EVALUASI UNJUK KERJA SISTEM PROPULSI MOTOR ROKET RX-150/1200 DENGAN MENGGUNAKAN PIRANTI LUNAK PRODUK LAPAN Ganda Samoslr Peneliti Bidang Propulsi, LAPAN
ABSTRACT The propulsion calculations of the rocket motor RX-150/1200 w a s done by using the propulsion simulation software developed by the researchers of the Propulsion Division - LAPAN. The results were compared to t h a t of motor rocket static test to find out the accuracy of the motor rocket propulsion system design. Mostly, if there is a difference between those two results are less than 10 %, we may concluded t h a t the propulsion rocket motor design is correct or pseudo-correct classified, because t h e deviation obtained in this paper is 1.05 % only. Keywords : Propulsion, Rocket motor ABSTRAK Telah dilakukan perhitungan-perhitungan sistem propulsi dari s e b u a h motor roket RX-150/1200 dengan menggunakan piranti lunak simulasi propulsi yang dibuat dan dikembangkan oleh p a r a peneliti di Bidang Propulsi-LAPAN. Tujuan penelitian ini adalah u n t u k melihat seberapa b e s a r akurasi dari rancangan sistem propulsi s e b u a h motor roket dengan cara m e m b a n d i n g k a n hasil simulasi (teoritis) dengan hasil uji statik (praktek). Secara u m u m , apabila perbedaan a n t a r a teoritis d a n praktek kurang dari 10 %, m a k a dapat disimpulkan bahwa r a n c a n g a n tersebut s u d a h benar atau mendekati keadaan yang sesungguhnya, sebab p a d a paper ini diperoleh perbedaan hanya sebesar 1,05 % saja. Kata k u n c i : Propulsi, Motor roket 1
PENDAHULUAN
Rancangan sistem propulsi motor roket RX-150/1200 telah dilakukan dengan b a n t u a n piranti lunak simulasi propulsi. Hasil simulasi ini a k a n memberikan beberapa b e s a r a n (teoritis), seperti: distribusi gaya dorong (thrust) terhadap waktu p e m b a k a r a n propelan padat yang dalam hal ini adalah dari jenis HTPB {Hydroxyl Terminated Poly butadiene). Selain itu, besaran lain yang diberikan adalah: distribusi tekanan kerja sebagai fungsi dari waktu pembakaran, demikian juga distribusi temperat u r u n t u k setiap titik di sepanjang nosel motor roket. Besaran-besaran ini a k a n disajikan dalam b e n t u k grafik, tujuan123
nya u n t u k m e m p e r m u d a h menggambar dan pembuatan nosel. Setelah dirancang, komponen motor roket dibuat di Unit Fabrikasi, selanjutnya di assembling u n t u k dilakukan uji statik. Besaranbesaran yang diperoleh dari uji statik dan hasil simulasi, selanjutnya a k a n digunakan u n t u k prediksi trayektori serta p e m b u a t a n roket u t u h guna keperluan uji terbang. Melalui uji statik akan diperoleh gaya dorong, t e k a n a n kerja dan waktu p e m b a k a r a n , baik nilai minimum, m a k s i m u m , m a u p u n ratarata. Langkah selanjutnya adalah membandingkan b e s a r a n teoritis dengan praktek, u n t u k mengetahui berapa besar penyimpangan dalam perancangan.
