## ANALISA SENSITIVITAS PADA DESAIN AWAL SATELIT MIKRO PENGAMAT BUMI
(SENSITIVITY ANALYSIS ON PRELIMINARY DESIGN OF EARTH OBSERVATION MICRO-SATELLITE)
Robertus Heru Triharjanto, Ridanto Eko Poetro, Hari Muhammad Prodi Aeronotika & Astronotika, ITB e-mail: rtriharjanto@yahoo.com

## ABSTRACT
The  paper  discuss  about  the  sensitivity  analysis  on  the  preliminary  design  of Earth  observation  micro-satellite.  The  objective  of  the  analysis  is  to  evaluate  which design parameters affect the satellite performances the most. The satellite type used in this research is the one which weight no more than 100 kg and which dimension can be fitted into auxilary payload alocation in the launch vehicle. The satellite mission chosen in this research is limited to optical-based multispectral imager, and the design phase is at preliminary design, in which some of the constraints are based on empirical data. The result obtained show that image resolusion affect the most on the rate of data to be processed,  especially  at  high  resolution,  so  that  it  affect  the  satellite  power consumption.  Resolution,  which  is  a  function  of  lens  dimensions,  also  effect  the satellite’s  weight  that  have  to  acommodate  it.  On  the  other  hand,  such  accomodation affect the satellite’s ability to supply electrical power. Number of spectrum, also affect satellite’s weight and power consumption, but at more moderate level.
Keywords: Microsatellite design, Earth observation satellite, Sensitivity analysis

## ABSTRAK
Makalah  ini  membahas  analisa  sensitivitas  pada  proses  desain  satelit  mikro pengamat Bumi. Tujuan dari analisa ini adalah untuk melihat parameter input desain yang  paling  mempengaruhi  kinerja  satelit.  Jenis  satelit  yang  menjadi  batasan  dalam riset ini adalah satelit kelas hingga 100 kg dengan batasan dimensi untuk peluncuran sebagai muatan  tambahan  ( auxilary  payload ).  Misi  pengamatan Bumi  yang  dimaksud juga dibatasi pada misi yang menggunakan sensor optik ( multispectral imager ), dimana kinerja  utamanya  adalah  resolusi  dan  jumlah  spektrum.  Proses  desain  yang dimaksudkan  dalam  riset  ini  dibatasi  hingga  desain  awal  ( preliminary  design )  dengan beberapa  asumsi  yang  didasari  oleh  data  empiris.  Hasil  analisa  menunjukkan  bahwa resolusi  sangat  berpengaruh  pada  jumlah  data  yang  harus  diproses  terutama  untuk resolusi  tinggi,  sehingga  berefek  pada  jumlah  daya  listrik  yang  dikonsumsi.  Resolusi, yang merupakan fungsi ukuran lensa juga berpengaruh pada berat satelit yang harus mengakomodasi  dimensinya.  Pada  sisi  lain,  akomodasi  lensa  berakibat  pada bertambahnya  jumlah  daya  listrik  yang  bisa  dihasilkan  oleh  subsistem  daya  satelit. Sementara  jumlah  spektrum  juga  berpengaruh  terhadap  parameter  batasan  satelit, yakni berat dan konsumsi daya, namun lebih moderat.
Kata kunci: Desain Satelit mikro, Satelit pengamat bumi, Analisa sensitivitas

## 1 PENDAHULUAN
Satelit  pengamat  Bumi  adalah satelit  yang  membawa  perangkat  yang ditujukan  untuk  mengambil  gambar permukaan  Bumi.  Gambar  tersebut kemudian diolah untuk berbagai kegunaan  seperti  perencanaan  kota,
perhitungan  lahan  petanian,  persiapan operasi militer dan lain sebagainya. Pada makalah  ini,  misi  pengamatan  Bumi yang  dimaksud  juga  dibatasi  pada  misi yang menggunakan sensor optik. Proses desain  yang  dimaksudkan  dalam  riset ini dibatasi hingga desain awal
( preliminary  design ).  Tahap  desain  awal berarti  bahwa  parameter  komponen- komponen utama satelit telah ditetapkan sehingga informasi yang ada cukup untuk memulai  pembelian  atau  pembuatan komponen  tersebut  [Wertz,  J.  R.;  and Larson, W. J., 1999].
