The National Research and Innovation Agency's Ejournal Portal
Not a member yet
7815 research outputs found
Sort by
Potentially Habitable Terrestrial Exoplanets based on the Habitability Index for Transiting Exoplanets (HITE) Value
No full textIn-depth exploration of exoplanet habitability involves a crucial screening processto identify a subset with the potential for sustaining life. The Habitability Index for TransitingExoplanets (HITE) emerges as a vital tool, quantifying a planet’s habitability byassessing the probability of it having a solid surface and liquid water. Represented bythe symbol H, the index assigns values on a scale from 0 to 1. The closer the value to 1,the greater the potential for habitability. H integrates parameters derived from transitdata, encompassing orbital period, transit depth, duration, surface gravity, radius, andeffective temperature of the host star. Through the Virtual Planetary Laboratory (VPL),the calculation of H is executed for exoplanets with terrestrial mass (0.3–10 M⊕) sourcedfrom the Transiting Exoplanet Survey Satellite (TESS) and K2 missions. The results showthat the exoplanets with the highest H values are TOI-700 d from TESS, with a value of0.95202. Of the 228 planets examined, around 9.21% are identified as potentially habitable
Fuel Efficiency Comparison of PBN and ILS Approach Procedures at Sam Ratulangi Airport
No full textThis study evaluates the efficiency of approach procedures at Sam Ratulangi International Airport-Manado by comparing Required Navigation Performance (RNP) under Performance-Based Navigation (PBN) with the Instrument Landing System (ILS) as a conventional procedure. A simulation using the BlueSky ATM Simulator was conducted with 30 aircraft instances for each approach, utilizing real-time FlightRadar24 speed data to ensure operational realism. The analysis focused on three key metrics: distance flown, time spent, and fuel consumption. Results show that implementing of PBN procedures reduces distance flown by 15%, flight time by 15% and fuel consumption by 14% compared to ILS, demonstrating improved operational efficiency. This research provides a quantitative assessment of PBN systems’ effectiveness in optimizing approach procedures, supporting aviation sustainability, and reducing operational costs
PENELITIAN PRESTASI TERBANG ROKET SONDA SATU TINGKAT RX-320
No full textPenelitian prestasi terbang roket telah dilakukan terhadap roket RX-320 dengan sudut elevasi bervariasi dari 50º sampai dengan 80º. Bahan pendorong yang dipakai adalah jenis propelan HTPB. Uji statik roket berbobot 598 kg, berat propelan 254 kg menghasilkan gaya dorong 3500 kgf dan waktu pembakaran 13 detik. Dengan uji penerbangan telah dihitung presentasi terbang roket maksimum untuk berbagai sudut elevasi. Jarak jangkauan maksimum yang dicapai adalah 45,223 km dengan sudut elevasi 65º, tinggi maksimum yang dicapai adalah 27,595 km dengan sudut elevasi 80º, kecepatan maksimum yang dicapai adalah 2,531 mach dengan sudut elevasi 50º dan waktu terbang maksimum yang dicapai adalah 160 detik dengan sudut elevasi 80º
RANCANGAN DAN ANALISIS AERODINAMIKA SUDU TURBIN ANGIN KAPASITAS 300 KW
No full textPenelitian ini merupakan bagian dari kegiatan Perancangan SKEA 300 kW. Rotor dirancang dengan diameter 45 m dengan jumlah sudu tiga buah. Penampang sudu berbentuk airfoil NACA 4424, 4418, dan 4412 berurutan dari pangkal hingga ujung. Prestasi airfoil dihitung dengan simulasi secara CFD dengan mempertimbangkan efek bilangan Reynolds dan bilangan Mach. Geometri sudu mempunyai puntiran sebesar 15º. Dengan memperhitungkan rugi-rugi antara rotor dan generator, maka sudu akan mampu menghasilkan 350 kW pada kecepatan angin nominal 10 m/det dengan sudut pasang sudu sebesar 2º pada putaran 35 rpm dan tip speed ratio λ = 8,24
ANALISIS NOSEL MOTOR ROKET RX - 122 LAPAN SETELAH DILAKUKAN PEMOTONGAN PANJANG DAN DIAMETER
