RANCANG BANGUN ENJIN ROKET CAIR DENGAN GAYA DORONG 1000 KGF MENGGUNAKAN PROPELAN ASAM NITRAT – KEROSEN

## (DESIGN OF LIQUID ROCKET ENGINE WITH 1000 KGF THRUST USING NITRIC ACID – KEROSENE PROPELLANT)
Arif Nur Hakim Pusat Teknologi Roket Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN) Jalan Raya LAPAN Rumpin Bogor Indonesia e-mail: arif.nurhakim@lapan.go.id
Diterima 3 Maret 2015, Direvisi 20 Maret 2015, Disetujui 20 Maret 2015

## ABSTRACT
Liquid rocket engine with maximum thrust of 1000 kgf and regenerative cooling by fuel, has been  designed  as  first  step  to  address  the  needs  of  rocket  propulsion  system  with  higher  specific impulse, longer burning time and control capabilities for Indonesian Satellite Launch Vehicle Program. Engine has been designed using  combination  of  Nitric  Acid  and  Kerosene  Avtur  as  oxidizer  and  fuel respectively,  and  using  pressurized  inert  gas  for  expulsion  of  the  propellants  to  the  combustion chamber.  The engine has adopted impinging stream type injector with 3 jets of nitric acid impinging each jet of kerosene, to deliver and spray propellants into combustion chamber. Subsystem tests have been conducted to determine the performance of each component of the engine, while firing test has been conducted to measure overall performance of the engine and its system. The results show that ECX1000H2  engine  with  second  configuration  of  injector  can  generate  a  straight  and  stable  jet  with average thrust of 610 kgf and maximum thrust of 670 kgf or 67% from the designed maximum thrust. This low performance is due to injector configuration which is not optimum and the flow rate of gass which is not sufficient to make maximum expulsion.
Key words: Liquid rocket engine, Injector, Nitric acid, Kerosene

## ABSTRAK
Enjin  roket  cair  bergaya  dorong  maksimum  1000  kgf  dengan  pendinginan regenerative menggunakan fuel telah dirancang sebagai langkah awal untuk menjawab kebutuhan sistem propulsi roket  yang  memiliki  impuls  spesifik  yang  lebih  tinggi,  waktu  pembakaran  yang  lebih  lama  dan kemampuan kontrol untuk Program Roket Pengorbit Satelit. Enjin didesain menggunakan pasangan asam nitrat dan kerosen avtur masing-masing sebagai oksidator dan fuel dengan sistem pengumpan gas inert bertekanan untuk mendorong propelan ke ruang bakar. Untuk mendistribusikan propelan, enjin    mengadopsi  injektor  tipe impinging  stream dengan 3  jet  asam nitrat  menabrak  1  jet  kerosene yang  dikelilinginya.  Uji  subsistem  dilakukan  untuk  mengetahui  kinerja  masing-masing  komponen enjin,  sedangkan  uji  bakar  dilakukan  untuk  mengetahui  kinerja  enjin  secara  keseluruhan.    Hasil pengujian  menunjukkan  bahwa  enjin  ECX1000H2  dengan  injektor  konfigurasi  kedua  dapat menghasilkan semburan gas hasil pembakaran yang lurus dan cukup stabil dengan thrust rata-rata sebesar 610 kgf dan maksimum 670 kgf. Rendahnya thrust disebabkan oleh konfigurasi injektor yang masih  belum  optimal  dan  kecepatan  suplai  gas  pendorong  yang  tidak  cukup  untuk  membuat dorongan maksimum.
Kata kunci: Enjin roket cair, Injektor, Asam nitrat, Kerosen

## 1  PENDAHULUAN
Program  pengembangan  roket cair  adalah  salah  satu  program  yang dicanangkan  LAPAN  untuk  mendukung pengembangan  roket  pengorbit  satelit. Fokus awal program ini adalah pengembangan  sistem  propulsi  berbasis propelan cair.  Beberapa enjin yang telah dirancang dan diuji di antaranya adalah enjin  berpropelan  gas  oksigen  dan kerosen  [Wahyuni et  al. ,  2000],  baik tanpa pendingin maupun dengan pendingin  [Rukmini et  al .,  2000].    Enjin RCX2  adalah  salah  satu  contoh  enjin berpendingin  regeneratif  dengan  kerosen avtur  dan  gas  oksigen  sebagai fuel dan oksidatornya,  yang  didesain  mampu menghasilkan gaya dorong 50 kgf.  Dari serangkaian firing  test menggunakan enjin  ini,  dapat  disimpulkan  bahwa, kombinasi fuel berfasa cair dan oksidator berfasa  gas,  cenderung  menyebabkan ketidakstabilan  pembakaran  dan  gas hasil  pembakaran  akan  mudah  masuk ke  ruang  oksidator  melalui  injektor  bila tekanan  dalam  ruang  bakar  sama  atau lebih  tinggi  dari  ruang  oksidator,  yang dapat  menyebab-kan  kerusakan  fisik material  [Hakim,  2010].    Selain  itu, penggunaan  oksidator  dalam  bentuk gas,  akan  memberikan  beban  struktur yang lebih besar karena harus
menyediakan  tabung  yang  mampu menampung  gas  yang  kuat  sekaligus ringan  yang  diperlukan  dalam  kondisi tekanan tinggi untuk menghemat volumenya.    Untuk  mengatasi  per- masalahan-permasalah  tersebut,  dalam pengembangan  enjin  roket  cair  saat  ini, digunakan  pasangan  propelan  berfasa cair-cair. Secara fisis, propelan berbentuk cair  lebih  besar  massa  nya  dibanding dengan gas pada volume yang sama.
Tujuan  penelitian  kali  ini  adalah untuk  mengembangkan  enjin  roket berpropelan cair dengan storable propellant yang  non  hipergolik  dengan gaya  dorong  maksimum  1000  kgf  dan menggunakan  sistem  pengumpan  gas inert  bertekanan.    Propelan  yang  dipilih adalah  pasangan  HNO3  dan  kerosen dengan  pertimbangan  pada  kemudahan memperolehnya dan keterbatasan teknologi  yang  dimiliki  LAPAN  terhadap propelan cryogenic khususnya  untuk debit aliran yang tinggi.   Pengembangan roket  cair  dengan  propelan  HNO3  dan Kerosen dimaksudkan sebagai penelitian untuk  memperoleh  dasar-dasar  peran- cangan  untuk  persiapan  pengembangan roket cair dengan propelan LOX kerosen yang  lebih  besar  dan  lebih  rumit teknologinya.    Sebelumnya,  sebagai tahapan  awal  pengembangan,  enjin
dengan  gaya  dorong  yang  lebih  kecil, yakni gaya dorong desain maksimal 300 kgf,  telah  didesain  dan  diuji  meng- gunakan  pasangan  asam  nitrat  dan kerosene [Hakim, 2011].

