Abstrak — Satelit  adalah  benda  yang  mengorbit  benda  lain dengan periode revolusi dan rotasi tertentu. Ada dua jenis satelit yakni satelit alami dan satelit buatan. Satelit buatan diluncurkan menuju  orbitnya  pada  posisi  tertentu  yang  tidak  terpengaruh oleh  gaya-gaya  gravitasi  dan  hanya  bergerak  mengikuti pergerakan  bumi.  Posisi  ini  disebut  sebagai  posisi  geostasioner. Dalam  peredarannya,  walaupun  orbit  geostasioner  dapat menjaga  suatu  satelit  berada  pada  tempat  yang  tetap,  tetapi satelit  pada  orbit  ini  tidak  akan  selalu  berada  pada  orbitnya dikarenakan  adanya  perturbasi  orbital.  Sehingga  dalam penelitian  ini  dibahas  mengenai  analisis  dan  kontrol  optimal sistem gerak satelit untuk menstabilkan posisi satelit menggunakan Prinsip Minimum  Pontryagin.  Hasil simulasi  dari penelitian  ini  menujukkan  bahwa  sistem  gerak  satelit  dapat kembali  ke  posisi  geostasionernya  pada  waktu  60s  dengan kontrol  yang  diberikan  berupa  percepatan  radial 𝒖 dan percepatan  tangensial 𝒖 sebesar  0.005  serta  dengan  bobot 𝒄 dan 𝒄 berupa  impuls  dikali  waktu  per  satuan  jarak  sebesar 𝒄 = 𝒄 = sehingga  menghasilkan  energi  optimal  sebesar 0.0151.
Kata  Kunci — Satelit,  Sistem  Gerak  Satelit,  Kontrol  Optimal, Prinsip Minimum Pontryagin.

## I. PENDAHULUAN
ATELIT adalah benda yang mengorbit benda lain dengan periode  revolusi  dan  rotasi  tertentu.  Ada  dua  jenis  satelit yakni  satelit  alami  dan  satelit  buatan.  Satelit  alami  adalah benda-benda  luar  angkasa  bukan  buatan  manusia  yang mengorbit  sebuah  planet  atau  benda  lain  yang  lebih  besar daripada  dirinya,  seperti  misalnya  bulan  adalah  satelit  alami bumi.  Sedangkan  untuk  satelit  buatan  adalah  benda  buatan manusia yang beredar mengelilingi benda lain misalnya satelit Palapa  yang  mengelilingi  bumi.  Satelit  dapat  dibedakan berdasarkan  bentuk  dan  kegunaannya  seperti:  satelit  cuaca, satelit komunikasi, satelit iptek dan satelit militer [1].
Satelit-satelit  buatan  tersebut  diluncurkan  menuju  posisi tertentu  yang  tidak  terpengaruh  oleh  gaya-gaya  gravitasi  dan hanya bergerak mengikuti pergerakan bumi. Posisi ini disebut sebagai  posisi  geostasioner.  Dalam  peredarannya,  walaupun orbit  geostasioner  dapat  menjaga  suatu  satelit  berada  pada tempat yang tetap di atas ekuator bumi, tetapi satelit pada orbit ini tidak akan selalu berada pada orbitnya dikarenakan adanya perturbation atau perturbasi orbital atau gangguan yang dapat menyebabkan  satelit  secara  perlahan-lahan  berpindah  dari lokasi  geostasionernya.  Perturbasi  orbital  adalah  fenomena  di
mana  orbit  satelit  berubah  akibat  satu  atau  lebih  pengaruh eksternal  seperti  anomali  distribusi  gravitasi  bumi,  gangguan gaya tarik dari bulan, benturan  meteor atau benda-benda lain, atau  tekanan  radiasi  matahari  [2].  Untuk  mengembalikan satelit  pada  posisi  semula  memerlukan  tindakan  dari  stasiun pengendali  agar  satelit  tetap  pada  orbit  yang  seharusnya. Usaha  yang  dilakukan  stasiun  pengendali  tersebut  dinamakan station  keeping [3]. Station  keeping berupa  manuver  satelit yang terdiri dari manuver utara/selatan dan timur/barat. Dalam setiap  kali  manuver  memerlukan  untuk  menghidupkan “ thruster ” yang  menyebabkan  gaya  dorong  untuk  mengubah posisi satelit.
Sehingga  dalam  penelitian  ini  dibahas  mengenai  analisis dan  kontrol  optimal  sistem  gerak  satelit  untuk  menstabilkan posisi  satelit  akibat  gangguan  atau  pengaruh  dari  luar  yang terjadi pada gerak satelit. Sehingga digunakan kontrol optimal dengan Prinsip Minimum Pontryagin.

