## ANALISIS DESAIN KONTROL TERMAL PANEL SURYA YANG DAPAT DIBENTANGKAN PADA MIKROSATELIT-SAR LAPAN MENGGUNAKAN METODA SATU NODAL
(THERMAL CONTROL DESIGN ANALYSIS OF LAPAN SAR-

## MICROSATELLITE DEPLOYABLE SOLAR ARRAY PANEL USING ONE NODAL METHODE)
Poki Agung Budiantoro 1 , Ahmad Fauzi Pusat Teknologi Satelit Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN) Jl. Cagak Satelit km. 0,4 Rancabungur, Bogor, Indonesia
1 e-mail: poki.agung@lapan.go.id
Diterima : 05 Juli 2019; Direvisi : 25 September 2019; Disetujui : 30 September 2019

## ABSTRAK
Mikrosatelit-SAR LAPAN merupakan satelit mikro pertama LAPAN yang sedang dikembangkan dan direncanakan membawa muatan Synthetic Aperture Radar (SAR). Berbeda dengan satelit optis yang telah dikembangkan, mikrosatelit-SAR LAPAN membutuhkan daya listrik yang lebih besar. Panel surya dibutuhkan untuk mengubah radiasi sinar matahari menjadi energi listrik yang digunakan oleh seluruh subsistem  satelit  sebagai  energi  untuk  menjalankan  fungsinya.  Semakin  besar  luasan  panel  surya, semakin besar pula energi yang didapatkan. Sel surya harus berada pada suhu kerjanya, apabila terjadi panas yang berlebih maka akan mengalami penurunan efisiensi. Bila terjadi penurunan efisiensi pada solar  cell,  maka  akan  berdampak  pada  penurunan  daya  yang  dihasilkan.  Tujuan  dari  penelitian  ini adalah  melakukan  desain  termal  pasif  pada  panel  surya  untuk  menjaga  suhu  sesuai  dengan  suhu kerjanya. Perhitungan dilakukan terhadap suhu panel surya dengan berbagai nilai termo optik  pada permukaan depan dan belakang menggunakan metoda analisis satu nodal. Berdasarkan hasil kalkulasi dari semua disain sistem kontrol  termal pasif pada studi ini menunjukkan bahwa, Desain-5 dengan permukaan akhir menggunakan Chemglaze A276 white paint ( α =0.24, ε =0.9) pada permukaan depan dan permukaan belakang panel surya yang dapat dibentangkan adalah desain kontrol termal yang lebih baik dari Desain-1, 2, 3, dan 4 sehingga dapat digunakan pada panel surya yang dapat dibentangkan mikrosatelit-SAR LAPAN.
Kata kunci : panel surya yang dapat dibentangkan, sel surya, suhu, energi

