## SUN SENSOR DAN MAGNETOMETER SEBAGAI SENSOR PENENTU SIKAP SATELIT INKLINASI RENDAH LAPAN-A2 (SUN SENSOR AND MAGNETOMETER AS ATTITUDE DETERMINATION SENSORS FOR LOW INCLINATION SATELLITE LAPAN A-2)
Satriya Utama 1 , Patria Rachman Hakim Pusat Teknologi Satelit Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Cagak Satelit No.8 KM.0,4, Ranca Bungur, Bogor, Jawa Barat 16310
1 e-mail: satriya.utama@lapan.go.id
Diterima: 22 Maret 2018; Direvisi: 27 April 2018; Disetujui: 8 Mei 2018

## ABSTRACT
LAPAN-A2 is a low inclination, low earth orbit (LEO) satellite which one of the mission is earth observation. In earth observation or data downloading, satellite attitude must be known by operator. Star sensor is used as main attitude sensor determination, but when in day light, star sensor can easily blinded by sun or earth. This paper introduces an alternative attitude determination method using sun sensor and magnetometer. The idea, sun sensor and magnetometer measure sun vector and magnetic field vector in satellite body axes. By using sun position model and SGP4 orbit propagator, sun vector and magnetic field vector in earth centered inertial frame can be calculated.  From these two vectors in two different frames of reference, rotation matrix that represent satellite’s attitude can be calculated. From test result, this method can determine attitude with 3° accuracy.
Keywords: LAPAN-A2, attitude determination, sun sensor, magnetometer

## ABSTRAK
LAPAN-A2  merupakan  satelit low  earth  orbit (LEO)denganinklinasi  rendah  yang  salah  satu misinya  adalah  pengamatan  citra  bumi.  Dalam  melaksanakan  misi  pengambilan  citra  ataupun penurunan data, sikap satelit perlu diketahui operator di stasiun bumi.Sebagai sensor utama untuk mengetahui sikap satelit digunakan star sensor . Namun ketika berada di wilayah terang, star sensor dapat  dengan  mudah  tergangguoleh  cahaya  matahari  atau  bumi.  Tulisan  ini  memperkenalkan penentuan  sikap  alternatif  menggunakan sun  sensor dan  magnetometer.  Idenya, sun  sensor dan magnetometer mengukur vektor matahari dan vektor medan magnet pada sumbu satelit. Lalu, dengan menggunakan model posisi matahari dan propagator orbit SGP4, vektor matahari dan vektor medan magnet pada sumbu inersial bumi dapat dihitung. Dari dua vektor pada dua tata acuan yang berbeda, matriks rotasi yang merupakan representasi sikap satelit terhadap bumi dapat dihitung. Dari pengujian, metode ini berhasil menghitung sikap satelit dengan akurasi 3°.
Kata kunci: LAPAN-A2, penentuan sikap, sun sensor, magnetometer

## 1    PENDAHULUAN
Satelit LAPAN-A2 merupakan satelit  kedua  buatan  Indonesia  setelah satelit  LAPAN-TUBSAT.  Berbeda  dengan satelit  LAPAN-TUBSAT  yang  melakukan tahap assembly  integration  and  test di Technical  University  of  Berlin,  satelit LAPAN-A2  melakukan  tahap  tersebut sepenuhnya di Indonesia. Satelit LAPAN- A2 telah diluncurkan pada 28 September 2015  dari  Satish  Dawan  Space  Center, India menggunakan roket PSLV C-30 XL yang membawa muatan utama AstroSat (Agrawal,  2017).  Satelit  LAPAN-A2 memiliki orbit ketinggian rendah dengan inklinasi  dekat  ekuator.(Madina,  Qadir, dan  Utama,  2015).  Satelit  LAPAN-A2 memiliki misi pengamatan bumi, pemantauan  maritim  dan  komunikasi radio  amatir.  (Hardhienata,  Triharjanto, dan Mukhayadi, 2011)
Dalam
menjalankan misi pengamatan bumi, satelit membutuhkan operasi nadir  pointing .  Operasi nadir pointing berarti  kamera  satelit  selalu menghadap ke arah nadir. Satelit LAPAN- A2  telah  dilengkapi  dengan  kendali otomatis  menggunakan star  sensor , reaction wheel
dan
gyroscope (Hardhienata et al., 2011).
Satelit  LAPAN-A2  memiliki  dua buah star sensor , dimana salah satunya dikembangkan oleh LAPAN yang memiliki  akurasi  pengukuran  sikap  0.3 arcmin  untuk right  ascension dan  0.45 arcmin  untuk declination (Saifudin  dan Triharjanto,  2010). Star  sensor LAPAN memiliki field  of  view 38˚,  sedangkan satu star  sensor lain  yang  merupakan buatan Vectronik, Jerman memiliki field of  view 14˚  (Triharjanto  dan  Saifudin, 2013). Selain star sensor , satelit LAPAN- A2  juga  dilengkapi sun  sensor dan magnetometer  sebagai  sensor  sikap satelit (Saifudin dan Mukhayadi, 2015).
