## DESAIN DAN PENGUJIAN INTAKE KONIKAL SISTEM PROPULSI RAMJET PADA KECEPATAN SUPERSONIK (DESIGN AND TEST OF CONICAL INTAKE OF RAMJET PROPULSION SYSTEM AT SUPERSONIC SPEED)
Sofyan *) , Romie Oktovianus Bura **)1
*) Pusat Teknologi Roket
Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN No. 2, Mekarsari, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia **) Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara, Institut Teknologi Bandung Jl. Ganesha No. 10, Bandung, Jawa Barat 40132 Indonesia
1 e-mail: romiebura@ae.itb.ac.id
Diterima 11 Februari 2015; Direvisi 26 Maret 2015; Disetujui 26 Maret 2015

## ABSTRACT
The objective of this research is to design supersonic intake to be applied on ramjet propulsion system.  Ramjet  intake  design  is  of  utmost  importance  for  combustion  process  inside  combustion chamber. For this conical intake design with external compression, Mach 2 is designated as reference condition. This research also tested the ramjet intake inside supersonic wind tunnel. Design process was  conducted  by  attempting  to  generate  shock-on-lip  design  to  obtain  high  pressure  recovery  and lowest possible drag. Analytical design was compared to numerical results at various intake conditions –  subcritical,  critical,  and  supercritical.  Numerical  results  were  also  validated  through  experimental means. Analysis of pressure recovery yields the number of 0.93, which is significantly different from experimental  result.  This  is  believed  to  be  caused  by  the  omission  of  compression  efficiency  from design process.
Keywords: Supersonic intake, Ramjet, Pressure recovery, Mass flow ratio

## ABSTRAK
Riset ini bertujuan untuk mendesain intake supersonik untuk aplikasi sistem propulsi ramjet. Desain intake ramjet sangat penting bagi proses pembakaran dalam ruang bakar mesin ramjet . Dalam desain intake konikal  ini,  kondisi  Mach  2  dijadikan  sebagai  acuan,  dengan  kompresi  eksternal. Penelitian  ini  juga  menguji intake  ramjet dalam  terowongan  angin  supersonik.  Desain  dilakukan dengan  menempatkan  gelombang  kejut  pada  bibir cowl  intake untuk  memperoleh pressure  recovery yang  tinggi  dan  gaya  hambat  serendah  mungkin.  Hasil  desain  analitik  dibandingkan  dengan  hasil numerik  pada  berbagai  kondisi intake –  subkritikal,  kritikal,  dan  superkritikal.  Hasil  numerik  juga divalidasi  dengan  eksperimen  model. Intake yang  didesain  memberi pressure  recovery sebesar  0,93, namun hasil ini cukup berbeda dengan hasil eksperimental. Ini disebabkan karena efisiensi kompresi tidak diikutkan dalam proses desain.
Kata kunci: Intake supersonik, Ramjet , Pressure recovery , Rasio laju massa
1 PENDAHULUAN

## 1.1 Latar Belakang
Mesin ramjet memiliki  performa yang baik sebagai sistem propulsi/mesin air-breathing pada  kecepatan  tinggi.  Hal ini  didukung  dengan  data-data impuls spesifik  dan  konsumsi  bahan  bakar spesifik  pada  Gambar  1-1.  Disamping itu,  mesin ramjet telah  cukup  lama digunakan  sebagai  sistem  propulsi  bagi rudal,  salah  satunya  adalah Bomarc yang  mampu  melesat  pada  Mach  3 sejauh 700 km dan rudal udara – udara terbaru  Eropa,  Meteor  [Anderson,  John D., 1990; Bura, Romie O., 2004]
Gambar 1-1: Impuls spesifik  dan  konsumsi bahan  bakar  spesifik  untuk beberapa  jenis  sistem  propulsi [Hermann, D., Triesch, K., 2006]
Gambar 1-2: Konsumsi  bahan  bakar  spesifik untuk  beberapa  jenis  mesin [Hermann, D., Triesch, K., 2006]
Skema mesin ramjet sendiri dapat dilihat pada Gambar 1-3.
