Vol.  15   No. 1   Juni  2017                                                     ISSN 1412- 8063 Nomor : 670/AU3/P2MI-LIPI/07/2015
Diterbitkan oleh Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN) Jakarta – Indonesia J.TEKNO.DIRGANT. VOL.  15 NO. 1 HAL. 1 - 92 JAKARTA,     DESEMBER  2017 ISSN 1412 – 8063 (b) Sayap dengan VG (a) Sayap Normal
Vol.  15   No. 1   Juni  2017                                                       ISSN 1412- 8063 Nomor : 670/AU3/P2MI-LIPI/07/2015
DAFTAR ISI
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 Halaman 1 - 10 SIMULASI  DETUMBLING  PADA  SATELIT  PIKO  MENGGUNAKAN AKTUATOR SIKAP MAGNETIK (PICO-SATELLITE  DETUMBLING  SIMULATION  USING  MAGNETIC ATITUDE ACTUATOR) Ali Muksin, Ridanto Eko Poetro, Robertus Heru Triharjanto 11 - 20 SISTEM  PENGAMAN  POWER  SHAPE-CHARGE  PADA  FLIGHT TERMINATION SYSTEM (POWER  SHAPE  CHARGE  SECURITY  SYSTEM  ON  FLIGHT TERMINATION SYSTEM) Effendi Dodi Arisandi 21 - 28 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 29 - 44
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 45 – 58 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 59 - 70 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 71 - 80 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 81 - 92
Vol.  15  No. 1   Juni  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. Mabe Siahaan, M.Si (Konversi Energi Dirgantara)
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)
Mitra Bestari Prof. Dr. Tresna Priyana Soemardi, M.Si (Struktur Ringan)/UI
Ir. Mahdi Kartasasmita, MS, Ph.D. (Teknologi Penginderaan Jauh)
Dr. Leonardo Gunawan (Struktur Ringan)/ Institut Teknologi Bandung Dr. Ridanto Eko Putro (Fisika Terbang)/Institut Teknologi Bandung
Dr. Ir. Bambang Siswoyo, M.T (Teknik Elektro)/Universitas Brawijaya Dr. Waspada Kurniadi (Teknik Pertambangan)/Universitas Muhammadiyah Tasikmalaya Dr. Ing. Arifin Nugroho, DEA, IPU (Teknologi Satelit)/IEEE Aerospace Indonesia

## 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, Skom 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, Gambar atas: Letak pemasangan vortex generator pada sayap LSU-05, gambar bawah: Perbandingan velocity pathline pada sudut serang 14 ⁰
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. 1   Juni  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. 1, Juni 2017 hadir ke hadapan sidang pembaca dengan mengetengahkan  8  (delapan)  artikel  sebagai  berikut,  “Investigasi  Gaya  Kontak/Impak  pada  Main Landing Gear Pesawat Komuter dengan Pendekatan Multi-Body Simulation (MBS) Rigid Models” ditulis oleh Dony Hidayat, Jos Istiyanto, Danardono Agus Sumarsono, Aryandi Marta.  Penelitian ini bertujuan untuk  mengetahui  karakteristik  gaya  kontak/impak  yang  terjadi  saat  touchdown  landing  telah dilakukan. Pengujian eksperimental menggunakan apparatus membutuhkan waktu yang lama dan biaya yang  besar;  “Pico-Satellite  Detumbling  Simulation  using  Magnetic  Atitude  Actuator  (Simulasi Detumbling pada Satelit Piko menggunakan Aktuator Sikap Magnetik) ”ditulis oleh Ali Muksin, Ridanto Eko Poetro, Robertus Heru Triharjanto. 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; Effendi Dodi Arisandi, menulis Sistem Pengaman Power Shape-Charge pada Flight Termination  System (Power  Shape  Charge  Security  System on  Flight  Termination  System)” . 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 ;  Artikel  dengan  judul  “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)” ditulis oleh Vicky Wuwung, Nelli Anggreyni, Valeri Maria Hitoyo, Carolus Bintoro . 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 ; “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)”  ditulis  oleh  Awalu  Romadhon  dan  Dana  Herdiana.  Penelitian  ini bertujuan  untuk  mengetahui  pengaruh  penambahan  vortex  generator  terhadap  karakteristik aerodinamika  dari  sayap  Pesawat  Tanpa  Awak  LSU-05;  Kemudian  Fitrenna  Khaznasari,  Joko  Suryana menulis  “Desain  dan  Implementasi  Ground  Model  Satelit  Nano  dengan  Subsistem  Komunikasi  dada Frekuensi S-Band (Design and Implementation of Ground Model Nano-Satellite with S-Band Frequency Communication Subsystem)”. Makalah ini berisi desain dari ground model nano-satelit pengamat Bumi yang  subsistem  komunikasinya  bekerja  pada  frekuensi  S-Band;  “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)” ditulis oleh Fajar Ari Wandono, Agus Harno Nurdin Syah. 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); Artikel terakhir Arif Hidayat, Wahyudi Hasbi, Elyas Palantei, Syafruddin Syarif menulis “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)”.  Penelitian  ini untuk  mendapat  nilai  pergeseran  frekuensi  sesuai  efek Doppler yang  dibutuhkan,  diperlukan  sakelar  antena  yang  stabil,  yang  berfungsi  sebagai pengontrol antena array .
Demikianlah 8 artikel yang kami sajikan dalam Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15, No. 1, Juni 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.
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 **)
*) Departemen Teknik Mesin, Universitas Indonesia, Depok Pondok Cina, Beji, Depok City, West Java 16424
**) Pusat Teknologi Penerbangan Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN, Sukamulya, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia e-mail : dony.hidayat@ui.ac.id
Diterima 16 Mei 2017; Direvisi 25 Juli 2017; Disetujui 3 Agustus 2017

## ABSTRACT
Landing Gear Drop Test (LGDT) which aims to determine the characteristic of contact/impact force that occurs in the time of the touchdown landing has been conducted. Experimental tests using the apparatus requires a substantial time and cost. Virtual Landing Gear Drop Test (vLGDT) using MSC ADAMS software is one of  the solutions for  initial stage to testing landing gear. Stiffness values  and damping coefficient obtained from vLGDT are 5.0e5 N/m and 1600 N.sec/m. Contact/impact force that occurs on vLGDT is 75996 N, while from experimental is 73612 N. The difference between vLGDT and experimental result is 3.14%.
Keywords: contact/impact force, landing gear, drop test, multi-body simulation, rigid body

## ABSTRAK
Pengujian landing  gear yang  bertujuan  untuk  mengetahui  karakteristik  gaya  kontak/impak yang terjadi saat touchdown landing telah dilakukan. Pengujian eksperimental menggunakan apparatus membutuhkan  waktu  yang  lama  dan  biaya  yang  besar. Vitual  Landing  Gear  Drop  Test (vLGDT) menggunakan 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  kontak/impak  yang  terjadi  pada  simulasi  menggunakan  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
1 PENDAHULUAN
Kebutuhan pesawat komuter untuk penerbangan perintis pada kawasan timur Indonesia cukup tinggi. Kondisi ini disebabkan  sebagian  besar  landasan pacu pada daerah ini masih pendek dan pesawat komuter yang beroperasi banyak yang  berumur  di  atas  20  tahun.  Untuk memenuhi  kebutuhan  alat  transportasi tersebut,  maka  dikembangkan  pesawat komuter  dengan  kapasitas  penumpang sampai  19  orang  (Joko,  2010;  "N219, Pesawat untuk Landasan Pendek," 2010).
Setiap  pesawat  yang  akan  diguna- kan  untuk  moda  transportasi  harus melewati proses sertifikasi ( Civil Aviation Safety Regulation /CASR) yang dikeluarkan oleh Kementrian Perhubungan RI. Salah satu proses sertifikasi yang harus dipenuhi adalah sertifikasi untuk komponen landing gear (Kemenhub,  2001). Landing  gear adalah salah satu komponen utama pada pesawat terbang yang mempunyai fungsi untuk penyerapan energi pada saat fase landing ,  untuk  pengereman  dan  untuk proses taxi di  landasan  (Currey,  1988; Raymer, 1999). Pengujian eksperimental main  landing  gear model roll  out telah dilakukan  di  Laboratorium  Aerostruktur LAPAN  sesuai  dengan  regulasi  yang terdapat pada CASR Part 23.725.
Perangkat lunak untuk kerekayasa- an  ( Computer  Aided  Engineering /CAE) berkembang  pesat  dalam  beberapa dekade ini, salah satunya adalah metode Multi-Body  Simulation (MBS).  MBS menyediakan tools yang  sangat  cepat
untuk  pemodelan  dan  simulasi  suatu assembly yang  terdiri  dari  beberapa komponen yang rumit. Inilah salah satu kelebihan MBS dibanding Finite Element Analysis (FEA)  yang  cendrung  untuk memisahkan  secara parsial  komponen  – komponen  pada  suatu assembly yang bergerak dan berinteraksi satu sama lain (Khude, 2014).
Romeo et al (Leo, Fenza, Barile, & Lecce,  2014)  telah  membuat  metodologi untuk Virtual  Landing  Gear  Drop  Test (vLGDT)  menggunakan  perangkat  lunak MSC ADAMS dan membandingkan hasil simulasi dengan hasil pengujian experimental . Perbedaan antara simulasi dan eksperimental di bawah 11%. Krason (Krason &
Malachowski, 2015)
memperkenalkan metodologi untuk mengevaluasi  beberapa  model landing gear dan penelitian secara numerik pada komplit  sistem landing  gear .  Dengan menggunakan simulasi Chen et al , (Chen, Chang,  Chen,  &  Chen,  2014)  telah melakukan  simulasi  impak  pada main landing gear yang divariasikan ketebalannya  menggunakan  perangkat lunak  komersial  ANSYS  dan  LS-Dyna. Kong et al , (Kong, Lee, Han, & Ahn, 2009) juga telah melakukan simulasi menggunakan  LS-Dyna  pada landing Gear  Smart  Unmanned  Aircraft Vehicle (SUAV)  dan  dibandingkan  dengan  data experimental . Fu et  al , (Fu, Zhang, Li, & Li, 2013) memodelkan pengujian drop test landing gear dengan pendekatan menggunakan modul SimMechanics pada
Matlab/Simulink . Pemodelan dapat menganalisis karakteristik dinamik berbagai kondisi seperti saat touchdown , taxi , dan pengereman.
Pengujian  eksperimental landing gear  drop  test membutuhkan  fasilitas yang  kompleks  dan  biaya  yang  besar, oleh  karena  itu  simulasi  menggunakan virtual landing gear drop test merupakan salah  satu  solusinya.  Pemodelan  yang digunakan  pada  penelitian  ini  masih menggunakan rigid  body  model ,  karena analisisnya  hanya  untuk  gaya  kontak/ impak  saja.  Parameter  k  dan  c max yang diperoleh  merupakan  parameter  dari gaya  kontak/impak main  landing  gear . Penelitian ini bertujuan untuk membuat vLGDT  menggunakan software MSC ADAMS.  Dengan  metode virtual ,  iterasi konfigurasi  desain landing gear dapat dilakukan dengan cepat dan murah.

## 2 METODOLOGI
2.1   Lokasi dan Data
Pengujian  eksperimental  LGDT dilakukan  di  Laboratorium  Aerostruktur Pusat  Teknologi  Penerbangan  LAPAN. Simulasi  vLGDT  menggunakan  perangkat lunak MSC ADAMS dengan menggunakan alat  uji  LGDT  seperti  pada  Gambar  2-1, dan diagram alir pemodelan vLGDT seperti pada Gambar 2-2.
Gambar 2-1: Alat uji LGDT

## 2.2  Diagram alir
Pemodelan untuk
vLGDT
menggunakan  model  2  dimensi  dengan
parameter  inputan: stiffness (k), force exponent (e), damping (cmax),  dan penetration  depth (d).  Hasil  dari  vLGDT dibandingkan  dengan  ekperimental,  jika hasilnya berbeda maka parameter inputan diiterasi  sampai  nilainya  mendekat eksperimental.
Gambar 2-2: Diagram  alir  Pemodelan  untuk vLGDT  menggunakan  model  2 dimensi dengan parameter inputan

## 2.3 Asumsi dan Data Awal
Asumsi  dan  data  awal  yang digunakan pada simulasi adalah:
 Main landing gear dimodelkan 2 dimensi,
 Model  menggunakan  tipe rigid  body (Shabana, 2013; Stronge, 2004),
 Roda  dimodelkan  berdasarkan  data eksperimental (Brach & Brach, 2009),
 Gesekan diabaikan,
 Step size pada simulasi = 0.001 detik,
 Tekanan roda eksperimental = 65 psi,
 Diameter roda = 812.80 mm,
 Drop displacement = 200 mm.
Persamaan  gerak  translasi  dan rotasi  untuk unconstrained  multibody system yang terdiri dari model kaku ( rigid model ) adalah (Machado, Moreira, Flores, & Lankarani, 2012)
𝑀. 𝑞̈ = 𝑔 (2-1)
Dimana M adalah  sistem  global matriks  massa  yang  terdiri  dari  massa dan momen inersia seluruh komponen, 𝒒̈ adalah  vektor  percepatan.  Sedangkan 𝒈 adalah  vektor  gaya  secara  umum  yang terdiri  dari  gaya  dan  momen  luar  yang bekerja pada system.

## 3 HASIL DAN PEMBAHASAN
Simulasi  menggunakan Virtual Landing  Gear  Drop  Test (vLGDT)  dengan pemodelan gaya kontak/impak memakai 4 variabel, yaitu (Giesbers, 2012):
 stiffness (k),
 force exponent (e),
 damping (c max ),
 penetration depth (d).
Variabel awal untuk nilai e dan d mengacu pada Giesbers (Giesbers, 2012), nilai e untuk karet≈ 1.1 dan nilai d = 1.0e-
4 m. Nilai dari c max berkisar 1% dari nilai k, sedangkan nilai k mengacu pada data kondisi  statik  eksperimental,  k  =  5.9e5 N/m.
Karena
karet mempunyai karakteristik stiffness yang non  linear (Currey,  1988),  jadi  nilai  k  statik  ini merupakan  tebakan  awal  sebelum dilakukan iterasi.
Gambar  3-2  menampilkan  nilai drop displacement , dari hasil experimental diperoleh  nilai drop  displacement saat touchdown (fase compression ) sebesar     - 125  mm  sedangkan  hasil  simulasi sebesar  -92  mm.  Perbedaan  antara eksperimental  dan  simulasi  disebabkan karena  nilai  variabel  k  simulasi  lebih besar dari kondisi eksperimental.
Displacement  rebounded simulasi  lebih cepat 0.032 detik dibanding eksperimental.
Gambar 3-1: vLGDT menggunakan MSC ADAMS
Gambar 2-2: Komparasi hasil eksperimental dan simulasi dengan variabel tebakan awal
Untuk mendapatkan karakteristik dinamik main  landing  gear simulasi sesuai  dengan  eksperimental,  maka dilakukan iterasi pada parameter inputan simulasi. Iterasi pertama dilakukan untuk nilai  k,  sedangkan  parameter  e  dan  d sesuai  dengan  simulasi  awal.  Karena redaman hasil simulasi awal terlalu cepat dibanding eksperimental, maka nilai c max diganti menjadi 2000 N.detik/ m, nilai ini masih  tebakan  awal,  selanjut-nya  akan divariasikan  setelah  didapatkan  nilai  k yang mirip dengan eksperimental.
Nilai k divariasikan seperti ditampil- kan pada Tabel 3-1. Gambar 3-3 ditampil- kan  hasil  simulasi  dengan  memvariasi nilai  k,  pada  nilai  k  =  5.0e5  N/m,  nilai drop  displacement fase compression 1 simulasi  sebesar  -124  mm  pada  0.314 detik.  Pada  saat separation 1,  nilai drop displacement simulasi  sebesar  144  mm pada  0.602  detik.  Komparasi  hasil simulasi  dan  eksperimental  ditampilkan pada Tabel 3-2.
Semakin  kecil  nilai stiffness (k), maka  nilai drop  displacement yang dihasilkan  pada  fase compression akan
semakin  besar  seperti  yang  ditampilkan pada  Gambar  3-3.  Fenomena  ini  sama dengan Hukum Hooke (Hibbeler, 1997).
Persentase perbedaan antara simulasi dan eksperimental dari tahap 1 sampai  3  terus  mengalami  kenaikan, pada compression tahap ketiga, perbedaan- nya 7.1 % sedangkan pada separation 9.3 %,  hal  ini  disebabkan  karena  ada pengaruh  dari  c max .  Untuk  mendekati nilai  eksperimental,  dilakukan  iterasi nilai  c max .  Pada  iterasi  cmax,  nilai  k  = 5.0e5 N/m, e = 1.1 dan d = 1e-4 m.
Nilai c max divariasikan seperti pada Tabel  3-1  dan  hasil  dari  variasi  c max ditampilkan pada Gambar  3-4. Semakin kecil  nilai  c max ,  grafik  hasil  simulasi mendekati  grafik  eksperimental.  Untuk Nilai  c max =  1600  N.detik/m  pada  saat fase compression dan separation ditampilkan  pada  Tabel  3-3.  Perbedaan antara simulasi dan eksperimental pada fase compression dan separation tahap ketiga  sudah  di  bawah  5  %,  sedangkan saat cmax = 2000 N.detik/m (Tabel  3-2) perbedaannya masih di atas 5 %.

## Tabel 3-1: VARIASI PARAMETER UNTUK GAYA KONTAK/IMPAK
Stiffness k
[N/m]
Damping c max [N.det/m] 5.9e5 2000 5.5e5 1800 5.0e5 1600
Tabel 3-2: KOMPARASI DROP DISPLACEMENT EKSPERIMENTAL DAN SIMULASI (k = 5.0e5 N/m; c max = 2000 N.detik/m)
Fase Drop displacement [mm] simulasi Drop displacement [mm] eksperimental Perbedaan [%] Compression 1 -124 -125 0.8 Compression 2 -103 -107 3.9 Compression 3 -84 -90 7.1 Separation 1 144 148 2.7 Separation 2 104 117 2.9 Separation 3 75 92 9.3
Gambar 3-4: Variasi nilai koeffisien damping
Dari  beberapa  kali  iterasi  nilai stiffness (k) dan koefisien damping (c max ) diperoleh  grafik  perbandingan  hasil semulasi dan eksperimental seperti yang ditunjukan  Gambar  3-5.  Hasil  simulasi sudah mendekati eksperimental, namun mulai pada detik ke 2, perbedaan waktu fase compression dan separation antara
simulasi  dan  eksperimental  sudah  0.05 detik seperti ditampilkan pada Tabel 3-4. Perbedaan  waktu  ini  semakin  lama semakin besar, hal ini disebabkan karena pendekatan  pada  penelitan  ini  masih menggunakan model rigid body dan tidak ada gesekan pada aparatus.
Tabel 3-3:  KOMPARASI DROP DISPLACEMENT EKSPERIMENTAL DAN SIMULASI (k = 5.0e5 N/m; c max = 1600 N.detik/m)
Fase Drop displacement [mm] simulasi Drop displacement [mm] eksperimental Perbedaan [%] Compression 1 -126 -125 0.8 Compression 2 -108 -107 0.9 Compression 3 91 -90 1.1 Separation 1 152 148 2.7 Separation 2 115 117 1.7 Separation 3 88 92 4.5
Gambar 3-5: Perbandingan data drop displacement MLG eksperimental dan simulasi
Tabel 3-4:  KOMPARASI  WAKTU  FASE COMPRESSION & SEPARATION PADA  EKSPERIMENTAL  DAN SIMULASI (k = 5.0e5 N/m; c max = 1600 N.detik/m) Fase Waktu [detik] simulasi Waktu [detik] eksperimental Perbedaan [detik] Compression 1 0.31 0.33 0.02 Compression 2 0.9 0.91 0.01 Compression 3 1.43 1.46 0.03 Compression 4 1.94 1.99 0.05 Compression 5 2.42 2.47 0.05 Compression 6 2.88 2.95 0.07 Separation 1 0.6 0.61 0.01 Separation 2 1.17 1.19 0.02 Separation 3 1.69 1.73 0.04 Separation 4 2.18 2.23 0.05 Separation 5 2.65 2.72 0.07 Separation 6 3.11 3.19 0.08
Setelah  karakteristik  dinamik  dari simulasi  sudah  mendekati  eksperimental, tahapan  selanjutnya  adalah  menentukan karakteristik  gaya  kontak/impak  pada simulasi. Gaya kontak/impak yang terjadi pada  simulasi  menggunakan  vLGDT sebesar 75996 N seperti yang ditampilkan pada  Gambar  3-6,  sedangkan  dari eksperimental  sebesar  73612  N.  Hasil simulasi  lebih  besar  3.14%  dibandingkan eksperimental.
Menurut  Hukum  Hertz  yang berhubungan  dengan  gaya  kontak dengan  pengaruh  fungsi nonlinear dari lekukan  dapat  diekspresikan  sebagai (Machado et al ., 2012):
𝐹 𝑁 = 𝐾. 𝛿 𝑛 (3-1)
dimana 𝛿 adalah  lekukan  relatif  antara bagian  yang  berkontak,  K  adalah parameter stiffness dan  n  adalah eksponensial gaya nonlinear yang merupakan fungsi dari properties material  dan  karakteristik  geometri  dari permukaan yang terjadi kontak.
Berdasarkan  Hukum  Hertz  di atas, salah satu cara untuk mengurangi gaya  kontak/impak  yang  terjadi  pada main  landing  gear adalah  dengan mengurangi  parameter stiffness ,  karena parameter  dari  material  roda  dan geometrinya  sudah fix .  Semakin  kecil stiffness maka  semakin  besar  defleksi
yang  terjadi dan  semakin banyak energi yang  diserap  oleh  komponen  yang terdefleksi  tersebut  (Hibbeler,  1997).
Stiffness dari main  lainding  gear yang bisa  dikurangi  adalah  komponen strut dan rubber damper -nya.

## Tabel 3-5: PARAMETER GAYA KONTAK/IMPAK HASIL SIMULASI
Stiffness [N/m] Koefisien damping [N.det/m] Force exponent Penetration depth [m] 5.0e5 1600 1.1 1e-4
Gambar 3-6: Perbandingan gaya kontak/impak eksperimental dan simulasi

## 4 KESIMPULAN

## Virtual  Landing  Gear  Dropt  Test
(vLGDT)  telah  berhasil  dibuat  mengguna- kan perangkat lunak MSC ADAMS.  Dari hasil simulasi (vLGDT), diperoleh parameter–parameter untuk gaya kontak/impak main  landing  gear pesawat komuter  19  penumpang.  Nilai  parameter gaya  kontak/impak  tersebut  adalah stiffness (k)  =  5.0e5  N/m  dan  koeffisien damping  (c max )  =  1600  N.detik/m.  Gaya kontak/impak  maksimal  yang  terjadi menggunakan  simulasi  (vLGDT)  sebesar 75996  N,  sedangkan  pada  eksperimental sebesar  73612  N  dengan  error  sebesar 3.14%.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Penulis mengucapkan terima kasih  kepada  Bapak  Gunawan  Setyo Prabowo, Bapak Agus Aribowo dan Bapak Atik  Bintoro  atas  bimbingannya  dalam penulisan makalah ini.

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

## DAFTAR RUJUKAN
Brach,  Raymond  M,  &  Brach,  Matthew,  2009.
Tire  Models  for  Vehicle  Dynamic Simulation And Accident Reconstruction : SAE Technical Paper.
Chen, Pu-Woei, Chang, Shu-Han, Chen, Chan- Ming,  &  Chen,  Pu-Woei,  2014. Impact Loading  Analysis  of  Light  Sport  Aircraft Landing  Gear . Applied  Mechanics  and Materials 518 , 252-257.
Currey, Norman S., 1988. Aircraft Landing Gear Design: Principles and Practices : Aiaa.
Fu, Yong Ling, Zhang, Peng, Li, Sheng Jun, & Li,
Zhu  Feng,  2013. Drop  Dynamic Simulation  for  Landing  Gear  via SimMechanics. Paper  presented  at  the Advanced Materials Research.
Giesbers,  Jochem,  2012. Contact  Mechanics  in MSC  Adams-A  Technical  Evaluation  of The  Contact  Models  In  Multibody dynamics software MSC Adams.
Hibbeler,  RC,  1997. Mechanics  of  Materials :
Prentice Hall.
Joko,  2010. Pesawat  N219  Akhirnya  Diakui Sebagai  Pesawat  Nasional .  Retrieved from  lapan.go.id  website:  https:// www.lapan.go.id/index.php/subblog/ read/2015/2203/Pesawat-N219-
Akhirnya-Diakui-Sebagai-Pesawat- Nasional/380.
Kemenhub, 2001. Civil Aviation Safety
Regulations (CASR) Part 23 Amd. 1.
Khude,  Naresh  N., 2014. Efficient Simulation of
Flexible  Body  Systems  with  Frictional Contact/Impact. Citeseer.
Kong,  JP,  Lee,  YS,  Han,  JD,  &  Ahn,  OS,  2009.
Drop Impact Analysis of Smart Unmanned Aerial Vehicle (SUAV) Landing
Gear and Comparison with Experimental
Data . M a terial wissenschaft und Werkstofftechnik, 40(3), 192-197. Krason, W., & Malachowski, J., 2015. Multibody Rigid  Models  and  3D  FE  Models  in Numerical Analysis of Transport Aircraft Main  Landing  Gear .  Bulletin  of  the Polish  Academy  of  Sciences  Technical Sciences, 63(3), 745-757.
Leo, Romeo Di, Fenza, Angelo De, Barile, Marco,
&  Lecce,  Leonardo,  2014. Drop  Test Simulation for An Aircraft Landing Gear Via  Multi-Body  Approach .  Archive  of Mechanical Engineering, 61(2), 287-304.
Machado,  Margarida,  Moreira,  Pedro,  Flores,
Paulo,  &  Lankarani,  Hamid  M.,  2012. Compliant  Contact  Force  Models  in Multibody  Dynamics:  Evolution  of  the Hertz  Contact  Theory .  Mechanism  and Machine Theory, 53, 99-121.
N219,  Pesawat  untuk  Landasan  Pendek,  2010.
Kompas . Retrieved from http://
bisniskeuangan.kompas.com/read/201
0/12/31/04573584/n219.pesawat.unt
uk.landasan.pendek.
Raymer,  Daniel  P.,  1999. Aircraft  design:  a conceptual  approach, American  Institute of  Aeronautics  and  Astronautics .  Inc.,
Reston, VA.
Shabana,  Ahmed  A.,  2013.
Dynamics  of Multibody Systems : Cambridge university press. Stronge, William James, 2004. Impact
mechanics : Cambridge university press.

