Perpustakaan Digital ITB

Satelit pada orbit sun-synchronous (SSO) dapat melintasi suatu wilayah pada waktu yang relatif sama setiap hari sehingga menghasilkan citra dengan kondisi pencahayaan yang konsisten. Karakteristik itu diperoleh dari penyesuaian nilai elemen orbit seperti setengah sumbu panjang (a), inklinasi (i), dan eksentrisitas (e) sehingga laju presesi nodal (?) akibat pengaruh perturbasi ? J2 mendekati laju gerak semu tahunan Matahari, yaitu 360?/tahun. Namun, perturbasi lain seperti drag atmosfer, gravitasi Bulan dan Matahari, dan tekanan radiasi Matahari, menyebabkan perubahan nilai elemen orbit yang berakibat pada perubahan ? dan menggeser waktu lokal dari nilai target. Oleh karena ? itu, diperlukan strategi station-keeping untuk mempertahankan karakteristik orbit SSO. Penelitian ini menerapkan station-keeping menggunakan manuver koreksi sebidang dengan variasi interval periode 1, 2, 3, 4, 6, dan 12 bulan. Manuver dilakukan di titik apogee orbit ke arah tangensial untuk mengembalikan nilai a dan e ke nilai awal. Kinerja setiap variasi dievaluasi berdasarkan perubahan elemen orbit, ?, pergeseran waktu lokal, dan kebutuhan bahan bakar. Hasil ? penelitian kemudian dibandingkan terhadap strategi station-keeping menggunakan manuver koreksi i untuk mengevaluasi perbedaan kinerja antara kedua metode. Hasil penelitian menunjukkan bahwa semakin pendek interval manuver, penyimpangan elemen orbit dan ? dapat dikendalikan lebih dekat terhadap ? kondisi target, sehingga pergeseran waktu lokal dapat ditekan. Interval yang lebih pendek juga membutuhkan bahan bakar yang lebih sedikit karena penyimpangan yang harus dikoreksi relatif kecil. Perbandingan dengan manuver koreksi i menunjukkan bahwa kedua metode memiliki kemampuan yang relatif sebanding dalam mempertahankan karakteristik SSO dengan perbedaan pada respons elemen orbit dan kebutuhan bahan bakar. Hasil penelitian ini dapat menjadi pertimbangan dalam pemilihan strategi orbit station-keeping untuk satelit LAPAN-A4 maupun misi serupa pada SSO.