Orbit geostasioner

Dari Wikipedia bahasa Indonesia, ensiklopedia bebas
Langsung ke: navigasi, cari
Orbit Geostasioner

Orbit Geostasioner adalah orbit geosinkron yang berada tepat di atas ekuator Bumi (garis lintang 0°), dengan eksentrisitas orbital sama dengan nol. Dari permukaan Bumi, objek yang berada di orbit geostasioner akan tampak diam (tidak bergerak) di angkasa karena perioda orbit objek tersebut mengelilingi Bumi sama dengan perioda rotasi Bumi. Orbit ini sangat diminati oleh operator-operator satelit buatan (termasuk satelit komunikasi dan televisi). Karena letaknya konstan pada lintang 0°, lokasi satelit hanya dibedakan oleh letaknya di bujur Bumi.

Ide satelit geostasioner untuk kegunaan komunikasi dipublikasikan pada tahun 1928 oleh Herman Potočnik. Orbit geostasioner dipopulerkan pertama kali oleh penulis fiksi ilmiah Arthur C. Clarke pada tahun 1945 sebagai orbit yang berguna untuk satelit komunikasi. Oleh karena itu, orbit ini kadang disebut sebagai orbit Clarke. Dikenal pula istilah Sabuk Clarke yang menunjukkan bagian angkasa 35.786 km dari permukaan laut rata-rata di atas ekuator dimana orbit yang mendekati geostasioner dapat dicapai.

Orbit geostasioner sangat berguna karena ia dapat menyebabkan sebuah satelit seolah olah diam terhadap satu titik di permukaan Bumi yang berputar. Akibatnya, sebuah antena dapat menunjuk pada satu arah tertentu dan tetap berhubungan dengan satelit. Satelit mengorbit searah dengan rotasi Bumi pada ketinggian sekitar 35.786 km (22.240 statute miles) di atas permukaan tanah.

Stabilitas orbital[sunting | sunting sumber]

Sebuah orbit geostasioner hanya dapat dicapai pada ketinggian sangat dekat dengan 35.786 km (22.236 mil), dan langsung di atas khatulistiwa. Ini setara dengan kecepatan orbital dari 3.07 km / s (1.91 mi / s) atau jangka waktu 1.436 menit, yang setara dengan hampir tepat satu hari sidereal atau 23,934461223 jam. Hal ini memastikan bahwa satelit terkunci untuk periode rotasi bumi dan memiliki jejak stasioner di tanah. Semua satelit geostasioner harus terletak di cincin ini.

Kombinasi gravitasi bulan, gravitasi matahari, dan mendatarkan bumi di kutub menyebabkan gerak presesi bidang orbit benda geostasioner, dengan jangka waktu sekitar 53 tahun dan gradien kemiringan awal sekitar 0.85 derajat per tahun, mencapai kemiringan maksimal 15 derajat setelah 26,5 tahun. Untuk mengoreksi gangguan orbital ini, manuver stationkeeping orbital biasa diperlukan, sebesar delta-v sekitar 50 m / s per tahun.

Efek kedua yang akan diperhitungkan adalah penyimpangan bujur, disebabkan oleh asimetri Bumi - Khatulistiwa sedikit elips. Ada dua stabil (pada 75.3 ° E, dan pada 104.7 ° W) dan dua tidak stabil (pada 165,3 ° E, dan pada 14,7 ° W) titik ekuilibrium. Setiap objek geostasioner ditempatkan di antara titik-titik ekuilibrium akan (tanpa tindakan apapun) perlahan-lahan dipercepat ke posisi ekuilibrium stabil, menyebabkan variasi bujur periodik. Koreksi efek ini membutuhkan manuver kontrol orbit dengan delta-v maksimum sekitar 2 m / s per tahun, tergantung pada bujur yang diinginkan.

Angin dan radiasi matahari tekanan juga mengerahkan pasukan kecil pada satelit yang, dari waktu ke waktu, menyebabkan mereka untuk perlahan-lahan melayang jauh dari orbit yang ditentukan mereka.

Dengan tidak adanya pelayanan misi dari Bumi atau metode propulsi terbarukan, konsumsi thruster propelan untuk stasiun-menjaga menempatkan pembatasan pada masa satelit.

