## RANCANG BANGUN SISTEM ADJUSTABLE ELECTRONIC FUSE UNTUK PLATFORM MICROSATELLITE (ADJUSTABLE ELECTRONIC FUSE SYSTEM DESIGN FOR MICROSATELLITE PLATFORM)
Abdul Karim 1 , Wahyudi Hasbi Peneliti Pusat Teknologi Satelit LAPAN 1 e-mail: karim.lapan@gmail.com

## ABSTRACT
The  electrical  power  subsystem  of  a  spacecraft  system  consists  of  three  basic components: power generation, power storage, and power control. The fuse is a part of a power  control,  whose  function  is  to  prevent  the  satellite  devices  system  against  any damage  in  case  of  an  over-load  or  malfunction  of  the  external  device.    This  paper analyzes a  fuse electronic  design  for microsatellite using  the  Commercial  off  the  Shelf Component and aimed to having a high flexibility.  The system is tested using a variable resistor  as  an  emulator  of  then  emulator  load  of  satellite  device  such  that  the consumption of power can be read from power supply and thus can be analyzed. This design makes use of LAPAN-A2 satellite case, to take two samples from as a reference of electronics devices being  used  in  this experiment. The results show  that  the  fuse  can limit the current of two devices of 0.834 and 1.833 Ampere respectively with the MTBF (Mean Time Between Failures) total of 3444475,062 hours.
Keywords: Satellite, Fuse, Power

## ABSTRAK
Subsistem power satelit  terdiri  dari  tiga  komponen  dasar:  pembangkit  daya ( power  generator ),  penyimpan  daya  ( power storage ),  dan   kontrol  daya  ( power  control ). Pembatas  arus  ( fuse )  adalah  bagian  dari  kontrol  daya  yang  berfungsi  untuk mengamankan  perangkat-perangkat  elektronik  satelit  dari  kerusakan  akibat  beban lebih  ( over  load )  atau  kesalahan  fungsi  dari sistem  luar  ( external )  perangkat  tersebut. Tulisan  ini  menganalisa  rancangan  Pembatas  Arus  Elektronik  ( elektronic  fuse )  untuk digunakan  di  dalam  sistem  mikrosatelit  berbasis  komponen  yang  siap  di  pasaran ( Commercial  off  the  Shelf )  dan  dirancang  memiliki  keluwesan  ( flexibillity ) yang  tinggi. Sistem ini diuji dengan menggunakan resistor variabel sebagai beban perangkat satelit sehingga  konsumsi power dapat  dibaca  dan  dianalisis  melalui  catu  daya  ( power supply ). Rekayasa ini menggunakan studi kasus Lapan-A2 untuk mengambil dua buah kasus sebagai  referensi  perangkat  elektronik  yang  digunakan.  Hasil  rancangan menunjukkan bahwa rangkaian pembatas arus dapat membatasi arus masing-masing perangkat  sebesar  0,834  dan  1.833  Ampere  dengan  nilai  total Mean  Time  Between Failure s (MTBF) 3444475,062 Jam .
Kata kunci: Satelite, Pembatas Arus, Pembangkit

## 1  PENDAHULUAN
Sistem  daya  ( power  system )  satelit mempunyai fungsi utama menghasilkan pembangkit  daya,  menyimpan  daya, mengontrol dan mendistribusikannya ke seluruh perangkat elektronik sub sistem satelit.  [Wiley  J.  Larson  and  James  R. Wertz, 2005]
Solar
panel merupakan pembangkit  daya  ( power  generation ) yang  merubah  energi  cahaya  matahari menjadi  sumber  daya  listrik.  Sistem daya satelit sangat bergantung terhadap cahaya matahari. Kemudian daya tersebut akan disimpan didalam baterai ( power storage ). Daya yang telah disimpan di dalam baterai akan digunakan untuk menjalankan  misi  utama  satelit  karena daya  yang  dihasilkan  baterai  dalam keadaan  penuh  umumnya  lebih  besar dibandingkan  daya  yang  dihasilkan solar  panel  secara  langsung.  Selain  itu juga  baterai  akan  digunakan  ketika satelit  berada  dalam  fase  orbit  tidak mendapatkan cahaya matahari ( eclipse ).
