## Vol.  15   No. 2   Desember  2017                                           ISSN 1412- 8063
Nomor : 670/AU3/P2MI-LIPI/07/2015
Diterbitkan oleh Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN)
J.TEKNO.DIRGANT. VOL.  15 NO. 2 HAL. 93 - ... JAKARTA,     DESEMBER  2017 ISSN 1412 – 8063
Vol.  15   No. 2   Desember 2017                                              ISSN 1412- 8063 Nomor : 670/AU3/P2MI-LIPI/07/2015

## DAFTAR ISI
PERANCANGAN  AUTOPILOT  LATERAL-DIREKSIONAL  PESAWAT  NIRAWAK LSU-05  (THE  DESIGN  OF  THE  LATERAL-DIRECTIONAL  AUTOPILOT  FOR THE LSU-05 UNMANNED AERIAL VEHICLE) Muhammad Fajar, Ony Arifianto Halaman 93 - 104 PENGARUH  KOMPOSISI  AP  TERHADAP  PROSESIBILITAS  SLURRY PROPELAN  DENGAN  KANDUNGAN  ALUMINIUM  TINGGI  (EFFECTS  OF AMMONIUM  PERCHLORATE  COMPOSITION  ON  HIGH  CONTENT ALUMINIUM PROPELLANT SLURRY) Afni Restasari, Rika Suwana Budi, Kendra Hartaya 105 - 114
EVALUASI  KINETIKA  DEKOMPOSISI  TERMAL  PROPELAN  KOMPOSIT AP/HTPB  DENGAN  METODE  KISSINGER,  FLYNN  WALL  OZAWA  DAN COATS  –  REDFREN  (EVALUATION  OF  THERMAL  DECOMPOSITION KINETICS  OF  AP/HTPB  COMPOSITE  SOLID  PROPELLANT  USING KISSINGER, FLYNN WALL OZAWA AND COATS – REDFREN METHOD) Wiwiek Utami Dewi 115 - 132 PENELITIAN  TRANSMISIBILITAS  ALAT  PEREDAM  GETARAN  PADA MUATAN  ROKET  RX  550  LAPAN  (RESEARCH  TRANSMISSIBILITY  OF VIBRATION DAMPERS EQUIPMENTS ON ROCKET RX 550 LAPAN) Agus Budi Djatmiko 133 - 142 PENGARUH  KETEBALAN  DI  TENGAH  TABUNG  MOTOR  ROKET  RX  122 YANG PANJANG (THE EFFECT OF THICKNESS IN THE MIDDLE OF RX 122 LONG ROCKET MOTOR TUBE) Ediwan 143 - 150 KARAKTERISTIK  RAW  MATERIAL  EPOXY  RESIN  TIPE  BQTN-EX  157  YANG DIGUNAKAN  SEBAGAI  MATRIK  PADA  KOMPOSIT  (THE  CHARACTERISTICS OF  RAW  MATERIAL  BQTN-EX  157  EPOXY  RESIN  USED  AS  COMPOSITES MATRIX) Sri Rahayu, Mabe Siahaan 151 - 160
VERIFICATION OF SCHRENK METHOD FOR WING LOADING ANALYSIS OF SMALL  UNMANNED  AIRCRAFT  USING  NAVIER-  STOKES  BASED  CFD SIMULATION  (VERIFIKASI  METODE  SCHRENK  DENGAN  SIMULASI  CFD BERBASIS  PERSAMAAN  NAVIER-STOKES  DALAM  ANALISIS  PEMBEBANAN SAYAP PESAWAT UDARA NIRAWAK KELAS RINGAN) Arifin Rasyadi Soemaryanto, Nurhayyan H Rosid 161 - 166 APLIKASI  PERANGKAT  LUNAK  SISTEM  AKUISISI  KECEPATAN  REACTION WHEEL  (SOFTWARE  APPLICATION  OF  REACTION  WHEEL  SPEED ACQUISITION SYSTEM) Harry Septanto 167 - 178
Vol.  15  No. 2   Desember  2017                                              ISSN 1412- 8063 Nomor : 670/AU3/P2MI-LIPI/07/2015

## SUSUNAN DEWAN PENYUNTING JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Penyunting
 Ketua Prof. Dr. Heri Budi Wibowo (Propelan, Piroteknik dan Material Penahan Panas)
 Anggota
Dr. Robertus Heru Triharjanto, M.Sc (Desain Kendaraan Ruang Angkasa, Misil dan Satelit) Dr. Harry Septanto, MT (Desain Kendaraan Ruang Angkasa, Misil dan Satelit)
Dr. Ir. Bagus H. Jihad, MT (Propelan, Piroteknik dan Material Penahan Panas)
Dr. Kendra Hartaya, M.Si., APU (Propelan, Piroteknik dan Material Penahan Panas) Drs. Agus Harno Nurdin Syah, M.Si (Getaran Mekanik) Ir. Atik Bintoro, MT., APU (Desain Kendaraan Ruang Angkasa, Misil dan Satelit) Ir. Widodo Selamet, MT (Struktur Satelit) Mitra Bestari
Dr. Leonardo Gunawan (Struktur Ringan)/Institut Teknologi Bandung Dr. Ridanto Eko Putro (Fisika Terbang)/Institut Teknologi Bandung Dr. Waspada Kurniadi (Teknik Pertambangan)/Universitas Muhammadiyah Tasikmalaya Ir. Emir Mauludi Husni M.Sc., Ph.D (Teknik Komputer)/Institut Teknologi Bandung Dr. Eng. Himsar Ambarita, ST., MT (Teknik Mesin)/Universitas Sumatera Utara Dr. Firman Hartono, ST., MT. (Desain, Operasi dan Perawatan Pesawat Terbang)/Institut
Teknologi Bandung

## SUSUNAN SEKRETARIAT REDAKSI JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Pemimpin Umum
Ir. Christianus R. Dewanto, M.Eng
Pemimpin Redaksi Pelaksana Ir. Jasyanto, MM
Redaksi Pelaksana
Mega Mardita, S.Sos., M.Si
Yudho Dewanto, ST Dwi Haryanto, S.kom Aulia Pradipta, SS Tata Letak Irianto, S.Kom M. Luthfi Berdasarkan SK Kepala LIPI Nomor : 818/E/2015 ditetapkan Jurnal Teknologi Dirgantara sebagai Majalah Berkala Ilmiah Terakreditasi
Gambar cover, Model Sistem peredam getaran pada  muatan roket  RX 550
Alamat Penerbit :
LAPAN, Jl. Pemuda Persil No. 1, Rawamangun, Jakarta 13120 Telepon  :  (021) – 4892802 ext. 142 dan 146 (Hunting)
Fax :  (021) – 47882726 Email :  publikasi@lapan.go.id Situs :  http:  www.lapan.go.id http://www.jurnal.lapan.go.id
Vol.  15   No. 2   Desember  2017                                           ISSN 1412- 8063 Nomor : 670/AU3/P2MI-LIPI/07/2015

## 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. 15, No. 2, Desember 2017 hadir ke hadapan sidang pembaca dengan mengetengahkan 8 (delapan) artikel sebagai berikut, “ Perancangan Autopilot Lateral-Direksional Pesawat  Nirawak  LSU-05  (The  Design  of  the  Lateral-Directional  Autopilot  for  the  LSU-05  Unmanned Aerial Vehicle) ” ditulis oleh Muhammad Fajar, Ony Arifianto. Autopilot dirancang pada range kecepatan operasi pesawat yaitu 15 m/dtk, 20 m/dtk, 25 m/dtk, dan 30 m/dtk dengan ketinggian 1000 m. Autopilot yang dirancang adalah Roll Attitude Hold , Heading Hold dan Waypoint Following ; “ Pengaruh Komposisi AP Terhadap  Prosesibilitas  Slurry  Propelan  Dengan  Kandungan  Aluminium  Tinggi  (Effects  of  Ammonium Perchlorate  Composition  on  High  Content  Aluminium  Propellant  Slurry) ” ditulis  oleh  Afni  Restasari, Rika  Suwana  Budi,  Kendra  Hartaya. Dalam  penelitian  ini,  dibuat slurry propelan  A  (AP h :  AP k 1:2), propelan B (AP h : AP k 1:1), propelan C (AP h : AP k 3:2) dan propelan D (AP h : AP k 2:1). Metode yang digunakan meliputi pengukuran viskositas dengan viskometer Brookfield RVT spindle 07 pada 0,3  rpm  setiap  15  menit ;  Wiwiek  Utami  Dewi,  menulis ” Evaluasi  Kinetika  Dekomposisi  Termal Propelan  Komposit  AP/HTPB  Dengan  Metode  Kissinger,  Flynn  Wall  Ozawa  dan  Coats – Redfren (Evaluation  of  Thermal  Decomposition  Kinetics  of  AP/HTPB  Composite  Solid  Propellant  Using Kissinger,  Flynn  Wall  Ozawa  and  Coats – Redfren  Method)” . Penelitian  ini  bertujuan  untuk  mengetahui parameter kinetika dekomposisi propelan LAPAN. Propelan yang digunakan memiliki perbedaan komposisi Al dan jenis  moda  AP ;  Artikel  dengan  judul  “ Penelitian  Transmisibilitas  Alat  Peredam  Getaran  pada  Muatan Roket  RX  550  LAPAN  (Research  Transmissibility  of  Vibration  Dampers  Equipments  on  Rocket  RX  550 LAPAN) ” ditulis  oleh  Agus  Budi  Djatmiko . Tujuan penelitian transmisibilitas pada alat peredam getaran adalah untuk mengetahui besarnya percepatan yang ditransmisikan ke muatan roket ; “ Pengaruh Ketebalan di Tengah Tabung Motor Roket RX 122 yang Panjang (The Effect of Thickness in the Middle  of  Rx  122  Long  Rocket  Motor  Tube) ” ditulis  oleh  Ediwan. Untuk  menghindari  tegangan tersebut maka bagian tengah tabung harus lebih tebal agar tegangan bagian tengah berkurang, tetapi  tidak  menimbulkan  konsentrasi  tegangan ; “ Karakteristik  Raw  Material  Epoxy  Resin  Tipe BQTN-EX  157  yang  digunakan  sebagai  Matrik  pada  Komposit  (The  Characteristics  of  Raw  Material BQTN-EX 157 Epoxy Resin used as Composites Matrix) ” ditulis oleh Sri Rahayu, Mabe Siahaan . Tujuan dari penelitian adalah mendapatkan karakteristik raw material resin yang digunakan sebagai matrik pada komposit; Kemudian Arifin Rasyadi Soemaryanto, Nurhayyan H Rosid menulis “ Verification of Schrenk Method  for  Wing  Loading  Analysis  of  Small  Unmanned  Aircraft  using  Navier-  Stokes  Based  CFD Simulation  (Verifikasi  Metode  Schrenk  dengan  Simulasi  CFD  Berbasis  Persamaan  Navier-Stokes  dalam Analisis Pembebanan Sayap Pesawat Udara Nirawak Kelas Ringan) ” . Tujuan dari studi ini adalah untuk menghitung  distribusi  gaya  angkat  sepanjang  sayap  dan  menentukan  seberapa  besar  eror  dari  kedua metode; Artikel terakhir Harry Septanto menulis “Aplikasi Perangkat Lunak Sistem Akuisisi Kecepatan Reaction  Wheel  (Software  Application  of Reaction  Wheel  Speed  Acquisition  System)”.  Makalah  ini melaporkan  hasil  penelitian  mengenai  pengembangan  perangkat  lunak  sistem  akuisisi  data  kecepatan wheel dari sebuah aktuator satelit yang disebut reaction wheel unit.
Demikianlah 8 artikel yang kami sajikan dalam Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15, No. 2, Desember 2017.  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.
Jakarta,   Desember 2017 Redaksi

## JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Journal of Aerospace Tecnology
ISSN 1412-8063
Vol. 15  No.1  Juni  2017
Lembar abstrak ini boleh dikopi tanpa ijin atau biaya
ABSTRAK INVESTIGASI GAYA KONTAK/IMPAK PADA MAIN LANDING GEAR PESAWAT KOMUTER DENGAN PENDEKATAN MULTI-BODY SIMULATION  (MBS)  RIGID  MODELS  (THE INVESTIGATION  OF  CONTACT/IMPACT FORCES  OF  COMMUTER  AIRCRAFT  MAIN LANDING GEAR USING
MULTI-BODY SIMULATION (MBS) RIGID MODELS) / Dony
Hidayat  ,  Jos  Istiyanto,  Danardono  Agus Sumarsono, Aryandi Marta
J. TEKGAN, 15 (1) 2017 : 1-10 Pengujian landing gear yang bertujuan untuk mengetahui  karakteristik  gaya  kontak/impak yang  terjadi  saat  touchdown  landing  telah dilakukan. Pengujian eksperimental menggunalcan apparatus membutuhkan waktu yang lama dan biaya yang besar. Vitual Landing Gear Drop Test (vLGDT) menggunalcan  perangkat  lunak  MSC  ADAMS merupakan  salah  satu  alternatif  untuk pengujian  tahap  awal  landing  gear.  Dari simulasi menggunakan vLGDT diperoleh nilai k  =  5.0e5  N/m  dan  cmax  =  1600  N.detik/m. Gaya  kontalc/impalc  yang  terjadi  pada simulasi menggunalcan vLGDT sebesar 75996 N,  sedangkan  dari  eksperimental  sebesar 73612  N.  Hasil  vLGDT  lebih  besar  3.14% dibandingkan eksperimental.
Kata  kunci : Gaya  kontak/impak,  landing gear,  drop  test,  multi-body  simulation,  rigid body
PICO-SATELLITE
DETUMBLING SIMULATION  USING  MAGNETIC  ATITUDE
ACTUATOR (SIMULASI DETUMBLING PADA
SATELIT PIKO MENGGUNAKAN AKTUATOR SIKAP  MAGNETIK)  /  Ali  Muksin,  Ridanto Eko Poetro, Robertus Heru Triharjanto
J. TEKGAN, 15 (1) 2017 :11-20 Salah  satu  cara  untuk  mengendalikan  sikap satelit nano/piko adalah dengan menggunakan magneto-torquer sebagai aktuator.  Saat  ini  ITB  tengah  mewacanakan pengembangan  cubesat,  sehinggga  tujuan dari penelitian ini adalah untuk mengevaluasi kinerja  sistem  kendali  sikap  berdasarkan medan  magnet  Bumi  pada  cubesat  kelas  3U. Penelitian  ini  menggunakan  simulator  satelit berbasis MATLAB/simulink yang dikembangkan  oleh  LAPAN  dan  ITB,  moda kendalinya  berbasis  hukum  kendali  b-dot.
Keuntungan  dari  sistem  kendali  ini  adalah ukuran dan beratnya yang kecil, dibandingkan  dengan  moda  kendali  lain, seperti momentum wheel atau reaction wheel. Sementara  kerugiannya  adalah  hanya  bisa menghasilkan torsi saat aktuator mempunyai sudut tidak nol dengan medan magnet Bumi. Hasil  menunjukkan  bahwa  moda  kendali tersebut  dapat  melakukan  manuver  de- tumbling,  dengan  waktu  transient  terbaik mendekati dua periode orbit. Juga ditunjukkan  bahwa  variasi  waktu  transient dan  ketidakstabilan  dapat  diperoleh  dengan memvariasikan parameter gain pada kontroler.
Kata kunci : Cubesat attitude control, Magnetic actuator, B-dot control, Satellite simulator

## JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Journal of Aerospace Tecnology
ISSN 1412-8063 Vol. 15  No.1  Juni  2017 Lembar abstrak ini boleh dikopi tanpa ijin atau biaya ABSTRAK SISTEM PENGAMAN POWER SHAPE- CHARGE  PADA  FLIGHT  TERMINATION SYSTEM (POWER SHAPE CHARGE SECURITY SYSTEM ON FLIGHT TERMINATION  SYSTEM)  /  Effendi  Dodi Arisandi J. TEKGAN, 15 (1) 2017 :21-28
Baterai  adalah  sumber  energi  listrik  yang dapat  digunakan  secara  berulang-ulang. Dengan  demikian,  baterai  dapat  digunakan sebagai  sumber  energi  listrik  untuk  berbagai macam  peralatan  elektronika.  Modul  Flight Termination System (FTS ) juga menggunakan baterai  sebagai  sumber  energi  listrik.  Modul FTS  yang  telah  terintegrasi  dalam  sistem roket  harus  dikontrol  secara  ketat  agar  tidak terjadi  kecelakaan  yang  dapat  ditimbulkan oleh  penyalaan  power  modul.  Hal  ini disebabkan,  pada  saat  power  modul  FTS dinyalakan  maka  akan  menimbulkan  logika high  pada  mikrokontroller  yang  dapat memicu  aktifnya  komponen  elektronika. Penelitian  ini  fokus  pada  sistem  proteksi sumber  daya  baterai  sebagai  pemicu  sistem shape-charge pada modul FTS. Smart system yang menjadi fokus pada penelitian ini terdiri dari  komponen  mikrokontroller,  inverter, relay,  resistor,  dan  thyristor.  Dari  hasil penelitian  diperoleh  bahwa  penggunaan smart  system  dapat  menghambat  aktifnya relay  yang diakibatkan  oleh  penyalaan power modul FTS.
Kata kunci : smart system; modul  FTS; relay; Power shape-charge
JUSTIFIKASI  CFD  KEDALAMAN  GROOVE BAN  PADA  PROSES  PERAWATAN  HARIAN PESAWAT B737-800 AKIBAT HYDROPLANING  (B737-800  TIRE  GROOVE DEPTH CFD JUSTIFICATION ON ITS DAILY MAINTENANCE PROCESS DUE TO HYDROPLANING)  /  Vicky  Wuwung,  Nelli Anggreyni,  Valeri  Maria  Hitoyo,  Carolus
Bintoro
J. TEKGAN, 15 (1) 2017 : 29-44
Groove  atau  ‘kembang”  pada  ban  pesawat merupakan  sarana  untuk  mengalirkan  air dari  bagian  depan  menuju  bagian  belakang melalui bagian bawah ban, tanpa mengangkat ban  sehingga  dapat  mencegah  terjadinya hydroplaning.  Sehingga,  pengaruh  nilai kedalaman groove terhadap gaya angkat pada ban  pesawat  B737-800  yang  bergerak  di landasan dengan genangan air perlu dijustifikasi  dalam  proses  perawatan  harian.
Penelitian ini menyimulasikan proses mengalirnya  air  pada  bagian  bawah  ban dengan menggunakan simulasi numerik (CFD Numeca  Fine/Marine)  3-D  unsteady  sebagai metode untuk menjustifikasi pengaruh groove.  Simulasi  dilakukan  untuk  kondisi gerakan  ban  pesawat  pada  saat  proses landing  (V  =  62,275  m/s)  beberapa  saat setelah touch down (setelah skidding) dengan ban  pesawat  dianggap  rigid  body  sebagai kondisi  batas.  Selanjutnya  tinggi  genangan air  dipilih  pada  saat  runway  dinyatakan dalam  kondisi  flood  (tinggi  genangan  air  = 2,54mm).  Simulasi  tersebut  menampilkan hasil  perhitungan  ban  pesawat  Boeing  737- 800,  dengan  hydroplaning  mulai  terjadi ketika kedalaman groove ban berada dibawah 0,4  inch.  Hal  ini  menunjukkan  bahwa semakin  kecil  kedalaman  groove,  maka semakin  kecil  luas  penampang  groove  dan semakin  besar  gaya  kompresi  yang  terjadi pada  bagian  bawah  ban  dan  semakin memperbesar kemungkinan terjadinya
fenomena hydroplaning. Dengan diketahuinya hasil  dari  simulasi  tersebut,  maka  hasil penelitian  ini  dapat  digunakan  sebagai masukan  bagi  proses  maintenance  harian pesawat  B737-800  dan  mampu  memberikan suatu hal baru dalam pembelajaran khususnya mengenai fenomena hydroplaning .
Kata  Kunci : B  737-800,  kedalaman  groove, hydroplaning,  CFD  Numeca  Fine/Marine, maintenance harian

## JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Journal of Aerospace Tecnology
ISSN 1412-8063 Vol. 15  No.1  Juni  2017 Lembar abstrak ini boleh dikopi tanpa ijin atau biaya ABSTRAK ANALISIS CFD KARAKTERISTIK AERODINAMIKA  PADA  SAYAP  PESAWAT LSU-05  DENGAN  PENAMBAHAN  VORTEX GENERATOR (ANALYSIS OF CFD AERODYNAMIC CHARACTERISTICS AT
THE  WING  OF  AIRCRAFT  LSU-05  WITH THE  ADDITION  OF  VORTEX  GENERATOR) / Awalu Romadhon, Dana Herdiana
J. TEKGAN, 15 (1) 2017 :45-58
Pesawat  LSU-05  adalah  salah  satu  pesawat tanpa awak (UAV) yang sedang dikembangkan oleh  Pusat  Teknologi  Penerbangan  LAPAN, yang  mempunyai  misi  untuk  kegiatan penelitian,  observasi,  patroli,  pengawasan perbatasan  wilayah,  dan  investigasi  bencana alam. Penelitian ini bertujuan untuk mengetahui  pengaruh  penambahan  vortex generator terhadap karakteristik
aerodinamika  dari  sayap  Pesawat  Tanpa Awak LSU-05. Metode yang digunakan adalah analisis numerik dengan simulasi CFD untuk memprediksi  karakteristik  aerodinamika  dan fenomena  aliran  yang  terjadi.  Model  yang digunakan  adalah  sayap  pesawat  LSU-05 tanpa  vortex  generator  dan  dengan  vortex generator  yang  didesain  dengan  software CATIA.  Simulasi  menggunakan  software ANSYS  Fluent  untuk  mengetahui  perubahan karakteristik  aerodinamika  sayap  setelah penambahan vortex generator seperti koefisien  lift  dan  koefisien  drag.  Hasil  yang diperoleh  dari  penelitian  penambahan  vortex generator pada sayap Pesawat LSU-05 adalah peningkatan  nilai  koefisien  lift  maksimum sayap  dari  1,26450  menjadi  1,34840  atau naik  sebesar  0,0839  (6,63%),  peningkatan nilai koefisien drag pada sudut serang -9 ⁰ s/d 11 ⁰ ,  penurunan  nilai  koefisien  drag  pada sudut  serang  12 ⁰ s.d  15 ⁰ dan  peningkatan sudut  stall  sayap  dari  11 ⁰ menjadi  14 ⁰ atau naik sebesar 3 ⁰ (27,7 %).
Kata  Kunci : vortex  generator;  LSU-05;
karakteristik aerodinamika; CFD
DESAIN  DAN  IMPLEMENTASI  GROUND MODEL SATELIT NANO DENGAN SUBSISTEM KOMUNIKASI PADA FREKUENSI S-BAND (DESIGN AND IMPLEMENTATION  OF  GROUND  MODEL NANO-SATELLITE WITH S-BAND FREQUENCY COMMUNICATION SUBSYSTEM)  /  Fitrenna  Khaznasari,  Joko
Suryana
J. TEKGAN, 15 (1) 2017 :59-70
Makalah  ini  berisi  desain  dari  ground  model nano-satelit  pengamat  Bumi  yang  subsistem komunikasinya  bekerja  pada  frekuensi  S- Band.  Ground  model  yang  dibuat  mengacu pada  satelit  GOLIAT  yang  memiliki  ukuran sebesar 10 x 10 x 10 cm, berat satu kilogram, payload  yang  dibawa  berupa  kamera,  dan daya  yang  dipancarkan  sebesar  1  watt. Ground  model  satelit  nano  yang  dibuat memiliki  antena  untuk  transmisi  berupa antena  mikrostrip  dengan  ukuran  9,5  x  9,5 cm,  frekuensi  kerja  2,4  GHz,  nilai  parameter S11  sebesar  -18,506  dB,  VSWR  sebesar 1,2695,  dan  gain  sebesar  6,42  dB.  Ground model  yang  dibuat  menggunakan  Seeeduino sebagai  on-board  computer,  modul  XBee untuk  berkomunikasi,  kamera  VC0706, baterai lithium ion, solar panel, dan berbagai macam sensor. Perhitungan link budget pada jarak  300  km  untuk  ground  model  satelit nano  yang  dibuat  yaitu  Effective  Isotropic Radiated  Power  (EIRP)  yang  dimilikinya sebesar  36,42  dBm,  daya  terima  -101,18 dBm, receive power dan noise ratio (  sebesar 107  dBHz,  dan  energy  bit  dan  noise  ratio sebesar  55,02  dB,  sementara  untuk  satelit GOLIAT  memiliki  EIRP  sebesar  32,2  dBm, daya  terimanya  sebesar  -82  dBm,  receive power  dan  noise  ratio  sebesar  126,18  dBHz, dan energy bit dan noise ratio sebesar 86,357 dB.  Sehingga  dapat  disimpulkan  bahwa desain dan implementasi ground model satelit nano  dengan  subsistem  komunikasi  S-band berhasil  dilakukan,  bahkan  kinerjanya  lebih baik dari satelit pembanding.
Kata  kunci : Ground  model  nano  satelit; frekuensi  2,4  GHz;  antena;  Seeeduino;  XBee;;
link budget

## JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Journal of Aerospace Tecnology
ISSN 1412-8063
Vol. 15  No.1  Juni  2017
Lembar abstrak ini boleh dikopi tanpa ijin atau biaya
ABSTRAK PREDIKSI  KEKUATAN  STRUKTUR  ALAT UJI  GETARAN  ENGINE  LSU  SERIES MENGGUNAKAN METODE ELEMEN HINGGA  (STRENGTH  PREDICTION  OF  THE ENGINE  VIBRATION  TEST  STAND  OF  LSU
SERIES USING FINITE ELEMENT METHOD) /Fajar  Ari  Wandono,  Agus  Harno  Nurdin Syah
J. TEKGAN, 15 (1) 2017 :71-80
Untuk  mengetahui  karakteristik  getaran  dari kombinasi engine  dan propeller yang digunakan  pada  LAPAN  Surveillance  UAV (LSU) series maka diperlukan sebuah alat uji yang  disebut  alat  uji  getaran  engine  (AUGE). Struktur  AUGE  harus  dibuat  kuat  dan  kaku untuk  mendapatkan  hasil  uji  getaran  engine yang baik. Sebagai langkah awal telah dibuat sebuah  AUGE  yang  terbuat  dari  material ASTM A36 yang berbentuk H setinggi 1 meter dengan  bagian  bawahnya  dibaut  ke  sebuah lantai  yang  sudah  diperkuat.  Dengan menggunakan software metode elemen hingga dan  memasukkan  parameter  engine  DA-170 serta  sifat  mekanik  ASTM  A36  didapatkan bahwa struktur AUGE tersebut memiliki nilai faktor keamanan sebesar 26,24. Adapun lima nilai  pertama  frekuensi  pribadi  dari  struktur tersebut  adalah  61,94  Hz,  77,18  Hz,  93,79 Hz, 212,23 Hz dan 286,24 Hz.
Kata  kunci    : karakteristik  getaran;  alat  uji getaran  engine;  material  ASTM  A36;  engine DA-170;  metode  elemen  hingga;  faktor keamanan; frekuensi pribadi
KENDALI  SAKELAR  EMPAT  ANTENNA BERSUSUN UNTUK PENJEJAKAN INTERFERENCE  FREKUENSI  TTC  SATELIT LAPAN  (SWITCH  CONTROL  SYSTEM  FOR FOUR  ARRAY  ANTENNA  FOR  TRACKING OF LAPAN’S SATELLITE TTC INTERFERENCE FREQUENCY) / Arif
Hidayat,  Wahyudi  Hasbi,  Elyas  Palantei, Syafruddin Syarif
J. TEKGAN, 15 (1) 2017 : 81-92
Telemetry  Tracking  And  Command  (TTC) satelit  LAPAN  menggunakan  frekuensi  UHF. Frekuensi  UHF  rentan  terhadap  interference. Salah  satu  metode  mencari  pemancar interference menggunakan metode efek Doppler.  Untuk  mendapat  nilai  pergeseran frekuensi sesuai efek Doppler yang dibutuhkan,  diperlukan  sakelar  antena  yang stabil,  yang  berfungsi  sebagai  pengontrol antena  array.  Rangkaian  sakelar  RF  di kontrol  dengan  Arduino  board  menghasilkan Doppler frekuensi 500 Hz. Demodulator, clock Arduino  Board  dan  Soundcard  sebagai  input software  pencari.    Hasil  outputnya  dapat dilihat  dengan  menggunakan  software  open akses  sounDoppler.  Sistem  ini  mampu mendeteksi  pemancar  maupun  repeater  yang diterima  oleh  perangkat.  Upgrade  sistem dari penelitian  ini  adalah  proses  pengolahan  data dapat dilakukan secara mandiri menggunakan software Matlab sehingga lebih mudah untuk diolah dan dianalisis.
Kata kunci  : satelit TTC, interference, kontrol antenna, arduino board , array antenna

## JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Journal of Aerospace Tecnology
ISSN 1412-8063 Vol. 15  No. 2  Desember  2017 Lembar abstrak ini boleh dikopi tanpa ijin atau biaya ABSTRAK PERANCANGAN AUTOPILOT LATERAL- DIREKSIONAL PESAWAT  NIRAWAK LSU-05 (THE DESIGN OF THE LATERAL- DIRECTIONAL  AUTOPILOT  FOR  THE  LSU- 05 UNMANNED AERIAL VEHICLE)/ Muhammad Fajar, Ony Arifianto J. TEKGAN, 15 (2) 2017 : 93-104
Autopilot pada pesawat dikembangkan berdasarkan pada modus gerak pesawat yaitu modus  gerak  longitudinal  dan  lateral- directional.  Pada  makalah  ini,  dirancang autopilot pada modus gerak lateral-directional untuk  pesawat  LSU-05.  Autopilot  dirancang pada  range  kecepatan  operasi  pesawat  yaitu 15  m/dtk,  20  m/dtk,  25  m/dtk,  dan  30 m/dtk  dengan  ketinggian  1000  m.  Autopilot yang  dirancang  adalah  Roll  Attitude  Hold, Heading  Hold  dan  Waypoint  Following. Autopilot  dirancang  berdasarkan  model  linier dalam  bentuk  state-space.  Pengendali  yang digunakan  adalah  pengendali  Proportional- Integral-Derivative  (PID).  Hasil  simulasi menunjukan nilai overshoot/undershoot tidak  melebihi  5%  dan  settling  time  kurang dari 30 detik jika diberikan perintah step.
Kata kunci : lateral-direksional; autopilot; PID
PENGARUH  KOMPOSISI  AP  TERHADAP PROSESIBILITAS SLURRY PROPELAN
DENGAN  KANDUNGAN  ALUMINIUM  TINGGI (EFFECTS  OF  AMMONIUM  PERCHLORATE COMPOSITION ON HIGH CONTENT ALUMINIUM  PROPELLANT  SLURRY)  /  Afni Restasari,  Rika  Suwana  Budi,  Kendra Hartaya J. TEKGAN, 15 (2) 2017: 105-114 Sebagai padatan pengisi propelan, Ammonium perklorat (AP) dapat mempengaruhi  sifat  fluida  dari  slurry propelan  yang  penting  dalam  pencetakan untuk menghasilkan propelan yang homogen. Oleh  karena  itu,  penelitian  ini  bertujuan untuk  menemukan  pengaruh  komposisi  AP (AP halus (APh): AP kasar(APk)) terhadap sifat fluida slurry yang meliputi viskositas, pot life dan indeks pseudoplastisitas. Dalam penelitian ini, dibuat slurry propelan A (APh : APk 1:2), propelan B (APh : APk 1:1), propelan C (APh : APk 3:2) dan propelan D (APh : APk 2:1).  Metode  yang  digunakan  meliputi pengukuran  viskositas  dengan  viskometer Brookfield  RVT  spindle  07  pada  0,3  rpm setiap  15  menit.  Sementara,  di  menit  ke-35, viskositas pada 0,3; 0,5 dan 0,6 rpm diukur. Berdasarkan data tersebut, grafik ln viskositas  vs  waktu  serta  viskositas  vs  shear rate  dibuat  untuk  menentukan  persamaan viscosity  build-up  dan Power  Law.  Diketahui, nilai viskositas awal propelan dalam jangkauan  11.493 – 52945  P,  dengan viskositas terendah dan pot life (13,12 menit) dimiliki  oleh  propelan  A.  Sementara,  nilai indeks  pseudoplastisitas  propelan  yang jangkauan  0,655 – 0,991,  nilai  terendahnya ditunjukkan oleh propelan D dan tertingginya ditunjukkan  oleh  propelan  B,  yang  mana propelan  A  diketahui  tidak  sesuai  untuk pencetakan  dengan  teknik  vakum.  Pada  sisi lain, propelan C relatif baik untuk dikembangkan  karena  memiliki  viskositas (17.506  P)  dan  laju  kenaikan  viskositasnya (247  P/menit)  yang  tidak  berbeda  jauh dengan propelan A, serta indeks pseudoplastisitas (0,972) sesuai untuk pencetakan  dengan  vakum.  Disimpulkan, hubungan  antara  rasio  APh  :  APk  dengan sifat  fluida  propelan  (viskositas,  pot  life  dan pseudoplastisitas beragam oleh karena faktor packing  dari  partikel – partikel  penyusun propelan. Kata kunci : Slurry propelan; pseudoplastisitas; viskositas; pot life

## JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Journal of Aerospace Tecnology
ISSN 1412-8063 Vol. 15  No. 2  Desember  2017 Lembar abstrak ini boleh dikopi tanpa ijin atau biaya ABSTRAK EVALUASI KINETIKA DEKOMPOSISI TERMAL  PROPELAN  KOMPOSIT  AP/HTPB DENGAN  METODE  KISSINGER,  FLYNN
WALL  OZAWA  DAN  COATS  –  REDFREN  / Wiwiek Utami Dewi
J. TEKGAN, 15 (2) 2017 : 115-132
Mekanisme dan kinetika dekomposisi propelan  telah  diinvestigasi  menggunakan DTG/TA  dengan  tiga  jenis  metode  yang berbeda  yaitu  Kissinger,  Flynn  Wall  Ozawa dan Coats & Redfern. Penelitian ini bertujuan untuk mengetahui parameter kinetika dekomposisi  propelan  LAPAN.  Propelan  yang digunakan  memiliki  perbedaan  komposisi  Al dan  jenis  moda  AP.  Propelan  RUM  adalah propelan AP/HTPB. RX 450 adalah AP/HTPB/  Al  (bimoda).  Sementara  itu,  RX 1220 adalah AP/HTPB/ Al (trimoda).
Pengujian termal berlangsung pada suhu 30 - 400oC  dan  atmosfer  nitrogen  berlaju  alir  50 ml/menit.  Hasil  penelitian  mengungkapkan bahwa  semua  jenis  propelan  terdekomposisi dengan mekanisme F1 (nukleasi acak dengan satu  nukleus  pada  partikel  individu).  Energi aktivasi  propelan  berkisar  antara  100,876 – 155,156  kJ/mol  sementara  faktor  pre- eksponensial  berkisar  antara  4,57  x  107 – 3,46  x  1012/min.  Energi  aktivasi  (E)  dan faktor  pre-eksponensial  (A)  RX  1220  adalah terendah  dari  ketiga  sampel.  Penggunaan jenis  AP  trimodul  menciptakan  efek  katalitik yang  menurunkan  besarnya  energi  aktivasi.
Propelan RX 1220 lebih mudah terdekomposisi (lebih mudah bereaksi)
daripada propelan RUM dan RX 450.
Kata  kunci  : DTA;  TGA;  DTG;  dekomposisi; propelan
PENELITIAN TRANSMISIBILITAS
ALAT

## PEREDAM GETARAN PADA MUATAN
ROKET  RX  550  LAPAN  (RESEARCH TRANSMISSIBILITY OF VIBRATION DAMPERS  EQUIPMENTS  ON  ROCKET  RX 550 LAPAN) / Agus Budi Djatmiko J. TEKGAN, 15 (2) 2017 : 133-142
Setiap  struktur  rekayasa  seperti  halnya pada muatan  roket,  mempunyai  massa  dan elastisitas, maka struktur tersebut mempunyai  potensi  untuk  menimbulkan getaran.  Pada  umumnya  terjadinya  getaran pada struktur rekayasa adalah tidak diinginkan,  oleh karena  itu  sedapat  mungkin getaran  tersebut  diusahakan  untuk  diredam. Percepatan  pengganggu  yang  ditimbulkan oleh  proses  pembakaran  pada  roket  dapat menyebabkan getaran dengan amplitudo yang besar  yang  mengakibatkan  kerusakan    pada struktur mutan roket dan alat elektronik yang ada pada muatan  roket  sehingga  tidak dapat bekerja seperti yang diinginkan. Berdasarkan pengalaman,  alat  elektronik  akan  mengalami kerusakan  jika  percepatan  pengganggu sebesar  10  g  yang  bekerja  pada  roket  tidak direduksi.  Untuk  itu  dirancang  suatu  alat peredam  getaran,  peralatan  tersebut  terdiri dari  pegas  dan  damper  atau  peredam  yang disusun  sedemikian  rupa  sehingga  muncul efek  redaman  terhadap  getaran.  Pada penelitian  ini  digunakan  pegas  dengan kekakuan  k  =  120.000  N/m,  faktor  redaman =  0,0503  dan  massa  muatan  (m)  =  10,5  kg, dengan percepatan sebesar 1 G dan frekuensi kerja dari 0 sampai dengan 2000 Hz. Tujuan penelitian  transmisibilitas  pada  alat  peredam getaran  ini  adalah  untuk  mengetahui besarnya  percepatan  yang  ditransmisikan  ke muatan  roket.  Hasil  penelitian  alat  peredam, pada  saat  awal  percepatan  pengganggu  atau G force yang ditransmisikan ke muatan roket sebesar  1  g  atau  TR  =  1,  tetapi  setelah melewati resonansi atau  didapat G force yang ditransmisikan ke muatan roket sebesar  0,1 g  atau  TR  =  0,1  (alat  cukup  baik).  Dari  hasil penelitian  ini    dapat    dikatakan  bahwa  alat peredam  dapat  digunakan  untuk  meredam getaran pada muatan roket RX 550.
Kata kunci : Peredam Getaran; Transmisibilitas; muatan roket

## JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Journal of Aerospace Tecnology
ISSN 1412-8063 Vol. 15  No. 2  Desember  2017 Lembar abstrak ini boleh dikopi tanpa ijin atau biaya ABSTRAK PENGARUH KETEBALAN DI TENGAH
TABUNG  MOTOR  ROKET  RX  122  YANG
PANJANG (THE EFFECT OF THICKNESS IN THE  MIDDLE  OF  RX  122  LONG  ROCKET MOTOR TUBE) /Ediwan

## J. TEKGAN, 15 (2) 2017 : 143-150
Pada  perhitungan  tabung  roket  akibat pengaruh  tekanan  dan  temperatur,  bila perbandingan  antara  panjang  dan  diameter cukup besar, perlu memperhitungkan terjadinya tegangan bending akibat berat dan tegangan  buckling  akibat  ketebalan.  Untuk menghindari  tegangan  tersebut  maka  bagian tengah  tabung  harus  lebih  tebal  agar tegangan  bagian  tengah  berkurang,  tetapi tidak  menimbulkan  tegangan  yang  lebih besar  lagi.  Analisis  yang  lebih  mendalam tentang  tabung  dilakukan  pada  tabung  yang cukup  panjang  yaitu  2000  mm  dan  diameter 122  mm.  Analisis  yang dilakukan  hanya  dari pengaruh  tekanan  saja  pada  tabung  yang tebalnya  sama  dan  tabung  yang  tengahnya dipertebal,  dengan  tujuan  untuk  melihat pengaruh  penebalan  bagian  tengah  tabung tersebut dan sampai ketebalan berapa tabung bagian  tengah  diizinkan  sehingga  akibat terjadinya  bending  dan  buckling  dapat diabaikan.
Kata kunci : tabung roket; pengaruh tekanan

## KARAKTERISTIK  RAW  MATERIAL  EPOXY
RESIN TIPE
BQTN-EX 157 YANG
DIGUNAKAN  SEBAGAI  MATRIK  PADA KOMPOSIT  (THE  CHARACTERISTICS  OF
RAW  MATERIAL  BQTN-EX  157  EPOXY RESIN USED AS COMPOSITES MATRIX)/Sri Rahayu, Mabe Siahaan

