## Iluminasi Panel Surya pada Satelit Orbit Rendah Ekuatorial
DESTI IKA SURYANTI, SRI RAMAYANTI, MOHAMMAD MUKHAYADI
Pusat Teknologi Satelit LAPAN Email: desti.ika@lapan.go.id
Received 8 Mei 2019 | Revised 19 Juni 2019 | Accepted 10 Juli 2019

## ABSTRAK
Desain  satelit  telah  berkembang  ke  arah  miniaturisasi  untuk  mengurangi  biaya peluncuran.  Satelit  kecil  menyediakan  platform  berbiaya  rendah untuk  misi  luar angkasa.  Salah  satu  permasalahan  utama  satelit  kecil  adalah  terbatasnya ketersediaan  daya.  Karena  ketersediaan  daya  diperlukan  agar  subsistem  satelit dapat  bekerja,  maka  pada  proses  desain  satelit  perlu  dilakukan  analisis  dan estimasi  ketersediaan  daya  selama  satelit  mengorbit  dengan  tetap mempertahankan  kekompakan  dan  volume  yang  diberlakukan  oleh  standar. Penelitian ini bertujuan untuk mengetahui kondisi iluminasi matahari pada panel surya  dari  berbagai  alternatif  desain  penempatan  sehingga  diperoleh  sebuah desain yang efisien. Iluminasi maksimum sebuah panel surya triple junction yang terpasang  secara  body  mounted  pada  satelit  kurang  lebih  sebesar  60%. Berdasarkan  hasil  penelitian  ini,  kombinasi  pemasangan  3  body  mounted  panel surya dan 2 simple deploy panel surya menghasilkan persentase iluminasi dua kali lipat dibandingkan 5 body mounted panel surya.
Kata kunci : panel surya triple junction, iluminasi, body mounted, simple deploy, daya

## ABSTRACT
Satellite design has envolved towards miniaturization to reduce launch costs. Small satellites provide a low-cost platform for space missions. One of the main problems with small satellites is the limited availability of power. Because the availability of power  is  needed  so  that  the  satellite  subsystem  can  work,  the  satellite  design process needs to analyze and estimated power availability as long as the satellite orbits while maintaining the compactness and volume imposed by the standard. This study aims to determine the conditions of solar illumination on solar panels from various alternative design placements in order to obtain an efficient design. Maximum illumination of triple junction solar panel mounted on a small satellite is approximately 60%. Based on the results of this study, the combination of installing 3 body mounted solar panels and 2 simple deploy solar panels produced twice the illumination percentage compared to 5 body mounted solar panels.
Keywords : solar panel triple junction, illumination, body mounted, simple deploy, power

## 1. PENDAHULUAN
Satelit merupakan suatu benda yang berputar di ruang angkasa dan mengelilingi bumi. Satelit dapat berperan sebagai stasiun radio yang menerima dan memancarkan kembali, memproses dan  memancarkan  kembali  frekuensi  radio  sehingga  dapat  digunakan  sebagai  wahana komunikasi.  Suatu  misi  satelit  umumnya  terdiri  dari  wahana  antariksa  dan  stasiun  bumi ( ground station) yang mengoperasikan dan mengendalikan satelit beserta link di antaranya (Ray, 1963) .
Fokus pada pengurangan biaya menggunakan satelit kecil dan konstelasi satelit kecil dalam misi  pengamatan  bumi  dan  ruang  komunikasi  dijelaskan  oleh  banyak  karya.  Satelit  kecil biasanya  memiliki  keterbatasan  dalam  ketersediaan  daya  untuk  dapat  menjalankan  setiap misinya.  Sistem  daya  listrik  pada  satelit  berfungsi  mensuplai  daya  listrik  ke  seluruh  sistem wahana antariksa sejak awal operasi sampai dengan akhir operasi dari hidup satelit (Karim & Hasbi, 2013) . Sistem wahana antariksa yang harus dipenuhi kebutuhan dayanya tersebut terdiri atas dua bagian, sistem bus satelit dan sistem muatan (payload) satelit. Dalam operasi harian, satelit menggunakan panel surya sebagai pembangkit energi utama dan menyimpan energi ke dalam sistem baterai. Baterai tersebut akan digunakan pada saat kebutuhan daya listrik yang sangat tinggi atau pada saat terjadi eclipse (James, dkk., 1999) .