## PICO-SATELLITE DETUMBLING SIMULATION USING MAGNETIC ATITUDE ACTUATOR

## (SIMULASI DETUMBLING PADA SATELIT PIKO MENGGUNAKAN AKTUATOR SIKAP MAGNETIK)
Ali Muksin 1*) , Ridanto Eko Poetro **) , Robertus Heru Triharjanto ***)
*) Department of Astronomy, Institut Teknologi Bandung Jl.Ganesha 10 Bandung 40132 Jawa Barat
**) Aeronautics & Astronautics Program Study, Institut Teknologi Bandung Jl.Ganesha 10 Bandung 40132 Jawa Barat
***) Satellite Technology Center National Institute of Aeronautics & Space Jl. Cagak Satelit Km. 4, Bogor 16310 Indonesia
1 e-mail: ali.muksin0510@gmail.com
Diterima : 31 Mei 2017; Disetujui : 8 September 2017; Diterbitkan : 13 September 2017

## ABSTRACT
One  of  the  methods  to  control  Nano/pico-satellite’s  attitude  is  using  magneto-torquers  as attitude actuators. ITB, at the moment is planning to develop a cubesat. Therefore, the objective of the research was to investigate the performance of such attitude control system for 3U class cubesat. The research  used  Matlab/simulink-based  satellite  simulator  developed  by  LAPAN  and  ITB,  and  B-dot control  law.  The  advantages  of  the  method  are  that  the  actuators  are  small  and  lighter  compared  to the other type of actuators, such as momentum wheels or reaction wheels. However, the disadvantages is  that  the  torques  can  be  created  only  when  the  actuator  oriented  at  non-zero  angle  with  local magnetic  field.  The  results  showed  that  the  attitude  control  system  could  performed  the  detumbling operation, with the best transient time at about  two orbits period. Varying the gain parameter in the controller may result into variation of transient time and even unstability.
Keywords: Cubesat attitude control, Magnetic actuator, B-dot control, Satellite simulator

## ABSTRAK
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: Kendali sikap cubesat, Aktuator magnetik, Kendali b-dot, Simulator satelit

## 1 INTRODUCTION
Using  magneto-torquers  as  sole attitude  actuators  in  three-axis  attitude control stability was initially proposed by Musser et  al. (1989).  The  utilization  of magneto-torquers in satellite is typical to dump excess angular momentum inducted by external disturbances. Other utilizations  include  detumbling,  initial acquisition,  precessing  control,  nutation damping, and momentum control (Markley et  al. , 2014). The discussion in this  paper  focuses  more  on  the detumbling case.
Attitude  control  system  using magnetorquers  have  several  advantages and  disadvantages  especially  for  near- Earth mission or satellite in Low Earth’s Orbit (LEO) orbit. The advantages are the hardware  is  simple,  lightweight  compare to  other  types  of  actuator  such  as reaction  wheels  or  momentum  wheels, and the mass does not change over time (unlike  thruster).  In  addition,  it  has smoothness  of  application,  does  not deteriorate over time, and has essentially unlimited mission, due to the absence of expendable.  But  this  actuator  only produces  perpendicular  torque  of  local
magnetic field, and at any given time, the satellite is only able to control two out of its  three  axis  while  producing  residual magnetic moment. The actuator also has some  limitations  due  to  the  complicated dynamic  nature  of  the  Earth’s  magnetic field (Makovec, 2001).
The objective of this research was to  investigate  the  performance  of  3-axis magneto-torquer  for  attitude  control system  of  3U  class  cubesat.  The investigation  was  done  by  simulating detumbling mode for the pico-satellite in LAPAN-ITB Simulink-based satellite simulator.
Before  the  investigation,  the model of Earth’s magnetic field had been implemented  in  the  simulator  developed by  Triharjanto  et  al.  (2015).  The  model was based on International Geomagnetic Reference Model (Thébault, 2015), which was  put  forth  by  IAGA  (International Association of Geomagnetism and Aeronomy).  Among  others,  the  reference showed  that  the  field  magnitude decrease  was  promotionally  inverted  to the cube from the distance of the center of  the  Earth  and  the  magnetic  control torques  were  typical  in  the  order  of  10 -4 Nm and 10 -5 Nm for LEO orbit. The details
of  the  computational  implementation was published by Muksin et al (2016).
2 METHODOLOGY
2.1  Satellite-Earth

## Magnetic Interaction Model
According  to  the    attitude  control design  guidance  in  Wertz  (2011),  it  is assumed  that  satellite  is    a  rigid  body with homogeneus density. The satellite is cube  shaped  with  13x13x30  cm  in dimension  and  3,5  kg  in  weight.  This satellite  only  has  coil  type  magneto- torquers as the attitude actuator in three axis configuration. The coils are made of copper  wire  with  265  wraps  for x -axis, 243 wraps for y -axis, and 279 wraps for z -axis. It  is  assumed  that  the maximum currents can be produced by the satellite is 30 mA.
Figure 2-1:  Satellite model showing coil magneto-torquers placement (blue)
To  implement  the  model  in Simulink-based  simulator,  we  made  a mathematic  model  of  this  satellite’s inertia  matrix.  The  inertia  matrix  was used  to  describe  the  mass  distribution about  center  of  mass.  For  the  satellite
with  mass m ,  Wertz  (2011)  defined  the inertia matrix as:
                     2 2 2 2 2 2 ( ) ( ) ( ) x z xy zx
I xy z x yz dm zx yz x y (2-1)
Using  the  equation,  the  inertia matrix  (assuming  the  value  of  product inertia  was  10%  from  the  calculated value) was
              2
0.3741 0.005915 0 0 0.3741 0.01365 . 0.01365 0 0.1183
I kg m

## 2.2  Earth’s Magnetic Field Model
The Earth’s magnetic field implemented  in  the  Simulink-based satellite  simulator  by  Muksin et  al. (2016) was based on the updated version of IGRF-12 model. This simulator used a custom  model  adopted  from  IGRF  12th data, combined with theoretical model of spherical  harmonic.  The  result  are plotted  in  Figure  2-2  (axis  showing latitude and longitude).
Figure  2-3  shows  the  simulated single  orbit  reading  of  the  satellite’s magnetometer.  The  orbit  parameters used  the  orbit  of  LAPAN-A2  satellite downloaded  from  celestrak  on  April  37 2016,  at  08:59  PM  (Table  2-1),  but  the inclination angle had been modified from 6 to 97 degree.
Table 2-1. LAPAN-A2 (IO-86) TLE
1  40931U  15052B      16092.07183861 .00000704  00000-0  92160-5 0  9996
2  40931      5.9980  144.8864  0012731
105.9830 254.1966 14.76443089 27519
13 cm 13 cm 30 cm Z X Y
Figure 2-2: Total intensity of the Earth’s geomagnetic field model in local horizon frame
Figure 2-3: The satllite geomagnetic reading in local tangent coordinates for 1 orbit

## 2.3  The Attitude Control Model
Magnetic  torque  is  a  product  of interaction  between  moment  dipole generated  by  flowing  currents  through the coil, and Earth’s magnetic field. This is a similar effect to compass needle that attempts  to  align  itself  with  local direction of magnetic field. If a magnetic moment  by  spacecraft  can  be  represented with m and the local magnetic field  with B ,  the  produced  torque T ,  is  (Wertz, 2011)
  T m B (2-2)
to  control  the  attitude  of  the  spacecraft, the electric currents I must be carefully calculated,  that  must  be  taken  to generate  the  magnetic  moment.  The moment  generated  by  magnetorquers  is (Wertz, 2011)
 ˆ m NIAn (2-3)
N  is  number  of  coil  and  A  is  cross- section area of  the  coil.  Thus, substituting equation (2-3) into equation (2-2), will give
  ˆ ˆ ( ) T NIAB n b (2-4)
with  ˆ b is  unit  vector  of  the  local magnetic field and  ˆ n is unit vector of the electro-moment dipole.
In cases using the magnetorquers as main actuator of small satellite, it can be  used,  among  others,  to  de-tumble  te satellite.  To  detumble  we  use  B-dot control (controlling electro-magnetic dipole  moment)  to  make  an  angular velocity  , of spacecraft  equal to zero or close to zero (Makovec, 2011)
   ( ) ctrl k T b B (2-5)
with  / b B B , k is  positive  scalar gain.  The  gain  is  used  to  estimate  how much  torque  must  be  acted  to  achieve the  detumbling  mode  and  the  value  of this gain can be estimated. The equation above gives
        3 ( ) ( ) T ctrl T k b b k I bb (2-6)
Where  we  can  see  the  control  torque  is clearly  perpendicular  to  local  magnetic vector b .  To prove  the  stability  of  this control  law  considering  the  following candidate  Lyapunov  function  (Makovec, 2011)
   1 2 T V I (2-7)
with I is  an  inertia  matrix,  using dynamic  and  kinematic  equation  in Wertz (2011)
       .
[ ] I I T
(2-8)
and previous equation, will get
     . 3 ( ) T T V k I bb (2-9)
with  3 ( ) T I bb is eigenvalues that always be 0, 1, and, 1. Using these equation will give (Makovec, 2011)
    . . B A R B (2-10)
where . R is  geomagnetic  vector  depends on  spacecraft  orbital’s  position.  Assuming, or initial stage of detumbling, . . R B , we can approximate that
  . k m B B (2-11)
this  equation  is  well-known  as  B-dot control  and  the  gain  value  can  be estimated using
   min 4 (1 sin ) orb k i I T (2-12)
in  this  case,  the gain  value  that  is  used is a fix single gain value, not an adaptive gain  value  or  PID  (proportional-integral- derivative).
T orb : Orbital period, seconds
i : Inclination angle, degree I mi : Minimum value of principal inertia moment

## 3 THE SATELLITE SIMULATOR
The  simulator  was  built  using MATLAB  (a  programming  language developed  by  MathWorks)  and  Simulink (a  block  diagram  environment  for  multi- domain  simulation  and  Model-Based Design),  with  the  graphic  user  interface (GUI) given in figure 3-1. The main input (satellite parameter and initial condition) of  the  simulator  given  in  Satellite Parameter is INPUT block and all output is  given  in  OUTPUT  block.  With  this simulator we can visualize the orbit and
attitude of the satellite in 2D graph or 3D animation.
Before we make a scheme of B-dot controller,  the  first  thing  to  do  is  to convert the Earth’s magnetic field model in  local  horizon  frame  to  body  reference frame  as  magnetometer.  Using  coordinate transformation,  if b l R represents  matrix transformation  from  local  horizon  to
body reference frame, the transformation coordinate given by
 b b l l B R B (2-13)
with l B is  Earth’s  magnetic  field in local horizon frame and b B is field in body  reference  frame.  The  schematic implementation  B-dot  control  is  shown in  Figure  3-2,  and  the  Simulink implementation in Figure 3-3.
Figure 3-1: GUI of satellite simulator base on MATLAB Simulink
Figure 3-2: B-dot control scheme

## Figure 3-3: Implementation of B-dot control in the satellite simulator
3 RESULTS AND DISCUSSIONS
These are the results of simulation  for  detumbling  mode  with different gain value ( k ) for t=15000s, with the  initial  angular  velocity  of  spacecraft is  
   0 0.03 0.02 0.01  rad/s and initial rotation  angle  is    
    0 0 0 degree, with  is rotation about roll axis,  is rotation about pitch axis, and  is
rotation about yaw axis.
Figure  3-1  (angular  velocity  plot) shows  that  the  time  needed  to  stop  the satellite  rotation  is ~1600𝑠 ,  which  is nearly <1 orbit periods. In rotation angle plot  shows  that  during  such  time  the satellite  has  rotated  4  times  in x -axis (roll)  and  3  times  in z -axis  (yaw).  Full rotation cannot happen in y -axis (pitch), because  at  the  initial  condition  the satellite’s position located at the equator and the field in down direction that effect on  pitch  rotation  is  not  too  strong compare  to  another  component  in  other direction. After detumbling mode, we can see from magnetic torque plot (the torque is  result  of  interacting  between  the Earth’s  geomagnetic  field  and  dipole moment  by  magnetorquers),  the  system unable to lock the attitude or completely
stop  the  rotation  of  the  satellite.  It  is because  when  the  satellite  toward  the Earth’s magnetic pole, the field increases and  affects  the  angular  velocity  due  to the  gain  value  is  large.  Even  so,  b-dot still reduces the angular velocity.
Figure 3-1:  Attitude  control  parameters  for   4
5.0617 10 k without perturbations
Figure 3-2:  Time  history  of  attitude  parameter for   1 1 10 k without perturbations
Figure  4-2  (angular  velocity  plot) shows  that  the  time  need  to  stop  the satellite  rotation  is ~12000𝑠 ,  which  is nearly >1 orbit periods. In rotation angle plot  shows  that  during  such  time  the satellite  has  rotated  3  times  in x -axis (roll)  and  4  times  in z -axis  (yaw).  Full rotation cannot happen in y -axis (pitch), because  at  the  initial  condition  the satellite’s position located at the equator and the field in down direction that effect on  pitch  rotation  is  not  too  strong comparing  to  another  component  in other  direction.  After  detumbling  mode, the  system  was  managed  to  lock  the attitude  or  completely  stop  the  rotation of the satellite (see magnetic torque plot). And  it    can  be  concluded  that  b-dot successfully  achieve  detumbling  mode with this fix or constant gain value.
Figure  4-3  (angular  velocity  plot) shows the system fail to reach its goal of stopping  the  satellite  rotation.  In  this case,  the  rate  explodes  near  the  pole (around ~10000𝑠 )  and  the  system  or  b- dot cannot recover or reduce the angular velocity,  the  spacecraft  spins  about z - axis or yaw. It is because when the value of gain ( k ) is too large, it means that the magnetorquers  is  too  sensitive  and  can cause  instability  after  detumbling  mode is  achieved.  This  indicates  that  the system  performing  at  the  limit  of  its capability at this gain value.
Figure 4-3:  Time  history  of  attitude  parameter for   7 1 10 k without perturbations
The  gain  value  in  this  case  is depending  on  the  mass  moment  of inertia  of  the  spacecraft  and  should  be recalculated  for  different  configurations. For this simulator, the gain value used is a  fix  single  gain  value.  The  only consequence of having too low gain set is
the  settling  time  proportional  increase (Guerrant,  2005)  or  otherwise.  But  the maximum  stable  gain  did  not  guarantee that  detumbling  mode  can  be  achieved fastest  due  to  when  the  gain  with  the fastest  settling  time  (the  gain  value  is large)  has  a  stability  limit.  And  the different configurations of the gain value give  a  different  perfomance  (Leomanni, 2012).

## 4 CONCLUSIONS
From the results, we can conclude that  gain  value k has  important  rule  to define  how  long  to  achieve  detumbling mode  and  define  the  sensitivity  of  the model  of  magnetorquers.  If  gain  value  k is  large,  the  time  to  achieve  detumbling mode  is  shorter,  but  if  gain  value  is  too large, after detumbling mode, bias moment still exists that causes disruptions while the  satellite  attitude  control  mechanism in  effect.  To  avoid  the  torques  with infinite  ( ) value, when the value of the gain k is  too  large,    the  currents  are limited to a maximum of 30 mA or 0.030 A.  In  this  paper  the best  and  smoothest result  was  for  gain k =1x10 1 .  In  this simulator,  for k >1x10 6 the  system  could not achieve detumbling mode and it was the  limit  of  the  gain  value  for  this simulator. The instability occurred when k =1x107  for 𝑡 = ±1000𝑠 and  the  system failed  to  reach  detumbling.  Another factor that influenced how long it took to reach detumbling mode was the satellite model  (matrix  inertia  moment).  The model would give a variety of gain values to  get  the  best  result.  If  we  had  used  a different  satellite  model,  then  the  order of gain value to reach de-tumbling mode would have been different too.

## ACKNOWLEDGMENTS
The  author  would  like  to  thank Suryadi  Siregar  as  my  official  advisor, Bryant  Roosevelt  Sabur,  Andy  Jefferson
Sabur, Isabella
Roseline, and Department  of  Astronomy,  Faculty  of Mathematics  and  Science  or  FMIPA  ITB for  their  assistance  and  support  of  both mental and material.

## REFERENCES
Guerrant,  D.V.,  2005.  Design  and  Analysis  of Fully Magnetic Control for Pico Satellite Stabilization,  Faculty  of  California Polytechnic  State  University,  San  Luis Obispo, 28-34.
Herbert, E.W., 2004. NPSAT1 Magnetic Attitude
Control  System  Algorithm  Verification, Validation,  and  Air-Bearing  Tests.
Monterey, California. 11-33.
Leomanni,  M.,  2012.  Comparison  of  Control
Laws for Magnetic Detumbling,
Università  degli  Studi  di  Siena,
Technical Report 2012, https:// www.researchgate.net/publication/263 008407. (downloaded September 2016).
Makovec,  K.L.,  2001.  A  Nonlinear  Magnetic
Controller  for  Three-Axis  Stability  of Nanosatellites,  Master’s  Thesis,  Virgina Tech, 6-38.
Markley,  F.L.,  Crassidis,  J.L.,  2014.  Fundamental of  Spacecraft  Attitude  Determination and  Control,  The  Space  Technology Library  Editorial  Board,  Springer  New York  Heidelberg  Dordrecht  London,
307-310.
Muksin, A., Siregar, S., Triharjanto, R.H., 2016.
Implementing  the  2015-2020  Earth’s
Geomagnetic Model for Satellite
Simulator  Based  on  12th  Generation IGRF  Data,  Advanced  in  Aerospace Science  and  Technology  in  Indonesia, Vol.1.
Musser, K.L., and Ebert, W.L., 1989. Autonomous Spacecraft  Attitude  Control  Using
Magnetic Torquing Only, Flight Mechanics Estimation Theory Symposium, NASA Conference Publication, 23-38.
Thébault,  E.,  2015.  International  Geomagnetic Reference  Field:  the  12thgeneration, Earth, Planets and Space, 67-79.
Triharjanto  R.H.,  Nur  Ubay,  M.S.,  Utama,  S., Poetro,  R.E.,  2015.  Evaluation  of Attitude  Dynamic  Module  on  LAPAN-
ITB Micro-Satellite Simulator, Proc. 2nd IEEE International Conference of Aerospace & Remote Sensing (ICARES). Wertz, J.R., 1978. Spacecraft Attitude
Determination  and  Control,  Holland: Kluwer  Academic  Publishers,  204- 206,775-786.
SISTEM PENGAMAN POWER SHAPE-CHARGE PADA FLIGHT TERMINATION SYSTEM (POWER SHAPE CHARGE SECURITY SYSTEM ON FLIGHT TERMINATION SYSTEM)

## Effendi Dodi Arisandi
Pusat Teknologi Roket Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN No. 2, Mekarsari, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia e-mail: effendi.dodi@lapan.go.id
Diterima 20 Juli 2017; Direvisi 21 Agustus 2017; Disetujui 18 September 2017

## ABSTRACT
Battery  is  reusable  electric  energy  resource.  Thus,  the  battery  can  be  used  as  power  for various kind of electronics equipment. The Fligt Termination System (FTS) module also uses battery as electric  energy  resource.  The  FTS  module  which  has  been  integrated  in  the  rocket  system  must  be controlled  strictly  in  order  to  avoid  accident  that  can  be  caused  by  switching  on  the  battery  power. ( Smart  system  yang  menjadi  focus  pada  penelitian  ini  terdiri  dari  komponen  mikrokontroller,  inverter, relay,  resistor,  dan  thyristor-belum  ada  terjemahan  untuk  ini). This  research  was  focused  on  how  to protect battery resource as power shape-charge in the FTS module. The research showed that  smart system usage could obstruct the activation of the relay when the battery power is switched on.
Keywords: smart system, FTS module, relay, shape-charge power

## ABSTRAK
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

## 1 PENDAHULUAN
Perkembangan  teknologi  roket
yang dikembangkan oleh LAPAN khususnya  pusat  teknologi  roket  telah memasuki  tahapan  awal  menuju  roket peluncur  satelit  (RPS).  Penelitian  RPS diawali  dengan  penelitian  roket  sonda dengan  diameter  320  mm.  Muatan telemetri  yang  ada  pada  roket  tersebut harus  menggunakan  sumber  energi baterai. Baterai juga merupakan sumber energi yang digunakan payload .
Baterai  adalah  energi  listrik  yang dapat  digunakan  secara  berpindah- pindah. Baterai mempunyai banyak tipe seperti  baterai  LiPo  [E.  Cordero,  dkk, 2015]  dan  daya  simpannya  seperti baterai  basah  [H.  Weiss  dan  S.  Volgger, 2014]  atau  kering.  Baterai  dapat digunakan sebagai sumber energi untuk telepon genggam atau sistem elektronika lainnya.  Dengan  kemajuan  teknologi, baterai  dapat  diisi  ulang  ( rechargeable ) [Jang-Hyuck  Lee  dan  Joon-youp  Sung, 2004]. Energi baterai juga dapat digunakan pada  sistem  modul  FTS.  Modul  FTS mempunyai dua  baterai  sebagai  sumber energi  listrik,  baterai  pertama  sebagai sistem power modul  dan  baterai  kedua sebagai power pada  sistem shape- charge .  Oleh  karena  itu,  diperlukan
pendistribusian power baterai yang tepat untuk  kebutuhan  arus  listrik  pada sistem [S. K Wong dan A. Kalam, 1996]. Di  samping  itu  juga diperlukan proteksi sumber tegangan yang dapat menggunakan  metode  algoritma  arnoldi [Garng Huang dan Tong Zhu, 1999].
Modul FTS [Effendi Dodi Arisandi, 2015]  akan  diintegrasikan  pada  sistem roket  yang  akan  tertutup  secara  rapat. Dengan  demikian,  aktivasi  baterai  pada sistem shape-charge harus  betul-betul diperhatikan untuk menghindari ledakan. Untuk mengaktifkan power shape-charge maka  digunakan  sistem relay yang dikontrol  oleh  sebuah  mikrokontroller [Effendi  Dodi  Arisandi,  2015].  Pada  saat power modul diaktifkan maka mikrokontoller akan mengeluarkan tegangan 5 volt pada masing-masing pin keluaran dalam waktu sesaat dengan arus  10mA  [http:/www.atmel.com,  2016]. Tegangan  sesaat  ini  sudah  dapat mengaktifkan  sistem relay pada  modul FTS. Jika sistem relay aktif di luar kendali yang telah ditentukan, maka relay tersebut dapat  mengaktifkan  sistem  tegangan shape-charge yang  dapat  menimbulkan aktifnya shape-charge (ledakan).  Ledakan ini diakibatkan oleh telah tersambungnya shape-charge dengan
sumber  baterai  sebagai  pemicu  aktifnya shape-charge tersebut.  Blok  diagram rangkain elektronika yang belum menggunakan smart  system dapat dilihat pada Gambar 1-1.
Gambar 1-1: Blok diagram NonsmartSystem
Penelitian  ini  difokuskan  pada solusi  bagaimana  mengontrol  sistem relay agar  tidak  aktif  pada  saat power system dinyalakan. Ada beberapa metode  yang  dapat  digunakan  untuk mengatasi  hal  tersebut,  yang  pertama adalah  metode  pemisahan  saklar power module  FTS  dengan power  relay ,  yang kedua  adalah  dengan smart  system .
Pada penelitian FTS, untuk menghindari adanya  ledakan shape-charge pada  saat power  module dinyalakan,  maka  saklar antara power modul  dan  sistem  FTS dipisahkan  secara  manual.  Sistem pengontrolan relay pada metode pemisahan saklar maupun smart system sama-sama  dikendalikan  oleh  sebuah mikrokontroller.  Mikrokontroller  dapat mengeluarkan  logika  tinggi  5  volt  atau logika  rendah  0  volt.  Dengan  tegangan keluaran 5 volt dari mikrokontroller sudah dapat  digunakan  untuk  menggerakkan/ mengaktifkan  sebuah relay dengan menggunakan rangkaian tambahan transistor  darlington  [Akash  A.,  Hongunti dkk, 2014]. Metode smart system adalah
metode yang digunakan untuk mengendalikan arus keluar pada mikrokontroller  pada  saat power modul FTS dinyalakan. Keluaran logika tersebut  akan  dibandingkan  dengan logika  lain  sebelum  mengatifkan system relay .
Makalah ini terdiri dari empat bab yang dibagi sebagai berikut; bab pertama adalah  pendahuluan  yang  merupakan latar belakang dan permasalahan dalam penelitian  ini  serta  solusi  yang  akan didapatkan.  Bab  kedua  adalah  metode yang digunakan pada penelitian ini. Bab ketiga  adalah  hasil  dan  pembahasan. Bab  keempat  adalah  kesimpulan  dan saran  untuk  pengembangan  penelitian ini.

## 2 METODOLOGI
Pada  bab  pendahuluan  telah disebutkan bahwa penelitian ini menggunakan  dua    metode  untuk memproteksi  sistem relay pada  modul FTS.  Metode  pertama  adalah  dengan memisahkan  saklar power  system  relay dan power saklar  pada  modul  FTS. Metode kedua adalah dengan menggunakan metode smart system .

## 2.1  Pemisahan Saklar Modul FTS dan Sistem Relay
Metode  ini  adalah  metode  yang sangat  sederhana  yaitu  menyediakan dua saklar yang terpisah. Saklar pertama digunakan  untuk  mengaktifkan power modul  FTS.  Saklar  kedua  digunakan untuk  mengaktifkan  sistem relay sebagai penghubung power shape-charge . Gambar 2-1 adalah blok diagram untuk menjelaskan  metode  pemisahan  dua saklar power modul FTS dan power relay . Metode  ini  akan  mengalami  kesulitan jika  modul  FTS  sudah  terintegrasi  pada sebuah  roket,  karena  harus  melakukan pengaktifan  saklar  sebanyak  dua  kali. Prosedur  pengaktifan  kedua  saklar
Sistem Kontrol
Sistem Relay
tersebut harus mengikuti prosedur yang telah ditentukan untuk menjaga aktifnya relay yang  disebabkan  oleh  arus  sesaat dari  keluaran  mikrokontroller . Arus  sesat yang  ada  merupakan  hasil  pengamatan dari  desain  rangkaian  sistim  FTS sebelumnya.
Gambar 2-1: Metode pemisahan saklar power
Saklar  modul  FTS  yang  terdapat mikrokontroller harus diaktifkan terlebih dahulu,  kemudian  saklar power sistem relay dapat diaktifkan. Jika saklar power sistem relay aktif  terlebih  dahulu  maka pada  saat power modul  FTS  diaktifkan akan  ada  arus  sesaat  yang  keluar  dari pin mikrokontroller. Arus sesaat ini sudah cukup untuk mengaktifkan sistem relay . Jika  sistem relay aktif,  maka  sumber tegangan  untuk power sistem shape- charge dapat mengaktifkan shape-charge sehingga akan terjadi ledakan.
2.2  Metode Smart System
Metode smart  system adalah suatu  metode  yang  digunakan  untuk menyalakan  modul  FTS  beserta  sistem relay secara bersamaan. Pada metode ini saklar power yang  digunakan  hanya satu  saklar.  Sumber  tegangan  untuk modul FTS dan sistem relay berasal dari sumber  baterai  yang  sama.  Metode smart  system ini  secara  blok  diagram dapat dilihat pada Gambar 2-2. Ada tiga bagian  secara  umum  pada  gambar
tersebut,  bagian  pertama  adalah  sistem mikrokontroller  yang  mempunyai  tugas untuk  mengkontrol driver  relay .  Bagian yang  kedua  adalah  sistem thyristor untuk  melewatkan  sumber  tegangan untuk shape-charge .  Sedangkan  bagian yang  ketiga  adalah  sistem relay itu sendiri  yang  mempunyai  tugas  untuk meloloskan  pemicu gate pada  bagian thyristor .  Untuk  menghemat  konsumsi arus  listrik  pada  sistem relay ,  maka dapat  digunakan relay dengan low power [Hei  Kam,  Tsu-Jae  King  Liu  dan Vladimir  Stojanovic,  2011]  sehingga baterai dapat bertahan lama.
Gambar 2-2: Metode smart system
Pada  saat  penyalaan power mikrokontroller  pada  modul  FTS  maka akan  ada  arus  yang  keluar  pada  pin output mikrokontroller.  Besarnya  arus yang keluar tersebut sudah cukup untuk mengaktifkan relay yang ada pada modul FTS.  Jika relay aktif  hanya  dengan penyalaan power module  FTS  maka akan  dapat  mengakibatkan  menyalanya shape-charge . Jadi metode smart system ini  digunakan  untuk  mencegah  aktifnya relay pada  saat power module  FTS dinyalakan.  Prinsip  dari  metode  ini adalah  dengan  mengkondisikan  bahwa logika ke driver relay selalu pada kondisi low (nol  volt)  pada  saat power modul FTS  dinyalakan.  Dengan  penambahan pull-up resistor dan inverter maka kondisi logika ke driver relay akan selalu low (nol volt) pada saat power dinyalakan atau dimatikan. Pada bab 3 tentang hasil dan  pembahasan  akan  menjelaskan metode smart system secara rinci.
Mikrokontroller Relay Thyristor Sistem Relay Sistem Kontrol

## 3 HASIL DAN PEMBAHASAN
Metode  dua  saklar  untuk  modul FTS  mempunyai  kelebihan  yaitu  bahwa keamanan  aktifnya relay oleh  arus  dari mikrokontroller dapat dihindari dikarenakan
sumber tegangan mikrokontroller  dan relay berbeda.
Namun,  metode  ini  mempunyai  kendala dalam  kepraktisannya  jika  modul  FTS sudah  terintegrasi  pada  roket  karena diperlukan lebih dari satu kali pengaktifan  sebuah  sumber  tegangan dan  memerlukan  sumber  energi  listrik yang  berbeda.  Pada  saat  sebuah mikrokontroller diberikan catu daya 5 volt maka mikrokontroller akan mengeluarkan logika tinggi (5 volt) dengan arus tertentu yang  sesaat.  Arus  sesaat  sebesar  10mA sudah dapat digunakan untuk mengaktifkan driver relay ,  karena driver relay menggunakan rangkaian transistor yang  disusun  secara  darlingtong.  Dengan memberikan  arus  kecil  pada  kaki  basis transistor  pertama  maka  penguatannya menjadi  cukup  besar.  Rangkaian driver relay yang  tersusun  secara  darlington dapat  dilihat  pada  Gambar  3-1  dimana rangkaian  ini  menggunakan  transistor NPN. Driver  relay akan  aktif  jika  arus yang  mengalir  pada  basis  transistor dapat  mengaktifkan  gerbang  pada transistor NPN tersebut.
Gambar 3-1: Driver relay darlington
Metode dengan smart system terdiri dari  3  bagian,  bagian  pertama  adalah mikrokontroller  sebagai  pengontrol smart system akif  atau  tidak,  bagian  kedua adalah  rangkaian driver  relay untuk mengaktifkan relay , bagian ketiga adalah rangkaian thyristor untuk menyalurkan  sumber  tegangan shape- charge yang  akan  dikontrol.  Untuk bagian  pertama  dalam  penelitan  ini menggunakan mikrokontroller dari
ATMEL
ATmega8. Pertimbangan menggunakan  IC  mikro  ini  adalah dikarenakan  dimensi  IC-nya  kecil  dan memiliki  performa  yang  cukup  tinggi. Mikrokontroller akan memberikan logika rendah  (nol  volt)  atau  logika  tinggi    (5 volt)  pada  rangkaian driver  relay . Rangkaian driver  relay menggunakan transistor  NPN  dan  tambahan  resistor pada  kaki  basis  serta inverter 74LS14. Rangkaian driver  relay dapat  dilihat pada Gambar 3-2.
Gambar 3-2: Rangkain driver  relay dengan transistor NPN
Bagian  ketiga  adalah  rangkaian thyristor ,  bagian  ini  terdiri  dari  IC inverter 74LS14  dan  resistor. Thyristor terdiri  dari  tiga  kaki  yaitu gate yang berfungsi sebagai sumber pemicu, anode sebagai  masukan  arus  yang  akan dilewatkan, dan katode sebagai keluaran dari sistem thysistor . Jika tegangan pada kaki gate positif  maka  arus  akan mengalir  dari  anode  ke  katode  dan sebaliknya  jika  teganan  pada  kaki  gate nol  atau  negatif  maka  arus  dari  kaki anode akan tertahan.
Gambar 3-3: System thyristor
Rangkaian smart  system secara keseluruhan dapat  dilihat  pada  Gambar 3-4.  Prinsip kerja  dari sistem  ini  adalah pada  saat  logic_1(mikro)  berlogika  tinggi (5 volt) maka keluaran dari inverter IC1A adalah  berlogika  rendah  (nol  volt)  maka relay tidak aktif dikarenakan tidak cukup arus basis untuk memicu kerja rangkaian driver  relay .  Pada  bagian  prinsip  ini sebenarnya power  shape  charge sudah aman tetapi pengamanan secara bertingkat akan  lebih  baik  dikarenakan  jika power shape-charge aktif  sebelum  waktunya akan  dapat  membahayakan.  Prinsip selanjutnya  adalah  pengaktifan thyristor yang  dilakukan  oleh  logic_2  (mikro). Prinsip  kerja  dari smart  system untuk pengamanan power  shape-charge pada sistem  FTS  dapat  ditabelkan  seperti ditunjukkan  pada  Tabel  3-1.  Dari  tabel tersebut  dapat  dilihat  bahwa  ada  dua tingkatan  yang  dapat  mengamankan sistem power  shape-charge dari  sistem penyalaan power modul  FTS  secara keseluruhan.
Table 3-1: PRINSIP KERJA SMART SYSTEM No.  Logic_1  Logic_2 Status Relay
Status
Thyristor/ Power Shape- Charge 1 0 0 Tidak aktif Tidak aktif 2 0 1 Tidak aktif Tidak aktif 3 1 0 Aktif Tidak aktif 4 1 1 Aktif Aktif
Keluaran logika tinggi atau rendah pada Tabel 3-1 untuk Logic_1 dan Logic_2 dikendalikan oleh mikrokontroller. Mikrokontroller hanya akan mengaktifkan relay jika  mendapatkan  sinyal  dari ground  station . Flow  chart dari software yang  dirancang  dapat  dilihat  pada Gambar 4-4.
Gambar 3-4: Rangkaian smart system

## 4 KESIMPULAN
Sistem driver  relay sederhana yang  hanya  terdiri  dari  mikrokontroller dan driver  relay tidak  dapat  digunakan sebagai  sistem  pengontrol power  shape- charge pada  modul  FTS.  Hal  ini disebabkan, sistem driver relay sederhana akan  aktif  dengan  sendirinya  ketika power modul  FTS  dinyalakan.  Aktifnya driver relay ini disebabkan oleh arus yang keluar secara alamiah dari mikrokontroller pada  saat  mikrokontroller  diberikan sumber tegangan.
Berdasarkan
permasalahan tersebut maka telah diteliti dan  didapatkan  sebuah  sistem  yang dapat mencegah aktifnya relay pada saat power modul diaktifkan. Sistem ini disebut dengan smart  system yang  terdiri  dari komponen mikrokontroller, inverter , relay , resistor,  dan thyristor .  Dengan  metode smart  system maka  aktifnya power shape-charge dapat  terkontrol  dengan baik.
Penelitian  ini  perlu  dikembangkan terus untuk mendapatkan smart system yang  lebih  andal,  karena  pengujian ketahanan  secara  vibrasi  atau  uji shock terhadap  sistem  ini  belum  dilakukan.
Keandalan suatu modul yang ditempatkan  pada  sebuah  roket  harus lulus uji vibrasi dan uji shock .