## J. TEKGAN, 15 (2) 2017 : 151-160
Tujuan  dari  penelitian  adalah  mendapatkan karakterisasi  raw  material  resin  yang digunakan  sebagai  matrik  pada  komposit. Resin adalah material polimer yang kaku atau semi  kaku  pada  suhu  kamar,  sedangkan epoxy  resin adalah kelas  sistem  ikatan  kimia organik  yang  digunakan  dalam  preparat lapisan  khusus  atau  perekat.  Penelitian  ini melaporkan  pengaruh  komposisi  resin  epoxy BQTN-EX 157 dengan hardener terhadap sifat mekanik,  fisis,  dan  kimia.  Untuk  itu,  sampel dibuat  dengan  variasi  komposisi  campuran (fraksi  volume)  antara  epoxy  resin  dengan hardener  2:1/4,  2:1/2,  2:3/4,  dan  2:1. Kemudian campuran dicetak menjadi lembaran  plat  selama  7  hari,  setelah  itu lembaran plat dibentuk menjadi spesimen uji. Selanjutnya spesimen diuji kuat tariknya (σu) dengan Universal Testing Machines (UTM) seri AND  RTF- 2410,  densitasnya  (ρ)  dengan densitometer  seri  FH-MD200,  dan  group molekulernya dengan FTIR seri IRPrestige-21. Secara  berturut-turut,  nilai  rata-rata  kuat tarik  terendah  dan  tertinggi  adalah  16.4872 dan  57.9254  MPa  yang  dihasilkan  pada komposisi campuran 2 : 1/4 dan 2 : 1,  nilai rata-rata  densitas  terendah  1.1065  g/cc  dan tertinggi  1.1430  g/cc  pada  komposisi campuran 2 :1 dan 2 : 1/4. Selanjutnya nilai frekuensi  penyerapan  terjadi  pada  1050  ~ 1700  cm-1  dan  pada  daerah  frekuensi  ini terjadi  pembentukan  peak  C-O  dan  C=C terendah  dan    tertinggi.  Dengan  demikian dapat  disimpulkan  bahwa  jika  jumlah  fraksi volume  dari  hardener  semakin  banyak dicampur dengan resin epoxy akan meningkatkan  kuat  tarik;  menurunkan densitas,  dan  menghasilkan  pembentukan senyawa C-O dan C=C.
Kata  kunci  : epoxy  resin,  hardener,  fraksi volume, ultimate tensile streght, densitas

## JURNAL TEKNOLOGI DIRGANTARA
Journal of Aerospace Tecnology
ISSN 1412-8063
Vol. 15  No. 2  Desember  2017
Lembar abstrak ini boleh dikopi tanpa ijin atau biaya

## ABSTRAK
VERIFICATION  OF  SCHRENK  METHOD FOR  WING  LOADING  ANALYSIS  OF  SMALL UNMANNED  AIRCRAFT  USING  NAVIER- STOKES BASED
CFD SIMULATION (VERIFIKASI  METODE  SCHRENK  DENGAN SIMULASI  CFD  BERBASIS  PERSAMAAN NAVIER-STOKES DALAM ANALISIS PEMBEBANAN  SAYAP  PESAWAT  UDARA NIRAWAK KELAS RINGAN)/ Arifin Rasyadi Soemaryanto, Nurhayyan H Rosid

## J. TEKGAN, 15 (2) 2017 : 161-166
Prediksi  dari  beban  aerodinamika yang  terjadi  pada  sayap  menjadi  salah  satu tahap  yang  penting  dalam  analisis  struktur perancangan pesawat. Beberapa metode telah digunakan  untuk  mengestimasi  besarnya beban  aerodinamika  pada  sayap.  Metode Schrenk  umum  digunakan  untuk  estimasi cepat  perhitungan  besar  distribusi  gaya angkat  di  sepanjang  sayap.  Guna  mencapai tingkat  akurasi  yang  tinggi  dari  prediksi aerodinamika,  simulasi Computational  Fluid Dynamics (CFD)  dengan  berbasis  persamaan Navier-Stokes  dapat  digunakan.  Pesawat nirawak LSU dipilih untuk merepresentasikan analisis  aerodinamika  pada  pesawat  nirawak dengan  konfigurasi twin-tailboom  pusher. Fokus  dari  studi  yang  dilakukan adalah untuk memverifikasi dari metode pendekatan dari  Schrenk  dengan  menggunakan  metode yang  memiliki  akurasi  tinggi  seperti  simulasi CFD.  Tujuan  dari  studi  adalah  untuk menghitung distribusi gaya angkat sepanjang sayap  dan  menentukan  seberapa  besar error dari kedua metode.
Kata  kunci  : beban  aerodinamis,  CFD, pesawat udara tanpa awak
APLIKASI  PERANGKAT  LUNAK  SISTEM AKUISISI  KECEPATAN  REACTION  WHEEL (SOFTWARE  APPLICATION  OF  REACTION WHEEL  SPEED  ACQUISITION  SYSTEM)/ Harry Septanto
J. TEKGAN, 15 (2) 2017 : 167-178
Kegiatan alih teknologi melalui reverse  engineering merupakan  upaya  yang dilakukan  oleh  negara  berkembang  dalam rangka  memperkecil  jarak  ketimpangan  dari negara  maju  dalam  hal  teknologi,  termasuk teknologi satelit. Melakukan pengukuran dan akuisisi  data  dalam  rangka  mengurai informasi  desain  suatu  komponen  satelit adalah  tahap  pertama  proses reverse engineering .  Makalah  ini  melaporkan  hasil penelitian mengenai pengembangan perangkat  lunak  sistem  akuisisi  data kecepatan wheel dari  sebuah aktuator  satelit yang disebut reaction wheel unit . Dalam aspek fase  pengembangan  satelit,  sistem  akuisisi data  ini  dapat  digunakan  sebagai  perangkat pengujian untuk verifikasi di tingkat komponen.  Data  kecepatan wheel ,  yang diperoleh  dari  eksperimen  yang  dilakukan, ditampilkan  dengan  grafik  respon  transien. Berdasarkan  analisis  atas  data  tersebut, sistem  akusisi  data  yang  dikembangkan menjanjikan  untuk  digunakan  dalam  rangka pengukuran  karakteristik  dinamik reaction wheel sebagai  upaya  mengurai  informasi desainnya.  Selain  itu,  analisis  yang  telah dilakukan  merepresentasikan  bagian  dasar dari tahap verifikasi di tingkat komponen. Hal ini  menunjukkan  bahwa  sistem  akusisi  data ini  menjanjikan  untuk  digunakan  sebagai perangkat pengujian di dalam fase pengembangan satelit.
Kata kunci : perangkat lunak, sistem akuisisi data, reaction wheel, respon transien

## PERANCANGAN AUTOPILOT LATERAL-DIREKSIONAL PESAWAT
NIRAWAK LSU-05

## (THE DESIGN OF THE LATERAL-DIRECTIONAL AUTOPILOT FOR THE LSU-05 UNMANNED AERIAL VEHICLE)
Muhammad Fajar 1,*) **) , Ony Arifianto *)
*) Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara Institut Teknologi Bandung Jl. Ganesha No. 10, Bandung 40132 Indonesia
**) Pusat Teknologi Penerbangan
Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN, Sukamulya, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia
1 e-mail: muhammad.fajar@lapan.go.id
Diterima 15 September 2017; Direvisi 27 Oktober 2017; Disetujui 21 Desember 2017

## ABSTRACT
The  autopilot  on  the  aircraft  is  developed  based  on  the  mode  of  motion  of  the  aircraft  i.e. longitudinal and lateral-directional motion. In this paper, an autopilot is designed in lateral-directional mode for LSU-05 aircraft. The autopilot is designed at a range of aircraft operating speeds of 15 m/s, 20 m/s, 25 m/s, and 30 m/s at 1000 m altitude. Designed autopilots are Roll Attitude Hold, Heading Hold and Waypoint Following. Autopilot is designed based on linear model in the form of state-space. The controller used is a Proportional-Integral-Derivative (PID) controller. Simulation results show  the value of overshoot / undershoot does not exceed 5% and settling time is less than 30 second if given step command.
Keywords: lateral-directional, autopilot, PID

## ABSTRAK
Autopilot pada pesawat dikembangkan berdasarkan pada modus gerak pesawat yaitu modus gerak  longitudinal  dan lateral-directional .  Pada  makalah  ini,  dirancang autopilot pada  modus  gerak lateral-directional untuk pesawat LSU-05. Autopilot dirancang pada range kecepatan operasi pesawat yaitu  15  m/dtk,  20  m/dtk,  25  m/dtk,  dan  30  m/dtk  dengan  ketinggian  1000  m. Autopilot yang dirancang  adalah Roll  Attitude  Hold , Heading  Hold dan Waypoint  Following . Autopilot dirancang berdasarkan  model  linier  dalam  bentuk state-space .  Pengendali  yang  digunakan  adalah  pengendali Proportional-Integral-Derivative (PID).  Hasil  simulasi  menunjukan  nilai overshoot/undershoot tidak melebihi 5% dan settling time kurang dari 30 detik jika diberikan perintah step .
Kata kunci: lateral-directional, autopilot, PID

## 1    PENDAHULUAN
LSU-05  adalah  pesawat  tanpa awak  yang  sedang  dikembangkan  oleh Pusat  Teknologi  Penerbangan  dengan harapan dapat membawa payload hingga 30  kg  dengan  berat take-off maksimum (MTOW)  sebesar  75  kg.  Pesawat  ini memiliki bentang sayap sepanjang 5,5 m dengan luas 3,49 m 2 (Tim LSU-05, 2014). Pesawat  ini  merupakan  bagian  dari roadmap penelitian  dan  pengembangan pesawat  tanpa  awak  Pusat  Teknologi Penerbangan hingga tahun 2019
(Pustekbang,  2017).  Gambar  empat  sisi dari pesawat LSU-05 dapat  dilihat  pada Gambar 1-1.
Gambar  1-1:  Gambar  empat  sisi  LSU-05.  (Tim LSU-05, 2014)
Pemodelan  dinamika  pesawat terbang banyak dijelaskan pada beberapa referensi  baik  dinamika  longitudinal maupun  dinamika lateral-directional (Nelson, 1998; Allerton, 2009; Etkin, 1996). Dijelaskan  dalam  buku-buku  tersebut bagaimana penurunan persamaan gerak pesawat, triming ,  kestabilan  statik  dan
dinamik,  turunan  kestabilan,  kendali buatan  untuk  kestabilan  (Etkin,  1996), hingga  kendali  otomatik  (Nelson,  1998; Allerton, 2009).
Sistem  kendali  PID  dijelaskan cukup  detail  pada  referensi  (Ogata, 2010).  Beberapa  metode  lain  dijelaskan dengan  cukup  rinci  seperti  metode root- locus , metode
Frequency-Response
(Nyquist,  Bode,  Nichols,  dsb).  Metoda desain  sistem  kendali  dalam  bentuk state-space seperti metode pole- placement , observers , quadratic  optimal regulator , dan sistem kendali robust juga dijelaskan pada buku tersebut.
Sistem kendali PID masih
digunakan  pada  sistem autopilot UAV (Kada, 2011; Eko, 2013; Sufendi, 2013). Selain  sistem  kendali  PID,  yang  banyak dikembangkan  di  dunia  adalah  sistem kendali hybrid yang merupakan gabungan dari  beberapa  sistem  kendali  seperti neural  network –  PID, neural  network – fuzzy logic , fuzzy logic – PID, dsb. Selain itu, metode-metode tersebut juga dibandingkan satu dengan lainnya dan hasilnya dapat saling melengkapi. (Goutami, 2016; Nair, 2015).
Perhitungan aerodinamika pesawat dapat menggunakan berbagai perangkat seperti Athena Vortex Lattice (AVL) (Drela, 2017).  Dengan  mengetahui  geometri pesawat  dan  geometri  bidang  kendali pesawat, AVL dapat memberikan keluaran koefisien-koefisien  aerodinamika    yang diperlukan  dalam  pemodelan  pesawat yang  akan  dianalisis  dinamikanya  dan
dikendalikan  baik  secara  otomatis maupun manual.

## 2 METODOLOGI
Model  dinamika  pesawat  LSU-05 dinyatakan  dalam  bentuk  persamaan non-linier  yang  disederhanakan  pada matra  gerak lateral-directional Model aerodinamika  yang  digunakan  adalah model linier menggunakan Athena Vortex Lattice  Method (AVL)  (Drela,  2017),  data ini mungkin akan berbeda dengan hasil uji  terbang  pesawat.  Perancangan autopilot didasarkan  pada  model  hasil linierisasi. Sistem kendali menggunakan PID.  Sistem  propulsi,  aktuator,  dan sensor  tidak  dimodelkan  dalam  desain dan simulasi autopilot . Gangguan eksternal juga tidak dimodelkan.
2.1  Diagram
Alir Perancangan

## Autopilot
Diagram  alir  perancangan  sistem lateral-directional  autopilot dapat  dilihat pada Gambar 2-1.
Gambar 2-1: Diagram  alir  perancangan  sistem lateral-directional autopilot
Setiap autopilot yang  dirancang harus memenuhi kriteria desain sebagai berikut:
 Overshoot/undershoot tidak melebihi 5 %
 Settling time tidak melebihi 30 detik
2.2  Persamaan Gerak Pesawat Udara
Persamaan  gerak  pesawat  dapat disederhanakan  menjadi  dua  modus gerak yaitu gerak longitudinal dan gerak lateral-directional , dengan asumsi bahwa kedua modus gerak tersebut tidak saling mempengaruhi  satu  dengan  lainnya (Duhri,  2016).  Persamaan  gerak lateral- directional dapat  dituliskan  sebagai berikut:
𝑌 + 𝑀𝑔 𝑠𝑖𝑛 𝜑 = 𝑀(𝑣̇) (2-1)
𝑙 = 𝐼 𝑥 𝑝̇ − 𝐼 𝑥𝑧 𝑟̇ + 𝑞𝑟(𝐼 𝑧 − 𝐼 𝑦 ) − 𝐼 𝑥𝑧 𝑝𝑞 (2-2)
𝑛 = −𝐼 𝑥𝑧 𝑝̇ + 𝐼 𝑧 𝑟̇ + 𝑝𝑞(𝐼 𝑦 − 𝐼 𝑥 ) + 𝐼 𝑥𝑧 𝑞𝑟 (2-3)
𝜑̇ = 𝑝 (2-4)
𝜓̇ = 𝑟 𝑠𝑒𝑐 𝜃 0 (2-5)
Dari  persamaan  gerak  tersebut, dapat dilakukan trimming pada kecepatan 15 m/dtk, 20 m/dtk, 25 m/dtk, dan 30 m/dtk  pada  kondisi  terbang  jelajah. Linierisasi  persamaan  gerak  pesawat dilakukan  pada  setiap  kondisi trim tersebut dengan berbagai asumsi bahwa pesawat bergerak dengan gangguan yang sangat  kecil  atau  sering  disebut Small- Disturbance theory (Nelson, 1998; Etkin, 1996). Linierisasi persamaan gerak tersebut dapat direpresentasikan ke dalam matriks state-space sebagai berikut:
𝑥̇̅ = 𝐴𝑥̅ + 𝐵𝑢̅ (2-6)
[ 𝑣̇ 𝑝̇ 𝑟̇ 𝜑̇ ] = [ 𝑌 𝑣 𝑌 𝑝 𝑌𝑟 𝑔 𝑐𝑜𝑠 𝜃 0 𝑙 𝑣 𝑙 𝑝 𝑙 𝑟 0 𝑛 𝑣 𝑛 𝑝 𝑛 𝑟 0 0 1 𝑡𝑎𝑛 𝜃 0 0 ] [ 𝑣 𝑝 𝑟 𝜑 ] + [ 𝑌 𝛿𝑎 𝑌 𝛿𝑟 𝑙 𝛿𝑎 𝑙 𝛿𝑟 𝑛 𝛿𝑎 𝑛 𝛿𝑟 0 0 ] [ 𝛿 𝑎 𝛿 𝑟 ] (2-7)
Dimana x̅ adalah  vektor state , u̅ adalah vektor  kendali,  sedangkan  A  dan  B adalah matriks sistem. Matriks A adalah matriks state ,  sedangkan  matriks  B adalah  matriks  kendali.  Penurunan persamaan  menjadi  model state-space dapat  dilihat  pada  referensi  (Nelson, 1998; Etkin, 1996).

## 2.3 Lateral-directional Autopilot
Sistem lateral-directional autopilot yang dirancang pada makalah ini adalah Roll  Attitude  Hold , Heading  Hold ,  dan Waypoint  Following .  Dirancang  juga sistem  kestabilan  buatan Yaw  Damper untuk menambah kestabilan pada gerak lateral-directional .
2.3.1 Yaw damper Yaw  damper merupakan  suatu sistem kestabilan buatan untuk mengendalikan yaw  rate (r).  Sistem  ini digunakan  untuk  meredam  gerakan dutch  roll . Sistem  ini  dirancang  dengan mengumpanbalikan yaw rate (r) dengan bidang kendali rudder (δ r ) yang digunakan  sebagai  input.  Desain yaw damper dapat dilihat pada Gambar 2-2.
Gambar 2-2: Rancangan yaw damper
2.3.2 Roll attitude hold Roll  attitude  hold adalah  sistem autopilot untuk  menjaga  pesawat  pada sudut bank tertentu.  Sudut bank (φ) diumpanbalikan untuk kemudian sistem mengendalikan  defleksi aileron (δ a )  agar sudut bank sesuai  yang  diinginkan.
Desain roll  attitude  hold dapat  dilihat pada gambar berikut.

## 2.3.3 Heading hold
Heading  hold merupakan  sistem autopilot untuk menjaga pesawat menuju arah heading tertentu. Untuk melakukan gerakan  ini  pesawat  harus  melakukan manuver bank .  Sehingga  gerakan  ini merupakan  gerakan  berbelok  yang terkoordinasi  dengan angular  rate ( ψ̇ ) tertentu. Ilustrasi gerakan tersebut dapat dilihat pada Gambar 2-4.
Gambar 2-4: Ilustrasi gerakan heading pesawat
Berdasarkan  gambar  di  atas (kanan),  penjumlahan  pada  sumbu  y adalah mVψ̇ cos φ = mg sin φ atau  dapat dituliskan sebagai berikut:
𝑡𝑎𝑛 𝜑 = 𝑉𝜓̇ 𝑔 (2-8)
Karena  sudut bank diasumsikan sangat kecil maka diperoleh sudut bank untuk angular rate tertentu:
𝜑 ≈ 𝑉𝜓̇ 𝑔 (2-9)
Misalkan  sudut heading yang diinginkan  adalah  ψ d dan heading pesawat  (ψ)  harus  mengikuti  ψ d relatif pada waktu tertentu (Τ), maka:
𝜏𝜓̇ + 𝜓 = 𝜓 𝑑 (2-10)
sehingga diperoleh:
𝜓̇ = 1 Τ (𝜓 𝑑 − 𝜓) (2-11)
Dari persamaan (2-9) dan
persamaan (2-11), maka dapat diperoleh sudut bank yang  diperlukan  untuk
memenuhi heading pesawat yang diinginkan.
𝜑 𝑑 = 𝑉 𝑔 𝜓̇ = 𝑉 𝑔Τ (𝜓 𝑑 − 𝜓) (2-12) Heading hold didesain
menggunakan bank  hold dan yaw damper . Desain dari heading hold adalah sebagai berikut.
Gambar 2-4: Rancangan heading hold
2.3.4 Waypoint following Waypoint  following merupakan sistem autopilot berbasis navigasi untuk mengendalikan  pesawat  agar  mengikuti waypoint yang  telah  ditentukan.  Sistem ini  memberikan  perintah  arah heading berdasarkan  posisi  pesawat  terhadap waypoint yang  akan  dituju.  Ilustrasi pergerakan  pesawat  dari  satu waypoint ke waypoint yang  ditentukan  dapat dilihat pada Gambar 2-5.
Gambar 2-5: Ilustrasi  gerakan  pesawat  dari suatu waypoint ke waypoint lainnya
Dari  Gambar  2-5  di  atas,  dapat diketahui bahwa nilai cross-track error (ε) yang  merupakan  simpangan  pesawat terhadap jalur wp(i) dan wp(i+1) adalah:
𝜀 = 𝑅 𝑠𝑖𝑛(𝜓 𝑝 − 𝜓 𝑟𝑒𝑓 ) (2-13)
Nilai  δ  merupakan  jarak  acuan pesawat  untuk  berbelok,  nilai  ini  akan divariasikan  untuk  memperoleh  jalur yang diinginkan. Sedangkan
τ merupakan  nilai  ambang  batas  jarak pesawat terhadap waypoint yang dituju. Perintah heading pesawat ψ c ditentukan berdasarkan  nilai cross-track  error (ε) dibandingkan dengan nilai δ yang dipilih. Besaran heading pesawat ψ c ditentukan sebagai berikut:
 Jika |ε| >  δ maka
𝜓 𝑐 = 𝜓 𝑟𝑒𝑓 − 𝑠𝑖𝑔𝑛(𝜀) 𝜋 2 (2-14)
 Jika |ε| ≤ δ maka 𝜓 𝑐 = 𝜓 𝑟𝑒𝑓 − 𝜀 𝛿 𝜋 2 (2-15)
Tanda positif dan negatif ditentukan berdasarkan posisi cross-track error . Jika pesawat  berada  di  sebelah  kanan  jalur terbang  maka tandanya adalah negatif, sebaliknya jika pesawat berada di sebelah kiri jalur terbang  maka tandanya adalah positif. Desain Simulink untuk waypoint following dapat dilihat pada Gambar 2-6.
Gambar 2-6: Desain Simulink untuk waypoint following
Desain Simulink untuk waypoint following seperti ditunjukan Gambar 2-6, terdiri  dari  empat  subsistem  yaitu psi_ command , position , transition_logic ,  dan heading_hold .  Subsistem psi_command merupakan subsistem untuk memberikan perintah heading pesawat.  Perintah heading ini sesuai dengan persamaan (2- 14)  dan  persamaan  (2-15).  Subsistem position merupakan  subsistem  untuk melakukan  perhitungan  posisi  relatif pesawat  terhadap waypoint .  Subsistem
transition_logic merupakan  subsistem untuk menentukan perpindahan
waypoint ke waypoint berikutnya.
Sedangkan subsistem heading_hold merupakan  subsistem autopilot heading hold .
3

## HASIL PEMBAHASAN
Rancangan sistem autopilot
diimplementasikan  pada  Matlab  dan Simulink untuk  mengetahui  respon  dari pesawat terhadap autopilot yang dirancang.
Penggambaran root  locus dilakukan dengan  perintah  ‘rlocus’  pada  Matlab. Nilai gain dipilih  sesuai  target  desain pada setiap root locus yang digambarkan. Desain  setiap autopilot disimulasikan menggunakan Simulink sesuai  dengan nilai gain yang telah dipilih.

## 3.1 Simulasi dan Analisis Yaw Damper
Gain umpan  balik  ditentukan dengan metoda root locus dengan melihat input rudder (δ r ) dan output yaw rate (r). Root  locus  yaw  rate terhadap rudder dapat dilihat pada Gambar 3-1.
Gambar 3-1: Root  locus  yaw  rate (r)  terhadap rudder (δ r )  pada  kecepatan  30 m/dtk
Berdasarkan root locus pada Gambar 3-1, pole untuk  modus  gerak  spiral sebagian berada di sebelah kanan sumbu imajiner. Pemilihan gain dilakukan pada pole spiral  yang  berada  pada  sisi  kiri sumbu  imajiner. Gain dipilih  dengan damping berkisar  antara  0,7  dan  0,8. Gain umpan balik yang dipilih untuk yaw
damper pada setiap titik trim ditampilkan pada Tabel 3-1.

## Tabel 3-1: GAIN UMPAN  BALIK  DAN DAMPING TERPILIH UNTUK YAW DAMPER
Kecepatan (m/dtk) Gain Damping 30 3,83 0,769 25 4 0,803 20 4,58 0,815 15 6,69 0,743
Untuk  menguji yaw  damper , diberikan  masukan  berupa impulse terhadap yaw rate . Respon yaw damper terhadap impulse untuk  kecepatan trim 30  m/dtk  ditampilkan  pada  gambar berikut.
Gambar 3-2: Respon yaw  damper terhadap impulse untuk  kecepatan trim 15 m/dtk
Berdasarkan respon yang
ditunjukkan  Gambar  3-2,  sistem yaw damper yang  dirancang  dapat  meredam impulse dengan baik pada kecepatan trim 15  m/dtk.  Respon  yang  baik  juga ditunjukan pada kecepatan 20 m/dtk, 25 m/dtk,  dan  30  m/dtk.  Masing-masing titik trim dapat meredam impulse dalam waktu sekitar 20 detik.
3.2  Simulasi dan Analisis Roll Attitude Hold
Untuk  merancang roll  attitude hold , dilakukan analisis root locus sudut bank (φ) terhadap aileron (δ a ).
-2.5 -2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 -2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2 System: TFrdr Gain: 6.69 Pole: -0.143 + 0.129i Damping: 0.743 Overshoot (%): 3.06 Frequency (rad/s): 0.192 Root Locus Real Axis (seconds -1 ) Im a g in a ry A xi s ( se c o n d s -1 ) 0 5 10 15 20 -0.02 0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 t (s) r (d e g /s )
Gambar 3-3: Root locus sudut bank (φ) terhadap aileron (δ a )  pada  kecepatan  15 m/dtk
Berdasarkan root  locus pada Gambar  3-3, gain umpan  balik  dipilih pada pole spiral  yang  berada  pada  sisi kiri  sumbu  imajiner. Gain yang  dipilih untuk roll attitude hold pada setiap titik trim ditampilkan pada Tabel 3-2.

## Tabel 3-1: GAIN UMPAN  BALIK  DAN DAMPING TERPILIH  UNTUK
PITCH  ATTITUDE HOLD Kecepatan (m/dtk) Gain Damping 30 -0,545 1 25 -0,547 1 20 -0,551 1 15 -0,559 1
Respon sistem terhadap input step dapat dilihat pada Gambar 3-4.
Gambar 3-4 menunjukkan respon roll  attitude  hold yang  telah  dirancang dengan gain kendali proporsional (P) dan gain kendali  proporsional  integral  (PI). Penggunaan gain kendali  proporsional pada  gambar  tersebut  (garis  putus), masih  menghasilkan steady  state  error hingga 20 %.
Untuk menghilangkan steady state error ,  maka  diperlukan  tambahan gain kendali integral (I). Gain integral ditentukan dengan mempersentasekan gain proporsional. Gain integral  yang  dipilih untuk  masing-masing  titik trim adalah K I =0,1*K P . Respon dari penambahan gain integral  dapat  dilihat  pada  Gambar  3-4 (garis solid ). Gain yang  dipilih  untuk masing-masing titik trim
masih
menghasilkan sedikit osilasi dan overshoot yang cukup besar.
Defleksi aileron yang  dibutuhkan untuk melakukan bank 5 derajat adalah sekitar -3 derajat. Nilai ini masih berada pada range defleksi aileron pesawat LSU- 05.
Gambar 3-4: Respon sistem terhadap input step dengan gain kendali  P  (garis putus)  dan gain kendali  PI  (garis solid)  untuk  kecepatan trim 15 m/dtk
Pada  bagian  sebelumnya  telah dirancang yaw  damper untuk  menambah kestabilan  pada  pesawat.  Sistem  ini ditambahkan  pada  sistem roll  attitude hold yang  telah  dirancang.  Berikut adalah  hasil  simulasi  perintah bank 5 derajat dengan tambahan yaw damper .
Gambar 3-5: Respon sistem terhadap input step dengan gain kendali P (garis putus) dan gain kendali  PI  (garis  solid) untuk kecepatan trim 15 m/dtk
-7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 -2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2 System: untitled1 Gain: 0.559 Pole: -3.25 Damping: 1 Overshoot (%): 0 Frequency (rad/s): 3.25 Root Locus Real Axis (seconds -1 ) Im a g in a ry A xi s ( se c o n d s -1 ) 0 5 10 15 20 25 30 0 2 4 6 8 t (s)  ( de g) 0 5 10 15 20 25 30 -3 -2 -1 0 1 t (s)  a ( de g) 0 2 4 6 8 10 0 1 2 3 4 5 6 t (s)  ( de g) 0 2 4 6 8 10 -3 -2.5 -2 -1.5 -1 -0.5 0 t (s)  a ( de g)
Berdasarkan Gambar 3-5, pesawat menunjukan  respon  yang  baik  untuk perintah bank 5  derajat.  Osilasi  dan overshoot yang  diakibatkan roll  attitude hold dapat teredam dengan adanya yaw damper .  Respon roll  attitude  hold pada setiap kecepatan trim dapat dilihat pada Tabel 3-2.
Tabel 3-2:  RESPON ROLL  ATTITUDE  HOLD PADA SETIAP KECEPATAN TRIM
V (m/dtk) Settling time (detik) Overshoot (%) 30 0,7814 0,8581 25 0,9237 0,8442 20 1,1274 0,8559 15 1,4306 1,2400
Berdasarkan  Tabel  3-2, settling time untuk perintah step 5 derajat pada setiap  kecepatan trim kurang  dari  1,5 detik dan overshoot kurang dari 1,3 %.
3.3  Simulasi   dan   Analisis Heading
Hold Dari persamaan (2-12), nilai V dan g bernilai konstan,
sehingga perlu divariasikan  nilai  Τ  agar  sistem  kendali yang dirancang sesuai yang diharapkan. Nilai Τ yang dipilih untuk kecepatan 30 m/dtk, 25 m/dtk, 20 m/dtk dan 15 m/dtk berturut-turut  adalah  7,  8,  9,  dan  12. Nilai ini ditentukan berdasarkan perubahan  kecepatan.  Semakin  rendah kecepatan  maka  semakin  lama  waktu untuk  menuju  sudut heading tertentu. Hasil  simulasi  perintah heading 60 derajat dapat dilihat pada Gambar 3-6.
Pada  Gambar  3-6  dapat  dilihat bahwa  untuk  melakukan heading 60 derajat  pada  kecepatan  15  m/dtk diperlukan sudut bank hingga 7,7 derajat.
Defleksi aileron yang dibutuhkan sekitar -4 derajat. Pada kecepatan 20 m/dtk, 25 m/dtk, dan 30 m/dtk diperlukan sudut bank berturut-turut sebesar 13,6 derajat; 19,2 derajat; dan 26,4 derajat. Semakin tinggi  kecepatan  semakin  besar  sudut bank yang butuhkan. Pada kecepatan 30 m/dtk,  dibutuhkan  sudut bank yang cukup besar. Hal ini dapat menyebabkan pesawat berada pada kondisi stall . Manuver heading sebaiknya  dilakukan  pada kecepatan yang tidak terlalu tinggi untuk menghindari terjadinya stall yang diakibatkan  oleh  besarnya  sudut bank yang dibutuhkan.
Gambar 3-6: Perintah heading  60  derajat  pada kecepatan 15 m/dtk
Respon heading  hold pada  setiap kecepatan trim dapat  dilihat  pada  Tabel 3-3. Semakin rendah kecepatan pesawat, dibutuhkan settling time yang lebih lama dibandingkan  dengan  kecepatan  yang lebih  tinggi. Overshoot yang  dihasilkan untuk setiap kecepatan trim kurang dari 1,7 %.
Tabel 3-3: RESPON HEADING HOLD PADA SETIAP KECEPATAN TRIM V (m/dtk) Τ Φ max (derajat) Settling time (detik) Overshoot (%) 30 7 26,36 16,6833 1,4899 25 8 19,20 19,5292 1,0203 20 9 13,64 21,7066 1,1876 15 12 7,70 29,1002 1,6293 0 5 10 15 20 25 30 0 20 40 60 80 t (s)  ( de g) 0 5 10 15 20 25 30 0 10 20 30 t (s)  ( de g) 0 5 10 15 20 25 30 -10 -5 0 5 t (s)  a ( de g)
3.4  Simulasi  dan  Analisis Waypoint
Following Dilakukan simulasi
dengan memvariasikan δ sebesar 500, 1000, dan 1500.  Nilai  τ  ditetapkan  sebesar  300. Waypoint ditentukan  berjumlah  13  titik dengan lokasi waypoint dan jalur untuk masing-masing  variasi  δ  dapat  dilihat pada Gambar 3-7.
Berdasarkan  Gambar  3-7,  jalur pesawat bergantung kepada nilai δ yang dipilih.  Dapat  dilihat  bahwa  pada  saat terjadi perpindahan ke waypoint berikutnya,  terjadi error terhadap  lintasan
yang  harus  dilalui.  Setiap  nilai  δ  yang dipilih  memiliki cross-track  error yang berbeda-beda. Nilai cross-track error pada saat terjadi perpindahan waypoint untuk masing-masing nilai δ dapat dilihat pada Gambar  3-8.  Dapat  dilihat  bahwa  nilai cross-track  error semakin  kecil  dengan bertambahnya  nilai  δ.  Nilai  δ=1500 memiliki cross-track  error maksimum paling  kecil,  yaitu  sebesar  27  meter. Untuk nilai δ=1000 dan δ=500, besarnya cross-track error berturut-turut 42 meter dan 79 meter.
Gambar 3-7: Jalur pesawat untuk δ sebesar 500, 1000, dan 1500, pada seluruh waypoint (atas) dan pada waypoint 2 dan waypoint 3 (bawah) -1000 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 -1000 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000  =500  =1000  =1500 4000 4200 4400 4600 4800 5000 5200 -200 0 200 400 600 800 1000 1200  =500  =1000  =1500 START FINISH
Gambar 3-8: Cross-track error pada waypoint 2 dan waypoint 3
Respon pesawat pada saat melakukan waypoint  following dapat dilihat pada Gambar 3-9.
Besarnya sudut bank yang diperlukan oleh pesawat untuk melakukan perintah heading mengikuti waypoint mencapai -30 derajat untuk nilai δ=1500. Diperlukan  verifikasi  terhadap flight envelope dari pesawat LSU-05. Selain itu, dapat dilihat nilai defleksi aileron untuk δ=1500  mencapai  17  derajat,  sehingga diperlukan  verifikasi  terhadap  defleksi aileron maksimal pada pesawat LSU-05.
180 200 220 240 260 280 300 0 50 100 150 200 250 300 t (s) cr o ss -t ra ck e rr o r (m )  =500  =1000  =1500 180 200 220 240 260 280 300 -15 -10 -5 0 5 t (s) v (m /s ) 180 200 220 240 260 280 300 -80 -60 -40 -20 0 20 t (s) p ( d e g /s) 180 200 220 240 260 280 300 -8 -6 -4 -2 0 2 t (s) r (d e g /s) 180 200 220 240 260 280 300 -40 -30 -20 -10 0 10 t (s)  ( d e g ) 180 200 220 240 260 280 300 -150 -100 -50 0 50 100 t (s)  ( d e g ) 180 200 220 240 260 280 300 -5 0 5 10 15 20 t (s)  a ( d e g )  =500  =1000
 =1500
4 KESIMPULAN
Sistem lateral-directional autopilot untuk  pesawat  LSU-05  menunjukkan hasil  yang  baik  dengan  menggunakan data preliminary . Autopilot roll  attitude hold menunjukkan  hasil  yang  baik menggunakan  pengendali  PI.  Dengan settling  time kurang  dari  1,5  detik  dan overshoot kurang  dari  1,3  %. Heading hold dirancang berdasarkan sudut bank yang  diperlukan. Settling  time untuk setiap  kecepatan  kurang  dari  30  detik, dan overshoot kurang  dari  1,7  %.  Pada waypoint following , nilai δ=1500 memiliki cross-track error maksimum paling kecil, yaitu sebesar 27 meter, sedangkan nilai δ=1000 dan δ=500, besarnya cross-track error berturut-turut 42 meter dan 79 meter.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Penulis mengucapkan terima kasih  kepada  Bapak  Gunawan  Setyo Prabowo,  Bapak  Agus  Aribowo,  Bapak Mujtahid, dan Tim LSU-05 atas bantuan dan  bimbingannya  dalam  penulisan makalah ini.

## PERNYATAAN PENULIS
Isi dalam makalah ini sepenuhnya menjadi tanggung jawab penulis.

## DAFTAR RUJUKAN
Allerton, D., 2009. Principles of Flight Simulation , John  Wiley  &  Sons  Ltd,  West  Sussex.
ISBN: 978-0-470-75436-8.
Duhri,  R.  A.  dan  Sasongko,  R.  A.,  2016.
Development  of  Generic  Flight  Dynamic Mathematical  Model  for  Aircraft  Flight Simulation  and  Analysis .  Advance  in Aerospace  Science  and  Technology  in Indonesia, Vol. I, 144-158.
Eko Budi Purwanto, dkk, 2013, Pemodelan dan Simulasi  Sistem  Kendali  Proportional Integral  Derivative  untuk  Kestabilan Dinamika  Terbang, Majalah  Sains  dan Teknologi  Dirgantara  Vol.  8  No.  2,  48- 59.
Etkin,  B.  dan  Reid,  L.  D.,  1996. Dynamics  of Flight Stability and Control ,  John  Wiley
& Sons Inc. ISBN: 0-471-03418-5.
Gouthami, E., dan Rani, M.A., 2016. Modeling of an Adaptive Controller for an Aircraft Roll Control System using PID, Fuzzy-PID and Genetic  Algorithm .  IOSR  Journal  of
Electronics and Communication
Engineering  (IOSR-JECE)  Volume  11, Issue 1, Ver.II, 15-24.
Kada,  B.  dan  Ghazzawi,  Y.,  2011. Robust  PID Controller  Design  for  an  UAV  Flight Control  System ,  Proceedings  of  the World  Congress  on  Engineering  and Computer  Science  Vol  II,  WCECS, October  19-21,  San  Francisco,  USA. ISBN: 978-988-19251-7-6.
Mark  Drela,  AVL.  URL  http://web.mit.edu/ drela/Public/web/avl/.  Diakses:  14 Pebruary 2017.
Nair, M.P. dan Harikumar, R., 2015. Longitudinal Dynamics  Control  of  UAV,  International Conference  on  Control ,  Communication &  Computing  India  (ICCC),  19-21 November.
Nelson, R. C., 1998. Flight Stability and Automatic Control ,  McGraw-Hill,  New  York.  ISBN: 0-07-046218-6.
Ogata,  K.,  2010. Modern  Control  Engineering, Prentice  Hall,  New  Jersey.  ISBN:  0-13- 615673-8.
Pustekbang,  LSU-05,  LAPAN.  URL  http:// pustekbang.lapan.go.id.  Diakes:  20
Januari 2017.
Sufendi, dkk, 2013. Design and Implementation of  Hardware-In-The-Loop-Simulation  for UAV  Using  PID  Control  Method ,
International Conference on Instrumentation, Communications,
Information Technology, and Biomedical Engineering  (ICICI-BME),  November  7- 8, Bandung.
Tim  LSU-05,  2014. Progress  Report  LAPAN Surveillance  UAV  (LSU)  05 ,  Pusat Teknologi Penerbangan LAPAN, Bogor.