Dibandingkan dengan sensor sikap lainnya, star  sensor memiliki  akurasi
yang  paling  baik.  Namun, star  sensor memiliki  kelemahan  mudah  terganggu oleh  cahaya  matahari,  bumi  maupun bulan  (Walker  dan  Kumar,  2017).  Hal tersebut menyebabkan star sensor tidak dapat  mengidentifikasi  pola  bintang untuk menghitung sikap satelit. Gambar 1-1  menunjukkan  orientasi star  sensor pada acuan koordinat satelit LAPAN-A2. Terdapat  dua  buah star  sensor pada posisi  yang  saling  berlawanan,  hal tersebut  ditujukan  untuk  memperkecil peluang kedua star sensor terganggu oleh cahaya  matahari  ataupun  bumi  secara bersamaan.
Permasalahan muncul ketika satelit  berada  pada  posisi tumbling dan membutuhkan operasi nadir pointing dan tidak mendapat datasikap satelit dari star sensor . Metode yang selama ini dilakukan  adalah  dengan  melibatkan operator  satelit  untuk  memperkirakan sikapsatelit berdasarkan sensor – sensor yang  dimiliki  satelit  LAPAN-A2  seperti sun sensor dan magnetometer.
Metode  ini  memiliki  kelemahan karena  melibatkan  manusia  dalam lingkar pengendalian. Hal ini menyebabkan  metode  kurang  terukur karena sangat bergantung pada kemampuan operator.
Gambar 1-1:   Posisi  star  sensor  pada  satelit
LAPAN-A2 (Saifudin
dan
Mukhayadi, 2015)
Salah satu kesulitan yang dihadapi adalah karena satelit LAPAN-A2 memiliki inklinasi  orbit  rendah  dan  bukan merupakan satelit
SSO ( sun- synchronous-orbit ),  posisi  relatif  satelit terhadap matahari sangat bervariasi.Hal tersebut  berbeda  dengan  satelit  SSO yang posisi relatif terhadap mataharinya relatif sama sehingga akan mudah untuk memperkirakan sikap satelit dengan sun sensor . Selain itu posisi relatif matahari yang  bervariasi  pada  satelit  LAPAN-A2 juga  menyebabkan  peluang star  sensor terkena  cahaya  matahari  lebih  besar. Dilandasi  hal  tersebut  maka  perlu disusun  suatu  metode  yang  lebih  cepat dan  handal  untuk  menghitung  sikap satelit  menggunakan  sensor  selain star sensor dan  tanpa  melibatkan  operator secara aktif.
Untuk  menghitung  sikap  satelit secara  umum  dibutuhkan  minimal  dua buah vektor teramati(Marques,
Clements, dan Lima, 2000). Pada satelit LAPAN-A2  terdapat sun  sensor dan magnetometer  yang  dapat  digunakan sebagai  sensor  untuk  mendapatkan vektor yang digunakan menghitung sikap satelit LAPAN-A2.
Sun  sensor pada  satelit  LAPAN-A2 berupa coarse  sun  sensor dimana  satu sel  solar  panel  dipasang  pada  keenam sisi satelit. Keenam solar panel tersebut akan  merubah  cahaya  yang  diterima menjadi  arus  listrik  (Saifudin  dan Mukhayadi,  2015).  Besar  bacaan  arus listrik  pada  tiap  sisi  satelit  tersebut digunakan  untuk  mengetahui  arah vektor  matahari  pada  sumbu  satelit. Berkebalikan  dengan star  sensor , sun sensor memiliki  kelemahan  ketika berada di sisi malam bumi dimana tidak mendapatkan  cahaya  matahari  sama sekali.
Magnetometer  pada  satelit  LAPAN- A2 berupa sebuah magnetic field sensor . Sensor  ini  akan  mengukur  arah  vektor medan  magnet  bumi  pada  posisi  satelit
saat itu (Saifudin dan Mukhayadi, 2015). Keluaran  dari  sensor  ini  berupa  vektor satuan  pada  koordinat  magnetometer. Keunggulan yang dimiliki magnetometer adalah  akan  selalu  mendapatkan  data disemua lokasi. Gambar 1.2 menunjukkan  orientasi  magnetometer pada sumbu koordinat satelit LAPAN-A2.
Gambar  1-2  Orientasi  magnetometer  terhadap
koordinat satelit LAPAN-A2
(Saifudin dan Mukhayadi, 2015)
Pada  penelitian  (Rahman  dan Mukhayadi,  2009)  telah  dilakukan penentuan  sikap  satelit  LAPAN-TUBSAT dengan  membaca  arus  yang  dihasilkan solar  panel.  Akan  tetapi  metode  yang dipaparkan  pada  penelitian  tersebut masih melibatkan faktor manusia dalam lingkar kendali untuk melihat video hasil tangkapan  dari  satelit.  Karena  masih melibatkan  manusia  sebagai  sensor maka  metode  tersebut  masih  kurang memungkinkan adanya human error . Penelitian  terkait  penentuan  sikap satelit  tanpa star  sensor telah  banyak dilakukan  sebelumnya,  seperti  oleh (Kutlu, Haciyev, dan Tekinalp, 2007), (Ni dan Zhang, 2011), (Springmann,
Sloboda,  Klesh,  Bennett,  dan  Cutler, 2012),  (Zhou,  Wu,  Wang,  dan  Fourati, 2018),  (Ovchinnikov  dan  Ivanov,  2014). Pada  penelitian-penelitian  tersebut  juga
melibatkan  gyroscope  selain sun  sensor dan  magnetometer.  Sedangkan  (Hart, 2009) hanya menggunakan data magnetometer.Akan
tetapi dalam perhitungandibutuhkan  beberapa  data dalam  rentang  waktu  tertentu.    Pada penelitian  (Ivanov,  Ovchinnikov,  Ivlev, dan  Karpenko,  2015)  telah  dilakukan pemodelan untuk berbagai variasi sensor yang  digunakan  termask  diantaranya kombinasi sun sensor dan magnetometer dengan  menggunakan  Kalman  Filter dengan akurasi 0.12°.