## II. TINJAUAN PUSTAKA

## A. Satelit dan Orbit Satelit
Satelit  adalah  benda  yang  mengorbit  benda  lain  dengan periode revolusi dan rotasi tertentu. Ada dua jenis satelit yaitu satelit alami dan satelit buatan. Satelit alami adalah salah satu benda  luar  angkasa  yang  telah  ada  (bukan  buatan  manusia) yang mengorbit suatu planet. Satelit alami bumi adalah bulan. Selama  mengelilingi  bumi,  bulan  mengalami  tiga  gerakan sekaligus,  yaitu  rotasi,  revolusi  bulan  mengelilingi  bumi  dan revolusi bulan mengelilingi matahari. Sedangkan satelit buatan adalah  salah  satu  benda  luar  angkasa  buatan  manusia  yang mengorbit  suatu  planet  yang  dalam  pembuatannya  memiliki jenis  dan  fungsi  tertentu  dengan  tujuan  untuk  kepentingan manusia.
Orbit  merupakan  jenis-jenis  tempat  beredarnya  satelit mengelilingi permukaan bumi. Jika diklasifikasikan berdasarkan  posisi  satelit  pada  orbitnya,  maka  satelit-satelit buatan dibedakan menjadi 5 ketinggian, antara lain [1]:
1. Orbit Rendah ( Low Earth Orbit , LEO): 300 – 1500 km di atas permukaan bumi.
2. Orbit  Menengah  ( Medium  Earth  Orbit ,  MEO):  1500 – 36000 km.
3. Orbit Geosinkron ( Geosynchronous Orbit , GSO): sekitar 36000 km di atas permukaan bumi.
4. Orbit  Geostasioner  ( Geostationary  Orbit ,  GEO):  35790 km di atas permukaan bumi.

## Analisis dan Kontrol Optimal Sistem Gerak Satelit Menggunakan Prinsip Minimum Pontryagin
Putri Saraswati, Mardlijah, dan Kamiran Departemen Matematika, Fakultas Matematka dan Ilmu Pengetahuan Alam, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS)
e-mail : kamiran@matematika.its.ac.id
S
5. Orbit  Tinggi  ( High  Earth  Orbit ,  HEO):  di  atas  36000 km.
Satelit  GEO  merupakan  sebuah  satelit  yang  ditempatkan dalam  orbit  yang  posisinya  tetap  dengan  posisi  suatu  titik  di bumi.  Karena  mempunyai  posisi  yang  tetap  maka  waktu edarnyapun  sama  dengan  waktu  rotasi  bumi.  Posisi  orbit satelit  GEO  sejajar  dengan  garis  khatulistiwa  atau mempunyai titik lintang nol derajat.
Satelit komunikasi dan satelit cuaca sering diorbitkan pada orbit geostasioner, sehingga antena satelit yang berkomunikasi  dengannya  tidak  harus  berpindah  untuk melacaknya,  tetapi  dapat  menunjuk  secara  permanen  pada posisi  di  langit  di  mana  mereka  berada.  Sebuah  orbit geostasioner  adalah  satu  tipe  orbit  geosynchronous.  Gagasan tentang  sebuah  satelit  geosynchronous  untuk  tujuan komunikasi  pertama  kali  diterbitkan  pada  tahun  1928  oleh Herman Potocnik [4].

