Orbit Satelit

2.1 Orbit Satelit
Dalam bidang geodesi satelit ada dua peran dan fungsi utama dari satelit, yaitu satelit sebagai target, titik kontrol atau wahana pengukur, dan satelit sebagai sensor atau probe. Peran tersebut umumnya digunakan pada metode geodesi satelit geometrik, yaitu dalam penentuan posisi titik-titik di perlukaan Bumi. Karena orbit satelit yang relative cukup tinggi di atas permukaan Bumi, maka penggunaan satelit dalm moda ini akan dapt mencakup daerah yang relatif luas.

Dalam konteks geodesi satelit, informasi tentang orbit satelit

akan berperan dalam beberapa hal yaitu :
• Untuk menghitung koordinat satelit yang nantinya diperlukan sebagai koordinat titik tetap dalam perhitungan koordinat titik-titik lainnya di atau dekat permukaan bumi.
• Untuk merencanakan pengamatan satelit, yaitu waktu dan lama pengamatan yang optimal.
• Untuk membantu mempercepat alat pengamat (receiver) sinyal satelit untuk menemukan satelit yang bersangkutan.
• Untuk memilih, kalau diperlukan, satelit-satelit yang secara geometrik “lebih baik” untuk digunakan.

2.2 Pergerakan Satelit Mengelilingi Bumi
Pergerakan satelit mengelilingi bumi secara umum mengikuti Hukum Kepler (pergerakan Keplerian) yang didasarkan pada beberapa asumsi, yaitu sebagai berikut ini :
• Pergerakan satelit hanya dipengaruhi oleh medan gaya berat sentral bumi.
• Satelit bergerak dalam bidang orbit yang tetap dalam ruang.
• Massa satelit tidak berarti dibandingkan massa Bumi.
• Satelit bergerak dalam ruang hampa, dengan kata lain tidak ada efek dari atsmospheric drag.
• Satelit tidak terkena efek gaya berat dari benda-benda langit seperti matahari atau bulan dan tidak ada efek dari solar radiation pressure.
Secara singkat Hukum Kepler dapat dijelaskan sebagai berikut.
• Hukum Kepler I : Orbit suatu planet adalah ellips dengan matahari berada pada salah satu fokusnya(1602).
• Hukum Kepler II : Vektor dari matahari ke planet menyapu daerah yang sama dalam waktu yang sama (1605).
• Hukum Kepler III : Rasio kuadrat perioda revolusi planet (T) terhadap kubik dari sumbu ellips (a) adalah sama untuk seluruh planet (T2/a3 = konstan).
Secara matematis, berdasrkan hokum Newton, untuk satelit yang mengelilingi Bumi, Hukum Kepler III dapat diformulasikan sebagai:







Dimana : T = periode orbit satelit,
a = sumbu panjang orbit,
G = konstanta gravitasi universal, dan
M = massa bumi.

Gambar 2.1 Ilustrasi Geometri Hukum Kepler

2.3 Jenis-Jenis Orbit Satelit
Berdasarkan pada karakteristik geometri orbit dan pergerakan satelit di dalamnya, serta menurut jaraknya dari permukaan bumi, dikenal beberapa jenis orbit satelit. Berikut ini hanya akan dibahas jenis-jenis orbit satelit yang relevan dengan bidang geodesi satelit.

2.3.1 Orbit Prograde dan Retrograde
Orbit prograde adalah orbit yang sudut inklinasi orbitnya (i) memenuhi hubungan : 0° < i < 90°dan sudut inklinasi tersebut dihitung berlawanan arah jarum jam di titik nodal (ascending node), dari bidang ekuator ke bidang orbit. Pada orbit prograde pergerakan satelit dalam orbitnya searah dengan rotasi Bumi. Sedangkan orbit retrograde adalah orbit yang sudut iklinasinya memenuhi hubungan : 90° < i < 180° dan dihitung berlawanan arah jarum jam di titik nodal (ascending node), dari bidang ekuator ke bidang orbit, pergerakan satelit dalam orbitnya berlawanan arah dengan rotasi Bumi.