Gambar 1 menunjukkan perkembangan efisiensi tertinggi terbaru berbagai teknologi sel surya di dunia. NREL melakukan pembaharuan data secara periodik efisiensi tertinggi dari masing- masing teknologi sel surya. Sebagai contoh grafik yang penulis unduh 19 Februari 2019, nilai efisiensi tertinggi dari seluruh teknologi yang ada dipegang oleh perusahaan Solar Junction (44.0 %) dengan teknologi multijunction sel surya.
Gambar 1. Grafik Perkembangan Rekor Efisiensi Sel Surya (NREL, 2019)
Sel surya dapat diklasifikan menjadi 4 generasi (Luceño-Sánchez, dkk., 2019) . Generasi pertama  merupakan  teknologi  silikon  kristalin,  yaitu  monokristalin  dan  polikristalin  serta Gallium Arsenide. Generasi kedua termasuk sel surya silikon amorf (a-Si) dan sel surya lapisan tipis  silikon  mikrokristalin  (µc-Si), cadmium  telluride/cadmium  sulphide  (CdTe/CdS)  dan  sel surya copper  indium  gallium  selenide  (CIGS).  Generasi  3  termasuk  teknologi  berdasarkan senyawa  termasuk  lapisan  nanokristalin, dot  quantum  aktif,  lapisan  multi  tandem  atau ditumpuk dari material inorganik berdasarkan material III-IV seperti GaAs/GaInP, sel surya organik  (polimer)  sel  surya dyed-sensitized.  Generasi  4  mengkombinasikan  lapisan  polimer tipis yang murah serta fleksibel dengan kestabilan nanostruktur inorganik seperti nanopartikel logam dan logam oksida atau nanomaterial organik seperti karbon nanotube, graphene.
Panel  surya  yang  digunakan  memakai multijunction  Gallium  Arsenide  pada  Germanium (GaAs/Ge) yang merupakan generasi ketiga. Pada tiap sel surya dipasang shunt diode (internal ataupun eksternal) untuk mencegah terjadinya reverse biasing (Loh, 1991) . Material Gallium Arsenide  lebih  dipilih  dibandingkan  silikon  karena  bandgap  dari  material  ini  1.42  eV  pada temperatur 300 0 K yang sangat ideal untuk peralatan fotovoltaik. Selain itu, sel surya GaAs lebih  cocok  untuk  diaplikasikan  pada  temperatur  lebih  tinggi  dibandingkan  sel  silikon (Anspaugh,  1996) .  Sel  surya  GaAs/Ge  sangat  tahan  terhadap  degradasi  radiasi  serta memiliki  efisiensi  yang  tinggi  sehingga  ideal  digunakan  untuk  aplikasi  ruang  angkasa (Luceño-Sánchez, dkk., 2019) .
Dalam  beberapa  tahun  terakhir  telah  dilakukan  beberapa  penelitian  yang  difokuskan  pada maksimalisasi solar generator (Anigstein & Sánchez Peña, 1998)(Santoni, dkk., 2014) . Berbagai solusi telah dilakukan untuk mengoptimalkan konfigurasi dari panel surya, termasuk kemungkinan  variasi  penempatan  susunan  panel  surya  dari  permukaan  satelit. Mempertimbangkan  pentingnya  peranan  panel  surya  pada  satelit,  maka  pada  proses perancangan satelit memerlukan analisis dan estimasi jumlah daya yang dihasilkan oleh panel surya  selama  misi  satelit  di  orbit.  Berbagai  solusi  telah  dilakukan  untuk  mengoptimalkan konfigurasi dari panel surya, termasuk kemungkinan variasi penempatan susunan panel surya dari permukaan satelit. Tujuan dari peneltian ini adalah mengetahui kondisi iluminasi matahari pada  panel  surya  dari  berbagai  alternatif  desain  penempatan  sehingga  diperoleh  sebuah desain yang efisien.
