Desain dan Implementasi Automatic Flare Maneuver pada Proses Landing Pesawat Terbang Menggunakan Kontroler PID

Transkripsi

1 Desain dan Implementasi Automatic Flare Maneuver pada Proses Landing Pesawat Terbang Menggunakan Kontroler PID Mokhamad Khozin Bidang Studi Teknik Sistem Pengaturan, Jurusan Teknik Elektro, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember Surabaya, Abstrak Beberapa tahun terakhir teknologi autopilot pada pesawat terbang mengalami perkembangan yang sangat pesat. Institusi pendidikan, universitas, maupun lembaga penelitian di seluruh dunia berlomba untuk mengembangkan sebuah sistem kontrol yang andal untuk menciptakan teknologi autopilot pada pesawat terbang. Pada penerbangan komersial fase paling kritis dimana resiko terjadi kecelakaan paling besar adalah pada saat landing, khususnya pada saat pesawat terbang melakukan flare maneuver. Pada penelitian tugas akhir ini, Pembahasan akan difokuskan pada desain sistem kontrol autopilot pada pesawat terbang agar dapat melakukan flare maneuver secara otomatis pada proses landing. Metode kontrol yang dibuat adalah dengan menggunakan kontroler PID sebagai sistem kontrol pesawat terbang. Sistem kontrol autopilot diujikan pada sebuah pesawat model hobico superstar 40ARF. Berdasarkan implementasi sistem kontrol otomatis flare maneuver pesawat model dapat melakukan flare maneuver secara otomatis dengan cukup baik dimana lintasan terbang pesawat model menyerupai kurva eksponensial menurun sesuai dengan lintasan flare yang diharapkan dengan Nilai rata-rata error tracking lintasan sebesar meter dan pada saat bersamaan sudut pitch pesawat model berubah perlahan dari sampai slope maneuver, pesawat terbang mengikuti lintasan garis lurus menurun dengan sudut konstan, dengan tetap menjaga posisi pesawat tepat lurus diatas sumbu landasan. Gambar 1.1 Representasi fase pada proses landing Ketika pesawat terbang telah mendekati landasan, sudut kemiringan di perkecil dari sampai 0 0 sehingga lintasan menurun bukan lagi berupa garis lurus, tapi berbentuk menyerupai kurva eksponensial turun. fase touchdown merupakan fase dimana pesawat pertama kali menyentuh permukaan landasan. Fase terakhir dimulai ketika pesawat terbang menyentuh landasan, dan mengurangi kecepatan sampai mencapai nol. Kata Kunci : Pesawat Model, Flare Maneuver, Sudut Pitch, Kontroler PID, Sistem Kontrol Autopilot. 1. PENDAHULUAN Sebagian besar performansi dari pesawat terbang dengan sistem autopilot bergantung pada desain flight control system. Pada sistem kontrol konvensional untuk pesawat terbang dengan sistem autopilot, Pemilihan kontroler PID sebagai kontroler untuk sistem kontrol autopilot dikarenakan kontroler PID banyak digunakan dan memiliki beberapa kelebihan diantaranya struktur yang sederhana dan pengoperasian yang mudah serta memiliki tingkat keandalan yang cukup tinggi. Pada proses landing pesawat terbang, terdapat beberapa fase yang harus dilalui, yaitu alignment, glide slope maneuver, flare maneuver, touchdown, dan taxiing. Pada fase alignment, pesawat terbang bergerak lurus sejajar dengan perpanjangan garis landasan pada ketinggian konstan sesuai dengan ketinggian yang telah ditentukan. Pada fase glide 1 Gambar 1.2 Lintasan flare Gambar 1.3 Perilaku sudut pitch saat flare maneuver Pada paper ini, pembahasan difokuskan pada desain sistem kontrol otomatis untuk flare maneuver. bab 2 menjelaskan secara singkat mengenai konsep dasar pesawat terbang. Metode sistem kontrol