## ABSTRACT
LAPAN  SAR-Microsatellite  is  the  first  LAPAN  micro  satellite  being  developed  and  planned  to carry  a  Synthetic  Aperture  Radar  (SAR)  payload.  Different  from  optical  satellites  that  have  been developed, LAPAN SAR-Microsatellite requires a lot more power. Solar array panels are needed to covert solar  radiation  into  electrical  energy  which  is  used  by  all  of  subsystem  satellite  as  energy  to  keep functioning.  The  larger  the  area  of  solar  array  panel,  more  greater  to  the  energy  obtanied.  Solar  cell should in working temperature, if they experience excessive heat can be decrease the efficiency. If there is a decrease in efficiency in the solar cell, it will have an impact on the decrease in power produced. The purpose of this study is to conduct passive thermal design on solar panels to maintain temperature according to their working temperature. Calculations are carried out on the temperature of solar array panel  with  various  thermo-optical  properties  at  the  front  and  the  back  side  surface  used  one  nodal analysis methode. According to the calculation result from all of the designs passive thermal control system on this study show that Design-5 used Chemglaze A276 white paint surface finish ( α =0.24, ε =0.9) on the front and the back surface of deployable solar array panel is better thermal control design than Design-1, 2 , 3, and 4, so that it can be use for deployable solar array panel LAPAN SAR-microsatellite.
Keywords: deployable solar array panels, solar cell, temperature, energy
1 PENDAHULUAN
Dalam
menjalankan semua misinya,  satelit  membutuhkan  daya. Daya  pada  satelit  digunakan  untuk menjalankan  komponen  elektronik  yang dibawanya.  Komponen  elektronik  yang dibawa  oleh  satelit  secara  umum  terdiri dari on-board  computers (OBC) ,  attitude control  system (ACS) ,  power  system, payload  system  and  telemetry,  tracking and  command (TTC).  Daya  pada  satelit dihasilkan  dari  cahaya  matahari  yang ditangkap dan dikonversi menjadi energi listrik oleh sel surya yang disimpan pada baterai,  selanjutnya  digunakan  sebagai sumber  energi  oleh  seluruh  komponen satelit.  Satelit  SAR  membutuhkan  daya yang  jauh  lebih  besar  dibandingkan dengan satelit optis, hal ini dikarenakan daya yang dibutuhkan untuk menjalankan  antena  SAR  sangat  besar. Sebagai  contoh,  pada  mikrosatelit  SAR LAPAN-Chiba  membutuhkan  konsumsi energi  sebesar  1011  Wh  selama  24  jam (Triharjanto,  2018).  Sehingga  dalam pemenuhan  daya  yang  sangat  besar tersebut  membutuhkan  luas  area  panel
surya  yang  besar  yang  terpapar  sinar matahari.
Sistem  panel  surya  pada  satelit secara  umum  dibagi  menjadi  3,  yaitu menempel  pada  struktur  satelit  ( body- mounted ), membentang ( deployable ), dan kombinasi keduanya ( body-mounted and deployable ).  Pada  sistem body-mounted , panel  surya  ditempatkan  pada  struktur satelit  yang  terpapar  sinar  matahari. Sedangkan  pada  sistem deployable , panel  surya  ditempatkan  membentang diluar  struktur  utama  satelit.  Dalam membuat  desain  panel  surya  satelit, dimungkinkan menggunakan kombinasi body-mounted dan deployable hal  ini dikarenakan  untuk  memaksimalkan daya yang diperoleh dengan memanfaatkan ruang yang tersedia pada struktur  utama  satelit  yang  terpapar sinar  matahari.  Pada  Gambar  1-1. terlihat sistem body-mounted panel surya pada  struktur  utama  satelit  LAPAN-A2. Gambar  1-2.  memperlihatkan  sistem deployable panel surya pada satelit SAR ALOS-2.  Untuk  posisi  panel  surya  pada struktur  utama  satelit,  Septanto  (2018)
mengatakan  bahwa  jika  mikrosatelit akan  memiliki  orbit  yang  sama  dengan satelit  LAPAN-A3,  maka  ada  dua  opsi yaitu  normal  vektor  sejajar  dengan sumbu –Yb dan  kedua  yaitu  sejajar dengan sumbu –Zb .
Kondisi  limgkungan  di  luar angkasa,  khususnya  kondisi  suhu  yang berbeda  dengan  suhu  di  bumi.  Satelit memiliki  kisaran  batasan  suhu  operasi mulai  dari  -15 O C  sampai  +40 O C  dan memiliki  kisaran  batasan  suhu  untuk tetap  bertahan  dari  30 O C  to  70 O C (Gilmore, 2002). Di ruang angkasa, panel surya terpapar suhu yang sangat ekstrim yaitu  sekitar  +120 O C  selama  terpapar sinar  matahari  ( sunlight )  dan  -170 O C ketika  tidak  terpapar  sinar  matahri ( eclipse ), dan suhu panel surya mencapai sekitar minimum -60 O C dan maksimum +100 O C for maximum (Almehisni, 2018). Sistem  panel  surya  pada  satelit berhubungan  langsung  dengan  panas yang  dihasilkan  dari  radiasi  sinar matahari.  Sel  surya  yang  mengalami panas  berlebih  akan  menyebabkan penurunan efisensinya. Penurunan efisiensi pada sel surya memiliki dampak langsung  pada  penurunan  daya  yang dihasilkan  oleh  panel  surya,  sehingga untuk melakukan pengisian baterai akan memakan  waktu  yang  lebih  lama sementara misi satelit harus dijalankan.
Oraby  Osama  A.  dkk.  (2014) melakukan  analisa  kinerja  panel  surya, mereka menyimpulkan bahwa V oc berbanding terbalik dengan suhu operasi.  Nilainya  berkisar  33.4  V  pada 10 O C  menurun  menjadi  29.9  V  pada suhu 70 O C, dan fill factor berkisar 0.805 pada 10 O C menurun menjadi 0.75 pada 70 O C.  Oleh  karena  itu  sangat  penting untuk  melakukan  perhitungan  dan analsis desain kontrol termal panel surya yang  dapat  dibentangkan  bekerja  pada kisaran suhu operasi.
Gambar 1-1: Body  mounted pada  satelit
LAPAN-A2 (Sumber: Pusteksat.go.id)
Gambar  1-2 : Deployable panel  surya  pada satelit  SAR  ALOS  2  (Sumber:
eoportal.org)
2