Gambar 1-3: Skema mesin ramjet [Hermann, D., Triesch, K., 2006]
Apabila diperhatikan pada Gambar  1-3,  tampak  bahwa ramjet hanya  terdiri  atas  3  elemen  utama – intake, ruang  bakar,  dan nozzle .  Ini membuatnya  berbeda  dengan  mesin turbofan dan turbojet yang  umum digunakan  pada  pesawat.  Oleh  sebab itu, proses kompresi bergantung sepenuhnya  terhadap  gelombang  kejut di  depan intake .[  El-Sayed,  Ahmed  F., 2008]
1.2 Tujuan
Adapun tujuan dari  penelitian ini adalah sebagai berikut:
 Mendesain intake supersonik  untuk Mach  2  yang  memenuhi  kriteria pressure  recovery yang  tinggi  dan tekanan  dan  temperatur  aliran  di belakang intake yang sesuai,
 Melakukan  pengujian intake dalam terowongan  angin sebagai  validasi dan memperoleh  citra Schileren dari  aliran pada intake.

## 2 TEORI DASAR
Pada  bab  ini  akan  dijelaskan mengenai teori-teori yang  menjadi landasan  dalam  eksperimen.  Analisis teoritis  aliran  supersonik  pada  benda konikal dapat dinyatakan dalam aliran 2 dimensi aksisimetrik.
Gambar 2-1: Aliran  supersonik  pada  kerucut tanpa  sudut  serang  [Zuchrow, Maurice J., Hoffman, Joe D., 1976]
Model  aliran  yang  diilustrasikan pada Gambar 2-1 disebut aliran konikal. Konservasi  massa  mensyaratkan  bahwa laju massa untuk aliran yang memasuki gelombang kejut tetap konstan sepanjang aliran  melewati  benda  konikal.  Oleh karena  luas  penampang  lintang  aliran bertambah dengan bertambahnya radius pada aliran aksisimetrik, streamline harus konvergen untuk memenuhi kontinuitas. Akibatnya streamlines melengkung mendekati  permukaan  benda  konikal.
Selanjutnya,  benda  konikal  ini  dapat digunakan  sebagai spike untuk  meng- hasilkan  gelombang  kejut  pada intake dengan kompresi eksternal.
Gambar 2-2: Skema  gelombang  kejut  pada intake supersonik [Zuchrow,
Maurice J., Hoffman, Joe D., 1976]
Gelombang kejut konikal dihasilkan ketika aliran supersonik mengenai cone . Udara yang sudah dikompresikan meninggalkan  gelombang  kejut  konikal dan memasuki diffuser kompresi
internal  melalui  bukaan annular yang dibentuk  antara  bodi  sentral  dan cowl . Secara  teoritis,  gelombang  kejut  normal terbentuk  pada  bibir cowl dan  udara memasuki diffuser dengan  kecepatan subsonik.  Gambar  2-2    menunjukkan bodi  sentral  konikal  mendefleksikan airstream supersonik dari arah awalnya, sehingga gelombang kejut normal lemah tegak  lurus  terhadap  arah  rata-rata streamline pada inlet menuju diffuser subsonik,  dan  bukan  pada  arah  udara bebas.  Difusi  supersonik  selesai  secara eksternal  sebelum  udara  memasuki difuser subsonik. Posisi gelombang kejut normal  sangat  berpengaruh  terhadap performa intake . Pada mesin airbreathing , posisi dari gelombang kejut normal pada intake tergantung  pada  bilangan  Mach, rasio  bahan  bakar  dan  udara,  efisiensi pembakaran,  dan  luas nozzle .  Kondisi operasi intake supersonik  ditunjukkan oleh Gambar 2-3.
