## ANALISIS ALTERNATIF PENEMPATAN SATELIT LAPAN A2 DI ORBIT

## Nizam Ahmad
Peneliti Bidang Matahari dan Antariksa, LAPAN E-mail: nizam@bdg.lapan.go.id

## ABSTRACT
The  preliminary  orbit  design  of  LAPAN  A2  satellite  takes  an assumption  that  the  satellite  will  be  launched  on  October,  2011.  This design used a scenario of satellite placement in orbit at altitude of about 650km,  800  km  and  870  km  and  inclinations  of  8  ,  10  and  20  .  The orbit analysis shows that if the satellite will be launched in Sriharikota, India,  it  will  be  only  possible  for  inclination  of  20  .  A    satellite  at  an altitude of  800  km  is  more  effective  for  a  remote  sensing  mission  than that  of  650  km  and  870  km,  because  it  will  pass  Indonesia  region  14 times a day with the total swath width is 4205.75 km and time in view is  about  11  minutes.  In  addition, the  satellite  will  revolve  the earth  14 times a day with the periode of about 100.85 minutes.
Keywords: Satellite, Orbit

## ABSTRAK
Rancangan  awal  orbit  satelit  LAPAN  A2  mengambil  asumsi bahwa  satelit  akan  diluncurkan  pada    bulan  Oktober  tahun  2011. Rancangan  ini  dilakukan  dengan  mengambil  skenario  penempatan satelit  di  ketinggian  sekitar  650  km,  800  km  dan  870  km  dengan inklinasi  8  ,  10  ,  dan  20  .  Analisis  orbit  memperlihatkan  bahwa  bila satelit  diluncurkan  dari  Sriharikota,  India,  maka  jendela  peluncuran satelit  hanya  tersedia  bagi  inklinasi  20  .  Bila  ditinjau  dari  misi  satelit, maka  ketinggian  800  km  lebih  efektif  digunakan  untuk  penginderaan jauh  karena  satelit  akan  lebih  sering  melintas  di  wilayah  Indonesia, yaitu  14  kali  dalam  sehari  dengan  panjang  cakupan  wilayah  4205,75 km  dan  durasi  waktu  penampakan  sekitar  11  menit.  Dalam  sehari satelit  akan  melintasi  Bumi  sebanyak  14  kali  dengan  periode  sekitar 100,85 menit.
Kata kunci: Satelit, Orbit

## 1 PENDAHULUAN
Satelit  LAPAN  A2  merupakan  generasi  kedua  dari  program pengembangan  teknologi  satelit  Lembaga  Penerbangan  dan  Antariksa Nasional  (LAPAN)  setelah  sebelumnya  berhasil  meluncurkan  satelit generasi pertama yaitu satelit LAPAN TUBSAT pada tanggal 10 Januari 2007. Satelit LAPAN A2 rencananya akan memiliki struktur yang mirip dengan satelit LAPAN TUBSAT dengan pengembangan dan penambahan muatan  satelit  yang  disesuaikan  dengan  misinya.  Satelit  ini  masih tergolong  kelas  satelit  mikro  dengan  volume  dan  massanya  20  persen lebih  besar  dibandingkan  satelit  LAPAN  TUBSAT.    Satelit  LAPAN  A2 nantinya  akan  digunakan  untuk  misi  penginderaan  jauh  (remote sensing).  Oleh  karena  itu  muatan  yang  akan  digunakan  di  antaranya perangkat Global Positioning System (GPS) untuk data waktu dan posisi orbit  satelit,  Attitude  Determination  and  Control  System  (ADCS)  untuk stabilitas platform satelit selama observasi dan akuisisi data. Selain itu terdapat juga komponen yang berfungsi sebagai pengendali pemograman  otomatis  kamera  untuk  mencapai  target  geografis  saat observasi serta pemuatan memori dan penyimpanan data (http://lapantubsat.org).
Satelit  LAPAN  A2  rencananya  akan  diluncurkan  dengan  cara menumpang (piggy back) dengan menggunakan roket PSLV India. Roket PSLV  (Polar  Satellite  Launch  Vehicle)  biasa  digunakan  untuk meluncurkan  satelit  dengan  orbit  polar.  Hal  ini  menarik  karena  satelit LAPAN A2 nantinya direncanakan akan memiliki orbit dengan inklinasi ekuatorial.
