SISTEM KENDALI FASE LOITER PADA PENERBANGAN PESAWAT TANPA AWAK SAYAP TETAP

AJENG PUTRI PRATIWI, Dr. Andi Dharmawan, S.Si., M.Cs.

2018 | Skripsi | S1 ELEKTRONIKA DAN INSTRUMENTASI

Pesawat sayap tetap yang memiliki karakteristik non zero airspeed mengharuskan pesawat untuk dapat terus bergerak tanpa adanya gerak rotasi yang tidak diinginkan pada sumbu roll, pitch, dan yaw ketika pesawat sedang melakukan suatu misi. pesawat juga diharuskan untuk dapat melakukan terbang secara melingkar untuk dapat melakukan pemantauan pada suatu wilayah atau disebut dengan loiter. Oleh karena itu perlu dibuat sebuah kendali yang mampu mengoptimalkan sudut rotasi pada gerak loiter. Kendali yang akan digunakan untuk mengoptimalkan gerak tersebut salah satunya adalah kendali full-state feedback menggunakan metode LQR. Penelitian ini menggunakan metode kendali Linear Quadratic Regulator (LQR) untuk memperoleh gain full-state feedback K pada sistem kendali. Metode LQR diterapkan pada simulasi MATLAB untuk mandapatkan nilai K. Nilai gain K1, K2, dan K3 digunakan untuk menghitung nilai torsi u1, u2, dan u3 yang diubah menjadi pulse width modulation (PWM) untuk mengendalikan keluaran sudut-sudut servo. Penelitian ini menghasilkan respons kendali yang didapatkan sesuai dengan spesifikasi yang diinginkan. Rise time yang dihasilkan sistem kendali anti-roll, anti-pitch, dan anti-yaw sebesar : 0,3, 0,4, dan 0,5 detik. Settling time sistem kendali anti-roll, anti-pitch, dan anti-yaw sebesar : 0,9, 0,7, dan 1,5 detik. Nilai maksimum overshoot pada kendali anti-roll, anti-pitch, dan anti-yaw sebesar : 9,52, 8,81, dan 277 derajat. Nilai steady state error kendali anti-roll, anti-pitch, dan anti-yaw sebesar : 0,46, 0,2, dan 1,53 derajat. Kendali gerak loiter pada pesawat tanpa awak sayap tetap memiliki maksimum overshoot sebesar 7 meter.

A fixed wing aircraft that has non-zero airspeed characteristics requires the aircraft to continue to move without unwanted rotational motion on the roll, pitch and yaw axes when the aircraft is carrying out a mission. airplanes are also required to be able to fly in a circle to be able to monitor the area or called loiter. Therefore it is necessary to make a control that is able to optimize the rotation angle of the locomotive motion. The controls used to optimize the motion are full-state feedback control using the LQR method. This study uses the Linear Quadratic Regulator (LQR) control method to obtain full-state K gain control on the control system. The LQR method is applied to the MATLAB simulation to get the K value. The gain values K1, K2, and K3 are used to control the torque values u1, u2, and u3 which are converted to pulse width modulation (PWM) to control the output of servo angles. This study produces a control response obtained according to the desired specifications. Rise time generated by the anti-roll, anti-pitch and anti-yaw control systems is: 0.3, 0.4, and 0.5 seconds. Settling time anti-roll, anti-pitch, and anti-yaw control systems are: 0.9, 0.7, and 1.5 seconds. The maximum value of overshoot on the anti-roll, anti-pitch and anti-yaw controls is: 9.52, 8.81 and 277 degrees. The steady state error values of anti-roll, anti-pitch, and anti-yaw controls are: 0.46, 0.2, and 1.53 degrees. Ground motion control on unmanned aircraft has a maximum overshoot of 7 meters.

Kata Kunci : LQR, anti-rotation, UAV, circle