ANALISIS PERFORMANSI HASIL DESAIN STRUKTUR NOSEL MOTOR ROKET RX-70

(1)

ANALISIS PERFORMANSI HASIL DESAIN

STRUKTUR NOSEL MOTOR ROKET RX-70

Pirnadi H.

Bidang Struktur Mekanika LAPAN ABSTRAK

Makalah ini menganalisis hasil desain ulang struktur nosel motor roket RX-70, yaitu suatu roket kecil diameter 70 (mm) dan panjang 700 (mm), untuk keperluan khusus, seperti: senjata jarak sedang dari darat ke udara, atau sebaliknya. Roket jenis ini yang banyak diminati oleh angkatan bersenjata sebagai peluru (rudal) kendali, cukup mengatur posisi siripnya, dan praktis. Roket aslinya, adalah roket FFAR bernosel empat (4) buah (kecil-kecil) yang pemasangannya diatur sedemikian rupa, sehingga membentuk sudut tertentu guna menghasilkan efek puntiran. Roket FFAR ini mempunyai jangkauan horisontal 9,8 (km) pada sudut elevasi tertentu 45(o). Permasalahannya adalah perlu didesain ulang “roket pengganti” dengan satu nosel (besar) dengan propelan jenis

komposit, sementara roket aslinya menggunakan tipe propelan double base. Data-data, yang

digunakan adalah hasil penelitian di Bidang Propulsi LAPAN Tarogong, yang dimulai beberapa tahun yang lalu, telah dilakukan: desain ulang, pembuatan dan pengujian (statik) maupun uji terbang (peluncuran) terhadap roket pengganti ini. Hasil uji terbang diketahui roket pengganti ini mempunyai jangkauan horisontal 9,2 (km) pada sudut elevasi 45(°). Disimpulkan, seberapa besar pengaruh jumlah nosel selama diluncurkan, dari roket dengan empat nosel dengan roket pengganti satu nosel, maka perlu pertimbangan rasio antara berat roket dan sudut elevasinya, dan disimpulkan terdapat penyimpangan hampir 7% saja, dianggap masih baik.

Kata Kunci: Komposit, multi nosel,dan roket.

I. PENDAHULUAN

Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN) Tarogong, Rumpin, Bogor telah melakukan penelitian sejumlah roket RX-70, yang dulunya dikenal dengan roket FFAR, dibuat langsung di Belgia, bahkan mendirikan pabrik assembling nya yang terletak di Tasikmalaya-JaBar dibawah supervisi PT.Dirgantara Indonesia. Melalui kerja sama LAPAN Cq PusTekRoket dengan LitBang TNI-AU, dan disepakati antara lain untuk melakukan: penelitian, desain ulang, pembuatan dan pengujian pada roket diameter 70 (mm) sebagai pengganti roket FFAR. Penelitian berupa penggantian propelan

double base menjadi komposit dengan

karakteristik yang sangat berbeda dan penggantian 4 nosel menjadi 1 nosel, oleh karena itu roket pengganti FFAR ini disebut “roket pengganti” RX-70, yang direncanakan akan digunakan pada pesawat tempur.

Secara garis besar tehnis dapat dikatakan bahwa untuk melakukan substitusi sistem propulsi dari ke-2 motor roket padat tersebut mencakup paling tidak lima (5) hal pokok, yaitu:

- pemilihan material, - karakteristik propelan, - konfigurasi grain propelan, - desain kontur nosel, dan - penyederhanaan jumlah nosel.

Pada makalah ini, pembahasan hanya akan di fokuskan pada penelitian untuk penggantian dari multi nosel menjadi mono nosel, menggunakan data-data balistik propelan komposit yang telah didesain dan dibuat oleh Bidang Propulsi LAPAN Tarogong, Rumpin, Bogor. Unjuk kerja dari roket mono nosel (roket pengganti) ini yang didesain sedemikian rupa sehingga hampir menyamai atau paling tidak mendekati performansi dari roket aslinya. Bila terdapat perbedaan performansi sebagai masukan, dan akan dibahas lebih lanjut dan dicari solusinya yang tepat.