Analisis dan estimasi pada penelitian ini meliputi dua kondisi, yaitu kondisi daylight dan kondisi eclipse.  Dalam  hal  ini,  panel  surya  harus  menghasilkan  daya  maksimum  selama  kondisi daylight agar bisa menjaga daya yang digunakan selama kondisi ecplise (Park & Cha, 2016) . Berdasarkan analisis tersebut akan diketahui kebutuhan luasan panel surya beserta konfigurasi penempatan yang tepat untuk memproduksi daya listrik bagi satelit. Luasan panel surya yang terlalu kecil tidak akan mampu mensuplai kebutuhan daya operasi satelit. Sebaliknya luasan panel surya yang terlalu besar dan melebihi kebutuhan akan menambah berat satelit sehingga menambah biaya peluncuran.
Perancangan panel surya akan berupaya mendapatkan jumlah dan berat minimum panel surya untuk memenuhi kebutuhan daya satelit. Upaya minimalisasi jumlah dan berat panel surya bertujuan  untuk  mereduksi  biaya  peluncuran  agar  efisien.  Menurut  studi  Zapata  dan Mccleskey,  2019,  biaya  peluncuran  satelit  sebesar  10.000  –  90.000  US$/kg  sebagaimana ditunjukkan  dalam  Gambar  2.  Dengan  melakukan  analisis  dan  estimasi  diharapkan  dapat menentukan desain,  dimensi,  dan  berat  panel  surya yang  optimal untuk  mengurangi  biaya dalam pengembangan sistem satelit.
Gambar 2. Biaya Peluncuran Satelit (Zapata & Mccleskey, 2019).

## 2. METODOLOGI
Langkah  awal  dalam  penelitian  ini  yaitu  melakukan  perhitungan  nilai  iluminasi  panel  surya pada berbagai kondisi. Dengan mengetahui nilai iluminasi setiap panel dari panel surya, penulis dapat memprediksi besarnya daya yang dihasilkan berikut jumlah panel surya yang dibutuhkan oleh sebuah satelit untuk menjalankan semua subsistem satelit ( bus dan payload) agar dapat menjalankan misi yang diemban. Iluminasi panel surya tersebut sangat tergantung pada tipe dan ketinggian orbit satelit sebagai penentu periode daylight dan eclipse. Oleh karena itu perlu ada batasan tipe dan ketinggian orbit dalam perancangan panel surya sebuah satelit. Untuk membantu memecahkan permasalahan nyata dalam perancangan satelit, studi ini mengambil kasus satelit orbit ekuatorial dengan ketinggian 600 km.
Dalam  satu  periode  orbit,  satelit  mengalami  dua  kondisi  yaitu  kondisi daylight  dan  kondisi eclipse.  Kondisi  daylight  merupakan  kondisi  dimana  satelit  mendapatkan  cahaya  matahari, sedangkan kondisi eclipse adalah kondisi dimana satelit tidak mendapatkan cahaya matahari (Kim, dkk., 2017) . Waktu eclipse yang dialami oleh satelit dengan ketinggian 600 km adalah ±  36  menit dengan kecepatan angular satelit  sebesar 0.062  °/s, sedangkan untuk  periode daylight satelit adalah ± 1 jam. Dengan bantuan perangkat lunak simulasi AGI’s System Tool Kit (STK), dilakukan simulasi visualisasi satelit untuk menghasilkan data durasi daylight-eclipse (Kim, dkk., 2017) sebagaimana ditunjukkan Tabel 1.
Tabel 1. Periode Satelit dengan Ketinggian 600 km Keterangan nilai Periode orbit satelit (s) 5790 Periode setengah orbit satelit (s) 2895 Periode eclipse (s) 2139 Persentase periode eclipse (%) 36.94 Periode daylight (s) 3651 Persentase periode daylight (%) 63.06 Kecepatan angular satelit berotasi (deg/s) 0.062

## 3. HASIL PEMBAHASAN
Metode  berbiaya  rendah  untuk  perakitan  panel  surya  serta  pengembangan  susunan  panel surya yang fleksibel dan sederhana untuk dipasang pada platform satelit kecil masih menjadi topik  penelitian  terbuka.  Biasanya,  untuk  satelit  ukuran  kecil,  panel  surya  dimanufaktur menggunakan  sel  atau  modul  surya  komersial,  yang  dihubungkan  secara  seri  atau  paralel tergantung pada kebutuhan sistem. Setelah operasi perakitan, kinerja dari panel surya harus dievaluasi  dengan  pengujian  fungsional  untuk  mengidentifikasi  kerusakan  yang  mungkin terjadi,  karena  sebagian  besar  masalah  kegagalan  mengenai  subsistem  daya  satelit  terkait dengan susunan sel surya (Rodiek & Brandhorst, 2008)(Shekoofa, 2011) .