Metode  yang  digunakan  pada penelitian  –  penelitan  tersebut  lebih cocok jika diterapkan pada on- boardcomputer satelit  bukan  untuk operasional di ruas bumi. Pada penelitian (Walker  dan  Kumar,  2017)  dibutuhkan waktu hingga
10 jam untuk mendapatkan  data  yang  konvergen. Untuk
operasional ruas bumi dibutuhkan  suatu  sistem  yang  lebih sederhana dimana data yang digunakan bukan merupakan kumpulan data dalam suatu rentang waktu melainkan satu set telemetri yang diperoleh pada satu waktu tertentu.Pada  penelitian(Theil,  Appel, dan
Schleicher, 2003) telah dikembangkan metode perhitungan
sikap  dengan  menggunakan sun  sensor dan  magnetometer,  akan  tetapi  hanya sebatas  simulasi  tanpa  ada  pengujian pada kasus nyata. Selain itu metode yang digunakan cukup rumit karena membutuhkan  database  albedo  dan medan magnet bumi.
Pada  penelitian  ini  akan  disusun metode  penentuan  sikap  satelit  LAPAN- A2  menggunakan  satu  data sun  sensor dan  satu  data  magnetometer  yang diperoleh  dari  data  telemetri  satelit secara real  time ketika  operasi.  Metode ini  akan  digunakan  operator  sebagai acuan  dalam  mengambil  keputusan terkait manuver sikap satelit LAPAN-A2.

## 2 METODOLOGI
Metode  yang  digunakan  pada penelitian  ini  adalah  dengan  membuat suatu model matematika untuk menghitung sikap satelit. Model matematika  yang  dibangun  memiliki data  masukan  berupa  telemetri  satelit yang  diperoleh  secara real  time dari proses tracking satelit  LAPAN-A2.  Data keluaran dari model matematika tersebut akan memberikan informasi sikap satelit LAPAN-A2 kepada operator.
Gambar 2-1: Alur  perhitungan  sikap  satelit LAPAN-A2  menggunakan sun sensor dan magnetometer Gambar 2-1 menunjukkan algoritma model matematika yang digunakan  pada  penelititian  ini  untuk menghitung  sikap  satelit  LAPAN-A2. Masukan  berupa  data sun  sensor dan magnetometer  diperoleh  dari  telemetri satelit  secara real  time .  Gambar  2-2 menunjukkan  contoh  data  telemetri magnetometer  satelit  LAPAN-A2  dan Gambar  2-3  menunjukkan  contoh  data telemetri  dari sun  sensor satelit  LAPAN- A2.

## Gambar  2-2:  Telemetri  magnetometer  satelit
LAPAN-A2
Gambar  2-3:  Telemetri sun  sensor satelit LAPAN-A2
Sun  sensor yang  digunakan  pada satelit LAPAN-A2 merupakan enam buah solar  cell yang  dipasang  pada  tiap  sisi satelit.Melalui  perbandingan  nilai  arus yang  dihasilkan  oleh sun  sensor pada enam  sisi  satelit  maka  dapat  dihitung arah  vektor  satuan  matahari  pada koordinat satelit ( x sat_sun ). Walaupun pada sumbu  yang  sama  seringkali  terdapat bacaan nilai arus pada kedua arah, baik arah  positif  maupun  negatif.Nilai  arus yang lebih besar pada sumbu yang sama berasal  dari  matahari,  sedangkan  arus yang lebih kecil berasal dari albedo bumi. Pada  Gambar  2-3  arus  masing-masing sun  sensor pada  enam  sisi  ditunjukkan oleh  variabel  CSS  X+,  CSS  X-,  CSS  Y+, CSS Y-, CSS Z+, CSS Z-. Arus pada tiap sumbu  satelit  dapat  diperoleh  dengan menggunakan persamaan:
𝐶𝑆𝑆 𝑋 + > 𝐶𝑆𝑆 𝑋 − → 𝐼 * = 𝐶𝑆𝑆 𝑋 + 𝐶𝑆𝑆 𝑋 + < 𝐶𝑆𝑆 𝑋 − → 𝐼 * = − 𝐶𝑆𝑆 𝑋 − 𝐶𝑆𝑆 𝑌 + > 𝐶𝑆𝑆 𝑌 − → 𝐼 . = 𝐶𝑆𝑆 𝑌 + 𝐶𝑆𝑆 𝑌 + < 𝐶𝑆𝑆 𝑌 − → 𝐼 . = − 𝐶𝑆𝑆 𝑌 − 𝐶𝑆𝑆 𝑍 + > 𝐶𝑆𝑆 𝑍 − → 𝐼 0 = 𝐶𝑆𝑆 𝑍 +
𝐶𝑆𝑆 𝑍 + < 𝐶𝑆𝑆 𝑍 − → 𝐼 * = − 𝐶𝑆𝑆 𝑍 − (2-1)
Pada  penelitian  (Post,  Li,  dan  Lee, 2013) dibandingkan dua jenis sun sensor yaitu photodiodesun sensor dengan linear array +  N-slit  dan solar  panel  current measurement .  Pada photodiode  sun
sensor dengan linear  array dan  N-slit diperoleh  akurasi  5°,  sedangkan  pada solar panel current measurement diperoleh  akurasi  7°.  Penggunaan solar panel current measurement pada penelitian tersebut mirip dengan
penggunaan coarse  sun  sensor pada penelitian ini.