Data-data roket FFAR asli dari buku manual yang diterbitkan oleh pihak fabrikan Belgia dan roket buatan LAPAN, dapat dilihat pada lihat pada Tabel 1.1.

Jurnal Mekanikal Teknik Mesin S-1 FTUP

(2)

Tabel 1.1 Data-data pembanding No . Materi Roket FFAR asli

Roket LAPAN Ket . 1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. 9. 10. 11. Thrust average Burning time Type propellant Long tube Diameter tube Number nozzle Configuratio n propellant Ignition velocity, pressure Density Molecular weight Specific heat - - double base 680 (mm) 70 (mm) 4 hollow - - - - 333 (kgf) 1,3 (s) Composite (HTPB) 700 (mm) 70 (mm) 1 Star-8 33 ( 1,5 25 ( 1,2 - - - - - - - - - - -

Dari ke-2 data yang disebutkan di atas, terlihat bahwa kesamaan antara FFAR dengan RX-70 hanya terletak pada: tabung ruang bakar roket, nosecone, payload (hulu ledak) dan sayap. Sedangkan perbedaannya terletak pada: nosel, jenis propelan, konfigurasi grain propelan, termasuk sistem penyala mula (igniter) nya. Namun akibat penggunaan propelan dari jenis komposit, maka roket RX-70 ini menjadi kurang baik digunakan sebagai senjata taktis, mengingat propelan komposit ini akan mengeluarkan asap yang cukup tebal dan pekat, sehingga akan sangat mudah terdeteksi oleh musuh di medan pertempuran. Hal yang sama akan terjadi bila roket ini di tembakkan dari pesawat terbang (misalnya: helikopter), akan dapat mengganggu jarak pandang pilotnya, maka di upayakan untuk membuat propelan komposit yang bebas asap. II. LANDASAN TEORI

Penggunaan nosel tunggal pada roket RX-70 ini didasarkan pada pertimbangan akan kemudahan fabrikasinya saja, walaupun penggunaan multi nosel, yang disusun tidak satu garis, akan memberikan efek puntir yang membuat jarak tembak bisa lebih jauh, disamping juga untuk meng-efisienkan ekspansi gas buang yang bertekanan cukup tinggi. Namun kendala ini dapat diatasi dengan merancang launcher (alat peluncur) yang menggunakan alur sedemikian rupa, sehingga

pada saat keluar dari peluncur, roket sudah dalam keadaan terpuntir dengan baik.

Sebagai illustrasi, sebuah contoh nosel roket propelan padat dapat dilihat pada Gambar 2-1.

Gambar 2-1. Model nosel roket komposit Dimana di bagian dalam nosel akan mengalir gas panas dan bertekanan tinggi hasil pembakaran propelan minimal dalam 3 (tiga) jenis kecepatan yang berbeda-beda, yakni:

sub-sonik pada daerah inlet, trans-sonik pada

daerah outlet dan super-sonik pada daerah

throat.

Umumnya, tidak ada pengaruh kerja atau panas dari luar ke dalam ruang bakar roket, sehingga disebutkan aliran didalam nosel adalah isentropic-adiabatic. Oleh karena itu, dalam desain nosel, 3 (tiga) jenis kecepatan tersebut, harus dihitung secara simultan, menggunakan Persamaan dasar dinamika gas (Persamaan Kontinuitas, Momentum dan Energi). Penggabungan persamaan-persamaan tersebut akan membentuk suatu persamaan baru yang dapat membandingan antara tekanan, temperatur dan kecepatan gas keluar nosel simultan.

