KARAKTERISTIK ORBIT SATELIT MIKRO Dl KETINGGIAN LEO Nizam Ahmad Peneliti Pusat Pemanfaatan Sains Aniariksa, LAPAN Email: nlzam@bdg,lapan.go.id ABSTRACT The Micro satellite is commonly placed in Low Earth Orbit (LEO) which has the altitude approximately about 300-1000 km above surface of t h e earth. At this altitude, t h e orbit of satellite will be influenced by perturbation force from atmospheric drag (Hasting, 1996) a n d e a r t h oblateness. The understanding of orbit characteristics by studying the space environment where t h e satellite placed, will give m u c h help in every launch of satellites. In this research, t h e study conducted by using 6 micro satellites as references with varying altitudes. The simulation results t h a t t h e placement of satellite in the right position will reduce the effects of those perturbations on t h e satellite's orbit. It c a n be seen t h a t all these micro satellites have conducted their mission goals, at least untill this time. ABSTRAK Satelit mikro p a d a u m u m n y a ditempatkan p a d a ketinggian orbit rendah Bumi (LEO), yaitu sekitar 300-1000 km di a t a s p e r m u k a a n Bumi. Pada ketinggian ini, orbit satelit mengalami gangguan yang u m u m n y a berasal dari h a m b a t a n atmosfer (Hasting, 1996) d a n geometri Bumi yang tidak sferis (efek Bumi pepat). P e m a h a m a n a k a n karakteristik orbit melalui kajian lingkungan a n t a r i k s a di ketinggian satelit sangat m e m b a n t u dalam setiap peluncuran satelit. Dalam penelitian ini, kajian dilakukan dengan menggunakan 6 buah satelit mikro sebagai rujukan dengan ketinggian yang bervariasi. Melalui simulasi yang dilakukan, diperoleh b a h w a penempatan satelit di orbit yang tepat dapat mereduksi tingkat gangguan yang terjadi d a n ini terjadi pada ketujuh satelit tersebut. Dari simulasi dapat dikatakan b a h w a sejak peluncuran hingga s a a t ini, misi satelit dapat terpenuhi. Kata k u n c i : Satelit mikro, Orbit, Lingkungan antariksa 1
PENDAHULUAN
P e n e m p a t a n satelit p a d a orbit yang tepat menjadi faktor u t a m a dalam pencapaian misi sateht. Satelit p a d a s u a t u ketinggian tertentu a k a n memiliki karakteristik orbit yang sesuai dengan kondisi lingkungan antariksa di ketinggian tersebut. Dengan m e m a h a m i karakteristik orbit p a d a setiap ketinggian satelit a k a n memberikan manfaat dalam setiap p e l u n c u r a n d a n 43
p e n e m p a t a n satelit b a r u di orbitnya diantaranya dapat mereduksi tingkat gangguan d a n menghindari satelit dari resiko decay (peluruhan ketinggian). Pada u m u m n y a , satelit mikro ditempatkan diketinggian orbit r e n d a h (LEO). Pada ketinggian ini, a d a d u a gaya luar yang berpengaruh t e r h a d a p orbit satelit yaitu h a m b a t a n atmosfer (atmospheric drag) dan geometri Bumi yang tidak sferis a t a u disebut j u g a dengan efek Bumi pepat (Earth oblateness). H a m b a t a n atmosfer semakin m e m b e s a r seiring dengan rendahnya ketinggian satelit d a n p a d a ketinggian tertentu (umumnya < 200 km), h a m b a t a n atmosfer a k a n menyebabkan satelit yang ditempatkan p a d a ketinggian tersebut a k a n decay dalam waktu cepat. Sebagai contoh, satelit Badr 1 milik Pakistan yang diluncurkan p a d a 16-7-1990 dengan orbit 127 x 170 km mengalami decay p a d a tanggal 8-12-1990. Hal ini t e n