## ANALISIS MANUVER PENYELAMATAN SATELIT PALAPA - D
Robertus Heru Triharjanto *) , Hagorly M. Hutasulut **)
*) Peneliti Pusat Teknologi Satelit, LAPAN
**) Program Studi Aeronotika dan Astronotika, ITB e-mail: rtriharjanto@yahoo.com

## ABSTRACT
The  paper  discusses  the  analysis  on  orbit  maneuver  done  to  rescue  PALAPA-D satellite stranded in high elliptical orbit during its launch in 2009. The purpose of the research is as an exercise for LAPAN and ITB on designing orbit maneuver, especially in the rescue of satellite stranded while approaching its GTO during its launch. The study will  gain  knowledge  on  the  key  factors  that  make  the  rescue  effort  successful.  The simulation  is  done  using  orbit  analysis  software  STK.  Meanwhile,  the  LM-3  launcher and Spacebus-4000 satellite bus data is taken from internet publication. The result on the life of the satellite is only difference by 1,9% from the one calculated by the satellite manufacturers, Thales Alenia. Therefore, it can be concluded that the analysis has good validity.
Keywords: PALAPA-D, Orbit maneuver

## ABSTRAK
Makalah  ini  membahas  tentang  analisa  manuver  orbit  yang  dilakukan  dalam penyelamatan  satelit  PALAPA-D  yang  gagal  mencapai  orbitnya  saat  peluncurannya  di tahun  2009.  Tujuan  dari  penelitian  ini  adalah  sebagai  pembelajaran  bagi  LAPAN  dan ITB dalam merencanakan manuver orbit, khususnya dalam proses penyelamatan yang gagal  mencapai  orbit  transfer  geostasioner  dalam  peluncurannya.  Penelitian  ini  akan memberikan  pengetahuan  mengenai  faktor-faktor  kunci  yang  membuat  proses penyelamatan  tersebut  berhasil.  Simulasi  manuver  orbit  dilakukan  dengan menggunakan perangkat lunak STK, dan data mengenai roket peluncur, LM-3, dan bus satelit,  Spacebus-4000,  yang  didapat  dari  internet.  Hasil  simulasi  yang  didapat menunjukkan  bahwa  perbedaan  sisa  umur  satelit  hanya  berbeda  1,9%  dari perhitungan  yang  dibuat  oleh  pembuat  satelit  (Thales  Alenia).  Sehingga  dapat disimpulkan bahwa analisa/simulasi yang dibuat mempunyai validitas yang baik.
Kata kunci: PALAPA-D, Manuver orbit