2 autopilot dijelaskan pada bab 3 untuk memberikan gambaran mengenai struktur dari sistem. Simulasi dan implementasi sistem kontrol autopilot dijelaskan pada bab 4. Hasil simulasi dijelaskan pada bab 5. dilakukan aileron adalah untuk menstabilkan pesawat terbang dalam arah lateral. 2. KONSEP DASAR PESAWAT TERBANG Pesawat terbang merupakan salah satu bentuk kemajuan teknologi yang luar biasa dalam bidang transportasi. Pesawat terbang lebih mengagumkan jika dibandingkan dengan jenis transportasi yang lain di darat dan laut. Hal ini dikarenakan sifat dari pesawat terbang yang dapat dikatakan melawan hukum alam dengan terbang di udara melawan gaya gravitasi. Pada subbab ini akan dibahas mengenai konsep dasar pesawat terbang terkait dengan bagaimana sebuah pesawat terbang dapat terbang di udara dengan melakukan berbagai macam gerakan Gaya Aerodinamika Pada Pesawat Terbang Pada saat pesawat terbang bergerak terhadap fluida (udara) yang diam, atau sebaliknya pesawat terbang berada dalam fluida yang bergerak maka akan mengalami suatu gaya. Gaya-gaya yang bekerja pada pesawat terbang disebut dengan gaya aerodinamika. Ada empat gaya yang bekerja ketika pesawat terbang bergerak lurus, datar, dan tidak mengalami percepatan, yaitu gaya dorong (thrust), gaya angkat (lift), gaya berat (weight), dan gaya hambat (drag). Gaya dorong dihasilkan oleh mesin atau baling baling. Gaya angkat dihasilkan oleh efek dinamis dari udara yang beraksi disayap, dan bekerja tegak lurus pada arah penerbangan. Gaya berat muncul akibat adanya gaya gravitasi dan bekerja vertikal ke bawah melalui titik pusat gravitasi dari pesawat terbang. Gaya drag disebabkan oleh gangguan aliran udara pada sayap, fuselage, dan objek - objek lain. Gambar 2.1 Gaya gaya aerodinamika 2.2. Sistem Gerak Pesawat Terbang Terdapat tiga kontrol permukaan utama pada pesawat terbang, yaitu aileron, elevator, dan rudder. Ketiga kontrol permukaan tersebut berfungsi untuk mengendalikan pergerakan pesawat terbang, mengendalikan pesawat terbang berdasarkan sumbu rotasinya, dan mengendalikan kestabilan pesawat terbang. Aileron terletak pada sayap pesawat terbang dan merupakan bidang kendali pada saat pesawat terbang melakukan gerakan roll. Jenis kestabilan yang Gambar 2.2 Gerak roll pesawat terbang Elevator terletak pada horizontal stabilizer dan merupakan bidang kendali yang berpengaruh pada gerakan pitch. Jenis kestabilan yang dilakukan elevator adalah menstabilkan pesawat terbang dalam arah longitudinal. Gambar 2.3 Gerak pitch pesawat terbang Rudder terletak pada vertical stabilizer dan merupakan bidang kendali yang berpengaruh pada gerak yaw pesawat terbang. Jenis kestabilan yang dilakukan rudder adalah menstabilkan pesawat terbang dalam arah direksional. Gambar 2.4 Gerak yaw pesawat terbang 2.3. Sistem Kontrol Otomatis Pesawat Terbang Pada penelitian tugas akhir ini hanya akan dibahas mengenai sistem kontrol sudut pitch dan sistem kontrol otomatis flare maneuver. Pengaturan gerak pitch pesawat terbang melibatkan satu kontrol permukaan yaitu elevator. Sistem kontrol ini bertujuan agar nilai sudut pitch pesawat terbang sesuai dengan sudut pitch yang diharapkan. Pada sistem ini masukkan sistem merupakan defleksi elevator (δ E ) dan respon yang diamati adalah sudut pitch (θ) dan kecepatan sudut pitch (q) Diagram blok sistem kontrol sudut pitch ditunjukkan pada gambar 2.5. Gambar 2.5 Diagram blok sistem kontrol kestabilan gerak pitch 2

