cover
Article Per Year (5 Year)
All
Home Page
OAI Link
Editorial Team
Contact
Reviewer
Google Scholar
Contact Name
Heri Budi Wibowo
Contact Email
heribw@gmail.com
Phone
+6221-4892802
Journal Mail Official
jurnal.lapan@gmail.com
Editorial Address
Jl. Pemuda Persil No. 1 Rawamangun, Jakarta Timur 13220
Location
Kota adm. jakarta timur,
Dki jakarta
INDONESIA
Jurnal Teknologi Dirgantara
Published by Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional
ISSN : 14128063     EISSN : 25977849     DOI : https://doi.org/10.30536
Core Subject : Science, Engineering,
Aerospace Engineering Chemical Engineering, Chemistry & Bioengineering Computer Science & IT Mechanical Engineering Physics
Jurnal Teknologi Dirgantara (Journal of Aerospace Technology) is an Indonesian accredited scientific publication that covers topics of Rocket, satellite, and aeronautics technology, as well as a spin-off from aerospace technology, such as aerodynamics, astronautics, aerospace structure, power and thermal system of satellites, flight controls. Propulsion and energetic technologies, such as propellant, rocket static-test, thermodynamics of propulsion system. Launch vehicle technology and space operations, such as satellite telecommunication systems, space payloads, and ground station technologies.
Arjuna Subject : Teknik (semua kategori) - Teknik Ruang Angkasa
Articles 11 Documents
 1   2 
Search results for , issue "Vol. 15 No. 1 Juni 2017" : 11 Documents clear
SISTEM PENGAMAN POWER SHAPE-CHARGE PADA FLIGHT TERMINATION SYSTEM (POWER SHAPE CHARGE SECURITY SYSTEM ON FLIGHT TERMINATION SYSTEM) effendi Dodi Arisandi
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.30536/j.jtd.2017.v15.a2484

Abstract

Battery is reusable electric energy resource. Thus, the battery can be used as power for various kind of electronics equipment. The Fligt Termination System (FTS) module also uses battery as  electric energy resource. The FTS module which has been integrated in the rocket system must be controlled strictly in order to avoid accident that can be caused by switching on the battery power. (Smart system yang menjadi focus pada penelitian ini terdiri dari komponen mikrokontroller, inverter, relay, resistor, dan thyristor-belum ada terjemahan untuk ini). This research was focused on how to protect battery resource as power shape-charge in the FTS module. The research showed that  smart system usage could obstruct the activation of the relay when the battery power is switched on.  AbstrakBaterai adalah sumber energi listrik yang dapat digunakan secara berulang-ulang.  Dengan demikian, baterai dapat digunakan sebagai sumber energi listrik untuk berbagai macam peralatan elektronika. Modul Flight Termination System (FTS ) juga menggunakan baterai sebagai sumber energi listrik. Modul FTS yang telah terintegrasi dalam sistem roket harus dikontrol secara ketat agar tidak terjadi kecelakaan yang dapat ditimbulkan oleh penyalaan power modul. Hal ini disebabkan, pada saat power modul FTS dinyalakan maka akan menimbulkan logika high pada mikrokontroller yang dapat memicu aktifnya komponen elektronika. Penelitian ini fokus pada sistem proteksi sumber daya baterai sebagai pemicu sistem shape-charge pada modul FTS. Smart system yang menjadi fokus pada penelitian ini terdiri dari komponen mikrokontroller, inverter, relay, resistor, dan thyristor. Dari hasil penelitian diperoleh bahwa penggunaan smart system dapat menghambat aktifnya relay yang diakibatkan oleh penyalaan power modul FTS.
KENDALI SAKELAR EMPAT ANTENNA BERSUSUN UNTUK PENJEJAKAN INTERFERENCE FREKUENSI TTC SATELIT LAPAN (SWITCH CONTROL SYSTEM FOR FOUR ARRAY ANTENNA FOR TRACKING OF LAPAN’S SATELLITE TTC INTERFERENCE FREQUENCY) Arif Hidayat; Wahyudi Hasbi; Elyas Palantei; Syafruddin Syarif
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.30536/j.jtd.2017.v15.a2631