Ada beberapa faktor utama yang mempengaruhi pemilihan dari sel surya, yaitu :
 Efisiensi sel tinggi. Sel surya yang memiliki efisiensi tinggi akan mengurangi area panel surya serta membantu mengurangi hambatan panel surya, dan secara tidak langsung akan memperpanjang usia dari satelit itu sendiri. Sel surya yang memiliki efisiensi tinggi juga dapat mengurangi massa dari panel surya, mengurangi biaya pembuatan panel surya dan dapat menghemat biaya peluncuran dari satelit tersebut.
 Resistansi radiasi yang lebih tinggi. Sel surya yang memiliki resistansi radiasi lebih tinggi dapat memberikan kehidupan misi yang lebih panjang, meningkatkan EOL ( End of Life) satelit, serta memiliki sedikit aerodinamik karena area penampang solar panel yang lebih kecil. EOL merupakan sebuah informasi mengenai lamanya sebuah produk atau perangkat lunak masih dapat digunakan atau di akses.
 Koefisien suhu rendah.
 Ringan dan biaya rendah. Sel surya yang ringan dan berbiaya rendah dapat mengurangi massa sel surya serta mengurangi biaya peluncuran.
Telah  diketahui  bahwa power  generator  adalah  masalah  utama  satelit  kecil,  yang  memiliki keterbatasan  pada  ukuran,  massa,  dan  luas  permukaan  untuk  pemasangan  panel  surya (Mungiguerra,  dkk.,  2018) .  Selain  itu  hambatan  aerodinamik juga  menjadi  salah  satu masalah yang terjadi pada satelit dengan orbit rendah (LEO = Low Earth Orbit). Penggunaan panel surya sekecil mungkin dapat mengurangi masalah yang terjadi, jadi panel surya dengan efisiensi  yang  tinggi  seperti  GaAs  menjadi  pilihan  yang  menarik  bagi  perancangan  satelit (Anspaugh, 1996) .
Sel surya atau fotovoltaik adalah suatu alat yang mampu mengubah langsung cahaya matahari menjadi  listrik.  Sel  surya  dapat  dianalogikan  sebagai  alat  dengan  dua  terminal  atau sambungan, yang  mana ketika kondisi gelap atau tidak ada cahaya matahari berfungsi sebagai diode,  dan  ketika  kondisi  terang  atau  ada  cahaya  matahari  dapat  menghasilkan  tegangan. Ketika disinari cahaya matahari satu sel surya untuk space menghasilkan tegangan DC sebesar 2.35 Volt dan arus 0.505 Ampere. Besar tegangan dan arus yang dihasilkan oleh 1 sel surya tidak dapat menutup besarnya kebutuhan tegangan setiap perangkat elektronik pada satelit dalam menjalankan misi yang diemban. Oleh karena itu pada sebuah satelit sel surya disusun secara seri dan pararel membentuk suatu modul surya yang biasa disebut panel surya. Panel surya  tersebut  kemudian  digabungkan  secara  seri  dan  paralel  untuk  memperbesar  total tegangan  dan  arus  keluarannya  sesuai  dengan  daya  yang  dibutuhkan  untuk  satelit  dalam menjalankan  misi yang diemban (Ramos-hernanz, dkk, 2017) . Gambar 3  menunjukkan rangkaian  seri  sel  surya  yang  bertujuan  untuk  meningkatkan  tegangan.  Gambar  4 menunjukkan  rangkaian  paralel  sel  surya  yang  bertujuan  untuk  meningkatkan  kapasitas. Gambar 5 menunjukkan desain panel/modul surya dari sel-sel surya yang disusun secara seri dan paralel.
