BAB IV PENGUJIAN DAN ANALISIS

BAB IV PENGUJIAN DAN ANALISIS Pada skripsi ini dilakukan beberapa pengujian dan percobaan untuk mendapatkan hasil rancang bangun Quadcopter yang stabil dan mampu bergerak mandiri (autonomous). Pengujian dilakukan berdasarkan arsitektur perancangan yang telah dibuat dan dimulai dari layer yang paling bawah dan diteruskan ke layer-layer atasnya. Metode ini dilakukan karena berdasarkan hierarki arsitektur perancangan yang dibuat, salah satu layer tidak akan bekerja dengan baik jika tidak ditunjang layer dibawahnya yang bekerja dengan baik dan benar-benar teruji. 4.1. Pengujian Physical Layer Pengujian physical layer bertujuan untuk menguji kemampuan sistem mekanik quadcopter yang dibuat. Pengujian dilakukan dengan uji thrust, yaitu pengujian gaya dorong rotor yang diukur dengan loadcell oleh mikrokontroler dan dikirimkan ke PC (Personal Computer) seperti pada gambar 4.1. Gambar 4.1. Susunan Uji Thrust. 77

78 Dalam uji thrust, mikrokontroler mengirimkan sinyal PWM ke ESC dengan t on dari 1 ms sampai 1.9 ms dengan periode 2 ms. Setiap kenaikan 1 us mikrokontroler membaca nilai ADC dari loadcell yang telah dikuatkan oleh pengkondisi sinyal. Nilai ADC tersebut dikonversikan ke berat sesuai dengan kalibrasi yang terlebih dulu dilakukan dan kemudian dikirimkan ke PC. Data yang dikirimkan ke PC adalah PWM-1uS dan hasil pengukuran berat. Pada PC, data hasil pengukuran mikrokontroler ditulis dalam file. Tegangan input ESC yang digunakan pada percobaan ini sebesar 11.1V (LiPo battery 2.25Ah 3 cell, 13C discharge), BLDC 1kV dan baling-baling 1x4.5. Hasil dari uji thrust yang dilakukan terlihat pada gambar 4.2. Gambar 4.2. Hasil Uji Thrust. Dari hasil percobaan dapat diketahui bahwa nilai gaya dorong maksimal satu rotor adalah 9.7 Newton atau setara dengan berat.989 kg (g=9.8 ms -2 ). Dengan berat total pesawat

79 12 gram, maka mikrokontroler harus mengirimkan PWM minimal 13 us. Nilai PWM ini bisa dijadikan estimasi PWM minimum untuk terbang bagi kontrol pesawat. 4.2. Pengujian Low Layer Control Low layer control merupakan bagian penting dari quadcopter yang dibuat, karena berkaitan dengan sensor dan kendali gerak quadcopter. Kestabilan pesawat sangat dipengaruhi oleh layer ini sehingga pengujian setiap bagian dari layer ini harus dilakukan. Pengujian low layer control terdiri dari pengujian sensor akselerometer, pengujian sensor giroskop, pengujian sensor magnetometer, pengujian sensor ultrasonik, pengujian algoritma DCM-IMU untuk AHRS dan tuning statis kontrol PID. 4.2.1. Pengujian Sensor Akselerometer Fungsi utama sensor akselerometer pada quadcopter pada skripsi ini adalah mengukur arah percepatan gravitasi. Pengujian dilakukan dengan melakuakan akuisisi data sensor akselerometer tiga aksis dan responnya terhadap kemiringan. Akuisisi data sensor dilakukan dengan mikrokontroler LPC1114 dan dikirimkan ke PC melalui serial port. Proses akuisisi oleh mikrokontroler LPC1114 menggunakan metode interrupt driven, sehingga pengujian ini sekaligus menguji fungsionalitas dari program akuisisi sensor dengan metode interrupt driven. Sensor akselerometer LIS3LV2DL yang digunakan diinisialisasi dengan jangkauan pengukuran ±2g dan representasi data yang digunakan 16 bit [5]. Pengujian sensor dilakukan dengan memposisikan sensor pada posisi awal mendatar (sumbu z mengarah ke atas) dan selanjutnya sensor diputar perlahan dengan sumbu rotasi x sebesar 9 dan -9. Dengan proses yang sama, pengujian juga dilakukan dengan sumbu rotasi y. Gambar 4.3 dan gambar 4.4 merupakan grafik hasil pengujian sensor akselerometer

