Rancang Bangun Model Quadcopter Dengan Control PID (Proportional Integral Derivative) Sebagai Kendali Gerakan Hover Pada UAV (Unmanned Aerial Vehicle ) Quadcopter
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
Rancang Bangun Model Quadcopter Dengan Control PID (Proportional
Integral Derivative) Sebagai Kendali Gerakan Hover Pada UAV
(Unmanned Aerial Vehicle ) Quadcopter
Abdul Jabbar Lubis
Jurusan Teknik Informatika Sekolah Tinggi Teknik Harapan Medan
Jl. HM Jhoni No 70 Medan, Indonesia
abduljabbarlbs@rocketmail.com
Abstract
Advances in technology and science, especially in the field of control engineering (engineering controls) have
grown rapidly. These developments facilitate communication and electronic appliance control, especially
controlling Quadcopter. As it grows, has now developed a robot control system to fly over long distances using
radio frequency so it does not need to wear a lot of cable channels. Making flying robot aims to design a flying
robot models that can be applied as a tool for surveillance. The system is controlled from a distance of about +/200 to 500 meters and can be controlled using a remote.
Keywords: Quadcopter, radio frequency, remote
Abstrak
Kemajuan dalam bidang teknologi dan ilmu pengetahuan khususnya dalam bidang teknik kendali (teknik
kontrol) telah berkembang dengan pesat. Perkembangan ini mempermudah komunikasi dan pengendalian alat
elektronik khususnya pengontrolan Quadcopter. Seiring perkembangannya, saat ini telah berkembang sistem
kendali robot terbang jarak jauh dengan menggunakan frekuensi radio sehingga tidak perlu memakai saluran
kabel yang banyak. Pembuatan robot terbang ini bertujuan untuk merancang suatu model robot terbang yang
dapat diaplikasikan sebagai alat bantu pengawasan. Sistem dikendalikan dari jarak sekitar +/- 200 hingga 500
meteran dan bisa dikendalikan dengan menggunakan remote.
Kata Kunci: Quadcopter, Frekuensi radio, remote
1.
PENDAHULUAN
Quadcopter merupakan pesawat yang
memiliki empat buah motor yang dikendalikan
secara terpisah satu sama lainnya. Pada
perkembangannya quadcopter dirancang untuk
kendaraan udara tanpa awak (Unmanned Aerial
Vehicle) yang dikendalikan jarak jauh oleh atau
tanpa seorang pilot (autopilot). Pada fase
penerbangan quadcopter, fase landing (pendaratan)
merupakan fase paling kritis, dimana resiko terjadi
kecelakaan paling besar. Permasalahan tersebut
muncul karena adanya beberapa kendala, seperti
kendala pada struktur rangka pesawat yang kecil,
peningkatan beban pada sayap pesawat serta
pengaruh beban angin sehingga menyebabkan
pesawat tidak stabil. Pada saat proses landing
referensi ketinggian terus berubah dari set point
tertentu sampai set point bernilai nol (di dasar).
Kondisi beban pada saat quadcopter berada diatas
jelas akan berbeda dibandingkan pada saat
quadcopter berada dibawah. Kondisi beban yang
berubahubah akan menyebabkan parameterparameter plant berubah. Perubahan beban tersebut
menyebabkan adanya ketidakpastian parameter
plant yang dapat menyebabkan perubahan
spesifikasi respon yang cukup signifikan. Adanya
permasalahan tersebut, dapat dikatakan sulit dalam
perancangan kontroler yang didasarkan pada model
analitis. Kontroler sebelumnya yakni kontroler PID
biasa tidak mampu mengatasi masalah diatas
karena dinamika sistem yang bervariasi kecuali
dengan cara dituning berkala. Oleh karena itu,
dibutuhkan suatu kontroler yang robust dan dapat
diandalkan untuk menyelesaikan permasalah diatas
dan dipilihlah metode PID model reference
adaptive
control
(PID-MRAC).
Sistem
pengendalian berbasis MRAC menawarkan
beberapa kelebihan untuk mengatasi karakteristik
plant non-linear salah satunya quadcopter. MRAC
merupakan salah satu skema adaptif dimana
performansi keluaran sistem (proses) akan
mengikuti
performansi
keluaran
model
referensinya. Parameter kontroler PID diskrit diatur
(mekanisme
pengaturan)
berdasarkan pada
perubahan parameter plant yang diestimasi dengan
metode Least Square.
2. LANDASAN TEORI
2.1 Sekilas Tentang Aeromodelling
Pada dunia aeromodelling, pesawat tanpa
awak (Unmanned Aerial Vehicle/UAV) merupakan
miniatur pesawat udara yang bisa diterbangkan baik
secara manual maupun secara otomatis yang dapat
dikendalikan menggunakan Remote Control (RC).
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
Miniatur pesawat udara ini terdiri atas 2
kategori yaitu pesawat udara aerodinamis dan
pesawat udara aerostatis :
1.
