## PERHITUNGAN DAN PERANCANGAN IGNITER BERBASIS KALKULASI PROPULSI ROKET (Studi Kasus Roket RX-320)
Ganda Samosir Peneliti Pusat Teknologi Wahana Dirgantara, LAPAN e-mail: gandasamosir@gmail.com Diterima 31 Mei 2011; Disetujui 6 September 2011

## ABSTRACT
The solid  rocket motors, like all the LAPAN’s rocket,  has been  using the composite fuel of Hydroxyl Terminated Poly Butadiene (HTPB) type which is not easy to self-igniting. The quite extreme environment conditions are needed in order to ignite this non-hypergolic solid fuel, such as the ambiance pressure and temperature must be about 40 bar and 280 ° C respectively. The aforementioned conditions must be well given by the prime igniter designed or commonly known as igniter.
The performance of an igniter could be very influenced by 2 (two) massive variables; first one is  the  internal factor, such as: squib ingredient, filament material, primer composition, igniter main charge, and the second one is external factor, such as: propellant’s type, dimension and the configuration of the rocket’s combustion chamber. In other word, chosen the proper rocket’s igniter are depending on the type and its mission.
The propulsion calculation applied in this paper to design the igniter of the rocket RX- 320, gives some major variables, i.e.: the biggest tube length; i L = 357 mm, its outside diameter; lc φ = 51 mm, total orifices and its diameter are 165 and 4 mm respectively.
Keywords: Extreme conditions, Internal factors, External factors.

## ABSTRAK
Motor  roket padat, seperti roket-roket LAPAN,  menggunakan bahan bakar komposit dari jenis Hydroxyl Terminated Poly Butadiene (HTPB) yang umum nya tidak mudah untuk terbakar. Agar bahan bakar padat non-hypergolic  ini bisa terbakar, diperlukan kondisi lingkungan yang cukup ekstrim, yakni tekanan sekitar 40 bar dan temperatur    280 ° C.  Kondisi ekstrim inilah yang harus bisa diciptakan oleh penyala mula (igniter) yang di rancang.
Ada 2 (dua) faktor penting yang dapat mempengaruhi unjuk kerja dari sebuah igniter, yakni: faktor internal, berupa: ramuan squib, bahan filamen, komposisi primer, bahan isian utama, dan faktor eksternal, berupa: jenis  propelan,  dimensi dan konfigurasi ruang bakar motor roket. Dengan kata lain; sistem igniter yang akan digunakan, sangat tergantung kepada tipe dan misi roketnya.
Dari hasil penerapan perhitungan propulsi pada makalah ini, diperoleh beberapa besaran penting dari  igniter  yang dirancang  untuk roket RX-320 sebagai berikut: panjang tabung terbesar; i
L = 357 mm, diameter luar ; lc φ = 51 mm dan jumlah total lubang-lubang pengarah api = 165 buah dengan diameter = 4 mm.
Kata kunci: Kondisi ekstrim, Faktor internal, Faktor eksternal