3 Sistem kontrol otomatis flare maneuver bertujuan untuk mengendalikan ketinggian dari pesawat terbang sedemikian rupa sehingga lintasan terbang menyerupai kurva eksponensial menurun. Dan pada saat bersamaan menyebabkan sudut pitch pesawat terbang berubah perlahan dari sampai 0 0. Diagram blok sistem kontrol otomatis flare maneuver ditunjukkan pada gambar 2.6. Gambar 2.6 Diagram blok sistem kontrol otomatis flare maneuver Pada sistem kontrol otomatis flare maneuver digunakan sistem kontrol sudut pitch sebagai inner loop. Hal ini dikarenakan perubahan pada sudut pitch pesawat terbang menyebabkan perubahan ketinggian pesawat terbang. Pada model sistem kontrol diatas, outer loop digunakan sebagai sistem kontrol untuk tracking kemiringan/ slope dari lintasan flare yang diharapkan. Nilai error tracking setelah dilakukan pengolahan oleh kontroler akan dijadikan sebagai referensi untuk sistem kontrol sudut pitch. Agar lintasan aktual pesawat terbang saat flare maneuver sesuai dengan lintasan yang diharapkan, maka harus dilakukan perhitungan terlebih dahulu nilai kemiringan/slope dari lintasan flare untuk tiap titik ketinggian yang nantinya akan dijadikan sebagai slope reference. Lintasan flare yang diharapkan adalah lintasan dengan bentuk menyerupai kurva eksponensial menurun. Secara matematis dapat dinyatakan dengan = ; dengan merupakan ketinggian pesawat terbang saat pertama kali melakukan flare maneuver dan merupakan kecepatan pesawat terbang saat pertama kali melakukan flare maneuver 3. PERANCANGAN SISTEM 3.1. Arsitektur Perangkat Keras Flight Control System Arsitektur perangkat keras untuk sistem kontrol terbang (flight control system) di tunjukkan pada gambar 3.1. Secara umum terdiri dari sensor module, microcontroller unit, switching unit, servo module, dan wireless data transmission system. pada sensor module, data dari accelerometer sensor yang berupa informasi sudut sudut dinamik pesawat terbang digunakan untuk kestabilan pesawat dan pengaturan perilaku pesawat, data perpindahan pesawat model dalam arah vertikal diperoleh dari accelerometer sensor. Microcontroller unit yang merupakan komponen utama pada sistem autopilot digunakan untuk akuisisi dan pengolahan data sensor, sebagai kontroler, serta sebagai path planner agar pesawat dapat mengikuti lintasan flare dengan baik. Switching unit merupakan rangkaian elektronik yang digunakan untuk mengubah mode sistem dari manual ke sistem autopilot atau sebaliknya. (2.1) dimana, h = ketinggian pesawat terbang tiap waktu (meter) = ketinggian pesawat terbang saat pertama kali melakukan flare maneuver (meter) = konstanta waktu peluruhan sedangkan slope reference untuk tiap titik ketinggian adalah (2.2) Gambar 3.1 Arsitektur perangkat keras flight control system Terdapat dua sistem transmisi data yang digunakan, yaitu uplink (pengiriman data dari bawah ke atas) dan downlink (pengiriman data dari atas ke bawah). Uplink data meliputi data remote control yang diberikan pada pesawat untuk mode manual. Sedangkan downlink data meliputi data yang menunjukkan informasi mengenai status dan kondisi dari pesawat yang dimonitoring secara langsung pada ground monitor station (computer). dimana, h = ketinggian aktual pesawat terbang (informasi ini diperoleh dari sensor ketinggian) Identifikasi dan Pemodelan Sistem Identifikasi sistem dilakukan secara dinamis dengan cara memberikan masukan acak pada servo elevator saat Pesawat model terbang. Kemudian