Kinerja  satelit  pengamat  Bumi diantaranya  adalah  resolusi  gambar, lebar gambar ( swath ), banyaknya spektrum  cahaya  yang  direkam  sensor, dan waktu  operasi  ( duty  cycle) .  Resolusi tinggi  berarti  ukuran pixel pada  gambar semakin  kecil  sehingga  kejelasan  obyek semakin  baik.  Gambar  satelit  pada Gambar  1-1  sebelah  kanan  memiliki resolusi  yang  lebih  tinggi  dari  gambar pada  sebelah  kiri.  Sehingga  dapat dibedakan  antara  gedung  perkantoran, rumah  penduduk,  bahkan  mobil  yang melintas di jalan. Namun, gambar satelit di  sebelah  kiri  memiliki  lebih  banyak informasi  dari  spektrum  cahaya  yang ditangkap sensornya (terlihat dari penggunaan false  color ),  dimana  lahan untuk  perikanan  darat  (terdeteksi  dari kandungan  airnya)  ditampilkan  berwarna gelap. Duty cycle adalah lamanya waktu
satelit dapat mengoperasikan muatannya. Hal  ini  terutama merupakan  fungsi dari kapasitas sumber daya listrik. Parameter duty  cycle adalah  prosentase  waktu operasi terhadap waktu 1 kali mengorbit Bumi.
Satelit mikro adalah satelit dengan  berat  hingga  100  kg.  Satelit tersebut merupakan trend yang tumbuh sejak  tahun  80an.  Penunjang  utama perkembangan  satelit  mikro  adalah miniaturisasi  di  komponen  elektronik. Kepentingan negara maju dalam mengembangkan  satelit  mikro  adalah untuk  mengurangi  resiko  (terutama finansial,  karena  biaya  peluncuran sangat mahal) saat misi harus membawa perangkat/metode  baru  yang  belum pernah diterbangkan sebelumnya. Sementara  kepentingan  negara  ber- kembang  dalam  mengembangkan  satelit mikro  adalah  untuk  pembelajaran. Kedua  kepentingan  ini  membuat trend meningkatnya  jumlah  satelit  mikro. Selain  biaya  peluncuran,  yang  menjadi faktor  kunci  efektivitas  biaya  satelit mikro  adalah  penggunaan Component- Off-The-Shelf (COST). [Sandau, R., 2005]
Gambar 1-1: Hasil sensor optik satelit : multi- spectral imager dengan resolusi menengah (dari sumber Landsat)  dan  resolusi  tinggi  (dari  sumber  Ikonos,  menampilkan  Banda  Aceh,  sebelum dan sesudah tsunami)
Strategi  tersebut  juga  digunakan oleh  Indonesia  yang  mencoba  untuk mempunyai program satelit dengan dana yang sangat terbatas. Program antariksa Indonesia,  yang  utamanya  dilakukan oleh  LAPAN,  menitikberatkan  pada penggunaan  teknologi  antariksa  yang progresif dan aplikasinya untuk kesejahteraan    nasional.  Satelit  mikro pertama Indonesia adalah LAPAN-TUBSAT, yang  merupakan  program  kerjasama antara  LAPAN  dengan  TU  Berlin. Pengembangannya  dimulai  tahun  2003, dan satelit diluncurkan oleh roket PSLV- C7 pada bulan Januari 2007. [Hasbi, W.; Widyastuti, R., 2007]
Gambar 1 - 2: Satelit  mikro  LAPAN-TUBSAT  milik Indonesia (dokumentasi LAPAN)
2 DRO  SATELIT  MIKRO  PENGAMAT BUMI
2.1 Dimensi  Satelit  dan  Hubungannya ke Parameter Muatan

## Tabel 2-1: BATASAN  DESAIN  SATELIT  MIKRO
KARENA  WAHANA  PELUNCUR  [REF MANUAL PSLV]
Parameter name/unit Max value Weight /kg < 100 Length x witdh /cm < 60x60 Height /cm < 80 Axial frequency /Hz >90 Lateral frequency /Hz >50
Batasan  muatan  tambahan  di roket PSLV adalah seperti pada Tabel 2-1. Karena  batasan  tersebut,  maka  pada umumnya  satelit  mikro  tidak  membawa
sistim propulsi (untuk melakukan koreksi orbit). Pada misi pengamat Bumi hal ini akan  berpengaruh  pada  berubahnya waktu  pengamatan  ( equatorial  crossing semakin  pagi)  setelah  beberapa  tahun operasi [Tresnoningrum, D., Triharjanto, R.H.,  2012].  Satelit  mikro  juga  umumnya tidak  membawa  perangkat ranging dan mengandalkan penjejakan posisinya dari radar NORAD atau GPS.