2
DASAR TBORI
Pada sistem propulsi, aliran dalam sebuah nosel dapat dibagi menjadi 3 (tiga) jenis, yakni: subsonik, transonik d a n supersonik. Dalam perancangan, ketiga jenis aliran ini h a r u s dihitung secara b e r s a m a - s a m a , sesuai dengan p e r s a m a a n dasar dinamika gas, yaitu persamaan kontinuitas, persamaan momentum dan persamaan energi atau berturut-turut disebut n e r a c a m a s s a , neraca m o m e n t u m d a n n e r a c a energi. Umumnya aliran di dalam nosel adalah isentropik, yaitu mengabaikan kerja dari luar. Dengan demikian, a k a n diperoleh s u a t u p e r s a m a a n perbandingan a n t a r a tekanan, temperatur d a n kecepatan laju aliran gas keluar nosel. U n t u k penyederh a n a n matematisnya, perlu beberapa asumsi, yaitu:
tinggi t e k a n a n di r u a n g bakar. Hal ini dapat ditunjukkan oleh persamaan di bawah ini:
• Gas mengalir di dalam nosel h a n y a ke satu arah, tidak transient, tidak a d a p a n a s mengalir dari gas ke dinding nosel, tidak a d a gesekan a n t a r a garis a r u s di dalam lapisan b a t a s (boundary layer), • Gas hasil pembakaran adalah homogen yang disepanjang alirannya tidak mengalami perubahan komposisi kimiawi, • Gas yang terjadi adalah ideal yang rnemenuhi persamaan p = nRT, dengan p = tekanan, n = j u m l a h mol gas, R = k o n s t a n t a gas d a n T = temperature, • Panas jenis gas tidak b e r u b a h terhadap p e r u b a h a n t e m p e r a t u r d a n tekanan gas hasil p e m b a k a r a n . 2 . 1 Tekanan Gas Pembakaran T e k a n a n yang terjadi di dalam ruang bakar (combustion chamber) adalah akibat a d a n y a p e m b a k a r a n propelan. Besar-kecilnya t e k a n a n di r u a n g bakar tergantung kepada: luas p e r m u k a a n bakar propelan (grain proppelan; dalam hal ini adalah: bintang-7), temperatur, luas kerongkongan (nozzle throat) nosel dan karakteristik propelan. Semakin cepat proses p e m b a k a r a n , a k a n semakin 124
Untuk kondisi yang optimum, maka dapat dikatakan Pe = Pa, sehingga koefisien gaya dorong menjadi:
2.3 Kondisi Attain di Dalam Nosel Untuk penyederhanaan, diasumsikan bahwa aliran fluida adalah laminer dan isentropis, sehingga penerapan persamaan energi, momentum dan kontinuitas dapat menghasilkan rancangan kontur nosel yang diharapkan. • Persamaan kontinuitas adalah:
Penggabungan persamaan-persamaan di atas akan menghasilkan suatu bentuk persamaan baru sebagai berikut:
126
2.6 Perubahan Kecepatan Persamaan kontinuitas fluida yang diperoleh dari prinsip kekekalan massa, dimana laju aliran m a s s a m a s u k a k a n sama dengan laju aliran m a s s a keluar, maka dapat ditulis p e r s a m a a n sebagai berikut:
yang nantinya menjadi m a s u k a n (input) untuk program simulasi tersebut. Besaran-besaran yang d i m a k s u d adalah gaya dorong d a n t e k a n a n r u a n g bakar, seperti yang telah ditunjukkan p a d a r u m u s - r u m u s di atas. Dari perhitungan-perhitungan (secara teoritis), diperoleh: 0
Gaya dorong (Thrust); F = 1280 Kgf Tekanan ruang bakar; Pc=43,64 Kg/Cm 4 ° Waktu b a k a r propelan; tb = 4,6 det ° Total Impuls teoritis; Isp = 5888 Kg-det 0
Dari b e s a r a n - b e s a r a n yang diperoleh tersebut, akan dijadikan patokan u n t u k m e r a n c a n g d a n menggambar kontur nosel roket yang diharapkan. Kurva-kurva gaya dorong terhadap time (thrust-time history) d a n tekanan r u a n g bakar terhadap time (secara teoritis), d a p a t dilihat p a d a Lampiran-1. Demikian j u g a r a n c a n g a n nosel dan dimensinya, dapat dilihat pada Lampiran-2. 4