Gambar 3. Rangkaian Seri Sel Surya
Gambar 4. Rangkaian Paralel Sel Surya
Gambar 5. Panel/Modul Surya pada Satelit LAPAN-A4 (Saifudin, dkk., 2018)
Gambar 6 menunjukkan ilustrasi besarnya iluminasi yang diterima oleh sebuah panel surya dipengaruhi  oleh sudut datang  ( angle of incidence) yaitu  sudut antara arah sinar matahari datang dengan komponen tegak lurus bidang panel. Dalam proses konversi energi listrik pada sel  surya  dipengaruhi  banyak  faktor  yang  dapat  mengurangi  optimalisasi  pengonversian energi, diantaranya adalah faktor orientasi terhadap matahari yang selalu berubah-ubah.
Gambar 6. Ilustrasi Ilumnasi yang Diterima Panel Surya terhadap Arah Datangnya Cahaya Matahari. Panel Sel Bidang Normal θ Ɵ Sinar Datang Matahari
Sinar Pantul Matahari
Pada saat kondisi matahari bergeser ke utara atau selatan ( solstice) maka daya yang dihasilkan oleh  panel  surya  berkurang  karena  adanya  inklinasi  ke  panel  surya  dari  matahari  sampai 23.50° (Ippolito, 1986) . Pada tahun 2019, Equinox terjadi pada 21 Maret dan 23 September sementara solstice terjadi pada 21 Juni dan 22 Desember. Gambar 7 menunjukkan keadaan equinox dan solstice di bumi. Equinox adalah suatu keadaan di bumi dimana waktu siang dan waktu malam sama panjangnya. Dalam satu tahun, equinox terjadi sebanyak dua kali yaitu pada saat musim gugur dan pada saat musim semi. Tepatnya setiap tanggal 21 Maret ( Vernal Equinox) dan 23 September (Autumnal Equinox). Daerah di bumi yang mengalami waktu siang terpanjang dan siang terpendek pada suatu musim tertentu disebut solstice. Bagian bumi yang mengalami siang hari paling lama dinamakan summer solstice, sebaliknya bagian bumi yang mengalami waktu siang terpendek disebut winter solstice. Summer solstice terjadi pada 21 Juni, sedangkan winter solstice terjadi pada tanggal 22 Desember.
Gambar 7. Kondisi Equinox dan Solstice di Bumi (Autumnal equinox _ astronomy _ Britannica, n.d.)
Nilai iluminasi maksimum dicapai ketika panel surya tegak lurus terhadap arah datangnya sinar matahari. Pada kondisi solstice saat panel surya membentuk sudut terhadap arah datangnya matahari, maka nilai iluminasi dari panel surya tersebut berkurang ±10% dari nilai maksimum. Nilai iluminasi 𝐼 , dihitung menggunakan Persamaan (1) berikut:
𝐼 cos 𝜃 . cos   𝑙𝑎𝑡 (1)
𝜃 𝜔 . 𝑡
Dimana: ω = kecepatan angular satelit, 0.062 deg/sec pada ketinggian 600 km 𝑙𝑎𝑡 = posisi latitude matahari
Grafik iluminasi matahari equinox dan solstice pada panel surya ketika satelit dalam kondisi nadir dapat dilihat pada Gambar 8. Semakin besar sudut yang dibentuk antara bidang panel surya dengan arah datangnya matahari maka nilai iluminasi dari panel surya tersebut semakin kecil dengan nilai minimum 0.917.

## Gambar 8. Grafik Iluminasi Panel Surya pada Satelit
Kinerja susunan sel surya dalam hal daya yang dikirim rata-rata dalam satu orbit tergantung pada gerakan relatif matahari terhadap panel surya normal. Pada prinsipnya, orientasi panel surya dari susunan panel surya yang digunakan dapat dipilih untuk memaksimalkan daya rata- rata  yang  dihasilkan  termasuk  ketika  waktu eclipse (Santoni,  dkk.,  2014) .  Terlepas  dari geometri  orbit,  kinerja  susunan panel  surya  dapat  ditingkatkan secara  maksimal  jika  panel surya dapat berputar pada sumbu yang dipasang pada badan satelit (Santoni, dkk., 2014) . Namun  demikian  desain  panel  surya  yang  berputar  pada  badan  satelit  menggunakan sun tracking  mechanism  cukup  kompleks  bagi  sebuah  satelit  kecil  sehingga  menjadi  alternatif terakhir dalam perancangan sistem daya satelit. Pemasangan panel surya dengan sun tracking mechanism  tersebut  melibatkan  pengendalian  motor  dan  roda  gigi  agar  panel  surya  selalu menghadap ke arah datangnya sinar matahari (AL-Rousan, dkk., 2018) .