Dengan  batasan  dimensi  tinggi yang  ada,  maka  panjang  maksimum lensa  (untuk muatan kamera) yang  bisa dibawa  adalah  70  cm.  Pada  umumnya, kesempatan  peluncuran  yang  tersedia untuk  satelit  mikro  pengamat  bumi adalah  di  ketinggian  orbit  650  km  dan inklinasi  sekitar  97 º .  Dengan  asumsi operasi  pengambilan  gambar  dilakukan tegak lurus ( nadir pointing ) dan menggunakan  lensa  Casegrain  sehingga panjang  fokus  lensa  bisa  mendekati  3x panjang  lensa,  maka  resolusi  citra terbaik  yang  bisa  didapat  adalah  3  m, sesuai persamaan [2-1].
px E R f h R  [2-1]
Dimana  R E adalah  resolusi  citra  yang diinginkan  (dalam  meter);  h  adalah ketinggian  orbit  (dalam  km),  f  adalah panjang fokus lensa (dalam mm) dan R p adalah  resolusi pixel (dalam  m).  Pada desain  muatan  satelit  ini  digunakan asumsi  komponen  kamera  kodak line CCD KLI-8023, yang memiliki 8000 pixel dengan  ukuran  9  micron  [Eastman Kodak  Co.,  2008],  agar  dimungkinkan untuk  melakukan  misi multispectral imager .
Dari  referensi  mengenai  satelit IMS-1 dan DMC [http://www.antrix.gov. in/About_IMS-1.pdf  (Desember  2012); Curiel,  A.S.,  2006],  resolusi  terendah yang  dilakukan  pada  misi  satelit  mikro pengamat Bumi adalah 30 m, yang akan menjadi batas bawah parameter resolusi citra. Pada desain ini diasumsikan lensa yang  digunakan  mempunyai  diameter 1/5  dari  panjang  fokusnya  untuk menjamin  resolusi  tidak  dibatasi  oleh
hukum  difraksi  cahaya.  Konsep  penem- patan  lensa  pada  satelit,  yang  akan mendefinisikan tingginya, adalah seperti pada  Gambar  2-1.  Pada  konfigurasi tersebut terdapat volume minimal 140.000  cm 3 yang  dapat  digunakan untuk komponen satelit yang lain.
Jumlah pixel yang  ada  pada kamera akan menentukan lebar gambar yang  dihasilkan.  Karena  diasumsikan bahwa  digunakan  kodak line CCD  yang memilki  8000 pixel ,  maka  lebar  gambar per-kamera  adalah  8000  x  R E .  Untuk batasan  parameter  jumlah  spektrum, mengacu  pada  misi  DMC  dan  IMS-1 maka  minimal  band  yang  digunakan  3 dan  maksimal  4.  Juga  mengacu  pada misi  DMC,  maka  panjang  fokus  lensa terkecil adalah 200  mm  (resolusi 30 m). [Curiel, A.S., 2006]

## 2.2 Subsistem Pendukung (BUS)
Sesuai  dengan  misi  satelit  yang membawa muatan kamera, maka satelit akan dilengkapi dengan sistem pengendali sikap  ( Attitude  Control  System /ACS), sehingga  kamera  dan  antena  transmisi data dapat diarahkan menghadap Bumi. Pada  desain  satelit  mikro,  ACS  yang
umumnya  dipilih  menggunakan  roda reaksi  ( reaction  wheel ),  gyro  dan magnetotorquer pada 3-axis, star sensor dan coarse  sun  sensor [Hasbi,  W., Widyastuti, R., 2007; Triharjanto, R. H., Mukhayadi,  M.,  2007].  Pada  kasus desain  ini  data  berat  ACS  diambil  dari data satelit LAPAN-TUBSAT, yakni 8,2 kg [Triharjanto, R.H., Mukhayadi, M., 2007].