## B. Model Matematika Sistem Gerak Satelit
Model gerak satelit yang dibahas adalah sistem gerak satelit yang  dibawa  kedalam  koordinat  kutub  berdimensi  dua, pergerakan satelit tersebut diamati secara radial/searah dengan pengamat  (menjauhi  atau  mendekati  pengamat)  dan  searah tangensial (gerak melingkari bumi) [5].
Gambar 1. Ilustrasi gerak satelit pada koordinat kutub (bumi).
Gambar 2. Ilustrasi gerak satelit pada koordinat kutub (Satelit).
Dari  persamaan  gaya  pada  arah  radial  dan  pada  arah tangensial,  sistem  persamaan  gerak  pada  satelit  dapat dituliskan:
{ − . 𝜃 = 𝑟 − 𝑀 𝑟 . 𝜃 + . 𝜃 = 𝜃 (1)
Misalkan = 𝑀 , = 𝐹𝑟 , = 𝐹𝜃 , dan , , , 𝜃, 𝜃, 𝜃 adalah fungsi waktu, maka sistem persamaan gerak satelit (1) dapat dituliskan menjadi:
{ = . 𝜃 − 𝑟 + 𝜃 = − 𝑟 .𝜃 𝑟 + 𝑟 (2)

## C. Prinsip Minimum Pontryagin
Pada  prinsipnya,  tujuan  dari  pengendalian  optimal  adalah menentukan  signal  atau  kendali  yang  akan  diproses  dalam sistem  dinamik  dan  memenuhi  beberapa  konstrain  atau kendala, dengan tujuan memaksimumkan atau meminimumkan fungsi tujuan yang sesuai [6].
Pada  umumnya,  masalah  kendali  optimal  dalam  bentuk ungkapan  matematik  dapat  diformulasikan  sebagai  berikut, dengan  tujuan  mencari  kendali
yang  mengoptimalkan
fungsi tujuan.
= 𝑆( ( ), ) + ∫ 𝑉 , , 𝑓 (3) dengan sistem dinamik yang dinyatakan oleh = , , (4) dan kondisi batas = , ( ) = (5)
Langkah-langkah  penyelesaian  dari  masalah  kendali optimal  yang  diformulasikan  oleh  persamaan  (3)  -  (5)  adalah sebagai berikut[6]:
1. Bentuk Hamiltonian , , 𝜆 , = 𝑉 , , (6) +𝜆′ , , 2. Minimumkan H terhadap yaitu dengan cara: 𝐻 = sehingga diperoleh kondisi stasioner ∗ = ℎ ∗ , 𝜆 ∗ , (7)
3. Dengan  menggunakan ∗ yang telah dihasilkan pada langkah  2,  akan  didapatkan  fungsi  Hamilton  baru  yang optimal,
∗ , yaitu: ∗ ∗ , ∗ , 𝜆 ∗ , = ∗ , 𝜆 ∗ , (8) 4. Selesaikan persamaan state dan costate ∗ = 𝐻∗ 𝜆 dan 𝜆 ∗ = − 𝐻∗ (9)
kondisi  batas  yang  diberikan  oleh  keadaan  awal  dan keadaan akhir yang disebut kondisi trasversality, yaitu:
∗ + 𝑆 𝑓 𝛿 𝑓 + 𝑆 ∗ − 𝜆 ∗ 𝑓 ′ 𝛿 = (10)
dengan  S  adalah  bentuk  Meyer  dari  fungsi  tujuan J,  H adalah  persamaan  Hamiltonian,  menunjukkan  variasi dan  tanda  *  menunjukkan  keadaan  saat  variabel kontrolnya stasioner.
5. Subtitusi  hasil-hasil  yang  diperoleh  pada  langkah  4  ke dalam  persamaan u*(t) pada  langkah  2  untuk mendapatkan kendali yang optimal.
Kondisi  batas  transversality  dibedakan  menjadi  lima  tipe berdasarkan  perbedaan  antara dan  state  pada  waktu  akhir , yaitu:
1. Waktu  akhir  dan  state  saat  waktu  akhir  telah  ditentukan atau diketahui
=
( ) = (11)
2. Waktu  akhir  belum  ditentukan  atau  tidak  diketahui  dan state saat waktu akhir telah ditentukan atau diketahui.
=
( ) = ∗ + 𝑆 = (12)
3. Waktu  akhir  telah  ditentukan  atau  diketahui  sedangkan state  saat  waktu  akhir  belum  diketahui  atau  tidak ditentukan.
= 𝜆 ∗ = 𝑆 ∗ (13)
4. Waktu  akhir  belum  ditentukan  atau  tidak  diketahui  dan state saat akhir belum ditentukan atau tidak diketahui dan nilainya bergantung pada sesuatu.
=
( ) = 𝜃( )
∗ + 𝑆 + 𝑆 ∗ − 𝜆 ∗ ′ 𝜃 = (14)
5. Waktu  akhir  belum  ditentukan  atau  tidak  diketahui  dan state saat akhir belum ditentukan atau tidak diketahui dan nilainya tidak bergantung pada sesuatu.
𝛿 =
( ∗ + 𝑆 ) = 𝑆 ∗ − 𝜆 ∗
= (15)

