PENGEMBANGAN SISTEM AUTOPILOT PADA WAHANA UDARA TANPA AWAK FIXED WING PROTO-03

ASBTRACT

THE DEVELOPMENT OF AUTOPILOT SYSTEM FOR UNMANNED AERIAL VEHICLE ( UAV ) FIXED WING PROTO-03

By Aris Susilo

The Unmanned Aerial Vehicle (UAV) is an alternative of manned aircraft for aerial photography purposes. The flight accuracy is absolutely done to create high quality of aerial photography based on the coordinates of area which will be taken. Ardupilot Mega is autopilot open source system which had used for the UAV. The development of autopilot system is required in order to have a good flying ability vehicle.

The development of autopilot system was devided into 3 parts. First, the configuration of autopilot and supporting electronic devices for UAV. Second, the software configuration was firmware installation, sensor calibration and setting up the value of Proportional Integrative Derivative (PID). And third was flight test to ensure every configuration ran well and knew the error of vehicle track.

The result of flight test shown that the ideal distance among waypoint spots were 20 meters with 5 meters radius. The vehicle track at the time of flight mission had the average error which was more than 1 meter for each flight session. The vehicle could keep the flight altitude based on fligh t plan which was 50 meters above ground level. Radio telemetry succeed sending the data of vehicle during a flight with RSSI ( Received Signal Strength Indicator ) in the amount of 90 % for each flight session with the longest distance was 1 km.

Keywords : ArdupilotMega Autopilot, Proportional Integrative Derivatif ( PID ), Unmanned Aerial Vehicle (UAV).

PENGEMBANGAN SISTEM AUTOPILOT PADA WAHANA UDARA TANPA AWAK FIXED WING PROTO-03

Oleh Aris Susilo

Wahana udara tanpa awak (WUT) merupakan alternatif dari pesawat berawak untuk keperluan foto udara. Keakuratan dalam penerbangan sangat mutlak dilakukan untuk menghasilkan foto udara berkualitas yang sesuai dengan titik koordinat daerah yang akan difoto. ArdupilotMega merupakan sistem autopilot open source yang telah banyak digunakan untuk wahana udara tak berawak, pengembangan sistem autopilot sangat diperlukan agar wahana memiliki kemampuan terbang yang baik.

Pengembangan sistem autopilot terbagi menjadi tiga bagian yaitu : (1) konfigurasi perangkat keras autopilot dan perangkat elektronik penunjang pada wahana udara; (2) Konfigurasi perangkat lunak yaitu pemasangan firmware, kalibrasi sensor dan pengaturan nilai Proportional Integrative Derivative (PID); (3) Uji terbang untuk memastikan setiap konfigurasi berjalan baik dan mengetahui eror lintasan wahana. Hasil uji terbang menunjukkan bahwa jarak ideal antar titik waypoint adalah 20 meter dengan radius 5 meter. Lintasan wahana pada saat misi terbang memiliki error rata-rata lebih dari 1 meter pada setiap sesi penerbangan. Wahana dapat mempertahankan ketinggian terbang sesuai dengan flight plan yaitu 50 meter diatas permukaan tanah. Radio telemetry sukses mengirimkan data sikap wahana selama penerbangan dengan RSSI (Received Signal Strength Indicator) sebesar 90% pada setiap sesi penerbangan dengan jarak terjauh adalah 1 km.

Kata Kunci : ArdupilotMega Autopilot, Proportional Integrative Derivatif (PID), Wahana udara tanpa awak (WUT).