## UCAPAN TERIMA KASIH
Ditujukan  kepada  kepala  pusat teknologi  roket  sebagai  kuasa  pengguna anggaran  yang  telah  memfasilitasi penelitian ini.

## DAFTAR RUJUKAN
Akash  A.  Hongunti  dkk.  2014. Voice  Operated Wheelchair ,  International  Journal  of
Advanced Research in Computer
Science  and  Software  Engineering Volume 4, Issue, April. ISSN:2277 128X.
E.  Cordero,  dkk,  2015. Implementation  of  a Battery  Management  and  Protection System for High Power Pulsed Applications ,
IEEE  Pulsed  Power  Conference  (PPC)
Austin,  TX,  ISSN:  2158-4915,  DOI:  10. 1109/PPC.2015.7296920.
Effendi  Dodi  Arisandi,  2015. Design  and Development  of  Low  Cost  Flight Termination  System  Encoder  Based  on DDS AD9850  for Flight Vehicle , Proceedings  International  Seminar  of Aerospace  Science  and  Technology
(ISAST III-2015), Bali, December, ISBN: 978-602-71833-1-5.
Effendi  Dodi  Arisandi,  2015. Multi  Frekuensi Encoder  Flight  Termination  System . Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 13 No.
1 Juni: 87-94.
Garng  Huang  dan  Tong  Zhu,  1999. Voltage Security  Assessments  Using  the  Arnoldi Algorithm ,  Power  Engineering  Society Summer Meeting, 1999, Edmonto, Alta,
ISBN:0-7803-5569-5,  DOI:  10.1109/
PESS.1999.787391.
H.  Weiss  dan  S  Volgger,  2014. Insular  Power Supply Batteray Manager with Balancing  and  Protection  Unit  for
Lithium-Ion Batteries , 12 TH International conference APEIE-34006.
Hei  Kam,  Tsu-Jae  King  Liu,  dan  Vladimir
Stojanovic,  2011. Design,  Optimization,
and  Scaling  of  MEM  Relays  for  Ultra- Low-Power Digital Logic , IEEE
Transactions  on  electron  devices,  Vol. 58, NO. 1, January.
http://  www.atmel.com/images/atmel-2486-8-
bit-avr-microcontroller-atmega8_I_ datasheet.pdf, diakses Juni 2016.
Jang-Hyuck  Hyuck  Lee  dan  Joon-youp  Sung,
2004. Design  of  Batteray  Protection Circuit ,  Intelligent  Signal  Processing and  Communication  System,  2004.
ISPACS 2004. Pages  784-786, ISBN: 0- 7803-8639-6.
S.  K.,  Wong  dan  A.,  Kalam,  1996. Distributed Intelligent  Power  System  Protection
Using  Case  Based  and  Object  Oriented
Paradigms , Intelligent Systems
Applications  to  Power  Systems,  1996. Proceedings,  ISAP  '96.,  International Conference  on  28  Jan-2  Feb  1996, Orlando,  FL.  Pages  74-78,  ISBN:0- 7803-3115-X.
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 1 , Nelli Anggreyni, Valeri Maria Hitoyo, Carolus Bintoro Program Studi Teknik Aeronautika, Jurusan Teknik Mesin Politeknik Negeri Bandung
Jl. Gegerkalong Hilir, Desa Ciwaruga, Parongpong, Kabupaten Bandung Barat, Jawa Barat 40012
1 e-mail: vicky_pn98@yahoo.com
Diterima 9 Agustus 2017; Direvisi 19 Agustus 2017; Disetujui 30 Oktober 2017

## ABSTRACT
As a reference in daily maintenace process of Boeing 737-800 air plane, The tire groove depth influence  justification  which  is  moving  on  the  contaminated  runway  that  could  be  potential  to hydroplaning phenomenon  must  be  reviewed.  Tire  groove  is  a  pattern  on  the  tire  surface  that  has  a function to flow the water in front of the tire to the aft of the tire smoothly through the bottom of the tire. This mechanism let the tire less of a lift force that can be meant as a hydroplaning prevention. To understand  hydroplaning  phenomenon  and  groove  depth  tire  influence,  a  numerical  simulation  is performed  by  using  a  CFD  software  Numeca  Fine/Marine.  This  simulation  is  3D,  unsteady  fluid dynamic  simulation,  with  an  assumption  a  rigid  body  tire  at  a  short  time  after  the  airplane  touch down to the runway (after skidding process) with velocity V = 62.27 m/s. The contaminated runway is modelled  as  a  pool  water  (flood)  on  the  flat  surface  runway  with  its  height  of  2.54  mm.  Numerical simulation on this B 737-800 tire result shows that a hydroplaning phenomenon will happen for tire with  groove  depth  less  than  0.4”.  This  concludes  that  a  lesser  groove depth  of  tire  will  reduce  a  tire groove cross sectional area, and will increase a compression force in the bottom at the front of the tire, that  will  result  in  increasing  a  lift  force  to  the  tire  and  finally  increasing  a  chance  to  hydroplaning process. From this result, furthermore, the influence of this groove depth of B 737-800 tire variation that  is  run  on  a  contaminated  runway  can  be  used  as  a  reference  on  B  737-800  tire  daily maintenance.
Keywords: B 737-800, tyre groove depth, flood runway, landing, hydroplaning, CFD Numeca Fine/Marine, daily maintenance

## ABSTRAK
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

## 1 PENDAHULUAN
Fenomena hydroplaning dapat terjadi  pada  saat  pesawat  udara melakukan take-off dan landing . Fenomena  ini  dapat  menyebabkan
terjadinya incident hingga accident . Boeing  merilis  data  penerbangan  serta incident maupun acciden t yang terjadi di seluruh  dunia  dan  penyebabnya  pada Gambar  1-1  s.d  1-4  sebagai  berikut:
Gambar 1-1: Jumlah  Kecelakaan  Fatal  Pesawat  Jet  Komersial  di  Seluruh  Dunia    (2006-2015). (Boeing, 2016)
Gambar 1-2: Data Presentase Kecelakaan Fatal Pesawat Jet Komersial di Seluruh Dunia (2006-2015). (Boeing, 2016)
Gambar 1-3: Hull loss accident Pesawat Jet komersial di seluruh Dunia (1959 – 2015). (Boeing, 2016)
Gambar 1-4: Jumlah Kecelakaan Fatal Pesawat Jet Komersial di Seluruh Dunia beserta penyebabnya (2006-2015). (Boeing, 2016)
Berdasarkan  data-data  tersebut, semenjak rentang tahun 2006 s.d 2015, kecelakaan  fatal  sering  terjadi  adalah pada saat pesawat berada dalam kondisi landin g  (23%).  Dari  presentase  tersebut, sebanyak  697  kasus  kecelakaan  pada saat landing disebabkan  oleh runway excursion yang  diantaranya  adalah disebabkan  karena Abnormal  Runway Contact (ARC) atau kasus hydroplaning .
Salah  satu  cara  untuk  mencegah terjadinya hydroplaning tersebut  adalah dengan  melakukan monitoring terhadap kedalaman groove pada  ban  pada  saat perawatan  pesawat  udara  dilakukan. Oleh karena itu, penurunan nilai kedalam groove dan akibatnya terhadap tergelincirnya  pesawat  pada  landasan akibat hydroplaning perlu  mendapat penjelasan ilmiah.
Dengan  dilakukannya  penilitian tentang  pengaruh  kedalaman groove terhadap potensi terjadinya hydroplaning pada ban pesawat ini, maka diharapkan akan  mampu  memberikan  kontribusi yang  signifikan  terhadap  perkembangan teknologi perawatan ( maintenance ) pesawat udara.

## 2 TINJAUAN PUSTAKA
Seiring  dengan  berkembangnya ilmu pengetahuan dan teknologi, pengetahuan  mengenai hydroplaning semakin  penting  dan  berguna  bagi kemanan serta kenyamanan pada proses operasi pesawat udara di darat.
Hydroplaning merupakan  sebuah fenomena  yang  terjadi  akibat  adanya kontak antara air dan ban pada landasan. Hydroplaning dapat  terjadi  pada  ban pesawat  udara  pada  saat  pesawat tersebut  berada  pada  landasan  yang basah atau tergenang air. Akibat adanya genangan air dan kecepatan putar serta translasi  ban  tersebut,  maka  air  akan tertekan  dan  dapat  membentuk  sebuah lapisan  air  diantara  ban  dan  landasan yang memberikan gaya  hidrodinamik  Fy (Gambar  2-1)  pada  ban  sehingga  dapat mengakibatkan  hilangnya traction pada ban tersebut.
Hilangnya traction ban  pesawat akibat  adanya  fenomena hydroplaning ini  akan  mengakibatkan  rem  pada  roda pesawat  tidak  berfungsi  dengan  baik sehingga  pesawat  dapat  tergelincir  dan kehilangan kendali. Gambar 2-1 menjelaskan  fenomena hydroplaning , dan  Gambar  2-2  menjelaskan  distribusi berat pesawat pada saat landing setelah touch  down yang  berpotensi  besar menghasilkan fenomena hydroplanning .
Gambar 2-1: Fenomena Hydroplaning (www. aviationshop.com.au, 2015)
Gambar 2-2: Distribusi Berat Pada Ban Pesawat
Pada Saat Landing (www. aviationshop. com.au, 2015) Akibat adanya
fenomena hydroplaning ini, maka mekanik pesawat terbang  perlu  memperhatikan  kondisi ban terutama keadaan groove- nya dalam melakukan inspection dan checking terutama  jika runway berada  dalam kondisi  terkontaminasi.  Pemeriksaan atau inspection / check ini  dapat  meliputi pre-flight  check ,  dan daily  check/ inspection.
Daily inspection merupakan kegiatan maintenance berupa  inspeksi yang  dilakukan  di  antara  penerbangan terakhir  dalam  satu  hari  dan  jadwal penerbangan  berikutnya. Daily  inspection
valid  dalam  jangka  waktu  72  jam (aviationshop.com, 2015), di  mana  tidak dibolehkan  adanya  kegiatan  penerbangan dan  tidak  ada  tindakan maintenance yang  sudah  dilakukan  selain servicing . Jika  melebihi  72  jam  di  antara  inspeksi dan  penerbangan  berikutnya,  inspeksi harus dilakukan kembali. Beberapa items yang diinspeksi dalam daily maintenance di antaranya: tail skid shock strut pop-up indicator , fluid  levels,  general  security, dan kebersihan dari flight deck, emergency equipment , dll.
Inspeksi  ini  dilakukan  untuk mengecek peralatan yang mengharuskan verifikasi  setiap  hari  untuk  memastikan alat  tersebut  berfungsi  dengan  baik (Gambar 2-3). Inspeksi ini juga dilakukan untuk  mencari  dan  mengatasi  masalah- masalah  kecil  dalam  upaya  pencegahan ( preventive maintenance ).
Ban  pesawat  udara  dirancang untuk  menahan  beban  yang  sangat  berat dalam  durasi  yang  pendek.  Jumlah  ban pesawat  udara  yang  dibutuhkan  akan berbanding  lurus  dengan  berat  dari pesawat  udara  tersebut  dikarenakan berat  pesawat  harus  didistribusikan dengan baik.
Gambar 2-3: Kegiatan Servicing pada  Roda  dan Ban Pesawat Udara Boeing.
(Boeing, 2008)
Ulir  ( groove )  pada  ban  pesawat udara  (Gambar  2-4)  dirancang  untuk memfasilitasi  kestabilan  dalam  kondisi crosswind dan permukaan landasan yang basah.  Ulir  tersebut  berfungsi  sebagai jalan  untuk  mengalirkan  air  keluar melewati  ban  sehingga  dapat  mencegah terjadinya hydroplaning , dan juga berfungsi sebagai  efek  pengereman.  Berdasarkan TSO  C62  a-e  (FAR,  CFR  14-TSO), dinyatakan  bahwa  kedalaman groove maksimum  untuk  setiap  ban  adalah sebesar 1/10 inch .
Gambar 2-4: Konstruksi pada Ban Pesawat Udara (Good Year, 2011)
Ban  pesawat  udara  biasanya dipompa dengan menggunakan nitrogen atau helium untuk meminimalisir ekspansi  dan  kontraksi  dari  perubahan temperatur  sekitar  dan  tekanan  yang ekstrem yang dialami selama penerbangan.  Nitrogen  kering  akan berekspansi  pada  kelajuan  yang  sama dengan  gas  atmosferik  kering  lainnya dan tidak menimbulkan uap. Sedangkan udara,  ketika  mengalami  kompresi dapat  mengandung  uap  air,  yang  akan mengakibatkan meningkatnya angka ekspansi terhadap temperatur.
Ban  pesawat  biasanya  beroperasi pada  tekanan  tinggi,  mencapai  200  psi (1400 kPa) untuk pesawat udara komersial biasa, dan bahkan lebih tinggi untuk tipe business jet . Pengujian pada ban pesawat udara  menunjukkan  bahwa  tekanan yang  dapat  ditopang  adalah  maksimum sebesar  800  psi  (5500  kPa)  sebelum meledak  (Ghim  Ping  Ong,  2008 ) .  Ban pesawat  juga  memiliki  sekring  panas, yang  dirancang  untuk  meleleh  pada temperatur  tertentu.  Sekring  tersebut bekerja  ketika  kegagalan  terjadi  pada temperatur  tinggi  yang  akan  mencegah ban meledak dengan cara mengempiskan ban namun dalam kondisi yang terkendali, sehingga dengan demikian dapat meminimalisir  kerusakan  pada  pesawat udara  dan  obyek  yang  berada  di sekitarnya.
Penelitian mengenai hydroplaning dimulai  oleh  Horne  dan  Dreher,  1963; serta Gallaway, 1979 memulai penelitian tentang groove pada  ban  sebagai  jalan bagi  keluarnya  air  ketika  terjadinya kontak  antara  ban  pesawat  udara  dan landasan,  sehingga  dapat  mengurangi resiko hydroplaning .  Penelitian  yang dilakukan ini menghasilkan kesimpulan bahwa  semakin  dalam groove ,  semakin kecil  jarak  antar groove dan  semakin lebar groove akan  memberikan  jalan keluar  air  yang  lebih  efektif  pada  ban sehingga mengurangi gaya hidrodinamik Fy (Gambar 2-1) pada ban dan mencegah terjadinya hydroplaning . Dengan adanya perubahan  pola groove ini  maka  akan
meningkatkan  syarat  tinggi  minimum genangan  air  agar  terjadi hydroplaning atau  dengan  kata  lain  akan  menaikkan batas kecepatan hydroplaning .
Pada  penelitiannya,  Gallaway et.al  berhasil  menunjukkan  hubungan antara  kecepatan hydroplaning dengan beberapa  paramater  ban  seperti spin down ,  tekanan  inflasi  ban,  kedalaman groove ,  kedalaman  tekstur  ban  rata- rata, dan kedalaman air secara empirik. Secara  matematik  hubungan  tersebut dapat  dituliskan  dalam  persamaan  2-1 sbb:
dengan
(2-1a)
(2-1b)
Pada persamaan 2-1,  selanjutnya merupakan    kecepatan hydroplaning (mph),  SD  adalah spin  down (%), t adalah ketebalan lapisan air ( inch ), MTD adalah kedalaman tekstur ban rata-rata ( inch ),  dan  TRD  adalah  kedalaman  alur ban (1/32 inch ).
Di sisi lain,
NASA juga mendefinisikan  karakteristik  kecepatan hydroplaning sebagai hasil dari serangkaian  uji  coba  pada  ban  pesawat udara yang dilakukan di pusat penelitian Langley (Horne,  1963), dan menemukan bahwa  tekanan  inflasi  ban  merupakan faktor  yang  paling  penting  dalam menentukan  proses hydroplaning .  Secara matematis  pengaruh  tersebut  daat dituliskan dalam persamaan 2-2 sbb:
(2-2)
Pada  persamaan  2-2,  V p adalah kecepatan hydroplaning ,  C Lh adalah gaya  angkat  hidrodinamik,  p  adalah tekanan  inflamasi  ban,  dan  adalah massa jenis fluida genangan.
Selanjutnya,  penelitian  mengenai hydroplaning dilakukan  oleh  Maycock, 1967  dan  Gengenbach,  1968  yang
melakukan penelitian secara eksperimen untuk
mempelajari pengaruh  dari  lebar,  kedalaman  dan jarak  antar groove  ban pada skid resistance . Hasil penelitiannya
menunjukkan  bahwa  lebar,  kedalaman dan  jarak  antar groove ban  memiliki pengaruh  yang  sangat  signifikan  pada wet skid  resistance .
Gilbert, 1973 melakukan penelitian secara eksperimen pada model skala  kecil  mengenai  kecepatan  putar dari  ban,  tetapi  data  yang  dihasilkan tidak dapat digunakan untuk
mempelajari hydroplaning pada  ban sesungguhnya.
Grogger dan Weiss, 1996 & 1997 melakukan penelitian dengan menggunakan simulasi numerik kombinasi  dari  dinamika  fluida  dan analisis
struktur pada fenomena hydroplaning untuk  ban  yang  tidak berputar  dan  memiliki  konfigurasi smooth dengan groove hanya  pada  arah longitudinal  saja.  Pemodelan  simulasi numerik  pada  ban  dilakukan  dengan mendefinisikan grid  fluida di  sekitar kontak area dari ban yang berdeformasi. Ong,  Fwa,  2008,  melakukan penelitian  pada  ban  yang  beroperasi  di jalan raya dengan menggunakan simulasi numerik  dinamika  fluida  metode  volum hingga  (CFD  ANSYS-FLUENT),  untuk menentukan  kecepatan hydroplaning untuk  ban  dengan  variasi  jarak  antar groove ,  kedalaman,  dan  lebar groove . Hasil penelitiannya menunjukkan bahwa
kecepatan
hydroplaning berbanding lurus dengan kedalaman dan lebar groove ,  serta  berbanding  terbalik dengan jarak antar groove .
Anupam,  Fwa,  Santosh,  2009 juga  melakukan  penelitian  pada  ban dengan menggunakan simulasi numerik dinamika  fluida  metode  elemen  hingga yang  sama  dengan  Ong,  Fwa,  untuk menentukan  kecepatan hydroplaning dan  melihat  pengaruh skid  resistance untuk  ban  dengan  variasi  jarak  antar groove ,  kedalaman,  dan  lebar groove . Pemodelan  fenomena  aliran  air  untuk
simulasi numeriknya dapat dilihat pada Gambar 2-5.
Hasil penelitiannya menunjukkan hasil yang sama dengan hasil penelitian Ong dan Fwa, 2008.
Gambar 2.5: Fenomena  fisik  aliran  air  untuk simulasi  numerik hydroplaning (Anupam, Fwa, Santosh, 2009)
R.  Pashindu,  2011,  melakukan penelitian dalam hal manajemen perawatan runway bandar udara dengan menerapkan pendekatan berbasis  mekanistik.  Pendekatan  ini digunakan untuk menganalisa dinamika distress dan untuk mengevaluasi bagaimana pengaruhnya terhadap kelakuan aspal serta interaksi antar ban dengan aspal sehingga diketahui bagaimana  mekanisme  perkembangan kegagalan  yang  berhubungan  dengan karakteristik distress ,  kelakuan  aspal, serta respon dari kendaraan. Pendekatan ini pada akhirnya digunakan sebagai alat untuk memperbaiki  kualitas  keputusan  pada penilaian  tingkat distress ,  hal  yang menjadi  prioritas,  dan  penilaian  tingkat resiko pada runway bandar udara.
Pada  pendekatan ini, digunakan simulasi numerik dengan metode elemen  hingga  untuk  menganalisa interaksi  antara  fluida,  ban,  dan  aspal, serta menyimulasikan fenomena hydroplaning beserta skid  resistance pada  runway  dengan  kondisi  tergenang air.  Analisa  yang  dilakukan  juga meliputi distress ,  kondisi  dari  aspal runway ,  serta  karakteristik  operasi
pesawat  udara  pada runway tersebut.
Hasil dari simulasi
ini dapat mengidentifikasikan bagaimana pengaruh dari skid resistance serta hydroplaning berpengaruh  terhadap  ban  pesawat udara.
Selanjutnya,  pada  penelitian  ini, akan  dilakukan  penelitian  mengenai hydroplaning seperti  yang  dilakukan oleh Ong dan Fwa, dengan obyek adalah ban  pesawat  udara  Boeing  737-800, serta  menggunakan  perangkat  lunak CFD Numeca Fine Marine .
2.3 Computational  Fluid  Dynamics untuk Simulasi Hydroplaning
2.3.1 Persamaan  umum  dan  model turbulen Solver Computational Fluid Dynamics (CFD)  yang  digunakan  untuk menyimulasikan  proses hydroplaning pada penelitian ini dikenal dengan nama ISIS-CFD  yang  merupakan  bagian  dari perangkat  lunak Numeca  Fine/Marine . Solver ini  menggunakan  persamaan Incompressible
Unsteady
Reynolds Average  Navier-Stokes (RANSE). Solver ini  menggunakan  metode  volum  hingga sebagai metode spatial discretization untuk menyelesaikan persamaan RANSE tersebut. Metode face-based berlaku secara  general  untuk unstructure  mesh 2-D  simetris-rotasional  dan  3-D  untuk volum  atur non  overlapping yang  diikat oleh permukaan konstitutif . Pada solver ini, medan kecepatan aliran  diperoleh  dengan  menyelesaikan persamaan kekekalan massa dan distribusi tekanan pada aliran diperoleh dengan menyelesaikan persamaan kekekalan  momentum. Pada  kasus  di mana  aliran  adalah  turbulen,  terdapat tambahan  persamaan  model  turbulen pada  persamaan  transport.  Persamaan tambahan  tersebut  mengalami  proses discretization dengan menggunakan prinsip yang tetap sama dan diselesaikan dengan  cara  yang  sama  dengan penyelesaian  persamaan  momentum. Selanjutnya,  aliran incompressible dan aliran  fasa non miscible dimodelkan  di
setiap persamaan kekekalan pada setiap fraksi volum  dari fasa.
Persamaan kekekalan yang digunakan  pada  solver  ini  (kekekalan massa,  momentum,  dan  fraksi  volum), berlaku untuk kondisi aliran kontinum, multi  fasa, incompressible ,  viskos, isothermal ,  dan  dapat  ditulis  melalui persamaan berikut ini:
(2-2a) (2-2b) (2- 2c)
Dengan V menyatakan volum dari volum  atur  yang  ditinjau,  dan  S menyatakan  permukaan  tertutup  dari volum  atur  dengan  bidang  permukaan yang  tegak  lurus  dengan  vektor  satuan 𝑛̂ yang  berarah  keluar  permukaan. Kemudian,  permukaan  volum  atur tersebut  bergerak  dengan  kecepatan 𝑈 ⃗⃗ 𝑑 pada  arah  kecepatan  searah  dengan vektor  satuan 𝑛̂ yang  berarah  keluar permukaan.
Selanjutnya, 𝑈 ⃗⃗ dan p merupakan medan kecepatan aliran dan tekanan. 𝜏 𝑖𝑗 dan 𝑔 𝑖 merupakan tensor tegangan viskos  dan  vektor  gravitasi  dan 𝐼 𝑗 , 𝐼 𝑖 merupakan  vektor  identitas  di  mana berharga  satu  satuan. 𝑐 𝑖 merupakan fraksi volume dari volum atur ke-i fluida di mana digunakan untuk membedakan keberadaan  fluida  tunggal  di  dalam volum atur ke-i. Untuk 𝑐 𝑖 = 1 menyatakan  hanya  terdapat  satu  fluida pada  volum  atur  ke-i  dan  untuk 𝑐 𝑖 = 0 menyatakan  tidak  terdapat  fluida  yang didefinisikan untuk harga 𝑐 𝑖 = 1 sebelumnya pada volum atur ke-i. Harga fraksi  volum  di  antara  0  dan  1 menyatakan  campuran  dari  dua  fluida dan 𝑐 𝑖 = 1/2 menyatakan  perbatasan
dari  dua  fluida  yang  memiliki  fraksi massa yang sama.
Untuk  memperoleh  hubungan antara massa jenis dan viskositas dapat diperoleh  melalui  hubungan  konstitutif di  setiap  fasa  dengan  menggunakan persamaan berikut ini :
(2-3)
Selanjutnya,  apabila  simulasi numerik  melibatkan  pergerakan  grid, maka  persamaan  hukum  kekekalan ruang  harus  ditambahkan.  Persamaan hukum  kekekalan  ruang  dapat  dilihat pada persamaan berikut:
(2-4)
Pada  simulasi  numerik  penelitian ini  digunakan  model  turbulen (𝑘 − 𝜔) SST.  Pada  model  turbulen  ini  viskositas eddy  didefinisikan  sebagai  fungsi  dari energi  kinetik  turbulen K dan  dapat ditulis  dalam  bentuk  persamaan  berikut ini
(2-5)
Dengan 𝑎 1 = 0.31 .  Pada  lapisan  batas turbulen, harga maksimum dari viskositas eddy dibatasi dengan membatasi tegangan geser  turbulen  pada  harga  yang  sama dengan  energi  kinetik  turbulen  dikalikan dengan  koefisien 𝑎 1 .  Hal  ini  dapat terpenuhi  dengan  menggunakan  sebuah fungsi  tambahan  F2  dan  menggunakan harga  vortisitas  absolut,    Ω . Fungsi  F2 tersebut  didefinisikan  sebagai  fungsi dari  jarak  dari  permukaan  benda  pada persamaan berikut:
(2-6) Secara umum, persamaan transport untuk model turbulen ini dapat dituliskan pada persamaan sbb:
(2-7a) (2-7b)
Dengan
(2-8)
Selanjutnya,  fungsi  koefisien blending F1  ditambahkan  sebagai  fungsi  untuk mencampur koefisien K – ω pada daerah lapisan  batas  dengan  koefisien  K  −  ε pada daerah shear layer dan dan daerah free-stream .
Fungsi  F1  tersebut  dapat  ditulis  dalam bentuk persamaan sbb:
(2-9a)
Dengan (2-9b)
Merupakan cross-diffusion dari model K – ω.  Konstanta-konstanta  pada  model  ini adalah 𝑎 1 = 0.31 , 𝛽 ∗ = 0.09 ,  dan 𝜅 = 0.41 . Selanjutnya,  koefisien-koefisien  model turbulen  dinyatakan  dalam  fungsi 𝜙(𝛽, 𝛾, 𝜎 𝑘 , 𝜎 𝜔 ) yang  diperoleh  dengan melakukan blending koefisien 𝜙 1 dari model  K  –  ω,  dengan  koefisien 𝜙 2 dari model K – ε melalui persamaan berikut:
(2-10)
Sehingga  diperoleh  koefisien  –  koefisien sbb:

## (2-11b)

## 2.3.2 Metode Numerik
Persamaan–persamaan  di  atas selanjutnya  diselesaikan  dengan  meng- gunakan metode numerik dengan metode discretization domain  fisik  volume hingga  ( finite  volume  method ) upwind scheme ,  ALVSMART,  dan  multifasa BRICS  serta  penerapan  kondisi  batas tertentu  untuk  kasus  dua  fasa  dengan menggunakan  perangkat  lunak Numeca Fine/Marine ( Numeca  User  Manual , 2015).