Peluncuran sebuah  wahana antariksa  seperti satelit  merupakan suatu permasalahan yang komplek karena melibatkan faktor teknis dan non  teknis.  Dari  segi  teknis,  beberapa  di  antaranya  adalah  kesiapan stasiun  peluncur,  roket  peluncur  dan  kesiapan  satelit  untuk diluncurkan. Segi non teknis memperhitungkan faktor topografi daerah peluncuran, iklim dan cuaca yang mempengaruhi stabilitas peluncuran. Peluncuran  sebuah  satelit  menuju  orbit    hingga  operasional  satelit dalam  selang  kala  hidup  satelit  memperhitungkan  persyaratan  misi satelit yang meliputi penempatan satelit, kinerja sistem, model transfer data,  cakupan  wilayah,    durasi  misi  dan  sebagainya  (Ahmad,  2008). Terkait dengan penempatan satelit, umumnya satelit penginderaan jauh ditempatkan pada  ketinggian orbit rendah yang berkisar antara  300 – 3000 km dari permukaan Bumi serta memiliki bidang kemiringan orbit (inklinasi)  yang  bervariasi  yaitu  ekuatorial  dan  polar    dengan  periode orbit yang pendek serta berbentuk lingkaran (e = 0).
Satelit  LAPAN  A2  direncanakan  akan  ditempatkan  di  orbit rendah Bumi.  Orbit  rendah Bumi  dikenal sebagai  wilayah  penempatan satelit  yang  rawan  akan  hambatan  atmosfer  yang  tinggi  yang  akan mempengaruhi  ketinggian  orbit  dan  kala  hidup  satelit  di  orbit.  Dalam astrodinamika  pada  setiap  penempatan  satelit  di  orbit  diperlukan beberapa alternatif rancangan mengingat penempatan satelit merupakan suatu  hal  yang  komplek  dalam  arti  misi  peluncuran  kerap mengalami  penundaan  karena  berbagai  faktor  yang  secara    otomatis akan  mengubah  desain  awal  orbit.  Dalam  hal  ini  diperlukan  beberapa skenario  orbit yang  kemudian  dilihat seberapa  besar  skenario  tersebut mendukung  misi  satelit.  Skenario  di  sini  bisa  mencakup  pemilihan ketinggian  dan  inklinasi  orbit  satelit.  Dalam  penelitian  ini  dilakukan analisis  terhadap  beberapa  skenario  penempatan  satelit  LAPAN  A2 dengan  harapan  diperoleh  wilayah  penempatan  satelit  LAPAN  A2  yang optimal dalam mendukung misi satelit selama mengorbit.

## 2 METODE
Metode  yang  digunakan  dalam  analisis  ini  secara  garis  besar dapat dilihat melalui diagram pada Gambar 2-1.
Gambar 2-1: Diagram metode dalam menganalisis skenario penempatan satelit LAPAN A2
h 1 = A Km
h 2 = B Km
h 3 = C Km Misi Satelit Orbit i 1 = a  i 2 = b 
Ketingian ( h ) (LEO) Inklinasi ( i )
(Ekuatorial)
i 3 = c 
Pada Gambar 2-1 dapat dilihat bahwa misi satelit menjadi acuan dalam menempatkan satelit di orbit. Orbit satelit yang digunakan dalam skenario  ini  dilihat  dari  ketinggian  dan  inklinasi  satelit  dari  Bumi. Dalam  metoda  ini  dapat  diambil  beberapa  skenario  ketingggian, misalnya A km, B km dan C km dengan inklinasi a  , b  dan c  secara berturut-turut.  Dengan  menggunakan  persamaan  astrodinamika  dan simulasi  parameter  orbit  dari  skenario  yang  ada  maka  pemilihan parameter  orbit  yang  akan  mendukung  kesuksesan  misi  satelit  dapat dilakukan. Parameter orbit yang mendukung kesuksesan misi satelit ini menjadi desain pertama dalam proses perancangan penempatan satelit di orbit.