4 diambil data masukan dan keluaran, yaitu defleksi elevator dan respon sudut pitch. Berikut adalah salah satu data masukan dan keluaran hasil identifikasi dinamis yang telah dilakukan. aktual dengan masukan acak defleksi elevator yang sama. Gambar 3.4 Perbandingan respon gerak pitch Gambar 3.2 Defleksi elevator sebagai masukan acak Gambar 3.3 Respon sudut pitch dengan masukan acak untuk mendapatkan model dari sistem, digunakan model ARX (Auto Regressive Exogenous). parameter model ARX diperoleh menggunakan estimasi dengan metode least square. sistem dimodelkan dengan pendekatan model matematika orde dua. Tabel 3.2 menunjukkan model matematika plant beserta nilai RMSE untuk setiap data hasil identifikasi. Tabel 3.1 Hasil pemodelan plant dengan pendekatan orde dua Data Model Plant RMSE Identifikasi Berdasarkan tabel diatas diambil model pendekatan orde dua dengan nilai kesalahan (RMSE) paling kecil, Yaitu : (3.1) berikut merupakan perbandingan respon sudut pitch dari model pendekatan terhadap respon sudut pitch Perancangan Kontroler PID Modifikasi Sistem kontrol otomatis flare maneuver merupakan sistem bertingkat (cascade) dengan sistem kontrol sudut pitch sebagai inner loop. Dan sistem kontrol untuk tracking kemiringan / slope dari lintasan flare yang diharapkan sebagai outer loop. Nilai error tracking setelah dilakukan pengolahan oleh kontroler akan dijadikan sebagai referensi untuk sistem kontrol sudut pitch. Metode kontrol yang digunakan adalah kontroler PID modifikasi baik pada bagian inner loop maupun pada outer loop. Kontroler PID merupakan tipe kontroler yang paling banyak digunakan, hal ini dikarenakan kontroler PID memiliki bentuk yang sederhana, mudah dipelajari, dan pengoperasian yang mudah untuk melakukan tuning terhadap parameternya. Kontroler PID memiliki tiga bentuk aksi terhadap sinyal kesalahan yaitu aksi proporsional, aksi integral dan aksi derivatif. Model matematis kontroler PID dapat dilihat pada persamaan (3.2) (3.2) dimana, u(t) = keluaran dari kontroler e(t) = y(t) r(t); dengan r(t) adalah nilai setting point yang diharapkan dan y(t) adalah keluaran dari plant. kontroler PID bertujuan untuk mempercepat respon sebuah sistem, menghilangkan offset dan menghasilkan perubahan awal besar. Karakteristik kontroler PID sangat dipengaruhi oleh pemilihan konstanta dan yang mengakibatkan dominasi dari sifat masing-masing elemen. Konstanta yang dominan itulah yang akan memberikan kontribusi besar pada respon sistem secara keseluruhan. Selain kontroler PID dengan bentuk standard juga terdapat kontroler PID dengan modifikasi. Misalnya untuk plant orde dua dengan delay yang dinyatakan dengan fungsi transfer (3.3)

5 dengan menggunakan kontroler PID modifikasi dan pemilihan parameter kontroler yang tepat respon plant orde kedua dengan delay dapat ditentukan sesuai dengan spesifikasi performansi yang diharapkan. Kontroler PID modifikasi dalam bentuk kontinyu dapat dinyatakan dengan persamaan berikut (3.4) atau dalam bentuk diskrit kontroler PID modifikasi dapat dinyatakan dalam bentuk dimana (3.5) (3.6) Pada penelitian ini diharapkankan respon plant merupakan sistem orde pertama dengan nilai kesalahan keadaan tunak dan nilai time constant τ * =1 detik. Agar spesifikasi ini dapat terpenuhi maka nilai parameter kontroler dipilih sesuai dengan persamaan (3.9) sampai dengan (3.12) yaitu ,,, Untuk mendesain kontroler PID modifikasi sebagai kontroler pada Sistem Kontrol Outer Loop Perlu dicari fungsi transfer yang menyatakan hubungan antara referensi sudut pitch dan slope atau nilai kemiringan dari lintasan yang ditempuh pesawat terbang ketika bergerak longitudinal dengan kecepatan konstan. (3.7) (3.8) Dengan menggunakan kontroler PID modifikasi, plant orde kedua dengan delay menjadi sistem orde pertama dengan nilai error steady state dan nilai time constant τ * sesuai dengan yang diharapkan, Jika