Gambar 2-3: Tiga konsisi operasi intake konikal kompresi  eksternal.  (a)  kritikal (b)  superkritikal  (c)  Sub-kritikal [Zuchrow,  Maurice  J.,  Hoffman,
Joe  D.,  1976;  Archer,  R.  Douglas,
Saarlas, Maido., 1996]

## 3 METODE
3.1 Perhitungan Pressure Recovery Desain ramjet  intake ini  dilakukan secara  analitik  dengan input bilangan Mach  =  2  dan  sudut  kerucut  =  20 º . Dengan  tabel  aliran  konikal  dari  NASA [ NASA  Conical  Shock  Table ,  1964], properti  aliran  di  permukaan  kerucut dan bibir cowl dapat dicari,  yakni M 1 * = 1.406 dan Pt 2 /Pt 1 = 0.977 di permukaan kerucut; M 1 * = 1.479 dan Pt 2 /Pt 1 = 0.936 di bibir cowl . Sehingga diperoleh Pt 1 /Pt ∞ = 0.990  dan  (Pt 2 /Pt 1 )rata-rata  =  0.946. Dari  sini  diketahui  bahwa pressure recovery Pt 2 /Pt ∞ =  (Pt 1 /Pt ∞ )  (Pt 2 /Pt 1 ) rata- rata =  0.937.  Dengan  cara  yang  sama, maka  diperoleh  grafik pressure  recovery pada berbagai sudut kerucut di Gambar 3-1.
Gambar 3-1: Pressure  recovery untuk  sistem  2 gelombang  kejut  untuk  desain Mach 2
Pada Mach 2, pada rentang sudut 10 – 30 derajat, pressure recovery memiliki harga  yang  cukup  besar  yaitu  di  atas 0.9. Setelah gelombang kejut normal pada intake  inlet ,  asumsi  aliran  isentropik dapat  diterapkan  sepanjang intake . Dengan  melakukan  estimasi  awal  luas entri intake dan  luas entri  ruang bakar, bilangan  Mach  pada  bagian  yang ditinjau  (misalnya  bilangan  Mach  pada entri  ruang  bakar)  dapat  dipecahkan dengan  persamaan  di  bawah  ini [Zuchrow,  Maurice  J.,  Hoffman,  Joe  D., 1976].
(3-1)
Keterangan:
A * = luas  penampang  pada  bilangan Mach 1
A  = luas  penampang  yang  ditinjau  pada duct intake
3.2 Perhitungan  Properti  Aliran  Pada Ujung Ramp Intake Setelah  memperoleh bilangan Mach  pada  penampang  yang  ditinjau (dalam  penelitian  ini,  penampang  yang ditinjau  adalah  penampang  dari  ujung ramp  intake yang  dianggap  sebagai bagian  entri  ruang  bakar)  dan  dengan harga masukan sebagai berikut Bilangan Mach udara bebas = 2 Bilangan Mach ujung ramp = 0.163 intake
P statik = 0.78 atm (ketinggian 2 km) T statik = 275.15 K (ketinggian 2 km) P total udara bebas = 6.10 atm T total udara bebas = 495.27 K
Harga–harga properti   pada ujung ramp intake diperoleh dengan memecah- kan persamaan-persamaan isentropik di bawah ini.
2 0 T 1 1 M T 2     (3-2)
/( 1) 2 0 1 1 2 P M P     
        (3-3) /( 1) 0 0 0 P T P T          
          (3-4)
P 0 = tekanan total (P total )
P = tekanan statik (P statik ) γ  = panas spesifik T 0 = temperatur total (P total )
T = temperatur statik (T statik )
Tabel 3-1:  HASIL  PERHITUNGAN  DESAIN  DI UJUNG RAMP INTAKE (SUBSKRIP 3)
T 3 (K)  P 3 (atm) ρ 3 (kg/m 3 ) A 3 /A * 492.65 4.27 3.06 3.61

## 3.3 Perhitungan Gaya Hambat
Pada intake supersonik,  terdapat 2  jenis  gaya  hambat  yang  dominan, yakni cowl  pressure  drag dan spillage drag . Namun, yang akan ditinjau hanya cowl pressure drag .
Gambar 3-2: Geometri intake hasil  desain (dalam mm)
Metode  yang  digunakan  untuk analisis  ini  adalah  metode  ekspansi gelombang  kejut.    Dari  Gambar  3-2, kurva cowl dibagi  menjadi  2  segmen, seperti yang terlihat pada Gambar 3-3.
