Hasil Pencarian  ::  Simpan CSV :: Kembali

Abstrak :
Sedang diobservasi kemungkinan mengurangi berat nosel robot yang sedang dikembangkan oleh LAPAN dengan cara menggantikan bahan grafit masif sebagai pelapis tahan panas dengan menggunakan telauk pelapisan HVOF (High Velocity Oxigen Fuel) thermal spray coating. Material pelapis HVOF yang dapat dipakai adalah WC-Co (Fungsten Carbide-Cobalt) yang merupakcm material yang memiliki kekerasan tinggi, ketahanan temperatur tinggi dan ketahanan erosi yang baik. Penelitian lni menggunakan sampel baja batangan JJS S45C yang merupakan material dasar nosel roket. proses pelapisan dilakukan dengan metode HVOF dengan variasi target katebalan lapisan sampel: 1: 200 11m. 2:400 p.m. 3:600 pm, 4: 800 pm, dan 5: 1000 p.m. Kemudian dilakukan pengnjian kakuatan adhesiflwhesi substrat dan lapison sesuai standar ASJ'M C633. Sementara itu dilakukan juga pengamatan stntktur mikro lapisan WC-Co dengan menggunakan mikroskop optik dan SEM (Scanning Electron Microscope) serta pengujian komposisi ktmia dianalisa dengan menggunakan EDS (Energy Dispersive Spectroscopy). Hasil penelilian ini menunjukkan hasi{ ketebalan rata-rata lapisan yang semakin jauh dari target dengan bertambahnya target ketebalan dalam ltitWJgan pass. Dari pengujian kekuatan adhesilkohesi lapisan tidak didapatkan kekuatan dari lapisan WC-Co karena belum ditemukan epoksi yang mampu mengangkat lapison tersebut.

Abstrak :
Roket kendali RKX100-LPN saat ini menggunakan material pipa baja tahan karat tanpa sambungan ASTM A312 TP 304L sebagai tabung bahan bakar. Material ini belum pernah dikarakterisasi untuk mengetahui apakah sifat mekanis dan struktur mikronya sesuai dengan spesifikasi. Selain itu, pengaruh panas pemhakaran terhadap karakteristik material tabung belum pernah dianalisa. Untuk itu dilakukan pengujian komposisi kirma, pengujian sifat mekanis yakni pengujian tarik dan kekerasan, pengamatan mikrostruktur dengan mikroskop optik dan SEM serta pengamatan fraktografi dari sampel uji tarik terhadap material tabung bahan bakar sebelum dan sesudah pembakaran. Hasil penelitian menunjukkan bahwa komposisi material ini sesuai dengan standar ASTM A312 TP 304L. Proses pembakaran tidak menyebabkanperbedaan yang berarti baik dari segi sifat mekanis aupun mikrostroktur. Sampel sebelum pemhakaran menunjutkan karakteristik sebagai berikut: kekuatan tarik maksimum 582,65 MPa, kekuatan luluh 280,5 MPa. Elongasi 46%, kekerasan 141BHN dan ukuran butir ASTM 5,53, sedangkan sampel setelah pembakaran menunjukkan data sebagai berikut: kekuatan tarik maksimum 598,74 MPa, kekuatan luluh 292,4 MPa, elongasi 49%, kekerasan 141 BHN dan ukuran butir ASTM 5,45. Pengamatan fraktografi patah tarik dari sampel sebelum dan sesudah pembakaran menujukkan kakterislik patahan yang sama yakni patah ulet.