PENGEMBANGAN SISTEM AUTOPILOT PADA WAHANA UDARA TANPA AWAK FIXED WING PROTO-03

Oleh Aris Susilo

Skripsi

Sebagai Salah Satu Syarat untuk Mencapai Gelar SARJANA TEKNIK

Pada

Jurusan Teknik Elektro

Fakultas Teknik Universitas Lampung

FAKULTAS TEKNIK UNIVERSITAS LAMPUNG

BANDAR LAMPUNG 2015

DAFTAR GAMBAR

Gambar 2.1. WUT BKP-001 sedang melakukan misi surveillance dan dropping

payload [7] ... 9

Gambar 2.2. Foto Udara Penambangan Pasir Liar [7] ... 10

Gambar 2.3. Bagian-bagian Dari WUT BKP-001 [7] ... 11

Gambar 2.4. APM 2.5 board ... 12

Gambar 2.5. Mission planner ... 13

Gambar 2.6. Nama-nama bagian pesawat ... 14

Gambar 2.7. Kendali pada sayap ... 15

Gambar 2.8. Jaringan satelit [9]... 17

Gambar 2.9. Format NMEA (level TTL dan RS232)... 18

Gambar 2.10. Spesifikasi penerima GPS Ublox Neo-6M ... 20

Gambar 2.11. Struktur umum radio telemetri... 20

Gambar 2.12. XTend dalam bentuk modul ... 21

Gambar 2.13. 9XTendTM PKG-U ... 22

Gambar 2.14. Konstruksi motor servo... 23

Gambar 2.15. Lebar pulsa dan posisi servo motor ... 23

Gambar 2.16. Tiga kumparan stator tiga fasa dan stator motor DC [16] ... 24

Gambar 2.17. Brushless motor, ESC, receiver dan baterai ... 24

Gambar 2.18. Sistem mekanikal pada gyroscope [18] ... 25

v

Gambar 2.20. Sensor barometer MS5611-01BA03 [20] ... 27

Gambar 2.21. Sensor magnetometer HMC5883L [21] ... 28

Gambar 3.1. Diagram alir penelitian ... 32

Gambar 3.2. Diagram blok komponen sistem autopilot ... 33

Gambar 3.3. Sistem nirkabel radio kontrol dan GCS ... 34

Gambar 3.4. Koneksi umum sistem autopilot pada pesawat ... 35

Gambar 3.5. Mission planner setup wizard ... 36

Gambar 3.6. Pin input-output APM 2.5 [22] ... 37

Gambar 3.7. Pin out Maxstream-9XTend [1]... 40

Gambar 3.8. Rangkaian 6 position switch ... 41

Gambar 3.9. PID pada kontrol roll ... 44

Gambar 3.10. PID pada kontrol pitch ... 44

Gambar 3.11. PID pada kontrol yaw ... 44

Gambar 3.12. PID pada kontrol altitude... 45

Gambar 4.1. Tata letak perangkat elektronik ... 47

Gambar 4.2. Tata letak perangkat penunjang ... 49

Gambar 4.3. Ground Control Station ... 50

Gambar 4.4. Turnigy 9X dan enam flight mode switch ... 51

Gambar 4.5. (a). Roll kekanan 45º. (b). Roll kekiri 45º ... 53

Gambar 4.6. (a). Nose up 20º. (b). Nose down 20º ... 54

Gambar 4.7. (a). Compass 90º. (b). Compass 60º ... 55

Gambar 4.8. Akurasi GPS 5 meter ... 56

Gambar 4.9. Posisi dan kuat sinyal satelit GPS dilangit ... 57

Gambar 4.11. Posisi dan kuat sinyal satelit GPS dilangit ... 59

Gambar 4.12. Pengiriman data serial ... 60

Gambar 4.13. Lokasi uji terbang pada Google Earth Pro ... 61

Gambar 4.14. Konstanta PID default ... 62

Gambar 4.15. Throttle cruise ... 63

Gambar 4.16. Edit flight plan ... 63

Gambar 4.17. GPS trackingmission planner ... 64

Gambar 4.18. GPS Tracking pada Google Earth Pro ... 65

Gambar 4.19. GPS tracking dengan titik waypoint ... 66

Gambar 4.20. Grafik eror radius uji terbang misi pertama sesi pertama ... 67

Gambar 4.21. Edit Flight plan ... 68

Gambar 4.22. GPS Tracking Mission Planner ... 69

Gambar 4.23. GPS Tracking pada Google Earth Pro ... 69

Gambar 4.24. GPS tracking dengan titik waypoint ... 70

Gambar 4.25. Grafik eror radius uji terbang misi pertama sesi kedua ... 72

Gambar 4.26. Edit Flight plan ... 73

Gambar 4.27. GPS tracking Mission Planner ... 74

Gambar 4.28. GPS Tracking pada Google Earth Pro ... 75

Gambar 4.29. GPS tracking dengan titik waypoint ... 76

Gambar 4.30. Grafik eror radius uji terbang misi pertama sesi ketiga ... 78

Gambar 4.31. Edit Flight plan ... 79

Gambar 4.32. Konstanta PID default ... 80

Gambar 4.33. Throttle cruise ... 80

vii

Gambar 4.35. GPS Tracking pada Google Earth Pro ... 81

Gambar 4.36. GPS tracking dengan titik waypoint ... 82

Gambar 4.37. Grafik eror radius uji terbang misi kedua sesi pertama ... 86

Gambar 4.38. Konstanta PID misi kedua sesi kedua ... 87

Gambar 4.39. GPS tracking Mission Planner ... 87

Gambar 4.40. GPS Tracking pada Google Earth Pro ... 88

Gambar 4.41. GPS tracking dengan titik waypoint ... 89

Gambar 4.42. Grafik eror radius uji terbang misi kedua sesi kedua ... 92

Gambar 4.43. Konstanta PID misi kedua sesi ketiga ... 93

Gambar 4.44. GPS Tracking Mission Planner ... 94

Gambar 4.45. GPS Tracking pada Google Earth Pro ... 95

Gambar 4.46. GPS tracking dengan titik waypoint ... 95

Gambar 4.47. Grafik eror radius uji terbang misi kedua sesi ketiga ... 98

DAFTAR ISI

DAFTAR ISI ... i

DAFTAR GAMBAR ... iv

DAFTAR TABEL ... viii

I. PENDAHULUAN ... 1

1.1. Latar Belakang ... 1

1.2. Tujuan ... 3

1.3. Manfaat Penelitian ... 3

1.4. Perumusan Masalah ... 3

1.5. Batasan Masalah ... 4

1.6. Sistematika Penulisan ... 5

II. TINJAUAN PUSTAKA ... 7

2.1 Kajian Pustaka ... 7

2.2 Wahana Udara Tak Berawak (WUT) ... 9

2.2.1 Pengertian dan Manfaat WUT ... 9

2.2.2 Bagian-Bagian Penyusun WUT ... 10

2.3 ArdupilotMega 2.5 Autopilot (APM 2.5) [8]... 11

2.3.1. Pengertian Sistem ... 11

2.3.2. Controller board ... 12

2.3.3. Ground Control Station (GCS) ... 13

2.4 Pesawat Model ... 14

ii

2.4.2. Teori Kendali Pergerakan ... 15

2.4.3. Pesawat Model 4 Channel Fixed Wing Proto-03 ... 16

2.5 Global Positioning System (GPS) ... 17

2.5.1 Format Data GPS [11] ... 17

2.5.2 Penerima GPS uBlox Neo 6-M [12] ... 19

2.6 Radio Telemetri ... 20

2.6.1. 9XTendTM OEM RF Module [13] ... 21

2.6.2. 9XTendTM PKG-U [14] ... 21

2.7 Motor servo ... 22

2.8 Brushless Motor ... 23

a. Stator ... 24

b. Rotor ... 24

2.9 Inertia Measuring Unit (IMU) MPU 6000 [17] ... 25

a. Gyroscope ... 25

b. Accelerometer ... 26

2.10 Barometric Pressure Sensor ... 27

2.11 Magnetometer ... 28

2.12 Proportional Integrative Derivative (PID) ... 28

a. Kontrol Proporsional ... 28

b. Kontrol Integrative ... 29

c. Kontrol Derivatif ... 29

III. METODE PENELITIAN ... 31

3.1. Alat dan Bahan ... 31

3.2. Metode/Prosedur Kerja ... 31

3.2.1. Studi Literatur ... 32

3.2.2. Pembuatan Diagram Alir Penelitian... 32

3.2.3. Diagram Blok Komponen Sistem Autopilot ArdupilotMega 2.5 .... 33

3.2.4. Sistem Interkoneksi AutopilotMega 2.5 ... 34

3.2.5. Instalasi Mission Planner GCS ... 36

3.2.7. Konfigurasi Kontrol Autopilot ... 41

3.2.8. Pengujian ... 45

IV. HASIL DAN PEMBAHASAN ... 47

4.1 Hasil ... 47

4.1.1 Hasil Instalasi Hardware ... 47

4.1.2 Uji Sensor dan Telemetry... 52

4.1.3 Uji Terbang ... 61

4.1.4 Hasil Foto Udara ... 99

4.2 Pembahasan ... 101

4.2.1 Uji Terbang Misi Pertama ... 102

4.2.2 Uji Terbang Misi Kedua... 105

V. KESIMPULAN DAN SARAN ... 107

DAFTAR TABEL

Tabel 2.1. Penjelasan fungsi karakter dari set data NMEA ... 19

Tabel 3.1. Deskripsi pin out crius uBlox neo 6-M ... 39

Tabel 3.2. Deskripsi pin out MaxStream 9XTend [1] ... 40

Tabel 4.1. Eror radius uji terbang misi pertama sesi pertama ... 66

Tabel 4.2. Eror radius uji terbang misi pertama sesi kedua... 71

Tabel 4.3. Eror radius uji terbang misi pertama sesi ketiga ... 76

Tabel 4.4. Eror radius uji terbang misi kedua sesi pertama... 83

Tabel 4.5. Eror radius uji terbang misi kedua sesi kedua ... 89

“Selalu ada harapan bagi mereka yang sering

berdoa, selalu ada jalan bagi mereka yang

RIWAYAT HIDUP

Penulis dilahirkan di Bandar Lampung pada tanggal 11 Januari 1990, sebagai anak pertama dari dua bersaudara dari pasangan Bapak Paiman dan Ibu Sri Handayani. Pendidikan di Sekolah Dasar di SDN 9 Kalianda diselesaikan pada tahun 2002, Sekolah Lanjutan Tingkat Pertama di SLTPN 1 Kalianda diselesaikan pada tahun 2005 dan Sekolah Menengah Kejuruan di SMK 2 Kalianda dengan mengambil jurusan Teknik Elektro diselesaikan pada tahun 2008.

Pada tahun 2008, penulis terdaftar sebagai mahasiswa Jurusan Teknik Elektro Fakultas Teknik Universitas Lampung melalui jalur SNMPTN (Seleksi Nasional Masuk Perguruan Tinggi Negeri). Selama menjadi mahasiswa penulis aktif di lembaga kemahasiswaan Himatro (Himpunan Mahasiswa Teknik Elektro) sebagai anggota Departemen Infokom (Informasi dan Komunikasi) tahun 2010-2011. Selain itu penulis juga menjadi asisten laboratorium Teknik Digital. Selain sebagai asisten penulis juga tergabung dalam pusat unggulan URO (Unila Robotika dan Otomasi) dan telah mengikuti berbagai macam perlombaan tingkat regional dan nasional, diantaranya divisi KRI (Kontes Robot Indonesia) tahun 2010, Divisi robot berkaki pada KRCI (Kontes Robot Cerdas Indonesia) tahun

2011, Divisi fixed wing kategori surveillance pada KRTI (Kontes Robot Terbang Indonesia) tahun 2013 dan berhasil meraih juara 2 dan best low cost.

SANWACANA

Alhamdulillah, puji syukur penulis panjatkan kehadirat Allah Subhanahu Wa

Ta’ala atas segala karunia, hidayah, serta nikmat yang diberikan sehingga penulis dapat menyelesaikan skripsi tugas akhir yang berjudul “Pengembangan Sistem Autopilot Pada Wahana Udara Tanpa Awak Fixed Wing Proto-03”. Penyusunan skripsi merupakan syarat memperoleh gelar Sarjana Teknik pada Jurusan Teknik Elektro Fakultas Teknik Universitas Lampung.

Dalam penyusunan skripsi ini penulis banyak mendapat bantuan baik ilmu, petunjuk, bimbingan dan saran dari berbagai pihak terutama kepada dosen pembimbing dan penguji, penulis ucapkan terimakasih. Ucapan terimakasih yang tak terhingga penulis ucapkan kepada Bapak almarhum Yuliarto Raharjo, S.T., M.T. beliau adalah dosen, pembimbing dan sekaligus teman ngobrol saat-saat aktif membina Unila Robotika dan Otomasi. Terkenang moment saat ngobrol dilab membicarakan pembuatan pesawat model, saat-saat latihan terbang dalam rangka persiapan lomba dan saat membahagiakan pada pengumuman pemenang pada Kontes Robot Terbang Indonesia 2013 di jatinangor, pelukan dan rasa haru mengiringi perolehan gelar juara umum saat itu, moment yang tak terlupakan sampai kapanpun. Terimakasih telah menjadi figur ayah dan teman yang baik untuk kami seluruh anggota URO, semoga amal baik Bapak diterima dan semoga Bapak ditempatkan ditempat yang sebaik-baiknya disisi Allah Subhanahuwataala.

Ucapan terimakasih penulis ucapkan kepada Bapak Dr. Ing. Ardian Ulvan, S.T., M.Sc. sebagai Dosen pembimbing atas ilmu, saran dan waktu yang diberikan untuk pengerjaan penelitian ini. Banyak waktu yang penulis buang dengan sia-sia sehingga pengerjaan skripsi ini menjadi sangat lama. Selamat atas terpilihnya Bapak menjadi Kepala Jurusan Teknik Elektro Unila, semoga Bapak diberi kekuatan oleh Allah untuk dapat menjalankan tugas dengan baik dan amanah.

Kepada Bapak Syaiful Alam, S.T., M.T. sebagai dosen pembimbing penulis ucapkan terimakasih atas saran-saran yang membangun untuk pengerjaan penelitian ini. Ucapan terimakasih tak lupa pula penulis ucapkan kepada Bapak M. Komarudin, S.T., M.T. sebagai Dosen Penguji, terimakasih atas ilmu, saran dan kritik yang membangun dalam pengerjaan penelitian ini.

Tak lupa penulis ucapkan rasa terimakasih kepada seluruh dosen mata-kuliah Jurusan Teknik Elektro atas semua ilmu, didikan, dan bimbingan yang penulis peroleh selama perkuliahan. Staf administrasi, terima kasih untuk bantuannya selama ini.

Emak dan Bapak dirumah terimakasih atas semua jerih payah dan doanya sehingga penulis mampu menyelesaikan tugas akhir ini. Adikku tercinta Candra Puspika, Rini Hardiyanti Afifah dan seluruh keluarga besar yang tidak dapat disebut satu-persatu, atas segala kasih sayang, perhatian, dukungan dan pengorbanan selama penulis menyelesaikan kuliah.

Teman-teman di Unila Robotika dan Otomasi (URO) , Kak Iman, Kak Beny, Dana, Dexy, Deni Tukul, Nyo, Supri, Hendi, Dimas, Songkot, Ucup, Hari, Gata, Made, Bang Ocik, Choi, Isol, Nanang, Valen, Renta, Venus, Nasrul, Yasin,

URO lebih berprestasi dari yang sekarang ini.

Teman-teman angkatan 2008, terimakasih telah mengisi hari-hari selama kuliah, saat susah maupun senang dan semoga tali silaturahmi dapat terjalin meskipun kita tidak lagi mengikuti perkuliahan seperti dulu.

Semua pihak yang telah membantu serta mendukung Penulis dalam segala hal yang tidak dapat disebutkan satu per satu dan rekan-rekan Teknik Elektro yang telah membantu serta mendukung penulis dari awal hingga akhir perkuliahan.

Semoga Allah Subhanahu wata’ala membalas dengan kebaikan.

Bandar Lampung, 25 Januari 2016 Penulis

I. PENDAHULUAN

1.1. Latar Belakang

Wahana udara tanpa awak (WUT) merupakan alternatif dari pesawat berawak untuk banyak keperluan penerbangan baik dibidang militer maupun sipil. Dibandingkan dengan wahana udara berawak, wahana udara tak berawak dapat memberikan keunggulan yang signifikan pada keselamatan manusia, pengurangan biaya operasional, dan efisiensi kerja. Penyebaran agrikultur, pengawasan teritorial, pengawasan lingkungan, kerja polisi, kendali lalu lintas jalan raya, pengawasan area berbahaya, area bencana atau area yang terkontaminasi, dan pemetaan daerah merupakan aplikasi yang sangat menjanjikan untuk wahana udara yang dikendalikan dari jauh.

Universitas Lampung dengan pusat kajian teknis unggulannya, Unila Robotika dan Otomasi (URO), saat ini sedang mengembangkan pemanfaatan foto udara yang berfokus pada bidang pertanian dan perkebunan. Pemanfaatan ini sebagian besar digunakan untuk memeriksa tingkat kesuburan tanaman dan pemetaan daerah penyebaran tanaman seperti pada perkebunan kelapa sawit dan karet. Pengambilan foto udara tersebut menggunakan pesawat aeromodelling yang telah dilengkapi dengan sistem autopilot sehingga pesawat model dapat terbang dengan

akurat mengikuti titik koordinat waypoint yang telah ditentukan pada mission planner.