## 2  LANDASAN TEORI
Desain  dasar  enjin  roket  cair pada  tahap  awal  dilakukan  dengan menggunakan persamaan-persamaan dasar  dinamika  gas  seperti  yang dijelaskan  pada  referensi  [Edwards, 2003].
Gaya  yang  dihasilkan  enjin  roket berasal  dari  perubahan  momentum  per satuan waktu dari gas panas bertekanan tinggi  hasil  pembakaran  propelan  di dalam  ruang  bakar  yang  dialirkan  dan dipercepat melalui nosel.  Kecepatan gas yang  keluar  dari  nosel  disebut  sebagai kecepatan  sembur  ( exhaust  velocity ). Perubahan momentum dalam enjin roket disebabkan  oleh  perubahan  massa  gas hasil  pembakaran  yang  mengalir  pada kecepatan  semburnya  di exit nosel, sehingga  gaya  dorong  enjin  roket  dapat ditulis seperti persamaan berikut ini.
2 v m F   (2-1)
Di  mana F (Newton)  menunjukkan  gaya dorong, m  adalah  kecepatan  aliran massa (kg/detik) dan 2 v adalah kecepatan sembur gas hasil pembakaran yang  didefinisikan  sebagaimana  rumus berikut.
                         1 1 2 1 2 1 1 2 p p M T R v (2-2)
dengan,
 : rasio panas spesifik R  : konstanta gas ideal
1 T : temperatur ruang bakar
M : massa gas hasil pembakaran
2 p : tekanan exit nosel
1 p : tekanan ruang bakar
Dari dua rumus tersebut di atas, dapat  dihitung  kecepatan  aliran  massa total  dari  gas  hasil  pembakaran.
Dengan menggunakan hukum kekekalan  massa,  debit  total  propelan untuk  pembakaran  tersebut  juga  dapat diketahui,  sehingga  debit  oksidator  dan fuel yang  dibutuhkan  masing-masing juga  dapat  diketahui  dengan  menghitung berdasarkan  rasio  massa  yang  telah dipilih  sebelumnya  seperti  persamaan berikut ini.
F O m m m r    (2-1)
Dimensi  dasar  nosel  ditentukan  dari dimensi throat dan exit nosel.    Luas throat nosel  dapat  dihitung  dengan menggunakan persamaan berikut
1 * p c m A t   (2-3)
di mana c* adalah kecepatan karakteristik yang  menunjukkan  kinerja  pembakaran enjin.    Kecepatan  karakteristik  didefinisi- kan dengan persamaan berikut
M T R c 1 ) 1 ( 2 1 * 2 1               (2-4)
Volume  ruang  bakar  dapat  dihitung dengan menggunakan persamaan berikut ini:
S c t V m V 1   (2-5)
di mana V c : volume ruang bakar m  : kecepatan aliran massa gas V 1 : volume spesifik rata-rata gas t s : waktu tinggal Sedangkan luas exit nosel dapat dihitung dengan persamaan sebagai berikut.
t A p p p p A 2 1 1 1 2 1 1 2 ) 1 ( 2 1 2 1 2 1 1 2 2 1                       
                     (2-6)
t A p p p p A 2 1 1 1 2 1 1 2 ) 1 ( 2 1 2 1 2 1 1 2 2 1                                          
(2-6)
t A p p p p A 2 1
1
1 2 1
1 2
) 1 ( 2 1 2 1 2
1 1 2 2 1                    
   
                    (2-6)

## 3  PARAMETER DESAIN DAN KONDISI OPERASIONAL ENJIN

## 3.1 Propelan
Propelan  roket  cair  terdiri  atas fuel dan  oksidator  yang  keduanya berfasa cair.  Berdasarkan sifat fisisnya, propelan  ini  terbagi  menjadi  dua,  yaitu cryogenic  propellant yang  memerlukan suhu ekstra dingin agar tetap berbentuk cair,  dan storable  propellant yang  tetap berfasa cair dalam suhu kamar.  Propelan cryogenic memerlukan penanganan yang berbeda  karena  sifat  fisisnya  yang memerlukan kehati-hatian, serta banyak instrumen  dan  peralatan  yang  harus kompatibel  dengan  suhu  ekstra  dingin. Kemudian,  berdasarkan  reaksi  kimianya, ada dua pilihan propelan yaitu propelan hipergolik dan non hipergolik.  Propelan hipergolik  tidak  memerlukan igniter karena jika fuel dan oksidator dicampurkan,  secara  otomatis  akan langsung  terjadi  reaksi  pembakaran. Secara  umum,  penggunaan  berbagai jenis  propelan  roket  cair  dari  awal pengembangan  sampai  saat  ini  telah dijelaskan  oleh  Edwards  [Edwards, 2003].
Dengan pertimbangan keterbatasan instrumen,  peralatan,  pengalaman  dan teknologi  yang  ada  dan  pertimbangan keamanan,  maka  dalam  pengembangan awal, storable  propellant non  hipergolik menjadi  pilihan  pertama.  Propelan hipergolik menjadi pilihan karena resiko reaksi  pembakaran  akibat  percampuran tak terkontrol dapat dihilangkan. Sebagai  gantinya  permulaan  reaksi pembakaran  dikontrol  melalui  perintah penyalaan  melalui  penyalaan igniter . Pertimbangan lain dalam memilih propelan  adalah  kemudahan  dalam memperolehnya.    Pilihan  propelan  ini kemudian  mengerucut  pada  pasangan kerosen  avtur  dan  asam  nitrat  99 persen,  masing-masing  sebagai fuel dan oksidatornya.    Pasangan  propelan  ini relatif  mudah  didapatkan  walaupun untuk  asam  nitrat  harganya  cukup mahal.   Penggunaan pasangan propelan ini  pada  roket  cair  pernah  dilakukan
oleh  Frauenbergeret.al.  dan  Hagerty et.al.  pada  pengembangan  awal  enjin roket berbahan bakar cair [Frauenberger et al. , 1952] [Hagerty et al. , 1952].
Asam  nitrat  memiliki  tingkat korosifitas yang tinggi, sehingga diperlukan material yang tahan terhadap sifat korosif seperti stainless steel , teflon dsb,  baik  untuk  enjinnya  maupun material  peralatannya  yang  langsung bersentuhan  dengan  fluida  tersebut, seperti  sistem valve dan  lain  lain. Penghitungan properti gas hasil pembakaran  yang  meliputi  massa,  rasio panas  spesifik  dan  temperatur  pada rasio  massa  percampuran  dan  tekanan ruang  bakar  tertentu  dapat  dilakukan dengan  merujuk  pada  perhitungan termodinamika  yang  dilakukan  oleh Williams [Williams, 1950].