## PENGARUH KOMPOSISI AP TERHADAP PROSESIBILITAS SLURRY PROPELAN DENGAN KANDUNGAN ALUMINIUM TINGGI (EFFECTS OF AMMONIUM PERCHLORATE COMPOSITION ON HIGH CONTENT ALUMINIUM PROPELLANT SLURRY)
Afni Restasari 1 , Rika Suwana Budi, Kendra Hartaya Pusat Teknologi Roket Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN No. 2, Mekarsari, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia
1 e-mail: afni.restasari@lapan.go.id
Diterima  8 Desember 2016; Direvisi 11 Desember 2017; Disetujui 12 Desember 2017

## ABSTRACT
As  propellant  solid  contents,  Ammonium  perchlorate  (AP)  affect  the  fluid  characteristics  of propellant  slurry  that  are  important  in  mixing  and  casting  process  to  produce  homogenous  solid propellant. Therefore, this research aims to find out the effects of Ammonium perchlorate compositions (fine AP (AP h ) : coarse AP (AP k )) on the slurry`s fluid  characteristics which are viscosity, pot life, and pseudoplasticity  index.  In  this  research,  propellant  A  (AP h :  AP k 1:2),  propellant  B  (AP h :  AP k 1:1), propellant  C  (AP h :  AP k 3:2),  and  propellant  D  (AP h :  AP k 2:1)  were  made.  The  methods  include  the measurement of viscosity by using Brookfield RVT viscometer spindle 07 at 0,3 rpm every 15 minutes. While,  at  35 th minute,  the  viscosity  at  0,3;  0,5  and  0,6  rpm  were  measured.  Based  on  the  data  of viscosity, graphs of ln viscosity vs time as well as viscosity vs shear rate were made to determine the equations of viscosity build-up and Power Law. It is known that the initial viscosity of propellants are 11,493 – 52945 P. The lowest viscosity and pot life (13,12 minutes) are shown by propellant A. While, pseudoplasticity index of propellants are 0,655 – 0,991. The lowest point is shown by propellant D and the highest point is shown by propellant B. Based on this index, propellant A is not suitable to be casted in vacuum. On the other hand, propellant C is relatively suitable to be improved because its viscosity (17,506 P) and rate of increasing viscosity (247 P/minute) are not much different from propellant A. In addition, its pseudoplasticity index (0,972) is suitable for vacuum casting. The conclusion is that the correlation  between  AP h :  AP k and  fluid  characteristics  of  of  propellant  slurry  (viscosity,  pot  life  and pseudoplasticity are various because of packing factor of particles in propellant composition.
Keywords: propellant slurry, pseudoplasticity, viscosity, pot life

## ABSTRAK
Sebagai padatan pengisi propelan, Ammonium perklorat (AP) dapat mempengaruhi sifat fluida dari slurry propelan yang penting dalam pencetakan untuk menghasilkan propelan yang homogen. Oleh karena  itu,  penelitian  ini  bertujuan  untuk  menemukan  pengaruh  komposisi  AP  (AP  halus  (AP h ):  AP kasar (AP k )) terhadap sifat fluida slurry yang meliputi viskositas, pot life dan indeks pseudoplastisitas. Dalam penelitian ini, dibuat slurry propelan A (AP h : AP k 1:2), propelan B (AP h : AP k 1:1), propelan C (AP h : AP k 3:2)  dan  propelan  D  (AP h : AP k 2:1).  Metode  yang digunakan  meliputi  pengukuran  viskositas  dengan viskometer  Brookfield  RVT spindle 07  pada  0,3  rpm  setiap  15  menit.  Sementara,  di  menit  ke-35, viskositas pada 0,3; 0,5 dan 0,6 rpm diukur. Berdasarkan data tersebut, grafik ln viskositas vs waktu serta viskositas vs shear rate dibuat untuk menentukan persamaan viscosity build-up dan Power Law . Diketahui,  nilai  viskositas  awal  propelan  dalam  jangkauan  11.493  –  52945  P,  dengan  viskositas terendah dan pot life (13,12 menit) dimiliki oleh propelan A. Sementara, nilai indeks pseudoplastisitas propelan  yang  jangkauan  0,655  –  0,991,  nilai  terendahnya  ditunjukkan  oleh  propelan  D  dan tertingginya  ditunjukkan  oleh  propelan  B,  yang  mana  propelan  A  diketahui  tidak  sesuai  untuk pencetakan dengan teknik vakum. Pada sisi lain, propelan C relatif baik untuk dikembangkan karena memiliki viskositas (17.506 P) dan laju kenaikan viskositasnya (247 P/menit) yang tidak berbeda jauh dengan propelan  A,  serta  indeks pseudoplastisitas  (0,972)  sesuai  untuk  pencetakan dengan  vakum. Disimpulkan,  hubungan  antara  rasio  AP h :  AP k dengan  sifat  fluida  propelan  (viskositas, pot  life dan pseudoplastisitas beragam oleh karena faktor packing dari partikel – partikel penyusun propelan.
Kata kunci: slurry propelan, pseudoplastisitas, viskositas, pot life
1 PENDAHULUAN
Propelan padat komposit
merupakan  padatan  bahan  bakar  roket yang  dihasilkan  dari  pencetakan slurry (bubur) propelan. Slurry propelan komposit adalah  suspensi  koloid  dari  padatan, seperti Aluminium powder dan Ammonium perklorat (AP), dalam pengikat polimerik seperti  poliuretan  yang  terbentuk  dari Hydroxy  terminated polybutadiene (HTPB) dan  Toluena  diisosianat  (TDI)  (Manu, 2009).
Propelan  yang  baik  memiliki hubungan yang konsisten antara komposisi dan nilai spesifik impuls (Isp). Konsistensi ini tercapai apabila homogenitas  propelan  tercapai.  Salah satu  faktor  yang  dapat  diusahakan dalam mencetak propelan yang homogen adalah  prosesibilitas  propelan  yang ditentukan  oleh  pengisi  padatan  seperti Aluminium  dan  AP.  Mengembangkan prosesibilitas  propelan  pada  komposisi Aluminium yang  optimum  ialah penting untuk dilakukan karena selain diperoleh Isp  yang  tinggi,  juga  diperoleh  propelan
yang homogen (Aziz, Mamat, Ali, & Perang, 2015).
Menurut Tuzun (2005), kandungan optimum aluminium pada propelan ialah 18%.  Namun  menurut  Muthiah et  al , (1992), konsentrasi tersebut di luar range kandungan aluminium yang menghasilkan prosesibilitas terbaik propelan (5 – 10%). Hal ini didukung oleh penelitian Kendra Hartaya (2016) yang menemukan bahwa energi  pembakaran  propelan  turun dengan  naiknya  persentase  aluminium dari 16% ke 18%, yang mana hal tersebut tidak sesuai dengan perhitungan teoritis dan  diduga  disebabkan  oleh  patahnya propelan akibat semburan/tekanan nyala propelan  yang  dapat  disebabkan  oleh proses  pembuatan  yang  kurang  baik (Hartaya,  2016).  Prosesibilitas  dapat dikembangkan  dengan  memvariasi  AP (Tüzün, 2005). Parameter untuk prosesibilitas ini dapat berupa viskositas, pot life , dan pseudoplastisitas.
AP  merupakan  oksidator  yang sering  digunakan  dalam  pembuatan propelan padat komposit. Hal ini karena
kandungan  oksigen  dalam  senyawa  ini cukup tinggi yaitu mencapai 54% berat, tidak  meninggalkan  residu  pada  saat oksidasi terhadap bahan bakar, sifatnya stabil,  dan  laju  bakar  propelan  dapat dikontrol  dengan  mengkombinasikan ukuran  partikel  AP.  (Aziz  et  al.  2015; Price  1967  dalam  Pinalia  2014;  Andric 2007).
AP dapat mempengaruhi viskositas slurry propelan  melalui  ukuran  dan bentuk.  Diketahui,  bentuk  yang  bulat ( spheric )  dapat  menurunkan  viskositas. Sementara dalam hal ukuran, penggunaan AP bimoda (AP kasar dan AP halus) telah dilakukan beberapa penelitian. Jain et al, (2009) dengan AP berukuran 300 µm dan 60 µm, menemukan bahwa semakin kecil ukuran  AP,  semakin  tinggi  viskositas slurry propelan.  Hal  ini  juga  ditemukan oleh Nair et al, (2013) yang menggunakan AP  berukuran  340  µm  dan  40  µm. Namun,  menurut  penelitian  Ke-Xi et  al, (1986) yang menggunakan ukuran 1000 µm untuk AP kasar, pengaruh persentase AP  halus  terhadap  viskositas slurry propelan  bervariasi  tergantung  ukuran partikel AP halus serta rasio AP kasar: AP halus (Jain, Nandagopal, Singh, Radhakrishnan,  &  Bhattacharya,  2009; Ke-xi, Ze-ming, & Guo-juan, 1986; Nair, Devi,
Prasad, & Ninan, 2013). Berdasarkan  itulah,  maka  viskositas slurry propelan  dengan  kandungan aluminium  18%  dapat  dikembangkan dengan variasi rasio AP kasar : AP halus.
Viskositas  merupakan  ukuran resistensi  untuk  mengalir.  Viskositas propelan  dapat  dirumuskan  seperti persamaan  (1-1).  Pada  persamaan tersebut, μ adalah viskositas propelan, μ 0 adalah  viskositas  dari  sistem  isian  cair yatu  HTPB  dan  TDI, ϕ adalah  fraksi volume  dari  padatan  pengisi  dan ϕ m merupakan fraksi volume maksimal dari padatan pengisi yaitu AP dan Aluminium. Untuk  partikel  bulat,  nilai  dari ϕ m ini berhubungan dengan tap density partikel (German, 2016).
μ = μ 0 [1 – ( ϕ/ϕ m )] (1-1)
Viskositas slurry propelan  yang tinggi  menyulitkan  proses  pencetakan propelan  dan  dapat  menyebabkan void (bagian yang kosong) serta  porositas yang dapat  memicu  masalah  pada  insulasi termal dan kegagalan struktural. Menurut Doll dan Lund (1999), viskositas slurry di bawah  20.000  P  dapat  memberikan performa yang tinggi (Doll & Lund, 1999; A. K. Mahanta, Dharmsaktu, & Pattnayak, 2007;  Remakanthan,  Kk,  Gunasekaran, Thomas,  &  Thomas,  2015).  Sementara, menurut Dombe et al, (2008), viskositas slurry yang ideal untuk teknik pencetakan dengan  vakum,  seperti  yang  selama  ini digunakan,  adalah  di  bawah  16.000  P (Dombe, Jain, Singh, Radhakrishnan, & Bhattacharya, 2008).
Viskositas slurry berkaitan  erat dengan pot  life  slurry propelan.  Hal  ini karena  setelah curing  agent ditambahkan, viskositas slurry propelan  meningkat seiring  berlangsungnya  reaksi  antara HTPB  dan  TDI  membentuk  poliuretan yang dijelaskan pada Gambar 1-1. Variasi viskositas  selama  proses  pematangan ( curing )  dimodelkan  oleh  Tajima  dan Crozier dengan persamaan viscosity build- up seperti pada persamaan (1-2) dan (1-3) yang mana η t merupakan viskositas setelah waktu tertentu, η 0 ialah viskositas awal, k adalah konstanta viscosity build-up dan t adalah  waktu  (K,  Monika,  &  D, 2010). Interval  waktu  yang  tersedia  hingga viskositas slurry mencapai  batas  tertentu, yang mana setelah batas tersebut slurry sulit dicetak, disebut pot life (Chai et al ., 2016).  Dalam  hal  ini,  batas  tersebut dapat  sebesar  16.000  P  seperti  yang dilaporkan oleh Dombe et al, (2008).
Slurry propelan yang memiliki pot life lebih lama memberikan lebih banyak waktu  untuk  pencetakan  yang  mudah sehingga  dihasilkan  propelan  yang homogen  (Doll  &  Lund,  1999;  A.  K. Mahanta et  al .,  2007).  Hal  ini  penting apabila  ukuran  propelan  yang  akan dicetak  tersebut  besar  dan  banyak. Menurut  Sutrisno,  waktu  pencetakan propelan skala K-Round sekitar 15 menit (Sutrisno,  2010)  dan  dapat  lebih  lama
hingga  sekitar  30  menit  jika  viskositas propelan tinggi.
Gambar 1-1: Reaksi Pembentukan Poliuretan (K et al. , 2010)
η (t) = η 0 . e k. t (1-2)
ln η (t) = ln η 0 + k.t (1-3)
Dalam hubungannya dengan shear rate,  slurry propelan  diketahui  memiliki sifat  pseudoplastis  yaitu  viskositas menurun  dengan  kian  meningkatnya shear. Indeks pseudoplastisitas merupakan sifat fisik sejati dari fluid tersebut. Indeks ini merupakan parameter penting dalam pendistribusian partikel selama pengadukan  dan  pencetakan  propelan. Indeks  pseudoplastisitas  dapat  dihitung dengan  persamaan  (1-4),  yang  mana K adalah indeks viskositias, γ adalah shear rate dan n adalah indeks pseudoplastisitas (A.  K.,  Mahanta et  al .,  2007;  Abhay  K Mahanta,  Goyal,  &  Pathak,  2010; Muthiah,  Krishnamurthy,  &  Gupta, 1992).
η = K. (γ) n-1
(1-4)
Untuk  sifat  Newtonian  dari fluid, nilai n sama  dengan  1,  yang  berarti besarnya nilai viskositas tidak dipengaruhi oleh shear rate. Indeks yang mendekati 1 lebih dikehendaki karena mudah diproses. Sementara, diketahui bahwa slurry yang baik  untuk  teknik  pencetakan dengan vakum  dilaporkan  memiliki  nilai  indeks pseudoplastisitas sebesar 0,8 - 1 (Dombe et al. , 2008; A. K. Mahanta et al ., 2007; Muthiah et al. , 1992).
Dengan  adanya  acuan  bahwa prosesibilitas slurry propelan  dapat dicapai dengan baik jika slurry memiliki viskositas  di  bawah  16.000  P  selama sekitar 30 menit dan indeks pseudoplastisitas  antara  0,8  -  1,  maka penelitian ini bertujuan untuk mengetahui
pengaruh  rasio  AP  halus  :  AP  kasar terhadap  viskositas, pot  life dan pseudoplastisitas slurry propelan LAPAN. Selanjutnya,  diharapkan  pengetahuan tersebut  dapat  dijadikan  dasar  untuk pengembangan komposisi propelan selanjutnya  hingga  tercapai  parameter yang menjadi acuan di atas.

## 2 METODOLOGI

## 2.1  Bahan
Dalam penelitian ini dibuat 4 jenis propelan  dengan  67%  AP  yang  variasi komposisinya  tersaji  pada  Tabel  2-1. Pada kolom 3, AP kasar (AP k ) berukuran 200  µm,  sedangkan,  AP  halus  (AP h ) berukuran  50  µm.  Persentase  pada kolom  4  merupakan  %  berat  AP h dari keseluruhan. Komposisi lainnya meliputi 18%  Alumunium  (30  µm)  dan  isian  cair berupa HTPB dan TDI dengan perbandingan 14:1. Bulk density poliuretan,  hasil  reaksi  TDI  dan  HTPB, sebesar 1,053250 g/mL (Abdillah, 2015).

## Tabel 2-1: VARIASI AP PADA PROPELAN

## 2.2  Metode Penelitian
Dalam  pembuatan slurry propelan, AP kasar dan halus diaduk secara merata terlebih dahulu sebelum ditambahkan ke campuran HTPB dan Aluminium. Kemudian TDI ditambahkan dan diaduk dengan mixer tangan  selama  20  menit. Viskositas slurry kemudian diukur setiap 15 menit pada 0,3 rpm dengan viskometer Brookfield RVT spindle 07  pada  suhu ruang.  Grafik ln viskositas vs waktu (menit)  dibuat  untuk  mendapatkan persamaan (1-3)  yang  selanjutnya digunakan  untuk  menentukan pot  life
dengan  batas  16.000  P  dan  viskositas awal.  Sementara,  saat  35  menit, viskositas diukur  pada  0,3; 0,5  dan  0,6 rpm untuk membuat grafik viskositas (P) vs shear  rate (rps)  sehingga  didapat persamaan  (1-4) dan  dari  persamaan tersebut dapat ditentukan indeks pseudoplastisitas slurry .
Shear rate didapat dengan mengalikan kecepatan putar dengan 0,21 sesuai persamaan (2-3) yang merupakan turunan dari persamaan (2-1) dan (2-2). Dalam  ketiga  persamaan  tersebut, N adalah kecepatan putar (rpm), R c adalah jari-jari wadah (2,25 cm), R b adalah jari- jari spindle (0,16 cm) dan x adalah jarak dimana shear rate diukur (cm). Oleh karena slurry pseudoplastis  sangat  sensitif terhadap shear  rate, maka shear  rate yang  diukur  dianggap  pada  permukaan spindle sehingga x 2 = Rb 2 dan persamaan (2-2) diperoleh. Dengan subtitusi nilai R b dan R c ,  persamaan  (2-3)  diperoleh ( Brookfield  Engineering  Laboratories , 2014; Triantafillopoulos, 2000). γ={2.(2π/60).N.R c2 .R b2 }:{x 2 (R c2 -R b2 )} (2-1) γ = {(4π/60).N.R c2 } :  (R c2 - R b2 ) (2-2)
γ = N. 0,21 (2-3) Pengukuran tap density dilakukan dengan  menimbang  20  mL  AP h, AP k dan Aluminium. AP h dan AP k dioven selama 4 jam terlebih dahulu sebelum penimbangan. Tap density digunakan untuk menghitung fraksi volume maksimum partikel dengan menggunakan persamaan (2-4) dan (2-5), yang  mana ρ Al adalah tap  density dari aluminium  dan ρ AP adalah tap  density AP.  Sementara, w adalah  fraksi  massa dari komponen.
X = (w Al :ρ Al )+(w APh :ρ APh )+(w APk :ρ Apk ) (2-4)
ϕ =X:[(X+(w binder :ρ binder )] (2-5)
3 HASIL DAN PEMBAHASAN
3.1  Pengaruh  Komposisi  AP h :  AP k Terhadap Viskositas dan Pot Life Propelan Hasil pengukuran viskositas pada kecepatan  putar  0,3  rpm  terhadap keempat jenis slurry propelan hingga 50 menit  setelah  pengadukan  disajikan
pada Gambar 3-1. Sebelumnya, Priyanto (2016) telah mengukur viskositas tersebut namun pada range waktu hanya sampai 20  menit  dan  kecepatan  putar  0,6  rpm (Priyanto,  2016). Range pengukuran pada  kecepatan  putar  tersebut  kurang memadai (hanya sampai 66.670 P) sehingga kecepatan  putar  0,3  rpm  dengan range pengukuran  hingga  133.300  P  dipilih untuk penelitian ini ( Brookfield
Engineering  Laboratories ,  2014).  Jangka waktu pengukuran yang panjang dikehendaki  agar  lebih  akurat  dalam menentukan pot life.
Gambar 3-1: Viskositas (P) vs Waktu (menit)
Gambar 3-1 memperlihatkan bahwa  pada  keempat  komposisi,  semakin lama,  viskositas slurry semakin  besar. Dalam  arti  lain, slurry semakin  sulit untuk mengalir. Hal ini disebabkan oleh semakin besarnya matriks poliuretan yang terbentuk  dari  HTPB  dan  TDI,  seperti dijelaskan  pada  Gambar  1-1  (Gogoi, Alam, & Khandal, 2014; K et al ., 2010). Selanjutnya, untuk mendapatkan persamaan  (1-3),  grafik ln viskositas vs waktu tersajii pada Gambar 3-2.
Gambar 3-2: ln Viskositas vs Waktu (menit)

## Tabel 3-1: PERSAMAAN VISCOSITY BUILD UP DAN HASIL PERHITUNGANNYA
Pada Tabel 3-1 kolom 2, 5, dan 6 terlihat  bahwa  persamaan  (1-3)  yang didapat (kolom 4) memiliki tingkat korelasi yang  sangat  kuat  sehingga  dapat digunakan  untuk  menghitung pot  life (kolom 8), viskositas awal slurry (kolom 7) dan laju kenaikan viskositas slurry pada 5 menit pertama (kolom 9). Terlihat bahwa hanya komposisi A yang memiliki pot life , yaitu  13,12  menit  sebelum  mencapai viskositas  16.000  P.  Hal  ini  karena komposisi  lainnya  memiliki  viskositas awal yang telah melebihi 16.000 P. Kolom 7  dan  9  memperlihatkan    perubahan viskositas  awal  dan  laju  kenaikan viskositas  pada  5  menit  pertama  yang tidak  selalu  berbanding  lurus  dengan kenaikan  kandungan  AP  halus  pada kolom 3.
Menurut  penelitian  Nair et  al, (2013) dengan ukuran AP k (340 µm), AP h
(40  µm)  dan  range  %AP h meliputi  9,5  – 22,5%,  semakin  besar  fraksi  AP h, semakin  besar  pula  viskositas slurry. Menurut Jain et al, (2009), hal ini karena AP h memiliki luas permukaan yang lebih besar  daripada  AP k sehingga  semakin besar  kandungan  AP h, semakin  sedikit binder (fasa  pengikat)  yang  tersedia untuk  pembasahan  ( wetting ) powder padatan  pengisi  propelan  sehingga viskositasnya  meningkat. Hal  serupa juga  ditemukan  oleh  Ke-xi et  al, (1986) dengan  ukuran  AP k (1000  µm),  AP h (50 µm) dan range %AP h meliputi 30, 50 dan 70%  dari  total  massa  AP.  Sementara, dalam penelitian ini, viskositas yang naik seiring dengan bertambahnya persentase AP h terjadi pada propelan A (11.493 P) ke
B  (19.475  P)  dan  C  (17.506  P)  ke  D (52.945  P),  sedangkan  dari  B  ke  C, hubungan  tersebut  berkebalikan,  dengan penurunan  viskositas  sekitar  2000  P. (Jain et al ., 2009; Ke-xi et al ., 1986; Nair, Prasad, & Ninan, 2013).
Tabel 3-2: HASIL PENGUKURAN TAP DENSITY
Turunnya  viskositas  dari  B  ke  C dapat  disebabkan  oleh  tercapainya keadaan close packing yaitu saat partikel - partikel  kecil  tertata  mengisi  rongga- rongga  antar  partikel  besar  sehingga tercapai  densitas  optimal.  Hal  ini dikemukakan  oleh  Ke-xi et  al (1986) dalam penelitiannya terhadap AP h 33 μm dan AP k 425 μm dalam range AP h 10  - 80% dari total massa AP (Ke-xi et al. , 1986) . Keadaan close packing dipengaruhi oleh    nilai ϕ m. Tabel  3-2  menunjukkan hasil  pengukuran tap  density yang digunakan  untuk  menghitung ϕ m yang hasilnya  ditampilkan  pada  Tabel    3-3. Pada  kolom  3  baris  3  di  tabel  tersebut, komposisi  C  memiliki  nilai ϕ m sebesar 0,8434.  Berdasarkan  persamaan  (1-1), untuk mencapai viskositas rendah, maka nilai rasio fraksi volume partikel dengan fraksi  volume  maksimum, ϕ / ϕ m , harus besar. Dengan demikian, nilai dari fraksi
volume  partikel  yang  terbentuk  pada propelan C mendekati 0,8434.
Tabel 3-3: NILAI ϕ m PROPELAN
Selain  mempengaruhi  viskositas, keadaan close packing juga mempengaruhi laju  kenaikan  viskositas  yang  tersaji pada Tabel 3-1 kolom 9. Sejalan dengan trend yang  ditunjukkan  oleh  viskositas, laju  kenaikan  viskositas  naik  dari propelan  A  (163  P/menit)  ke  B  (443 P/menit) dan C (247 P/menit) ke D (767 P/menit). Sementara, dari propelan B ke C,  laju  kenaikan  viskositas  menurun sebesar  sekitar  200  P/menit  sehingga, selanjutnya, propelan C lebih baik untuk dimodifikasi daripada propelan B dan D dalam  rangka  mendapatkan pot  life. Modifikasi  ini  membawa  keuntungan pada  nilai  spesifik  impuls  dari  propelan karena  propelan  C  mengandung  lebih banyak AP h daripada propelan A sehingga nilai  spesifik  impuls  propelan  C  dapat lebih tinggi dari propelan A.
3.2  Pengaruh  Komposisi  AP h :  AP k Terhadap Pseudoplastisitas Propelan Indeks  pseudoplastisitas  adalah merupakan  parameter  untuk  mengetahui seberapa besar sifat pseudoplastik slurry propelan  (A.  K.  Mahanta et  al .,  2007).
Untuk  mengetahui  pengaruh  komposisi AP h :AP k terhadap indeks pseudoplastisitas slurry propelan, dibuat grafik shear rate (rps)  vs  viskositas  (Poise)  pada  saat  35 menit  untuk  semua  komposisi  yang tersaji  pada  Gambar  3-3.  Pemilihan waktu  ini  karena  pencetakan  propelan bisa sampai sekitar 30 menit. Kecepatan putar 0,3; 0,5; 0,6 rpm  setelah dihitung
dengan  persamaan  (2-3)  menghasilkan shear rate sebesar 0,064; 0,11; 0,13 s -1 .
Gambar 3-3: Grafik Shear  Rate (rps)  vs Viskositas (Poise)
Gambar 3-4 menunjukkan bahwa viskositas slurry propelan  menurun dengan naiknya shear rate. Sifat tersebut karena viskositas slurry propelan merupakan  efek  total  dari binder, padatan  partikulat  yang  terdispersi, beragam  gaya  kohesi  dan  adhesi  yang terjadi  di  antara  bahan–bahan  serta berlangsungnya  reaksi  pembentukan jejaring polimer antara poliol dan curing agent .  Partikel-partikel  dari  fasa  padat membentuk  agregat  karena  gaya  kohesi dan  adhesi.  Efek shearing pada  agregat dapat menghasilkan sifat pseudoplastik. Dengan  meningkatnya shear  rate ,  agregat pecah menjadi gumpalan-gumpalan yang individual  sehingga  viskositas slurry menurun.  Sedangkan,  ketika shear rate rendah, agregat-agregat terbentuk kembali (Abhay K Mahanta et al ., 2010). Untuk  lebih  memahami  sifat  ini,  pada Tabel  3-4    disajikan  persamaan  Power Law dari grafik pada Gambar 3-3 beserta nilai r yang  menunjukkan  tingkatan korelasinya dan indeks pseudoplastisitas.
Tabel  3-4  kolom  5  dan  6 menunjukkan adanya tingkatan korelasi yang  variatif  untuk  persamaan  pada kolom  4.  Korelasi  yang  kuat  hingga sangat  kuat  ditunjukkan  oleh  propelan komposisi  A,  C,  dan  D.  Sementara, propelan  B  memiliki  korelasi  yang sedang.  Nilai  indeks  pseudoplastisitas ditampilkan pada kolom 7 dengan acuan bahwa  sifat  Newtonian  ditunjukkan dengan  nilai n =  1.  Nilai  tersebut  juga bervariasi, sama seperti yang ditemukan
oleh  Muthiah et  al, (1992)  terhadap ukuran  AP  kasar  (300  –  320  μm),  AP halus 40 – 45 μm pada range 20 – 50% dari  total  massa  AP  (Muthiah et  al ., 1992).
Menurut  Muthiah et  al, (1992) sifat slurry yang  mendekati  Newtonian adalah  optimum.  Semetara  menurut Dombe et  al, (2008),  nilai  indeks pseudoplastisitas  dari slurry propelan yang  cocok  untuk  teknik  pencetakan dengan  vakum  adalah  0,8  –  1.  Dalam penelitian  ini  pada  Tabel  3-4  kolom  7 terlihat  bahwa  syarat–syarat  tersebut dimiliki  oleh  propelan  B  dan  C.  Sifat propelan  B  dan  C  mendekati  Newtonian dengan  indeks  pseudoplastisitas  masing- masing sebesar 0,991 dan 0,972. Namun oleh  karena  tingkat  korelasi  propelan  B lebih rendah (r = 0,56) daripada propelan C (r = 0,79), maka indeks pseudoplastisitas propelan  C  lebih  akurat  sehingga  dapat dikatakan bahwa komposisi yang optimal dalam  hal  pseudoplastisitas  adalah propelan C, yaitu AP h : AP k 3:2.  Hasil ini berbeda  dengan  yang  ditemukan  oleh Muthiah et  al (AP h :  AP k 1:3)  dalam penelitiannya  yang  telah  dijelaskan  di atas.
Hal ini disebabkan oleh  perbedaan ukuran  AP.  Ukuran  AP  mempengaruhi pseudoplastisitas  dalam  hal  kekuatan adhesi  dalam wetting oleh  HTPB  dan
kohesi  dalam  pembentukan  agregat (Dombe et al ., 2008; Abhay K Mahanta et al. , 2010; Muthiah et al. , 1992). Korelasi antara indeks
pseudoplastisitas  pada  kolom  7  dengan kandungan AP halus pada kolom 3 tidak selalu berbanding lurus. Ini menunjukkan bahwa  faktor packing mempengaruhi indeks pseudoplastisitas slurry propelan. Dengan diasumsikan bahwa propelan  C telah  mencapai  keadaan close  packing dengan alasan yang telah diuraian pada bab  3.1,  maka  ini  mengandung  arti bahwa  pada  keadaan close  packing, slurry propelan  memiliki  sifat  yang mendekati Newtonian karena  pada keadaan  tersebut,  jumlah  agregat  yang terbentuk  minimum  sehingga  tidak begitu  mempengaruhi  sifat  alir slurry propelan.
Dalam  hal  pemilihan  teknik pencetakan , teknik  dengan  tekanan seperti yang dirancang oleh Dombe et al,
(2008) dapat diaplikasikan untuk propelan A dan D. Hal ini karena indeks pseudoplastisitas yang dimiliki propelan tersebut antara 0,6 – 1, yaitu propelan A dengan  indeks  sebesar  0,788  dan propelan D dengan indeks sebesar 0,655. Selain itu, metode die-casting juga dapat diterapkan  karena  sesuai  untuk slurry yang  bersifat  pseudoplastik  (Davenas, 1991; Dombe et al ., 2008).

## Tabel 3-4: INDEKS PSEUDOPLASTISITAS SLURRY PROPELAN
No. Jenis Propelan %AP h Persamaan Power Law r Tingkat Korelasi Indeks Pseudo- plastisitas (n) 1 2 3 4 5 6 7 1 A 22 y = 15964x -0,212 0.92 Sangat kuat 0,788 2 B 34 y = 43541x -0,009 0.56 Sedang 0,991 3 C 40 y = 29105x -0,028 0,79 Kuat 0,972 4 D 45 y = 28016x -0,345 1 Sangat kuat 0,655
4

## KESIMPULAN
Dari penelitian
yang telah dilakukan,  diketahui  bahwa  propelan dengan  komposisi  AP h :  AP k 1:2 menunjukkan  viskositas  terendah  dan satu-satunya  komposisi  yang  memiliki pot life yaitu 13,12 menit untuk mencapai viskositas 16.000 P, namun berdasarkan indeks pseudoplastisitas, propelan tersebut tidak baik untuk dicetak dengan vakum. Pada sisi lain, propelan dengan AP h : AP k 3:2  relatif  ideal  untuk  dikembangkan karena  viskositas  (17.506  P)  dan  laju kenaikan  viskositasnya  (247  P/menit) yang dimiliki tidak berbeda jauh dengan propelan dengan AP h : AP k 1:2 dan indeks pseudoplastisitas  (0,972)  yang  dimiliki sesuai untuk pencetakan dengan vakum. Berdasarkan  analisa  dan  pembahasan yang  sudah  diuraikan,  diduga  propelan tersebut  telah  mencapai  keadaan close packing sehingga  disimpulkan  bahwa hubungan antara rasio AP h : AP k dengan viskositas, pot life dan pseudoplastisitas tidak selalu berbanding lurus oleh karena faktor packing dari  partikel-partikel penyusun propelan.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Penulis mengucapkan terima kasih  kepada  Pusat  Teknologi  Roket, LAPAN, atas dukungannya serta seluruh staf  Laboratorium  Komposisi  Dasar Propelan atas bantuannya.

## DAFTAR RUJUKAN
Abdillah,  L.  H.,  2015. Penelitian  Swelling Prepolimer  HTPB-TDI  Sebagai  Penjajagan
Peningkatan Solid Loading Pada
Formulasi Propelan . In Teknologi Pesawat Terbang  sebagai  Mitra  Pengembang Teknologi  Roket  dan  Satelit  Nasional (359–374). Jakarta: Indonesia Book Project. Andric,  A.  M.  Ž.,  2007. Crystallization  of
Ammonium-Perchlorate  from  Solution  of Electrolytically Produced Sodium- Perchlorate  in  a  Pilot-Scale  Plant .  In European Congress of Chemical Engineering-6 (1–11). Copenhagen.
Aziz, A., Mamat, R., Ali, K. W., & Perang, M. R. M.,  2015. Review  on  Typical  Ingredients
For  Ammonium  Perchlorate  Based  Solid Propellant .  ARPN  Journal  of  Engineering and Applied Sciences, 10(15), 6188–6191. Brookfield Engineering Laboratories, 2014. More Solutions for Sticky Problems . Massachusetts:  Brookfield  Engineering Laboratories, Inc.
Chai, T., Liu, Y. C., Ma, H., Yu, Y. W., Yuan, J.
M.,  Wang,  J.  H.,  &  Guo,  J.  H.,  2016. Rheokinetic  Analysis  on  the  Curing Process of HTPB-DOA- MDI Binder System .
In  IOP  Conference  Series:  Materials Science  and  Engineering  (Vol.  137, 1–7). IOP Publishing.
Davenas,  A.,  1991. Composite  Propellants .  In Solid Rocket Propulsion Technology (439– 460). Oxford: Pergamon Press.
Doll, D. W., & Lund, G. K., 1999. Processing and Curing  Aid  for  Composite  Propellants . United State.
Dombe,  G.,  Jain,  M.,  Singh,  P.  P., Radhakrishnan,  K.  K.,  &  Bhattacharya, B.,  2008. Pressure  Casting  of  Composite Propellant .  Indian  Journal  of  Chemical Technology, 15, 420–423.
German,  R.  M.,  2016. Particulate  Composites Fundamentals and Application. Switzerland : Springer International Publishing.
Gogoi, R., Alam, M. S., & Khandal, R. K., 2014.
Effect  of  Increasing  NCO/OH  Molar  Ratio on  The  Physicomechanical  and  Thermal Properties  of  Isocyanate  Terminated Polyurethane  Prepolymer .  International Journal  of  Basic  and  Applied  Sciences, 3(2), 118–123.
Hartaya,  K.,  2016. Analisis  Kandungan Aluminium  Powder  Propelan  Berdasar Energi Pembakaran dari Bomb
Kalorimeter . Jurnal Teknologi Dirgantara, 14(1), 73–80.
Jain,  S.,  Nandagopal,  S.,  Singh,  P.  P., Radhakrishnan,  K.  K.,  &  Bhattacharya, B.,  2009. Size  and  Shape  of  Ammonium Perchlorate  and  their  Influence  on Properties of Composite Propellant . Defence Science Journal, 59(3), 294–299. K, M. A., Monika, G., & D, P. D., 2010. Empirical Modeling  of  Chemoviscosity  of  Hydroxy Terminated  Polybutadiene  Based  Solid
Composite  Propellant  Slurry .  Malaysian Polymer Journal, 5(1), 1–16.
Ke-xi,  Y.,  Ze-ming,  T.,  &  Guo-juan,  W.,  1986.
Viscosity  Prediction .  In  Propellants, Explosives,  Pyrotechnics  (Vol.  11,  167– 169). Weinheim: Wiley-VCH Verlag GmbH & Co. KGaA.
Mahanta, A. K., Dharmsaktu, I., & Pattnayak, P. K., 2007. Rheological Behaviour of HTPB- Based  Composite  Propellant:  Effect  of Temperature and Pot Life on Casting Rate . Defence Science Journal, 57(4), 435–442.
Mahanta,  A.  K.,  Goyal,  M.,  &  Pathak,  D.  D., 2010. Rheokinetic  Analysis  of  Hydroxy Terminated  Polybutadiene  Based  Solid Propellant Slurry . E-Journal of Chemistry, 7(1), 171–179.
Manu, S. K., 2009. Glycidyl Azide Polymer (GAP) as  a  High  Energy  Polymeric  Binder  for Composite  Solid  Propellant  Applications . Mahatma Gandhi University.
Muthiah, R., Krishnamurthy, V. N., & Gupta, B. R., 1992. Rheology of HTPB Propellant . 1
. Effect of Solid Loading, Oxidizer Particle Size,  and  Aluminum  Content .  Journal  of Applied Polymer Science, 44, 2043–2052. Nair, C. P. R., Devi, C. H., Prasad, V., & Ninan, K. N., 2013. Effect of Process Parameters on the Viscosity of AP / Al / HTPB Based Solid Propellant Slurry , 1, 1–9.
Nair, C. P. R., Prasad, C. D. V., & Ninan, K. N., 2013. Effect of Process Parameters on the
Viscosity  of  AP  /  Al  /  HTPB  Based  Solid
Propellant  Slurry .  Journal  of  Energy  and Chemical Engineering, 1(1), 1–9.
Pinalia,  A.,  2014. Reduksi  Ukuran  Partikel Ammonium Perklorat (AP) dengan Metode Spray  Drying  (Particle  Size  Reduction  of Ammonium  Perchlorate  Using  Spray Drying  Method) .  Majalah  Sains  Dan Teknologi Dirgantara, 75–80. Priyanto,  2016. Laporan  Penelitian:  Pengaruh Perbandingan  AP  200 :  50  Terhadap
Kualitas Propelan . Tangerang: Universitas Pamulang.
Remakanthan,  S.,  Kk,  M.,  Gunasekaran,  R.,
Thomas,  C.,  &  Thomas,  C.  R.,  2015. Analysis of Defects In Solid Rocket Motors Using X-Ray Radiography . The E-Journal of Nondestructive Testing, 20(6).
Sutrisno,  2010. Pengaruh  Penambahan  Plasticizer DOA terhadap Kinerja Propelan HTPB . In Prosiding  SIPTEKGAN  XIV  (123–127). Tangerang: LAPAN.
Triantafillopoulos,  N.,  2000. Measurement  of Fluid  Rheology  and  Interpretation  of Rheograms  (2nd  ed.) .  Michigan:  Kaltec Scientific.
Tüzün,  F.  N.,  2005. The  Effect  of  Aluminum
Content  Variation  on  Burning  Rate,
Pressure-Propellant Area Ratio Relationship ,  and  Other  Properties  of Hydroxyl Terminated Polybutadiene
Based Composite Propellants. Journal of ASTM International, 2(4), 1–15.