Keakuratan dalam penerbangan sangat mutlak dilakukan untuk menghasilkan foto udara berkualitas yang sesuai dengan titik-titik koordinat daerah yang akan difoto. Keakuratan penerbangan ini dilakukan oleh sistem autopilot ArdupilotMega 2.5 (APM 2.5) dengan bantuan perangkat lunak Arduplane dan sensor-sensor pendukung seperti gyro, accelerometer, magnetometer, barometer dan Global Positioning System (GPS). Agar mendapatkan kinerja optimal dari sistem

autopilot tersebut dibutuhkan proses pengembangan dan konfigurasi pada WUT yang sesuai dengan prosedur. Proses pengembangan ini meliputi pemasangan

board autopilot ArdupilotMega 2.5 dan GPS kemudian dilanjutkan dengan proses konfigurasi perangkat keras dan perangkat lunak. Konfigurasi perangkat keras yaitu pemasangan perangkat elektronik penunjang pada wahana udara. Sedangkan konfigurasi perangkat lunak meliputi pemasangan firmware, kalibrasi

magnetometer, gyro, accelerometer, barometer dan pengaturan nilai Proportional Integrative Derivative (PID) untuk setiap flight mode. Setelah konfigurasi selesai, untuk mengetahui kinerja sistem autopilot diperlukan uji terbang yang menggunakan tiga flight mode yaitu stabilize, auto dan Return to Launch (RTL). Pada mode stabilize, wahana dikontrol oleh pilot dengan stabilisasi. Mode auto,

pesawat akan mengikuti GPS waypoint yang ditetapkan oleh utilitas konfigurasi.

Mode RTL, pesawat akan kembali ke titik peluncuran dan terbang melingkar sampai kontrol stabilize kembali. Pengembangan dan konfigurasi dapat dikatakan berhasil apabila dalam ujicoba, pesawat model dapat terbang sesuai dengan tiga

3

1.2. Tujuan

Tujuan dari penelitian dalam tugas akhir ini adalah mengembangkan sistem

autopilot menggunakan ArdupilotMega 2.5, dan mengkonfigurasikan perangkat lunak dan perangkat keras autopilot tersebut pada sebuah pesawat aeromodelling, sehingga pesawat model tersebut dapat diterbangkan secara otomatis mengikuti titik-titik waypoint yang telah ditentukan dan dapat mengirimkan data telemetri pada saat terbang.

1.3. Manfaat Penelitian

Penelitian ini diharapkan menjadi panduan bagi penelitian dan pengembangan lebih lanjut wahana udara tanpa awak dengan sistem autopilot khususnya yang menggunakan ArdupilotMega 2.5, dalam rangka memenuhi kebutuhan teknis dan pencapaian tujuan pusat kajian Unila Robotika dan Otomasi (URO)

1.4. Perumusan Masalah

Walaupun teknologi pengendalian WUT terus berkembang dalam beberapa tahun terakhir, akan tetapi metodologi pengendali utama tetap berupa radio remote dan terprogram. Jika komunikasi link tidak dipercepat atau tidak dapat diandalkan, maka mode radio kendali jarak jauh tidak akan memiliki efek apapun. Meskipun mode pengendali kemudian dapat melepaskan diri dari pembatasan link

situasi yang direncanakan pada awal penerbangan berubah. Bahkan kombinasi dari dua metodologi ini tidak dapat memberikan solusi terhadap suatu situasi di bawah lingkungan yang tidak pasti. Hal ini menunjukkan bahwa teknologi saat ini sudah memadai untuk otomatisasi WUT yang beroperasi dalam kondisi lingkungan yang relatif terstruktur. Akan tetapi untuk WUT yang berada pada kondisi lingkungan yang tidak pasti atau berubah dengan cepat, maka teknik-teknik pengendalian yang ada saat ini tidak memadai. Dengan demikian, pengendali autopilot yang otonom dan responsif bagi WUT menjadi sangat diperlukan.

1.5. Batasan Masalah

Adapun pembatasan masalah dalam penelitian ini adalah seperti diuraikan di bawah ini:

1. Pengembangan dan konfigurasi difokuskan untuk penggunaan ArdupilotMega 2.5 pada WUT dengan tipe sayap fixed wing Proto-03.

2. Sistem Ground Control Station (GCS) yang digunakan pada penelitian ini adalah Mission Planner.

3. Pada penelitian ini menggunakan konfigurasi telemetri dengan daya 1 Watt,

baudrate 57000 bit perdetik dan frekuensi 900MHz.

4. Pengembangan dan konfigurasi ArdupilotMega 2.5 pada tugas akhir ini dibatasi hingga untuk tujuan penerbangan pesawat secara otomatis pada mode Auto.

5

5. Parameter keberhasilan pengembangan dan konfigurasi autopilot dalam tugas akhir ini adalah pesawat dapat terbang dengan tiga flight mode yaitu stabilize,

auto, RTL sesuai dengan flight plan dan dapat mengirimkan hasil telemetri kepada GCS (Ground Control Station).

6. Dalam uji penerbangan pesawat, mode auto hanya digunakan saat pesawat sedang mengudara, saat takeoff dan landing pengontrolan menggunakan mode stabilize.

1.6. Sistematika Penulisan

Untuk memudahkan penulisan dan pemahaman mengenai materi tugas akhir ini, maka tulisan akan dibagi menjadi lima bab, yaitu:

BAB I PENDAHULUAN

Memuat latar belakang, tujuan, perumusan masalah, batasan masalah, manfaat, dan sistematika penulisan.

BAB II TINJAUAN PUSTAKA

Berisi teori-teori yang mendukung dalam perancangan dan implementasi dalam pembuatan sistem.

BAB III METODE PENELITIAN

Berisi rancangan dan realisasi rangkaian sistem meliputi alat dan bahan, langkah-langkah pengerjaan yang akan dilakukan, penentuan

spesifikasi rangkaian, blok diagram rangkaian, cara kerjanya, dan penjelasan masing-masing bagian blok diagram.

BAB IV HASIL DAN PEMBAHASAN

Berisikan tentang penjelasan mengenai prosedur pengujian, hasil pengujian dan analisis terhadap data-data hasil pengujian yang diperoleh.

BAB V SIMPULAN DAN SARAN

Bab ini berisi simpulan semua kegiatan dan hasil-hasil yang diperoleh selama proses pembuatan dan pengujian sistem serta saran-saran yang sekiranya diperlukan untuk menyempurnakan penelitian yang akan datang.

II. TINJAUAN PUSTAKA

2.1 Kajian Pustaka

Pengembangan sistem autopilot pada wahana udara tanpa awak (WUT) telah menjadi topik penelitian yang menarik, baik dikalangan akademisi maupun praktisi. Instalasi dan konfigurasi paparazzi autopilot tiny13 v1.1 pada pesawat model wing dragon telah dilakukan pada [1]. Pada penelitian ini, dilakukan proses instalasi dan konfigurasi Paparazzi Autopilot pada pesawat model. Proses dimulai dengan instalasi software Paparazzi, simulasi software Paparazzi, instalasi hardware pada pesawat model, konfigurasi airframe, pengeditan Flight plan. Pengujian terbagi menjadi dua, yaitu uji tunning dan uji terbang. Hasil uji

tunning yang didapat menyatakan bahwa tidak ada masalah pada hasil instalasi dan konfigurasi Paparazzi Autopilot. Pada saat uji terbang, pesawat berhasil diterbangkan secara manual, mode Auto1, dan hingga mode Auto2. Berdasarkan tampilan Grafik User Interface (GUI) pada Ground Control Station (GCS) data telemetri dapat diterima dengan baik [1].

Pada literatur lainnya [2], dikembangkan rancang bangun sistem manual pilot menggunakana joystick Logitech dan sistem autopilot pada wahana udara tak berawak. Pada penelitian ini, sistem terdiri dari hardware berupa perangkat data dan perangkat pengendalian, software yang merupakan sistem penjejakan wahana

yang mendapatkan data dari kontroler dan pengolah data joystick. Berdasarkan hasil pengujian, wahana sudah dapat dikendalikan secara manual pilot dengan

joystick. Sedangkan sistem autopilot belum sempurna pada algoritma menuju titik waypoint, sistem penjejakan yang dilengkapi dengan instrumentasi avionic

pada GCS sudah dapat digunakan dengan baik [2].

Sistem kendali holding position pada quadcopter berbasis mikrokontroler atmega 328p oleh Muhammad Rizky Wiguna Utama pada tahun 2013. Penelitian ini membahas tentang sistem kendali holding position pada quadcopter yang sesuai dengan koordinat terbang yang ditentukan. Hasil penelitian ini adalah quadcopter

mampu mempertahankan posisi (holding position) ketika mode holding position

dan mampu mengirim data telemetri ke GCS dalam bentuk GUI melalui radio frekuensi 900Mhz [3].

Rancang bangun tracking antenna 2.4GHz untuk komunikasi data video antara WUT dengan ground station oleh K.A Iqbal Apriansyah. Penelitian ini diharapkan video output pada ground station menjadi jernih pada saat WUT melaksanakan misi. Dari hasil pengujian keseluruhan sistem, didapat bahwa sistem masih belum dapat bekerja sesuai dengan yang di harapkan karena sistem

tracking antenna tidak dapat berkesinambungan (continue) mengikuti transmitter

yang bergerak [4].

Sistem penjejakan wahana udara tak berawak pada sistem informasi geografi di Bandar Lampung oleh Sherly mardiana S. Penelitian ini bertujuan untuk menyediakan sebuah sistem informasi geografis yang bisa diintegrasikan dengan stasiun bumi untuk mengetahui posisi pesawat. Setelah dilakukan pengujian

9

menggunakan GPS, diketahui peta dasar hasil pemindaian memiliki banyak penyimpangan kesesuaian dengan kondisi geografis yang sebenarnya dan hasil penjejakan pun menjadi tidak akurat [5].

2.2 Wahana Udara Tanpa Awak (WUT) 2.2.1 Pengertian dan Manfaat WUT

WUT merupakan wahana udara tanpa awak yang salah satu pengoperasiannya dengan cara dikendalikan dari jarak jauh. Pada dasarnya pesawat, atau helikopter dapat dipertimbangkan untuk menjadi kendaraan udara yang dapat melakukan misi yang berguna dan dapat dikendalikan dari jauh atau memiliki kemampuan terbang secara otomatis [6]. Model wahana udara tak berawak dengan tipe fixed wing dapat dilihat pada gambar 2.1.

Gambar 2.1. WUT BKP-001 sedang melakukan misi surveillance dan dropping payload [7]

Berikut ini adalah beberapa contoh manfaat WUT untuk kepentingan kemanusiaan :

a. Pengawasan hutan dapat dilakukan secara berlanjut dan terus menerus, sehingga dapat mengurangi kegiatan pembalakan liar. Dengan WUT kita juga bisa melihat daerah-daerah terjadinya kebakaran hutan.

Gambar 2.2. Foto Udara Penambangan Pasir Liar [7]

b. Peristiwa bencana alam yang terjadi dapat dipantau, baik bencana alam yang sedang terjadi ataupun kerusakan-kerusakan yang ditimbulkan oleh bencana alam. Gambar 2.2. merupakan hasil foto udara penambangan pasir liar yang dilakukan oleh tim UAV-URO.

