AS4204 Lintasan Satelit - FMIPA Personal Blogs

AS4204
Lintasan Satelit
Dr. Suryadi Siregar DEA
Astronomi, FMIPA-ITB
BANDUNG 2012
Daftar Isi
Bab 1
1.1
1-2
1-3
1-4
1-5
Mengenal Fungsi dan Orbit Satelit
Pendahuluan
Lokasi Orbit dan Jejaknya
Pita frekuensi dan berkas
Topologi Jaringan(Network Topologies)
1-4.2
Point-to-point duplex transmission
1-4.3
Mobile Antenna Service
1-4.4
Star Network
1-4.5
Mesh Network
Global Positioning System (GPS), Tipe Orbit dan Misi
1-1
1-5
1-5
1-6
1-7
1-8
1-8
1-9
1-13
Bab 2
2.1
2.2
2.3
2.4
2.5
2.6
2.7
2.7
2.8
2.9
2.10
2.11
Satelit Sebagai Benda Langit
Persamaan gerak
Desain Orbit
Peluncuran dengan Sudut injeksi 90 derajad
Peluncuran dengan sudut injeksi bukan 90 derajad
Syarat lain
Transfer Orbit
Transfer Hohmann
Untuk manuver tunggal (skenario a)
Manuver ganda (skenario b)
Perubahan pusat gaya sentral gerak partikel
Eksentrisitas Gerak Hiperbola
Ilustrasi
2-1
2-6
2-8
2-8
2-8
2-15
2-17
2-20
2-20
2-25
2-26
2-28
Bab 3
3.1
Orbit Multi Stasiun
Menentukan Parameter Orbit
3.1.1 Titik Acuan Bagi Bidang Inersial
3.1.2 Julian Day
3.1.3 Transformasi Kalender Gregorian ke Julian Day
3.1.4 Transformasi Penanggalan Julian Day ke Gregorian Day
3.1.5 Kedudukan Stasiun Pada Bola Bumi
Posisi Satelit Terhadap Pengamat
Metoda Laplace
Persamaan Parameter Orbit
Orbit dari Multistasiun
3.5.1 Vektor Posisi
3.5.2 Vektor Kecepatan
3-4
3-4
3-4
3-5
3-7
3-9
3-13
3-15
3-17
3-21
3-22
3-23
Lintasan Antar Planet
Landasan teori
Rancangan Lintasan
4.2.1 Lintasan Antar Planet Bumi-Jupiter-Pluto
4.2.2 Lintasan Antar Planet Bumi-Jupiter-Saturnus-Pluto
4.2.3 Lintasan Antar Planet Bumi-Jupiter-Saturnus-Uranus-Pluto (BJSUP)
4.2.4 Lintasan Antar Planet Bumi-Jupiter-Saturnus-Uranus-Neptunus-Pluto (BJSUNP)
4-2
4-8
4-9
4-14
4-14
4-15
4.2.5 Misi International Sun-Earth Exploration(ISEE)
4.2.6 Review masalah tiga benda terbatas
4.2.7 International Sun-Earth Explorer
4-16
4-17
4-19
Konstelasi Satelit Komunikasi
Global Positioning System (GPS), Tipe Orbit dan Misi
5-1
5-2
3.2
3.3
3.4
3.5
Bab 4
4.1
4.2
Bab 5
5.1
5.2
5.3
5.4
5.6
5.8
5.9
5.10
5.11
Landasan Teori
Faktor Keubahan Elemen Orbit
Gangguan Gravitasional
Gangguan Non Gravitasional
Deskripsi Atmosfer Bumi
Model Atmosfer Bumi
Efek gerhana
Efek Gerhana Lintasan Geostasioner
5-4
5-6
5-6
5-17
5-18
5-20
5-27
5-30
Bab 6
6.1
6.2
6.3
6.4
6.5
6.6
6.7
6.8
6.9
6.10
6.11
Anomali Orbit Geostasioner
Pergeseran Longitude Akibat Anomali Gravitasi
Orbit Geostasioner Ideal
Penyimpangan Sumbu Panjang Orbit Geostasioner
Penyimpangan Inklinasi Orbit Geostasioner
Penyimpangan Eksentrisitas Orbit Geostasioner
Pemeliharaan Posisi (Station Keeping) Orbit Geostasioner