## EVALUASI KINETIKA DEKOMPOSISI TERMAL PROPELAN KOMPOSIT AP/HTPB DENGAN METODE KISSINGER, FLYNN WALL OZAWA DAN COATS - REDFREN
(EVALUATION OF THERMAL DECOMPOSITION KINETICS OF AP/HTPB COMPOSITE SOLID PROPELLANT USING KISSINGER, FLYNN WALL OZAWA AND COATS – REDFREN METHOD)
Wiwiek Utami Dewi Pusat Teknologi Roket Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN No. 2, Mekarsari, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia e-mail: wiwiek.utami@lapan.go.id/wiwiekdewi@gmail.com
Diterima 16 Mei 2017; Direvisi 12 Desember 2017; Disetujui 18 Desember 2017

## ABSTRACT
Decomposition of propellant Mechanism and kinetics have been investigated by using DTG/TA with three different methods: Kissinger, Flynn Wall Ozawa and Coats & Redfern. This research aims to determine  decomposition  kinetic  parameters  of  LAPAN’s  propellant.  The  propellants  have  different composition  of  Al  and  AP  modal.  RUM  propellant  consist  of  AP/HTPB.  450  propellant  consists AP/HTPB/Al (bimodal). Meanwhile 1220 propellant consists of AP/HTPB/Al (trimoda). Thermal analysis takes place at 30 – 400 o C and nitrogen atmosphere flow rate is 50 ml/min. The result according showed that  propellant  was  decomposed  by  F1  mechanism  (random  nucleation  with  one  nucleus  on  the individual particles). Activation energy of propellants are in range between 100.876 – 155.156 kJ/mol meanwhile pre-exponential factor are in range between 4.57 x 10 7 – 3.46 x 10 12 /min. Activation energy (E) as well as pre-exponential factor for 1220 propellant is the lowest among the others. AP trimodal application  generates  catalytic  effect  which  decreases  activation  energy.  1220  propellant  is  easier  to decompose (easier to react) than RUM and 450 propellant.
Keywords: decomposition, propellants, DTA, TGA, DTG

## ABSTRAK
Mekanisme  dan  kinetika  dekomposisi  propelan  telah  diinvestigasi  menggunakan  DTG/TA dengan  tiga  jenis  metode  yang  berbeda  yaitu  Kissinger,  Flynn  Wall  Ozawa  dan  Coats  &  Redfern. Penelitian ini bertujuan untuk mengetahui parameter kinetika dekomposisi propelan LAPAN. Propelan yang digunakan memiliki perbedaan komposisi Al dan jenis moda AP. Propelan RUM adalah propelan AP/HTPB.  RX  450  adalah  AP/HTPB/  Al  (bimoda).  Sementara  itu,  RX  1220  adalah  AP/HTPB/  Al (trimoda). Pengujian termal berlangsung pada suhu 30 - 400 o C dan atmosfer nitrogen berlaju alir 50 ml/menit.  Hasil  penelitian  mengungkapkan  bahwa  semua  jenis  propelan  terdekomposisi  dengan mekanisme F1 (nukleasi acak dengan satu nukleus pada partikel individu). Energi aktivasi propelan berkisar antara 100,876 – 155,156 kJ/mol sementara faktor pre-eksponensial berkisar antara 4,57 x 10 7 – 3,46 x 10 12 /min. Energi aktivasi (E) dan faktor pre-eksponensial (A) RX 1220 adalah terendah dari ketiga sampel. Penggunaan jenis AP trimodul menciptakan efek katalitik yang menurunkan besarnya energi  aktivasi.  Propelan  RX  1220  lebih  mudah  terdekomposisi  (lebih  mudah  bereaksi)  daripada propelan RUM dan RX 450.
Kata kunci : dekomposisi, propelan, DTA, TGA, DTG

## 1 PENDAHULUAN
Dekomposisi  adalah  proses  di mana  senyawa  kimia  kompleks  rusak atau  hancur  atau  terpecah-pecah menjadi senyawa kimia yang jauh lebih sederhana.  Proses  dekomposisi  yang disebabkan oleh adanya adanya paparan panas disebut dekomposisi termal (Dewi dan Ismah, 2016). Analisis termogravimetri (TGA)  telah  digunakan  secara  luas sebagai  metode  untuk  menginvestigasi proses dekomposisi termal dan stabilitas termal berbagai material. Lebih jauh lagi, data  yang  dihasilkan  oleh  TGA  dapat diolah  untuk  menentukan  pola  dan parameter kinetika dekomposisi termal.
Kinetika  adalah  studi  tentang ketergantungan  suatu  reaksi  kimia terhadap  waktu  dan  suhu.  Persamaan paling  umum  yang  digunakan  pada kinetika  kimia  adalah  persamaan Arrhenius. Persamaan Arrhenius dikemukakan pada 1899 oleh ahli kimia Swedia  bernama  Svante  Arrhenius. Arrhenius  mengkombinasikan  konsep energi  aktivasi  dan  hukum  distribusi Boltzman menjadi salah satu persamaan terpenting  pada  dunia  kimia  fisik  yaitu persamaan Arrhenius
k = A e - E RT (1-1)
Berdasarkan  persamaan  di  atas maka  dapat  disimpulkan  bahwa  untuk mengetahui  konstanta  laju  reaksi  (k), diperlukan  nilai  energi  aktivasi  (E)  dan faktor  pre-eksponensial  (A).  E  dan  A biasa disebut sebagai parameter kinetika. Penentuan/metode  estimasi  parameter kinetika (E dan A) adalah inti dari berbagai studi tentang kinetika.
Beberapa  metode  telah  digunakan untuk mengestimasi parameter kinetika dekomposisi  termal.  Metode-metode tersebut mempunyai dua asumsi dasar, yaitu : (1) perbedaan pada proses termal dan  proses  difusi  ditiadakan,  dan  (2) relasi  Arrhenius  dianggap  valid  pada seluruh bentang suhu dekomposisi.
Termogravimetri (TGA) memberikan metode yang sederhana untuk menentukan  profil  dekomposisi  termal dan kinetika dekomposisi suatu material.  Pada  TGA,  hanya  sejumlah kecil  material  (beberapa  mg)  yang digunakan  sehingga  batasan  antara proses  termal  dan  proses  difusi  dapat diabaikan.  Berdasarkan  hal  ini  maka sangat  masuk  akal  ketika  relasi Arrhenius    diasumsikan    valid    pada seluruh bentang suhu proses dekomposisi termal.

## Gambar 1-1: Tahapan Penelitian Kinetika Dekomposisi Propelan
Pada  persamaan  Arrhenius,  proses dekomposisi  diasumsikan  berlangsung mengikuti kinetika orde 1 (n = 1).
Tujuan utama dilakukan evaluasi kinetika  dekomposisi  propelan  adalah untuk  menentukan  nilai  parameter kinetika  (energi  aktivasi  (E)  dan  faktor pre-eksponensial  (A))  pada  persamaan kinetika  Arrhenius  dan  menentukan pola dekomposisi termal propelan.
Parameter  kinetika  dekomposisi yang terkalkulasi dapat digunakan untuk menilai  karakteristik  kinerja  bahan penyusun propelan pada proses dekomposisi serta menjelaskan
mekanisme  proses  dekomposisi  yang mungkin terjadi (Vargeese, 2016).
Tahapan penelitian kinetika
dekomposisi
propelan hingga
didapatkan  nilai life  time propelan seperti  tersaji  pada  Gambar 1-1,  terdiri dari 4 tahap. Hasil penelitian tahap satu sudah  dipublikasikan  oleh  penulis dalam Jurnal Teknologi Dirgantara, Vol 14,  No.  1  :  17  –  24  pada  2016. Pengetahuan  tentang  pola  dekomposisi propelan LAPAN dan
parameter
kinetikanya  belum  pernah  dilakukan hingga  saat  ini.  Penelitian  yang dilaksanakan pada makalah ini berusaha untuk menjawab hal tersebut. Data parameter kinetika terutama energi aktivasi  menjadi  dasar  penentuan tingkat sensitivitas propelan, failure time
dan  umur  propelan  (kedaluarsa/ life time ) (Bawase, Khandaskar, dkk., 2012). Lebih  jauh  lagi,  nilai life  time propelan dapat  dijadikan  pedoman  pengemasan propelan dan penentuan kondisi operasi penyimpan propelan yang baik.
Selain penentuan parameter kinetika dekomposisi, penelitian ini juga bertujuan  untuk  membandingkan  nilai parameter  kinetika  dekomposisi  termal (E  dan  A)  dengan  menggunakan  tiga metode  yaitu  Kissinger,  Flynn  Wall Ozawa, dan Coats – Redfern. Penjelasan tentang ketiga metode tersebut disajikan pada Bab 2 (Model Kinetika).

## 2. MODEL KINETIKA
Informasi kinetika bisa diekstrak dari  eksperimen  termogravimetri  (TGA) dengan  menggunakan  berbagai  macam metode. Semua studi kinetika mengasumsikan  bahwa  laju  isothermal dari  konversi,  dα/dt,  adalah  fungsi linear dari k (konstanta laju reaksi yang bergantung  pada  suhu)  dan  α  (fungsi konversi  yang  tidak  tergantung  pada suhu) yaitu:
dα dt = kf ( α ) (2-1)
Di  mana  f(α)  bergantung  pada mekanisme dekomposisi
tertentu.
Berdasarkan Arrhenius
Tahap 1 •Pengujian termal dengan DTG60 (Propelan RUM, RX 450 dan RX 1220)
•Analisis kurva termal
Tahap 2
•Menentukan nilai energi aktivasi, E (metode Kissinger, Flynn Wall Ozawa, Coats & Redfern) •Menentukan nilai faktor pre-eksponensial, A Tahap 3 •Menentukan mekanisme dekomposisi propelan
•Pemodelan kinetika dekomposisi propelan
Tahap 4 •Penentuan life time propelan
k = A e - E RT (2-2)
Dimana A adalah faktor pre-eksponensial, yang  merupakan  frekuensi  tumbukan ( collision  frequency ),  E  adalah  energi aktivasi,  T  adalah  suhu,  dan  R  adalah konstanta gas ideal. Kombinasi persamaan 2-1 dan 2-2 memberikan
dα dt = A f(α) e - E RT (2-3)
Pada  operasi  pengujian  dengan TGA,  jika  suhu  sampel  diatur  dengan laju  pemanasan  yang  konstan  dan terkendali, 𝛽 = 𝑑𝑇 𝑑𝑡 ⁄ ,  variasi  konversi dapat  dianalisis  sebagai  fungsi  dari suhu,  yang  bergantung  pada  lama pemanasan. Oleh karena itu, laju reaksi dapat ditulis sebagai berikut:
dα dt = dα dT dT dt = β dα dT (2-4)
Kombinasi  persamaan  2-3  dan  2-4 menjadi:
dα
dT = A β e - E RT f(α) (2-5)
Integrasi  dari  persamaan  ini  dari  suhu awal,  T 0 ,  berkorespondensi  dengan derajat  konversi  (α 0 ),  hingga  ke  suhu puncak, T p , dimana α = α p, memberikan
∫ dα f(α) α p α 0 = A β ∫ e - E RT T p T 0 dT (2-6)
Jika  T 0 rendah,  maka  diasumsikan bahwa α 0 = 0, dan mempertimbangakan bahwa tidak ada reaksi antara 0 dan T 0 , maka
g ( α ) = ∫ dα f(α) α p α 0 = A β ∫ e - E RT T p T 0 dT (2-7)
Pada  kasus  polimer,  degradasi mengikuti  baik  fungsi  sigmoidal  atau fungsi  deklerasi.  Tabel  1-1  menunjukkan variasi persamaan g(α) untuk mekanisme degradasi solid yang berbeda.  Fungsi-fungsi  ini  secara  baik digunakan sebagai metode yang dikenal luas  untuk  memperkirakan  mekanisme reaksi kurva TG dinamik. Simbol g(α) Solid State Process Sigmoidal Curves A 2 [− ln(1 − 𝛼)] 1 2 ⁄ Nucleation and growth [Avrami eq.1] A 3 [− ln(1 − 𝛼)] 1 3 ⁄ Nucleation and growth [Avrami eq.2] A 4 [− ln(1 − 𝛼)] 1 4 ⁄ Nucleation and growth [Avrami eq.3] Decelaration Curves R 2 [− ln(1 − 𝛼) 1 2 ⁄ ] Phase boundary controlled reaction (contracting area) R 3 [− ln(1 − 𝛼) 1 3 ⁄ ] Phase boundary controlled reaction (contracting volume) D 1 𝛼 2 One-dimensional diffusion D 2 (1 − 𝛼)𝑙𝑛(1 − 𝛼) + 𝛼 Two-dimensional diffusion D 3 [− ln(1 − 𝛼) 1 3 ⁄ ] 2 Three-dimensional diffusion (Jander eq.) D 4 (1 − 2𝛼 3
⁄ ) − (1 − 𝛼) 2 3 ⁄ Three-dimensional diffusion (Ginstling Rounshtein eq.) F 1 −𝑙𝑛(1 − 𝛼) Random  nucleation  with  one  nucleus  on  the  individual particles F 2 1 (1 − 𝛼) ⁄ Random  nucleation  with  two  nuclei  on  the  individual particles F 3 1 ⁄ (1 − 𝛼) 2 Random  nucleation  with  three  nuclei  on  the  individual particles
Sumber : Wang & Yang, dkk, 2003
Tabel 2-1:  EKSPRESI  ALJABAR  g(α)  UNTUK  MEKANISME  DEKOMPOSISI  YANG  PALING  UMUM DIGUNAKAN PADA PROSES DEKOMPOSISI PADATAN
Ada  banyak  metode  pemodelan kinetika dekomposisi termal yang umum digunakan  pada  data  keluaran  TGA. Metode  Kissinger,  Flynn  Wall  Ozawa, dan Coats – Redfern adalah metode yang sering  ditemui  pada  berbagai  literatur ilmiah  untuk  menentukan  nilai  energi aktivasi  (E).  Penentuan  parameter kinetika  dengan  TGA  dibagi  ke  dalam dua metode yaitu metode laju pemanasan  tunggal  dan  metode  laju pemanasan  bervariasi.  Metode  Coats  & Redfern  masuk  ke  dalam  metode  laju pemanasan  tunggal.  Hanya  diperlukan satu  kali  pengujian  dengan  laju pemanasan  TGA  tertentu,  maka  nilai parameter  kinetika  dapat  diketahui. Metode Kissinger dan Flynn Wall Ozawa merupakan  metode  laju  pemanasan bervariasi,  Pada  metode  ini,  nilai parameter  kinetika  didapatkan  setelah beberapa  kali  pengujian  dengan  laju pemanasan TGA yang berbeda-beda.
Pada metode Kissinger dan Flynn Wall  Ozawa,  nilai  energi  aktivasi  dapat ditentukan tanpa perlu mengetahui pola mekanisme dekomposisi termalnya (persamaan  g( α )  pada  tabel  2-1).  Oleh karena itu, metode Kissinger dan Flynn Wall  Ozawa  biasa  disebut model  free/ non-linear integral isoconversional . Keistimewaan  ini  membuat  metode Kissinger dan Flynn Wall Ozawa menjadi metode  favorit  yang  digunakan  pada berbagai studi tentang kinetika dekomposisi. Perbedaan metode Kissinger dan Flynn Wall Ozawa terletak pada  sumber  data  yang  digunakan. Metode  Kissinger  menggunakan  kurva DTA  sedangkan  metode  Flynn  Wall Ozawa menggunakan kurva TGA.
Tidak seperti dua metode lainnya, metode  Coats  –  Redfern  lebih  efisien karena  hanya  menggunakan  satu  laju pemanasan.  Akan  tetapi,  metode  ini lebih kompleks karena harus menggunakan  seluruh  ekspresi  aljabar g( α )  yang  tersaji  pada  tabel  2-1.  Oleh karena  itu,  metode  Coats  &  Redfern disebut  juga  sebagai  metode model fitting .  Selain  nilai  energi  aktivasi  dan
faktor pre-eksponensial, metode Coats – Redfern juga digunakan untuk menentukan  pola  dekomposisi  termal suatu material.
Pada evaluasi parameter kinetika dekomposisi  termal,  ada  beberapa  hal yang harus diperhatikan dan dipertimbangkan pada saat analisis data sehingga nilai yang dihasilkan dianggap wajar (Blaine, 2015). Hal – hal tersebut antara lain:
 Nilai  energi  aktivasi  (E)  wajar  pada kisaran 50 – 300 kJ/mol. Reaksi yang memiliki  energi  aktivasi  rendah  (<  50 kJ/mol)  biasanya  adalah reaksi biologis  seperti  reaksi  nyala  berkedip pada ekor kunang – kunang atau bunyi jangkrik.  Sedangkan  reaksi  dengan nilai energi aktivasi di atas 300 kJ/mol terjadi pada reaksi energi tinggi seperti piroteknik.
 Nilai log A  biasanya  berada  pada rentang 8 – 30.
 Presisi  dan  akurasi  pada  nilai  energi aktivasi  dan  faktor  pre-eksponsial adalah 10% – 15%.

## 2.1  Metode Kissinger
Metode Kissinger sudah digunakan pada banyak literatur untuk menentukan energi aktivasi dari plot laju pemanasan logaritmik  terhadap  inversi  dari  suhu pada  laju  reaksi  maksimum  dalam eksperimen  gravimetrik  dengan  laju kenaikan panas konstan. Energi aktivasi dapat ditentukan oleh metode Kissinger tanpa  perlu  mengetahui  dengan  pasti mengenai mekanisme reaksi. Persamaan Kissinger adalah sebagai berikut:
ln ( β T 2 max ) = ln AR E - E RT max (2-8)
Dimana β adalah laju pemanasan, T max adalah  suhu  di  mana  terjadi  titik infleksi  dari  kurva  dekomposisi  termal yang  merupakan  titik  terjadinya  laju reaksi maksimum, A adalah faktor pre- eksponensial, α max adalah konversi pada saat T max . Dari plot linear antara ln(β/T 2max ) terhadap 1/T max , akan didapatkan slope
(gardien). Nilai energi aktivasi, E, dapat dihitung dari slope . Sementara  itu  nilai faktor  pre-eksponensial  dapat  dihitung dari konstanta (c) plot linear.

## 2.2  Metode Flynn Wall Ozawa
Pada TGA
dengan
laju
pemanasan  konstan,  pendekatan  Flynn Wall  Ozawa  mengharuskan  sampel dipanaskan  pada  minimal  tiga  laju kenaikan suhu yang berbeda. Lebih dari tiga  akan  lebih  baik.  Persamaan  model Flynn  Wall  Ozawa  dijabarkan  pada persamaan 2-9. Metode integral
isokonversional yang disarankan independen oleh Ozawa, Flynn dan Wall menggunakan  perkiraan  Doyle  dari integral  suhu.  Dari  persamaan  2-7, anggap  g(α)  adalah  laju  konversi  tetap dan  setelah  menggunakan  perkiraan Doyle, hasil integrasi logaritmik adalah
log ( β ) = [𝑙𝑜𝑔 [ 𝐴𝐸 𝑔(𝛼)𝑅 ] −  2,315] - [0,457 𝐸 𝑅𝑇 ] (2-9)
Dimana β, A, T, E adalah seperti sudah dijelaskan sebelumnya.
Menggunakan  persamaan  2-9,  energi aktivasi  dapat ditentukan  melalui slope dari  garis  plot  antara log (β)  terhadap 1000/T  yang  diperoleh  dari  beberapa laju kenaikan suhu/pemanasan.
Sementara  itu,  nilai  faktor  pre- ekponensial  dapat  ditentukan  melalui nilai  konstanta  plot  linear  (c).  Metode Flynn  Wall  Ozawa  memberikan  nilai energi aktivasi dan faktor pre- eksponensial  yang  berbeda  pada  tiap konversi.  Demi  kemudahan  penulisan, pada  makalah  ini  metode  Flynn  Wall Ozawa  selanjutnya  akan  disingkat menjadi FWO.
2.3  Metode Coats - Redfern
Coats dan Redfern menggunakan pendekatan asimtotik untuk memecahkan persamaan 2-7, menghasilkan
ln g ( α ) T 2 = ln AR βE - E RT (2-10)
Energi  aktivasi  untuk  setiap proses  dekomposisi  yang  ditampilkan dalam  Tabel  2-1  dapat  ditentukan  dari plot  ln  g(α)/T 2 versus  1000/T.  Metode Coats-Redfern  dapat  digunakan  untuk menentukan  mekanisme  dekomposisi material.

## 3 METODOLOGI PENELITIAN

## 3.1  Material
HTPB, TDI, AP dan Al berasal dari Dalian Clorate Co. LTD. HTPB memiliki berat  molekul  2300  –  2800  dengan kandungan  isomer  Cis  12,63%,  Trans 23,37%,  dan  Vinil  35,34%.  TDI  yang digunakan memiliki isomer Toluene-2,4- diisocyanate  80  %  dan  Toluene-2,6- diisocyanate  20  %.  AP  yang  digunakan pada  propelan  memiliki  empat  macam ukuran partikel yaitu (1) 400µm ± 25 µm, (2) 200µm ± 25 µm, (3) 100µm ± 15 µm, dan (4) 50µm ± 15 µm. Sementara itu, Al powder dengan kemurnian 99%
memiliki ukuran partikel 30µm.
3.2  Preparasi Sample
Sample propelan yang digunakan berasal  dari  sisa  produksi  propelan RUM,  RX  450  dan  RX  1220.  Bahan penyusun  utama  propelan  komposit adalah  HTPB  dan  AP.  HTPB  berperan sebagai matriks pengikat (binder) dan AP sebagai  oksidator.  Propelan  dibuat terpisah menggunakan cetakan propelan (Dewi, 2014).
AP  dikeringkan  terlebih  dahulu selama  empat  jam  pada  suhu  60ºC untuk  menurunkan  kadar  air,  untuk bahan  AP  400  µm  setelah  dikeringkan dilakukan proses grinding untuk memperkecil  ukuran  partikel.  Proses pembuatan  propelan  dimulai  dengan proses  pencampuran  HTPB  dan  TDI (matriks) dalam kondisi vakum 0,1 kPa pada suhu 50 – 60ºC. Matriks kemudian ditambahkan Al. AP selanjutnya ditambahkan mulai dari ukuran partikel terbesar  hingga  terkecil  agar  bahan  AP tercampur  dengan  homogen.  Proses casting slurry propelan  dilakukan  pada kondisi  vakum  75  cmHg.  Propelan
dimatangkan dalam oven bersuhu 60ºC selama 22 jam (Dewi dan Ismah, 2016).
Pada penelitian ini propelan yang digunakan adalah sama dengan sebelumnya yaitu propelan RUM, RX 450, dan  RX  1220.  Ketiga  jenis  propelan  ini dipilih  karena  mewakili  komposisi propelan  yang  biasa digunakan  LAPAN. Komposisinya adalah sebagai berikut:
 Propelan  RUM  terdiri  dari  HTPB:TDI 15:1; AP (bimodal) 80%.
 Propelan  RX  450  terdiri  dari  HTPB:TDI 15:1; AP bimodal 75% ; Al 7,5%.
 Propelan  RX  1220  terdiri  dari  HTPB: TDI 15:1; AP trimodal 77,5%; Al 7,5%.
Propelan  RUM  adalah  propelan AP/HTPB tanpa tambahan aditif apapun. Baik propelan RUM dan RX 450 menggunakan AP bimodal. Propelan RX 450  menggunakan  aditif  Al.  Sementara itu,  propelan  RX  1220  menggunakan aditif  Al  dan  menggunakan  AP  ukuran trimodal.

## 3.3  Analisis Termal DTA-TG
Analisis   termogravimetri   (TGA) dilaksanakan  dengan  DTG-60  Shimadzu. Pengujian termal berlangsung pada suhu 30 - 400ºC, atmosfer nitrogen berlaju alir
50  ml/menit.  Metode  Kissinger  dan Flynn Wall Ozawa menggunakan empat variasi laju pemanasan yaitu
2,5ºC/menit, 5ºC/menit, 10 o C/menit, dan 20ºC/menit.  Sementara  itu,  metode Coats  &  Redfern  hanya  menggunakan laju pemanasan 10ºC/menit.
Sampel propelan dipotong kemudian diserut hingga menjadi seperti bubuk yang berukuran seragam. Sampel kemudian  diletakkan  pada  sampel  pan aluminium.  Material  referensi  yang digunakan adalah α-Al 2 O 3 . Berat sampel yang digunakan sekitar 3-11 mg. Energi aktivasi (E) dan faktor  pre-eksponensial diperoleh  dengan  3  metode  yaitu Kissinger,  Flynn Wall Ozawa, dan Coats - Redfern.

## 4 HASIL DAN PEMBAHASAN
Gambar 4-1 hingga 4-3 menunjukkan kurva TGA propelan RUM,
RX  450  dan  RX  1220  yang  dipanaskan pada  atmosfer  nitrogen  pada  laju pemanasan (heating rate) 2,5, 5, 10, dan 20  C/menit.  Berdasarkan  gambar tersebut   dapat   dilihat    bahwa    laju pemanasan  TGA  mempengaruhi  proses dekomposisi propelan.
0% 20% 40% 60% 80% 100% 120% 0 100 200 300
400 500

## BE R AT HI LAN
G

## PR
O PE LAN R U M (%) SUHU (CELCIUS) Heating Rate 2.5C/min Heating Rate 5C/min Heating Rate 10C/min Heating Rate 20C/min
Gambar 4- 1: Kurva TGA propelan RUM dengan laju pemanasan 2,5 C/min; 5 C/min; 10 C/min dan 20 C/min
Suhu  dekomposisi  propelan  cenderung berubah menjadi lebih tinggi ketika laju pemanasan  dinaikkan.  Hal  ini  terjadi karena senyawa polimer telah menyerap energi sebelum terdekomposisi sehingga material cenderung terdekomposisi pada suhu  yang  lebih  tinggi  (Vasconcelos, Mazur,  dkk,  2014).  Oleh  karena  itu, penting  untuk  melakukan  pengamatan proses  dekomposisi  termal  pada  laju
pemanasan  rendah  agar  semua  proses tahapan dekomposisi terlihat.

## 4.1  Metode Kissinger
Metode  Kissinger  adalah  metode yang  paling  sederhana  diantara  tiga metode yang dibahas pada makalah ini. Jika  metode  FWO  dan  Coats  -  Redfern, membutuhkan  kurva  TGA,  metode Kissinger  membutuhkan  kurva  DTA
0% 20% 40% 60% 80% 100% 120% 0 100 200 300 400 500 BE R AT HI LAN G PR O PE LAN 45 0 ( %) SUHU (CELCIUS) Heating Rate 2.5C/min Heating Rate 5C/min Heating Rate 10C/min Heating Rate 20C/min 0% 20% 40% 60% 80% 100% 120% 0 100 200 300 400 500 BE R AT HI LAN G PR O PE LAN 12 20 (%) SUHU (CELCIUS) Heating Rate 2.5C/min Heating Rate 5C/min Heating Rate 10C/min Heating Rate 20C/min
Gambar 4- 2: Kurva TGA propelan RX 450 dengan laju pemanasan 2,5 C/min; 5 C/min; 10 C/min dan 20 C/min
Gambar 4-3: Kurva TGA propelan RX 1220 dengan laju pemanasan 2,5 C/min; 5 C/min; 10 C/min dan 20 C/min
sebagai  dasar  penentuan  suhu  infleksi (T max ).  Seperti  telah  dibahas  pada makalah  sebelumnya  (Dewi  dan  Azatil, 2016),  suhu  infleksi  propelan  terjadi pada  puncak  eksotermis  ketiga  kurva DTA,  yaitu  pada  suhu  sekitar  300  – 400ºC (Gambar 4-4). Sama seperti kurva TGA, suhu infleksi pada kurva DTA juga mengalami  pergeseran  seiring  dengan perubahan  laju  pemanasan.  Suhu infleksi  menjadi  lebih  tinggi  pada  laju pemanasan  tinggi.  Perubahan  suhu infleksi  propelan  selama  pengujian  oleh TGA telah dievaluasi dan disajikan pada Tabel 4-1.
Suhu  infleksi  propelan  RUM terjadi  pada  puncak  eksotermis  ketiga pada  kurva  DTA  (termogram).  Seperti dikutip dari Liu Leili, Li Fengsheng, dkk (2004), propelan AP/HTPB terdekomposisi dalam  dua  tahap:  dekomposisi  parsial dan dekomposisi lengkap. Pada propelan RUM,  puncak  eksotermis  kedua  yang terjadi pada suhu diatas 270ºC berkaitan
dengan  terjadinya  dekomposisi  parsial dari propelan dan pembentukan produk intermediate .  Sementara  itu,  puncak eksotermis ketiga yang terjadi pada suhu di  atas  340ºC  menunjukkan  proses dekomposisi lengkap dari produk intermediate ke  produk volatile .  Pada propelan  RUM,  suhu  infleksi  adalah ketika dekomposisi lengkap terjadi.
Setelah mengetahui suhu infleksi tiap propelan pada tiap laju pemanasan DTG,  selanjutnya  dibuat  plot  linear antara ln(β/T 2max ) terhadap 1/T max . Nilai energi  aktivasi,  E,  dapat  dihitung  dari slope.  Sementara  itu  nilai  faktor  pre- eksponensial dapat dihitung dari konstanta (c). Gambar 4-5 adalah contoh plot  linear  antara  ln(β/T 2max )  terhadap 1/T max pada  propelan  RUM.  Sementara itu, Tabel 4-4 menyajikan hasil perhitungan energi aktivasi dan faktor pre- eksponensial dengan metode Kissinger.
Gambar 4- 1: Kurva DTA propelan pada laju pemanasan 2,5 C/min
Tabel 4- 1: SUHU INFLEKSI PROPELAN RUM, RX 450 DAN RX 1220
Laju
Pemanasan ( β ) Suhu Infleksi, T max (C) (C/menit) RUM RX 450  RX 1220 2,5 340,16  313.31 352,37 5 352,76  319,33 367,23 10 360,35  338,21 378,09 20 394,56  355,87 413,13 -20 0 20 40 60 80 100 120 140 0 50 100 150
200
250 300 350 400 D T A (uV ) SUHU (CELCIUS) Tmax RUM Tmax Tmax 1220
Jenis Propelan Energi Aktivasi R 2 Faktor Pre-eksponensial LOG A E (kJ/mol) A (/menit) RUM 115,282 0,8939 7,261E+08 8,861 RX 450 129,973 0,9593 4,950E+10 10,695 RX 1220 109,870 0,9299 1,436E+08 8,157
Tabel 4-2: LAJU PEMANASAN ( β ) VERSUS T PROPELAN RUM Laju Pemanasan ( β ) (C/menit) T (C) pada konversi (%) 5% 10% 15% 20% 2,5 257,64  262,74  270,96  276,93 5 269,66  276,75  287,31  294,06 10 276,92  285,27  298,52  305,69 20 297,63  308,02  319,38  325,57 Tabel 4-3: LAJU PEMANASAN ( β) VERSUS T PROPELAN RX 450 Laju Pemanasan (β) (C/menit) T (C) pada konversi (%) 5% 10% 15% 20% 2,5 261,66  268,64  280,00  292,24 5 275,76  282,30  292,29  303,00 10 294,93  301,49  310,00  320,46 20 311,43  315,95  325,00  334,19 Tabel 4-4: LAJU PEMANASAN ( β) VERSUS T PROPELAN RX 1220 Laju Pemanasan (β) (C/menit) T (C) pada konversi (%) 5 10 15 20 2,5 260,62  266,01  277,06  287,13 5 278,05  285,79  298,02  309,02 10 293,87  302,32  315,69  328,85 20 309,71  317,42  331,51  343,95
y = -13,866x + 10,866 R² = 0,8939 -14 -12 -10 -8 -6 -4 -2 0 1,45 1,50 1,55 1,60 1,65 L n (β /T 2 max ) 1000/T (K)
Gambar 4- 2: Plot ln(β/T 2 max) terhadap 1000/Tmax propelan RUM pada laju pemanasan 2,5 C/min; 5 C/min; 10 C/min dan 20 C/min
Tabel 4- 2: NILAI ENERGI AKTIVASI DAN FAKTOR PRE-EKSPONENSIAL PROPELAN RUM, RX 450 DAN RX 1220 DENGAN METODE KISSINGER

## 4.2  Metode Flynn Wall Ozawa
Termogram  pada  Gambar  4-1 hingga  4-3  telah  dievaluasi  untuk  suhu pada  konversi  5%,  10%,  15%  dan  20%. Hasil  evaluasi  disajikan  pada  Tabel  4-3 hingga  4-5.  Selanjutnya  plot  antara log laju  pemanasan  ( β )  versus  1000/T dibuat.  Laju  konversi    dipilih  pada  5%- 20%  karena  dalam  metode  FWO  hanya konversi  pada  jangkauan  tersebut  yang dapat  digunakan  (Vasconcelos,  Mazur, dkk, 2014). Blaine (2015) juga menjelaskan bahwa konversi yang terjadi di bawah 5% adalah proses hilangnya air, kelembaban dan senyawa volatile, bukan sepenuhnya dekomposisi termal material. Contoh plot log laju pemanasan ( β ) terhadap 1000/T pada  propelan  RX  1220  tersaji  pada Gambar  4-6.  Selanjutnya,  nilai  energi
aktivasi (E) tiap konversi dan faktor pre- eksponensial  (A)  dapat  dihitung  dengan menggunakan  persamaan  2–9.  Hasil perhitungan dapat dilihat pada Tabel 4 – 6.
Nilai energi aktivasi yang dihasilkan  dengan  metode  FWO  adalah energi  aktivasi  rata-rata  pada  konversi 5%,  10%,  15%  dan  20%.  Nilai  energi aktivasi berbeda-beda pada tiap konversi dikarenakan  oleh  tahapan  dekomposisi yang  terjadi  pada  material  tersebut. Dekomposisi  termal  propelan  padat adalah  proses  bertahap.  Mekanisme reaksi berubah seiring dengan kenaikan suhu oleh karena itu energi aktivasi dan faktor  pre-eksponensial  juga  berubah seiring jalannya reaksi.
Jenis Propelan Konversi Energi Aktivasi R 2 Pre-eksponential Factor LOG A α E (kJ/mol) A (/menit) RUM 5% 115.050 0.97 1 1.230E+09 9.090 10% 112.066 0.99 0 8.110E+08 8.909 15% 113.985 0.99 2 1.415E+09 9.151 20% 108.917 0.98 9 4.912E+08 8.691 Nilai Rata- rata 112.505 9.870E+08 8.960 RX 450 5% 108.417 0.99 6 1.971E+08 8.295 10% 118.632 0.99 7 2.314E+09 9.364 15% 130.790 0.99 4 2.774E+10 10.44 3 20% 134.183 0.98 9 4.951E+10 10.69 5 Nilai Rata- rata 123.005 1.994E+10 9.699 RX 1220 5% 101.766 0.99 2 4.605E+07 7.663 10% 100.254 0.99 2 4.201E+07 7.623 15% 98.831 0.98 8 3.154E+07 7.499 20% 102.655 0.98 9 6.354E+07 7.803 Nilai Rata- rata 100.876 4.578E+07 7.647
Tabel 4- 6: NILAI ENERGI AKTIVASI DAN FAKTOR PRE-EKSPONENSIAL PROPELAN RUM, RX 450 DAN RX 1220 DENGAN METODE FLYNN WALL OZAWA
4.3  Metode Coats & Redfern
Seperti sudah dijelaskan
sebelumnya, metode
Coats-Redfern adalah metode pemanasan tunggal. Nilai parameter  kinetika  (E  dan  A)  dapat ditentukan hanya dengan sekali percobaan.  Pada  makalah  ini,  laju pemanasan  10ºC/menit  dipilih  untuk dijadikan  dasar  perhitungan  parameter kinetika. Chen dan Brill (1991)
menggunakan
laju
pemanasan 10ºC/menit  untuk  menentukan  proses kimia dan kinetika binder propelan dari poliuretan  HTPB/Diisosianat  (TDI,  IPDI dan  DDI).  Studi  tentang  mekanisme dekomposisi  propelan  yang  lebih  baru dilakukan  oleh  Vargeese  pada  tahun 2016.  Vargeese  menyelidiki  pengaruh katalis  CuO  pada  mekanisme  dan aktivitas  kinetika  dekomposisi  propelan AP/HTPB/Al.  Vargeese  menggunakan laju pemanasan TGA sebesar 10ºC/menit dan  metode  Coats  &  Redfern  pada pemodelan kinetika dekomposisinya.
Metode Coats & Redfern memiliki satu keistimewaan yaitu dapat digunakan untuk menentukan mekanisme dekomposisi  termal  suatu  material. Energi  aktivasi  (E)  dan  faktor  pre- eksponensial  (A) dihitung menggunakan persamaan    2–10  dengan  g  ( α )  adalah
seperti  tercantum pada  Tabel 2–1. Pada Gambar 4–7 disajikan contoh plot log ln g( α )/T 2 terhadap  1000/T  pada  propelan RX 450. Hasil perhitungan energi aktivasi dengan  berbagai  rumus  mekanisme dekomposisi g( α ) ditampilkan pada Tabel 4–7.  Mekanisme  dekomposisi  termal yang paling mungkin dilihat dari nilai R 2 plot  linear  dan  kedekatannya  dengan hasil perhitungan metode FWO (Vasconcelos, Mazur, dkk, 2014). Makin besar  nilai  R 2 maka  model  mekanisme dekomposisinya  makin  mewakili.  Hasil perhitungan energi aktivasi (E) dan faktor pre-eksponensial  (A)  propelan  RUM,  RX 450 dan RX 1220 dengan metode Coats - Redfern dapat dilihat pada Tabel 4–8.
Berdasarkan Tabel 4-7, mekanisme dekomposisi  yang  mungkin  untuk propelan  padat  komposit  (AP/HTPB) adalah  R2  atau  R3  atau  F1.  Chen  dan Brill (1991) menggunakan mekanisme F1 pada  metode  Coats-Redfern  untuk memodelkan  kinetika  dekomposisi  binder propelan  yang  terbuat  dari  poliuretan HTPB/Diisosianat.  Sampel  propelan  yang dibuat oleh Vargeese (2016) memperlihatkan tiga tahapan dekomposisi. Propelan  tanpa      katalis  CuO  nanorods terdekomposisi  dengan  mekanisme  A2 pada tahap pertama lalu D3 pada tahap
y = -5,5938x + 10,726 y = -5,5107x + 10,367 y = -5,4325x + 10,048
y = -5,6427x + 10,231
0,0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1,4 1,50 1,60 1,70 1,80 1,90 L o g L aju Pemanasan (C /M eni t) Suhu 1000/T (KELVIN) Konversi 5% Konversi 10% Konversi 15%
Konversi 20%
Gambar 4- 6: Plot log laju pemanasan (β) terhadap 1000/T propelan RX 1220
kedua  dan  terakhir  F1.  Sementara  itu propelan  dengan  katalis  CuO  nanorods terdekomposisi  dengan  mekanisme  A2 pada  tahap  pertama  dan  kedua  lalu  F1 pada  tahap  terakhir.  Perbedaan  yang terjadi  antara  satu  percobaan  dengan percobaan  lainnya  sangat  wajar  karena komposisi  dan  spesifikasi    bahan penyusun   propelan berbeda.
Dari
ketiga kemungkinan mekanisme dekomposisi, propelan LAPAN  paling  mungkin  mengalami
dekomposisi  tipe  F1  (nukleasi  acak dengan  satu  nukleus  pada  partikel individu). Chen dan Brill (1991) memilih mekanisme  F1  pada  proses  evaluasi kinetika dekomposisi senyawa HTPB/ DI. Sementara  itu,  Vargeese  (2016)  juga mendapatkan mekanisme F1 pada Tabel 4-5, tahap terakhir dekomposisi propelan- nya. Pada Tabel 4-8 disajikan rangkuman hasil  perhitungan  nilai  energi  aktivasi dan  faktor  pre-eksponensial  dengan metode Coats & Redfern.
Mekanisme g ( α) Propelan RUM RX 450 RX 1220 E (kJ/mol) R 2 E (kJ/mol) R 2 E (kJ/mol) R 2 A2 65.533 0.9989 72.757 0.9622 53.455 0.9745 A3 40.579 0.9987 45.228 0.9555 32.404 0.9716 A4 27.998 0.9983 30.820 0.9540 21.856 0.9668 R2 141.762 0.9994 155.222 0.9668 116.737 0.9813 R3 140.532 0.9990 155.181 0.9666 116.720 0.9813 D1 276.582 0.9985 304.243 0.9641 231.254 0.9794 D2 280.531 0.9988 309.314 0.9641 235.203 0.9806 D3 90.623 0.9989 100.242 0.9657 74.596 0.9796 D4 282.751 0.9988 311.201 0.9644 237.373 0.9819 F1 140.498 0.9990 155.156 0.9667 116.720 0.9814 F2 4.635 0.6582 6.393 0.9867 2.468 0.7081 F3 18.859 0.8837 22.519 0.9955 14.693 0.9552
-23 -21 -19 -17 -15 -13 -11 1,65 1,7 1,75 1,8 L n g( α )/T 2 1000/T (K) 450 10 - A2 450 10 - A3 450 10 - A4
450 10 - R2 450 10 - R3 450 10 - D1 450 10 - D2 450 10 - D3 450 10 - D4 450 10 - F1 450 10 - F2 450 10 - F3
Tabel 4- 7: ENERGI AKTIVASI PROPELAN RUM, RX 450 DAN RX 1220 PADA BERBAGAI MEKANISME DEKOMPOSISI g(α)
Gambar 4-3: Contoh  plot  log  ln  g(α)/T2  terhadap  1000/T  pada  propelan  RX  450  (laju  pemanasan 10ºC/menit)

## Tabel 4-8: NILAI ENERGI AKTIVITAS DAN FAKTOR PRE-EKSPONENSIAL PROPELAN RUM, RXS 450 DAN RX 1220 DENGAN METODE COATS-REDFERN
Jenis Propelan Laju Pemanasan Energi Aktivasi R 2 Faktor Pre- eksponensial LOG A β (C/min) Ea (kJ/mol) A (/menit) RUM 10 140.498 0.999 3.583E+11 11.554 RX 450 10 155.156 0.967 3.462E+12 12.539 RX 1220 10 116.720 0.981 7.955E+08 8.901 Jenis Propelan Kissinger Flynn Wall Ozawa Coats & Redfern E (kJ/mol) A (/menit) LOG A E (kJ/mol) A (/menit) LOG A E (kJ/mol) A (/menit) LOG A RUM 115.282 7.26E+08  8.86  112.505  9.87E+08 8.99 140.498  3.58E+11  11.55 RX 450 129.973 4.95E+10 10.6 9 123.005  1.99E+10  10.30  155.156  3.46E+12  12.53 RX 1220 109.870 1.43E+08  8.15  100.876  4.57E+07 7.66 116.720  7.95E+08 8.90

## 4.4  Perbandingan  Nilai  Parameter Kinetika Dekomposisi
Rangkuman nilai parameter
kinetika dekomposisi termal pada propelan  RUM,  RX  450,  dan  RX  1220 yang  sudah  diperoleh  menggunakan metode Kissinger, Flynn Wall Ozawa dan Coats & Redfern dirangkum pada tabel 4- 9.  Nilai  energi  aktivasi  dan  faktor  pre- eksponensial  hasil  perhitungan  dengan metode  Kissinger  dan  FWO  cukup berdekatan  namun  metode  Kissinger memiliki  nilai  R 2 yang  rendah  (dibawah 0,9).
Metode
Coats & Redfern memberikan  nilai  energi  aktivasi  dan faktor pre-eksponensial yang lebih besar daripada Kissinger dan FWO.
Penelitian tentang penentuan nilai energi aktivasi dan faktor pre- eksponensial  sudah  banyak  dilakukan. Waesche dan
Wenograd (2000)
mendapatkan nilai energi aktivasi antara 150-167 kJ/mol untuk propelan dengan 25% polibutadiene/ asam akrilik dan AP 75%. Vargeese (2016) mendapatkan nilai energi  aktivasi  129-148  kJ/mol  pada tahap  pertama  dekomposisi  propelan dengan katalis CuO nanorods. Goncalves (2013) mendapatkan nilai energi aktivasi 126-134  kJ/mol  dan  nilai  faktor  pre- eksponensial  2,04  x  10 10 /menit  untuk
propelan AP/HTPB. Liu Leili,  Li Fengsheng,  dkk  (2004)  mendapatkan nilai  energi  aktivasi  100-172  kJ/mol pada propelan AP/HTPB yang ditambahkan katalis nano bubuk logam. Sementara  itu,  Babar  dan  Malik  (2014) memperoleh  nilai  energi  aktivasi  127,1 kJ/mol dan nilai faktor pre-eksponensial 2,79 x 10 9 /min untuk propelan AP/HTPB. Berdasarkan  referensi  tersebut maka  dapat  disimpulkan  bahwa  nilai energi  aktivasi  hasil  perhitungan  pada penelitian  ini  masih  relevan  mengingat perbedaan  spesifikasi  material  dan komposisi  yang  digunakan.  Energi aktivasi  propelan  berada  pada  rentang wajar (50 – 300 kJ/mol) dan nilai faktor pre-eksponensial  (yang  ditandai  dengan nilai  log  A)  juga  berada  pada  rentang wajar (8 – 30) (Blaine, 2015).
Energi  aktivasi  RX  1220  < propelan RUM < propelan RX 450. Energi aktivasi propelan  RX 1220 adalah yang terendah. Hal ini semakin mengukuhkan hipotesis  yang  dibuat  pada  makalah sebelumnya  bahwa  penggunaan  AP trimodul akan memberikan efek katalitik pada propelan. Ukuran partikel AP yang lebih kecil membuat luas permukaan AP makin besar. Selain itu, penggunaan AP trimodal  membuat  susunan  partikel  AP
Tabel 4- 9: ENERGI AKTIVASI (E), FAKTOR PRE-EKSPONENSIAL (A) DAN LOG A PROPELAN RUM, 450 DAN  RX  1220  DENGAN  METODE  KISSINGER,  FLYNN  WALL  OZAWA  DAN  COATS  & REDFERN
lebih  kompak  dalam  mengisi  ruang kosong  antar network polimer  binder propelan.  Hal  ini  membuat  proses dekomposisi propelan dapat berlangsung lebih  cepat  dan  propelan  menjadi  lebih reaktif.  Untuk  memulai  dekomposisi termal, propelan RX 1220 membutuhkan energi yang lebih kecil daripada propelan RUM dan RX 450.
RX  450  memiliki  nilai  energi aktivasi  tertinggi,  bahkan  lebih  tinggi dari  propelan  RUM.  Hal  ini  menarik karena,  propelan  RX  450,  sama  seperti propelan  RX  1220,  menggunakan  aditif Al,  seharusnya  juga  menunjukkan  efek katalitik.  Seperti  dijelaskan  pada  jurnal sebelumnya  (Dewi  dan  Yulia,  2016), penambahan logam
Al terbukti memberikan efek katalitik karena terbukti  menghilangkan  terbentuknya produk  antara (intermediate  product) pada  dekomposisi  propelan  AP/HTPB yang  ditandai  dengan  hilangnya  kurva eksotermis  produk  antara  pada  suhu sekitar 277ºC.
Katalis  seharusnya  menurunkan energi  aktivasi  sehingga  mempercepat dan  mempersingkat  proses  dekomposisi (Vargeese, 2016). Namun tidak selamanya  penambahan  katalis  akan menurunkan energi aktivasi. Hal ini juga terjadi,  salah  satunya,  pada  penelitian Babar dan Malik (2014). Babar dan Malik menggunakan katalis MgO sebanyak 2% pada propelan AP/HTPB. Energi aktivasi dan  faktor  pre-eksponensial  propelan berkatalis MgO ternyata lebih tinggi dari propelan tanpa katalis. Tingginya energi aktivasi  pada  propelan  RX  450  diduga karena  penggunaan  AP  bimodal  dengan ukuran  partikel  besar  (400µm  dan 200µm).  AP  berukuran  partikel  besar memberikan  efek  katalitik  yang  lebih rendah.
Seperti
sudah
disebutkan sebelumnya,  faktor  pre-eksponensial ketiga propelan memiliki tren yang sama dengan energi aktivasi walaupun dihitung menggunakan tiga metode yang berbeda. Faktor pre-eksponensial propelan RX  1220  <  propelan  RUM  <  propelan
RX 450. Faktor pre-eksponensial menunjukkan frekuensi tumbukan antar atom  yang  terjadi  per  menit.  Semakin besar  nilai  faktor  pre-eksponensial  (A), semakin besar nilai konstanta laju reaksi karena nilai A berbanding lurus dengan laju/konstanta reaksi (k).

