## 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)
Kurdianto
Peneliti Bidang Teknologi Kendali dan Telemetri, Pusat Teknologi Roket, LAPAN e-mail: kurdianto@gmail.com

## ABSTRACT
Payload  form  of  motion-sensing  sensors  on  the  rocket  experiment  is  very important,  because  can  to  know  the  rocket  motion  in  accordance  with  the  specified mission. In this paper test rocket payload in the form of motion-sensing system based ATMEGA 32  presented.  ATMEGA 32  as a  microcontroller  is used  to read  and  ordered the  current  input  to  be  displayed  on  the  ground  station  after  transmitted  process  of telemetry Maxstream 900 MHz.
Keywords: Payload, Microcontroller, Telemetry

## ABSTRAK
Muatan  ( Payload )  berupa  sensor  pengindera  gerak  pada  roket  eksperimen merupakan  hal  yang  sangat  penting,  karena  dapat  mengetahui  gerakan  roket  sesuai dengan  misi  yang  ditentukan.  Dalam  paper  ini  pengujian  muatan  roket  yang  berupa sistem  pengindera  gerak  berbasis  ATMEGA  32  dipaparkan.  ATMEGA  32  sebagai microcontroller berfungsi  untuk  membaca  dan  memerintahkan input yang  ada  agar dapat  ditampilkan  di ground  station setelah  ada  proses transmited dari  telemetri Maxstream 900 MHz.
Kata Kunci: Muatan, Microcontroller, Telemetri.

## 1  PENDAHULUAN
Perkembangan yang dicapai dalam  sistem  telemetri, Degree  of Freedom  (6-DOF)  Inertial  Measurement Unit (IMU)  dan  tentu  saja  sistem aktuator  menambah  khasanah  ilmu pembuatan payload pada  semua  jenis roket eksperimen.
Berbagai  desain payload yang berupa  sensor  pengindera  gerak  baik dalam hal desain PCB hingga penempatan komponen 6-DOF  IMU maupun power supply terdapat  perubahan  yang  baik dibandingkan  dengan    desain–desain muatan ( payload ) berupa sensor pengindera  gerak  sebelumnya.  Hal  ini dikarenakan adanya dukungan literatur- literatur  yang  ada  disesuaikan  dengan
standarisasi  pembuatan  desain payload yang telah dikembangkan.
Dari  berbagai  jenis  roket  yang diterbangkan  LAPAN  seperti  RKX-100 (Roket  Kendali  Eksperimen),  RTX-100 (Roket  Tail  Eksperimen)  dan  RWX-200 (Roket  Wing  Eksperimen),  semuanya memiliki  satu  desain  PCB, 6-DOF  IMU yang  sama.  Yang  membedakan  adalah sistem  aktuatornya  saja,  karena  tidak semua  roket  menggunakan  sistem tersebut.  Hanya  roket  kendali  RKX  dan RTX yang menggunakan sistem aktuator.
Penggunaan  sistem  dasar  yang sama  inilah  yang  membuat  penelitian roket  tentang  data  yang  diterima  serta dari  sisi  pemrograman  menjadi  lebih memudahkan pengerjaannya.
2  KARAKTERISTIK  MASING-MASING SENSOR DI 6-DOF IMU Sensor – sensor yang merupakan komponen 6-DOF IMU
memiliki karakteristik  kebutuhan  daya,  suhu kerja,  dan  toleransi  G  shock  masing– masing.  Sensor–sensor  yang  digunakan antara lain: ADXRS 300, IDG 300, ADXL 3xx.  Berikut  adalah  karakteristik  dari masing – masing sensor tersebut.

## 2.1 Sensor ADXRS 300
ADXRS300  adalah  sensor  laju perubahan sudut ( gyroscope ) 300 deg/sec, memiliki  satu  sumbu  yaitu  sumbu  z. Nilai tegangan input -nya sebesar 5 V.

## Gambar 2-1: Sensor ADXRS 300

## 2.2 Sensor IDG 300
IDG-300  adalah  sensor  laju perubahan  sudut  ( gyroscope )  yang memiliki dua sumbu yaitu sumbu x dan sumbu  y.  Nilai  tegangan input pada sensor ini sebesar 3 volt.
Sensor IDG-300 sudah dilengkapi dengan  rangkaian  penyaring  ( filter )  di dalam  komponennya  dengan  jenis Low Pass  Filter (LPF).  Nilai  batas  G-shock pada sensor ini sebesar 5000 g.
Gambar 2-2: Sensor IDG 300

## 2.3 Sensor ADXL 3xx
ADXL3xx merupakan sensor accelerometer yang  digunakan  untuk mengukur  percepatan,  mendeteksi  dan mengukur getaran (vibrasi), dan mengukur  percepatan  akibat  gravitasi. Sensor accelerometer mengukur percepatan dari 3 sumbu (axis) gerakan
akibat  gerakan  benda  yang  melekat padanya.  Tiga  sumbu  tersebut  terdiri dari  sumbu  x,  y  dan  z.  Nilai  tegangan input pada sensor ini sebesar 3 volt.

