Presentasi Tesis PERANCANGAN KONTROL NON-LNER UNTUK KESTABLAN HOVER PADA UAV TRCOPTER DENGAN SLDNG MODE CONTROL RUDY KURNAWAN 2211202009 Dosen Pembimbing: DR. r. Mochammad Rameli r. Rusdhianto Effendie AK, M.T.
Agenda Presentasi Pendahuluan Dasar Teori Perancangan Sistem Hasil dan Analisis Kesimpulan dan saran
Pendahuluan Latar Belakang 1. Perkembangan teknologi Unmanned Aerial Vehicles (UAV) atau pesawat udara tak berawak kian berkembang pesat mulai dari perubahan bentuk disain, analisis, serta kemampuannya. 2. Dapat mengatasi beberapa macam permasalahan yang berhubungan dengan muatan yang terbatas, energi dan daya tahan penerbangan, sensor yang tertanam, navigasi serta kontrol kestabilannya 3. UAV Tricopter adalah pesawat yang memiliki potensi untuk lepas landas, hover, terbang manuver, dan mendarat bahkan di daerah kecil 4. Kestabilan hover pada UAV Tricopter sangatlah penting dan harus dimiliki UAV Tricopter agar pemanfaatannya dapat maksimal.
Pendahuluan Permasalahan 1. UAV Tricopter memiliki tiga sumbu rotor yang membentuk segitiga mempunyai permasalahan pada momen yaw yang disebabkan oleh reaksi torsi yang tidak berpasangan. 2. Permasalahan pada kontrol kestabilan yang disebabkan ketidakpastian serta perubahan-perubahan parameter. 3. UAV Tricopter harus dapat terbang dengan stabil pada titk ketinggian yang ditentukan dan menjaga sudut agar tetap dalam keadaan nol derajat
Pendahuluan Batasan Masalah 1. Kontroler yang dirancang juga mengunakan metode Kontrol PD untuk pengendalian sudut roll, pitch, dan yaw. 2. Kontroler yang dirancang menggunakan metode Sliding Mode Control untuk pengendalian posisi ketinggian (altitude). 3. Hanya dibatasi pada pengendalian kontrol non-linier untuk menjaga keseimbangan dan kestabilan yang disebabkan oleh perubahan-perubahan parameter pada saat melakukan gerak hover pada ketinggian yang diinginkan. 4. Pembahasan dititikberatkan pada analisa respon steady state pada plant dan tidak membahas tentang respon trasien. 5. Tidak membahas permasalahan pergerakan VTOL, manuver, translasi penerbangan dan lain sebagainya.
Pendahuluan Tujuan Tujuan penelitian ini adalah merancang dan membuat suatu disain kontroler yang stabil dan akurat mengunakan metode Sliding Mode Control (SMC) dan Proportional ntegral Derivative (PD) sehingga dapat melakukan gerak hover (melayang) pada titik ketinggian yang ditentukan sehingga diimplementasikan secara real time
Dasar Teori Pengenalan Plant UAV Tricopter UAV Tricopter juga disebut helikopter Tri-rotor atau Tricopter, adalah sebuah multicopter yang diangkat dan didorong oleh tiga rotor pada tiga sumbu. Model plant yang digunakan dalam penelitian ini adalah model UAV Single Tilted Tricopter yang memiliki tiga rotor, dan rotor ekor yang dimiringkan untuk menyingkirkan masalah reaksi torsi Dua rotor depan (rotor 1 dan 2) memutar dalam arah yang berbeda, kemudian rotor miring (rotor 3) berputar ke arah yang sama dengan rotor 2. Dengan kemiringan rotor 3 maka menciptakan momen yang dapat membatalkan momen yaw pada sistem.
Dasar Teori Pergerakan UAV Tricopter Keterangan a : Kontrol Ketinggian (Altitude) b : Kontrol Roll c : Kontrol Pitch d : Kontrol Yaw Ω : RPM tiap-tiap rotor
Dasar Teori Model Matematika UAV Tricopter Pemodelan UAV Tricopter dapat dilakukan dengan menggunakan pendekatan Euler-Lagrange [1], [2], [11]. UAV Tricopter memiliki 6 DOF (Degree of Freedom) yang menggunakan dua frame, yaitu earth inertial reference (E-frame) dan body fied reference (Bframe) q T y z dimana (, y, z) menunjukkan posisi pusat massa relatif dari UAV Tricopter terhadap kerangka inersia dan,, adalah tiga sudut Euler roll, pitch dan yaw dan mewakili orientasi dari rotor pesawat.