## 5 KESIMPULAN
Metode  Kissinger,  Flynn  Wall Ozawa,  dan  Coats  &  Redfern  dapat dijadikan  metode  penentuan  parameter kinetika dekomposisi termal yang terpercaya.  Energi  aktivasi  propelan LAPAN  secara  umum  berkisar  antara 100,876  –  155,156  kJ/mol  sementara faktor  pre-eksponensial  berkisar  antara 4,57 x 10 7 – 3,46 x 10 12 /min.
Metode  Kissinger  dan  FWO memberikan  nilai  energi  aktivasi  dan faktor  pre-eksponensial  yang  mirip sedangkan  metode  Coats  &  Redfern memberikan  nilai  energi  aktivasi  yang lebih tinggi dari kedua metode yang lain. Sementara itu,  nilai R 2 pada grafik plot perhitungan  energi  aktivasi  metode Kissinger  lebih  rendah  daripada  metode Flynn Wall Ozawa dan Coats & Redfern,
Berdasarkan  metode  Coats  & Redfern, mekanisme dekomposisi termal yang  paling  mungkin  terjadi  pada propelan  LAPAN  adalah  F1  (nukleasi acak dengan satu nukleus pada partikel individu). Energi aktivasi dan faktor pre- eksponensial  propelan  RX  1220  adalah terendah  dari  ketiga  sampel.  Hal  ini membuktikan  bahwa  penggunaan  AP trimodul  memiliki  efek  katalitik  yang menurunkan  besarnya  energi  aktivasi. Propelan RX 1220 lebih mudah terdekomposisi  (lebih  mudah  bereaksi) daripada propelan RUM dan RX 450.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Ucapan  terima  kasih  ditujukan pada Ka Pustekroket Drs. Sutrisno, M.Si dan  Kabid  Program  dan  Fasilitas  Dr. Heru  Supriyatno  selaku  pembimbing. Ucapan terima kasih juga ditujukan pada rekan-rekan di Lab Insulasi Termal, dan Lab Proses Propelan, Pustekroket, LAPAN.

## DAFTAR RUJUKAN
Aboulkas,  A  and  Harfi,  K.  EL.,  2008. Study of Kinetics  and  Mechanism  of  Thermal Decomposition  of  Moraccan  Tarfaya  Oil Shale and It’s Kerogen , Oil Shale, Vol 2, No.4 : 426 – 443.
Babar,  Zaheer  Ud-ddin  and  Abdul  Qadeer
Malik, 2014. Thermal Decomposition and Kinetic Evaluation of Composite Propellant Material Catalyzed with Nano
Magnesium  Oxide, NUST  Journal  of Engineering Science, Vol 7 No 1 : 5 – 14. Bawase,  M.A;  Khandaskar,  H.L;  Kenjale,  V.G; Saraf,  M.R.,  2012. Application  of Thermo-Gravimetric  Analysis  as  a Laboratory Tool for Prediction of Relative Life  of  Polymers, AdMet  Paper  No.  CM 002 : 1 - 6.
Blaine,  George,  2015. Practical  Aspects  of Kinetics  Determination  by  Thermal Analysis. TAWebinar by TA Instruments, https://www.youtube. com/watch?v=ofsy6Ggj4PY, diakses pada 28 Oktober 2016.
Cai,  Weidong;  Thakre,  Piyus;  and  Yang,  Vigor, 2008. A  Model  of  AP/HTPB  Composite
Propellant  Combustionin  Rocket  Motor Environment, Combustion  Science  and
Technology, 180 : 2143 – 2169. Chen, J.K and Brill, T.B., 1991. Chemistry and Kinetics of Hydroxyl-terminated Polybutadiene  (HTPB)  and  Diisocyanate – HTPB Ploymers During Slow Decomposition and Combustion-like
Conditions, Combustion and Flame, 87 : 217 – 232.
Dewi,  Wiwiek  Utami  dan  Yulia  Azatil  Ismah, 2016. Dekomposisi  Termal  Propelan Komposit Berbasis Amonium Perklorat / Hydroxy  Terminated  Polybutadiene,
Jurnal Teknologi Dirgantara, Vol 14, No.
1 : 17 – 24.
Fuente,  Jose  Luis,  2009. An  Analysis  of  The Thermal  Aging  Behaviour  in  High Performance Energetic Composites Through The Glass Transition Temperatur, Polymer  Degradation  and Stability, 94 : 664 – 669.
Goncalves,  R.F.B.;  Rocco,  J.A.F.F  dan  Iha,  K., 2013. Thermal Decomposition Kinetics of Aged  Solid  Propellant  Based  on
Ammonium  Perchlorate – AP/HTPB Binder. 325 – 342 pp In Elkordy, Amal Ali (Ed). Applications of Calorimetry in a
Wide  Context  -  Differential  Scanning Calorimetry, Isothermal Titration Calorimetry and Microcalorimetry. InTech, Vienna.
Kakumanu,  Lalith  V;  Yadav,  Narendra;
Karmakar,  Srinibas,  2014. Combustion Study  of  Composite  Solid  Propellants Containing Metal Phthalocyanines,
International  Journal  of  Aerospace Science, 3 (2) : 21 – 36.
Leili, Liu; Fengsheng, Li; Linghua, Tan; Min, Li dan Yi, Yang, 2004. Effects of Metal and Composite  Metal  Nanopowders  on  The Thermal  Decomposition  of  Ammonium Perchlorate  (AP)  and  The  Ammonium
Perchlorate/ Hydroxyterminated
Polybutadiene  (AP/HTPB)  Composite Solid Propellant, Chinese J. Chem. Eng.,
12 (4) : 595 – 598.
Majda,  Dorota;  Korobov,  Alexander;  Fileks, Urszula;  Midgley,  Paul;  dkk,  2008. Low- Temperature  Thermal  Decomposition  of Large  Single  Crystals  of  Ammonium Perchlorate, Chemical  Physical  Letters, 454 : 233 – 236.
Mullen, J. Christine, 2010. Composite Propellant Combustion With Low Aluminum Agglomeration, Disertasi Doktoral University of Illnois. Illinois. 203 hlmn.
Pilawka,  Ryszard  dan  Maka,  Honorata,  2014.
Kinetics  of  Thermal  Decomposition  of Isocyanate-Epoxymaterials  Crosslinked in  The  Presence  of  1-ethylimidazole
Accelerator. http://en.www.ichp.pl/ attach.php?id=2424 diunduh: 14 Agustus 2015
Sengupta,  Rajatendu;  S.  Sabharwal;  Anil  K;
Bhowmick, Tapan K; dan Chaki, 2006. Thermogravimetric Studies on
Polyamide-6,6  Modified  by  Electron Beam  Irradiation  and  by  Nanofillers,
Polymer Degradation and Stability, 91 :
1311 – 1318.
Sinditskii, Valery P dan Egorsev, Viacheslav Yu,
2010. Combustion  Mechanism  and Kinetic  of  Thermal  Decomposition  of Amonium  Chlorate  and  Nitrite, Central
European Jurnal of Energetic Material, 7 (1) : 61 – 75.
Vargeese, Anuj A, 2016. A Kinetics Investigation on The Mechanism and Activity of Copper Oxide  Nanorods  on  The  Thermal Decomposition of Propellants,
Combustion and Flame, 163 : 354 – 360. Vasconcelos, Gubran da Cuncha, Rogerio Lago
Mazur,  Bruno  Ribeiro,  Edson  Coccieri
Botelho, dan Michelle Leali Costa, 2014.
Evaluation  of  Decomposition  Kinetics  of Poly (Ether-Ether-Ketone) by Thermogravimetric  Analysis, Materials Research, 17 (1) : 227 – 235. Waesche,  R.H.W.,  dan  J.  Wenograd,  2000.
Calculation  of  Solid-Propellant  Burning Rates from Condensed-Phase
Decomposition  Kinetics, Combustion, Explosion and Shock Waves, Vol 36 (1) :
125 – 134.
Wang, Xiu-Li, Ke-Ke Yang, Yu-Zhong Wang, Bo Wu,  Ya  Liu,  Bing  Yang,  2003. Thermogravimetric  Analysis  of  The Decomposition of Poly(1,4-dioxan-2-one)/ Strach Blends, Polymer Degradation and Stability, 81 : 415 – 421.

## PENELITIAN TRANSMISIBILITAS ALAT PEREDAM GETARAN PADA MUATAN ROKET RX 550 LAPAN

## (RESEARCH TRANSMISSIBILITY OF VIBRATION DAMPERS EQUIPMENTS ON ROCKET RX 550 LAPAN)
Agus Budi Djatmiko Pusat Teknologi Roket Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN No.2 Mekarsari Rumpin Bogor 16350 Indonesia e-mail : agusbudi60@gmail.com
Diterima 8 Desember 2016; Direvisi 17 Januari 2018; Disetujui 19 Januari 2018

## ABSTRACT
Every  single  piece  of  structural  engineering  as  well  as  the  rocket  payload,  has  its  mass  and elasticity, and also has the potential to cause vibration. In general, the occurrence of vibration in the engineering structure is not desirable. Therefore, to the extent possible the vibrations is arranged to be muted. Acceleration nuisance caused by the combustion process in rocket can cause vibrations with a large amplitude resulting in damage to the structure of the mutant rockets and electronic equipment that  is  in  charge  of  the  rocket  could  not  work  as  intended,  based  on  the  experience  of  electronic equipment will be damaged if the acceleration bully at 10 g that work on the rocket is not reduced, it is designed for a vibration damping apparatus, equipment consisting of springs and dampers are arranged such  that  a  damping  effecton  the  vibration  occurs.In  this  research  used  springs  with  stiffness  k  = 120,000 N/m, damping factor = 0.0503 and mass of charge (m) = 10.5 kg, with acceleration of 1 G and working frequency from 0 to 2000 Hz. Interest transmissibility research on tool vibration dampers is to determine  the  magnitude  of  the  acceleration  is  transmitted  to  the  rocket  payload.  The  results  of  the dampening experiment, at the beginning of acceleration or G force transmitted to a rocket load of 1 g or TR = 1, but after passing a resonance or 414 , 1  n   obtained G force transmitted to a rocket payload of  0,1 g or TR = 0.1 ( the silencer is good enough). From the results of this study can be said that the silencer can be used to reduce vibration on the rocket payload RX 550.
Keywords: vibration damper, transmissibility, rocket payload

## ABSTRAK
Setiap struktur rekayasa seperti halnya pada muatan roket, mempunyai massa dan elastisitas, maka struktur tersebut mempunyai potensi untuk menimbulkan getaran. Pada umumnya terjadinya getaran  pada  struktur  rekayasa  adalah  tidak  diinginkan,  oleh  karena  itu  sedapat  mungkin  getaran tersebut  diusahakan  untuk  diredam.  Percepatan  pengganggu  yang  ditimbulkan  oleh  proses pembakaran  pada  roket  dapat  menyebabkan  getaran  dengan  amplitudo  yang  besar  yang mengakibatkan kerusakan  pada struktur mutan roket dan alat elektronik yang ada pada muatan roket sehingga tidak dapat bekerja seperti yang diinginkan. Berdasarkan pengalaman, alat elektronik akan mengalami  kerusakan  jika  percepatan  pengganggu  sebesar  10  g  yang  bekerja  pada  roket  tidak direduksi. Untuk itu dirancang suatu alat peredam getaran, peralatan tersebut terdiri dari pegas dan damper atau peredam yang disusun sedemikian rupa sehingga muncul efek redaman terhadap getaran. Pada penelitian ini digunakan pegas dengan kekakuan k = 120.000 N/m, faktor redaman  = 0,0503 dan massa muatan (m) = 10,5 kg, dengan percepatan sebesar 1 G dan frekuensi kerja dari 0 sampai dengan 2000 Hz. Tujuan penelitian transmisibilitas pada alat peredam getaran ini adalah untuk mengetahui besarnya percepatan yang ditransmisikan ke muatan roket. Hasil penelitian alat peredam, pada saat awal percepatan pengganggu atau G force yang ditransmisikan ke muatan roket sebesar 1 g atau TR = 1, tetapi setelah melewati resonansi atau 414 1 ,  n   didapat G force yang ditransmisikan ke muatan roket sebesar  0,1 g atau TR = 0,1 (alat cukup baik). Dari hasil penelitian ini  dapat  dikatakan bahwa alat peredam dapat digunakan untuk meredam  getaran pada muatan roket RX 550.
Kata kunci : peredam getaran, transmisibilitas, muatan roket

## 1 PENDAHULUAN
Latar belakang dari penulisan ini adalah  untuk  mengetahui  karakteristik dari alat peredam yang terdiri dari faktor redaman, elastisitas dan  transmisibilitas.
Pembuatan alat peredam muatan pada  roket  RX  550  adalah  untuk mendukung  keberhasilan  peluncuran roket RX 550, dalam rangka menunjang program  peroketan  yang  dikembangkan oleh  Pusat  Teknologi  Roket,  Deputi Teknologi  Penerbangan  dan  Antariksa LAPAN.  Pembahasan  ini  bertujuan  agar alat peredam getaran pada muatan roket dapat  meredam  percepatan  pengganggu atau G force tersebut, karena roket akan bergetar  dengan  amplitudo  yang  besar atau resonansi dan dapat menyebabkan kerusakan  pada  muatan  roket.  Salah satu  pendekatannya  yaitu  melakukan studi  lengkap  terhadap  persamaan gerakan sistim yang ditinjau. mula-mula sistim  diidealisasi  dan  disederhanakan dengan  terminologi  massa  dan    pegas yang  berturut  turut  menyatakan  benda dan  elastisitas.  Kemudian  persamaan gerakan  menyatakan  sebagai  fungsi
waktu  atau  akan  memberikan  jarak kedudukan massa sesaat selama gerakannya
dan
kedudukan keseimbangannya.  (Liu  dan  Liu,  2004; Zahrai  dan  Rod,  2009; Puzyrov  dan Awrejcewicz,  2017) Setiap  benda  yang mempunyai  massa  dan  elastisitas mempunyai potensi untuk bergetar. Oleh karena  itu  setiap  struktur  rekayasa seperti  halnya  pada  muatan  roket mempunyai massa dan elastisitas, maka struktur  tersebut  mempunyai  potensi untuk menimbulkan getaran. Untuk hal itu  dalam  getaran  dipelajari  gerakan osilasi dari suatu benda di sekitar posisi keseimbangannya.
Pada  umumnya  terjadinya  getaran pada  struktur  rekayasa  adalah  tidak diinginkan,  oleh  karena  itu  sedapat mungkin  getaran  tersebut  diusahakan untuk  diredam (Sapinski, 2009; Liu dan Liu, 2004).
Berdasarkan  pengalaman  selama ini  pada  saat  peluncuran  roket,  alat Global  Positioning    System (GPS)  yang terdapat pada muatan roket  mengalami gangguan  pada saat roket mengalami G-
force sebesar 10 gravitasi bumi, sehingga sulit  untuk  melacak  keberadaan  roket tersebut (Adi dan kawan-kawan,  2012). Untuk  itu  dirancang  sebuah  alat  untuk mengurangi  efek  G-force  terhadap peralatan  elektronik  yang  ada  pada muatan roket. Peralatan terdiri dari pegas dan  damper  yang  disusun  sedemikian rupa  sehingga  efek  redaman  terhadap getaran terjadi.
Pada  penelitian  ini  dilakukan pengukuran  transmisibilitas  pada  alat peredam getaran yang tujuannya adalah untuk  mengetahui  besarnya  percepatan yang  ditransmisikan  ke  muatan  roket (Thomson, 1981; Tengli, 2011; Voss dan kawan-kawan, 2009).

## 2 LANDASAN TEORI
Gaya-gaya penggetar yang ditimbulkan  oleh  sistim  yang  bergerak, seperti  roket,  seringkali  tidak  dapat dihindari, namun pengaruhnya terhadap sistim dinamik dapat berkurang banyak oleh  adanya  pegas  dan  peredam    yang dirancang  dengan  tepat  yang  disebut sebagai isolator.
Mula-mula  sistim  diidealisasikan dan disederhanakan dengan terminologi massa, pegas dan dashpot berturut-turut menyatakan benda elastisitas dan gesekan sistim,  kemudian  persamaan  gerakan menyatakan perpindahan sebagai fungsi waktu  atau  akan  memberikan  jarak kedudukan massa sesaat selama gerakannya dan
kedudukan keseimbangannya.  Kemudian  dengan persamaan  gerakannya  diperoleh  sifat- sifat  penting  sistim  getarannya  yaitu faktor  redaman  dan  Transmisibilitas (Crocker,  2007. Voss dan kawan-kawan, 2009).
Sistim  peredam  getaran  pada muatan  roket  RX  550-LAPAN  dapat diidealisasikan sebagai berikut:

## 2.1  Persamaan Getaran Teredam
Untuk  menganalisa  suatu  sistim getaran  maka  perlu  diketahui  terlebih dahulu  persamaan  gerak  dari  sistim getaran  tersebut  dan  persamaan  gerak sistim peredam getaran pada muatan RX 550 sebagai berikut:
Gambar 2-1: Model Sistim peredam getaran pada  muatan roket  RX 550
Muatan (m) Cap Tabung Nosel Nose Cone Muatan (m) c k F o F t x
Dimana: m  adalah  massa  muatan  (kg),  k  adalah konstanta  pemegasan  (N/m),  c  adalah koefisien  peredaman  N/m/detik,  F o (t) adalah  gaya  eksitasi  dari  roket  (N),  F(t) adalah  gaya  yang  diteruskan  kemuatan roket (N).
Persamaan  gerak  model  sistim peredam  getaran  pada  Gambar  2-1 adalah persamaan 1(Rao, 2007).
) ( t F kx x c x m o       (2-1)
Keterangan:
  x m = gaya inersia
 x c = gaya redaman kx = gaya pemegasan x     = defleksi dari kedudukan awal
Penyelesaian  persamaan  adalah F o (t) = 0. dimana persamaan akan memberi pengertian tentang peranan redaman.

## 2.2  Transmisibiltas
Dari diagram benda bebas persamaan  diferensial  gerak  untuk sistim  peredam  getaran  pada  muatan roket RX 550 (Gambar 2-1) memberikan persamaan (2-2).
o F kX X c X m       2 2 2 2 ) ( ) (   c m k X   = F o (2-2)
2 2 2 2 1       
                n n o k F X      / (2-3)
Gaya yang diteruskan ke muatan melalui  pegas  dan  peredam  adalah persamaan (2-1), (2-2), dan (2-3).
2 2 ) ( ) ( X c kX F T    (2-4)
Gaya-gaya pada persamaan  (2-2) dan  (2-4)    diatas  dapat  digambarkan dalam bentuk vektor sebagai berikut:
Gambar 2-2: Gaya pengganggu F o yang diteruskan  lewat  pegas  dan peredam
Berdasarkan  Gambar  2-2  maka dapat dibuat persamaan sebagai berikut
TR k c k m k c F F o T                      2 2 2 2 1 1    2 2 2 2 2 1 2 1                                n n n O t TR A A         (2-5)
Dimana :
F o = gaya pengganggu dari roket dan, F t = gaya  yang  diteruskan  ke  muatan roket (GPS) (Thomson, 1981; Crocker, 2007).
Karena gaya pengganggu dan gaya transmisibiltas    pada roket merupakan fungsi  dari  percepatan,  maka  dapat ditulis sebagai berikut :
Perbandingan
o T o t F F A A  disebut  sebagai
Transmisibilitas (TR) dimana: A o = percepatan pengganggu A t = Percepatan yang diteruskan ke GPS.
Hubungan  antara  transmisibiliatas dengan  ratio  frekuensi  terhadap faktor  redaman  dapat  dijelaskan pada  Gambar  2-3  (Crocker,    2007, Voss dan kawan-kawan, 2009).
Gambar 2-3 : Respon Frekuensi (Rao, 2007; Thomson, 1981; Voss dan kawan-kawan, 2009)
Dari  grafik  respon  frekuensi Gambar  2-3,  terlihat  ratio  amplitudo atau transmisibilitas di bawah nilai satu
pada  kondisi 2 ) / (  n   ,  dengan  ini memantabkan  kenyataan  bahwa  isolasi getaran  hanya  mungkin  terjadi  pada keadaan 2 ) / (  n   ,  didaerah 2 ) / (  n   pegas tanpa redaman lebih baik dibanding dengan  pegas  dengan  redaman  untuk mengurangi  transmisibilitas.  (Thomson 1981; Crocker,  2007).

## 3 METODOLOGI
Penelitian dimulai dari desain alat, mencari  data  percepatan  pengganggu faktor  redaman,  kemudian  analisa persamaan  gerak  dari  alat  peredam getaran. Setelah itu  menentukan  besar konstanta  pegas    k  (N/m)  Setelah  itu dicari persamaan transmisibilitas getaran  untuk  mengetahui  besarnya percepatan  yang  ditransmisikan  ke muatan  roket,  dan  terakhir    penelitian transmisibilitas  alat  peredam  getaran
pada  muatan  roket  RX  550  pada  saat resonansi.
Penelitian dilakukan pada laboratorium  Sentra  Teknologi  Polimer BPPT  Kawasan  PUSPIPTEK Serpong Tangerang.
Gambar 3-1: Diagram alir pengujian transmissibility alat peredam getaran
Gambar 3-2 : Alat peredam muatan roket RX 550 pada saat pengujian getaran ( vibration shaker )
Gambar 3-3: Pemasangan alat peredam getaran muatan RX 550  pada alat uji getaran ( vibration shaker )

## 4 HASIL PENGUJIAN
Gambar 4-1: hasil pengujian frequensi natural terhadap alat peredam muatan RX 550
5 2000 10 100 1000 0.010 0.100 1.000 10.000 Frequency (Hz) A c c e le ra ti o n ( G p e a k ) Acceleration Profile
Demand
Control Ch1 Ch2 Ch3 Ch4
Nov 19, 2012 11:15:09
Dem and: 1 G Control: 0.9902 G Level 1) 100% Sweep 1 of 1 Total Tim e: 0:02:22 Output: 0.009654 V Frequency: 2000.0 Hz Running s weep frequency 5 - 2000 Hz 1 G
peredam  m uatan rx 550 vertikal dengan 6 dum per 22.8 kg
Gambar 4-2: hasil pengujian transmisibility alat peredam muatan RX 550
Gambar 4-3: Kegagalan pengujian alat peredam pada saat resonansi
4.1  Frekuensi Natural, n 
Hasil perancangan didapat
Frekuensi natural
m k n   = 5 , 10
120000 =
106,9 rad/detik  dan f n =   2 n = 17,02 Hz
Sementara hasil  penelitian  yaitu pada saat kondisi percepatan penganggu maksimum, didapat frekuensi natural f n = 16 Hz.
4.2  Faktor redaman (  ) Dari Gambar 4-2 (grafik
transmisibilitas  vs  frekuensi)  hasil pengujian  didapat  nilai  transmisibilitas pada saat resonansi ( n    ) yaitu TR = 9,9.
Dengan  menggunakan  persamaan  2-5, maka  didapat  besarnya  faktor  redaman sebagai berikut:
    2 2
2 2 1     TR ,dengan memasukan nilai
TR  hasil  pengujian  didapat  TR    =  9,9 (Gambar 4-2). Kemudian menguadratkan persamaan  maka    didapat  besar  faktor redaman  = 0,05, alat peredam getaran (damper)  dapat digunakan, karena nilai faktor redaman  < 1.

## 5 HASIL DAN PEMBAHASAN AWAL
Alat peredam yang dirancang telah dilakukan  pengujian  di  Balai  Pengujian Teknologi Polimer Puspitek Serpong yang tujuannya  untuk  mencari  karakteristik dinamik  alat  peredam  yang  meliputi, frekuensi  natural,  faktor  redaman  dan amplitude  beban  kejut,  hasil  pengujian dapat  dilihat  pada  Gambar  4-2  dan Gambar  4-1,  dengan  pembahasan  hasil sebagai berikut:
5 2000 10 100 1000 0.010 0.100 1.000 10.000 Ch1 Ch2 Ch3 Frequency (Hz) R a ti o ( G /G) Transmissibility (reference = Ch4) Nov 19, 2012 11:15:09 Dem and: 1 G Control: 0.9902 G
Level 1) 100% Sweep 1 of 1 Total Tim e: 0:02:22
Output: 0.009654 V
Frequency: 2000.0 Hz Running
s weep frequency 5 - 2000 Hz 1 G
peredam  m uatan rx 550 vertikal dengan 6 dum per 22.8 kg 5 2000 10 100 1000 0.0010 0.0100 0.1000 1.0000 Ch1 Ch2 Ch3 Frequency (Hz) R a ti o ( G /G) Transmissibility (reference = Ch4) Nov 19, 2012 11:52:38
Dem and: 1 G Control: 1.002 G
Level 1) 100% Sweep 0 of 1 Total Tim e: 0:00:45 Output: 0.1174 V Frequency: 22.3 Hz Stop Button Pres s ed s weep frequency 5 - 2000 Hz 1 G
peredam  m uatan rx 550 vertikal dengan 6 dum per 10.3 kg
 Dari  Gambar  4-1  di  atas  (grafik percepatan vs frekuensi)
telah dilakukan pengujian frekuensi natural terhadap  alat  peredam  getaran  pada frekuensi  pengujian  5  sampai  dengan 2000  Hz  (sesuai  dengan  rekomendasi dari  NASA  mengenai  frekuesi  kerja roket)  (Voss  dan  kawan-kawan,  2009) dan percepatan pengganggu sebesar 1 g, kemudian  beban muatan sebesar 10,5 kg.
Dari  hasil  pengujian    dapat  dilihat bahwa frekuensi natural hasil pengukuran alat  peredam  getaran  roket  RX  550 LAPAN adalah sebesar fn = 16 Hz yaitu pada saat grafik percepatan ( acceleration ) menunjukkan  nilai  tertinggi  dan    hasil perhitungan  didapat  frequensi  natural alat peredam muatan pada roket RX 550 yaitu fn = 17,02 Hz, jadi penyimpangan hasil pengukuran dan perhitungan tidak terlalu  jauh  dengan  tingkat  kesalahan alat  peredam  sebesar  (17,02-16)/16  x 100% = 6,37 %.
 Dari  Gambar  4-2  (grafik  transmisibilitas vs frekuensi), telah dilakukan pengujian transmissibility  terhadap  alat  uji peredam  getaran  pada  muatan  roket RX  550  dengan  frekuensi  pengujian antara  5  s.d  2000  Hz  dan  percepatan pengganggu sebesar ( g force ) 1 g. Hasil pengujian transmisibility terhadap alat peredam  muatan    menunjukan  hasil yang  bagus.  Dapat  dilihat  disini  pada frekuensi awal antara 5 Hz  dimana TR = 1, sampai dengan frekuensi 16 Hz nilai transmisibilty  menunjukan  kenaikan dimana puncaknya pada saat frekuensi sama  dengan    frekuensi  natural  yaitu 16 HZ dengan nilai TR= (G/G) = 9,9 dan setelah  itu  grafik transmissibility menunjukkan
penurunan setelah frekuensi natural, yang artinya peredaman berjalan baik sesuai dengan teori mengenai transmissibility (Gambar 2-3).  Hal  ini  menunjukan  bahwa  alat peredam  getaran  yang  dirancang berjalan  dengan  baik  dan  dapat digunakan  sebagai  peredam  getaran pada roket RX 550 LAPAN.
Ratio (G/G)= trasnsmisibility, dimana transmissibility adalah  perbandingan antara  percepatan  yang  diteruskan  ke muatan  dalam  hal  ini  massa  (m) terhadap percepatan pengganggu.
 Persamaan  (2-1)  diturunkan  dari persaman gerak dari model sistim alat peredam getaran (Gambar 2-1) kemudian  dianggap  sebagai  gerak harmonik sederhana ) sin(     t X x lalu
dimasukkan kedalam  persamaan (2-1) sehingga  mendapatkan  persamaan  (2-2) yaitu
o F kX X c X m       2 , kemudian diteruskan  ke  muatan  roket  melalui pegas  dan  peredam  untuk  mencari besar  amplitudo  yang  terjadi  dapat digunakan persamaan (2-3)  dan untuk mengetahui besarnya gaya yang viskos digunakan persamaan (2-4).
Persamaan  (2-2)  dan  (2-4)  dapat digambarkan  dalam  bentuk  vektor  agar memudahkan dalam mempelajari masalah peredaman atau isolasi getaran seperti (Gambar 2-2) dan persamaan 2-5 menunjukkan perbandingan antara gaya yang diteruskan ke muatan (F T ) terhadap gaya  pengganggu  dari  roket  (F o )  atau disebut  sebagai  Trasmissibilitas  (TR), karena  percepatan  merupakan  fungsi dari  gaya  maka  persamaan  (2-5)  dapat dituliskan  sebagai  perbandingan  antara percepatan  yang  diteruskan  ke  muatan (A T ) terhadap percepatan pengganggu (A o ) atau G force dari roket.
 Hasil  pengujian  trasnmisibilitas  (TR) terhadap alat peredam getaran RX 550 (Gambar  4-2)  menunjukan  hasil  yang baik  yaitu  setelah  resonansi  nilai transmisibilitas  menurun,  hal  ini  sesuai dengan  hasil  perancangan  alat  peredam getaran. Pada kondisi resonasi n    didapat  nilai  transmisibilitas  TR  =  9.9 dan  hasil  perhitungan  didapat  besar faktor  redaman  =  0.05  (Zahrai  dan Rod, 2009; Sapinski, 2009).
 Hasil  pengujian  pada  saat  resonansi terhadap  alat peredam getaran dengan
kekakuan pegas k = 120.000 N/m  dan massa  muatan  (m)  =  10.5  kg,  didapat besarnya  transmisibilitas  TR=9.99, faktor redaman  =0.0503, dan amplitudo
X  =  8.38  mm  dan  alat  peredam  tidak mengalami kerusakan.
 Hasil  pengujian    pada  saat  resonansi terhadap    alat  peredam    getaran  pada muatan roket RX 550 cukup baik, alat dapat  meredam  percepatan  pengganggu (A o )  yang  terjadi  dapat  dilihat  pada (Gambar  4-1).  Pada  awalnya  Percepatan yang  diteruskan  (A T )    naik  kemudian setelah  resonansi  percepatan  (A T ) mengecil.  Hasil  pengujian  didapat frekuensi natural alat peredam getaran f n = 16  Hz  dan  hasil  perhitungan didapat  besar  frekuensi  natural f n = 17,02 Hz.
 Dari  hasil  pengujian  terhadap  alat peredam getaran pada muatan roket RX 550 dapat dikatakan cukup  memuaskan karena    pada  saat  resonansi,    alat peredam  getaran  dapat  bekerja  sesuai dengan  yang  diinginkan  dan  tidak mengalami kerusakan.

## 6 KESIMPULAN
Berdasarkan hasil pengujian terhadap  alat  peredam  getaran  muatan roket  RX  550,  dapat  dilihat  dari  grafik pengujian transmissibity (Gambar  4-2), alat dapat meredam getaran dengan baik setelah  resonansi  or
414 , 1  n   nilai
TR  <  1  sesuai  dengan    teori  peredam getaran lihat Gambar 2-3.
Dengan alat peredam getaran ini, G force atau percepatan pengganggu dari roket  sebesar  10  gravitasi  bumi  (10g), Setelah  resonansi  dapat  diperkecil  hingga TR  =  0,1  artinya  setelah  resonansi percepatan  pengganggu  atau  G  force yang ditransmiskan pada muatan hanya sebesar 1 g.
Alat peredam muatan roket RX 550 terdiri  dari  pegas  dan  peredam  viskos, sehingga  kondisi  resonansi  pada  alat peredam  getaran  tidak  dapat  dihindarkan
namun dapat dikurangi dengan memperbesar peredam viskos.
Perlu  penelitian  lebih  lanjut  agar alat peredam getaran pada muatan roket lebih baik dari yang ada sekarang dengan merubah  transmissibiltas  pada  saat resonansi menjadi lebih lebih kecil.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Dengan  selesainya  penelitian  ini saya  sebagai  penulis  mengucapkan banyak  terima  kasih  kepada  Kepala Pusat  Teknologi  Roket  LAPAN,  Leader Struktur  Kerekayasaan  Roket  Sonda LAPAN  yang  telah  memberikan  ijin  dan data-data  untuk  penelitian  ini  dan  tak lupa  penulis  juga  mengucapkan  terima kasih kepada Prof. DR. Heri Wibowo atas bantuannya dalam menyelesaikan makalah ini.
a  penelitian  ini  saya  sebagai  k

## DAFTAR RUJUKAN
Adi  A.P.,  Wigati,  dan  Sutisno,    2012.
Sistem  Peredam  Vibrasi  dan  Shock  Serta Perpindahan Panas Pada Payload Roket. Prosiding Insinas 2012. ISBN 978-602-18926-2-6.
Crocker M. J.,  2007. Handbook of Noise and Vibration Control , John Wiley & Sons.
Li and  Gohnert M., 2010. Lever Mechanism for  Vibration  Isolation. Peer-reviewed  &  Open access journal ISSN: 1804-1191 | www.pieb.cz ATI – Applied Technologies & Innovations Volume 1 | Issue 1 | April 2010.
Liu  K.  and  Liu  J.,  2004. The  Damped
Dynamic Vibration Absorbers: Revisited and New Result .  Journal  of  Sound  and  Vibration  284, 1181–1189.
Puzyrov  V.,  and  Awrejcewicz  J.,  2017.
On  the  Optimum  Absorber  Parameters  Revising the Classical Results . Journal of Theoretical and Applied  Mechanics  55,  3,  1081-1089,  Warsaw DOI: 10.15632/jtam-pl.55.3.1081.
Rao S.S., 2007. Vibration of Continuous Systems. Jhon  Wiley  &  Sons  Publishing Company, Published Online: 23 MAR 2007 Print ISBN:
9780471771715.
Sapinski  B.,  2009. Magnetorheological
Dampers  in  Vibration  Control  of  Mechanical Structures . University of Science and Technology Krakov,  Poland. journals.bg.agh.edu.pl/Mechanics/ 2009-01/mech04.pdf.
Tengli P.N., 2011. A Study on Vibration Problems  of  Solid  Propelant  Rocket  Motor. Mechanical  Engineering,  PES  Institute  of Technology, Bangalore.
Thomson W.T., 1981. Theory Of Vibration With  Aplications.  2 nd Edition  Prentice-Hall  Inc. California 1981.
Voss L,  Allais T.,  King S., and Parkins
J., 2009. Plans and Specifications of A Suborbital
Rocket Payload. AKPV Engineering  University of Wyoming.
Zahrai S., M and Rod A.F., 2009. Effect of  Impact  Damper  on  SDOF  System  Vibrations Under  Harmonic  and  Impulsive  Excitations. Journal  of  Physics Conference  Series  181 www.ltpaobserverproject.com.