Pada kamera yang bergerak (seperti di  satelit)  pengambilan  gambar  bisa gagal apabila obyek yang difoto berubah sebelum kamera selesai mengambil citra. Pada line CCD,  dan  kecepatan  proses pengambilan  data  ditentukan  oleh komputer  yang  ada  pada  kamera ( maximum  integration  time ).  Dengan kecepatan  orbit  satelit  7  km/s  pada ketinggian  650  km,  maka  kecepatan sapuan  satelit  di  permukaan  bumi adalah  6,8  km/s.  Hal  ini  berarti  untuk bisa  mengambil  citra  dengan  resolusi terbaik  satelit  mikro  (yakni  3  m)  maka kecepatan  integrasi  citra  harus  tidak lebih dari 0,4 mili-detik. Dengan kecepatan integrasi tersebut maka kebutuhan agar gambar overlap sebanyak  10%  (untuk koreksi pasca operasi) dapat dipenuhi.
Gambar 2-1: Moda  penempatan  lensa  terkecil,  300  mm  ( direct ),  dan  terbesar,  2000  mm,  (casegrain) pada satelit mikro di riset ini
80 cm 60 cm 60 cm 60 cm 60 cm 40 cm
Jika  stabilitas  sikap  angguk satelit  ( pitch  jitter )  selama  pengambilan gambar sebesar 0,02 deg/s [Fukuda, K., Nakano,  T. ; Sakamoto,  Y. ; Kuwahara, T.,  2010]  maka  penambahan  kecepatan sapuan maksimum menjadi 0,122 km/s. Hal  ini  masih  dapat  terakomodasi  dari overlap  margin yang  ada.  Ganggungan pada sikap geleng ( yaw ) mempunyai efek yang lebih kecil pada kecepatan sapuan, sehingga  pada  kasus  desain  ini  bisa diabaikan.
Dengan terbatasnya berat, sistem catu  daya  yang  saat  ini  diadopsi  oleh pengembang  satelit  mikro  adalah  batere Li-ion  dan  panel  surya  Ga-As  yang memiliki  kemampuan  daya-per-berat yang  paling  tinggi  dibandingkan  dengan jenis  lainnya.  Untuk  subsistem  catu daya  digunakan  data  yang  didapat  dari satelit LAPAN-A2,  yakni kapasitas penyimpanan  daya  91,5  watt-hr  per  1,5 kg  per  batere  dan  kapasitas  produksi daya  410  watt/m 2 panel  surya  [ Center for  Satellite  Technology ,  LAPAN,  2012].
Pada  kasus  ini  diasumsikan  bahwa panel  menerima  matahari  selama  60% dari periode  orbit  (40%  waktu berada di eclips ).
Karena  misi  pemotretan  bumi hanya  bisa  dilakukan  pada  saat matahari  bersinar  maka duty  cycle untuk  satelit  mikro  pengamat  bumi dalam  kasus  ini  ditetapkan  untuk minimal 30%. Hal ini berarti kamera dan sistem  transmisi  data  akan  dinyalakan selama  30  menit  per  orbit  (yang  sekitar 100 menit).
Pada  kasus  desain  ini,  struktur satelit ditetapkan untuk dibuat dari plat Alumunium  7075  setebal  10  mm. Berdasarkan  data  dari  pengembangan LAPAN-TUBSAT  dan  LAPAN-A2,  konfi- gurasi  tersebut  dapat  mengkomodasi persyaratan  kekakuan  yang  diperlukan untuk kelas satelit mikro.

## 3 HUBUNGAN  ANTAR  PARAMETER DESAIN
Analisa  sensitivitas  dilakukan untuk  melihat  parameter  mana  yang
paling mempengaruhi kinerja (Sobieszczanski-Sobieski, J.,). Untuk kasus  satelit  mikro  pengamat  bumi dibuat  fungsi  hubungan  sebagai  pada Gambar  3-1,  dimana  terlihat  ada  8 persamaan hubungan.
Gambar 3-1: Fungsi hubungan parameter
satelit mikro pengamat Bumi
Dimensi,  berat  dan  kapasitas daya  listrik  merupakan  batasan  yang tidak  bisa  dilanggar  ( hard  constraint )  dari desain,  sehingga  menjadi  pengamatan utama.