Pemeliharaan Posisi Akibat Efek Triaksialitas Bumi
Prinsip Strategi Pemeliharaan Posisi
Pemeliharan Posisi Timur-Barat
Menghitung Laju Perubahan Ingsutan
Pengaruh Gangguan Benda Ke-Tiga Pada Gerak Satelit Geosinkron
6.11 -1 Persamaan Gerak
6.11-2 Syarat Batas
6.12-2 Radius Geosinkron
6.12-3 Percepatan Ingsut (Drift) Longitudinal
6.12-4 Orbit Hampir Stasioner
6.12-5 Gerak Relatif Satelit pada Arah Normal Bidang Orbit
6.12-6 Gerak Relatif Gabungan
6.12-7 Batasan Geometri pada Masalah Lintas Atas (Flyover)
6.12-8 Elemen Geometri
6-1
6-1
6-2
6-2
6-3
6-5
6-6
6-8
6-9
6-11
6-12
6-14
6-14
6-18
6-21
6-22
6-23
6-26
6-27
6-29
6-33
Daftar Gambar
Gambar 1-1
Gambar 1-2
Gambar 1-3
Gambar 1-4
Gambar 1-5
Gambar 1-6
Gambar 1-7
Gambar 1-8
Gambar 1-9
Gambar 1-10
Gambar 1-11
Gambar 1-12
Gambar 1-13
Satelit geostasioner berada pada ketinggian dimana periode orbit sama
dengan periode rotasi Bumi.
Ilustrasi model orbit satelit geostasioner (atas) dan satelit geosinchron
(bawah)
Didefinisikan satelit dengan orbit medium adalah semua satelit yang berada
pada ketinggian 8000 sampai 20000 kilometer dari permukaan Bumi.
Didefinisikan satelit dengan orbit rendah adalah semua satelit yang berada
pada ketinggian 500 sampai 2000 kilometer dari permukaan Bumi.
Gambaran umum bagaimana satelit berfungsi sebagai alat komunikasi.
Ilustrasi foot print dan pita frekuensi yang dipancarkan oleh satelit.
Tingggi satelit dari permukaan Bumi akan menentukan luas daerah yang bisa
disigi.
Gambaran umum topologi simplex transmission.
Gambaran umum point-to-point duplex transmission.
Gambaran umum fungsi Mobile Antenna Service.
Gambaran umum Star Network.
Gambaran umum Mesh Network.
Lintasan satelit membentuk kemiringan dengan sudut inklinasi i terhadap
bidang ekuator. Bentuk orbit ditentukan oleh elemen orbit, periode, P, saat
terakhir melewati perige,T, setengah sumbu panjang orbit yang berbentuk
elips, a, eksentrisitas,e, sudut simpul naik (ascending node), dan argument
perige, .
1-3
1-4
1-4
1-5
1-6
1-6
1-7
1-8
1-8
1-9
1-10
1-10
1-11
Gambar 1-14
Gambar 1-15
Gambar 1-16
Gambar 1-17
Gambar 2-1
Gambar 2-2
Gambar 2-3
Gambar 2-4
Gambar 2-5
Gambar 2-6
Gambar 2-7
Gambar 2-8
Gambar 2-9
Gambar 2-10
Gambar 2-11
Gambar 2-12
Geo Positioning Satellite (GPS) berjumlah 24 satelit, hal ini memungkinkan
setiap permukaan Bumi dapat diamati. Satelit bergerak dengan tipe LEO.
Kedudukan satelit yang berada dekat Bumi menyebabkan sinyal yang lemah
dapat terdeteksi.
Cara menentukan lokasi pemancar sinyal. Titik potong tiga lingkaran
merupakan posisi sinyal. Jejari lingkaran adalah jarak sumber ke titik subsatelit.