Abstract

Telemetry Tracking and Command (TTC) of LAPAN’s satellite use UHF frequency. This frequency is susceptible to interference by an amateur radio transmitter. One method to look for an interference transmitter is Doppler Effect. To get the optimal value of the Doppler shift frequency, it is necessary to have stabilized antenna switch as controller of antenna array. The RF switches controlled by an Arduino board produced 500 Hz Doppler frequency. Other hardwares are Demodulator, clock Arduino Board, and Universal Serial Bus  (USB) soundcard as the input for the searching software. The results can be shown using the open access sound Doppler. The system has been able to detect UHF transmitters and repeaters received by the device. For upgrade, the data processing system can be done using Matlab software to easier process and analysis. AbstrakTelemetry Tracking And Command (TTC) satelit LAPAN menggunakan frekuensi UHF. Frekuensi UHF rentan terhadap interference. Salah satu metode mencari pemancar interference menggunakan metode efek Doppler. Untuk mendapat nilai pergeseran frekuensi sesuai efek Doppler yang dibutuhkan, diperlukan sakelar antena yang stabil, yang berfungsi sebagai pengontrol antena array. Rangkaian sakelar RF di kontrol dengan Arduino board menghasilkan Doppler frekuensi 500 Hz. Demodulator, clock Arduino Board dan Soundcard sebagai input software pencari.  Hasil outputnya dapat dilihat dengan menggunakan software open akses sounDoppler. Sistem ini mampu mendeteksi pemancar maupun repeater yang diterima oleh perangkat. Upgrade sistem dari penelitian ini adalah proses pengolahan data dapat dilakukan secara mandiri menggunakan software Matlab sehingga lebih mudah untuk diolah dan dianalisis.
ANALISIS CFD KARAKTERISTIK AERODINAMIKA PADA SAYAP PESAWAT LSU-05 DENGAN PENAMBAHAN VORTEX GENERATOR (ANALYSIS OF CFD AERODYNAMIC CHARACTERISTICS AT THE WING OF AIRCRAFT LSU-05 WITH THE ADDITION OF VORTEX GENERATOR) Awalu Romadhon; Dana Herdiana
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.30536/j.jtd.2017.v15.a2518

Abstract

LSU-05 aircraft is one of the unmanned aerial vehicles (UAV), which is being developed by the Aeronautics Technology Center of LAPAN, whose mission is for research, observation, patrol, border surveillance, and investigation of natural disasters. This study aims to determine the effect of vortex generators on the aerodynamic characteristics of the LSU-05 Unmanned Aircraft wing. The method used is a numerical analysis with CFD simulation for predicting aerodynamic characteristics and flow phenomena that occur. The models used are the aircraft wing of the LSU-05 without vortex generator and with vortex generator designed with CATIA software. The simulation is using ANSYS Fluent software to determine changes in the aerodynamic characteristics of the wing after the addition of vortex generators such as the lift coefficient and drag coefficient. The results of the addition of vortex generator on LSU-05 wings are the increasing value of the maximum lift coefficient of the wing which becomes 1,34840 from 1,26450, it increases 0,0839 (6.63%) point, the increasing value of the drag coefficient on the angle of attack from -9⁰ to 11⁰, the decreasing value of the drag coefficient on the angle of attack 12⁰ up to 15⁰ and the increasing stall angle of wing from 11⁰ to 14⁰ or increased by 3⁰ (27,7%). AbstrakPesawat LSU-05 adalah salah satu pesawat tanpa awak (UAV) yang sedang dikembangkan oleh Pusat Teknologi Penerbangan LAPAN, yang mempunyai misi untuk kegiatan penelitian, observasi, patroli, pengawasan perbatasan wilayah, dan investigasi bencana alam. Penelitian ini bertujuan untuk mengetahui pengaruh penambahan vortex generator terhadap karakteristik aerodinamika dari sayap Pesawat Tanpa Awak LSU-05. Metode yang digunakan adalah analisis numerik dengan simulasi CFD untuk memprediksi karakteristik aerodinamika dan fenomena aliran yang terjadi. Model yang digunakan adalah sayap pesawat LSU-05 tanpa vortex generator dan dengan vortex generator yang didesain dengan software CATIA. Simulasi menggunakan software ANSYS Fluent untuk mengetahui perubahan karakteristik aerodinamika sayap setelah penambahan vortex generator seperti koefisien lift dan koefisien drag. Hasil yang diperoleh dari penelitian penambahan vortex generator pada sayap Pesawat LSU-05 adalah peningkatan nilai koefisien lift maksimum sayap dari 1,26450 menjadi 1,34840 atau naik sebesar 0,0839 (6,63%), peningkatan nilai koefisien drag pada sudut serang -9⁰ s/d 11⁰, penurunan nilai koefisien drag pada sudut serang 12⁰ s.d 15⁰ dan peningkatan sudut stall sayap dari 11⁰ menjadi 14⁰ atau naik sebesar 3⁰ (27,7 %).
Front Pages JTD Vol 15 No 1 Juni 2017 Redaksi Jurnal
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar

Abstract

Front Pages JTD Vol 15 No 1 Juni 2017
JUSTIFIKASI CFD KEDALAMAN GROOVE BAN PADA PROSES PERAWATAN HARIAN PESAWAT B737-800 AKIBAT HYDROPLANING (B737-800 TIRE GROOVE DEPTH CFD JUSTIFICATION ON ITS DAILY MAINTENANCE PROCESS DUE TO HYDROPLANING) Vicky Wuwung; Nelli Anggreyni; Valeri Maria Hitoyo; Carolus Bintoro
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.30536/j.jtd.2017.v15.a2528

Abstract

As a reference in daily maintenace process of Boeing 737-800 air plane, The tire groove depth influence justification which is moving on the contaminated runway that could be potential to hydroplaning phenomenon must be reviewed. Tire groove is a pattern on the tire surface that has a function to flow the water in front of the tire to the aft of the tire smoothly through the bottom of the tire. This mechanism let the tire less of a lift force that can be meant as a hydroplaning prevention. To understand hydroplaning phenomenon and groove depth tire influence, a numerical simulation is performed by using a CFD software Numeca Fine/Marine. This simulation is 3D, unsteady fluid dynamic simulation, with an assumption a rigid body tire at a short time after the airplane touch down to the runway (after skidding process) with velocity V = 62.27 m/s. The contaminated runway is modelled as a pool water (flood) on the flat surface runway with its height of 2.54 mm. Numerical simulation on this B 737-800 tire result shows that a hydroplaning phenomenon will happen for tire with groove depth less than 0.4”. This concludes that a lesser groove depth of tire will reduce a tire groove cross sectional area, and will increase a compression force in the bottom at the front of the tire, that will result in increasing a lift force to the tire and finally increasing a chance to hydroplaning process. From this result, furthermore, the influence of this groove depth of B 737-800 tire variation that is run on a contaminated runway can be used as a reference on B 737-800 tire daily maintenance. AbstrakGroove atau ‘kembang” pada ban pesawat merupakan sarana untuk mengalirkan air dari bagian depan menuju bagian belakang melalui bagian bawah ban, tanpa mengangkat ban sehingga dapat mencegah terjadinya hydroplaning. Sehingga, pengaruh nilai kedalaman groove terhadap gaya angkat pada ban pesawat B737-800 yang bergerak di landasan dengan genangan air perlu dijustifikasi dalam proses perawatan harian. Penelitian ini menyimulasikan proses mengalirnya air pada bagian bawah ban dengan menggunakan simulasi numerik (CFD Numeca Fine/Marine) 3-D unsteady sebagai metode untuk menjustifikasi pengaruh groove. Simulasi dilakukan untuk kondisi gerakan ban pesawat pada saat proses landing (V = 62,275 m/s) beberapa saat setelah touch down (setelah skidding) dengan ban pesawat dianggap rigid body sebagai kondisi batas. Selanjutnya tinggi genangan air dipilih pada saat runway dinyatakan dalam kondisi flood (tinggi genangan air = 2,54mm). Simulasi tersebut menampilkan hasil perhitungan ban pesawat Boeing 737-800, dengan hydroplaning mulai terjadi ketika kedalaman groove ban berada dibawah 0,4 inch. Hal ini menunjukkan bahwa semakin kecil kedalaman groove, maka semakin kecil luas penampang groove dan semakin besar gaya kompresi yang terjadi pada bagian bawah ban dan semakin memperbesar kemungkinan terjadinya fenomena hydroplaning. Dengan diketahuinya hasil dari simulasi tersebut, maka hasil penelitian ini dapat digunakan sebagai masukan bagi proses maintenance harian pesawat B737-800 dan mampu memberikan suatu hal baru dalam pembelajaran khususnya mengenai fenomena hydroplaning.
Back Pages JTD Vol 15 No 1 Juni 2017 Redaksi Jurnal
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar

Abstract

Back Pages JTD Vol 15 No 1 Juni 2017
DESAIN DAN IMPLEMENTASI GROUND MODEL SATELIT NANO DENGAN SUBSISTEM KOMUNIKASI PADA FREKUENSI S-BAND (DESIGN AND IMPLEMENTATION OF GROUND MODEL NANO-SATELLITE WITH S-BAND FREQUENCY COMMUNICATION SUBSYSTEM) Fitrenna Khaznasari; Joko Suryana
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.30536/j.jtd.2017.v15.a2372