## 3 DATA DAN PENGOLAHAN
Satelit generasi pertama yaitu satelit LAPAN TUBSAT diluncurkan dengan menggunakan roket peluncur PSLV (Polar Satellite Launch  Vehicle)  milik  India.  Peluncuran  satelit  ini  kemungkinan  akan dijadikan  sebagai  alternatif  pilihan  sistem  peluncur  satelit  LAPAN  A2. Roket  PSLV  ini  dapat  membawa  satelit  dari  ketinggian  800  km  hingga 900  km  (http://www.bharat-rakshak.com/SPACE/).  Oleh  karena  itu dalam  skenario  ini  dipilih  3  alternatif    wilayah  ketinggian  orbit  satelit yaitu 800 km, 870 km dan 650 km dengan inklinasi 10  dan 20  dan 8  . Alasan  pemilihan  ketinggian  tersebut  adalah  pada  umumnya  satelit dengan  misi  penginderaan  jauh  ditempatkan  pada  wilayah  ketinggian tersebut. Bila ditinjau dari pengaruh hambatan atmosfer terhadap orbit satelit  relatif  kecil.  Selain  itu  pengaruh  partikel  bermuatan  terhadap satelit  yang  dapat  mengakibatkan  pemuatan  pada  satelit  juga  relatif kecil karena satelit ditempatkan di daerah ekuator.
Untuk  membuat  simulasi  lintasan  satelit  pada  suatu  wilayah  di permukaan Bumi dapat digunakan data orbit (Two Line Element – TLE) satelit  lain  (www.space-track.org)  dengan  ketinggian  identik  (Ahmad, 2007).  Dalam  hal  ini  data  TLE  satelit  NOAA  17  digunakan  sebagai rujukan  simulasi  orbit  LAPAN  A2  pada  ketinggian  800  km,  data  TLE satelit  FENGYUN  1A  pada  ketinggian  870  km  dan  data  TLE  satelit ALSAT  1  pada  ketinggian  650  km.  Data  TLE  masing-masing  satelit tersebut  dimodifikasi  sesuai  dengan  inklinasi  masing-masing  alternatif orbit satelit LAPAN A2 yang dapat dilihat pada Gambar 3-1.
Gambar 3-1: Data  TLE  LAPAN  A2  merujuk  pada  NOAA  17,  FENGYUN

## 1A dan ALSAT 1
Pada  Gambar  3-1  dapat  dilihat  data  TLE  LAPAN  A2  pada ketinggian  800,  870  km  dan  650  km  pada  inklinasi  10  ,  20  dan  8  secara  berurutan.  Parameter  orbit  seperti  inklinasi  (Gambar  3-1A)  dan eksentrisitas  (Gambar  3-1C)  merupakan  parameter  orbit  yang  relatif tetap,  sedangkan  parameter  orbit  lain  seperti  Right  Ascension  of  the Ascending  Node  -  RAAN  (Gambar  3-1B)  dan  Argument  of  Perigee  -  AoP (Gambar  3-1D)    yang  menyatakan  orientasi  satelit  terhadap  ekuator Bumi  merupakan  parameter  yang  berubah-ubah  bergantung  pada posisi satelit.
Untuk  melihat  lintasan  ini  digunakan  perangkat  lunak  orbitron (www.stoff.pl)  dengan  mengasumsikan  peluncuran  dilakukan  pada akhir  Oktober  tahun  2011.  Asumsi  ini  diambil  dengan  memper- timbangkan  kesiapan  teknis  peluncuran,  baik  satelit  maupun  roket peluncur.  Asumsi  waktu  peluncuran  ini  bukan  sesuatu  yang  baku dalam simulasi lintasan ini karena simulasi ini hanya bertujuan untuk melihat pola lintasan satelit pada suatu wilayah di permukaan Bumi.
Khusus  skenario  orbit  LAPAN  A2  pada  ketinggian  650  km  dan inklinasi  8  ,  penempatannya  akan  mengikuti  orbit  satelit  utama  milik India yang bernama Astrosat yang akan dibawa oleh roket PSLV (Kadri, 2010).  Satelit  Astrosat  direncanakan  ditempatkan  pada  ketinggian  650 km dengan inklinasi near equatorial (mendekati 0  ) dan  memiliki berat sekitar  1.659  kg  (http://en.wikipedia.org/wiki/Astrosat).  Satelit  ini termasuk  kelas  satelit  besar  (big  satellite).  Ilustrasi  rancangan  satelit LAPAN A2 dan Astrosat dapat dilihat pada Gambar 3-2.