2.2.2 Bagian-Bagian Penyusun WUT

Secara umum sistem WUT dibentuk oleh beberapa bagian yang saling berinteraksi, seperti pesawat, dan GCS. Adapun bagian penyusun WUT dapat dilihat pada gambar 2.3.

11

Gambar 2.3. Bagian-bagian Dari WUT BKP-001 [7] Keterangan:

1 = Datalink radio modem dan antena 2 = Baterai

3 = Battery monitoring

4 = Autopilot kontrol 5 = Penerima GPS

6 = Penerima Radio Control dan antena 7 = Kamera

8 = Payload Bay

9 = Electronic speed controller

10 = Motor brushless

2.3 ArdupilotMega 2.5 Autopilot (APM 2.5) [8] 2.3.1. Pengertian Sistem

ArdupilotMega merupakan sistem autopilot source terbuka (open source) yang termasuk di dalamnya GCS yang memanfaatkan bidirectional datalink untuk telemetri dan pengendalian.

Berikut ini adalah fitur-fitur dari ArdupilotMega 2.5 yaitu :

a. Proses setup sederhana dan firmware pemuatan melalui utilitas point-and-klik.

b. Perangkat lunak open source yang gratis datang dalam versi yang berbeda yang mendukung pesawat (ArduPlane), multicopters (quads, hex, Octo) dan helikopter (ArduCopter), dan rovers tanah (ArduRover).

c. Pilihan stasiun tanah gratis yang meliputi perencanaan misi di udara pengaturan parameter, tampilan video on-board, dan datalogging.

2.3.2. Controller board

Controller board ini didesain menggunakan mikrokontroller ATmega 2560 sebagai main prossesor dan Atmega 32u sebagai universal serial bus (USB)

interface.

Gambar 2.4. dapat dilihat bahwa board ini terdiri dari sensor 3 axis gyro, 3 axis accelerometer, pressure, dan magnetometer. Sensor gyro dan accelerometer

tergabung dalam satu buah chip integrated circuit (IC) yaitu MPU 6000. Board

ini juga dilengkapi dengan 4 MB memoryflash untuk data logger.

13

2.3.3. Ground Control Station (GCS) a. Ground Computer

Software Mission planner dikembangkan dengan menggunakan Microsoft visual studio, untuk menjalankannya membutuhkan komputer dengan windows .net Framework 3.5+ dan directX. Mission planner tidak membutuhkan spesifikasi computer yang tinggi karena software pada saat dijalankan hanya memakai memori yang kecil.

b. Ground Software

Mission planner merupakan perangkat lunak desktop yang digunakan untuk mengelola APM dan rencana misi, serta menjadi Ground Control Station yang kuat selama penerbangan dan membantu menganalisis log misi sesudahnya. Gambar 2.5. merupakan tampilan GUI dari mission planner yang akan dipakai pada penelitian ini.

2.4 Pesawat Model

2.4.1. Arsitektur Secara Umum

Seperti halnya pesawat modern, pesawat model memiliki 5 struktur komponen dasar: fuselage, sayap, empennage (struktur ekor), power plant (sistem pendorong) dan undercarriage. Fuselage merupakan struktur badan utama dimana semua komponen pendukung terpasang.

Gambar 2.6. Nama-nama bagian pesawat

Gambar 2.6. memberikan gambaran umum tentang bagian-bagian dari pesawat terbang. Sayap merupakan bagian terpenting dalam menghasilkan gaya angkat pada pesawat. Sayap berbeda dalam perancangannya tergantung kepada tipe pesawat dan kegunaannya. Empennage disusun dari dua bagian utama yaitu fin

(penstabil vertikal) dimana Rudder menempel, dan penstabil horisontal dimana

elevator menempel. Undercarriage atau roda mendarat yang terdiri dari roda dan rem. roda mendarat dapat tetap disuatu tempat atau dapat dikeluarkan dan dimasukkan. Power plant disusun oleh sistem pendorong yang terdiri dari mesin. Fungsi dari mesin adalah untuk menghasilkan gaya dorong pada pesawat.

15

2.4.2. Teori Kendali Pergerakan

Kendali Permukaan Pada Sayap Pesawat

Gambar 2.7. merupakan gambar tampilan permukaan pesawat secara umum beserta bagian-bagian yang berkaitan dengan pengendalian permukaan sayapnya.

Gambar 2.7. Kendali pada sayap

Aileron

Kedua aileron yang berada pada sayap kanan dan kiri pesawat berfungsi mengendalikan pergerakan pada sumbu longitudinal. Pergerakan semacam ini dikenal dengan istilah roll. Sayap dengan aileron yang digerakkan ke bawah akan bergerak naik dikarenakan memperoleh gaya angkat, sementara sayap dengan

aileron yang digerakkan ke atas akan bergerak turun dikarenakan berkurangnya gaya angkat.

Elevator

Kendali elevator pada sayap mengendalikan pesawat pada sumbu lateral, gerakan ini dinamakan pitch. Elevator berada pada bagian belakang dari sayap stabilisasi horizontal dan dapat bergerak bebas ke atas dan bawah. Jika elevator bergerak

turun, maka sayap stabilisasi horizon akan memiliki gaya angkat yang akan menyebabkan pesawat menukik ke bawah. Jika elevator bergerak naik maka akan memberikan gaya tekan ke bawah pada sayap stabilisasi horizontal ini yang akan menyebabkan pesawat akan menukik naik.

Rudder

Rudder berfungsi untuk mengendalikan pergerakkan pesawat pada sumbu vertikal. Pergerakan semacam ini dikenal dengan istilah yaw. Cara kerjanya mirip seperti elevator, hanya saja Rudder bergerak ke arah samping, tidak seperti

elevator yang bergerak secara vertikal (ke atas/bawah).

2.4.3. Pesawat Model 4 Channel Fixed Wing Proto-03

Penelitian ini menggunakan pesawat model 4 channel dengan konfigurasi yaitu

channel 1 digunakan untuk aileron, channel 2 digunakan untuk elevator, channel

3 digunakan untuk throotle dan channel 4 digunakan untuk rudder. Adapun spesifikasi pesawat model Proto-03 adalah sebagai berikut :

Panjang sayap 175 cm Panjang wahana 160 cm Tinggi wahana 17 cm Berat airframe 1150 gram

Wing loading 37,5 kg/m2 Berat payload 500 gram

17

2.5 Global Positioning System (GPS)

GPS adalah jaringan satelit yang terdiri dari sekitar 24 satelit yang mengelilingi bumi sebanyak dua kali sehari pada ketinggian 11.000 mil. Gambar 2.8. Merupakan jaringan satelit GPS yang bergerak pada orbitnya mengelilingi bumi.

Gambar 2.8. Jaringan satelit [9]

GPS dikembangkan oleh United States Department of Defense (DOD) untuk kepentingan militer. Setelah beberapa tahun berlalu GPS telah terbukti dapat berguna untuk kepentingan umum yang bukan militer [10].

2.5.1 Format Data GPS [11]

Format informasi antarmuka distandarisasikan oleh NMEA (National Marine Electronics Association) untuk meyakinkan jika ada perubahan data tidak menimbulkan suatu masalah. Tujuh tipe data berikut secara luas digunakan pada GPS modul.

b. GGL (Posisi geografi-Latitude/Longitude)

c. GSA (GNSS DOP dan satelit aktif, penurunan akurasi dan jumlah satelit pada Global Satellite Navigation System)

d. GSV (Satelite GNSS yang terlihat)

e. RMC (Recommended Minimum Specific GNSSdata) f. VTG (kecepatan)

g. ZDA (tanggal dan waktu)

Data yang dikirimkan dengan kecepatan 4800 bit per detik menggunakan 8-bit

printable karakter ASCII. Transmisi dimulai dengan start bit (logika nol), diikuti dengan delapan bit data dan stop bit (logika 1) yang ditambahkan pada akhir data, dan tidak menggunakan parity bit. Format NMEA dapat dilihat pada gambar 2.9. berikut ini :

Gambar 2.9. Format NMEA (level TTL dan RS232)

Setiap set data GPS dibentuk dengan cara yang sama dan memiliki struktur seperti ini:

$GPDTS,Inf_1,Inf_2,_Inf_3,Inf_4,Inf_5,Inf_6,Inf_n*CS<CR><LF>

Fungsi dari masing-masing karakter atau set karakter dijelaskan pada tabel 2.1. di bawah ini.

19

Tabel 2.1. Penjelasan fungsi karakter dari set data NMEA Karakter Deskripsi

$ Mulai dari set data

GP Informasi yang menunjukkan penggunaan GPS DTS Identitas set data

Inf_1 , Inf_n Informasi dengan nomor 1 hingga nomor ke n

, Koma digunakan untuk pemisah informasi yang berbeda

* Bintang digunakan untuk pemisah checksum

CS Checksum untuk memeriksa seluruh set data <CR><LF> Akhir dari set data: carriage return dan line feed

Jumlah maksimum karakter yang digunakan tidak boleh melebihi 79, untuk kepentingan menentukan jumlah ini, tanda mulai $ dan tanda akhir <CR><LF> tidak dihitung.

2.5.2 Penerima GPS uBlox Neo 6-M [12]

Penerima GPS Ublox Neo-6M merupakan penerima GPS yang berdiri sendiri (stand alone) dengan kemampuan kinerja yang tinggi dalam memberikan informasi posisi. Dengan kapasitas maksimal 50 satelit dan fitur Time To First Fix (TTFF) dibawah satu detik. Ublox Neo-6M digunakan untuk mengakuisisi koordinat dengan kemampuan menemukan satelit dengan singkat. Gambar 2.10. berikut adalah spesifikasi dari GPS Ublox Neo-6M:

Gambar 2.10. Spesifikasi penerima GPS Ublox Neo-6M

2.6 Radio Telemetri

Telemetri adalah suatu proses yang digunakan untuk mengukur atau mencatat suatu besaran fisik pada suatu lokasi yang letaknya jauh dari pusat pengolahan hasil pengukuran [1]. Berikut ini adalah struktur umum radio telemetri.

21

2.6.1. 9XTendTM OEM RF Module [13]

9XTend™ OEM RF Module ialah sebuah modul elektronik yang digunakan

sebagai pengirim data digital yang menggunakan komunikasi serial.

Spesifikasi dari modul ini adalah sebagai berikut :

1. Bit rate yang dapat diatur dari 1200 - 230400 bps, 2. Jarak jangkauan 22km

3. Frekuensi 902-928 Mhz

4. Suplai tegangan 2.8 – 5.5 Volt DC

Gambar 2.12. XTend dalam bentuk modul

2.6.2. 9XTendTM PKG-U [14]

9XTendTM PKG-U adalah radio modem yang bekerja pada frekuensi 900 MHz dengan daya output dapat mencapai 1 Watt.