## 3 METODOLOGI
Seperti  yang  dijelaskan  pada bagian sebelumnya, penelitian mengenai hydroplaning pada  ban  B737-800  ini dilakukan  melalui  simulasi  numerik  3 dimensi unsteady dengan menggunakan perangkat  lunak Numeca  Fine/Marine untuk memperlihatkan pengaruh kecepatan  putaran,  kedalaman groove ban,  dan  kecepatan  translasi  roda pesawat  serta  genangan  air  terhadap fenomena hydroplaning .
Input parameter  yang  diperlukan untuk  melakukan  analisis  tersebut adalah:  ketebalan  lapisan  air  yang didefinisikan sebagai kedalaman genangan  air  di  landasan, property air, property permukaan  landasan,  dan property ban  ( groove,  thread ,  lebar  ban, dll).  Ban  pesawat  akan  diputar  pada kecepatan  tertentu  di  atas  lapisan  air, sehingga  akan  didapatkan groove yang paling optimal untuk mencegah terjadinya hydroplaning . Groove yang diteliti adalah groove longitudinal,  dengan  3  variasi kedalaman. Selanjutnya, parameter kondisi batas yang ditetapkan pada saat simulasi  CFD  adalah  ban  dinyatakan sebagai rigid  body .  Berikut  Gambar  3-1 merupakan  diagram  alir  dari  penelitian ini:

## Gambar 3-1: Diagram alir
Dari diagram alir pada Gambar 3-1 dapat  dilihat  bahwa  studi  literatur dilakukan untuk menentukan parameter- parameter  penelitian  seperti  berat pesawat  maksimum  pada  saat landing , kecepatan touch  down pesawat,  jumlah ban yang  mengenai  landasan pada  saat touch  down ,  jenis  dan  dimensi  ban akibat  adanya  pengaruh  dari  berat pesawat  pada  saat  setelah skidding , kecepatan  putar  dan  momen  inersia roda  pesawat,  serta  tinggi  genangan  air pada landasan.
Data  berat  pesawat  maksimum pada  saat landing dan  kecepatan touch down pesawat  dapat  diperoleh  dari Airport  Reference  Code  and  Approach Speeds for Boeing Airplanes . Berdasarkan code tersebut,  dapat  dinyatakan  bahwa berat  pesawat  maksimum  pada  saat landing adalah  650337,8  N,  dan  beban tersebut  diterima  oleh  keempat landing gear  utama  sehingga  masing-masing ban pada landing gear utama menerima beban sebesar 162584,45 N.
Selanjutnya,  kecepatan approach yang  tertera  pada  code  tersebut  adalah sebesar 142 knot, sedangkan kecepatan yang  akan  dianalisa  adalah  kecepatan pesawat sesaat setelah touch down atau kecepatan touch  down .  Berdasarkan regulasi Airworthiness ,  kecepatan touch down adalah 𝑉𝑇𝐷 =  1.15 𝑉𝑀𝑆 ,  dan kecepatan approach adalah 𝑉𝐴 = 1.15 𝑉 . Dari  regulasi  tersebut  maka  dapat diperoleh kecepatan touch down adalah sebesar  121,052  knot  atau  sebesar 62,275 m/s.
Gambar 3-2: Fasa  Proses Landing Pada  Pesawat Udara
Berdasarkan  kode yang  dijelaskan sebelumnya,  jumlah  ban  utama  adalah 4  buah  dengan  jenis  dan  dimensi  yang dinyatakan dengan kode H44,5 x 16,5 – 21,28 PR. Pada kode ban  ini,  huruf  “H” menyatakan  bahwa  ban  dirancang untuk  presentase  defleksi  yang  lebih tinggi.
Selanjutnya
angka “44,5” menyatakan  diameter  ban  dalam inch , angka  “16,5”  menyatakan  lebar  ban dalam inch ,  dan  tanda  “-“  menyatakan ban  merupakan  tipe bias  ply yang  jika digantikan dengan
huruf “R”
mengidentifikasikan  bahwa  ban  adalah tipe  radial.  Kemudian,  angka  “21” menyatakan  diameter rim dalam inch , dan  yang  terakhir  angka  dan  huruf “28R” menyatakan rating dari ply ban.
Selanjutnya,  momen  inersia  ban dihitung  dengan  menganggap  ban adalah rigid dan uniform dengan  massa ban  adalah  massa  yang  diterima  ban akibat  adanya  pembebanan  dari  massa pesawat setelah touch down dan skidding , dan  dari  data  dimensi  ban,  maka diperoleh  momen  inersia  ban  adalah 13,69  kg.m 2 .  Kecepatan  putar  ban
diperoleh  dengan  membagi  kecepatan touch down dengan jari-jari putar ban. Jari-jari  putar  ban  ditentukan dengan  terlebih  dahulu  menghitung defleksi  ban  ( 𝛿 )  akibat  adanya  beban berat pesawat pada masing-masing ban. Gambar 3-3 menunjukkan geometri ban secara menyeluruh pada kondisi setelah touch down dengan landasan.
Gambar 3-3: Geometri  ban  secara  menyeluruh pada  kondisi  setelah touch  down dengan landasan
Defleksi  ban  ( 𝛿 )  diperoleh  dengan memodelkan  defleksi  vs  beban  secara linier yang secara matematik dapat ditulis sebagai 𝑘𝑡 = 𝐹𝑅 / 𝛿 , dengan 𝑘𝑡 = 1,7 × 10 meter/Newton  [Lindsley  &  Talekar, 2000],  sehingga  diperoleh  defleksi  ban adalah sebesar 95,72 mm. Jari-jari putar ban ditentukan dengan menentukan jari- jari  putar  efektif  yang  didefinisikan (Daugherty,  2003)  dan  telah  dibuktikan (Milwitzky, Lindquist & Potter, 1955) sbb:
(3-1)
Dari  persamaan  tersebut  diperoleh 𝑟 = 0,533 m, sehingga kecepatan putar ban adalah 𝜔 = 116,84 rad/s.
Kasus hydroplaning terjadi  pada landasan  dengan  kondisi wet yaitu ketinggian  air  adalah    1/10 inch (2.54 mm).
Asumsi-asumsi yang digunakan adalah:
 Proses  analisis  terhadap  fenomena hydroplaning terjadi pada saat pesawat
setelah melalui proses skidding
(sebelum proses rolling ) di mana beban pesawat  seluruhnya  tertumpu  pada seluruh landing  gear utama  (gaya angkat Lift = 0 N),
 Pada  prosesnya  seluruh  gaya  berat pesawat  terdistribusi  merata  pada semua  ban  pada landing  gear utama dan  belum  terjadi  proses  pengereman pada roda pesawat.
Simulasi numerik dilakukan dengan  membuat grid/mesh terlebih dahulu  seperti  yang  terlihat  pada Gambar 3-4.
Gambar 3-4: Grid/Mesh Pada Ban B737-800
Selanjutnya,  adapun  parameter- parameter  simulasi  numerik  dapat dijelaskan sbb: Simulasi numerik dilakukan  untuk  kondisi unsteady , Model yang digunakan adalah multi fluid yaitu  air  dan  udara  di  mana  terdapat free surface antara air dan udara, Model aliran udara dan air adalah aliran turbulen k  –  ω  (SST-Menter),  Kondisi  batas  yang digunakan  untuk runway dan  ban adalah wall-function dan untuk far–field-
nya adalah kecepatan touch-down pesawat terbang.
Pada simulasi numerik ini gerakan ban  didefinisikan  berputar  dan  proses translasi  vertikalnya  dihitung  langsung melalui perhitungan numeriknya,
Numerical scheme yang digunakan adalah: untuk skema proses discretization aliran turbulen  dan momentumnya  digunakan alvsmart,  dan  untuk multi-fluid- nya digunakan BRICS, Control variable yang digunakan adalah maksimum non linier iterasinya adalah 50, kriteria konvergensi adalah  2,  jumlah time  step adalah  40, dan besarnya adalah 9,075x10 -5 s. 4 HASIL DAN PEMBAHASAN 4.1  Perhitungan Kecepatan Hydroplaning Metode Empirik Berdasarkan  pendekatan  dengan pers  2.1  yang  dilakukan  oleh  Gallaway et.al,
1979, prediksi kecepatan hydroplaning diperlihatkan  pada  Tabel
4-1.
Pada  Tabel  4.1,  ditunjukkan variasi  kecepatan hydroplaning akibat variasi  kedalaman groove ban.  Semakin dalam groove ban,  semakin  besar kecepatan hydroplaning yang  terjadi. Artinya,  semakin  dalam groove maka fenomena hydroplaning semakin tertunda.  Selanjutnya,  NASA juga melakukan uji eksperimen untuk menentukan  kecepatan hydroplaning , dengan  hanya  memperhatikan  kondisi tekanan  inflasi  ban.  Pada  kasus  ini, maka  kecepatan hydroplaning yang diperoleh berdasarkan perhitungan NASA  (pers. 2-2)  adalah  sebesar  128.86 knot atau sama dengan 66.291 m/s.
Tabel 4-1: KECEPATAN HYDROPLANING PADA VARIASI KEDALAMAN GROOVE BAN B737-800 Tire TD (inch) TD (/32 Inch) SD Pt (psi) Tw (mm) Tw (inch) V (mph) V (knot) V (m/s) V (km/h) 1 0,28 8,96/32 1,0 205,00 2,50 0,10 77,52 67,37 34,66 124,76 2 0,35 11,2/32 1,0 205,00 2,50 0,10 77,77 67,58 34,77 125,16 3 0,40 12,8/32 1,0 205,00 2,50 0,10 77,94 67,73 34,84 125,44 4 0,45 14,4/32 1,0 205,00 2,50 0,10 78,11 67,87 34,92 125,70 5 0,52 16,64 1,0 205,00 2,50 0,10 78,33 68,06 35,02 126,06
4.2  Validasi Simulasi Numerik
Validasi
simulasi numerik merupakan langkah awal yang dilakukan untuk  memvalidasi  proses  simulasi numerik  yang  mencakup  ketepatan penggunaan grid , pemodelan aliran, dan kondisi-kondisi  batas  yang  digunakan dengan  hasil  eksperimen.  Pada  kasus ini,  validasi  dilakukan  pada  konfigurasi orisinal  ban  pesawat  737-800,  yaitu pada groove dengan kedalaman 0,4 inch dengan  kecepatan  operasi landing pesawat  kasus  ini  dan  kecepatan  hasil eksperimen NASA.
Hasil validasi ini digunakan sebagai pembenaran  pemodelan  aliran  yang dapat  dijadikan  acuan  untuk  proses simulasi  ban  dengan  variasi  kedalaman thread yang  lainnya.  Hasil  validasi numerik  tersebut  dapat  dilihat  pada Tabel 4-2.
Dari Tabel 4-2, dapat dilihat bahwa pada  kecepatan  operasi landing  real pesawat,  pesawat  belum  mengalami hydroplaning . Sedangkan apabila pesawat melakukan landing dengan  kecepatan hydroplaning V  (km/h)  yang  ditentukan
oleh NASA, maka pesawat telah mengalami hydroplaning .  Dari  data-data  validasi ini,  maka  dapat  disimpulkan  bahwa, data  mengenai  kecepatan hydroplaning yang  dilakukan  oleh  NASA  menghasilkan hasil  yang  akurat  dibandingkan  hasil pengukuran oleh Gallaway et.al,1979.
Selanjutnya  kemudian,  dapat disimpulkan  juga  bahwa  pemodelan aliran/simulasi numerik valid dan dapat digunakan untuk konfigurasi ban dengan variasi kedalaman groove yang lainnya.

## 4.3  Hasil Simulasi Numerik
Hasil  simulasi  Numerik  variasi kedalaman groove pada  ban  pesawat boeing 737-800 dapat dilihat pada Tabel 4-3.
Dari  data  pada  Tabel  4.3,  dapat dilihat  bahwa  pada  kondisi  kecepatan touch  down ,  ban  sudah  mengalami hydroplaning pada groove maksimum 0.35 inch ,  sedangkan kedalaman groove di  atas 0.35 inch ban belum mengalami hydroplaning .
Tabel 4-2: VALIDASI  SIMULASI  NUMERIK  KECEPATAN HYDROPLANING BAN  B737-800  DENGAN KEDALAMAN GROOVE 0.4 INCH Tire TD (Inch) TD (/32 Inch) Kecepatan (m/s) Time Step (s) Gaya Vertikal (N) Keterangan 1 0,400000 8,96/32 62,275 0,003630 -462829,0 Belum Hydroplaning 2 0,400000 11,2/32 66,291 0,002940 1404960,0 Hydroplaning
Tabel 4-3: HASIL SIMULASI NUMERIK VARIASI KEDALAMAN GROOVE PADA BAN PESAWAT BOEING
737-800
Tire TD (Inch) TD (/32 Inch) Time Step (s) Gaya Vertikal (N) Keterangan 1 0,28 8,96/32 0,003176 1768000,0 Hydroplaning 2 0,35 11,2/32 0,032670 1567000,0 Hydroplaning 3 0,4 12,8/32 0,003630 -462829,0 Belum Hydroplaning 4 0,45 14,4/32 0,000182 -3857792,0 Belum Hydroplaning
Selanjutnya,  dari  data  gaya vertikal  pada  Tabel  4-2  dapat  dilihat bahwa groove dengan kedalaman terkecil  telah  mengalami  fenomena hydroplaning sedangkan groove dengan kedalaman  terbesar  tidak  mengalami fenomena hydroplaning .  Selanjutnya, data time  step dari  simulasi  numerik menunjukkan  bahwa groove dengan kedalaman terkecil paling cepat mengalami fenomena hydroplaning , sedangkan pada groove dengan kedalaman 0,4 dan 0,45 inch ,  data time  step menyatakan bahwa  pada time  step 0,00363  dan
0,000182,  gaya  vertikal  pada  kedua kedalaman  tersebut  sudah  berfluktuasi kecil  di  harga  negatif,  sehingga  dapat dianggap  untuk time  step seterusnya harga  gaya  vertikal  akan  terus  negatif dan  dapat  dikatakan  bahwa  ban pesawat belum mengalami hydroplaning . Selanjutnya, Fenomena fisik hydroplaning pada kasus ini dapat dijelaskan dengan menggunakan Gambar 4-1 s.d 4-5.
a. Mass Fraction
Fraksi  massa  pada  Gambar  4-1  s.d  4-3 menunjukkan  fraksi  massa  air  dan udara.  Pada groove dengan  kedalaman 0,28 inch (Gambar  4-1)  dapat  dilihat bahwa  terjadi  percikan  massa  air  di depan  ban  dibandingkan  dengan  kedua kedalaman groove yang  lainnya  dan tidak  mengalami  percikan  air  di  depan ban  tersebut.  Selanjutnya,  dapat  dilihat jumlah massa air yang mengalir melalui groove ban.  Dari  Gambar  4-1  s.d  4-3 dapat dilihat bahwa jumlah massa yang mengalir  pada  ban  dengan groove terkecil memiliki  jumlah  massa  terkecil, dan ban dengan groove tertinggi memiliki memiliki jumlah massa terbesar.
b. Distribusi Tekanan Pada Ban Distribusi  tekanan  pada  ban
seperti  yang  terlihat  pada  Gambar  4-4 s.d  4-5  menentukan  apakah  ban mendapatkan
tekanan
yang mengakibatkan  terjadinya hydroplaning .
Distribusi  tekanan  ini  berkaitan  erat
dengan fraksi massa yang melewati ban yang dijelaskan pada poin a di atas.
Gambar 4-1: Mass  fraction kedalaman groove 0,28 inch
Gambar 4-2: Mass  fraction kedalaman groove 0,35 inch
Gambar 4-3: Mass  fraction kedalaman groove 0,45 inch
Dari data distribusi tekanan pada Gambar 4-4 dan 4-5 untuk kasus groove 0,28 inch dan  0,4 inch ,  terlihat  bahwa tekanan  kompresi  puncak  terjadi  pada jarak sekitar 0,2 - 0,3 m pada permukaan groove terdalam (y = 0,00625m) dan 0,5 m pada permukaan groove dengan permukaan groove terluar (y = 0,01325 m).
Jika kedua data tersebut dibandingkan,  maka  dapat  dilihat bahwa  pada  bagian  depan  bawah  ban, terjadi  kompresi  yang  jauh  lebih  besar pada  ban  dengan groove 0,28 inch dibandingkan  dengan groove 0,4 inch . Hal  ini  terjadi  diakibatkan  luas  daerah kanal dari ban dengan groove 0,28 inch lebih kecil sehingga dibutuhkan tekanan kompresi dengan harga yang lebih tinggi untuk memasuki groove ban.
Gambar 4-4: Mass  fraction  kedalaman groove 0,4 inch
Gambar 4-5: Mass  fraction kedalaman groove 0,28 inch
Akibat adanya kebutuhan tekanan yang  lebih  tinggi  ini,  maka  kemudian
timbul  gaya  aksi  reaksi  ban  dengan  air yang mengakibatkan air akan terdorong kearah  depan  ban  (berlawanan  dengan arah  pergerakan  ban)  dan  timbulan fenomena  percikan  air  ( splashing )  pada bagian bawah ban.
Selanjutnya, karena luas penampang kanal groove 0,28 inch yang lebih kecil, maka jumlah air yang masuk kedalam groove akan  lebih  kecil  dan membutuhkan tekanan yang tinggi pula untuk  dapat  keluar  dari groove ban bagian  bawah  belakang.  Hal  ini  yang mengakibatkan tekanan kompresi kembali  membesar  dan  akibat  adanya tekanan kompresi ini, maka ban dengan beban saat landing sebesar 162584,45 N, dapat  terangkat  atau  dengan  kata  lain, pesawat terbang telah mengalami fenomena hydroplaning .

## 5 KESIMPULAN
Kesimpulan Penelitian ini adalah :
Metode  empirik  yang  akurat dalam memprediksi hydroplaning adalah metode  empirik  yang  dilakukan  oleh NASA. 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 .  Pada ban  pesawat  Boeing  737-800  ini, hydroplaning mulai terjadi ketika kedalaman groove ban  berada di  bawah 0,4 inch .
Berdasarkan  TSO  C62-a  s.d  e yang  menyatakan  bahwa  kedalaman groove yang  bisa  digunakan  maksimum pada  ban  adalah  0,1 inch ,  dan sedangkan  dari  hasil  penelitian  bahwa ban  sudah  mengalami hydroplaning pada kedalaman 0,35 inch , maka proses kendali  inspeksi  pada  proses daily maintenance harus  dilakukan  lebih cermat  dan  intensif  mengenai  kondisi kedalaman groove ban  pada  setiap  siklus penerbangan  dan  segera  mengambil tindakan  apabila ditemukan penurunan kedalaman groove ban  di  bawah  0.35 inch .

## DAFTAR RUJUKAN
Boeing,  2016. Statistical  Summary  of  Commercial Jet  Airplane  Accidents  Worldwide Operations 1959–2015 , July.
Federal Aviation Regulation (FAR), CFR 14 TSO c62 a-e.
Federal Aviation Regulation (FAR), Part 91, sec 91.409-Inspection.
Federal Aviation Regulation CFR 14, AC-25-13, 1988. FAA.
Gallaway,  B.  M.,  D.  L.,  Ivey,  G.  G.,  Hayes,  W. G.,  Ledbetter,  R.  M.,  Olson,  D.  L., Woods  and  R.  E.,  Schiller,  1979.
Pavement and Geometric Design Criteria for  Minimizing  Hydroplaning .  Federal Highway  Administration  Report  No. FHWA-RD-79-31, Texas Transportation Institute,  Texas  A&M  University,  USA.
Texas A&M University, USA.
Gengenbach, W., 1968. Experimental Investigation of Tires on a wet Roadway ATZ , Vol. 70, No.9.
Ghim Ping Ong, T. F., Fwa, 2008. Hydroplaning
Risk Management for Grooved Pavements . Singapore:  7th  International  Conference on Managing Pavement Assets.
Gilbert, A. Wray and Robert Ehrlich, I., 1973. A Systematic  Experimental  Analysis  of Significant parameters Affecting Model Tire
Hydroplaning .  Davidson  Laboratory, Stevens Institute of Technology,
Submitted  to  NASA,  Report  No.-  SIT- DL-72-1602, Contract No.NAS 1-9349.
Good  Year,  Aircraft  Tire  Data  Book,  The  Good Year Tire Co, Akron, Ohio, 2010. Grogger, H. and Weiss, M., 1996. Calculation of the  Three-Dimensional  Free  Surface Flow  around  an  Automobile  Tire ,  Tire Science  and  Technology  Vol.24,  No.1,
39.
Grogger, H. and Weiss, M., 1997. Calculation of Hydroplaning  of  a  Deformable  Smooth Shaped  and  Longitudinally-Grooved  Tire , Tire  Science  and  Technology  Vol.25, No.4, 265.
Horne, W.B and R.C Dreher, 1963. Phenomena of  Pneumatic  Tire  Hydroplaning ,    NASA TN D-2056.
Kumar Anupam, 2012. Numerical Simulation of Vehicle Hydroplaning and Skid Resistance on  Grooved  Pavement .  Singapore: NATIONAL UNIVERSITY OF SINGAPORE.
Kumar,  Santosh  S.,  Kumar  Anupam,  Tien  F.,
FWA,  2009. Analyzing  Effect  of  Tire Groove  Pattern  on  Hydroplaning  Speed . Singapore: Journal of the Eastern Asia Society  for  Transportation  Studies, Vol.8.

## 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 * ) dan Dana Herdiana ** ) * ) Fakultas Teknik Universitas Nurtanio Bandung Jl. Pajajaran No.219, Arjuna, Cicendo, Bandung, Jawa Barat 40174 ** ) Pusat Teknologi Penerbangan Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN, Sukamulya, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia e-mail: awalu_romadhon@yahoo.com, dana_lapan@yahoo.com,
Diterima: 14 Agustus 2017; Direvisi: 5 September 2017; Disetujui: 18 September 2017

## ABSTRACT
LSU-05 aircraft is one of the unmanned aerial vehicles (UAV), which is being developed by the Aeronautics  Technology  Center  of  LAPAN,  whose  mission  is  for  research,  observation,  patrol,  border surveillance, and investigation of natural disasters. This study aims to determine the effect of vortex generators on the aerodynamic characteristics of the LSU-05 Unmanned Aircraft wing. The method used is  a  numerical  analysis  with  CFD  simulation  for  predicting  aerodynamic  characteristics  and  flow phenomena that occur. The models used are the aircraft wing of the LSU-05 without vortex generator and with vortex generator designed with CATIA software. The simulation is using ANSYS Fluent software to  determine  changes  in  the  aerodynamic  characteristics  of  the  wing  after  the  addition  of  vortex generators such as the lift coefficient and drag coefficient. The results of the addition of vortex generator on LSU-05 wings are the increasing value of the maximum lift coefficient of the wing  which becomes 1,34840 from 1,26450, it increases 0,0839 (6.63%) point, the increasing value of the drag coefficient on the angle of attack from -9 ⁰ to 11 ⁰ , the decreasing value of the drag coefficient on the angle of attack 12 ⁰ up to 15 ⁰ and the increasing stall angle of wing from 11 ⁰ to 14 ⁰ or increased by 3 ⁰ (27,7%).
Keywords: vortex generator, LSU-05, aerodynamic characteristics, CFD

## ABSTRAK
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

## 1 PENDAHULUAN
Perkembangan  teknologi  yang semakin  maju  di  era  globalisasi  ini menuntut adanya efisiensi sumber daya yang  tinggi  dengan  cara  penerapan otomatisasi  di  segala  bidang  teknologi, salah satunya adalah teknologi penerbangan  yang  ditandai  dengan semakin meningkatnya kebutuhan pesawat  tanpa  awak  ( Unmanned  Aerial Vehicle, UAV)  atau  yang  sering  disebut sebagai drone .  Ada  beberapa  pihak  di dalam negeri yang melakukan pengembangan
guna memenuhi
kebutuhan pesawat tanpa awak tersebut. Salah satunya adalah Lembaga Penerbangan  dan  Antariksa  Nasional (LAPAN) sebagai  lembaga yang memiliki tugas  penelitian  dan  pengembangan teknologi  kedirgantaraan  saat  ini  juga melakukan pengembangan pesawat tanpa awak (UAV).
Lapan  Surveillance  UAV 05  (LSU- 05)  merupakan  pesawat  tanpa  awak generasi  kelima  yang  dikembangkan Pusat  Teknologi  Penerbangan  LAPAN yang berkemampuan membawa payload maksimal 30 kg. LSU-05 mempunyai misi untuk  melakukan  kegiatan  penelitian, observasi, patroli, pengawasan perbatasan
wilayah  dan  juga  investigasi  bencana alam (banjir, gunung meletus, kebakaran). (Atik Bintoro, Gunawan S. P., 2013).
Vortex  Generator (VG)  adalah komponen kecil berbentuk sirip ( fin ) yang ditempatkan  di  atas  permukaan  sayap dan stabilizer yang  bertujuan  untuk memodifikasi aliran di sekitar permukaan yang menciptakan boundary layer untuk menunda terjadinya pemisahan  aliran  ( flow  separation )  dan stall . Perlunya di pasang vortex generator ini karena pesawat LSU-05 yang didesain masih belum optimal dalam menghasilkan gaya angkat dan keefektifan dari control surface aileron dalam melakukan manuver roll .  Penambahan vortex  generator pada sayap pesawat LSU-05 bertujuan untuk mengoptimalkan  performa  pesawat  di antaranya  meningkatkan  nilai  koefisien lift dan sudut stall . (Romadhon, 2016) Penelitian  ini  dilakukan  untuk menganalisis karakteristik aerodinamika dengan  penambahan vortex  generator pada  sayap  pesawat  LSU-05.  Analisis dilakukan untuk mengetahui vortex yang terjadi  pada  permukaan  sayap  sebelum dan sesudah penambahan vortex generator ,
sehingga didapat perbandingan koefisien lift dan koefisien
drag pada  saat  pengoperasian  pesawat tersebut.
Untuk menganalisis karakteristik aerodinamika penambahan vortex generator pada  sayap  pesawat  LSU-05 digunakan  simulasi  perangkat  lunak Computational Fluid Dynamics (CFD) yaitu ANSYS  Fluent  dan  untuk  memvalidasi hasil  simulasi  digunakan  data  dari pengujian  sayap  di  terowongan  angin. Makalah  ini  merupakan  bagian  skripsi dari penulis pertama.