No full textTelah dilakukan penelitian dan analisis ulang nosel motor roket RX - 122 milik LAPAN. Nosel tersebut didesain untuk tekanan ruang bakar 70 bar. Hasil perhitungan secara analitis menunjukkan bahwa gaya dorong yang dihasilkan seharusnya sebesar 18,6 kN. Hasil simulasi numerik memberikan gaya dorong yang lebih kecil, yaitu sebesar 18,0 kN. Perbedaan tersebut dikarenakan adanya gesekan antara aliran gas dengan permukaan bagian dalam nosel yang mana ditandai dengan penurunan tekanan total sebesar 13%. Diameter awal nosel adalah 130 mm. Oleh karena keterbatasan dimensi motor roket, maka diameter nosel harus dibatasi maksimum 100 mm. Pengurangan diameter nosel dilakukan dengan cara memotong nosel sepanjang 85 mm. Pemotongan tersebut mengakibatkan penurunan prestasi nosel. Perhitungan secara analitis dan simulasi numerik memberikan gaya dorong masing – masing 18,1 kN dan 17,7 kN. Akibat pemotongan panjang nosel tersebut, maka gaya dorong yang dihasilkan nosel berkurang hanya sekitar 2%
PENGEMBANGAN ANTENA HELIKS X-BAND 8,2 GHZ UNTUK SATELIT MIKRO (DEVELOPMENT OF 8.2 GHZ X-BAND HELICAL ANTENNA FOR MICRO SATELLITE)
No full textAntena heliks adalah salah satu antena yang sangat populer dikalangan satelit amatir. Pada frekuensi X-Band antena berpolarisasi sirkuler sangat diperlukan, karena dapat mengatasi efek dari anomali propagasi, refleksi tanah, dan efek spin yang banyak terjadi pada satelit. Antena ini memilki gain yang cukup besar, dapat mencapai 15 dB dan memiliki pola radiasi terarah dengan rasio lebar pita 1,78:1 dan hampir mendekati antena broadcast (≥ 2). Tujuan dari penelitian ini adalah untuk merancang, membuat prototipe dan menganalisis performa antena heliks X-Band pada frekuensi 8,2 GHz untuk satelit mikro, yang mengacu pada desain satelit LAPAN-A3. Metode manufaktur antena ini menggunakan kawat tembaga berlapis perak yang digunakan untuk lilitan heliks dengan diameter 1,29 mm atau AWG 16. Perangkat lunak yang digunakan untuk mendesain antena heliks adalah 4NEC2. Hasil uji simulasi desain antena helix diperoleh nilai VSWR 3,3, dan beamwidth 66 derajat. Dari hasil pengujian VSWR yang didapat adalah 1,39 dan beamwidth 66 derajat. Perbedaan VSWR tersebut dikarenakan 4NEC2 menggunakan teknik axial feed, sementara prototipe antena heliks menggunakan teknik peripheral feed pada penyesuai impedansinya
PENYEMPURNAAN PROSES PEMBUATAN PROPELAN KOMPOSIT LAPAN BERDASAR HASIL PENELITIAN DARI INDIA (PROCESS IMPROVEMENT OF LAPAN’S COMPOSITE PROPELLANT PREPARATION BASED ON RESEARCH RESULT FROM INDIA)
No full textTelah dilakukan pembahasan terhadap proses dalam pembuatan propelan padat komposit. Pembahasan bertujuan untuk mendapatkan kepastian mengenai urutan dalam proses pencampuran bahan baku hingga memperoleh sampel propelan yang siap uji. Pembahasan untuk mendapatkan urutan pencampuran bahan baku dilakukan terhadap makalah-makalah para peneliti dari India dengan sudut pandang bahan baku utama propelan yang yang mudah diperoleh yang terdiri dari binder (HTPB), hardener (isosianat), AP, Al powder. Metode dalam penelitian ini adalah penelitian terhadap kepustakaan dan eksperimen. Eksperimen dilakukan sebagai wujud adopsi teknologi proses dari hasil penelitian kepustakaan. Hasil dari penelitian ini, diperoleh sampel propelan yang dibuat dengan urutan pencampuran HTPB dengan Al powder, setelah campuran homogen ditambahkan AP halus, AP sedang, AP kasar, diakhiri penambahan Hardener. Setelah homogen dicetak dengan dimensi yang diinginkan, dioven pada suhu 60â°C selama 20 jam. Setelah itu pelepasan mandril dan diperoleh propelan siap uji baik uji statik maupun uji fisik. Waktu dari awal pencampuran hingga menjadi sampel siap uji sebesar 125 menit sedang dari teknologi india sebesar 290 menit, sehingga dengan demikian ada alasan untuk menambah waktu proses guna mendapatkan hasil lebih baik dalam hal homogen campuran
PERANCANGAN IGNITER UNTUK MOTOR ROKET PADAT RX 420/4000
No full textIgniter is a rocket component with the function of providing activated energy to the surface of solid propellant in the burning chamber of the rocket motor. Igniter design needs overall data of the rocket especially initial free volume and stable combustion pressure of the propellant. The properties of either primer or main charge especially its density and fraction of condensed particles of it combustion products are also needed. This paper presents the design of igniter for RX-420/4000 solid rocket with wagon wheel-cylinder dual configuration. The design result gives data as follows main case length = 302.6 mm, diameter = 52 mm; main charge weight of 338.31 g; volume = 212.19 cc and nozzle throat area = 12.6 mm; the intermediate case of 200 mm length; 30 mm diameter with black powder weight = 310.87 g and volume of 141.37 cc, the overall length of igniter included stick of 402.6 mm.