Dengan Herman m rtipn(J(ninakan e n g g u n a k a n pn e r s a m a a n fluida fl kompresibel, diperoleh p e r s a m a a n yang dapat menjelaskan h u b u n g a n a n t a r a kondisi ruang b a k a r d a n kerongkongan nosel t e r h a d a p gas yang mengalir di dalamnya. Berdasarkan persamaan inilah akan dirancang d a n digambar kontur nosel. 3
SIMULASI UJI PROPULSI
Sebelum m e l a k u k a n simulasi propulsi dengan m e n g g u n a k a n piranti lunak yang telah a d a di Bidang PropulsiLAPAN, terlebih dahulu h a r u s melakukan beberapa perhitungan variabel-veriabel 127
UJISTATIK
Berikut ini adalah beberapa langkah d a n prosedur penting u n t u k m e l a k u k a n uji statik : • Komponen-komponen propulsi motor roket h a r u s dirakit dengan hati-hati d a n h a r u s mengikuti standar operasi (SOP) yang ada, • Rangka uji (test bed) disiapkan dengan baik, • Motor roket diletakkan pada rangka uji, • Sensor gaya dorong (load cell) d a n tekanan r u a n g b a k a r (pressure transducer) dipasangkan, setelah dikalibrasi terlebih dahulu, • Air pendingin (cooling system) disiapkan, • Pefalatan d a t a akuisisi d a n dokumentasi disiapkan dengan baik. Hasil uji statik dari motor roket RX-150/1200 berupa kurva dapat dilihat p a d a Lampiran-3. 5
ANALISIS DAN PEMBAHASAN
Tabel 5-1 di bawah ini adalah hasil simulasi (teoritis) d a n praktek u n t u k melihat penyimpangan.
l u n a k CPD (Computational Fluid Dynamic) Fluent. Agar penelitian dilakukan dengan 2 (dua) b a h k a n 3 (tiga) dimensi, sehingga distribusi temperatur, tekanan d a n kecepatan laju fluida/gas dapat terlihat lebih akurat, DAFTAR RUJUKAN
Dengan memperhatikan tabel di atas, terlihat bahwa ada sedikit perbedaan antara teori dan praktek, walau masih dalam batas toleransi. Perbedaan ini dapat disebabkan oleh beberapa hal, antara lain: • Variabel-variabel yang diasumsi sebagai input untuk program simulasi kurang akurat; • Data-data rancangan yang kurang tepat; • Hasil fabrikasi komponen-komponen propulsi motor roket yang mungkin kurang akurat, , • Bentuk dan dimensi mandrill kurang akurat; • Gas real hasil pembakaran bukan gas ideal. 6
KESIMPULAN '[••••
•
• Hasil simulasi propulsi roket RX-150/ 1200 sangat mendekati hasil uji statiknya dan perbedaan cukup kecil, yakni <2%, '. , • Unjuk kerja . sistem propulsi motor roket ini masih dapat ditingkatkan bila rancangannya menggunakan piranti
Barrere, M., 1960. Rocket Propulsion, New York, Elseveir. George Emmanuel, 1986. Gas Dynamics: Theory and Application, New York: AIAA Education Series. J h o n D. Anderson, 1982. Modern Compressible Flow, New York: McGrawHill, New Age Publishers-New Delhi, 2006. Philip G. Hill; Carl Peterson, 1992. Mechanic and Thermodynamics of Propulsion, 2 n d Edition: Addison Wesley Publishing House Cambridge, Mass. Popov, E.P., 1982. Mechanics of Materials, 2 nd , (SI Version), New Jersey, Prentice Hall, Inc., Englewood Cliff. R. Andrea, 1992. Generalized Geometric Analysis of Right Circular Cylindrical Star Perforated and Tapered Grains, J. Propulsion, Vol. 8. J a n - F e b . S.M. Yahya. Fundamentals of Compressible Flow with Aircraft and Rocket Propulsion, SI. Unit, 3 rd Edition. Soma, A. Salam, G., 1997. Perhitungan Beban Pada Nosel Roket Dengan Metode Grid Hingga Majalah LAPAN No.81. Sutton, G., 2 0 0 1 . Rocket Propulsion Elements, New York, J h o n Willey & Sons.
128
. - MWO-CV
'
Lampiran - 1 Grafik Gaya dorong d a n T e k a n a n r u a n g b a k a r Vs. Waktu u n t u k RX-150/1200 (Hasil Simulasi Propulsi)
129
130
131