Fitur dan spesifikasi dari 9XTendTM PKG-U ini adalah :

b. Jangkauan dapat mencapai 3000 kaki (900m) pada penggunaan di dalam ruangan.

c. Jangkauan dapat mencapai 40 miles (64km) pada penggunaan di luar ruangan-line of sight dengan high gain antenna.

d. Daya keluaran dapat diubah dari 1mW sampai 1 W e. Power supply voltage 7 - 28V

f. Arus penerima 100 mA g. Arus pemancar 88 – 480 mA

Gambar 2.13. 9XTendTM PKG-U

Gambar 2.13. merupakan tampak depan dan belakang dari PKG-U. pada penelitian ini penulis menggunakan PKG-U yang langsung dapat terhubung ke

portable laptop dengan kabel Universal Serial Bus (USB).

2.7 Motor servo

Motor servo adalah aktuator rotari yang memungkinkan untuk kontrol yang tepat dari posisi sudut, kecepatan dan percepatan [15].

23

Gambar 2.14. Konstruksi motor servo

Motor servo dikendalikan dengan cara mengirimkan sebuah pulsa yang lebar pulsanya bervariasi. Biasanya lebar pulsanya antara 1.1 ms sampai 1.9 ms dengan periode pulsa sebesar 20 mS. Lebar pulsa akan mengakibatkan perubahan posisi pada servo. Agar posisi servo tetap pada posisi, maka pulsa harus terus diberikan pada servo. Jadi meskipun ada gaya yang melawan, servo akan tetap bertahan pada posisinya. Gambar 2.15 berikut ini adalah lebar pulsa dan posisi servo.

Gambar 2.15. Lebar pulsa dan posisi servo motor

2.8 Brushless Motor

Brushless Motor adalah jenis motor yang memiliki konstruksi magnet permanen dan sebuah stator berkutub yang dililit kawat. Bagian-bagian brushless motor

a. Stator

Dasar dari stator brushless motor adalah sebuah stator dengan memiliki tiga buah gulungan.

b. Rotor

Rotor pada brushless motor terdiri dari beberapa magnet permanen. Jumlah kutub magnet pada rotor juga mempengaruhi ukuran langkah dan torsi dari motor. Perbedaan jumlah kutub magnet ini dapat dilihat pada gambar 2.16. berikut ini.

Gambar 2.16. Tiga kumparan stator tiga fasa dan stator motor DC [16]

Untuk mengontrol kecepatan brushless motor maka dibutuhkan Electrical Speed Control (ESC). ESC menerima perintah dari receiver remote kemudian menafsirkannya untuk memberikan variasi dalam kecepatan motor dan arah. Gambar 2.17. berikut ini adalah diagram dari Electronic Speed Conroller (ESC) dan brushless motor:

25

Sinyal pada ESC berupa sinyal Pulse Width Modulation (PWM), yang berarti untuk mengontrol kecepatan motor (RPM) maka ESC memvariasikan sinyal PWM sesuai dengan RC transmitter.

2.9 Inertia Measuring Unit (IMU) MPU 6000 [17]

Sensor MPU6000 adalah sensor pertama di dunia yang terintegrasi dengan 6 sumbu MotionTracking dengan penggabungan perangkat 3 sumbu gyroscope, 3 sumbu accelerometer dan sebuah Digital Motion Processor (DMP). Sensor IMU MPU6000 memiliki beberapa fitur, yaitu:

a. Gyroscope

Gyroscope adalah alat yang digunakan untuk mengukur atau mempertahankan orientasi berdasarkan prinsip momentum angular. Pada prinsipnya mechanical gyroscope adalah sebuah piringan (rotor) yang berputar pada sumbu (axis) yang mampu bergerak ke beberapa arah. Berikut ini pada gambar 2.18. merupakan sistem mekanikal gyroscope satu axis.

Sensor MEMS 3 sumbu gyroscope MPU6000 memiliki fitur sebagai berikut:

1. Digital output X-, Y-, dan Z- sumbu sudut sensor dengan tingkat full-programmable berkisar pada ± 250, ±500, ±1000, dan ±2000º/s

2. Terintegrasi 16-bit ADC

3. Peningkatan bias dan sensitivitas suhu dapat distabilkan saat kalibrasi 4. Memiliki kemampuan untuk meredam noise pada frekuensi rendah 5. Digital-Programmable Low Past Filter

6. Standby current = 5μA

b. Accelerometer

Accelerometer adalah sebuah tranduser yang berfungsi untuk mengukur percepatan, mendeteksi dan mengukur getaran, ataupun untuk mengukur percepatan akibat gravitasi bumi.

Sensor Micro Electro Mechanical System 3 sumbu accelerometer MPU6000 memiliki fitur sebagai berikut:

1. Digital – output 3 sumbu accelerometer dengan programmable full scale berkisar dari ±2g, ±4g, dan ±16g

2. Terintergrasi 16-bit ADC

3. Mampu mendeketesi orentasi dan pensinyalan 4. Mampu mendeteksi sentuhan

27

Berikut ini pada gambar 2.19. merupakan konstruksi MEMS dari 3 sumbu

accelerometer.

Gambar 2.19. Konstruksi dari accelerometer [19]

2.10 Barometric Pressure Sensor

Sebuah sensor tekanan berfungsi untuk mengukur tekanan. Tekanan adalah ekspresi dari gaya yang dibutuhkan untuk menghentikan cairan dari perluasan, dan biasanya dinyatakan dalam gaya per satuan luas. Sebuah sensor tekanan biasanya bertindak sebagai transduser, yaitu menghasilkan sinyal sebagai fungsi dari tekanan yang dikenakan. Bentuk asli dari sensor barometer MS5611-01BA03 dapat dilihat pada gambar 2.20..

2.11 Magnetometer

Sensor magnetometer adalah sebuah sensor yang berfungsi untuk mengukur arah atau kuat lemahnya medan magnet secara absolut. Kemampuan sensor sangat tergantung dengan pengenalan lokasi. Sensor magnetometer mengacu pada magnetik bumi, pergeseran arah dari magnet bumi. Bentuk asli dari sensor barometer HMC5883L dapat dilihat pada gambar 2.21.

Gambar 2.21. Sensor magnetometer HMC5883L [21]

2.12 Proportional Integrative Derivative (PID)

Proportional Integrative Derivative (PID) merupakan sistem pengendalian untuk menentukan presisi suatu sistem instrumentasi dengan karakteristik adanya umpan balik pada sistem tersebut.

Komponen kontrol PID ini terdiri dari tiga jenis yaitu Proportional, Integratif dan

Derivatif. Ketiganya dapat dipakai bersamaan maupun sendiri-sendiri tergantung dari respon yang kita inginkan terhadap suatu plant.

a. Kontrol Proporsional

Kontrol P jika G(s) = kp, dengan k adalah konstanta. Jika u = G(s) • e maka u = Kp • e dengan Kp adalah Konstanta Proporsional. Kp berlaku sebagai Gain (penguat) saja tanpa memberikan efek dinamik kepada kinerja kontroler. Penggunaan kontrol P memiliki berbagai keterbatasan karena sifat kontrol yang

29

tidak dinamik ini. Walaupun demikian dalam aplikasi-aplikasi dasar yang sederhana kontrol P ini cukup mampu untuk memperbaiki respon transien khususnya rise time dan settling time.

b. Kontrol Integrative

Jika G(s) adalah kontrol I maka u dapat dinyatakan sebagai

u(t) = [ _−�� �]�� (2.1)

Dengan Ki adalah konstanta Integral, dan dari persamaan di atas, G(s) dapat dinyatakan sebagai

u=Kd.[∆ _∆�] (2.2)

Jika e(T) mendekati konstan (bukan nol) maka u(t) akan menjadi sangat besar sehingga diharapkan dapat memperbaiki error. Jika e(T) mendekati nol maka efek kontrol I ini semakin kecil. Kontrol I dapat memperbaiki sekaligus menghilangkan respon steady-state, namun pemilihan Ki yang tidak tepat dapat menyebabkan respon transien yang tinggi sehingga dapat menyebabkan ketidakstabilan sistem. Pemilihan Ki yang sangat tinggi justru dapat menyebabkan output berosilasi karena menambah orde sistem.

c. Kontrol Derivatif

Sinyal kontrol u yang dihasilkan oleh kontrol D dapat dinyatakan sebagai:

G(s) =s.Kd (2.3)

Dari persamaan di atas, nampak bahwa sifat dari kontrol D ini dalam konteks "kecepatan" atau rate dari error. Dengan sifat ini ia dapat digunakan untuk

memperbaiki respon transien dengan memprediksi eror yang akan terjadi. Kontrol Derivatif hanya berubah saat ada perubahan eror sehingga saat eror statis kontrol ini tidak akan bereaksi, hal ini pula yang menyebabkan kontroler Derivatif tidak dapat dipakai sendiri.

III. METODE PENELITIAN

3.1. Alat dan Bahan

Peralatan yang digunakan dalam penelitian ini adalah:

1. Satu unit model pesawat radio controlaeromodelling Fixed Wing Proto-03 RTF (Ready to Fly).

2. Sistem AutopilotBoard ArdupilotMega 2.5

3. Radio XTend-PKG-U 900 MHz dan MaxStream 9XTend 900 Mhz OEM 4. Modul Global Positioning System (GPS) Crius uBlox Neo 6-M v2.0 5. Software Agisoft Photoscan Pro

6. Kamera Digital Canon A2300

7. WindMeter

8. Satu unit Laptop

9. Google Earth Pro 7.1.4.1529 10. U-Center 8.13

11. Mission Planner software GCS

12. Kabel dan komponen elektronik

3.2. Metode/Prosedur Kerja

Dalam penelitian ini, langkah-langkah kerja yang dilakukan adalah sebagai berikut:

3.2.1. Studi Literatur

Studi literatur dilakukan untuk mempelajari berbagai sumber referensi atau teori yang berkaitan dengan sistem autopilot ArdupilotMega 2.5 sebagai pengendali pesawat.

3.2.2. Pembuatan Diagram Alir Penelitian

Untuk mempermudah dalam pengerjaan penelitian digunakan diagram alir yang dapat dilihat pada gambar 3.1. berikut ini.

33

3.2.3. Diagram Blok Komponen Sistem Autopilot ArdupilotMega 2.5 Berikut ini diagram blok komponen elektronika pada pesawat model:

Gambar 1.2. Diagram blok komponen sistem autopilot

Gambar 3.2. diatas merupakan diagram blok dari modul-modul yang dipakai pada sistem autopilot. Board ArdupilotMega 2.5 merupakan prosesor utama yang kesemua sinyal data yang dikirim oleh modul sensor kemudian diolah dan hasil pengolahan tersebut di teruskan ke aktuator dan electronic speed controller.

