S P A C E C R A F T -...

DIKTAT KOMUNIKASI SATELIT

S P A C E C R A F T

SIGIT KUSMARYANTO

http://[email protected]

I. Latar Belakang

Spacecraft dalam bahasan ini adalah sebuah piranti dimana peralatan-peralatan

komunikasi dapat ditempatkan dan difungsikan pada orbit yang diinginkan. Desain dari

spacecraft itu sendiri sangat kompek antara komponen elektroniknya maupun komponen

fisiknya. Dimana banyak hubungan antara unjuk kerja dari komunikasi yang diinginkan,

penciptaan lingkungan yang sesuai dengan pelaksanaan komunikasi di luar angkasa, dan

bagaimana cara untuk menempatkan satelit itu sendiri di orbit yang diinginkan.

Untuk menguasai teknologi komunikasi satelit, terutama unjuk kerja dari komunikasi

yang akan dijalankan, diperlukan pengetahuan yang cukup tentang satelit itu sendiri. Biaya

untuk pengadaan piranti komunikasi itu sendiri hanyalah sekitar 20%. Sedangkan sebagian

besar yang lain adalah biaya untuk fisik satelit itu sendiri dan peluncurannya ke orbit yang

diinginkan.

Masalah desain spacecrat tidak dibahas secara mendalam pada makalah ini, namun

lebih pada memberikan apresiasi ruang lingkup dari masalah dan interaksinya satu sama lain

pada perencana sistem. Karena sistem komunikasi satelit membutuhkan biaya hingga ratusan

juta dolar, maka keputusan yang dibuat perencana sistem sangat penting.

Pembahasan termasuk diskusi mendetail tentang jangka waktu dan keandalan satelit,

ditentukan oleh persyaratan pendorong stasiun pemeliharaan dan probabilitas kegagalan tiap

kesempatan. Juga membahas prosedur penentuan kebutuhan daya primer spacecraft dan

massanya pada orbit.

II. Desain Spacecraft

2.1 Metode Stabilisasi

Karakteristik mendasar dari satelit komunikasi terletak pada metode stabilisasinya,

yang tergantung pada faktor berwujud (tangible), seperti tipe orbit dan spesifikasi payload,

Diktat Komunikasi Satelit

1

dan tak berwujud (intangible), seperti filosofi desain dan kompatibilitas dengan satelit yang

ada di dalam sistem.

Metode stabilisasi dapat dibagi menjadi 2 kategori, yaitu pasif dan aktif. Metode

pasif adalah metode yang digunakan pada spacecraft yang mengorbit pada jarak yang rendah

dari permukaan bumi, terdiri dari stabilisasi gradien-gravitasi dan selubung magnetik. Metode

gradien-gravitasi mengeksploitasi perbedaan gaya gravitasi yang terjadi pada elemen satelit

dengan jarak terdekat dan terjauh dari pusat bumi. Gradien menghasilkan hubungan pasangan

yang bertujuan menjaga satelit dengan vertikal lokal. Gradien-gravitasi bertindak sebagai

fungsi jarak dari pusat bumi, sehingga terlalu rendah untuk stabilisasi satelit pada orbit

geostationer. Sedangkan selubung magnetik menggunakan bom berisi magnet yang

berinteraksi dengan medan dipole bumi.

Metode aktif termasuk stabilisasi spin dan stabilisasi 3-axis, merupakan satu-satunya

alternatif untuk satelit geostasioner. Berikut ini contoh dari 2 tipe spacecraft,

Gambar 2.1 Satelit stabilisasi dual-spin Gambar 2.2 Satelit stabilisasi 3-axis

Pada awalnya, satelit stabilisasi spin dengan orientasi sumbu axis tegak lurus pada

bidang orbit. Karena berbentuk cakram menyebabkan orientasi dari axis spin stabil, dan pola

antena yang omni-directional dalam bidang, normal terhadap axis spin. Persyaratan untuk

menjaga satu atau beberapa narrow beams pada bumi harus bertemu pada jenis satelit ini

adalah dengan despinning atau counterrotating antena. Seiring dengan meningkatnya jumlah

beam dan kompleksitas transponder, menjadi kebutuhan untuk keseluruhan platform antena.


2

Konfigurasi ini disebut satelit stabilisasi dual-spin atau gyrostat. Sel solar digunakan untuk

daya menutupi eksterior drum satelit.