## D. Runge-Kutta Orde Empat
Metode Runge-Kutta adalah  metode  yang digunakan  untuk menyelesaikan  masalah  nilai  awal  dalam  persamaan diferensial. Metode Runge-Kutta memberikan error yang lebih kecil  dibanding  dengan  metode  numerik  yang  lain  seperti metode  Euler  dan  metode  Heun.  Metode  Runge-Kutta  orde empat  banyak  digunakan  karena  memiliki  tingkat  ketelitian yang lebih tinggi.
Misal diberikan persamaan diferensial sebagai berikut:
= , (16)
syarat  batas = .  Secara  iterasi  penyelesaian  Runge- Kutta orde empat adalah sebagai berikut:
+ = + ℎ 6 + + + (17)
dengan,
h = Δ =
, (18)
= + ℎ , + 𝑘 (19) = + ℎ , + 𝑘 (20)
= + ℎ, + (21)

## III. ANALISIS DAN PEMBAHASAN

## A. Analisis Kestabilan
Diberikan  fungsi  karakteristik  dari  matriks  A  sebagai berikut:

## = [
− ] (1)
Kemudian dicari determinan dari
− 𝜆
| − 𝜆 | = | −𝜆 −𝜆 − −𝜆 −𝜆 | = (2)
Diperoleh  4  buah  nilai  eigen  yaitu  ( , , , − )  yang memiliki Re( 𝜆 = , = , , , sedemikian  sehingga menurut  teorema  2.1  sistem  gerak  satelit  adalah  sistem  yang stabil  jika  multiplisitas  aljabar  sama  dengan  multiplisitas geometrinya,  sedangkan  sistem  dikatakan  tidak  stabil  jika multiplisitas aljabarnya lebih besar dari multiplisitas geometri.
Dari  perhitungan  multiplisitas  didapatkan  multiplisitas aljabarnya  adalah  2  dan  multiplisitas  geometrinya  adalah  1, sehingga multiplisitas aljabar lebih dari multiplisitas geometri, maka  menurut  teorema  2.1  dapat  disimpulkan  sistem  gerak satelit adalah sistem yang tidak stabil.

## B. Analisis Keterkontrolan
Pada pelinieran  sistem  gerak  satelit  telah  diketahui  matriks A dan matriks B sedemikian sehingga
× = [ − ] ; =   [ ] (3)
Selanjutnya dicari Rank dari 𝑀 = [ ] .
Sehingga diperoleh:
𝑀 = [       ]
= [ | − | − − − | − − − ] (4)
Dapat  diamati  bahwa rank 𝑀 = ,  sehingga  menurut teorema 2.2 sistem gerak satelit adalah sistem yang terkontrol.

## C. Analiis Keteramatan
Pada pelinieran  sistem  gerak  satelit  telah  diketahui  matriks A dan matriks C sedemikian sehingga
× = [ − ] ; = [ ] (5)
Selanjutnya dicari Rank dari 𝑀 = [ ] .                   (6)
Sehingga diperoleh:
𝑀 = [ 𝑺
] (7)
𝑀 = [ − − − − ] (8)
Dapat dilihat bahwa rank 𝑀 = , sehingga menurut teorema 2.3 sistem gerak satelit adalah sistem yang teramati.

