PRA RANCANGAN SATELIT MISI TUNGGAL HILALSAT Untuk Keperluan Verifikasi Sistem Kalender Hijriah dan Penentuan Hari–Hari Raya Keagamaan Muh. Ma’rufin Sudibyo
1.
Pendahuluan
1.1. Latar Belakang Permasalahan Sistem kalender Hijriah mengacu kepada pergerakan posisi Bulan dalam mengorbit planet Bumi dalam kerangka mekanika langit. Sebuah bulan Hijriah didefinisikan sebagai selang waktu antara satu buah titik konjungsi (titik khayal pertemuan garis edar Bulan dan garis edar Matahari jika dilihat dari Bumi) dengan titik konjungsi berikutnya yang berurutan. Selang waktu ini merupakan satu periode revolusi sinodik bagi Bulan, yang rata–rata berumur 29,5 hari. Bulan Hijriah baru dianggap sudah berjalan jika bulan sabit (hilal) telah nampak di horizon barat di waktu maghrib setelah konjungsi terjadi. Permasalahan penentuan kapan bulan sabit (hilal) akan muncul di horizon barat telah menjadi satu persoalan yang klasik. Secara umum umat terbagi ke dalam dua pendapat, dimana di satu pendapat menggunakan metode hisab (perhitungan orbit Bulan dengan rumus–rumus pendekatan tertentu) dan rukyatul hilal (melihat secara langsung/visual kenampakan hilal di horizon Barat setelah Matahari terbenam). Permasalahan menjadi lebih kompleks karena dalam tiap–tiap metode terdapat berbagai variasi yang memungkinkan perolehan hasil yang berbeda–beda. Dalam metode hisab terdapat hisab urfi, hisab hakiki, imkannurrukyat dan milad hilal beserta penggunaan tabel yang berbeda–beda (misalnya tabel yang dibuat Ulughbek yang telah berusia beberapa abad dan tabel–tabel yang dibuat pada masa astronomi modern). Sementara dalam metode rukyatul hilal pun terdapat permasalahan pengamatan dengan berbasis alat (teropong) atau dengan mata telanjang biasa dan permasalahan cuaca yang seringkali membuat halusinasi dan bayangan semu di horizon Barat yang mirip dengan hilal. Hal semacam ini yang membuat dualisme dalam penentuan awal–awal bulan Hijriah atau lebih khusus lagi pada penentuan awal Ramadhan, awal Syawal dan awal Dzulhijjah. Sumber permasalahan ini sebenarnya hanya satu : perilaku orbit Bulan. Untuk mengatasinya perlu dilakukan pengamatan terhadap posisi Bulan secara terus menerus sehingga didapatkan profil orbit Bulan yang lengkap. Pengamatan tersebut sebaiknya dilakukan dari antariksa sehingga terbebas dari pengaruh–pengaruh atmosferik. 1.2. Konkritisasi Untuk menjawab tantangan–tantangan tersebut maka perlu dikembangkan sistem pengamatan kontinu perilaku orbit Bulan yang berbasis pada satelit antariksa, yang secara singkat dinamakan Hilalsat. Dengan Hilalsat pengguna metode rukyatul hilal bisa mendapatkan gambaran posisi Bulan yang tepat sehingga mereka bisa langsung memfokuskan pencarian hilal pada sasaran yang dimaksud dan tidak tertipu lagi oleh
fenomena atmosferik. Sementara pada pengguna metode hisab penggunaan Hilalsat bisa dibandingkan dengan rumus–rumus ataupun tabel–tabel yang selama ini menjadi acuan dan bisa dirancang proses perbaikan metode ini untuk mendapatkan hasil yang lebih baik. Penggunaan Hilalsat juga memungkinkan penggabungan dua metode ini sekaligus sehingga memenuhi syarat–syarat ilmiah dimana hasil peramalan yang dikembangkan metode hisab akan dibuktikan oleh metode rukyatul hilal dengan ketelitian yang tinggi dan hasil–hasil rukyatul hilal memungkinkan perbaikan metode hisab untuk mendapatkan performa yang lebih tinggi. Hilalsat dikembangkan berdasarkan penggabungan prinsip OpNav (optical navigation) dengan GPS (global positioning systems). Prinsip OpNaV adalah melihat kedudukan suatu benda langit di antara rasi–rasi bintang dalam sistem koordinat langit sehingga bisa didapatkan elemen orbitnya (deklinasi dan AR) sementara prinsip GPS adalah menentukan kedudukan sebuah obyek di permukaan Bumi atau pada orbit rendah berdasar pada sinyal– sinyal yang diterima dari sejumlah satelit GPS yang mengorbit Bumi pada ketinggian 20.000 km sehingga bisa didapatkan elemen kedudukannya (lintang dan bujur). Penggabungan dua macam prinsip ini memungkinkan Hilalsat mendapatkan data tentang posisi Bulan