## 1  PENDAHULUAN
Igniter  pada suatu motor roket padat berfungsi sebagai pemasok energi aktivasi  (activated energy), yakni men- ciptakan kondisi lingkungan tertentu agar bahan bakar  (propelan)  bisa terbakar guna dapat menghasilkan gaya dorong roket atau thrust.  Mengingat unjuk kerja igniter  dipengaruhi oleh banyak  faktor, maka penelitian dan perancangannya, praktis tidak dapat dilakukan  secara analitis (matematis) murni, tetapi lebih ke cara empiris. Hal ini yang menyebabkan penelitian, peran- cangan,  dan pengembangan sebuah igniter tidak pernah bisa tuntas, karena untuk tipe dan misi roket tertentu, harus menggunakan tipe dan jenis igniter yang tertentu pula.
Sistem  igniter  adalah bagian tak terpisahkan dari sebuah teknologi roket, yang dengan sedikit rekayasa, bisa di jadikan  senjata pemusnah, sehingga mempunyai tingkat ke rahasiaan yang sangat tinggi. Oleh karena itu, segala sesuatu yang menyangkut tentang roket,
termasuk  igniter, harus dilakukan secara swa-sembada. Kurangnya wacana sebagai dasar perancangan igniter  inilah  yang juga  memicu penulis mencoba  melaku- kan pendekatan yakni dengan  mene- rapkan teori perhitungan propulsi roket dalam merancang dan membuat igniter. Dalam hal ini, igniter diasumsikan sebagai sebuah roket kecil dengan luas kerong- kongan nosel (nozzle throat area)-nya sama dengan jumlah luas total dari lubang-lubang kecil (orifices) penyembur atau pengarah nyala  api yang  ada pada igniter. Sehingga dengan demikian rumus- rumus yang biasanya digunakan dalam penelitian dan perancangan  sistem pro- pulsi roket, terutama pada perancangan nosel roket, dapat diterapkan.
Gambar 1-1, menunjukkan sebuah ruang bakar (combustion chamber) motor roket padat, sekaligus komponen-kom- ponen utama yang terdapat di dalamnya. Roket-roket buatan LAPAN umumnya menempatkan  igniter  di tengah-tengah cap, seperti yang  terlihat pada gambar ilustrasi tersebut.
inhibitor propelan
liner inhibitor
cap igniter tabung nosel
Gambar 1-1:Ruang bakar motor roket padat

