Contoh laporan GNSS

5/24/2018 Contoh laporan GNSS

1/9

TUGAS MATA KULIAH SURVEI GNSS

ANALISA NILAI NUMERIS BROADCAST EPHIMERIS SATELIT GPS

DALAM FORMAT RINEX

Disusun Oleh :

Agung Pamungkas

NPM : 051110009

PROGRAM STUDI TEKNIK GEODESI DAN GEOMATIKA

FAKULTAS TEKNIK

UNIVERSITAS PAKUAN BOGOR

2014


2/9

SISTEM ORBIT

Dalam geodesi satelit, informasi tentang orbit satelit akan berguna untuk

beberapa hal seperti:

Untuk menghitung koordinat satelit yang nantinya diperlukan sebagaikoordinat titik tetap dalam perhitungan koordinat titik-titik lainnya di atau

dekat permukaan bumi beserta parameter-parameter turunananya, sepertikecepatan dan percepatan.

Untuk merencanakan pengamatan satelit, yaitu perencanaan waktu dan lamapengamatan yang optimal.

Untuk membantu mempercepat alat pengamat (receiver) sinyal satelit dalammenemukan satelit yang bersangkutan.

Untuk memilih, kalau diperlukan, satelit-satelit yang secara geometriklebih baik untuk digunakan.

Pada penentuan posisi dengan satelit, efek dari kesalahan orbit satelit akan

mempengaruhi tidak hanya penentuan posisi absolut, tetapi juga pentuan posisirelatif, seperti yang dilustrasikan pada gambar di bawah ini :

Metode-metode pengamatan geodesi satelit pada prinsipnya melakukanpengamatan dan pengukuran ke dan dari satelit-satelit yang mengelilingi Bumi

atau benda langit lainnya, baik itu satelit buatan, satelit alam seperti Bulan,

maupun benda langit lainnya seperti kuasar. Untuk itu, seperti yang sudah

dijelaskan di atas, diperlukan informasi tentang posisi dari obyek-obyek tersebutdari waktu ke waktu. Dalam konteks satelit, posisinya biasanya dipresentasikan


3/9

dalam bentuk informasi orbit. Penentuan orbit suatu satelit menuntut adanya

pemahaman terhadap karakteristik pergerakan dari satelit yang bersangkutan.

1. PERGERAKAN SATELIT MENGELILINGI BUMI

Pergerakan satelit mengelilingi Bumi dapat dijelasakan secara umum

menggunakanhukum-hukum Kepler. Johannnes Kepler (1571-1630)memformulasikan tiga hukumnya tentang pergerakan planet dalam mengelilingi

matahari secara empiris data-data pengamatan yang dikumpulkan oleh Tycho

Brahe (1540-1601) seorang astronom Denmark.

Pergerakan satelit dalam mengelilingi bumi secara umum mengikuti HukumKeppler (pergerakan kepplerian) 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.

1.1. Hukum Keppler I

Hukum Keppler I dinyatakan pada tahun1609 berbunyi : Orbit suatu planetadalah ellips dengan matahari berada pada salah satu fokusnya.Dalam konteks

pergerakan satelit mengelilingi Bumi, maka menurut hukum keppler I, orbit satelityang bersangkutan akan terbentuk ellips dengan pusat Bumi (geocenter)

merupakan salah satu fokusnya, seperti yang diilustrasikan pada gambar 1.1berikut. Pada gambar ini juga terlihat bahwa titik terdekat antara satelit dengan

permukaan Bumi dinamakan titik perigee, dan yang terjauh dinamakan apogee.

Garis yang menghubungkan kedua titik ini dan juga melalui pusat bumi dinamakanline of apsides.


4/9

1.2. Hukum Keppler II

Hukum Keppler II dinyatakan pada tahun 1609 berbunyi: Gari dari matahari

ke setiap planet menyapu luas yang sama dalam waktu yang sama. Secarageometris, penjelasan Hukum Keppler II untuk satelit yang mengelilingi Bumi,ditunjukkan pada Gambar 1.2

Ada beberapa implikasi praktis Hukum Keppler II dalam kasus satelit buatanyang mengelilingi Bumi, yaitu (Wells et al., 1986);


5/9

Kecepatan satelit dalam orbitnya tidak konstan, dimana kecepatanminimumnya adalah di apogee dan maksimunya di perigee.

Karena kecepatannya di perigee adalah maksimum dan juga densitasatmosfernya relatif yang terbesar, karena terdekat dengan permukaan

bumi, maka tinggi awal perigee akan menentukan umur satelit; dandalam hal ini semakin tinggi perigee, secra teoritis akan semakin panjangumur satelit, dan sebaliknya.

Karena kecepatan di perigee adalah maksimum, maka rencanakan orbitsatelit pemantau (penyelidik) dengan perigee di atas dearah target.