Alternatif desain yang sederhana dan mudah diimplementasikan pada satelit kecil adalah body mounted  dan  simple  deploy.  Pada  pemasangan  secara  body  mounted,  panel  surya ditempatkan secara sederhana pada tiap sisi satelit. Sementara itu pada pemasangan panel surya secara simple deploy, panel akan mengembang sekali ketika satelit dilepaskan di orbit oleh roket peluncur. Gambar 9 menunjukkan berbagai konfigurasi pemasangan panel surya pada satelit.
Body Mounted
Simple Deploy
Sun Tracking

## Gambar 9. Konfigurasi Penempatan Panel Surya pada Satelit
Gambar 10 menunjukkan variasi penempatan panel surya untuk mengetahui kondisi iluminasi matahari pada panel surya dari berbagai alternatif desain penempatan.
0,000 0,200 0,400 0,600 0,800 1,000 0 500 1000 1500 2000 2500 3000 Ilu m in asi Periode Daylight (detik)

## Iluminasi Pada Kondisi
Equinox dan Solstice
Kondisi Solstice Kondisi Equinox
10(a)
10(b)
10(c) 10(d)
Gambar 10. Ilustrasi Iluminasi Panel Surya Ketika Satelit Dalam Keadaan Nadir dengan (a) Panel Surya Body Mounted 1 sisi, (b) Panel Surya Body Mounted 3 sisi, (c) Panel Surya Body Mounted 5 sisi, dan (d) Panel Surya Body Mounted 3 sisi dan 2 Panel Surya Simple

## Deploy
Gambar  10(a)  menunjukkan  sebuah  panel  surya  pada  sebuah  satelit  dalam  kondisi  nadir dimana panel surya ditempatkan pada bidang Z-. Iluminasi maksimum diterima panel surya ketika panel surya pada bidang Z- tegak lurus terhadap arah datang sinar matahari. Ketika bidangg Z- membentuk sudut 45° terhadap arah datangnya sinar matahari, maka besarnya iluminasi dari panel surya ½ dari iluminasi maksimum panel surya tersebut.
Gambar  10(b)  menunjukkan  3  buah  panel  surya  yang  masing-masing  ditempatkan  pada bidang X-, Z-, dan X+. Pada gambar tersebut, iluminasi maksimum diterima panel surya ketika panel surya pada bidang X+, Z-, dan X- tegak lurus terhadap arah datangnya sinar matahari.
Gambar  10(c)  menunjukkan  5  buah  panel  surya  yang  masing-masing  ditempatkan  pada bidang X-,  Z-,  X+,  Y-,  dan  Y+.  Pada gambar  tersebut, iluminasi maksimum  diterima  panel surya ketika panel surya pada bidang X+, Z- dan X- tegak lurus terhadap arah datangnya sinar matahari.
Gambar 10(d) menunjukkan 5 buah panel surya dimana 3 buah panel surya ditempatkan pada bidang X-, Z-, dan X+ serta 2 buah panel surya yang dipasang secara simple deploy dimana panel surya tersebut terhubung secara paralel ke engsel utama dengan struktur utama satelit (sejajar bidang Z-). Iluminasi maksimum terbesar terjadi ketika panel surya pada bidang Z- serta  dua  buah simple  deploy  panel  surya  membentuk  sudut  tegak  lurus  terhadap  arah datangnya sinar matahari.
Untuk membandingkan produksi daya yang dihasilkan oleh masing-masing konfigurasi perlu didefinisikan nilai perbandingan iluminasi 𝐼 . Nilai 𝐼 merupakan hasil perbandingan antara jumlah total persentase iluminasi 𝐼 dengan iluminasi panel surya yang mengarah kepada matahari secara terus menerus 𝐼 , dihitung menggunakan Persamaan (2) berikut:
𝐼 (2)
Nilai 𝐼 dihitung pada saat equinox dan solstice dengan konfigurasi panel surya yang dipasang secara body mounted maupun simple deploy sebagaimana ditunjukkan pada Tabel 2. Tabel ini akan menjadi panduan generik dalam proses desain sistem daya sebuah satelit pada orbit ekuatorial dengan ketinggian 600 km.