Pesawat Udara Aerodinamis
Pesawat udara aerodinamis merupakan
pesawat udara yang lebih berat dari udara
(Heavier Than Air). Pesawat udara aerodinamis
terdiri dari 2 kelompok yaitu pesawat yang
bermotor dan pesawat yang tidak bermotor.
Pesawat Udara Aerodinamis terdiri dari 2
kelompok yaitu pesawat bermotor dan tidak
bermotor. Yang bermotor terdiri dari bersayap
tetap (Fixed Wing) dan sayap putar (Rotary
Wing) .Pesawat udara aerodinamis bermotor
bersayap tetap terdiri dari pesawat terbang,
kapal terbang dan amphibians. Yang bersayap
putar terdiri dari Helicopter dan Gyrocopter.
Pesawat udara aerodinamis tidak bermotor
terdiri dari pesawat luncur (Glider), pesawat
layang (Sailplane) dan layang-layang.
Gambar 2.1. Gambar Sistem UAV Secara
Umum
Pesawat merupakan bagian terpenting dari UAV
itu sendiri. Adapun bagian penyusun pesawat
dapat dilihat pada gambar 2.8 dibawah ini :
2.
Pesawat Udara Aerostatis
Pesawat Udara Aerostatis merupakan pesawat
udara yang lebih ringan dari pada udara (Lighter
Than Air). Pesawat udara aerostatis terdiri dari
kapal udara dan balon udara.
2.2 Sekilas Tentang Quadcopter
Quadcopter adalah jenis pesawat udara
aerodinamis bermotor dan bersayap putar
(rotary wing). Sebagaimana dengan namanya
Quad yang berarti empat, sehingga pada
quadcopter memiliki 4 buah motor brushless
dan 4 buah baling-baling (propeller).
Berdasarkan
bentuk
rangka
(frame),
quadcopter terdiri dari 2 model yaitu model dengan
frame berbentuk “plus” (+) dan model dengan
frame berbentuk “silang” (x).
2.3 UAV (Unmanned Aerial Vehicle)
Wahana udara tak berawak atau biasa
disebut UAV, lebih dari sekedar model
kendaraan udara karena dioperasikan tanpa
adanya anggota kru penerbang di kendaraan
tersebut. UAV merupakan wahana udara tak
berawak yang salah satu pengoperasiannya
dengan cara dikendalikan dari jarak jauh. UAV
dapat berupa, pesawat atau helikopter yang
menggunakan sistem navigasi mandiri. 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. [Unmanned
Air Vehicle, 2007]
Gambar 2.2 Bagian-bagian dari UAV
Keterangan:
A = Autopilot kontrol
B = Baterai
D = Datalink radio modem dan antena
G = Penerima GPS
I = Sensor IR
M = Motor dan kontrol
R = Penerima RC dan antena
S = Servo
P = Payload, kamera dan pemancar video
2.4. PID (Proportional Integral Derivative)
PID (Proportional Integral Derivative)
controller merupakan
pengendali
untuk
menentukan presisi suatu sistem instrumentasi
dengan karakteristik adanya umpan balik pada
sistem tesebut. Pengendali PID merupakan
gabungan dari tiga sistem kendali yang bertujuan
untuk mendapatkan keluaran dengan rise time
yang tinggi dan galat yang kecil. Seperti yang
kita ketahui bahwa sistem kendali proporsional
memiliki keunggulan yaitu rise time yang cepat
tetapi sangat rentan dengan overshot/undershot,
sistem kendali integral memiliki keunggulan
untuk meredam galat, sedangkan sistem kendali
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
diverensial memiliki
keunggulan
untuk
memperkecil
delta
error
atau meredam
overshot/undershot.
PID
berdasarkan
implementasinya dibedakan menjadi analog dan
digital. PID analog diimplementasikan dengan
komponen elektronika resistor, capacitor, dan
operational amplifier, sedangkan PID digital
diimplementasikan dengan menggunakan program.
PID
(Proportional–Integral–Derivative
controller) merupakan
kontroler
untuk
menentukan presisi suatu sistem instrumentasi
dengan karakteristik adanya umpan balik pada
sistem. Komponen kontrol PID ini terdiri dari tiga
jenis
yaitu
Proportional,
Integratif
dan
Derivatif.Elemen-elemen kontroller P, I dan D
bertujuan untuk mempercepat
reaksi sebuah
sistem, menghilangkan offset dan menghasilkan
perubahan awal yang besar.
Gambar 2.3 Blok diagram kontroler PID Analog
3. HASIL DAN PEMBAHASAN
3.1 Pengujian Sensor Sonar
Pembacaan
dilakukan
menggunakan
komunikasi serial. Data Sonar di buffer kemudian
dirubah dari data ASCII to integer.