## D. Prinsip Minimum Pontryagin
Pada  penelitian  ini  tujuan  dari  penyelesaian  kontrol optimal  adalah  untuk  menstabilkan  posisi  satelit  pada  posisi geostasionernya  dengan  kontrol dan  kontrol . Sehingga  sistem  dinamik  dari  sistem  persamaan  gerak  satelit adalah sebagai berikut:
= (9) = − 𝜎 x + (10)
= (11)
= − + (12)
dengan
≤ ≤ dan ≤ ≤ .
Fungsi tujuan untuk model diatas diberikan sebagai berikut:
= ∫ + 𝑓 (13)
Dari  langkah-langkah  penyelesaian  Prinsip  Minimum Pontryagin  diperoleh  fungsi  Hamiltonian,  persamaan state, dan persamaan costate sebagai berikut:
∗ = + + 𝜆 + 𝜆 − 𝜎 x 𝜆
+𝜆 + 𝜆 − + 𝜆 (14)
Persamaan state :
= 𝜆 ∗ = ∗ (15) = 𝜆 ∗ = − 𝜎 + (16) = 𝜆 ∗ = ∗ (17) = 𝜆 ∗ = − + (18)
Persamaan costate
𝜆 = − ( ) ∗ = − 𝜆 + 𝜎 𝜆 + − 𝜆 (19)
𝜆 = − ∗ = − 𝜆 − 𝜆
(20)
𝜆
= −
∗ = (21)
𝜆 = − ∗ = − 𝜆 + 𝜆 − 𝜆 (22)

## E. Solusi Numerik
Persamaan state dan costate yang  diperoleh  merupakan persamaan  nonlinier  sehingga  sulit  untuk  diselesaikan  secara analitik,  sehingga  dalam  penelitian  ini  persamaan state dan costate diselesaikan secara numerik. Penyelesaian numerik ini dengan  menggunakan  metode  Runge-Kutta  orde  empat Karena tingkat ketelitiannya cukup tinggi.
Pada state diketahui nilai awal maka untuk menyelesaikan persamaan state digunakan metode forward sweep . Sedangkan untuk  persamaan costate digunakan  metode backward  sweep karena  nilai  akhir  costate  diketahui  berdasarkan  kondisi tranversality, Sehingga  metode  yang  digunakan  adalah forward-backward  sweep dengan  solusi  numerik  yang digunakan adalah Runge-Kutta orde empat.
Langkah 1: Interval waktu = [ , ] dibagi sebanyak   subinterval.
Langkah 2: Memberikan inisialisasi nilai awal , , , , , , 𝜆 , 𝜆 , 𝜆 , dan 𝜆 dalam bentuk vektor nol sebanyak  .
Langkah 3:
Menggunakan nilai awal = , = , = , = , = , = .  (23)
Langkah 4:
Menghitung nilai ∗ = min { , max , −𝜆 } dan
∗ = min { , max , −𝜆 } .                                 (24)
Langkah 5: Menyelesaikan  persamaan state secara forward  sweep. Integrasi  numerik  dari  persamaan state (14)  sampai  (17) dengan menggunakan metode Runge-Kutta orde empat.
Langkah 6: Menyelesaikan  persamaan costate secara backward  sweep. Integrasi  numerik  dari  persamaan costate (18)  sampai  (21) dengan menggunakan metode Runge-Kutta orde empat.
Langkah 7:
Memperbarui  nilai dan dengan  mensubtitusikan  nilai , , , , 𝜆 , 𝜆 , 𝜆 , dan 𝜆 yang baru ke dalam karakterisasi kontrol optimal.