## 3.2 Sistem Pengumpan
Secara garis besar, sistem pengumpan  dalam  roket  cair  dibagi menjadi  dua,  yaitu  sistem  pengumpan dengan menggunakan pompa turbin dan sistem  pengumpan  yang  menggunakan gas bertekanan.  Dalam sistem pengumpan yang  menggunakan  pompa  turbin, propelan  dialirkan  dengan  pompa  yang digerakkan  oleh  turbin.    Gas  untuk menggerakkan  turbin  ada  yang  diambil dari  ruang  bakar  utama,  ada  juga  yang dihasilkan  dari gas  generator yang dibuat  terpisah  dari  enjin  utama. Kelebihan pompa turbin adalah kemampuannya  memompa  propelan dengan  debit  yang  tinggi  pada  tekanan tinggi.    Namun  pompa  ini  mempunyai sistem  yang  kompleks  dan  biasanya memiliki  struktur  yang  cukup  berat, sehingga  tidak  cocok  untuk  roket-roket yang memiliki thrust rendah.  Sementara, sistem pengumpan dengan gas bertekanan  mempunyai  struktur  yang lebih  sederhana  tapi,  untuk  roket  yang memiliki  debit  yang  besar  dan  waktu pembakaran  yang  lama,  sistem  ini membutuhkan  tabung gas yang mampu menampung  gas  penekan  yang  cukup banyak.    Dengan  mempertimbangkan
tingkat  kebutuhan  dan  level  teknologi yang  ada,  sistem  pengumpan  yang digunakan  dalam  pengembangan  enjin kali  ini  adalah  sistem  pengumpan dengan  gas  bertekanan  tanpa heat exchanger . Gas dalam tabung bertekanan tinggi dialirkan dengan tekanan tertentu ke  dalam  tangki  propelan  untuk mendorongnya  menuju  ke  ruang  bakar. Gas yang digunakan adalah gas Nitrogen untuk  pengujian  di  darat  atau  gas Helium untuk pengujian dalam wahana.

## 3.3  Injektor
Sistem injeksi adalah bagian yang sangat  vital  yang  sangat  mempengaruhi secara  langsung  kinerja  roket  cair. Sistem injeksi  yang bagus akan menghasilkan  percampuran fuel dan oksidator  sampai  pada  tingkat  yang sekecil-kecilnya,  sehingga  dapat  meng- hasilkan  pembakaran  yang  efisien  dan stabil.  Beberapa jenis tipe injektor yang umum  digunakan  adalah  tipe impinging stream ,  misalnya doublet (tabrakan aliran propelan dari  dua  lubang,  sejenis maupun  tak  sejenis)  atau triplet yang sering digunakan di Amerika.  Di Rusia, digunakan injektor dengan menambahkan pusaran  seperti  yang  ditunjukkan  pada Gambar  3-1.    Sementara  itu,  dengan mempertimbangkan  perbandingan  debit antara fuel dan  oksidator,  pola  injektor yang  digunakan  pada  pengembangan kali  ini  adalah impinging  stream dengan satu lubang fuel yang dikelilingi oleh tiga lubang oksidator.
Gambar 3-1: Beberapa  jenis  injektor  [Sutton, 1992]
4    METODOLOGI DAN PERALATAN UJI Secara garis besar, proses desain didahului  dengan  penentuan  spesifikasi dan batasan desain, kemudian dilanjutkan  dengan  proses  desain, manufaktur dan pengujian.  Gambar 4-1 menunjukkan  proses  rancang  bangun enjin  roket  cair  ECX1000H2,  kemudian batasan dan spesifikasi enjin
ditunjukkan pada Tabel 3-1 Tabel 3-1 BATASAN & SPESIFIKASI ENJIN Maximum Thrust 1000 kgf Maximum chamber pressure 30 bar Propellant Feed System Gas pressurized Fuel Kerosene (Avtur)
Oxydizer Fuming Nitric Acid Desain sistem injeksi Simulasi CFD & Struktur Manufaktur dan perakitan Desain kontur nosel Drawing detail Perhitungan kinerja dasar Uji sistem kontrol PENGUJIAN PENGUJIAN MANUFAKTUR MANUFAKTUR DESAIN DESAIN Uji alir & pengkabutan Uji igniter Uji bakar
Gambar 4-1: Tahapan  proses  rancang  bangun enjin ECX1000H

## 4.1 Proses Desain
Proses  desain  meliputi  tahap penghitungan kinerja dasar, perancangan nosel  dan  simulasi  numerik  untuk mensimulasikan  struktur  dan  aliran.
Penghitungan  kinerja  dasar  meliputi penghitungan  data  kimia  dan  kinerja pasangan  propelannya  serta  perhitungan analitik  dari  desain  dasar  enjin. Perhitungan  didasarkan  pada  kondisi batasan  enjin  yang  ingin  dicapai,  yakni enjin  dengan  propelan  pasangan  asam nitrat dan kerosene untuk menghasilkan gaya  dorong  sebesar  1000  kgf  pada tekanan  30  bar.    Dari  kondisi  batas  ini kemudian  dihitung  karakteristik  dan dimensi  dasar  dari  enjin  yang  meliputi debit propelan yang dibutuhkan, property gas  hasil  pembakaran  di  ruang bakar,  dimensi  ruang  bakar,  diameter throat dan exit nosel.
Setelah  dimensi  dasar  diketahui, langkah berikutnya adalah desain injektor dan  desain  nosel.  Desain  injektor meliputi  penentuan  tipe  injektor  dan desain  arsitektur  dan  distribusi  lubang injektor.  Perhitungan  harus  mempert- imbangkan coefficient  of  discharge (Cd) konstruksi lubang injektor sehingga bisa diperoleh  injektor  yang  efisien  yang dapat menyuplai propelan yang dibutuhkan  dengan  tekanan  yang  lebih kecil.    Kemudian  untuk  desain  nosel, untuk  mengurangi  berat  struktur  dan kerugian gaya dorong akibat vektor gaya yang tidak sejajar dengan sumbu aksial, enjin  ini  didesain  menggunakan  nosel tipe  bel  pada  bagian downstream yang dikombinasikan dengan  tipe cone untuk daerah throat .  Penghitungan kontur bel menggunakan  metode  yang  pernah dijelaskan dan digunakan dalam perancangan
nosel
sebelumnya [Priamadi et al. , 2011].
Setelah bentuk dasar enjin sudah diperoleh,  langkah  berikutnya  adalah mensimulasikan  aliran  fluida  meng- gunakan software CFD komersial Fluent untuk  mengetahui  karakteristik  aliran dan  beban  termal  yang  diterima  oleh material  enjin.  Ini  sekaligus  untuk menguji  kinerja  desain  awal  konstruksi sistem  pendingin.    Tahap  akhir  dari proses  desain  adalah  dengan  dibuatnya gambar  teknik  lengkap  yang  siap  untuk dilanjutkan ke proses manufaktur.