Gambar 3.1 Error data sonar terhadap jarak
Untuk data dibawah 6 inchi data yang
terukur
tidak stabil atau random. Sehingga
dianggap error maksimum. Pada percobaan untuk
data sonar dengan pembacaan serial didapatkan
bahwa data sonar mulai dideteksi mulai jarak 7
inchi akan tetapi untuk jarak lebih dari 6 inchi
persen eror bisa mencapai 0 persen. Untuk data
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
lebih dari tujuh dan kurang dari delapan, data
sonar dideteksi 7 inchi. Jadi untuk perubahan
data persetengah inchi secara aktual , data pada
sonar yang terbaca tidak berubah dari data
sebelumnya.
3.2 Pengujian Pengambilan Data Remote
Tabel 3.1 Rata-Rata Error Tiap Percobaan
Gambar 3.2 Grafik karakteristik kecepatan UAV
terhadap data
Throttle
Untuk pengambilan data kecepatan ini
dilakukan 5 kali percobaan. Terjadi perubahan
kecepatan ketika lebar data throttle mulai sebesar
1.157ms hingga mulai tidak mengalami perubahan
ketika lebar pulsa mulai lebih dari 1.5ms. Dari data
kecepatan terlihat maksimal kecepatan yang
didapatkan 48 putaran per sekon(rps) bila
dirubah dalam putaran permenit (rpm) sekitar
2880 rpm. Percobaan dilakukan didalam ruangan
dan dimungkinkan terjadinya pengangkatan atau
penyelamatan pada
sistem
sehingga
tidak
membahayakan Miniature Aerial Vehicle.
Gambar 3.3 Grafik respon ketinggian
Kp=1,Ki=0,Kd=0.
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
Pada data diatas,data
tinggi diset pada
ketinggian 35 inchi dan data stabil ketika
ketinggian sesuai setpoint didapatkan sebesar 72
atau 1,667ms. Dari grafik range data setpoint
sebesar 30% dari data setpoint. Range data ini
diperlukan untuk mengetahui keberhasilan sistem
ketika terbang untuk menjaga ketinggian jarak
terhadap objek dibawahnya.
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
Dari Grafik ketika Kp=0,6 respon menuju
setpoint melambat dibandingkan dengan Kp=1.
Dilihat dari grafik frekuensi osilasi kp=0,6
relatif lebih kecil dari pada nilai kp=1. Daerah
range setpoint sekitar 30% dari nilai setpoint.
Jadi upper range sebesar 45,5 dan lower limit
sebesar 24,5. Dari data pada grafik diatas
didapatkan data out of range sebanyak 118 dari
327 banyaknya sample sehingga persen error
yang terjadi pada percobaan ketika Kp=0,6
sebesar
Didapatkan data out of range sebesar 34 dan
jumlah sample dalam percobaan sebanyak 157
sehingga didapatkan persen error sebesar :
Gambar 3.4 Grafik respon ketinggian pada
Kp=1.5,Ki=0,Kd=0.
Data grafik respon error data sonar dengan
setpoint 35 inchi dengan nilai data setpoint
ketika terbang adalah 1.5ms didapatkan grafik
cenderung dibawah nilai set point. Hal ini
dikarenakan nilai gas set point penentuannya
tidak tepat atau nilai gas ketika pada posisi set
point kurang besar. Sehingga UAV ketika kondisi
pada set point cenderung dibawah 35 inchi
akibat daya angkat UAV kurang akibat
pembebanan dan kecepatan rotor yang kurang.
Gambar 3.5 Grafik respon ketinggian dengan
throttle setpoint = 64
Gambar 3.6 Grafik respon ketinggian pada
Kp=0.6, Kd=0.264
Dari grafik respon diatas didapatkan lebih
sedikit adanya perubahan osilasi hanya untuk
respon untuk mencapai setpoint relatif lambat
atau
lama
dibanding
sebelumnya. Faktor
pembebanan pada UAV dan power baterai
sangat berpengaruh dalam daya angkat untuk
terbang menuju setpoint yang diinginkan. Dari data
gambar diatas bahwa range setpoint sekitar ±30
persen dari nilai setpoint Ketinggian setpoint
sekitar 35inchi sehingga dari data tabel pada
grafik diatas dapat diketahui bahwa dari 455
sample, data yang mengalami out of range sebesar
118 data.
Pada perancangan respon dalam mengakses
kontroler dilakukan scheduling setiap 20ms. Pada
grafik terlihat sistem menuju set point relatif
lama. Proses kontrol aktif setiap 20 ms. Hal ini
perlu penyesuaian scheduling yang baik apabila
sistem dalam terbang tidak menentu.
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
Tabel 3.2 Rata-rata Error Tiap Percobaan
3.
4.
Dari tabel error rata-rata tiap percobaan
diketahui nilai total error tiap percobaan
terdapat tanda minus(-) ada juga yang plus(+).