Satelit stabilisasi 3-axis atau body-stabilized menjaga orientasinya dengan beberapa

rotasi kecepatan tinggi momentum roda. Orientasi ini umumnya dijaga secara otomatis dengan

servosistem yang menambah atau mengurangi momentum angular dari roda yang berputar.

Bentuk satelit umumnya kotak sederhana, dan sel solar ditempatkan pada panel tersendiri atau

pada sayap.

Stabilisasi dicapai pada kedua tipe satelit dengan menyimpan momentum angular.

Sistem otomatis pada spacecraft harus menjaga stabilitas dan satelit harus digunakan secara

periodik untuk menyimpan kondisi inisial. Fungsi ini dikenal sebagai attitude control dan

merupakan tanggung jawab dari salah satu subsistem satelit.

2.2 Desain Trade-Off

Karena rotasinya, spinner memiliki stabilitas temperatur yang baik. Subsistem

propulsion hanya membutuhkan 2 axial thruster dan dari 2 ke 4 radial thruster untuk attitude

control dan stasiun pemeliharaan dan gaya sentrifugal membantu dalam pengiriman propellan.

Hal ini merupakan sistem mekanis yang sederhana. Walau demikian, sebuah spinner

membutuhkan kontrol nutation aktif untuk menjaga kestabilan.

Gambar 2.3 Spacecraft dry mass terhadap daya primer

Gambar 2-3 menunjukkan massa total spacecraft sebagai fungsi dari daya primer

spacecraft pada setiap jenis stabilisasi. Dapat disimpulkan bahwa di samping persyaratan daya


3

primer tertentu, sistem body-stabilization akan menjadi superior. Titik persilangan merupakan

perpotongan dari 2 garis, dimana tidak bervariasi satu sama lain pada kemiringannya. Lokasi

dari titik persilangan akan menjadi fungsi sensitif dari sel solar, batterai, dan teknologi lain.

Pada akhirnya, spinner dapat dianggap sebagai lebih sederhana, lebih murah, dan

mudah dijaga sehingga lebih cocok untuk komunikasi yang relatif sederhana dan berdaya

rendah.

2.3 Subsistem

Satelit terdiri dari komunikasi dan jaringan pendukung subsistem atau bus. Subsistem

pendukung adalah :

1. struktur

2. daya primer

3. kontrol thermal

4. telemetri, tracking, dan command

5. attitude control

6. propulsion

III. Struktur

Struktur untuk menyatukan spacecraft harus didesain agar tahan terhadap berbagai

beban. Berbagai macam material dan teknik telah digunakan untuk struktur spacecraft.

Beberapa material yang umum digunakan adalah aluminium, magnesium, stainless steel,

invar, titanium, Graphite Reinforced Phenolic (GFRP), fiber-glass epoxy, dan beryllium.

Gambar 3-1 menunjukkan beberapa tipe struktur yang umum digunakan,

Gambar 3 Tipe-tipe struktur

IV. Daya Primer

Terdapat 2 sumber daya primer untuk satelit yaitu nuklir dan solar. Supply nuklir

dapat dibagi menjadi 2 kategori, yang pertama merupakan sistem dimana reaktor nuklir kecil


4

memanasi boiler. Tipe yang kedua adalah sebuah Radioisotope Thermoelectric Generator

(RTG) yang membangkitkan listrik. Kedua tipe ini ditujukan pada penggunaan untuk supply

daya kecil, keuntungannya tidak membutuhkan baterai selama eclipse sedang kerugiannya

adalah membutuhkan perisai yang substansial untuk melindungi elektronik spacecraft dari

kerusakan akibat radiasi.

Meskipun supply daya nuklir dapat digunakan pada saat dibutuhkan, semua

komunikasi satelit komersial dari orbit bumi menggunakan energi solar dengan efisiensi sel

solar yang terus ditingkatkan.