Abstract

This paper discusses about the design of the Earth observation ground model nano-satellite which communication subsystem works in S-BAND frequency. This ground model nano-satellite refers to GOLIAT satellite which has the size of 10 x 10 x 10 cm, weighs one kilogram, brings camera as its payload, and has a power emittion of 1 watt. The ground model has a microstrip antenna with the size of 9,5 x 9,5 cm, works in frequency of 2,4 GHz, has the parameter of S11 -18,506 dB, the VSWR equals to 1,2695, and has gain of 6,42 dB. The ground model was made from Seeduino as an on-board computer, XBee module for communication, VC0706 camera, lithium ion battery, solar cell, and various sensors. The calculation of link budget at 300km distance for the ground model is Effective Isotropic Radiated Power (EIRP) equal to 36,42 dBm, receive power equals to -101,18 dBm, receive power and noise ratio ( equal to 107 dBHz, and energy bit and noise ratio equal to 55,02 dB, while GOLIAT satellite has EIRP of 32,2 dBm, receive power of -82 dBm, receive power and noise ratio of 126,18 dBHz, and energy bit and noise ratio equal to 86,357 dB. Therefore, it could be concluded that the design and implementation of nano-satellite with S-band communication system has been successfully done, moreover, the performance is better than the satellite design used for comparison.  Abstrak:Makalah ini berisi desain dari ground model nano-satelit pengamat Bumi yang subsistem komunikasinya bekerja pada frekuensi S-Band. Ground model yang dibuat mengacu pada satelit GOLIAT yang memiliki ukuran sebesar 10 x 10 x 10 cm, berat satu kilogram, payload yang dibawa berupa kamera, dan daya yang dipancarkan sebesar 1 watt. Ground model satelit nano yang dibuat memiliki antena untuk transmisi berupa antena mikrostrip dengan ukuran 9,5 x 9,5 cm, frekuensi kerja 2,4 GHz, nilai parameter S11 sebesar -18,506 dB, VSWR sebesar 1,2695, dan gain sebesar 6,42 dB. Ground model yang dibuat menggunakan Seeeduino sebagai on-board computer, modul XBee untuk berkomunikasi, kamera VC0706, baterai lithium ion, solar panel, dan berbagai macam sensor. Perhitungan link budget pada jarak 300 km untuk ground model satelit nano yang dibuat yaitu Effective Isotropic Radiated Power (EIRP) yang dimilikinya sebesar 36,42 dBm, daya terima -101,18 dBm, receive power dan noise ratio (  sebesar 107 dBHz, dan energy bit dan noise ratio sebesar 55,02 dB, sementara untuk satelit GOLIAT memiliki EIRP sebesar 32,2 dBm, daya terimanya sebesar -82 dBm, receive power dan noise ratio sebesar 126,18 dBHz, dan energy bit dan noise ratio sebesar 86,357 dB. Sehingga dapat disimpulkan bahwa desain dan implementasi ground model satelit nano dengan subsistem komunikasi S-band berhasil dilakukan, bahkan kinerjanya lebih baik dari satelit pembanding.
INVESTIGASI GAYA KONTAK/IMPAK PADA MAIN LANDING GEAR PESAWAT KOMUTER DENGAN PENDEKATAN MULTI-BODY SIMULATION (MBS) RIGID MODELS Dony Hidayat; Jos Istiyanto; Danardono Agus Sumarsono; Aryandi Marta
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.30536/j.jtd.2017.v15.a2529

Abstract

Landing Gear Drop Test (LGDT) which aims to determine the characteristic of contact/impact force that occurs in the time of the touchdown landing has been conducted. Experimental tests using the apparatus requires a substantial time and cost. Virtual Landing Gear Drop Test (vLGDT) using MSC ADAMS software is one of the solutions for initial stage to testing landing gear. Stiffness values and damping coefficient obtained from vLGDT are 5.0e5 N/m and 1600 N.sec/m. Contact/impact force that occurs on vLGDT is 75996 N, while from experimental is 73612 N. The difference between vLGDT and experimental result is 3.14%.Abstrak:Pengujian landing gear yang bertujuan untuk mengetahui karakteristik gaya kontak/impak yang terjadi saat touchdown landing telah dilakukan. Pengujian eksperimental menggunakan apparatus membutuhkan waktu yang lama dan biaya yang besar. Vitual Landing Gear Drop Test (vLGDT) menggunakan perangkat lunak MSC ADAMS merupakan salah satu alternatif untuk pengujian tahap awal landing gear. Dari simulasi menggunakan vLGDT diperoleh nilai k = 5.0e5 N/m dan cmax = 1600 N.detik/m. Gaya kontak/impak yang terjadi pada simulasi menggunakan vLGDT sebesar 75996 N, sedangkan dari eksperimental sebesar 73612 N. Hasil vLGDT lebih besar 3.14% dibandingkan eksperimental.
Full Pages JTD Vol 15 No 1 Juni 2017 Redaksi Jurnal
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar

Abstract

Full Pages JTD Vol 15 No 1 Juni 2017
PICO-SATELLITE DETUMBLING SIMULATION USING MAGNETIC ATITUDE ACTUATOR (SIMULASI DETUMBLING PADA SATELIT PIKO MENGGUNAKAN AKTUATOR SIKAP MAGNETIK) Ali Muksin; Ridanto Eko Poetro; Robertus Heru Triharjanto
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : National Institute of Aeronautics and Space - LAPAN

Show Abstract | Download Original | Original Source | Check in Google Scholar | DOI: 10.30536/j.jtd.2017.v15.a2524

Abstract

One of the methods to control Nano/pico-satellite’s attitude is using magneto-torquers as attitude actuators. ITB, at the moment is planning to develop a cubesat. Therefore, the objective of the research was to investigate the performance of such attitude control system for 3U class cubesat. The research used Matlab/simulink-based satellite simulator developed by LAPAN and ITB, and B-dot control law. The advantages of the method are that the actuators are small and lighter compared to the other type of actuators, such as momentum wheels or reaction wheels. However, the disadvantages is that the torques can be created only when the actuator oriented at non-zero angle with local magnetic field. The results showed that the attitude control system could performed the detumbling operation, with the best transient time at about two orbits period. Varying the gain parameter in the controller may result into variation of transient time and even unstability.   AbstrakSalah satu cara untuk mengendalikan sikap satelit nano/piko adalah dengan menggunakan magneto-torquer sebagai aktuator. Saat ini ITB tengah mewacanakan pengembangan cubesat, sehinggga tujuan dari penelitian ini adalah untuk mengevaluasi kinerja sistem kendali sikap berdasarkan medan magnet Bumi pada cubesat kelas 3U. Penelitian ini menggunakan simulator satelit berbasis MATLAB/simulink yang dikembangkan oleh LAPAN dan ITB, moda kendalinya berbasis hukum kendali b-dot. Keuntungan dari sistem kendali ini adalah ukuran dan beratnya yang kecil, dibandingkan dengan moda kendali lain, seperti momentum wheel atau reaction wheel. Sementara kerugiannya adalah hanya bisa menghasilkan torsi saat aktuator mempunyai sudut tidak nol dengan medan magnet Bumi. Hasil menunjukkan bahwa moda kendali tersebut dapat melakukan manuver de-tumbling, dengan waktu transient terbaik mendekati dua periode orbit. Juga ditunjukkan bahwa variasi waktu transient dan ketidakstabilan dapat diperoleh dengan memvariasikan parameter gain pada kontroler. 

Page 1 of 2 | Total Record : 11

 1   2 

Filter by Year

2017 2017


Reset
Filter By Issues
All Issue Vol 20, No 2 (2022): Jurnal Teknologi Dirgantara Vol 20, No 1 (2022) Vol 19, No 2 (2021) Vol 19, No 1 (2021) Vol. 18 No.2 Desember 2020 Vol. 18 No.1 Juni 2020 Vol. 17 No.2 Desember 2019 Vol. 17 No. 1 Juni 2019 Vol. 16 No. 2 Desember 2018 Vol. 16 No. 1 Juni 2018 Vol. 15 No. 2 Desember 2017 Vol. 15 No. 1 Juni 2017 Vol. 14 No. 2 Desember 2016 Vol. 14 No. 1 Juni 2016 Vol. 13 No. 2 Desember 2015 Vol.13 No. 1 Juni 2015 Vol. 12 No. 2 Desember 2014 Vol. 12 No. 1 Juni 2014 Vol. 11 No.2 Desember 2013 Vol.11 No.1 Juni 2013 Vol.10 No.2 Desember 2012 Vol 10 No.1 Juni 2012 Vol 9, No. 2 Desember (2011) Vol 9, No. 1 Juni (2011) Vol 8, No.2 Desember (2010) Vol. 8 No.1 Juni 2010 Vol 7, No.2 Desember (2009) Vol 7, No.1 Juni (2009) Vol 6, No.2 Desember (2008) Vol 6, No.1 Juni (2008) Vol 5, No.2 Desember (2007) Vol 5, No.1 Juni (2007) Vol 4, No.2 Desember (2006) Vol 4, No.1 Juni (2006) Vol 3, No.2 Desember (2005) Vol 2, No.2 Desember (2004) Vol 2, No.1 Juni (2004) Vol 1, No.2 Desember(2003) Vol 1, No.1 Juni(2003) More Issue