## PEMBUATAN DAN ANALISIS KINERJA SISTEM THERMAL INSULATION PADA MOTOR ROKET YANG MENGGUNAKAN PROPELAN CASE-BONDED
Sutrisno Peneliti Pusat Teknologi Roket, LAPAN e-mail: strn.tyb@gmail.com
Diterima 9 Agustus  2011; Disetujui 29 November 2011

## ABSTRACT
Liner material of case-bonded propellant rocket motor have been made by adding some filler to the liner material composition used in free standing rocket motor. The liner was manufactured by spinning method to the rocket motor tube. The case-bonded liner performance in radial burning rocket motor was analyzed using material characteristic test result combined with rocket motor burning mechanism and free standing rocket motor static test result. The case-bonded liner materials are superior to the free standing liner because it is lighter (18,94%) and have higher heat resistance (6,75%). The application of case-bonded liner for radial burning rocket motor using single configuration propellant will be safe because the heat of propellant combustion passed through the isolator materials before the rocket motor tube. Based on the analysis it is found that the case-bonded liner can be recommended to the radial burning rocket motor using single configuration propellant.
Keywords: Liner, Free standing, Case-bonded

## ABSTRAK
Material  liner  yang akan digunakan pada motor roket dengan propelan case- bonded telah berhasil dibuat dengan menambahkan filler ke dalam komposisi liner free standing. Proses pembuatan liner  dilakukan dengan metode spinning  pada tabung motor roket. Kinerja liner pada motor roket radial burning yang menggunakan propelan case-bonded  dikaji dan dianalisis. Analisis dilakukan berdasarkan data hasil uji karakteristik material, mekanisme pembakaran motor roket dan data hasil pengujian motor roket free standing yang pernah dilakukan.  Material  liner case-bonded  yang dibuat lebih unggul dari pada liner free standing karena lebih ringan sebesar 18,94 % dan  lebih  tahan panas  sebesar 6,75 %. Penggunaan material liner case-bonded  pada motor roket yang menggunakan propelan berkonfigurasi tunggal dengan tipe radial burning  akan aman karena panas pembakaran propelan melewati material isolator sebelum mengenai tabung motor roket. Berdasarkan analisis diperoleh bahwa liner case-bonded  dapat direkomendasikan untuk digunakan pada motor roket radial burning dengan propelan berkonfigurasi tunggal.
Kata kunci: Liner, Free standing, Case-bonded

