cover
Contact Name
-
Contact Email
-
Phone
-
Journal Mail Official
-
Editorial Address
-
Location
Kota adm. jakarta timur,
Dki jakarta
INDONESIA
Jurnal Teknologi Dirgantara
ISSN : -     EISSN : -     DOI : -
Arjuna Subject : -
Articles 265 Documents
DESAIN DAN IMPLEMENTASI FLIGHT CONTROLLER DENGAN IMU 6-DOF DAN METODE QUATERNION UNTUK APLIKASI AERO ROBOT (DESIGN AND IMPLEMENTATION OF FLIGHT CONTROLLER USING IMU 6-DOF AND QUATERNION METHOD FOR AERO ROBOT APPLICATION) Setyasaputra, Nurmajid
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 11 No.2 Desember 2013
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (1482.82 KB)

Abstract

Aero Robot atau Unmanned Aerial Vehicle (UAV) semakin populer di kalangan peneliti seluruh dunia atas fleksibilitas dan kemampuan untuk melakukan sebuah misi, seperti melakukan pengawasan di daerah perbatasan, mengambil foto udara di daerah terpencil, identifikasi kerusakan daerah bencana, dan lain-lain. Keuntungan dari UAV utamanya adalah dapat menjangkau daerah yang sulit dan berbahaya tanpa membahayakan nyawa pilot. Pada UAV seperti jenis quadrotor dibutuhkan sebuah perangkat elektronik yang mengukur dan melaporkan kecepatan, orientasi, dan gaya gravitasi dengan kombinasi akselerometer dan giroskop yaitu Inertial Measurement Unit (IMU) yang minimal memiliki 6 DOF (Degree of Freedom) yaitu 3-axis akselerometer dan 3-axis giroskop. Oleh karena itu, dibutuhkan sebuah perangkat yang dapat digunakan untuk mengukur, melaporkan, dan melakukan umpan balik agar dapat melakukan penyeimbangan pada quadrotor. Solusinya adalah dengan mendesain dan implementasi sebuah flight controller. Pada kesempatan ini dilakukan penelitian dengan mengkombinasikan akselerometer dan giroskop untuk menyeimbangkan sikap quadrotor dengan menggunakan Quaternion untuk konsistensi kestabilan quadrotor pada parameter kemiringan sudut sikap pitch dan roll. Hasil penelitian telah menunjukkan sensor dan quaternion telah bekerja dengan baik dan sesuai. Kata kunci: IMU, Quadrotor, Flight Controller, Quaternion
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) Khaznasari, Fitrenna; Suryana, Joko
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 15 No. 1 Juni 2017
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (1114.367 KB) | 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.
PENELITIAN KARAKTERISTIK AERODINAMIKA SAVONIUS BERSUDU BANYAK DENGAN METODA PENGGESERAN MESH Aribowo, Agus
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol 4, No.1 Juni (2006)
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (848.478 KB)

Abstract

Rotation of Savonius blades could be simulated using Sliding Mesh methode. The effective solution can be obtained by interfacing between moving zone and fixed zone by coordinating the linked cell. The number of tested blades 2,3,4 and 6. The result is the Savonius turbine with 3 blades having torque coefficient higher and efficiency level the compared which the other blades. The spacing of blade axis make airflow infiltrate and causing increase of force momen and negative drag force. By increasing the number of blades will result in the reduction of negative and positive force between one blade to the other. As a result, the performance will be reduced due to the increased number of blades. Keywords: Energi angin, Savonius, Koefisien Momen, Sliding Mesh.
PEMODELAN SISTEM DAN ANALISIS KESTABILAN DINAMIK PESAWAT UAV (MODELING SYSTEM AND DYNAMIC STABILITY ANALYSIS OF UAV) Budi Purwanto, Eko
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol 10 No.1 Juni 2012
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (799.932 KB)