t u saja a k a n b e r d a m p a k p a d a b a n y a k hal, salah s a t u n y a adalah kerugian finansial akibat gagalnya misi. Satelit mikro tidak dilengkapi dengan sistem propulsi sehingga tidak dapat m e l a k u k a n m a n u v e r orbit bila terjadi gangguan. Oleh k a r e n a itu, c a r a yang bisa ditempuh u n t u k mengurangi resiko gagalnya misi adalah melalui serangkaian perhitungan yang tepat dalam hal peluncuran dan p e n e m p a t a n satelit. Ini dapat dilakukan melalui kajian t e r h a d a p beberapa satelit yang telah diluncurkan d a n identik dalam h a l misi m a u p u n orbitnya. Hal inilah yang telah dilakukan dalam penelitian ini. 2
DATA DAN PENGOLAHAN
Dalam penelitian ini, kajian dilakukan dengan m e n g g u n a k a n beberapa satelit mikro sebagai rujukan yang dapat dilihat p a d a Tabel 2 - 1 . Tabel 2-1 : SATELIT MIKRO (MIKROSAT)
Berdasarkan inklinasinya, secara u m u m satelit-satelit di a t a s dikelompokkan dalam 2 kategori, near polar d a n near ekuatorial. Dengan melakukan simulasi b e r d a s a r k a n d a t a satelit, dilakukan kajian t e r h a d a p karakteristik orbit yang meliputi evolusi ketinggian satelit dan p e r u b a h a n elemen-elemen orbit yang secara langsung dipengaruhi oleh gaya gangguan di ketinggian orbit tersebut (presesi nodal dan rotasi apsida). Hal ini 44
diperlukan u n t u k m e n g e t a h u i a p a k a h selama operasionalnya, k e b u t u h a n misi satelit masih t e r p e n u h i a t a u tidak. Dalam simulasi orbit ini, digunakan data-dataTLE (Two Line Elements). Data TLE m e r u p a k a n d a t a - d a t a elemen satelit yang dikumpulkan oleh NORAD. D a t a - d a t a ini dapat diakses melalui situs www.space-track.org. Data-data satelit mikro yang digunakan sebagai rujukan dapat dilihat p a d a Tabel 2-2 (Space-track.org) Tabel 2-2 : DATA ORBIT MIKROSAT Name
Period (inin)
IncL {
Apogee (km)
Perigee (km)
Alsat-1 BadrB Bilsat-1 Fedsat Sunsat TiungSAT
98.44 105.1 98.44 100.85 99.77 97.1
98.1 99.4 98.1 98.53 96.48 64.5
691 1014 692 806 854 656
677 985 676 792 641 584
Untuk memperoleh karakteristik mikrosat di atas, perlu dilakukan kalkulasi orbit d e n g a n b e b e r a p a c a r a seperti m e n g g u n a k a n sistem Keplerian untuk melihat profil orbit bila tiada gangguan s a m a sekali, k e m u d i a n membandingkannya dengan hasil pengamatan. Untuk analisis orbit lebih lanjut, orbit yang diperoleh dari k e d u a cara di a t a s perlu dikoreksi dengan menggunakan model propagasi SGP4 (Simplified General Perturbation 4) sebagai u p a y a rekonstruksi orbit. Model propagasi SGP4 ini c u k u p a k u r a t dan model ini b a n y a k digunakan oleh b a d a n antariksa b e b e r a p a n e g a r a seperti NASA, ESA, dsb. Dalam h a l ini, kalkulasi elemen orbit difokuskan p a d a ketinggian satelit (h), s u m b u semi mayor (a), right ascension of ascending node (Q) d a n argument of perigee (co). Hal ini mengingat keempat elemen orbit ini secara langsung dipengaruhi oleh gaya gangguan yang dominan di ketinggian orbit rendah Bumi, yaitu h a m b a t a n atmosfer d a n efek Bumi pepat. Hal p e r t a m a yang dilakukan adalah melihat kondisi orbit bila tiada gaya gangguan (Keplerian). Disini, kalkulasi elemen orbit bersesuaian dengan data epoch yang a d a di NORAD TLE. Maksudnya adalah d a t a epoch orbit satelit yang diperoleh melalui TLE digunakan sebagai input dalam sistem Keplerian ini u n t u k menghasilkan posisi (r) d a n kecepatan (v) satelit. Dengan demikian, setiap nilai r dan v yang dihasilkan dalam sistem ini dapat dibandingkan dengan r d a n v yang diperoleh melalui pengolahan d a t a TLE (dari epoch awal s a a t mengorbit hingga epoch sekarang). U n t u k mencari r d a n v dalam sistem Keplerian p a d a setiap epoch, diperlukan d a t a awal orbit p a d a saat satelit mengorbit (Orbit Insertion). Hal