## METODA
Paduan aluminium 5052
honeycomb panel telah digunakan untuk desain panel surya komposit yang dapat dibentangkan  pada  satelit  LAPAN- A5/Chiba memiliki kekauan yang sangat baik (Triharjanto and Budiantoro, 2018). Dimana  satelit-satelit  LAPAN  generasi sebelumnya menggunakan material pelat paduan aluminium 7075 T651. Li (2013) telah menggunakan stainless steel untuk yoke dan  karbon  epoksi  untuk  fram pendukung panel surya. Pada tulisan ini, digunakan honeycomb  panel paduan aluminium  5052.  Analisis  termal  yang diakibatkan dari perlakuan akhir ( surface finish treatment ) akan dilakukan.
Analisis  termal  pada  satelit dilakukan  menggunakan  2  cara,  yaitu
dengan perhitungan numerik dan
analisis
simulasi
menggunakan perangkat  lunak  simulasi.  Tilok  K.  Das dkk. (2015) telah mengusulkan prosedur desain termal sederhana untuk mirosatelit dan nanosatelit yang memiliki panel  surya  yang  dapat  dibentangkan menggunakan  analisis  2  nodal,  dan analisis 3 nodal. Totani dkk. (2012, 2013, 2014) telah mengusulkan prosedur baru desain termal untuk mikro dan nanosatelit  yang  tidak  menggunakan panel  surya  yang  dapat  dibentangkan yang  menerapkan  dua  konsep  desain termal
sederhana: penurunan perubahan  suhu  pada  struktur  utama satelit  ( main  body  of  the  satellite /  MBS) dengan  menggunakan  kapasitas  panas total  pada  MBS  dan  penurunan perubahan  suhu  pada  struktur  satelit bagian dalam, dimana komponen dipasang  pada  kisaran  suhu  yang sempit. Almehisni (2018) pada tulisannya,  menggunakan  perangkat lunak  NX  Space  Thermal  untuk melakukan anlisis pengaruh perpindahan panas pada satelit. Dikarenakan  Pusteksat  –  LAPAN belum
memiliki perangkat lunak simulasi  termal  satelit  seperti NX  Space Thermal,  MSC  Sinda,  Thermal  Desktop dan  lain-lain,  maka  untuk  dapat melakukan  desain  termal  kontrol  panel surya  yang  dapat  dibentangkan  pada mikrosatelit-SAR LAPAN dilakukan menggunakan  perhitungan  numerik. Pada  tulisan  ini,  perhitungan  numerik menggunakan  metoda  analisis  satu nodal  dilakukan  untuk  perhitungan desain  kontrol  termal  pasif  pada  kasus panas  dan  dingin  terburuk  dengan kondisi steady-state  equilibrium .  Metoda analisis  satu  nodal  cocok  digunakan untuk  menghitung  suhu  panel  surya dikarenakan panel surya hanya memiliki satu  sumber  panas  internal  sehingga tidak  terlalu  kompleks  dibandingkan dengan  sistem  satelit  yang  memiliki
berbagai sumber panas internal. Sumber panas internal sistem satelit berasal dari subsitem-subsistem  yang  dibawanya yang  ditempatkan  pada  struktur  utama satelit. Selain itu, sistem satelit memiliki struktur  utama  yang  terdiri  dari  bagian luar  dan  bagian  dalam  sehingga memerlukan lebih dari satu nodal untuk melakukan  perhitungan  suhu  satelit. Persamaan  energi  pada  analisis  satu nodal dinyatakan sebagai berikut:
𝑚 "#$% 𝐶 "#$% "( ) "* = 𝑄 (-*$. (2-1)

## Gambar 2-1. Diagram alur perhitungan desain kontrol termal pasif.
Masing-masing tipe kasus desain kontrol termal yang memiliki nilai termo optik  berbeda  dilakukan  perhitungan. Kisaran suhu kerja untuk desain termal panel  surya  yang  dapat  dibentangkan
Hitung suhu panel surya
(T) menggunakan Persamaan (4-1)
Tentukan nilai parameter orbit satelit, worst hot case dan worst cold case Solar constant & Albedo
Tentukan α and ε sel surya dan permukaan akhir Suhu panel surya MULAI SELESAI No Yes -60 O C < T < 100 O C
adalah  -60 O C  untuk  kasus  dingin terburuk dan +100 O C untuk kasus panas terburuk,  dan  konduksi  antara  panel surya  dan  MBS  diabaikan.  Akhirnya, desain  kontrol  termal  dengan  kisaran suhu kerja yang terbaik yang akan dipilih sebagai desain kontrol termal pasif untuk panel  surya  yang  dapat  dibentangkan pada  mikrosatelit  SAR  LAPAN.  Gambar 2-1  memperlihatkan  diagram  alur  yang digunakan  dalam  perhitungan  kontrol termal pasif pada panel surya yang dapat dibentangkan.

