Pitch Rotation

Roll Rotation

Pitch Axis

Roll Axis

Pitch Axis

Yaw Axis

Yaw Axis

Roll AxisYaw Rotation

Pitch Axis

Roll Axis

Pitch Axis

Yaw Axis

Yaw Axis

Roll Axis

SISTEM PENENTUAN SIKAP (ATTITUDE DETERMINATION) DAN KENDALI SIKAP (ATTITUDE CONTROL) SATELIT

LAPAN TUB-SAT

Deasy N.Mannuragie (13606063)Departemen Aeronotika dan Astronotika, Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara,Institut Teknologi Bandung, Jalan Ganesha No. 10, Bandung 40132, Indonesia,

Email: d.n.mannuragie@gmail.com

AbstrakTulisan ini membahas mengenai sistem penentuan dan kendali sikap satelit LAPAN-TUBSAT mencakup spesifikasi perangkat keras yang digunakan dan cara kerjanya serta hubungannya dengan pembangkit torsi.

1. PANDAHULUAN

LAPAN-TUBSAT merupakan sebuah satelit mikro pertama Indonesia yang dikembangkan Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN), bekerja sama dengan Universitas Teknik Berlin (Technische Universität Berlin; TU Berlin), Jerman. Proyek kerja sama ini diinisiasi pada tahun 2003.

Gambar 1. Satelit LAPAN Tub-Sat

Wahana ini dirancang berdasarkan satelit lain bernama DLR-TUBSAT, namun juga menyertakan sensor bintang yang baru. Satelit LAPAN-TUBSAT berbentuk kotak dengan berat 57 kilogram dan dimensi 45 x 45 x 27 sentimeter. LAPAN-TUBSAT membawa sebuah kamera beresolusi tinggi dengan daya pisah 5 meter dan lebar sapuan 3,5 kilometer di permukaan Bumi pada ketinggian orbit 630 kilometer serta sebuah kamera resolusi rendah berdaya pisah 200 meter dan lebar sapuan 81 kilometer.

2. KETENTUAN SISTEM KOORDINAT

Sistem koordinat LAPAN-TUBSAT diilustrasikan pada gambar 2.

Gambar 2. Sistem koordinat LAPAN-TUBSAT

Sistem koordinat yang menjaga arah pergerakan satelit pada lintasannya relatif terhadap bumi disebut koordinat roll, pitch, and yaw (RPY) ditunjukkan pada gambar 3. Pada sistem ini, sumbu yaw mengarah menuju pusat bumi, sumbu pitch mengarah lintasan normal negatif dan sumbu roll tegak lurus terhadap kedua sumbu lainnya sedemikian hingga vektor ketiga sumbu tersebut mempunyai hubungan R=P × Y .

Gambar 3. Koordinat Roll, Pitch and Yaw (RPY)

1

Yaw Rotation

3. PENENTUAN SIKAP (ATTITUDE DETERMINATION)

Penentuan sikap (atittude determination) merupakan proses memperhitungkan arah satelit, relatif terhadap suatu referensi inersial atau objek pengamatan, dalam hal ini bumi. Biasanya menggunakan beberapa tipe sensor dan proses pengolahan yang canggih.

LAPAN-TUBSAT melakukan misi pemantauan langsung situasi di bumi seperti kebakaran hutan, gunung berapi, banjir, menyimpan dan meneruskan pesan komunikasi di wilayah Indonesia, serta untuk misi komunikasi bergerak. Untuk misi pencitraan, strategi sikap LAPAN-TUBSAT dibagi ke dalam tiga kategori utama, yaitu:a. Momentum-biased hibernation mode

Vektor momentum sudut satelit dijaga agar tegak luus dengan arah penerbangan satelit, dirancang sedemikian rupa sehingga maksimum momen inersia sangat dekat dengan sumbu Y.

b. Nadir pointing modeRotasi satelit pada sumbu pitch dihentikan dan kemudian sumbu +Z satelit (yang ada kameranya) di arahkan ke pusat bumi

c. Off-nadir pointing mode

Gambar 4. Earth Pointing

4. KENDALI SIKAP (ATTITUDE CON-TROL)

Kendali sikap (attitude control) merupakan proses mengarahkan satelit sesuai ketentuan arah yang telah ditentukan sebelumnya. Kendali sikap mencakup dua bidang, yaitu:

a. Stabilisasi sikap (attitude stabilization): proses mempertahankan arah yang ada.

b. Kendali manuver sikap (attitude manuever control): proses kendali pengarahan satelit dari satu sikap ke sikap lainnya.