A B
Gambar 3-2:Ilustrasi rancangan satelit LAPAN A2 (A) dan Astrosat (B)
Hal  ini  berbeda  dibandingkan  dengan  satelit  LAPAN  A2,  karena satelit  LAPAN  A2  direncanakan  memiliki  berat  sekitar  65  kg  dengan ukuran  60  cm  x  60  cm  x  80  cm  berbentuk  kubus.  Jadi  dari  beratnya satelit  LAPAN  A2  dikategorikan  sebagai  kelas  satelit  mikro.  Pada dasarnya  satelit  mikro  tidak  dirancang  memiliki  sistem  propulsi  untuk manuver orbit sehingga bila terdapat perubahan bahwa satelit ini harus melakukan manuver orbit maka akan terjadi penyesuaian pada ukuran satelit tersebut.

## 4 HASIL DAN PEMBAHASAN
Alternatif  penempatan  satelit  pada  ketinggian  800  km,  870  km dan  650  km  dengan  inklinasi  10  ,  20  ,  dan  8  bila  dihitung  secara mekanika  orbit  akan  memberikan  hasil  yang  berbeda  yang  kemudian akan disesuaikan dengan kebutuhan misi satelit. Berdasarkan tinjauan mekanika  orbit  maka  penempatan  satelit  menuju  orbit    merupakan salah  satu  hal  penting  bagi  kesuksesan  misi  satelit.  Fase  penempatan ini  sangat  bergantung  pada  kondisi  awal  satelit  ketika  diluncurkan pada  suatu  tempat  (Launch  site)  di  permukaan  Bumi.  Oleh  karena  itu analisis  penempatan  satelit  ini  dilakukan  dengan  menggunakan persamaan-persamaan mekanika orbit yang ada dalam astrodinamika.
Penempatan  satelit  setelah  proses  separasi  dari  roket  peluncur tingkat akhir disebut juga fase terbang bebas (free flight). Pada fase ini
dilakukan  kalkulasi  posisi,  kecepatan  dan  sudut  zenith  satelit  dengan mengasumsikan  bahwa  penempatan  awal  ini  terjadi  di  perigee  satelit (jarak terdekat satelit dengan Bumi). Hal ini dapat dilihat pada Gambar 4-1.
Gambar 4-1:Ilustrasi penempatan satelit pada kondisi awal
Pada Gambar 4-1, v menyatakan vektor kecepatan satelit, op 2 (r) menyatakan  jarak  satelit  dari  pusat  Bumi,  p 1 p 2 menyatakan  jendela peluncuran  satelit    dan  menyatakan  sudut  azimuth  satelit.  Titik pemadaman  roket  terjadi  di  p 2 (perigee).  Rotasi  Bumi  dan  satelit  (arah prograde)  berlawanan  dengan  arah  jarum  jam.  Pada  setiap  rancangan awal  orbit,  sudut  azimuth  sering  diasumsikan  bernilai  90  .  Hal  ini disebabkan satelit yang ditempatkan pada sudut ini tidak akan banyak menggunakan  bahan  bakar  (http://www.braeunig.us/space/).  Dengan menggunakan  radius  Bumi  sebesar  6.378,14  km,  maka  diperoleh besarnya kecepatan sirkular satelit melalui persamaan 4-1.
v sir = r /  (4-1)
dengan  v sir merupakan  kecepatan  sirkular  satelit,  r  jarak  satelit  dan µ konstanta  gravitasi  Bumi  dengan  nilai  3,986.10 5 km 3 /s 2 .  Kecepatan sirkular  masing-masing  alternatif  ketinggian  orbit  satelit  dapat  dilihat pada  Tabel  4-1.  Dari  kecepatan  ini  sekaligus  dapat  diketahui  periode satelit mengelilingi Bumi dalam sehari.