Untuk data persen error tiap percobaan, pada
tabel diatas persen error mengindikasikan
tingkat kesalahan MAV Quadcopter dalam
mempertahankan altitude atau ketinggian pada
setpoint yang telah dikirimkan oleh ground
segment. Dari tabel rata-rata error tiap percobaan
didapatkan data sebagai berikut :
Keterangan:
Q = total error rata-rata tiap percobaan
x = jumlah percobaan
e = total persen error tiap percobaan
Sehingga didapatkan tabel seperti dibawah ini :
Tabel 3.3 Rata-Rata Error Percobaan
Dari hasil percobaan yang dilakukan ratarata persen error yang didapatkan sebesar 31,91%.
Hal ini bisa dikatakan sistem berhasil menjaga
ketinggian dalam percobaan sebesar 68,09%.
Untuk total error sebesar 2,22577 inchi, hal ini
berarti sistem MAV ketika terbang rata-rata dalam
percobaan berada dibawah setpoint ketinggian
dalam range setpoint yang ditetapkan.
4.
KESIMPULAN
Setelah melakukan tahap perancangan
dan pembuatan sistem yang kemudian dilanjutkan
dengan tahap pengujian dan analisa maka dapat
diambil kesimpulan sebagai berikut :
1. Nilai Kp=1,5 mengakibatkan sistem osilasi
dengan cepat. Perubahan kecepatan blade
terlalu drastis. Dengan Kp=1 perubahan
kecepatan
blade
tidak terlalu
drastis
sehingga responnya menuju setpoint lebih
lambat.
2. Nilai Kp=0,6 dan Kd= 0.264 dan
dilakukan scheduling setiap waktu tertentu
5.
5.
kontrol aktif mengakibatkan MAV lebih
stabil,
tidak
mengalami osilasi
yang
berlebih atau bisa mempertahankan diarea
jarak setpoint, akan tetapi untuk menuju
setpoint ketinggian membutuhkan waktu yang
cukup lama.
Nilai Kp=0,6 dan Kd= 0.624 dan kontrol
diaktifkan secara free running sistem stabil
masih dijangkauan area setpoint, respon
kontrol terhadap perubahan data sensor lebih
cepat.
Untuk sensor ketinggian menggunakan
sonar yang diuji coba memiliki keterbatasan
jangkauan yang tidak bisa mendeteksi
ketinggian dibawah 6 inchi. Selain itu
ketinggian aktual dimungkinkan tidak sama
dengan hasil pembacaan akibat kemiringan
helikopter ketika bergerak.
Persen error pada MAV heli untuk
menjaga ketinggian
didapatkan
sebesar
31,91% dengan range setpoint sebesar 30%.
Sehingga didapatkan tingkat keberhasilan
untuk menjaga ketinggian sebesar 68.09%
dari pengujian yang telah dilakukan.
DAFTAR PUSTAKA
[1] Arduino, 2015, Arduino Uno board,
http://arduino.cc/en/Main/arduinoBoardUno
diakses tanggal 12 Januari 2015
[2] Bitar, H., 2015, Ardudroid Simple Bluetooth
Control
for
Arduino
and
Android,
http://www.techbitar.com/ardudroid-simplebluetooth-control-forarduino-andandroid.html, diakses tanggal 18 Januari 2015
[3] Carr,
R.,
2014,
Servo,
http://www.fatlion.com/sailplanes/servos.html
diakses pada 24 November 2014.
[4] Fauzi, M. K. A., 2014, Pemanfaatan
Komunikasi Bluetooth Untuk Buka Tutup
Gorden, Tugas Akhir, D3 Teknik Elektro,
Sekolah Vokasi, UGM, Yogyakarta.
[5] Febriansyah, D., 2015, Alat Kendali Lampu
Rumah Menggunakan Bluetotoh Berbasis
Android. Jurnal, STMIK PalComTech,
Palembang.
[6] Futurlec,
2015,
Relays,
https://www.futurlec.com/Relays/JQC-3FF12.shtml diakses tanggal 15 Januari 2015
[7] Ibrahim, M. M., 2013, Smart Home Berbasis
Mikrokontroller ATMega32, Tugas Akhir,
STMIK MDP, Palembang.
[8] Pratama, F. N., 2010, Smart House Berbasis
Mikrokontroller 89S51, Tugas Akhir, D3 Ilmu
Komputer, Universitas Sebelas Maret,
Surakarta.
[9] Sulanjari, A., 2014, Purwarupa Sistem
Pembuka Pintu Gerbang Dengan Handphone
Berbasis Arduino Uno R3, Tugas Akhir, D3
Elektronika dan Instrumentasi, Sekolah
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
Vokasi,
Universitas
Gadjah
Mada,
Yogyakarta.
[10] Yehuda, 2013, Purwarupa Sistem rumah
cerdas Berbasis Arduino Uno Yang
Dikendalikan Dengan Smartphone Android,
Tugas Akhir, Elektronika dan Instrumentasi,
UGM, Yogyakarta.