4.1 Perkiraan Kebutuhan Daya Primer

Perkiraan daya total yang digunakan harus mempertimbangkan keanekaragaman tipe

pemancar, daya penerima, daya housekeeping, dan layanan batterai selama eclipse. Gambar 4

adalah blok diagram dari sistem daya solar primer secara umum. Jika ni, Pi, dan ηi adalah

jumlah, daya RF yang ditransmisikan, dan efisiensi, maka daya pemancar total adalah,

Gambar 4 Sistem daya primer satelit dasar

Daya penerima Pr dapat diketahui secara terpisah dan ditambahkan ke Pt atau

diestimasikan sebagai faktor a dari daya pemancar. Sehingga daya transponder total,

PT = Pt + Pr = aPt

Daya housekeeping Ph termasuk daya untuk subsistem telemetri, tracking, dan

command (TT&C), attitude control, pendorong, dan memiliki komponen konstan Ph0 dan

komponen hPT proporsional dengan daya transponder total,

Ph = Ph0 + hPT

Selama eclipse, daya housekeeping juga termasuk daya pemanas eclipse Phe atau,

Ph = Ph0 + Phe + hPT


5

Daya yang harus disediakan oleh baterai selama eclipse,

Pe = eP P e h P P PT h

d

T h he

d

+=

+ + +η η

( ) 0

dimana e adalah faktor eclipse dan ηd adalah efisiensi pengosongan baterai, termasuk

regulator dan rangkaian kondisioner. Energi total batterai adalah,

U = P t

de e

dan kapasitas baterai adalah, CU

V

P t

V dd

e e

d

= =

dimana te adalah periode eclipse maksimum, d adalah kedalaman pengosongan, dan Vd adalah

tegangan pengosongan. Jika baterai diisi selama waktu tc dengan efisiensi ηc, maka daya

pengisian adalah

Pc = dU

t

P t

tc c

e e

c cη η=

Sehingga daya primer total yang harus disediakan oleh array solar adalah,

P = k(PT + Ph + Pc) = k[a(1+h)Pt + Ph0 + Pc]

dimana k adalah faktor margin desain.

4.2 Kebutuhan Array Solar dan Ukuran

Array solar harus diukur untuk menyediakan daya sebagaimana tersebut di atas.

Kerapatan fluks solar G bervariasi sepanjang tahun karena variasi jarak ke matahari dan

variasi declinasi. Hal ini dapat dihitung dari,

G = cosδ

r 2 Φ = FΦ

dimana Φ = 1360 W/m2 adalah fluks radiasi solar tiap unit area pada jarak 1 AU, r adalah

bumi dari matahari, dan δ adalah declinasi matahari.

Daya yang dibangkitkan oleh sebuah sel solar adalah,

Psc = ηsc ηcg GAsc

dimana ηsc adalah efisiensi sel (yang berubah terhadap waktu), ηcg adalah efisiensi cover

glass, G adalah kerapatan fluks solar, dan Asc adalah area sel solar. Ukuran array didesain

untuk kondisi daya solar minimum. Jumlah total dari sel pada array adalah,

N = g

S

P

Pw a scη η


6

dimana ηw adalah efisiensi wiring panel menyeluruh, ηa adalah faktor untuk menghitung

kerugian cosine karena kelakuan spacecraft, g adalah faktor geometrik yang sama dengan

rasio area total terhadap area penyinaran efektif, S adalah faktor bayangan, dan P adalah daya

total yang dibutuhkan (termasuk margin). Oleh karena itu, area array sel solar adalah

A = NA

f

gP

G Sfsc

sc cg w a

=η η η η

dimana f adalah pecahan packing.

V. Subsistem Termal

Temperatur spacecraft dan temperatur dari semua subsistem dijaga pada batas yang

sesuai untuk operasi. Unjuk kerja dan keandalan dalam spacecraft sangat sensitif terhadap

temperatur, beberapa peralatan seperti katub, thruster, bearing, dan mekanisme penyebaran

dapat gagal beroperasi secara lengkap bila temperatur menjadi terlalu tinggi atau terlalu

rendah.

Sebagai sistem tertutup, panas yang ditambahkan (dengan absorpsi dari matahari,

bumi dan pembangkit internal) dan panas yang hilang akibat radiasi harus seimbang. Area dari

radiator Optical Solar Reflector (OSR) ditentukan oleh persamaan keseimbangan panas

sebagai berikut,

solar energy absorbed+heat generated internally = heat radiated

atau αAaG + P = εδσηAeT4

dimana Aa adalah area absorpsi, Ae adalah area emitting, α adalah absorptansi solar, ε adalah

emitansi, η adalah efisiensi radiator, G adalah kerapatan solar tiap unit area, σ adalah

konstanta Stefan-Boltzman, dan T adalah temperatur termodinamik.