Gambar 3-3: Pembagian segmen cowl
Bilangan  2,  4,  dan  5  pada Gambar  3-3  merupakan  daerah-daerah dengan  properti  yang  berbeda-beda, dimana  masing-masing  dapat  diketahui melalui tabel yang ada di referensi [ NASA Conical  Shock  Table ,  1964].  Subskrip  4 dan 5 mewakili segmen 1 dan 2.
Tabel 3-2:  HASIL  PERHITUNGAN  DESAIN  DI UJUNG RAMP INTAKE (SUBSKRIP 3) Properti Nilai Unit M ∞ 2 P ∞ 79033.5 Pa M 2 1.693 P 2 125321.86   Pa M 4 1.506 P 4 164919.57   Pa D 4 327.37 N M 5 1.884 P 5 93419.13 Pa D 5 14.33 N
Hasil perhitungan di atas diperoleh  dari  elemen-elemen  luas  yang ditunjukkan pada Tabel 3-3.

## Tabel 3-3:  ELEMEN LUAS DAN GAYA HAMBAT YANG BERSESUAIAN
Segmen 1 Segmen 2 Area (mm 2 ) Drag (N) Area (mm 2 ) Drag (N) 293.91  25.24 90.88 1.31 313.30  26.91 92.82 1.34 332.69  28.57 94.76 1.36 352.08  30.24 96.70 1.39 371.47  31.90 98.64 1,42 390.86  33.57  100.58 1.45 410.25  35.23  102.52 1.47 429.64  36.90  104.46 1.50 449.03  38.57  106.40 1.53 468.41  40.23  108.34 1.56 Total 327.37 Total 14.33
Sehingga,  gaya  hambat  total untuk  kedua  segmen  diketahui  sebesar 341,70 N.

## 3.4 Analisis Numerik Dengan CFD
Untuk
mendukung hasil perhitungan  analitik,  maka  dilakukan analisis  numerik  dengan  CFD  karena aliran supersonik yang sebenarnya tidak sesederhana  yang  dihitung  dengan metode  analitik.  Terdapat  3  jenis  model yang  diuji  dengan  CFD,  yakni intake saja, intake dengan nozzle ,  dan intake dengan exit plug . Kategori pertama dapat dibandingkan  dengan  kategori  kedua dan  ketiga  untuk  mencari  luas nozzle throat dan  luas  keluaran  pada exit  plug yang  bersesuaian  dalam  hubungannya dengan  posisi  gelombang  kejut  dan harga-harga properti aliran.
Pada  mesin ramjet ,  luas throat nozzle berpengaruh pada kondisi operasi intake (subkritikal, krikal, dan superkritikal).  Sedangkan exit  plug merupakan komponen yang lazim digunakan  dalam  eksperimen intake yang  berperan  menggantikan  fungsi nozzle dalam mengatur laju massa aliran yang  masuk  ke  dalam intake dan  posisi gelombang kejut. Luas keluaran exit plug juga menentukan pressure recovery . Oleh karena itu perlu dilakukan simulasi CFD untuk  kategori  pertama  yang  dapat mewakili  kategori  kedua  dan  ketiga. Pada  kategori  kedua  dan  ketiga,  hasil perhitungan analitis radius nozzle throat dan  radius exit  plug sedikit  diubah dengan  pertambahan  yang  kecil  (dalam kisaran  0.2  – 2 mm)  untuk  memperoleh kondisi  krikal  atau  mendekati  kritikal. Hal ini dilakukan untuk menguji tingkat akurasi  metode  desain  yang  digunakan. Apabila  diperoleh  galat  luas nozzle dan exit  plug yang  kecil  dibandingkan dengan  hitungan  analitis,  maka  dapat dikatakan  bahwa  metode  desain  yang digunakan cukup akurat.
