Penalaan PID Otomatis dengan Metode Routh dan Pedekatan Lyapunov pada Penahan Ketinggian Quadrotor

TITO NUR HENDRA PUTRA SETYATAMA, Andi Dharmawan, S.Si., M.Cs.

2016 | Skripsi | S1 ELEKTRONIKA DAN INSTRUMENTASI

Pengendalian quadrotor dibutuhkan agar quadrotor dapat melayang mendekati keadaan stasioner dan menahan ketinggian terbang. Teknik kendali yang digunakan yaitu PID controller dengan penalaan Kp, Ki, dan Kd berdasarkan metode kedua PID Ziegler-Nichols yang dilakukan pada software MATLAB dengan menggunakan fungsi transfer sudut pitch, sudut roll, sudut yaw, dan ketinggian. Konstanta Ku diperoleh dengan menggunakan Kestabilan Routh. Konstanta yang telah didapatkan divalidasi, lalu dianalisis menurut teori kestabilan Lyapunov untuk mengetahui kestabilan sistem. Pada penelitian, didapatkan konstanta Kp, Ki, dan Kd pada sudut pitch yaitu 0,058, 0,018, dan 0,045, pada sudut roll yaitu 0,056, 0,014, dan 0,033, pada sudut yaw yaitu 5,4, 0,5, dan 0,47, serta pada ketinggian yaitu 0,21, 0,003, dan 0,001. Dari hasil uji terbang didapatkan rentang nilai steady state error pada sudut pitch yaitu -3,128 sampai 3,236 derajat, pada sudut roll yaitu -4,218 sampai 3,914 derajat, pada sudut yaw yaitu -1,115 sampai 2,151 derajat, serta pada ketinggian yaitu 73 cm sampai 89 cm. Berdasarkan teori Kestabilan Lyapunov, konstanta Kp, Ki, dan Kd pada sudut pitch, roll, yaw, dan ketinggian yang didapatkan bersifat stabil asimptotik.

Control of quadrotor needed to fly approaching a stationary state and hold altitude. Control technique used is a PID controller with tuning constants Kp, Ki, and Kd based methods both PID Ziegler-Nichols performed in MATLAB using the transfer function of pitch, roll, yaw angle, and height. Ku constants obtained using Routh Stability. Constants that have been obtained are validated, then analyzed according to Lyapunov stability theory to determine the stability of system. In the study, obtained the constants Kp, Ki, and Kd the pitch angle that is 0.058, 0.018, and 0.045, the roll angle that is 0.056, 0.014, and 0.033, the yaw angle of 5.4, 0.5, and 0.47, and the height is 0.21, 0.003, and 0.001. From the results obtained flight test value range steady state error in pitch angle is -3,128 up to 3.236 degrees, the roll angle is -4,218 up to 3,914 degrees, the yaw angle is -1,115 up to 2,151 degrees, and the height is 73 cm up to 89 cm. Based on Lyapunov stability theory, the constant Kp, Ki, and Kd at an angle of pitch, roll, yaw and altitude gained is stable asymptotic.

Kata Kunci : Ziegler-Nichols, Euler-Lagrange, transfer function