Pada satelit stabilisasi spin, radiator merupakan band circumferential yang

ditempatkan di atas drum panel solar. Spinner memiliki keuntungan hanya area proyeksinya

saja yang disorot oleh matahari. Akibatnya Aa = Dh dan Ae = πDh, dimana D adalah diameter

satelit dan h adalah tinggi radiator. Area emitting menjadi 3 kali dari area absorpsi efektif,

sehingga

h = P

D T G( )επση α4 −

Temperatur equilibrium dari sel solar menjadi,


7

T = απεσ

G

1 4/

Keseimbangan termal pada spacecraft dicapai melalui kombinasi dari teknik pasif

sederhana, seperti pilihan material yang tepat, akhir permukaan, insulation, dan konduktor

panas.

VI. Telemetry, Tracking, dan Command

Tiga fungsi yang berhubungan yaitu pemantauan keadaan satelit, posisi satelit, dan

pengiriman perintah-perintah kepada satelit dapat dikelompokkan menjadi satu subsistem

yaitu telemetry, tracking, and command (TT&C), atau mungkin telemetry, tracking, command

and ranging (TTC&R). Hampir semua parameter yang ada di satelit terpantau oleh subsistem

ini. Sebuah blok diagram sederhana dari sistem TT&C spacecraft ditunjukkan pada gambar

berikut,

Gambar 6 Sistem TT&C spacecraft secara umum

Telemetry berfungsi untuk mematau seluruh keadaan satelit yang diminta oleh

stasiun di bumi. Parameter-parameter itu seperti tegangan, arus, suhu, tekanan, status saklar,

keadaan gelombang, dan lain sebagainya. Semuanya digabung dan ditransfer dari bentuk

analog ke digital dan kemudian dikirim ke bumi.

Tracking berfungsi untuk mengetahui posisi satelit selama peluncuran dan

pengoperasian. Posisi satelit ini maksudnya adalah keberadaannya terhadap bumi dan

matahari.


8

Command sistem berfungsi untuk memberikan perintah-perintah manual dari bumi

yang dirasa perlu dilaksanakan melihat dari kondisi-kondisi terbaru. Perintah-perintah itu bisa

berupa pengontrolan komunkasi yang ada seperti : switching, pengontrolan gain, atau yang

lainnya. Atau perintah-perintah fisik seperti perubahan koordinat, pengarahan antena dan sel

surya, pemulaian pembakaran, perpisahan dengan roket pendorong, atau yang lainnya.

Antena pada subsistem TT&C biasanya berbeda dengan antena-antena yang biasa

dikomersilkan. Antenanya biasa menggunakan omnidirectional. Terkadang terdapat kasus-

kasus dimana satelit berada diluar jangkauan. Hal ini dimaksudkan bahwa antena satelit itu

berada pada sudut yang diluar stasiun bumi.

VII. Attitude Control

Ada dua fungsi utama dalam subsistem ini. Pertama adalah harus memastikan

bahwa antena harus selalu tepat mengarah ke bumi atau sasaran lain yang

diperintahkan. Kedua, memastikan agar sel surya selalu mengarah pada matahari.

Pada subsistem ini juga termasuk sensor-sensor posisi. Dimana sensor ini akan

segera melakukan koreksi-koreksi yang diperlukan dan langsung memberikan perintah

aktif pada subsistem pendorong sampai posisi menjadi benar. Sensor tersebut bisa

berupa optic atau berupa frekuensi radio. Acuan utama pada sensor posisi ini bisa

berupa titik pusat matahari atau garis equator bumi.

Gambar 7.1 Subsistem attitude control dasar

Semua macam satelit, baik itu dual-spin maupun three-axis, membutuhkan atau perlu

mengaktifkan sistem pendorong untuk memperbaili kesalahan-kesalahan besar. Pada gambar

berikut diperlihatkan empat macam active attitude control


9

Gambar 7.2 (a) Kontrol stabilisasi spin; (b) Kontrol active 3-axis;

(c) Kontrol bias momentum; (d) Kontrol dual-spin

Selain itu penggunannya saat sudah berada di orbit semisal pemetaan posisi satelit adalah

tampak sebagai berikut:

Gambar 7.3 Satelit body-stabilized Gambar 7.4 Axes untuk satelit body-stabilized


10

Gambar 7.5 Satelit spinner atau drum-stabilized

Seperti telah dijelaskan diatas bahwa dalam subsystem attitude control, terdapat

sensor-sensor antara lain : sensor matahari, sensor bumi, sensor bintang, sensor magnet, dan

lain sebagainya. Spesifikasinya adalah sebagai berikut :