Perbandingan  antara  arus  yang diperoleh  pada  satu  sisi  dengan  arus maksimum  yang  mungkin  diperoleh pada  sisi  tersebut  sebanding  dengan perbandingan  antara  luas  area  efektif sun  sensor yang  tersinari  matahari dengan  luas  area sun  sensor .  Secara matematis untuk sumbu x satelit.
𝐼 * 𝐼 12* = 𝐴𝑥 5 𝐴𝑥 = 𝑐𝑜𝑠 𝜃 * (2-2)
Dimana θ x merupakan incidence angle yang  dibentuk  antara  vektor normal  bidang x ( n x )  dan  vektor  posisi matahari  pada  sumbu  satelit  ( x sat_sun ), seperti pada Gambar 2-4.
𝑐𝑜𝑠 𝜃 * = 𝑥 :2;_:=> . 𝑛 * (2-3)
Melalui  persamaan  (2-2)  dan (2-3) untuk  ketiga  sumbu x , y dan z satelit maka  diperoleh  vektor  posisi  matahari pada sumbu satelit yang secara langsung merupakan  perbandingan  arus sun sensor pada ketiga sumbu.
𝑋 :2;_:=> = 𝐼 * 𝐼 . 𝐼 0 𝑥 :2;_:=> = 𝑋 :2;_:=> 𝑋 :2;_:=>
(2-4)
Dari  telemetri  magnetometer  dapat terbaca  nilai  vektor  satuan  medan magnet  pada  koordinat  magnetometer, pada  Gambar  2-2  nilai  vektor  satuan medan  magnet  ditunjukan  oleh  variabel X mag, Y mag, Z mag. Nilai vektor satuan medan magnet pada koordinat
magnetometer tersebut selanjutnya
ditransformasikan  ke  sumbu  satelit menjadi vektor x sat_mag .
𝑥 :2;_12A
= 𝑀 :2;_12A>5;C15;5D 𝑋 𝑚𝑎𝑔 𝑌 𝑚𝑎𝑔 𝑍 𝑚𝑎𝑔 (2-5)
Dimana M sat_magnotemeter adalah matriks rotasi antara koordinat magnetometer ke koordinat satelit.
Gambar 2-4
menunjukkan visualisasi dari x sat_sun (garis merah) dan x sat_mag (garis  hijau)  pada  sumbu koordinat  satelit  (garis  biru).  Warna kuning pada badan satelit menunjukkan bidang  yang  terpapar  cahaya  matahari, warna hitam menunjukkan bidang yang tidak terpapar cahaya matahari.
Gambar 2-4: x sat_sun dan x sat_mag dalam koordinat satelit LAPAN-A2
Gambar 2-5:  Sudut  deklinasi  (beda  sudut medan  magnet  terhadap  utara) interval  kontur  2 o ,  merah  untuk positif (timur), biru untuk negative (barat) (Chulliat et al., 2015)
Dua  vektor  pada  koordinat  satelit telah  diketahui,  selanjutnya  diperlukan kedua vektor tersebut dalam tata acuan koordinat  inersial  bumi  (ECI, earth centered inertial ). Melalui model koordinat  matahari  (Seidelmann,  1992) dapat  dihitung  asensio  rekta  matahari ( RA sun )  dan  deklinasi  matahari  ( DE sun ) pada tata acuan koordinat inersial bumi. RA sun dan DE sun selanjutnya  dirubah  ke dalam vektor satuan matahari pada tata acuan  koordinat  inersial  bumi  ( x ECI_sun ) dengan  menggunakan  persamaan  (2-6), dimana R earth merupakan jari – jari bumi.