Selanjutnya  daya  tersebut  akan didistribusikan  ke  seluruh  perangkat elektronik  sub  sistem  satelit.  Rekayasa sistem  kontrol  secara  sederhana  terdiri dari pengubah DC-DC ( DC-DC converter ),  pemutus  arus  ( switches ) dan pembatas arus ( fuses ). Sistim daya akan mengontrol  seluruh  aliran  arus  listrik disesuaikan dengan kebutuhan masing- masing  perangkat  elektronik  baik  nilai arus  maupun  tegangannya.  Sistem  ini pula yang berfungsi untuk  menghubung- kan  ( switch  ON )  atau  memutuskan ( switch  Off )  arus  listrik  ke  setiap perangkat  elektronik.  Sistem  pembatas arus  akan  berfungsi  untuk  mengaman- kan  seluruh  perangkat  elektronik  yang dapat  merusak  sistemnya  sendiri  atau sistem  yang  lainnya  akibat over-load atau  kesalahan  fungsi  yang  disebabkan faktor luar. Dengan demikian arus yang mengalir  akan  dibatasi  oleh  pembatas arus sesuai dengan nilai yang dirancang. Sistem  pembatas  arus  sendiri  akan
dikontrol  oleh  komputer  satelit  ( On Board  Computer ) sebagai  perangkat elektronik utama di dalam sistem satelit.
Tulisan  ini  lebih  fokus  menjelas- kan  perancangan sistem  pembatas  arus elektronik yang digunakan untuk satelit mikro.  Komponen  yang  digunakan adalah yang tersedia di pasaran (disebut Commercial  Off  The  Shelf (COTS)). Rangkaian  ini  akan  dirancang  dengan keluwesan  dimana  jika  akan  merubah nilai  pembatas  arus  cukup  merubah satu atau dua komponen tanpa merubah komponen secara keseluruhan.

## 2  PERANGKAT SATELIT
Sistem  satelit  banyak  menggunakan perangkat  atau  komponen  elektronik. Setiap  perangkat  tersebut  mempunyai spesifikasi  persyaratan  yang  berbeda- beda  seperti,  tegangan,  arus,  dan  lain- lain.  Kemudian  semua  persyaratan tersebut  perlu  diakomodasi  dengan aman  tanpa  menggangu  sistem  satelit tersebut.    Dengan  demikian  kerusakan yang  terjadi  dalam  sistem  satelit  akibat arus lebih ( over current ) dapat dihindari.
Studi  kasus  mengenai  hal  tersebut dapat  dilihat  dalam  sistem  mikrosatelit Lapan-A2. Lapan-A2 membawa 2 Telemetry  and  Tele  Commands (TTC), Power  Control  Data  Handling (PCDH),  2 Star  Tracker  System (STS),  4 Reaction Wheel , 4 Gyro , Global Positioning System (GPS), Sony  Camera , Space  Cam , Automatic  Identification  System (AIS), Voice Repeater, Video Recorder, Magnetic Field  Sensor (MFS) , 3 Torquers,  Automatic
Position Reporting System (APRS) ,
Stepper,  S-band  Transmitter  dan  S-band Switch [Hasbi, W., Karim A, 2013].
Satelit  Mikro  Lapan-A2  mempunyai 10 pembatas arus dan 25 pemutus arus perangkat  elektronik  (Gambar  2-1). Setiap perangkat telah diukur konsumsi dayanya dan hasilnya dapat dilihat pada Tabel 2-1.