Keakuratan massa power (‘) (Kg) (W) Sensor bumi Generator pulsa 0.1-0.5 0.05-1.0 1.0 Scanner pasif 0.5-3.0 1.0-10.0 0.5-14.0 Scanner aktif 0.05-0.25 3.0-8.0 7.0-11.0 Sensor matahari Generator pulsa 0.2 0.1 none Aspek sinar 0.01-1.0 0.05-0.2 none Null seeker 0.01-0.2 0.05-1.5 none Magnetometers 1.0-5.0 1.0-2.0 2 Sensor bintang 0.02-0.1 1.5-10.0 1.5-20 Inertial 0.01/h-0.05/h 0.1-1.0 0.3-8

VIII. SUBSISTEM PENDORONG.

Komunikasi satelit dalam melaksanakan misinya membutuhkan subsistem pendorong

untuk mempertahankan arah dan lintasannya secara tepat pada orbit, sehingga satelit dapat

memposisikan dirinya pada orbit geostasioner. Pergerakan menuju orbit geostasioner biasanya

dijalankan menggunakan a solid rocket apogee kick motor (AKM) yang diintegrasikan dalam

spacecraft. A liquid propellant, seperti hydrazine digunakan untuk manuver berpindah dan

mengapung pada orbit, stasiun penjaga, dan control perilaku. Subsistem liquid-propellant

seringkali disebut sebagai reaction-control subsystem (RCS).

Pada awalnya sistem pendorong seperti yang digunakan pada program SYNCOM,

menggunakan gas dingin seperti nitrogen dan hidrogen peroksida. Kedua gas tersebut


11

mempunyai spesifik impulses yang rendah dan cepat bereaksi dengan monopropellant

hydrazine. Anhydrous hydrazine sifatnya bersih, cairan tak berwarna dengan titik uap pada

114 C0 dan titik beku pada 2 C0 . Anhydrous hydrazine dapat dipisahkan secara exotermal

menggunakan katalis platinum, seperti Shell 405 menurut reaksi sebagai berikut :

423 HN 234 NNH + + 335 kJ

34NH 22 62 HN + - 184 kJ

Reaksi pertama terjadi pada temperatur 1649 K. Jika reaksi pemisahan amonia menuju ke

tahap penyempurnaan, maka reaksi yang terjadi adalah:

42HN 22 2HN + + 50 kJ

dan temperatur dari reaksi sebesar 867 K. Spesifik impulse yang dihasilkan sebesar 220 s.

Sistem penggerak pada dasarnya ada 2 macam yaitu monopropellant system dan

bipropellant system. Monopropellant system menggunakan satu pembangkit untuk

menyalakan beberapa motor, sedang bipropellant system menggunakan dua pembangkit untuk

mensupply satu motor. Gambar 8.1 dan 8.2 berikut merupakan skematik tipikal dari

monopropellant system dan bipropellant system.

Gambar 8.1 Skematik dari Monopropellant System


12

Gambar 8.2 Skematik dari Bipropellant System

Transfer Orbit

Jendela peluncuran ditentukan dengan pembatasan pada sudut dengan matahari dan

waktu gerhana. Pada saat tranfer orbit, orientasi dari spacecraft harus dipertahankan pada

sudut yang menguntungkan agar mendapatkan tenaga matahari yang besar dan menjaga

keseimbangan termal. Sudut antara poros spacecraft dengan garis matahari diusahakan

mendekati 900 , biasanya range pendekatan antara 650 sampai 1150 .

Selama berpindah orbit, kestabilan spacecraft dipertahankan dengan memutarnya

pada poros satelit. Satelit dapat tinggal dalam orbit lintasan sebanyak empat kali revolusi

sampai subsistem diperiksa, untuk membuktikan benar tidaknya orientasinya. Tidak lama

sesudah pergerakan menuju orbit lintasan, reorientasi manuver dibuat untuk meluruskan poros

spacecraft sepanjang arahnya dibutuhkan kecepatan AKM di apogee. Manuver ini merupakan

hal yang menarik dalam dinamika rotasi. Jika orientasi dari poros putar harus dikoreksi dari

sudut θ∆ , perubahan dalam momentum angular adalah :

2sin2

θω ∆=∆Η I

I merupakan momen inersia dari poros putar dan ω adalah sudut rata-rata angular.