## Gambar 2-3: Sensor ADXL 3xx

## 3  RANGKAIAN ELEKTRONIK MUATAN
ROKET  RKX-100,RTX-100  dan RWX 200
Rangkaian  elektronik  muatan pada roket ini terbagi dua bagian, yaitu rangkaian  elektronik  yang  berfungsi sebagai 6-DOF  IMU dan  rangkaian elektronik main  board yang  berfungsi sebagai  pemrograman  sensor  yang  ada di 6-DOF IMU.
Pada Gambar 3-1 adalah rangkaian skematiknya yang dibuat dengan program DXP/ Protel Electronic .

## 3.1 Rangkaian 6-DOF IMU
IMU  yang  terdiri  dari  sensor accelerometer dan  sensor gyroscope memiliki  basis  berdasarkan  koordinat sumbu benda dan koordinat navigasi.
Keluaran dari accelerometer adalah acceleration (percepatan:  a x (t), a y (t),  dan  a z (t)  dalam  meter/detik²  dan keluaran gyroscope adalah angular velocity (kecepatan sudut berupa: p ( roll ), q ( pitch ) dan r ( yaw ) dalam radian/detik. IMU pada  umumnya  dapat menghasilkan data antara 1 hingga 200 data/mili detik. Keluaran dari gyroscope dimasukkan  dalam  persamaan  Euler dengan  menggunakan  empat  parameter Euler (e 0 , e 1 , e 2 dan e 3 ), dan persamaan parameter  Quaternion  ( dan ). Persamaan  Euler  tersebut  digantikan dengan  persamaan  Quternion,  sehingga setiap  persamaannya  akan  digunakan untuk perhitungan, sedangkan persamaan Euler hanya digunakan sebagai langkah awal pada inisialisasi penentuan parameter.

## Integrasi sudut Euler
(3-1) Parameter Euler dan Quartenion (3-2) dengan (3-3)
Sehingga  dari  persamaan  (3-1)  sampai (3-3) diperoleh persamaan sudut Euler:
(3-4) (3-5)
(3-6)
Berikut adalah rangkaian 6-DOF IMU :
Gambar 3-1: Skematik rangkaian 6-DOF IMU
6-DOF IMU ini terdiri dari 3 (tiga) buah  sensor.  Adapun  sensor  tersebut adalah yang sudah dijelaskan sebelumnya.
Berikut  di  bawah  ini  adalah gambar PCB 6-DOF IMU setelah dilakukan pembuatannya  dengan  program  DXP/ Protel Electronic :
Cara  kerja  dari  rangkaian  ini adalah  setelah  mendapatkan  tegangan sebesar  5  volt  maka  masing  –  masing sensor  mengeluarkan  data  yang  sudah diprogram melalui rangkaian main board . Agar mendapatkan keluaran sinyal yang bagus  maka  dipasang  rangkaian filter pada masing – masing sensor.

## 3.2 Rangkaian main board
Pada  rangkaian  ini  terdapat  dua buah microprocessor yang  berfungsi sebagai  pemrogram 6-DOF  IMU dan memprogram rangkaian main board - nya sendiri.  Berikut  adalah  rangkaian main board :
Gambar 3-3: Skematik rangkaian main board
Adapun  cara  kerja  dari  rangkain main  board ini  adalah  tegangan input dari battery sebesar  7  volt  diturunkan melalui  tegangan  regulator  L78S05 sehingga  tegangan input -nya  menjadi  5 volt.
Gambar 3-4: PCB Main Board Sehingga  rangkaian 6-DOF  IMU dan main  board dijadikan  satu  secara keseluruhan  untuk  mendapatkan  data lengkap. Berikut adalah gambarnya:
Gambar 3-5: PCB 6-DOF IMU & Main Board

## 4  PENGUJIAN MUATAN ROKET
Pengujian muatan ( payload ) berupa  sensor  pengindera  gerak  ini terbagi menjadi 2 (dua), yaitu: pengujian sensor  dan  pengujian  vibrasi  pada payload roket.