## 3 LINGKUNGAN TERMAL
Pada studi ini, posisi panel surya ditempatkan  secara  paralel  dengan sumbu –Y . Di orbitnya, satelit dan panel surya mendapatkan panas dari beberapa sumber panas yaitu matahari, bumi dan juga  dari  dalam  satelit  itu  sendiri  yang berasal  dari  komponen-komponen  yang dibawa.  Lingkungan  termal  utama  dari satelit dan juga panel surya terdiri dari: solar  radiation , albedo , dan IR  earth emitted  radiation .  Ketinggian  satelit mempengaruhi  suhu  pada  panel  surya karena  memiliki  perbedaan  radius angular  dengan  bumi.  Lingkungan termal  pada  satelit  dengan  panel  surya yang  dapat  dibentangkan  terlihat  pada Gambar 3-1 dibawah ini dan posisi satelit di orbit terlihat pada Gambar 3-2
Gambar 3-1: Lingkungan termal satelit dengan panel surya yang dapat dibentangkan.
3.1    Radiasi  Sinar  Matahari  ( Solar Radiation )
Bentuk  orbit  bumi  ke  matahari adalah berbentuk elips, hal ini disebabkan  terdapat  jarak  terjauh  dan terdekat bumi terhadap matahari. Jarak terjauh bumi terhadap matahari dinamakan aphelion dan  jarak  terdekat bumi  terhadap  matahari  dinamakan perihelion .  Jarak  terjauh  dan  terdekat bumi terhadap matahari menyebabkan 2 musim yaitu musim panas ( summer ) dan musim  dingin  ( winter ).  Jarak  terjauh selama musim panas dan jarak terdekat selama  musim  dingin.  Intensitas  sinar matahari  ke  bumi  selama  musim  panas sebesar  1317  W/m 2 ,  dan  1419  W/m 2 selama  musim  dingin  (W.  K.  Tobiska, 2011). Perilaku termal pada panel surya satelitmikro-SAR  LAPAN  yang  dapat dibentangkan  akan  dianalisis  pada kondisi  kasus  panas  dan  kasus  dingin. Energi  langsung  dari  sinar  matahari dinyatakan sebagai berikut:
𝑄 / =   𝛼 123 𝐺 # 𝐴 "#6 𝑐𝑜𝑠 ɵ ;1 (3-1)
3.2     Albedo Bumi ( Earth Albedo ) Albedo  bumi  adalah  fluks  sinar matahari yang dipantulkan oleh bumi ke ruang  angkasa  ( space ).  Reflektifitas albedo bumi tergantung pada kenyataan bahwa cahaya matahari yang menyinari lautan,  daratan,  wilayah  salju/es,  dan tutupan  awan.  Nilai  koefisien  albedo bumi  adalah  0.56  pada  kondisi  kasus panas  dan  0.18  pada  kondisi  kasus dingin (R.D. Karam, 1998). Energi albedo bumi dinyatakan sebagai berikut:
𝑄 1. = 𝛼 #<"= 𝐺 # 𝐴 #<"= 𝑎 𝐺 # 𝐾 $ 𝐹𝑒 𝑐𝑜𝑠 ɵ ;1 (3-2) Earth IR Radiation Solar Radiatio n Earth Albedo Emitted Radiation to Space Ear Sun
Ka  adalah  faktor  koreksi  refleksi  dari lingkaran  bumi,  dinyatakan  sebagai berikut:
𝐾 $ = 0.664 + 0.521 𝜌 − (0.203 𝜌 N ) (3-3)
𝜌 adalah  radius  angular  bumi,  yang dinyatakan sebagai berikut:
𝜌 =   𝑠𝑖𝑛 RS [ 𝑅 V 𝐻 +   𝑅 V ] (3-4)
Dimana 𝑅 V adalah  radius  bumi  dan  H adalah  ketinggian  satelit. 𝐹𝑒 adalah  fill factor yang dinyatakan sebagai berikut:
𝐹𝑒 =  𝐹𝑒′ − 𝐹 SN
(3-5)
Dimana:
𝐹𝑒 Z =   𝑠𝑖𝑛 N 𝜌 (3-6)
3.3   Radiasi Inframerah Bumi ( Earth
IR Radiation ) Sinar  matahari  yang  menuju bumi  sebagian  dipantulkan  oleh  albedo dan sebagian lagi diserap oleh permukaan  bumi.  Penyerapan  sinar matahari  oleh  permukaan  bumi  pada akhirnya dipancarkan kembali ke ruang angkasa  sebagai  energi  infra  merah bumi. Energi infra merah bumi tergantung  pada  suhu  lokal  permukaan bumi,  jumlah  awan,  dan Emissivity berbagai daerah. Energi inframerah bumi dinyatakan sebagai berikut:
𝑄 V$ = 𝜀 #<"= 𝑞 ]^ 𝐴 #<"= 𝐹 = (3-7)