Global Positioning System (GPS). GPS Seorang prajurit yang dilengkapi
dengan perangkat hand-held receiver membentuk konfigurasi triangualsi
dengan konstelasi satelit. Memberikan peluang bagi prajurit dilapangan
untuk menentukan posisi dengan ketelitian sampai beberapa meter dan
m/detik untuk objek bergerak yang ada dipermukaan Bumi. GPS dipandu
oleh 24 satelit yang mengorbit Bumi. Beberapa model satelit dapat dilihat
pada gambar berikut.
Satelit memanfaatkan energi matahari untuk menggerakkan roket kecil.
Satelit mikro berbentuk bola mempunyai periode orbit yang sangat pendek
tidak mempunyai panel surya.
1-11
Bermacam tipe orbit seperti orbit parking, transfer orbit dan final orbit.
Sebuah satelit umumnya memulai kala hidup pada lintasan parking, dari
lintasan ini kemudian upper stage roket digunakan sebagai booster untuk
menempatkan satelit di orbitnya. Beberapa dorongan diperlukan sampai
satelit menempati posisi yang diharapkan.
Koordinat kartesis untuk sistem dua benda, m bergerak relatif terhadap M.
Dalam penurunan persaman gerak m dan M dinyatakan sebagai massa titik.
Menurunkan pernyataan gaya hambat udara.
Ilustrasi gerak projektil didekat permukaan Bumi.
Pesawat ulang-alik Atlantis. Fungsi wahana (space shuttle) melakukan
transportasi angkasa luar termasuk menempatkan satelit pada orbitnya
menjaga ia tetap ada disana memutar dan memindahkannya bila diperlukan.
Wahana mempunyai kemampuan untuk menambah ataupun mengurangi
kecepatan di angkasa bila diperlukan dan tetap berada pada orbitnya. Space
booster terdiri dari beberapa tingkat, fungsinya untuk menambah kecepatan
dan kemudian melontarkan satelit pada lintasan yang telah ditentukan.
Kajian gerak dua benda untuk mendeskripsikan penempatan orbit satelit dan
jenis lintasan yang dihasilkan sebagai fungsi dari sudut lontar (injection
angle),  dan kecepatan lontar (injection speed) Vo. Jari-jari Bumi R dan
ketinggian satelit dari permukaan Bumi adalah H. Jarak satelit dari pusat gaya
sentral (pusat Bumi) r=R+H
Lintasan lingkaran,elips, parabola dan hiperbola. Lintasan lingkaran tidak
pernah terjadi bila x < 1(perhatikan legend), satelit akan jatuh bebas bila z =
0. Lintasan parabola terjadi bila nilai eta, η = 1. Sedangkan untuk hiperbola
terjadi bila η > 1
Keluarga lintasan dengan sudut pelontaran, θ = π/2 sebagai fungsi V0. Segala
macam bentuk orbit bisa terjadi; lingkaran, elips, parabola, jatuh bebas dan
hiperbola.
Keluarga lintasan dengan sudut pelontaran θ  π/2 sebagai fungsi V0. Orbit
lingkaran tidak pernah terjadi. Bentuk orbit yang bisa terjadi adalah, elips,
parabola, jatuh bebas dan hiperbola.
Hubungan antara impulse I dan kecepatan awal Vo dan perkalian skalar dua
vektor, dapat ditentukan besarnya sudut .
Akibat adanya impulse terjadi perubahan periode dan eksentrisitas orbit
dalam kasus ini
kecepatan awal dan akhir selalu tangensial terhadap
lintasan satelit. Garis tebal orbit awal, garis putus-putus orbit akhir.
Transfer orbit model Hohmann dimulai dari lingkaran kecil (r = ao )
kemudian menjadi elips (2a = a0 + a1 ) selanjutnya berubah lagi menjadi
2-1
1-15
1-15
1-16
2-2
2-3
2-5
2-6
2-7
2-10
2-11
2-12
2-16
2-17
2-17
Gambar 2-13
Gambar 2-14
Gambar 2-15
Gambar 2-16
Gambar 2-17
Gambar 2-18
Gambar 2-19
Gambar 2-20
Gambar 2-21
Gambar 2-22
Gambar 3-1
Gambar 3-2
Gambar 3-3
Gambar 3-4
Gambar 3-5
Gambar 4-1
Gambar 4-2
Gambar 4-3
lingkaran besar (r = a1)
Manuver tunggal (a) dan manuver ganda (b). Untuk manuver tunggal,
transfer orbit dilakukan dari orbit asal (parking orbit) langsung ke orbit
tujuan, sedangkan manuver ganda perpindahan orbit dilakukan setelah satelit
mengubah lintasan dari lingkaran menjadi elips, setelah melengkapi orbit
elips pada titik perige wahana memanfaatkan energi kinetik maksimum
untuk berpindah ke orbit yang lebih besar.