Radio control receiver mendapatkan data control pergerakan wahana dan pemilihan flight mode. Setelah flight mode dipilih sensor Inertia Meassuring Unit

mengirimkan data roll, pitch, yaw, heading dan altitude ke main processor. Main procesor merequest data koordinat dan altitude dari GPS, data dari GPS ini yang kemudian dijadikan acuan pergerakan aktuator (servo motor) dan motor penggerak utama (brushless motor). Disaat yang bersamaan, main processor

mengirimkan data penerbangan tadi ke GCS menggunakan radio modem. selain digunakan untuk monitoring selama wahana mengudara, radio modem juga digunakan untuk mengirimkan instruksi dari GCS.

3.2.4. Sistem Interkoneksi AutopilotMega 2.5

Gambar 3.3. Sistem nirkabel radio kontrol dan GCS

Dari gambar 3.3. diatas dapat dijelaskan bahwa komunikasi antara radio control

dan sistem autopilot pada pesawat menggunakan komunikasi satu arah sedangkan komunikasi antara sistem autopilot dengan ground control station menggunakan komunikasi dua arah. Sistem komunikasi dua arah memungkinkan ground control memberikan perintah aksi dan atau konfigurasi perangkat lunak walaupun pesawat masih dalam misi penerbangan. Sistem ini juga memungkinkan ground control dapat merekam data penerbangan wahana selama melakukan misi terbang yang nantinya dapat digunakan untuk proses setting dan konfigurasi pesawat. Pada sistem ini, radio control hanya dapat mengirimkan sinyal masukan ke sistem

autopilot yang ada pada seperti pergerakan pesawat dan peralihan flight mode. Pada penelitian ini penulis menggunakan radio kontrol untuk memilih flight mode

walaupun pemilihan ini dapat dilakukan dengan menggunakan ground control station (Mission Planner).

35

Gambar 3.4. Koneksi umum sistem autopilot pada pesawat

Gambar 3.4. di atas merupakan koneksi umum sistem autopilot ArdupilotMega 2.5 yang akan dipakai. Terdapat 5 buah motor servo, sistem gerak aileron dan

rudder menggunakan 2 buah motor servo sedangkan elevator menggunakan 1 buah. Kesemua motor servo ini dikoneksikan ke port keluaran. Sedangkan untuk modul GPS, 9XTend dan receiver FrSKY menggunakan konektor khusus. Pada modul sensor battery monitor terdapat 2 keluaran yaitu tegangan dan arus, pada gambar diatas koneksi berwarna merah menunjukkan keluaran dari sensor tegangan dan biru menunjukkan arus.

3.2.5. Instalasi Mission Planner GCS

Penelitian ini menggunakan software GCS source terbuka Mission Planner mav 1.0. Penulis menggunakan komputer dengan sistem operasi windows 7 32-bit dengan .dot Framework 4.0 terinstal untuk menjalankan Mission Planner ini.

Mission planner mav 1.0 installer diunduh melalui website dengan alamat :

https://code.google.com/p/ardupilot-mega/downloads/list?q=label:Deprecated

Software Mission planner diinstal ke Program File drive:c pada komputer, ulititas instalasi akan menginstal driver yang diperlukan seperti Arduino LLC, FTDI CDM Driver Package-Bus/D2XX, FTDI CDM Driver Package-VCP Driver dan 3D Robotics Driver. Driver-driver tersebut digunakan oleh windows untuk mengenali dan menyediakan COM port yang akan di gunakan oleh semua interaksi USB (Universal Serial Bus) dengan APM. COM port Baud rate yang digunakan untuk berkomunikasi adalah 115200, Mission planner setup wizard

dapat dilihat pada gambar 3.5.

37

3.2.6. Instalasi Hardware

Tahap instalasi hardware ini merupakan tahap instalasi bagian-bagian dari sistem

autopilot pada pesawat model Proto-03. Ada beberapa parts hardware yang instalasinya perlu diperhatikan karena akan berdampak pada ketelitian dan kestabilan sistem, yaitu sebagai berikut:

a. Autopilot Board APM 2.5

Autopilot yang digunakan untuk penelitian ini adalah APM 2.5 dengan ATmega 2560 sebagai pusat pengolah data. APM 2.5 mempunyai fitur sebagai berikut:

1. Full mission scripting with point-and-click desktop utilities

2. Two-way telemetry and in-flight command using the powerful MAVLink

protocol

3. 3-axis gyro

4. 3-axis accelerometer

5. 3-axis magnetometer

6. Barometric pressure sensor for altitude

Konfigurasi pin input-output pada board APM 2.5 dapat dilihat pada gambar 3.6. berikut ini.

Terdapat 5 bagian pin input-output (output, input, telem, GPS, analog input, I2C , PM). channel output disebelah kiri gambar terdiri dari 8 channel untuk kemudian diteruskan ke aktuator yaitu channel 1 untuk servo aileron, channel 2 untuk servo

elevator, channel 3 untuk ESC dan channel 4 untuk servo rudder sedangkan

channel 5 sampai 8 tidak digunakan. Port telem dihubungkan ke modul telemetry, kemudian port analog dibagan atas board digunakan oleh sensor-sensor analog

antara lain airspeed sensor, power sensor. Channelinput dibagian sebelah kanan

board digunakan untuk menghubungkan keluaran dari receiver remote control,

channel 1 untuk aileron, channel 2 untuk elevator, channel 3 untuk throttle,

channel 4 untuk rudder dan channel 8 untuk flight mode. Port GPS digunakan untuk gps modul, apabila menggunakan sensor compass external untuk menghubungkannya digunakan port I2C kemudian port PM digunakan untuk menguhubungkan power modul sebagai sumber tegangan bagi APM.

b. GPS Ublox Neo 6-M

Modul GPS yang digunakan penelitian ini adalah Crius uBlox Neo 6-M v2.0. Menggunakan UART (Universal Asynchronous Receiver/Transmitter) untuk berkomunikasi dengan board APM 2.5 (Tx/Rx), Crius uBlox Neo 6-M memiliki fitur sebagai berikut :

1. u-blox NEO-6M GPS module

2. EEPROM for save configuration permanently

3. Build in 25X25mm active antenna

39

5. Rechargeable battery for backup/hotstart

6. Baud rate 9600

Sedangkan keterangan untuk masing-masing pin dapat dilihat pada tabel 3.1. berikut ini :

Tabel 3.1. Deskripsi pin out crius uBlox neo 6-M Crius 4-pin

Header

Name APM UART

Header

Notes

1 Gnd 5 (Gnd) Ground

2 Rxd 2 (Tx) TTL data input–connect to APM 3 Txd 3 (Rx) TTL data output–connect to APM 4 Vcc 1 (5v) 5volt power from UBEC

c. MaxStream 9XTend 900 Mhz OEM Module [1]

Modem telemetry yang digunakan pada penelitian ini adalah MaxStream 9XTend, dengan fitur –fitur sebagai berikut:

1. Frequency Band 900Mhz and 2.4Ghz (2 versions) 2. Output Power 1mW to 1W software selectable

3. Sensitivity -110 dBm (@ 9600 bps) 4. RF Data Rate 9.6 or 115.2 Kbps 5. Interface data rate up to 230.4 Kbps

6. Power Draw (typical) 730 mA TX / 80 mA RX 7. Supply Voltage 2.8 to 5.5v

8. Range (typical, depends on antenna & environment) Up to 64km line-of-sight

9. Dimensions 36 x 60 x 5mm

Berikut ini susunan pin koneksi modem:

Gambar 3.7. Pin out Maxstream-9XTend [1]

Sedangkan keterangan untuk masing-masing pin dapat dilihat pada tabel 3.2. berikut ini:

Tabel 1.2. Deskripsi pin out MaxStream 9XTend [1]

a. Turnigy 9X dan Flight Mode Switch

Pada penelitian ini digunakan remote control Turnigy 9X dengan spesifikasi sebagai berikut :

1. Encoding PCM 9 channel and 8 channel PPM PPM (2.4Ghz). 2. 8 model memories internally with possibility to change their name. 3. 167x34mm LCD 8 lines, 22 characters with adjustable contrast.

41

4. Combines the programming for aircraft, glider, helicopter.

5. Doubles deflections (D / R) and a timer.

6. Easy access to international grouped on the front. 7. Ergonomic handle transportation.

8. Navigation classic 6 keys. 9. 7 Inter and 3 knobs.

10. Alarm to start on some international. [24]

Adapun flight mode switch digunakan untuk memilih flight mode pada saat penerbangan. Pada uji terbang nantinya digunakan tiga flight mode yaitu

stabilize, auto dan return to launch. Channel 8 digunakan sebagai channel untuk pemilihan flight mode ini dengan mengatur sinyal PWM output dari remote control. Gambar 3.8. berikut ini adalah rangkaian 6 position switch untuk pemilihan flight mode.

Gambar 3.8. Rangkaian 6 position switch

3.2.7. Konfigurasi Kontrol Autopilot

Pada tahapan ini semua parameter-parameter kestabilan autopilot

beberapa konfigurasi yang harus dilakukan sebelum pesawat dapat mengudara antara lain :

1. Pemilihan firmware Autopilot

Ada beberapa firmware autopilot yang disediakan oleh ardupilot pada mission planner. Terbagi menjadi dua yaitu Arduplane untuk wahana bertipe fixed wing

dan Arducopter untuk wahana bertipe multicopter.

2. Seting dan kalibrasi sensor

Sebelum melakukan penerbangan dan misi, terlebih dahulu dilakukan seting dan kalibrasi untuk beberapa sensor yang terpasang pada sistem autopilot diantaranya sebagai berikut:

a. Leveling

Ada dua sensor yang harus dikalibrasi terlebih dahulu sebelum wahana mengudara yaitu accelerometer dan gyroscope. wahana harus diletakkan datar dan level dengan sayap pesawat sebagai panduan, hal ini dikarenakan pada saat terbang posisi level pesawat mengikuti sayap.

b. Compass

Seperti halnya accelerometer dan gyroscope, sensor compass juga harus di kalibrasi terlebih dahulu sebelum wahana dapat diterbangkan. Pengaturan

declination dapat dipilih pada mode auto ataupun manual, seting manual harus mengunjungi URL http://www.magnetic-declination.com/ untuk mengetahui

43

wilayah yang akan dilakukan misi. Sedangkan untuk kalibrasi compass, wahana digerakkan 3-axis.

c. Radio Kontrol

Kalibrasi radio sangat penting dilakukan untuk menyamakan nilai ppm input dari

receiver remote control turnigy 9X dengan apm 2.5, nilai ppm ini sangat berpengaruh pada respon channel yang digunakan. Pada kalibrasi radio ini juga, 6 position switch dikalibrasi untuk dapat menyesuaikan PPM minimal dan maksimal antara radio dengan apm 2.5.

d. Telemetry Modem

Agar kedua modem telemetry MaxStream 9Xtend yang dipasang pada wahana maupun di ground station dapat berkomunikasi, modem protokol, dan baud rate

haruslah sama pada keduanya. Pada penelitian ini digunakan baud rate 57000 untuk mendapatkan data real time dan untuk meningkatkan jarak jangkauan

modem dengan daya yang nantinya akan digunakan adalah sebesar 1 Watt.