## 4.2 Uji Subsistem
Pengujian dilakukan setelah proses  manufaktur  selesai.    Ada  dua macam pengujian yang dilakukan, yakni uji  subsistem  dan  uji  bakar.    Uji subsistem  dilakukan  untuk  menguji komponen-komponen atau sistem utama sebelum dilakukan uji bakar, seperti uji sistem pengatur penyalaan dan pengumpan  propelan,  uji igniter ,  uji  alir dan pengkabutan.
Uji  sistem  pengatur  penyalaan dan pengumpan dilakukan untuk memastikan sistem berjalan sebagaimana mestinya  dan  untuk  mengatur  waktu penyalaan,  pembukaan valve fuel dan oksidator. Pengaturan waktu ini dilakukan untuk  memastikan fuel ,  oksidator  dan api penyala mula memasuki ruang bakar pada  waktu  yang  tepat.  Pengaturan waktu  ini  sangat  penting  karena kesalahan  waktu  injeksi  dan  penyalaan dapat  mengakibatkan  ledakan  di  ruang bakar.
Pengujian igniter dilakukan secara  tersendiri  dengan  menyalakan pada  ruang  terbuka  visual  sebelum digunakan  pada  uji  bakar.  Tahap  awal dari  uji igniter adalah  pengujian penyalaan squib untuk  memastikan bahwa  sistem  mampu  memberikan energy  yang  cukup  untuk  menyalakan squib sekaligus  untuk  mengatur  waktu penyalaannya.  Tahap berikutnya adalah uji  penyalaan igniter untuk  mengetahui secara  visual  karakteristik  semburan apinya,  termasuk  waktu  tunda  dan lamanya waktu pembakarannya.
Uji alir dan pengkabutan dilakukan  untuk  mengetahui  kinerja sistem pengumpan dan injektor.  Sistem pengumpan  meliputi  pemipaan,  katup anti  balik  ( check  valve )  serta solenoid valve dan  sistem  kontrolnya.    Uji  alir dilakukan  untuk  memastikan  semua sistem  berjalan  dengan  baik  tanpa  ada kebocoran  dan  kerusakan  komponen. Sedangkan  uji  pengkabutan  dilakukan untuk  mengetahui  karakteristik  aliran dan  kinerja  pengkabutan  propelan, termasuk  pengukuran  debit  propelan
dengan variable tekanan  gas  penekan untuk  mengetahui pressure  drop dari injektor.  Dalam  pengujian  ini,  digunakan kerosen  sebagai fuel ,  sedangkan  untuk oksidatornya  digunakan  air  sebagai pengganti asam nitrat untuk mengurangi biaya dan resiko pengujian.

## 4.3 Uji Bakar
Pengujian  terakhir  sistem  enjin adalah  uji  pembakaran.    Pengujian  ini dilakukan  untuk  mengetahui  kinerja enjin  secara  keseluruhan  dari  mulai sistem  pengumpan,  sistem  penyala, sistem  kontrol  sampai  kinerja  enjinnya itu sendiri.

## 4.3.1  Skema pengujian
Skema  pengujian  enjin  ditunjuk- kan  pada  Gambar  4-2.    Enjin  dipasang pada  test  bed  yang  terletak  di  bawah permukaan  tanah  sekitar  50  meter  dari ruang kontrol. Seperti ditunjukkan pada gambar tersebut, enjin ini menggunakan sistem  pengumpan  dengan  gas  ber- tekanan.      Propelan  yang  ada  di  tangki propelan,  baik fuel maupun  oksidator, didorong  menggunakan  gas  inert  ber- tekanan  dari  tabung  gas  bertekanan tinggi  agar  mengalir  ke  ruang  bakar. Gas  yang  digunakan  dalam  uji  bakar adalah  nitrogen,  sedangkan  untuk  uji terbang  akan  digunakan  helium  karena massanya  yang  lebih  ringan  dari  gas nitrogen.    Gas  tersebut  dialirkan  dari satu  tabung  gas  bertekanan  tinggi  yang mempunyai  spesifikasi  tekanan  operasi sampai  150  bar.    Gas  dalam  tabung  ini kemudian  dialirkan  menuju  tangki propelan  dengan    tekanan  maksimal  70 bar  konstan  yang  diatur  dengan regulator tekanan.
Propelan yang telah diisi sebelumnya ditekan dengan
gas kemudian mengalir menuju ruang bakar melalui normally  closed  solenoid  valve yang  dikontrol  dengan  sistem  kontrol. Valve akan terbuka jika mendapat suplai listrik  dan  akan  berhenti  jika  suplai listrik dihentikan. Propelan yang mengalir dari  solenoid valve kemudian  akan
melewati check  valve yang  berguna untuk  mencegah  arus  balik  akibat adanya  tekanan  balik  jika  terjadi ledakan  dari  enjin.  Kerosen  masuk melalui  lubang inlet di  dekat inlet nosel melingkupi dinding ruang bakar menuju injektor.    Aliran  ini  sekaligus  berfungsi sebagai  pendingin  ruang  bakar  dan pemanas  kerosen.    Sedangkan  Asam Nitrat masuk melalui cap enjin langsung ke ruang manifold injektor.
P R E S S U RE I N DI CA TO R T A B U N G H E L IU M IG NI TE R P R E S S U RE T RA NS DU C E R L O A D  CE L L F L E X IB L E  HO S E P R E S S U RE T R A N S D UC E R C O N T R O L L E R T A B U N G H N O 3 S T A R T  S IG N A L D A T A R E C O RD E R L O A D CE L L P R E S S U RE R E G U L A T O R B A LL   V A L V E T A B U N G K E R O S E N T A B U N G N IT R O G E N R O C K E T E N G I N E C H E C K  V A LV E S O L E N O I D V A L V E

## Gambar 4-2: Skema uji bakar enjin ECX1000H
Proses penyalaan igniter dilakukan sesaat  sebelum  kedua  propelan  masuk ke  ruang  bakar.    Pengaturan  waktunya dilakukan dengan sistem kontrol penyalaan  dari  ruang  kontrol  untuk pengaturan penyalaan igniter dan pembukaan valve .