Pada  kategori  pertama,  kondisi operasi intake disimulasikan  dengan mengatur backpressure pada  bagian
belakang intake .  Pada  simulasi  ini, keadaan aliran dalam intake hanya valid sampai  kondisi  kritikal  jika  disesuaikan dengan keadaan aliran pada intake dengan nozzle/exit  plug .  Hal  ini  disebabkan karena  apabila backpressure ditentukan pada  harga  lebih  tinggi  dari  kondisi kritikal, intake mengalami  kondisi subkritikal dengan tekanan backpressure lebih  besar  daripada  kondisi  kritikal. Pada  konfigurasi intake dengan nozzle , fenomena  ini  tidak  mungkin  terjadi secara  fisik  apabila  aliran  bergerak  dari depan  jika  faktor backpressure dari mesin  belum  diper-hitungkan,  karena kondisi subkritikal menyebabkan menurunnya pressure  recovery yang lebih besar dibandingkan dengan kondisi kritikal yang berakibat pada menurunnya tekanan statik di bagian belakang intake .
Oleh  karena  itu,  apabila backpressure lebih  besar  pada  kondisi  subkritikal dibandingkan  dengan  kondisi  krtikal, hal ini berarti intake mendapat backpressure tambahan dari arah belakang.  Dalam  kasus intake  ramjet , backpressure tambahan  ini  berasal  dari ruang bakar.
Titik  desain  awal  untuk  desain intake adalah  kondisi  operasi  Mach  2 pada  ketinggian  2  km.  Pada  ketinggian tersebut  temperatur  statik  udara  bebas adalah  sebesar  275.15  K  dan  tekanan statik  udara  bebas  adalah  sebesar  0.78 atm. Dari data tersebut diperoleh tekanan total  sebesar  6.1  atm    dan  temperatur total 495.27 K yang bersesuaian dengan kondisi operasi Mach 2, yang dikalkulasi dengan  menggunakan  persamaan  aliran kompresibel  isentropik.  Pada  semua keadaan,  masukan  temperatur  total adalah    495.27  K  (temperatur  total dianggap  konstan  sebagai  asumsi aliran bersifat  adiabatik).  Perangkat  lunak yang  digunakan  dalam  simulai  CFD adalah  perangkat  lunak  CFD  komersial Fluent .  Domain  komputasi  dibentuk dengan  perangkat  lunak Gambit .  Untuk semua  kasus  simulasi  CFD,  digunakan model turbulensi k – ε standard .
Gambar 3-4: Domain komputasi untuk intake
(a) (b) (c) Gambar 3-5: Geometri  untuk  kategori  pertama (a), kedua (b), dan ketiga (c)
Gambar 3-6: Kontur bilangan Mach untuk model pertama  (atas),  kedua  (tengah), dan ketiga (bawah)
Gambar 3-7: Kontur  tekanan  statik  untuk model  pertama  (atas),  kedua (tengah), dan ketiga (bawah)
Gambar 3-8: Kontur  temperatur  statik  untuk model  pertama  (atas),  kedua (tengah), dan ketiga (bawah)
Gambar 3-9: Kontur tekanan total untuk model pertama  (atas),  kedua  (tengah), dan ketiga (bawah)
Gambar 3-10: Kontur  temperatur  total  untuk model  pertama  (atas),  kedua (tengah), dan ketiga (bawah)
Gambar 3-11: Kontur  kerapatan  udara  untuk model  pertama  (atas),  kedua (tengah), dan ketiga (bawah)
Dengan memperoleh hasil numerik dari  Gambar  3-6  hingga  3-11  di  atas, maka  dapat  dibuat  grafik  perbandingan sebagai berikut.
Gambar 3-12: Distribusi  bilangan  Mach  pada ujung ramp intake dan galatnya
Gambar 3-13: Disbtribusi  temperatur  statik pada  ujung ramp  intake dan galatnya
Gambar 3-14: Disbtribusi temperatur total pada ujung ramp intake dan galatnya
Gambar 3-15: Disbtribusi  tekanan  statik  pada ujung ramp intake dan galatnya
Gambar 3-16: Disbtribusi  tekanan  total  pada ujung ramp intake dan galatnya
Gambar 3-17: Disbtribusi kerapatan udara pada ujung ramp intake dan galatnya
Dari  galat  bilangan  Mach  diper- kirakan  bahwa  distorsi  aliran  pada intake menyebabkan  terjadinya  distribusi kecepatan yang tidak seragam pada intake .