Abstrak :
ABSTRACT
Pengujian hidrostatis tabung roket merupakan kegiatan yang dilakukan untuk mengetahui kekuatan material ketika menerima tekanan dari dalam tabung. Dalam tulisan ini, material yang diuji adalah material tabung roket LAPAN RX-122, yaitu aluminium 6061-T6. Pengujian tersebut dilaksanakan di Laboratorium Uji Statik Pusat Teknologi Roket pada tanggal 15 Februari 2019. Pengujian dilaksanakan pada ruangan dengan temperatur 270C dan kelembaban udara 55%. Selama pengujian berlangsung, parameter yang ingin diketahui nilainya adalah regangan yang dialami tabung roket. Lima buah sensor regangan dipasang di tabung roket untuk mengukur regangan pada arah longitudinal dan circumferential. Dari pengujian diketahui bahwa tabung roket kuat menahan tekanan sampai 200 bar, yang merupakan kapasitas maksimal sensor pengukur tekanan PT750 yang digunakan. Secara visual didapatkan bahwa tidak terjadi kebocoran dan keretakan material. Data yang diperoleh dari sensor menunjukkan bahwa nilai regangan tabung roket meningkat seiring bertambahnya tekanan yang diberikan pada tabung roket. Hasil pengujian ini kemudian diolah dan ditampilkan dalam bentuk grafik. Kurva nilai regangan circumferential yang didapatkan dari sensor regangan STR 1, STR 4, dan STR 5 memiliki kecenderungan yang serupa dengan nilai maksimal 2000 mikro strain. Sementara itu, nilai regangan longitudinal yang didapatkan dari sensor regangan STR 2 dan STR 3 memiliki nilai maksimal 500 mikro strain

Abstrak :
Berbagai metode pengembangan roket telah dilakukan, namun tidak semua orang bisa mengikuti perkembangannya karena teknologi roket merupakan teknologi rahasia yang pada akhirnya menyebabkan tidak adanya referensi. Kendali roket merupakan tahapan yang paling penting dari pengembangan teknologi roket yang pengembangannya hanya bisa dilakukan jika mempunyai data atau model. Penelitian ini mencoba untuk mendapatkan data penerbangan roket dari simulator pesawat X-Plane kemudian mengembangkan kendali roket menggunakan Neural Network. Konsekuensi yang ditimbulkan karena pemakaian simulator pesawat untuk menerbangkan roket akan dijadikan bahan analisis apakah data yang dihasilkan dari penerbangan roket mempunyai mekanisme fisika layaknya roket. Pengujian terhadap sistem kendali Neural Network berbasis Direct Inverse Control Open-Loop dilakukan untuk mengetahui keandalan sistem kendali yang dirancang. Sistem kendali roket yang dibuat menggunakan metode backpropagation dengan pembatasan pengendalian yaitu hover, sebuah trajectory terbang roket yang mempunyai pengaruh paling besar dalam jangkauan dan arahnya. Dari hasil pengujian ini diketahui bahwa data yang dihasilkan mempunyai dinamika gerak layaknya roket dan sistem kendali hover roket yang dibuat mempunyai kemampuan yang baik.

---

Various methods of rocket development have been done, but not everyone can follow its development because rocket technology is a secret technology that ultimately leads to no reference Rocket control is the most important stage of development of rocket technology whose development can only be done if it has data or models. In this study trying to get rocket flight data from the X Plane aircraft simulator then develop rocket control using Neural Network. The consequences of using the aircraft simulator to fly the rocket will be used as an analysis material whether the data generated from the rocket flight has a rocket physics mechanism. Testing of Neural Network control system based on Direct Inverse Control Open Loop is done to know the reliability of control system designed. The rocket control system created using backpropagation method with control limitation is hover, a rocket flying trajectory that has the greatest influence in its range and direction. From the results of this test is known that the resulting data has the dynamics of motion like a rocket and rocket hover control system is made to have good ability.

Abstrak :
ABSTRAK Pegembangan teknologi pada industri nasional diarahkan untuk mengejar ketertinggalan dari negara lain. Keinginan pemrintah untuk dapat mandiri dalam memproduksi Alutsista dan sarana pertahanan perlu ditindak lanjuti dengan memberdayakan industri nasional dalm negeri. Badan Penelitian dan Pengembangan Kementerian Pertahanan saat in tengah melaksanakan penelitian dan pengembangan roket melalui konsorium yang melibatkan Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN), PT. Pindad (Persero), PT. Dirgantara Indonesia (Persero), dan Kementerian Riset dan Teknologi (Kemenristek). Untuk pelaksanaan uji coba roket tersebut dibutuhkan daerah uji coba peluncuran.