## 4.3.2  Instrumentasi
Dalam pengujian ini gaya dorong, tekanan  ruang  bakar  dan  temperatur exit nosel direkam menggunakan Scopecorder dengan  waktu  sampling  10 ms.   Gaya dorong diukur menggunakan loadcell yang  dipasang  di  depan  enjin.
Sedangkan tekanan ruang bakar diukur dengan pressure  transducer dengan pendingin  air  yang  dipasang  di  dekat inlet nosel.  Sedangkan  tekanan  tangki propelan  direkam  secara visual dari pressure  indicator yang  terpasang  di tangki  propelan  dengan  kamera  video. Selain  itu  juga  dilakukan  perekaman data  visual  untuk  melihat  karakteristik semburan  sekaligus  untuk  keperluan analisa  jika  terjadi  kegagalan  pengujian menggunakan  kamera  video  dengan kecepatan  rekaman  30  fps  dan  300  fps. Kamera  ini  dipasang  di  beberapa  titik yang diperlukan.

## 5  HASIL DAN PEMBAHASAN 5.1 Karakteristik Teoritis Enjin
Tabel 5-1
menunjukkan karakteristik  dasar  enjin  ECX1000H dengan  propelan  asam  nitrat  dan kerosene  yang  dihitung  secara  analitik dari  teori  yang  dijelaskan  pada  bab sebelumnya.    Dari  tabel  tersebut  dapat
diketahui  bahwa  untuk  menghasilkan gaya  dorong  1000  kgf  dengan  tekanan ruang  bakar  30  bar,  diperlukan  suplai oksidator dan fuel masing-masing sebesar  2,39  liter/detik  dan  1,134 liter/detik.    Hasil  perhitungan  tersebut diperoleh  dengan  rasio  percampuran massa  propelan  4,8  dan  didasarkan pada  asumsi bahwa pembakaran  terjadi sempurna  dan  merata  di  dalam  ruang bakar dan tidak ada panas yang terserap di permukaan dinding ruang bakar.
Massa  gas  hasil  pembakaran adalah  25,8  g/mol  yang  menghasilkan temperatur  gas  hasil  pembakaran  di ruang  bakar  mencapai  2994  K.  Dari ruang  bakar,  gas  hasil  pembakaran kemudian keluar dengan mass flow rate sebesar  melalui exit nosel  dengan kecepatan 2375,9 m/detik yang kemudian menghasilkan  gaya  dorong  1000  kgf. Impuls  spesifik  yang  dihasilkan  adalah sebesar 237 yang relatif lebih tinggi dari Isp roket padat.
Tabel 5-1: KARAKTERISTIK DASAR ENJIN ECX1000H
Gaya dorong maksimum F 1000 kgf Tekanan ruang bakar maksimum p 0 30 Bar Temperatur ruang bakar maksimum T 0 2994 Kelvin Rasio panas spesifik  1,127 Massa gas hasil pembakaran M 25,63 Kg/Kmol Kecepatan karakteristik C th * 1563 m/det Koefisien gaya dorong C F 1,5200 Impuls spesifik I sp 237 detik Kecepatan ejeksi V e 2375,9   m/det Debit oksidator Q O 2,39 liter/detik Debit fuel Q F 1,13 liter/detik Diameter ruang bakar D rb 147 mm Panjang ruang bakar L rb 231 mm Area ratio nosel A e /A th 5,72 Diameter throat nosel D th 52 mm Diameter exit nosel D e 124 mm
Kemudian dari perhitungan tersebut  dihasilkan  dimensi  dasar  enjin ECX1000H. Panjang dan diameter ruang bakar  masing  masing  sebesar  231  mm dan  147  mm,  diameter throat nosel sebesar  52  mm  dengan  perbandingan luas exit nosel  dan throat sebesar  5,72. Namun bagaimanapun ini hanya besaran teoritis  saja  sebagai  acuan  desain. Kinerja  injektor  akan  mempengaruhi tingkat  efisiensi  pembakaran.    Semakin besar  droplet  propelan  yang  diinjeksi akan menurunkan tingkat pencampuran propelan  sehingga  akan  menurunkan efisiseni  pembakaran.    Selain  itu, penyerapan  panas  oleh  dinding  ruang bakar  juga  akan  berpengaruh  pada pembakaran.    Kemudian,  kinerja  nosel juga  akan  cukup  besar  pengaruhnya pada produksi gaya dorong.
Perkembangan  lapis  batas  pada  daerah throat dan  dinding  divergen  nosel  akan menurunkan  gaya  dorong,  juga  tidak meratanya  pembakaran  akan  berujung pada  ketidakmerataan  aliran  di  nosel, yang  kemudian  menurunkan  performa enjin.

## 5.2 Enjin Hasil Rancangan
Gambar 5-1 menunjukkan struktur enjin  ECX1000H  hasil  rancangan  yang didesain  berdasarkan  dimensi  dasar throat nosel dan exit nosel serta dimensi ruang  bakar  hasil  perhitungan  secara analitik  seperti  yang  dijelaskan  di  atas. Kecuali  pada  bagian throat ,  material enjin sebagian besar menggunakan baja tahan  karat  SS304  dan  SS316  karena penggunaan  oksidator  asam  nitrat  yang mempunyai sifat sangat korosif. Penggunaan stainless steel bukan hanya di  bagian  enjin  saja,  tetapi  termasuk sistem  pengumpan  yang  meliputi  tangki asam  nitrat,  pipa  dan valve yang digunakan untuk asam nitrat.
Untuk mengantisipasi beban panas yang dihasilkan dari ruang bakar, enjin  ini  menggunakan regenerative cooling untuk  mendinginkan  dinding ruang  bakar  dengan  cara  mengalirkan kerosene  dari  lubang inlet kerosen  yang
terletak  di  sekitar inlet nosel.  Kerosen yang  dialirkan  akan  mendinginkan dinding  ruang  bakar  yang  bagian tertipisnya  mempunyai  ketebalan  2  mm pada  saat  terjadi  pembakaran  dan sekaligus akan berfungsi untuk pemanasan kerosen sebelum diinjeksikan ke ruang bakar.