Karena kecepatan apogee adalah minimum maka rencanakan orbit satelittelekomunikasi dengan apogee diatas daerah target

2. THE GPS NAVIGATION MESSAGE

BROADCAST EPHEMERIS

DATA

Pesan navigasi tersebut ditentukan oleh segmen kontrol dan dikirimkan

(broadcast) ke pengguna menggunakan satelit GPS. Salah satu informasi yangterkandung dalam pesan navigasi GPS adalah ephimeris (orbit) satelit yang biasadisebut broadcast ephimeris. Broadcast ephimerisditentukan oleh segmen kontrol

GPS dalam dua tahap (Seeber, 1993). Pada tahap pertama, ephimeris referensiditentukan berdasarkan data pengamatan GPS (pseudorange dan fase) selama 7

hari dari semua stasiun monitor (proses off-line), dengan menggunakan program

perhitungan orbit yang canggih. Pada tahap keduayang merupakan proses on-line,perbedaan-perbedaan antara hasil pengamatan yang terbaru dari stasiun monitordengan ephimeris referensi diturunkan, dan kemudian diproses dengan

menggunakan metode Kalman filtering untuk memprediksi besarnya koreksi-koreksi lagi ephimeris referensi.

Dalam broadcast ephimeris, informasi tentang posisi satelit tidak diberikan

langsung dalam bentuk koordinat, tetapi dalam bentuk elemen-elemen kepleriandari orbit GPS yang dapat digunakan untuk menghitung posisi satelit dari waktu kewaktu. Pada dasarnya brodcast ephimerisberisi parameter waktu, parameter orbit

satelit, dan parameter peturbasi dari orbit satelit.

Parameter waktu terdiri dari 6 parameter, yaitu waktu referensi untuk

parameter ephimeris, waktu referensi untuk parameter jam satelit, 3 koefisienuntuk koreksi jam satelit, dan IOD (Issue of Data). Parameter orbit satelit terdiri


6/9

dari 6 parameter, yaitu akar dari sumbu panjang ellips, eksentrisitas, inklinasi, right

of assencion of the ascending node, argument of perigee, dan anomali menengah.

Parameter perturbasi dari orbit satelit terdiri dari 9 parameter. Deskripsi parametersemua parameter tersebut ditunjukkan pada tabel 2.1

Gambar 2.1 The Keplerian ellipse in space.


7/9

Gambar 2.2 Broadcast Ephemeris orbital representation.

Table 2.1 Broadcast Ephemeris representation parameters.

Mo Mean anomaly at reference time

n Mean motion difference from computed value

e Eccentricity

Square root of the semi-major axis

o Right Ascension at reference timeio Inclination angle at reference time

Rate of change of inclination angle

Argument of Perigee

Rate of change of Right Ascension angle

Cuc,

Cus

Amplitude of the cosine and sine harmonic correction terms to the

argument of latitude

Crc,

Crs


orbit radius

Cic,

Cis


angle of inclinationtoe Ephemeris reference time (seconds in the GPS week)


8/9

Table 2.Sample Broadcast Ephemeris message for satellite PRN2.

PRN Date/time of clock toc a0 (msec) a1 (msec/day) a2 (msec/day2)

2 11 07 14 08 0 00.0 3.465460613370D-04 1.818989403546D-12 0.000000000000D+00

Age of ephemeris (sec) Crs (m) Dn (rad/sec) Mo (rads)

4.600000000000D+02 1.471875000000D+01 5.255933022141D-09 -2.839186891645D+02

Cuc (rads) e Cus (rads)

8.642673492432D-07 1.035064982716D-02 5.163252353668D-06 5.153772535324D+03

toe (secs in GPS wk) Cic (rads) Wo (rads) Cis (rads)

3.960000000000D+04 -1.396983861923D-07 -1.763638154357D+00 -7.823109626770D-08

io (rads) Crc (m) w (rads)

9.384854510917D-01 2.688750000000D+02 -2.964274547579D+00 -8.216413327489D-09

GPS week number

3.514432078688D-10 1.000000000000D+00 1.644000000000D+03 0.000000000000D+00


9/9

SUMBER :

BUKU

Abidin, H.Z. (2006).Penentuan Posisi Dengan GPS dan Aplikasinya. PT Pradnya Pramita,

Jakarta. Cetakan Ketiga.

Abidin, H.Z. Geodesi Satelit. PT Pradnya Paramita, Jakarta. Cetakan Pertama.

INTERNET

The GPS Navigation Message. Situs internet dari University of New South Wales, Alamat

situs : http://www.gmat.unsw.edu.au/snap/gps/gps_survey/chap3/333.htm.

Contoh laporan GNSS

Documents

Transcript of Contoh laporan GNSS