Abstract

Mission of Unmanned Aerial Vehicle (UAV) “Elang Avionik” is surveillance and aerial photographs. Therefore the flight of UAV must be stable and controlable, and first step activity is dynamic modelling and stability analisys. The problems of UAV system is disturbance, noise of sensor, MIMO and uncertainty dynamic model. For good result using the multivariable robust control, with some step research that is: (1)modeling and stability analysis, (2) design and implementation of PID control system, (3) flight dynamic parameter identification, (4) design and implementation of hardware in the loop simulation, (5) design and implementation of multivariable robust control, (6) test and evaluation of system. Simulation result show that the eigen value in longitudinal is: phugoid mode = –0,061293±0,40526i and non-oscillation mode = –6,1121±4,9253. In lateral directional is:dutch roll mode = –0,91089±5,7994i, spiral mode= –0,036563, and roll subsidence mode = –12,7181. Location of poles system on the left of imaginary axis, the means that the character of system is dynamic stable. But settling time to steady state condition is very long and improved by control system design. Key word: State space, Longitudinal, Lateral, Stable static, Stable dynamic
ANALISIS DATA SENSOR ACCELEROMETER PADA UJI TERBANG ROKET EKSPERIMEN LAPAN TIPE RX–200 (ANALYSIS SENSOR DATA ACCELEROMETER IN FLIGHT TEST ROCKET EXPERIMENT LAPAN TYPE RX-200) Kurdianto, -; Artono, Endro
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 13 No. 2 Desember 2015
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (935.349 KB)

Abstract

Roket RX–200 adalah jenis roket model balistik dengan diameter 200mm. Roket ini dilengkapi dengan muatan (payload) berupa sensor pengindera gerak berbasiskan mikroprosesor berupa 6-Degree of Freedom (6-DOF) Inertial Measurement Unit (IMU) dan sistem telemetri onboard dengan menggunakan frekuensi 900MHz. Karakteristik terbang roket RX-200 saat uji terbang dapat dianalisis dari data sensor pengindera gerak yang diterima menggunakan antena omni 900MHz dan antena yagi 900MHz. Dari data yang diterima, roket mengalami percepatan hingga sebesar 19.2G, burning out terjadi pada detik ke 7.09, dengan ketinggian terbang roket dari General Position System (GPS) mencapai 1952 m atau 1.9 Km.Kata Kunci: Sensor Accelerometer, Mikroprosesor, Ground station
UJI VALIDASI TERMAL VIBRASI UNTUK MUATAN MISI MIKROSAT Harno Nurdin Syah, Agus
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol 2, No.1 Juni (2004)
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (570.804 KB) | DOI: 10.30536/j.jtd.2004.v2.a789

Abstract

To launching a spacecraft (rocket and satellite) including all of the systems, some rules and regulation of validation test for all the spacecraft systems is needed. Validation test mentioned is done to find out the ability of all the systems to the environmental influences of the external although internal with measurements simultaneously done. This is including possibilities the operating all of the electronic systems and epending the life times, operation time of the internal and external condition to the parameters effect of environmental the spacecraft systems. Thermal vibration is two parameters effect of environmental which would receiped simultaneously by the microsatellite or spacecraft on trajectory time when the spacecraft inside of the thermospheer zone at height about (80-500) km and the exospher zone at height about (500-1000)km under the seal level. Therefore, thermal vibration test is very important to do before a spacecraft or microsatellite would be launched, because the environmental parameters is very dangerous to the microsatellite or spacecraft mission payload.
THE COMPARATION OF TWO LAPAN'S PROPELLANTS OF DIFFERENT COMPOSITION Jihad, Bagus H.; Soemardi, Tresna P.; Priadi, Dedi
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol 5, No.1 Juni (2007)
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (572.934 KB)