## 3.1 Antara  Resolusi  dengan  Dimensi Satelit (Y1+Y4)
Seperti diilustrasikan pada persamaan  [2-1],  resolusi  citra  yang berbanding lurus dengan panjang lensa. Berdasarkan  model  pada  Gambar  2-1, panjang  lensa  (f)  akan  menentukan dimensi  tinggi  satelit  (dalam  unit  cm) sesuai formula:
2100 f 700 ; 700 f 300 ; 300 f ;
30 / f 70 f 2800 10 / f 10 40 ht           
         [3-1]
Dimensi  tinggi  minimum  40  cm adalah karena kebutuhan volume untuk subsistem BUS  (batere,  sistem  pengatur sikap,  transmisi  data  dll).  Untuk  panjang fokus  di  bawah  700  mm  tidak  diper- lukan lensa casegrain karena masih bisa diakomodasi  oleh  batasan  dimensi
Higher resolution #of spectrums Increase lens’ diameter and length #of cameras higher data rate Increase power capacity Increase satellite dimension Increase weight Y1 Y2 Y3 Y8 Y5 Y4 Y6 Y7
satelit. Selain itu sensitivitas lensa biasa ( direct )  terhadap  perubahan  suhu  lebih kecil sehingga tidak diperlukan penyesuai fokus  (sistem  lebih  sederhana).  Untuk panjang  lensa  diatas  700  mm,  maka penggunaan casegrain tidak bisa dihindari.  Namun  demikian  kebutuhan dimensi karena tuntutan kapasitas daya diperkirakan  akan  melebihi  kebutuhan untuk  mengakomodasi  panjang  lensa, sehingga  model  mengalami  modifikasi untuk  menghindari  defisit  daya  seperti tertuang di persamaan [3-1].
3.2 Antara  Resolusi  dan  Spektrum dengan Data Rate (Y2, 3 & 5)
Dengan kecepatan orbit 7,5 km/s maka  satelit  mempunyai  kecepatan sapuan dipermukaan bumi sekitar 6800 m/s.  Sehingga  kecepatan  pengambilan gambar ( scan ) per detik adalah:
E R 8 , 0 6800 Vsc   [3-2]
Konstanta  0,8 digunakan  karena  antara pixel terdapat overlap sebanyak  20% untuk melakukan berbagai koreksi.
Untuk mendapatkan data multispectral ,  kamera  dilengkapi  dengan beam  splitter dan filter untuk  masing- masing spektrum. Penambahan spektrum tersebut berarti menambah jumlah CCD di  kamera  satelit  yang  mempengaruhi jumlah output data  kamera.  Kecepatan data  citra  (Vi,  dalam  Mbps)  yang  harus diproses  dan  dikirim  ke  stasiun  bumi adalah:
Vsc Q Npx Nsp Vi     [3-3]
dimana  Nsp  adalah  jumlah  spektrum, Npx  adalah  jumlah pixel pada  imager, dan  Q  adalah digital  quantization dari data analog yang dibaca oleh imager.
3.3 Antara Data  Rate dengan Power Capacity (Y6)
Penyederhanaan  dari  referensi SSTL,  konsumsi  daya  dari  sistem transmisi data via X-band (P TX ) merupakan fungsi dari data rate sebagai berikut:
                Mbps Vi Vi Mbps Vi Vi P TX 100 ; 500 1 65 100 ; 100 65 [3-4]
Model di atas menggunakan data sistem transmisi 100 Mbps dan 200 Mbps yang tersedia,  dengan  asumsi  extrapolasi linier.
Sementara,  penyederhanaan  dari kebutuhan daya listrik subsistem satelit mikro adalah:
TX TX pld pld DH ACS P D P D P P Pout     [3-5]
Dimana, mengacu pada referensi Triharjanto, kebutuhan daya untuk ACS (P ACS ),  data  handling  (P DH )  dan  payload kamera (P pld ) adalah masing-masing 16,5 W;  8  W;  dan  18,5  W.  Sementara  D adalah duty  cycle yang  ditetapkan minimal 30%.
3.4 Antara Power  Capacity dengan Dimensi Satelit (Y7)
Konsumsi  daya  pada  persamaan [3-5]  harus  disediakan  oleh  panel  surya yang  terdapat  di  satelit.  Pada  kasus desain  ini  didefinisikan  bahwa  panel surya  dipasang  pada  4  sisi  satelit  ( body mounted )  yang  tidak  digunakan  untuk alokasi  lensa  maupun  alokasi  adapter roket,  yang  berlawanan  dengan  sisi alokasi  lensa.  Sehingga,  kemampuan satelit  untuk  memasok  daya  (P in dalam Watt-hour) per-orbit adalah:
4 10 410 60 ht P in   [3-6]
Model  tersebut  didasari  bahwa  selama 100  menit  periode  orbit  satelit  hanya akan melihat matahari selama 60 menit (1  jam)  dan  dengan  panel  surya  yang terpasang di sisi satelit, maka yang  bisa melihat matahari secara langsung (tegak lurus)  hanya  seluas  1  panel  atau ekuivalen dengan luas tersebut.