## 1 PENDAHULUAN
Dari  tahun  1975  hingga  2008
Indonesia telah memiliki satelit komunikasi  sebanyak  sembilan  buah, mulai  dari  seri  Palapa, seri  Telkom,  dan Cakrawarta, dan Garuda.
Pada  tanggal  31  Agustus  2009, Indosat    meluncurkan  Satelit  Palapa-D yang  akan  menggantikan  masa  pakai Satelit Palapa-C2. Satelit Palapa-D diproduksi  oleh  Thales  Alenia  Space France  (TAS-F)  yang  ditunjuk  oleh Indosat sebagai mitra pengadaan. Dengan menggunakan platform Spacebus 4000B3, Satelit  Palapa-D  didesain  untuk  dapat
beroperasi  selama  15  tahun  dengan memiliki kapasitas 40 transponder, yang terdiri  dari  24  standar  C-band,  11 extended C-Band serta 5 Ku-band. Satelit ini  mempunyai  jangkauan  mencakup Indonesia,  negara-negara  ASEAN,  Asia Pasifik,  Timur  Tengah  dan  Australia. Saat diluncurkan Satelit Palapa-D memiliki  berat   4100  kg  dan  power muatan sebesar 6 kW.
Namun ketika proses pelun- curannya,  yang  menggunakan  Roket Long March-3B (LM-3B), ke orbit geostasioner, roket mengalami gangguan pada tahap menuju Geostationary
Transfer  Orbit  (GTO).  Akibatnya,  satelit tidak  berhasil  sampai  di  GTO.  Setelah beberapa  jam  hilang  dari  pantauan, Satelit  Palapa-D  kemudian  dilaporkan telah berhasil dikendalikan untuk kemudian  melakukan  manuver  penye- lamatan  satelit  yakni  menuju  GTO dengan meggunakan apogee kick motornya  dengan  bahan  bakar  orbit keeping-nya.
Peluncuran  adalah  masa  yang paling  kritis  dari  misi  satelit.  Dari berbagai kegagalan satelit GEO (telekomunikasi) untuk mencapai orbitnya selama  peluncuran,  tidak  semuanya berhasil  diselamatkan  dengan  melakukan manuver  orbit  menggunakan  bahan bakar yang disiapkan untuk orbit keeping-nya. Di antaranya:
 Pada  bulan  April  2001  satelit  GSAT-1 milik  India  yang  diluncurkan  dengan GSLV  gagal  mencapai  GTO-nya,  dengan kondisi  apogee  kurang  4000  km. Manuver  untuk  memperbaiki  apogee (lalu  menuju  ke  GEO)  nya  mengalami berbagai  masalah  sehingga  meng- habiskan  seluruh  bahan  bakar  yang ada,  sesaat  sebelum  mencapai  GEO, sehingga
GSAT-1
tidak dapat digunakan.
 Pada  bulan  Februari  1984,  satelit
Palapa-B2 milik Indonesia yang diluncurkan  dengan  STS-41  (Space
Shuttle) gagal mencapai orbitnya karena  roket  yang  membawanya  ke orbit  GTO,  Payload  Assist  Modules (PAM),  mengalami   kegagalan  sehingga satelit  tertinggal  di  orbit  rendah  dekat dengan orbit Space Shuttle. Pada kasus ini upaya untuk memperbaiki orbitnya tidak  mungkin  dilakukan  karena  PAM terbuat dari motor roket padat. Sehingga upaya penyelamatan dilakukan dengan mengambil  kembali  satelit  tersebut dengan  space  shuttle,  dengan  bantuan astronot  (spacewalk),  dan  membawanya kembali  ke  Bumi  (untuk  kemudian diluncurkan kembali). Operasi ini berhasil namun dianggap terlalu beresiko (bagi misi berawak).
 Pada  bulan  Maret  2008,  satelit  AMC-14 milik Amerika Serikat
yang diluncurkan dengan roket Proton gagal mencapai orbitnya. Proses penyelamatan- nya menggunakan sistem propulsi dan gravitasi bulan (Lunar fly-by) memakan waktu  6  bulan  dan  membuat  umur satelit  yang  seharus-nya  15  tahun menjadi hanya 4 tahun.
Pada makalah ini dibahas bagaimana proses kegagalan pada peluncuran Satelit Palapa-D dan manuver penyelamatannya. Tujuan dari analisis adalah mempelajari proses penyelamatan satelit Palapa-D,  untuk  melihat  faktor  yang membuat  proses  penyelamatan  tersebut berhasil,  karena  diketahui  bahwa  tidak semua  dari  satelit  yang  terdampar  di orbit  yang  tidak  sesuai  dengan  misinya dapat  diselamatkan.  Untuk  itu  dilakukan kajian  detail  tentang  sistem  bus  satelit Palapa-D  dan  moda  manuver  orbitnya. Dari  kajian  tersebut  dihitung  umur satelit  yang  tersisa,  karena  dipakainya bahan  bakar  orbit  keeping.  Untuk menguji validitasnya, hasil analisa kemudian dibandingkan dengan sisa umur Palapa-D yang telah dipublikasikan oleh Thales Alenia.
Batasan  masalah  pada  analisis dan perhitungan ini adalah:
 Analisis  penyelamatan  dimulai  saat Roket  Long  March-3B  tingkat  ketiga mati.
 Budget delta V untuk manuver kontrol sikap  selama  manuver  penyelamatan tidak diperhitungkan.
 Budget  delta  V  untuk  inclination change diasumsikan tidak ada.
 Perhitungan  hanya  berasumsi  pada masalah dua benda (2-body problem).