13

Penyisipan Menuju Orbit Geostasiner

Jika 0m adalah banyaknya spacecraft saat pemisahan dari mesin peluncur,

dikurangkan dengan banyaknya bahan bakar yang digunakan dalam transfer orbit, propellant

yang dibutuhkan untuk penyisipan orbit geostasioner pada apogee yaitu :

∆−−=∆gI

vmm

sp

exp10

Persediaan propellant juga mengijinkan adanya kesalahan kecil dari pointing dan v∆

magnitude dan untuk rugi cosinus karena sedikit penyimpangan dari poros spacecraft (kurang

lebih beberapa derajat).

Drift Orbit

Sesudah AKM (apogee kick motor) hidup, satelit akan berada sedekat mungkin

dengan orbit geosinkronus, biasanya diperkirakan mendekati sekitar radius final untuk

meminimalkan pengkoreksian adanya kesalahan transfer orbit. Orbit nonsirkular yang tersisa

dipindahkan, dengan memperkecil apogee dan meningkatkan perigee. Ketika satelit datang

maka diarahkan ke lokasi geostasioner, dan proses terapungnya berhenti. Jika satelit

mempunyai penstabil putaran ganda, antena platform adalah despun dan lipatan antena-antena

dibuka. Pada saat ini operasional hidupnya komunikasi satelit dimulai.

Stasiun Penjaga dan Attitude Control

Dalam pendorongan satelit ke orbit dibutuhkan stasiun penjaga pada utara-selatan

dan timur-barat, kontrol perilaku, relokasi longitudinal, dan pemberhentian saat menuju orbit

tertinggi.

Sekitar 95 % dari persediaan bahan bakar stasiun penjaga digunakan oleh stasiun

penjaga utara-selatan karena adanya gangguan bulan-matahari. Pengkoreksian tahunan pada

inklinasi orbit dapat direpresentasikan dengan persamaan sebagai berikut :

( ) ( )22 sincos Ω+Ω+=∆ CBAi deg

Untuk penambahan kecepatan v∆ yang dibutuhkan untuk koreksi peningkatan inklinasi dari

i∆ dapat ditentukan lewat rumus :

2sin2

ivv

∆=∆


14

besar kecepatan v adalah 3075 m/s pada orbit geostasioner.

Banyaknya propellant yang dibutuhkan untuk mensuplai stasiun penjaga dapat

dihitung dengan rumus :

∆−−=∆gI

vmm

sp

exp10

0m adalah banyaknya spacecraft pada saat dihidupkan, spI adalah spesifik impulse efektif

selama masa hidup satelit, dan v∆ adalah kebutuhan total kecepatan. Pada umumnya, spesifik

impulse adalah fungsi dari tekanan balik helium dan bisa direpresentasikan secara grafik atau

dengan mengasumsikan beberapa bentuk polynomial lewat eksperimen dengan koefisien yang

ditentukan. Satelit dengan subsistem pendorong hydrazine mempunyai masa hidup lebih dari

10 tahun, nilai dari spI mungkin berkurang dari sekitar 220 s sampai 190 s.

Spesifik impulse harus dikoreksi dari rugi-rugi dorongan. Sebagai contoh, jika

kemiringan dorongan ada pada sudut δ untuk meminimalkan penyimpangan plume dalam

perluasan drum solar panel dari alat pemutar (seperti yang ditunjukkan oleh gambar 8.3), atau

untuk mecegah penyimpangan dari solar wings atau penopang dari satelit dengan tiga poros

penstabil.

Gambar 8.3 Spacecraft HS-376 dalam konfigurasi full-up

Pada umumnya kebutuhan kontrol perilaku kecil dan harus dihitung dari disturbing

torque. Untuk satelit dengan tiga poros penstabil, pendorong harus digunakan untuk

menghasilkan a counter-torque sementara momentum angular dari roda penyeimbang

diperkecil dan juga untuk koreksi lintasan panjang, dan untuk gangguan cross-track dihasilkan

oleh manuver stasiun penjaga.