3.5 Antara  Dimensi  Satelit  dengan Berat (Y8)
Berat total satelit adalah:
TDH bat pld ACS st T m m m m m m      [3-7]
Dimana  m st adalah  berat  struktur  yang dihitung  dari  volume  plat  seperti disampaikan  di  asumsi  bab  2,  berat subsistem  ACS  (m ACS )  adalah  8  kg, subsistem  batere  (m bat )  3  kg,  dan subsistem  transmisi  dan  pengolah  data satelit  (TDH)  adalah  3  kg,  yang  didapat dari  [Triharjanto,  R.H.,  Mukhayadi,  M., 2007]. Berat muatan kamera (m pld ), yang merupakan  fungsi  lensa  (dalam  kg) menggunakan ref Canon adalah:
700 f 200 ; 2100 f 700 ; 300 f 5 , 3 1000 f 6 m pld           [3-8]
Dengan  asumsi  desain  sistem catu  daya  adalah direct  energy  transfer , maka kebutuhan untuk penyimpan daya listrik  adalah  untuk  mengatasi  defisit operasi pengambilan dan transmisi citra dan operasi satelit saat eclipse . Sehingga  digunakan  2  unit  batere  yang akan  menyumbang  berat  3  kg  bagi satelit.
Dengan konfigurasi material struktur  yang  terbuat  dari  pelat alumunium  setebal  10  mm,  maka  dari [Triharjanto, R.H., Mukhayadi, M., 2007] dan  LAPAN-A2  dihitung  masa  jenis struktur  untuk  konfigurasi  dasar,  dan model kenaikan berat struktur terhadap kenaikan  volume  satelit.  Konstanta model diambil dari kasus LAPAN-TUBSAT dan LAPAN-A2, dimana kenaikan volume sebanyak  32%  hanya  mengakibatkan berat berat naik 14%.

## 4 HASIL DAN ANALISA
Hasil perhitungan data rate sebagai fungsi  resolusi  gambar  menunjukkan bahwa  naiknya  resolusi  sangat  ber- pengaruh  pada  naiknya  data  rate  yang harus  di  proses  (dan  ditransmisikan), terutama  untuk resolusi  dibawah  10  m. Sementara,  penambahan  spektrum  (dt rate3  =  3  band;  dt  rate4  =  4  band) berakibat  besar  terhadap  kenaikan  data rate secara proporsional.
Gambar 4-1: Resolusi dan spektrum vs data rate
Gambar 4-2: Resolusi & spektrum vs kapasitas daya listrik
Dari perhitungan kapasitas pasokan  dan  konsumsi  daya  listrik sebagai  fungsi  dari  resolusi  terlihat bahwa  desain  dinilai feasible untuk seluruh  ruang  desain  ( design  space ) yang  ada,  karena  kemampuan  pasokan daya  selalu  lebih  besar  dari  konsumsi daya.  Pada  resolusi  antara  9-14  m terdapat  surplus  daya  yang  besar diantaranya  karena  kenaikan  dimensi untuk  mengakomodasi  lensa direct. Untuk resolusi dibawah 9 m terlihat efek penghematan dimensi karena penggunaan lensa Casegrain. Tidak seperti pada data rate ,  pada  penambahan  resolusi  di bawah 9 m penambahan konsumsi daya jauh  lebih  moderat,  diantaranya  karena
0 50 100 150 200 250 0 10 20 30 40 Pin (Whr) Pout4 (Whr) Pout3 (Whr) Resolusi (m) Resolusi (m) Po w er c on sum pt ion( Whr ) Po w er c on sum pt ion( Whr )
karakter  sistem  tranmisi  data  yang dijadikan  referensi.  Efek  penambahan spektrum  terhadap  konsumsi  daya, seperti  juga  efeknya  terhadap  data rate , terjadi  secara  moderat  proporsional. Sehingga diperkirakan penambahan hingga 6 atau 8 spektrum (penambahan jumlah  kamera)  masih  akan  membuat desain feasible untuk  sebagian  besar ruang desain.