## 2  DASAR TEORI
Agar proses pembakaran dapat berjalan dengan  baik, maka diperlukan adanya  tiga unsur penting yang di kenal dengan nama: “segitiga pembakaran“ (combustion triangle  atau  fire triangle) seperti yang ditunjukkan pada Gambar 2-1.
Gambar 2-1: Segitiga Proses Pembakaran
Ke-3 unsur tersebut adalah: bahan bakar (fuel), oksidator (oxidizer) dan energi aktivasi (activated energy), yang apabila satu    dari    ke-3 unsur    itu    tidak    ada, maka  proses pembakaran tidak akan dapat berlangsung.  Fungsi utama dari igniter adalah menciptakan tekanan (p) dan temperatur (T) yang cukup, dimana untuk tipe propelan HTPB diperlukan p =  ±40 bar dan T =  ±280 ° C  agar proses pembakaran dapat ber-langsung dengan baik dan stabil.
Dikenal ada banyak  tipe igniter, antara lain: bag igniter, powder can igniter, jelly roll igniter, film igniter dan basket igniter  atau dikenal juga dengan nama: perforated igniter type, yang masing- masing penggunaannya tergantung dari banyak faktor. Untuk roket-roket yang di rancang dan dikembangkan oleh LAPAN, umumnya menggunakan igniter  tipe basket, termasuk untuk roket RX-320. Oleh karena itu, ruang lingkup penulisan ini dibatasi pada perancangan igniter tipe basket. Igniter tipe basket ini, terdiri dari 2 (dua) selongsong atau biasa disebut casing,  dimana  casing  yang satu  (berisi serbuk propelan) berada di dalam casing lain yang lebih besar  (berisi batangan propelan silindris berrongga).  Casing
terbuat dari aluminium alloy yang diberi lubang-lubang kecil dengan sudut ber variasi, berisi bahan eksplosif yang bila terbakar, semburan gas  (api)-nya bisa mencapai seluruh permukaan bagian dalam propelan secara  serentak yang dapat memberikan energi aktivasi cukup besar guna pembakaran propelan roket. Umumnya, pembakaran propelan padat roket-roket LAPAN, berlangsung secara radial, kecuali untuk roket pembakaran ujung yang dikenal dengan nama cigarette burning.  Sebuah  igniter  tipe basket atau igniter tipe perforated, dapat dilihat pada Gambar 2-2.
Gambar 2-2:Igniter tipe perforated
Agar  igniter  bisa terbakar, maka diperlukan kawat filamen  (electrics squib), dimana fungsinya   mengkonversi energi listrik menjadi energi panas, yang secara ilustratif, dapat dilihat pada Gambar 2-3 berikut ini:
Gambar 2-3: Skema squib elektrik
Karena,  squib  elektrik ini harus sudah bisa menyala hanya dengan tegangan listrik yang kecil, maka bahan- bahan yang umum digunakan adalah: wolfram (tungsten), nikelin, tembaga, dan lain lain.
Proses pembakaran isian igniter, dapat digambarkan dalam suatu diagram
Bahan konduktor
Kabel ke sumber arus Ramuan primer Kawat filamen Bahan penyekat
entalpi, seperti terlihat pada Gambar 2-4 (a) dan (b).
Gambar 2-4a: Diagram pembakaran ekso- termis
Gambar 2-4b: Diagram pembakaran endo- termis
Simbol-simbol yang ada pada gambar, dapat  dijelaskan sebagai berikut; H = entalpi, R= entalpi reaktan, P = entalpi produk, A E = energi aktivasi,
C H ∆ = panas pembakaran  dan R H ∆ = panas reaksi.
Gambar 2-4(a), menjelaskan proses pembakaran merupakan reaksi ekso- termis, yakni membebaskan kalor sebesar
C H ∆ . Sedangkan  Gambar 2-4b, men- jelaskan proses reaksi kimia yang meru-
pakan reaksi endotermis, yakni mem- butuhkan panas sebesar R H ∆ . Perlu juga dicatat, bahwa panas reaksi, tidak selalu positif yang berarti membutuhkan panas, namun bisa juga negatif  yang berarti mengeluarkan panas, seperti hal nya
C H ∆ .
Agar reaksi pembakaran dapat berlangsung kontinu seperti yang di persyaratkan, maka: C H ∆ harus lebih besar dari A
E , sebab sebagian dari C H ∆
yaitu sebesar A E , diperlukan untuk energi aktivasi guna pembakaran awal propelan roket.
Hirarki pola pembakaran dan ramuan isian igniter, serta propelan, bisa dijelaskan berturut-turut  melalui Gambar 2-5.
Gambar 2-5a, menunjukan pola pembakaran dari ramuan primer, sedang- kan  Gambar 2-5b, menunjukan pola pembakaran muatan utama igniter (igniter main charge) dan Gambar 2-5c, menyatakan pola pembakaran propelan roket. Pola-pola pembakaran ini kemudian dijadikan patokan dalam memilih bahan- bahan ramuan primer, isian utama igniter dan bahan propelan.  Bahan ramuan primer haruslah mempunyai energi aktivasi yang kecil, yakni hanya dengan beberapa Amper saja, sudah bisa terbakar, karena itu bahan ramuan haruslah yang reaktif, misalnya: nitrogliserin, asam pikrat, trini- trotoluena  (TNT), timbale acid, mercan fulminet, dan lain lain.
Gambar 2-5:Hirarki pola pembakaran
Igniter main charge, umumnya terdiri dari fuel  dan  oxidizer, yang akan terbakar akibat panas yang ditimbulkan oleh  squib  elektrik, oleh karena itu bahan yang digunakan adalah:  ALNO powder (black powder + logam Al). Igniter main charge, ditempatkan di dalam casing yang berlubang-lubang, sedemikian rupa sehingga dapat dianggap sebagai roket kecil. Jumlah luas seluruh lubang, sama dengan luas leher nosel roket, dimana massa propelannya sama dengan massa bahan isian utama dan tekanan kerja di dalam casing sama dengan 0,3 C P .
Seperti telah disinggung  sebelum- nya, selain panas (temperatur)  maka tekanan juga memegang peranan yang penting  agar propelan dapat terbakar dengan baik dan stabil.
Tekanan pembakaran propelan ini, diantisipasi melalui perhitungan volume bebas awal ruang bakar atau di kenal dengan istilah: initial combustion chamber free volume atau secara singkat sering disebut: initial free volume.
Variabel ini bisa didapatkan dari hasil penelitian dan perancangan sistem propulsi  roket-roket padat  yang telah umum digunakan pada bidang Propulsi- LAPAN.

## 3  PERHITUNGAN
Prinsip perancangan  igniter  tipe basket ini adalah;  igniter diasumsikan sebagai suatu roket kecil, dimana luas kerongkongan (throat) noselnya sama dengan jumlah luasan seluruh lubang- lubang (orifices) yang ada pada igniter nya. Sehingga dengan demikian prinsip- prinsip  baku untuk perhitungan  dan perancangan sistem propulsi motor roket, dapat di aplikasikan. Perhitungan yang dimaksud meliputi: berat bahan isian dan jumlah lubang (orifices) untuk casing luar maupun dalam igniter.