## PENGARUH KETEBALAN DI TENGAH TABUNG MOTOR ROKET RX 122 YANG PANJANG

## (THE EFFECT OF THICKNESS IN THE MIDDLE OF RX 122 LONG ROCKET MOTOR TUBE)
Ediwan Pusat Teknologi Roket Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN Rumpin – Bogor 16350 Indonesia e-mail: ediwan.ok20@yahoo.com
Diterima 8 Desember 2016; Direvisi 23 Januari 2018; Disetujui 24 Januari 2018

## ABSTRACT
In the calculation of rocket tube due to the effect of pressure and temperature, if the comparison of length and diameter is large, then the bending stress and bucking stress will occur because of the weight, shear force, and torsion of the tube. For this reason, the tube needs to be thickened on the middle part so the pressure in the middle part will be reduced but will not result a new bigger pressure. In-depth analysis of the tubes was conducted on a long tube which is 2000 mm long and having 122 mm  diameter.  The  analysis  was  only  regarding  the  effect  of  the  pressure  on  the  tube  with  same thickness and the tube with thickened middle part for the purpose of seeing the effect of thickening the middle part of the tube and how much thickness in the middle part is allowed, so the effect of bending and buckling stress can be neglected.
Keywords: rocket tube, pressure effect

## ABSTRAK
Pada perhitungan tabung roket akibat pengaruh tekanan dan temperatur, bila perbandingan antara panjang dan diameter cukup besar, perlu memperhitungkan terjadinya tegangan bending akibat berat  dan  tegangan buckling akibat  ketebalan.  Untuk  menghindari  tegangan  tersebut  maka  bagian tengah tabung harus lebih tebal agar tegangan bagian tengah berkurang, tetapi tidak menimbulkan tegangan yang lebih besar lagi. Analisis yang lebih mendalam tentang tabung dilakukan pada tabung yang  cukup  panjang  yaitu  2000  mm  dan  diameter  122  mm.  Analisis  yang  dilakukan  hanya  dari pengaruh  tekanan  saja  pada  tabung  yang  tebalnya  sama  dan  tabung  yang  tengahnya  dipertebal, dengan  tujuan  untuk  melihat  pengaruh  penebalan  bagian  tengah  tabung  tersebut  dan  sampai ketebalan  berapa  tabung  bagian  tengah  diizinkan  sehingga  akibat  terjadinya bending dan buckling dapat diabaikan.
Kata Kunci: tabung roket, pengaruh tekanan

## 1 PENDAHULUAN
Setiap melakukan suatu perubahan dalam suatu desain, perlu memperhatikan semua  pengaruh  yang  akan  diterima struktur  agar  struktur  yang  akan digunakan  aman  dalam  operasinya. Salah  satu  perubahan  pada  tabung RX122 adalah pengaruh ketebalan bagian tengah  untuk  menghindari  tegangan bending dan buckling .
Ketebalan  bagian  tengah  berfungsi untuk menurunkan tegangan yang terjadi dari tabung yang berukuran panjang dan tipis, dengan cara meningkatkan kekakuan pada bagian tabung tersebut.
Proses  penebalan  ini  dapat dilakukan  dengan  cara  menambah ring atau  cincin  pada  bagian  tengah  tabung atau  dari  tabung  yang  tebal  dibubut dengan  menyisakan  ketebalan  hanya pada  bagian  tengah  saja,  seperti  yang dilakukan  pada  roket  RX  122  yang berdiameter  122  mm  dan  tebal  6  mm, sehingga  tabung  menjadi  berat,  untuk meringankan berat tabung maka tabung yang tebalnya 6 mm dibubut menjadi 2,5 mm dengan menyisakan ketebalan pada bagian  tengah  saja,  dengan  demikian berat tabung menjadi lebih ringan.
Pengaruh ketebalan bagian tengah ini akan dianalisa dari pengaruh tekanan, agar tegangan yang terjadi kecil, sehingga tabung  tidak  dianggap  panjang  dengan adanya  ketebalan  tersebut.  Namun tegangan  harus  di  bawah  tegangan
ketika tabung tanpa penebalan, sehingga pengaruh bending dan buckling dapat diabaikan.
Analisa dilakukan dengan membuat  variasi  ketebalan  bagian tengah,  dari  2,5  mm  tanpa  penambah ketebalan, dimulai tebal 6 mm sampai 2 cm  yang  dilakukan  pada  tabung berdiameter 122 mm.
Penelitian  ini  dilakukan  untuk mendapatkan  struktur  tabung  motor roket  yang  lebih  ringan  namun  tetap aman  dalam  operasinya,  sehingga jangkauannya  lebih  jauh  dan  mencapai tujuan yang diinginkan.

## 2 TEORI  DASAR
Perhitungan  teoritis  yang  akan dilakukan  adalah  perhitungan exact , dan  perhitungan  yang  menggunakan perangkat lunak komputer yaitu  metode pendekatan atau rekayasa.
Hasil  perhitungan  secara  teoritis dihitung  dengan    menggunakan  rumus berikut  (William 1992, ASME 2005)
- Displacement arah  radial  keluar dinding tabung  di  mana  p  adalah  tekanan,  r radius,  E  modulus  elastisitas  dan  t tebal,
∆𝑅 = 𝑃. 𝑅 𝐸. 𝑡 2 (2-1)
- Tegangan  yang  terjadi  pada  tabung arah keluar dinding
𝜎 ∅ = 𝑃. 𝑅 𝑡 (2-2)
Tegangan bending adalah tegangan yang ditimbulkan  oleh  momen  (M)  yang bekerja di ujung-ujung pipa. Dalam hal ini  tegangan  yang  terjadi  dapat  berupa Tegangan Bending akibat tarik dan tekan. Tegangan bending ini  maksimum  pada permukaan  pipa  dan  nol  pada  sumbu pipa, karena tegangan tersebut merupakan fungsi  jarak  dari  sumbu  ke  permukaan pipa  (c).  Hal  ini  dapat  dirumuskan sebagai berikut:
σ b = Mc I (2-3)
Dengan: σ b = Tegangan bending M C = Momen maksimum I = Momen Inersia Penampang
- Tegangan  geser  yang  menimbulkan buckling mencapai  nilai  maksimum pada sumbu pipa dan minimum pada jarak  terjauh  dari  sumbu  pipa  yaitu permukaan  luar  pipa.  Besar  tegangan geser  ini  kebalikan  dengan  tegangan bending , sehingga besar tegangan geser pada  tabung  yang  disebabkan  oleh kecepatan  roket  adalah  relatif  kecil dibandingkan dengan tegangan bending yang  dipengaruhi  ketebalan  pipa  dan menyebabkan terjadinya buckling . (Roark dan Young, 2002, Parker, 1977).
τ max = V. Q A max (2-4)
Dengan:
 max = Tegangan geser V    = Gaya Geser A  = Luas penampang pipa Q .. = . Faktor bentuk untuk per geseran
- Puntiran  dapat  menyebabkan  terjadi buckling juga, di mana suatu bentangan bahan  dengan  luas  permukaan  tetap dikenai suatu puntiran ( twisting ) pada setiap  ujungnya  dan  puntiran  ini
disebut  juga  dengan  torsional,  dan bentangan  pipa  tersebut  dianggap sebagai  poros  ( shaft ).  Untuk  suatu poros dengan panjang L dan jari-jari c dikenai torsi T
Pergeseran sudut ( angular displacement ) ujung satu terhadap yang lainnya diberikan dengan sudut ø (dalam radian) adalah:
∅ = 𝑇. 𝐿 𝐽. 𝐺 (2-5)
Dengan J  = 𝜋.𝑐 4 2 adalah  momen  inersia polar  pada  luas  permukaan.  Jadi, tegangan  geser  torsional  pada  suatu jarak  r  dari  sumbu  poros  luas permukaan adalah.
τ = T. c J (2-6)
yang bertambah secara linier, sehingga, tegangan  geser  maksimum  yang  terjadi pada r  =  c adalah t max = 𝑇𝑐 𝐽 𝜏 𝑚𝑎𝑥 = 𝑇.𝑟 𝐽 .
Untuk poros pipa yang mempunyai jari- jari dalam ri dan jari-jari luar r 0 rumus di atas akan berlaku menjadi:
𝐽 = 𝜋. (𝑟 𝑜 4 −𝑟 𝑖 4 ) 2 (2-7)

## 3 PERHITUNGAN  TEORITIS
Perkembangan  teknologi  sekarang membuat  semua  pekerjaan  menjadi lebih cepat dan hasil yang menakjubkan, karena  penampilan  simulasi  secara grafis  dan  mudah  dimengerti  dan dipahami, serta sesuai dengan kemajuan komputer di semua bidang pekerjaan.
Analisa  yang  dilakukan  pada struktur dengan komputer memerlukan pengetahuan dasar material dan koordinat 2 atau 3 dimensi, dari material dibutuhkan banyak data misalnya masa jenis,  modulus  elastisitas,  koefisien termal  dan  sebagainya,  begitu  juga dengan koordinat berguna dalam pembuatan  model  benda  yang  akan dianalisis.
Tabung    yang  akan  dianalisis    adalah tabung  dengan  panjang  2000  mm, berdiameter  122  mm,  dan  tebal  5  mm yang  dibubut  menjadi  2,5  mm,  dengan tekanan maksimum akibat pembakaran adalah 80 kg/cm2. Dengan menggunakan rumus 2.2 maka didapat,
𝜎 ∅ = 80𝑥5 0.25 = 1600 kg/cm 2
Dari analisis pipa pada pengaruh tekanan, tegangan  yang  terjadi  1600  kgf/cm 2 . Karena kekuatan maksimum pipa bahan AL6061 sebesar 3000 kgf/cm 2 ,  sehingga faktor  keamanan  pipa  atau  tabung (Samuel 1984)
𝑆𝐹 = 3000 1600 = 1.8
Khusus  untuk  motor  roket,  faktor keamanan  1,8 ≥ 1  maka  pipa  sangat aman  dari  pengaruh  tekanan  saja, sedang beban yang lain masih diabaikan dan  karena  struktur  hanya  digunakan sekali  saja,  tetapi  bila  akan  digunakan untuk  bejana  bertekanan  dibutuhkan faktor keamanan yang jauh lebih tinggi, sebab  bejana  bertekanan  beroperasi dengan  waktu  yang  cukup  lama  dan akan digunakan dalam waktu bertahun- tahun.
Begitu  juga  untuk  pemipaan  di bidang  perminyakan  dibutuhkan  faktor keamanan  yang  cukup  tinggi  dan  pipa yang beroperasi dalam waktu yang lama harus memperhatikan juga faktor bending , korosi, creep , dan lelah. Perangkat lunak yang  sudah  menyediakan  berbagai beban  seperti  faktor  korosi, bending stress contohnya  perangkat  lunak Caesar yang khusus untuk perancangan sistem pemipaan (Ediwan 2013).
Walaupun  dari  faktor  keamanan dianggap  aman,  tetapi  karena  tabung cukup  panjang  maka  faktor  keamanan tersebut  tidak  aman  sebab  dengan tabung  yang  panjang  dan  tipis  perlu diperhatikan juga tegangan bending dan buckling , untuk menghindari hal tersebut tabung bagian tengahnya perlu ditebalkan (ASME 2005).
4

## ANALISIS  DENGAN SOFTWARE STRUKTUR
Untuk bagian tengah yang ditebalkan  analisisnya  dilakukan  dengan bantuan  perangkat  lunak  struktur untuk  pipa  atau  tabung  yang  tebalnya 2,5  mm  dari  ujung  ke  ujung  hasil simulasinya  seperti  Gambar    4-1  di bawah ini,

## Gambar 4-1 Pipa yang tebalnya sama
Pipa  yang  tebalnya  sama  hasil simulasinya menunjukkan bahwa tegangan maksimum 1950 kg/cm 2 dekat tumpuan  atau  sambungan,  sedangkan untuk bagian yang jauh dari sambungan sama  dengan  hasil  teoritis  yaitu  1600 kg/cm 2 ,  hal  ini  terjadi  karena  adanya konsentrasi tegangan dekat sambungan (Dieter, 1988).
Untuk menghindari adanya tegangan bending dan buckling maka tabung bagian tengah dipertebal dengan tujuan  menurunkan  tegangan  bagian tengah,  Berikut  ini  adalah  pipa  yang dipertebal bagian tengah tabung dari 2,5 mm  menjadi  6  mm  seperti  yang ditunjukkan Gambar 4-2 model struktur di bawah ini
Gambar 4-2:  Bentuk struktur yang ditebalkan
Untuk  pipa  atau  tabung  yang ditebalkan  6  mm  di  tengah  dan  bagian lain  tetap  2,5  mm,  hasil  simulasinya dapat dilihat pada Gambar 4-3.
Gambar 4-3 Tabung ditebalkan 6 mm
Hasil  penebalan  bagian  tengah dari  2,5  mm  menjadi  6  mm  terlihat tegangan yang terjadi di tengah menjadi 900  kg/cm 2 yang  sebelumnya  1600 kg/cm 2 , sedangkan tegangan maksimum tetap di dekat sambungan sebesar 1950 kg/cm 2 (Ediwan 2005).
Akan dicoba simulasi penambahan tebal bagian tengah dari 6 mm menjadi 10  mm  dan  dapat  dilihat  pada  Gambar 4-4.
Gambar 4-4:  Tabung ditebalkan 10 mm
Penebalan dari 6 mm menjadi 10 mm dapat menurunkan tegangan bagian tengah lebih kecil lagi dari 900 menjadi
640  kg/cm 2 ,  sedangkan  tegangan maksimum masih tetap 1950 kg/cm 2 . Berikut akan ditambah ketebalan bagian  tengah  menjadi  20  mm  seperti Gambar 4,5.
Gambar 4-5:  Tabung ditebalkan 20 mm
Dari  simulasi  tabung  dengan menambah  ketebalan  menjadi  20  mm menghasilkan  tegangan  bagian  tengah menjadi lebih kecil lagi yaitu 412 kg/cm 2 , tetapi bagian samping penebalan timbul tegangan  maksimum  lagi  yang  dapat membahayakan tabung terhadap tegangan yang lain.

## 5 PEMBAHASAN
Dengan  mempertebal  tengahnya dapat  menurunkan  tegangan  bagian tengah  saja,  karena  bila  pipa  sangat panjang  tegangan  tengahnya  perlu diperkecil dengan cara diberikan tumpuan  atau  dipertebal,  sedangkan tegangan maksimum tetap 1950 kg/cm 2 , selain  itu  faktor  kehalusan  permukaan dan kehalusan sambungan juga berpengaruh dalam memperbesar
konsentrasi tegangan (Ediwan, 2012).
Hasil  mempertebal  dari  6  mm menjadi  10  mm  tidak  mengubah besarnya  tegangan  maksimum  dan, lokasi  konsentrasi  tegangan  tetapi tegangan  bagian  tengah  menjadi  lebih kecil  lagi  yaitu  dari  900  kg/cm 2 pada ketebalan  6  mm  menjadi  640  kg/cm 2 pada  ketebalan  10  mm.  Sewaktu  tidak dipertebal atau tebalnya masih 2,5 mm,
tegangan bagian tengahnya masih tinggi yaitu  1600  kg/cm 2 dan  bila  pipanya panjang  maka  akan  memudahkan terjadinya bending atau  tekuk  karena tegangannya masih tinggi, ditambah lagi dengan adanya beban temperatur, maka persoalannya  semakin  membahayakan struktur tersebut (ASME, 2012).
Untuk tabung yang dibuat dengan proses  pengerolan  panas  atau  dingin, sering  meninggalkan  tegangan  sisa akibat  proses  reduksi  dari  bahan  pipa tersebut (Roberts, 1983).
Hasil  mempertebal  dari  10  mm menjadi  20  mm  tetap  tidak  mengubah besarnya tegangan dan lokasi konsentrasi tegangan  tetapi  menambah  tegangan maksimum baru pada kedua sisi tabung yang  ditebalkan,  ini  berbahaya  walaupun tegangan  bagian  tengah  menjadi  lebih kecil lagi. Persoalan ini sering dilakukan dan  berguna  untuk  tabung  yang perbandingan panjang dan diameternya serta  perbandingan  diameter  dan  tebal sangat  besar  atau  untuk  menentukan jarak  antara  tumpuan yang  aman  pada pipa.  Pipa  yang  diameternya  kecil  akan kelihatan lebih ramping bila panjangnya sama (Ediwan, 2005, 2013).

## 6 KESIMPULAN
 Hasil analisa secara teoritis
menunjukkan  bahwa  tegangan  masih cukup tinggi pada bagian tengah untuk tabung yang cukup panjang dan tebal sama 2,5 mm untuk sepanjang tabung, tegangan  yang  terjadi  1600  kg/cm 2 dengan faktor keamanan 1.8.
 Untuk  menurunkan  tegangan  pada bagian  tengah  agar  tegangan bending dan buckling tidak terjadi maka bagian tengah  dipertebal,  sehingga  tegangan turun, contohnya ditebalkan menjadi 6 mm maka penurunan dari 1600 kg/cm2 menjadi 900 kg/cm 2 .
 Penebalan  yang  lebih  dari  20  mm menimbulkan  konsentrasi  tegangan baru di bagian tengah sehingga mem- bahayakan tabung dan tidak diizinkan
 Penebalan  bagian  tengah  maksimum 10  mm  agar  tidak  timbul  konsentrasi tegangan baru lagi.
 Mempertebal  bagian  tengah  atau membuat  ring  akan  menurunkan tegangan  di  bagian  tengah  tetapi ketebalan maksimum tidak boleh lebih besar  dari  10  mm  karena  akan menambah daerah konsentrasi tegangan.
 Kesimpulan akhir menunjukkan bahwa  tabung  berdiameter  122  mm dengan  tebal  2,5  mm  aman  dengan menyisakan  ketebalan  bagian  tengah maksium  6  mm  sehingga  didapatkan struktur  yang  ringan  sesuai  dengan perancangan.
 Roket  ini  sudah  dilakukan  uji  statik dan  uji  terbang  dan  menunjukkan hasil yang cukup memuaskan, seperti jangkauan yang lebih jauh dan belum pernah gagal pada bagian tabungnya.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Ucapan  terima  kasih  ditujukan kepada  rekan  peneliti  dan  teknisi struktur  dan  Bengkel  Fabrikasi  LAPAN Pustekroket  atas  kerjasama  yang  baik serta  gambar  teknik  dan  proses  dalam perancangan tabung roket RX-122.

## PERNYATAAN PENULIS
Menyatakan  bahwa  Tulisan  Ilmiah yang  akan  dipublikasikan  ini  adalah hasil karya sendiri dan bukan merupakan duplikat  sebagian  atau  seluruhnya  dari karya  orang  lain,  kecuali  yang  telah disebutkan sumbernya.
Pernyataan  ini  dibuat  dengan sebenar-benarnya  dan  secara  sadar serta tanggung jawab penulis

## DAFTAR RUJUKAN
ASME    B31.1,  2012. Power  Piping. New  York:
American Society of Mechanical
Engineers, New York.
ASME  B31.3,  2012. Process  Piping .    ASME-
American Society of Mechanical
Engineers, New York.
Chadwick,  R.,  1980. Developments  in  Design and Application of Extrusion Presses for Metal  Processing ,  Int.  Met.  Rev,  vol 25.no.3, 94-136.
Dieter,  G  E.,  1988. Mechanical  Metallurgy ,
McGraw Hill Book Co, New York.
Ediwan,  2005. Bursting  Test  Tabung  Berdiameter 12 Inchi t=12 mm dan 8 mm ,  Prosiding Seminar Nasional Iptek Dirgantara.
Ediwan,  2005. Penelitian  Penggunaan  Bahan Baja Untuk Struktur Motor Roket, Jurnal
IPTEK Material (JIMAT) Diterbitkan oleh LAPAN.
Ediwan,  2005. Pengujian  Kekuatan  Bahan Tabung  Motor  Roket  Pada  Berbagai Temperatur , Prosiding Seminar Nasional  Iptek  Dirgantara    IX,  Vol.  2, Diterbitkan LAPAN.
Ediwan, 2005. Proses Pembuatan dan Pengujian Tabung  Dia  8”  Tebal  7  mm  Bahan  Api - 5L-X42,  Jurnal  Ilmu  dan  Rekayasa Teknologi Industri (JIRTI) Vol.12, Diterbitkan  Oleh  FTI  Universitas  Empu Tantular. Ediwan,  2012. Analisis  Hasil  Pengelasan Tabung  Berdiameter  300  mm  Tebal  8 mm, Prosiding Siptekgan XVI, Diterbitkan Oleh LAPAN.
Ediwan, 2013. Analysys of Various Mesh Effect To The Stress and Displ in Rocket Motor Tube RX 420 Due To Chamber Pressure . International  Seminar  of  Aerospace science  and  Tecknology  (ISAST),  ISBN 978-979-1458-74-0.  The  published by LAPAN 2013.
Parker  E.R., 1977.  Material  Missiles  and SpaceCraft, University Barkley California. Roark  and.  Young,  2002. Formulas for  Stress and Strain , McGraw-Hill,  New York. Roberts W.L., 1983. Hot Rolling of Steel , Marcel Dekker Inc, New York. Samuel  L.,  Hoya,  1984. ASME  Hand  Book Materials Properties , Mc Graw-Hill, New York.
Williams S.D. , 1992. Thermal Protection Materials,
NASA Reference Publication 1289.

## KARAKTERISTIK RAW MATERIAL EPOXY RESIN TIPE BQTN-EX
157 YANG DIGUNAKAN SEBAGAI MATRIK PADA KOMPOSIT (THE CHARACTERISTICS OF RAW MATERIAL BQTN-EX 157 EPOXY RESIN USED AS COMPOSITES MATRIX)
Sri Rahayu 1 , Mabe Siahaan 2 Pusat Teknologi Penerbangan Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN, Sukamulya, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia
1 e-mail: sri.rahayu.anwar@gmail.com; 2 mabesiahaan@yahoo.co.uk Diterima 13 Januari 2017; Direvisi 12 Februari 2018; Disetujui 15 Februari 2018

## ABSTRACT
The objective of the research is to characterize resin raw material used as matrix in composite. Resins are rigid or semi-rigid polymer materials at room temperature, whereas epoxy resins are a class of  organic  chemical  bonding  systems  used  in  special  coating  or  adhesive  preparations.  This  study reports the composition effect of BQTN-EX 157 epoxy resin with its hardener on mechanical, physical, and  chemical  properties.  For  the  purpose,  samples  were  prepared  by  varying  the  composition  of  the mixture (volume fraction) between epoxy resins and hardener ie 2: 1/4, 2: 1/2, 2: 3/4, and 2: 1. The mixture was molded into plate sheets for 7 days, then were formed into test specimens. The specimens were tested for their ultimate tensile strength (σ u ,) with Universal Testing Machines (UTM) AND RTF- 2410 series, their densities (ρ) with FH-MD200 series densitometer, and their molecular group with IR Prestige-21  series  FTIR.  Results  show  that  the  lowest  and  highest  mean  tensile  strength  values  of 16.4872  and  57.9254  MPa  were  produced  in  the  mixed  compositions  of  2:  1/4  and 2:  1,  the  lowest mean  density  was  1.1065  g/cc  and  the  highest  was  1.1430  g/cc  on  a  mixture  of  2:  1  and  2:  1/4 compositions.  Furthermore,  the  absorption  frequency  value  occurs  at  1050  -1700  cm-1  and  in  this frequency  region  the  lowest  and  highest  formation  of  peak  C-O  and  C=C  occurs.  Thus  it  can  be concluded that if the amount of volume fraction of hardener more mixed with epoxy resin will increase ultimate  tensile  strength;  decreases  density;  and  resulting  into  the  formation  of  C-O  and  C=C compounds.
Keyword: epoxy resin, hardener, fraksi volume, ultimate tensile streght, densitas

## ABSTRAK
Tujuan dari penelitian adalah mendapatkan karakterisasi raw material resin yang digunakan sebagai matrik pada komposit. Resin adalah material polimer yang kaku atau semi kaku pada suhu kamar,  sedangkan epoxy resin  adalah  kelas  sistem  ikatan  kimia  organik  yang  digunakan  dalam preparat  lapisan  khusus  atau  perekat.  Penelitian  ini  melaporkan  pengaruh  komposisi  resin epoxy BQTN-EX  157  dengan hardener terhadap  sifat  mekanik,  fisis,  dan  kimia.  Untuk  itu,  sampel  dibuat dengan variasi komposisi campuran (fraksi volume) antara epoxy resin dengan hardener 2:1/4, 2:1/2, 2:3/4,  dan  2:1.  Kemudian  campuran  dicetak  menjadi  lembaran  plat  selama  7  hari,  setelah  itu lembaran plat  dibentuk menjadi  spesimen  uji.  Selanjutnya  spesimen  diuji  kuat tariknya  ( σ u )  dengan Universal Testing Machines (UTM) seri AND RTF-2410, densitasnya ( ρ ) dengan densitometer seri FH- MD200,  dan  group  molekulernya  dengan  FTIR  seri  IRPrestige-21.  Secara  berturut-turut,  nilai  rata- rata  kuat  tarik  terendah  dan  tertinggi  adalah  16.4872  dan  57.9254  MPa  yang  dihasilkan  pada komposisi campuran 2 : 1/4 dan 2 : 1,  nilai  rata-rata densitas terendah 1.1065 g/cc dan tertinggi 1.1430  g/cc  pada  komposisi  campuran  2  :1  dan  2  :  1/4.  Selanjutnya  nilai  frekuensi  penyerapan terjadi pada 1050  1700 cm -1 dan pada daerah frekuensi ini terjadi pembentukan peak C-O dan C=C terendah  dan    tertinggi.  Dengan  demikian  dapat  disimpulkan  bahwa  jika  jumlah  fraksi  volume  dari hardener semakin banyak dicampur dengan resin epoxy akan meningkatkan kuat tarik; menurunkan densitas, dan menghasilkan pembentukan senyawa C-O dan C=C.
Kata kunci: epoxy resin, hardener, fraksi volume, ultimate tensile streght, densitas

## 1 PENDAHULUAN
Dalam  beberapa  tahun  terakhir, kemajuan  yang  menakjubkan  dalam aeronautika,  astronautika  dan  industri biomekanik  telah  memotivasi  peneliti untuk  bekerja  pada  bahan  struktural baru  yang  memiliki  sifat  spesifik  yang tinggi.  Saat  ini  penelitian  tentang struktur baru tersebut sudah memasuki nano  teknologi,  diantaranya  adalah carbon nanotube (CNT) diperkuat komposit  polimer  salah  satu  material maju  yang  menampilkan  karakteristik yang  sangat  menarik  yaitu  mekanik, termal,  kimia,  listrik  dan  optik.  Dapat dilihat  bahwa  sejumlah  besar  makalah penelitian  dan  review  menjelaskan  sifat mekanik  komposit  CNT  yang  diperkuat polimer  [Meisam  Omidi et  al .,  2010].
Poliester  adalah  salah  satu  kelompok besar  resin  sintetis,  aplikasinya  sangat luas  dengan  mencampur vinil dan katalis radikal bebas pada suhu kamar. Resin adalah  material  polimer  yang kaku atau semi kaku pada suhu kamar. Epoxy  resin adalah  kelas  sistem  ikatan kimia  organik  yang  digunakan  dalam preparat  lapisan  khusus  atau  perekat.
Sedangkan epoxy adalah polimer thermosetting yang  merupakan  produk reaksi  dari epoxy  resin dan hardener amino [Guide  for  the  Design  and Construction  of  Externally  Bonded  FRP Systems  for  Strengthening  Concrete Structures, 2002]. Polimer biasanya epoxy , vinylester atau polyester  thermosetting plastik,  dan resin  fenol formaldehid masih digunakan. Fiber  Reinforced  Polymer system (FRPs ) umumnya  digunakan dalam  industri aerospace , otomotif , kelautan,  dan  konstruksi.  Material komposit  adalah  merupakan  material yang direkayasa atau bahan alami yang terbuat  dari  dua  atau  lebih  bahan konstituen yang berbeda secara signifikan sifat-sifat  fisik  atau  kimia  yang  dalam struktur  akhir  tetap  terpisah  dan berbeda. Fiber  Reinforced  Polymer (FRP) komposit  digunakan  di  hampir  setiap jenis  struktur  teknik  canggih,  dengan penggunaannya  berkisar  dari  pesawat, helicopter ,  pesawat  ruang  angkasa hingga  perahu,  kapal, platform lepas pantai,  mobil,  barang-barang  olahraga, peralatan pengolahan kimia dan infrastruktur  sipil  seperti  jembatan  dan
bangunan  [Martin  Alberto  Masuelli , 2013]. [Meisam  Omidi, et  al .,  2010] telah  berhasil  membuat  MWCNT/LY- 5052 komposit epoxy dan perilaku tarik dari  matriks  murni  dan  komposit dengan  berbagai  variasi  wt%  dari MWCNTs  yang  diselidiki.  Selain  dari beberapa wt% dari MWCNT
menampilkan  peningkatan  yang  cukup significant pada modulus  Young dan kekuatan  tarik  dari  komposit  yang dihasilkan.  Ini  menegaskan  bahwa MWCNT  adalah  sangat  menjanjikan penguatan  untuk  bahan epoxy .  Komposit mempunyai  fleksibilitas  yang  tinggi, karena bahan komposit dapat dirancang dari  awal  dengan  menyusun  dan mengkombinasikan  berbagai  karakteristik bahan menjadi bahan dengan karakteristik yang diinginkan dan dapat disesuaikan  dengan  kebutuhan  berat struktur . [Kurniadi Sukma Wijaya, et al .,
2014]. Penelitian lainnya [Dhidhit Wahyu  Widyatmaja, et  al., Maret  2014] telah  dapat  menunjukkan  pengaruh suhu  pencampuran  terhadap  kekuatan tarik dan fracture  toughness epoxy resin - organoclay  montmorillonite  nanokomposit , yaitu dengan bertambahnya suhu maka viskositas resin turun sehingga mempermudah  penyebaran clay .  Nilai kekuatan  tarik  dan fracture  toughness dari  suhu  60  ºC  hingga  100  ºC mengalami  peningkatan.  [S.  Sulaiman, et al ., 2008] dalam penelitian yang telah dilakukan  mengatakan  bahwa  analisis hasil  uji  tarik,  lentur  dan  kekerasan menunjukkan  peningkatan  nilai  dari masing-masing  sifat  mekanik  bilamana fraksi  volume  pengeras  diperbesar menjadi  15%  dalam  komposit.  Hal  ini menunjukkan bahwa reaksi atau campuran antara resin dengan pengeras yang maksimum pada persentase ini, di mana  pembentukan  cincin  aromatik lebih dominan. [Ridzuan Mustafa, et al., 2009]  telah  mengsintesis resin  epoxy dengan  bahan  pokok phenylhydroquinone yang diawetkan
dengan 4-
aminophenylsulfone, hasil  sintesa  ini menunjukkan  peningkatan  temperatur
transisi  Tg,  suhu  dekomposisi.  Juga dalam  identifikasi  yang  dilakukan menunjukkan  bahwa  stabilitas  kimia serta kekerasan meningkat sebagai akibat dari  jaringan cross-link. Mencampur resin dengan hardener akan  menghasilkan kondisi cure yaitu proses yang menunjukkan adanya perubahan properties karena reaksi kimia dari bentuk cairan menjadi keras. Proses cure dapat dilakukan  dengan  penambahan  zat pengering,  dengan  atau  tanpa  katalis. Bahan hardener merupakan bahan yang menimbulkan  terjadinya  proses curing.
[La  Maaliku, et  al .,  2014]  menyatakan bahwa hardener terdiri  dari  dua  bahan yaitu asselerator dan  katalisator,  di  mana kedua  material  ini  akan  menimbulkan panas  dan  panas  ini  mempercepat proses  pengeringan.  Adapun  tujuan penelitian  ini  adalah  untuk  mengetahui karakteristik raw material resin epoxy BQTN-EX 157 dengan variasi komposisi hardener .  Karateristik  tersebut  adalah sifat  mekanik,  fisis,  dan  kimia,  pada komposisi yang bervariasi. Pengetahuan mengenai karakteristik tersebut berguna dalam  aplikasinya  pembuatan  komposit struktur  pesawat  LSU  LAPAN,  yang komponen-komponenya mempunyai persyaratan berbeda.

## 2 METODE PENELITIAN
Masing-masing sampel  dipre- parasi dengan membuat variasi komposisi campuran  (fraksi  volume)  antara resin epoxy dengan  pengeras/ hardener yaitu 2:1/4, 2:1/2, 2:3/4, dan 2:1, kemudian diaduk  hingga  homogen  secara  berturut- turut.  Kemudian  campuran  tersebut dituangkan  ke  dalam  cetakan  dengan ukuran (280x280x10) mm 3 dan ditempatkan pada kondisi STP selama 7 hari  sehingga  menghasilkan  lembaran plat  datar  yang  solid.  Setelah  itu, lembaran resin epoxy-hardener dibentuk menjadi  sampel-sampel  uji.  Selanjutnya untuk sampel uji tarik, spesimen dibuat mengacu  pada  ASTM  D638  type  II [Michael  J.  Moran,  Howard  N.  Shapiro, 2000],  seperti  yang  disajikan  dalam
Gambar  2-1,  kemudian  kuat  tarik maksimum  ( ultimate  tensile  streght  ,σ u ,) diuji  dengan Universal  Testing  Machines (UTM)  seri  AND  RTF-2410.  Spesimen dengan  dimensi  (0,5  x  0,5  x  0,5)  mm 3 digunakan untuk mengukur densitas ,ρ, dan  diuji  dengan densitometer seri  FH- MD200  yang  menggunakan  prinsip Archimedes  dan  grup  molekuler  yang terbentuk  dalam  sampel  diuji  dengan FTIR seri IRPrestige-21.
Gambar 2-1: Bentuk  sampel  uji  berdasarkan ASTM D638
Gambar 2-2: Spesimen sebelum menerima perlakuan uji tarik untuk komposisi epoxy resin  dengan hardener
a) 2:1/4, b) 2:1/2, c) 2:3/4 dan
d) 2:1
3

## HASIL DAN ANALISA
3.1 Uji Tarik
Kuat  tarik  maksimum  ( ultimate tensile strenght ,σ u ,) dari sampel dengan variasi komposisi campuran antara resin dengan  pengeras/ hardener yaitu  2:1/4, 2:1/2,  2:3/4,  dan  2:1  secara  berturut- turut  dilakukan  dengan Universal  Testing Machines (UTM) seri AND RTF-2410. Hasil  pengukuran  dari  setiap komposisi epoxy  resin dengan  pengeras disajikan  dalam  Gambar  3-1.  Pada Gambar  3-1a,  3-1b,  3-1c  dan  3-1d adalah  bentuk  fisik      specimen  dengan komposisi  perban-dingan epoxy  resin dengan hardener adalah  2:1/4,  2:1/2, 2:3/4,  dan  2:1  secara  berturut-turut (dalam  fraksi  volume)  setelah  menerima perlakuan uji tarik. Dalam Gambar 3-1a tersebut  ditampilkan daerah atau posisi yang  patah  di  mana  patahnya  berada pada posisi yang hampir sama. Sedangkan  Gambar  3-1b  menampilkan daerah  atau  posisi  patah  yang  berbeda, namun  dapat  dikatakan  posisi  patah yang  terjadi  relatif  sama.  Gambar  3-1c dan  3-1d  menampilkan  daerah  atau posisi  patah,  di  mana  patahnya  ada pada  posisi  yang  hampir  relatif  sama. Secara  umum  dapat  dikatakan  bahwa hasil  perlakuan  uji  tarik  yang  diterima specimen untuk setiap komposisi menyatakan bahwa homogenisasi belum dicapai  dalam  pembuatan  spesimen. Hasil  uji  tarik  untuk  masing-masing komposisi resin epoxy hardener disajikan dalam Gambar 3-2. Dalam Gambar 3-2a disajikan hasil uji tarik spesimen untuk perbandingan  komposisi resin epoxy dengan hardener 2:1/4  (dalam  fraksi volume).  Dalam  gambar  ini  ditampilkan hasil  uji  tarik  specimen  A  adalah  σ A = 8,276 MPa dan E adalah σ E = 6,145 MPa memiliki  nilai  yang  terendah  dari specimen lainnya.  Sedangkan  hasil  uji tarik  yang  dihasilkan  pada  spesimen  G adalah  σ G =  14,686  MPa  dan  D  adalah σ D =  15,682  MPa  kedua  hasil  ini menumjukkan  hasil  yang  relatif  sama akan  tetapi  jauh  lebih  besar  dari  hasil uji tarik pada spesimen A dan E.
Gambar 3-1: Spesimen setelah menerima perlakuan uji tarik untuk komposisi  epoxy  resin  dengan hardener  a)  2:1/4  ,  b)  2:1/2  ,  c) 2:3/4 dan d) 2:1
Jika  dilihat  hasil  uji  tarik  pada specimen C yaitu σ C = 19,093 MPa yang merupakan  nilai  uji  tarik  tertinggi  pada komposisi  ini.  Namun  nilai  ini  belum dapat  dikatakan  sebagai  nilai  yang sebenarnya  karena  dari  lima  pengukuran hanya  spesimen  C  yang  memiliki  nilai tertinggi. Dengan menggunakan nilai rata- rata  dari  tiga  nilai  tertinggi  maka  nilai uji  tarik  yang  dicapai  adalah  σ rata-rata = 16,487 MPa. Pada Gambar 3-2b disajikan hasil uji tarik spesimen untuk
perbandingan  komposisi  resin epoxy dengan hardener 2:1/2  (dalam  fraksi volume). Dalam gambar tersebut ditampilkan  bahwa  hasil  uji  tarik  pada specimen C dan D adalah σ C = 16,438 MPa dan  σ D =  16,379  MPa  di  mana  nilai  ini dapat diabaikan jika dibandingkan dengan nilai  lainnya,  nilai  uji  tarik  pada specimen G dan F adalah σ G =18,86 MPa dan σ F = 19,368 MPa di mana  nilai-nilai σ G dan σ F dapat dikatakan relatif sama. Hal  ini  terjadi  karena  ketidak  homogenan campuran sehingga diperediksi terbentuknya void di  dalam  sampel. Sedangkan    nilai  uji  tarik  pada  sampel lainnya A, E dan B adalah σ A = 26,153 MPa, σ E = 26,836 MPa dan  σ B = 30,035 MPa. Dalam hasil ini σ A dan σ E memiliki nilai  uji  tarik  yang  relatif  sama  namun sangat significant bila  dibandingkan dengan  nilai  σ C ,  σ D ,  σ G dan  σ F .  Nilai tertinggi pada komposisi ini adalah nilai uji  tarik  σ B =  30,035  MPa.  Karena  hasil yang  didapat  adalah  bervariasi  maka nilai uji tarik  rata-rata untuk tiga nilai uji  tarik  tertinggi  pada  sampel  adalah nilai σ rat-rata = 27,67 MPa. Seperti kejadian pada Gambar 3-2a dan b, hal yang sama terjadi  juga  pada  Gambar  3-2c  dengan komposisi  perbandingan  antara epoxy resin dengan hardener adalah  2:3/4 (dalam  fraksi  volume),  di  mana  hasil yang  diperoleh  dalam  pangujian  secara berturut-turut  adalah  σ A =  20,82  MPa dan  σ F =  19,62  MPa,  kedua  nilai merupakan nilai terendah dalam komposisi ini sehingga dapat diabaikan.
Gambar 3-2: Grafik stress-strain epoxy resin hardener dengan variasi komposisi
Sementara  lima  nilai  tertinggi adalah sebagai berikut σ G 28,59MPa, σ D = 30,15 MPa, σ C =30,66MPa, σ E = 35,42MPa dan σ A = 38,54MPa. Dari kelima hasil ini dapat  diambil  nilai  rata-rata  uji  terik pada kompsisi ini yaitu σ rata-rat = 32,752 MPa.  Gambar  3-2d  manampilkan  hasil uji  tarik  spesimen  untuk  perbandingan komposisi resin 2:1 (dalam fraksi volume). Dalam  gambar  tersebut  spesi-men  G patah  sebelum  mencapai  nilai ultimate . Sementara  enam  spesimen  lainnya putus  setelah  melewati  titik ultimate . Adapun  nilai  uji  tarik  pada  titik  putus dari  specimen  adalah  σ A =  57,31  MPa, σ B =  54,08  MPa,    σ C =  57,33  MPa,  σ D = 56,31  MPa,  σ E =  56,39  MPa  dan  σ F = 56,35  MPa,  oleh  karena  itu  dapat dikatakan bahwa nilai rata-rata hasil uji tarik sampel dengan komposisi perbandingan epoxy resin dengan hardener 2:1  adalah  56,295  Mpa. Berdasarkan  data  hasil  penelitian  [La Maaliku et  al .,  2014]  bahwa  komposisi campuran  yang  ideal,  terdapat  pada komposisi campuran yang memiliki nilai tinggi pada campuran dengan perbandingan  komposisi  99:1%  dan menghasilkan  nilai  tegangan  tarik sebesar 57,44 N/mm 2 .
3.2  Uji Fourier  Transform  Infrared Red (FTIR) Spektrum Fourier Transform
Infrared  Red (FTIR) adalah  alat  yang digunakan  untuk  mengetahui  senyawa kimia  yang  terbentuk  dalam  material. Adapun  data  yang  ditampilkan  oleh FTIR adalah tinggi rendahnya peak yang dihasilkan, seperti yang disajikan dalam Gambar  3-3.  Dengan  menggunakan [Skoog, Holler dan Nieman, 1998; Mizan Tamimi et al ., 2013; Prima Widi Hatmi et al., 1998;  Elisa  Borowski et  al ., 2015] maka dapat dihubungkan hasil pengukuran  FTIR  yang  dihasilkan  yaitu pada  Gambar  3-3a  ditampilkan  bahwa puncak-puncak gelombang tertinggi telah  terbentuk  pada  frekuensi  1076,28 dan  1066,64  cm -1 ,  hal  ini  menyatakan bahwa  telah  terbentuk  ikatan  C=O ( ester ).  Selain  itu  juga  telah  dihasilkan puncak-puncak  pada frekuensi 1506,41 dan  1647,21cm -1 yang  menyatakan  telah dihasilkan ikatan C=C (cincin aromatik). Sedangkan pada Gambar 3-3b ditunjukkan bahwa  telah  terbentuk  ikatan  C=O  ( ester ) pada  puncak  gelombang  tertinggi  pada frekuensi1060,85  cm -1 dan  ikatan  C=C (cincin  aromatik)  telah  dihasilkan  pada puncak-puncak  frekuensi  1558,48  dan
1635,64 cm -1 . Di lain pihak, Gambar 3-3c menyajikan  puncak-puncak  gelombang tertinggi  pada  frekuensi  1066,64  cm -1
dan  1103,28  cm -1 ,hal  ini  menyatakan bahwa  telah    terbentuk    ikatan  C=O ( ester ).
Selain gugus ester juga telah dihasilkan puncak-puncak  pada frekuensi 1508,33 dan 1683,86 cm -1 yang  menyatakan telah dihasilkan ikatan C=C (cincin aromatik). Sementara  Gambar  3-3d  menampilkan puncak-puncak gelombang tertinggi yang  dihasilkan  ada  pada  frekuensi 1064,71 cm -1 dan 1111 cm -1 yang berarti bahwa telah terbentuk  ikatan C=O ( ester ). Selain itu juga telah dihasilkan puncak- puncak  pada  frekuensi  1508,33  cm -1 dan 1647,21 cm -1 yang  menyatakan telah dihasilkan ikatan C=C (cincin aromatik).
Dari  Gambar  3-3a  dapat  dilihat bahwa  dengan  perbandingan  komposisi epoxy  resin dengan hardener adalah  2 berbanding  ¼  menghasilkan  intensitas gelobang ester yang  lemah.  Sedangkan dalam  Gambar  3-3  b,  c  dan  d perbandingan antara epoxy resin dengan hardener adalah  2:1/2  ,  2:3/4  dan  2:1 menampilkan  kekerasan  yang  semakin meningkat  jika  jumlah  fraksi  volum hardener meningkat. Jika hasil FTIR ini dihubungkan  dengan  hasil  uji  tarik dapat  dinyatakan  bahwa  jumlah  fraksi volum hardener semakin  meningkat
dalam  komposisi epoxy  resin maka kekerasannya semakin meningkat.