## Gambar 4-3: Resolusi vs berat satelit (kg)
Dari  grafik  berat  total  satelit sebagai  fungsi  resolusi  juga  didapat desain yang feasible untuk keseluruhan ruang desain (berat tidak lebih dari 100 kg).  Pada  resolusi  dibawah  9  m  juga terlihat  efek  penghematan  berat  saat digunakan lensa casegrain. Karena dalam model yang ada, penambahan spektrum tidak dihubungkan dengan penambahan berat, maka efeknya tidak terlihat dalam perhitungan ini.

## 5 KESIMPULAN
Dari  analisa  sensitivitas  yang dilakukan  terhadap  proses  desain  awal satelit  mikro  pengamat  Bumi,  disimpul- kan  bahwa  penambahan  resolusi  paling berpengaruh  terhadap  bertambahnya jumlah  data  yang  harus  diproses  oleh satelit, dibandingkan dengan penambahan jumlah  spektrum.  Akibat  lain  dari penambahan  resolusi  tersebut  adalah bertambahnya  jumlah  daya  listrik  yang harus dihasilkan subsistem daya  satelit, dan bertambahnya berat satelit.
Selain itu dari riset ini dihasilkan model desain awal satelit mikro pengamat  bumi  dengan  misi  optis  yang bisa  mengakomodasikan  seluruh  ruang desain yang ditetapkan. Model ini dapat digunakan untuk riset mengenai konfigurasi  satelit  selanjutnya  misalnya untuk tujuan optimasi.

## DAFTAR RUJUKAN
Center  for  Satellite  Technology,  2012, LAPAN,
LAPAN-A2 Technical Documentation.
Curiel,  A.  S.,  2006. Triple  Success- GIOVE-1 , BEIJING-1 and TOPSAT, Proceeding  of  Small  Satellite System  and  Services  Symposium, Italy, September.
Eastman  Kodak  Co.;  2008.  Kodak  KLI 8023 Product Summary, Rev. 4.0, Rochester USA.
Fukuda,  K.,  Nakano,  T.; Sakamoto, Y.; Kuwahara,  T.,  2010. Attitude Control  System  of  Micro  Satellite RISING-2 , IEEE SI International. Hasbi,  W.;  Widyastuti,  R.,  2007. The Use  Of  LAPAN-TUBSAT  Satellite Video Data  For Earth  Observation , Earth Observation Small Satellites for  Remote  Sensing  Application Conference, Kuala Lumpur,
November.
http://www.antrix.gov.in/About_IMS-1. pdf (Desember 2012).
http://www.the-digital-picture.com/ Reviews/Canon-EF-300mm-f-2.8- L-I S-U SM-Lens -Review .asp x (Januari 2013). http://www.sstl.co.uk/Products/Subsys tems/Communication/Receivers/ Transmitter/X-Band-Transmitter (desember 2012).
Indian  Space  Research  Organisation (ISRO),  2003.  PSLV  Auxilary Payload Manual.
Sandau, R. (Editor), 2005. Cost Effective Earth  Observation  Mission ,  Taylor
& Francis.
Sobieszczanski-Sobieski,  J., Sensitivity Analysis  and  Multidisciplinary Optimization  For  Aircraft  Design ,
50 55 60 65 70 75 80 85 0 10 20 30 Resolusi (m) be rat sate lit (kg )
Recent  Advances  and  Results; NASA-TM-100630 19880014382. Tresnoningrum,  D.,  Triharjanto,  R.  H.. 2012. Pergeseran  Orbit  Satelit LAPAN-TUBSAT  dan  Implikasinya Terhadap  Operasi  Misi ,  Pengem- bangan  Satelit  Mikro  LAPAN:
Sistem,  Subsistem  dan  Misi Operasi; IPB Press 2012, hal 37-49.
Triharjanto, R. H., Mukhayadi, M., 2007. LAPAN-TUBSAT  System  Budget , Chp.  4  of  LAPAN-TUBSAT:  From Concept to Early Operation, LAPAN. Wertz,  J.  R.;  and  Larson,  W.  J.,  1999.
Space Mission Analysis and Design , Kluwer Academic Publisher.