Perpustakaan Digital ITB

Penelitian ini membahas tantangan kompleks pengendalian sikap satelit untuk fixed-target pointing dengan konfigurasi reaction wheel empat unit redundant. Tujuan utama penelitian adalah mengembangkan dan memvalidasi model propagator orbit satelit, dinamika benda kaku beserta reaction wheel, serta skema kendali sikap yang sesuai. Metodologi inti menggunakan Proportional–Derivative (PD) Controller yang dikombinasikan dengan algoritma Linear Quadratic Regulator (LQR) untuk memperoleh matriks gain kendali secara optimal. Pendekatan ini diimplementasikan dan disimulasikan menggunakan MATLAB dan Simulink, sehingga menyediakan lingkungan komprehensif untuk pemodelan dinamika kompleks dan verifikasi kinerja pengendali. Hasil menunjukkan bahwa bias sikap nominal pada titik-titik kritis orbit dapat dihitung secara presisi berdasarkan inklinasi orbit. Pengendali yang dirancang memperlihatkan performa sangat baik, mampu mengarahkan satelit menuju orientasi yang diinginkan dengan akurasi 0,1–1,0°. Bias awal sikap antara 3–60° dapat dikonvergensikan hingga nol dalam waktu singkat (30–150 detik), dibandingkan periode orbit penuh. Analisis perbandingan dilakukan antara konfigurasi ortogonal 3-wheel dan tiga konfigurasi 4-wheel redundant: standard, pyramidal, dan tetrahedron. Seluruh konfigurasi yang disimulasikan beroperasi dalam batas bandwidth reaction wheel, menegaskan keandalan rancangan pengendali. Konfigurasi standard 4-wheel menonjol karena distribusi beban yang paling merata di antara roda, menunjukkan usaha yang lebih seimbang dan probabilitas kegagalan roda individual yang lebih rendah, dengan total energi yang dibutuhkan sebesar 5,6326 × 10? J per satu orbit penuh. Sebaliknya, konfigurasi pyramidal menunjukkan variasi beban terbesar dan energi yang sama dengan konfigurasi tetrahedron (8,6706 × 10? J), sehingga kurang optimal. Penelitian menyimpulkan bahwa konfigurasi 4-wheel standar merupakan pilihan paling optimal untuk sistem operasi empat roda redundant dalam misi equatorial fixed-target pointing. Penelitian lanjutan disarankan untuk memasukkan gangguan eksternal seperti hambatan atmosfer dan tekanan radiasi matahari, mensimulasikan berbagai profil misi, serta mengeksplorasi desain kendali non-linier yang lebih lanjut guna meningkatkan realisme dan robustness model.