## Gambar 5-1: Enjin ECX1000H hasil rancangan
Pemanasan fuel akan  mem- pertinggi kinerja pengkabutan dan mem- percepat  terjadinya mixing dengan oksidator,  sehingga  akan  meningkatkan efisiensi pembakarannya. Namun karena pertimbangan  manufaktur,  pendingin dengan regenerative  cooling hanya dilakukan  pada  dinding  ruang  bakar saja, sedangkan nosel tidak menggunakan pendingin.  Grafit  digunakan  di  bagian throat untuk  mengatasi  erosi  akibat aliran  gas  hasil  pembakaran  dan  beban heat flux yang  tertinggi.    Struktur  nosel seperti ini biasa  digunakan dalam roket padat.
Nosel  pada  enjin  ini  sejatinya didesain menggunakan tipe bel.  Namun
karena  pertimbangan  manufaktur  bagian throat yang menggunakan grafit, bentuk bel kemudian dirubah menjadi kombinasi antara  tipe cone dan  bel.  Tipe cone digunakan  pada  grafit  untuk  daerah throat , sedangkan di bagian downstream tetap menggunakan kontur bel.
Penentuan  sudut cone didasarkan  pada rata-rata  sudut  antara  ujung  grafit  di bagian divergen sampai throat .
Injektor  digunakan  untuk  men- distribusikan propelan yang dibutuhkan ke ruang bakar sekaligus untuk mengatur rasio mixing dan tingkat pengkabutannya.
Injektor  ECX1000H  menggunakan  tipe impinging  stream  dengan  perbandingan 1:3. Dalam satu cluster, satu lubang fuel dikelilingi  oleh  tiga  lubang  oksidator. Fuel masuk ke injektor dari arah dinding ruang  bakar,  sedangkan  oksidator  dari arah cap enjin seperti yang ditunjukkan pada  Gambar  5-2.  Diameter  lubang injektor  satu  mm  untuk  keduanya. Gambar  5-3  menunjukkan  injektor  IJ- 1T-KH-2-2  yang  digunakan  dalam pengujian  enjin  kali  ini  dan  distribusi lubang fuel serta  oksidatornya.  Di tengah-tengah  injektor  terdapat  satu lubang untuk tempat masuknya igniter .
Gambar 5-2: Konstruksi  lubang  oksidator  dan fuel
Untuk menyediakan energy aktifasi pembakaran,  enjin  ini  menggunakan igniter berbasis pyrotechnic dengan isian propelan  padat  HTPB, pellet propelan, black  powder dan squib sebagai  pemicu penyalaannya.    Konfigurasi  propelan padat  adalah  konfigurasi  untuk  end
burning  agar  dapat  diperoleh  waktu pembakaran yang lama.
Gambar 5-3: Distribusi  cluster  oksidator- fuel injektor IJ-1T-KH-2-2

