www.wikidata.id-id.nina.az

Orbit geostasioner Orbit Geostasioner bahasa Inggris geostationary orbit adalah orbit geosinkron yang berada tepat di at

Orbit geostasioner

Orbit Geostasioner (bahasa Inggris: geostationary orbit) 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.

Orbit Geostasioner

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 di mana orbit yang mendekati geostasioner dapat dicapai.

Orbit geostasioner sangat berguna karena dapat menyebabkan sebuah satelit seolah olah diam terhadap satu titik di permukaan Bumi yang berputar. Akibatnya, sebuah antena dapat menunjuk ke 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

Sebuah orbit geostasioner hanya dapat dicapai pada ketinggian mendekati 35,786 km (22,236 mil) dan tepat di atas khatulistiwa. Ini setara dengan kecepatan orbital 3,07 km/s (1,91 mi/s) atau jangka waktu 1,436 menit, yang setara dengan hampir tepat satu hari sideris atau 23,934461223 jam. Hal ini memastikan bahwa satelit terkunci dengan periode rotasi Bumi dan memiliki jejak stasioner terhadap Bumi. 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° per tahun, mencapai kemiringan maksimal 15 derajat setelah 26,5 tahun. Untuk mengoreksi gangguan orbital ini, manuver stationkeeping orbital diperlukan, sebesar Δv sekitar 50 m/s per tahun.

Efek kedua yang akan diperhitungkan adalah penyimpangan bujur yang disebabkan oleh asimetri Bumi—khatulistiwa sedikit elips. Ada dua stabil (pada 75,3° BT, dan pada 104,7° BB) dan dua tidak stabil (pada 165,3° BT, dan pada 14,7° BB) titik ekuilibrium. Setiap objek geostasioner yang 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 Δv maksimum sekitar 2 m/s per tahun, tergantung pada bujur yang diinginkan.

Angin dan tekanan radiasi matahari juga memberikan sedikit gaya pada satelit yang, dari waktu ke waktu, menyebabkan satelit perlahan-lahan menjauh dari orbit yang ditentukan.

Dengan tidak adanya pelayanan misi dari Bumi atau metode propulsi terbarukan, konsumsi bahan bakar roket untuk menjaga posisi satelit membatasi masa penggunaannya.

Keterbatasan Sunting

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

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:

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:

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 di mana besaran percepatan sentripetal yang diperlukan untuk melakukan gerakan orbital dan percepatan gravitasi yang diberikan oleh gravitasi bumi adalah sama.

Besarnya percepatan sentripetal adalah:

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

Besarnya percepatan gravitasi adalah:

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 di atas, memberikan:

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

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.:

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:

Lihat pula Sunting

Pranala luar Sunting

wikipedia, wiki, buku, buku, perpustakaan, artikel, baca, unduh, gratis, unduh gratis, mp3, video, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, gambar, musik, lagu, film, buku, permainan, permainan.
Tanggal penerbitan:
Orbit Geostasioner bahasa Inggris geostationary orbit 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 Orbit GeostasionerIde satelit geostasioner untuk kegunaan komunikasi dipublikasikan pada tahun 1928 oleh Herman Potocnik 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 di mana orbit yang mendekati geostasioner dapat dicapai Orbit geostasioner sangat berguna karena dapat menyebabkan sebuah satelit seolah olah diam terhadap satu titik di permukaan Bumi yang berputar Akibatnya sebuah antena dapat menunjuk ke 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 Daftar isi 1 Stabilitas orbital 2 Keterbatasan 3 Derivasi untuk ketinggian geostasioner 4 Lihat pula 5 Pranala luarStabilitas orbital SuntingSebuah orbit geostasioner hanya dapat dicapai pada ketinggian mendekati 35 786 km 22 236 mil dan tepat di atas khatulistiwa Ini setara dengan kecepatan orbital 3 07 km s 1 91 mi s atau jangka waktu 1 436 menit yang setara dengan hampir tepat satu hari sideris atau 23 934461223 jam Hal ini memastikan bahwa satelit terkunci dengan periode rotasi Bumi dan memiliki jejak stasioner terhadap Bumi 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 per tahun mencapai kemiringan maksimal 15 derajat setelah 26 5 tahun Untuk mengoreksi gangguan orbital ini manuver stationkeeping orbital diperlukan sebesar Dv sekitar 50 m s per tahun Efek kedua yang akan diperhitungkan adalah penyimpangan bujur yang disebabkan oleh asimetri Bumi khatulistiwa sedikit elips Ada dua stabil pada 75 3 BT dan pada 104 7 BB dan dua tidak stabil pada 165 3 BT dan pada 14 7 BB titik ekuilibrium Setiap objek geostasioner yang 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 Dv maksimum sekitar 2 m s per tahun tergantung pada bujur yang diinginkan Angin dan tekanan radiasi matahari juga memberikan sedikit gaya pada satelit yang dari waktu ke waktu menyebabkan satelit perlahan lahan menjauh dari orbit yang ditentukan Dengan tidak adanya pelayanan misi dari Bumi atau metode propulsi terbarukan konsumsi bahan bakar roket untuk menjaga posisi satelit membatasi masa penggunaannya Keterbatasan SuntingWalaupun 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 SuntingDalam 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 F c F g displaystyle mathbf F text c mathbf F text g nbsp 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 a c m g displaystyle m mathbf a text c m mathbf g nbsp 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 di mana besaran percepatan sentripetal yang diperlukan untuk melakukan gerakan orbital dan percepatan gravitasi yang diberikan oleh gravitasi bumi adalah sama Besarnya percepatan sentripetal adalah a c w 2 r displaystyle mathbf a text c omega 2 r nbsp di mana w adalah kecepatan sudut dan r adalah radius orbital yang diukur dari pusat massa bumi Besarnya percepatan gravitasi adalah g G M r 2 displaystyle mathbf g frac GM r 2 nbsp 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 di atas memberikan r 3 G M w 2 r G M w 2 3 displaystyle r 3 frac GM omega 2 to r sqrt 3 frac GM omega 2 nbsp Nilai dari perkalian G dan M G M lebih presisi daripada nilai masing masing faktor tersebut dan dikenal sebagai konstanta geosentris gravitasi m 398 600 4418 0 0008 km3 s 2 r m w 2 3 displaystyle r sqrt 3 frac mu omega 2 nbsp w atau kecepatan sudut dapat dicari dengan membagi sudut yang ditempuh dalam satu putaran 360 2p 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 w 2 p r a d 86 164 s 7 2921 10 5 r a d s displaystyle omega approx frac 2 mathrm pi mathrm rad 86 164 mathrm s approx 7 2921 times 10 5 mathrm rad mathrm s nbsp 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 w r 3 0746 k m s 11 068 k m h 6877 8 m p h displaystyle v omega r approx 3 0746 mathrm km mathrm s approx 11 068 mathrm km mathrm h approx 6877 8 mathrm mph text nbsp Lihat pula SuntingSatelit Orbit Orbit geosinkron Lift luar angkasaPranala luar SuntingGraphical derivation of the geostationary orbit radius for the Earth Diarsipkan 2008 11 20 di Wayback Machine ORBITAL MECHANICS Rocket and Space Technology List of satellites in geostationary orbit G m t 4 p r Kepler s 3rd Law Ultra Calculator Solves for Mass Orbital Radius or Time Kepler s 3rd Law Calculator T 2 R 3 Clarke Belt Snapshot Calculator Diarsipkan 2006 06 26 di Wayback Machine 3D Real Time Satellite Tracking http www 1728 org kepler3a htm G m t 4 p r Kepler s 3rd Law Ultra Calculator http physics stackexchange com questions 48698 what is geostationary orbit radius http www schoolphysics co uk age16 19 Mechanics Gravitation text Geostationary satellite index html Diperoleh dari https id wikipedia org w index php title Orbit geostasioner amp oldid 23192658