secara menerus dalam tiap–tiap kedudukan lintang dan bujur satelit. Prinsip OpNav dilaksanakan oleh instrumen StarTracker yang menggunakan kamera resolusi rendah pada citra visual yang dihubungkan langsung dengan komputer. Dalam memori komputer ini disimpan peta bintang yang komprehensif dan software pendukung. StarTracker berfungsi sebagai ‘mata’ satelit dengan medan penglihatan yang lebar dan menscan langit secara terus menerus sesuai dengan pergerakan rotasi satelit pada sumbunya. Dari proses scanning ini kamera mendapatkan citra–citra langit berskala luas dari waktu ke waktu. Citra–citra ini kemudian disimpan dalam komputer (onboard storage) dan oleh software pendukung digabungkan dan dikompresi sehingga dapat ditelemetrikan ke stasiun Bumi dengan cepat. Pengolahan data dengan menggunakan komputer di Bumi memungkinkan menggabungkan citra–citra ini dalam satuan waktu yang besar (misalnya tiap satu minggu) sehingga didapatkan peta langit dengan latar belakang bintang–bintang ‘tetap’ sebagai kerangka acuan referensi. Di dalam peta ini benda–benda langit yang jaraknya dekat seperti Matahari dan Bulan akan nampak sebagai pita terang. Sehingga kedudukan Matahari dan Bulan dari waktu ke waktu dalam kerangka mekanika langit dapat diketahui dengan tingkat ketelitian yang tinggi. Data ini cukup berguna untuk kalangan pengguna metode hisab dan peramalan terjadinya titik–titik konjungsi dari waktu ke waktu akan bisa dilakukan dengan lebih teliti lagi. StarTracker juga bisa diset secara khusus untuk mengambil citra dan kedudukan Bulan pasca konjungsi terjadi untuk tiap–tiap lintang dan bujur permukaan Bumi yang memerlukannya dan ditelemetrikan ke Bumi secara real time. Dengan demikian citra ini bisa berfungsi sebagai alat pandu bagi pengguna metode rukyatul hilal untuk langsung mengarahkan peralatannya ke bagian langit yang dimaksudkan Hilalsat dan memfokuskan pandangannya untuk kemudian membandingkan gambar yang diperolehnya dengan citra yang dihasilkan Hilalsat. Hilalsat memiliki profil satelit kelas mikro hingga mini (80–100 kg) dengan misi yang sangat terfokus (Discovery Mission), berkedudukan di orbit rendah pada sudut inklinasi yang tinggi, tanpa sistem propulsi dan menggunakan stabilisasi tiga sumbu berbasis giroskop. Profil semacam ini membuat biaya pengembangan dan peluncuran Hilalsat dapat ditekan serendah mungkin. Data–data yang diperoleh Hilalsat bisa langsung ditelemetrikan ke Bumi
melalui stasiun–stasiun Bumi kecil di tiap–tiap negara yang tercakup dalam profil orbit Hilalsat. Data–data ini bisa dipakai sebagai rujukan utama penentuan awal bulan Hijriah ataupun sebagai rujukan sekunder dalam pengamatan (berbasis metode hisab dan rukyatul hilal) yang dilangsungkan dari permukaan Bumi. 2.
Obyektif Misi dan Pengukuran
2.1. Obyektif Misi
Memonitor secara kontinu elemen orbital Bulan Memonitor secara kontinu posisi relatif Bulan terhadap Matahari dan Bumi Menentukan kedudukan Bulan secara kontinu dengan menggunakan kombinasi prinsip OpNav dan GPS
2.2. Pengukuran
Membuat citra global Bulan beresolusi rendah secara kontinu pada tiap posisi orbital satelit secara non visual (citra inframerah), sehingga bisa didapatkan profil orbit Bulan dan elemennya dari waktu ke waktu Membuat citra parsial Bulan beresolusi rendah dari fase ke fase berikutnya secara kontinu pada tiap posisi orbital satelit, sehingga didapatkan pencitraan bentuk fase Bulan dari waktu ke waktu.
2.3. Implementasi Sains Strategi yang dikembangkan untuk mendapatkan data yang seluas mungkin dan bisa digunakan bagi penduduk Bumi meliputi : Pemilihan orbit rendah (600–1000 km) dengan inklinasi tinggi (70–80 derajat) sehingga didapatkan liputan citra Bulan dari tiap posisi lintang dan bujur Bumi secara terus menerus dan periode orbit satelit yang kecil (90–120 menit) Telemetri data dilangsungkan secara periodik dan real time dalam tiap pergeseran posisi lintang dan orbit proyeksi permukaan Bumi yang dilintasi satelit Telemetri data dilakukan dengan gelombang elektromagnetik dengan frekuensi X bands dan Ka bands 3.