Skenario tertangkapnya satelit oleh medan gravitasi planet. Ilustrasi untuk
planet Mars. Ketika mendekati Mars gerak wahana dipercepat, memasuki
tropospher kecepatan menurun kembali secara gradual.
Efek pengereman angkasa pada satelit Sputnik-2. Apogee mengecil dengan
waktu.
Rapat partikel pada lapisan atmosfer Bumi pada scala log-log. Pengereman
terbesar terjadi ketika satelit berada pada lapisan tropospher, sebab pada
lapisan ini kerapatan partikel maksimum.
Lintasan elips dan besaran geometrinya. Mula-mula partikel berada pada
posisi dengan pusat gaya titik A, kemudian bergerak ke posisi lain dengan
pusat gaya berada pada titik B.
Massa yang dilontarkan roket membuat roket terdorong ke depan, kecepatan
roket bergantung pada kecepatan materi yang dilontarkan.
Trajectory roket Ariane-4 ketika diluncurkan dari Kouru (Guyana, Amerika
Selatan) diperlukan tiga kali penembakan untuk menempatkan satelit pada
orbitnya.
Model roket Titan dan Ariane-4. Untuk Ariane-4 ada sembilan bagian utama
yaitu;First stage (L220), (2) Solid strap –on booster (PAP), (3) Liquid strapon booster (PAL), (4) Inter-stage ½ skirt, (5) Second stage (L33), (6)Third
stage (H10), (7) Vehicle equipment bay (VEB), (8) Dual launch structure
(SPELDA) dan (9) Fairing. Sebelah kiri adalah profil roket Titan yang
membawa wahana Cassiny.
Jumlah massa yang hilang sebagai fungsi ketinggian satelit dari permukaan
Bumi untuk berbagai kecepatan dorong.
Skenario pendaratan Viking di kawasan Chryse planetia planet Mars. Agar
instrument tidak mengalami benturan kecepatan jatuh wahana dikurangi
dengan menggunakan parasut. Penyelesaian dilakukan dalam beberapa
langkah
2-19
2-23
2-24
2-24
2-25
2-29
2-30
2-31
2-34
2-36
Bentuk orbit untuk bermacam eksentirisitas. Lingkaran sempurna dibentuk
oleh orbit dengan nilai e= 0. Elip mempunyai
nilai e diantara 0 dan 1
sedangkan parabola dan hiperbola masing-masing 1 dan lebih besar dari 1.
Dalam praktek orbit yang sempurna lingkaran dan parabola tidak pernah
dapat dicapai.
Flowchart konversi penanggalan Gregorian Day ke Julian Day.
Flowchart konversi penanggalan Julian Day ke Gregorian Day.
Posisi satelit pada bola langit. Pengamat diandaikan berada pada pusat bola
Bumi,  disebut latitude astronomi dan  latitude geodesi.
Elemen orientasi Satelit dalam system koordinat ekuatorial.
3-3
Arsitektur misi angkasa luar. Kunci sukses misi keangkasa luar ditentukan
oleh kerjasama tim yang bekerja pada bidang teknologi transportasi, jaringan
komunikasi, rancang bangun orbit dan tempuhan, perangkat lunak dan
instrumen yang dibawa serta kesiapan stasiun pengendali di Bumi.
Lintasan wahana untuk berbagai missi diseputar planet tujuan, misi fly-by (a),
misi orbiter (b), misilander (c) dan misi sample return (d).