## 3.1 Casing Luar dan Bahan Isian
Data  balistik propelan  (ballistics propellant properties) milik LAPAN adalah sebagai berikut:
• kecepatan pembakaran; r = 7  mm/det untuk  tekanan ruang  bakar  =  7  MPa. Untuk tekanan pembakaran yang  lain,
berlaku    rumus, l r = n C igl P P r       dengan C P = 70 atm  dan = n konstanta = 0,31
• densitas; = igl ρ 1,83 gr/ 3 cm
• suhu pembakaran; C T =  3650 K
• massa  molekul  gas  hasil  pembakaran; M ghpl = 30,4 gr/mol
• fraksi partikel terkondensasi; = igl σ 0,37
• rasio kapasitas panas; γ = v C / p C = 1,1315 • tekanan pada casing luar; P igl = 21 atm.

## 3.1.1 Volume  awal ruang kosong
( Initial Free Volume ); DC V
DC V adalah volume ruang kosong di luar casing igniter  di dalam ruang bakar roket sebelum pembakaran propelan terjadi.
Roket RX-320 ini  yang karena misinya,  menggunakan  tipe  double configuration propellant,  yakni  sebagian berbentuk  wagon  wheel  dan sebagian lagi berbentuk  cylinder (hollow).
Bentuk dan dimensi utama  grain propelan roketnya dapat dilihat pada Gambar 3-1a dan 3-1b.
Gambar 3-1: Grain wagon wheel
Panjang wagon wheel; ww L = 112 cm dan jari-jari propelan (utuh); = pu r 13,8  cm, maka  volume awal ruang kosong; ww V
Propellant area= 38378.5 mm 2
adalah: = ww V ( ) area prop r pu . . 2 − π x ww L = 24024 3 cm
Gambar 3-1b: Grain cylinder
Bagian cylinder ini mempunyai panjang;
= C L 1667 mm  dan jari-jari ruang kosong; C r = 4 cm, sehingga volume ruang kosong adalah:
C C C L r V . . 2 π = = 7 , 166 . 4 . 2 π = 83792,5 3 cm
Dengan demikian, volume awal ruang kosong untuk double configuration propellant ini adalah:
C ww DC V V V + = = 107816 3 cm 3.1.2 Suhu pembakaran; igl T igl T adalah suhu pembakaran untuk bahan isian casing  luar pada tekanan igl P = 21 atm, sedangkan dari data balistik propelan HTPB diketahui suhu pembakarannya adalah C T =  3650 K.
Oleh karena itu, igl T harus dikoreksi dengan menggunakan hubungan  per- samaan termodinamika, sebagai berikut:
      − = 1 γ γ C igl C igl T T P P ⇒ = igl T 3173,4 K
3.1.3 Berat isian casing luar; igl W
Bahan isian casing  luar  igniter adalah propelan HTPB, dimana berat isian dapat dihitung  dengan memodifi- kasi persamaan  gas ideal,  sehingga diperoleh:
( ) igl igl DC igl igl T M R P V W . . 1 1 σ − = (3-1)
Keterangan: R  = konstanta gas ideal = 0,082 ( K gmol atm ltr . . ) V DC =107816 3 cm = 107,6 ltr
M = massa molekul rerata  gas  hasil pembakaran = 30,4 gr/gmol.
Dengan memasukkan besaran-besaran lainnya yang didapat dari data balistik propelan HTPB  milik LAPAN, maka diperoleh
= igl W 420,5 gr .
3.1.4 Dimensi bahan isian casing luar
Bahan isian casing  luar  igniter, terbuat dari propelan HTPB dengan grain  berbentuk  silinder  ber  rongga (Gambar 3-2), dimana diameter luar: ( ) c lc l t 2 − = φ φ (3-2) d D l φ Gambar 3-2: Penampang Isian Casing Luar
Karena lc φ = diameter luar casing igniter yang di asumsi = 51 mm dan c t = tebal casing = 3 mm, maka:
= l φ 45 mm
Dimensi isian casing  luar igniter, di tentukan melalui persamaan-persamaan sebagai berikut:
• Volume bahan isian.
= = = 3 83 , 1 5 , 420 cm gr gr W V igl igl prop ρ 230 3 cm • Luas penampang isian. = = = 34 230 prop prop pi L V A 6,76 2 cm = 676 2 mm
dengan:
prop L = panjang isian casing luar
= panjang casing luar–tebal penutup = 357 – 17 = 340 mm = 34 cm
Diameter dalam isian casing luar; d D , di tentukan melalui Gambar 3-2 di atas,
yakni: ( ) 2 2 4 d l pi D A − = φ π ⇒ d D = 34 mm
Dengan demikian, tebal isian casing luar adalah:
= − = 2 d l cl D t φ 8,5 mm