Solar Panel 1 Solar Panel 2 Solar Panel 3 Solar Panel 4 Supply charge U U U I I I B A T 1 B A T 3 B A T 3 BCR BCR BCR U POWER SUPPLY MICRO SWITCH MAIN SWITCH I OBDH TTC 1 TTC 2 COMMUNICATION/DATA HANDLING POWER CONTROL & DISTRIBUTION I I AF1 AF1 SPACE CAM & VIDEO CONV PAYLOAD FS07 I 5V SONY CAMERA VIDEO RECORDER S-BAND TRANSMITTER STEPPER S-BAND SWITCH APRS VOICE REPEATER VAIS ASR GPS GYRO 1 WHEEL 1 WDE 1 GYRO 2 WHEEL 2 WDE 2 GYRO 3 WHEEL 3 WDE 3 GYRO 4 WHEEL LPN WDE LPN STS IRE STS VAS MFS TORQUER 1 TORQUER 2 TORQUER 3 ACS FS03 I 5V S19 S17 S18 S20 FS04 I S26 S25 FS05 I S22 S23 TORQUER CONTROLLER FS06 I FS02 I S13 S12 S14 S15 FS01 I S06 S07 S08 S09 FS00 I S01 S02 S03 +5V DC/DC 5V 5V 5V 5V
Gambar 2-1: Diagram blok sistem kontrol daya Lapan-A2 [Lapan-A2 Satellite, 2012] Tabel 2-1: KONSUMSI DAYA PERANGKAT-PERANGKAT ELEKTRONIK LAPAN-A2
No. Perangkat Elektronik Arus (mA) FS00 S-band switch 164 Voice repeater 1490 S-band transmitter 413 Total 2067 FS01 GPS 124 MFS 30 APRS 1400 VAIS 37 Total 1591 FS02 STS A 196 STS B 196 Stepper 320 Analog Video camera 620 Total 1332 FS03 Gyro 1,2 216 ASR 91 Gyros 3,4 216 Video recorder 485 Total 1008 FS04 RW1 1030 RW2 1030 Total 2060 FS05 RW3 1030 RW4 1030 Total 2060 FS06 Torquer 1,2.3 836 Total 836 FS07 Space Camera 1838 AF1 TTC1 85 AF2 TTC2 85
Berdasarkan  Tabel  2-1  dapat dilihat perbedaan masing-masing konsumsi  daya  setiap  perangkat.    Oleh karena itu dalam rancangan sistem daya harus  dapat  memenuhi  setiap  keamanan perangkat  jika  terjadi  hubung  singkat ( short  circuit )  atau  arus  lebih . Dengan demikian  jika  terjadi  hubung  singkat dalam sebuah perangkat tidak menghasilkan  kerusakan  total  dalam sistem satelit.

## 3  DESAIN PERANGKAT KERAS
Sistem  pembatas  arus  yang dirancang  merupakan  bagian  dari sistem Power  Control  Unit (PCU)  sistem satelit.  Perancangan  diawali  dari  level
bread  board setelah  melewati  uji fungsional  akan  dilanjutkan  ke  level Printed Circuit Board (PCB).
Sistem satelit membutuhkan penggunaan komponen elektronik dengan spesifikasi  penampilan    ( performance ) yang tinggi. Walaupun demikian penggunaan  komponen  COTS  masih dimungkinkan  setelah  melewati  uji terima ( acceptance test ) [Sammy Kayali,]. Langkah  pertama  dalam  pemilihan komponen adalah menggunakan
komponen  yang  dapat  bekerja  dalam daerah  temperatur  dari  -55 ° C  sampai 125 ° C[Commercial-Of-The-Shelf  (COTS) for LHC experiments].
Level Bread board Tes fungsional Level PCB Tes Fungsional Power Control Unit N Y N Y Fuse Switch Solar Panel &Baterai Regulator/DC-DC Converter
Gambar 3-1: Proses perancangan pembatas arus
Gambar 3-2: Blok diagram sistem pembatas arus
Sistem pembatas arus akan dirancang  seperti  dalam  blok  diagram dalam  Gambar  3-2.  Pembatas  arus harus  mengukur  arus  yang  akan melewati  perangkat  didepannya  dan memutuskan  jalur  ( switch  off )  jika  arus yang  mengalir  terlalu  tinggi  melebihi kemampuan  beban  arus  yang  dapat diterima oleh perangkat tersebut. Adapun komponen  elektronik  yang  dibutuhkan adalah:  Penguat  Instrumentasi  Daya Rendah  ( Low  Power  Instrumentation Amplifier ),  Pembanding  ( Comparator ), Flip-Flop ,  transistor,  kapasitor,  dan resistor.