𝑥 HIJ_:=> = 𝑐𝑜𝑠 𝑅𝐴 :=> 𝑐𝑜𝑠 𝐷𝐸 :=> 𝑅 52D;N 𝑠𝑖𝑛 𝑅𝐴 :=> 𝑐𝑜𝑠 𝐷𝐸 :=> 𝑅 52D;N
𝑠𝑖𝑛 𝐷𝐸 :=> 𝑅 52D;N
(2-6)
Berdasarkan (Madina et al., 2015)satelit LAPAN-A2 memiliki inklinasi orbit rendah sehingga satelit akan selalu berada  di  dekat  ekuator.  Berdasarkan (Chulliat  et  al.,  2015)  seperti  terlihat pada  Gambar  2-5  dimana  sudut deklinasi  di  sekitar  ekuator  wilayah Indonesia memili nilai hampir 0 o . Hal ini berarti  arah  vektor  medan  magnet  di sekitar ekuator Indonesia selalu mendekati  arah  utara.  Maka  vektor medan  magnet  yang  dibaca  oleh magnetometer  satelit  LAPAN-A2  dapat didekati dengan vektor arah utara. Nilai vektor  satuan  medan  magnet  pada koordinat  inersial  bumi  ( x ECI_mag )  yang tidak  lain  merupakan  vektor  arah  utara dapat dihitung menggunakan persamaan
𝑋 HIJ_12A = 𝑟 HIJ_:2; × 0 0 1 ×𝑟 HIJ_:2; 𝑥 HIJ_12A = 𝑋 HIJ_12A 𝑋 HIJ_12A
(2-7)
Dimana r ECI_sat merupakan  posisi satelit  pada  koordinat  inersial  bumi. Pada penelitian ini posisi satelit dihitung menggunakan  propagator  orbit  SGP4
(Hoots  dan  Roehrich,  1980).  Propagator orbit  SGP4  membutuhkan  masukan berupa data two lines element (TLE) yang dapat  diperoleh  di  www.celestrak.com setiap hari.
Telah diperoleh dua pasang vektor, yaitu vektor satuan matahari dan vektor satuan  medan  magnet  pada  dua  buah acuan  koordinat  yaitu  tata  acuan koordinat  satelit  dan  tata  acuan koordinat inersial bumi. Dengan menggunakan  data  tersebut  maka matriks  rotasi  yang  menghubungkan koordinat  satelit  dan  koordinat  inersial bumi  ( M ECI_sat )  dapat  diperoleh  dari persamaan
𝑥 :2;_:=>
𝑥 :2;_12A 𝑥 :2;_:=>*12A = 𝑀 HIJ_:2; 𝑥 HIJ_:=> 𝑥 HIJ_12A 𝑥 :2;_:=>*12A (2-8)
dimana
𝑥 :2;_:=>*12A = 𝑥 :2;_:=> ×𝑥 :2;_12A (2-9)
M = M UU M UV M UW M VU M VV M VW
M WU M WV M WW 𝑡 : 𝑡 * 𝑡 . 𝑡 0 = 1 4 1 + 𝑀 UU + 𝑀 VV + 𝑀 WW 1 4 1 + 𝑀 UU − 𝑀 VV − 𝑀 WW 1 4 1 − 𝑀 UU + 𝑀 VV − 𝑀 WW 1 4 1 − 𝑀 UU − 𝑀 VV + 𝑀 WW
(2-10) m a x.
q s q x q y q z
t s t s 𝑀 WV − 𝑀 VW 4𝑡 : 𝑀 UW − 𝑀 WU 4𝑡 : 𝑀 VU − 𝑀 UV 4𝑡 : t x 𝑀 WV − 𝑀 VW 4𝑡 * t x 𝑀 VU + 𝑀 UV 4𝑡 * 𝑀 UW − 𝑀 WU 4𝑡 * t y 𝑀 UW − 𝑀 WU 4𝑡 . 𝑀 VU + 𝑀 UV 4𝑡 . t y 𝑀 WV − 𝑀 VW 4𝑡 .
t z 𝑀 VU − 𝑀 UV 4𝑡 0 𝑀 UW + 𝑀 WU 4𝑡 0 𝑀 WV + 𝑀 VW 4𝑡 0 t z
Dari  matriks  rotasi M ECI_sat maka dapat  diperoleh  sikap  satelit  LAPAN-A2 pada  koordinat  inersial  baik  dalam representasi  matriks  rotasi  itu  sendiri maupun  dalam  quaternion  ( q ECI_sat ). Penggunaan quaternion untuk menggambarkan  sikap  satelit  memiliki keuntungan yaitu tidak ada singularitas dan  kemudahan  dalam  komputasional (Großekatthöfer dan Yoon, 2012). Untuk merubah  matrik  rotasi  ( M )  ke  dalam quaternion  ( q s , q x ,  q y , q z )  digunakan persamaan (2-10).

## 3 HASIL DAN PEMBAHASAN
Model  untuk  menghitung  sikap satelit  LAPAN-A2  berdasar sun  sensor dan magnetometer telah disusun, namun sebelum dapat digunakan, model tersebut perlu divalidasi terlebih dahulu. Validasi  yang  dilakukan  dengan  cara membandingkan  data star  sensor , sun sensor dan  magnetometer  yang  diambil secara  bersamaan  melalui ACS  data stream . ACS  data  stream merupakan paket  data  sikap  satelit  yang  turun bersama  dengan  frekuensi  S-band satelit. ACS  data  stream hanya  ada ketika S-band satelit dinyalakan saatproses  unduh  data  muatan  dari satelit dilakukan.