## 2 DATA  WAHfANA  PELUNCUR  DAN SATELIT
2.1 Roket Long March-3B
Roket  LM-3B  merupakan  roket peluncur  tiga  tingkat  yang  menggunakan bahan  bakar  cair,  yang  didesain  untuk
mengantarkan satelit ke GTO. Roket LM- 3B  merupakan  perpanjangan  dari  roket LM-3A  dan  ditambah  empat  strap-on booster.
China  Academy  of Launch  Vehicle

## Technology (CALT) mendesain Roket LM-
3B  untuk  memiliki  kemampuan  misi GTO  dengan  massa  muatan  5100  kg, dimana pada roket tingkat ketiga menggunakan  bahan  bakar  hidrogen cair dan oksigen cair.

## 2.2 Spacebus 4000
Spacebus  4000  merupakan  bus untuk satelit telekomunikasi kelas medium  (berat  saat  meluncur  3000  kg pada  versi  B2  dan  5900  kg  pada  versi C4).  Panel  suryanya  dapat  menghasil- kan daya hingga 15,8 kW.
Bus  ini  didesain  untuk  melayani Ku,  C,  Ka,  X,  S,  L  band  sesuai permintaan pengguna, baik untuk telekomunikasi  konvensional  maupun untuk mengakomodasikan sistem telekomunikasi  terbaru  seperti  High Definition TV dan broadband multimedia.
Satelit  Palapa  D  menggunakan Spacebus 4000-B3 yang memiliki launch mass  4100  kg,  daya  sekitar  6  kW, dengan umur sampai 15 tahun.
Bagian  utama  Spacebus  terdiri dari dua modul, yakni modul komunikasi  dan  modul  service,  dengan dimensi panjang 2,3 m; lebar 1,8 m; dan tinggi  2,24 – 3,6 m (Gambar 2-1).
Struktur  center  tube  dan  panel Timur, Barat dan anti-Earth di satelit ini terbuat  dari  sandwich  dengan  kulit komposit serat karbon. Sementara, struktur  internal  deck,  panel  Utara, Selatan dan Earth terbuat dari sandwich dengan kulit Aluminium.
Tangki  bahan  bakar  satelit  ini menggunakan  bentuk  cassini  domes, yang berfungsi mengoptimalkan kapasitas bahan  bakar.  Bahan  bakar    yang  bisa dimuat  (diamater  max.  402  mm)  mulai dari  810  kg  (rasio  isi  50%)  hingga  2450 kg (rasio isi 95%).
Sistem  propulsi  Spacebus  4000 menggunakan apogee kick  motor dengan daya  dorong  400  N,  dan  14  station keeping  thrusters  dengan  daya  dorong 10 N.  Kedua  sistem propulsi ini menggunakan  bahan  bakar  dari  tangki yang  sama.  Hal  inilah  yang  membuat bahan bakar station keeping bisa digunakan oleh apogee kick motor untuk menaikkan apogee satelit, untuk penyelamatannya.
Gambar 2-1: Service Module dan Communication Module Spacebus 4000
Tabel 2-1: KARAKTERISTIK THRUSTER 10 N Characteristics Metric Dimensions Thrust, Nominal 10 N Thrust Range 6,0-12,5 N Specific Impulse 219 s Flow Rate, Nominal 3,5 g/s Flow Rate, Range 2,3-4,2 g/s Tabel 2-2: KARAKTERISTIK APOGEE KICK MOTOR Characteristics Model S400- 12 Thrust, Nominal 420 N Thrust Range 340-440 N Specific Impulse, 317 s Flow Rate, Nominal 135 g/s Flow Rate, Range 110-142 g/s
Attitude and Orbit Control Subsystem (AOCS) 4000 berfungsi
mengontrol sikap dan orbit pada spacebus 4000. AOCS ini didesain untuk melakukan  enam  moda,  tiga  moda transfer dan tiga moda posisi station.
Normal Mode (NM) adalah keadaan satelit  dalam  kondisi  operasional.  Mode Stand-by  hanya  terjadi  saat  proses peluncuran,  dan  sebelum  melakukan akusisi  Matahari.  Pada  Gambar  2-2 memberikan gambaran umum mengenai semua  mode  AOCS  dan  transisinya. Pada  Tabel  2-3  memberikan  gambaran umum  mengenai  sensor  dan  aktuator yang  digunakan  pada  setiap  mode AOCS. Dapat dilihat bahwa Star Tracker (STR)  digunakan  hampir  setiap  mode kecuali Sun Acquisition Mode (SAM).
Gambar 2-2: Skema kerja AOCS 4000
Tabel 2-3: SENSOR DAN AKTUATOR YANG DIGUNAKAN PADA SETIAP MODE AOCS
MODE FUNGSI EQUIPMENT USED SBM Kondisi awal AOCS setelah separasi CSS, GYRO SAM Mode akusisi Matahari, Pencarian, dan pointing matahari CSS, GYRO, UPS IAAM Mode akusisi sikap inersial, akusisi bintang, dan pointing satelit STR, GYRO, UPS ORM Mode Orbit Raising, dan memasuki orbit geostasioner STR, GYRO, UPS EPM Penentuan letak bumi Earth dan transisi menuju NM STR, IRES, RW, UPS NM Normal Mode dan Pengoreksian Orbit (E/W and N/S) High accurate satellite and pointing antenna STR, IRES, RW, PPS, UPS DPM Mode Station keeping untuk akusisi final station or relokasi satelit (tidak dapat dilakukan jika payload (ON)) STR, IRES, UPS
Mode  SAM  diperlukan  setelah separasi  dengan  roket  peluncur,  sebelum digunakannya  STR  untuk  melakukan manuver transfer orbit.
STR digunakan selama mode orbit raising,  untuk  dapat  mengontrol  sikap selama  Apogee  motor  fairing  (AMF). Sementara gyro digunakan untuk mengukur perubahan sudut sikap.
Skema operasi Orbit Raising Mode (ORM)  dapat  dilihat  pada  Gambar  2-3. Liquid  Apogee  Engine  (LAE)  dinyalakan untuk melakukan penambahan kecepatan (delta  V),  dan  berhenti  secara  otomatis saat penambahan kecepatan yang diinginkan  telah  tercapai.  Pada  AMF pertama error penentuan delta V didesain  sekitar  0.36%.  Setelah  AMF dilakukan,  LAE  dikalibrasi  gaya  dorong dan  aliran  massanya  sesuai  dengan hasil  manuver  pertama,  dan  sehingga error  delta  V  bisa  diturunkan  menjadi 0,05%.
Sementara, error dari sikap satelit tidak  lebih  besar  dari  1,2 º saat  AMF pertama,  dan  selanjutnya  tidak  lebih besar  dari  0,6 º .  Setelah  itu  performa error pointing menjadi kurang dari 0,2 º .
Gambar 2-4: Skema operasi ORM