45
ini dapat diketahui dengan memanfaatkan perangkat lunak STSPlus (Ransom) d a n Trakstar (Kelso). D a t a awal ini dapat dilihat p a d a T a b e l 2-3. Tabel 2-3 : DATA POSISI DAN KECEPATAN MIKROSAT (INSERSI)
Dengan m e n g g u n a k a n program propagasi Keplerian b u a t a n Vallado, r dan v u n t u k setiap epoch dapat dihitung (ditampilkan dalam b e n t u k gratis). Setelah elemen orbit dalam sistem Keplerian diperoleh, dibandingkan dengan hasil p e n g a m a t a n (TLE). Perbandingan ini memberikan g a m b a r a n awal mengenai p e r u b a h a n orbit satelit. Namun ini tidak dapat digunakan u n t u k analisis lanjut mengenai karakteristik orbit. Tujuan perbandingan disini hanyalah sekedar u n t u k melihat gambaran k a s a r p e r u b a h a n orbit yang terjadi t a n p a / a d a n y a gaya gangguan, b u k a n u n t u k analisis lanjut orbit satelit. Analisis orbit u n t u k memperoleh karakteristik orbit diperoleh melalui rekonstruksi dengan m e n g g u n a k a n model propagasi SGP4. Model propagasi ini m e r u p a k a n model kalkulasi orbit yang melibatkan p e n g a r u h gaya gangguan seperti h a m b a t a n atmosfer dan efek Bumi pepat. Dengan model ini j u g a bisa di prediksi orbit s u a t u satelit ke depan (rata-rata 3 hari u n t u k satelit di ketinggian LEO). Dari model propagasi ini, diperoleh ketinggian satelit (h), s u m b u semi mayor (a), right ascension of ascending node (Hj dan argument of perigee {a>). Dari analisis keempat parameter tersebut, dapat diperoleh gambaran u m u m karakteristik orbit satelit mikro. Dari salah s a t u parameter tersebut p u l a (a) dapat diperkirakan kala hidup {Life Time) orbit satelit. 3
HASIL
Berikut dapat dilihat parameter orbit sebagai hasil simulasi u n t u k masing-masing satelit mikro. Disini ditampilkan parameter orbit yang diperoleh melalui sistem Keplerian (-), Pengamatan/TLE (+) dan r e k o n s t r u k s i / SGP4 (.). 46
3.1 Ketinggian Orbit Satelit Mikrosat (KEP, TLE, SGP4) Komparasi H sat, KEP.TLE.SGP4
Gambar 3 - l a : Profil ketinggian orbit satelit Alsat-1 berdasarkan perhitungan (KEP, TLE, SGP4) Komparasi H sat, KEP,TIE,SGP4
Gambar 3 - l b : Profil ketinggian orbit satelit Badr B berdasarkan perhitungan (KEP, TLE, SGP4)
Komparasi H sat, KEP,TLE,SGP4
G a m b a r 3 - l c : Profil ketinggian orbit satelit Bilsat-1 berdasarkan perhitungan (KEP, TLE, SGP4) Komparasi H sat. KEP.TLE.SGP4
2004
2004.5 Epoch [Tahunj
2005
Gambar 3-Id: Profil ketinggian orbit satelit Fedsat berd a s a r k a n perhitungan (KEP, TLE, SGP4)
48
Komparasi H sat, KEP,TLE,SGP4
Epoch [Tahun]
Gambar 3 - l e : Profil ketinggian orbit satelit S u n s a t berdasarkan perhitungan (KEP, TLE, SGP4) Komparasi H sat, KEP,TLE,SGP4
2003
2004 Epoch [Tahun]
Gambar 3-If: Profil ketinggian orbit satelit TiungSAT b e r d a s a r k a n perhitungan (KEP, TLE, SGP4)
49