## 1  PENDAHULUAN
Dilihat dari cara pengisian pro- pelannya, pada dasarnya roket yang menggunakan propelan padat terdiri dari dua tipe yaitu cartridge-loaded  dan case-bonded. Pada  tipe  yang  pertama, propelan dicetak secara terpisah meng-
gunakan cetakan propelan. Propelan yang dihasilkan diberi lapisan thermal insulation  dan baru dimasukkan ke dalam tabung  motor roket jika roket akan digunakan. Metode ini dikenal juga dengan motor roket free-standing.  Tipe yang kedua (case-bonded),  propelan
langsung dicetak ke dalam tabung motor roket yang sebelumnya telah diberi thermal insulation  terlebih dahulu sehingga pro- pelan  tersebut terikat secara permanen didalamnya. Adapun metode yang di- gunakan oleh LAPAN selama ini merupa- kan perpaduan dari kedua tipe tersebut dimana propelan dicetak secara terpisah menggunakan tabung cetakan. Propelan yang dihasilkan dilapisi dengan fiber cloth sebagai  thermal protector  dan dimasuk- kan ke dalam tabung motor roket. Selanjutnya celah antara propelan dengan dinding tabung diisi dengan material liner  membentuk sistem  thermal insula- tion  dan  propelan terpasang secara per- manen.  Selanjutnya  pada tulisan ini berdasarkan metode pembuatan propelan- nya  yang terpisah maka motor roket yang dirancang bangun oleh LAPAN selama ini diistilahkan sebagai  motor roket free standing.
Pada umumnya  motor roket padat banyak yang dibuat menggunakan propelan  case-bonded  terutama untuk memproduksi roket secara masal  atau yang berukuran besar. Dengan metode case-bonded  pembuatan motor roket akan lebih efisien dan efektif. Teknologi ini belum dikuasai oleh LAPAN sehingga perlu dilakukan penelitian untuk me- nguasai  teknologi ini.  Salah satu tahap penting dalam pembuatan propelan dengan teknologi ini adalah pembuatan thermal insulation  pada tabung motor roket.  Secara umum sistem thermal insulation pada motor roket padat terdiri dari tiga bagian yaitu liner,  thermal protector  dan  inhibitor.  Liner  berfungsi sebagai material yang merekatkan pro- pelan  dengan dinding tabung motor roket. Thermal protector berfungsi untuk menahan panas dari pembakaran propelan agar tidak merusak tabung motor roket. Adapun inhibitor berfungsi untuk menu- tupi  bagian permukaan propelan yang tidak boleh terbakar sehingga berjalannya pembakaran propelan sesuai dengan yang direncanakan.
Material liner, thermal protector dan inhibitor pada roket padat harus memiliki
beberapa persyaratan yaitu secara kimia kompatibel dengan propelan,  mampu merekatkan propelan dengan insulator maupun dinding tabung motor roket dengan baik, temperatur kerusakan tinggi dan densitas yang rendah serta konduk- tivitas termal yang rendah (Sutton, 2001). Epoksi telah digunakan sebagai insulating material  pada liner dengan menambah- kan beberapa filler  seperti bubuk silika, karbon, titanium dioksida dan besi oksida yang disebut dengan nama  insuliner pada roket case-bonded (Rogowski, et al., 1990). Dalam rangka meningkatkan daya rekat dan ketahanan panasnya, beberapa material  liner  berbasis HTPB dan CTPB telah diteliti  dengan berbagai filler yang berisi  oksalat dan karbonat (coolant), posfat dan  kalogenat (flame retardant), zirconium  oksida, titanium dioksida, dan aluminium  oksida (refractory) (Rodic, 2007).  Pengaruh  aditif carbon black  dan Sb 2 O 3 sebagai  filler  pada sifat-sifat  liner HTPB untuk propelan komposit case- bonded  juga telah  dipelajari dimana jumlah  filler  hingga 24% memberikan sifat-sifat  liner  yang menguntungkan (Navale, et al, 2004).  Sementara itu beberapa  filler  oksida logam yang ditambahkan ke dalam material liner berbasis elastomer dapat berfungsi sebagai activator  maupun  accelerator  sehingga mempercepat waktu curing (Harvey, et al, 2004).  Adapun  metode pembuatan  liner pada motor roket padat dapat dilakukan dengan beberapa cara yaitu: pengecatan (painting), pelapisan  (coating), penyem- protan (spraying), pencelupan (dipping) atau dengan penempelan lembaran (gluing) kepada propelan atau tabung motor roket (Giants, 1991).
Saat ini LAPAN sedang melakukan penelitian dan pengembangan  pada pembuatan propelan dengan teknologi case-bonded.  Sistem  thermal insulation pada tabung motor roket yang meng- gunakan propelan case-bonded  dibuat dari material liner  yang sama seperti yang digunakan pada propelan free standing  tetapi  dimodifikasi  dengan beberapa  filler  untuk meningkatkan
ketahanan panasnya. Liner  (insuliner) pada motor roket dengan propelan case- bonded  ini telah diperoleh dengan cara menambahkan filler pada komposisi liner yang berupa bubuk SiO 2 , ZnO dan Al 2 O 3 . Metode pembuatan liner  pada tabung motor roket dilakukan dengan cara memutar (spinning) tabung motor roket yang telah berisi komposisi liner  selama 4 jam hingga memadat. Ketebalan liner diperoleh dengan mengatur  jumlah material  yang dimasukkan ke dalam tabung motor roket. Gambar 1-1a mem- perlihatkan  mesin spinning  pada  pem- buatan  liner  case bonded  sedangkan liner  yang dihasilkan ditunjukkan pada Gambar 1-1b.
Berdasarkan tipe pembakaran propelannya motor roket hasil rancang bangun LAPAN terdiri dari dua jenis yaitu pembakaran dari dalam (radial burning) dan pembakaran ujung (cigarette burning). Pembakaran propelan pada motor roket radial burning  dimulai dari sepanjang permukaan bagian dalam menuju dinding tabung motor roket. Adapun pembakaran propelan cigarette burning  dimulai dari bagian ujung propelan dekat nosel berjalan ke arah depan menuju bagian cap.  Liner  motor roket tipe cigarette burning  memerlukan ketahanan panas yang jauh lebih baik
daripada tipe radial burning karena akan terpapar panas lebih lama. Oleh karena itu sebagai tahap awal penelitian liner untuk propelan case bonded  ini hanya akan diterapkan pada motor roket tipe radial burning. Dalam rangka meningkat- kan kinerja motor roket LAPAN juga sering menggunakan propelan yang berkonfigurasi ganda dimana ketebalan propelan untuk masing-masing konfi- gurasi sering tidak sama seperti ditun- jukkan pada Gambar 1-2. Dalam hal ini bagian propelan yang mempunyai kete- balan  lebih tipis akan lebih cepat habis sehingga lapisan liner di bagian ini akan tersentuh panas lebih awal dibandingkan dengan bagian propelan yang lebih tebal. Oleh karena itu perlu diperoleh gambaran terhadap kemampuan liner  case bonded yang telah dihasilkan untuk motor roket tipe  radial burning  ini  baik yang meng- gunakan propelan dengan  konfigurasi tunggal maupun konfigurasi ganda. Tulisan ini membahas pembuatan  dan pengujian karakteristik material liner serta analisis kinerjanya jika digunakan pada motor roket yang menggunakan propelan case-bonded  dengan tipe pem- bakaran radial.
Gambar 1-1: a. Mesin spinning pembuatan liner case bonded, b. Hasil liner case-bonded
a b