Tabel 4-1: KECEPATAN SIRKULAR DAN PERIODE SATELIT LAPAN A2
Ketinggian satelit (km) Jarak satelit (km) Kecepatan satelit (km/s) Periode (Menit) 800 7178,14 7,45 100,85 870 7248,14 7,42 102,24 650 7028,14 7,53 97,69
Orbit satelit v  r p 1 p 2 o
Ketinggian  terdekat  (perigee)  dan  terjauh  (apogee)  satelit  dari permukaan  Bumi  pada  kondisi  awal  peluncuran  dihitung  melalui persamaan 4-2,
) 1 ( 2 ) sin )( 1 ( 4 ) ( 1 2 2 2 , 1 1 C C C C r R p         (4-2)
dengan
2 1 1 2 v r C  
Dalam  hal  ini  R p merupakan  ketinggian  perigee  satelit,  r 1 ,  v 1 dan  1 merupakan  jarak,  kecepatan  dan  sudut  azimuth  satelit  pada  kondisi awal  peluncuran.  Dengan  menggunakan  persamaan  4-2,  tinggi  perigee dan  apogee  satelit  dapat  dihitung.  Tinggi  perigee  dan  apogee  ini sekaligus  memberikan  informasi  mengenai  bentuk  orbit  satelit  melalui nilai eksentrisitas. Hal ini dapat dilihat pada Tabel 4-2.
Tabel 4-2: TINGGI PERIGEE DAN APOGEE SATELIT LAPAN A2
Pada  Tabel  4-2  terlihat  bahwa  tinggi  perigee  dan  apogee  satelit  tidak persis  sama  dengan  ketinggian  yang  diinginkan.  Hal  ini  disebabkan pengambilan  asumsi  sudut  azimuth  sebesar  90  yang  sangat berpengaruh  terhadap  jarak  perigee  dan  apogee  satelit.  Pada  kondisi awal rancangan orbit hal ini biasa terjadi. Nilai tersebut nantinya akan dikoreksi lagi beberapa waktu menjelang peluncuran. Nilai eksentrisitas satelit  semuanya  hampir  mendekati  nol  yang  sekaligus  membuktikan bahwa orbit satelit pada kondisi awal berbentuk lingkaran (sirkular).
Satelit  LAPAN  A2  direncanakan  akan  diluncurkan  dari  tempat peluncuran  yang  bernama  Sriharikota,  India,  yang  memiliki  koordinat 13° 45' 0 LU dan  80° 10' 0 BT. Dengan demikian, sudut peluncuran (  ) dari jarak terdekat satelit (perigee) dengan tempat peluncuran dihitung dengan menggunakan persamaan 4-3.
1 sin ) ( cos sin ) ( tan 1 2 2 1 1 1 1 2 1 1         v r v r (4-3)
Ketinggian satelit (km) Tinggi Perigee (km) Tinggi Apogee (km/s) Eksentrisitas 800 807 814 0,000489 870 836 853 0,001145 650 653 656 0,000246
Perhitungan menggunakan persamaan 4-3 memberikan sudut peluncuran sebesar  0  .    Kecepatan  tempat  peluncuran  relatif  terhadap Bumi  dihitung  dengan  menggunakan  informasi  lintang  peluncuran sebagai berikut ( Wertz and Larson, 1999).
V L = (464,5 m/s) cos L (4-4)
dengan    V L merupakan  kecepatan  tempat  peluncuran  dan  L  adalah lintang  tempat  peluncuran.  Dengan  menggunakan  persamaan  (4-4) maka  besarnya  kecepatan  tempat  peluncuran  relatif  terhadap  Bumi adalah  sekitar  451,2  m/s.  Besarnya  azimuth  peluncuran  dihitung dengan menggunakan persamaan 4-5
sin  1 = cos i / cos L atau   cos i = sin  1 cos L (4-5)
Dari  persamaan  4-5  bila  inklinasi  (i)  sebesar  20  maka  diperoleh azimuth peluncuran sekitar 75  . Bila inklinasi sebesar 10  dan 8  maka tidak  terdapat  jendela  peluncuran  karena  inklinasi  lebih  kecil dibandingkan  lintang  peluncuran  (Vallado,  2001).  Hal  ini  memberikan arti  bahwa  untuk  satelit  yang  akan  diluncurkan  dengan  inklinasi  10  dan 8  harus dilakukan di tempat peluncuran lainnya mengingat letak geografis  India  tidak  memadai  untuk  peluncuran  satelit  dengan inklinasi  lebih  rendah  dibanding  letak  lintang  geografisnya.  Dari persamaan  (4-5),  minimum  bila  1 =  90  ,  yaitu  bila  i  =  L.  Jadi  bila diluncurkan di Sriharikota ( L = 13° 45' LU ), maka inklinasi minimum satelit,  i  =  13°  45'.  Dalam  mekanika  orbit,  ketersediaan  jendela peluncuran  (launch  window)  yang  menyatakan  periode  waktu  yang tepat  untuk  peluncuran  satelit  agar  mencapai  target  yang  diinginkan, dinyatakan melalui tiga persyaratan berikut (Wertz and Larson, 1999).