3. PID Pada Kendali Autopilot

Meningkatkan kepresisian pembacaan nilai eror dengan memanfaatkan umpan balik dari beberapa sensor merupakan fungsi dari kontrol PID, dengan menggunakan kontrol ini diharapkan gerak pesawat diudara pada saat melaksanakan misi akan sesuai dengan flight plan yang sudah dibuat. Ada tiga

gambar blok diagram dari pengendalian kontrol PID terhadap ketiga axis

pergerakan tersebut :

a. PID pada kontrol Roll

Gambar 3.9. PID pada kontrol roll

b. PID pada kontrol Pitch

Gambar 3.10. PID pada kontrol pitch

c. PID pada kontrol Yaw

45

d. PID pada control Altitude

Gambar 3.12. PID pada kontrol altitude

3.2.8. Pengujian

Pengujian dilakukan dengan melakukan uji terbang. Uji terbang ini merupakan tahap pengujian secara keseluruhan terhadap hasil pengembangan dan konfigurasi. Pengujian dilakukan dengan melakukan penerbangan dengan memfokuskan pengamatan pada fungsi autopilot dan respon pesawat pada saat penerbangan.

Pengujian menggunakan tiga flight mode yaitu stabilize, auto dan return to launch. Pada Mode stabilize, pesawat harus mampu terbang dengan stabil tidak miring ke kanan atau miring ke kiri, tidak nose up atau nose down. Pada mode auto pesawat akan terbang mengikuti lintasan waypoint dengan jarak, ketinggian dan radius waypoint yang telah ditentukan pada mission planner. Pada penerbangan menggunakan mode Return To Launch, pesawat akan terbang kembali ke titik home walaupun misi terbang belum selesai dilaksanakan, pada pengujian ini mode RTL dibagi menjadi dua kondisi, kondisi yang pertama

mengunakan switch pada remote control dan yang kedua RTL di masukkan ke dalam fail safe.

Pengembangan dan konfigurasi dikatakan gagal jika pesawat tidak dapat diterbangkan. Pengembangan dan konfigurasi dapat dikatakan berhasil jika pesawat dapat diterbangkan, dengan dua parameter. Parameter pertama adalah pesawat dikatakan dapat terbang dengan baik jika pesawat dapat terbang mengikuti lintasan waypoint dengan eror simpangan kurang dari atau sama dengan 1 meter. Eror simpangan yang dimaksud disini adalah selisih jarak antara rute terbang pesawat yang sebenarnya dengan rute terbang yang seharusnya (yang diatur pada flight plan Mission Planner). Parameter yang kedua yaitu pesawat mampu mempertahankan ketinggian terbang sesuai dengan setting flight plan.

IV. HASIL DAN PEMBAHASAN

4.1 Hasil

4.1.1 Hasil Instalasi Hardware

Penempatan perangkat elektonik autopilot pada wahana Proto-03 dapat dilihat pada gambar 4.1. berikut ini.

Gambar 1.1. Tata letak perangkat elektronik

Penjelasan penempatan perangkat adalah sebagai berikut :

1. Xtend 900MHz Radio, modul radio telemetri ini diletakkan di bagian paling depan dari wahana jauh dari peralatan elektronik yang lain (terutama

2. Li-Po Battery, pada penelitian ini digunakan baterai lithium Polymer 3 x 2200mAh 3S dengan berat keseluruhan 564 gram. Sama seperti modul temeletri XTend, baterai Li-Po ini diletakkan di bagian paling depan dari wahana agar titik Centre Of Gravity (CG) dapat terpenuhi.

3. Digital Camera Slot, Slot ini digunakan sebagai tempat untuk meletakkan kamera Canon A2300 dengan berat 125 gram. Slot ini ditempatkan di bagian depan wahana setelah baterai Li-Po dengan tujuan yang sama dengan penempatan baterai Li-Po.

4. APM 2.5, penempatan board autopilot sebisa mungkin lebih dekat dengan titik CG sehingga kinerja sensor-sensor yang ada di dalamnya semakin efektif karena pada titik tersebut getaran sangat kecil [23]. Pada penelitian ini, board autopilot diletakkan agak jauh dari titik CG karena tidak ada ruang di bawah sayap dan untuk mengurangi resiko board rusak apabila terjadi crash landing, karena kemungkinan fuselage patah di bawah sayap sangat memungkinkan mengingat struktur fuselage pada bagian tersebut sangat rentan sehingga

board diletakkan pada fuselage yang agak tebal dan tidak terlalu jauh dari titik CG.

5. FrSKY Radio, modul ini diletakkan berdekatan dengan board autopilot

untuk memangkas penggunaan kabel yang berlebihan modul ini diletakkan berdekatan pula dengan sayap untuk memasang antena.

6. UBEC 5Volt (Universal Battery Elimination Circuit), modul ini diletakkan agak berjauhan dengan board autopilot untuk meminimalisir kemungkinan adanya interferensi magnetic dan panas berlebih karena modul ini menghasilkan rugi-rugi berupa panas.

49

Penempatan perangkat penunjang autopilot dapat dilihat pada gambar 4.2. berikut.

Gambar 4.2. Tata letak perangkat penunjang

Penjelasan penempatan adalah sebagai berikut :

1. XTend Antenna, antena diletakkan di luar dari struktur wahana dengan maksud untuk lebih memaksimalkan penerimaan sinyal.

2. Power Cable, diletakkan berjauhan dengan sistem elektronik seperti board autopilot sehingga meminimalisir kemungkinan terjadinya interferensi magnetik yang mengakibatkan pembacaan sensor kompas menjadi tidak akurat.

3. GPS Module, modul ini dilengkapi dengan keramik patch antenna untuk penerimaan data dari satelit. Pada pemasangannya, antena ini tidak boleh

tertutup sehingga langsung berhadapan dengan langit untuk lebih mengoptimalkan penerimaan data.

4. Brushless Motor, diletakkan dengan konfigurasi penggerak belakang untuk melindungi motor dan propeller pada saat terjadi crash landing.

5. Servo motor, diletakkan berdekatan dengan sistem gerak dari wahana untuk menghemat penggunaan pushrod.

6. Electronic Speed Controller, perangkat ini menghasilkan rugi-rugi panas yang apabila tidak diminimalisir dapat merusak perangkat ini sendiri sehingga dalam pemasangannya heatsink yang ada pada perangkat ditaruh di luar struktur fuselage untuk lebih meningkatkan proses pendinginan pada saat wahana mengudara.

Sedangkan perangkat GCS ditampilkan pada gambar 4.3. berikut ini :

51

Perangkat utama dari sistem Ground Control Station ini adalah laptop dengan

mission planner yang terpasang di dalamnya. Tripod digunakan untuk memberikan tempat yang agak tinggi bagi modul XTend 900 MHz sehingga kondisi line of sight antara modul dan wahana dapat terpenuhi.

Terdapat enam slot flight mode pada autopilot apm 2.5 tetapi pada penelitian ini hanya menggunakan empat flight mode. Switch pemilihan flight mode ini terhubung ke channel 8 pada board apm 2.5, untuk memisahkan ke enam flight mode dalam satu channel tersebut digunakan teknik pemisahan nilai PWM mulai dari PWM 0 sampai 1750. Bentuk jadi dari enam position switch dapat di lihat pada gambar 4.4. berikut ini.

Pada mission planner, flight mode 1 memakai nilai PWM dari 0 sampai 1230,

flight mode 2 dari PWM 1231-1360, flight mode 3 dari PWM 1361-1490, flight mode 4 dari PWM 1491-1620, flight mode 5 dari PWM 1621-1749 dan flight mode 6 memakai PWM 1750. Flight mode 1 digunakan untuk stabilize, flight mode 2 untuk return to launch, flight mode 3 untuk auto, flight mode 4 untuk FBWA, flight mode 5 untuk stabilize dan flight mode 6 untuk manual, dari keenam flight mode tersebut hanya flight mode 2,3,5 dan 6 yang dipakai untuk penelitian ini.

4.1.2 Uji Sensor dan Telemetry

Sensor-sensor yang digunakan perlu diuji untuk melihat keakuratan pembacaan setelah dikalibrasi sehingga meminimalisir kemungkinan kesalahan pembacaan pada saat wahana sedang mengudara. Uji transmisi data telemetry juga diperlukan untuk mengetahui hasil seting modul XTend-900. Software Mission Planner, X-CTU dan U-Center digunakan untuk pengujian yang meliputi sensor gyroscope,

accelerometer, compass, GPS dan telemetry.

4.1.2.1 Gyroscope dan Accelerometer (MPU 6000)

Uji sensor gyroscope dan accelerometer ini menggunakan Mission Planner dengan HUD (Head-Up Display) sebagai tampilan hasil uji. Dengan menggunakan alat bantu berupa busur derajat, sudut kemiringan fuselage

53

mission planner telah dilengkapi dengan derajat sumbu roll dan pitch sehingga memudahkan dalam proses uji. Adapun hasil uji sensor ini adalah sebagai berikut :

a. Roll

(a) (b)

Gambar 4.5. (a). Roll kekanan 45º. (b). Roll kekiri 45º

Uji roll dibagi menjadi 2 yaitu uji roll kekanan dan kekiri dengan sudut 45º. Gambar 4.5. (a) adalah tampilan HUD pada saat wahana digerakkan miring ke kanan 45º, dapat dilihat bahwa HUD menunjukkan sudut kemiringan yang tepat yang ditandai dengan tanda level pada wahana (tanda berwarna merah) menyentuh angka 45 disebelah kiri dan atas . Uji roll yang kedua yaitu uji roll ke kiri dengan sudut kemiringan yang sama dengan uji roll pertama, pada gambar 4.5. (b) dapat dilihat HUD menunjukkan kemiringan yang tepat yaitu 45º. Hasil uji diatas dapat menjadi acuan keakuratan gerak roll (bank) wahana sehingga seting roll maksimum dari wahana dapat terpenuhi dan tidak meleset karena roll

maksimum dapat mempengaruhi keakuratan pergerakan wahana pada saat misi terbang.

b. Pitch

(a) (b)

Gambar 4.6. (a). Nose up 20º. (b). Nose down 20º

Uji sumbu pitch dibagi menjadi 2 yaitu uji nose up dan nose down dengan sudut sebesar 20º. Fuselage wahana diletakkan diarea datar dan level, penempatan ini dilakukan untuk meningkatkan keakurasian pembacaan sensor yang akan ditampilkan HUD pada mission planner. Uji pertama yaitu uji nose up dengan sudut 20º, uji ini dilakukan dengan mengangkat nose dari fuselage sebesar 20º. Adapun hasil dari uji yang pertama dapat dilihat pada gambar 4.6. (a), pada gambar terlihat pergerakan tanda level pada wahana (berwarna merah) yang semakin menjauhi bidang berwarna hijau sebesar 20º keatas. Gambar 4.6. (b) menunjukkan hasil uji yang kedua yaitu nose down dengan sudut 20º, dapat dilihat pergerakan tanda level pesawat menjauhi area berwana biru dengan sudut 20º.