Galat  tekanan  total  cukup  besar  yaitu lebih  dari  20%,  hal  ini  karena  faktor efisiensi kompresi belum diperhitungkan dalam desain. Sebagai gambaran, dengan efisiensi kompresi sebesar 80%, tekanan total  dapat  berkurang  sampai  dengan 38% [Archer, R. Douglas, Saarlas, Maido, 1996].  Pada  desain,  tekanan  total dianggap  sama  setelah  gelombang  kejut pada  bagian entri  intake .  Galat  yang cukup  besar  ini  berimbas  pada  galat tekanan  statik  dan  kerapatan  udara, karena  harga  tekanan  statik  tergantung pada  harga  tekanan  total,  sedangkan kerapatan udara tergantung pada tekanan statik  dan  temperatur  statik.  Artinya, apabila  faktor  efisiensi  diperhitungkan, maka  galat  tekanan  total,  tekanan statik,  dan  temperatur  statik  masih dapat  lebih  kecil  lagi  [ NASA  Conical Shock  Table ,  1964;  Ran,  Hongjun, Mavris, Dimtri, 2005, Sofyan, 2011].

## 4 INSTALASI EKSPERIMEN
Pada  bab  ini  akan  disajikan tentang  langkah-langkah  atau  prosedur
eksperimen,  yang  meliputi  pembahasan wind  tunnel ,  model,  dan  alat  ukur  yang digunakan.
Gambar 4-1: Terowongan angin supersonik
LAPAN
Terowongan angin di atas memiliki spefisifikasi sebagai berikut,
Tipe : blow down Tekanan maksimum : 200 PSI Waktu operasi : 15 detik Bilangan Mach maksimum : 4 Ukuran seksi uji : 40 X 40 cm
Terowongan angin juga dilengkapi fasilitas Schlieren. Skema schlieren yang digunakan pada terowongan angin dapat dilihat pada Gambar 4-2.
Gambar 4-2: Skema fasilitas pencitraan Schlieren
Ke dalam seksi  uji, akan diletakkan  model intake  ramjet yang telah  dibuat  dari  bahan stainless  steel (SS-304).  Pada  model  dipasang probe pengukur  tekanan  total  dan  tekanan statik.  Pemilihan  posisi probe dalam model  dilakukan  dengan  mempertim- bangkan  hasil  simulasi  CFD.  Model dipabrikasi dengan mesin CNC.
Gambar 4-3: Model intake ramjet
Seperti  yang  telah  disebutkan pada awal, eksperimen bertujuan untuk mengukur pressure  recovery dan  rasio mass  flow . Pressure  recovery langsung dapat diukur dengan mengukur tekanan total  pada  model,  kemudian  hasilnya dibagi  dengan  tekanan  total  seksi  uji (dalam  hal  ini  tekanan  total  tangki stagnasi).
Data temperatur statik dibutuhkan
untuk menghitung temperatur  total  pada  bilangan  Mach  2. Kemudian  temperatur  total  tersebut dimasukkan ke persamaan di bawah ini untuk menghitung rasio mass flow
(4-1)
Dengan,
= rasio mass flow
M 3 = bilangan  Mach  pada  titik  yang diukur
R  = konstanta gas Pt 3 = tekanan total pada model A 3 = luas penampang pada ujung probe = laju  massa  udara  tepat  di inlet intake
T t = temperatur total
Harga  temperatur  total  dihitung dengan menggunakan persamaan isentropik  aliran  kompresibel  dari  data pengukuran  temperatur  statik  pada bilangan  Mach  seksi    uji  yang  ditinjau. Harga  temperatur  total  sepanjang  seksi
uji  dan  di  dalam  model  dianggap konstan  (adiabatik).  Nilai  M 3 diperoleh diperoleh  dengan  persamaan    di  bawah ini  [Zuchrow,  Maurice  J.,  Hoffman,  Joe D., 1976].
(4-2)
Dengan,
A 4 = luas penampang outlet di sekitar exit plug
Secara teoretis,  harga rasio mass flow berharga 1 dari kondisi superkritikal sampai  mencapai  kritikal,  kemudian menurun pada kondisi subkritikal. Akan tetapi, harga pressure recovery maksimum dicapai pada kondisi kritikal.

