Garuda 1

anggota kelompok:
13609004 Raditya Reksamudra Akbar
13609026 Laode M. Arridho
13609037 Qun Riadhy Arisyatmaja

 satelit yg dipilih: Garuda 1

skenario yang kami gunakan ada 2. kedua skenario melakukan 2 kali alih orbit sebidang dan 1 kali perpindahan inklinasi. orbit alih berupa orbit elips dengan pericenter di orbit parkir dan apocenter di orbit geostasioner. skenario 1 melakukan perpindahan inklinasi di orbit parkir sedangkan skenario 2 melakukan perpindahan inklinasi di orbit geostasioner

Eutelsat 2-F3

- Arya Prihutama 13608002
- Nanggala Nugraha 13608003
- Danar Gian Satya 136080xx
- Anggasta Anindityo 136080xx

Satelitnya : Eutelsat 2-F3

Hotbird 9

Mohamad Iqbal A. 13609006
Ariani Amalia 13609027
Panji Adi Sakti 13609039

PALAPA C1

 SATELIT PALAPA C-1

TIM LUBANG HITAM

Ivand Pramana Azhari 13608014

Paskal P 13608037

Arsy Ilahi Rifai 13608046

Andrea Glenn Sebastian 13606048

 Profil PALAPA C-1

Peluncuran  : 1 Februari 1996

Manufaktur  : Hughes Space & Communication Company

Model  : Hughes HS-601/Boeing BSS-601

Jenis  : Satelit Komunikasi

Operator  : PT.SATELINDO

Massa  : 3000 Kg 

Orbit  : Geostasioner

Gambar 1. Satelit PALAPA C1 buatan Hughes S&C Company di Amerika Serikat

Sketsa Daerah Operasi

Gambar 2. Satelit PALAPA C1 beroperasi tepat di garis khatulistiwa dalam hal ini di atas kota Bukittinggi, Sumatra Barat

Profil Peluncur

Lockheed Martin ATLAS II

Gambar 3. Lockheed Martin ATLAS II

 Size

   Height   47.54 m (156 ft)

   Diameter   3.04 m (10 ft)

   Mass   204,300 kg (414,000 lb)

   Stages   3.5

Capacity

   Payload to LEO   6,580 kg

   Payload to GTO   2,810 kg

Status Tak Aktif    

 

Keterangan

     •LEO   = Low Earth Orbit

     •GTO   = Geostationery Transfer Orbit

 

 

Spesifikasi Rinci Peluncur

Gambar 4. Roket Peluncur ATLAS II saat peluncuran

        Boosters (all) - MA-5

  No boosters  : 1

  Engines  : 2 RS-58-OBA

  Thrust  : 2,093.3 kN (470,680 lbf)

  Specific Impulse  : 299 sec

  Burn Time  : 172 sec

  Fuel  : LOX/RP-1

  

First Stage

  Engines  : 1 RS-58-OSA

  Thrust  : 386 kN (86,844 lbf)

  Specific Impulse  : 316 sec

  Burn Time  : 283 sec

  Fuel  : RP-1/LOX

 

      Second Stage - Centaur

  Engines  : 2 RL-10A

  Thrust  : 147 kN (41,592 lbf)

  Specific Impulse  : 449 sec

  Burn Time  : 392 sec

  Fuel  : LH2/LOX

 

      Third stage - IABS (optional)

  Engines  : 1 R-4D

  Thrust  : 980N (220 lbf)

  Specific impulse  : 312 sec

  Burn Time  : 60 sec

  Fuel  : N2O4/MMH

 

Profil Lokasi Peluncuran 

• Cape Canaveral Launch Complex LC-36B (Sekarang telah berubah nama menjadi Space Launch Complex SLC 36)

• Lokasi Geografis: 

         28.470417°N  
         80.539978°W

 

 

 

 

Gambar 5. Lokasi Cape Canaveral

Mekanisme Perpindahan Orbit

Skenario 1

  a. Perubahan Inklinasi

      Dari 28° ke 0°

  b. Transfer Orbit Hohmann

      Dari r=6678.1Km ke r=42241.095Km

Gambar 6. Ilustrasi Alih Orbit Skenario 1

Skenario 2

  a. Transfer Orbit Hohmann

      Dari r=6678.1Km ke r=42241.095Km

  b. Perubahan Kombinasi (Inklinasi & Jari-jari)

      Dari 28° ke 0°

Gambar 7. Ilustrasi Alih Orbit Skenario 2

Perpindahan Orbit mana yang paling Efisien?