 Jika  L  >  i  untuk  orbit  prograde  atau  L  >  180  -  i  untuk  orbit retrograde, maka tidak terdapat jendela peluncuran.
 Jika L = i atau L = 180  - i, maka terdapat satu jendela peluncuran.
 Jika L <  i atau L < 180  - i, maka terdapat dua jendela peluncuran.
Orbit prograde merupakan orbit satelit yang searah dengan gerak rotasi Bumi  (i<90  )    sedangkan  orbit  retrograde  merupakan  orbit  satelit  yang berlawanan  dengan gerak rotasi Bumi (i>90  ).
Bila  satelit  LAPAN  A2  tetap  menggunakan  alternatif  orbit  pada ketinggian  800  km,  inklinasi  10  atau  ketinggian  650  km  dengan
inklinasi  8  menggunakan  roket  PSLV  pada  tempat  yang  sama (Sriharikota), maka peluncuran satelit ini harus menggunakan manuver ganti  inklinasi  yang  memerlukan  bahan  bakar  yang  cukup  besar. Misalnya  pada  kasus  wahana  antariksa  milik  NASA,  Dawn  spacecraft. Manuver  inklinasi  sebesar  1  pada  wahana  ini  menggunakan  jenis bahan  bakar  ion  (ion  thruster)  memerlukan  perubahan  kecepatan sebesar 132 m/detik (http://www.thespacereview.com/article/1373/1). Bila  manuver  satelit  LAPAN  A2  nantinya  akan  menggunakan  jenis bahan  bakar  yang  sama,  maka  besarnya  penggunaan  bahan  bakar akan sebanding dengan kelipatan perubahan inklinasi yang diperlukan. Hal  ini  selain  berpengaruh  besar  terhadap  budget,  juga  akan mempengaruhi  ukuran tabung yang akan membawa bahan bakar (fuel tank)  serta  kestabilan  antara  satelit  dengan  tabung  tersebut.  Pada umumnya,  satelit  mikro  dengan  berat  kurang  dari  100  kg  tidak dilengkapi dengan sistem manuver orbit. Dalam makalah ini tidak akan meninjau manuver ganti inklinasi pada LAPAN A2 nantinya karena hal ini memerlukan kajian khusus mengenai jenis bahan bakar yang akan digunakan,  spesifikasi  roket  PSLV  yang  mendukung    terhadap penambahan  ukuran  LAPAN  A2  akibat  penambahan  bahan  bakar tersebut  serta  teknis  penyisipan  (attachment)  tabung  bahan  bakar tersebut  pada  satelit.  Oleh  karena  itu,  mengingat  alternatif  orbit  yang memungkinkan  untuk  diluncurkan  secara  normal  dari  tempat peluncuran  adalah  orbit  dengan  ketinggian  870  km  dengan  inklinasi 20  ,  maka  analisis  ini  fokus  pada  pembahasan  alternatif  orbit  satelit LAPAN A2 dengan inklinasi 20  .
Dalam  peluncuran  satelit,  perlu  memperhitungkan  juga  besar sudut  koreksi  peluncuran  akibat  pengaruh  rotasi  Bumi.  Untuk peluncuran  satelit  LAPAN  A2  dengan  inklinasi  20  ,  besarnya  koreksi akibat  kecepatan rotasi Bumi diperoleh melalui persamaan 3-6 sebagai berikut,
tan   (V L /V o ) cos  1 (4-6)
dalam  hal  ini  V 0 merupakan  kecepatan  rotasi  Bumi  di  ekuator  yang besarnya  sekitar  7,8  km/s.  Dengan  demikian  besarnya  koreksi  ini adalah  sekitar  0,015  .  Ilustrasi  peluncuran  satelit  dari  India  sekaligus penempatan  satelit  LAPAN  A2  nantinya  di  orbit  dapat  dilihat  pada Gambar 4-2.