Tabel 2. Hasil Perhitungan Nilai Persentase Iluminasi dari Panel Surya
Parameter Konfigurasi A Konfigurasi B Konfigurasi C Konfigurasi D 1 Panel BM 3 Panel BM 5 Panel BM 3 Panel BM + 2 Panel SD Equinox  Solstice  Equinox Solstice  Equinox Solstice  Equinox  Solstice 𝐼 63.63 % 58.38 % 127.32 % 116.76 % 127.32 % 156.64 % 254.65 % 233.53 % Jumlah panel tracking untuk mendapatkan iluminasi yang setara 0.64 0.58 1.27 1.17 1.27 1.57 2.55 2.34
Note: BM = Body Mounted
SD = Simple Deploy
Berdasarkan Tabel 2, iluminasi maksimum sebuah panel surya triple junction yang terpasang secara body  mounted  pada  satelit  kurang  lebih  sebesar  60%.  Iluminasi  yang  diperoleh konfigurasi A pada saat equinox setara dengan 0.64 panel surya yang mengarah ke matahari secara  terus-menerus,  sedangkan  pada  saat solstice  setara  dengan  0.58  panel  surya  yang mengarah ke matahari secara terus-menerus. Iluminasi yang diperoleh konfigurasi C pada saat solstice  setara  dengan  1.57  panel  yang  mengarah  ke  matahari  secara  terus-menerus.  Ini berarti desain yang menggunakan 2 buah panel surya dengan sun tracking mechanism bisa menjadi alternatif untuk menggantikan konfigurasi C dengan hasil iluminasi yang lebih baik. Berdasarkan Tabel 2 tersebut juga terlihat bahwa iluminasi dari konfigurasi C nilainya lebih kecil dari pada konfigurasi D walaupun jumlah panelnya sama.
Misal, dalam sebuah operasi satelit dibutuhkan daya 150 Watt. Jika terdapat satu buah panel yang menghasilkan daya sebesar 100-Watt maka jumlah panel yang dibutuhkan dengan sun tracking mechanism adalah 1.5. Dengan demikian konfigurasi yang dapat digunakan adalah konfigurasi  D.  Karena  konfigurasi  C  hanya  memenuhi  kebutuhan  operasi  satelit  pada  saat solstice. Jadi analisis iluminasi sebagaimana yang ditunjukkan pada Tabel 2 dapat membantu mempercepat  pemilihan  konfigurasi  panel  surya  pada  sistem  daya  satelit,  apakah  harus menggunakan  panel  surya  yang  dipasang  secara body  mounted,  simple  deploy,  atau  sun tracking.
Berdasarkan hasil penelitian ini,  pada studi kasus satelit dengan orbit ekuatorial, walaupun menggunakan jumlah panel yang sama kombinasi pemasangan 3 body mounted panel surya dan 2 simple deploy panel surya menghasilkan persentase iluminasi dua kali lipat dibandingkan
5 body mounted panel surya.

## 4. KESIMPULAN
Nilai iluminasi matahari terhadap sebuah bidang panel surya tidak akan pernah mencapai nilai maksimal  100%  dimana  cahaya  matahari  datang  tegak  lurus  terhadap  bidang  panel  surya secara  terus  menerus.    Iluminasi  100%  hanya  bisa  tercapai  jika  panel  surya  memiliki sun tracking  mechanism  yang  memiliki  kompleksitas  tinggi.  Alternatif  penempatan  panel  surya yang sederhana menggunakan cara body mounted atau simple deploy. Analisis iluminasi yang tersaji dalam Tabel 2 akan membantu penentuan konfigurasi pemasangan panel surya dalam perancangan  sistem  daya  satelit,  apakah  dipasang  secara body  mounted,  simple  deploy ataukah harus sun tracking. Dengan demikian satelit bisa mendapatkan daya yang digunakan untuk menjalankan misi yang diemban dengan jumlah yang efisien.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Penulis mengucapkan terima kasih kepada Bapak Mujtahid  sebagai Kepala Pusat Teknologi Satelit LAPAN sehingga karya tulis ini dapat terlaksana dengan baik. Penulis juga mengucapkan terima kasih kepada tim Redaksi Jurnal ELKOMIKA.

