BAB I PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang

Transkripsi

1 BAB I PENDAHULUAN 1.1 Latar Belakang Pesawat udara tanpa awak atau Unmanned Aerial Vehicle (UAV) adalah sebuah pesawat terbang yang dapat dikendalikan secara jarak jauh oleh pilot atau dengan mengendalikan dirinya sendiri. Dewasa ini, penerapan pesawat tanpa awak sendiri sudah luas seperti penerapan pesawat tanpa awak di bidang militer yang digunakan untuk melakukan suatu misi penyerangan atau pertahanan suatu negara. Selain di bidang militer penggunaan pesawat tanpa awak juga marak digunakan dalam fotografi udara, dokumenter, pemetaan suatu wilayah, pemantauan suatu daerah bencana, dan lain-lain (Widyantara, 2015). Sistem kontrol Proportional, Integral and Derivative (PID) merupakan sebuah kontroler untuk menentukan presisi suatu sistem instrumentasi dengan karakteristik adanya umpan balik pada sistem tersebut. Kontrol PID mempunyai tiga komponen diantaranya adalah Proporsional, Integral dan Derivatif yang dapat digunakan secara bersama-sama maupun sendiri-sendiri tergantung dari respon yang diinginkan terhadap suatu plant. Sistem kendali terbang digunakan sebagai pengatur kestabilan gerak pesawat udara agar bergerak sesuai dengan yang diinginkan. Penelitian yang telah dilakukan oleh Widodo dkk. (2012) tentang perancangan dan implementasi kontroler PID untuk pengaturan heading dan pengaturan arah pada fixed-wing UAV telah mampu mempertahankan arah pesawat terhadap waypoint namun belum mampu mempertahankan posisi terhadap gangguan angin pada lintasan, dikarenakan sistem kestabilan gerak pesawat yang kurang optimal. Oleh karena itu, pada penelitian ini akan dirancang suatu sistem kendali robust PID metode Integral Square Error (ISE) yang mampu menjaga UAV tetap stabil saat terjadi gangguan dalam melakukan misi terbang dengan merubah konstanta integral error pada PID biasa. ISE sendiri merupakan suatu indeks performansi dari robust PID, yang bila dibandingkan dengan indeks performansi lainnya seperti IAE,ITAE dan ITSE memiliki hasil yang lebih baik dengan rise time yang lebih kecil dan 1

2 2 overshoot yang cenderung kecil, selain itu respon sistem pada ISE lebih responsif (Priyambodo dkk., 2016). Salah satu contoh pesawat udara tanpa awak adalah delta wing yang memiliki sayap berbentuk segitiga (delta). Penelitian ini menggunakan delta wing di karenakan memiliki stall speed yang relatif kecil sehingga mudah dikendalikan, selain itu dengan sayap berbentuk segitiga memberikan beberapa keuntungan dari segi aerodinamis, ekonomis, dan performa yang lebih besar saat melakukan misi terbang. Penambahan sistem kendali robust PID metode ISE yang diimplementasikan pada delta wing diharapkan mampu menjaga pesawat tetap stabil saat terbang lurus dan tetap stabil saat adanya gangguan (Teli, 2014). Sistem pengendalian pada UAV dapat dibagi menjadi kendali secara manual oleh pilot dan kendali secara otomatis dengan mode auto pilot. Kendali manual pilot pada UAV dijalankan oleh operator yang berada di station kendali di darat (Ground Control Station) memberikan perintah terbang menggunakan gelombang radio melalui sistem telemetri yang menghubungkan UAV tersebut dengan operator di darat. Kendali auto pilot akan mengendalikan manuver dari UAV agar dapat bergerak mandiri untuk menuntaskan misi yang diberikan untuk melakukan fungsi tersebut, auto pilot memerlukan sistem sensor yang dapat mengukur parameterparameter penerbangan (Manggala, 2012). Flight Control System merupakan salah satu bagian yang penting dalam sebuah UAV. Flight Control System dapat digunakan untuk menentukan posisi keadaan pesawat agar tetap stabil dan sesuai dengan misi terbang yang dilakukan (Ardiantara, 2013). Pesawat tanpa awak atau UAV memerlukan sensor IMU (Inertial Measurement Unit) yang digunakan untuk menentukan atau mengukur sudut attitude UAV. Sensor yang digunakan adalah sensor gyro untuk mengukur kecepatan putar sudut attitude, GPS (Global Positioning System) untuk menentukan posisi koordinat (latitude,longitude,altitude) suatu obyek diatas permukaan bumi dan accelerometer yang digunakan untuk mengkompensasi drift/error yang terjadi pada sudut roll dan pitch karena accelerometer dapat dipakai untuk menentukan sudut-sudut attitude walaupun yang diukur oleh accelerometer secara langsung adalah percepatan gravitasi.