## 3 ANALISIS PENYELAMATAN SATELIT PALAPA-D
Satelit
Indosat Palapa-D diluncurkan  oleh  Roket  Long  March-3B pada  tanggal  31  Agustus  2009.  CZ-3B mencapai  low  parking  orbit,  dan  tingkat ketiga  dihidupkan  untuk  pembakaran kedua menuju GTO. Namun, mesin mati pada  217  x  21138  km  x  22,4 º orbit. Pada  tanggal  2  September  2009,  satelit menggunakan propulsinya untuk mencapai orbit 216 x 35687 km x 22,2 º transfer orbit. Pada tanggal 8 September 2009, orbit satelit 9616 x 35670 km x 7,8 º . Kedua  manuver  ini  telah  mengurangi umur satelit.
Pada analisis ini skenario manuver Satelit Palapa-D adalah:
 Dari  orbit  217  x  21138  km  x  22,4 o , satelit  melakukan  manuver  perigee sebanyak lima kali;
 Setelah itu satelit melakukan manuver apogee sebanyak dua kali;
 Satelit memasuki orbit geostasioner.

## 3.1 Manuver perigee
Karena  kecepatan  satelit  ketika melintasi  daerah  perigee  sangat  besar, sementara  kemampuan  sistem  propulsi untuk memberikan gaya dorong
terbatas, maka kesempatan untuk manuver  perigee  sangat  singkat  untuk bisa  mendekati  syarat  Hohman  transfer yang ideal. Namun demikian melakukan manuver  perigee  yang  terlalu  banyak akan  beresiko  terhadap  akurasi  sistem kendali  (karena  vektor  gaya  dorong harus  sejajar  dengan  vektor  kecepatan satelit)  dan  kesalahan  timing.  Setelah melakukan beberapa kali iterasi, diputuskan  bahwa  manuver  perigee dilakukan sebanyak lima kali.
Keberhasilan manuver
ini menunjukkan  bahwa  sistem  kendali sikap  seperti  yang  dibahas  pada  bab sebelumnya  bekerja  dengan  sangat  baik selama LAE dinyalakan.
Gambar 3-1: Visualisasi manuver orbit menuju GEO
Gambar 3-2: Visualisasi Perigee Firing
Keterangan warna:  coklat  =  manuver  1;  ungu  =    manuver  2;  kuning  =  manuver  3; hijau = manuver 4;  merah : manuver 5