Ketika arus I mengalir pada sebuah perangkat  maka  akan  tejadi  perbedaan tegangan ∆V pada resistor R Sense :
I R V
Sense .   (3-1)
Perbedaan tegangan ini akan “mengalir” pada  sebuah  pembagi  tegangan  dan akan  diukur  oleh  penguat differential ( differential  ampliﬁer ). Keluaran penguat differential tersebut adalah:
I R R G V Va Gain Sense . 50000 1 .             (3-2)
Sinyal tersebut dialirkan melalui pembagi  tegangan  ( voltage  divider ) menuju comparator , dimana komparator akan  membandingkan  dengan  tegangan 5  V. Jika  tegangan  lebih  besar dari  5 V maka  keluaran  komparator  akan  tinggi ( High ) dan perangkat akan di- switch off . Adapun nilai Arus  I off adalah:
1 . 50000 5          Gain Sense Sense off R R R V I (3-3)
Keluaran  komparator  dihubungkan  ke titik  kontak  (pin)  CLR  komponen  flip- flop.  Ketika comparator berubah  dari Low ke High maka  keluaran  flip-flop menjadi Low dan  perangkat  akan  di switch  Off .  Untuk  mengaktifasi  atau mengatur  (menge-set)  pembatas  arus lagi  dapat  dilakukan  dengan  pemberian sinyal Low pada  pin  CLR  flip-flop. Sebaliknya  untuk  menonaktifkan  atau reset dapat dilakukan dengan men ge-set pin CLR ke High . Pin CLR tersebut akan dihubungkan  ke  komputer  satelit  ( On Board  Computer )  yang  mengontrol sistem pembatas arus tersebut.
Komparator RGain Flip-Flop Set/Reset Load RSense
Gambar 3-4: Perangkat  keras  sistem  pembatas arus

## 4  PENGUJIAN DAN ANALISIS
Rangkaian  pembatas  arus  diuji dengan  menggunakan  resistor  perubah ( variabel )  sebagai  simulator  perangkat yang  digunakan  sistem  satelit  dan  data arus  dapat  dibaca  melalui  catu  daya ( power supply ).

## Gambar 4-1: Diagram blok pengujian
Sebagai  contoh,  FS06  (Tabel  2-1) akan dibatasi  arus  maksimum 836 mA. Berdasarkan  hasil  perhitungan  untuk memenuhi  persyaratan  tersebut  dapat digunakan R Sense of  0.22 Ω and R Gain of 1910 Ω.
A V I off 836 . 0 1910 ) 22 . 0 .( 50000 22 . 0 5 1          
(4-1)
Gambar 4-2: Pengujian  rangkaian  pembatas arus
Nilai  R Sense dan  R Gain yang digunakan  dapat  diuji  dimulai  dengan arus minimal (beban minimal), kemudian resistor variabel diset menurun sehingga konsumsi    arus  bertambah  dan pembatas  arus  akan  membatasi  arus serta memutuskan aliran arus tersebut. Adapun  hasil  pengujian  dapat  dilihat dalam Tabel 4-1.
Tabel 4-1: HASIL  PENGUJIAN  R GAIN 1910Ω  & R SENSE 0.22Ω
No Arus (mA) 1 830 2 840 3 841 4 840 5 840 6 830 7 831 8 834 9 834 10 834 11 839 12 826 13 839 14 834 15 826 Rata-rata 834.5333
Gambar 4-2: Grafik  Arus  Fuse  dengan  R Gain
1910Ω & R Sense 0.22 Ω
Sampel  kedua  adalah  FS07  yang harus  dapat  membatasi  arus  1,838  A.
Berdasarkan perhitungan dapat
menggunakan R Sense = 0.056 Ω dan R Gain = 1050 Ω.
A V I off 838 . 1
1050 ) 056 . 0 .( 50000 056 . 0 5 1           (4-2)
Hasil  pengujian  dapat  dilihat  dalam Tabel 4-2.