8 yang telah dilakukan. Sumbu mendatar adalah sample dan sumbu vertikal adalah nilai keluaran akselerometer. 2 15 Accelerometer raw data 1 5-5 -1 1 2 3 4 5 6 X Y Z -15-2 Sample Gambar 4.4. Hasil uji akselerometer dengan diputar pada sumbu X. 2 15 Accelerometer raw data 1 5-5 -1-15 1 2 3 4 5 6 X Y Z -2 sample Gambar 4.3. Hasil uji akselerometer dengan diputar pada sumbu Y. Pada saat kondisi datar, percepatan gravitasi yang bersifat statis bekerja pada sumbu z negatif, sehingga data pada sumbu z bernilai positif. Pada hasil percobaan, respon terhadap percepatan statis ini juga berlaku pada sumbu-sumbu pengukuran yang lain. Untuk sumbu

81 yang digunakan sebagai sumbu rotasi dibuktikan dalam pengujian bahwa nilainya mendekati. Hal ini menandakan secara fungsional, akselerometer dapat bekerja. Nilai absolut maksimum dari satu sumbu pada pengujian ini merupakan besarnya nilai sensor untuk merepresentasikan percepatan gravitasi, karena tidak ada percepatan dinamis yang bekerja dan setiap sumbu pernah diarahkan searah percepatan gravitasi. Nilai absolut maksimum sumbu z pada pengujian ini adalah 1584, sumbu y sebesar 168 dan sumbu x sebesar 16858. Idealnya, sensor LIS3LV2DL merepresentasikan 1g dengan nilai 16384 (2 16 /4, resolusi=16bit, jangkauan ±2g). Perbedaan ini dapat diatasi dengan proses kalibrasi. 4.2.2. Pengujian Sensor Giroskop Sensor giroskop pada skripsi ini digunkan untuk mendeteksi kecepatan sudut sebagai pembentuk matrik rotasi pada algoritma DCM-IMU. Pengujian yang dilakukan pada sensor giroskop hampir sama dengan pengujian pada akselerometer, yaitu dengan akuisisi data sensor yang dikirimkan ke PC. Pengujian sensor dilakukan dengan merotasi sensor giroskop pada setiap sumbu-sumbu pengukurannya. Pengujian tiap sumbu pengukuran dilakukan dengan 5 langkah perlakuan yaitu diam rotasi arah positif rotasi arah negatif diam rotasi arah negatif rotasi arah positif. Tiga langkah pengujian tersebut dilakukan dengan dua kecepatan rotasi yang berbeda.

82 15 1 Gyro raw data 5-5 5 1 15 2 25 3 X -1-15 Sample Gambar 4.4. Hasil uji giroskop sumbu X. 15 1 5-5 5 1 15 2 25 3 Y -1-15 Gambar 4.5. Hasil uji giroskop sumbu Y.

83 2 15 1 5-5 -1-15 -2 5 1 15 2 25 Z Gambar 4.6. Hasil uji giroskop sumbu Z. Dari hasil percobaan masing-masing sumbu dapat merespon kecepatan sudut yang diberikan baik pada rotasi positif dan negatif. Masing-masing sumbu juga memilki keluaran data yang proporsional terhadap besarnya kecepatan sudut yang dilakukan. Untuk menguji akurasi besarnya keluaran sensor terhadap kecepatan sudut yang dilakukan, dibutuhkan media berputar dengan kecepatan sudut yang konstan di mana sensor giroskop diletakan pada media tersebut. Alat pengujian ini bagi penulis sulit untuk direalisasikan. Sehingga sensitifitas data keluaran sensor ITG325 ini sepenuhnya merujuk pada datasheet yaitu 14.375 LSB/( /s) [4]. Hasil pengujian pada sumbu z menunjukan rata-rata ZRO giroskop yang cukup besar yaitu 59 LSB atau 4.1 /s, sehingga pada penggunaanya, perlu untuk mengurangkan data keluaran sumbu z dari giroskop dengan nilai rata-rata ZRO ini.