## Tabel 3-1: BUDGET MANUVER PERIGEE
Manuver Perigee 1 2 3 4 5 Vawal (km/s) 9,88 9,98 10,06 10,12 10,18 Vakhir (km/s) 9,98 10,06 10,12 10,18 10,23 ∆V (km/s) 0,09 0,08 0,07 0,06 0,05 ∆t (menit) 14,0 11,60 9,70 8,20 7,10
Dengan  menggunakan  rumus  vis viva  integral  diperoleh  besar  kecepatan satelit  pada  posisi  tertentu,  untuk mencari  besar  kecepatan  setelah  dan sebelum manuver orbit.
(3-1)
dimana:
V  = kecepatan pada posisi tertentu
(km/s)
µ  = spesifik gravitasi r   = jarak satelit terhadap pusat gravitasi a   = semimajor axis
Maka budget ∆V dapat diketahui dengan menggunakan rumus,
(3-2) Menentukan lama waktu
penyalaan  apogee  boost  motor  selama manuver dapat diketahui dengan menggunakan rumus,
(3-3)
dimana :
∆V = budget delta V
= thrust engine
m   = massa satelit
= ∆t = lama waktu penyalaan.

## 3.2 Manuver Apogee
Pada  saat  satelit  di  posisi  apogee dilakukan  dua  kali  manuver,  karena walaupun  budget ∆V  yang  dibutuhkan untuk melakukan manuver sangat besar ( ≈81  %  dari  manuver  total  satelit), namun  waktu  yang  bisa  digunakan untuk  melakukan  penyalaan  propulsi juga  lama  karena  kecepatan  yang rendah di apogee.
Budget ∆V untuk manuver apogee dicari  dengan  menggunakan  rumus  (3-1), yakni,
Tabel 3-2: BUDGET MANUVER APOGEE Manuver 1 Apogee Vawal 1,60  km/s Vakhir 2,28  km/s ∆V = 0,68  km/s Manuver 2 Apogee Vawal 2,28  km/s Vakhir 3,07  km/s ∆V = 0,79  km/s

## 3.3 Sisa Umur Satelit Palapa-D
Dari
perhitungan manuver perigee  dan  apooge,  total  budget ∆V yang  dibutuhkan  untuk  melakukan adalah = 1,82 km/s.
Menghitung  sisa  umur  Satelit Palapa-D  dilakukan  dengan  menghitung massa  bahan  bakar  yang  dibutuhkan untuk melakukan manuver, yakni dengan menggunakan rumus,
(3-4)
dimana :
Ve = velocity exhaust mi = massa satelit sebelum manuver mf = massa satelit setelah manuver
Untuk  mendapatkan  nilai  Ve  dapat dicari dengan menggunakan rumus,
(3-5)
dimana :
F  = gaya dorong mesin roket = mass flow rate
Dari  Tabel  2-2  diketahui  bahwa thrust  maximum  apogee  boost  motor  440 N dan mass flow rate maximum 142 g/s, sehingga Ve = 3,1 km/s.
Karena ∆V  total  1,825  km/s  dan mi  (masa  satelit  saat  peluncuran)  4100 kg, maka massa satelit setelah melakukan  manuver  (mf)  adalah  2275,1 kg.  Sehingga  massa  bahan  bakar  yang dibutuhkan  untuk  melakukan  manuver adalah 2124,9 kg.
Gambar 3-3: Visualisasi Aksis Palapa-D
Setelah nilai mf
diketahui selanjutnya  menentukan  budget ∆V sisa yang  dibutuhkan  satelit  selama  di  orbit geostasioner  untuk  melakukan  station keeping.  Karena  thruster  orbit  keeping mempunyai  gaya  dorong  10  N  dan  flow rate 3,5 g/s. maka Ve = 2,86 km/s.
Budget ∆V  sisa  yang  dibutuhkan satelit  selama  di  orbit  geostasioner untuk melakukan station keeping, karena dry mass satelit 1900 kg, adalah 514,76 m/s. Berdasarkan referensi nomor  1,  budget ∆V  station keeping untuk  1  tahun  50  m/s,  maka  bahan bakar  yang  tersisa cukup  untuk operasi selama 10,3 tahun.
Berdasarkan  analisis  di  atas, ditemukan  bahwa  sisa  umur  Satelit Palapa-D  setelah  melakukan  manuver perigee  sebanyak  lima  kali  dan  apogee sebanyak  dua  kali  ialah  10,3  tahun. Dalam  konferensi  pers  Thales  Alenia

