BAB 3
3.1
ROKET POLYOT
Pendahuluan Roket Polyot dikembangkan oleh Air Launch Aerospace Corporation, Rusia
yang merupakan pelaksana program kerjasama antara Polyot Aviation Company dan Khimautomatiki DB. Perusahaan yang berdiri tahun 1997 ini kemudian bekerja sama dengan Air Lauch Centra Nusa, Indonesia pada tahun 2007 untuk mengembangkan sistem peluncuran roket Polyot dengan basis Pulau Biak, Indonesia. Roket Polyot yang direncanakan mulai beroperasi tahun 2010 akan mengantarkan lebih dari tiga puluh satelit ringan ke lintas orbitnya pada kurun waktu 2011 hingga 2015.[Ref. 5] Roket Polyot memiliki tujuan utama mengirimkan satelit ke luar angkasa dengan deskripsi sebagai berikut: •
Penyebaran dan penambahan konstelasi satelit berukuran kecil dengan fungsi komunikasi dan pengawasan bumi (misi darurat pencarian dan penyelamatan) ke Low Earth Orbit (LEO).
•
Mengantarkan satelit berukuran kecil dengan fungsi telekomunikasi, pengamatan dan navigasi ke Geostationary Orbit.
•
Mengantarkan satelit kecil dengan fungsi penelitian ke segala lintas orbit untuk menyelidiki bumi, matahari dan aktivitas astrophysical.[Ref. 1]
3.2
Deskripsi Roket Polyot Roket Polyot adalah roket dengan dua tingkat ditambah dengan sebuah Upper
Stage Booster (USB) dan berbahan bakar LOX / Kerosene yang ramah lingkungan. Polyot yang berdimensi panjang 32.5 m dan diameter 3.2 m dapat meluncur dengan massa hingga 102 ton. Lihat Gambar 3.1. Polyot dibawa hingga ketinggian 11000 m oleh pesawat pembawa (carrier aircraft) Antonov An – 124 – 100 Ruslan, kemudian Polyot didorong keluar menggunakan TLC (Transporting and Launching Container) pneumatic ejection system dengan kecepatan sekitar 30 m/s (relatif terhadap pesawat pembawa) sehingga Polyot dapat menjauh dari pesawat pembawa pada jarak yang aman sebelum mesin
13
tingkat pertama Polyot dinyalakan (kurang lebih 7-10 detik setelah Polyot didorong keluar). Tingkat pertama dilengkapi dengan mesin NK – 43M yang menghasilkan gaya dorong total awal sekitar 1523.7 kN pada kondisi permukaan laut dan 1757.3 kN pada kondisi vakum. NK – 43M akan membakar 62150 kg propelan dalam waktu sekitar 2 menit. Roket Polyot tingkat kedua dipasangi sebuah quad chamber engine RD-0124 yang dapat menghasilkan gaya dorong total sebesar 294.3 kN pada kondisi vakum. RD-0124 akan membakar 23000 kg propelan dalam waktu sekitar 4.5 menit. Tingkat ketiga roket Polyot dapat dilengkapi dengan sebuah Upper Stage Booster (USB) untuk menjalani misi menuju GTO atau GEO. Pada USB ini dipasang sebuah RD-0158 yang dapat menghasilkan gaya dorong sebesar 29.4 kN pada kondisi vakum. RD-0158 akan memakai 5000 kg propelan untuk digunakan dalam burntime selama 10 menit. Pada tingkat ketiga terdapat ruang untuk meletakkan payload yang dapat menampung dari 0.8 ton (dengan USB) hingga 3.5 ton (tanpa USB) untuk dilepas di lintas orbit yang diinginkan.
Gambar 3-1. Tampak dalam roket Polyot [Ref. 1]
3.3
Geometri dan Konfigurasi Roket Polyot [Ref. 3]
3.3.1 Roket Polyot Tingkat Pertama •
Diameter
: 3.2 m
•
Tinggi
: 14.3 m
•
Massa (kosong)
: 4850 kg
•
Massa (penuh)
: 67500 kg
•
Mesin pendorong
: NK – 43M
•
Burntime
: 120 detik
•
Bahan bakar
: LOX Kerosene
•
Isp
: 300 s
(sea level)
14
•
Isp
•
Pembuat
(vacuum)
: 346 s : Kuznetsov Scientific and Engineering Center
Gambar 3-2.Mesin NK-43M [Ref. 3]
3.3.2 Roket Polyot Tingkat Kedua •
Diameter
: 2.6 m
•
Tinggi
: 8.5 m
•
Massa (kosong)
: 2600 kg
•
Massa (penuh)
: 23000 kg
•
Mesin pendorong
: RD-0124
•
Burntime
: 275 detik
•
Bahan bakar
: LOX Kerosene
•
Isp
: 359 s
•
Pembuat
(vacuum)
: Khimautomatiki Design Bureau
Gambar 3-3.Mesin RD-0124 [www.astronautix.com]
15
3.3.3 Roket Polyot Tingkat Ketiga Upper Stage Booster (USB) •
Diameter
: 2.6 m
•
Tinggi
: 3.2 m
•
Massa (kosong)
: 1620 kg
•
Massa (penuh)
: 6620 kg
•
Mesin pendorong
: RD-0158
•
Burntime
: 600 detik
•
Bahan bakar
: LOX Kerosene
•
Isp
: 360 s
•
Pembuat
(vacuum)
: Khimautomatiki Design Bureau
Gambar 3-4.Upper Stage Booster [Ref. 14]
3.3.4 Fairing
3.4
•
Diameter
:3m
•
Tinggi
: 9.72 m
•
Massa
: 800 kg
Profil Misi Polyot Pada sub-bab ini akan digambarkan profil misi roket Polyot secara umum.
Profil yang diambil sebagai contoh adalah misi untuk mencapai Geostationary Orbit (GEO) dengan ketinggian hingga 36000 km dengan membawa payload dengan massa 800 kg.
16
Gambar 3-5.Misi ke orbit GEO [Ref. 4]
Proses peluncuran dimulai dengan pendorongan keluar roket Polyot dari Antonov AN – 124-100 Ruslan dengan sistem pneumatik yang menghasilkan kecepatan dorong sebesar 20 m/s (relatif terhadap pesawat pembawa) pada ketinggian 11000 m. Setelah 7 detik dan pesawat pembawa memiliki jarak aman dengan roket Polyot, maka mesin tingkat pertama Polyot dinyalakan [Ref. 11]. Roket tingkat kedua dinyalakan segera setelah burnout roket tingkat pertama. Burnout tingkat ke dua dilanjutkan dengan fasa coasting untuk membawa sikap roket dalam memasuki lintas orbit yang diinginkan. USB dinyalakan untuk membawa roket ke Geo Transfer Orbit (GTO) dan kemudian dinyalakan kembali untuk membawa roket ke lintas Geostationary Orbit (GEO). Dalam berbagai literatur tidak didapatkan mengenai attitude control roket Polyot. Dalam simulasi yang dilakukan attitude control diatur dengan menggunakan Thrust Vector Control (TVC). Proses peluncuran roket Polyot memiliki tahap yang bekerja di atmosfer bumi, oleh karena itu gaya dan momen aerodinamika roket Polyot akan mempengaruhi prestasi dan lintas terbangnya. Pada bab 4 diberikan perhitungan parameter-parameter aerodinamika dari roket Polyot yang akan digunakan dalam persamaan gerak roket untuk membuat simulasi gerak wahana peluncur Polyot.
17
