Disain dan Implementasi Kontrol PID Model Reference Adaptive Control untuk Automatic Safe Landing Pada Pesawat UAV Quadcopter

Transkripsi

1 JURNAL TEKNIK POMITS Vol., No., () 6 Disain dan Implementasi Kontrol PID Model Reference Adaptive Control untu Automatic Safe Landing Pada Pesawat UAV Quadcopter Teddy Sudewo, Ea Isandar, dan Katju Astrowulan Teni Eletro, Faultas Tenologi Industri, Institut Tenologi Sepuluh Nopember (ITS) Jl. Arief Rahman Haim, Surabaya 6 atju@ee.its.ac.id, isandar@electeng.its.ac.id Abstra Pada fase penerbangan quadcopter, fase landing (pendaratan) merupaan fase paling ritis, dimana resio terjadi ecelaaan paling besar. Permasalahan tersebut muncul arena adanya beberapa endala, seperti endala pada strutur ranga pesawat yang ecil, peningatan beban pada sayap pesawat serta pengaruh angin sehingga menyebaban pesawat tida stabil. Pada penelitian tugas ahir ini, didesain suatu sistem ontrol pada UAV quadcopter menggunaan ontrol PID dengan Model Reference Adaptive Control (MRAC). Sistem pengendalian berbasis MRAC menawaran beberapa elebihan untu mengatasi arateristi plant nonlinear salah satunya quadcopter. MRAC merupaan ontrol adaptif dimana performansi eluaran sistem (proses) aan mengiuti performansi eluaran model referensinya. Pada tugas ahir ini, model referensi sudah ditentuan diawal dan spesifiasinya tetap sehingga dapat langsung didisain meanisme adaptasi dari MRAC. Parameter proses diestimasi menggunaan metode Extended Least Square, parameter proses tersebut aan mentuning parameter ontroler sehingga menghasilan sinyal ontrol PID. Hasil pengujian menunjuan bahwa etia terjadi perubahan parameter pada plant, ontroler mampu memperbaii respon agar tetap dapat mengiuti model referensinya dan dalam mengatasi gangguan metode adaptasi MRAC memilii emampuan yang bai dilihat dari watu yang dibutuhan yang relatif singat. Kata Kunci Landing, Least Square, Model Reference Adaptive Control, PID, UAV, Quadcopter Q I. PENDAHULUAN uadrotor merupaan pesawat yang memilii empat buah motor yang diendalian secara terpisah satu sama lainnya. Pada perembangannya quadcopter dirancang untu endaraan udara tanpa awa (Unmanned Aerial Vehicle) yang diendalian jara jauh oleh atau tanpa seorang pilot (autopilot). Pada fase penerbangan quadcopter, fase landing (pendaratan) merupaan fase paling ritis, dimana resio terjadi ecelaaan paling besar. Permasalahan tersebut muncul arena adanya beberapa endala, seperti endala pada strutur ranga pesawat yang ecil, peningatan beban pada sayap pesawat serta pengaruh beban angin sehingga menyebaban pesawat tida stabil. Pada saat proses landing referensi etinggian terus berubah dari set point tertentu sampai set point bernilai nol (di dasar). Kondisi beban pada saat quadcopter berada diatas jelas aan berbeda dibandingan pada saat quadcopter berada dibawah. Kondisi beban yang berubahubah aan menyebaban parameterparameter plant berubah. Perubahan beban tersebut menyebaban adanya etidapastian parameter plant yang dapat menyebaban perubahan spesifiasi respon yang cuup signifian. Adanya permasalahan tersebut, dapat diataan sulit dalam perancangan ontroler yang didasaran pada model analitis. Kontroler sebelumnya yani ontroler PID biasa tida mampu mengatasi masalah diatas arena dinamia sistem yang bervariasi ecuali dengan cara dituning berala. Oleh arena itu, dibutuhan suatu ontroler yang robust dan dapat diandalan untu menyelesaian permasalah diatas dan dipilihlah metode PID model reference adaptive control (PIDMRAC). Sistem pengendalian berbasis MRAC menawaran beberapa elebihan untu mengatasi arateristi plant nonlinear salah satunya quadcopter. MRAC merupaan salah satu sema adaptif dimana performansi eluaran sistem (proses) aan mengiuti performansi eluaran model referensinya. Parameter ontroler PID disrit diatur (meanisme pengaturan) berdasaran pada perubahan parameter plant yang diestimasi dengan metode Least Square. A. Plant Quadcopter II. DASAR TEORI UAV (Unmanned Aerial Vehicle) merupaan salah satu tenologi yang sedang mengalami perembangan yang pesat dan memilii potensi yang sangat besar, bai untu eperluan militer maupun sipil. Ada banya tipe UAV yang dienal. Contohnya adalah fixed wing, axial wing, coaxial wing, dan quadcopter.