ANALIS1S STRUKTUR NOSEL R X 3 2 0
DENGAN MENGGUNAKAN BAHAN S45C
Edtwan Penelitl Bldang Struktur.
LAPAN ABSTRACT In May a n d J u l y 2 0 0 8 , flight test of RX 3 2 0 rocket were successfully conducted.
However there a r e still some areas need further improvements not only in design but also in fabrication process in order to have a lighter a n d easy-to-assembly nozzle by reducing its thickness.
At nozzle's inlet, basically the nozzle case only receives pressure loads since it is mainly protected by graphite, while its divergent p a r t receives mainly t h e r m a l loads.
Therefore the nozzle analysis can be adjusted to its main working loads.
Simulations using the mentioned working loads result in stress distribution occurred in both parts of the nozzle i.
convergent and divergent.
Factor of safety as m u c h 4 is obtained for convergent-nozzle part due to the pressure loads while factor of safety as m u c h 1.
7 is obtained for t h e divergent part due to the thermal loads.
From the safety of factor values, it can be seen that the largest stress is occurred in the divergent part which is mainly due to the temperatures.
Keywords : Rocket.
Nozzle.
Static
ABSTRAK
P a d a b u l a n Mei 2008 serta bulan J u l i 2008 telah dilakukan uji terbang roket RX 3 2 0 .
Walaupun hasil uji terbang yang telah dilakukan c u k u p baik, n a m u n masih diperlukan perbaikan, baik desain m a u p u n proses pembuatannya agar lebih ringan serta lebih m u d a h proses pemasangannya.
Pada bagian sisi m a s u k , h a n y a menerima beban t e k a n a n saja k a r e n a bagian tersebut dilindungi dengan grant, sedangkan bagian divergen h a n y a menerima b e b a n temperatur saja, sehingga analisis yang dilakukan d i s e s u a i k a n dengan b e b a n yang diterima s t r u k t u r nosel tersebut.
Dari simulasi beban tersebut diperoleh tegangan yang terjadi p a d a k e d u a bagian nos.
tersebut, faktor k e a m a n a n bagian konvergen akibat pengaruh t e k a n a n sebesar 4 atm sedangkan bagian divergen yang menerima beban temperatur sebesar 1.
7, sehingga tegangan terbesar sesuai dimensi roket yang dibuat adalah p a d a bagian divergen akibat pengaruh temperatur.
Kata k u n c i : Roket.
Nosel.
Statik
PENDAHULUAN
Untuk menghasilkan s t r u k t u r yang sesuai dengan rancangan diperl u k a n keterampilan di berbagai bidang d a n tersedianya s a r a n a penunjang, seperti pemilihan material yang sesuai d a n proses p e m b u a t a n yang memadai serta perancangan dengan simulasi komputer yang terampil.
Kendala dihadapi dalam pengembangan motor roket secara u m u m adalah keterbatasan material yang sesuai dengan kriteria Nosel motor roket m e r u p a k a n salah satu komponen motor roket yang berfungsi selain u n t u k menghasilkan kecepatan d a n gaya dorong motor roket, noscl h a r u s m a m p u m e n a h a n beban tekanan dan temperatur gas pembakaran dalam tabung motor roket, sehingga struktur nosel h a r u s mempunyai faktor keamanan yang c u k u p baik Dalam analisis k e k u a t a n s t r u k t u r nosel motor roket, a k a n dilakukan dengan b a n t u a n perangkat lunak yang berbasis elemen hingga.
Analisis a k a n meliputi tegangan yang terjadi akibat dilindungi dengan b a h a n grafit sebagai pelindung tahan p a n a s .
Sebuah digunakan s a t u kali, m a k a u n t u k melakukan penelitian diperlukan b a h a n struktur yang c u k u p banyak, dari t a h a p awal s u d a h dilakukan optimasi perancangan dengan m a k s u d mengurangi biaya produksi dan memperpendek waktu p e m b u a t a n .
Struktur h a r u s k u a t spesiflkasinya h a r u s s u d a h diperkirakan sejak awal seperti diameter, tebal, b a h a n yang digunakan m u d ah didapat d a n sesuai dengan kekuatan yang disyaratkan untuk s t r u k t u r roket.
Untuk memenuhi u n s u r di a t a s , maka dilakukan perancangan nosel motor roket m e n g g u n a k a n perangkat lunak bidang struktur.
Perancangan dengan menggunakan perangkat lunak rancangan dengan simulasi d a n g a m b a r yang d a p a t dianalisa dengan cepat d a n dimodifikasi lagi dengan menggunakan Autocad.
Setiap logam a k a n m e m u a i akibat p e n g a r u h temperatur, yang besarnya bervariasi dipengaruhi oleh ketebalan, b a h a n yang digunakan d a n temperatur yang diterimanya.
Biasanya b a h a n yang dilindungi oleh isolator termal a t a u dilapisi dengan b a h a n yang lebih t a h a n terhadap temperatur, seperti yang a k a n dibahas p a d a tulisan ini yaitu nosel motor roket dengan b a h a n S45C dengan pelindung grafit.
Fungsi tabung a t a u pipa a k a n a m a n dan dapat dihandalkan bila beban yang bekerja dapat dianalisa.
Beban berasal dari pembakaran b a h a n bakar yang berupa p a n a s d a n t e k a n a n .