Pada profil ketinggian (h) di a t a s terlihat perbedaan yang c u k u p besar a n t a r a ketinggian yang diperoleh melalui sistem Keplerian dengan pengamatan (NORAD TLE) d a n hasil rekonstruksi (SGP4). Perbedaan ini bisa mencapai orde 10 2 km u n t u k masing-masing satelit. Sistem Keplerian memberikan g a m b a r a n k a s a r mengenai evolusi ketinggian satelit bila tiada gaya gangguan s a m a sekali yang mempengaruhi orbit. Dalam sistem Keplerian, orbit satelit m u r n i h a n y a dipengaruhi oleh gravitasi Bumi, n a m u n dalam kenyataannya orbit satelit j u g a dipengaruhi oleh h a m b a t a n atmosfer d a n efek distribusi m a s s a Bumi yang tidak uniform (efek Bumi pepat) u n t u k ketinggian LEO. Ini terlihat dari d a t a ketinggian yang diperoleh melalui pengamatan. Perbedaan ini c u k u p memberikan gambaran awal mengenai seberapa besar gangguan orbit melalui perbandingan orbit t a n p a gangguan (Keplerian) dengan pengamatan. Ketinggian yang diperoleh melalui pengamatan juga dalam kenyataannya belum memberikan gambaran orbit yang sebenarnya. Data orbit dalam TLE memiliki k e t e r b a t a s a n dalam selang akurasi (Vallado, 2001). Selain itu, k a r e n a d a t a ini diperoleh melalui p e n g a m a t a n dengan m e n g g u n a k a n sensor optik d a n sensor radar, tidak setiap s a a t peralatan ini beroperasi dengan baik yang berakibat p a d a tingkat akurasi data. Dengan demikian, elemen orbit yang diperoleh melalui pengamatan ini h a r u s di rekonstruksi kembali dengan m e n g g u n a k a n model propagasi SGP4. Pada profil ketinggian di atas, terdapat perbedaan a n t a r a ketinggian TLE dan SGP4. Perbedaan ini terlihat kecil, n a m u n c u k u p mempengaruhi keakurasian kalkulasi elemen orbit ini. Dari perbedaan yang c u k u p besar yang terdapat dalam profil ketinggian sistem Keplerian, u n t u k analisis elemen orbit lebih lanjut, sistem ini tidak dapat digunakan. Sistem ini hanya digunakan u n t u k melihat profil awal evolusi ketinggian satelit t a n p a gangguan, b u k a n u n t u k analisis lebih lanjut mengenai karakteristik orbit (Ahmad, 2006).
G a m b a r 3-2a: Variasi semi major axis satelit Alsat-1 b e r d a s a r k a n p e r h i t u n g a n (TLE, SGP4) 50
&
Badr
B
Profil semi major axis p a d a Gambar 3-2 di a t a s memperlihatkan adanya p e n u r u n a n orbit satelit akibat h a m b a t a n atmosfer. H a m b a t a n terkait langsung dengan k e r a p a t a n atmosfer d a n semakin tinggi orbit satelit, nilai kerapatan semakin r e n d a h (hambatan atmosfer semakin kecil). U n t u k ketinggian 600 - 1000 km, r a t a - r a t a k e r a p a t a n berkisar a n t a r a 1,04.10 1 3 2,79.10 1 5 k g / m 3 (Wertz, 2001). Terlihat dari profil b a h w a satelit dengan orbit ekuatorial d a n near ekuatorial, p e n u r u n a n s u m b u semi-mayor akibat hambatan terjadi lebih cepat dibandingkan satelit dengan orbit polar a t a u near polar. P e r u b a h a n nilai a ini m e m p e n g a r u h i kala hidup [Life Time) orbit satelit. Untuk analisis kala hidup ini, nilai a yang diambil u n t u k prediksi adalah yang diperoleh dari SGP4. Hal ini mengingat elemen orbit yang diperoleh melalui SGP4 ini lebih menggambarkan k e a d a a n orbit yang sebenarnya. Dengan m e n g g u n a k a n nilai a sebagai input, prediksi LT u n t u k masing-masing satelit mikro dapat dilihat p a d a Tabel 3 - 1 .