## 3.1.5 Jumlah lubang casing luar
Seperti telah disinggung di atas, bahwa prinsip perhitungan propulsi roket,  diaplikasikan terutama untuk perancangan nosel. Maka di  sini,  di asumsi jumlah luas seluruh lubang (orifices) pada casing  luar igniter  sama dengan luas kerongkongan nosel (nozzle throat area).
Bila D C adalah koefisien debit massa pembakaran  dan igl q debit massa pem- bakaran isian igniter, maka dari hukum Kontinuitas diperoleh jumlah luas seluruh lubang; thl A , yakni:
igl D igl thl P C q A . = (3-3)
Koefisien debit D
C dapat dihitung melalui persamaan berikut:
D C = ( )       − + + 1 1 2 1 γ γ γ γ γ M RT igl / γ (3-4)
Besaran-besaran di atas, dapat dilihat pada data-data balistik propelan (Bab 3.1) dan yang sudah dihitung pada Bab 3.1.3. Besaran-besaran tersebut di substitusikan ke dalam persamaan (3-4), maka diperoleh;
D C = 314 , 5 x 9 10 − det/cm.
Debit massa bahan isian,
b igl igl t W q = (3-5)
dengan:
= b t lama pembakaran isian arah radial, yang dapat dihitung  melalui penjelasan di bawah ini:
Kecepatan pembakaran isian casing luar:
=       =       = 31 , 0 70 21 7 n C igl igl P P r r 4,82 mm/det Dengan demikian, bahan isian dengan ketebalan; 5 , 8 = cl t mm akan terbakar
dalam waktu;
= = igl cl b r t t 1,76 det
Sehingga  persamaan (3-5) menghasil- kan:
igl q = 239 gr/det
Untuk menyamakan satuan, maka igl P = 21 atm, di konversikan menjadi:
28 , 21 x ( ) 2 6 det 10 cm gr .
Dengan  men-substitusi  besaran  yang ada pada persamaan (3-3), diperoleh:
= thl A 2113,5 mm 2 . Bila diameter lubang= 4  mm, maka luas per lubang;
= o A 12,57 2 mm , sehingga jumlah
lubang total = = o thl A A 168 buah, dengan kata lain,  dari hasil aplikasi kalkulasi propulsi,  diperoleh jumlah total luasan adalah  ekuivalen dengan 168 buah lubang berdiameter 4 mm.
Pada perancangan igniter ini, dibuat 165 buah lubang ber diameter 4 mm (pengarah nyala api) dan 1 (satu) buah berdiameter 7 mm (yang juga ber fungsi sebagai tempat masuknya kawat filamen), yang  di tempatkan pada  bagian ujung dari casing luar igniter.

