ABSTRAK Elisa Fitri
PUBLIC Irwan Sofiyan COVER Elisa Fitri
PUBLIC Irwan Sofiyan BAB 1 Elisa Fitri
PUBLIC Irwan Sofiyan BAB 2 Elisa Fitri
PUBLIC Irwan Sofiyan BAB 3 Elisa Fitri
PUBLIC Irwan Sofiyan BAB 4 Elisa Fitri
PUBLIC Irwan Sofiyan BAB 5 Elisa Fitri
PUBLIC Irwan Sofiyan PUSTAKA Elisa Fitri
PUBLIC Irwan Sofiyan
Posisi satelit Geosynchronous Equatorial Orbit (GEO) dapat bergeser dari posisi
awalnya akibat gangguan gaya luar, yaitu tekanan radiasi Matahari dan
potensial gravitasi ketidakbulatan Bumi. Tekanan radiasi berpengaruh terhadap
perubahan eksentrisitas orbit satelit, tepatnya mengubah orbit satelit
GEO dari lingkaran menjadi elips. Sedangkan potensial gravitasi ketidakbulatan
Bumi secara perlahan menyebabkan satelit bergeser dari posisi nominalnya
ke arah timur-barat (pergeseran bujur). Kedua gangguan ini mengakibatkan
satelit keluar dari batas kotak maya yang diperbolehkan.
Untuk mengoreksi orbit satelit akibat gangguan gaya luar dan memastikan
bahwa satelit tetap berada dalam kotak maya, diperlukan manuver koreksi
orbit atau manuver station keeping. Manuver station keeping yang dikerjakan
pada tesis ini adalah manuver koreksi eksentrisitas. Manuver eksentrisitas
dilakukan dengan menjaga eksentrisitas ke dalam suatu lingkaran kontrol.
Lingkaran kontrol merupakan sebuah lingkaran yang membatasi perubahan
eksentrisitas satelit.
Satelit yang dijadikan studi kasus adalah Indostar II/SES-7 yang berada
pada 108; 25 BT dan metode yang digunakan adalah simulasi dengan menggunakan
perangkat lunak utama General Mission Analysis Tool (GMAT). GMAT
merupakan perangkat lunak untuk desain dan analisis orbit yang dikembangkan
oleh berbagai lembaga antariksa internasional, salah satunya NASA. Jangka
waktu simulasi adalah selama satu tahun, karena strategi pada tahun-tahun
berikutnya akan mirip dengan tahun sebelumnya.
Simulasi dilakukan dengan 3 skenario, skenario 1 (nilai lingkaran kontrol ec sama dengan radius evolusi eksentrisitas Re, ec = Re), skenario 2 (nilai
ec = 0; 5Re), dan skenario 3 (nilai ec = 0; 3Re). Variasi nilai ec diperlukan
jika stasiun satelit ingin mengontrol evolusi eksentrisitas secara ketat kedalam
suatu radius tertentu dan terkait dengan keperluan kolokasi. Urutan kebutuhan
V dari yang paling kecil adalah skenario 1, skenario 2, dan skenario 3.
Jika ketiga skenario tersebut dibandingkan, maka skenario yang paling optimal
merupakan skenario 2.