## Gambar 1-2: a.  Dua  Propelan  dengan  konfigrasi ganda,  b.  Motor roket dengan propelan berkonfigurasi ganda

## 2  METODOLOGI
Penelitian ini dilakukan dengan metode sebagai berikut:
• Komposisi  liner  propelan  case-bonded dibuat  dengan  menambahkan  filler pada  komposisi  liner  yang digunakan pada  metode propelan free standing yang berbasis epoksi,
• Filler yang ditambahkan adalah beberapa senyawa untuk meningkatkan ketahanan panas dan mempercepat reaksi pema- datan (curing  reaction) yaitu berupa carbon black,  silikon dioksida (SiO 2 ), seng oksida (ZnO) dan aluminium oksida (Al 2 O 3 ),
• Jumlah  filler  yang  ditambahkan  di- dasarkan  dari  hasil  percobaan  yaitu komposisi yang memberikan viskositas campuran  tidak lebih  dari 300 poise dan menghasilkan kekerasan tidak lebih dari 50 Shore  A  (mengacu pada viskositas  dan keekerasan liner propelan free standing) dan memberikan waktu curing paling cepat,
• Karakteristik material liner  diuji untuk dibandingkan antara liner pada propelan case-bonded  maupun  free standing yang meliputi kekerasan, densitas dan ketahanan panas,
• Pembuatan material liner case bonded pada tabung  motor roket dilakukan dengan metode spinning dimana tabung motor roket yang telah diberi campuran material liner diputar 1000 rpm selama 4 jam seperti tampak pada Gambar 1-1.
• Kinerja liner yang menggunakan motor roket  case-bonded  dengan propelan berkonfigurasi tunggal maupun ganda dikaji dan dianalisis dengan cara sebagai berikut:
o Analisisis kinerja liner  dilakukan berdasarkan data karakteristik material liner  yang dibuat, panas pembakaran propelan di ruang bakar  dan  meka- nisme perambatan panas pada motor roket,
o Tipe pembakaran propelan pada motor roket yang dianalisis adalah radial burning  dimana pembakaran propelan berjalan serempak di sepanjang per- mukaan propelan bagian dalam  me- nuju  ke arah dinding tabung motor roket,
o Laju bakar  dari kedua jenis propelan pada motor roket yang menggunakan propelan berkonfigurasi ganda diang- gap sama,
o Data hasil uji statik beberapa motor roket yang menggunakan propelan free standing  digunakan untuk meleng- kapi analisis.