Dari ACS  data  stream yang dikumpulkan selama tahun 2017
didapatkan  90765  pasang  data star sensor ,  magnetometer  dan sun  sensor yang dapat digunakan untuk validasi.
Untuk mengetahui akurasi ( ε ), hasil perhitungan sikap satelit yang diperoleh menggunakan  model sun  sensor dan magnetometer  dibandingkan  dengan sikap  hasil  pengukuran star  sensor . Perbedaan perhitungansikap yang ditunjukkan oleh model ( q ECI_sat ) terhadap data star  sensor ( q ECI_sat* )  digambarkan sebagai putaran secara berurutan di tiga
sumbu,  yaw,  pitch,  roll  dengan  urutan putaran ZYX.Secara matematis.
𝜀 = 𝑞 :2;_:2;∗ 𝜀 = 𝑞 :2;_HIJ ⊗ 𝑞 HIJ_:2;∗
𝜀 = 𝑞 HIJ_:2; ^U ⊗ 𝑞 HIJ_:2;∗ (2-11)
Dimana ⊗ merupakan  perkalian quaternion  dan q -1 merupakan  invers quaternion.Nilai  akurasi  pada  ketiga sumbu  yaw  ( ε yaw ),  pitch  ( ε pitch ),  roll  ( ε roll ) dapat  diperoleh  dari  quaternion ε . Transformasi quaternion ke sudut Euler menurut(Blanco, 2014).
∆= 𝑞 : 𝑞 . − 𝑞 * 𝑞 0 (2-12)
jika | Δ |<0.5 maka,
𝑦𝑎𝑤 = 𝑡𝑎𝑛 ^U 2 𝑞 : 𝑞 0 +𝑞 * 𝑞 . 1 − 2 𝑞 . V + 𝑞 0 V
𝑝𝑖𝑡𝑐ℎ = 𝑠𝑖𝑛 ^U 2∆
𝑟𝑜𝑙𝑙 = 𝑡𝑎𝑛 ^U 2 𝑞 : 𝑞 * +𝑞 . 𝑞 0 1 − 2 𝑞 * V + 𝑞 . V (2-13)
Jika | Δ |=0.5 maka, Δ =-0.5
Δ =0.5 𝑦𝑎𝑤 = 2 𝑡𝑎𝑛 ^U 𝑞 * 𝑞 : 𝑦𝑎𝑤 = −2 𝑡𝑎𝑛 ^U 𝑞 * 𝑞 : 𝑝𝑖𝑡𝑐ℎ = − 𝜋 2 𝑝𝑖𝑡𝑐ℎ = 𝜋 2 𝑟𝑜𝑙𝑙 = 0 𝑟𝑜𝑙𝑙 = 0
(2-14)
Dengan  memasukkan  nilai ε ke dalam  persamaan  (2-12),  (2-13),  (2-14) maka nilai beda sudut yaw, pitch dan roll antara model dengan bacaan star sensor dapat diperoleh.
Tabel 3-1 menunjukkan rata – rata dan  standar  deviasi  perbedaan  bacaan star sensor dan hasil model magnetometer  dan sun  sensor .  Dapat dililhat bahwa rata-rata akurasi model di
bawah  3°  dan  standar  deviasi  kurang dari 19°.
Meskipun  nilai  rata-rata  akurasi model cukup bagus akan tetapi memiliki standar  deviasi  yang  cukup  besar terutama  pada  yaw  dan  roll.  Hal  ini dimungkinkan karena perhitungan arah vektor  matahari  menggunakan coarse sun sensor yang akurasinya tidak terlalu bagus  serta  tidak  melibatkan  model albedo bumi dalam pemodelan.
Berdasarkan  (Theil  et  al.,  2003)  akurasi sun sensor dapat memburuk menjadi 20° ketika  tidak  memperhitungkan  albedo bumi.
Tabel 3-1: AKURASI SIKAP DARI PERHITUNGAN

## MENGGUNAKAN  SUN  SENSOR  DAN MAGNOMETER
Yaw  Pitch Roll Rata-rata -1.41 o 2.18 o -2.99 o Standar Deviasi 18.57 o 9.59 o 14.68 o Jumlah Data 90765
Pada  prakteknya,  pengambilan telemetri sun  sensor dan  magnetometer akan  selalu  terdapat  jeda  waktu dikarenakan keduanya merupakan telemetri yang terpisah. Oleh karena itu perlu dilakukan pengujian untuk mengetahui  karakter  model  terhadap variasi  jeda  waktu  pengambilan  kedua telemetri tersebut.
Gambar 3-1 menunjukkan penurunan  akurasi  perhitungan  sikap yang  terjadi  ketika  terdapat  jeda  waktu pengambilan  dimana  data sun  sensor menggunakan  data  yang  lebih  lama. Dapat  dilihat  bahwa  nilai  akurasi  akan semakin  memburuk  apabila  jeda  waktu makin  lama.  Pada  kasus  ini  penurunan akurasi  perhitungan  sikap  terbesar dialami  pada  sudut  roll.  Akurasi  pada sudut  roll  menurun  menjadi  7°  ketika data telemetri sun sensor tidak
terbarukan  dalam  rentang  waktu  2 menit.