Gambar 4-2 : Ilustrasi penempatan satelit LAPAN A2 di orbit
Perhitungan  pemilihan  inklinasi  satelit  melalui  jendela  peluncuran hanya  memungkinkan  untuk  inklinasi  20  (i  >  13°  45').  Adapun pemilihan  ketinggian  satelit  nantinya  tidak  menjadi  permasalahan terhadap  jendela  peluncuran  karena  ketinggian  ini  hanya  terkait dengan operasional satelit di orbit seperti pengaruh hambatan atmosfer pada ketinggian orbit dan dampak partikel bermuatan terhadap sistem satelit.
Pemilihan  inklinasi  20  ini  sekaligus  mereduksi  skenario  orbit satelit  LAPAN  A2  dalam  hal  pemilihan  inklinasi  satelit.  Dengan demikian  inklinasi  yang  digunakan  untuk  simulasi  lintasan  ini  hanya ditampilkan  untuk  inklinasi  20  dengan  mengasumsikan  tempat peluncuran  dilakukan  di  Sriharikota,  India.  Data  TLE  yang  digunakan untuk  simulasi  lintasan  LAPAN  A2  ini  merupakan  data  TLE  yang terdapat pada pada Gambar 4-1 dan simulasi lintasannya menggunakan  perangkat  lunak  Orbitron  untuk  masing-masing ketinggian dapat dilihat pada Gambar 4-3.
A B C Gambar 4-3: Simulasi  lintasan  satelit  LAPAN  A2    870  km  (A),    800  km (B) dan 650 km (C)
Pada  Gambar  4-3  simulasi  satelit  LAPAN  A2  dilakukan  dengan mengasumsikan  waktu  peluncuran  terjadi  pada  akhir  Oktober  tahun 2011  dengan  memilih  Bandung  sebagai  stasiun  Bumi.  Lintasan  satelit LAPAN  A2  pada  ketiga  ketinggian  tersebut  tidak  akan  melebihi  lintang 20  utara  dan  selatan  Bumi.  Skenario  ketinggian  satelit  pada  870  km, 800  km  dan  650  km  dengan  pemilihan  inklinasi  20  memberikan informasi  parameter  gerak  satelit  (Wertz  and Larson,  2001)  bila  dilihat dari stasiun Bumi seperti yang terlihat pada Tabel 4-3.

## Tabel 4-3: PARAMETER GERAK SATELIT DILIHAT DARI BUMI
Parameter Ketinggian Orbit 650 km 800 km 870 km T menit 9 10,6 11,4 Rev/d 15 14 14 FOV  33,2 37,8 40 SW (km) 3693,9 4205,75 4450,52 Pass 14 14 kali 13 kali
Pada  Tabel  4-3,  T  menyatakan  durasi  satelit  melintasi  wilayah Indonesia.  Satelit  LAPAN  A2  pada  ketinggian  870  km  memiliki  durasi melintas yang lebih lama dan sudut pandang (Field of view – FOV) yang lebih  besar  dibandingkan  dengan  satelit  pada  ketinggian  650  km  dan 800  km.  Sudut  pandang  yang  besar  pada  ketinggian  870  km  ini memberikan  panjang  cakupan  wilayah  (Swath  Width  -  SW)  yang  lebih besar  sekitar  4450  km.  Satelit  LAPAN  A2  yang  ditempatkan  pada ketinggian  650  km  dan  800  km  akan  melewati  wilayah  Indonesia dengan  frekuensi  yang  sama  sekitar  14  kali  dalam  sehari.  Meskipun satelit  LAPAN  A2  pada  ketinggian  870  km  memiliki  panjang  cakupan wilayah yang  lebih  besar,  namun  dalam  hal  ini  satelit  pada  ketinggian 800  km  lebih  sering  melintasi  wilayah  Indonesia  dibandingkan  pada ketinggian  870  km.  Hal  ini  memberikan  keuntungan  dalam  misi penginderaan  jauh  dan  sekaligus  menjadi  rujukan  dalam  pencapaian misi satelit. Perbandingan parameter satelit LAPAN A2 ini dengan satelit generasi sebelumnya, LAPAN TUBSAT, dapat dilihat pada Tabel 4-4.