dipilih nilai parameter kontroler PID modifikasi sebagai berikut (3.9) (3.10) (3.11) (3.12) Pada bagian identifikasi dan pemodelan sistem telah didapatkan model matematika yang menyatakan hubungan antara masukan (defleksi elevator) dan keluaran (sudut pitch) yang dinyatakan dengan fungsi transfer sebagai berikut (3.13) fungsi transfer diatas merupakan plant orde kedua dengan delay yang dapat dinyatakan dalam bentuk Gambar 3.5 Diagram blok identifikasi sistem outerloop Identifikasi dilakukan dengan cara memberikan masukan acak pada referensi sudut pitch dan diamati nilai slope nya. Model pendekatan dari sistem, didapatkan melalui pendekatan model ARX (Auto Regressive Exogenous). sistem dimodelkan dengan pendekatan model matematika orde kedua sebagai berikut Dengan nilai parameter plant = τ = = ζ = (3.15) Pada penelitian ini diharapkankan respon plant merupakan sistem orde pertama dengan nilai kesalahan keadaan tunak dan nilai time constant τ * =3 detik. Agar spesifikasi ini dapat terpenuhi maka nilai parameter kontroler dipilih sesuai dengan persamaan (3.9) sampai dengan (3.12) yaitu 82,3917,,,. Dengan nilai parameter plant = τ = = ζ = (3.14) 5 4. PENGUJIAN DAN ANALISIS Pengujian Keseluruhan sistem dilakukan dengan melakukan simulasi sistem dan dilanjutkan dengan implementasi sistem. Dalam mengimplemetasikan sistem kontrol otomatis flare maneuver pada proses landing pesawat terbang, terlebih dahulu dilakukan beberapa pengujian antara lain pengujian sistem kontrol kestabilan gerak pitch dan pengujian sistem kontrol mempertahankan ketinggian.

6 4.1. Simulasi dan Implementasi Sistem Kontrol Kestabilan Gerak Pitch Sistem kontrol kestabilan gerak pitch bertujuan untuk menjaga sudut pitch pesawat model pada nilai tertentu. Pada penelitian tugas akhir ini sudut pitch pesawat model dijaga pada nilai 0 0. Pada simulasi sistem kontrol kestabilan gerak pitch dengan menggunakan kontroler PID modifikasi dengan nilai parameter ,,, sudut pitch dapat mencapai nilai 0 0 sesuai dengan setpoint akan tetapi terdapat overshoot sebesar % dimana nilai awal sudut pitch adalah 5 0. Dan ketika diberikan gangguan terjadi menyimpangan nilai sudut pitch terhadap setpoint, akan tetapi kontroler PID modifikasi mampu mengembailkan sudut pitch pada nilai 0 0 dengan cepat. Sebagaimana terlihat pada gambar 4.1. Gambar 4.1 Simulasi sistem kontrol kestabilan gerak pitch menggunakan kontroler PID modifikasi Sedangkan untuk implementasi sistem kontrol kestabilan gerak pitch dengan menggunakan kontroler PID modifikasi ( ,,, ) sudut pitch tidak dapat dipertahankan pada nilai 0 0 hal ini dikarenakan adanya gangguan angin dengan besar dan arah yang tidak beraturan. Akan tetapi dengan kondisi seperti ini kontroler tetap berusaha mempertahankan sudut pitch pada nilai 0 0. Terdapat gangguan yang menyebabkan terjadinya simpangan terbesar sudut pitch sebesar dengan nilai rata-rata sudut pitch sebesar Sebagaimana terlihat pada gambar Simulasi Dan Implementasi Sistem Kontrol Otomatis Flare Maneuver Sebagai mana telah dijelaskan sebelumnya bahwa sistem kontrol otomatis flare maneuver bertujuan untuk mengendalikan ketinggian dari pesawat terbang sedemikian rupa sehingga lintasan terbang menyerupai kurva eksponensial menurun. Dan pada saat bersamaan menyebabkan sudut pitch pesawat terbang berubah perlahan dari sampai 0 0. Pada simulasi sistem kontrol otomatis flare maneuver kecepatan pesawat adalah konstan sebesar 5 m/s 2. Pada saat pertama kali melakukan flare maneuver pesawat model berada pada ketinggian 3.25 m dengan sudut pitch