51
Tabel 3-l:PREDIKSI KALA HIDUP MIKROSAT
U n t u k prakiraan kala hidup ini diperlukan d a t a - d a t a fisik satelit dan tidak s e m u a d a t a fisik satelit d a p a t diakses secara bebas. Oleh k a r e n a itu, p r a k i r a a n LT disini h a n y a dapat dilakukan u n t u k 4 b u a h satelit, sedangkan u n t u k satelit lainnya tidak d a p a t dilakukan mengingat data fisik satelit ini tidak dapat diakses secara bebas melalui internet. Namun rata-rata satelit dengan ketinggian di a t a s 600 km memiliki kala hidup minimal 10 t a h u n (Wertz, 2001). 3 . 3 Right Ascension of Ascending Node (RAAN) Satelit (TLE, SGP4)
Gambar 3-3a: Variasi right ascension ascending node satelit Alsat-1 & Badr B b e r d a s a r k a n perhitungan (TLE, SGP4)
52
Gambar 3-3c: Variasi right ascension ascending node satelit TiungAT b e r d a s a r k a n perhitungan (TLE, SGP4)
Sunsat
&
P a d a elemen orbit ini, profil elemen orbit G a m b a r 3-3 di a t a s memperlihatkan p e r b e d a a n yang sangat kecil sekali. Efek Bumi pepat m e n y e b a b k a n perubahan p a d a elemen right ascension of ascending Node (O) y a n g d i s e b u t juga regresi nodal (Wertz, 1999). Regresi nodal secara langsung menyatakan rotasi bidang orbit terhadap ekuator Bumi. Bila rotasi ini tetap {fixed) terhadap matahari, m a k a dikatakan orbit ini Sun Synchronous (SSO). Satelit Alsat 1, Badr B, Bilsat 1, Fedsat, S u n s a t m e r u p a k a n satelit dengan orbit near polar. Dari besarnya regresi nodal (~ 1 p u t a r a n / t a h u n ) , diketahui kelima satelit ini adalah SSO. Satelit dengan orbit SSO ini memberikan k e u n t u n g a n bagi satelit yang memiliki misi u n t u k pengamatan cuaca dan sumber daya Bumi. Orbit SSO ini memberikan k e m a m p u a n u n t u k m e m a n t a u lokasi dari ground station pada hari yang s a m a dengan kondisi pencahayaan yang sama, dimana citra Bumi yang diambil p a d a daerah tertentu a k a n memberikan kemudahan dalam interpretasi citra d a n p e r u b a h a n n y a setiap saat.