## 5.3 Kinerja Injektor
Injektor yang baik adalah injektor yang mampu mendistribusikan propelan secara  efisien  yang  berarti  untuk mendistribusikan  propelan  ke  ruang bakar dengan debit yang besar, tekanan yang dibutuhkan relatif kecil.   Selain itu injektor  tersebut  mampu  menghasilkan tingkat pengkabutan yang baik.  Gambar 5-4  menunjukkan  pengujian  injektor enjin  ECX1000H  yang  menggunakan kerosene  untuk fuel dan  air  untuk oksidator  sebagai  ganti  asam  nitrat. Pengujian ini dilakukan dengan variabel tekanan  gas  nitrogen  sebagai  gas penekan.    Dari  gambar  tersebut  dapat dilihat  bahwa  tingkat  pengkabutan kerosene  dan  air  sudah  cukup  bagus. Namun, baik aliran fuel maupun oksidator, terlihat  adanya  ketidakseragaman  aliran. Untuk fuel ,  semburan  propelan  yang lurus  ke  belakang  ada  yang  terlihat besar ada yang kecil.  Arahnya pun tidak merata  lurus  ke  belakang.  Ketidak- seragaman  ini  dikarenakan  oleh  dua faktor,  yaitu  manufaktur  injektor  yang kurang  presisi  dan  distribusi  tekanan dalam manifold yang  tidak  merata.  Hal yang  sama  juga  dapat  kita  lihat  dalam injeksi  oksidator.  Manufaktur  untuk lubang oksidator yang mempunyai sudut kemiringan  mengalami  lebih  banyak kesulitan  dibanding  dengan  lubang fuel yang  tegak  lurus  terhadap  permukaan.
Material  injektor  yang  terbuat  dari SS316  yang  cukup  keras  menambah tingkat kesulitan dalam manufakturnya. Ketidakmerataan  aliran  ini  berpotensi menyebabkan terjadinya thrust misalignment
dan ketidakstabilan pembakaran  yang  pada  kasus  terburuk dapat  menyebabkan  kerusakan  enjin yang fatal [Huzel, 1992]. Untuk saat ini, fokus  pengembangan  lebih  ke  arah pencapaian gaya dorong yang ditargetkan, belum  masuk  ke  akurasi  arah  gaya dorong dan sebagainya.
Gambar 5-4: Uji  kabut  injektor  IJ-1T-KH-2-2; Kerosen  dengan  tekanan  gas  40 bar (atas) dan Air dengan tekanan gas 39,3 bar (bawah)
Gambar  5-5  menunjukkan  grafik hasil  pengukuran  debit fuel dan oksidator injektor yang digunakan dalam enjin  ini.  Dari  grafik  tersebut  dapat diketahui  bahwa  kinerja  injektor  tersebut masih  rendah  karena  untuk  mendistri- busikan  asam  nitrat  dengan  debit  2,3 liter/detik, diperlukan perbedaan tekanan ( pressure drop ) yang cukup tinggi, yakni di atas 50 bar. Idealnya tekanan tersebut berkisar 10 – 15 bar.
Gambar 5-5: Debit  propelan  injektor  IJ-1T-KH- 2-2  berdasarkan  tekanan  gas penekan yang diukur pada tangki propelan
Ada  dua  faktor  yang  dianggap sebagai  penyebab  rendahnya  debit tersebut, yaitu kecepatan suplai gas dari tabung  gas  penekan  yang  tidak  cukup dan  konstruksi  injektor  yang  mempunyai kinerja  yang  rendah.    Kecepatan  suplai gas dari tabung gas penekan dipengaruhi oleh Cd dari sistem valve dan pemipaan. Seperti  ditunjukkan  pada  Gambar  4-2, antara  tabung  gas  dan  tabung  propelan terdapat  beberapa valve yang  masing- masing  mempunyai  nilai  Cd  sendiri- sendiri.    Pada  pengujian  saat  ini, valve tabung  gas  masih  menggunakan valve yang tersedia di pasaran yang mempunyai nilai Cd yang rendah sehingga menghambat  kecepatan  suplai  gas  ke tabung gas penekan pada  tekanan  yang ditentukan. Ilustrasi penurunan tekanan saat pengujian ditunjukkan pada Gambar 5-6.
Gambar 5-6: Penurunan  tekanan  di manifold injektor
- 0,5 1,0 1,5 2,0 0 10 20 30 40 50 F low R a te [L/sec ] Gas Pressure [bar ] Nitric Acid Kerosen e 0 5 10 15 20 25 30 0 10 20 30 40 50 Pr es sur e at M ani fol d [ba r] Gas Pressure Regulated [bar]
Konstruksi lubang injektor seperti yang ditunjukkan pada Gambar 5-2 juga menyebabkan terjadinya kehilangan tekanan yang cukup besar.  Analisa ter- hadap  hal  ini  dilakukan  dengan  men- simulasikan  aliran  asam  nitrat  dengan menggunakan software CFD,  FLuent. Simulasi  dilakukan dengan  model turbulen  k-epsilon  dengan  memberikan tekanan  pada inlet sesuai  dengan tekanan gas penekan.  Pada simulasi ini, tekanan inlet adalah  31  atm,  tekanan outlet 1 atm dan temperatur fluida 300 K. Dari  hasil  simulasi  dengan  CFD  seperti yang  ditunjukkan  pada  Gambar  5-7, bentuk lubang injektor oksidator menye- babkan  aliran  mengalami  penyempitan sehingga menyebabkan pengecilan diameter  efektif  lubang  oksidator  pada bagian  lubang  miring  yang  berdiameter satu mm, dan memperkecil coefficient of discharge (Cd)  yang  pada  akhirnya membuat  debit  aliran  mengecil.  Pada gambar tersebut ditunjukkan  kecepatan aliran  oksidator  di  lubang  miring  tidak merata  karena  fluida  cenderung  mengalir ke arah lurus sehingga kecepatan fluida pada sisi yang ditunjukkan pada gambar lebih  rendah,  bahkan  di  dekat  dinding kecepatan  fluida  mendekati  nol.    Yang artinya  diameter  efektif  dari  lubang tersebut turun dan berimbas pada turun- nya  debit  oksidator.    Hasil  investigasi dengan CFD yang lebih rinci terkait efek konstruksi  injektor  enjin  ini  terhadap kinerjanya  akan dibahas  pada  publikasi terpisah.
Untuk menguji kinerja enjin yang meliputi  pengukuran  gaya  dorong  dan tekanan  ruang  bakar,  uji  pembakaran telah dilakukan beberapa kali di test bed yang  ada  di  Pusat  Teknologi  Roket- LAPAN.  Gambar  5-8 menunjukkan posisi enjin  di test  bed sebelum  dilakukan  uji bakar. Di bagian depan dipasang loadcell untuk mengukur gaya dorong, sedangkan di  dinding  samping  daerah inlet nosel dipasang pressure transducer  dengan pendingin air.
Gambar 5-7: Distribusi kecepatan aliran oksidator  pada  injektor  hasil simulasi CFD
Gambar 5-8: Posisi enjin pada test bed
Gambar 5-9 menunjukkan proses pengujian igniter saat  terpasang  pada injektor.  Semburan  api  dari igniter keluar  menyembur  selama  lebih  dari  3 detik  dari  lubang igniter yang  terpasang di  tengah-tengah  injektor.  Pada  saat  uji bakar, igniter dinyalakan  satu  detik terlebih dahulu sebelum propelan keluar untuk  mencegah  terjadinya  ledakan akibat  terakumulasinya  propelan  di ruang bakar.   Semburan  api  dari igniter cukup  kuat  dan  lama,  namun  arahnya tidak  menyebar  sehingga  proses  pem- bakaran mengalami sedikit delay karena hanya  mengenai  pancaran  propelan yang  mengelilingi igniter saja. Delay ini mengakibatkan  terjadi  sedikit  ledakan karena  propelan  sedikit  terakumulasi  di ruang  bakar  yang  terpasang  horisontal pada test bed .
Gambar 5-9: Uji penyalaan igniter
Gambar 5-10
menunjukkan semburan  gas  hasil  pembakaran  yang keluar  dari  enjin  ECX1000H  saat  uji bakar.  Pancaran  gas  yang  keluar  dari nosel cukup stabil dan lurus. Gambar 5- 11  menunjukkan  proses  pembakaran dari  sejak  penyalaan  sampai  sebelum berhenti. Pada awal pembakaran terlihat gumpalan api yang menunjukkan pembakaran  belum  memenuhi  ruang bakar  dan  tekanan  masih  sangat  kecil. Kemudian  terlihat  beberapa shock diamond berbaris  dari  depan  ke belakang.  Namun, dari gambar tersebut dapat  dilihat,  gas  yang  keluar  dari exit nosel  dalam  kondisi over  expanded ,  gas tertekan  ke  arah  sumbu  karena tekanannya  lebih  kecil  dari  tekanan atmosfer.  Dari  Gambar  5-12  dapat diketahui pembakaran terjadi dalam waktu tiga  detik.  Pada  awal  pembakaran,  gaya dorong  mencapai  640  kgf  kemudian turun  sampai  610  kgf  dan  kemudian setengah  detik  menjelang  akhir  pem- bakaran  gaya  dorong  naik  hingga
mencapai 670 kgf kemudian pembakaran berakhir. Sehingga diperkirakan tekanan ruang  bakar  hanya  antara  18-20  bar, jauh  di  bawah  tekanan  rancangan  30 bar.    Kondisi  ini  menyebabkan  tekanan gas  di exit nosel  juga  menjadi  kurang lebih  0,67  bar.    Kondisi  ini  disebut kondisi aliran over-expanded .
Dari data yang ditunjukkan pada Gambar 5-5 di atas, jika tekanan gas 60 bar  dan  tekanan  ruang  bakar  20  bar, maka  debit  asam  nitrat  dan  kerosene masing-masing  1,7  liter/detik  dan  0,88 liter/detik.    Debit  ini  seharusnya  dapat menghasilkan gaya dorong sekitar 700 kgf, lebih  tinggi  dari  data  yang  diperoleh antara  30  kgf  pada  saat  nilai  maksium dan  90  kgf  untuk  rata-ratanya.    Selisih 4,3%  sampai  12,9%  gaya  dorong  ini  ini disebabkan  oleh  tingkat  pengkabutan dan mixing dari  injektor  tersebut  dan menunjukkan tingkat efisiensi dari enjin tersebut.
Gambar 5-10: Uji bakar enjin ECX1000H (kamera belakang atas)