## Tabel 4-1:  HASIL  PENGUJIAN  TEROWONGAN ANGIN
Pengujian 1 2 3 4 P – ruang (atm) 0.989  0.988 0.989 0.987 T – ruang (K)  302 300 302 301 Pergeseran plug (mm) 2.34 1.56 0.78 0 Waktu (s) 4.719  4.969 3.359 3.453 Mach 2 2 2 2 Temperatur (K) - - 285.43 - P t section (atm) 3.952  4.025 2.535 2.472 P s section (atm) 0.525  0.535  0.335 0.327 P t model (atm) 1.524  1.538 1.105 1.131 P s model (atm) 1.857  1.899 1.192 1.276
Keterangan:
P – ruang  = tekanan atmosfir di ruangan Ps section = tekanan  statik  pada  seksi uji
Pt section = tekanan total pada seksi uji Ps model = tekanan statik pada model Pt model = tekanan total pada model T – ruang  = temperatur
udara di ruangan Mach = bilangan  Mach  pada  seksi uji
Pergeseran plug adalah  jarak pergeseran exit  plug dari  posisi  awal ujung exit  plug tepat  berimpit  dengan ujung cowl. Kolom  waktu  menyatakan waktu saat kecepatan mencapai Mach 2.
Ringkasan  hasil  dapat  dilihat pada  Tabel  4-1  di  atas.  Hanya  1  data temperatur  yang  diperoleh  sehingga hanya  satu  rasio mass  flow yang  dapat dihitung  yaitu  pada  pengujian  ketiga. Oleh karena itu tidak cukup data untuk memplot  rasio mass  flow dan pressure recovery dalam  1  grafik.  Dari  data  di atas  diperoleh pressure  recovery sebagai berikut
Tabel 4-2: PRESSURE RECOVERY HASIL

## EKSPERIMEN
Pengujian Pergeseran plug (mm) Pressure recovery 1 2.34 0.470 2 1.56 0.472 3 0.78 0.470 4 0 0.516
Dari  hasil  pengujian  diharapkan pressure  recovery mengalami  kenaikan dari  pengujian  1  sampai  dengan pengujian  4.  Akan  tetapi  dari  tabel  di atas  terlihat  bahwa pressure  recovery memiliki  harga  yang  sama  untuk pengujian 1 dan 3. Namun, apabila yang dilihat  dari  data  pengujian  1,  2,  dan  4 pressure  recovery mengalami  kenaikan seperti  yang  diharapkan.  Dari  hasil simulasi CFD, pressure recovery berharga 0.67  untuk  pengujian  4,  sehingga dibandingkan  akan  menhasilkan  galat sebesar  22.96  %.  Galat  yang  besar  ini disebabkan  oleh  beberapa  faktor  antara lain:
 Probe P total dan P statik tidak standar
 Posisi  ujung  kerucut  yang  tidak  tepat di  tengah  penampang  lintang,  hal  ini berpotensi  mengurangi  harga pressure recovery
 Getaran  yang  terjadi  pada  model  pada saat pengujian
Setelah perhitungan pressure recovery selesai  dilakukan,  maka  citra schlieren dapat dilihat di bawah ini.
Gambar 4-4: Citra schlieren pengujian 1
Gambar 4-5: Citra schlieren pengujian 3
Gambar 4-6: Citra schlieren pengujian 4
Dari  hasil  pencitraan Schlieren dapat  diperkirakan  bahwa intake ber- operasi pada kondisi superkritikal sesuai dengan  perkiraan  secara  teoretis.  Dari pencitraan  juga  tampak  posisi  kerucut yang  tidak  tepat  di  tengah-tengah mengakibatkan  gelombang  kejut  tidak benar-benar  tepat  mengenai  bibir cowl .
Akibatnya,  pada  bagian  penampang capture yang lebih luas, gelombang kejut sedikit  berada  di  belakang  bibir cowl .