Abstrak :
Dalam penelitian ini dilakukan analisis karakteristik dinamik struktur roket pada roket bertingkat RX-420/RX-250 ketika kondisi roket sedang terbang bebas lepas dari peluncur roket (Free-Flying), dengan bantuan perangkat lunak berbasis Metode Elemen Hingga. Pada roket bertingkat ini motor roket RX-420 digunakan sebagai ?booster?, sedangkan untuk ?sustainer? digunakan motor roket RX-250. Dalam analisis ini modus getar dari struktur liner, propelan dan inhibitor ikut dihitung. Hasil analisis modus normal, harga frekuensi alami modus-getar orde satu untuk struktur roket bertingkat ini pada bentuk modus pertama sampai bentuk modus ke enam harganya ? = 8.45076E-4 Hz. Pengaruh modus getar dari struktur roket bertingkat ini terhadap struktur muatan akan terasa pada harga ?= 14,50862 Hz dan ?= 47,08226 Hz, baik dalam arah lateral maupun vertikal. Harga natural frekuensi modus getar orde satu untuk struktur sirip dari booster berada pada harga ?= 55.50 Hz s/d ?= 56.97, sedangkan harga frekuensi alami modus getar orde satu untuk struktur sirip dari sustainer berada pada harga ?= 71,22 Hz s/d ?= 73,83 Hz. Untuk struktur propelan booster dan sustainer harga 1st frekuensi alami modus getar berada pada ?= 75,14 Hz sampai dengan ?= 77.30 Hz, baik untuk gerakan arah longitudinal, vertikal dan rotasi.

Abstrak :
Sistem telemetri yang digunakan pada Roket Sonda RX-450 milik BRIN-ORPA (Badan Riset dan Inovasi Nasional-Organisasi Riset Penerbangan dan Antariksa) Pustekroket Indonesia telah memanfaatkan antena blade sebagai pemancar untuk mengirimkan data lokasi dan kondisi roket kepada sistem penerima stasiun bumi. Karena merupakan antena directional, maka dibutuhkan dua buah antena blade yang dihubungkan dengan perangkat splitter untuk memenuhi area jangkauan 360°. Dengan adanya penambahan perangkat, maka dibutuhkan daya tambahan pada muatan roket. Untuk mengatasi hal ini maka diperlukan antena pengganti sehingga dengan satu buah antena dapat melingkupi semua area jangkauan dan memiliki gain yang tinggi. Pada penelitian ini, dilakukan rancang bangun antena conformal 2.4 GHz untuk menghindari gangguan aerodinamis akibat bentuk antena sekaligus memiliki polarisasi melingkar untuk menghindari data transmisi hilang akibat loss polarisasi terhadap ground station. Dalam proses perancangan antena, untuk mendapatkan parameter yang sesuai dilakukan simulasi menggunakan perangkat lunak CST Studio Suite. Bahan yang digunakan untuk membuat antena ini adalah Roger 6010LM yang mempunyai ketahanan terhadap suhu hingga 500°C sehingga sesuai untuk diaplikasikan pada badan roket. Dari hasil pengukuran menggunakan substrat Roger 6010LM (εr = 10.2 dan δ = 0.0023) diperoleh bandwidth antena sebesar 71 MHz dengan rentang frekuensi 2412 – 2483 MHz. Gain antena maksimum diperoleh pada frekuensi 2.43 GHz sebesar 7.8 dB dan gain minimum pada frekuensi 2.47 GHz sebesar 4.5 dB. Dengan bentuk conformal pada struktur badan roket, didapatkan pola radiasi menyerupai isotropis yang berlekuk. Di samping itu, dengan metode Hilbert curve dengan slot-U pada ground plane diperoleh polarisasi melingkar dengan nilai axial ratio (AR) ≤ 2 dB. ......The telemetry system used in the sounding rocket RX-450 belong to National Research and Innovation Agency (BRIN) Indonesia has utilized the blade antenna as a transmitter to send data consist of rocket’s location and condition to the receiving system of ground station. Since it is a directional antenna, it takes two blade antennas connected with a splitter device to cover 360° coverage area. With the addition of the device, additional power is needed on the rocket payload. To overcome this problem, a replacement of antenna is needed so that one antenna can cover all coverage areas and has high gain. In this study, a conformal 2.4 GHz was designed to avoid aerodynamic disturbances due to the shape of the antenna as well as having circular polarization to avoid data transmission loss due to polarization loss with ground station. Antenna was simulated using CST Studio Suite software to obtain good antenna’s parameters. The material used to make this antenna is Roger 6010LM which has resistance to high temperatures up to 500°C so it is suitable for application in rocket bodies. From the measurement results using the Roger 6010LM substrate (εr = 10.2 and δ = 0.0023) the antenna bandwidth is 71 MHz with a frequency range of 2412-2483 MHz. The maximum gain of the antenna is obtained at a frequency of 2.43 GHz by 7.8 dB and the minimum gain at a frequency of 2.47 GHz is 4.5 dB. With conformal shape on the structure of the rocket body, we get an almost isotropic radiation pattern. In addition, using the Hilbert curve method with a U-slot on the ground plane, a circular polarization with axial ratio (AR) ≤ 2 dB is obtained.