Untuk memudahkan perhitungan matematis dan penyederhanaan permasalahan, maka dalam desain nosel

RX-70 ini perlu ditetapkan beberapa asumsi, berikut:

1. Diharapkan aliran gas hasil pembakaran propelan akan selalu kontinu dan homogen.

2. Dianggap gas yang terjadi adalah ideal dan memenuhi persamaan: p = nRT, dimana: (p = tekanan, n = jumlah mol gas, R = konstanta gas universal dan T = temperatur).

3. Dinding permukaan licin, tidak ada gesekan antara gas dengan dinding nosel bagian dalam.

4. Sistem adiabatik, tidak ada perpindahan panas masuk dan keluar di sepanjang dinding nosel.

(3)

5. Diusahakan flow, aliran gas hasil pembakaran adalah steady (tunak) pada arah aksial.

6. Kecepatan, tekanan, temperatur dan kerapatan massa gas, selalu tetap pada setiap titik nosel.

Dalam mendesain nosel tunggal pengganti nosel jamak roket FFAR ini, berdasarkan besaran- besaran dari data balistik propelan komposit, tetap harus mempertimbangkan dimensi tabung ruang propulsi roket FFAR. Oleh karena itu dimensi propelan haruslah sebagai berikut: panjang jari-jari luar grain = 30 (mm) dan tebal nya web =12 (mm) dan panjang total = 700 (mm).

Paling tidak ada 2 (dua) variabel utama untuk menilai apakah desain nosel tunggal ini sudah baik atau belum, dengan langkah awal yang dilakukan adalah menentukan kontur nosel tunggal dengan menggunakan perangkat lunak buatan LAPAN sendiri.

Adapun dua perubah utama dalam mendesain nosel tunggal motor roket RX-70 ini, dengan pertimbangan dari dimensi motor roket aslinya, adalah:

1. Gaya dorong roket pengganti yang diperoleh melalui simulasi untuk kemudian dilakukan uji statik (static test), yang hasilnya akan dibandingkan dengan

thrust roket FFAR hasil langsung dari

Belgia, yaitu: 333 (kgf).

2. Jangkauan horizontal dengan sudut elevasi yang sama, 45 (o) yang diperoleh melaui uji dinamik jangkauan (flight test), yang hasilnya kemudian dibandingkan dengan data roket FFAR aslinya, yaitu: 9,8 (km).

III. PERHITUNGAN

Untuk perhitungan kontur nosel tunggal motor roket pengganti multi nosel, maka perlu di jelaskan adanya batasan-batasan sekaligus patokan dalam desain, yaitu: tekanan maksimum dari ruang bakar diusahakan sama dengan aslinya, yakni: 33( , sehingga tabung aslinya bisa dipakai. Demikian juga faktor bentuk roket dan gaya dorong (thrust), di usahakan mendekati aslinya, agar jarak jangkau roket mendekati aslinya, yakni 9,8 (km).

3.1. Simulasi Propulsi

Simulasi propulsi yang dimaksud adalah perhitungan menggunakan piranti lunak yang dikembangkan oleh Bidang Propulsi-LAPAN, untuk menghasilkan grafik gaya dorong (kgf)

versus. waktu (s) dan tekanan ruang bakar

( versus waktu (s), yang

semuanya lebih dikenal dengan istilah: Thrust

– Time dan Pressure – Time history.

Sebagai masukan (input) perangkat lunak propulsi yang sekaligus dijadikan patokan dalam desain nosel tunggal ini adalah: Gaya dorong, F = 333 (kgf) dan tekanan kerja

(tekanan ruang bakar; p_c= 33

( Secara teoritis, untuk

memperoleh ke-2 (dua) variabel tersebut cukup dengan meng- input luasan throat, A_th nosel yang di desain.