## 4. DESAIN KONTROL TERMAL

## 4.1 Sistem Kontrol Termal
Pada satelit, sistem kontrol termal diperlukan untuk menjaga kondisi suhu dari  seluruh  komponen  satelit  dan  juga suhu panel surya yang dapat dibentangkan berdasarkan suhu kerjanya.  Secara  garis  besar,  sistem kontrol  termal  satelit  dibagi  menjadi  2
yaitu  kontrol  termal  pasif  dan  kontrol termal  aktif.  Kontrol  termal  pasif  tidak memiliki  pemanas  seperti  pada  kontrol termal  aktif.  Panel  surya  yang  dapat dibentangkan menggunakan sistem kontrol  termal  pasif.  Panel  surya  yang dapat  dibentangkan  pada  satelitmikro- SAR LAPAN menggunakan desain kontrol termal pasif hasil dari nilai termo optikal permukaan
akhir. Tabel 1 .
Memperlihatkan  nilai  termo  optikal perumukaan akhir material.
Tabel 1: NILAI  TERMO  OPTIKAL PERUMUKAAN AKHIR

## MATERIAL
Permukaan Akhir Material Absorptivity ( α ) Emissivity ( ε ) Aluminium black anodized 0.93 (Goueffon, 2009) 0.9 (Goueffon, 2009) Aluminium clear anodized 0.27 (Boushon, 2018) 0.76 (Boushon, 2018) Kapton Polyimide 0.515 (Mitchao, 2017) 0.76 (Mitchao, 2017) Tape 235- 3M Black 0.95 (Boushon, 2018) 0.90 (Boushon, 2018) Chemglaze A-276 White Paint 0.24 (Boushon, 2018) 0.9 (Boushon, 2018) 4.2 Perhitungan Desain Kontrol Thermal Panel Surya yang dapat dibentangkan
𝑄 (-*$. =   𝑄 / +   𝑄 V$ +   𝑄 1. −   𝑄 "#6 − 𝑄 "#_ −   𝑄 ^SN − 𝑃 3=a (4-1)
Persamaan  (4-1)  memperlihatkan energi masukan untuk panel surya yang dapat  dibentangkan  berasal  dari  radiasi sinar  matahari  ( 𝑄 / ),  inframerah  bumi
( 𝑄 V$ ),  dan  albedo  bumi  ( 𝑄 1. ).  Energi masukan adalah anergi yang diserap oleh panel  surya  yang  dapat  dibentangkan, sedangkan energi keluaran adalah energi yang  dikeluarkan  dari  panel  surya  yang dapat  dibentangkan  ke  ruang  angkasa dan  radiasi  ke  MBS.  Persamaan  energi keluaran dinyatakan sebagai berikut:
𝑄 "#6 = 𝜀 123 𝐴 "#6 𝜎 𝑇 d (4-2)
𝑄 "#_ =   𝜀 "#_ 𝐴 "#_ 𝜎 𝑇 d (4-3)
𝑄 ^SN = 𝜀 "#6 𝜀 ef/ 𝐹 SN 𝐴 "#_ 𝜎 (𝑇 S d −   𝑇 N d ) (4-4)
𝑄 "#6 adalah  energi  keluaran  dari  bagian depan ( front side ) panel surya yang dapat dibentangkan, 𝑄 "#_ adalah energi keluaran dari bagian belakang ( back side ) panel surya yang dibetangkan , dan 𝑄 ^SN adalah  energi  radiasi  dari  panel  surya yang  dapat  dibentangkan  ke  MBS  T 1 =T and T2 adalah suhu MBS.
Sel  surya  ditempatkan  pada  bagian depan  panel  surya  berfungsi  untuk menghasilkan  energi  listrik  dari  radiasi sinar  matahari.  Lintasan  satelit  yang digunakan adalah polar sun-synchronous dengan  ketinggian  600  km  dan  sudut kemiringan  97 O .  Sikap  operasi  satelit adalah  mengarah  bumi  ( earth  pointing ), dengan  perode  orbit  selama  96.7  menit dan  periode eclipse adalah  35.5  menit.
Perhitungan  daya  yang  dihasilkan  oleh panel surya dinyatakan sebagai berikut:
𝑃 3=a = 𝑃 "#$% =   𝜂 h=.. 𝐺 # 𝐼 " 𝐶𝑜𝑠 𝜃 𝐴 /1 (13) 𝐼 " = (1 − 𝐷𝑒𝑔𝑟𝑎𝑑𝑎𝑡𝑖𝑜𝑛/𝑦𝑒𝑎𝑟) r<6=*<s= (14) dimana 𝜂 h=.. adalah  efisiensi  sel  surya, 𝐺 # adalah  fluks  surya, 𝐼 " adalah inherrent  degradation dengan  desain umur  satelit  adalah  5  tahun, 𝜃 adalah sudut  datang  sinar  matahari,  dan A SA luas  area  panel  surya. Tabel  2. memeperlihatkan parameter yang digunakan dalam perhitungan. Tabel 3. memperlihatkan  beberapa  tipe  desain kontrol  termal  panel  surya  yang  dapat
dibentangkan.  Pembangkit  daya  yang digunakan adalah sel surya triple junction dari Azure  Space  solar  power  GmbH . Tabel  4  memperlihatkan  spesifikasi  sel surya.