## 3.1.6 Tata letak lubang pengarah nyala
Agar semburan nyala api igniter bisa mencapai permukaan propelan roket secara serentak, maka pada casing  luar ini akan dibuat 10 buah lubang ber diameter  4 mm dengan arah radial, sedangkan  16 buah  berada sepanjang casing arah aksial, disusun selang-seling (zig-zag), dengan jarak; l d , dimana:
1 − = n l d ce l
bila:
ce l = panjang afektif casing  = 195 mm n  = jumlah deretan lubang  =  16 buah maka:
l d = 13 mm
Dengan demikian, jarak antara deretan lubang arah aksial adalah  sebesar 360 ° /10 = 36 ° , dimana sudut divergensi nya  dibuat  berbeda-beda.  Agar  dengan demikian,  nyala api dapat menjangkau seluruh permukaan bagian dalam propelan roket  pada waktu bersamaan. Akibatnya, pembakaran propelan roket akan ber- langsung secara radial seperti yang diharapkan.
Tata letak lubang-lubang dan besar sudut divergensi terhadap sumbu igniter nya, ditentukan sebagai berikut:
• 1 (satu) lubang ber diameter 7 mm yang  berada di ujung casing  dengan sudut 0 ° , nyala api akan   mampu menjangkau ujung propelan yang berjarak  2700 sampai dengan 2787 mm dari igniter.
• 5 (lima)  deretan  lubang  pertama  ber diameter 4 mm  dengan    sudut  2 ° sampai 4 ° , nyala api ini akan menjang- kau permukan propelan yang berjarak 1800 mm sampai 2700 mm dari igniter.
• 5 (lima) deretan lubang ke-dua dengan sudut divergensi antara 4 ° sampai 25 ° , nyala api ini akan menjangkau propelan roket yang berjarak 1000 mm sampai dengan 2700 mm dari igniter.
• 6 (enam) deretan  lubang  ke tiga dengan sudut divergensi  antara 25 ° sampai
166 ° , nyala api ini  dapat menjangkau propelan dari pangkalnya hingga sejauh 1000 mm dari igniter.

## 3.1.7 Dimensi casing luar
Casing  luar  igniter  terbuat dari material yang relatif lunak, misalnya: Aluminium alloy, sehingga setelah membakar propelan roket, igniter  itu sendiri, haruslah bisa habis terbakar. Dari perhitungan-perhitungan di  atas, maka dimensi casing luar igniter adalah sebagai berikut:
• Diameter luar      = 51 mm
• Diameter dalam   = 45 mm
• Panjang total       = 7 x 51 = 357 mm (Lihat Lampiran)
3.2 Casing Dalam dan Bahan Isian
3.2.1 Bahan isian casing dalam
Bahan isian untuk casing dalam, berbeda dari isian casing luar, karena fungsinya juga berbeda. Casing  dalam biasanya diisi dengan black powder, yaitu campuran heterogen antara Kalium Nitrat ( ) 3 KNO , Sulfur ( ) S dan Karbon ( ) C dalam  persentase tertentu.  Setelah di- proses,  campuran ini akan ber bentuk batangan yang sangat rapuh, fraksi padatan pada gas buang akan cukup besar, sehingga impuls spesifiknya relatif menjadi lebih rendah. Sebelum dijadikan isian,  batangan  black powder  digiling agar berbentuk serbuk dan energi aktivasi diperoleh dari squib elektrik.
Reaksi kimia pembakaran black powder ini adalah sebagai berikut:
S K SO K CO K N CO CO C S KNO 2 4 2 3 2 2 2 3 2 2 5 3 8 12 4 10 + + + + + → + +
Dari persamaan di atas, maka diperoleh:
• fraksi padatan; 55 , 0 = igd σ • temperatur pembakaran; 2590 = o T K
• tekanan pembakaran; igd P = 7 atm
• temperatur  pembakaran  hasil  koreksi;
igd T = 1764,5 K
• densitas black powder; ρ igd =2,199 gr/ 3 cm
• massa molekul rerata; ghpd M = 36
gr/gmol
• rasio kapasitas panas; d γ = 1,2 3.2.2 Volume ruang kosong; rd V
Dengan menganalisis hasil per- hitungan volume awal ruang kosong yang dapat dilihat pada BAB 3.1, terutama paragraf 3.1.6 dan 3.1.7, maka diperoleh volume ruang kosong di dalam casing  luar yang tidak terisi oleh bahan isian;
rd V = 0,226 ltr.
3.2.3 Berat isian casing dalam; igd W
Berat black powder sebagai bahan isian  casing  dalam,  dapat dihitung dengan menggunakan persamaan (3-1) di  atas hanya dengan mengubah indek nya saja, yakni:
( ) igd igd rd igd igd T M R P V W . 1 1 σ − =
= 0,75 gr
3.2.4 Jumlah lubang casing dalam
Dengan prinsip yang sama seperti pada paragraf  3.1.5 dan dengan meng- ubah indek l menjadi d, maka jumlah luas  seluruh lubang  dapat di hitung melalui persamaan (3-3), yakni:
igd Dd igd thd P C q A . = (3-6)
Bila “waktu tinggal gas di dalam ruang bakar”; bd t = 0,04 det, artinya: black powder seberat igd W akan habis terbakar dalam waktu 0,04 det, maka:
= = det 04 , 0 / 75 , 0 gr q igd 18,75 gr/det.
Dd C adalah koefisien debit untuk casing dalam yang dapat dihitung  melalui persamaan (3-4).  Setelah disubstitusi besaran-besaran nya yang terdapat pada paragraf  (3.2.1) di  atas,  maka  hasilnya
adalah: Dd C = 0,011 det/cm. Dengan demikian persamaan (3-6) menghasilkan:
thd A = 240,4 2 mm .
Karena diameter lubang 3 mm, maka luas nya; = = 2 3 . 4 / π od A 7, 07 2 mm .
Jumlah lubang pada casing  dalam ini adalah: 240,4/7,07 = 34 buah, artinya dengan mengaplikasikan prinsip kalkulasi propulsi, di peroleh jumlah total luasan, ekuivalen dengan 34 buah lubang ber diameter 3 mm.
Pada perancangan casing dalam ini akan terdapat 32 buah lubang diameter 3 mm (pengarah nyala api) dan 1 lubang diameter 4,2 mm yang sekaligus sebagai tempat lewatnya kawat filamen.