Abstrak :
Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN) telah menghasilkan nilai densitas propelan komposit 1,67gr/cm3 . Tujuan dari penelitian ini adalah meningkatkan nilai densitas dari volume pengepakan menggunakan model Sphere Packing Volume (SPV) dengan memvariasikan ukuran partikel dan dengan asumsi bahwa partikel penyusun berbentuk bola. Material yang digunakan adalah Amonium Perklorat (AP) berukuran 50 dan 400 mikrometer, Aluminium (Al) berukuran 10 dan 30 mikrometer, Hydroxylterminated Polybutadiene (HTPB), dan Toluene Di isocyanate (TDI). Rasio total massa campuran dalam gram AP dan Al adalah 4:1 untuk menghasilkan energi tertinggi. Rasio AP 50 dan 400 digunakan pada setiap ukuran Al untuk memperoleh nilai SPV berdasarkan Tap Density dan densitas teoritis bahan. Pembuatan propelan komposit mengacu kepada nilai SPV. Sampel dengan nilai volume pengepakan tertinggi menghasilkan nilai Impulse Specific Vacuum Level (ISP) 278,7s, nilai energi pembakaran 7,46J/gr, nilai densitas teoritis 1,75gr/cm3 , nilai densitas aktual 1,74gr/cm3, dan rasio teoritis/aktual 99,30%, nilai kekerasan 90,88 Shore A untuk permukaan atas dan 92,88 Shore A untuk permukaan bawah. Pada eksperimen ini, nilai densitas aktual mengikuti nilai densitas teoritis. Model SPV ini dapat digunakan dalam pembuatan formulasi propelan komposit dan meningkatkan metode proses propelan. ......The National Institute of Aeronautics and Space (LAPAN) has produced a density value of composite propellant of 1,67gr/cm3. The purpose of this research was to increase the density value of the packing volume using the Sphere Packing Volume (SPV) model by varied the particle size and an assumption was taken that the constituent particles were spherical. The materials used were Ammonium Perchlorate (AP) 50 and 400 micrometer, Aluminum Powder (Al) 10 and 30 micrometer, Hidroxylterminated Polibutadiene (HTPB), and Toluene Di Isocyanate (TDI). The ratio of total AP and Al of 4:1 to produce the highest energy. The ratio of AP 50 and 400 was carried out for each Al size to obtain SPV value based on tap density and density theoretical of materials. The manufacture of composite propellant was based on the SPV value. The sample with the highest packing volume value produced the Impulse Specific Vacuum Level (ISP) of 278,7s, highest energy value of 7,46J/gr, theoretical density of 1,75gr/cm3, the actual density of 1,74gr/cm3, and ratio of theoretical/actual was 99,30%, and hardness of 90,88 Shore A for top surface and 92,88 Shore A for bottom surface. The actual density of this experiment agreed well with the standard value. Sphere Packing Volume model can be used in making a composite propellant formulation design and improving the propellant process method.