## Space menyatakan setelah menyelamatkan
Satelit  Palapa-D  dan  sukses  menjadi satelit dengan kondisi operasional, masih memiliki umur pakai sekitar 10,5 tahun.  Sehingga  perbedaan  prediksi umur  antara  analisis  penulis  dengan Thales Alenia ialah sekitar 73 hari (1,9%).

## 4 KESIMPULAN
Hasil prediksi umur satelit Palapa-D  yang  dilakukan  oleh  LAPAN- ITB  berbeda  1,9%  dibandingkan  dengan publikasi  yang  diberikan  oleh  pembuat satelit.  Sehingga  dapat  disimpulkan bahwa  perhitungan  tersebut  cukup akurat.
Perbedaan pada perhitungan LAPAN dengan kondisi sebenarnya diperkirakan karena:
 Tidak  dimasukkanya  faktor  pertubasi orbit oleh gravitasi Bulan
 Tidak  masuknya  konsumsi  bahan bakar  untuk  manuver  sikap  selama perigee  manuver  dan akurasi  manuver saat manuver perigee.
 Perbedaan  skenario  manuver  yang dipilih  pihak  Thales  Alenia.  Mereka dapat juga melakukan manuver perigee  lebih  atau  kurang  dari  5  kali, bergantung  dari  berbagai  pertimbangan operasi.
Desain  Palapa-D  yang  membuat operasi  penyelamatan  ini  dimungkinkan adalah  penggunaan  bahan  bakar  dari tangki yang sama bagi motor apogee dan thruster  orbit  keeping.  Sehingga  perigee manuver  dalam  jumlah  minimal  dapat
dilakukan  yang  merupakan  operasi dengan resiko terkecil.
Keberhasilan manuver perigee pada penyelamatan Palapa-D menunjuk- kan  bahwa  sistem  kendali  sikap  satelit, yang pada kasus seperti ini akan sangat mengandalkan star sensor (akurasi tinggi dengan waktu proses yang singkat),  bekerja  dengan  sangat  baik. Kesalahan  sedikit  saja  pada  penentuan sikap ketika manuver ini akan mengakibatkan diperlukannya lebih banyak  bahan  bakar  operasi  satelit untuk melakukan manuver koreksi.

## DAFTAR RUJUKAN
10  N  Bi-Propellant  Thruster  manual: EADS Space Transportation.
400  N  Bi-Propellant  Thruster  manual: EADS Space Transportation.
Astrodynamics  (AERO0024)  :  Astrogator
STK Tutorial; Gaëtan Kerschen China  Academy  of  Launch  Vehicle Technology;
LM-3B USER’S
MANUAL.
http://en.wikipedia.org/wiki/AMC-14. http://en.wikipedia.org/wiki/STS-41-B. http://indonesia-arab.blogspot.com/
2009/08/indosat-to-launch- another-satellite.html. http://telecom.esa.int/telecom/www/ object/index.cfm?fobjectid=755. http://www.spaceandtech.com/digest/ sd2001-17/sd2001-17-001.shtml.
http://www.thalesgroup.com/Pages/
PressRelease.aspx?id=11886. James  R.Wertz  (Ed.),  1978.  Spacecraft Attitude Determination and Control, Kluwer Academic Publisher.
L.  Gaudic,  E.  Brouillard,  J.M.  Pasquet, H.  Renault,  In-Flight  Geostationary AOCS Based On Star Tracker.