Instrumen
Kamera citra visual beresolusi rendah berbasis StarTracker Kamera citra inframerah beresolusi rendah berbasis StarTracker SunTracker Receiver GPS resolusi tinggi Sistem telemetri data dengan kecepatan 1 kbps
4.
Desain Misi dan Sistem Penerbangan Peluncuran satelit mini Hilalsat sebaiknya diboncengkan pada misi peluncuran satelit lainnya yang lebih besar sehingga pembiayaan dapat ditekan. Satelit Hilalsat ditempatkan di samping satelit besar tersebut tepat di atas roket PAM (Payload Assist Module) atau IUS (Inertial Upper Stage) dan diluncurkan hingga mencapai orbit yang direncanakan dengan kecepatan yang tepat. Setelah mencapai orbit, satelit dilepaskan dari roket PAM/IUS dengan mekanisme separasi recoiless dan mulai menempati orbit sirkular yang ideal pada ketinggian 600 km. Satelit beroperasi secara penuh pada ketinggian tersebut dengan tenaga listrik +/– 100 W yang disuplai dari panel surya Ultraflex. Pada orbit tersebut satelit diharapkan mampu berfungsi secara efektif dan ekonomis selama +/– 10 tahun. Kebutuhan massa subsistem dan instrumen satelit adalah sebagai berikut : Keseluruhan instrumen 10 kg Bus : ACS 13 kg C&DH 3 kg Panel surya 10 kg Struktur 15 kg Adapter satelit 3 kg Sistem pengkabelan 7 kg Telekomunikasi 15 kg Pelindung termal 6 kg + Total massa Bus 71 kg Kontingensi 15 kg + Total massa satelit 96 kg Hilalsat dibangun berdasarkan sejumlah pengembangan teknologi termaju yang telah dicapai dalam bidang :
Semikonduktor Perkembangan teknologi semikonduktor yang pesat memungkinkan pemrosesan data yang lebih cepat dan keandalan semikonduktor ini dalam menghadapi lingkungan yang keras dan penuh radiasi seperti di antariksa dengan ancaman gangguan radiasi terhadap aliran elektron dalam sirkuit semikonduktor (soft error) dapat diperkecil. Sehingga bisa dikembangkan ACS (Altitude and Articulate Computer Systems) sebagai komputer utama yang menjadi jantung pesawat beserta cadangannya dengan massa yang lebih kecil namun memiliki beban kerja dan kemampuan yang lebih besar dibanding ACS generasi sebelumnya. Komunikasi Perangkat komunikasi dikembangkan untuk bekerja dalam daya rendah (20 W) namun sangat terfokus pada frekuensi X bands dan Ka bands sehingga memudahkan stasiun bumi kecil di permukaan Bumi menerima data–data telemetri sains secara lebih mudah tanpa dipengaruhi oleh noise yang berlebihan. Pengembangan sistem komunikasi memungkinkan pembuatan antenna ringan dan multiguna yang
5.
interaksinya dengan ACS memungkinkan telemetri data sains dan teknis kepada stasiun pengendali di Bumi. Panel Surya Berkembangnya teknolgi semikonduktor dan campurannya untuk membuat panel surya dengan efisiensi elektrik yang lebih tinggi dan teknologi konsentrator yang digunakan dalam misi Deep Space 1 memungkinkan panel surya dibuat dalam ukuran yang lebih kecil namun dengan output daya listrik yang besar. Reduksi Kuantitas Data Pengembangan teknologi perangkat lunak memungkinkan stasiun pengendali di Bumi mengupload software khusus untuk kompresi data yang tinggi dan seleksi otomatik ke ACS sehingga diperoleh hasil saintifik yang optimal dalam proses telemetri data dari satelit ke Bumi. Software tersebut bisa diupdate secara terus menerus untuk mendapatkan hasil yang lebih optimal dengan pembaharuan– pembaharuan dan ralat terhadap bugs yang ada pada software sebelumnya.
Pembiayaan Belum dihitung.
6.
Kesimpulan Pada dasarnya memungkinkan untuk membuat satelit Hilalsat dengan perkembangan teknologi saat ini untuk keperluan misi tunggal yang komprehensif dan bermanfaat bagi perkembangan ilmu pengetahuan dan teknologi dunia Islam tanpa menggunakan biaya yang tinggi dan ukuran satelit yang besar.