Fase-fase lintasan orbit AB dan CD segmen lintasan heliosentrik, BC dan DA
segmen lintasan planetosentrik. Wahana meninggalkan bola pengaruh planet
4-1
3-6
3-8
3-10
3-19
4-3
4-4
Gambar 4-4
Gambar 4-5
Gambar 4-6
Gambar 4-7
Gambar 4-8
Gambar 4-9
Gambar 5-1
Gambar 5-2
Gambar 5-3
Gambar 5-4
Gambar 5-5
Gambar 5-6
Gambar 5-7
Gambar 5-8
Gambar 5-9
Gambar 5-10
asal dalam segmen lintasan DA, kemudian memasuki bola pengaruh planet
tujuan dalam tempuhan BC.
Geometri gerak wahana dalam bola pengaruh gravitasi planet,  = sudut
belok,  = sudut utama hiperbola terhadap projeksi vektor kecepatan planet
pada bidang lintasan,  = orientasi asimptot tiba terhadap projeksi vektor
kecepatan planet di bidang lintasan, rp = perisenter lintasan hiperbola dan B =
impact parameter. Bila wahana menumbuk planet maka besaran B= 0.
Kecepatan awal dan jangkauan yang dicapai oleh wahana.
Pemanfaatan energi potensial planet dan Matahari untuk macam-macam
tujuan. Lintasan model (a) bertujuan menambah energi kinetis wahana
(pump-up energy) dan model (b) bertujuan mengurangi energi kinetis (pumpdown energy). Dalam gambar ini dibayangkan planet bergerak tegak lurus
menjauhi pembaca.
Titik massa m’ bergerak dalam pengaruh gravitasi M dan m, sebagai satuan
massa diambil M+m =1. Titik massa m’ akan menempati posisi diam relatif
terhadap M pada titik Lagrange L1, L2,L3,L4 dan L5.
Sambil mengorbit satelit melakukan gerak ingsut disekitar titik Lagrange L2
Atas: Ilustrasi gerak satelit ISEE-1 DAN ISEE-2 disekitar titik Lagrange L2
sistem Bumi-Bulan. Bawah: Ilustrasi gerak satelit ISEE-3 disekitar titik
Lagrange L2 sistem Matahari-Bumi.
Ilustrasi artis sampah antariksa (space junk) yang mengorbit di sekitar Bumi.
Berasal dari bangkai satelit yang habis masa hidupnya.
Jaringan komunikasi hanya dapat terjadi bila entitas: tracking site, primary
aircraft, tracking dan data relay satellite, mission control center, relay satellite
dan tracking site/users dapat berfungsi dengan baik.
Global Positioning System (GPS). GPS Seorang prajurit yang dilengkapi
dengan perangkat hand-held receiver membentuk konfigurasi triangualsi
dengan konstelasi satelit. Memberikan peluang bagi prajurit dilapangan
untuk menentukan posisi dengan ketelitian sampai beberapa meter dan
m/detik untuk objek bergerak yang ada dipermukaan Bumi.GPS dipandu oleh
24 satelit yang mengorbit Bumi.
Orientasi bidang orbit terhadap bidang fondamental(bidang ekuator Bumi),
ditentukan oleh inklinasi, argumen perige dan ascending node ascending
node diukur dari sumbu koordinat yang mengarah ke titik vernal equinox.
Diagram kepepatan bola Bumi. Kepepatan bola Bumi diperlihatkan dengan
bengkaknya bagian ekuator, memberikan gaya gangguan yang merebahkan
bidang orbit kearah ekuator.
Potensial bola Bumi yang dialami oleh titik massa m (u,v,w) yang berjarak r
dari pusat Bumi (pusat koordinat). Dalam gambar satelit dianggap sebagai
titik massa m.
Keubahan ascending node,  dan argumen perige,  akibat bengkaknya
ekuator Bumi, bilangan negatif menunjukkan arah gerakan ke barat.
Repeating ground track orbit, satelit selalu berada pada suatu titik diatas
permukaan Bumi. Satelit bergerak dengan periode 24 jam sesuai dengan
rotasi planet Bumi. Sateli tini digunakan untuk satelit komunikasi.