## 3  DATA  PERCOBAAN DAN ANALISIS KINERJA LINER CASE-BONDED
3.1 Pembuatan Material Liner
Dua  jenis  material  liner  dibuat dengan mencampurkan senyawa epoksi, harderner  dan polisulfid (LP3) dengan perbandingan 1:2:1 (bagian berat) baik yang tanpa filler  maupun yang meng- gunakan  filler.  Filler  yang digunakan berupa bubuk  yang terdiri dari carbon
inhibitor propelan silinder  liner
inhibitor
propelan star tabung b a
black, silikon dioksida (SiO 2 ), seng oksida (ZnO) dan aluminium oksida (Al 2 O 3 ). Bubuk tersebut dihasilkan dari peng- gerusan dan pengayakan filler  sehingga diperoleh hasil akhir dengan ukuran 170 mesh.  Campuran  diaduk menggunakan mixer dengan kecepatan pengadukan 60 rpm  selama  5  menit.  Hasil slurry liner dituang ke dalam cetakan aluminium berbentuk  slab   dengan ukuran kurang lebih 15 mm x 10 mm x 15 mm kemudian  didiamkan hingga memadat. Komposisi  material  liner  yang dibuat seperti ditunjukkan dalam Tabel 3-1 sedangkan hasil akhir sampel liner yang dibuat diperlihatkan pada Gambar 3-1.

## 3.3 Uji Karakteristik Liner
Hasil material liner  yang telah memadat dikeluarkan dari cetakan untuk diuji karakteristiknya. Karakteristik yang diuji adalah kekerasan yang diukur menggunakan  Hardness Tester Tecklock Type GS-709N, densitas diukur meng- gunakan Densitometer AD-1653 dan ketahanan panas duji dengan metode loss weight  menggunakan DTG-60 (Simul- taneous DTA-TG) Shimadzu pada pema- nasan hingga 500 0 C dengan laju pema- nasan 10 ° C/menit. Data hasil pengujian ditunjukkan pada Tabel 3-2. Kurva diagram hasil uji DTG material liner diperlihatkan pada Gambar 3-2.
Tabel 3-1: KOMPOSISI MATERIAL LINER Sampel Liner Jumlah  Filler (phr) Keterangan Carbon black SiO 2 ZnO Al 2 O 3 Waktu curing Liner tanpa filler (L0) - - - - 16 jam  Liner untuk propelan free standing Liner dengan filler (L1) 400 220 250 150 4 jam  Liner  untuk propelan case-bonded (insuliner)
Gambar 3-1: Hasil akhir sampel liner L0 dan L1
Tabel 3-2: HASIL UJI KARAKTERISTIK MATERIAL LINER Sampel Liner Hasil Uji Karakteristik Kekerasan (Shore A)  Densitas (gram /cc) Loss weight (%) Liner tanpa filler (L0) 30 1,156 85,031 Liner dengan filler (L1)(Insuliner) 50 0,937 79,288