Power Supply Voltage and Current Data
Fuse Load Resistor Variabel
Tabel 4-2: HASIL  PENGUJIAN  R GAIN 1050Ω  &
R SENSE 0,056Ω
No Arus (mA) 1 1831 2 1834 3 1831 4 1824 5 1840 6 1831 7 1826 8 1834 9 1840 10 1831 11 1832 12 1831 13 1840 14 1835 15 1840 Rata-rata 1833.333
Gambar 4-3: Grafik Arus dengan R Gain 1050Ω & R Sense 0.056Ω
Berdasarkan  hasil  pengujian  di atas  dapat  dilihat  bahwa  terdapat beberapa  perbedaan  hasil  pengukuran dari target pembatasan arus antara lain:
- FS06
∆I min =|0,836-0,826|= 10 mA
(4-3)
∆I max =|0,836-0,841|= 5 mA (4-4)
∆I rata-rata =|0,836-0,83453|= 1,47 mA (4-5)
σ=(|0,836-0,00147|/0,836)=99,82% (4-6)
Dimana σ  = sigma hasil pengukuran
- FS07
∆I min =|1,838-1,824|= 14 mA
(4-7)
∆I max =|1,838-1,840|= 2 mA (4-8) ∆I rata-rata =|1,838-1,8333|= 4,67 mA (4-9)
Dimana
σ =sigma hasil pengukuran
Sigma hasil
pengukuran menunjukkan nilai di atas 99% sehingga kesalahan  masih  dapat  ditolerir  untuk nilai target pembatasan arus.
Nilai kehandalan sistem ini dapat dihitung  berdasarkan  nilai Mean  Time Between  Failur (MTBF)  menggunakan metode
MIL-HDBK-217F []Military
Handbook,  1995].  Nilai  temperatur diasumsikan rata-rata 30 derajat
Celcius.  Nilai  yang  dihitung  untuk semua  komponen elektronik  yang digunakan antara lain:
- Resistor
λ b (tipe resistor)  =  0,0017 (resistor
fixed) T (faktor temperatur) =  1,1 (asumsi rata- rata 30 derajat celcius)
P (faktor daya)  =  1 (asumsi 1)
S (power stress)   =  1
Q (faktor kualitas) =  10 (komersial) E (faktor lingkungan) =  0,5 ( space flight ) λ p =(0,0017) (1,1) (2) (1) (1) (10)
(0,5) =  0,0187 Kegagalan/10 6 Jam θ = 1/(0,0187 * 10 -6 )
=  53475935,828 Jam dimana : λ p = Kegagalan θ = MTBF
σ=(|1,838-0,00467|/1,838)= 99,74% (4-10)
λ p =λ b  T  P  S  Q  E Kegagalan/10 6 Jam (4-11)
θ = 1/λ p
(4-12)
- Kapasitor
λ b (tipe kapasitor)  =  0,0004 (kapasitor
tantalum) T (faktor tem- peratur) =  0,91 (asumsi rata- rata 30 derajat celcius) C (faktor kapa- sitansi) =  0,59 (rata-rata nilai C= 100nF) V (voltage stress) =  3,99 (VDC ≈ 16 V, VDC rate =25 V) SR (faktor resis- tensi seri) =  1 (asumsi 1) Q (faktor kua- litas) =  10 (komersial) E (faktor ling- kungan) =  0,5 ( space flight ) λ p =(0,0004)( 1,1) (0,59)(3,99)(1) (10)(0,5) =  0,00517 Kegagalan/10 6 Jam θ = 1/λ p (4-14)
θ = 1/(0,00517 * 10 -6 ) =  193423597,679 Jam
dimana : λ p = Kegagalan θ  = MTBF
- Transistor
λ p = λ b  T  A  Q  E Kegagalan/10 6 Jam (4-15)
λ b (tipe transis- tor) =  0,012 (transistor mosfet) T (faktor tem- peratur) =  1,1 (asumsi rata- rata 30 derajat celcius) A (faktor aplika-
si) =  0,59 (5≤daya keluaran<50 watt) Q (faktor kuali- tas) =  10 (komersial) E (faktor ling- kungan) =  0,5 ( space flight )
λ p = (0,012)( 1,1) ( 0,59)(10)(0,5) =  0,264 Kegagalan/
10 6 Jam
θ = 1/λ p
(4-16)
θ=1/(0,264*10
-6 ) =  3787878,788 Jam dimana:
λ p = Kegagalan θ  = MTBF
- Sirkuit mikro ( micro circuit )
λ p = (C 1  T + C 2 E ) Q  L Kegagalan/10 6
Jam (4-17) C 1 (kompleksiti)   =  0,01 (MOS digital