3 3 1.2 Rumusan Masalah Rumusan masalah yang menjadi dasar penelitian ini adalah bagaimana menjaga agar pesawat delta wing tetap stabil saat terbang lurus. 1.3 Batasan Masalah Adapun batasan masalah dalam penelitian ini adalah sebagai berikut: 1. Pesawat yang digunakan dalam penelitian adalah pesawat tipe delta wing. 2. Penentuan konstanta PID menggunakan teori Ziegler-Nichols dengan metode kedua. 3. Penelitian ini menggunakan sistem kendali Robust PID metode Integral Square Error (ISE). 4. Pengolahan data keluaran dari sensor IMU menggunakan algoritma Direction Cosine Matrix (DCM). 5. Indikator pengujian kestabilan dilakukan dengan penerbangan lurus normal dalam keadaan glidding. 6. Pengujian pada sistem tidak melakukan pengendalian terhadap ketinggian. 1.4 Tujuan Penelitian Tujuan dari penelitian ini adalah dapat merancang dan mengimplementasikan robust PID dengan metode ISE pada UAV agar dapat stabil saat terbang lurus. 1.5 Manfaat Penelitian Manfaat yang didapatkan dari penelitian ini adalah memperoleh sistem pesawat tanpa awak yang tahan terhadap gangguan (alami maupun buatan) saat melakukan misi terbang lurus. 1.6 Metodologi Penelitian Adapun beberapa metodologi penelitian yang dilakukan adalah sebagai berikut: 1. Studi Literatur Melakukan studi literatur seperti IMU GY 86, algoritma Direction Cosine Matrix dan penggunaan mikrokontroler.

4 4 2. Spesifikasi Sistem Pada tahapan spesifikasi sistem dilakukan spesifikasi sistem secara keseluruhan seperti spesifikasi perangkat keras maupun lunak yang mendukung penelitian. 3. Perancangan dan Implementasi Sistem Perancangan sistem dilakukan sesuai dengan spesifikasi yang telah ditentukan sebelumnya dan diawali dengan perancangan sistem pada software maupun pada hardware. Realisasi perancangan pada software maupun hardware selanjutnya diimplementasikan untuk diujikan. 4. Pengujian dan Analisis Ada dua tahapan pengujian yang dilakukan: - Pengujian subsistem untuk mengetahui performa sistem secara modular. - Pengujian sistem terintegrasi keseluruhan untuk mengetahui performa akhir sistem. 5. Pembuatan Laporan Pembuatan laporan dilakukan setelah mendapatkan data-data yang dirasa cukup pada tahapan pengujian dan analisis. Hasil tiap bab penyusunan merupakan keluaran tertulis dari tiap tahap penelitian. 1.7 Sistematika Penulisan Adapun sistematika penulisan yang digunakan dalam penyusunan tugas akhir adalah sebagai berikut: BAB I PENDAHULUAN Bab ini berisi latar belakang, rumusan masalah, batasan masalah, tujuan penelitian, manfaat penelitian, metodologi penelitian dan sistematika penulisan. BAB II TINJAUAN PUSTAKA Tinjauan pustaka memuat uraian sistematis tentang informasi hasil penelitian yang disajikan dalam pustaka dan menghubungkannya dengan masalah penelitian yang diteliti.

5 5 BAB III DASAR TEORI Pada bagian ini dijelaskan mengenai teori dari sistem yang akan dibuat. BAB IV PERANCANGAN SISTEM Pada bagian ini dijelaskan mengenai perancangan rangkaian perangkat keras dan perangkat lunak sistem yang dibuat. BAB V IMPLEMENTASI SISTEM Berisikan tentang implementasi dari perancangan dalam bentuk nyata terhadap kinerja perangkat keras dan perangkat lunak. BAB VI HASIL DAN PEMBAHASAN Tahap ini membahas tentang hasil pengujian sistem yang dilakukan oleh penulis meliputi pengamatan atas kinerja perangkat keras dan perangkat lunak. Hasil pengujian kemudian dianalisis serta dibahas hasil dan kinerjanya. BAB VII PENUTUP Bab ini berisi kesimpulan dari penelitian yang telah dilakukan serta saran-saran untuk pengembangan penelitian selanjutnya.