## 2 LANDASAN TEORI
2.1 Aerodinamika Wing
Gaya  aerodinamika  timbul  karena adanya  gesekan  aliran  udara  dengan permukaan  sayap  yang  menyebabkan terjadinya  perbedaan  tekanan  antara bagian bawah dan atas sayap.
Gaya  angkat/ Lift (L)  adalah komponen  dari  resultan  (R)  yang  tegak lurus  terhadap  kecepatan freestream (V ∞ ).  Gaya  hambat/ Drag (D)  adalah komponen dari resultan (R) yang sejajar dengan kecepatan freestream (V ∞ ). Sudut serang  ( angle  of  attack )  didefinisikan sebagai sudut antara kecepatan freestream (V ∞ )  dan chord (c).  Hubungan  geometrik antara  gaya-gaya  tersebut  dapat  dilihat pada  Gambar  2-1.  (John  D.  Anderson, 2010)
Gambar 2-1: Gaya–gaya aerodinamika (John D. Anderson, 2010)
Dengan adanya koefisien gaya tak berdimensi, dimensi sayap bisa diperkecil  untuk  pengujian  terowongan angin,  karena  nilai  koefisien  gaya  tak berdimensinya  sama  walaupun  dengan skala  ukuran  sayap  yang  berbeda. Koefisien gaya tak berdimensi didefinisikan sebagai berikut: (John D. Anderson, 2010)
𝐶 𝐿 = 𝐿 𝑞𝑆 (2-1)
𝐶 𝐷 = 𝐷 𝑞𝑆 (2-2)
Dimana q adalah tekanan dinamik yang besarnya:
𝑞 = 1 2 𝜌𝑉 2 (2-3)
2.2 Vortex  Generator dan Boundary Layer
Vortex  Generator (VG)  adalah komponen  kecil  berbentuk fin (sirip) ditempatkan  di  sayap  dan  permukaan stabilizer untuk  memodifikasi  aliran udara  di  sekitar  permukaan  yang mempengaruhi boundary  layer (lapisan batas). Pemasangan VG dapat meningkatkan performance dari  pesawat, terutama  pada  saat  kecepatan  terbang rendah, climb (terbang  menanjak),  dan sudut  serang  yang  tinggi.  (Skopinski, 2010)
Gambar 2-2: Boundary layer pada sayap (Kroo, t.thn.)
Sebagaimana  udara  mengalir  di sayap, tekanan berkurang hingga mencapai center  of  lift -  sekitar  25%  ke bawah chord sayap. Kemudian, tekanan mulai  meningkat  lagi,  sehingga  udara bergerak dari daerah tekanan rendah ke tekanan lebih tinggi atau disebut " adverse pressure  gradient ".  Karena  aliran  udara bergerak  ke  arah  tekanan  tinggi,  itu menyebabkan kehilangan energi.
Akhirnya,  ketika  kehabisan  energi, terjadi pemisahan aliran udara di sayap. (Udris, 2015)
Gambar 2-3: Energi pada boundary layer sayap tanpa VG (Udris, 2015)
Untuk  menghindari  pemisahan, atau lebih tepatnya menunda pembentukan gelembung separasi aliran dan  mengurangi  intensitas  pemisahan pada lapisan yang melambat dengan cara mempercepatnya dan "memberikan energi".  Karena  udara  di  atas boundary layer tidak  terpengaruh  oleh  gesekan skin ,  sehingga  memiliki  lebih  banyak energi daripada udara di dalam boundary layer .  Jika  aliran  udara  bebas  bisa ditarik  ke  dalam boundary  layer ,  energi bisa ditambahkan dan menunda separasi boundary  layer .  (Skopinski, 2010)
Gambar 2-4: Energi pada boundary layer sayap dengan VG (Udris, 2015)
Selama  bertahun-tahun  banyak solusi telah dirancang untuk mengontrol dan  mempengaruhi boundary  layer . Sebuah solusi sederhana namun sangat efektif  adalah  dengan  menggunakan turbulator / vortex generator . Vortex
generator bertindak  seperti  sayap  kecil dan  menciptakan wingtip  vortex mini berbentuk spiral melalui boundary layer dan  aliran  udara  bebas. Vortex ini mencampur  energi  tinggi  dari  aliran udara bebas dengan energi lebih rendah di boundary layer ,  yang memungkinkan aliran  udara  di boundary  layer untuk menahan  “ adverse  pressure  gradient” lebih  lama.  Sehingga  sayap  dapat beroperasi pada sudut serang yang lebih tinggi  dan  kecepatan stall yang  lebih rendah  dikarenakan  nilai  koefisien lift yang  meningkat    sebelum  pemisahan aliran  udara  menyebabkan stall .  (Udris, 2015)
Pada  Gambar  2-5  dapat  dilihat nilai  koefisien lift maksimum  sayap dengan vortex  generator lebih  tinggi dibandingkan sayap tanpa vortex generator .  Dan  dapat  dilihat  juga  sudut stall sayap dengan vortex generator juga meningkat.
Gambar 2-5: Kurva  koefisien  gaya  angkat  terhadap  sudut  serang  pada  sayap  sebelum  dan  sesudah pemasangan VG (Europe Paten No. EP1907279 B1, 2011)
Pada  Gambar  2-6  dapat  dilihat jenis-jenis geometri dan konfigurasi vortex generator beserta  tingkat  keefektifannya menurut penelitian yang dilakukan oleh John C. Lin.
Gambar 2-6: Geometri vortex  generator dan parameternya (Lin, 2002)

## 3 METODOLOGI PENELITIAN
Berikut  diagram  alir  pemecahan
masalah
analisis
karakteristik
aerodinamika  pengaruh  penambahan vortex  generator pada  sayap  pesawat tanpa  awak  LSU-05  dengan  simulasi CFD: Gambar 3-1: Diagram alir penelitian (Romadhon, 2016)
3.1 Pendefinisian  Geometri  Sayap LSU-05 dan Vortex Generator Sebelum melakukan perancangan geometri sayap dan vortex generator, ada parameter-parameter yang perlu diperhatikan, antara lain:
 Geometri  sayap  diusahakan  tetap sesuai dengan desain rancang bangun, agar  mempermudah  proses  validasi, seperti  jenis airfoil yang  digunakan, panjang wing  span dan chord ,  dan taper ratio ,  Menentukan  letak  pemasangan vortex generator dalam  persen chord sayap dan sudut pemasangannya,
 Menentukan  geometri vortex  generator yang digunakan, seperti: tinggi, panjang, dan tebalnya.
3.2 Gambar  Sayap  3D  dan Vortex Generator dengan CATIA
CATIA  merupakan software yang digunakan  untuk  pemodelan  atau menggambar sayap dan vortex generator.
Pada penelitian ini sayap pesawat  LSU- 05  digambar  dalam  bentuk  3D.  Sayap pesawat  LSU-05  yang  digambar  pada software CATIA  ini  menggunakan airfoil NACA 4415 (Gambar 3-2). Pada penelitian ini  penulis  hanya  akan  melakukan perbandingan antara sayap tanpa vortex generator (Gambar  3-3)  dan  sayap dengan vortex  generator (Gambar  3-4) .
Sayap  yang  digambarkan  pada  CATIA cukup setengah dari wingspan , dikarenakan bentuk sayap yang simetris serta untuk
memudahkan dan mempercepat proses
perhitungan
simulasi nantinya.
Gambar 3-2: Airfoil NACA 4415 (http:// airfoiltools.com/airfoil/details?air foil=naca4415_il,t.thn.)

## 3.3 Meshing Grid
Langkah dalam analisis ini setelah model  sayap  dibuat  adalah  mengekspor gambar  sayap  tersebut  ke  ANSYS
Workbench  untuk  di- meshing dengan aplikasi Meshing (ANSYS  ICEM  CFD) . Sebelum  sayap  di- meshing perlu  dibuat geometri boundary yang berfungsi sebagai terowongan  angin  virtual  pada  saat simulasi. Dalam meshing , yang terpenting adalah  bagaimana mesh yang  ada merepresentasikan bentuk geometri semirip mungkin, agar hasil analisis CFD (dalam  hal  ini Fluent )  tidak  melenceng dari  yang  seharusnya.  Semakin  banyak jumlah  elemen,  maka  bentuk  geometri akan semakin mirip dan hasil akan lebih akurat.  Namun  jumlah  elemen  juga harus dibatasi agar tidak terlalu banyak sehingga  boros  dan  hanya  memakan waktu  komputasi  yang  lebih  banyak namun tidak mempengaruhi hasil. Batasan jumlah elemen juga dipengaruhi oleh resource komputer  yang  ada, khususnya memori.
Gambar 3-3: Sayap  tanpa vortex  generator (CATIA,  Software  Package,  Ver. 5.21,  Dessault  system,  1998- 2011)
Gambar 3-4: Sayap dengan vortex generator
Apabila dalam proses pembuatan grid ( meshing ) terjadi error atau kualitas mesh yang buruk, maka perlu dilakukan perbaikan  model  geometri    pada  CATIA atau Design Modeler untuk menghilangkan bidang  yang  terlalu  kecil  dan  sempit serta  sudut  yang  terlalu  tajam  sampai diperoleh hasil meshing grid yang baik.
Gambar 3-5: Pembuatan boundary sebagai terowongan  angin  virtual  FLUENT, Software  Package,  Ver.  6,3,
ANSYS, Inc., 2011)
Gambar 3-6: Meshing grid pada sayap dan vortex generator (Romadhon, 2016)
4 PESAWAT LSU-05
4.1 Geometri Sayap  Pesawat LSU-05 Dalam  penelitian  ini  geometri sayap disederhanakan untuk
memudahkan  dalam  proses  pemodelan dan meshing dengan  menyatukan permukaan  bidang  kemudi aileron dan flap dengan  sayap . Diasumsikan  sayap
dalam kondisi tidak ada defleksi flap dan aileron (defleksi = 0 ⁰ ).
Jumlah  elemen meshing sangat mempengaruhi  lamanya  proses  analisis CFD.  Dalam  pemodelan  dengan  CATIA, sayap  digambarkan  setengah  dari panjang  sayap  karena  bentuknya  yang simetris  (Gambar  4-1).  Karena  geometri sayap  setengah  maka  jumlah  elemen meshing yang harus dibuat menjadi lebih sedikit,  sehingga  proses  analisis  CFD menjadi lebih cepat daripada menggunakan  geometri  sayap  penuh. Parameter geometri sayap pesawat LSU- 05  dapat  dilihat  pada  Tabel  4-1  dan Gambar 4-1.
Tabel 4-1: GEOMETRI  SAYAP  PESAWAT  LSU-
05 (Pramutadi, 2013)
Parameter Satuan Wing Span 5,5 m Luas Sayap 3,246 m 2 Chord Root 0,714 m Chord Tip 0,44 m Taper Ratio 0,616 Aspect Ratio 9,32 Twist Angle 0° Swept  Angle 0° Angle of Incidence 3° Airfoil NACA 4415
Gambar 4-1: Geometri sayap pesawat LSU-05

## 4.2 Geometri Vortex Generator
Dalam  penelitian  ini  jenis vortex generator yang  digunakan  adalah  tipe vane berbentuk rectangular (persegi panjang)  dengan  konfigurasi counter-
rotating .  Parameter  geometri vortex generator ditunjukan  pada  tabel  4-2, gambar 4-2 dan gambar 4-3.
Tabel 4-2: GEOMETRI VORTEX GENERATOR
Parameter Satuan Tinggi 10 mm Panjang 20 mm Tebal 2 mm Sudut kemiringan 15° Jarak antar VG 48 mm dan 50 mm Letak Pemasangan VG 16% chord
Gambar 4-2: Geometri vortex generator
Gambar 4-3: Letak  pemasangan vortex  generator pada  sayap  LSU-05  (Romadhon, 2016)

## 5 HASIL PEMBAHASAN
Pada  bab  ini  penulis  membahas tentang
komputasi
karakteristik
aerodinamika  pengaruh  penambahan vortex  generator sayap  pesawat  LSU-05. Untuk membuat geometri model digunakan Software CATIA  ( Computer Aided  Three  Dimensional  Interactive Application )  dan  untuk  menganalisis
karakteristik  aerodinamika  pada  sayap digunakan software ANSYS  Fluent. Dimensi  model  yang  digunakan  dalam komputasi adalah 3 Dimensi.
Berikut  tabel  kondisi  simulasi yang  akan  dimasukan  kedalam  ANSYS Fluent:
Tabel 5-1: KONDISI SIMULASI (Tuakia, 2008)
Parameter Besaran Solver 3 Dimensi, Pressure Based Model Viscous Spalart-Allmaras Material Fluid - Air (udara) Density 1,225 kg/m 3 Viscosity 1,7894 x 10 -5 kg/m-s Operation Pressure 101325 N/m 2 Kondisi Batas Inlet  Velocity Inlet Kondisi Batas Wing  Wall Kondisi Batas Sym  Symmetry Kondisi Batas Walls Wall Kondisi Batas Outlet Pressure Outlet Kecepatan Aliran 26 m/s (Re = 1.27x10 6 ) Sudut Serang ( α ) -9°, -6°, -3°, 0°, 3°,6°, 9°,10°,11°,12°,13°, 14° dan 15° 5.1 Hasil Simulasi Karakteristik Aerodinamika Pengaruh Penambahan Vortex  Generator Sayap  Pesawat LSU-05
Hasil simulasi menggunakan ANSYS  Fluent  merupakan  hasil  analisis karakteristik  aerodinamik  yang  berupa beberapa  parameter,  yakni  koefisien lift ( C L ) , koefisien drag ( C D ) dan sudut serang (α). Hasil analisis karakteristik aerodinamika dengan penambahan vortex  generator sayap  pesawat  LSU-05 ini  berupa  grafik,  tabel,  kontur  dan animasi  udara  yang  melewati  sayap pesawat LSU-05. Berikut grafik dari hasil simulasi  sayap  yang  berupa  karakteristik aerodinamika,  yakni  koefisien lift ( C L ) ,
koefisien drag ( C D ) dan koefisien rasio lift- drag ( C L /C D ) terhadap sudut serang (α).
5.1.1 Koefisien Lift Terhadap  Sudut Serang
Berikut  ini  grafik  hasil  simulasi koefisien lift terhadap  sudut  serang.
Grafik ini akan mengevaluasi performance aerodinamik  dari  karakteristik  sayap normal  (tanpa vortex  generator )  dan sayap  dengan vortex  generator yang berupa parameter koefisien
lift
maksimum ( C L max ) dan sudut stall ( α s ).
Gambar 5-1: Grafik hasil simulasi koefisien lift terhadap sudut serang perbandingan  sayap  normal  dan sayap  dengan vortex  generator. (Romadhon, 2016)
Dari  Gambar  5-1  terlihat  nilai koefisien lift maksimum  pada  sayap normal  (tanpa vortex  generator )  adalah 1,26450  sedangkan  nilai  koefisien lift maksimum sayap dengan vortex generator adalah
1,34840,
hal tersebut menunjukkan bahwa sayap pesawat LSU 05 jika ditambahkan vortex generator maka akan  mengalami  peningkatan  koefisien gaya angkat sebesar 0,0839  atau 6,63%. Sudut stall pada  sayap  normal  (tanpa vortex  generator )  adalah  11 ⁰ sedangkan sudut stall sayap dengan vortex generator adalah  14 ⁰ ,  mengalami  peningkatan sebesar 3 ⁰ atau 27.7 %.
5.1.2 Koefisien Drag Terhadap  Sudut Serang
Berikut  ini  grafik  hasil  simulasi koefisien drag terhadap  sudut  serang. Grafik ini akan menampilkan performance
aerodinamik  dari  karakteristik  sayap normal  (tanpa vortex  generator )  dan sayap  dengan vortex  generator yang berupa  parameter  koefisien drag dan sudut serang.
Gambar 5-2: Grafik  hasil  simulasi  koefisien drag terhadap  sudut  serang perbandingan  sayap  normal  dan sayap  dengan vortex  generator. (Romadhon, 2016)
Berdasarkan  pada  Gambar  5-2 pada  sudut  serang  -9 ⁰ s.d  11 ⁰ nilai koefisien drag sayap  normal  (tanpa vortex generator )  lebih  rendah  dibandingkan nilai koefisien drag sayap dengan vortex generator .  Hal  ini  dikarenakan    bentuk geometri vortex  generator mengakibatkan penambahan drag .  Setelah  melewati sudut  serang  11 ⁰ ,  nilai  koefisien drag sayap  normal  (tanpa vortex  generator ) menjadi  lebih  tinggi  dibandingkan  nilai koefisien drag sayap  dengan vortex generator .  Hal  ini  disebabkan  sudah terjadinya  separasi  aliran  udara  pada sayap  normal  (tanpa vortex  generator ) sehingga nilai koefisien drag -nya bertambah,  sedangkan  pada  sayap dengan vortex  generator belum  terjadi separasi aliran udara.
Pengaruh penambahan  vortex generator paling signifikan terjadi pada sudut serang 14 ⁰ yaitu  adanya  penurunan  nilai  koefisien drag pada sayap pesawat LSU 05 sebesar 0,02895 atau 14.66%.
-0.5 0.0 0.5 1.0 1.5 -12-10-8 -6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 CL Angle of Attack (  ) CL vs AoA normal vg 0.000 0.050 0.100 0.150 0.200 0.250 -12-10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 C D Angle of Attack (  ) CD vs AoA normal vg
5.1.3 Koefisien
Rasio Lift-Drag

## Terhadap Sudut Serang
Berikut  ini  grafik  hasil  simulasi koefisien  rasio lift-drag terhadap  sudut serang. Grafik ini menunjukkan efisiensi aerodinamik  dari  karakteristik  sayap normal  (tanpa vortex  generator )  dan sayap  dengan vortex  generator yang berupa parameter koefisien rasio lift-drag maksimum.
Gambar 5-3: Grafik  hasil  simulasi  koefisien rasio lift-drag terhadap  sudut serang perbandingan sayap normal  dan  sayap  dengan vortex generator. (Romadhon, 2016)
Berdasarkan  pada  Gambar  5-3 pada  sudut  serang  -9 ⁰ s.d  11 ⁰ nilai koefisien  rasio lift-drag sayap  normal (tanpa vortex  generator )  lebih  tinggi dibandingkan  nilai  koefisien  rasio lift- drag sayap dengan vortex generator . Hal ini  dikarenakan  bentuk  geometri vortex generator mengakibatkan  penambahan drag seperti yang dijelaskan pada subbab 5.1.2 sebelumnya. Setelah melewati sudut serang  11 ⁰ ,  nilai  koefisien  rasio lift-drag sayap  normal  (tanpa vortex  generator ) menjadi lebih rendah dibandingkan nilai koefisien  rasio lift-drag sayap  dengan vortex generator . Pengaruh penambahan vortex generator paling signifikan terjadi pada  sudut  serang  14 ⁰ yaitu  adanya peningkatan nilai koefisien rasio lift-drag pada sayap LSU 05 sebesar 2,34930 atau 41,56%. Akan  tetapi  pada sudut serang 0 ⁰ terjadi penurunan nilai koefisien rasio
lift-drag maksimum  pada  sayap  LSU  05 sebesar 2,68072 atau 14,05%.

## 5.1.4 Visualisasi Aliran
Pada bagian ini akan ditampilkan hasil  visualisasi  dari  fenomena  aliran udara  yang  terjadi  di  sepanjang  sayap normal (tanpa vortex generator ) dan sayap dengan vortex  generator berupa turbulent pathline dan velocity pathline yang berguna untuk  melengkapi  hasil  simulasi  yang dijelaskan sebelumnya.
Pada  Gambar  5-4  dan  5-5 menunjukkan visualisasi turbulent pathline sedangkan Gambar 5-6 dan 5-7 menunjukkan visualisasi turbulent pathline, dengan  sudut  serang  sayap masing-masing 12 ⁰ dan 14 ⁰ . Sayap normal (tanpa vortex generator ) ditunjukkan oleh gambar  (a)  dan  sayap  dengan vortex generator ditunjukkan oleh gambar (b).
Gambar 5-4: Perbandingan turbulent  pathline pada sudut serang 12 ⁰
(Romadhon, 2016)
Pada  Gambar  5-4  dapat  dilihat distribusi  aliran  sayap  normal  (tanpa vortex generator ) terjadi ulakan besar dan berwarna kekuningan menunjukkan intesitas turbulensi tinggi menyebabkan separasi,  sedangkan  aliran  sayap  dengan
-10 -5 0 5 10 15 20 25 -12-10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 CL / C D Angle of Attack (  ) CL/CD vs AoA normal vg (b) Sayap dengan VG
(a) Sayap Normal
vortex  generator masih  berwarna  biru menunjukkan belum terjadi separasi.
Gambar 5-5: Perbandingan turbulent  pathline
pada sudut serang 14 ⁰
(Romadhon, 2016)
Pada  Gambar  5-5  dapat  dilihat distribusi  aliran  sayap  normal  (tanpa vortex  generator )  terjadi  ulakan  besar semakin banyak dan berwarna kemerahan menunjukkan  separasi  semakin  parah, sedangkan  aliran  sayap  dengan vortex generator masih berwarna biru menunjukkan belum terjadi separasi.
Pada  Gambar  5-6  dapat  dilihat distribusi  kecepatan  aliran  sayap  normal (tanpa vortex  generator )  terjadi  ulakan besar dan berwarna
kebiruan
menunjukkan  kecepatan  yang  negatif menyebabkan separasi, sedangkan distribusi kecepatan aliran sayap dengan vortex generator masih merata berwarna hijau  kekuningan    dan  belum  terjadi separasi.
Gambar 5-6: Perbandingan velocity  pathline pada sudut serang 12 ⁰ (Romadhon, 2016)
Gambar 5-7: Perbandingan velocity  pathline pada sudut serang 14 ⁰ (Romadhon, 2016)
(a) Sayap Normal
(a) Sayap Normal
(a) Sayap Normal (b) Sayap dengan VG
(b) Sayap dengan VG (b) Sayap dengan VG
Pada  Gambar  5-7  dapat  dilihat distribusi  kecepatan  aliran  sayap  normal (tanpa vortex  generator )  terjadi  ulakan semakin banyak dan berwarna kebiruan menunjukkan  kecepatan  yang  negatif menyebabkan  separasi  yang  semakin parah,  sedangkan  distribusi  kecepatan aliran  sayap  dengan vortex  generator masih merata berwarna hijau kekuningan menunjukkan belum terjadi separasi.

## 5.2 Validasi  Hasil  Simulasi  ANSYS Fluent
Validasi  dari  hasil  simulasi penelitian ini dilakukan untuk mengetahui  seberapa  jauh  hasil  simulasi menggunakan  ANSYS  Fluent  mendekati hasil  uji  terowongan  angin.  Data  yang digunakan dalam validasi ini berupa nilai koefisien lift terhadap  sudut  serang sayap  tanpa vortex  generator dari  hasil simulasi ANSYS Fluent dan data hasil uji terowongan angin yang dilakukan Bidang Teknologi  Aerodinamika  Pustekbang LAPAN.
Berikut
adalah grafik perbandingan hasil simulasi penelitian ini dengan hasil uji terowongan angin.
Gambar 5-8: Grafik
perbandingan hasil simulasi  ANSYS  Fluent  dan  hasil uji terowongan angin . (Romadhon, 2016)
Pada  Gambar  5-8  dapat  dilihat grafik koefisien lift hasil simulasi ANSYS Fluent  dan  hasil  uji  terowongan  angin mempunyai  bentuk  yang  hampir  sama. Kalaupun ada perbedaan dari segi slope
grafik,  karena  hasil  simulasi  ANSYS Fluent  dipengaruhi  kualitas meshing , yang  akan  berpengaruh  pada  ketelitian CFD Solver dan  pada  saat  hasil  uji terowongan  angin  kemungkinan  terjadi gangguan  yang  menyebabkan  kurva grafik  tidak  terlalu  linear.  Jika  hasil  uji terowongan  angin  merupakan  nilai sebenarnya  dan  hasil fluent merupakan nilai  yang  terbaca  maka  perhitungan galat  ( error )  dapat  diperoleh.  Nilai  galat merupakan  nilai  penyimpangan  pada perbandingan  dari  beberapa  data.  Pada Tabel 5-5 dapat dilihat perhitungan galat hasil simulasi ANSYS Fluent dan hasil uji terowongan  angin  dari  segi  parameter aerodinamik khususnya koefisien lift.
Tabel 5-5:  PERHITUNGAN GALAT
HASIL

## SIMULASI ANSYS FLUENT DAN UJI TEROWONGAN ANGIN
Parameter FLUENT WTT Galat (%) C L0 0.561 0.555 1.07 C LMAX 1.26450 1.332616 -5.38 α stall 11 10 9.09 C Lα 0.073479  0.083279 - 13.99
Berdasarkan  Tabel  5-5  terlihat bahwa nilai galat untuk semua parameter yang tertera di tabel, jika positif artinya nilai  hasil  terowongan  angin  lebih  kecil dari  hasil  simulasi  sedangkan  negatif artinya nilai hasil terowongan angin lebih besar dari hasil simulasi.

## 6 KESIMPULAN
Berdasarkan  hasil  penelitian  dan pembahasan,  maka  dapat  diambil kesimpulan antara lain:
a. Penambahan vortex  generator pada sayap pesawat LSU-05 pada penelitian ini  menyebabkan:
 Peningkatan nilai koefisien lift maksimum  sayap  sebesar  0,0839 (6,63%)  dan  peningkatan  sudut stall sayap sebesar 3 ⁰ (27,7 %),
 Peningkatan  nilai  koefisien drag pada sudut serang -9 ⁰ s.d 11 ⁰ dan penurunan nilai koefisien drag pada sudut serang -0.4 -0.2 0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0 1.2 1.4 1.6 -12-10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 CL Angle of Attack (  ) CL vs AoA FLUENT WTT
12 ⁰ s.d  15 ⁰ dengan  nilai  penurunan koefisien drag paling  signifikan  terjadi pada  sudut  serang  14 ⁰ dari  sebesar 0,02895 (14.66%).
 Penurunan nilai koefisien rasio lift-drag maksimum  sebesar  2,68072  atau 14,05% pada  sudut  serang  0 ⁰ dan p eningkatan  nilai  koefisien  rasio lift- drag sebesar  2,34930  atau  41,56% pada sudut serang 14 ⁰ .

## b. Perbandingannya
Parameter Sayap Normal Vortex Generator Clmax 1,2645 1,3484 CD 0,1096 0,1685 Sudut stall 11 ⁰ 14 ⁰ CL/CD 11,53741 8,00237
c. Hasil  validasi  data  simulasi  CFD
(ANSYS  Fluent)  memiliki  keakuratan yang  cukup  dekat  terhadap  data    uji terowongan angin, namun hasil simulasi tidak  sama  persis  dengan  hasil eksperimen  karena  metode  numerik memiliki keterbatasan.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Terima kasih disampaikan kepada Gunawan S.P dan Ir. Agus Aribowo yang telah  mengizinkan  untuk  pelaksanaan kegiatan atau penelitian ini serta teman- teman  khususnya  di  laboratorium aerodinamika  yang  telah  membantu dalam proses penelitian ini dan Drs. Agus Harno Nurdin Syah selaku pembina dan memberi masukan di lingkungan Pustekbang.

## DAFTAR RUJUKAN
Andrew, S., 2011. Europe Paten No. EP1907279 B1.
Atik  Bintoro,  Gunawan  S.P.,  2013. Penelitian dan Kajian Teknologi Pesawat Terbang. Jakarta: Indonesia Book Project (IBP).
CATIA,  Software  Package,  Ver.  5.21,  Dessault System . (1998 - 2011).
FLUENT, Software Package, Ver. 6.3, ANSYS, Inc. (2011).
http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=nac
a4415-il . (t.thn.).
John  D.,  Anderson,  J.,  2010. Fundamentals of Aerodynamics. New  York:  5rd  Edition McGraw-Hill. Kroo, I. (t.thn.). Viscosity and Boundary Layers .
Diambil  dari  http://adg.stanford.edu/ aa200b/blayers/blayers.html. Lin,  J.  C.,  2002. Review  of  Research  on  Low- Profile  VOrtex  Generators  to  Control Boundary-Layer Separation, Progress in Aerospace Sciences . Diambil dari http:// fluid.nuae.nagoya-u.ac.jp/stdexp/ 2013/ transonic/document/low-profile%20 vortex%20generators.pdf.
Pramutadi,  A.  M.,  2013. Laporan  Kemajuan Class  II  UAV  +  part  2,  Laporan  Teknis. Bogor: LAPAN.
Romadhon,  A.,  2016. Analisis  Karakteristik Aerodinamika  Pengaruh  Penambahan Vortex  Generator  Pada  Sayap  Pesawat Tanpa  Awak  LSU-05  Dengan  Simulasi CFD  (Skripsi). Bandung,  Indonesia: Universitas Nurtanio Bandung. Skopinski, J., 2010. Vortex Generators . Diambil dari  Aero-Service:  http://www.vortex- generators.com/vortex-generators.html.
Tuakia, F., 2008. Dasar-Dasar CFD Menggunakan Fluent. Bandung: Informatika. Udris,  A.,  2015. Vortex  Generators:  Preventing Stalls at High And Low Speeds . Diambil dari  http://www.  boldmethod.  com/ learn-to-fly/aerodynamics/vortex- generators/.