       Perpindahan Orbit yang paling efisien adalah perpindahan orbit yang dilukiskan pada skenario 2 yaitu transfer orbit Hohmann pada awal misi & penyesuaian kombinasi inklinasi & jari-jari orbit di akhir misi

 

Gambaran Perbandingan ΔV

  Skenario 1  --> ΔV=8.8371 Km/s

  Skenario 2  --> ΔV=3.98251 Km/s

Propelan yang dibutuhkan

       Dari efisiensi pertambahan kecepatan akan didapatkan pula gambaran mengenai kebutuhan propelan yang digunakan selama misi yaitu pada perpindahan orbit yang membutuhkan pertambahan kecepatan yang lebih besar, dibutuhkan pula massa propelan yang lebih banyak

      Hal ini berkaitan dengan persamaan Tsiolkovsky yaitu adanya Hubungan Lurus antara pertambahan kecepatan dengan massa propelan

Melalui perhitungan menggunakan persamaan Tsiolkovsky dengan nilai Isp=344, didapatkan

  Propelan Skenario 1  --> 58487 Kg

  Propelan Skenario 2  --> 24545 Kg

 

  Keterangan

  Nilai Isp=344 merupakan nilai rata-rata dari Isp   ATLAS II yang diberikan di awal presentasi ini

  

 

 -SEKIAN-

Hak Cipta Tim Lubang Hitam Astrodinamika ITB 2011 

 

Satelit MTSAT-1R

Kelompok:
Ardian Rizaldi (13609050)
Muhammad Rizal (13609057)
Arifendi Subnafeu (13611603)

Desain Alih Orbit Satelit AMC-18

Kelompok

1. Imron Anshori S.               13609044

2. Muhamad Utomo              13609013

3. Senoaji                                 13609023

4. Muhammad Trimaryono  13611602

Satelit yang kami pilih: AMC-18

-------------------------------------------------------------------------

Desain Alih Orbit Satelit AMC-18

AMC-18 merupakan satelit komunikasi yang berada di orbit geostasioner yang diluncurkan pada 8 Desember 2006, yang dipercayakan peluncurannya kepada SES company dan dioperasikan oleh SES Americom. satelit tersebut berdasarkan pada model bus satelit A2100AXS buatan Lockheed Martin. Didesain untuk beropersai selama 15 tahun. Satelit ini diluncurkan di Guiana Space Center, Guyana Prancis, sebelah timur Amerika Selatan. pada   5°10'8.98" LU dan  52°41'14.47" BB menggunakan roket Ariane 5. dengan nomor Norad Code 29644, satelit ini masih aktif beroperasi dan diharapkan bertahan sampai 2021.

Satelit ini berbobot 2081 kg, bertempat di bagian benua amerika di bujur 105 derajat bujur barat serta mengusung 24 C-band transponders yang bisa mengkover area CONUS, Kanada, karibia dan Mexico.

Gambar di bawah ini merupakan gambaran posisi AMC-18 di atas benua Amerika.

Gb.1 Lokasi AMC 18 (http://www.n2yo.com/?s=29644)

Rocket Ariane-5 sendiri dengan konfigurasi ECA mengangkut payload berupa satelit AMC-18 beserta Wildblue-1. AMC-18 dilepaskan dari Ariane-5 setelah Wildblue-1 melepaskan diri. Stage pertama dari roket ini mempunyai spesifik impuls 431 s. sedang stage kedua roket ini mempunyai spesifik impuls 446 s. Berikut gambar saat Ariane5-ECA diluncurkan dari Guiana Space Center.