Secara matematis, A dapat diperoleh melalui rumus, berikut:

th

F = C . A_f _th. p (3-1) _c Dimana: pc = tekanan ruang bakar

(

C = koefisien gaya dorong yang besarnya, sebagai berikut: f C = _f

γ

( )

⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛

−

⎥

⎦

⎤

⎢

⎣

⎡

⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛

−

⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛

−

− − + c a c e th e c e

p

A

p

γ γ γ γ

γ

1 1 2 1

1

2

1

2

(3-2)

Dimana:

γ

= rasio kapasitas panas = C / C_p _v p = tekanan gas keluar nosel (

e

p = tekanan atmosfir = 1,032

(

a

Dalam keadaan optimum, p_e= p , sehingga persamaan (3-2) menjadi lebih sederhana: a C = _f

γ

( )

⎥

⎦

⎤

⎢

⎣

⎡

⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛

−

⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛

−

− − + γ γ γ γ

γ

1 1 2 1

1

2

1

2

c e

p

(3-3)

Sedangkan untuk menentukan luasan

throat (jari-jari) nosel, bisa diperoleh dari

persamaan dengan menentukan tekanan ruang bakar lebih dahulu, sebagai berikut:

(4)

Γ

=

c t r b P c

T

R

A

r

A

p

ρ

.

(3-4) Dimana:

ρ

_P = kerapatan massa propelan ( A_b= luas bidang bakar = p_bx L (cm ) 2

p = perimeter pembakaran (cm) L = panjang propelan (cm)

b

r = laju pembakaran propelan (cm/s) R = konstanta gas hasil pembakaran

r

R = konstanta gas universal (erg/mole K) R = R₀/BM

0

BM = Berat Molekul gas hasil pembakaran T_c = temperatur ruang bakar (ºC)

Γ

= konstanta (fungsi dari

γ

) =

( 1) 2 1

1

2

− +

⎟⎟

⎠

⎞

⎜⎜

⎝

⎛

+

γ γ

γ

3.2. Optimalisasi Luasan Throat Nosel Agar performan roket optimal, kekuatan tabung ruang bakarnya juga perlu mendapatkan perhatian yang seksama. Sebab, bila luas throat diperkecil, agar meningkatkan gaya dorong, bisa meningkatkan tekanan kerja yang dapat mengancam kekuatan struktur tabung ruang bakar. Oleh karena itu, untuk mendapatkan luasan throat nosel yang optimum perlu dilakukan simulasi dengan metode cobo-coba sampai diperoleh harga

thrust (F) = 333 (kgf) dan tekanan kerja

rata-rata (p ) = 33 (_c ) seperti yang diisyaratkan di atas. Sementara itu, bentuk grain propelan yang dipilih adalah bintang-8 dengan jari-jari luar grain = 29 (mm), tebal web = 12 (mm) dan panjang propelan = 700 (mm), seperti yang terlihat pada Gambar 3-1.

Gambar 3-1 Bentuk grain propelan RX-70 Dengan meg-input kan ke-2 (dua) perubah di atas pada piranti lunak simulasi sistem propulsi yang telah dikembangkan sendiri oleh peneliti Bidang Propulsi-LAPAN, diperoleh Table 3-1, sebagai hasil perhitungan optimalisasi untuk setiap titik di sepanjang jari-jari throat terhadap tekanan ruang bakar dan gaya dorong. Setelah diperoleh hasil simulasi komputasi secukupnya, maka akan diambil berbagai prediksi untuk pengembangan lebih lanjut, agar hasilnya optimal.

Tabel 3-1. Profil Nosel Roket RX-70 R (mm) throat pc ( F (kgf) 4 3,64 292 5 2,33 285 6 1,62 279 7 1,19 273 8 0,91 268 9 0,72 263 10 0,58 258 11 0,48 254 12 0,40 250 13 0,34 246 14 0,30 242 15 0,26 238 16 0,23 235 17 0,20 231

Dari Tabel 3-1 di atas, dapat dihasilkan grafik yang merepresentasikan karakteristik aliran gas hasil pembakaran di sepanjang daerah divergen nosel (nozzle outlet area). Untuk jelasnya, grafik tersebut dapat dilihat pada Gambar 3-3a; 3b; 3c.