## 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 1 , Joko Suryana Sekolah Tinggi Elektro dan Informatika, Institut Teknologi Bandung Jl. Ganesha 10 Bandung 40132, Jawa Barat
1 e-mail: fitrenna@gmail.com
Diterima: 5 Oktober 2017; Direvisi: 9 November 2017; Disetujui: 27 November 2017

## ABSTRACT
This  paper  discusses  about  the  design  of  the  Earth  observation  ground  model  nano-satellite which communication subsystem works in S-BAND frequency. This ground model nano-satellite refers to GOLIAT satellite which has the size of 10 x 10 x 10 cm, weighs one kilogram, brings camera as its payload, and has a power emittion of 1 watt. The ground model has a microstrip antenna with the size of 9,5 x 9,5 cm, works in frequency of 2,4 GHz, has the parameter of S 11 -18,506 dB, the VSWR equals to  1,2695,  and  has  gain  of  6,42  dB.  The  ground  model  was  made  from  Seeduino  as  an  on-board computer,  XBee  module  for  communication,  VC0706  camera,  lithium  ion  battery,  solar  cell,  and various  sensors.  The  calculation  of  link  budget  at  300km  distance  for  the  ground  model  is  Effective Isotropic  Radiated  Power  (EIRP)  equal  to  36,42  dBm,  receive  power  equals  to  -101,18  dBm,  receive power and noise ratio ( 𝑷 𝑹 𝑵 ) equal to 107 dBHz, and energy bit and noise ratio equal to 55,02 dB, while GOLIAT  satellite  has  EIRP  of  32,2  dBm,  receive  power  of  -82  dBm,  receive  power  and  noise  ratio  of 126,18 dBHz, and energy bit and noise ratio equal to 86,357 dB. Therefore, it could be concluded that the  design  and  implementation  of  nano-satellite  with  S-band  communication  system  has  been successfully done, moreover, the performance is better than the satellite design used for comparison.
Keywords: ground model nano-satellite, frequency 2,4 GHz, antenna, seeeduino, XBee, link budget

## ABSTRAK
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 S 11 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)  y ang  dimilikinya  sebesar  36,42  dBm,  daya  terima  -101,18 dBm, receive power dan noise ratio ( 𝑷 𝑹 𝑵 ) 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 satelit nano, frekuensi 2,4 GHz, antena, seeeduino, XBee, link budget

## 1 PENDAHULUAN
Satelit  nano  merupakan  satelit yang berukuran 10 x 10 x 10 cm dengan berat  kurang  lebih  satu  kilogram.  Saat ini  sudah  banyak  negara-negara  maju meluncurkan satelit nano yang digunakan  untuk  misi  pengawasan kemaritiman,  pengamatan  permukaan bumi,  hingga  kemiliteran.  Banyaknya penggunaan  satelit  nano  ini  karena satelit  nano  merupakan  satelit  yang kecil  dengan  harga  yang  murah  serta mudah dalam mendesain dan mengaplikasikannya.
Frekuensi S-Band merupakan frekuensi yang  bekerja  antara  2–4  GHz. Saat ini sudah banyak satelit nano yang menggunakan  frekuensi S-Band sebagai frekuensi  kerjanya.  Frekuensi S-Band dipilih  karena  dirasa  cocok  untuk digunakan  di  Indonesia  mengingat Indonesia  memiliki  curah  hujan  yang cukup  tinggi  yang  akan  mempengaruhi kinerja  satelit  dengan  frekuensi  tinggi. Pembuatan ground  model ini  akan menggunakan frekuensi 2,4 GHz sebagai
frekuensi kerjanya karena ground model yang  dibuat  menggunakan  modul  XBee untuk  komunikasi  yang  bekerja  pada 2,4  GHz.  Pembuatan ground  model satelit  nano pada  frekuensi  2,4  GHz  ini dilakukan  sebagai  referensi  untuk penelitian  dan  pengembangan  lebih lanjut  dari  satelit  nano  khususnya  di Indonesia.

## 2 DASAR TEORI

## 2.1 Satelit Nano
Satelit  nano  merupakan  satelit kecil  yang  berukuran  sekitar  10  x  10  x 10  cm  dengan  massa  satu  kilogram. Satelit  nano  biasa  digolongkan  sebagai miniatur  satelit  yang  membawa  satu atau dua misi. Satelit nano berada pada orbit  LEO  dengan  kecepatan  sekitar 27.500 km/jam dan biasanya berkomunikasi  pada  frekuensi S-Band , VHF, atau UHF.

## 2.2 Antena
Antena  merupakan  sebuah  alat yang digunakan untuk mengubah sinyal
listrik menjadi gelombang elektromagnetik kemudian  dipancarkan  ke  ruang  bebas,
atau
menangkap gelombang elektromagnetik dari ruangan bebas dan mengubahnya  menjadi  sinyal  listrik. Ada  beberapa  komponen  penting  yang perlu  diamati  dalam  pembuatan  antena yaitu return loss, Voltage Standing Wave Ratio (VSWR),  pola  radiasi, gain ,  dan polarisasi.

## 2.2.1 Return loss
Return  loss merupakan  nilai  dari parameter  S 11 . Return  loss merupakan perbandingan  dari  daya  yang  terpantul dengan daya yang dikirimkan. return loss dapat dinyatakan dengan menggunakan rumus di bawah ini
(2-1)

## 2.2.2 Voltage  Standing  Wave  Ratio (VSWR)
Voltage  Standing  Wave  Ratio (VSWR)  merupakan  perbandingan  nilai antara amplitude maksimal dengan nilai amplitudo  minimal  dan  dapat  dinyatakan dengan rumus berikut ini,
(2-2)

## 2.2.3 Pola Radiasi
Pola  radiasi  merupakan  sebuah penggambaran dari radiasi
yang berhubungan dengan kekuatan gelombang  radio  yang  dipancarkan  oleh antena  ataupun  tingkat  penerimaan sinyal  yang  diterima  oleh  antena  pada sudut  tertentu.  Selain  itu,  pola  radiasi dianggap sebagai perwakilan dari kekuatan medan relatif dari medan yang diradiasikan oleh antena.
2.2.4 Gain
Gain antena  merupakan  sebuah parameter  yang  mengukur  efisiensi  dan
daya  pancar  antena  yang  diukur  dalam satuan  desibel. Gain juga  merupakan parameter  untuk  mengatur  keterarahan dari sebuah antena. Antena yang memiliki gain yang  rendah  memiliki  keterarahan yang sama pada semua arah, sementara antena  yang  memiliki gain yang  tinggi memiliki  keterarahan  hanya  pada  satu arah  tertentu.  Perhitungan gain biasanya dilakukan dengan metode perbandingan [ C. A. Balanis, 2005 ].
𝑮 = 𝑮 𝒓𝒆𝒇 𝑷 𝒎𝒂𝒙 𝑷 𝐦𝐚𝐱 𝒓𝒆𝒍𝒂𝒕𝒊𝒇 (2-3)

## 2.2.5 Polarisasi
Polarisasi  dari  gelombang  radiasi didefinisikan  sebagai  sifat  gelombang elektromagnetik  yang  menyatakan  arah yang  bervariasi  terhadap  waktu  dan magnitudo  relatif  dari  vektor  medan listrik.  Polarisasi  terdiri  dari  tiga  jenis yakni polarisasi linier, polarisasi sirkular, dan polarisasi elips.

## 2.3 On-board Computer
Pada  satelit  dibutuhkan  komputer yang berfungsi sebagai ”otak” dari satelit tersebut.  Komputer  ini  akan  diprogram sedemikian rupa sehingga bisa menghubungkan  antara  satelit  dengan stasiun  bumi.  Ada  berbagai  macam komputer  yang  bisa  digunakan  sebagai “otak”  dari  satelit.  Komputer  yang digunakan  pada  satelit  nano  harus memiliki  performa  yang  sangat  baik, bentuk  yang  kecil,  dan  daya  yang rendah  karena  keterbatasan  daya  yang dimiliki  satelit  nano  dan  bentuk  satelit nano yang sangat kecil.
2.4 Solar Panel dan Baterai Solar panel merupakan pembangkit listrik  yang  mengubah  cahaya  menjadi energi  listrik. Solar  panel biasa  disebut dengan sel photovoltalic . Solar panel biasa digunakan  pada  satelit  nano  untuk
mendapatkan  daya  yang  akan  digunakan pada  satelit  nano. Solar  panel akan mengubah energi matahari yang didapatkan pada saat satelit menghadap ke arah matahari, kemudian energi yang diserap  akan  diubah  menjadi  energi listrik  dan  bisa  digunakan  untuk kebutuhan satelit nano.
Selain solar  panel ,  satelit  nano memiliki  baterai  untuk  memenuhi kebutuhan  daya  agar  satelit  nano  bisa tetap berfungsi. Baterai yang digunakan merupakan  baterai  yang  bisa  diisi dayanya  sehingga  dapat  digunakan berkali-kali. Pada umumnya baterai yang digunakan  memiliki  kapasitas  antara 2500-5000 mAh dan berbahan lithium.

## 2.5 Kamera
Kamera  yang  dibawa  oleh  satelit nano  harus  bisa  mengambil  gambar permukaan  bumi  dengan  baik  agar pengguna  dapat  mengetahui  kondisi wilayah  yang  diamati.  Kamera  yang digunakan  untuk  pengamatan  wilayah harus memiliki spesifikasi resolusi tinggi dan  ukuran  yang  kecil  agar  dapat dimasukan ke dalam bagian satelit nano.

## 2.6 Modul Komunikasi
Ground
model satelit nano memerlukan  modul  komunikasi  agar dapat  mengirimkan  data  yang  telah didapatkan  oleh  satelit  nano.  Modul komunikasi  yang  akan  digunakan  oleh ground  model harus  dapat  berkomunikasi secara wireless . Daya yang dipancarkan oleh  modul  komunikasi  harus  bisa diterima oleh bagian penerima.

## 2.7 Sensor
Sensor  merupakan  komponen yang  sangat  penting  pada  satelit  nano karena  sensor  ini  digunakan  untuk membantu  mengawasi  kondisi  sekitar satelit  nano  pada  saat  di  luar  angkasa.
Adanya  sensor  membuat  pengguna dapat  mengamati  posisi  satelit  nano pada  saat  di  luar  angkasa,  suhu  di sekitar  satelit  nano,  cahaya  yang mengarah  ke  satelit  nano,  hingga mendeteksi  besarnya  medan  magnet yang ada pada lingkungan satelit nano.

## 2.8 Link Budget
Kalkulasi link  budget dilakukan untuk mengetahui seberapa besar sinyal yang akan diterima oleh receiver setelah mengalami redaman.
Perhitungan link budget dilakukan dengan  menghitung  komponen  EIRP, daya  terima, figure  of  merit , receive power  to  noise  ratio, dan energy  bit  to noise ratio [ J. Suryana, 2014 ] .
𝐸𝐼𝑅𝑃 = 𝑃 𝑆 +   𝐺 𝑇 (2-4)
𝑃 𝑅 = 𝐸𝐼𝑅𝑃 + 𝐺 𝑅 − 𝑙𝑜𝑠𝑠𝑒𝑠 (2-5)
𝐺 𝑇 = 𝐺 𝑅 − 10 log 𝑇 𝑠𝑦𝑠 (2-6)
𝑃 𝑅 𝑁 = 𝐸𝐼𝑅𝑃 + 𝐺 𝑇 − 𝑙𝑜𝑠𝑠𝑒𝑠 − 10 log 𝑘 (2-7)
𝐸𝑏 𝑁𝑜 = 𝑃 𝑅 𝑁 − 10 log 𝑏𝑖𝑡 𝑟𝑎𝑡𝑒 (2-8)
Gambar 2-1: Link Budget [J. Suryana, 2014]

## 3 PERANCANGAN GROUND MODEL
Pembuatan ground model dilakukan dengan mengintegrasikan seluruh
komponen  yang  diperlukan  oleh ground model. Tahap  pembuatan ground  model yang  dilakukan  adalah  menentukan misi nano satelit, menentukan spesifikasi ground  model ,  menentukan komponen  yang  digunakan,  membuat desain  antena  yang  akan  digunakan, mengimplementasikan antena yang telah  didesain,  menyusun  komponen yang  dibutuhkan ground  model ,  dan mengintegrasikan  seluruh  komponen yang  ada  pada ground  model nano satelit.
Gambar 3-1: Hubungan  antar  komponen  pada ground model
Ground  model  satelit  nano yang didesain  terdiri  dari on-board  computer, sensor,  kamera,  baterai,  solar  panel, modul komunikasi, dan antena komunikasi.
Seeeduino merupakan mikrokontroler  yang akan  berfungsi sebagai on-board  computer .  Data  suhu, cahaya, kecepatan, magnetik, dan posisi akan  didapatkan  dengan  menggunakan sensor  gabungan  dari  Ardusat.  Kamera yang digunakan untuk mengambil gambar merupakan kamera VC0706. Daya yang digunakan  untuk  menyalakan ground model  satelit  nano berasal  dari  baterai lithium ion yang dapat diisi ulang dengan solar  panel.  Pengiriman  data  yang didapatkan  oleh ground  model  satelit
nano menggunakan modul XBee pro seri 1,  dan  antena  komunikasi  didesain untuk menggantikan antena yang sudah ada pada modul XBee pro seri 1.

## 3.1 Spesifikasi Satelit Nano
Ground  model  satelit  nano yang dibuat  akan  mengacu  pada  satelit GOLIAT.  Spesifikasi  satelit  GOLIAT dapat diamati pada Tabel 3-1.

## Tabel 3-1: SPESIFIKASI SATELIT GOLIAT
Komponen Spesifikasi Antena Monopol  dengan  gain  2,2 dB Daya Pancar 1 watt Payload Kamera dan Sensor Ukuran 10 x 10 x 10 cm Berat 1 kilogram Bit rate 83 kbps Modulasi GFSK Orbit Low-earth Orbit Frekuensi Kerja 2,4 GHz Modul Komunikasi MHX 2400
Data  diatas merupakan  data yang  akan digunakan  untuk  acuan  pembuatan ground model satelit nano.

## 3.2 Perancangan Antena Komunikasi
Antena  yang  dibuat  merupakan antena  mikrostrip patch persegi  dengan susunan array. Pembuatan  antena komunikasi ini dimulai  dengan membuat antena satu elemen dengan bentuk patch persegi.  Ukuran  antena patch yang didesain
didapatkan
dengan
menggunakan  rumus  dibawah  ini  [ C.  A.
Balanis, 2005 ].
W = 1 2𝑓𝑟√ԑ 0 µ 0 ∗ √ 2 ԑ 𝑟 + 1 (3-1)
Seeeduino XBee Baterai Camera Sensor SD Card Power Booster Solar Panel
𝐿 = 𝑐 2𝑓𝑟√ԑ 𝑟𝑒𝑓𝑓
− 2∆𝐿 (3-2)
∆𝐿 = 0,412 ℎ (ԑ 𝑟𝑒𝑓𝑓 + 0,3) ( 𝑊 ℎ + 0,264) (ԑ 𝑟𝑒𝑓𝑓 − 0,258) ( 𝑊 ℎ + 0,8) (3-3)
ԑ 𝑟𝑒𝑓𝑓 = ԑ 𝑟 + 1 2 + ԑ 𝑟 − 1 2 ( 1 √1 + 12 ℎ 𝑊 ) (3-4)
𝐿𝑓 = 𝜆𝑔 4 = 𝑐 4𝑓𝑟√𝜀𝑟
(3-5)
𝑍𝑜 = { 60 √𝜀 𝑟𝑒𝑓𝑓 ln [ 8ℎ 𝑊𝑓 + 𝑊𝑓 4ℎ ]  𝑢𝑛𝑡𝑢𝑘 𝑊𝑓 ℎ ≤ 1 120𝜋 √𝜀 𝑟𝑒𝑓𝑓 [ 𝑊𝑓 ℎ + 1,393 + 0,667 ln ( 𝑊𝑓 ℎ + 1,444)] 𝑢𝑛𝑡𝑢𝑘 𝑊𝑜 ℎ > 1 (3-6)
𝑐 = 𝐿 2.72 (3-7)
𝑑 = 𝑐 10 (3-8)
Nilai parameter pembuatan antena satu  elemen  yang  didapatkan  dengan menggunakan  rumus  di  atas  dapat diamati  pada  kolom  nilai  awal. Nilai yang  didapatkan  dari  hasil  perhitungan masih  belum  memenuhi  spesifikasi antena yang diinginkan sehingga dilakukan  proses  pengoptimalan  dari parameter yang telah didapatkan.
Proses pengoptimalan ini dilakukan dengan  mengubah ukuran dari panjang patch ,  lebar feedline ,  dan  ukuran  dari slotted line. Hasil simulasi dari parameter hasil pengoptimalan yang pertama sudah jauh lebih baik akan tetapi masih belum memenuhi  spesifikasi.  Pengoptimalan kembali dilakukan  untuk  mendapatkan hasil yang lebih baik. Setelah disimulasikan, nilai dari parameter yang digunakan  untuk  proses  pengoptimalan yang  kedua  sudah  memenuhi  spesifikasi, akan tetapi gain yang didapatkan masih belum  memenuhi  spesifikasi  sehingga perlu  dilakukan  penyusunan  secara array untuk memperbesar nilai gain.
Tabel 3-2: DESAIN ANTENA SATU ELEMEN
Parameter Nilai Awal Optimasi 1 Nilai Akhir W 38,36 mm 38,36 mm 38,36 mm ɛ reff 4 4 4 ΔL 0,74 mm 0,74 mm 0,74 mm L 29,7 mm 28,5 mm 28 mm Lf 15,07 mm 15,07 15,07 mm Wf 3,135 mm 2 mm 1,7 mm Panjang slotted  line (c) 10,9 mm 10,4 mm 10,29 mm Lebar slotted line (d) 1,09 mm 1,04 mm 1,029 mm
Gambar 3-2: Desain antena satu elemen
Penyusunan  antena  secara array dilakukan  dengan  menambah  saluran transmisi  untuk  mencatu.  Pencatuan dilakukan  dari  belakang  agar  tidak  ada kabel yang keluar dari satelit nano yang dibuat.  Selain  itu  ditambahkan  lubang untuk  kamera  agar  antena  dapat dipasang  dibagian  sisi  satelit  nano. Desain  antena array yang  dibuat menggunakan parameter (Tabel 3-4)

## Tabel 3-3:  HASIL  SIMULASI  ANTENA  SATU ELEMEN
Parameter  Nilai Awal Optimasi 1 Nilai Akhir S11 -2,2667 dB  -8,14 dB -15,73 dB VSWR 7,7 2,28 1,39 Gain -0,38 dB 2,464 dB 2,638 dB Tabel 3-4:  DESAIN ARRAY ANTENA

## MIKROSTRIP
Parameter Nilai Awal Nilai Akhir Lebar patch (W) 38,36 mm 38,36 mm Panjang patch (L) 28 mm 28 mm Panjang saluran transmisi pertama 15,07 mm 15,07 mm Lebar saluran transmisi pertama 1,7 mm  1,7 mm Panjang slotted line 10,29 mm 10,29 mm Lebar slotted line 1,029 mm 1,029 mm Panjang saluran transmisi 70 ohm 15,07 mm 11.405 mm Lebar saluran transmisi 70 ohm 1,64 mm 2.87 mm Panjang saluran transmisi 100 ohm 14,1 mm 21,86 mm Lebar saluran transmisi 100 ohm 0,72 mm 1 mm Jarak antar patch 43 mm 43 mm
Nilai  awal  didapatkan  dari  antena single  element yang  dihubungkan  oleh saluran  pencatu.  Nilai  tersebut  masih belum maksimal sehingga perlu dilakukan  proses  pengoptimalan  agar hasil  yang  didapatkan  jauh  lebih  baik lagi.  Proses  pengoptimalan  dilakukan dengan  mengubah  nilai  saluran  catu yang  digunakan.  Hasil  pengoptimalan tersebut  dianggap  sudah  memenuhi spesifikasi sehingga dijadikan parameter akhir  yang  akan  digunakan  untuk pencetakan antena
Gambar 3-3: Desain antena array Tabel 3-5: HASIL SIMULASI ANTENA ARRAY Parameter Nilai Awal Nilai Akhir S11 -12,63 dB -19,037 dB VSWR 1,609 1,2515 Gain 5,18 dB 4,616 dB 3.3 Perancangan On Board Computer On  board  computer pada  satelit sesungguhnya biasanya
memiliki
spesifikasi  yang  cukup  tinggi  seperti cube  computer yang  memiliki  memori 256 KB, massa 70 gram, konsumsi daya 200  mW,  dan  ukurannya  sebesar  90  x 96 x 10 mm. Ground model satelit nano yang  didesain  menggunakan  Seeeduino sebagai otak yang akan mengatur seluruh aktivitas  dari  satelit  nano  tersebut. Seeeduino ini memiliki spesifikasi memori 32 KB, RAM 2KB, ukuran 6,86 x 5,34 cm, berat 26 gram, dan daya yang digunakan 100  mW.  Seeeduino  ini  sudah  cukup memenuhi  kebutuhan ground  model satelit  nano yang  didesain,  hanya  saja memorinya kecil sehingga modul tambahan  yang  digunakan  tidak  bisa terlalu banyak.

## 3.4 Perancangan Kamera
Kamera  yang  akan  digunakan untuk ground  model satelit  nano  ini merupakan  kamera  sederhana  VC0706 dengan  resolusi  0,3  Megapixel,  ukuran 3,2  x  3,2  cm,  dan  berat  12  gram.
Kamera  VC0706  terhubung  dengan Seeeduino menggunakan pin TX dan RX yang  berada  pin  nomor  2  dan  3,  selain itu kamera VC0706 juga terhubung pada tegangan  5  volt  dan ground. Kamera akan mengambil  gambar yang  langsung dikirimkan  ke  penerima.  Data  yang diterima  oleh  penerima  dapat  diakses dengan  menjalankan user  interface sederhana  yang  dibuat  dengan  kode sumber python.

## 3.5 Perancangan  Baterai  dan  Solar Panel
Baterai  yang  digunakan  untuk menyalakan ground  model satelit  nano ini  merupakan  baterai  lithium  ion  yang terhubung  dengan power  boost .  Baterai ini  kemudian  dihubungkan  dengan switch yang  akan  mengatur  aliran  arus untuk menghidupkan ground model satelit nano  ini.  Baterai  ini  membutuhkan tegangan minimum 3,7 volt untuk proses pengisian  ulang  baterai  sementara tegangan  yang  dikeluarkan  baterai  ini sebesar 4,2 volt dan minimum 3,7 volt.
Solar panel yang digunakan untuk mengisi  ulang  baterai  lithium  ion sebanyak  enam  buah  yang  dipasang  di setiap sisinya sebanyak dua buah. Solar panel ini disusun secara paralel sehingga memiliki  tegangan  sebesar  6  volt  dan arus sebesar 600mA.

## 3.6 Perancangan Modul Komunikasi
Modul komunikasi yang digunakan pada  satelit  GOLIAT  merupakan  modul MHX  2400  yang  memancarkan  daya sebesar  1  watt  dengan  frekuensi  kerja 2,4  GHz  dan  modulasi  yang  digunakan yaitu Gausian  Frequency  Shift  Keying (GFSK).
Modul komunikasi yang digunakan untuk  berkomunikasi  antara ground model satelit  nano dengan  pengguna  di bagian  penerima  (stasiun  bumi)  adalah modul  XBee.  Modul  komunikasi  yang
digunakan untuk menghubungkan antara ground  model satelit  nano dengan pengguna sebagai ground station adalah modul XBee pro seri 1. Modul XBee yang digunakan bekerja pada frekuensi 2,4 GHz dengan  menggunakan  antena  monopol dengan gain sebesar  1,5  dB,  modulasi yang  digunakan  yaitu  O-QPSK,  daya pancar  18  dBm,  beratnya  4  gram,  dan daya  yang  digunakan  495  mW.  Modul komunikasi  ini  dapat  menghubungkan ground  model nano  dengan  pengguna hingga jarak 60 meter untuk penggunaan di  dalam  ruangan  dan  750  meter  di ruangan terbuka [ D. I. Inc, 2009 ].

## 3.7 Perancangan Sensor
Sensor  yang  digunakan  untuk pembuatan ground model satelit nano ini merupakan  sensor  yang  berasal  dari ardusat.  Sensor  ini  merupakan  sensor gabungan  dari  sensor  suhu,  sensor cahaya, gyro, kecepatan,  dan  magnet. Sensor  yang  digunakan  memiliki  berat sebesar 10 gram dan daya yang digunakan sebesar 100 mW.

## 4 IMPLEMENTASI GROUND MODEL

## 4.1 Antena
Desain  antena  yang  telah  dibuat dengan menggunakan aplikasi Computer Simulation  Technology Microwave  Studio dicetak  pada bahan  FR-4 epoxy sebagai substrat dan cooper untuk bagian patch . Bagian patch dilapisi  kembali  dengan perak agar tembaga tidak mudah terkena korosi.  Antena  yang  dibuat  memiliki ukuran 9,5 x 9,5 cm dan berat 34 gram.
Antena yang telah dicetak kemudian  diukur  nilai  parameter  S 11 dan  VSWR  nya  dengan  menggunakan Vector  Network  Analyzer (VNA).  Nilai parameter  S 11 yang  didapatkan  sebesar -18,506  dB  sementara  pada  simulasi yang telah dilakukan nilai parameter S 11 yang  didapatkan  sebesar  -19,037  dB. Begitu  juga  dengan  nilai  VSWR  dari
antena  mikrostrip  yang  telah  dicetak sebesar 1,2695, sementara hasil simulasi didapatkan  nilai  VSWR  sebesar  1,2515. Pengukuran  pola  radiasi  dilakukan dengan  menggunakan  nilai  medan  jauh sebesar 28,8 cm, akan tetapi jarak yang digunakan untuk pengukuran sebesar 1 meter karena jarak 28,8 cm terlalu kecil. Hasil  pengukuran  pola  radiasi  yang didapatkan (Gambar 4-2)
Gambar 4-1: Antena mikrostrip yang dicetak
Gambar 4-2: Pola radiasi azimuth
Pola axial  ratio yang  didapatkan linier  di  beberapa  sudut,  dan  elips  di sudut lainnya.
Gambar 4-4: Axial ratio antena mikrostrip
Melalui  pengukuran  yang  telah dilakukan  daya  pancar  maksimum  dari antena  mikrostrip  yang  telah  dibuat sebesar  -45,91  dBW  dan  daya  pancar maksimum dari antena monopol sebesar -50,13 dBW.  Nilai gain yang didapatkan dengan rumus (2,3) sebesar 6,42 dB.
4.2 Solar Panel dan Baterai Solar panel yang digunakan untuk mengisi  ulang ground  model sebanyak enam buah yang disusun secara paralel. Pengujian solar panel dilakukan dengan mengukur  tegangan  di  kapasitor  pada saat solar  panel disinari  oleh  cahaya matahari.  Tegangan  yang  didapatkan pada  saat solar  panel disinari  cahaya matahari adalah 4,56 volt.
BOOSTER
4.3 Analisis Ukuran dan Massa
Ground  model satelit  nano yang diimplementasikan sudah sesuai dengan spesifikasi yang diinginkan. Satelit nano yang  didesain  memiliki  ukuran  10,5  x 11  x  11  cm.  Selain  ukuran,  massa  dari ground model satelit nano ini juga perlu diperhatikan. Ground model satelit nano yang telah didesain memiliki berat sebesar 513  gram  dan  nilai  tersebut  telah memenuhi  spesifikasi  dimana  massa yang  diharapkan  tidak  lebih  dari  satu kilogram.

## Tabel 4-1:  MASSA GROUND  MODEL NANO
SATELIT Komponen Massa Seeeduino 26 gram XBee 4 gram Kamera 12 gram Power Boost 6 gram Solar Panel 126 gram Baterai 95 gram SD card 4 gram Case 206 gram Antena 34 gram Total Massa 513 gram Selain  ukuran  dan  massa.  Daya yang  digunakan  oleh  satelit  nano  juga sangat  penting  karena  konsumsi  daya bergantung pada baterai sebagai penyuplai daya.

## Tabel 4-2:  DAYA GROUND  MODEL NANO SATELIT
Komponen Konsumsi Daya XBee 495 mW [3] Kamera 90 mW Seeeduino 100 mW Sensor 100 mW Total Konsumsi Daya 785 4.4 Link Budget
Perhitungan link  budget dilakukan dengan  tiga  skenario.  Skenario  pertama yaitu  membandingkan  satelit  nano
dengan  menggunakan  antena  mikrostip yang  telah  didesain  dengan  antena monopol  bawaan  modul  XBee  pada jarak  1  meter.  Hasil  yang  didapatkan dari perhitungan tersebut dapat diamati pada Tabel 4-3.
Tabel 4-3:  DESAIN LINK BUDGET PADA JARAK

## 1 METER
Parameter Mikrostrip Monopol Gain nano satelit 6,42 dB 1,5 dB Daya pancar 18 dBm 18 dBm EIRP 24,42 dBm 19,5 dBm Redaman lintasan 40,05 dB 40,05 dB Redaman konektor 0,03 dB 0,03 dB Daya terima 1,34 dBm -19,08 dBm
Skenario  kedua  dilakukan  dengan cara  mengasumsikan  apabila  satelit nano ini berada di luar angkasa dengan menggunakan  referensi  dari  satelit GOLIAT  dan  antena  yang  digunakan adalah  mikrostrip  yang  telah  didesain. Ketinggian yang  digunakan  sebesar  300 kilometer  karena  jarak  ini  merupakan jarak  yang  umum  digunakan  untuk ketinggian  satelit  nano  1u.  Besar  daya yang  dipancarkan  oleh  satelit  nano  ini sebesar 1 watt atau 30 dBm dan antena yang digunakan yaitu antena mikrostrip yang telah didesain.

