## DAFTAR RUJUKAN
Anderson, J.D., 1990. Modern Compress- ible Flow: with Historical Perspective (2 nd ed.) New York: McGraw-Hill. Askary,  M.H.,  2008. Numerical  Investi- gation of Modified Minimum Length nozzle  With  Rectangular  cross section . Bandung: Institut Teknologi Bandung.
Hakim,  A.  N.,  2010. Analisa  Uji  Bakar Roket  RCX2  Berpropelan  GOX- Kerosen ,  Prosiding  Thermofluid
2010.
Huzel,  D.K.  and  Huag  D.H.,  1992.
Modern  Engineering  for  Design  of Liquid  Propellant  Rocket  Engines (rev.  ed).  AIAA  Progress  in Aeronautics  and  Astronautics  Vol. 147. Washington DC: AIAA.
Ostlund,  Jan.,  2002. Flow  Processes  in Rocket Engine Nozzle with Focus on Flow  Separations  and  Side-Loads.
Stockholm:  Royal  Institute  of Technology.
Priamadi,  Eko,  2010. Design  And Comparison  of  Conical  and  Bell Nozzle  for  Liquid  Rocket  Engine RCX-150 . Bandung: Institut
Teknologi Bandung.
Rao, G.V.R., 1958. Exhaust Nozzle Contour for Optimum Thrust . Jet Propulsion Vol. 28 No. 6.
Rao,  G.V.R.,  1960. Approximation  of Optimum  Thrust  Nozzle  Contour .
ARS Journal Vol. 30 No. 6.
226,6 228,0 235,4 237,1 237,1 236,5 235,7 234,9 234,3 233,5 220 222 224 226 228 230 232 234 236 238 Th rust ( k gf ) Tipe Nozzle
Sutton  G.P.,  2001. Rocket  Propulsion Elements  –  An  Introduction  to  the Engineering  of  Rockets (7 th ed). Canada: John Wiley & Sons Inc.
Zulkifli, M., 2009. Supersonic Nozzle Design of  Small  Liquid  Rocket  Engine . Bandung: Institut Teknologi Bandung.