Tabel 4-4: PERBANDINGAN  PARAMETER  GERAK  SATELIT  LAPAN  A2 DAN LAPAN TUBSAT
Pada  Tabel  4-4  terlihat  bahwa  panjang  cakupan  wilayah  satelit lebih kecil sekitar 3627 km dan satelit ini melintasi wilayah Indonesia 4 kali  dalam  sehari.  Hal  ini  disebabkan  satelit  ini  ditempatkan  pada inklinasi  polar  dengan  inklinasi  sekitar  97,8  (http://www.space- track.org). Hal ini sekaligus membuktikan bahwa satelit Indonesia yang ditempatkan di wilayah ekuator akan sering melewati wilayah Indonesia dibandingkan satelit Indonesia yang ditempatkan di daerah polar.

## 4 KESIMPULAN
Satelit  LAPAN  A2  yang  direncanakan  akan  diluncurkan  dengan menggunakan  roket  PSLV  India  4  tingkat  di  Sriharikota  (India)  hanya
Parameter Satelit LAPAN A2 Satelit LAPAN TUBSAT Ketinggian Orbit Ketinggian Orbit 650 km 800 km 870 km 630 km T menit 9 10,6 11,4 9 Rev/d 15 14 14 15 FOV  33,2 37,8 40 32,6 SW (km) 3693,9 4205,75 4450,52 3627,18 Pass 14 14 kali 13 kali 4 kali
memungkinkan diluncurkan pada inklinasi 20  (dari 3 pilihan inklinasi pada  simulasi  ini)    sesuai  dengan  ketersediaan  jendela  peluncuran (launch  window)  letak  geografis  daerah  tersebut.  Desain  orbit  satelit LAPAN  A2  dengan  misi  penginderaan  jauh,  melalui  kalkulasi  dan analisis  mekanika  orbit  serta  simulasi  lintasan  dengan  menggunakan data  orbit  (TLE)  satelit  NOAA  17,  FENGYUN  1A  dan  ALSAT  1    sebagai rujukan,  diperoleh  bahwa  orbit  yang  optimal  dalam  mendukung kesuksesan misi adalah orbit dengan ketinggian sekitar 800 km karena satelit  akan  memiliki  panjang  cakupan  wilayah  sekitar  4205,75  km, yaitu  sekitar  84%  dari  panjang  ekuator  Indonesia.  Meskipun  tidak seluruh  wilayah  Indonesia  yang  dapat  dicakup  oleh  satelit,  namun setidaknya  dengan  frekuensi  14  kali  lintasan  tiap  hari,  satelit  telah dapat melakukan pemantauan untuk seluruh wilayah Indonesia.

## DAFTAR RUJUKAN
Ahmad,  N.,  2007.  Karakteristik  Orbit  Satelit  Mikro  Di  Ketinggian  LEO, Jurnal  Sains  Dirgantara  LAPAN  Vol.5  No.1  desember  2007  hal 43-57.
Ahmad, N., 2008. Analisis Gerak Satelit  LAPAN TUBSAT, Buku Matahari dan Antariksa LAPAN Bandung hal 87-96.
Kadri, T.M., 2010. Indonesia’s Equatorial Orbit Twin Satellites for Space- based  Safety  Application  in  the  Disaster  Mitigation  and  Relief Effort, 16th Session of Asia Pacific Regional Space Agency Forum Bangkok, Thailand.
Vallado,  D.A,  2001.  Fundamental  of  Astrodynamics  and  Application,
Kluwer Academic Publishers.
Wertz,  J.  R.,  and  Larson,  W.  J,  1999.  Space  Mission  Analysis  And Design, Kluwer Academic Publishers.
Wertz,  J.  R.,  and  Larson,  W.J,  2001.  Mission  Geometry  :  Orbit  and Constellation  Design  and  Management, Kluwer  Academic Publishers.