Satelit bersama sama dengan Bumi bergerak mengitari Matahari dengan
periode 12 jam dan inklinasi sebesar inklinasi kritis 63 o,4 argumen perige
tidak pernah berubah. Satelit dapat memonitor kawasan dibawah bayangan
Matahari dari saat ke saat. Cocok untuk remote sensing, cuaca dan sumber
daya alam.
Tinggi dari permukaan Bumi dan lebar sudut sensor menentukan luas
kawasan yang dapat diamati serta berapa lama satelit berada diatas titik
tersebut.
Ilustrasi lapisan atmosfer pada siang dan malam. Ketinggian sebagai fungsi
temperatur untuk planet Bumi, Mars dan Venus. Pada planet Mars, siang dan
4-5
4-15
4-16
4-21
4-22
4-23
5-1
5-2
5-5
5-6
5-7
5-12
5-13
5-13
5-16
5-19
Gambar 5-11
Gambar 5-12
Gambar 5-13
Gambar 5-14
Gambar 5-15
Gambar 5-16
Gambar 5-17
Gambar 5-18
Gambar 5-19
Gambar 5-20
Gambar 6-1
Gambar 6-2
Gambar 6-3
Gambar 6-4
Gambar 6-5
Gambar 6-6
Gambar 6-7
Gambar 6-8
Gambar 6-9
Gambar 6-10
malam hampir sama.
Profil atmosfer Bumi, lapisan angkasa temperatur dan tinggi dari permukaan
Bumi.
Efek gesekan angkasa mulai terjadi ketika satelit melalui lapisan atas
atmosfer di titik perige. Akibat gesekan dengan atmosfer Bumi, orbit secara
gradual mendekati Bumi, sambil melengkapi putarannya setengah sumbu
panjang lintasan satelit yang berbentuk elips berubah menjadi kecil dengan
berjalannya waktu.
Umur satelit pada ketinggian antara 160 km hingga 480 km dengan koefisien
balistik yang berbeda (Kork,1979).
Umur satelit pada berbagai ketinggian perigee dengan eksentrisitas yang
berbeda.
Konsekuensi hukum kekalan momentum sudut. Percepatan yang ditimbulkan
oleh tekanan radiasi Matahari menyebabkan satelit bergerak mendekati
perige, sedangkan perlambatan yang disebabkan oleh radiasi Matahari,
menyebabkan Satelit mendekati apoge.
Efek tekanan radiasi pada lintasan satelit. Jarak Apoge semakin membesar
dan Perige semakin kecil.
Ilustrasi gerak satelit dalam bayangan gerhana.Tekanan radiasi mengubah
eksentrisitas orbit.
Diagram lintasan Satelit dalam bayangan, δ deklinasiMatahari. Bagian
bayangan Bumi yang ditempuh satelit membentuk busur elips. Elips dengan
setengah sumbu panjang Re /Sin δ dan setengah sumbu pendek Re. Kiri
dilihat dari ”samping”, kanan dilihat dari ”atas”.
Pola buah ”peer” dari atmosfer Bumi, mencerminkan penggelembungan
harian atmosfer akibat efek termal dan ekspansi gravitasional udara.
Rapat massa atmospher Bumi yang diperoleh dari gerak satelit. Kurva sebelah
kiri mengacu pada skala kiri, sedangkan kurva dibagian kanan mengacu pada
skala di sebelah kanan. Absis dalam skala logaritmik berlaku untuk keduanya.
Pergeseran longitudinal akibat anomali gravitasi Bumi.
Rotasi bola Bumi dari barat ke timur mengakibatkan perubahan longitude
satelit.
Penyimpangan inklinasi mengakibatkan titik sub-satelit P, berosilasi terhadap
posisi nominalnya di permukaan Bumi.
Segitiga bola untuk menentukan relasi antara inklinasi i, dan deklinasi, δ.
Anomaly eksentrik, anomali benar dan penyimpangan longitude.
Bidang orbit satelit geosinchronous yang tidak tepat berimpit dengan.
Selain pemeliharaan posisi Utara-Selatan kedudukan satelit yang tidak tepat.
Pemeliharaan posisi akibat efek triaksialitas Bumi dengan model manuver
Hohmann “____” orbit geostasioner ideal “------“ orbit satelit geostasioner.