## F. Analisis dan Simulasi
Simulasi dengan metode numerik Runge-Kutta dengan nilai awal yang diberikan adalah sebagai berikut[6]:
= = /
=
𝑎 𝑎 = 𝑎 𝑎 / dengan menyatakan besar pergeseran jarak antara bumi dan satelit  dari  posisi  geostasionernya, menyatakan  besar
perubahan  kecepatan  radial  satelit  dari  kecepatan  radial geostasionernya, menyatakan  besar  pergeseran  sudut  yang dibentuk dari pergerakan satelit dari posisi geostasionernya, menyatakan  besar  perubahan  kecepatan  tangensial  dari kecepatan tangensial geostasionernya.
Simulasi dilakukan dengan = dan = s. Simulasi pertama  yang  dilakukan  adalah  ketika  sistem  awal  sebelum pemberian  kontrol  atau  diasumsikan = = .  Artinya tidak  ada  kontrol  terhadap  pergeseran  atau  perubahan  yang terjadi pada sistem gerak satelit.
Gambar 1. Grafik , , , dan tanpa kontrol.
Pada gambar 1 terlihat bahwa sistem gerak satelit sebelum diberikan  kontrol  maka  untuk    menuju  tak  hingga  keadaan sistem  gerak  satelit  yaitu ,   ,   , dan mengalami fluktuasi  naik  turun  serta  sistem  tidak  dapat  kembali  pada keadaan geostasionernya.
Selanjutnya  dari  kondisi  awal  tersebut  dilakukan  simulasi dengan  pemberian  kontrol dan dengan  bobot  yang diberikan  adalah  10  dan  50.  Berikut  jika  diberikan  kondisi bobot  kontrol lebih  besar  dari ,  bobot  dari  kontrol lebih kecil dari , dan bobot dari kontrol sama dengan .
Gambar 2 . Jarak 𝒙 .
Gambar 3 . Kecepatan 𝐱 .
Gambar .4 . Sudut 𝐱 .
Gambar 5 . Kecepatan sudut 𝐱 .
Dari  gambar  2  sampai  gambar  5  tersebut  terlihat  bahwa ketika  sistem  gerak  satelit  mengalami  perturbasi  orbital  yang berpengaruh  pada  pergeseran  jarak,  kecepatan,  sudut,  dan kecepatan  sudut  satelit  pada  posisi  geostasionernya  dan sebelum  diberikan  kontrol,  grafik  sistem  gerak  satelit mengalami  fluktuasi  naik  turun  dan  tidak  dapat  kembali  ke posisi geostasionernya.
Tetapi ketika sistem gerak satelit tersebut diberikan kontrol dan maka  kontrol  yang  diberikan  pada  sistem  dapat mengembalikan  jarak  antara  satelit  dan  bumi  pada  posisi geostasionernya.  Sehingga  dapat  dilihat  pada  grafik  sistem gerak satelit setelah diberikan kontrol akan stabil berada pada keadaan geostasionernya.
Dengan  pemberian  bobot  yang  berbeda-beda  berpengaruh pada nilai fungsi objektifnya sebagai berikut:
Tabel 1. Nilai fungsi tujuan 𝑱 Bobot Bobot 50 10 0.0452 10 50 0.0452 10 10 0.0151 50 50 0.0753
Dapat  ditarik  kesimpulan  bahwa  fungsi  tujuan    optimal ( = . )  ketika  diberikan  bobot  yang  sama  yaitu
= =
dan kontrol dan sebesar 0.005.

## IV. KESIMPULAN
Berdasarkan  analisis  hasil  simulasi  pada  bab  sebelumnya, dapat disimpulkan beberapa hal sebagai berikut:
1. Sistem  gerak  satelit  adalah  sistem  yang  tidak  stabil karena semua nilai eigen bagian real semua bernilai nol.
Sistem  juga  bersifat  terkontrol  dan  teramati.  Sehingga
kontrol  optimal  dengan  Prinsip  Minimum  Potryagin dapat diterapkan pada sistem gerak satelit.
2. Dari  hasil  simulasi  sistem  awal  dari  model  gerak  satelit saat  terkena  pengaruh  dari  luar  atau  gangguan,  grafik mengalami  fluktuasi  naik  turun  artinya  sistem  gerak satelit  rentan  terhadap  gangguan  dan  tidak  bisa  kembali ke posisi sebelumnya.
3. Hasil  simulasi  dengan  pemberian  kontrol  yaitu  dapat mengembalikan  posisi  satelit  ke  posisi  geostasionernya pada  waktu  60s  secara  optimal  dengan  bobot = =
dengan besar energi optimal = .
.

## DAFTAR PUSTAKA
[1]  S. Kusmaryanto, “ Orbit Satelit, ” 2013. [Online]. Available: http://sigitkus.lecture.ub.ac.id/?p=1691.
[2]  M.  Lestari, “ Satelit  Geostasioner:  Academia. ” [Online].  Available: www.academia.edu/16540093/SATELIT_GEOSTASIONER.
[3]  S. Suprapto, P. Pangaribuan, and G. Jonathan, “ Analisa Kebutuhan Bahan Bakar  Satelit  Palapa  C2  Untuk  Keperluan  Station  Keeping, ” J.  Tek. Telekomun. , 2009.
[4]  Wikipedia, “ Satelit. ” [Online]. Available:
https://id.m.wikipedia.org/wiki/Satelit.
[5]  R.  Arrosyid, “ Pengendalian  Gerak  Satelit  dengan  Menggunakan  Metode Linier Quadratic Regulator (LQR), ” Yogyakarta, 2014.
[6]  D. S. Naidu, Optimal Control Systems . USA: CRC Press LLC, 2002.
.