Sedangkan  pada  penampang capture yang  lebih  yang  lebih  kecil,  gelombang kejut  sedikit  berada  di  depan  bibir intake ,  walaupun  sebagian  terlihat mengenai  bibir cowl .  Kondisi  ini  juga mempengaruhi akurasi pengukuran pressure  recovery ,  akan  tetapi  hasilnya masih  memiliki  kecenderungan  yang dapat  diterima,  seperti  yang  tampak pada Tabel 4-2.

## 5 KESIMPULAN DAN SARAN
Dari  hasil  simulasi  CFD  dan eksperimen  dapat  disimpulkan  sebagai berikut:
 Tekanan dan temperatur yang dihasilkan  oleh intake memenuhi syarat untuk proses pembakaran pada ruang bakar,
 Pressure  recovery berhasil  diukur walaupun  memberikan  galat  yang cukup  besar  (22.96%)  dibandingkan dengan hasil simulasi CFD,
 Rasio mass  flow tidak  berhasil  diukur dalam eksperimen ini karena temperatur  dalam  seksi  uji  tidak terukur dengan baik.
Berikut ini beberapa saran untuk penelitian selanjutnya:
 Probe tekanan  statik  dan  total  pada model perlu dikalibrasi,
 Perlu  dilakukan  pengujian  dengan pergeseran  yang  kecil  pada exit  plug dengan  ruang  perpindahan  yang  lebih besar  agar  kondisi  subkritikal  dapat diukur,
 Perlu  dilakukan  pengujian  dengan jumlah probe total  yang  lebih  banyak
untuk  mengukur pressure  recovery karena  distribusi  tekanan  total  tidak benar-benar seragam,
 Perlu dibuat struktur pemegang model yang lebih kuat,
Perlu disinkronkan antara pengukuran temperatur dengan pengukuran bilangan Mach pada terowongan angin.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Penulis  menyampaikan  terima kasih  pada  Bapak  Agus  Aribowo  yang telah  memberikan  ijin  dan  dukungan kepada penulis untuk melakukan eksperimen  pada  Terowongan  Angin Supersonik  LAPAN.  Penulis  juga  ingin menyampaikan  terima  kasih  kepada peneliti-peneliti  Bidang  Aerodinamika Pustekbang  yaitu  Pak  Sayr  Bahri,  Bu Lidya  Kristina  Panjaitan,  Pak  Dana Herdiana, dan Teknisi Terowongan Angin Supersonik  atas  kontribusi  mereka dalam  menyiapkan  fasilitas  eksperimen. Terima  kasih  juga  kepada   Pak  Ahmad Teguh  yang  membantu  Penulis  dalam membuat Gambar Teknik dalam penyelesaian tulisan ini

## DAFTAR RUJUKAN
Anderson, John D., 1990. Modern Compressible Flow 2 nd ed.,  McGraw  Hill  Publishing, USA.
Archer,  R.  Douglas,  Saarlas,  Maido,  1996. Introduction  to  Aerospace  Propulsion ,
Prentice-Hall Publishing, USA.
Bura, Romie O., 2004. Investigation of Laminar/ transitional  Shock  -  Wave/  Boundary  - Layer  Interactions  in  Hypersonic  Flows ,
PhD Thesis, University of Southampton. El-Sayed,  Ahmed  F.,  2008. Aircraft  Propulsion and  Gas  Turbine  Engines ,  CRC  Press Taylor & Francis Group.
Hermann,  D.,  Triesch,  K.  2006. Experimental Investigation  of  Isolated  Inlets  for  High Agile Missiles , Elsevier.
NASA  Conical  Shock  Table ,  1964.  National Aeronautical and Space Administration, USA.
Ran,  Hongjun,  Mavris,  Dimtri,  2005. Preliminary Design  of  a  2D  Supersonic  Inlet  to Maximize  Total  Pressure  Recovery, AIAA 2005-7357.
Sofyan,  2011, Thesis  – Design  and  Testing  of
Supersonic  Conical  Intake  of  Ramjet
Engine, Institut  Teknologi  Bandung, Indonesia.
Zuchrow,  Maurice  J.,  Hoffman,  Joe  D.,  1976. Gas  Dynamics  Volume  1 ,  John  Wiley and Sons Publishing, USA.