## Tabel 4-4:  PERHITUNGAN LINK BUDGET PADA
JARAK 300 KILOMETER Parameter Ground model Satelit GOLIAT Satuan Gain Antena Satelit Nano 6,42 2,2 dB Gain Antena Ground Station 17 35,4 dB Daya pancar  30 30 dBm EIRP 36,42 32,2 dBm Redaman Lintasan 149,6 149,6 dB Redaman polarisasi 3 3 dB
Absorpsi atmosfer 1 1 dB Redaman antena misalign . 1 1 dB Daya terima -101,18 -82 dBm Temperatur sistem 110,11 110,11 K Figure of merit
-3,418 14,98 dBK -1 Konstanta Boltzmann -228,6 -228,6 dB/K/ Hz Receive power and noise ratio 107 126,18 dBHz Data rate 250000 9600 Bps Energy bit and noise ratio 53,02 86,357 dB
Skenario  ketiga  dibuat  dengan memperhitungkan link  budget satelit nano yang  didesain  pada  frekuensi  2,2 GHz.
Tabel 4-5: GROUND MODEL PADA 2,2 GHz Parameter Ground model Satuan Gain Antena Satelit Nano 6,42 dB Gain Antena Ground Station 17 dB Daya pancar 30 dBm EIRP 36,42 dBm Redaman Lintasan 148,84 dB Redaman polarisasi 3 dB Absorpsi atmosfer 1 dB Redaman antena misalignment 1 dB Daya terima -100,42 dBm Temperatur sistem 110,11 K
Figure of merit -3,418 dBK -1 Konstanta Boltzmann -228,6 dB/K/Hz Receive  power and noise ratio 107,76 dBHz Data rate 250000 Bps Energy  bit  and noise ratio 53,78 dB 5

## KESIMPULAN
 Ground model yang didesain sudah sesuai dengan  satelit  acuan  yaitu  memiliki ukuran  10,5  x  11  x  11  cm,  berat sebesar  0,513  kilogram,  menggunakan baterai  lithium  ion,  membawa payload berupa  kamera,  menggunakan  sensor suhu,  cahaya,  kecepatan,  magnet,  dan posisi  untuk  membantu  kinerja  satelit, berkomunikasi  dengan  modul  XBee dengan  penerima,  dan  menggunakan Seeeduino sebagai on-board computer .  Antena  yang  didesain  untuk ground model  satelit  nano hasil  realisasi  telah memenuhi  spesifikasi  yang  diinginkan yakni mempunyai return loss -18,506 dB, VSWR 1,2695, gain sebesar 6,42 dB.
 Desain link  buget dari ground  model satelit nano yang dibuat jauh lebih baik jika dibandingkan dengan antena monopol.  Jika  dibandingkan  dengan GOLIAT  satelit, ground  model yang dibuat tidak jauh berbeda dan memiliki nilai yang cukup baik.

## 6 REFERENSI
Adafruit,  " Lithium  Ion  Battery  Pack  -  3.7V 4400mAh ,"  Adafruit,  [Online].  Available: https:// www. adafruit. com/ product/ 354. [Accessed 30 May 2016].
Adafruit,  " PowerBoost  1000  Charger-Rechargeable 5V  Lipo  USB  Boost  @  1A  -  1000C ,"
Adafruit,  [Online].  Available:  https:// www.adafruit.com/product/2465. [Accessed 30 May 2016].
Adafruit,  " XBee  Pro  Module  -  Series  1  -  60mW with  Wire  Antenna  -  XBP24-AWI-001 ,"
Adafruit,  [Online].  Available:  https://
www.adafruit.com/product/964. [Accessed 30 May 2016]. Amphenol,  " SMA  Specification ,"  Amphenol,
Canada.
C. A. Balanis, 2005. Antenna Theory - Analysis and Design , Canada: Wiley.
C. Jorge, 2012. " Protocol of Communications for VORSAT  Satellite ,"  Universidade  do Porto, Porto.
D.  I. Inc,  2009.  " Digi ,"  23 September    [Online].
Available: http://www.digi.com.
[Accessed 12 April 2016].
H.  Judawisastra, Catatan  Kuliah  Antena  & Propagais  Gelombang ,  Bandung:  Penerbit
ITB.
J. D. C. a. R. J. Marhefka, 2002. Antennas for Applications ,  3rd  Edition,  New  York:
McGraw-Hill.
J.  Suryana,  2014.  " Slide  Kuliah  Sistem Komunikasi Satelit ," ITB, Bandung.
P.  D.  P.  V.  D.  Octvian  Cristea,  2009.  " S-Band Ground  Station  Prototype  for  Low-earth Orbit Nanosatellite Mission.

## 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 1 , Agus Harno Nurdin Syah Pusat Teknologi Penerbangan Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN, Sukamulya, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia
1 e-mail: fajarariwandono@yahoo.com
Diterima 30 Oktober 2017.; Direvisi 30 November 2017; Disetujui 6 Desember 2017

## ABSTRACT
In  order  to  know  about  vibration  characteristics  of  a  combination  between  engine  and propeller  used  in  LAPAN  Surveillance  UAV  (LSU)  series,  it  needs  a  test  apparatus  called  the  engine vibration  test  stand.  The  engine  vibration  test  stand  structure  must  be  strong  and  stiff  to  get  good result in engine vibration test. In the initial phase, the engine vibration test stand was made of 1 meter length of ASTM A36 material with H shape and the lower part of it was bolted to the reinforced floor. By  using  a  finite  element  method  software  and  inputting  some  parameters  from  engine  DA-170  and mechanical  properties  of  ASTM  A36,  the  engine  vibration  test  stand  had  safety  factor  of  26,24. Furthermore,  the  top  five  natural  frequencies  were  61,94  Hz,  77,18  Hz,  93,79  Hz,  212,23  Hz  and 286,24 Hz.
Keywords: vibration  characteristics,  engine  vibration  test  stand,  ASTM  A36  material,  DA-170  engine, finite element method, safety factor, natural frequencies

## ABSTRAK
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

## 1 PENDAHULUAN
Industri penerbangan telah banyak menghasilkan unmanned  aerial  vehicle (UAV) dan menjaga kerahasiaan banyak data  mengenai  sistem  propulsi  (Brezina & Thomas, 2012). Salah satu data yang sulit didapatkan berkaitan dengan sistem propulsi  adalah  data  tentang  getaran yang  dihasilkan  dari  kombinasi engine dan propeller yang  digunakan.  Getaran tersebut  akan  mempengaruhi  struktur UAV dan payload yang dapat berdampak pada misi yang sedang dijalankan. Kasus yang  biasa  terjadi  akibat  kurangnya informasi  mengenai  getaran  yang  berasal dari kombinasi engine dan propeller adalah ketika  melakukan  foto  udara  yang mendapatkan  hasil  foto  yang  kurang fokus.
Alat  uji  getaran engine (AUGE) adalah sebuah sarana penunjang untuk mengetahui  karakteristik  getaran  dari kombinasi engine dan propeller yang akan  digunakan  pada  LSU series yang dikembangkan  oleh  Pustekbang  LAPAN. Sejauh  ini,  Pustekbang  LAPAN  sudah mengembangkan  lima  buah  LSU series yaitu: LSU-01, LSU-02, LSU-03, LSU-04 dan LSU-05.
AUGE  harus  memiliki  struktur yang  kuat  ketika  menerima  beban  dari kombinasi engine dan propeller yang sedang bekerja untuk mencegah kecelakaan  saat  pengujian.  Selain  itu, untuk  mendapatkan  hasil  karakteristik
getaran engine dan propeller yang  baik maka  struktur  AUGE  harus  didesain kaku agar tidak menimbulkan resonansi ketika pengujian. Dapat dikatakan bahwa struktur  AUGE  harus  dibuat  kuat  dan kaku untuk mendapatkan hasil uji yang baik.
Struktur utama AUGE ini berupa H- beam sepanjang 1 meter yang dipasang di  atas  lantai  yang  sudah  diperkuat. AUGE  ini  akan  digunakan  untuk pengujian engine LSU series seperti engine LSU-02,  LSU-03,  LSU-4  dan  LSU-05. Pada  proses  pengujian, engine akan dibaut  pada  batang beam yang  terlebih dahulu  sudah  dilubangi.  Karena  akan digunakan  untuk  pengujian  beberapa engine LSU series ,  maka  terdapat beberapa lubang yang mewakili dudukan baut dari engine LSU series .
LSU-05  adalah  varian LSU series yang  terbesar  yang  pernah  dibuat Pustekbang  LAPAN.  Spesifikasi  LSU-05 sesuai Design Requirements and Objectives (DR&O)  adalah Maximum  Take-off  Weight (MTOW)  sebesar  75  kg  dengan  panjang bentang  sayap  5,5  meter.  Sedangkan panjang  dan  tinggi  LSU-05  berturut- turut  adalah  3,9  meter  dan  1,1  meter. (Wandono,  2015)  Karena  merupakan varian  LSU series terbesar,  maka kombinasi engine dan propeller LSU-05 dijadikan sebagai dasar dalam mendesain AUGE.

## Gambar 1-1: Gambar AUGE
Karakteristik getaran dari kombinasi engine dan propeller yang diperoleh  dari  hasil  pengujian  akan digunakan  sebagai  acuan  untuk  menguji struktur LSU series dan payload . Untuk pengujian payload , selanjutnya dilakukan upaya  penelitian  untuk  meredam  tingkat getaran dengan melakukan perhitungan dan pemilihan jenis peredam yang cocok digunakan  untuk  mengatasi  masalah getaran yang terjadi. (Mujtahid, 2015)
Tujuan  dari  tulisan  ini  adalah untuk  mengetahui  kekuatan  struktur AUGE  akibat  pembebanan  statik  dari kombinasi engine dan propeller pada LSU-05  serta  nilai  frekuensi  alami  dari struktur AUGE tersebut.

## 2 TINJAUAN PUSTAKA
Berikut  adalah  gambar  teknik dari  struktur  AUGE  yang  sudah  dibuat oleh Pustekbang LAPAN.
Untuk mengetahui  kekuatan dan kekakuan  dari  struktur  AUGE,  maka diperlukan  beberapa  parameter  dari engine , propeller, dan  material  yang digunakan  untuk  membuat  struktur AUGE.
Gambar 2-1: Gambar teknik AUGE (mm)
Berikut  adalah  spesifikasi  dari engine yang  digunakan  pada  LSU-05 yang merupakan engine DA-170.
Gambar 2-2: Engine DA-170 (Desert Aircraft, 2016) Tabel 2-1:  SPESIFIKASI ENGINE DA-170 (Desert Aircraft, 2016) Displacement 171,8 cc Mass 3,56 kg Bore 52 mm Stroke 40,49 mm Length 195 mm RPM Range 1100 to 6500 RPM Max 9200 Fuel Consumption 4 oz/min @6000 RPM Warranty 3 Years Bolt Circle 34 mm Prop Bolt 6 mm
Dari  Tabel  2-1,  parameter engine DA-170  yang  digunakan  adalah  massa engine yaitu sebesar 3,56 kg.
Untuk  parameter  berupa  gaya dorong,  data  tersebut  didapatkan  dari
hasil  pengujian engine DA-170  dengan menggunakan propeller 30x12  (massa propeller 0,44  kg)  yang  telah  dilakukan oleh Laboratorium Propulsi, Pustekbang. Berikut adalah hasil yang didapatkan.

## Gambar 2-3: Diagram  Static  Thrust  vs  RPM
(Soemaryanto, et al., 2014)
Dari Gambar 2-3 dapat diketahui bahwa  hasil  pengujian engine DA-170 menggunakan propeller 30x12
menghasilkan  nilai static  thrust sebesar kurang  lebih  25  kgf  pada  5000  rpm. Hasil  tersebut  masih  lebih  kecil dibandingkan  dengan  nilai  ideal  yaitu kurang lebih 35 kgf pada rpm yang sama. Jadi,  untuk  parameter  gaya  dorong dipilih nilai terbesar yaitu 35 kgf.
Parameter  lain  yang  digunakan adalah nilai sifat mekanik material yang digunakan.  Material  yang  digunakan untuk  membuat  struktur  AUGE  adalah material ASTM A36. Berikut adalah tabel dari sifat mekanik material tersebut.
Tabel 2-2: TABEL SIFAT MATERIAL ASTM A36 (Musa, et al., 2016)
Ketika  sebuah  struktur beam terkena  beban  tegak  lurus  dari  luar, maka  akan  terjadi  gaya  geser  internal ( internal  shear  force )  dan  momen  lentur internal  ( internal  bending  moment )  yang nilainya dapat bervariasi sepanjang sumbu struktur beam tersebut. Nilai-nilai tersebut kemudian diplot ke dalam diagram gaya geser  dan  diagram  momen  lentur  yang dijadikan  masukan  untuk  perhitungan tegangan lentur ( bending stress ). Berikut adalah hubungan formula yang digunakan untuk menghitung tegangan lentur.
Gambar 2-4: Variasi  tegangan  lentur  (Hibbeler, 2011)
𝜎 𝑚𝑎𝑥 = 𝑀𝑐 𝐼 (2-1)
Disini σ max adalah tegangan lentur maksimum yang terjadi pada titik terjauh dari  sumbu    netral  (MPa).  M  adalah resultan dari momen lentur dalam (Nmm). c  adalah  jarak  tegak  lurus  dari  sumbu netral  ke  titik  maksimal  dari  sumbu netral (mm). sedangkan I adalah momen inersia penampang (mm 4 ).
Untuk mengetahui kegagalan yang terjadi  pada  sebuah  struktur,  maka digunakan  nilai  tegangan  Von  Mises. Adapun  formula  tegangan  Von  Mises dapat dilihat pada persamaan berikut.
σ ′ = √ (σ 1 − σ 2 ) 2 +(σ 2 − σ 3 ) 2 +(σ 1 − σ 3 ) 2 2 (2-2)
Disini    σ'  adalah  tegangan  Von Mises  (MPa)  sedangkan    σ1,  σ2,  σ3 adalah tegangan prinsipal arah 1, 2 dan 3 (MPa).
Dengan menggunakan formula di atas, kegagalan akan terjadi ketika σ'> σ
tegangan  luluh  material  yang  digunakan.
(Purnomo & Satrijo, 2011)
Frekuensi  pribadi  struktur  adalah frekuensi  dimana  struktur  secara  alami cenderung  untuk  bergetar  jika  struktur terkena  gangguan.  Contohnya,  senar piano  yang  dimainkan  akan  bergetar pada  frekuensi  khusus.  Bentuk  defleksi struktur  pada  frekuensi  pribadi  khusus getaran dinamakan sebagai modus normal getaran. Beberapa istilah lain digunakan untuk menjelaskan modus normal adalah bentuk modus ( mode shape ). (Satrijo, et al., 2005)
Gambar 2-5: Empat  nilai  pertama  bentuk modus  dari beam kantilever (Abdurohman, et al., 2015)
Pengerjaan  kasus-kasus  di  atas pada struktur AUGE akan menggunakan software metode  elemen  hingga  ( finite element  method ).  Secara  garis  besar metode  elemen  hingga  adalah  suatu cara  untuk  menyelesaikan  mekanika kontinum ( continuum mechanics ) dengan cara melakukan diskritisasi. Seperti yang terlihat pada Gambar 2-6 yang menunjukkan  bagaimana  suatu  struktur kontinum  dibagi  menjadi  sejumlah elemen  berhingga  yang  masing-masing elemen  terhubung  melalui  titik-titik nodal.  (Hidayat,  et  al.,  2015)  (Kuntjoro, 2011)
(a) (A) Actual Problem (b) FE Model Gambar 2-6: Diskritisasi  ( meshing )  struktur (Hidayat,  et  al.,  2015)  (Kuntjoro, 2011)

## 3 METODOLOGI
Berikut  adalah  gambar  dari diagram  alir  yang  digunakan  pada tulisan ini.
Mulai Menggambar struktur AUGE dalam bentuk 3D Mengimpor gambar ke Patran Mengubah bentuk 3D ke 2D Proses meshing Verifikasi elemen Mendefiniskan kodisi batas Memasukkan beban engine dan propeller serta sifat mekanik material yang digunakan Run di Nastran Selesai No No Yes Yes Gambar 3-1: Diagram alir penelitian
Tulisan  ini  dimulai  dengan menggambar  struktur  AUGE  berbentuk 3D  dengan  menggunakan software Solidworks  yang  merupakan software Computer  Aided  Design (CAD).  Kemudian format  gambar  yang  dihasilkan  pada Solidworks  diubah  sehingga  dapat dikenali  oleh software Patran.  Format gambar  yang  digunakan  pada  tulisan kali ini adalah format parasolid.
Di Patran, gambar struktur  AUGE diubah menjadi elemen-elemen sederhana dengan  menggunakan  proses meshing . Elemen  yang  digunakan  pada  model struktur  AUGE  adalah  elemen  Quad4 dan  Tria3.  Untuk  hasil  yang  lebih  baik, penggunaan elemen
Quad harus
diperbanyak  dibandingkan  elemen  Tria, karena Tria
bersifat lebih kaku dibandingkan  dengan  elemen  Quad. Penggunaan  elemen  Tria  yang  berlebih mengakibatkan  model  struktur  menjadi lebih kaku. Elemen Tria dapat digunakan ketika  menemukan  bentuk  geometri yang  sulit,  area  transisi  atau  pada  area dimana  hasil  yang  nanti  didapatkan tidak terlalu dipertimbangkan.
Selain  itu,  elemen  lain  yang digunakan  adalah  RBE3.  RBE3  adalah elemen  satu  dimensi  yang  digunakan untuk  mentransfer  gaya,  (Nastran, 2008) pada kasus ini berarti mentransferkan  gaya  dari engine ke dudukan engine .
Gambar 3-2: Struktur  test  stand  setelah  di- meshing
Proses meshing dilakukan  pada software Patran  dengan  menghasilkan
elemen Quad4 sejumlah 11287 dan Tria3 sejumlah  1.  Elemen-elemen  tersebut kemudian diverifikasi untuk mengetahui kualitas  dari  elemen  yang  dihasilkan. Adapun  verifikasi  elemen  yang  dilakukan antara  lain:  verifikasi  batas, duplicate , normal, aspect ratio , warp , skew dan taper .
Gambar 3-3: Verifikasi elemen Quad

## Gambar 3-4: Verifikasi elemen Tria
Gambar 3-3 dan 3-4 di atas adalah gambar box verifikasi elemen pada Patran. Verifikasi didasari pada parameter batasan standar Patran seperti aspect ratio , warp , skew , taper dll  dengan  parameter elemen yang dihasilkan. Dari gambar di atas dapat dilihat  bahwa semua elemen yang  dihasilkan  tidak  ada  satupun parameter yang melebihi batasan standar,  hal  ini  berarti  elemen  yang dihasilkan sudah cukup baik.
Gambar 3-5. Verifikasi bentuk
Gambar  3-5  adalah  verifikasi bentuk  yang  menampilkan  bentuk  3D dari  hasil  proses meshing 2D.  Biasanya verifikasi  ini  digunakan  jika  model menggunakan bentuk elemen 1D dan 2D. Verifikasi ini bertujuan untuk meyakinkan elemen  2D  yang  dibuat  sesuai  dengan gambar  desain  3D.  Untuk  kasus  ini yang  menjadi  perhatian  adalah  dua buah  plat  yang  berbeda  dimensi  pada dasar  AUGE  yang  harus  diverifikasi, apakah  sudah  sesuai  seperti  gambar desain  3D  atau  belum.  Dari  gambar  di atas  dapat  diketahui  bahwa  bentuk elemen  hasil  proses meshing sudah sesuai dengan gambar desain.
Gambar 3-6: Kondisi batas
Proses berikutnya adalah dengan memasukkan kondisi batas yang sesuai dengan  kondisi  pemasangan  AUGE terhadap  lantai.  Pada  kenyataannya pemasangan  AUGE  terhadap  lantai menggunakan  enam  buah  baut  agar struktur AUGE tidak bergerak jika diberi beban. Oleh karena itu, kondisi batas yang digunakan adalah dengan menggunakan jenis pinned ,  yaitu  dengan  tidak  boleh bertranslasinya nodal-nodal ke arah x, y dan  z.  Tetapi,  jenis pinned ini membolehkan nodal-nodal tersebut berotasi terhadap sumbu x, y dan z.
Tabel 3-1:  TABEL BOUNDARY CONDITION (Nguyen, 2010)
Penggunaan  jenis pinned lebih representatif  dengan  kondisi  pemasangan jika  dibandingkan  dengan  penggunaan jenis fixed yang  tidak  memperbolehkan adanya translasi dan rotasi pada nodal- nodal  tersebut.  Penggunaan fixed lebih cocok  untuk  jenis  batang  kantilever dibandingkan  dengan  kasus  AUGE  di atas.
Untuk  pembebanan,  struktur AUGE dikenakan beban statik berupa gaya dorong  sera  berat engine dan propeller . Beban  statik  tersebut  diberikan  dari sebuah  titik  tertentu  di  luar  struktur yang  diasumsikan  merupakan center  of gravity dari engine .  Adapun  nilai  gaya dorong yang diberikan adalah sebesar -350  N  ke  arah  sumbu  x  serta  berat engine dan propeller sebesar  -40  N  ke arah sumbu y.
Gambar 3-7: Pembebanan pada struktur AUGE
4 HASIL DAN ANALISIS SIMULASI
Setelah melakukan
simulasi
terhadap struktur AUGE dengan menggunakan software metode  elemen
hingga,  berikut  adalah  hasil  yang didapatkan.
Gambar 4-1: Nilai tegangan Von Mises (MPa)
Gambar  di  atas  menampilkan kontur tegangan Von Mises yang terjadi jika  struktur  AUGE  diberi  beban  statik berupa  gaya  dorong  sebesar  -350  N  ke arah  sumbu  x  serta  berat engine dan propeller sebesar -40 N ke arah sumbu y. Tegangan  Von  Mises  maksimal  sebesar 14,1 MPa terjadi pada nodal 24115 seperti Gambar  4-1.  Adapun  nilai  defleksi maksimal sebesar 0,128 mm.
Dari  bentuk  pembebanan  statik seperti  pada  Gambar  3-7,  tegangan dominan  yang  terjadi  adalah  tegangan lentur  meskipun  tegangan  geser  juga terjadi  walaupun  tidak  dominan.  Nilai tegangan lentur akan bervarisasi terhadap jarak dari titik pembebanan, jadi semakin jauh  dengan  titik  pembebanan,  tegangan lentur  yang  dihasilkan  akan  semakin besar.  Nilai  tegangan  lentur  juga dipengaruhi  oleh  nilai  momen  inersia. Semakin besar nilai momen inersia maka nilai tegangan lentur akan semakin kecil begitu  sebaliknya.  Di  samping  itu, tegangan  lentur  juga  dipengaruhi  oleh jarak  dari  sumbu  netral,  semakin  jauh jarak  terhadap  sumbu  netral  maka tegangan  lentur  akan  semakin  besar. Menurut  persamaan  (2-1)  maka  nilai tegangan  lentur  maksimal  berada  pada area  batas beam bagian  terjauh  dari sumbu  netral.  Selanjutnya  dengan persamaan (2-2) didapatkan  hasil tegangan Von Mises seperti Gambar 4-1 di atas.
Dari data nilai tegangan Von Mises maksimal  sebesar  14,1  MPa  dan  nilai tegangan  luluh  material  ASTM  A36 sebesar  370  MPa  (interpolasi  Tabel  2-2 pada  temperatur  25 ⁰ C)  maka  dapat dikatakan bahwa struktur AUGE sangat kuat  dan  tidak  mengalami  kegagalan akibat  pembebanan  statik  dengan  nilai safety factor sebesar 26,24.
Selain  pembebanan  statik,  nilai frekuensi  pribadi  juga  disimulasikan pada  struktur  AUGE.  Berikut  adalah lima nilai frekuensi pribadi pertama dari struktur AUGE.

## Gambar 4-2: Modus 1 struktur AUGE
Gambar 4-2 adalah modus 1 dari struktur AUGE. Modus 1 ini terjadi pada nilai 61,94 Hz pada tiang utama dengan kecenderungan bergetar ke arah sumbu x.

## Gambar 4-3: Modus 2 struktur AUGE
Gambar 4-3 adalah modus 2 dari struktur AUGE. Modus 2 yang terjadi pada nilai  77,18  Hz  dengan  kecederungan bergetar ke arah sumbu z.

## Gambar 4-4: Modus 3 struktur AUGE
Gambar 4-4 adalah gambar modus 3 dari struktur AUGE. Modus 3 ini terjadi pada nilai 93,79 Hz dengan kecederungan getaran berbentuk puntiran pada sumbu y.

## Gambar 4-5: Modus 4 struktur AUGE
Gambar 4-5 adalah gambar modus 4 dari struktur AUGE. Modus 4 ini terjadi pada nilai 212,23
Hz dengan kecederungan getaran terjadi pada tiang utama yang berbentuk tekukan simetris pada bidang YZ.
Gambar 4-6: Modus 5 struktur AUGE
Berbeda  dengan  empat  modus pertama  di  atas,  modus  5  ini  terjadi pada  dudukan  tiang  utama  struktur AUGE.  Modus  5  tersebut  terjadi  pada nilai  286,24  Hz  dengan  kecenderungan getaran  berbentuk  tekukan  simetris pada bidang YZ.

## 5 KESIMPULAN
Berdasarkan  hasil  simulasi  yang telah  dilakukan  terhadap  struktur  AUGE dengan  menggunakan software metode elemen hingga, maka dapat disimpulkan bahwa  struktur  AUGE  sangat  kuat  dan tidak  mengalami  kegagalan  ketika digunakan untuk pengujian engine LSU- 05  dengan  nilai safety  factor sebesar 26,24. Di samping itu, lima nilai pertama frekuensi  pribadi  dari  struktur  AUGE tersebut  adalah  61,94  Hz,  77,18  Hz, 93,79 Hz, 212,23 Hz dan 286,24 Hz.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Pada  kesempatan  ini  tidak  lupa penulis  mengucapkan  banyak  terima kasih  kepada  Bapak  Drs.  Gunawan  S. Prabowo,  MT  selaku  Kepala  Pusat Teknologi  Penerbangan  dan  kepada Bapak  Ir.  Atik  Bintoro,  MT  yang  telah banyak  memberikan  masukan  kepada penulis.