## Tabel 2: PARAMETER PERHITUNGAN
Parameter Nilai Tinggian (H) 600 km Kemiringan (I) 97 O Radius bumi ( R E ) 6378.14 km
Radiasi inframerah bumi ( q IR ) 257 W/m 2
Luas area panel surya ( A ds ) 0.25 m 2 Luas area permukaan sampping panel surya (A side ) 0.005 m 2 Luas area sel surya (A SA ) 0.169 m 2
Zennith angle ( ɵ ZA ) 7 O
Konstanta Stefan- Boltzman ( σ ) 5.67 10 -8 W/(m 2 K 4 )
View factor (F 12 ) 0.167 Suhu daylight MBS (T 2 ) 323.15 K
Suhu eclipse MBS (T 2 ) 293.15 K
Emissivity inframerah MBS ( ε MBS ) 0.82

## Gambar 3-2: Posisi satelit di orbi

## Tabel 3: TIPE KASUS DESAIN KONTROL TERMAL PANEL SURYA YANG DAPAT DIBENTANGKAN
Desain Kontrol Termal Permukaan Depan Permukaan Belakang Abrsorptivity ( α ) Emissivity ( ε ) Material Abrsorptivity ( α ) Emissivity ( ε ) Material Desain-1 0.93 0.9 Aluminium black anodized 0.93 0.9 Aluminium black anodized Desain -2 0.27 0.76 Aluminium clear anodized 0.27 0.76 Aluminium clear anodized Desain -3 0.515 0.76 Kapton Polyimide 0.515 0.76 Kapton Polyimide Desain -4 0.95 0.9 Tape 235-3M Black 0.95 0.9 Tape 235- 3M Black Desain -5 0.24 0.9 Chemglaze A276 white paint 0.24 0.9 Chemglaze A276 white paint Tabel 4: SPESIFIKASI SEL SURYA
Parameter Nilai Ukuran (mm x mm) 40 x 80  ± 0.1 Luas area sel surya (m 2 ) 0.003018 Masa rata-rata (mg/cm 2 ) ≤ 86 Tebal tanpa kontak ( ƞ m) 150 ± 20 Tebal kontak metal ( ƞ m) 4 – 10 Efisiensi (%) 30 Abrsorptivity sinar matahari( α s )
0.91
Emissivity inframerah ( ε s )
0.85