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
Rancang Bangun Model Quadcopter Dengan Control PID (Proportional
Integral Derivative) Sebagai Kendali Gerakan Hover Pada UAV
(Unmanned Aerial Vehicle ) Quadcopter
Abdul Jabbar Lubis
Jurusan Teknik Informatika Sekolah Tinggi Teknik Harapan Medan
Jl. HM Jhoni No 70 Medan, Indonesia
abduljabbarlbs@rocketmail.com
Abstract
Advances in technology and science, especially in the field of control engineering (engineering controls) have
grown rapidly. These developments facilitate communication and electronic appliance control, especially
controlling Quadcopter. As it grows, has now developed a robot control system to fly over long distances using
radio frequency so it does not need to wear a lot of cable channels. Making flying robot aims to design a flying
robot models that can be applied as a tool for surveillance. The system is controlled from a distance of about +/200 to 500 meters and can be controlled using a remote.
Keywords: Quadcopter, radio frequency, remote
Abstrak
Kemajuan dalam bidang teknologi dan ilmu pengetahuan khususnya dalam bidang teknik kendali (teknik
kontrol) telah berkembang dengan pesat. Perkembangan ini mempermudah komunikasi dan pengendalian alat
elektronik khususnya pengontrolan Quadcopter. Seiring perkembangannya, saat ini telah berkembang sistem
kendali robot terbang jarak jauh dengan menggunakan frekuensi radio sehingga tidak perlu memakai saluran
kabel yang banyak. Pembuatan robot terbang ini bertujuan untuk merancang suatu model robot terbang yang
dapat diaplikasikan sebagai alat bantu pengawasan. Sistem dikendalikan dari jarak sekitar +/- 200 hingga 500
meteran dan bisa dikendalikan dengan menggunakan remote.
Kata Kunci: Quadcopter, Frekuensi radio, remote
1.
PENDAHULUAN
Quadcopter merupakan pesawat yang
memiliki empat buah motor yang dikendalikan
secara terpisah satu sama lainnya. Pada
perkembangannya quadcopter dirancang untuk
kendaraan udara tanpa awak (Unmanned Aerial
Vehicle) yang dikendalikan jarak jauh oleh atau
tanpa seorang pilot (autopilot). Pada fase
penerbangan quadcopter, fase landing (pendaratan)
merupakan fase paling kritis, dimana resiko terjadi
kecelakaan paling besar. Permasalahan tersebut
muncul karena adanya beberapa kendala, seperti
kendala pada struktur rangka pesawat yang kecil,
peningkatan beban pada sayap pesawat serta
pengaruh beban angin sehingga menyebabkan
pesawat tidak stabil. Pada saat proses landing
referensi ketinggian terus berubah dari set point
tertentu sampai set point bernilai nol (di dasar).
Kondisi beban pada saat quadcopter berada diatas
jelas akan berbeda dibandingkan pada saat
quadcopter berada dibawah. Kondisi beban yang
berubahubah akan menyebabkan parameterparameter plant berubah. Perubahan beban tersebut
menyebabkan adanya ketidakpastian parameter
plant yang dapat menyebabkan perubahan
spesifikasi respon yang cukup signifikan. Adanya
permasalahan tersebut, dapat dikatakan sulit dalam
perancangan kontroler yang didasarkan pada model
analitis. Kontroler sebelumnya yakni kontroler PID
biasa tidak mampu mengatasi masalah diatas
karena dinamika sistem yang bervariasi kecuali
dengan cara dituning berkala. Oleh karena itu,
dibutuhkan suatu kontroler yang robust dan dapat
diandalkan untuk menyelesaikan permasalah diatas
dan dipilihlah metode PID model reference
adaptive
control
(PID-MRAC).
Sistem
pengendalian berbasis MRAC menawarkan
beberapa kelebihan untuk mengatasi karakteristik
plant non-linear salah satunya quadcopter. MRAC
merupakan salah satu skema adaptif dimana
performansi keluaran sistem (proses) akan
mengikuti
performansi
keluaran
model
referensinya. Parameter kontroler PID diskrit diatur
(mekanisme
pengaturan)
berdasarkan pada
perubahan parameter plant yang diestimasi dengan
metode Least Square.
2. LANDASAN TEORI
2.1 Sekilas Tentang Aeromodelling
Pada dunia aeromodelling, pesawat tanpa
awak (Unmanned Aerial Vehicle/UAV) merupakan
miniatur pesawat udara yang bisa diterbangkan baik
secara manual maupun secara otomatis yang dapat
dikendalikan menggunakan Remote Control (RC).
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
Miniatur pesawat udara ini terdiri atas 2
kategori yaitu pesawat udara aerodinamis dan
pesawat udara aerostatis :
1.