[] Quadcopter seperti yang dapat dilihat pada Gambar adalah heliopter yang tersusun atas empat buah rotor yang diletaan simetris pada tepitepi ujungnya. Quadcopter memilii emampuan untu melauan pendaratan dan lepas landas secara vertial, yang biasa dienal dengan istilah Vertical TaeOff and Landing (VTOL). Quadcopter juga memilii emampuan untu bergera dalam arah sumbu x, y, dan z. Geraan dan ecepatan quadcopter ditentuan oleh ecepatan masingmasing motor. Disamping harus mengendalian ecepatan masingmasing motor, dalam Unmanned Aerial Vehicle harus diperhatian juga mengenai pengendalian dalam hal attitude (siap) dari quadcopter tersebut. Siap tersebut antara lain geraan aselerasi (throttle), geraan mengguling (roll), geraan menganggu (pitch) dan geraan memutar (yaw). []

2 JURNAL TEKNIK POMITS Vol., No., () 6 () () (4) (5) Gambar. Plant quadcopter B. Pemodelan Fisis Quadcopter Perhitungan untu mendapatan pemodelan fisis yang tepat dapat dilauan dengan memaai pendeatan asumsi mengenai ondisi fisi dari quadcopter. Hal ini bertujuan untu menyederhanaan ompletifitas sistem yang dihasian dari dinamia quadcopter. Beberapa asumsi tersebut antara lain :. Strutur body dari quadcopter merupaan benda au (rigid).. Strutur body frame dari quadcopter bersifat simetris sepanjang sumbu x dan y.. Strutur dari propeler merupaan benda au (rigid). 4. Gaya thrust dan drag adalah proporsional dengan uadrat dari ecepatan propeler. 5. Keadaan model diasumsian dalam eadaan hovering. 6. Aerodinamia seaanaan diabaian. 7. Nonlinieritas dari baterai diabaian. 8. Tida ada slip antara propeler dan motor. Quadcopter memilii 6 Degree of Freedom (DoF) yang menghasilan eadaan (state) eluaran. Keadaan eluaran tersebut menghasilan geraan yang merepresentasian altitude dari quadcopter yani geraan translasi (u,v,w) dan geraan rotasi (. ).[] Beriut variabel eluaran yang aan digunaan untu menggambaran posisi dan geraan quadcopter. x = posisi quadcopter terhadap sumbu X e y = posisi quadcopter terhadap sumbu Y e z = posisi quadcopter terhadap sumbu Z e = ecepatan quadcopter yang diuur pada sumbu X b = ecepatan quadcopter yang diuur pada sumbu Y b = ecepatan quadcopter yang diuur pada sumbu Z b = sudut roll terhadap sumbu X e = sudut pitch terhadap sumbu Y e = sudut yaw terhadap sumbu Z e = ecepatan sudut roll yang diuur pada sumbu X b = ecepatan sudut pitch yang diuur pada sumbu Y b = ecepatan sudut yaw yang diuur pada sumbu Z b Persamaan model dari quadcopter didapatan melalui pemodelan fisi yang dasar teorinya didapat dari Tomasso Bresciani (Modelling, Identification and Control of a Quadcopter Helicopter., 5). Dalam perancangan simulasi quadcopter ada buah eluaran yang nantinya menentuan pola geraan dari quadcopter. Persamaan tersebut ditulisan pada Persamaan ()(). [4] () ( ) (6) ( ) (7) ( ) (8) ( ) (9) () Dari serangaian hasil penguuran fisi quadcopter yang dirancang, maa didapatan beberapa parameter seperti yang dapat dilihat pada Tabel. Tabel. Parameter fisi plant No. Parameter Fisi Hasil Penguuran C. Model Reference Adaptive Control Model Reference Adaptive Control merupaan salah satu dari meanisme ontroler adaptif. Pada dasarnya bertujuan untu memecahan masalah yang spesifiasi performansinya digambaran dalam bentu model referensi. Model ini menyataan bagaimana proses output seharusnya merespon secara ideal. Diagram blo sistem ditunjuan pada Gambar.[5] Dapat dilihat bahwa diagram blo MRAC terdiri dari dua loop. Loop yang pertama adalah loop umpan bali pada umumnya. Sedangan loop yang edua adalah loop yang menuju pada blo adjustment parameter (meanisme penyesuaian) untu membandingan esalahan. Permasalahan dalam MRAC ini adalah menentuan meanisme penyesuaian agar sistem menjadi stabil dan tida ada esalahan dalam eadaan tuna. Meanisme perhitungan parameter ontroler pada direct MRAC terjadi dengan mempertimbangan perbandingan input dan output plant. Kemudian meanisme tersebut mengadaan auto learning sehingga didapat paramater ontroler untu watu selanjutnya. Pada Gambar menunjuan sema dari MRAC.[]