84 4.2.3. Pengujian Sensor Magnetometer Magnetometer atau kompas digital digunakan untuk referensi arah hadap serta yaw cancelation. Sama seperti sensor akselerometer dan giroskop, pengujian dilakukan dengan akuisisi data sensor CMPS1 dan dikirimkan ke PC. Untuk menguji data keluaran, magnetometer diputar 36 secara bertahap pada bidang datar. Setiap berputar 22.5 (terukur dengan busur) nilai sensor disimpan. Pada saat pengujian pada sudut, nilai dari kompas digital dipakai sebagai nilai awal pengukuran, hal ini dilakukan untuk menguji liniearitas dari kompas digital. Tabel 4.1 merupakan hasil pengujian sensor magnetometer. Tabel 4.1 Hasil Pengujian Magnetometer Sudut hadap ( ) Keluaran Kompas ( ) Selisih ( ) 2.5 2.5 25 21 4 47.5 39.3 8.2 7 59.3 1.7 92.5 81.5 11 115 15.5 9.5 137.5 131.5 6 16 162.5-2.5 182.5 193.5-11 25 222.4-17.4 227.5 247.5-2 25 269.5-19.5 272.5 288.9-16.4 295 37.6-12.6 317.5 326.4-8.9 34 345.5-5.5 Dari hasil pengujian sensor magnetometer, didapatkan sensor magnetometer dapat merespon perubahan arah hadap. Hasil pengukuran menunjukan bahwa sensor magnetometer

85 yang digunakan memilki nilai selisih maksimum dari sudut hadap aktual sebesar 2. Nilai error ini terlalu besar terutama jika digunakan untuk navigasi berdasarkan arah kutub magnet bumi. Tetapi keuntungan dari sensor ini adalah tidak mengalami drift. Sehingga meskipun tidak akurat, tetapi dapat digunakan untuk drift correction pada algoritma DCM-IMU. 4.2.4. Pengujian AHRS Pengujian AHRS dilakukan untuk menguji koreksi drift dan respon dari implementasi algoritma DCM-IMU pada AHRS yang telah dibuat. Pengujian dilakukan dengan melakukan pengiriman data hasil (roll, pitch dan yaw) algoritma DCM-IMU oleh mikrokontroler LPC1114 ke PC. Pada pengujian ini AHRS sudah terpasang pada kerangka Quadcopter. Ada dua pengujian yang dilakukan, yaitu uji koreksi drift dan uji respon. 4.2.4.1. Uji Respon Uji respon dilakukan untuk menguji respon dari AHRS dengan algoritma DCM-IMU terhadap perubahan sudut. Pengujian dilakukan dengan membandingkan keluaran AHRS dan pengukuran sudut dengan akselerometer. Metode ini dilakukan dengan asumsi bahwa akselerometer memiliki respon yang cepat dalam mendeteksi percepatan, termasuk percepatan statis gravitasi bumi. Pengujian pertama dilakukan dengan merotasikan AHRS pada sumbu x (roll) dan pada sumbu y (pitch). Hasil dari pengujian ini dapat dilihat pada Gambar 4.7 dan 4.8.

86 15 1 pitch(rad*1) 5-5 2 4 6 8 Akselerometer(pitch) DCM(pitch) -1-15 sample Gambar 4.7. Perbandingan DCM-IMU dan Akselerometer pada Sudut Pitch. 15 1 roll(rad*1) 5-5 2 4 6 8 akselerometer(roll) DCM(roll) -1-15 sample Gambar 4.8. Hasil Uji DCM-IMU dan Akselerometer pada Sudut Roll. Berdasarkan hasil yang ditunjukan pada Gambar 4.7 dan 4.8, keluaran DCM-IMU mampu mengikuti perubahan sudut yang terjadi. Hal ini membuktikan bahwa AHRS yang dirancang dapat merespon perubahan sudut yang terjadi.

87 Pengujian kedua adalah menguji pengaruh vibrasi terhadap AHRS yang dirancang. Vibrasi dibuat dengan menghidupkan rotor pada Quadcopter. Langkah pengujian sama dengan pengujian sebelumnya. Hasil dari pengujian ini ditunjukan pada Gambar 4.9 dan 4.1. 15 1 5 roll(rad*1) -5 5 1 15 Accelerometer (roll) DCM-IMU(roll) -1-15 sample Gambar 4.9. Hasil Uji DCM-IMU pada Sudut Roll dengan Vibrasi Rotor.

88 15 1 pitch(rad*1) 5-5 2 4 6 8 1 Akselerometer (pitch) DCM-IMU(pitch) -1-15 Sample Gambar 4.1. Hasil Uji DCM-IMU pada Sudut Pitch dengan Vibrasi Rotor. Dari hasil pengujian dengan vibrasi, didapatkan sudut akselerometer terpengaruh oleh vibrasi rotor dan sudut hasil algoritma DCM-IMU lebih tidak terpengaruh vibrasi. Juga dapat dilihat bahwa AHRS dapat merespon perubahan sudut meskipun ada pengaruh vibrasi. 4.2.4.2. Uji Koreksi Drift Uji koreksi drift dilakukan untuk mengetahui apakah AHRS mempunyai nilai yang bergerak merambat saat dalam kondisi diam. Ada dua langkah yang diambil, yaitu dengan menonaktifkan fungsi drift_correction() pada algoritma DCM-IMU dan langkah kedua mengaktifkan fungsi itu lagi. Pengujian dilakukan pada kondisi diam dan AHRS pada kondisi mendatar. Waktu pengujian adalah 3 detik. Gambar 4.11 dan 4.12 menunjukan hasil pengujian ini.