Gambar 5. Sistem Pengendalian Sikap

Pengendalian LAPAN-TUBSAT berdasarkan pada konsep manajemen momentum sudut. Sistem pengendalian sikap LAPAN-TUBSAT terdiri dari:a. 3 buah roda reaksi (reaction wheel); yang

mempunyai kecepatan putar maksimum 5000 rpm, dengan masa 1,2 kg dan inersia 0,00088 kg.m2

b. 3 buah rate-gyro yang menggunakan laser pada media serat optik. Gyro ini mempunyai kesalahan kurang dari 6 o/hr pada suhu tetap, batas pengukuran kecepatan sudut ±938,04 o/s, dan waktu inisialisasi kurang dari 100 ms.

c. 1 star sensor, yang mengunakan image sensor CMOS dengan 512 x 512 pixel aktif dan lensa 50 mm. Processor yang digunakan untuk pengenalan bintang adalah 32 bit Hitachi SH7045. Sensor ini mempunyai field of view 14 x 14o; keandalan pengenalan sikap 99,7% pada kecepatan putar kurang dari 6 o/sec; dan akurasi pada axis lensa 18 arcsec dan pada axis imager 122 arcsec

d. 3 buah torsi magnetik dari air coil. Setiap coil didesain untuk menghasilkan maksimum torsi 1,2x10-4 Nm.

e. 2 solar sel GaAs untuk sensor matahari yang ditempatkan pada sisi satelit yang tidak memiliki solar panel (sisi +Z dan +Y side)

2

Reaction wheel dihubungkan dengan gyro melalui wheel drive electronics. Sistem wheel-gyro ini menerapkan tiga mode open loop control (currsnt control, torque control dan wheel speed control) dan dua mode closed loop (angular velocity dan angle control) pada pengendalian sikap satelit. Mode sistem kendali tersebut dijelaskan sebagai berikut:

a. Wheel Speed ControlPada mode ini, kecepatan wheel dibaca oleh sensor Hall dan dibandingkan dengan target kecepatan yang ingin dicapai. Apabila target kecepatan tercapai, penambahan ataupun pengurangan pasokan arus dihentikan.

b. Wheel Current ControlPada mode ini, jumlah arus pasti dapat ditentukan, sehingga kecepatan wheel dapat ditingkatkan hingga seluruh mechanical resistance dan back-EMF menyeimbangkan pasokan daya.

c. Wheel Control TorquePada mode ini, dipastikan arus konstan sehingga pengaruhnya terhadap percepatan wheel terbaca oleh sensor Hall.

d. Satellit Angular Velocity ControlPada mode ini, gyro dibaca untuk menentukan rasio angular satelit. Ketika rasio sudah dicapai, penambahan/pengurangan arus pada whell dihentikan menggunakan propotional control system.

e. Satellite Angle ControlPada mode ii, target rasio angular diubah menjad nol. Oleh karenanya, sikap ketika mode ini diperintahkan menjadi nol. Dari sudut tersebut, dapat ditetapkan nilai sudut lainnya yang akan dilaksanakan oleh ACS dengan mengintegrasikan rasio angular yang dibaca dari gyro terhadap waktu. Sistem kontrol menggunakan sistem proposional dan differensial.

5. PERANGKAT KERAS SIKAP (HARDWARE ATTITUDE)

5.1. REACTION WHEELReaction wheel merupakan sebuah alat

yang dapat memanfaatkan momentum sudut untuk menghasilkan torsi yang dapat

mengubah atau menjaga arah pergerakan satelit.

Reaction wheel bekerja berdasarkan prinsip konservasi momentum sudut sebagai berikut:

H=I r ∙ ωr+ I p ∙ ωp

Dimana:I r : inersia wheelωr : kecepatan sudut wheelI p : inersia satelitω p : kecepatan sudut satelitDeangan kata lain, persamaan tersebut berarti untuk total momentum sudut yang sama, rasio perputaran satelit dapat bertambah atau berkurang dengan merubah rasio perputaran reaction wheel.

5.2. MAGNETIC TORQUEMagnetorquer adalah suatu alat

pengindera kekuatan dan arah medan magnet. Pada sistem satelit, sebuah magnetic torquer atau magnetorquer merupakan sebuah sistem untuk kendali sikap yang terdiri dari kumparan-kumparan elektromagnetik. Magnetorquer membuat suatu medan magnet yang berpengaruh terhadap medan magnetik lain di sekitarnya, dalam kasus ini medan magnet bumi, sedemikian hingga gaya tolak-menolak di antara keduanya menghasilkan torsi yang berguna. Sebagai bagian dari navigasi satelit, hasil penginderaan kekuatan dan arah medan magnet dibandingkan dengan peta medan magnet bumi yang disimpan di dalam memori komputer pemandu on-board atau ground based. Apabila posisi satelit diketahui, sikap satelit dapat diperkirakan.