 

Gambar 2.2 Orbit Prograde dan Retograde

2.3.2 Orbit Polar
Satelit berorbit polar mempunyai inklinasi 90°. Satelit berorbit polar sangat bermanfaat untuk mengamati permukaan bumi. Karena satelit mengorbit dalam arah Utara-Selatan dan bumi berputar dalam arah Timur-Barat, maka satelit berorbit polar akhirnya akan dapat ‘menyapu’ seluruh permukaan bumi. Karena alasan tersebut maka satelit pemantau lingkungan global seperti satelit inderaja dan satelit cuaca, umumnya mempunyai orbit polar atau memndekati polar, yaitu sudut inklinasinya sekitar 90°.



Gambar 2.3 Sistem Orbit Polar

2.3.3 Orbit Geostationer
Satelit berorbit geostationer adalah satelit ayng mengelilingi Bumi dengan kecepatan dan arah yang sama dengan kecepatan dan arah rotasi Bumi. Periode orbit satelit geostationer dibuat sama dengan periode rotasi bumi yakni T = 23 jam 56 menit 4,09 detik. Berdasarkan Hukum Kepler III maka orbit satelit tersebut akan mempunyai sumbu panjang (a):

Dengan jari-jari Bumi sekitar 63787 km, maka orbit geostationer berketinggian (h) sekitar 35787 km diatas permukaan Bumi. Perlu diingat bahwa hanya Orbit Ekuatorial (i = 0°) yang bisa menjadi orbit geostasioner. Disamping itu untuk mendapatkan kecepatan satelit yang seragam, orbit harus berbentuk lingkaran (e = 0). Karena orbitnya yang relatif tinggi, maka footprint dari satelit geostationer umumnya sangat luas. Satelit berorbit geostationer ini umumnya tidak dapat digunakn untuk memantau fenomena yang terjadi di kutub, hal ini dikarenakan karakteristik orbit,satelit geostationer umumnya tidak dapat mencakup kawasan kutub.



Gambar 2.4 Sistem Orbit Geostationer

2.3.4 Orbit Sun-Synchronous
Orbit sun-synchronous adalah orbit satelit yang mensinkronkan pergerakan satelit dalam orbit, presisi bidang orbit, dan pergerakan bumi mengelilingi matahari, sedemikian rupa sehingga satelit tersebut akan melewati lokasi tertentu di permukaan bumi selalu pada waktu lokal yang sama setiap harinya. Untuk itu, karena Bumi berevolusi mengelilingi matahari, maka orbit satelit juga harus berpresesi terhadap sumbu rotasi bumi, sebesar 3600/tahun.Orbit sun-synchronous umum digunakan oleh sistem satelit inderaja dan satelit cuaca.



Gambar 2.5 Sistem Orbit Sun-Synchronous

2.3.5 Medium Earth Orbit (MEO)
Medium Earth Orbit yaitu suatu orbit satelit di angkasa yang mengelilingi bumi dengan karakteristik antara lain :
• Tinggi orbit : sekitar 6.000 – 12.000 km, diatas permukaan bumi
• Periode Orbit : 5 – 12 jam
• Kecepatan putar : 19.000 km/jam
• Waktu Tampak : 2 – 4 jam per hari
• Delay Time : 80 ms ( Waktu perambatan gelombang dari stasiun bumi ke satelit dan kembali lagi ke stasiun bumi)
• Jumlah Satelit : 10 – 12 (Global Coverage)
• Penggunaan : Satelit Citra, Cuaca, Mata-mata, sistem telekomunikasi bergerak (mobile) misalnya satelit Oddysey dan ICO.

2.3.6 Low Earth Orbit (LEO)
Low Earth Orbit yaitu suatu otbit satelit di angkasa yang mengelilingi bumi dengan karakteristik antara lain sebagai berikut :
• Tinggi orbit : 200 – 3000 km, diatas permukaan bumi
• Periode Orbit : 1.5 jam
• Kecepatan putar : 27.000 km/jam
• Waktu Tampak :
• Delay Time : 10 ms ( Waktu perambatan gelombang dari stasiun bumi ke satelit dan kembali lagi ke stasiun bumi)
• Jumlah Satelit : 50 (Global Coverage)
• Penggunaan : Satelit Citra, Cuaca, Mata-mata, sistem telekomunikasi bergerak (mobile) contohnya satelit Iridium dan Global Star.