SISTEM KENDALI UNTUK PENDARATAN JARAK PENDEK PESAWAT TANPA AWAK SAYAP TETAP

I Made Tresnayana, LQR, Angle of attack, Fullstate feedback.

2019 | Skripsi | S1 ELEKTRONIKA DAN INSTRUMENTASI

Pesawat tanpa awak sayap tetap atau fixed wing memiliki tiga fase penerbangan, yaitu lepas landas, terbang jelajah dan pendaratan. Pada fase pendaratan dibutuhkan jarak landasan yang cukup panjang. Ketika wahana melakukan pendaratan pada landasan yang pendek dapat mengakibatkan terjadinya gerak rotasi yang tidak diinginkan. Pengendalian gerak rotasi pitch merupakan yang paling sering ditemui adanya overshoot saat melakukan pendaratan. Oleh karena itu, fase pendaratan jarak pendek merupakan suatu fase kritis dalam sebuah misi penerbangan pesawat tanpa awak sayap tetap. Pada penelitian ini menggunakan sistem kendali fullstate feedback gain K yang nilainya diperoleh menggunakan metode Linear Quadratic Regulator (LQR). Nilai gain K tersebut digunakan sebagai masukan sistem wahana yang dikonversi terlebih dahulu menjadi nilai defleksi sudut servo dan sinyal Pulse Width Modulation (PWM) untuk mengatur kecepatan putar motor brushless. Kendali fase pendaratan dibagi menjadi dua yaitu glideslope serta flare. Pendaratan dikatakan memiliki jarak pendek ketika wahana mampu menjaga sudut serang pada nilai kritisnya saat melakukan glideslope. Nilai 9 derajat merupakan batas kritis sudut serang yang dapat dilakukan wahana agar tetap berada pada jalur pendaratan dan tidak terjadinya stall. Nilai acuan sudut pitch diatur sebesar 17 derajat ke arah bawah, di mana nilai pitch tersebut didapatkan dari hubungan antara gaya angkat dan sudut serang kritis wahana. Berdasarkan penelitian yang telah dilakukan, didapatkan hasil berupa respon sistem yang sudah sesuai dengan spesifikasi yang diinginkan. Selain itu, wahana juga sudah mampu mempertahankan sudut serang pada nilai 9 derajat dengan toleransi lebih kurang 3 derajat. Hasil tersebut menunjukkan sistem kendali sudah mampu melakukan fase pendaratan jarak pendek dengan mempertahankan sudut serang pada nilai yang ditentukan.

Fixed wing Unmanned Aerial Vehicle or fixed wing UAV has three flight phases: takeoff, cruise, and landing. During the landing, a fairly long runway is needed. When a UAV does landing on a short runway, undesired rotational motion could happen. Control of pitch rotation is the most frequently encountered multi overshoot when landing. Therefore, a short distance landing phase is a critical phase in a fixed-wing flight mission. In this thesis uses a fullstate feedback K gain whose value is obtained using the Linear Quadratic Regulator (LQR) method. The K gain value is used as the vehicle system input value which is first converted to a servo deflection angle value and Pulse Width Modulation (PWM) signal to adjust the brushless motor rotation speed. Control of the short distance landing phase is divided into two, called as glideslope and flares. The UAV will maintain the angle of attack at value of 9 degree when doing the glideslope. This value is the critical limit of the angle of attack that can be carried out by the vehicle so that it remains on landing line and preventing from stalling. The reference value of the pitch angle is set to 17 degree downward, where the value is obtained from the relationship between the lift force and the critical attack angle of the vehicle. Based on this research, the results show that there is a response system that is already in accordance with the desired specifications. In addition, the vehicle has also been able to maintain the angle of attack at value of 9 degree with a tolerance of approximately 3 degree. These results indicate that the control system has been able to perform a short distance landing phase by maintaining the angle of attack at the specified value.

Kata Kunci : LQR, Sudut serang, Fullstate feedback