## DAFTAR RUJUKAN
Abdurohman,  K.,  Sakti,  R.  B.  &  Silitonga,  P.
W.,  2015. Normal  Mode  Analysis  of N219  Wing  for  B-11  Configuration .
Indonesia Book Project.
Brezina,  A.  J.  &  Thomas,  S.  K.,  2012.
Measurement  of  Static  and  Dynamic
Performance , Ohio. Desert  Aircraft.    https://  www.desertaircraft. com/products/da-170. Diakses 20 Oktober 2016. Hibbeler, R., 2011. Mechanics of Materials . Pearson
Prentice Hall.
Hidayat, D., Nugroho, A. & Wirawan, N., 2015. Optimasi Berat Struktur Tail Boom LSU- 05  Akibat  Tegangan  Lentur  dari  Aspek Bentuk  Penampang  Geometri .  Jakarta, Indonesia Book Project.
Kuntjoro,  W.,  2011. An  Intorduction  to  The Finite Element Method . McGraw-Hill.
Mujtahid, 2015. Pemilihan Jenis Peredam (Damper) Pada  Mounting Engine Pesawat LSU-03 Untuk  Meredam  Getaran  Yang  Terjadi . Jakarta, Indonesia Book Project.
Musa,  U.,  Afolayan,  M.  &  Dagwa,  I.,  2016. Finite  Element  Model  for  Predicting Residual  Stressues  in  Shielded .  Nigerian Journal of Technology (NIJOTECH).
Nastran, N., 2008. Basic Dynamic Analysis, User's Guide .
Nguyen, T. D., 2010. Finite Element Analysis of a Nose Gear During Landing , University of North Florida.
Purnomo,  H.  &  Satrijo,  D.,  2011. Desain  dan Analisa  Impact  pada  Struktur  Bumper
Belakang  Kendaraan  SUV  Dengan
Metode  Elemen  Hingga .  Jurnal  Teknik Mesin Rotasi.
Satrijo,  D.,  Suprihanto,  A.  &  Kholil,  A.,  2005.
Simulasi dan Analisa Modus Getar Pada Mesin Freis Type Vertical Milling dengan Menggunakan  Program  Bantu  MSC Nastran . Jurnal Teknik Mesin Rotasi. Soemaryanto, A. R., Anggraeni, D., Rahmadi, A.
&  Sumarna,  E.,  2014. Engine  and Propeller Selection for Propulsion System LAPAN  Surveillance  UAV  –  05  (LSU-05) using  Static  Thrust  Calculation  and Test .
Wandono,  F.  A.,  2015. Pengaturan  Ulang  Arah Serat  Spar  Depan  LAPAN  Surveillance UAV-05 Menggunakan   Finite  Element Method .  Jakarta, Indonesia Book Project.
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 1*) , Wahyudi Hasbi **) , Elyas Palantei ***) , Syafruddin Syarif ***) *) Stasiun Bumi Penginderaan Jauh LAPAN Parepare Jl. Jend. A. Yani km 06 Parepare Sulawesi Selatan 91112, Indonesia
**) Pusat Teknologi Satelit Jl. Raya Rancabungur No.42, Rancabungur, Bogor, Jawa Barat Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional ***) Departemen Teknik Elektro Universitas Hasanuddin Makassar Jl. Poros Malino, Borongloe, Bontomarannu, Kabupaten Gowa, Sulawesi Selatan 92119, Indonesia e-mail :arif.hidayat81@gmail.com
Diterima 30 November 2017; Direvisi 12 Desember 2017; Disetujui 13 Desember 2017

## ABSTRACT
Telemetry Tracking and Command (TTC) of LAPAN’s satellite use UHF frequency. This frequency is susceptible to interference by an amateur radio transmitter. One method to look for an interference transmitter is Doppler Effect. To get the optimal value of the Doppler shift frequency, it is necessary to have stabilized antenna switch as controller of antenna array. The RF switches controlled by an Arduino board produced 500 Hz Doppler frequency. Other hardwares are Demodulator, clock Arduino Board, and Universal Serial Bus  (USB) soundcard as the input for the searching software. The results can be shown using the open access sound Doppler. The system has been able to detect UHF transmitters and repeaters received by the device. For upgrade, the data processing system can be done using Matlab software to easier process and analysis.
Keywords: satellite TTC, interference, control antenna, arduino board, arrray antenna

## ABSTRAK
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 output nya 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.

## 1 PENDAHULUAN
Gangguan penerimaan data satelit meliputi gangguan internal dan external .
Gangguan internal antara lain kerusakan perangkat, pointing ,  jaringan  komputer (Hidayat, 2017). Gangguan lain eksternal meliputi interference ,  satelit  mengalami kerusakan, data orbit element mengalami kerusakan (Hidayat, 2017).
Kondisi  satelit  dimonitor  setiap saat.  Perintah    kendali  dan  monitor dikirimkan menggunakan Telemetri Tracking  And  Command (TTNC)  (Najati, 2016).  Satelit  LAPAN  A1  dan  A2 menggunakan  frekuensi  TTNC  pada frekuensi  UHF  43x.x  MHz  (Judianto, 2014),  (Judianto,  2010).  Frekuensi downlink satelit  menggunakan  rentang frekuensi X band maupun UHF, semua slot frekuensi  ini  rentan  terhadap interference (Hidayat, 2014).
Frekuensi radio amatir yang ada di  pasaran  Indonesia  memiliki  rentang frekuensi 400 sampai dengan 480 MHz (Alinco, 2016). Salah satu kendala adalah frekuensi  tersebut  rentan  dengan interference dari radio amatir. Gangguan ini  dapat  menyebabkan  komunikasi antara  satelit  dengan  stasiun  bumi terganggu (Hidayat, 2014).
Antena  sakelar  bersusun  telah digunakan  sebagai  perangkat  pencari sumber pemancar.
Metode
yang digunakan sebelumnya dengan
membandingkan  daya  terima  dari masing masing antena (Habral, 2016).
Peralatan direction finder dapat mengetahui arah pemancar interference (Jakpar,  2016).  Untuk  mendapatkan clock yang  sesuai  dengan  kebutuhan efek Doppler ,  maka  perlu  diatur delay antena aktif (Jakpar, 2016).
Penelitian  penggunaan  komponen
board
Arduino
dilakukan untuk mendapatkan clock  delay yang  sesuai dengan kebutuhan efek Doppler (Stieber, 2012). Stieber, 2012 menggunakan  antena monopole . Groundplane antena  pada penelitian  Stieber  hanya  terdapat  pada masing-masing antena tidak terintegrasi dengan seluruh antena. Pada penelitian ini akan dikembangkan grounplane yang terintegrasi  ke  seluruh  antena  dengan menggunakan pelat alumunium.
Penelitian  ini  dibagi  menjadi  2 tahap. Tahap pertama adalah hardware fisik  antena.  Tahap  pertama  penelitian sebelumnya  oleh  Elyas  Palantei,  2017, sistem ini telah diuji kemampuan dalam hal  kualitas  antena  yaitu  koefisien refleksi, vswr ,  serta gain antena menggunakan software simulasi  dan pengukuran  menggunakan network analizer . Pada tahap kedua dalam makalah ini akan diuji kesetabilan sistem apakah sesuai dengan penelitian stieber, 2012. Pada  penelitian  ini  akan  diteliti efektifitas  sakelar  bersusun  kestabilan
clock output board arduino, pengujian clock sistem  saklar  RF  dan  pengujian  pada spektrum analizer untuk  mengamati apabila timbul noise . Pengujian lapangan kemampuan efek Doppler dalam mencari sumber pemancar. Dalam penelitian ini diusulkan sistem pemrosesan menggunakan  matlab  agar  memudahkan ke pengolahan data lebih lanjut.

## 1.1 Pseudo Doppler
Pseudo Doppler adalah salah satu metode yang digunakan dalam teknologi pencarian  sumber  pemancar  (Jamil, 2016).  Metode  ini  berdasarkan  prinsip Doppler shift dari tipe modulasi frekuensi (Stieber, 2012).
Arah Obyek

## Setiap Pemancar Paling Dekat Frekuensinya Paling Tinggi
Gambar 1-1: Ilustrasi  Efek  Doppler  (Jakpar,
2016) Pengamatan yang dilakukan dengan pergerakan object , apabila object mendekati  sumber  frekuensi  maka frekuensi  yang  didapat  oleh  penerima akan semakin tinggi. Sedangkan apabila object meninggalkan  pemancar  maka frekuensi akan menurun.
A D C B C D A B C A C B D [A} [B]
Gambar 1-2 : Posisi  Antena  Saat  Efek Doppler (Jakpar, 2016)
Hubungan pergeseran frekuensi Doppler dengan  putaran  antena  dapat  dilihat pada pesamaan 1-1 (stieber, 2012).:
𝑑𝐹 = 𝜔𝑟𝑓 𝑐 𝐶 (1-1)
= 2𝜋 ∗ 𝑓 𝑟 ∗ 𝑟 ∗ 𝑓𝑐 𝐶 (1-2)
Keterangan: dF  = puncak perubahan frekuensi ( Doppler shift dalam Hertz),
𝜔 = kecepatan  angular  putaran  dalam radian per secon,
ω = 2πfc , fc = frekuensi sinyal transmit (Hertz),
fr = frekuensi rotasi,
C  = kecepatan cahaya,
r = radius putaran antena (meter) . 2 DESAIN DAN PABRIKASI 2.1  Antena Switch Array Antena  bersusun  atau array , adalah  salah  satu  perangkat  yang  akan digunakan  dalam  perangkat  pencari sumber pemancar (Hidayat, 2017). Desain blok  diagram  yang  akan  dibuat  dapat dilihat pada Gambar 2-1.
Switch Board Arduino Board Souncard Stereo L dan R 0.25 Monopole Switch Array Antena Demodulator FM Zero Cross Detector RF Choke

## Gambar 2-1: Blok Diagram Sistem (Hidayat, 2017)
Antena swiched array memiliki keunggulan karena dapat diubah beam nya  sesuai  dengan  kebutuhan (Hidayat,  2017).  Antena  ini  terdiri  dari groundplane berupa lingkaran alumunium yang  terkoneksi  dengan grounding berfungsi  sebagai reflector dan  elemen antena  yang  terbuat  dari  batang  pipa alumunium  berdiameter  5  mm  dengan lebar rongga 3 mm.
Frekuensi  yang  akan  digunakan dalam  pengujian  ini  adalah  430  MHz. Pilihan frekuensi yang digunakan karena mendekati  dengan  frekuensi  asli  TTNC. Panjang  elemen  antena  (l)  dapat  dilihat pada persamaan 2-1. (Palantei, 2017)
(l)=0.25λ (2-1)
Nilai pada persamaan 2-1 di atas sudah diukur  menggunakan network analizer . Selanjutnya sesuai dengan (Palantei, 2017) dimensi groundplane adalah seperti pada Gambar 2-2.
0,25 0.9

## Gambar 2-2 : Posisi elemen antena dan diameter
groundplane (Palantei, 2017)
Di  bawah  antena  dipasang  plat groundplane terbuat  dari  alumunium yang  diintegrasikan  dengan grounding alat  maupun ground system (Palantei, 2012).  Fungsi  dari groundplane adalah mengurangi  penerimaan  antena  dari gelombang  pantul.  Dengan  memasang groundplane maka  diharapkan  antena monopole menerima  sinyal  langsung pemancar.

## 2.2  Desain  Rangkaian  Pengontrol Antena
Rangkain pengontrol antena terdiri dari  rangkaian  RF choke dan  rangkaian sakelar.  Rangkaian  RF choke berada  di bawah elemen antena.
Gambar 2-3: Rangkaian RF Choke (Arif, 2017)
RF  choke diletakkan  pada bagian bawah  antena monopole .  Rangkaian  ini berfungsi  melepas  membuang  sinyal yang masuk ke antena yang tidak aktif
Gambar 2-4: PCB  layout  untuk  Rangkaian RF choke (Hidayat, 2017)
RF choke ini terdiri dari dioda dan Induktor.  Tabel  2-1  Menunjukkan  tipe dioda  dan  nilai  induktansi  induktor. Jumlah  RF  choke  yang  dibutuhkan adalah 4.
Tabel 2-1:KOMPONEN RF CHOKE (Hidayat, 2017) No Nama Komponen Nilai atau Jenis 1 Induktor 0.56 µH 2. Dioda 1N4148
Pada saat tidak ada catuan maka dioda  dalam  keadaan open sehingga sinyal  RF  akan  langsung  diteruskan  ke ground melalui  induktor.  Sedangkan pada saat ada catuan makan dioda aktif, rangkaian  dalam  keadaan short dan sinyal dapat diteruskan ke rangkaian RF sakelar.

## 2.4  Rangkain Pengontrol Antena
Rangkaian  pengontrol  antena berfungsi  sebagai  sakelar  agar  antena aktif bergantian. Saat antena tidak aktif maka antena tersebut terhubung dengan ground dan  berfungsi  sebagai  reflektor. Rangkaian  terdiri  dari  dioda,  induktor, kapasitor dan resistor.

## Gambar 2-5:Rangkaian Sakelar (Hidayat, 2017)
Rangkaian ini diperkenalkan oleh Mike  Kossor  pada  tahun  1999.  Blok diagram rangkaian ini dapat dilihat pada
Gambar  2-5.  Beberapa  rangkaian  baru dibuat  oleh  (Stieber,  2012)  maupun (Hrabal,  2016),  namun  sistem  pada Gambar  2-5  memiliki  kemampuan  yang paling  bagus  dalam  meredam  resonansi gelombang (Hidayat, 2017).
Rangkaian  sakelar RF terdiri dari resistor,  kapasitor,  induktor  dan  dioda. Rangkaian  pada  Gambar  2-5  bekerja dengan  mencatu  dioda  D1  dengan tegangan  bias  dari  arduino.  Fungsi  C1 dan D1 memblok tegangan DC bias dari arduino  agar  tidak  langsung  terhubung pendek  dengan ground .  C4  memblok tegangan DC agar tidak masuk ke output melalui konektor BNC J1.
Tegangan
dari arduino menyebabkan D1 dalam posisi  terhubung sehingga sinyal RF pada frekuensi 430 MHz yang masuk melewati J2,  D1, diteruskan ke  C4  dan  J1.  Sedangkan  pada  saat catuan dari arduino off D1 dalam posisi tidak terhubung sehingga frekuensi 430 MHz tidak dapat melewati D1. Fungsi L1 dan C1 melewatkan sinyal RF yang tidak diinginkan  ke ground sehingga  tidak mengganggu sinyal utama.
Gambar 2-6: Rangkaian Switch Array Antena
Rangkaian  ini  terdiri  dari  empat input dan satu output letak output adalah pada  konektor  BNC  nomor  3  dari  atas. Daftar  komponen  dapat  dilihat  di  Tabel 2-2.
Proses  tersebut  dilakukan  secara berurut  dan  berulang  sehingga  antena
seakan-akan  sedang dalam posisi berputar.
Tabel 2-2: DAFTAR KOMPONEN (Hidayat, 2017)
No.  Nama Komponen Nilai 1 Induktor 0.56 µH 2. Diode 1N4148 3. Capasitor 680 pF 4. Resistor 1 k Ohm

## 2.3  Komponen  Pengendali  Arduino
Board Selain antena switch array
monopole dengan groundplane , pengembangan  dalam  sistem  ini  adalah menggunakan  Arduino  sebagai  sistem kontrolnya.  Arduino  adalah  sebuah platform dari physical  computing yang bersifat open source .  Arduino tidak hanya sekedar  sebuah  alat  pengembangan, tetapi ia adalah kombinasi dari hardware , bahasa  pemrograman  dan Integrated Development Environment (IDE).
Gambar 2-7: Arduino Layout (Djuandi,  2011), (Kadir, 2013)
IDE adalah sebuah software yang sangat berperan untuk menulis program, meng- compile menjadi  kode  biner  dan  meng- upload ke dalam memory microcontroller . (Feri Djuandi, 2011).
Tabel 2-3: TABEL PORT DAN KEGUNAAN
No Port Arduino Digital Fungsi 1 D9 Sinyal clock 2 D10 Port Antena 1 3 D11 Port Antena 2 4 D12 Port Antena 3 5. D13 Port Antena 4
Untuk  mendapatkan  frekuensi clock sesuai  dengan  kebutuhan Doppler shift .  Bagian  yang  digunakan  adalah digital pin I/O dari 8 sampai dengan 13. Port 10  sampai  dengan port 13  adalah port digital yang melakukan catuan clock dengan  lama  catuan  2  ms.  Sedangkan port 9  berfungsi  sebagai clock yang memberi  penanda  gelombang  1  kali putaran  360  derajat.  Untuk  dapat mencatu  antena  dan  perangkat  sakelar elektronic diperlukan  pemrograman  di board arduino.  Dalam  penelitian  ini menggunakan script coding dari  Marcel Stieber  pada  tahun    2012. Flow Chart proses dapat dilihat pada Gambar 2-8.

## Mulai
Pin Referense, Definisi, set delay = 474
Pin 1=on else Off
Pin 2= on else Off Pin 4= on else Off Pin 3= on else Off Tracking End ON OFF
Gambar 2-8: Flow Chart Proses  Pengontrolan
Antena Menggunakan Board Arduino 2.4 Demodulator dan Soundcard Demodulator FM  menggunakan Handy  talky  yang  memiliki  frekuensi kerja  UHF.  Fungsi demodulator ini merubah frekuensi UHF menjadi frekuensi suara dan memisahkan sinyal pembawa dengan  suara  aslinya.  Suara  tersebut kemudian  di  masukkan  ke  dalam soundcard berbasis universal  serial  bus
(USB) beserta dengan clock Arduino dari pin 9.
Gambar 2-9: Demodulator FM dan Soundcard
Soundcard USB menggunakan
soundcard yang  memiliki input stereo . Output audio dari  Handy  talky  sebagai input soundcard right sedangkan clock arduino  sebagai input sinyal Left .  Hasil output di analisis menggunakan software SounDoppler . Software ini  dibuat  oleh Ludwik Baars, bersifat opensource sehingga bebas untuk diunduh tanpa menggunakan lisensi. Software ini  dapat  diunduh  di alamat  http://www.pi4wag.nl/projecten/ Doppler-peiler-radio-direction-finder.
Software sound Doppler melakukan analisis audio berupa zero cross detection dalam satu putaran clock . Satu gelombang clock berarti  satu  putaran  antena  360 derajat, kemudian dicari zero cross detector sehingga didapat sudut pemancar.

## 2.5 Zero Cross Detector
Untuk mendapatkan arah
pemancar diperlukan zero cross detector . Fungsi zero cross detector adalah mengetahui  perpotongan  signal  dengan sumbu  nol  sehinga  didapatkan  arah pemancar.  Untuk  mendapatkan zero cross detector, algoritma yang digunakan dapat dilihat pada Gambar 2-10. Output audio berupa sinyal stereo dari demodulator direkam  menggunakan soundcard USB . Data tersebut kemudian direkam dalam bentuk file audio wav . File audio wav
tersebut kemudian diolah menggunakan program sinyal processing . Untuk mengetahui zero cross detector .  Satu gelombang  penuh  dapat  kita  deteksi menggunakan  fungsi  gelombang  pada saat  gelombang  sama  dengan  nol.  Pada sumbu y.
Gambar 2-10: Proses zero cross detector

## 3 HASIL DESAIN DAN PEMBAHASAN
Agar  sistem  ini  dapat  dinyatakan berhasil  maka  dilakukan  pengukuran sistem dengan proses uji lapangan.
3.1   Pengukuran Output Arduino Untuk mengetahui performa board sebagai clock pengontrol,  dilakukan pengukuran  menggunakan  osiloskop. Dari hasil pengukuran didapatkan clock 1  ms  dan  pergantian  1  ms    dengan tegangan 4 volt. Tegangan catuan stabil berbentuk persegi,  tanpa ada distorsi.
Output Audio Soundcard Recording Wav Zero Cross Detector Data Audio Demodulator Tampilan Arah
3.2  Pengukuran Output Sakelar RF
RF swich bertugas  melakukan mengaktifkan antena secara bergantian. Dari  hasil  pengukuran  didapatkan antena aktif bergantian selama 2 ms.
Gambar 3-2: Pengukuran sakelar antena output Dari Gambar 3-2 terlihat pengukuran antena memiliki delay sebesar 2 ms dalam satu clock .

## 3.3  Spektrum Frekuensi Penerima
Untuk mengetahui
apakah perangkat ini menimbulkan noise
tambahan  perlu  dilakukan  pengukuran menggunakan spektrum analizer . Pengukuran frekuensi dilakukan agar bisa diketahui  apakah  sistem  mendapatkan noise tambahan dari perangkat.
Gambar 3-3: Hasil pengukuran spektrum frekuensi Pengukuran dilakukan pada frekuensi 428 MHz. Dari hasil pengukuran
tidak  terdapat noise tambahan.  Sinyal asli  dapat  diterima  dengan  baik  tanpa terganggu oleh noise .
3.4   Hasil Output Signal Wav
Sinyal  audio  dari output HT demodulator direkam dalam bentuk wav . Sinyal wav hasil perekaman dapat dibaca menggunakan  aplikasi  matlab  untuk mencari zero cross detector . Hasil output signal wav dapat dilihat pada Gambar 3-4.
Gambar 3-4: Hasil rekaman audio stereo
Gambar 3-4 memperlihatkan hasil rekaman audio , hasil sinyal terdiri dari 2 bagian  yaitu  berwarna  merah  adalah sinyal audio asli sedangkan sinyal warna hijau  adalah  sinyal  berasal  dari clock . Setiap  satu  putaran  360  derajat  dapat dilihat dari sinyal clock berwarna hijau.
Gambar 3-5: Hasil zero cross detector menggunakan matlab
Zero  cross  detector melakukan deteksi apabila gelombang melewati sumbu nol.  menggunakan software matlab sehingga dapat dikembangkan sendiri.

## 3.5  Pengujian Sistem di Lapangan
Uji  lapangan  dilakukan  dengan mencoba  perangkat  dengan  kondisi sebenarnya.  Dalam test ini  dilakukan
menggunakan pemancar dengan daya 3 watt  dengan  antena dipole outdoor . Sebelum dilakukan uji hal pertama yang dilakukan  adalah  melakukan  kalibrasi software  sounDoppler dengan  arah pemancar  sebagai  kalibrasi.  Kalibrasi dilakukan  dengan  mencocokkan  arah dengan  pemancar  yang  berjarak  50 meter.
Gambar 3-6: Uji di lapangan
Gambar 3-7: Software sounddoppler (Baars, 2016)
Gambar 3-7 pengujian menggunakan software opensource
soundDoppler . Software ini dapat melihat proses pendeteksian arah namun software ini  tidak  dapat  diubah  lagi output -nya. Untuk  mengetahui  kemampuan  sistem
direction  finder dalam  mendeteksi  arah pemancar  dilakukan  percobaan  untuk mendeteksi  arah  pada  jarak  500  Meter near line of sight ke semua arah.
Tabel 3-1:  PENGUJIAN ARAH PADA JARAK 500

## METER NEAR  LINE  OF  SIGHT
(Palantei, 2017) Arah Posisi Pemancar Arah Pemancar Sesungguhnya Arah Directiion finde Utara 38.2 44.5 Timur 98.4 107.9 Selatan 201.8 185.2 Barat 265.1 274.2
Hasil  pengujian  pada  Tabel  3-1 adalah hasil pengukuran dilakukan pada bulan Februari 2017, saat dibuat prototipe awal  dapat  menunjukkan  arah  sesuai dengan arah pemancar.
Untuk
mendapatkan  data  ketelitian  sudut dilakukan pengujian ulang, pada satu arah dengan  melihat  arah  sesungguhnya  di google earth dengan arah pada perangkat. Tabel 3-2:  PENGUJIAN AKURASI SAMPAI

## JARAK 700 METER
No  Jarak  Sudut  Sudut Selisih Deviasi 1 100 137 140-132 8 2 200 140 147-133 11 3 300 147 152-135 15 4 400 152 157-145 15 5 500 156 165-144 16 6 600 161 170-152 21 7 700 165 172-145 25
Hasil  pengujian  menunjukkan  deviasi sudut dari sudut sesungguhnya dengan sudut dari deteksi. Deviasi beragam dari 8 derajat sampai dengan 25 derajat. Dari analisis dan troubleshoot yang dilakukan hal ini disebabkan oleh proses penyambungan konektor dan kabel tidak sempurna sehingga arah yang ditunjukkan tidak presisi sesuai dengan arah pemancar. Kualitas konektor menggunakan  konektor  BNC  yang memungkinkan terjadi kebocoran sinyal gelombang  elektromagnet.  Selain  itu
posisi pemancar harus selalu line of sight dengan  penerima  menjadi  kendala, karena posisi yang tidak line of sight dan gelombang  yang  diterima  didapatkan dari  gelombang  pantul  menyebabkan arah pencari berubah ubah. Power output dari pemancar tester yang hanya mampu memancarkan  sampai  maksimal  2  watt juga menjadi kendala karena daya yang diterima tidak maksimal. Namun demikian perangkat ini mampu untuk mendeteksi sinyal  arah  sinyal  gelombang  transmisi sesuai dengan Tabel 3-1.

## 4 KESIMPULAN
Hasil pengujian lab menunjukkan perangkat board arduino  ini  mampu bekerja  dengan  stabil  mencatu  antena secara  bergantian  dengan delay 5  ms. Hasil  dari  rangkaian  RF choke memiliki sinyal  sesuai  dengan clock waktu  yang dibutuhkan  yaitu  5  ms.  Dari  hasil  uji perangkat dan uji di lapangan perangkat kendali  sakelar 4 antena dapat mendeteksi arah  sinyal  pemancar.  Perangkat  ini mampu  mendeteksi  gelombang  radio pada  frekuensi  433  MHz.  Penelitian mengenai  tingkat  ketelitian  deteksi pemancar dan pengaruh konektor terhadap  sinyal  yang  diterima  perlu dilakukan  agar  mendapatkan  arah  yang lebih presisi. Penggunaan komponen yang memiliki  mutu  terbaik  agar  kebocoran sinyal dapat dihindari.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Ucapan terima kasih kami ucapkan kepada  Bapak  Sulistio  Nugroho,  admin beasiswa  Pasca  Sarjana  Kemenristek Dikti, Bapak Sofian Nasution, kepala sub bidang pengembangan kepegawaian LAPAN.

## DAFTAR RUJUKAN
Alaydrus M., 2011. Antena Prinsip dan Aplikasi .
Grahailmu,  Yogykakarta, ISBN  978-979- 756-731-6.
Alinco,  2016. DJ  CRX  Brochure ,  ALINCO,  INC.
Electronics  Division,  www.alinco.com: diunduh 1 Februari 2017.
Baars,  L.,  2017. Doppler peiler, Pseudo-Doppler
Radio
Direction Finder. http://www. pi4wag.nl/projecten/Doppler-peiler-radio- direction-finder diunduh:2 Januari 2017.
Djuandi, F., 2011. Pengenalan Arduino . wwww. tokobuku.com http:// tobuku. com/ docs/
Arduino-Pengenalan.pdf diunduh: 2
Januari 2017.
Hidayat,  A.,  et  al.,  2017. Metode  Doppler Direction  Menggunakan  6  Antenna  Array Terswitch  untuk  Aplikasi  Real  Time Remote  Monitoring  Location  Finder. Tesis Sekolah  Pasca  Sarjana  Teknik  Elektro Universitas Hasanuddin Makassar. Makassar. 85 hlm. Hidayat,  A.,  et  al.,    2014. Analisis  Carrier  to Interference Transmisi Gelombang
Mikrowave Link X Band dengan Downlink Satelit Penginderaan Jauh . Paper presented at the Seminar Nasional Inderaja:LAPAN, Bogor, Indonesia.
Hidayat,  A.,  et  al.,  2014. Analisis  Carrier  to
Interference Transmisi Gelombang
Mikrowave Link X Band dengan Downlink Satelit  Penginderaan  Jauh, Seminar Nasional  Penginderaan  Jauh  (Sinas Inderaja 2014) Bogor, Pustekdata LAPAN. Hidayat, A., et al., 2014. Desain dan Implementasi Sistem Pakar Analisis Performansi Antena Seaspace  Axyom  5.1  Berbasis  Web . Jurnal  Teknologi  Dirgantara,  12  (20),
154-162.
Hidayat,  A.,  et  al.,  2017. LEO  Antenna  Ground Station  Analysis  Using  Fast  Fourier Transform, Paper  presentend  atThe  7  th International Anual engineering Seminar (IEEE:  UGM),  1-2  Agustus,  Yogyakarta, Indonesia.
Hrabal  J.,  et  al.,  2016. The  Radio  Direction Finding  with  Advantage  of  the  Software Defined  Radio .  Computer  Information Systems  and  Industrial  Management, Volume 9842, 2016 , 720. Jakpar, M. J., et al., 2016. Exploitation of Radio Direction  Finder  in  the  design  of  a  UHF Transmitter  Locator  System, Indian Journal of Science and Technology; Vol 9;
25.
Judianto, C.T., 2010. Perancangan Operasi Satelit Lapan-Tubsat  untuk  Perolehan  Data
Seluruh Wilayah Indonesia . Satelit Mikro
Untuk Mitigasi Bencana Dan Ketahanan Pangan, IPB Pres, Juni 2010.
Judianto,  C.T.,  et  al.,  2014. Analisis  Potensi Gangguan  Interference  Microwave  Link Terhadap  Operasi  Satelit  LAPAN-A3  di Stasiun  Bumi  Rumpin .  Jurnal  Teknologi
Dirgantara Vol. 12  No. 1  Juni 2014:59-72.
Kadir,  A.,  2013. Panduan  Praktis  Mempelajari Aplikasi Mikrokontroler dan Pemrogramannya  Menggunakan Arduino .
Andi  Publisher.  Yogyakarta,  ISBN  978- 979-29-4017-6.
Kossor,  M.,  1999. A  Doppler  Radio-Direction Finder ,  American Radio Relay  League ( ARRL ) QST.
Najati, N.,  et al., 2016. Monopole-Like Meander Microstrip Antenna Onboard Microsatellite for  Telecommand  Applications .  The  22nd
Asia-Pacific Conference on Communications (APCC2016), ISBN :978-1-5090-06676-2. Palantei,  E.,  2017. Low-cost  Switched  Array-
Wide Band Antenna for Search and Rescue Disaster Management. IEEE, 3th,
International  Conference  on  Sience  and Technology- Computer (ICST), ISBN: 978- 1-5386-1874-5,  IEEE  Catalog  Number: CFP17WOF-ART.
Palantei,  E.,  2012. Switched  Parasitic  Smart Antenna  :  Design  and  Implementation for Wireless Communication Systems ,  Thesis (PhD  Doctorate),  Griffith  University, Brisbane. 200 hlm.
Stieber, M.C.E., 2012. Radio Direction Finding Network Receiver Design for Low-cost Public Service Applications (Master dissertation, California  Polytechnic  State  University, San Diego. 82 hlm.
(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 d iketik 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