## 3.2.5 Tata letak lubang casing dalam
Lubang-lubang berdiameter 3 mm sebanyak 32 buah disusun sedemikian rupa sehingga akan terdapat 4 deret melingkar dan 8 deret di sepanjang casing, tersusun selang-seling, sedangkan 1 buah lubang ber diameter 4,2 mm di buat tepat di bagian ujung casing.
Dari pengalaman empiris lapangan, maka tata letak lubang-lubangnya di buat sebagai berikut:
• satu  lubang ber diameter 4,2 mm, di buat tepat di bagian ujung casing dalam.
• dua  deret ke  bawah pertama  dengan sudut divergensi 5 ° sampai  22,5 ° terhadap sumbu igniter.
• dua  deret ke  bawah ke-dua dengan sudut divergensi 28 ° sampai  45 ° ter- hadap sumbu igniter.
• dua  deret ke  bawah ke-tiga  dengan sudut divergensi 46 ° sampai  67,5 ° terhadap sumbu igniter.
• dua  derat ke  bawah ke-empat  dengan sudut divergensi 68 ° sampai  90 ° terhadap sumbu igniter.
Agar nyala api dari casing  dalam dapat membakar isian casing luar igniter secara bersamaan, maka jarak antar lubang
• arah radial = 8,5 mm dan
• arah aksial = 11,5 mm.
3.2.6 Dimensi casing dalam
Sama seperti casing igniter bagian luar, maka casing bagian dalam ini juga terbuat dari bahan Aluminium alloy, dimana dimensi utamanya adalah sebagai berikut:
• Diameter Luar  = 17   mm
• Diameter dalam = 13  mm
• Panjang total   = 7 x 17   = 119 mm (Lihat Lampiran)