sebesar dan diasumsikan landasan pesawat cukup panjang yaitu 425 m. Menggunakan kontroler PID dengan parameter kontroler ,,, dan didapatkan hasil yang sangat baik. Sebagaimana terlihat pada gambar 4.3 pesawat model dapat melakukan flare maneuver secara otomatis dengan lintasan terbang menyerupai kurva eksponensial menurun sesuai dengan lintasan flare yang diharapkan. Dan pada saat bersamaan sudut pitch pesawat model berubah perlahan dari sampai 0 0 sebagaimana terlihat pada gambar 4.4. Pesawat model pertama kali menyentuh permukaan landasan (touchdown) setelah 65.6 detik dengan sudut pitch sebesar sehingga dapat dikatakan bahwa pada simulasi pesawat model sukses melakukan flare maneuver secara otomatis tanpa adanya kegagalan pada saat touchdown. Gambar 4.3 Simulasi tracking lintasan flare maneuver Gambar 4.2 Implementasi sistem kontrol kestabilan gerak pitch menggunakan kontroler PID modifikasi 6 Gambar 4.4 Perilaku sudut pitch saat simulasi flare maneuver

7 Sedangkan pada implementasi sistem kontrol otomatis flare maneuver kecepatan pesawat adalah konstan sebesar 10 m/s 2. Pada saat pertama kali melakukan flare maneuver pesawat model berada pada ketinggian 10 m dengan sudut pitch sebesar Menggunakan kontroler PI dengan parameter kontroler 1.25, didapatkan hasil yang cukup baik. Sebagaimana terlihat pada gambar 4.5 pesawat model dapat melakukan flare maneuver secara otomatis dengan lintasan terbang menyerupai kurva eksponensial menurun sesuai dengan lintasan flare yang diharapkan. Nilai rata-rata error tracking lintasan sebesar meter. dan pada saat bersamaan sudut pitch pesawat model berubah perlahan dari sampai Sebagaimana terlihat pada gambar 4.6. Pesawat model pertama kali menyentuh permukaan landasan (touchdown) setelah 11.2 detik dengan ketinggian lintasan referensi yang masih belum bernilai 0 meter akan tetapi dengan ketinggian meter. cukup baik dimana lintasan terbang pesawat model menyerupai kurva eksponensial menurun sesuai dengan lintasan flare yang diharapkan dengan Nilai rata-rata error tracking lintasan sebesar meter dan pada saat bersamaan sudut pitch pesawat model berubah perlahan dari sampai Pesawat model berhasil melakukan melakukan pendaratan dengan cukup baik baik tanpa mengalami kegagalan saat pertama kali menyentuh landasan (touchdown) DAFTAR PUSTAKA [1] Shengyi, Y. Jiao, S. Design And Simulation Of The Longitudinal Autopilot Of UAV Based On Self-tuningFuzzy PID Control, International Conference on Computational Intelligence and Security, [2] Xu,F. ZHOU Zhaoying, Z. Wei, X. Qi,Q. MEMS-Based Low-Cost Flight Control System For Small UAVs,Tsinghua Science And Technology ISSN /25 pp Volume 13, Number 5, [3] McLean, D., Automatic Flight Control Systems, Prentice Hall, Hertfordshire,UK, [4] Bejo Agus, C & AVR Rahasia Kemudahab Bahasa C Dalam Mikrokontroler ATMega8535, Graha Ilmu, Yogyakarta,2008. [5] Ogata,K., Modern Control Engineering 3rd Edition, Prentice-Hall Inc,Upper Saddle River New Jersey, Gambar 4.5 Implementasi tracking lintasan flare maneuver Gambar 4.6 Perilaku sudut pitch saat implementasi flare maneuver 5. PENUTUP Dari pengujian dan analisis yang telah dilakukan pada pengerjaan tugas akhir ini, maka dapat diambil beberapa kesimpulan. Pada implementasi sistem kontrol kestabilan gerak pitch PID modifikasi cukup baik dalam mempertahankan nilai sudut pitch pesawat model pada nilai 0 0 dengan kondisi angin (gangguan) yang tidak menentu.pada implementasi sistem kontrol otomatis flare maneuver pesawat model dapat melakukan flare maneuver secara otomatis dengan 7