Untuk satelit dengan penstabil putaran, kebutuhan pendorong untuk kontrol perilaku

adalah kebanyakan karena tekanan radiasi matahari, yang menyebabkan poros putar menjadi


15

miring terhadap orbit normal. Pendorong axial dibangkitkan untuk menyediakan penyimpanan

torque. Untuk durasi pembangkitan t∆ , besar efisiensi ( ) ( )2/sin2/ 1 ψψη ∆∆= − dengan

t∆=∆ ωψ (Kaplan, 1976). Bahan bakar yang dibutuhkan untuk perubahan kecil dalam

pengorientasian yaitu :

grI

I

gI

tFm

spsp ηθω∆=∆=∆

Untuk satelit istimewa rata-rata ketelitian dapat mencapai sekitar 0,03 deg/day pada

awal hidup dan sekitar 0,05 deg/day pada akhir hidup, menguntungkan misi rata-rata sebesar

0.04 deg/day. Jika batasan kontrol perilaku adalah 15,0± deg, pengkoreksian frekuensi akan

dilakukan rata-rata sekali tiap tujuh hari.

Perhitungan Bahan Bakar

Dalam misi sangat penting untuk tetap memperkirakan sisa bahan bakar stasiun

penjaga dalam badan spacecraft sehingga dapat dilakukan perbandingan antara jumlah bahan

bakar yang dipunyai dengan bahan bakar yang sudah digunakan dan mungkin bisa didapatkan

perbaikan prediksi dari berakhirnya masa hidup. Dua metode yang digunakan yaitu metode

bookkeeping dan metode gas law.

Dalam metode bookkeeping, interval waktu dorongan dari setiap manuver dijaga

dengan hati-hati, dan jumlah aliran dihitung menggunakan model empirik. Jumlah total

propellant yang digunakan merupakan produk jumlah rata-rata aliran dan penjumlahan

interval waktu dari seluruh manuver. Pada prinsipnya, metode ini mempunyai tingkat akurasi

yang tinggi, tetapi terdapat beberapa kesalahan sistematik, seperti penghapusan secara tidak

sengaja dari beberapa manuver, akan mempengaruhi seluruh bagian dari jumlah estimasi

secara berturut-turut.

Pada metode gas law, penekanan temperatur helium dan tekanannya diukur dengan

telemetri, propellant yang tersisa dihitung dari volume helium menggunakan rumus ideal gas.

Volume bahan bakar didapatkan dari volume helium dan volume yang terbaca di tangki, dan

kemudian besar volume didapatkan dari densitas produk propellant dan propellant volume.

Metode ini tergantung dari titik suhu yang ditentukan dan keakuratan tekanan. Metode ini

mempunyai keuntungan yaitu dalam setiap pengukuran baru tidak tergantung dari

sebelumnya tetapi kelemahannya yaitu menjadi kurang tepat dalam memberikan pangaturan

pengukuran yang tak menentu seperti penurunan jumlah bahan bakar dan penambahan gas.


16

IX. KEANDALAN SISTEM

Reliabilitas sistem merupakan bahasan yang rumit, didasarkan pada teori

probabilitas, dan beberapa pengaplikasiannya meragukan sejak jumlahnya pemakaiannya

kecil. Aplikasi intensif teori untuk komponen dan kualitas subsistem kontrol tidak begitu

diperhatikan.

Kesalahan Acak dan Wear-out

Reliabilitas sistem spacecraft tergantung pada kesalahan acak dan wear-out.

Perbedaan rata-rata kesalahan selama misi total pada bagian yang berbeda ditunjukkan dalam

gambar 2, sedang pada gambar 3 menunjukkan perbedaan antara kesalahan acak dan wear-out.

Gambar 9.1 Rate kegagalan terhadap usia satelit

Gambar 9.2 Wear-out dan kegagalan acak

Kejadian acak, seperti kesalahan komponen, merupakan distribusi Poisson. Ini

berarti, probabilitas tepat dari n kejadian., jika dalam waktu yang diberikan, jumlah rata-rata

dari semua kejadian adalah a, maka probabilitas adalah:

( ) an

en

anP −=

!


17

dengan ta λ= adalah jumlah rata-rata kesalahan dalam waktu t dan λ adalah perubahan

kesalahan rata-rata.

Desain Aktif

Kita dapat membatasi kinerja atau misi aktif U pada service akhir yang dipepatkan.