Dasar Teori Model Matematika UAV Tricopter F F y F z Model persamaan aerodinamika UAV Tricopter dalam hal gaya dan momen (force and moment) Force equation : Moment equation : m( u vr wq) mg sin m( v ru pw ) mg sin cos m( w pv qr) mg cos cos L M N p r z z pq ( zz yy ) qr yy zz q ( z zz ) pr yy z ( p r p ( ) pq 2 r 2 z ) qr F,Fy,Fz : jumlah gaya eksternal pada tiap2 sumbu L,M,N : jumlah momen pada tiap2 sumbu p,q,r : kecepatan pada tiap2 sumbu u,v,w : percepatan pada tiap2 sumbu : momen inersia pada tiap2 sumbu
Dasar Teori Model Matematika UAV Tricopter Persamaan momen yang dihasilkan oleh kecepatan sudut dari 3 rotor : 2 2 0 1 F l 1b 1 2 2 2 2 b3 sin 2 2 2 M l2b 1 2 l3b3 cos 2 2 2 2 b 1 2 b 3 cos l4d 1 2 l3d3 l3b3 sin F : gaya (force) thrust pada tiap-tiap sumbu rotor M : momen sudut-sudut pada setiap sumbu rotor b : koefisien thrust d : koefisien drag
Dasar Teori Sliding Mode Control SMC merupakan Kontrol Berbasis Switching Berfrekuensi Tinggi Dimana Aksi Kontrolnya Diskontinyu SMC Tidak Peka terhadap Kesalahan Pemodelan Konsep SMC : Memaksa trayektori state menuju Permukaan luncur (Sliding Surface) Mempertahankan trayektori state disekitar permukaan luncur (sliding mode)
Dasar Teori Sliding Mode Control Permukaan Luncur (Sliding Surface) : State yang menyebabkan kondisi sliding mode dapat terjadi Pemilihan permukaan luncur bertujuan agar state dapat menuju permukaan luncur dari sembarang kondisi awal Terjadinya switching bila fungsi permukaan = nol
Dasar Teori Sliding Mode Control Sinyal Kontrol (Fz) Tujuan dari perancangan Sliding Mode Control adalah untuk memaksa trayektori state menuju permukaan luncur dan menjaga trayektori state agar tetap berada di sekitar permukaan luncur. Ada dua jenis sinyal kontrol yang akan dirancang, yaitu sinyal kontrol ekivalen (Fz eq) dan sinyal kontrol natural (Fz nat) F z F zeq F znat
Perancangan Sistem Pemodelan Plant Model UAV Tricopter dapat disusun dalam bentuk state space ), ( ) ( U X g X f X ]... [ 12 X 1 X [ ] Z Z Y Y X X X m F g pw ru m F g wq vr y cos sin sin 6 5 4 4 3 2 2 1 N L qr pq M r p pr N L qr pq m F g qr pv z z zz yy z yy z z zz yy zz zz z zz z zz yy zz yy z z zz z zz z ) ) ( ( ) ( 1 ) ( ) ( ) ) ( ( ) ( 1 cos cos 2 2 12 12 11 2 2 10 10 9 2 2 8 8 7 6 6 5
Perancangan Sistem Perancangan Kontrol PD Pengendalian Kestabilan Sudut Roll saat Hover Pengendalian Kestabilan Sudut Pitch saat Hover Sudut Pitch yang diinginkan (θ= 0) e PD U2 PLANT Pitch (θ) + - (Kendali Sudut Pitch) Pengukuran Sudut Pitch (TRCOPTER) Pengendalian Kestabilan Sudut Yaw saat Hover
Perancangan Sistem Perancangan Kontroler Keseluruhan
Perancangan Sistem dentifikasi Plant dentifikasi plant diambil dari data-data parameter pada penelitian sebelumnya [12]
Hasil Simulasi Sistem Hasil dan Analisis
Hasil dan Analisis Simulasi Plant Tanpa Kontroler Hasil menunjukkan bahwa respon posisi dan sudut dari UAV Tricopter tidak stabil
Hasil dan Analisis Simulasi Kontrol PD Langkah metode tuning manual parameter pada UAV Tricopter adalah sebagai berikut: 1. Langkah awal, gunakan kontrol proportional terlebih dahulu dengan mengabaikan Ki dan Kd dengan memberikan nilai nol pada integratif dan derivatif. 2. Tambahkan terus nilai Kp sehingga didapatkan respon yang stabil. 3. Untuk menghilangkan error steady state pada respon maka tambahkan nilai Ki. Hal ini juga dapat dilakukan dengan cara cross terhadap Kp dan Ki sehingga respon yang dihasilkan lebih stabil. 4. Untuk meredam osilasi, maka tambahkan Kd dengan membagi dua nilai Kp, amati keadaan respon hingga stabil dan lebih responsif. 5. Periksa kembali performa sistem hingga mendapatkan hasil yang memuaskan.