1-100 gerbang) T (faktor temperatur) =  0,13 (asumsi rata- rata 30 derajat celcius) C 2 (paket) =  0,0072 (SMT 16 pin) E (faktor ling- kungan)
=  0,5 ( space flight ) Q (faktor kuali- tas) =  10 (komersial) L (faktor tahun produksi) =  1 (≥ 2 tahun) λ p =((0,01)(0,13) + ((0,0072)(0,5)) (10)(0,5) =  0,00245 Kegagalan/10 6 Jam θ = 1/λ p (4-18)
θ = 1/(0,00245  *  10 -6 ) =  408163265,306
Jam
dimana :
λ p = Kegagalan θ  = MTBF
Dengan demikian nilai MTBF total dapat diturunkan  dengan  persamaan  sebagai berikut:
(4-19)
= (53475935,828) -1 +(193423597,679) -1
+(3787878,788) -1 +(408163265,306) -1
= 2,903x 10 -7 Θ tot = 3444475,062 Jam dimana : Θ tot = total MTBF
Berdasarkan  nilai  total  MTBF  maka dapat  dihasilkan  nilai  probabilitas ketahanan  sistem  ( reliability )  selama
λ p = λ b  T  C  V  SR  Q  E Kegagalan/10 6 Jam (4-13)
beroperasi  [Scott  Speaks].  Jika  asumsi target operasi satelit selama 5 tahun (t = 427420 jam) maka probabilitas
ketahanan  sistem  yang  didapatkan adalah:
Θ (4-20)
dimana: R  = Probabilitas ketahanan
Dengan  demikian  hasil  rancangan    yang dibuat dapat bertahan dalam beroperasai  selama  5  tahun  dengan probabilitas 88,3 %.

## 5  KESIMPULAN
Perancangan  Fuse  menghasilkan arus  yang  dapat  dibatasi  sebesar  0.834 Ampere  untuk  FS06  dengan  R Sense 0,22 Ω  dan  R Gain of  1910  Ω.  FS07  dengan R Sense 0,056  Ω  dan  R Gain 1050  Ω  dapat membatasi  arus  1,833  Ampere.  Sigma hasil pengukuran diatas 99%.
Perbedaan nilai antara perhitungan dan pengujian  tersebut  dapat  disebabkan oleh nilai toleransi komponen elektronik seperti resistor dan kapasitor.
Nilai kehandalan total berdasarkan perhitungan MTBF  adalah 3444475,062 Jam  dan  probabilitas  ketahanannya dalam beroperasi selama 5 tahun adalah 88,3%.  Hasil  rancangan  ini  sebaiknya digunakan  dalam  sistem  satelit  dengan target operasi dibawah 4 tahun.
Sistem  ini  akan  dikembangkan lebih  lanjut  dan diintegrasikan kedalam sistem  elektronik Power  Control  Unit satelit.  Fleksibilitas  yang  tinggi  sangat membantu dalam pengembangan sistem PCU dimana penyesuain pembatas arus dapat dilakukan dengan cara mengganti nilai Resistor  Sense dan Resistor  Gain tanpa  merubah  sistem  PCU  secara keseluruhan.

## DAFTAR RUJUKAN
Commercial-Of-The-Shelf  (COTS)  for  LHC experiments , CERNNASA Electronic Parts  and  Packaging  Program, http://nepp.nasa.gov/index.cfm.
Hasbi,  W.,  Karim  A,  2013. Lapan-A2 System  Design  For  Equatorial
Survaillance Missions , 9 th
International  Symposium  of  The International Academy of Astronautics  (IAA)  Berlin,  April  8- 12. Lapan-A2 Satellite Team, 2012.
Document Technic , Lapan. Military  Handbook,  1995. Realibility Prediction  of  Electronic  Equipment , Departement of Defence, February. Sammy  Kayali, Utilization  of  COTS Electronics  in  Space  Application, Reliability  Challenges  and  Reality , Jet Propulsion Laboratory.
Scott  Speaks, Reliability  and  MTBF Overview , Vicor Reliability
Engineering.
Wiley  J.  Larson  and  James  R.  Wertz, 2005. Space  Mission  Analysis  and Design , Kluwer Academic Publishers.