Pesawat Udara Aerodinamis
Pesawat udara aerodinamis merupakan
pesawat udara yang lebih berat dari udara
(Heavier Than Air). Pesawat udara aerodinamis
terdiri dari 2 kelompok yaitu pesawat yang
bermotor dan pesawat yang tidak bermotor.
Pesawat Udara Aerodinamis terdiri dari 2
kelompok yaitu pesawat bermotor dan tidak
bermotor. Yang bermotor terdiri dari bersayap
tetap (Fixed Wing) dan sayap putar (Rotary
Wing) .Pesawat udara aerodinamis bermotor
bersayap tetap terdiri dari pesawat terbang,
kapal terbang dan amphibians. Yang bersayap
putar terdiri dari Helicopter dan Gyrocopter.
Pesawat udara aerodinamis tidak bermotor
terdiri dari pesawat luncur (Glider), pesawat
layang (Sailplane) dan layang-layang.
Gambar 2.1. Gambar Sistem UAV Secara
Umum
Pesawat merupakan bagian terpenting dari UAV
itu sendiri. Adapun bagian penyusun pesawat
dapat dilihat pada gambar 2.8 dibawah ini :
2.
Pesawat Udara Aerostatis
Pesawat Udara Aerostatis merupakan pesawat
udara yang lebih ringan dari pada udara (Lighter
Than Air). Pesawat udara aerostatis terdiri dari
kapal udara dan balon udara.
2.2 Sekilas Tentang Quadcopter
Quadcopter adalah jenis pesawat udara
aerodinamis bermotor dan bersayap putar
(rotary wing). Sebagaimana dengan namanya
Quad yang berarti empat, sehingga pada
quadcopter memiliki 4 buah motor brushless
dan 4 buah baling-baling (propeller).
Berdasarkan
bentuk
rangka
(frame),
quadcopter terdiri dari 2 model yaitu model dengan
frame berbentuk “plus” (+) dan model dengan
frame berbentuk “silang” (x).
2.3 UAV (Unmanned Aerial Vehicle)
Wahana udara tak berawak atau biasa
disebut UAV, lebih dari sekedar model
kendaraan udara karena dioperasikan tanpa
adanya anggota kru penerbang di kendaraan
tersebut. UAV merupakan wahana udara tak
berawak yang salah satu pengoperasiannya
dengan cara dikendalikan dari jarak jauh. UAV
dapat berupa, pesawat atau helikopter yang
menggunakan sistem navigasi mandiri. 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. [Unmanned
Air Vehicle, 2007]
Gambar 2.2 Bagian-bagian dari UAV
Keterangan:
A = Autopilot kontrol
B = Baterai
D = Datalink radio modem dan antena
G = Penerima GPS
I = Sensor IR
M = Motor dan kontrol
R = Penerima RC dan antena
S = Servo
P = Payload, kamera dan pemancar video
2.4. PID (Proportional Integral Derivative)
PID (Proportional Integral Derivative)
controller merupakan
pengendali
untuk
menentukan presisi suatu sistem instrumentasi
dengan karakteristik adanya umpan balik pada
sistem tesebut. Pengendali PID merupakan
gabungan dari tiga sistem kendali yang bertujuan
untuk mendapatkan keluaran dengan rise time
yang tinggi dan galat yang kecil. Seperti yang
kita ketahui bahwa sistem kendali proporsional
memiliki keunggulan yaitu rise time yang cepat
tetapi sangat rentan dengan overshot/undershot,
sistem kendali integral memiliki keunggulan
untuk meredam galat, sedangkan sistem kendali
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
diverensial memiliki
keunggulan
untuk
memperkecil
delta
error
atau meredam
overshot/undershot.
PID
berdasarkan
implementasinya dibedakan menjadi analog dan
digital. PID analog diimplementasikan dengan
komponen elektronika resistor, capacitor, dan
operational amplifier, sedangkan PID digital
diimplementasikan dengan menggunakan program.
PID
(Proportional–Integral–Derivative
controller) merupakan
kontroler
untuk
menentukan presisi suatu sistem instrumentasi
dengan karakteristik adanya umpan balik pada
sistem. Komponen kontrol PID ini terdiri dari tiga
jenis
yaitu
Proportional,
Integratif
dan
Derivatif.Elemen-elemen kontroller P, I dan D
bertujuan untuk mempercepat
reaksi sebuah
sistem, menghilangkan offset dan menghasilkan
perubahan awal yang besar.
Gambar 2.3 Blok diagram kontroler PID Analog
3. HASIL DAN PEMBAHASAN
3.1 Pengujian Sensor Sonar
Pembacaan
dilakukan
menggunakan
komunikasi serial. Data Sonar di buffer kemudian
dirubah dari data ASCII to integer.