Gambar 3-2 menunjukkan
penurunan  akurasi  yang  terjadi  apabila nilai  telemetri  magnetometer  tidak terbaru  sedangkan  nilai  telemetri sun sensor selalu  terbaru.  Berbeda  dengan kasus  sebelumnya,  pada  kasus  ini adanya  jeda  waktu  antara  kedua telemetri  tidak  memberikan  efek  yang terlalu  siknifikan  terhadap  perhitungan sikap satelit. Hal ini ditunjukkan dengan nilai  penurunanakurasi  tidak  lebih  dari 2°pada  jeda  waktu  mencapai  130  detik. Terlihat  bahwa  roll  dan  yaw  mengalami penurunan akurasi yang lebih besar jika dibanding  penurunan  akurasi  pitch. Meskipun kecenderungan menunjukkan makin  lama  jeda  waktu  nilai  akurasi semakin menurun.
Gambar  3-1:  Pengaruh  data  telemetri  sun
sensor  tidak  terbaru  terhadap akurasi perhitungan sikap satelit. Gambar 3-2: Pengaruh  data  telemetri magnetometer  tidak  terbaru
terhadap akurasi perhitungan sikap satelit.
Penggunaan propagator orbit SGP4 pada model yang dikembangkan menyebabkan  adanya  ketergantungan model  terhadap  TLE  satelit.  Pengaruh ketidakbaruan data TLE terhadap akurasi model yang dikembangkan perlu diamati.  Gambar  3-3  menunjukkan pengujian  model  dengan  menggunakan TLE  yang  memiliki  epoch  dari  -30  hari sebelum  data  telemetri  diambil.  Dapat dilihat  bahwa  kencederungan  akurasi yang  terjadi  semakin  bagus  apabila perbedaan  epoch  TLE  dan  pengambilan data  telemetri  semakin  dekat.  Namun, nilai  penurunan  akurasi  yang  terjadi sangat kecil dengan nilai ekstrim kurang dari 0.03°. Pada kasus ini justru akurasi pitch  yang  mengalami  penurunan  lebih besar  dengan  makin  lamanya  beda epoch.
Gambar  3-3:  Pengaruh  TLE  satelit  LAPAN-A2 tidak  terbaru  terhadap  akurasi perhitungan sikap satelit.
Dari pengujian dapat dilihat bahwa variabel yang paling berpengaruh terhadap  akurasi  model  yang  telah disusun adalah data telemetri sun sensor yang  tidak  terbaru.  Pengaruh  data telemetri  magnetometer  dan  TLE  yang tidak terbaru juga memberikan pengaruh
meskipun  dengan  nilai  yang  lebih  kecil. Akurasi  roll  bergantung  pada  akurasi sun  sensor dan magnetometer ,  akurasi pitch  bergantung  pada  akurasi  TLE, sedangkan akurasi yaw begantung pada akurasi magnetometer. Dengan menggunakan sensor yang sama, metode yang dikembangkan ini dapat digunakan untuk  satelit  pengamat  bumi  yang mempunyai inklinasi orbit rendah.

## 4 KESIMPULAN
Metode penentuan sikap satelitdengan sun sensor dan magnetometer telah berhasil
dikembangkan  untuk  satelit  LAPAN-A2. Data yang dibutuhkan untuk metode ini cukup satu telemetri sun sensor dan satu telemetri  magnetometer  satelit  LAPAN- A2. Metode yang dikembangkan memiliki akurasi 3°. Metode ini memiliki karakteristik sensitif terhadap ketidakbaruan data telemetri sun sensor ,
akan tetapi stabil terhadap ketidakbaruan data
telemetri magnetometer  dan  ketidakbaruan  TLE. Untuk  meningkatkan  akurasi  dapat dilakukan  dengan  pengukuran  vektor matahari  yang  lebih  akurat  misalkan dengan menambah model albedo bumi.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Penulis mengucapkan terima kasih kepada  Bapak  Mujtahid  sebagai  Kepala Pusat Teknologi Satelit LAPAN, Bapak M. Mukhayadi  selaku  chief  engineering satelit LAPAN-A2 dan Prof. Dr. Ir. H. Eddy Hermawan  M.Sc.  selaku  pembimbing karya  tulis  ilmiah  diklat  jabatan fungsional peneliti tingkat 1 gelombang 3 tahun
2017
atas arahan dan
bimbingannya  sehingga  karya  tulis  ini dapat  terlaksana  dengan  baik.Penulis juga  mengucapkan  terimakasih  kepada
Tim Redaksi Jurnal
Teknologi
Dirgantara.

## DAFTAR RUJUKAN
Agrawal,  P.  C.  (2017).  AstroSat :  From Inception  to  Realization  and  Launch. Journal  of  Astrophysics  and  Astronomy , 38 (2), 1–8.
Blanco,  J.  (2014).  A  tutorial  on  SE  (3)
transformation  parameterizations  and on-manifold  optimization. University  of Malaga, Tech. Rep , (3), 1–56.
Chulliat,  A.,  Macmillan,  S.,  Alken,  P.,  Beggan, C., Nair, M., Hamilton, B., … Thomson, A. (2015). The US/UK World Magnetic Model
for 2015-2020: Technical Report . National Geophysical Data Center, NOAA .