3 JURNAL TEKNIK POMITS Vol., No., () 6 model ontroler Gambar. Sema MRAC D. Kontroler PID ym Parameter ontroler u Meanisme penyesuaian plant Sebuah ontroler proporsional ditambah integral ditambah derivatif (PID) adalah salah satu meanisme umpan bali yang banya digunaan dalam sistem pengaturan industri. Sebuah ontroler PID menghitung nilai esalahan sebagai perbedaan antara variabel proses teruur dan set point yang diinginan. Digram blo ontroler PID standar disajian pada Gambar. Untu menghubungan omputer dengan plant digunaan modul wifi wizfi yang memilii gelombang freuensi.4 GHz. Untu sinyal umpan bali dari sistem didapatan dari sensor unit yang terdiri dari gyroscope, accelerometer dan ping ultrasoni. Diagram alir perancangan sistem navigasi UAV dapat dilihat pada Gambar 4. Perhitungan ontroler PD untu eseimbangan gera terbang aan terus dilauan etia nilai esalahan sudut quadcopter tida sesuai dengan toleransi yang diinginan. Sedangan PIDMRAC digunaan untu mengatur etinggian quadcopter pada saat mendarat. Asi ontrol yang dihasilan oleh ontroler PD dan PIDMRAC mempengaruhi nilai eluaran pulsa pada port mirontroler untu mengendalian motor brushless. Kp. e ( t ) Set point error t Ki. e ( t ) dt td d Kd. e ( t ) dt PLANT Gambar Sistem pengaturan loop tertutup dengan ontroler PID Hubungan sinyal eror dan sinyal ontrol pada ontroler tipepid standar dapat dinyataan pada Persamaan (7)(8) sebagai beriut: d u( t) K p e( t) e( t) dt D e( t) I dt (7) Atau dalam bentu fungsi alih: U ( s) K p ( D s ) E( s) I s U s K p I D s ( ) ( I s ) E( s) I s III. PERANCANGAN SISTEM A. Arsitetur Sistem Navigasi pada UAV Quadcopter Sistem Navigasi pada quadcopter ini dilengapi dengan beberapa sensor, ontroler dan sistem omuniasi wireless. Kontroler yang digunaan untu pengaturan estabilan terbang pada sistem ini adalah sebuah miroontroler. Miroontroler juga digunaan untu mengirim datadata penguuran dari sensor yang ada pada quadcopter. Sedangan omputer dalam diagram blo pada Gambar 4 hanya digunaan untu monitoring datadata penerbangan seperti etinggian, sudut pitch, sudut roll dan sinyal masuan pada tiaptiap motor. Perangat luna yang digunaan untu monitoring dan meyimpan data penerbangan digunaan LabView 8.5. (8) Gambar 4. Diagram blo arsitetur sistem navigasi UAV quadcopter B. Perancangan Kontroler PIDMRAC Pada penelitian ini ontroler PIDMRAC digunaan untu menjaga estabilan pesawat saat terbang mengiuti lintasan landing yang telah direncanaan sebelumnya. Sinyal esalahan yang diperoleh berasal dari masuan setpoint jara (m) dengan sinyal yang terbaca pada sensor ultrasoni. Dengan demiian etinggian pesawat searang aan selalu di update setiap watu sampel yang telah ditentuan. Sinyal eluaran ontroler aan dionversian e dalam sinyal PWM untu menggeraan eempat motor sebagai emudi utama pesawat quadcopter. Untu menjaga quadcopter agar tetap berada posisi stabil dengan tetap bergera turun maa pengendalian saja tida cuup, oleh arena itu perlu ditambahan pengendalian sudut roll dan sudut pitch dengan menggunaan ontroler PD. Sinyal eluaran ontroler ini emudian dijumlahan dengan eluaran ontroler PIDMRAC untu mengendalian quadcopter. Permasalahan dalam MRAC ini adalah menentuan meanisme penyesuaian agar sistem menjadi stabil dan tida ada esalahan dalam eadaan tuna. Seperti dapat dilihat bahwa diagram blo MRAC pada Gambar 5 terdiri dari dua loop. Loop yang pertama adalah loop umpan bali pada umumnya. Sedangan loop yang edua adalah loop yang menuju pada blo adjustment parameter (meanisme penyesuaian).