Gb.2 Peluncuran Roket Ariane 5-ECA yang membawa AMC-18

Skenario Alih Orbit dengan Menggunakan STK 9.0

SkenarioPertama

Gb.3 Perubahan Inklinasi di Orbit Parkir

Gb.4 Terlihat secara keseluruhan proses alih orbit pada skenario pertama

Dari Perhitungan menggunakan STK, maka didapatkan:

• ΔV1 = 0.7246 km/s

dengan ΔV1 ialah resultan penambahan kecepatan untuk perubahan inklinasi.

• ΔV2 = 2.4244 km/s

dengan ΔV2 ialah penambahan kecepatan untuk transisi orbit dari orbit parkir ke orbit geostasioner

• ΔV3 = 1.467 km/s

dengan ΔV3 ialah penambahan kecepatan di apocenter agar menjadi orbit sirkuler.

ΔV total = ΔV1+ΔV2+ΔV3
 
               = 4.616 km/s

Skenario Kedua

Gb.5 Perubahan Inklinasi di Orbit Geostationer

Dari Perhitungan STK didapatkan data berikut:

• ΔV1  = 2.4277 km/s

dengan ΔV1 ialah penambahan kecepatan untuk transisi orbit dari orbit parkir ke orbit geostasioner

• ΔV2  = 1.4737 km/s

dengan ΔV1 ialah resultan penambahan kecepatan untuk perubahan inklinasi dan menjadi orbit geostasioner. dengan

Vx=1.4473 km/s dan Vy= 0.2777 km/s

• ΔVtotal  = 3.9014  km/s

=======================================================================
dari kedua skenario diatas, terlihat kecepatan sehingga yang akan kami gunakan ialah skenario desain alih orbit yang kedua, yaitu perubahan inklinasi di orbit Geostationer

Perhitungan ΔV yang dibutuhkan

Diketahui:

    R geo          = 42165.4 km

    Rp              =  6671 km

    Rapo=Rgeo = 42165.4 km

 

---------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------


Referensi:

• http://www.satbeams.com/satellites?norad=29644
• http://www.n2yo.com/?s=29644
• http://www.esa.int/esaCP/SEM0XNG1GVE_index_0.html

Satelit EDUSAT

Kelompok:
John Alexander (13609024)
Julian Sulistyo (13609043)
M Isyraq Ulhaq (13609048)
Abdulrachman Hasan (13609063)
Satelit Pilihan :EDUSAT
         nama lain:GSAT-3

Astra 4A (Sirius 4)

Anggota kelompok: 

Bernaldi Sugiarto 13608006

Afdhal 13608008

Robby Zieda Hilmi 13608034

Arie Eka Setiawan 13608050

Referensi:

http://www.satsig.net/sslist.htm
http://www.ses.com/4628572/astra-4a
http://www.satbeams.com/satellites?id=2149
http://www.ilslaunch.com/launch-services/baikonur-cosmodrome
http://www.khrunichev.ru/main.php?lang=en
http://en.wikipedia.org/wiki/Astra_4A
http://celestrak.com/norad/elements/geo.txt
http://www.astronautix.com/sites/baikonur.htm
http://space.skyrocket.de/doc_sdat/sirius-4.htm

 ======================================================================

                                                      Satelit yang dipilih

Nama : Sirius 4 (Astra 4A)

Negara : Swedia

Tipe : Komunikasi

Operator : SES Sirius AB

Kontraktor : Lockheed Martin

Massa : 4385 kg

Orbit : GEO (Geostationary Earth Orbit)

Peluncur : Proton M/ Breeze M

 

Tempat Peluncuran

Nama : Baikonur Cosmodrome

Nama Lain : GIK-5 / NIIP-5; Tyuratam
Lokasi : Kazakhstan
Longitude : 63.3503 deg
Latitude : 45.9551 deg
Apogee : 92 km (57 mi)