53
3 . 4 Argumen of Perigee (AoP) Satelit (TLE, SGP4)
54
Efek Bumi pepat j u g a menyebabkan p e r u b a h a n p a d a elemen argumen of perigee (co) satelit d a n ini disebut rotasi apsida (Wertz, 1999). Satelit Alsat-1, Badr B, Bilsat-1, Fedsat dan S u n s a t bila ditinjau dari besar inklinasi merupakan satelit dengan orbit near polar (inklinasi mendekati 90°) d a n bergerak b e r l a w a n a n dengan rotasi Bumi [retrograde). Efek B u m i pepat ini menyebabkan co berotasi berlawanan a r a h dengan gerak satelit. Satelit TiungSAT j u g a t e r m a s u k satelit near ekuatorial, tetapi gerak satelitnya s e a r a h dengan rotasi Bumi (progrode). Efek Bumi pepat menyebabkan m juga berotasi berlawanan a r a h dengan gerak satelit, s a m a halnya dengan satelitsatelit retrograde di a t a s . Pada Gambar 3-4 di a t a s dapat dilihat profil elemen argumen of perigee u n t u k masing-msing satelit. Nilai elemen orbit yang diperoleh dari p e n g a m a t a n (TLE) d a n hasil rekonstruksi (SGP4) u n t u k beberapa satelit seperti Alsat-1, Bilsat-1 d a n Fedsat b e r b e d a j a u h . Perbedaan ini diduga berasal dari k e s a l a h a n (error) peralatan yang digunakan u n t u k mengukur b e s a r n y a elemen orbit ini. Namun u n t u k analisis orbit lanjut (orbit analysis), nilai SGP4 lebih memberikan akurasi yang lebih baik dibandingkan nilai TLE. 4
PBMBAHASAN
Elemen orbit (h d a n a) yang diperoleh melalui TLE dan SGP4 u n t u k masing-masing satelit mikro di a t a s memiliki galat yang bervariasi yang dapat dilihat dalam Tabel 4 - 1 . Tabel 4 - 1 : GALAT RELATIF h DAN a
Ini m e r u p a k a n galat relatif rata-rata ketinggian dan semi major axis masing-masing satelit mikro. Meski terlihat kecil, galat ini cukup inempengaruhi akurasi kalkulasi elemen orbit. Sebagai contoh, bila h dan a orbit sekitar 688.3715 km d a n 7069,3 km (SGP4) u n t u k sekali revolusi satelit, m a k a perbedaan elemen orbit a n t a r a TLE dan SGP4 bila diambil galat relatif dari satelit Alsat 1 adalah sebesar 2,97 km u n t u k ketinggian dan sekitar 6,23 km untuk semi major axis. Dapat diperkirakan seberapa besar perbedaan ini untuk setiap revolusi satelit. Dengan demikian, dalam hal ini proses 55
rekonstruksi orbit sangat diperlukan u n t u k memberikan a k u r a s i yang lebih baik. Besarnya presesi nodal d a n rotasi apsida sebagai akibat efek Bumi pepat, dapat dilihat p a d a Tabel 4-2. Disini j u g a u n t u k analisis digunakan elemen orbit hasil rekonstruksi (SGP4). Tabel 4-2 : EFEK BUMI PEPAT
Pada Tabel 4-2, kelima satelit near polar mengalami presesi nodal hampir mendekati l ° / h a r i a t a u sekitar 1 p u t a r a n / t a h u n . Hampir k e s e l u r u h a n satelit near polar di a t a s memiliki nilai AQ positif dan Aa> negatif, artinya efek Bumi pepat a k a n m e n y e b a b k a n satelit yang berorbit retrograde, elemen Q a k a n berotasi s e a r a h dengan rotasi Bumi dengan r a t a - r a t a sebesar «1 p u t a r a n / t a h u n dan elemen a> a k a n berotasi berlawanan a r a h dengan gerak satelit sebesar « 3 p u t a r a n / t a h u n . Pada satelit TiungSAT (near ekuatorial), presesi Q « 3 p u t a r a n / t a h u n d a n rotasi co « 0.3 p u t a r a n / t a h u n . Pada satelit ini, elemen Q d a n co berputar berlawanan dengan rotasi Bumi dan rotasi satelit secara berurutan. 5
KESIMPULAN