## Gambar 3-2:a.Kurva DTG Material liner L0, b. Kurva DTG Material Liner L1

## 3.3 Analisis Kinerja Liner Case-Bonded
Hasil uji karakteristik material liner memperlihatkan beberapa keunggulan bagi material liner  untuk propelan case- bonded.  Berdasarkan Tabel 3-2 material liner  L1 mempunyai densitas yang lebih kecil dari pada material liner L0 dimana terjadi  pengurangan berat  sebesar 18,94 %. Hal ini menguntungkan karena suatu motor roket diharapkan mempunyai loading density sebesar-besarnya dengan kata lain selain propelan diupayakan agar mempunyai massa sekecil mungkin sehingga lebih efisien. Hasil uji ketahanan panas menggunakan DTG juga memper- lihatkan keunggulan pada L1 karena memiliki  loss weight  yang lebih kecil yang berarti lebih tahan terhadap panas. Berdasarkan kurva DTG pada Gambar 3-2 terlihat bahwa material liner  L0 menunjukkan ketahanan panas  yang lebih rendah dimana terjadi penurunan berat  yang drastis pada temperatur kurang lebih 340 ° C  pada  pemanasan tidak seperti material liner  L1  dimana penurunan beratnya lebih kecil dan tidak drastis.  Terlihat bahwa ketahanan panas material liner  case-bonded  lebih tinggi sebesar 6,75% dibanding  material liner free standing.  Ketahanan panas merupakan persyaratan penting pada sistem  thermal insulation    motor  roket. Suatu  liner  diharapkan agar memiliki sifat yang lentur dan tidak mudah retak selama beban operasi roket. Kelenturan/ kekenyalan material liner  dapat diuji berdasarkan besarnya kuat tarik dan regangan putus. Makin besar kuat tarik
dan regangan putus berarti material tersebut semakin tangguh dan tidak mudah retak atau pecah. Penambahan filler  pada suatu material akan mening- katkan  kuat tarik tetapi menurunkan regangannya. Penurunan regangan pada material yang diuji tarik sejalan dengan peningkatan kekerasannya. Oleh karena itu  untuk menjaga agar material tetap tangguh penambahan filler harus dibatasi. Kekerasan material liner  diharapkan tidak melebihi   50  Shore  A  agar  masih bersifat kenyal, ulet dan tidak mudah retak.  Liner  L1 mempunyai kekerasan yang lebih tinggi daripada L0 namun masih dalam batas toleransi. Berdasarkan hasil uji karakteristik tersebut dapat dikatakan bahwa secara umum material L1  (insuliner)  lebih unggul dari pada L0 sehingga dapat dipertimbangkan sebagai material  liner  pada motor roket yang menggunakan propelan case-bonded.
Salah satu fungsi dari liner adalah untuk melindungi tabung motor roket agar tidak terkena panas melebihi temperatur yang diijinkan dimana untuk kebanyakan tabung baja adalah sekitar 550 ° C  dan untuk material komposit sekitar 160 ° C (Sutton, 2001). Untuk motor roket yang menggunakan propelan  tipe radial kondisi temperatur tabung tersebut masih bisa dipenuhi. Panas pembakaran propelan di dalam motor roket tipe radial burning akan merambat menuju dinding tabung melalui lapisan-lapisan material seperti ditunjukkan pada Gambar 3-3. Material  propelan,  liner  dan  thermal protector  fiber glass cloth  memiliki kon- duktivitas termal berturut-turut sebesar
a
b
0,8517 W/m ° C, 0,2140 W/m ° C dan 0,1186 W/m ° C (diukur dengan alat Quick Thermal Conductivity Meter QTM-500) (Sutrisno, 2000). Material isolator yang baik adalah material yang mempunyai konduktivitas termal kurang dari 0,74 W/m ° C (Holman, 1986). Hal ini berarti bahwa panas pembakaran propelan akan merambat menuju dinding tabung setelah melewati material isolator sehingga temperatur dinding tabung masih tetap terjaga dari kerusakan hingga propelan habis terbakar. Setelah propelan habis terbakar maka gas panas hasil pem- bakaran propelan sudah tidak menim- bulkan tekanan di  ruang bakar.  Selan- jutnya sisa panas tersebut akan diserap dan digunakan untuk merusak lapisan liner  hingga  akhirnya mengenai tabung tanpa menimbulkan kerusakan.  Oleh karena itu penggunaan liner  case- bonded bisa diharapkan dapat berfungsi dengan baik jika diterapkan pada motor roket  radial burning.  Pada  motor  roket yang menggunakan propelan free standing fungsi thermal insulationnya  akan makin baik  karena adanya thermal protector yang selain mempunyi konduktivitas termal rendah juga mempunyai ketahan- an panas yang tinggi.
Pada motor roket yang meng- gunakan propelan berkonfigurasi ganda fungsi  liner  case-bonded  ini menjadi kurang meyakinkan terutama ditinjau dari ketahanan termalnya. Pada motor roket ini panas pembakaran yang akan mengenai dinding tabung tidak secara bersamaan di sepanjang propelan karena tebal propelannya tidak sama seperti ditunjukkan pada Gambar 1-2. Bagian
propelan yang lebih tipis akan lebih dahulu habis terbakar sementara propelan yang lain masih berlangsung pembakaran dan masih menimbulkan panas serta tekanan ruang bakar yang tinggi. Selain itu berdasarkan data kegagalan pada pengujian motor roket free standing  yang menggunakan propelan konfigurasi ganda terlihat bahwa lapisan thermal protector dan liner di bagian propelan yang mem- punyai ketebalan lebih tipis telah habis terbakar sedangkan di bagian lain relatif lebih baik seperti diperlihatkan pada Gambar 3-4. Gambar ini menampilkan kegagalan motor roket RX 2428.01 yang gagal akibat disain sistem insulasi termal sebelum perbaikan  (Gambar 3-4a)  dan RX 2428.02 setelah perbaikan (Gambar 3-4b). Dari data tersebut terlihat bahwa material  liner  yang terpapar panas pem- bakaran propelan  lebih awal habis ter- bakar sedangkankan setelah mengalami perbaikan  thermal protector  relatif utuh. Sementara itu pada bagian propelan yang lebih tebal, material liner  relatif utuh dan tidak mengalami kerusakan yang berarti karena baru terpapar panas tinggi setelah propelan habis terbakar (Sutrisno, 2005). Berdasarkan hal ini liner case-bonded yang dibuat dari material dengan komposisi L1 dapat digunakan pada motor roket yang menggunakan propelan berkonfigurasi tunggal karena akan terpapar panas setelah propelan habis terbakar dan belum dapat diterap- kan untuk motor roket yang mengguna- kan propelan dengan konfigurasi ganda terutama jika ketebalan kedua propelan berbeda jauh.
Gambar 3-3:Lapisan material pada motor roket free standing (a), dan case-bonded (b) a Tabung Propelan Liner Thermal protector Ruang bakar b Ruang bakar Tabung Propelan Liner
Gambar 3-4:Kegagalan Motor Roket saat diuji statik: RX 2428.01(a), dan RX 2428.02 (b)