Gambar 3.1 Error data sonar terhadap jarak
Untuk data dibawah 6 inchi data yang
terukur
tidak stabil atau random. Sehingga
dianggap error maksimum. Pada percobaan untuk
data sonar dengan pembacaan serial didapatkan
bahwa data sonar mulai dideteksi mulai jarak 7
inchi akan tetapi untuk jarak lebih dari 6 inchi
persen eror bisa mencapai 0 persen. Untuk data
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
lebih dari tujuh dan kurang dari delapan, data
sonar dideteksi 7 inchi. Jadi untuk perubahan
data persetengah inchi secara aktual , data pada
sonar yang terbaca tidak berubah dari data
sebelumnya.
3.2 Pengujian Pengambilan Data Remote
Tabel 3.1 Rata-Rata Error Tiap Percobaan
Gambar 3.2 Grafik karakteristik kecepatan UAV
terhadap data
Throttle
Untuk pengambilan data kecepatan ini
dilakukan 5 kali percobaan. Terjadi perubahan
kecepatan ketika lebar data throttle mulai sebesar
1.157ms hingga mulai tidak mengalami perubahan
ketika lebar pulsa mulai lebih dari 1.5ms. Dari data
kecepatan terlihat maksimal kecepatan yang
didapatkan 48 putaran per sekon(rps) bila
dirubah dalam putaran permenit (rpm) sekitar
2880 rpm. Percobaan dilakukan didalam ruangan
dan dimungkinkan terjadinya pengangkatan atau
penyelamatan pada
sistem
sehingga
tidak
membahayakan Miniature Aerial Vehicle.
Gambar 3.3 Grafik respon ketinggian
Kp=1,Ki=0,Kd=0.
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
Pada data diatas,data
tinggi diset pada
ketinggian 35 inchi dan data stabil ketika
ketinggian sesuai setpoint didapatkan sebesar 72
atau 1,667ms. Dari grafik range data setpoint
sebesar 30% dari data setpoint. Range data ini
diperlukan untuk mengetahui keberhasilan sistem
ketika terbang untuk menjaga ketinggian jarak
terhadap objek dibawahnya.
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
Dari Grafik ketika Kp=0,6 respon menuju
setpoint melambat dibandingkan dengan Kp=1.
Dilihat dari grafik frekuensi osilasi kp=0,6
relatif lebih kecil dari pada nilai kp=1. Daerah
range setpoint sekitar 30% dari nilai setpoint.
Jadi upper range sebesar 45,5 dan lower limit
sebesar 24,5. Dari data pada grafik diatas
didapatkan data out of range sebanyak 118 dari
327 banyaknya sample sehingga persen error
yang terjadi pada percobaan ketika Kp=0,6
sebesar
Didapatkan data out of range sebesar 34 dan
jumlah sample dalam percobaan sebanyak 157
sehingga didapatkan persen error sebesar :
Gambar 3.4 Grafik respon ketinggian pada
Kp=1.5,Ki=0,Kd=0.
Data grafik respon error data sonar dengan
setpoint 35 inchi dengan nilai data setpoint
ketika terbang adalah 1.5ms didapatkan grafik
cenderung dibawah nilai set point. Hal ini
dikarenakan nilai gas set point penentuannya
tidak tepat atau nilai gas ketika pada posisi set
point kurang besar. Sehingga UAV ketika kondisi
pada set point cenderung dibawah 35 inchi
akibat daya angkat UAV kurang akibat
pembebanan dan kecepatan rotor yang kurang.
Gambar 3.5 Grafik respon ketinggian dengan
throttle setpoint = 64
Gambar 3.6 Grafik respon ketinggian pada
Kp=0.6, Kd=0.264
Dari grafik respon diatas didapatkan lebih
sedikit adanya perubahan osilasi hanya untuk
respon untuk mencapai setpoint relatif lambat
atau
lama
dibanding
sebelumnya. Faktor
pembebanan pada UAV dan power baterai
sangat berpengaruh dalam daya angkat untuk
terbang menuju setpoint yang diinginkan. Dari data
gambar diatas bahwa range setpoint sekitar ±30
persen dari nilai setpoint Ketinggian setpoint
sekitar 35inchi sehingga dari data tabel pada
grafik diatas dapat diketahui bahwa dari 455
sample, data yang mengalami out of range sebesar
118 data.
Pada perancangan respon dalam mengakses
kontroler dilakukan scheduling setiap 20ms. Pada
grafik terlihat sistem menuju set point relatif
lama. Proses kontrol aktif setiap 20 ms. Hal ini
perlu penyesuaian scheduling yang baik apabila
sistem dalam terbang tidak menentu.
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)
Tabel 3.2 Rata-rata Error Tiap Percobaan
3.
4.
Dari tabel error rata-rata tiap percobaan
diketahui nilai total error tiap percobaan
terdapat tanda minus(-) ada juga yang plus(+).