(5)

3.3. Gambar Kontur Nosel Tunggal

Berdasarkan hasil optimalisasi di atas, yakni Tabel 3-1 dan Gambar 3-1, maka sketsa dan kontur serta dimensi nosel tunggal dari roket RX-70 dapat dilihat pada Gambar 3-2.

Gambar 3-2. Kontur nosel tunggal roket RX-70 Tabel 3.2 Dimensi nosel tunggal

No. Bagian nosel Dimensi

1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8. Jari-jari throat

Jari-jari luas kluaran Jari-jari luas masukan Sudut konvergen Sudut divergen Panjang bagian konvergen Panjang bagian divergen Panjang total 10 (mm) 28 (mm) 29( mm) 42,9 (º) 14,5 (º) 33,6 (mm) 70 (mm) 103,6 (mm)

Secara lengkap, dimensi dari nosel tunggal yang didesain, lihat Tabel 3.2, yang dibuat grafiknya berturut-turut pada Gambar 3.3a; Gambar 3.3b; dan Gambar 3.3c.

Gambar 3.3a); 3.3b); dan 3.3c): Karakteristik nosel tunggal

Sebagai data tambahan untuk gaya dorong dan tekanan ruang bakar terhadap waktu pembakaran propelan komposit, dapat dilihat pada Grafik 3.4a; dan Grafik 3.4b.

Gambar 3.4a dan 3.4b. Grafik gaya dorong dan tekanan ruang bakar terhadap waktu

pembakaran propelan (Hasil uji static) IV. STATIC TEST MOTOR ROKET RX-70 Setelah dimensi nosel tunggal RX-70 diperoleh, maka langkah berikutnya adalah pembuatan nosel tersebut beserta komponen-komponen roket lainnya untuk kemudian dirakit, sesuai prosedur yang telah ditetapkan dan sudah dibakukan Instansi. Pada Gambar 4-1 dibawah ini, terlihat sebuah roket RX-70 sebagai roket pengganti FFAR dalam uji statik di LAPAN-Tarogong yang dilangsungkan pada sekitar Oktober 2005 dengan hasil yang

(6)

memuaskan. Meskipun demikian, demi perkembangan dan kemajuan masih diras perlu untuk dilakukan penelitian lebih lanjut agar mencapai hasil yang lebih optimal, hemat, ringan, dan capable.

Gambar 4-1.Contoh uji statik roket RX-70 Dari uji statik ini diperoleh hasil, berupa grafik gaya dorong dan tekanan ruang bakar terhadap waktu. Dari grafik hasil uji statik, terlihat bahwa gaya dorong maksimum yang diperoleh = 456,7 (kgf), hal ini terjadi akibat

pengaruh dari igniter (penyala mula) yang relatif lebih energetik, sedangkan harga gaya dorong rata-rata sekitar 250 (kgf). Ada terlihat

perbedaan sekitar 6,7 (%) bila dibandingkan dengan hasil simulasi propulsi yang telah dibicarakan atas (gaya dorong rata-rata hasil simulasi adalah sekitar 240( kgf).

Namun demikian, tujuan utama dari penelitian ini adalah untuk memperoleh jarak jangkau roket pengganti (RX-70), sama atau mendekati jarak jangkau roket aslinya, yakni = 8 km. V. FLIGHT TEST ROKET RX-70

Flight test (Uji terbang) roket RX-70

dengan (mono nozzle) tunggal pengganti roket FFAR (multiple nozzles) telah dilaksanakan mulai tahun 2004 sampai dengan 2006 di Pandanwangi-Jawa Timur dan Pameungpeuk-Jawa Barat. Gambar 5-1 di bawah ini adalah salah satu contoh yang menunjukkan pelaksanaan flight test (peluncuran) roket RX-70 nosel tunggal di Pandanwangi dengan

menggunakan latar belakang gunung Semeru di Jawa Timur.