## 4  KESIMPULAN
Berdasarkan hasil penelitian dan pembahasan di atas dapat disimpulkan sebagai berikut:
• Material  liner  case-bonded  (insuliner) telah dapat dibuat menggunakan material  dasar yang sama dengan liner free standing dengan menambahkan filler  carbon black, SiO 2 ,  ZnO dan Al 2 O 3 , • Berdasarkan karakteristik material yang diuji  liner case-bonded    lebih unggul dari pada  liner free standing.  Material liner case-bonded mempunyai densitas sebesar 0,937 gram/cc (lebih ringan sebesar 18,94 %) dan loss weight sebesar 79,288 % (lebih tahan panas sebesar  6,75%),
• Material liner case-bonded yang dibuat dapat digunakan untuk motor roket tipe radial burning yang menggunakan propelan berkonfigurasi tunggal karena lebih tahan panas dari pada liner free standing  dan baru terpapar panas tinggi setelah propelan habis terbakar,
• Liner  case-bonded  yang dibuat dapat direkomendasikan  untuk  digunakan pada motor roket tipe radial burning yang menggunakan propelan berkonfi- gurasi  tunggal sedangkan untuk pro- pelan  berkonfigurasi ganda dengan tebal  propelan  yang berbeda perlu dilakukan  disain  dan  penelitian lebih lanjut.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Terimakasih kami sampaikan kepada Program Riset Insentif  PKPP 2011 yang telah membiayai kegiatan penelitian ini. Selain itu juga kami sampaikan terimakasih kepada ibu Wiwiek Utami Dewi dan bapak Fathur Rahman yang tergabung dalam kegiatan penelitian  untuk menguasai teknologi motor roket  case bonded  dan selalu berdiskusi secara intensif.

## DAFTAR RUJUKAN
Giants, T.W., 1991.  “Case-bonded  Liner Systems for Solid  Rocket  Motors”, The Aerospace Corporation, El Segundo, Californoia, USA, Corporation Report No. TR 0090 (5935-020).
Harvey, et al., 2004.  “Fiber  -  Reinforced Rocket Motor Insulation”, US Patent,
6,691,502 B2.
Holman, J.P., 1986. “Heat Transfer”, sixth edition, Mc Graw-Hill, New York.
Navale, et al., 2004, “Effect of Additives on Liner Properties of Case-Bonded Composite Propellants”, High Energy Materials Research Laboratory, Pune-4ll 021, Defence Science Journal, Vol. 54, No. 3. DESIDOC. Rodic, Vesna, 2007. “Case-Bonded System for Composite Propellant”, Scientific Technical Review, Vol.LVII, No.3-4.
a b

## Rogowski, et al.,  1990.  “Insulating Liner
for Solid  Rocket Motor Containing Vulcanizable elastomer and Bond Promotor which is a novolac Epoxy or Resole Treated Celluloce”,  http: //www.patentstorm.us/patents/4 956397/description.html,  Down- load, 5 Desember 2010.
Sutrisno, 2000. “Penggunaan dan Karak- terisasi Bahan Lapisan Penahan Panas pada Roket Padat”, Jurnal
Antariksa Nasional, Jan Nas, Vol. 1,  Maret 200, LAPAN, Jakarta. Sutrisno, 2005. “Analisis Kinerja Lapisan Penahan Panas pada Motor Roket RX 2428.02 Dengan Propelan Konfigurasi Ganda”, Prosiding SIPTEKGAN IX, Vol. 1, ISBN 979- 8554-90-6, Serpong, Jakarta. Sutton, P.  George and Biblarz, Oscar, 2001. “Rocket Propulsion Elements”, 7 th edition, John Wiley & Son, New York.