Dalam kasus ini, rata-rata aktif τ dihitung dengan menjumlahkan dua integral, kemudian yang

kedua adalah fungsi delta yang dinormalisasi dengan faktor TUe /− sehingga probabilitas

kumulatif kesalahan adalah sama dengan satu. Untuk masalah yang dipepatkan ini, rata-rata

aktifnya adalah :

( )∫ ∫∞

−− −+=U

TUt dtUttedtte0 0

/ δλτ λ

maka:

( )TUeT /1 −−=τ

T merupakan waktu paruh kesalahan, yang siap dibatasi, untuk rata-rata kesalahan konstan

dan T/τ adalah probabilitas kesalahan selama masa penggunaannya. Persamaan ini sangat

berguna untuk merencanakan jumlah peluncuran yang dibutuhkan untuk periode yang lama.

Sistem yang menggunakan lebih dari satu satelit untuk menjangkau daerah operasi

(contohnya :Intelsat dan wide area direct broadcasting system) dapat menggunakan ide dasar

yang sama tetapi harus mempertimbangkan setiap satelit sebagai Bernoulli trial. Jika satelit

dapat saling berpindah dan kita mempunyai sistem dari N satelit operasional dan S

persediaan, probabilitas dari sedikitnya n satelit dihitung dari rumus Bernoulli untuk k

ketelitian yang dihasilkan dalam n percobaan :

( ) knk ppk

nkP −−

= 1)(

Pemodelan sistem

Reliabilitas seluruh sistem adalah model serial dengan probabilitas keberhasilan

(tidak ada kesalahan) yang merupakan hasil dari reliabilitinya subsistem yang dipilih.

Reliabiliti subsistem sendiri, biasanya adalah jaringan kecil serial-paralel yang tergantung dari

redudansi. Pada prinsipnya, luas jaringan ini ditunjukkan dalam gambar 4. Jika R adalah

reliabilitias dari blok yang dipilih atau probabilitas keberhasilan, dan ( )RQ −= 1 adalah

probabilitas kesalahan. Kemudian akan didapatkan reliabilitas keseluruhan0R dari combinasi

serial-paralel yaitu :


18

( ) 43211 RRQQRo −=

= ( ) 432121 RRRRRR −+

Redundansi 2 : 1

Gambar 9.3 Reliabilitas model subsistem dasar

Pada tingkat kompleksitas tinggi, subsistem berisikan komponen elektronik dan

mekanik yang bisa dipertimbangkan untuk mempunyai rata-rata kesalahan konstan. Beberapa

elemen ada yang tergantung dari waktu dan beberapa cenderung menjadi tergantung siklus.

Reliabilitas waktu t untuk N elemen pada serial dengan tidak ada redundansi adalah :

= ∑=

ii

N

t

tR λ1

exp

dengan iλ adalah rata-rata kesalahan komponen tunggal dan it adalah total periode waktu.

Redundansi aktif dibatasi dalam penyusunan beberapa komponen operasional paralel

yang lebih sedikit daripada jumlah total yang dibutuhkan untuk mencapai keberhasilan. Jika

ada n elemen paralel dalam suatu sistem, dan operasi nN ≤ elemen diperoleh sebagai kondisi

keberhasilan misi. Biasanya, subsistem kritikal dibuat dengan standby redundansi, terdapat

satu atau lebih komponen yang disimpan untuk berjaga-jaga jika ada kesalahan pada

operasional komponen. Untuk subsistem dengan satu komponen operasional dengan rata-rata

kesalahan aλ dan satu komponen standby dengan rata-rata kesalahan bλ saat diaktifkan,

reliabilitasnya adalah :

t

ab

at

ab

b ba eeR λλ

λλλ

λλλ −−

−−

−=

1

2

3 4


19

DAFTAR PUSTAKA

1. Dennis,Roddy.1996. Satellite Communications. USA :Mc.Graw Hill Company Inc

2. Henry G, Robert A, Wilbur L.1993. Satellite Communication Systems Engineering,

Prentice Hall PTR, New Jersey

3. Roody, Denis and John Coolen. 1997. Electronic Communication, Third Edition . Alih

bahasa : Kamal Idris, Penerbit Erlangga. Jakarta

4. Kusmaryanto, Sigit. Komunikasi Satelit:Diktat, Jurusan Teknik Elektro Universitas

Brawijaya, Malang

5. PRITCHARD, WILBUR L., SUYDERHOUD, HENRI G. dan NELSON, ROBERT. 1993.

Satellite Communication System Engineering, second edition, Prentice Hall Inc., New

Jersey

S P A C E C R A F T -...

Documents

Transcript of S P A C E C R A F T -...