4 JURNAL TEKNIK POMITS Vol., No., () 6 4 Sinyal input (Uc) e Meanisme Adaptasi Kontroler PID Model yang diinginan Disain ontroler Parameter ontroler U Sinyal ontrol ym Estimasi Parameter Plant plant Gambar 5. Diagram Blo Model Reference Adaptif Control yp em = ymyp Pada. Gambar 5, terlihat ada 4 blo utama yang membangun diagram PID Model Reference Adaptive Control, yani. Perancangan Plant Dalam tugas ahir ini dipilih model pendeatan Auto Regressive Moving Average (ARMA) yang mendeati persamaan matematis plant. Strutur ARMA sendiri dapat di gambaran secara singat sebagai beriut. Orde plant diingingan memilii orde, dengan na=, nb= dan factor delay d=, sehingga dihasilan Persamaan (9) beriut ini: Dari Persamaan 6 di atas terlihat ada 4 parameter yang harus dicari nilainya (diestimasi) agar Persamaan tersebut memberian respon yang sama dengan respon plant. Untu plant nonlinear nilai parameter tersebut dapat berubah pada ondisi tertentu. Keempat parameter plant tersebut dapat di tampilan dalam bentu vetor yang disebut parameter. Model Reference (9) () Pada sistem model reference adaptive control dibutuhan model referensi. Pada perancangan tugas ahir ini diinginan model dengan spesifiasi disain memilii arateristi orde pertama dengan % Ess=, tida ada overshoot dan offset, onstanta watu deti dengan nilai gain overall (K) =. Dalam watu ontinyu orde satu dapat ita repesesentasian dalam bentu Persamaan (): () Dengan metode pendeatan zoh, maa persamaan disrit orde satu menjadi Persamaan ():. Identifiasi Online Parameter () Untu mencari nilai parameter dari plant seperti yang telah diuraian di atas, maa diperluan sebuah metode/algoritma tertentu. Pada tugas ahir ini dipilih algoritma Extended Least Square sesuai dengan Persamaan () yang memilii elebihan update nilai matris gain yang selalu onstan. { ( )} () Dimana untu F() merupaan representasi dari Persamaan (4): [ ] (4) 4. Disain Parameter Kontroler Dari diagram blo Model Reference Adaptive Control terdapat blo meanisme adaptasi. Meanisme adaptasi sendiri terdiri dari estimasi parameter dan desain parameter ontroler. Uraian edua blo ini digabung menjadi satu arena saat pendesainan ontroler juga secara tida langsung aan memformulasian persamaan untu meanisme adaptasi. Setiap terjadi perubahan parameter pada plant maa secara otomatis aan menentuan parameter ontroler yang baru. Pada desain Model Reference Apaptive Control ini digunaan ontroler PID, sehingga mampu mengontrol plant agar memilii respon yang diehendai. Karena model referensi sudah ditentuan sesuai dengan yang diinginan pada awal disain dan model tersebut tetap, maa dapat dihitung parameter ontroler dari PID. 5. Perancangan ontroler PID Disrit Pada perancangan tugas ahir ini digunaan PID modifiasi yang secara umum dapat ditulisan pada Persamaan (5) sebagai beriut: [ ] (5) Beberapa metode untu mendisritan Persamaan ontinyu banya digunaan untu memperoleh bentu PID disrit. Tetapi secara umum bentu digital ontroler aan sama. Untu asus ini diperoleh metode Bacward Difference Approximation di mana factors (derivative) aan dideati dengan pendeatan dideati dengan Persamaan (6):, dan /s (integral) aan, dari Persamaan (5) aan diperoleh (6) Maa semua parameter ontroler PID telah ditemuan dalam bentu parameter plant dan dalam bentu orde, bentu lengap blo PID Model Reference Adaptice Control dengan model referensi statis dapat dilihat pada Gambar 6. Sinyal ontrol yang aan diumpanan e plant dalam bentu Persamaan beda diberian oleh Persamaan (7) sebagai beriut: (7)