Untuk data persen error tiap percobaan, pada
tabel diatas persen error mengindikasikan
tingkat kesalahan MAV Quadcopter dalam
mempertahankan altitude atau ketinggian pada
setpoint yang telah dikirimkan oleh ground
segment. Dari tabel rata-rata error tiap percobaan
didapatkan data sebagai berikut :
Keterangan:
Q = total error rata-rata tiap percobaan
x = jumlah percobaan
e = total persen error tiap percobaan
Sehingga didapatkan tabel seperti dibawah ini :
Tabel 3.3 Rata-Rata Error Percobaan
Dari hasil percobaan yang dilakukan ratarata persen error yang didapatkan sebesar 31,91%.
Hal ini bisa dikatakan sistem berhasil menjaga
ketinggian dalam percobaan sebesar 68,09%.
Untuk total error sebesar 2,22577 inchi, hal ini
berarti sistem MAV ketika terbang rata-rata dalam
percobaan berada dibawah setpoint ketinggian
dalam range setpoint yang ditetapkan.
4.
KESIMPULAN
Setelah melakukan tahap perancangan
dan pembuatan sistem yang kemudian dilanjutkan
dengan tahap pengujian dan analisa maka dapat
diambil kesimpulan sebagai berikut :
1. Nilai Kp=1,5 mengakibatkan sistem osilasi
dengan cepat. Perubahan kecepatan blade
terlalu drastis. Dengan Kp=1 perubahan
kecepatan
blade
tidak terlalu
drastis
sehingga responnya menuju setpoint lebih
lambat.
2. Nilai Kp=0,6 dan Kd= 0.264 dan
dilakukan scheduling setiap waktu tertentu
5.
5.
kontrol aktif mengakibatkan MAV lebih
stabil,
tidak
mengalami osilasi
yang
berlebih atau bisa mempertahankan diarea
jarak setpoint, akan tetapi untuk menuju
setpoint ketinggian membutuhkan waktu yang
cukup lama.
Nilai Kp=0,6 dan Kd= 0.624 dan kontrol
diaktifkan secara free running sistem stabil
masih dijangkauan area setpoint, respon
kontrol terhadap perubahan data sensor lebih
cepat.
Untuk sensor ketinggian menggunakan
sonar yang diuji coba memiliki keterbatasan
jangkauan yang tidak bisa mendeteksi
ketinggian dibawah 6 inchi. Selain itu
ketinggian aktual dimungkinkan tidak sama
dengan hasil pembacaan akibat kemiringan
helikopter ketika bergerak.
Persen error pada MAV heli untuk
menjaga ketinggian
didapatkan
sebesar
31,91% dengan range setpoint sebesar 30%.
Sehingga didapatkan tingkat keberhasilan
untuk menjaga ketinggian sebesar 68.09%
dari pengujian yang telah dilakukan.
DAFTAR PUSTAKA
[1] Arduino, 2015, Arduino Uno board,
http://arduino.cc/en/Main/arduinoBoardUno
diakses tanggal 12 Januari 2015
[2] Bitar, H., 2015, Ardudroid Simple Bluetooth
Control
for
Arduino
and
Android,
http://www.techbitar.com/ardudroid-simplebluetooth-control-forarduino-andandroid.html, diakses tanggal 18 Januari 2015
[3] Carr,
R.,
2014,
Servo,
http://www.fatlion.com/sailplanes/servos.html
diakses pada 24 November 2014.
[4] Fauzi, M. K. A., 2014, Pemanfaatan
Komunikasi Bluetooth Untuk Buka Tutup
Gorden, Tugas Akhir, D3 Teknik Elektro,
Sekolah Vokasi, UGM, Yogyakarta.
[5] Febriansyah, D., 2015, Alat Kendali Lampu
Rumah Menggunakan Bluetotoh Berbasis
Android. Jurnal, STMIK PalComTech,
Palembang.
[6] Futurlec,
2015,
Relays,
https://www.futurlec.com/Relays/JQC-3FF12.shtml diakses tanggal 15 Januari 2015
[7] Ibrahim, M. M., 2013, Smart Home Berbasis
Mikrokontroller ATMega32, Tugas Akhir,
STMIK MDP, Palembang.
[8] Pratama, F. N., 2010, Smart House Berbasis
Mikrokontroller 89S51, Tugas Akhir, D3 Ilmu
Komputer, Universitas Sebelas Maret,
Surakarta.
[9] Sulanjari, A., 2014, Purwarupa Sistem
Pembuka Pintu Gerbang Dengan Handphone
Berbasis Arduino Uno R3, Tugas Akhir, D3
Elektronika dan Instrumentasi, Sekolah
JITEKH, Vol 6, No 02, Tahun 2017, 77-82
Vokasi,
Universitas
Gadjah
Mada,
Yogyakarta.
[10] Yehuda, 2013, Purwarupa Sistem rumah
cerdas Berbasis Arduino Uno Yang
Dikendalikan Dengan Smartphone Android,
Tugas Akhir, Elektronika dan Instrumentasi,
UGM, Yogyakarta.
ISSN 2338-5677(Media Cetak)
ISSN 2549-6646 (Media Online)