Keterbatasan[sunting | sunting sumber]

Walaupun orbit geostasioner dapat menjaga suatu satelit berada pada tempat yang tetap di atas ekuator, perturbasi orbital dapat menyebabkan satelit secara perlahan-lahan berpindah dari lokasi geostasioner. Perturbasi orbital adalah fenomena di mana orbit satelit berubah akibat satu atau lebih pengaruh eksternal seperti anomali distribusi gravitasi bumi, gangguan gaya tarik dari bulan, benturan meteor atau benda-benda lain, atau tekanan radiasi matahari. Satelit melakukan koreksi dengan melakukan manuver yang dikontrol oleh stasiun di Bumi, manuver ini dikenal dengan manuver utara-selatan (North-South Correction) dan manuver barat-timur (West-East Correction). Manuver-manuver ini menggunakan roket-roket kecil (thrusters)yang ada pada badan satelit dan arahnya diatur sesuai dengan arah koreksi. Penyalaan roket-roket kecil ini akan menkonsumsi bahan bakar yang dibawa satelit dari bumi sebagai bekal. Apabila bekal ini habis, maka habislah umur operasi satelit - karena ketika ia menyeleweng dari orbitnya, tiada jalan lagi bagi operator dari bumi untuk mengoreksinya dan mengembalikannya ke tampat seharusnya ia berada.

Derivasi untuk Ketinggian Geostasioner[sunting | sunting sumber]

Dalam setiap orbit lingkaran, gaya sentripetal yang diperlukan untuk mempertahankan orbit (Fc) diimbangi oleh gaya gravitasi pada satelit (Fg). Untuk menghitung ketinggian orbit geostasioner, dimulai dengan kesetaraan ini:

\mathbf{F}_\text{c} = \mathbf{F}_\text{g}

Menurut hukum kedua Newton tentang gerak, kita dapat mengganti gaya F dengan massa m dari objek dikalikan dengan percepatan yang dialami oleh objek karena adanya gaya tersebut:

m \mathbf{a}_\text{c} = m \mathbf{g}

ac adalah percepatan sentripetal, dan terlihat bahwa massa satelit m muncul di kedua sisi, jadi bisa dihilangkan (saling mencancel) - Orbit geostasioner memang tidak tergantung pada massa satelit. Jadi menghitung ketinggian tersederhanakan menjadi perhitungan di titik dimana besaran percepatan sentripetal yang diperlukan untuk melakukan gerakan orbital dan percepatan gravitasi yang diberikan oleh gravitasi bumi adalah sama.

Besarnya percepatan sentripetal adalah:

|\mathbf{a}_\text{c}| = \omega^2 r

dimana ω adalah kecepatan sudut, dan r adalah radius orbital yang diukur dari pusat massa bumi.

Besarnya percepatan gravitasi adalah:

|\mathbf{g}| = \frac{G M}{r^2}

di mana M adalah massa Bumi, 5.9736 × 1024 kg, dan G adalah konstanta gravitasi, 00067 × 10−11 m3 kg−1 s−2. Dengan menyamakan kedua persamaan percepatan diatas, memberikan:

r^3 = \frac{G M}{\omega^2} \to r = \sqrt[3]{\frac{G M}{\omega^2}}

Nilai dari perkalian G dan M (G.M) lebih presisi daripada nilai masing-masing faktor tersebut dan dikenal sebagai konstanta geosentris gravitasi μ = 398,600.4418 ± 0.0008 km3 s−2

r = \sqrt[3]{\frac\mu{\omega^2}}

ω atau kecepatan sudut dapat dicari dengan membagi sudut yang ditempuh dalam satu putaran (360 ° = 2π rad) dengan periode orbit atau T (waktu yang dibutuhkan untuk membuat satu revolusi penuh). Dalam kasus orbit geostasioner, periode orbit adalah satu hari siderial, atau 86,164.09054 detik. Hal ini memberikan.:

\omega \approx \frac{2 \mathrm\pi~\mathrm{rad}} {86\,164~\mathrm{s}} \approx 7.2921 \times 10^{-5}~\mathrm{rad} / \mathrm{s}

Jari-jari orbit yang dihasilkan adalah 42.164 kilometer (26.199 mil). Jika dikurangkan dengan jari-jari ekuator Bumi, 6.378 kilometer (3.963 mil), memberikan ketinggian 35.786 kilometer (22.236 mil).

Kecepatan orbit satelit (seberapa cepat satelit bergerak melalui ruang) dihitung dengan mengalikan kecepatan sudut dengan jari-jari orbit:

v = \omega r \approx 3.0746~\mathrm{km}/\mathrm{s} \approx 11\,068~\mathrm{km}/\mathrm{h} \approx 6877.8~\mathrm{mph}\text{.}

Menghitung orbit geostasioner planet Mars[sunting | sunting sumber]

Dengan cara yang sama dengan diatas, dapatkah anda mencari berapa ketinggian orbit geostasioner pada planet Mars (untuk Mars disebuti orbit areostationary Mars), jika diketahui konstanta gravitasional geosentris, GM (atau μ) untuk Mars = 42,828 km3s-2, dan periode rotasi (T) planet Mars = 88,642.66 detik. serta jari-jari ekuator Mars = 3396,2 km

Jawab: 17,031 km

Lihat pula[sunting | sunting sumber]

Pranala luar[sunting | sunting sumber]