5.3. SUN SENSOR

Sun sensor merupakan tipe sensor yang paling banyak digunakan pada satelit. Tidak seperti bumi, radius angular matahari hampir berupa lintasan mandiri dan cukup kecil (0,267 deg pada 1 AU) sehingga memungkinkan perkiraan titik sumber yang valid untuk beberapa aplikasi.

Pada LAPAN-TUBSAT, sun sensor yang digunakan berupa analog sensor atau biasanya disebut cosine detector karena tipe

3

Photo cell

sun

standar yang berdasarkan pada variasi sinusoidal arus keluar dari silikon solar cell terhadap sudut matahari.

Gambar 6. Cosine Detector Sun Sensor

Pembacaan sun sensor diakses menggunakan telemetri analog. Data, diteruskan dengan membaca amper dari panel surya, dapat digunakan untuk memperhitungkan attitude kasar satelit. Pada mode momentum-biased star sensor dipasang pada sudut 300 dari sumbu Y untuk menghindari permanent blinding.

5.4. STAR SENSOR

Star sensor merupakan suatu alat optik untuk mengukur posisi bintang-bintang menggunakan photocell atau sebuah kamera. Star sensor mengukur koordinat bintang-bintang dalam jangkauan satelit dan menghasilkan informasi sikap kemudian koordinat yang diobservasi tersebut dibandingkan dengan arah bintang-bintang yang telah diketahui dari katalog bintang. Pada umumnya, star sensor merupakan sensor sikap yang paling akurat namun sensor ini berat, mahal, dan membutuhkan lebih banyak daya dibandingkan kebanyakan sensor sikap lainnya.

Star sensor umumnya terdiri dari tiga kelas utama yaitu:a. Star scanner

memanfaatkan rotasi satelit untuk melakukan fungsi pencarian dan penginderaan.

b. Gimbaled star trackermempunyai kemampuan pencarian dan penginderaan elektronik dalam daerah pengamatan yang terbatas.

c. Fixed head star tracker

mempunyai kemampuan pencarian dan penginderaan elektronik melebihi batasan daerah pengamatan.

Star sensor mempunyai mode acquisition, dimana sensor mengambil citra suatu bintang untuk mendapatkan sudut Euler satelit, dan mode tracking, dimana citra bintang diambil (dan diproses) tiap 250 ms sehingga sikap satelit dapat diketahui dengan tingkat akurasi yang tinggi.

5.5. RATE-GYRO

Rate-gyro merupakan suatu gyroscope yang menahan hanya satu gimbal dimana bearing-nya membentuk sumbu output dan ditahan dengan sebuah pegas; rotasi kerangka gyroscope terhadap suatu sumbu yang tegak lurus terhadap sumbu putaran dan sumbu output menghasilkan pergerakan gimbal dalam bearings sebanding dengan rasio rotasi.

Gyro memanfaatkan prinsip interferometer untuk mengetahui rasio perputaran satelit, sebagai berikut: sinar laser yang dipancarkan dibagi

menggunakan lensa dichroic dan dihantarkan ke dalam dua kumparan fiber optic yang bergerak dalam arah berlawanan.

di ujung kumparan, sinar laser tersebut disatukan kembali menggunakan lensa dichotic kemudian dibaca oleh photodetector.

apabila gyro berotasi, lintasan yang ditempuh dengan menyebarkan sinar dalam arah rotasi akan lebih panjang dibandingkan dengan menyebarkan sinar dalam arah yang berlawanan. Perbedaan tersebut menghasilkan beda fasa hingga sinar mencapai photodetector, yang sebanding dengan rasio perputaran.

5. KESIMPULAN

Pengunaan prangkat keras kendali sikap (hardware attitude) memicu adanya control torques yang mengakibatkan perubahan distribusi momentum sudut antara wheel dan badan satelit. Dengan menggunakan hardware tersebut (termasuk didalamnya

4

sensor-sensor) posisi satelit dapat diketahui sehingga sikap satelit dapat diperkirakan.

6. REFERENSI[1] Spacecraft Attitude Determination and

Control, Ed. by James R.Wertz, Copyright © 1978 by Kluwer Academic Publisher.

[2] Paper, LAPAN-TUBSAT: Microsatellite Platform for Surveillance and Remote Sensing; R.H.Triharjanto, W.Hasbi, A.Widipaminto, M.Mukhayadi, U.Renner.

[3] Paper, LAPAN-TUBSAT Attitude Control : Operational Implementation of Angular Momentum Bias on SSO Satellite; R.H.Triharjanto, M.Mukhayadi

[4] Paper, The Spesification and Subsystem Level Test of LAPAN-TUBSAT Reaction Wheels and Gyros; Robertus H.Triharjanto, Mahammad Mekhayadi.

[5] McGraw-Hill Dictionary of Scientific & Technical Terms, 6E, Copyright © 2003 by The McGraw-Hill Companies, Inc.

[6] www.wikipedia.org

5