Abstract

This paper compares two LAPAN'S propellant compositions. The A propellant has a composition of AP/AL/Binder with ratio of 70/10/20, and propellant B has ratio 75/7.5/17.5, both with HTPB base but different curing agent. As comparator of this simulation is RX-1512.01 rocket that has flight tested. The performances which compared are specific impulse and efficiency characteristic. Result shows that the propellant B gives higher specific impulse, however higher losses is, about 5.373 percent. One to be considered is that the propellant B produce combustion temperature higher than propellant A by 200 k, that may influence the rocket structures. Keywords: Impuls specific, characteristic efficiency, propellant, simulation.
EVALUASI TEKNIK PENIMBANGAN HIDROSTATIK PADA PENGUKURAN DENSITAS PROPELAN PADAT KOMPOSIT Abdillah, Luthfia Hajar; Restasari, Afni; Hartaya, Kendra; Puspitasari, Ratna Rizky
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 16 No. 1 Juni 2018
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (377.488 KB) | DOI: 10.30536/j.jtd.2018.v16.a2868

Abstract

Densitas menjadi salah satu data karakteristik propelan padat komposit yang penting. Data nilai densitas propelan ini digunakan dalam proses simulasi dan perancangan motor roket untuk mendapatkan performa roket yang diinginkan. Pengukuran densitas yang dilakukan selama ini menggunakan teknik penimbangan hidrostatik yang melibatkan pengukuran berat sampel di dalam air, sehingga dimungkinkan terjadi penyimpangan hasil pengukuran. Untuk itu tujuan dari penelitian ini adalah untuk mengetahui besarnya penyimpangan nilai densitas propelan yang terjadi dan mengetahui cara pengukuran yang tepat melalui teknik penimbangan hidrostatik sehingga menghasilkan nilai densitas yang lebih sesuai. Beberapa sampel propelan diukur densitasnya menggunakan dua instrumen densitometer untuk melihat adanya penyimpangan hasil pengukuran. Dari hasil penelitian diperoleh bahwa penyimpangan nilai densitas propelan yang terjadi berkisar antara 2,08% hingga 5,58% dengan adanya “delay” pembacaan berat sampel di air.
SIMULASI KINERJA SKEA DI KABUPATEN TIMOR TENGAH SELATAN MENGGUNAKAN WAsP Ibrochim, Malik
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol. 8 No.1 Juni 2010
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (2629.122 KB)

Abstract

The analysis towards the performance of wind turbin simulation has been done in the District of Timor Tengah Selatan, Nusa Tenggara Timur Province by using the method of WAsP simulation. The data used as the simulation input are the wind speed and direction observed in Oelbukbuk vector map of TTS District and 3 (three) brands of 600kW wind turbin. The result shows that the performance of NEG-MICON wind turbine type NM 600-48 brand is better than 2 other brands (Vestas type V44 and Bonus type MKIV) that were simulated based on the wind climate and topography condition at TTS District NTT Province. Based on CF value, NEG-MICON type NM 600-48 wind turbine is 44,27 %, bigger than 2 other brands.
ANALISA PERUBAHAN STATIC MARGIN PERANCANGAN ROKET KENDALI RKX 70 MM Ginting, Salam; Ismail, Maryono
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol 7, No.1 Juni (2009)
Publisher : Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional

Show Abstract | Original Source | Check in Google Scholar | Full PDF (156.997 KB)

Abstract

Roket ini dirancang untuk roket kendali sehingga dibutuhkan gerakan manuver yang lincah, cepat, dan akurat. Roket ini dilengkapi dengan 4 kontrol canard dipasang pada bagian depan dan 4 buah sirip dipasang di bagian nozel roket. Nilai statik margin roket ini positif sehingga roket ini dapat digolongkan jenis unstable missile. Sistem kendalinya sudah aktif saat roket lepas dari peluncur mengikuti program pengendalian yang sudah tersedia. Titik berat roket ditetapkan pada titik 0,7 kali panjang roket terhitung dari nose cone. Pusat tekanan aerodinamikanya dihitung setelah diperoleh koefisien aerodinamika gaya angkat roket menggunakan metode Quadrature Multhopp, yang lazim digunakan dalam perancangan aerodinamika roket. Tulisan ini merupakan hasil dari perancangan aerodinamika roket secara teoritis yang harus divalidasi dengan hasil penelitian yang sudah baku yakni penelitian NACA Report untuk roket yang sejenis.

Page 1 of 27 | Total Record : 265