Hasil dan Analisis Simulasi Kontrol PD hasil respon kontroler PD untuk pengendalian sudut roll 4 dengan overshoot sebesar 1,7 10 rad dengan rise time 3 detik hasil respon kontroler PD untuk pengendalian sudut pitch dengan overshoot sebesar 0,075 rad engan rise time 7 detik dengan sedikit osilasi tetapi sistem tetap stabil hasil respon kontroler PD untuk pengendalian sudut yaw 4 dengan overshoot sebesar 1510 rad dengan rise time 3 detik
Hasil dan Analisis Simulasi Sliding Mode Control pada Kontrol Ketinggian Hasil Pengujian untuk Beberapa Kondisi Awal yang Diberikan
Hasil dan Analisis Simulasi Sliding Mode Control pada Kontrol Ketinggian Respon Ketinggian (Zr=1) dengan SMC Berdasarkan hasil perhitungan maka didapatkan nilai 0.25 dan 11. 25 pada ketinggian 1 meter memiliki error sekitar 0.2%
Hasil dan Analisis Simulasi Sliding Mode Control pada Kontrol Ketinggian Respon Ketinggian (Zr=3) dengan SMC Respon Ketinggian (Zr=5) dengan SMC 0.33 11. 273 pada ketinggian 3 meter memiliki error sekitar 0.03% 0.33 11. 266 pada ketinggian 5 meter memiliki error sebesar 0.02%
Hasil dan Analisis Simulasi SMC pada Kontrol Ketinggian dengan Gangguan Respon dari hasil pengujian menunjukkan perubahan output sebesar Zo-Zr=3.017 3= 0.017 dan perubahan output relatif sebesar (Zo-Zr)/Zr=0.017/3=0.0056, sedangkan sinyal kontrol relatif dari sinyal kontrol nominal sebesar 1/Fz=1/1.433=0.698. Sehingga nilai perubahannya sebesar 0.0056/0.698=0.008 < 0.1. Jadi bisa dikatakan bahwa sistem kontrolnya sangat kokoh (robustness)
Hasil dan Analisis Simulasi SMC pada Kontrol Ketinggian dengan Gangguan Respon dari hasil pengujian pada level 50%, 75%, dan 100% juga menunjukkan perubahan output yang signifikan dimana nilai perubahan pada pengujian dengan 50%, 75%, dan 100% adalah 0.014 (untuk 50%), 0.023 (untuk 75%), dan 0.021 (untuk 100%). Dari hasil perubahan bisa dikatakan bahwa sistem kontrolnya cukup kokoh (robustness)
Hasil dan Analisis Simulasi SMC pada Kontrol Ketinggian dengan Gangguan kondisi respon dari sudut roll, pitch, dan yaw saat dilakukan pengujian untuk respon ketinggian dengan memberikan gangguan
Penutup Kesimpulan Berdasarkan hasil pengujian dan analisis yang telah diperoleh pada bab 4, maka dapat disimpulkan bahwa : 1. Metode Sliding Mode Control dapat digunakan untuk menjaga kestabilan, posisi dan ketinggian saat UAV Tricopter melakukan gerak hover pada titik ketinggian yang telah ditentukan dengan error steady state sebesar 0.02%. 2. Besaran nilai dan sangat mempengaruhi waktu respon untuk mencapai keadaan tunak. 3. Jika gangguan yang diberikan pada pengendalian posisi ketinggian sebesar 25% dari sinyal kontrol maka sistem kontrol bisa dikatakan sangat kokoh (robustness), dan jika gangguannya lebih dari 25% dari sinyal maka sistem kontrolnya cukup kokoh. 4. Gangguan pada pengendalian ketinggian juga berpengaruh pada kestabilan sudut pitch sebesar 0.006 rad dan -0.004 atau sebesar 0.34 dan -0.23.
Penutup Saran Adapun saran yang bisa diberikan adalah sistem kontrol yang digunakan masih bisa dikembangkan lagi yaitu dengan melakukan pengendalian sudut roll, pitch dan yaw menggunakan metode Sliding Mode Control. Selanjutnya hasil perancangan kontroler Sliding Mode Control dapat diujikan dengan cara mengimplementasikan kontroler dengan plant UAV Tricopter. Penggunaan metode Sliding Mode Control dikombinasikan dengan metode kontrol yang lainnya sebaiknya dilakukan untuk keberlanjutan penelitian ini