## 4.1 Pengujian sensor
Tujuan  pengujian  ini  adalah untuk  mengetahui  data  sensor  yang sudah  terpasang  sebelumnya.  Yaitu data  sensor Accelerometer dan  data sensor Gyroscope .
Prosedur pengujian
sensor
dilakukan  dengan  cara  menghidupkan mesin  pengujian  dan  sistem  muatan roket. Kemudian muatan roket digerakan  ke  arah  kanan  dan  kiri.  Hal ini  dilakukan  agar  dapat  mengetahui data accelerometer .  Sedangkan  untuk mengetahui  data gyroscope adalah dengan cara memutarkan muatan roket dari  berbagai  sudut  serta  mengarahkan ke atas dan ke bawah.
Di  bawah  ini  dapat  dilihat  hasil pengujian sensor.
Data Accelerometer

## Data Gyroscope
Pengujian  terhadap gyro ini hanya dalam rangka memastikan bahwa gyro memberikan  respon  terhadap gerakan  roket  dalam  posisi roll , pitch , dan yaw .
4.2 Pengujian  Vibrasi  pada payload roket
Gambar 3-6: Pengujian muatan roket di laboratorium
Tujuan  pengujian  ini  adalah untuk  mengetahui  ketahanan payload roket tehadap vibrasi/getaran yang terjadi.
Proses  pengujian  ini  diawali dengan  menghidupkan power sistem pada  mesin  vibrasi,  sistem  alat  ukur frekuensi  dan  sistem  muatan  roket. Pengujian dilakukan dengan cara
bertahap dalam menaikan dan
menurunkan  frekuensi  yang  diberikan agar  dapat  diketahui  kondisi  data sensor secara dinamis.
Nilai  frekuensi  yang  diberikan pada  uji  vibrasi  ini  berawal  dari  0Hz sampai  2000Hz.  Berikut  ini  data  hasil
uji  vibrasi  yang  terekam  dengan Accelerometer 50G dan Accelerometer 2G (3 axis).
Accelerometer 50 G:
Kenaikan/penurunan gravitasi sebesar  1G  identik  dengan  pembacaan oleh ADC sebesar 100 point . Data di atas terekam  dengan accelerometer 50G, yang  berarti  terjadi  vibrasi  –25G  hingga +10G.
Accelerometer 2G – 3 axis ( Axis X)
Axis Y Axis Z
Pembacaan accelerometer 2G  ini cukup  stabil.  Memberikan  pembacaan ADC  sebesar  100 point masing-masing untuk kenaikan/penurunan sebesar 1G. Dari  data  hasil  uji  vibrasi  di  atas  yang
terekam  dengan accelerometer 2G, terjadi vibrasi –0,4G hingga +1,6G.

## 5  KESIMPULAN
Ada beberapa kesimpulan dari hasil pengujian payload roket, diantaranya:
a. Data  sensor  dapat  diterima  dengan baik,  sehingga  dapat  diketahui  gerak roket saat dilakukan uji,
b. Dari  hasil  uji  vibrasi  yang  dilakukan, dapat disimpulkan bahwa Accelerometer
50G dan Accelerometer 2G (3axis) dapat berfungsi dengan baik dalam uji vibrasi pada frekuensi 0 hingga 2000 Hz

## DAFTAR RUJUKAN
Franklin, Gere F., 1998. Digital Control of Dynamic Systems, 3 rd . Menlo Park, CA:Addison Wesley Longmann.
Gani,  R.,  Wahyudi,  dan  I,  Setiawan, 2011. Perancangan Sensor Gyroscope dan Accelerometer untuk Menentukan  Sudut  dan  Jarak ,
Tugas Akhir Teknik Elektro, UNDIP,
Semarang.
http://www.digikey.com  diakses  pada
11 November 2010.
http://www.sparkfun.com  diakses  pada 11 November 2010. Kim H.J. dkk., 2006, Real time Navigation, Guidance  and  Control  of  a  UAV using Low cost Sensors ”, Australia.
O.S.  Salychev,  2004. Applied  Inertial Navigation: Problems and Solution ,
BMSTU Press, Russia.
Ogata, Katsuhito,  1991. Modern Control Engineering ,  2 nd .  Prentice  Hall  of India.
Romi  Wiryadinata  dan  Wahyu  Widada, 2007. Development  of  Inertial
Navigation  System  for  Guided Rocket Flight Test , SIPTEKGAN XI. W.  Bolton,  1995. MECHATRONICS,
Electronic  Control  Systems  In Mechanical Engineering I. Addison Wesley Longman Limited. Wiryadinata,  R.,  2007. Development  of Inertial  Navigation  System  for
Guided Rocket Flight Test ,
SIPTEKGAN XI.