## DAFTAR RUJUKAN
AL-Rousan, N., Isa, N. A. M., & Desa, M. K. M. (2018). Advances in solar photovoltaic tracking systems: A review. Renewable and Sustainable Energy Reviews, 82(3), 2548–2569.
Anigstein, P. A., & Sánchez Peña, R. S. (1998). Analysis of solar panel orientation in low altitude satellites. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 34(2), 569–578.
Anspaugh, B. E. (1996). GaAs Solar Cell Radiation Handbook. National Aeronautics and. Space Administration JPL. Encyclopaedia Britannica. (2012). Retrieved from
https://www.britannica.com/science/autumnal-equinox/media/1/45236/112844.
Ippolito, L. (1986). Communications Atmospheric Effects, Satellite Link Design.
James,  J.  J.,  Wertz,  R.  R.,  &  Larson,  W.  J.  (1999). Wertz  Mission  Geometry;  Orbit  and
Constellation  Design  and  Management,  James  R.  Wertz  Influence  of  Psychological
Factors on Product Development. Retrieved from https://the-
eye.eu/public/WorldTracker.org/Space/Space
Engineering/Space_Mission_Analysis_and_Design.pdf
Karim, A., & Hasbi, W. (2013). Analisis Dan Pengujian Sistem Baterai Satelit LAPAN-A2/ORARI.
Jurnal Teknologi Dirgantara, 11(2), 159–165.
Kim,  E.  J.,  Sim,  E.  S.,  &  Kim,  H.  D.  (2017).  Development  of  the  power  simulation  tool  for energy balance analysis of nanosatellites. Journal of Astronomy and Space Science, 34(3), 225–235.
Loh, K. (1991). Solar Cells for Space Applications. 235, 63–67.
Luceño-Sánchez, J. A., Díez-Pascual, A. M., & Capilla, R. P. (2019). Materials for photovoltaics:
State  of  art  and  recent  developments. International  Journal  of  Molecular  Sciences, 20(4). 976.
Mungiguerra, S., Zuppardi, G., Spanò Cuomo, L., & Savino, R. (2018). Effects of solar panels on  Aerodynamics  of  a  small satellite  with  deployable aero-brake. Acta Astronautica, 151, 456–466.
NREL. (2019). Best Research-Cell Efficiency Chart | Photovoltaic Research | NREL. National Renewable  Energy  Laboratory.  Retrieved  from  https://www.nrel.gov/pv/cell- efficiency.html
Park, H., & Cha, H. (2016). Electrical design of a solar array for LEO satellites. International Journal of Aeronautical and Space Sciences, 17(3), 401–408.
Ramos-hernanz,  J.,  Lopez-guede,  J.  M.,  &  Zulueta,  E.  (2017).  Reverse  Saturation  Current Analysis in Photovoltaic Cell Models. WSEAS Transactions on Power Systems, 12, 231– 237.
Ray, S. N. (1963). The physics of space research. In British Journal of Applied Physics, 14(2). 77-78.
Rodiek, J. A., & Brandhorst, H. W. (2008). Solar array reliability in satellite operations. 2008 33rd IEEE Photovoltaic Specialists Conference, (pp. 1-4).
Saifudin,  M.  A.,  Karim,  A.,  &  Mujtahid.  (2018).  LAPAN-A4  Concept  and  Design  for  Earth Observation and Maritime Monitoring Missions. ICARES 2018 - Proceedings of the 2018 IEEE  International  Conference  on  Aerospace  Electronics  and  Remote  Sensing Technology, (pp. 44–48).
Santoni, F., Piergentili, F., Donati, S., Perelli, M., Negri, A., & Marino, M. (2014). An innovative deployable solar panel system for Cubesats. Acta Astronautica, 95(1), 210–217.
Shekoofa, O. (2011). Solar arrays testing for space applications. RAST 2011 - Proceedings of 5th International Conference on Recent Advances in Space Technologies, (pp. 560– 565).
Zapata, E., & Mccleskey, C. (2019). An Analysis and Review of Measures and Relationships in Space Transportation Affordability. AIAA Joint Propulsion Conference. Retrieved from https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20140011200.pdf.