Gambar 5-1. Contoh flight test Roket RX-70 Perlu juga dijelaskan, bahwa mengingat roket RX-70 berdimensi kecil, maka tidak di mungkinkan untuk memasukkan sensor GPS (Global Positioning System) sebagai payload untuk dapat mengukur jangkauan terbang nya. Oleh karena itu, pengukuran jangkauan terbang horizontal dilakukan secara konvensional, yaitu dengan membuat beberapa patok dengan jarak 1 (km) untuk setiap patoknya. Dari beberapa roket RX-70 yang diterbangkan, menunjukkan jarak tempuh rata-rata nya adalah 9,2 (km), sedangkan roket FFAR aslinya 9,8 (km), sehingga terlihat ada penyimpangan sekitar 7 (%), namun demikian, penyimpangan ini masih dalam batas toleransi (< 10 %) yang bisa diterima.

VI. KESIMPULAN

Dari analisis yang dilakukan diatas, maka dapat diambil beberapa kesimpulan, antara lain:

1. Sedangkan perbedaannya terletak pada: nosel, jenis propelan, konfigurasi grain propelan, termasuk sistem penyala mula (igniter) nya. Namun akibat penggunaan propelan dari jenis komposit, maka roket RX-70 ini menjadi kurang baik digunakan sebagai senjata taktis, mengingat propelan komposit ini akan mengeluarkan asap yang cukup tebal dan pekat, sehingga akan sangat mudah terdeteksi oleh musuh di medan pertempuran. Hal yang sama akan terjadi biala roket ini di tembakkan dari pesawat terbang (misalnya: helikopter), akan dapat mengganggu jarak pandang pilotnya. Oleh karena itu, dimasa mendatang perlu di upayakan untuk membuat propelan komposit yang bebas asap.

(7)

2. Untuk pengganti roket FFAR, maka desain roket RX-70 dengan nosel tunggal ini sudah relatif baik, karena penyimpangan yang terjadi sekitar 7 (%) saja. Tetapi diharapkan, agar roket pengganti RX-70 ini bisa disejajarkan sebagai roket taktis, meskipun masih perlu dilakukan penelitian lebih lanjut pada propelan nya, agar bersih dari asap.

VII. DAFTAR RUJUKAN

1. Jasbir S. Arora, “Introduction to OPTIMUM DESIGN”, Mc Graw-Hill Inc., New York St. Louis San Franscisco,1989.

2. Marty, D., “Conception Des Vehicules

Spatiaux”, Masson, Paris-New York, 1986.

3. Noname, “Information On Components of the 2.75” FFAR Rocket Weapon System”.

The S.A. Les Forges de Zeebrugge-Belgium.

4. Penyimpangan (deviasi) perancangan roket RX-70 sekitar 7 % tersebut, akan dapat di kurangi atau dihilangkan, apabila: a) material nosel nya terbuat dari titanium (bukan dari baja), sehingga bisa lebih ringan tetapi tetap kuat, b) Peluncur yang digunakan, haruslah sedemikian rupa, sehingga ketika roket meluncur sudah dalam keadaan spin, dan c) ada baik nya meng-aplikasikan rupture disc pada nosel, seperti pada FFAR. Namun demikian, untuk hal ini masih perlu dilakukan penelitian lebih lanjut agar optimal.

4. Sutton, G.P.,”Rocket Propulsion Elements”,

Jhon Wiley & Son Inc., New-York, 2001. 5. S.M.Yahya.,“Fundamentals of

Compressible Flow With Aircraft And Rocket Propulsion”,SI-Unit, New Age

International Publisher, New Delhi- India, 2005.

6. Bidang Propulsi LAPAN, “Laporan Bidang

Propulsi”. Tahun Anggaran 2005, 2005

7. Sularso, “Dasar Perencanaan dan Pemilihan Elemen Mesin”, PT Pradnya Paramita, Jakarta, 1980.

8. Spotts MF,” Design of Machine Elements”, Prentice-Hall India. Private Limited, New York, 1981.