## 5 HASIL DAN DISKUSI
Berdasarkan  persamaan  (4-1), pada kondisi kesetimbangan stabil pada sub  bab  4.2  didapat  hasil  suhu  pada kasus  panas  terburuk  ( worst hot  case ) masing-masing desain panel surya yang dapat dibentangkan terlihat pada Gambar 5-1. Pada kasus panas terburuk, dihasilkan  suhu  tertinggi  panel  surya yang dapat dibentangkan yaitu 77.58 O C yang  terjadi  pada  Desain-4  dan  suhu terendah yaitu 44.55 O C yang terjadi pada
Desain-5.  Pada  kasus  dingin  terburuk ( worst cold  case )  dihasilkan  suhu tertinggi  panel  surya  yang  dapat dibentangkan  yaitu              -61.85 O C  dan suhu terendah yaitu              -65.22 O C.
Suhu  tertinggi  terjadi  pada  Desain-1,4 dan 5, sedangkan suhu terendah terjadi pada  Desain-2  dan  3  terlihat  pada Gambar 5-2.
Gambar 5-1:   Hasil perhitungan suhu panel surya yang dapat dibentangkan pada kasus panas terburuk
Gambar 5-2: Hasil  perhitungan  suhu  panel  surya  yang  dapat  dibentangkan  pada  kasus  dingin terburuk
Pada  Desain-5  dengan  nilai absorptivity permukaan  depan  0.24  dan nilai emissivity permukaan  belakang 0.99  pada  kasus  panas  terburuk menghasilkan  suhu  panel  surya  yang
dapat  dibentangkan  sebesar  44.55 O C dibandingkan  dengan  Desain-4  yang memiliki nilai absortivity pada permukaan depan sebesar 0.95 dan nilai emissivity permukaan  belakang  sebesar
76,77 52,69 65,76 77,58 44,55 0,00 10,00 20,00 30,00 40,00 50,00 60,00 70,00 80,00 90,00 Suhu Panel Surya pada Kasus Panas Terburuk ( o C) Desain-1 Desain-2 Desain-3 Desain-4
Desain-5
-61,85 -65,22 -65,22 -61,85 -61,85 -66,00 -65,00 -64,00 -63,00 -62,00 -61,00 -60,00 Suhu Panel Surya pada Kasus Dingin Terburuk ( o C) Design-1 Design-2
Design-3
Design-4 Design-5
0.9,  dihasilkan  suhu  panel  surya  yang dapat dibentangkan sebesar 77.58 O C. Pada  kasus  dingin  terburuk, Desain-1, 4 dan 5 dengan nilai emissivity permukaan depan dan belakang sebesar 0.9  menghasilkan  suhu  -61.85 O C  lebih tinggi bila dibandingkan dengan Desain- 2  dan  3  dengan  nilai emissivity sebesar 0.76  yang  menghasilkan  suhu  panel surya  yang  dapat  dibentangkan  sebesar -65.22 O C. Pada kondisi ini terlihat bahwa nilai absorptivity tidak terlalu berpengaruh terhadap suhu panel surya yang  dapat  dibentangkan.  Hal  ini dikarenakan  satelit  berada  pada  posisi eclipse dimana  tidak  terdapat  energi masukan dari sinar matahari dan albedo bumi.
Almehisni (2018) melakukan penelitian suhu panel surya dengan jalur perpindahan panas yang berbeda antara panel surya dan MBS. Dari hasil analisis simulasi menggunakan perangkat lunak NX Space Thermal Simulation dihasilkan suhu  panel  surya  adalah  85 O C  pada kasus  panas  terburuk  dan  -60 O C  pada kasus dingin terburuk, dengan menggunakan  material thermal patch G10  ( α =0.12, ε =0.85).  Höhn  (2015) melakukan  analisis  suhu  panel  surya yang  dapat  dibentangkan,  dari  hasil analisis  bahwa  pada  kasus  panas terburuk  suhu  panel  surya  mencapai 100 O C  dan  kasus  dingin  terburuk mencapai  -60 O C  menggunakan  nilai termo  optik  abrsorptivity  0.92  dan emissivity 0.85.
Berdasarkan persamaan- persamaan pada Bagian 3 dan 4 terlihat bahwa pada kasus panas terburuk suhu panel  surya  yang  dapat  dibentangkan sangat dipengaruhi oleh nilai absorptivity dan  emissivity  permukaan  depan  dan belakang,  dimana  nilai  absorptivity  dan emissivity  saling  mempengaruhi  satu sama lain. Peningkatan nilai absorptivity berpengaruh  pada  peningkatan  suhu panel  surya  yang  dapat  dibentangkan.
Sebaliknya, penurunan nilai absorptivity berpengaruh  pada  penurunan  suhu panel  surya  yang  dapat  dibentangkan. Peningkatan  nilai emissivity permukaan belakang  panel  surya  berakibat  pada penurunan suhu panel surya yang dapat dibentangkan, dan sebaliknya penurunan  nilai emissivity berakibat peningkatan  suhu  panel  surya  yang dapat dibentangkan.
Pada  kasus  dingin  terburuk,  suhu panel  surya  yang  dapat  dibentangkan sangat  dipengaruhi  oleh  nilai emissivity permukaan depan dan belakang. Peningkatan  nilai emissivity berakibat peningkatan  suhu  panel  surya  yang dapat dibentangkan,
sebaliknya penurunan  nilai emissivity berakibat penurunan suhu panel surya yang dapat dibentangkan.

## 6 KESIMPULAN
Pada  desain  kontrol  termal  pasif, nilai  termo  optikal  sangat  berpengaruh terhadap  suhu  dari  panel  surya  yang dapat dibentangkan selain nilai parameter  orbit  satelit.  Seluruh  desain kontrol  termal  panel  surya  yang  dapat dibentangkan  mikrosatelit-SAR  LAPAN pada kasus panas terburuk masih dalam batas  suhu  kerja  yang  telah  ditetapkan lebih kecil dari 100 O C. Pada kasus dingin terburuk  seluruh desain kontrol termal melewati  batasan  suhu  yang  telah ditetapkan  lebih  besar  dari  -60 O C,  akan tetapi  suhu  pada  Desain-1,  4  dan  5 paling mendekati yaitu -61.85 O C. Desain-5 dengan permukaan akhir  menggunakan Chemglaze  A276 white paint pada permukaan depan dan permukaan  belakang  panel  surya  yang dapat dibentangkan dalam kasus panas terburuk  menghasilkan  suhu  yang masuk dan pada kasus dingin terburuk paling  mendekati  dari  kriteria  desain dibandingkan  dengan  desain  lainnya, sehingga  dapat  digunakan  pada  panel
surya yang dapat dibentangkan mikrosatelit SAR-LAPAN.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Penulis mengucapkan terima kasih  kepada  Pusat  Teknologi  Satelit  – LAPAN  dan  Kemenristekdikti  melalui program  Pendidikan  Non  Gelar  yang telah  memberikan  dukungan  dalam penelitian ini.