Gangguan orbit yang berasal dari h a m b a t a n atmosfer d a n efek Bumi pepat masih menjadi gangguan u t a m a orbit satelit di ketinggian orbit r e n d a h Bumi (LEO). Dari hasil simulasi orbit beberapa satelit mikro memperlihatkan perbedaan karakteristik orbit u n t u k satelit dengan orbit near akuatorial d a n near polar akibat gaya gangguan tersebut. Karakteristik ini meliputi analisis evolusi ketinggian satelit, kala hidup dan p e r u b a h a n orientasi satelit melalui presesi nodal dan rotasi apsida. Secara u m u m , satelit mikro dengan ketinggian lebih dari 600 km memiliki kala hidup minimal 10 t a h u n . Meskipun profil evolusi ketinggian satelit mikro di a t a s memperlihatkan p e n u r u n a n setiap t a h u n n y a , gaya h a m b a t atmosfer sejak awal satelit diluncurkan tidak menyebabkan satelit mengalami decay dalam waktu cepat. 56
Dari b e s a r n y a presesi nodal sebesax 1 p u t a r a n / t a h u n u n t u k satelit near polar dapal dikatakan k e b u t u h a n misi satelit saxapai s a a t ini masih terpenuhi. Satelit dengan presesi nodal sebesar ini memberikan k e u n t u n g a n bagi misi p e n g a m a t a n c u a c a [weather) d a n sumber d a y a Bumi [earth resources). Penggunaan misi ini bagi satelit ekuatorial d a n near ekuatorial perlu dipertimbangkan mengingat b e s a r n y a presesi n o d a l / t i i h u n y a n g dialami satelit. Disamping itu, b e s a r n y a rotasi apsida yang dialami raasing-masing satelit mikro a k a n m e n y e b a b k a n b e b e r a p a satelit mencapai perigee lebih cepat a t a u lebih lambat, tergantung dari b e s a r n y a rotasi. Dari hasil simulasi, rotasi apsida m e n y e b a b k a n satelit near polar dan near ekuatorial mencapai perigee lebih lambat d a n sebaliknya satelit ekuatorial a k a n m e n c a p a i perigee lebih cepat. Hal ini diperkirakan dapat mempengaruhi aplikasi satelit nantinya. Dengan demikian, s e c a r a k e s e l u r u h a n dapat dikatakan b a h w a satelit mikro yang d i g u n a k a n sebagai b a h a n kajian memperlihatkan karakteristik orbit yang m e n y e b a b k a n k e b u t u h a n misi satelit masih dapat terpenuhi, baik yang terkait dengan aplikasi satelit m a u p u n operasional satelit. Secara u m u m , karakteristik ini dapat digunakan sebagai rujukan u n t u k setiap peluncuran satelit y a n g identik dalam hal misi m a u p u n orbitnya. Ucapan Tcrima Kasih Penulis m e n g u c a p k a n terima kasih kepada Dr. T. Djamaluddin yang telah m e n g a r a h k a n d a n m e m b a n t u penulis dalam penelitian ini, j u g a k e p a d a Abdul R a c h m a n yang telah m e m b a n t u dalam pemograman serta k e p a d a Neflia yang b a n y a k m e m b a n t u dalam pencarian d a t a - d a t a yang diperlukan. Terakhir u c a p a n t e r i m a k a s i h j u g a ditujukan k e p a d a Dr. T. S. Kelso a t a s konsultasinya melalui e-mail. DAFTAR RUJUKAN Ahmad, N, 2006. Simulasi Orbit Satelit Mikro, Laporan Akhir T a h u n 2006, LAPAN, Bandung. Hasting D.; Garret H., 1996. Spacecraft Environtment Interaction, Cambridge University Press. Kelso, T.S., Trackstar, http://www.celestrak.com. NORAD Two Line Element (TLE), http://www.space_track.org;. Ransom, D., STSPlus, http://www.dransom.com. Vallado, D. A, 2 0 0 1 . Fundamental of Astrodynamics ans Applications, Kluwer Academic Publishers. Wertz, J. R., 2 0 0 1 . Mission Geometry : Orbit and Constellation Design and Management, Kluwer Academic Publishers. Wertz, J. R.; a n d Larson, W. J., 1999. Space Mission Analysis And Design , Kluwer Academic Publishers. 57