## 3.3  Uji Densitas
Pengujian  densitas  merupakan pengujian sifat fisis dari specimen , yang bertujuan untuk mengetahui nilai densitas specimen .  Spesimen  dibuat  sesuai standart  ASTM  D638-99  selanjutnya diuji/dihitung  densitasnya  dengan  cara membandingkan massa sampel di udara dengan  massa  di  air  sesuai  dengan prinsip Archimedes.
Adapun  alat  yang  digunakan adalah densitometer FH-MD200.  Dari pengukuran  yang  dilakukan  terhadap masing-masing  sampel  dari  setiap komposisi maka diperoleh tabel densitas seperti yang disajikan dalam Tabel 3-1.
Dalam  Tabel  3-1  disajikan  hasil pengukuran  densitas  dari  masing-masing sampel  (setiap  komposisi  4  sampel) untuk  setiap  komposisi  perbandingan epoxy resin dengan hardener . Dari Tabel 3-1 ini dapat dikatakan bahwa bilamana jumlah  fraksi  volum hardener semakin meningkat maka densitas sampel semakin menurun.
Tabel 3-1: HASIL PENGUKURAN MASING-MASING SAMPEL DARI SETIAP KOMPOSISI PERBANDINGAN
No.
Perbandingan fraksi volum Epoxy Resin : Herdener ρ rata-rata (g/cm 3 ) V rata-rata (mm 3 ) 1. 2:0,25 1.1430 0.56 2. 2:0,5 1.1358 0.54 3. 2:0,75 1.1206 0.55 4. 2 :1 1.1065 0.62

## 4 KESIMPULAN
Berdasarkan hasil yang diperoleh dari  penelitian  yang  telah  dilakukan dapat diambil kesimpulan bahwa  dalam preparasi  sampel  masih  dihasilkan void sehingga  posisi  patah  dari  fisik  sampel bervariasi  hal  ini  menyatakan  ketidak homogenan sampel.   Dengan variasi fraksi volume hardener nilai  uji  tarik  yang dihasilkan semakin meningkat bilamana jumlah  fraksi  volume hardener meningkat yaitu  56,295  Mpa  (fraksi  volume epoxy resin : fraksi volume hardener yaitu 2:1), hasil  yang  sama  telah  dihasilkan  juga oleh  [La  Maaliku et  al. ,  2014].  Sejalan dengan  kejadian  tersebut  dihasilkan juga kekerasan yang semakin meningkat yang  merupakan  akibat  ikatan  molekul antara hardener dengan epoxy  resin semakin  meningkat  dan  solidifikasi dalam  campuran  meningkat  juga.  Oleh karena itu densitas dari campuran akan menurun yaitu 1,1065 g/cc.

## 5 UCAPAN TERIMAKASIH
Penulis  menyampaikan  ucapan terimakash  kepada  Ka.  Pustekgan  Bpk. Gunawan Prastyo atas kesempatan yang diberikan  untuk  melakukan  penelitian ini.  Dan  penulis  juga  menyampaikan terimakasih  kepada  Budi  Sulistyo  yang membantu  dalam  preparasi  sampel, Kosim  Abduhrohman  dan  Widi  yang membantu  dalam  pengujian  UTM  dan FTIR.

## DAFTAR RUJUKAN
Dhidhit Wahyu Widyatmaja, et al., Maret 2014.
Pengaruh  Suhu  Pencampuran  Terhadap Kekuatan Tarik Dan Fracture Toughness Epoxy Resin–Organoclay Montmorillonite Nanokomposit, MEKANIKA,  Volume  12 Nomor 2.
Elisa Borowski et al. , 5 June 2015 . Interlaminar Fracture Toughness   of CFRP Laminates
Incorporating Multi-Walled Carbon
Nanotubes,  Polymers ,  www.mdpi.com/
journal/polymers ISSN 2073-4360.
Guide  for  the  Design  and  Construction  of Externally  Bonded  FRP  Systems  for Strengthening  Concrete  Structures, 2002, ACI 440.2R-02., Reported by ACI
Committee 440.
Kurniadi Sukma Wijaya, et al ., 2014. Kekuatan Geser  dan  Kelenturan  Komposit  Woven S-  Glass  Berbasis  Epoxy  Resin  Araldite LY  5138-2  dengan  Hardener  HY  5138 untuk Basis Data di Bidang Kedirgantaraan. FMIPA UI.
La  Maaliku et  al. ,  2014. Pengaruh  Komposisi Campuran  Hardener  dengan  Resin Polyester  Terhadap  Kuat  Tarik  dan Bending
Polimer termoset. Jurnal
Dinamika  (ISSN:  2085-8817) ,  Teknik
Mesin  Fakultas  Teknik  Universitas
Halu Oleo, Kendari.
Martin  Alberto  Masuelli , 2013 .  Introduction  of
Fibre-Reinforced Polymers–Polymers and Composites:  Concepts,  Properties  and Processes , http://dx.doi .org/ 10.5772/ 54629.
Meisam  Omidi, et  al .,  2010. Prediction  of  the Mechanical  Characteristics  of  Multi-Walled Carbon  Nanotube/Epoxy  Composites Using  a  New  Form  of  the  Rule  of Mixtures , Elsevier, Science Direct.
Michael,  J.,  Moran,  Howard  N.,  Shapiro,
February  2000. Standard  Test  Method for  Tensile  Properties  of  Plastics. ASTM Designation 638-99.
Mizan Tamimi et al ., May 2013. Analisis Gugus Fungsi  Dengan  Menggunakan  Spektrokopi FT-IR dari Variasi Kitin Sebagai Subsrat Kitinase  Bakteri  Pseudomonas  sp.  TNII- 54. UNESA  Journal  of  Chemistry,  Vol.  2,
No. 2.
Prima  Widi  Hatmi et  al., Oktober  1998.
Pengaruh Komposisi Katalis Pada Glass Reinforced  Polyester  Terhadap  Sifat Mekaniknya ,  Prosid.  Pertemuan  Ilmiah
Sains Materi III, Serpong.
Ridzuan  Mustafa et  al., 2009. Synthesis  and Characterization of Rigid Aromatic-based
Epoxy  Resin. Malaysian  Polymer  Jour. Vol. 4, No. 2, www.fkkksa.utm.my/mpj. S. Sulaiman et al .,  2008. Effect of Hardener on
Mechanical  Properties  of  Carbon  Fibre Reinforced Phenolic Resin Composites. J.
of  Eng.  Sci.  and  Tech.  Vol.  3,  No.  1, School  of  Engineering,  Taylor’s  University College.
Skoog,  Holler  dan  Nieman,  1998. Principle  of Instrumental Analysis .
VERIFICATION OF SCHRENK METHOD FOR WING LOADING ANALYSIS OF SMALL UNMANNED AIRCRAFT USING NAVIER- STOKES BASED CFD SIMULATION
(VERIFIKASI METODE SCHRENK DENGAN SIMULASI CFD BERBASIS PERSAMAAN NAVIER-STOKES DALAM ANALISIS PEMBEBANAN SAYAP PESAWAT UDARA NIRAWAK KELAS RINGAN)
Arifin Rasyadi Soemaryanto* 1 , Nurhayyan H Rosid 2
1 Pusat Teknologi Penerbangan Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN, Sukamulya, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia 2 Fakultas Teknologi Mesin & Dirgantara, Institut Teknologi Bandung Jl.Ganesha 10 Bandung 40132 Jawa Barat *e-mail: arifin.rasyadi@lapan.go.id
Diterima 31 Agustus 2017; Direvisi 8 Februari 2018; Disetujui 9 Februari 2018

## ABSTRACT
Prediction of an aerodynamic load acting on a wing or usually called wing loading becomes an important stage for structural analysis. Several methods have been used in estimating the wing loading. Schrenk approximation method is commonly used to achieve the fast estimation of lift distribution along wingspan, but in order to achieve a high level accuracy of aerodynamic prediction, computational fluid dynamics (CFD) with Navier Stokes-based equation can be used. LAPAN Surveillance UAV (LSU series) has been chosen to represent an aerodynamics analysis on generic small unmanned aircraft with twin- boom  vertical  stabilizer  configuration.  This  study  was  focused  to  verify  the  Schrenk  approximation method using high accuracy numerical simulation (CFD). The goal of this study was to determine the lift  distribution  along  wingspan  and  a  number  of  errors  between  Schrenk  approximation  and  CFD method. In this study, Schrenk approximation result showed similarity with the CFX simulation. So the two results have been verified in analysis of wing loading.
Keywords: aerodynamic loads, CFD, unmanned aircraft

## ABSTRAK
Prediksi  dari  beban  aerodinamika  yang  terjadi  pada  sayap  menjadi  salah  satu  tahap  yang penting  dalam  analisis  struktur  perancangan  pesawat.  Beberapa  metode  telah  digunakan  untuk mengestimasi  besarnya  beban  aerodinamika  pada  sayap.  Metode  Schrenk  umum  digunakan  untuk estimasi cepat perhitungan besar distribusi gaya angkat di sepanjang sayap. Guna mencapai tingkat akurasi yang tinggi dari prediksi aerodinamika, simulasi Computational Fluid Dynamics (CFD) dengan berbasis  persamaan  Navier-Stokes  dapat  digunakan.  Pesawat  nirawak  LSU  dipilih  untuk merepresentasikan  analisis  aerodinamika  pada  pesawat  nirawak  dengan  konfigurasi twin-tailboom pusher. Fokus  dari  studi  yang  dilakukan adalah  untuk  memverifikasi  dari  metode  pendekatan  dari Schrenk dengan menggunakan metode yang memiliki akurasi tinggi seperti simulasi CFD. Tujuan dari studi  adalah  untuk  menghitung  distribusi  gaya  angkat  sepanjang  sayap  dan  menentukan  seberapa besar error dari kedua metode.
Kata kunci: beban aerodinamis, CFD, pesawat udara tanpa awak

## 1 INTRODUCTION
The  need  of  lightweight  small unmanned aircraft is rising the interest of various  parties  to  develop  unmanned aircraft.  Recently,  National  Institute  of Aeronautics  and  Space  or  Lembaga Penerbangan  dan  Antariksa  Nasional (LAPAN) as an institution which conducts research and development in the field of aerospace technology also developsunmanned  aerial  vehicles  (UAV) with  a  simple  configuration.  The  high wing  and  twin-boom  vertical  stabilizer configuration is favorable around unmanned  aircraft  designer  because  of the simplicity of design and high stability flying  characteristics  (Kurukularachchi, Prince, & Munasinghe, 2014) One of the aerodynamics characteristics to be analyzed in order to meet these requirements is the aerodynamics load characteristics, particularly  the  aerodynamic  load  on main  aircraft  lifting  surfaces  (Oktay, Akay, & Sehitoglu, 2014).
Several  methods  have  been  used in estimating aerodynamic load acting on aircraft lifting surfaces. (Luiz & Bussamra, 2009). Due to the advances and availability of  computing  resources,  the  detailed analysis  becomes  accessible.  Detailed analysis  provides  high  accuracy  but  it requires a lot of time and produces huge amounts  of  the  output  file.  For preliminary  analysis,  fast  estimation
tends to be used because it does not need an intensive operation and the accuracy is  less  needed.  One  of  the  quickest methods  for  predicting  lift  distribution along  wingspan  is  Schrenk  method.  As the  theoretical  approach,  Schrenk method  generates  the  curve  of  lift distribution  based  on  the  average between  elliptical  and  trapezoidal- planform  distribution.    The  Schrenk method  relies  on  the  fact  that  the  lift distribution along the span of an unswept wing does not differ much from elliptical distribution (Schrenk, 1940).
In  order  to  achieve  high  level accuracy  of  aerodynamic  prediction, computational  fluid  dynamic  (CFD)  was employed.  CFD  is  a  branch  of  fluid mechanics that uses numerical analysis and algorithm to solve and analyze fluid flow  problems.  There  are  three  main procedures  using  CFD,  which  are  pre- processing, solving, and post-processing. In  pre-processing  procedure,  geometry, mesh  generation,  boundary  condition and  physical  model  definition  are performed. The solver begins to solve fluid problem  definition  stated  in  previous itterative  step.  In  post  processing,  the result  of  simulation  can  be  displayed (Rasyadi, 2015) (Panagiotou, Tsavlidis, & Yakinthos, 2016).
In previous work, the comparative study  between  Schrenk  approximation
and  CFD  method  has  been  studied  for predicting  wing  loading  of  glider  aircraft (Putra, 2016).
From the conclusion of the previous work, there is a difference between CFD and  Schrenk  method  in  obtaining  lift distribution  for  wing  loading  analysis .
Nevertheless,  this  paper  is  focused  to verify the Schrenk approximation method using high accuracy numerical simulation (CFD)  on  small  unmanned  aircraft. LAPAN Surveillance UAV (LSU series) has been  chosen  as  to  represent  an aerodynamics  analysis.  The  characteristic of  wing  profile  of  this  aircraft  is  quite simple,  a  tapered  rectangular  wing  with uniform aerofoil along the span.
The  goal  of  this  study  was  to determine  the  lift  distribution  along wingspan  and  the  amount  of  errors between Schrenk method and CFD.

## 2 METHODOLOGY
2.1  Schrenk Method This method is a simple approximation method to find solution for span-wise  lift  distribution  which  has been proposed by Dr. Ing Oster Schrenk and  has  been  accepted  by  the  Civil Aeronautics  Administration  (CAA)  as  a satisfactory  method  for  civil    aircraft (Schrenk, 1940). As previously mentioned, Schrenk method accounts the average of lift  per  unit  span  between  planform  lift and  eliptical  lift  distribution.  The mathematical  model  of  Schrenk  Method is  shown  as  below  with  Figure  3-3  as illustration
𝑳 ′ 𝒆𝒍𝒍𝒊𝒑𝒕𝒊𝒄𝒂𝒍 = 𝟒𝑳 𝝅𝒃 √𝟏 − ( 𝟐𝒚 𝒃 ) 𝟐 (2-1)
𝐿 ′ 𝑝𝑙𝑎𝑛𝑓𝑜𝑟𝑚 = 2𝐿 (1 + 𝜆)𝑏 (1 + 2𝑦 𝑏 (𝜆 − 1)) (2-2)
𝐿 ′ 𝑆𝑐ℎ𝑟𝑒𝑛𝑘 = 𝐿 ′ 𝑒𝑙𝑙𝑖𝑝𝑡𝑖𝑐𝑎𝑙 + 𝐿 ′ 𝑝𝑙𝑎𝑛𝑓𝑜𝑟𝑚 2 (2-3)
with
𝐿 : total lift force (N)
𝐿 ′ : lift distribution (N/m)
𝜆 : taper ratio
𝑏 : wing span (m)
𝑦 : spanwise distance of section (m)

## 2.2  Computational  Fluid  Dynamics (CFD)
The  numerical  simulation  was performed  using  ANSYS  Software  with CFX  solver  and  based  on  finite  volume method.  General  equation  commonly used  to  represent  fluid  flow  behavior  is Navier-Stokes equation (Panagiotou, Kaparos, Salpingidou, & Yakinthos, 2016). For incompressible flow assumption, the Navier-Stokes equation is expressed as
𝜌 [ 𝜕𝑢 𝜕𝑡 + (𝑢∇)𝑢] =   −∇𝑝 + 𝜇∇ 2 𝑢 + 𝜌𝐹 (2-4)
with
𝜌 : density (kg/m3)
𝜕𝑢 𝜕𝑡 : time derivative of velocity u 𝑝 : pressure (Pa)
𝐹 : force (N)
𝑢 : velocity (m/s)
The  simulation  was  conducted using the workflow as shown in Figure 2-1. This  study  was  performed  to  analyze aerodynamic load of small UAV described in  Table  2-1.  Only  semi  span  wing  was modeled and the surface was partitioned into six sections in order to visualize the lift distribution along wingspan, shown in Figure  2-2.  The  CFX  solver  needed  a discrete  model  to  do  the  calculation, therefore the model was discretized using unstructured grid generation using ICEM CFD  software  (Panagiotou,  Kaparos,  et al.,  2016)  (XU  Lei,  2008).  In  order  to capture  boundary  layer,  the  inflation layers are used on the surface of the wing (Wulf, 1995). The inflation layers are the grid  layer  whose  distance  is  increasing from  the  surface  as  visualized  in  Figure 2-3.
Figure 2-1: Simulation workflow

## Table 2-1: WING GEOMETRI DATA

## Geometry
Wingspan 2900 mm S 0.707 m 2 Apect Ratio 12 - Taper Ratio 0.7 - Root Chord 270 mm Tip Chord 190 mm MAC 246 mm Re 535000 - Airfoil GOE 501 -
Figure 2-2: Wing surface partition
Figure 2-3: a)  Domain  with  unstructured  mesh b) Inflation layers on wing surface

## 3 RESULT & DISCUSSION
In  order  to  choose  appropriate node number, the grid test was performed for  several  nodes  number.  The  node numbers  were  from  1,56  x  10 5 ,  2,64  x 10 5 ,  4,23  x  10 5 ,  4,50  x  10 5 ,  and  4,56  x 10 5 . Figure 3-1 shows that the lift-to-drag ratio tends to reach converging value with increasing number of nodes greater than 4,0 x 10 5 .  To achieve and guarantee the accuracy  of  the  result,  the  grid  number 4,0 x 10 5 was adopted for the subsequent computation. Table 3-1 shows the result of  simulation  for  flight  velocity  25  m/s with the altitude of operation 100 m. For each  section,  there  are  two  surfaces which  were  upper  surface  and  a  lower surface.  To  achieve  lift  for  each  section, lift from upper and lower surface must be summed.  This  simulation  results  in 84.25  N  of  total  lift  for  half  wingspan. Visualization  of  sectional  lift  along wingspan can be seen in Figure 3-2.
Figure 3-1: Grid test of unstructured mesh
Table 3-1:  LIFT  ACTING  ON  WING  SURFACE FOR EACH SECTION
Sect ion Lift Upper Surface [N] Lift Lower Surface [N] Total Lift for Each Section [N] 1 -5894.6 5910.3 15.7 2 -5894.7 5910.2 15.46 3 -6281.6 6298 16.32 4 -5718.1 5732.9 14.79 5 -5154.8 5167.6 12.82 6 -4592.6 4601.7 9.16 Total Lift [N] 84.25 (a) (b)

## Figure 3-2: Total lift in each section
Furthermore,  the  lift  distribution can be calculated by dividing sectional lift with spanwise section length as shown in Figure  2-2  previously.  The  lift  distribution had a rectangular profile in each section after divided by section length. In order to make  this  distribution  became  elliptical profile,  the  rectangular  distribution  was modified  using  lower  and  upper approximation  approach  as  shown  in Figure  3-3.  When,  lower  approximation approach was used, it did not account for the remaining forces above the lower lift distribution. Using this approach, 7,94 N vanished  because  it  was  not  counted. Meanwhile,  using  upper  approximation approach, there was 4,12 N lift addition. To  minimize  the  deviation,  the  average between upper and lower approximation approach was used. Only 2.3 N deviation from  actual  lift  appeared  using  this average approximation approach.
Figure 3-3: Actual lift distribution from CFD and a modified results to achieve eliptical lift distribution profile
The  comparison  of  Schrenk  and CFD-average  value  lift  distribution  is visualized in Figure 3-4. The overall trend of both methods did not show a significant
difference.  The  highest  deviation  occured when  the  distribution  came  up  to  the wing tip. Schrenk distribution tended to have  a  higher  value  at  the  wingtip because  of  the  contribution  of  planform lift distribution. As said before, Schrenk method  averaged  the  lift  distribution  of elliptical  and  planform  distribution.  The elliptical  distribution  had  zero  value  at the  wingtip,  while  planform  distribution did  not.  This  value  contributed  to Schrenk distribution to have the highest error  value  at  wingtip  as  presented  in Table 3-2.
Figure 3-4: Comparation  between  CFD-average value  and  Schrenk  Method  lift distribution
Table 3-2:  ERROR  BETWEEN  CFD-AVERAGE VALUE AND SCHRENK METHOD
y (m) CFD- Average Value Schrenk Method Error (%) 0 69.78 71.11 1.878 0.2 25 69.24 69.17 0.09 0.4 5 66.99 66.37 0.93 0.7 62.22 61.10 1.82 0.9 5 55.22 55.66 0.79 1.2 43.96 45.01 2.33 1.4 5 18.32 23.99 23.66

## 4 CONCLUSIONS
In  the  case  of  the  wing  profile  of small  unmanned  aircraft,  the  highest deviation  occured  when  the  distribution came  up  to  the  wing  tip.  Schrenk distribution tended to have a higher value
at the wingtip because of the contribution of  planform  lift  distribution.  Still,  the Schrenk method result showed similarity with  the  CFX  simulation.  So,  the  two results  have  been  verified  in  analysis  of wing loading of small unmanned aircraft.

## ACKNOWLEDGEMENT
The authors wish to express their thanks  to  Aerodynamics  Division  Staffs, Mr. Gunawan Setyo Prabowo as Head of Aeronautics Technology Center and also Mr. Mabe Siahaan as our senior researcher to support this study and research. Also a  regards  for  redaction  team  of  Jurnal Teknologi Dirgantara LAPAN.

## REFFERENCES
Kurukularachchi, L., Prince, R., & Munasinghe,
S.  R.,  2014. Stability  and  Control Analysis in Twin-Boom Vertical Stabilizer Unmanned Aerial Vehicle (UAV ).
International  Journal  of  Scientific  and
Research Publications, 4(2), 1–5.
Luiz, F., & Bussamra, D. S., 2009. A Simplified Geometric  Method  for  Wing  Loads Estimation . Control, (2).
Oktay, E., Akay, H. U., & Sehitoglu, O. T., 2014.
Three-Dimensional  Structural  Topology Optimization  of  Aerial  Vehicles  Under
Aerodynamic  Loads . Computers  and Fluids , 92 ,  225–232.  https://  doi.org/ 10.1016/j.compfluid.2013.11.018.
Panagiotou, P., Kaparos, P., Salpingidou, C., &
Yakinthos,  K.,  2016. Aerodynamic design  of  a  MALE  UAV . Aerospace Science  and  Technology , 50 ,  127–138. https://doi.org/10.1016/j.ast.2015.12. 033.
Panagiotou,  P.,  Tsavlidis,  I.,  &  Yakinthos,  K.,
2016. Winglet  design  and  optimization for  a  MALE  UAV  using  CFD .  Aerospace Science  and  Technology,  53,  207–219. https://doi.org/10.1016/j.ast.2014.09.
006.
Putra,  C.,  2016. Comparative  Study  between Schrenk and CFD Analysis for Predicting Lift  Distribution  along  Wing  Span  of Glider Aircraft . In Aerospace Science and ‘Technofogy in Indonesia. Rasyadi, A., 2015. Verification of Aerodynamics Characteristic in Twin Tail-Boom Pusher
Unmanned  Aircraft  Configuration  Using Numerical Method . In Advance inAerospace  Science and  Technology  in Indonesia, Vol. 1.
Schrenk,  O.,  1940. A  Simple  Approximation Method  for  Obtaining  the  Spanwise  Lift Distribution . Washington.
Wulf, A., 1995. Tuned grid generation with ICEM CFD . In Surface Modeling, Grid Generation,  and  Related  Issues  in Computational  Fluid  Dynamic  (CFD) Solutions (477–488). USA. XU Lei, L. H., 2008. The Technology of Numerical Simulation  Based  on  ANSYS  ICEM  CFD and CFX Software . Mechanical Engineer.
APLIKASI PERANGKAT LUNAK SISTEM AKUISISI KECEPATAN REACTION WHEEL (SOFTWARE APPLICATION OF REACTION WHEEL SPEED ACQUISITION SYSTEM)
Harry Septanto Pusat Teknologi Satelit Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Cagak Satelit km. 0,4 Rancabungur, Bogor 16310 e-mail: harry.septanto@lapan.go.id
Diterima 29 Desember 2017; Direvisi 14 Februari 2018; Disetujui 20 Februari 2018

## ABSTRACT
Transfer  of  technology  activity  through  reverse  engineering  is  an  effort  done  by  developing country in order to decrease technology gap, including in satellite technology, from developed country. To  perform  measurement  anddata  acquisition  in  order  to  extract  design  information  of  a  satellite component are the first step in reverse engineering process. This paper reports the result of research on the development of data acquisition software for satellite actuator called reaction wheel speed. In satellite development phase, the wheel speed acquisition system is also possible to be utilized as a testing tool for componente level verification. The wheel speed data obtained from the experiment was represented in graphic of transient response. Based on the data analysis, the developed data acquisition system was possible to be utilized to measure dynamic characteristic of the reaction wheel unit in order to extract its  design  information.  Meanwhile,  the  analysis  done  has  represented  basic  part  of  component  level verification test. This fact showed that the developed acquisition system was also possible to be used as testing tool in satellite development phase.
Keywords: software, data acquisition system, reaction wheel, transient response

## ABSTRAK
Kegiatan  alih  teknologi  melalui reverse  engineering merupakan  upaya  yang  dilakukan  oleh negara  berkembang  dalam  rangka  memperkecil  jarak  ketimpangan  dari  negara  maju  dalam  hal teknologi, termasuk teknologi satelit. Melakukan pengukuran dan akuisisi data dalam rangka mengurai informasi desain suatu komponen satelit adalah tahap pertama proses reverse engineering . Makalah ini melaporkan hasil penelitian mengenai pengembangan perangkat lunak sistem akuisisi data kecepatan wheel dari sebuah aktuator satelit yang disebut reaction wheel unit . Dalam aspek fase pengembangan satelit, sistem akuisisi data ini dapat digunakan sebagai perangkat pengujian untuk verifikasi di tingkat komponen. Data kecepatan wheel , yang diperoleh dari eksperimen yang dilakukan, ditampilkan dengan grafik  respon  transien.  Berdasarkan  analisis  atas  data  tersebut,  sistem  akusisi  data  yang dikembangkan menjanjikan untuk digunakan dalam rangka pengukuran karakteristik dinamik reaction wheel sebagai  upaya  mengurai  informasi  desainnya.  Selain  itu,  analisis  yang  telah  dilakukan merepresentasikan bagian dasar dari tahap verifikasi di tingkat komponen. Hal ini menunjukkan bahwa sistem  akusisi  data  ini  menjanjikan  untuk  digunakan  sebagai  perangkat  pengujian  di  dalam  fase pengembangan satelit.
Kata kunci: perangkat lunak, sistem akuisisi data, reaction wheel, respon transien

## 1 PENDAHULUAN
Perang  Dingin  ( Cold  War )  pasca Perang  Dunia  ( World War )  II  antara  Uni Soviet  dan  Amerika  Serikat  merupakan era  di  mana  masing-masing  pihak berusaha  meyakinkan  bahwa  teknologi mereka  adalah  yang  terbaik  di  dunia. Perlombaan  penguasaan  teknologi  luar angkasa,  yang  dikenal  dengan  istilah Space  Race ,  menjadi  salah  satu  impak yang  dikenal  pada  era  itu.  Perlombaan itu dimenangkan oleh Uni Soviet setelah berhasil  meluncurkan  satelit  Sputnik  1 pada 4 Oktober 1957 (Mcdougall, 1985). Keberhasilan Uni Soviet tersebut menjadi sebab Amerika Serikat kemudian melakukan  banyak  eksperimen  terkait teknologi  satelit  secara  cepat  (House, Gruber, Hunt, & Mecherikunnel, 1986).
Sekitar lima puluh tahun setelah Sputnik 1 diluncurkan, yaitu 10 Januari 2007,  satelit  kelas  mikro  LAPAN-TUBSAT, yang dibangun melalui kerja sama antara Indonesia  (Lembaga  Penerbangan  dan Antariksa  Nasional  atau  LAPAN)  dan Jerman  ( Technische  Universität  Berlin ), diluncurkan dengan roket peluncur India PSLV-C7. Kegiatan pengembangan satelit oleh  LAPAN  dilanjutkan  dengan  satelit LAPAN-A2/LAPAN-ORARI  yang  telah diluncurkan  pada  28  September  2015
dan LAPAN-A3/IPB yang telah diluncurkan pada  22  Juni  2016.  Saat  ini,  LAPAN sedang  mengembangkan  dua  satelit kelas mikro lainnya, yaitu satelit LAPAN- A4 dan satelit LAPAN-A5.
Amanah kemandirian dalam penyelenggaraan  kentariksaan  Indonesia- di  mana  pengembangan  satelit  adalah salah  satu  aspeknya-menjadikan  kegiatan alih  teknologi  ( transfer  of  technology ) dalam bidang satelit adalah keniscayaan. Pustaka  (Prabowo,  Mayditia,  &  Yusuf, 2009), (Saifudin, Amin, & Huzain, 2016) dan (Meidiansyah, Rosa, & Ikhsan, 2013) adalah  beberapa  contoh  hasil  dari kegiatan  alih  teknologi  di  lingkungan Pusat Teknologi Satelit LAPAN.
G. S. Prabowo dkk. (Prabowo et al. , 2009) melaporkan hasil rancang-bangun wheel drive electronic (WDE) pada sistem pembangkit  torsi  satelit.  Modul  WDE tersebut meliputi sistem mikrokontroler, antarmuka  untuk  komunikasi  dengan sensor gyro dan sistem komputer utama satelit  atau on board  data  handling dan sistem penggerak motor DC brushless . Di dalam pustaka (Saifudin et al ., 2016),  M.  A.  Saifudin  dkk.  melaporkan hasil  pengembangan star  sensor kelas eksperimental  yang  diterbangkan  dan menjadi bagian dari sistem sensor sikap
( attitude  sensor )  satelit  LAPAN-A3/IPB. Perangkat star  sensor yang  telah dikembangkan  tersebut  terdiri  dari sistem optik (kamera dan baffle ), sistem mikrokontroler  pemroses  data  bintang- termasuk program pengidentifikasi bintang.
T. Meidiansyah dkk. (Meidiansyah et al. , 2013) melaporkan hasil pengembangan  perangkat  lunak  yang telah  direalisasikan  pada  Stasiun  Bumi ( Ground Station ) LAPAN untuk keperluan penjejakan  ( tracking) dan  pengendalian ( tele-command ) satelit LAPAN-A2/LAPAN- ORARI. Perangkat lunak tersebut mengakomodasi  berbagai  kebutuhan operasi  satelit yang meliputi  antarmuka radio  modem,  koreksi  frekuensi  akibat efek  Doppler,  pembaharuan  parameter orbit  ( two-line  element atau  TLE)  secara online dan data log operasi satelit.
Pada  prinsipnya,  kegiatan-kegiatan alih teknologi yang telah dilakukan tersebut dilakukan melalui proses reverse engineering , yaitu sebuah proses sistematis dalam rangka mengurai informasi desain atas suatu produk yang telah ada (Geng &  Bidanda,  2017). Reverse  engineering merupakan  sebuah  strategi  manajemen teknologi  dalam  rangka  memperkecil jarak dalam hal teknologi antara negara berkembang  ( developing  country )  dan negara  maju  ( developed  country )  serta memiliki  pangsa  pasar  yang  sesuai dalam bisnis global (Dehaghi & Goodarzi, 2011).
Tahap  pertama  dari reverse engineering adalah pengukuran ( measurement )  dan  akuisisi  data  ( data acquisition )  dari  suatu  bagian  produk yang  ada,  di  mana  informasi  yang terkumpul  kemudian  dianalisis  dan diinterpretasikan (Wang, 2011). Alih-alih membahas  mengenai  produk  aktuator atau sensor satelit, seperti pada pustaka (Prabowo et al. , 2009) dan (Saifudin et al. , 2016), atau produk untuk Stasiun Bumi, seperti pustaka (Meidiansyah et al., 2013), makalah  ini  akan  membahas  mengenai produk  yang  dibangun  dalam  rangka memenuhi  tahap  pertama  dari reverse engineering ,  yaitu  pengukuran  dan
akuisisi data dari suatu produk yang ada, di mana dalam hal ini yaitu pengukuran dan  akuisisi  data  kecepatan  sistem aktuator  satelit reaction  wheel dalam rangka mengetahui karakteristik dinamika sistem tersebut.
Selain  sebagai  upaya reverse engineering ,  pengujian  dalam  aspek dinamika kecepatan sistem reaction wheel tersebut merupakan tahap yang penting dalam  pengembangan  satelit.  Pengujian ini termasuk ke dalam verifikasi tingkat komponen  ( component  level  verification ) pada fase pengembangan satelit  (Eickhoff, 2009) .
Aplikasi perangkat lunak berbasis komputer untuk keperluan akuisisi data dari  beragam  sistem  elektro-mekanik telah  banyak  dilaporkan.  Beberapa penerapan  aplikasi  perangkat  lunak pada  sistem  akuisisi  data  dilaporkan dalam  pustaka  (Gupta,  Bera,  &  Mitra, 2010),  (Sulistyo,  Widodo,  Tjokronagoro, &  Soesanti,  2013),  (Martín,  Llopis, Rodríguez,  González,  &  Blanco,  2014) dan (Rozikin, Sukoco, & Saptomo, 2017).
R. Gupta dkk. (Gupta et al. , 2010) melaporkan  aplikasi  perangkat  lunak dalam sistem akuisisi sinyal electrocardiogram dengan graphical  user interface berbasis  MATLAB.  Pemrograman dengan  prinsip event-driven diterapkan dalam rangka mengotomasi akuisisi dan penyimpanan  ( storage )  data  serial. Seperti  R.  Gupta  dkk.,  H.  Sulistyo  dkk. melaporkan mengenai penggunaan Data Acquisition Toolbox dalam MATLAB untuk sistem  akuisisi  sinyal electrocardiogram (Sulistyo et al ., 2013).
Di  dalam  pustaka  (Martín et  al ., 2014), F. J. Ferrero Martin dkk. melaporkan mengenai  sistem  akuisisi  data  berbasis perangkat  keras  ( hardware )  OpenDAQ yang  bersifat open  source .  Sistem  ini menerapkan bahasa pemrograman Python dan  LabVIEW  untuk  aplikasi  perangkat lunaknya.
Pustaka  (Rozikin et  al .,  2017) membahas  mengenai  sistem  akuisisi  data pada  sistem  irigasi  otomatis  berbasis wireless  sensor  network .  Sistem  ini
menggunakan  aplikasi  perangkat  lunak Realterm untuk menerima dan menampilkan  data  jejaring  sensor tersebut.
Aspek  aplikasi  perangkat  lunak sistem  akuisisi  dalam  pustaka-pustaka tersebut  di  atas  tidak  dibahas  secara khusus dan mendalam. Berbeda dengan itu,  makalah  ini  membahas  secara khusus  dan  mendalam  mengenai  aspek aplikasi perangkat lunak sistem akuisisi data. Pada bagian berikutnya, pemaparan masalah,  tujuan  dan  aspek-sepek rancangan  sistem  perangkat  lunak diuraikan  dalam  bagian  Metodologi. Selanjutnya,  pada  bagian  Realisasi Perangkat Lunak diuraikan hasil penelitian berupa perangkat lunak yang telah  dikembangkan.  Pada  bagian  4, hasil eksperimen dan analisisnya disajikan. Terakhir, makalah ini ditutup dengan bagian Kesimpulan.