## Gambar 5-11: Uji bakar enjin ECX1000H (kamera samping atas)
Gambar 5-12: Grafik gaya dorong  uji bakar enjin ECX1000H

## 5  KESIMPULAN
Rancang  bangun  enjin  roket  cair ECX1000H dengan propelan asam nitrat dan  kerosen  yang  didesain  dapat menghasilkan  gaya  dorong  maksimum 1000  kgf  pada  tekanan  30  bar  telah dilakukan  dengan  tahapan  desain, manufaktur sampai uji bakar.
Dari  hasil  perhitungan  analitik, dengan  rasio  percampuran  4,8  debit propelan  yang  diperlukan  adalah  2,39 liter/detik  asam  nitrat  dan  1,13  liter/ detik kerosen Secara teori enjin ini dapat menghasilkan  impuls  spesifik  sebesar 242.
Kinerja sistem igniter pada umumnya  sudah  cukup  bagus  karena dapat  menghasilkan  semburan  api  yang kuat  dan  stabil  selama  tiga  detik. Namun  pada  proses  awal  penyalaan, masih  terjadi  sedikit  ledakan  karena penyebaran  pancaran  gas  dari  lubang igniter tidak  meluas  sehingga  hanya menabrak sedikit saja campuran propelan  yang  berasal  dari  lubang  di sekeliling lokasi lubang igniter .
Pada  uji  bakar,  enjin    menghasil- kan  semburan  gas  hasil  pembakaran
yang  lurus  dan  stabil,  namun  gaya dorong  yang  diperoleh  masih  jauh  dari gaya dorong maksimum yang dirancang. Gaya  dorong  maksimum  rancangan adalah 1000 kgf sedangkan gaya dorong rata-rata  yang  diperoleh  610  kgf  dan gaya  dorong  maksimumnya  670  kgf. Rendahnya  gaya  dorong  ini  disebabkan oleh  dua  faktor  utama,  yaitu  kinerja injektor  yang  masih  rendah  dan kecepatan  suplai  gas  penekan  yang kurang.
Kurangnya  kecepatan  suplai  gas penekan  disebabkan  oleh  konstruksi sistem valve yang menyebabkan tingginya pressure  drop aliran  gas  dan pada  akhirnya  memperkecil  kecepatan aliran  gas  penekan  ke  tangki  propelan. Sedangkan  kurang  optimalnya  kinerja injektor  disebabkan  oleh  desain  lubang injektornya yang kurang bagus sehingga menyebabkan  terjadinya  area  fluida berkecepatan sangat rendah yang menyebabkan  pengurangan  luas  efektif dari lubang oksidator. Kecepatan oksidator yang diperoleh hanya 1,7 liter/detik.Dari kecepatan  suplai  oksidator  tersebut, seharusnya  gaya  dorong  yang  diperoleh
0 100 200 300 400 500 600 700 800 9 10 11 12 13 14 15 T h ru st [k gf ] Time [second ]
adalah  sekitar  700  kgf,  sedangkan  yang diperoleh  adalah  30  -  90  kgf  di  bawah nilai tersebut.  Perbedaan ini disebabkan oleh  kinerja  pengkabutan  dari  injektor dan  menunjukkan  tingkat  efisiensi pembakaran dari enjin ini.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Kami  mengucapkan  terima  kasih kepada Kementerian Riset dan Teknologi yang  telah  membantu  membiayai  riset ini  melalui  skema  Riset  Insentif.    Tak lupa  kami  juga  mengucapkan  terima kasih  kepada  Ir.  Yus  Kadarusman Markis,  Dipl.Ing,  selaku  kepala  Pusat Teknologi  Wahana  Dirgantara  –  LAPAN atas  dukungan  penuhnya  terhadap program  pengembangan  roket  cair  ini, juga kepada seluruh personil yang telah menjadi partner diskusi  dan  yang  telah membantu  dalam  proses  manufaktur dan pengujian.

## DAFTAR RUJUKAN
Edwards  Tim,  2003. Liquid  Fuels  and Propellants  for  Aerospace  Propulsion: 1903-2003, Journal  of  Propulsion  and Power, Vol. 19 No. 6.
Frauenberger,  H.,  Jessen,  F.  C.,  Meier,  K.  and Wheeler, W. E., 1952. Exploratory Work with Pre-mixing Injectors for Nitric Acid – Kerosene Rocket Motors , Technical Note No. R.P.D.62, Royal Aircraft Establishment, Farnborough.
Hagerty, R. P., Meier, K. and Wheeler, W. E., 1952.
Nitric  Acid – Kerosene  Rocket  Motors Initial Development Work with Impinging Jet  Type  Injectors” ,  Technical  Note  No.
R. P. D. 65, Royal Aircraft Establishment, Farnborough.
Hakim A. N., 2010. Analisa Uji Bakar Roket RCX2 Berpropelan GOX-Kerosen , Prosiding Seminar Nasional Thermofluid, Yogyakarta. Hakim A. N., 2011. Analisis Propulsi Enjin Roket Cair RCX300H dengan Storable
Propellant  Asam  Nitrat  dan  Kerosen, Prosiding  Seminar  Nasional  IPTEK Dirgantara (SIPTEKGAN) XV, Jakarta. Huzel, D. K., 1992. Modern Engineering for Design of  Liquid-Propellant  Rocket  Engines,
Progress in Astronautics and
Aeronautics, AIAA.
Priamadi,  E.,  Hakim  A.  N.,  Bura  R.  O.,  2011. Desain  Nosel  Roket  Cair  RCX250 Menggunakan  Metode  Parabolik  dengan Modifikasi  Sudut  Ekspansi ,  Jurnal Teknologi Dirgantara, Vol. 9 No. 1. Rukmini S. D., Wahyuni, D., Wasi, D. R., Sufri
A., 2000. Penelitian Sistem Propulsi Cair dengan  Pendingin  pada  Ruang  Bakar , Jurnal Nusantara Kimia No. 2.2. Vol VII Tahun ke-7.
Sutton, G. P., 1992. Rocket Propulsion Elements 6 th edition , John Wiley & Sons.
Wahyuni,  D.,  Rukmini  S.  D.,  2000. Pengaruh Kombinasi  Propelan  pada  Stabilitas Pembakaran  Sistem  Propulsi  Cair , Jurnal Nusantara Kimia No. 2.2. Vol. VII, Tahun ke-7.
Williams,  W.  H.,  1950. Thermodynamic  Charts for the Combustion Products of Nitric Acid and Kerosene , Reports and Memoranda No. 2982, Aeronautical Research Council, Ministry of Supply.