## 4  PEMBAHASAN
Igniter  yang dihitung/dirancang dengan metode alternatif, yakni meng- gunakan kalkulasi propulsi, diharapkan berfungsi dengan baik karena ada beberapa alasan, yakni:
a) Casing  dibuat rangkap dua, dengan tekanan kerjanya  naik secara ber tahap, dimana tekanan casing   dalam dikendalikan sebesar 1/3 dari  tekanan casing    luar. Sedangkan   tekanan casing  luar dibuat 1/3 dari tekanan ruang bakar  motor roketnya. Hal  ini akan dapat  mengurangi resiko  pecah atau meledaknya casing igniter.
b) Untuk  menghitung dan  menentukan jumlah atau massa bahan isian casing, maka digunakan  modifikasi  prinsip dasar Persamaan Gas Ideal.  Volume gas hasil pembakaran isian cukup untuk  memenuhi atau mengisi seluruh ruang kosong (initial free volume) di dalam ruang bakar roket, sehingga dengan demikian nyala apinya mampu membakar propelan roket secara merata.
c) Lubang-lubang pengarah nyala api pada  casing  dibuat divergen dengan kemiringan sudut yang berbeda-beda, sehingga nyala api dapat  menjangkau seluruh  permukaan  bagian  dalam dari propelan roket  secara serentak sehingga  terjadi pembakaran secara radial.

## 5  KESIMPULAN
• Karena perancangan igniter  praktis tidak dapat dilakukan dengan  bantuan analitis (matematis) murni, maka metode alternatif ini, diharapkan dapat membantu mengatasi kurangnya   wa- cana  dalam  perancangan  igniter  tipe basket untuk roket-roket padat (sonda) dengan  berbagai  bentuk dan dimensi grain propelan.
• Kurang  akuratnya  besaran-besaran termodinamika dan kimia dari  berbagai macam  isian yang ada  termasuk  sifat balistik (ballistic properties) propelan, dapat  berpengaruh  secara signifikan terhadap  hasil rancangan  igniter. Oleh karena itu, kalaupun  tidak  bisa  di hilangkan, besaran-besaran yang selama ini diasumsikan supaya dikurangi sebanyak mungkin.
• Bila seluruh algoritma  pada makalah ini, disusun sedemikian rupa sehingga berbentuk  program  komputer atau software  dalam wujud paket  yang sederhana, maka   hal ini akan  bisa sangat memudahkan dalam peran- cangan igniter tipe basket untuk roket- roket LAPAN selanjutnya.

## DAFTAR  RUJUKAN
Anderson Jr. J. D., 2003. Modern Com- pressible Flow rd 3 Edition, McGraw-
Hill International.
Dardare. J., Meriguet. J., Vailhe.I., 1981. Reacteur-FuseesTome I;La Pousee, Les   Propergols,   Les   Echanges Thermiques, E.N.S.A.E -  Sup’Aero
Toulouse-France.
Ganda Samosir, 2007. Evaluasi Unjuk Kerja Sistem  Propulsi  Motor  Roket RX-150/1200 Dengan Menggunakan Piranti Lunak Produk LAPAN, Jurnal Teknologi Dirgantara, Vol. 5 No. 2, Des 2007.  LAPAN-Jakarta. George Emmanuel, 1986. Gas Dynamics:
Theory And Application, New York- London: AIAA Education Series.

## Marty. D., 1986. Conception Des Vehicules
Spatiaux, Masson, Paris-Sao Paulo- Milan-New York. New Delhi-India. Sutrisno, 2007.  Analisis Kegagalan  Motor Roket Pada Uji Terbang Roket  RX– 1515.01.01, Buku Ilmiah:  Energi, Muatan  dan  Wahana Antariksa, PT. Massma Sikumbang-Jakarta. Sutton. G . P., 2001.  Rocket   Propulsion
Elements th 7 Ed., John  Wiley  &
Sons.  www.  archive.  org. NASA Technical Document, di unduh tanggal 12- 04-2011, Solid Rocket Igniter Design.
www. nakka-rocketry. net/softw.html, di unduh tanggal 12-04-2011,  Solid Rocket Igniter Design. members. shaw.ca/blairnakka1/softw.html, di unduh tanggal 12-  04-2011, Solid Rocket Igniter Design.
Yahya.  S . M.,  2005.  Fundamentals   of Compressibble Flow  With   Aircraft And Rocket Propulsion,  SI-Unit, New Age International Publisher.

## Lampiran: Gambar Sketsa Casing Igniter Roket  RX-320  LPN  Berserta  Dimensinya  Yang Merupakan Hasil Perancangan Berbasis Kalkulasi Sistem Propulsi Roket Padat