## 2 METODOLOGI
2.1  Definisi Masalah dan Tujuan Dalam  menjalankan  misinya, misalnya  mengarahkan  antena  untuk keperluan  pengiriman  data  citra  ke Stasiun Bumi, satelit memerlukan aktuasi untuk  mengendalikan  sikap  ( attitude control ). Aktuasi kendali tersebut berupa torsi  atau  momentum  angular  yang dibangkitkan  oleh  perangkat  elektro-
mekanik yang disebut reaction wheel unit (Gambar 2-1). Untuk kemudahan pembaca,  pada  makalah  ini reaction wheel  unit disebut  sebagai  sistem reaction wheel atau Sistem RW.
Sistem bus satelit yang diterapkan pada  satelit  LAPAN  selama  ini,  yaitu LAPAN-A1,  A2,  dan  A3,  memiliki  tiga Sistem  RW  yang  ditempatkan  di  ketiga sumbu satelit. Setiap Sistem RW tersebut terdiri  dari  dua  bagian  yaitu Reaction Wheel  Assembly (RWA)  dan Wheel  Drive Electronic (WDE). Pada prinsipnya, RWA terdiri dari motor arus searah tanpa sikat atau Brushless Direct Current (BLDC) dan massa beban ( load mass ) dengan momen inersia tertentu yang dipasang pada poros ( shaft )  motor-bagian  ini  disebut wheel . Sementara itu, WDE merupakan komponen  elektronik  yang  menggerakkan komponen  motor  BLDC  pada  RWA sehingga wheel berputar  sesuai  dengan torsi  atau  momentum  angular  yang diinginkan. Selain itu, setiap Sistem RW tersebut dilengkapi dengan sebuah sensor gyro  dalam  rangka  menjalankan  aksi kendali closed-loop kecepatan dan sudut rotasi  masing-masing  sumbu  satelit. Informasi mengenai diagram  Sistem RW yang dipaparkan di atas dapat diperoleh pada Gambar 2-1 pada pustaka (Butz & Renner, 1996).
Gambar 2-1: Skema hardware sistem akuisisi data kecepatan rotasi wheel
Selain  yang  telah  disebutkan, Sistem  RW  tersebut  juga  memiliki kemampuan aksi kendali open-loop yang meliputi  kendali  kecepatan  rotasi  motor BLDC  atau  kecepatan wheel di  mana kinerja  kendali open-loop ini  pada prinsipnya akan berimplikasi pada kinerja closed-loop tadi. Perlu diperhatikan bahwa terminologi open- dan closed-loop tersebut adalah  dalam  sudut  pandang  sistem satelit  di  mana  Sistem  RW  sebagai aktuator, gyro sebagai sensor dan satelit sebagai  kendalian  ( plant );  dalam  sudut pandang motor sebagai plant , pengendalian kecepatan wheel dapat  terjadi  secara closed-loop dengan  memanfaatkan  sensor Hall  dalam  mengukur  kecepatan  rotasi motor aktualnya.
Dengan  memperhatikan  paparan di  atas,  perancangan  sistem  kendali open-loop ini merupakan tahap pertama yang  harus  dilakukan  sebelum  kemudian merancang  sistem  kendali closed-loop - nya.  Selanjutnya,  memastikan  bahwa sistem  kendali  yang  memiliki  kinerja yang  dibutuhkan  sangat  penting  untuk menjamin sistem kendali yang dirancang dapat mendukung operasi misi satelit.
Selain merujuk syarat ideal dalam formulasi  teoretis,  studi  komparasi dengan  perangkat  yang  sudah  praktis bekerja ( flight proven ) mengambil bagian penting dalam upaya reverse engineering , dalam hal ini adalah Sistem RW. Untuk itu,  perangkat  untuk  mengukur  kinerja Sistem  RW  yang  ada  tersebut  harus dibangun. Penelitian yang dilakukan ini bertujuan untuk merealisasikan perangkat lunak aplikasi desktop ( desktop application software )  untuk  keperluan  pengukuran kinerja Sistem RW, yaitu sistem akuisisi kecepatan wheel .  Di  samping  itu, penelitian  ini  juga  merupakan  upaya penyediaan perangkat pengujian kinerja Sistem  RW  pada  fase  verifikasi  tingkat komponen.
Perangkat  keras  ( hardware )  yang digunakan pada sistem akuisisi tersebut terdiri  dari  komputer,  Sistem  RW  dan kabel  konverter  USB  ke  TTL  untuk pengiriman  perintah  dan  penerimaan
data  kecepatan  rotasi wheel .  Selain  itu, pada  Sistem  RW  itu  sendiri,  terdapat beberapa koneksi atau pengkabelan antara WDE dan RWA yang pembahasannya di luar  lingkup  makalah  ini.  Skema hardware tersebut  ditampilkan  pada Gambar 2-1.

## 2.2  Aspek-aspek  dalam  Rancang- Bangun Perangkat Lunak
Sistem RW yang digunakan dalam penelitian  ini  merupakan  Sistem  RW yang  berasal  dari  vendor.  Beberapa aspek yang diperhatikan dalam rancang- bangun  sistem  akuisisi  data  kecepatan wheel Sistem  RW  tersebut  meliputi pemahaman format data dan pemberian perintah  ( command );  penentuan  fitur- fitur  yang  harus  diakomodasi  pada perangkat akuisisi data; dan penentuan bahasa pemrograman.
Dua  tahap  umum  yang  harus direalisasikan pada pemrograman dalam rangka  melakukan  akuisisi  kecepatan wheel yaitu  mengirimkan  perintah ( command )  ke  WDE  untuk  memutar wheel dengan  kecepatan  tertentu,  lalu mengirimkan  perintah  ke  WDE  secara berulang  untuk  mengukur  ( telemetry ) kecepatan wheel .
Perintah  yang  harus  dikirimkan ( transmitted )  ke  WDE  merupakan  paket byte tertentu berupa array, di mana byte pertama  ( header )  merepresentasikan jenis  perintah  dan byte terakhir merupakan  byte  penanda  akhir  paket byte ( tail ). Pada perintah untuk mengeset kecepatan wheel , nilai kecepatan bertipe Single yang  telah  dikonversi  menjadi empat byte dibawa di antara header dan tail tersebut.  Sementara,  pada  perintah telemetry ,  nilai-nilai byte di  antara header dan tail diabaikan.
Paket  byte  perintah  atau array- byte command tersebut  dikirimkan dengan prinsip echo , di mana setiap byte yang dikirim oleh sistem akuisisi ke WDE akan  dikirim  balik  oleh  WDE.  WDE memproses command setelah tail dari array-byte  command dibaca  dan  format paket command benar.  WDE  akan
memberikan  suatu  respon byte apabila salah  satu  atau  kedua  kondisi  tersebut tidak  terpenuhi.  WDE  akan  memproses command untuk  mengeset  kecepatan wheel dengan segera memutar wheel ke nilai  kecepatan  yang  diset.  Sementara pada command untuk telemetry ,  WDE memproses command dengan mengirimkan sejumlah byte yang diakhiri dengan byte tail dari array-byte command .
Dengan  pertimbangan  kondisi pengiriman perintah di atas, maka, untuk keperluan user melakukan  otentikasi langsung secara visual, perangkat sistem akuisisi
data tersebut perlu mengakomodasi tampilan yang
menyatakan  bahwa array-byte perintah yang  dikirimkan  adalah  benar.  Selain fitur  ( feature )  itu,  yang  penting  untuk direalisasikan  dalam  perangkat  sistem akuisisi tersebut meliputi adanya tampilan grafik  secara  waktu-nyata  ( realtime ) untuk  observasi  secara  langsung  dan penyimpanan ( save to file ) atas data hasil akuisisi untuk keperluan analisis dinamika sistem lebih lanjut.
Bahasa pemrograman yang digunakan
untuk merealisasikan
perangkat  lunak  sistem  akuisisi  data kecepatan  rotasi wheel adalah  Visual Basic.NET pada Visual Studio Community 2015  yang  tidak  berbayar.  Antar-muka pengguna  ( user  interface )  direalisasikan dengan  menggunakan Windows  Forms Application . Selain itu, misalnya, prinsip event-driven dalam  rangka  komunikasi dengan  WDE  (proses  pengiriman  perintah dan penerimaan data) diterapkan dengan bahasa pemrograman tersebut.

## 3 REALISASI PERANGKAT LUNAK
Hasil penelitian yang dilakukan ini adalah  perangkat  lunak  sistem  akuisisi data  kecepatan wheel yang  memiliki antar-muka  pengguna  ( user  interface atau  UI).  Realisasi  UI  perangkat  lunak sistem  akuisisi  tersebut  dalam  “ View Designer ”  Visual  Studio  ditampilkan  pada Gambar 3-1. UI sistem akuisisi tersebut meliputi  menú  konfigurasi  komunikasi serial  untuk  pengaturan  port  COM, dengan  nilai baudrate ,  banyaknya data bits , status parity bit dan banyaknya stop bit yang  telah  diketahui  dan  menjadi bagian dari kode program.
Gambar 3-1: Tampilan antar-muka pengguna ( user interface ) dalam menú “View Designer” di Visual Studio
UI sistem akuisi ini memiliki dua kotak-teks ( textbox ) pengisian, yaitu “ File Name ”  untuk  pengaturan  nama  file penyimpanan  data  akuisisi    dan  “Cmd Speed (rpm)” untuk pengaturan perintah nilai kecepatan rotasi wheel dalam rpm.
Selain dua kotak-teks pengisian, pada UI tersebut ada kotak-teks penampil ( display ) untuk  otentikasi  nilai byte secara langsung oleh user bahwa perintah yang dikirimkan benar, yaitu “Echo Cmd Speed”. Sementara  di  dalam  “Data  Display”  ada dua  macam  penampil  data  kecepatan wheel secara realtime , dalam bentuk teks pada  kotak-teks  dan  dalam  bentuk grafik-garis  solid  oranye  pada  penampil grafik dalam  Gambar 3-1  hanya berupa ilustrasi.
Pemrograman  sistem  akuisisi  ini direalisasikan dengan sebuah Public Class beberapa Module ,  yaitu Module yang berkaitan dengan aksi menu konfigurasi port COM “Config” dan “Help”, Module yang berkaitan  dengan  aksi  menu  koneksi serial,  dan Module yang  berkaitan dengan  aksi  penanganan  data  yang diakuisisi. Namun demikian, pemaparan pada makalah ini hanya difokuskan pada bagian yang menangani secara langsung akuisisi  data  kecepatan wheel ,  yaitu Public Class MainForm dan Module
Parsing yang  melakukan  penanganan data yang diakuisisi.
Diagram  alir  yang  ditampilkan pada pada Gambar 3-2 merepresentasikan alur kerja sekaligus posisi realisasi kode program yang menangani setiap langkah pada alur kerja tersebut, yaitu di dalam Public  Class  MainForm  atau  di  dalam Module  Parsing.  Pada  gambar  tersebut ada tiga warna simbol-yaitu putih, biru, dan kuning-dan dua warna anak panah- biru  dan  kuning.  Arti  warna-warna tersebut  dijelaskan  pada  Tabel  3-1  dan Tabel 3-2.
Pada  pendefinisian array-byte command untuk  mengeset  kecepatan wheel ,  nilai  kecepatan  yang  akan dikirimkan diambil dari nilai pada kotak teks  “Cmd  Speed  (rpm)”  yang  diisi  oleh user . Tabel 3-3 menampilkan pseudocode
proses  tersebut  dalam  rangka  melengkapi diagram alir pada Gambar 3-2.
Tabel 3-1: ARTI WARNA SIMBOL PADA
DIAGRAM ALIR GAMBAR 3-2
Warna Simbol Arti Biru Aksi yang direalisasikan dengan kode program Putih Aksi yang dilakukan oleh user Kuning Aksi dilakukan oleh WDE
Keterangan: Simbol yang dimaksud adalah selain  simbol  lingkaran  bernomor.  Simbol lingkaran  bernomor  menunjukkan  bahwa dua  anak  panah  dengan  nomor  yang sama  di  dua  bagian  diagram  alir  pada Gambar 3-2 saling terhubung.
Tabel 3-2:  ARTI  WARNA  ANAK  PANAH  PADA

## DIAGRAM ALIR GAMBAR 3-2
Warna Anak Panah Arti Biru Alur kerja user dan program Kuning Komunikasi serial Tabel 3-3: PSEUDOCODE PENDEFINISIAN ARRAY-BYTE COMMAND UNTUK

## MENGESET KECEPATAN WHEEL
Procedure:
Deklarasi variabel inp sebagai Single Deklarasi variabel inpByte(3) sebagai array Byte inp  =  hasil  konversi  nilai  kecepatan  wheel dari kotak teks dari tipe String ke Single inpByte = hasil konversi inp ke array Byte
Membalikkan urutan isi inpByte
Mendefinisikan array-byte command untuk set kecepatan wheel End Procedure
Pada Tabel 3-3, pernyataan untuk membalikkan  urutan  isi  variabel  array inpByte—yang  akan  mengisi  array-byte command antara  byte header dan tail — direalisasikan dalam pemrograman akibat  adanya  perbedaan Endianess antara  prosesor  atau  mikrokontroler WDE  dan  prosesor  komputer  di  mana perangkat lunak sistem akuisisi kecepatan wheel ini dijalankan.
Penyesuaian  urutan byte juga direalisasikan pada pembacaan byte-byte echo di antara echo byte header dan tail , yaitu  pada  bagian  pemrograman  untuk menampilkan  kecepatan  di  “Echo  Cmd Speed” dan parsing data kecepatan. Pada
bagian parsing data kecepatan tersebut, empat byte yang  merepresentasikan kecepatan dipisahkan dari sejumlah byte yang dikirimkan oleh WDE sebagai respon dari command untuk telemetry . Public Class: MainForm Mulai Input nama file untuk penyimpanan data Input kecepatan wheel Tekan tombol
Start
Menangani event penerimaan data (komunikasi serial)
Seluruh isi array-byte command sudah dikirim?
Tidak
Ya (Terjadi kesalahan/ error ) Selesai 1 3 2 4 5 6
Gambar 3-2: Alur kerja sistem akuisisi data kecepatan rotasi wheel dan posisi realisasi kode program

## 4 EKSPERIMEN DAN DISKUSI
Pembahasan pada bagian ini akan berfokus pada hasil eksperimen perangkat lunak  sistem  akuisisi  kecepatan wheel , yaitu data kecepatan wheel yang disimpan dalam file dan analisisnya. Sebagian besar isi  bagian  ini  dikutip  dari  (Septanto, 2016).
Eksperimen  dilakukan  dengan parameter sebagai berikut:
 nilai kecepatan (dalam rpm) yang diset yaitu  +100,  -100,  +500,  -500,  +5000, dan -5000,
 akuisisi  data  kecepatan  dilakukan sebanyak  tiga  kali  untuk  setiap  nilai kecepatan yang diset Data  kecepatan wheel yang disimpan  dalam file kemudian  diplot untuk  mengetahui  dinamika wheel melalui  grafik  respon  transien  yang ditampilkan  pada  Gambar  4-1,  Gambar 4-2,  dan  Gambar  4-3.  Setiap  grafik tersebut menampilkan hasil akuisisi data kecepatan dengan tiga kali pengulangan, yaitu dengan garis solid (-), garis dash (--), dan garis dotted dash (.-).
(a) (b)
Gambar 4-1: Respon transien kecepatan wheel untuk nilai set (a) +100 dan (b) -100
(a)
(b)
Gambar 4-2: Respon transien kecepatan wheel untuk nilai set (a) +500 dan (b) -500
(a) (b)
Gambar 4-3: Respon transien kecepatan wheel untuk nilai set (a) +5000 dan (b) -5000
Berdasarkan  grafik-grafik  tersebut, kinerja Sistem RW dalam aspek kecepatan wheel dapat  diketahui.  Semakin  besar nilai kecepatan yang diset, nilai overshoot
yang  terjadi  semakin  kecil.  Gambar  4-1 menampilkan overshoot ,  dengan  variasi nilai  dari  tiga  kali  pengukuran  untuk nilai  set kecepatan +100 dan  -100 rpm,
0 10 20 0 20 40 60 80 100 120 K e c e p a ta n W h e e l (r p m ) Waktu (detik) 0 10 20 40 50 60 70 80 90 100 110 Waktu (detik) 10 15 20 99.85 99.9 99.95 100 100.05 100.1 Waktu (detik) 0 10 20 -120 -100 -80 -60 -40 -20 0 K e c e p a ta n W h e e l (r p m ) Waktu (detik) 0 10 20 -110 -105 -100 -95 -90 -85 -80 -75 Waktu (detik) 10 15 20 -100.5 -100.4 -100.3 -100.2 -100.1 -100 -99.9 -99.8 -99.7 Waktu (detik) 0 20 40 0 200 400 600 800 1000 1200 K e c e p a ta n W h e e l (r p m ) Waktu (detik) 10 15 20 999 999.5 1000 1000.5 1001 1001.5 Waktu (detik) 10 15 20 999.6 999.8 1000 1000.2 1000.4 1000.6 1000.8 1001 1001.2 1001.4 1001.6 Waktu (detik) 0 20 40 -1200 -1000 -800 -600 -400 -200 0 K e c e p a ta n W h e e l (r p m ) Waktu (detik) 10 15 20 -1001.6 -1001.4 -1001.2 -1001 -1000.8 -1000.6 -1000.4 -1000.2 -1000 -999.8 -999.6 Waktu (detik) 10 15 20 -1001.6 -1001.4 -1001.2 -1001 -1000.8 -1000.6 -1000.4 -1000.2 -1000 -999.8 -999.6 Waktu (detik) 0 50 100 -1000 0 1000 2000 3000 4000 5000 K e c e p a ta n W h e e l (r p m ) Waktu (detik) 40 50 60 4992.8 4993 4993.2 4993.4 4993.6 4993.8 4994 4994.2 4994.4 4994.6 Waktu (detik) 50 60 70 4993.4 4993.5 4993.6 4993.7 4993.8 4993.9 4994 4994.1 4994.2 4994.3 Waktu (detik) 0 50 100 -5000 -4500 -4000 -3500 -3000 -2500 -2000 -1500 -1000 -500 0 K e c e p a ta n W h e e l (r p m ) Waktu (detik) 40 50 60 -4995 -4994.5 -4994 -4993.5 -4993 -4992.5 -4992 Waktu (detik) 50 60 70 -4994.65 -4994.6 -4994.55 -4994.5 -4994.45 -4994.4 Waktu (detik)
sebesar  sekitar  6  hingga  mendekati  10 rpm. Pada Gambar 4-2, overshoot masih terlihat  namun  lebih  kecil.  Sementara Pada Gambar 4-3, overshoot tidak ada. Sementara  pada  aspek  galat  ( error ) terhadap  nilai  kecepatan  yang  diset, semakin  besar  nilai  kecepatan  yang diset,  galat  yang  terjadi  semakin  besar. Gambar  4-3  menampilkan  bahwa  galat yang  terjadi  adalah  sekitar  6  rpm. Gambar 4-2 dan Gambar 4-1 menampilkan nilai  galat  yang  semakin  kecil,  yaitu, secara berurutan, sekitar 1 dan 0,1 rpm.
Terakhir, seperti telah disebutkan di atas, akuisisi data kecepatan dilakukan sebanyak  tiga  kali  untuk  setiap  nilai kecepatan yang diset. Hasil pengukuran menunjukkan  bahwa  untuk  setiap  nilai kecepatan  yang  diset,  tidak  ada  yang menunjukkan bahwa ketiga akuisisi data yang  dilakukan  menghasilkan  respon transien yang sama persis. Dalam sudut pandang pemodelan sistem dinamik, hal ini  kemungkinan  besar  akibat  hadirnya elemen nonlinier, baik itu pada motor BLDC maupun  pada  komponen  elektroniknya. Namun  demikian,  perbedaan  hasil pengukuran  yang  terjadi  tidak  berbeda secara signifikan.

## 5 KESIMPULAN
Perangkat  lunak  sistem  akusisi data  kecepatan  rotasi wheel sebagai upaya  melakukan reverse  engineering dan  penyediaan  perangkat  pengujian untuk verifikasi tingkat komponen telah direalisasikan. Eksperimen telah dilakukan dan  hasil  eksperimen  berupa  data kecepatan wheel yang  disimpan  dalam file telah  disajikan.  Variabel overshoot dan error kecepatan yang dibahas dalam analisis menunjukkan bahwa perangkat lunak  yang  direalisasikan  menjanjikan untuk digunakan dalam rangka mengetahui dinamika Sistem RW sebagai upaya mengurai informasi desainnya. Di samping itu, analisis yang dilakukan telah merepresentasikan  pengukuran  kinerja Sistem RW, sebagai bagian dari verifikasi di tingkat komponen.
Penelitian selanjutnya yang menarik untuk  dilakukan  setidaknya  ada  dua, yaitu  membuat hardware  in  the  loop simulator yang menggabungkan aktuator Sistem RW dan simulator sensor bintang ( star  tracker  sensor )  (Ubay  &  Saifudin, 2014) dan pengembangan fitur perangkat lunak  ini  sehingga  perhitungan  kinerja seperti overshoot dan error langsung ditampilkan  pada  perangkat  lunak tersebut.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Penulis  sangat  berterima  kasih atas  kerjasama  dalam  Tim  Eksperimen Attitude  Control  System 2016.  Penulis juga berterima kasih kepada Abdul Karim, MT  yang  telah  mendukung  tersedianya fasilitas  penelitian  ini.  Untuk  berbagai masukan dari blind reviewer dalam rangka membuat tulisan ini menjadi lebih baik, penulis ucapkan terima kasih.

## DAFTAR RUJUKAN
Butz,  P.,  &  Renner,  U.,  1996. TUBSAT-C,  a Microsat-bus  for  Earth  Observation
Payloads. In 3rd International Symposium of Small Satellites Systems and Services. Dehaghi, M. R., & Goodarzi, M., 2011. Reverse Engineering – A  Way  of  Technology Transfer  in  Developing  Countries  Like Iran .  In  International  Journal  of  e- Education,  e-Business,  e-Management and e-Learning (Vol. 1, 347–353).
Eickhoff,  J.,  2009. Simulation Tools for  System Analysis and Verification . In Simulating Spacecraft  Systems  (23–54).  Springer- Verlag  Berlin  Heidelberg.  http://doi. org/10.1007/978-3-642-01276-1.
Geng,  Z.,  &  Bidanda,  B.,  2017. Review  of Reverse  Engineering  Systems – Current State  of  the  Art .  Virtual  and  Physical Prototyping,  0(0),  1–12.  http://doi.org/ 10.1080/17452759.2017.1302787.
Gupta,  R.,  Bera,  J.  N.,  &  Mitra,  M.,  2010.
Development  of  an  Embedded  System and  MATLAB-Based  GUI  for  Online Acquisition and Analysis of ECG Signal .
Measurement, 43(9), 1119–1126.
http://doi.org/10.1016/  j.measurement. 2010.05.003.
House,  F.  B.,  Gruber,  A.,  Hunt,  G.  E.,  & Mecherikunnel,  A.  T.,  1986. History  of Satellite  Missions  and  Measurements  of the Earth Radiation Budget (1957-1984) . Reviews of Geophysics, 24(2), 357–377.
Martín, F. J. F., Llopis, M. V., Rodríguez, J. C.
C., González, J. R. B., & Blanco, J. M., 2014. Low-Cost  Open-Source  Multifunction
Data  Acquisition  System  for  Accurate Measurements , 55 ,  265–271.  http:// doi.org/10.1016/j.measurement.2014.0 5.010.
Mcdougall, W. A., 1985. Sputnik, the Space Race, and the Cold War . Bulletin of the Atomic Scientists, 41(5), 20–25. http://doi.org/ 10.1080/00963402.1985.11455962
Meidiansyah,  T.,  Rosa,  W.,  &  Ikhsan,  M.  Y.,
2013. Pengembangan  Software  Stasiun Bumi LAPAN-ORARI/A2 . In Pengembangan Teknologi  Satelit  di  Indonesia:  Sistem, Subsistem dan Misi Operasi (63–78).
Prabowo, G. S., Mayditia, H., & Yusuf, A., 2009.
Analisis  Desain  Wheel  Drive  Electronic (WDE)-LAPAN  untuk  Pengembangan Satelit  LAPAN-A2 .  Jurnal  Teknologi Dirgantara, 7(1), 1–10.
Rozikin, C., Sukoco, H., & Saptomo, S. K., 2017. Sistem  Akuisisi  Data  Multi  Node  untuk Irigasi  Otomatis  Berbasis  W  ireless Sensor Network . Jurnal Nasional Teknik Elektro  Dan  Teknologi  Informasi,  6(1),
43–50.
Saifudin,  M.  A.,  Amin,  D. El,  &  Huzain,  M.  F.,
2016. Development of Experimental Star Sensor for  LAPAN-A3/IPB  Microsatellite .
In  Advances  in  Aerospace  Science  and Technology in Indonesian Vol. I (8–16). Septanto,  H.,  2016. Laporan  Teknis  Bulan November .  Pusat  Teknologi  Satelit LAPAN.
Sulistyo, H., Widodo, T. S., Tjokronagoro, M., & Soesanti,  I.,  2013. Akuisisi  Data  dan Pengolahan  Isyarat  Elektrokardiograf Menggunakan  Modul  USB  Dataq  DI- 148U .  Jurnal  Nasional  Teknik  Elektro Dan Teknologi Informasi, 2 (4), 68–74.
Ubay, M. S. N., & Saifudin, M. A., 2014. Analysis Software  Star  Simulator  for  Star  Sensor Testing .  Jurnal  Teknologi  Dirgantara,
12(2), 92–101.
Wang, W., 2011. Reverse Engineering: Technology of Reinvention . CRC Press.
.

## AUTHOR INDEX
A Afni Restasari
Agus Budi Djatmiko
Agus Harno Nurdin Syah Ali Muksin
Arif Hidayat Arifin Rasyadi Soemaryanto Aryandi Marta Awalu Romadhon

## C
Carolus Bintaro

## D
Dana Herdiana Danardono Agus Sumarsono Dony Hidayat

## E
Ediwan Effendi Dodi Arisandi Elyas Palantei

## F
Fajar Ari Wandono Fitrenna Khaznasari

## H
Harry Septanto
J Joko Suryana 105[15,2] 133[15,2] 71[15,1] 11[15,1] 81[15,1] 161[15,2] 1[15,1] 45[15,1] 29[15,1] 45[15,1] 1[15,1] 1[15,1] 143[15,2] 21 [15,1] 81[15,1] 71[15,1] 59[15,1] 167[15,2] 59[15,1]

## Jos Istiyanto

## K
Kendra Hartaya
M Mabe Siahaan Muhammad Fajar
N Nelli Anggreyni Nurhayyan H Rosid

## O
Ony Arifianto
R Ridanto Eko Poetro Rika Suwana Budi Robertus Heru Triharjanto

## S
Sri Rahayu Syafruddin Syarif

## V
Valeri Maria Hitoyo Vicky Wuwung W Wahyudi Hasbi Wiwiek Utami Dewi 1[15,1] 105[15,2] 151[15,2] 93[15,2] 29[15,1] 161[15,2] 93[15,2] 11[15,1] 105[15,2] 11[15,1] 151[15,2] 81[15,1] 29[15,1] 29[15,1] 81[15,1] 115[15,2]

## KEYWORDS INDEX

## A
Alat uji getaran engine Antena
Array antenna Arduino board Autopilot
B B 737-800 B-dot control beban aerodinamis

## C
CFD
CFD Numeca Fine/Marine Cubesat attitude control
D Dekomposisi
Densitas Drop test DTA

## DTG

## E
Engine DA-170 Epoxy resin

## F
Faktor keamanan Fraksi volume
Frekuensi 2,4 GHz Frekuensi pribadi
G Gaya  kontak/impak Ground model nano satelit
H Hardener
Hydroplaning

## I
Interference

## K
Karakteristik aerodinamika Karakteristik getaran Kedalaman groove
L Landing gear
Lateral-direksional 72 [15,1] 60,61,63,64,65,66,67,68 ,69 [15,1] 82[15,1] 81,82,83 [15,1] 94,95,96,97,98,103 [15,2] 29 [15,1] 16,17 [15,1] 162 [15,2] 47,49,50,51,56,57 [15,1] ,161,162,163,165 ,166 [15,2] 29,30 [15,1] 11[15,1] 116, 117, 118, 119, 120 ,121,122,123,125,126,127 ,128,129 [15,2] 151,152,154,158,159 [15,2] 1,2,3,4 [15,1] 116,119,121,122 ,123  [15,2] 115,116,117,121 ,123  [15,2] 73, 74 [15,1] 151, 152, 153, 154, 155 ,156, 158,159  [15,2] 72 [15,1] 151, 152, 153, 154, 155 ,156,159  [15,2] 60,66 [15,1] 75,78,79 [15,1] 2,4,5,7,8 [15,1] 62, 63, 65, 66, 68   [15,1] 151, 152, 153, 154, 155 ,156, 157,158,159  [15,2] 30, 32,33,34, 35, 36, 38, 39 ,40, 41,42,43  [15,1] 82  [15,1] 46,52 [15,1] 72,73 [15,1] 32,33, 38,40,41,42 ,43 [15,1] 1,2,3,4,5,7,8 [15,1]
94,95,96,103 [15,2]
Link budget LSU-05

## M
Magnetic actuator Maintenance harian Material ASTM A36 Metode elemen hingga Modul FTS Muatan roket
Multi-body simulation

## P
Pengaruh tekanan Peredam Getaran
Perangkat lunak
Pesawat udara tanpa awak PID
Pot life
Power shape-charge Propelan

## Pseudoplastisitas

## R
Reaction wheel Relay Respon transien Rigid body
S Satellite simulator Satelit TTC Seeeduino Sistem akuisisi data
Slurry propelan
Smart system

## T
Tabung roket TGA
Transmisibilitas
U Ultimate tensile streght

## V
Viskositas
Vortex generator
X Xbee 62,68,69 [15,1] 46,47,49,50,51,52,56 [15,1] 11 [15,1] 30 [15,1] 74,78 [15,1] 72,75 [15,1] 22,23,24, 25,26,27 [15,1] 133, 134, 135, 137, 138 ,140,141  [15,2] 2 [15,1] 144,146  [15,2] 133, 134, 135, 136, 137 ,138, 139,140,141  [15,2] 167,168,169,170,171,172 ,173,174,177 [15,2] 162[15,2] 94,95  [15,2] 106,107,108,109,110,111 ,113 [15,2] 22,23,26 [15,1] 117, 120, 121, 122, 123 ,124, 125, 126,127,128 ,129  [15,2] 106, 108, 109, 111, 112 , 113 [15,2] 167,168,169,170  [15,2] 22,23,24, 25, 26,27 [15,1] 168,175,176  [15,2] 3,6 [15,1] 11,13,15,16,17 [15,1] 82 [15,1] 63,65,66,68,69 [15,1] 168,169,170,171,172,175 ,178 [15,2] 106, 107, 108, 109, 111 , 112  [15,2]
23,24,25,26,27 [15,1]
144,148  [15,2] 116, 117, 118, 119, 120 ,121, 122, 123,126  [15,2] 134, 135, 136, 137, 139,
140,141  [15,2]
151,152,154 [15,2]
106,107,108,109,110,111 ,113 [15,2]
46, 47, 48, 49, 50, 51,52 ,53,54,55,56  [15,1]
60,63,66,68,69 [15,1]
(Pedoman Penulisan Jurnal Teknologi Dirgantara) JUDUL MAKALAH DITULIS DENGAN HURUF KAPITAL TEBAL SECARA SINGKAT DAN JELAS, (Studi Kasus : apabila ada)
(16 pt, Britannic Bold )
Judul dibuat dalam 2 bahasa (Indonesia dan Inggris), apabila tulisan dalam bahasa Indonesia, maka judul dalam bahasa Inggris ditulis dalam tanda kurung
(16 pt, Britannic Bold )
Penulis Pertama 1 , Penulis Kedua 2 , dst n (Nama Penulis Tanpa gelar) (10,5 pt, Franklin Gothic Medium, bold)
1 Instansi Penulis Pertama
2 Instansi Penulis Kedua dst n. ....
(10,5 pt, Franklin Gothic Medium)
e-mail: e-mail penulis pertama          (berwarna hitam) (10,5 pt, Franklin Gothic Medium)
Diterima : ..... (tanggal bulan tahun); Disetujui : ..... (tanggal bulan tahun); Diterbitkan : ..... (tanggal bulan tahun)
(9 pt, Franklin Gothic Medium)

## ABSTRACT
(10,5 pt, Bookman Old Style, bold)
Abstract  is  a  summary  of  the  most  important  elements  of  the  paper, written  in  one  paragraph  in  the  one  column  of  a  maximum  of  200  words. Abstract made in two languages written with the Bookman Old Style 9 pt. If the paper  written  in  Indonesian,  the  Indonesian  abstract  written  first  then  followed by  English  abstract  and  vice  versa.  The  title  "ABSTRAK"  or  "ABSTRACT"  made with uppercase letters, and bold.
Keywords: guidence, author, journal        (minimal 3 keywords)
(9pt, Bookman Old Style, italic)

## ABSTRAK
(10,5 pt, Bookman Old Style, bold)
Abstrak  merupakan  ringkasan  elemen-elemen  terpenting  dari  naskah, ditulis  dalam satu paragraf  dalam 1  kolom  maksimal  200  kata.  Abstrak dibuat dalam 2 bahasa ditulis dengan huruf 9 pt, Bookman Old Style. Apabila naskah dalam Bahasa Indonesia, maka abstrak dengan Bahasa Indonesia ditulis terlebih dahulu  dilanjutkan  abstrak  Bahasa  Inggris  dan  sebaliknya. Judul  “ABSTRAK” atau “ ABSTRACT ” dibuat dengan huruf besar , bold .
Kata kunci: panduan, penulis, jurnal        (minimal 3 kata kunci)
(9pt, Bookman Old Style, italic)
1  PENDAHULUAN (10,5pt, Bookman Old Style, bold)
Naskah  dapat  ditulis  dalam Bahasa  Indonesia  maupun  Bahasa Inggris.  Naskah  diketik  dalam  Microsoft Word  dengan  1  kolom  untuk  abstrak
dan  2  kolom  untuk  isi.  Ukuran  kertas A4 dengan ukuran panjang ( height ) 29,7 cm, lebar ( width ) 21 cm dengan dimensi Top 3  cm, Bottom 2,5  cm, Inside 2,5 cm, Outside 2 cm, Gutter 1 cm, Header 1 cm  dan Footer 1  cm.  Jenis  Huruf Bookman  Old  Style  10,5  pt,  dan  spasi
( line  spacing )  1.  Panjang  naskah  tidak melebihi 10 halaman termasuk tabel dan gambar.
Kerangka  Tulisan  disusun  dengan urutan  :  Judul,  Identitas  Penulis, Abstrak,  Kata  Kunci,  Pendahuluan, Metode, Hasil Pembahasan, Kesimpulan, Ucapan Terimakasih, dan Daftar Pustaka.
2  METODOLOGI
(10,5pt, Bookman Old Style, bold)
Menguraikan  tentang  metode  yang digunakan  dalam  penelitian  termasuk data,  peralatan,  teori,  diagram  alir, beserta lokasi penelitian.

## 2.1 Lokasi dan Data
(10,5pt, Bookman Old Style, bold)
2.2 Standarisasi data (10,5pt, Bookman Old Style, bold)

## 2.3 Metode Penelitian
(10,5pt, Bookman Old Style, bold)
Persamaan  matematis  atau  formula diberi  nomor  secara  berurutan  yang diletakkan  di  ujung  kanan  dalam  tanda kurung.  Apabila  penulisan  persamaan lebih  dari  satu  baris  maka  penulisan nomor  diletakkan  pada  baris  terakhir. Penggunaan  huruf sebagai simbol matematis dalam  naskah  ditulis dengan huruf miring ( Italic ) seperti x . Penjelasan persamaan diulas dalam naskah. Penurunan  persamaan  matematis  atau formula  tidak  perlu  dituliskan  secara detil,  cukup  diberikan  bagian  yang terpenting,  metode  yang  digunakan  dan hasilnya.
(1-1)
dengan D( t )
tingkat gangguan geomagnet, ∆ H( t )  variasi  medan  magnet komponen horizontal, Sq(t,m) variasi hari tenang pada waktu t dan bulan m.

## 3  HASIL PEMBAHASAN
(10,5pt, Bookman Old Style, bold)
Tabel dibuat ringkas dan diberi judul yang singkat tetapi jelas hanya menyaji- kan data yang esensial  dan  mudah  di- pahami.  Tabel  diberi  catatan  secukup- nya,  termasuk  sumbernya,  sehingga
tabel  mampu  menjelaskan  informasi yang  disajikan  secara  mandiri.  Setiap tabel diberi nomor secara berurutan dan diulas  di  dalam  naskah.  Judul  tabel diketik dengan jenis huruf Bookman Old Style 10,5 pt dan pada tulisan “Tabel 1 : ” “Tabel 2 : ” dan seterusnya diketik tebal. Tabel  yang  ukurannya  melebihi  satu kolom, maka dapat menempati area dua kolom.  Tabel  tidak  boleh  dalam  bentuk “ picture ”,  harus  dalam  bentuk  tabel. Judul  tabel  dituliskan  pada  bagian  atas tabel,  rata  tengah  dan  diberi  tanda  titik (.) pada akhir judul tabel.
Gambar, Grafik dan Foto harus tajam dan jelas agar cetakan berkualitas baik. Semua  simbol  di  dalamnya  harus dijelaskan. Seperti halnya tabel, keterangan  pada  gambar,  grafik  atau foto harus mencukupi agar tersaji secara mandiri.  Gambar,  grafik  dan  foto  harus diulas  di  dalam  naskah.  Seperti  halnya tabel,  gambar,  grafik  dan  foto  yang ukurannya  melebihi  satu  kolom,  maka dapat  menempati  area  dua  kolom. Gambar,  grafik  dan  foto  memiliki kedalaman minimal 300 dpi.
Gambar  5-4:Distribusi  sudut yaw pada bidang  depan,  x  =  2870  mm 2013)
(9 pt, Bookman Old Style, bold)
Table 4-1: THRUST DAN EFISIENSI
(9 pt, Bookman Old Style, bold)
No. Kondisi Terbang ∆𝜼 ∆𝑭 1 Cruise 54% 55% 2 Take-Off 16% 14%

## 4  KESIMPULAN
Hal-hal penting dalam naskah yang merupakan  kesimpulan  dari  hasil penelitian atau kajian.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Wajib  dituliskan  penulis,  ditujukan kepada  pihak-pihak  yang  membantu penulis baik penyediaan data, pengerjaan  data,  serta  Tim  Redaksi Jurnal dan Mitra Bestari.

## DAFTAR RUJUKAN
Referensi  hendaknya  dari  sumber yang  jelas  dan  terpercaya.  Setiap referensi yang tercantum dalam daftar pustaka  harus  dikutip  (disitir)  pada naskah dan sebaliknya setiap kutipan harus tercantum dalam daftar
pustaka.  Penulisan  acuan  dalam pembahsan  sebaiknya  menggunakan “sistem  penulis - tahun”  yang  mengacu pada  karya  pada  daftar  pustaka. Kutipan  buku  dalam  bentuk  saduran untuk satu sampai dua penulis ditulis nama  akhir  penulis  dan  tahun. Contoh:  Muhammad  Nasir  dituliskan (Nasir, 2009).
Referensi  primer  lebih  dari  80  % dan  diterbitkan  dalam  5-10  tahun terakhir.  Referensi  yang  dicantumkan dalam  naskah  mengikuti  pola  baku dengan disusun menurut abjad berdasarkan  nama  (keluarga)  penulis pertama  dan  tahun  publikasi,  dengan sistim  sitasi American  Physiological Association 6th Edition . Contoh
penulisan  di  dalam  Daftar  Pustaka adalah sebagai berikut :

## Artikel dalam Jurnal (Jurnal Primer)
Burton R. K., R. I. McPherron, C. T. Russell, 1975. An  Empirical  Relationship Between  Interplanetary Conditions
and  Dst, J.  Geophys.  Res.,  80(31), 4204-4214.

## Buku
Ross,  S.  M.,  2004. Introduction  to  Probability and  Statistics  for  Engineers  and Scientists , Burlington,
Elsevier.

## Artikel bagian dari Buku
Maris, G.; M.D. Popescu dan M. Mierla, 2004. Soft X-Ray Solar Flarecycles , dalam A.V. Stepanov; E.E.
Benevolenskaya dan A.G.Kosovichev (editor), Proceedings IAU Symposium , no. 223, 73.

## Skripsi/Tesis/Disertasi
Ameldam,  P.,  2012. Pengujian  Data  NCEP- FNL  Dan  CCMP  Untuk  Potensi  Energi Angin  (Studi  Kasus  Di  Jawa  Barat) , Skripsi ITB.

## Naskah Prosiding
Avia, L. Q., A. Haryanto, N. Cholianawati dan B.  Siswanto,  2010. Identifikasi  Awal Musim  Kemarau dan  Musim  Hujan Berdasarkan  Data  Satelit  TRMM , Prosiding  Seminar  Penerbangan  dan Antariksa  2010:  Sub  Seminar  Sains Atmosfer  dan  Iklim.  Serpong,  15 Nopember 2010.

## Naskah Konferensi
Pontes, M-T, Sempreviva, AM, Barthelmie, R.,
Giebel, G., Costa, P., 2007. Integrating  Offshore  Wind  And  Wave Resource  Assessment, Proc.  7th
European  Wave  and  Tidal  Energy Conference, Porto, Portugal.

## Naskah Laporan Hasil Penelitian
P3TKEBTKE-Kementerian ESDM, 2008.
Laporan  Penelitan  Kajian  PLT  Angin di Indonesia Bagian Timur .
Naskah Online Habby, J., 2011. Applying Tropospheric Moisture to Forecasting, Meteororology Education , diakses http:// weatherpredicition.com, 23 Desember 2014.

## 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