89 sudut(rad*1) 6 5 4 3 2 1 roll pitch yaw -1 5 1 15 2 25 sample Gambar 4.11. Hasil Uji DCM-IMU tanpa Drift Correction. Gambar 4.12. Hasil Uji DCM-IMU dengan Drift Correction. Dari hasil uji drift, didapatkan bahwa keluaran algoritma DCM-IMU tanpa fungsi drift_correction() mengalami perubahan sudut.53 radian pada sudut roll setelah didiamkan selama 3 detik. Setelah fungsi drift_correction() digunakan ketiga sudut keluaran DCM- IMU tidak mengalami perubahan saat diam selama 3 detik. Hal ini menandakan bahwa algoritma DCM-IMU yang dibuat mampu mengatasi drift.

9 4.2.5. Uji Kontrol PID Pengujian kontrol PID dilakukan untuk mendapatkan parameter kontrol dari Quadcopter. Ada beberapa tahap pengujian (tuning) yang dilakukan yaitu uji statis dan dinamis. 4.2.5.1. Uji Statis Uji statis dilakukan pada kontrol sudut roll dan pitch. Pengujian ini dilakukan dengan menempatkan Quadcopter dengan mekanik pada sumbu rotasi uji, sehingga Quadcopter dapat bergerak bebas pada sumbu tersebut. Gambar 4.13. Uji statis pada sumbu roll dan pitch. Metode tuning untuk mendapatkan parameter PID pada sudut uji roll dan pitch dilakukan dengan langkah sebagai berikut: 1. Set nilai kp, ki, kd dan sudut set.

91 2. Kecepatan dua rotor uji dinaikan samapi mendekati kecepatan minimum terbang yang diperoleh dari uji thurst. 3. Nilai offset motor disesuaikan sehingga kedua rotor dalam kondisi seimbang. Hal ini dilakukan untuk membantu kerja kontrol I agar tidak terlalu banyak melakukan kompensasi. 4. Nilai kp dinaikan sampai terjadi osilasi. Kenaikan nilai kp ini dijaga agar tidak melebihi batas dan osilasi yang terjadi tidak membahayakan saat pengujian statis dilakukan. 5. Nilai kd dinaikan sampai osilasi yang terjadi menjadi teredam dan berhenti pada kondisi steady state. 6. Nilai ki dinaikan sampai steady state error dapat dikoreksi dan pesawat mempertahankan kondisi seimbang. 7. Keseimbangan pesawat diuji dengan memberikan gangguan dan perubahan sudut set yang mendadak. Nilai kp, ki dan kd disesuaikan untuk mendapatkan kontrol yang memiliki overshoot kecil dan settling time yang pendek. Untuk mengatur parameter dan memvisualisasikan dalam bentuk grafik dari besaran-besaran kontrol dalam pesawat, digunakan Android tablet yang terhubung secara nirkabel dengan pesawat melalui bluetooth. Berikut adalah hasil plot dari uji yang dilakukan:

92 Gambar 4.14. Hasil uji statis sudut pitch dengan perubahan sudut set mendadak. Gambar 4.15. Hasil uji statis sudut roll dengan perubahan sudut set mendadak.

93 Dari hasil uji statis pada sudut roll dan pitch, dengan memberikan perubahan sudut set yang mendadak dapat dilihat bahwa kontrol PID untuk kedua sudut ini dapat menyesuaikan kecepatan rotor agar sudut aktual sesuai dengan sudut set yang diberikan. 4.3. Pengujian Mid Layer Control Pengujian mid layer control dilakukan untuk menguji rutin-rutin autonomous pesawat. Pada bagian ini hanya pengujian sistem autonomous take-off yang akan dibahas. Pengujian autonomous take-off dilakukan untuk mendapatkan parameter-parameter kontrol PID untuk take off. Langkah tuning yang dilakukan pada prinsipnya sama dengan langkah-langkah saat uji statis. Berikut adalah hasil dari sistem autonomous take-off yang diplot dalam Android tablet: Gambar 4.16. Plot data ketinggian pada sistem autonomous take-off