Abstrak :
Roket reusable menjadi solusi dari tingginya biaya peluncuran roket. Dengan adanya roket yang dapat digunakan kembali, produsen roket tidak harus membuat roket baru untuk tiap peluncuran. Namun dengan banyaknya aspek yang perlu dikendalikan dalam pendaratan roket, diperlukan pengendalian yang rumit dengan pengetahuan mendalam mengenai model roket untuk menghasilkan pendaratan roket yang baik. Pada penelitian ini diajukan pengendali dengan proses perancangan yang lebih sederhana menggunakan reinforcement learning dengan algoritma Deep Deterministic Policy Gradient (DDPG) dengan fokus perancangan pada pencarian fungsi reward. Hasil pengendalian kemudian dibandingkan dengan pengendali PID dan pengendali DDPG dari penelitian terdahulu. ......Reusable rocket is the ultimate solution of high rocket launch cost. With rockets being reusable, companies don’t have to make new rockets for every flight. But controlling rocket landing is not easy. With so many aspects needed to be controlled, complicated control system and in-depth knowledge about each rocket models are inevitable. This research proposes a controller with simpler design method using reinforcement learning with Deep Deterministic Policy Gradient (DDPG) algorithm which focuses on reward shaping. The result is then compared with PID and DDPG controllers from previous research.

Abstrak :
Pada saat ini perkembangan teknologi roket di Indonesia telah memasuki tahap yang pesat. Salah satu tema yang penting pada perkembangan roket adalah sistem pengendalian pada aktuator roket. Sistem pengendalian pada roket sudah memasuki tahap kendali aktif, dimana pergerakan roket dapat diatur saat roket sedang terbang. Dalam skripsi ini akan dirancang prototipe sistem aktuator sirip roket kendali yang diwujudkan dengan menggabungkan beberapa sistem yaitu mikrokontroler ATmega16 sebagai unit pemroses, driver motor DC, brushed DC motor, planetary gear, rotation sensor, komunikasi serial, dan power supply. Perancangan perangkat lunak pengendali PID sebagai pengendali program pada mikrokontroler ATmega16 menggunakan bahasa basic dan software AvrOsp sebagai compiler-nya. Tujuan pembuatan prototipe ini adalah agar dapat merancang perangkat keras, perangkat lunak dan mengetahui kinerja sistem kendali PID untuk pengendalian putaran motor DC yang mengatur pergerakan dari sudut putaran sirip sehingga menentukan arah dari tujuan roket. Untuk menentukan koefisien-koefisien pengendali PID, digunakan metode penalaan Ziegler-Nichols. Dari hasil pegujian, dapat disimpulkan bahwa dengan menggunakan pengontrol PID dengan nilai Kp=11 Ki=60,5 dan Kd=0,50 didapatkan bahwa tanggapan sistem dapat mencapai kestabilan dan tidak mengalami lonjakan yang berarti, artinya kestabilan dan performansi (kinerja sistem) sesuai yang diinginkan. Dari hasil pengujian didapatkan settling time sebesar 1,05 detik, overshoot tereduksi lebih kecil dari 12%, dan kesalahan keadaan tunak mendekati nol.

---

In this time development of rocket technology has been growing rapidly. One important theme in development of the rocket is how to make control system on rocket actuator. Control system on rocket has entered the stage of active control, which movement of rocket can be set when rocket in flight. This final project will develop a prototype of guided missile fin actuator system which is realized by combining several sub-systems such as microcontroller ATmega16 as a processing unit, DC motor driver, brushed DC motor, planetary gear, rotation sensor, serial communication, and power supply. Basic language is used to program microcontroller ATmega16 and AvrOsp as compiler. The purpose of this final project is to be able to design hardware, software and know the performance of PID control system for controlling DC motor rotation. The rotation of DC motor then regulates the movement of fin so the rocket can be directed to desired destination. To determine the parameters of PID controllers, Ziegler-Nichols tuning method is utilized. By using parameters of PID Kp=11 Ki=60.5 and Kd=0.50 the system response has shown good stability and performance. Its mean that the design has achieved the desired performance. From test results, the system has 1.05 second settling time, 12% overshoot and zero steady-state error.