Großekatthöfer,  K.,  and  Yoon,  Z.  (2012).
Introduction into quaternions for spacecraft  attitude  representation. TU Berlin , 1–16. Retrieved from http://scholar.google.com/scholar?hl=en &btnG=Search&q=intitle:Introduction+in to+quaternions+for+spacecraft+attitude+ representation#0
Hardhienata,  S.,  Triharjanto,  R.  H.,  and Mukhayadi,  M.  (2011).  LAPAN-A2 :
Indonesian  Near-Equatorial  Surveilance
Satellite. Presented  at  the  18th  Asia- Pacific  Regional  Space  Agency  Forum (APRSAF), Singapore , (November).
Hart, C. (2009). Satellite Attitude Determination Using  Magnetometer  Data  Only.  In 47th
AIAA  Aerospace  Sciences  Meeting (pp.  1– 11).
Hoots,  F.  R.,  and  Roehrich,  R.  L.  (1980).
Spacetrack  Report  No.  3--Models  for
Propagation  of  NORAD  Elements  Sets.
Spacetrack Report , 3 (3), 1–91.
Ivanov,  D.,  Ovchinnikov,  M.,  Ivlev,  N.,  and
Karpenko,  S.  (2015).  Analytical  study  of
microsatellite attitude determination algorithms. Acta Astronautica , 116 , 339– 348.
Kutlu,  a., Haciyev, C., and Tekinalp, O. (2007).
Attitude  Determination  and  Rotational Motion Parameters Identification of a LEO Satellite Through Magnetometer and Sun Sensor  Data. 2007  3rd  International Conference  on  Recent  Advances  in  Space
Technologies , 7–10.
Madina, R., Qadir, A. A., dan Utama, S. (2015).
Penentuan Orbit Satelit LAPAN-A2. Media Dirgantara , 33–38.
Marques, S., Clements, R., and Lima, P. (2000).
Comparison  of  small  satellite  attitude determination  methods, AIAA  Guidance, Navigation,  and  Control  Conference ,
Denver.
Ni,  S.,  and  Zhang,  C.  (2011).  Attitude determination  of  nano  satellite  based  on gyroscope, sun
sensor and
magnetometer. Procedia  Engineering , 15 , 959–963.
Ovchinnikov,  M.,  and  Ivanov,  D.  (2014).
Approach  to  study  satellite  attitude determination algorithms. Acta Astronautica , 98 (1), 133–137.
Post, M. A., Li, J., and Lee, R. (2013). A Low-Cost Photodiode  Sun  Sensor  for  CubeSat  and
Planetary Microrover. International Journal  of  Aerospace  Engineering , 2013 , 1–9.
Rahman,  A.,  and  Mukhayadi,  M.  (2009).
Penentuan  sikap  satelit  berdasarkan distribusi  arus  listrik  pada  panel  surya satelit  lapat-tubsat. Jurnal  Teknologi
Dirgantara , 7 , 11–18.
Saifudin,  M.  A.,  and  Mukhayadi,  M.  (2015).
Sistem  Attitude  Determination  and Control  (ADCS)  Satelit  LAPAN-A2/Orari.
Media Dirgantara , 39–46.
Saifudin,  M.  A.,  and  Triharjanto,  R.  H.  (2010). Algoritma Pengenalan Pola Bintang untuk
Deteksi Posisi Bintang pada Star Sensor
Satelit LAPAN. Jurnal Teknologi
Dirgantara , 8 (1), 36–42.
Seidelmann,  P.  K.  (Ed.).  (1992). Explanatory Supplement to the Astronomical Almanac . California: University Science Books.
Springmann, J. C., Sloboda, A. J., Klesh, A. T.,
Bennett, M. W., and Cutler, J. W. (2012). The attitude determination system of the RAX satellite. Acta Astronautica , 75 , 120– 135.
Theil,  S.,  Appel,  P.,  and  Schleicher,  A.  (2003).
Low  Cost  ,  Good  Accuracy  -  Attitude Determination  Using  Magnetometer  and Simple  Sun  Sensor. Annual  AIAA/USU Conference on Small Satellites , 17 .
Triharjanto,  R.  H.,  and  Saifudin,  M.  A.  (2013).
Tahap Pengembangan Star Sensor Satelit Mikro LAPAN. In Pengembangan Teknologi Satelit di Indonesia :
Sistem,Subsistem,  dan  Misi  Operasi (pp.
117–128). Bogor: IPB Press.
Walker,  A.,  and  Kumar,  M.  (2017).  CubeSat
Attitude  Determination  Using  Low-Cost Sensors  and  Magnetic  Field  Time Derivative. 55th AIAA Aerospace Sciences Meeting , (January), 1–24. 6
Zhou,  Z.,  Wu,  J.,  Wang,  J.,  and  Fourati,  H.
(2018).  Optimal,  Recursive  and  Sub-
Optimal  Linear  Solutions  to  Attitude Determination  from  Vector  Observations for  GNSS/Accelerometer/Magnetometer
Orientation Measurement. Remote Sensing , 10 (3), 377.