## DAFTAR PUSTAKA
Almehisni,  Reem  and  Al  Naimat,  Fadi, 2018. Heat Transfer Influence of Solar Panel  on  Spacecraft ,  Advances  in Science and Engineering Technology International  Conferences  (ASET),
Abu Dhabi, United Arab Emirates.
Boushon,  Katelyn  Elizabeth,  2018, Thermal analysis and control of small satellites  in  low  Earth  orbit ,  Masters Theses. 7755.
Das,  Tilok  K.,  et  al.,  2015. A  Simple Thermal  Design  Procedure  for  Micro and  Nano  Satellite  with  Deployable Solar  Array  Panel ,  International Conference on Environtment
Systems, Washington.
Gilmore, D.G., 2002, Spacecraft Thermal Control  Handbook ,  El  Segundo, Calif.:  Aerospace  Press,  ISSBN:  1- 884989-11-X (v.1).
Goueffon,  Yann,  et  al.,  2009. Study  of Degradation  Mechanisms  of  Black
Anodic  Films  in  Simulated  Space
Environment . 11th International Symposium  on  Materials  in  Space Environment, Aix-en-Provence,
France.  pp.0.  ffhal-01851864ff,  Sep 2009.
Höhn,  Patrick,  2015. Design  and
Validation  of  an  Articulated  Solar Panel  for  Cubesat ,  29 th Annual AIAA/USU  Conference  on  Small Satellite,  Utah  State  University, Logan, Utah, USA, 2015.
Inoue, R., Totani, T., Ogawa, H., Wakita, M.,  and  Nagata,  H.,  2012. Thermal Analyses and Guideline of Nano and Micro  Satellites  on  Sun-synchronous Orbits , 4 th Nano Satellite Symposium, UN/University  of  Tokyo,  Nagoya, Japan, 2012.
Li Junlan, Yan Shaoze, Cai Renyu, 2013. Thermal Analysis of Composite Solar Array  Subjected  to  Space  Heat  Flux , Aerospace  Science  and  Technology 27, 84-94.
Mitchao,  D.,  Totani  T.,  et  al., 2017. Thermal Design and On-orbit Validation  of  the  First  Philiphine Micro-satellite: DIWATA-1 , 47 th International Conference on
Environmental  Systems,  ICES-2017- 130, South Carolina, July 2017.
Oraby Osama A., El-Kordy Mohamed F.,
El-Madany  Hanaa  T.,  Fahmy  Faten H.,  2014. UASat  Solar  Array  Design and  Perfomance  and  Characteristics , International  Journal  of  Science,
Engineering and Technology
Research (IJJSETR), Volume 3, Issue 2, February 2014.
R.D.  Karam,  1998. Satellite  Thermal Control  for  Systems  Engineers .
Reston,  VA:  American  Institute  of Aeronautics  and  Astronautics,  Inc, ISBN  (print):  978-1-56347-276-3, eISBN: 978-1-60086-652-4.
Septanto,  H.,  Soejana,  O.,  2018.
Simulation  Approach  to  Determine Position  of  the  Fixed  Onstalled Deployable Solar Panel , IEEE ICARES 2018.
Totani, T., Ogawa, H., Inoue, R., Wakita,
M., and Nagata, H., 2013. One Nodal Thermal Analysis for Nano and Micro Satellites on Sun-Synchronous Orbits ,
Trans. JSASS Aerospace Tech. Japan , Vol. 11, pp. 71-78.
Totani, T., Ogawa, H., Inoue, R., Das, T. K., Wakita, M., and Nagata, H., 2013. Proposal Procedure of Thermal Design
on Micro and Nano Satellites Pointing to Earth , 43 rd International Conference on Environmental Systems , AIAA 2013-3490, Vail, CO,
2013.
Totani, T., Inoue, R., Ogawa, H., Das, T. K., Wakita, M., and Nagata, H., 2014. Thermal  Design  Procedure  for  Micro- and Nano-satellites Pointing to Earth , Journal  of  Thermodynamics  and Heat  Transfer,  Vol.  28,  No.  3,  pp. 524-533.
Totani, T., Inoue, R., Ogawa, H., Das, T. K., Wakita, M., and Nagata, H., 2014.
New Procedure for Thermal Design on Micro- and Nano-satellites Pointing to Earth , Trans. JSASS Aerospace Tech.
Japan, Vol. 12, No. ists29, pp. 11-20.
Triharjanto,  R.  H.,  Budiantoro,  P.  A., Yanto, D., Sumantyo, J. T. S., 2018.
The Design Progress of LAPAN-Chiba University SAR Microsatellite , IEEE ICARES 2018.
Triharjanto,  R.H.,  Budiantoro,  P.A.,
2018. Stifness  Evaluation  of  LAPAN- A5/ Chibasat Deployable Solar Panel Composite  Plate  Using  Simplified Finite  Element  Model ,  Journal  of Aerospace Technology, Vol.16 No.2.
W.  K.  Tobiska,  2011. The  Space Environment,  in  Space  Mission Engineering:  The  New  SMAD ,  J.  R.
Wertz,  D.  F.  Everett,  and  J.  J. Puschell,  Eds.  Hawthorne,  CA: Microcosm Press, pp-127-148