5 JURNAL TEKNIK POMITS Vol., No., () 6 5 Model Ref Cz Dz Ym s Plant Scope Formulasi parameter ontroler b b C b a a θ SLS Estimator a a bb y( ) y( ) u( ) u( ) em ym yp em ym yp tuning parameter ontroler Subsystem SLS Subsystem watu :4 Uc e PID Disrit ( z z ) ( z )( z ) u Plant ARMA orde b z b z a z a z Yp SP watu :4 z Unit Delay PID disrit Subsystem U MV Scope Gambar 6. Diagram blo perhitungan parameter A. Hasil Simulasi IV. HASIL DAN ANALISA Pada penelitian ini ontroler PIDMRAC digunaan untu menjaga estabilan pesawat saat terbang mengiuti lintasan landing yang telah direncanaan sebelumnya. Sinyal esalahan yang diperoleh berasal dari masuan setpoint jara (m). Diberian ondisi awal pada etinggian.8m. ondisi awal disini dimasudan adalah pada eadaan awal quadcopter terbang hover (bertahan di etinggian tertentu). Untu blo simulasi dapat dilihat pada Gambar 8. Sedangan PIDMRAC dapat dilihat pada Gambar 9. Adapun data respon perubahan parameter proses terlihat pada Gambar 7. Gambar 9. Blo PIDMRAC Dari Gambar 8 dapat dilihat bahwa PIDMRAC digunaan pada ontrol etinggian, hasil sinyal ontrol ditambah dengan w nominal aan menghasilan eluaran sebagai untu eempat motor. Kondisi estabilan untu Pitch dan Roll aan diontrol oleh PD. Hasil dari sinyal ontrol PD aan menjadi untu masingmasing motor. Pada sistem closeloop ini dilauan dengan melauan pengujian tracing setpoint turun dengan pemberian sinyal referensi (m) dari eadaan awal.8 (m)..5 Respon Model Referensi Vs Respon Plant Respon Model Referensi Respon Plant 5 x 8 4 Perubahan Parameter Plant (a,a,b,b) Time (x.s) a a b b Gambar 7.Perubahan parameter plant dari model dinami quadcopter SP H Display SP MV PIDMRAC error U PD Out Initial Conditions x s o Integrator SIGNAL NOISE In Out state derivatives Noise Switch Quadcopter System dynamics states omegas In In Scope z roll pitch Position & Angle Scope Propeller Speed Scope Display Display Display Open / Closed Loop Switch C C Omega_ C Omega_ C Omega_ Cwnominal Omega_4 Jara (m) Time (x.s) Gambar. Grafi respon model referensi dengan respon plant Dari sistem pengendalian sistem yang telah dirancang, maa melalui pengujian didapatan nilai performansi sistem. Dari Gambar terlihat bahwa respon sistem dapat mencapai setpoint dan mendeati model yang diinginan dengan arateristi performansi orde satu. Sehingga dapat diperoleh onstanta watu ( ) =.4s,, dan watu steady state yaitu.s. Perubahan parameter proses terlihat pada Gambar. Berdasaran gambar, parameter proses mengalami perubahan etia respon belum mencapai eadaan tuna. Terjadi perubahan nilai yang ecil pada parameter. Lain halnya etia respon mencapai eadaan tuna, parameter proses cenderung lebih stabil. Set Roll PD Roll error PD Set Pitch Display4 PD Pitch Gambar 8. Blo simulasi PIDMRAC untu automatic safe landing