======================================================================

Skenario Alih Orbit (Menggunakan STK)

Skenario 1

  

Skenario 2

 

Skenario 3

=======================================================================

Delta V Total

Scenario 1
Segment	Variable	Value		Value for Change Plane		Delta V Total
Begin Hohmann	x	2.42723	km/sec			6.397146628		km/sec
Finish Hohmann	x	1.4	km/sec
Simple Plane Change	x	-0.96534	km/sec	2.5699166	km/sec
	y	-2.38172	km/sec
Scenario 2
Segment	Variable	Value		Value for Change Plane		Delta V Total
Begin Hohmann	x	2.42723	km/sec			4.698521666		km/sec
Combined Change	x	0.532283	km/sec	2.2712917	km/sec
	y	2.20804	km/sec
Scenario 3
Segment	Variable	Value		Value for Change Plane		Delta V Total
Change Plane	x	-2.23759	km/sec	6.0995111	km/sec	9.758371092		km/sec
	y	-5.67426	km/sec
Begin Hohmann	x	2.25886	km/sec
Finish Hohmann	x	1.4	km/sec

=======================================================================

Perhitungan ΔV total yang dibutuhkan 
(Hanya dilakukan untuk skenario 2 karena merupakan yang paling efektif)

-Orbit parkir (ketinggian 300km dari permukaan bumi dan inklinasi sebesar latitude lokasi peluncuran): 

µ=3.986 x 10⁵ km³/s² 
a1 = 6678.14 km 

Dengan persamaan vis viva integral:
   V=√(µ(2/r-1/a)) 
Didapat 
   V1=√(3.986 x 10⁵(1/6678.14)) 
   V1=7.725 km/s 

-Orbit transfer Hohmann

rp = 6678.14 km 
ra = 42165.4 km 


Didapatkan a transfer: 

   at = (rp+ra)/2 
   at = (6678.14+42165.4)/2 
   at = 24421.77 km


Kecepatan di pericenter: 
   Vp=√(3.986 x 10⁵(2/6678.14-1/24421.77))
   Vp=10.15 km/s 
Didapat:
   ΔV1 = Vp – V1 
   ΔV1 = 10.15 - 7.725
   ΔV1 = 2.427 km/s

Kecepatan di apocenter:
   Va=√(3.986 x 10⁵(2/42165.4-1/24421.77)) 
   Va=1.6078 km/s 

-Orbit akhir


a2 = 42165.4 km
  
Didapat: 
   V2=√(3.986 x 10⁵(1/42165.4)) 
   V2=3.07461 km/s 
Dengan penjumlahan vektor didapat: 
   ΔV2 = V2 – Va
   ΔV2 = 3.07461i – ((1.6078cos (45.9551))i+(1.6078sin(45.9551))j) 
   ΔV2 = 1.95683i – 1.15567j 
   ΔV2 = √(1.95683^2+(-1.15567)^2) 
   ΔV2 = 2.27 km/s

Sehingga ΔVtotal adalah 4.697 km/s

=======================================================================

Massa propelan yang dibutuhkan

Massa Satelit		4385	kg
Weight at Lift Off (including Payload)				691272	kg
Isp	300	s
g0	9.81	m/s2
Skenario 1
Delta V		Mf
6397.147	m/s	3886.171	kg
Skenario 2
Delta V		Mf
4698.522	m/s	3496.586	kg
Skenario 3
Delta V		Mf
9758.371	m/s	4225.801	kg

=======================================================================

Waktu yang dijalani satelit dari saat maneuver pertama (di orbit parkir) sampai dengan saat maneuver terakhir (untuk masuk ke orbit operasi)

T=0.5*P
T=π√((at)^3/µ)

T=π√((24421.77)^3/3.986 x 10⁵)
T=18990.96 s = 5.275 jam 

=======================================================================