Untuk mengurangi berat s t r u k t u r pipa a t a u t a b u n g , m a k a bagian tertentu h a r u s Salah s a t u bagian yang a k a n dimodifikasi adalah ketebalan yang optimum d a n b e n t u k y a n g baik.
DIMENSI NOSEL MOTOR ROKET
Geometri nosel motor roket yang dianalisa berdiameter 320 m m .
B a h a n nosel adalah S45C dengan spesifikasi sebagai berikut, dimulai dari modulus elastisitas (E), m a s a jenis .
, harga Voisson .
d a n k e k u a t a n tarik b a h a n m a k s i m u m .
E = 2.
1xl06 kg/cm2 v = 0.
arga Poisso.
p = 7.
8 x 10- 3 k g / c m 3 ouu - 6000 k g / c m 2 Untuk dimensi nosel RX-320 seperu' yang dapat dilihat p a d a Gambar Untuk tekanan, m a k a dilakukan perhitungan dengan menggunakan t e k a n a n yang terjadi sewaktu uji statik yaitu t e k a n a n 70 k g / c m 2 u n t u k RX 3 2 0 d e n g a n tcbal 6 mm.
Perhitungan tegangan statik ini dilakukan dengan cara m e m b u a t model Metode Elemen Hingga (FEM) dari dimensi nosel di atas dengan 242 titik simpul d a n 216 elemen nodal segi METODE ELEMEN HINGGA Konsep dasar dari metode elemen hingga m e n y a t a k a n bahwa u n t u k setiap besaran-besaran temperatur, t e k a n a n dan perpindahan, dapat didekati oleh sebuah model diskrit dari k u m p u l a n fungsi kontinu yang didefinisikan pada b a t a s dari sejumlah s u b domain.
Fungsi kontinu yang terpotong kecil-kecil ini akan didefinisikan dengan menggunakan harga dan besaran kontinu pada titik-titik di dalam domain tersebut, d a n harga besaran ini tidak diketahui, tetapi dapat dicari sehingga u n t u k selanjutnya p a d a setiap titik tertentu di dalam daerah domain a k a n dapat ditentukan harga numeriknya.
Matrik k e k a k u a n PERHITUNGAN TEGANGAN Untuk memudahkan perhitungan, model dibuat dengan menjadikan bagian exit bebas, sedangkan bagian ke t a b u n g dijepit seperti Gambar 4 - 1 .
Gambar 4 - 1 : Hasil permodelan elemen hingga Gambar 4-3: Tegangan 3400 k g / c m 2 pengaruh temperatur RX 320
ANALISIS HASIL SIMULASI
Hasil yang didapat dari Gambar 4-2: tegangan sebesar 1400 k g / c m 2 akibat pengaruh tekanan P=70 k g / c m 2 sehingga menghasilkan faktor k e a m a n a n Sedangkan akibat pengaruh temperatur diperoleh tegangan sebesar 3400 kg/cm 2 , sehingga harga faktor k e a m a n a n akibat p e n g a r u h temperatur Untuk lengkapnya a d a l a h sebagai berikut Untuk p e n g a r u h t e k a n a n Dari hasil perhitungan di atas nosel RX-320 c u k u p a m a n akibat pengaruh t e k a n a n d a n temperatur yang terjadi sewaktu roket diuji terbang.
KESIMPULAN DAN SARAN
Dari analisis yang dilakukan t e r h a d a p nosel motor roket RX-320
S45C
beberapa kesimpulan sebagai b e r i k u t :
A Hasil perhitungan akibat pengaruh didapat faktor k e a m a n a n sebesar 4 temperatur k a r e n a bagian konvergen dilapisi dengan grafit.
A Hasil perhitungan akibat pengaruh p a d a bagian didapat faktor k e a m a n a n sebesar 1.
dengan mengabaikan pengaruh tekanan k a r e n a bagian divergen tekanannya c u k u p kecil.
A Dari k e d u a poin di atas dapatlah disimpulkan secara u m u m bahwa sehingga diperlukan analisis lebih pengujian tegangan d a n regangan secara langsung sewaktu dilakukan uji
statik dengan m e n g g u n a k a n Strain
DAFTAR RUJUKAN
Abraham, 1962.
Structured Design of Missiles and Spacecraft.
McGrawHill.
New York.
PAO, 1986.
A First Course in Finite Element Analysis.
Allyn a n d Bacon.
Boston USA.
Holman, 1981.
Heat Transfer.
McGraw-Hill Book.
Inc.
New York.
Boley And Weiner, 1982.
Theory of Thermal Stresses.
J o h n wiley a n d Son.
Singapore.
Cook D.
Consepts And Applications of Finite Element Analys.
J o h n Wiley Inc.
Alan , 1984.
Computer-Aided Heat Transfer Analysis.
McGraw-Hill.
Tokyo.
Morgan, 1981.
Numerical Metods in Heat Transfer.
J o h n Willey.
Parker, 1967.
Material Missiles and Spacecraft.
University Barkley California.
User Manual SAP90, 1989.
Structure Analysis Program Computer and Structure Inc.
California University Avenue Berkeley.
USA.
LAMPIRAN
Gambar 2.
Roket RX-320 pada uji terbang Mei dan Juli 2008