6 JURNAL TEKNIK POMITS Vol., No., () Parameter Plant a a b b Jara (cm) Respon Plant pada saat Landing Pulse Motor Pulse Motor Pulse Motor Pulse Motor 4 Ketinggian Time (x.5s) Gambar Perubahan parameter proses B. Hasil Implementasi Pada implementasi ini aan dilauan pengujian estabilan geraan roll dan geraan pitch dengan ontroler PD, Di mana parameter ontroler dicari secara tunning esperimental dengan nilai Kp= dan Kd=.8. Hasil tersebut diperoleh respon perbandingan antara sudut Pitch referensi (set point) dan sudut pitch atual dari pesawat sebagaimana ditunjuan pada Gambar Time (x.45s) Gambar. Kestabilan geraan pitch Gambar. Kestabilan geraan roll Kestabilan Geraan Pitch Kestabilan Geraan Roll Pulse Motor Pulse Motor Pulse Motor Pulse Motor 4 Sudut Pitch Time (x.45s) Pulse Motor Pulse Motor Pulse Motor Pulse Motor 4 Sudut Roll Dari grafi diatas menunjuan bahwa terjadi osilasi hal ini disebaban beban angin yang terlalu besar dan sulit dipredisi, namun ontroler berusaha untu memberian sinyal ontrol agar performansi sesuai dengan setpoint derajat. Dari hasil pengaturan etinggian dengan PID MRAC didapat hasil respon seperti pada Gambar 4, dimana hasil respon sangat cepat dari etinggian.8 meter e m. Quadcopter membutuhan watu.57 s untu dapat mendarat sampai dasar (m). Kontroler belum beerja dengan bai diarenaan proses identifiasi online membutuhan watu eseusi yang panjang, sehingga miroontroler tida dapat mengolah proses operasi perhitungan dengan bai Time (x.45s) Gambar 4. Respon plant pada saat landing V. KESIMPULAN/RINGKASAN Dari analisa data dan pembahasan pengujian ehandalan sistem pengendalian yang telah dirancang, dapat disimpulan bahwa:. Dari hasil simulasi ontroler Model Reference Adaptive Control dapat mempertahanan respon walaupun terjadi perubahan parameter plant.. Spesifiasi performansi sistem pengendalian dengan ontroler PIDMRAC pada hasil simulasi adalah =.4s,, dan watu steady state yaitu.s.. Spesifiasi performansi sistem pengendalian dengan ontroler PIDMRAC pada hasil implementasi adalah =.5s,, dan watu steady state yaitu.575s. UCAPAN TERIMA KASIH Penulis T.S. ingin mengucapan terima asih epada semua piha yang telah berperan serta dalam penyelesaian Tugas Ahir ini ini, hususnya pada dosen pembimbing, Bapa Katju Astrowulan dan Bapa Ea Isandar di Teni Eletro ITS, orang tua dan seluruh eluarga yang memberian duungan penuh epada penulis serta epada semua piha yang tida mungin penulis sebutan satu persatu semoga Allah SWT memberian balasan yang setimpal dan jauh lebih mulia. Amin. DAFTAR PUSTAKA [] Yuliansyah, Rendy.. Desain dan Implementasi Kontroler PID untu GlideScope Tracing pada FixedWing UAV (Unmanned Aerial Vehicle). Surabaya: Jurusan Teni Eletro, Institut Tenologi Sepuluh Nopember. [] Pirabaaran, K.. Automatic Tuning of PID Controllers Using Model Reference Adaptive Control Techniques. UK: Department of Cybernetics, University of Reading. [] Donald McLean, Automatic Flight Control Systems, Prentice Hall, Hertfordshire, UK, 99. [4] Bresciani, Tommaso. 8. Modelling, Identification and Control of a Quadcopter Helicopter. Department of Automatic Control, Lund University. [5] Fan, Yongun. 7. Appplication of PID Controller using MRAC Techniques for Control of the DC Electromotor Drive. China: Institute of Optics and Electronics, Chinese Academy of Sciences.