Perpustakaan Digital ITB

Pada tugas akhir ini dilakukan studi mengenai permasalahan ascent dalam desain konseptual roket peluncur satelit. Sub masalah yang dikaji adalah mengenai pemilihan trayektori serta pemilihan propulsi roket. Trayektori yang menjadi referensi adalah trayektori optimal yang merupakan solusi masalah optimasi twopoint boundary value problem, di mana trayektori optimal yang menjadi acuan ini berkorespondensi dengan profil percepatan dan thrust yang dibutuhkan. Profil thrust trayektori optimal ini menjadi dasar dalam penentuan spesifikasi motor roket pada tiap stage untuk kasus roket multi-stage. Untuk melakukan pemilihan propulsi, dibangun platform pengujian terbang roket dengan spesifikasi propulsi tertentu menggunakan code MATLAB. Kemudian platform simulasi terbang roket multistage dibangun untuk menguji prestasi terbang roket yang didesain. Untuk mengoptimasi trayektori roket, waktu coast juga dikaji aplikasinya dalam proses penerbangan roket multi-stage. Simpangan terhadap trayektori referensi dan kondisi akhir orbit menjadi dasar penggunaan sistem kendali umpan balik sederhana. Studi kasus dalam tugas akhir ini adalah roket peluncur satelit 3 stage dengan massa mengacu kepada penelitian yang dilakukan oleh Utama [1]. Kondisi batas desain mengacu pada roadmap roket peluncur satelit LAPAN yang menargetkan 3 stage roket meluncurkan satelit 50 kg ke Low Earth Orbit 200 km [2]. Bahan/data untuk memilih spesifikasi propulsi roket didapat dari roket peluncur satelit sejenis yang pernah beroperasi di dunia. Proses yang telah dilakukan menunjukkan bahwa roket peluncur satelit yang didesain mampu mencapai ketinggian orbit tujuan apabila menggunakan waktu coast dan sistem kendali. Namun, kekurangan energi menjadi kendala untuk mencapai kecepatan dan percepatan sentripetal untuk bisa mengorbit Bumi.