4.1.2.2 Compass (HMC5883L)

Uji direction compass ini untuk mengetahui hasil dari seting declination dan kalibrasi. Uji ini menggunakan HUD pada mission planner untuk menampilkan hasil dan sebagai pembanding keakuratan digunakan magnetic compass. Berikut ini adalah hasil dari uji compass :

55

a. Yaw

(a) (b)

Gambar 4.7. (a). Compass 90º. (b). Compass 60º

Sensor compass HMC5883L memiliki akurasi 1º sampai 2º derajat pada pembacaan arah hadapan. Hasil uji pertama dapat dilihat pada gambar 4.7. (a),

fuselage wahana diletakkan menghadap utara (90º) pada gambar dapat dilihat kotak berwarna hijau pada bagian atas HUD. Uji yang kedua wahana diarahkan 60º kearah barat, pada gambar 4.7. (b) dapat dilihat kotak berwarna hijau yang menunjukkan derajat hadapan wahana. Keakuratan pembacaan sensor compass

ini berpengaruh pada arah hadapan wahana pada saat misi yang menggunakan

waypoint, semakin akurat pembacaan maka arah hadapan wahana semakin mendekati jalur waypoint. Keakuratan pembacaan sensor HMC5883L ini juga dipengaruhi oleh magnetic declination yang dapat diseting manual atau auto pada mission planner, seting manual dapat membuat keakuratan pembacaan lebih tajam karena declination area misi diketahui dan dijadikan parameter perhitungan.

4.1.2.3 Global Positioning System (Ublox Neo 6-M)

Uji ini menggunakan software U-Center sebagai penampil banyaknya satelit GPS yang dapat ditangkap oleh receiver. Uji ini juga digunakan untuk mengetahui waktu dimana satelit GPS paling banyak ditangkap oleh receiver, tempat dilakukannya uji ini adalah Laboratorium Terpadu Teknik Elektro Universitas Lampung dengan waktu yang bervariasi. Adapun hasil uji adalah sebagai berikut:

a. Hari Minggu 25 Mei 2015, pukul 16.21 WIB

Gambar 4.8. Akurasi GPS 5 meter

Penulis menggunakan fitur deviation map pada software U-center untuk melihat rekam jejak koordinat yang ditangkap oleh penerima GPS. Deviation map yang dipakai adalah dengan skala 5 meter karena penerima GPS yang diuji memiliki tingkat akurasi 5 meter. Pada gambar 4.8. dapat dilihat rekam jejak koordinat ditunjukkan dengan titik-titik berwarna hijau, sedangkan koordinat realtime

57

ditunjukkan oleh titik berwarna kuning. Rekam jejak koordinat menunjukkan bahwa akurasi GPS pada pukul 16.21 WIB adalah kurang dari 3.75 meter dan terus bergerak mendekati akurasi 1 meter.

Jumlah satelit yang dapat ditangkap oleh penerima GPS dapat dilihat pada gambar 4.9. terdapat 9 satelit yang sinyal dan kualitas datanya dapat digunakan untuk navigasi pada gambar diberi simbol berwarna hijau dan terdapat 5 satelit yang sinyalnya not available dan kualitas datanya tidak dapat digunakan untuk navigasi (berwarna merah) dan satu satelit yang sinyalnya available tetapi kualitas datanya tidak dapat digunakan untuk navigasi (berwarna biru).

b. Hari Senin 26 Mei 2015, pukul 11.00 WIB

Uji akurasi GPSyang kedua dilakukan hari senin tanggal 26 mei 2015 pada pukul 11.00 WIB. Hasil dari uji akurasi yang kedua ini dapat dilihat pada gambar 4.10. terlihat pada gambar bahwa keseluruhan rekam jejak koordinat GPS memiliki tingkat akurasi dibawah 5 meter kemudian akurasi mendekati 1.25 meter.

Gambar 4.10. Akurasi GPS 5 meter

Jumlah satelit GPS yang tertangkap oleh penerima GPS ada 13 satelit dimana ada 12 satelit yang sinyal dan kualitas datanya dapat digunakan untuk navigasi dan satu satelit yang tidak dapat digunakan, lihat gambar 4.11. Tampilan sky view

gambar 4.9 dan gambar 4.11. merupakan window dengan lingkaran kutub bumi sebagai acuan, dari utara (North), timur (East), selatan (South) dan barat (West). Lingkaran ini merupakan penglihatan dari atas langit koordinat yang direkam jejaknya oleh penerima GPS, posisi satelit GPS beserta keterangannya diambil

59

dari database internal yang ada pada software U-center. Posisi satelit GPS pada lingkaran merupakan posisi realtime satelit pada saat rekam jejak koordinat berlangsung, posisi satelit GPS yang diterima dapat lebih dekat dengan koordinat atau bahkan berada dekat dengan kutub bumi.

Gambar 4.11. Posisi dan kuat sinyal satelit GPS dilangit

Dari kedua uji akurasi modul penerima GPS Ublox Neo 6-M pada hari minggu dan senin tanggal 25,26 mei 2015 didapat bahwa evolusi satelit GPS mengelilingi bumi dalam 24 jam, terdapat waktu-waktu yang memungkinkan satelit GPS berkumpul pada satu bidang 360 derajat menurut sky view sehingga penerima GPS pada pukul 11.00 WIB menerima sinyal satelit GPS untuk navigasi lebih banyak tiga satelit dibandingkan dengan pukul 16.21 WIB.

4.1.2.4 Telemetry (9XTend OEM, 9Xtend PKG-U) a. X-CTU

Gambar 4.12. Pengiriman data serial

Software X-CTU adalah software yang digunakan untuk konfigurasi dan uji produk modem dari Digi RF. Pada uji telemetry ini, jarak antara radio penerima dan pemancar adalah 8.5 meter dengan tidak line of sight. Gambar 4.12. merupakan send packet dari radio modem yang dipakai, terlihat pada gambar kalimat berwarna biru dan merah dan file ASCII. Kalimat berwana biru adalah data yang dikirim oleh radio pemancar sedangkan kalimat yang berwarna merah adalah data yang diterima oleh radio penerima.

61

4.1.3 Uji Terbang

Misi penerbangan pada penelitian ini dibagi menjadi dua misi, setiap misi terdapat tiga sesi penerbangan.

4.1.3.1 Uji Terbang Misi Pertama 4.1.3.1.1 Menentukan Lokasi

Berikut ini pada gambar 4.13. adalah lokasi uji terbang jika dilihat menggunakan Google Earth Pro.

Gambar 4.13. Lokasi uji terbang pada Google Earth Pro

Lokasi yang digunakan untuk uji terbang pertama dan kedua adalah sama yaitu lokasi tanah kosong pendirian ITERA (Institut Teknologi Sumatera) dengan derajat bumi -5.367702º dan 105.315133º dengan ketinggian permukaan tanah dari permukaan laut adalah 113 meter.

4.1.3.1.2 Edit Parameter a. Seting Konstanta PID

Konstanta PID yang digunakan untuk uji terbang misi pertama adalah konstanta

default dari APM 2.5. Pemilihan konstanta default ini agar nantinya diketahui jarak ideal antar titik waypoint dan radius waypoint sehingga mempermudah pengubahan nilai-nilai kontanta pada misi kedua. Konstanta PID default dapat dilihat pada gambar 4.14 berikut ini :

Gambar 4.14. Konstanta PID default

b. Seting Throttle Cruise

Throttle Cruise merupakan besar nilai throttle yang independen digunakan oleh

autopilot tanpa ada masukan dari radio transmitter dan dapat diset mulai dari 0-100%. Penulis memakai fitur ini dikarenakan autopilot APM 2.5 yang digunakan tidak dilengkapi dengan airspeed sensor. Semua pelaksanaan uji terbang pada penelitian ini menggunakan Throttle Cruise 30%. Seting Throttle Cruise dapat dilihat pada gambar 4.15, pada gambar tersebut terdapat seting Min, Max dan

SlewRate. Min 0.000 dan max 100.0 menandakan nilai persentase Throttle adalah 100% dimana SlewRate yang digunakan untuk percepatan nilai Throttle memiliki nilai persentase 100%.

63

Gambar 4.15. Throttle cruise

4.1.3.1.3 Uji Terbang Sesi Pertama a. Edit Flight plan

Gambar 4.16. Edit flight plan

Gambar 4.16 diatas adalah flight plan untuk uji terbang sesi pertama ini, penulis membuat sebanyak 10 titik waypoint, jarak antar waypoint adalah 50 meter dan

waypoint radius sebesar 5 meter dengan lintasan lurus sepanjang 200 meter sehingga total panjang misi terbang adalah 574 meter. Altitude wahana pada saat misi adalah 50 meter diatas permukaan tanah dan home altitude adalah 117 meter dari permukaan laut kemudian loiter radius sebesar 50 meter, loiter radius adalah radius dalam meter yang digunakan wahana untuk mengelilingi home apabila misi telah selesai.

Sesi Jumlah Eror Waypoint Rata-rata Sesi Jumlah Eror Waypoint Rata-rata

sesi 1 171.54 10 17.154 sesi 1 623.32 108 5.771481

sesi 2 277.86 22 12.63 sesi 2 848.25 108 7.85416667

sesi 3 406.94 22 18.49727 sesi 3 789.48 108 7.31

Jumlah 48.28127 Jumlah 20.9356477

Rata-rata 16.0937567 Meter Rata-rata 6.97854922 Meter

MISI TERBANG PERTAMA MISI TERBANG KEDUA RATA - RATA EROR RADIUS SAAT UJI TERBANG

FIXED WING PROTO-03 SPECIFICATIONS

A. DIMENSION 1) Tampak Atas

B. ENDURANCE AND SPECIFICATION

ITEM SubITEM VALUE

PERFORMANCE

Maximum Payload 500 gram

Flight Radius Up to 1000 meter on radio control (RC) Maximum Take Of Weight 3500 gram

Flight Endurance 25 minute

Cruise Altitude 150 meter on RC

Cruise Speed 25-79 kph

FUSELAGE AND WING

Type Fixed wing

Time To Setup For Mission Under 10 minute

Structure Styrofoam, Aluminium, Twinwall Polycarbonate

Airfoil Type NACA 4412

Wing Area 0,356128 meter2

Wing Loading 9,8707429221301588 kg/meter2

ENGINE

Motor NTM Propdrive 35-48 900kv

Propeller Diameter 11x7 inchi

Battery 3x2200mAh 3S1P/11.1V/3Cell