Pemeliharaan posisi akibat efek triaksialitas Bumi dengan model satu
manuver“____” orbit geostasioner ideal “------“ orbit satelit geostasioner.
Titik sub-satelit di pusat mata angin pengamat. Besar simpangan longitude
5-21
5-24
5-26
5-27
5-28
5-29
5-30
5-31
5-33
5-34
6-1
6-2
6-4
6-4
6-5
6-7
6-7
6-8
6-9
6-10

Gambar 6-11
Gambar 6-12
Gambar 6-13
Gambar 6-14
Gambar 6-15
Gambar 6-16
dinyatakan oleh nilai nominal  
Pemeliharaan posisi Utara-Selatan, dilakukan terhadap penyimpangan
inklinasi yang mengakibatkan gerakan dalam arah Utara-Selatan.
Pemeliharaan posisi timur-barat, besarnya ditentukan sedemikian rupa
sehingga akselerasi percepatan menyebabkan   0
Laju ingsut satelit geosinchronous (garis tebal) dan interval waktu antara.
Sistim tiga benda Bumi (E), Satelit (S) dan Pengganggu (P) yang terletak
dalam satu bidang.
Satelit mengalami gaya gravitasi dari Bumi. Massa Bumi terkonsentrasi pada
pusat bola.
Satelit mengalami pergeseran dalam arah longitudinal akibat tidak simetrinya
6-11
6-12
6-14
6-15
6-19
6-22
Gambar 6-17
Gambar 6-18
Gambar 6-19
Gambar 6-20
Gambar 6-21
Gambar 6-22
bola Bumi.
Gerak relatif satelit terhadap orbit referensi dengan sumbu panjang dua kali
sumbu pendek elips.
Gerak relatif satelit pada arah normal bidang orbit.
Gerak relatif satelit terhadap posisi referensi (orbit stasioner ideal), pada arah
normal bidang orbit. Berbentuk elips atau, lingkaran atau, i = 2e pada laju
ingsutan (drift rate) d = 0.
Komponen gaya normal, transversal dan longitudinal yang bekerja pada
bidang orbit.
Bola Bumi, lingkaran meridian, latitude astronomi,   latitude geodesik, 
dan sudut jam 
Vektor ortonormal P,Q dan W yang bekerja pada bidang orbit, dan Selain itu
diketahui bahwa vektor arah satuan dapat dicari dari pernyataan.
6-26
6-27
6-28
6-29
6-30
6-32
Daftar Tabel
Tabel 1-1
Tabel 1-2
Peluncuran satelit dan bantuan negara luar yang pertama.
Negara yang telah meluncurkan satelit dengan bantuan Negara lain.
Peluncuran pertama dibantu oleh Negara lain.
1-11
1-11
Tabel 2-1
Tabel 2-2
2-4
2-11
Tabel 2-5
Daftar koefisien hambat untuk berbagai penampang benda.
Batas bawah dan batas atas bagi kecepatan lontar V0 untuk berbagai
ketinggian dari permukaan Bumi.
Daftar satelit berdasarkan misi yang diembannya.
Nama satelit, informasi tentang orbit, misi utama yang diemban dan
instrumen yang dibawa (download 19 Februari 2008 dari
http://Ilrs.gsfc.nasa.gov/satellite_missions).
Rasio mf /m0 untuk berbagai kecepatan dorong Vg dalam km/det.
Tabel 3-1
Pertambahan tahunan waktu ephemris.
3-3
Tabel 4-1
Beberapa contoh percobaan seri ISEE1,ISEE2
2003).
Tabel 5-1
5-4
Tabel 5-2
Misi, jenis orbit setengah sumbu panjang, periode, inklinasi, eksentrisitas
dan argumen perigee.
Konstanta atmosfer Bumi (Regan et al, 1993).
Tabel 6-1
Tabel 6-2
Tempo yang diperlukan untuk melakukan dalam arah manuver timur-barat.
Koefisien Harmonik Tesseral dan asosiasi polinom Legendre.
6-13
6-23
Tabel 2-3
Tabel 2-4
dan ISEE3 (Thiemann,
2-12
2-14
2-33
4-19
5-21