PERANCANGAN KONTROL NON-LINIER UNTUK KESTABILAN HOVER PADA UAV TRICOPTER DENGAN SLIDING MODE CONTROL

Presentasi Tesis

RUDY KURNIAWAN

2211202009

PERANCANGAN KONTROL NON-LINIER UNTUK KESTABILAN HOVER

PADA UAV TRICOPTER DENGAN SLIDING MODE CONTROL

2211202009

Dosen Pembimbing:

DR. Ir. Mochammad Rameli

Ir. Rusdhianto Effendie AK, M.T.

Agenda Presentasi

Dasar Teori Pendahuluan 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 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.

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 PID 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 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 Integral Derivative (PID)

sehingga dapat melakukan gerak hover (melayang) pada titik ketinggian yang ditentukan sehingga diimplementasikan secara

real time 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 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

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 fixed reference (B-frame)







z

y

x

q

T



dimana (x, y, z) menunjukkan posisi pusat massa relatif dari UAV Tricopter terhadap kerangka inersia I dan adalah tiga sudut Euler roll, pitch dan

yaw dan mewakili orientasi dari rotor pesawat.







z

y

x

q

T









,

,

Dasar Teori

Model Matematika UAV Tricopter

Model persamaan aerodinamika UAV Tricopter dalam hal gaya dan momen (force and moment)



sin

)

(

u

vr

wq

mg

m

F

_x















cos

sin

)

(

v

ru

pw

mg

m

F

_y











qr

I

I

pq

I

r

I

p

I

L



_xx





_xz





_xz



(

_zz



_yy

)

Force equation : Moment equation :

)

(

)

(

I

I

pr

I

p

2

r

2

q

I

M



_yy





_xx



_zz



_xz







cos

sin

)

(

v

ru

pw

mg

m

F

_y















cos

cos

)

(

w

pv

qr

mg

m

F

_z











xz zz xx yy

qr

I

pq

I

I

p

I

r

I

N



_zz





_xz





(

_yy



_xx

)



_xz

Fx,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 I : momen inersia pada tiap2 sumbu

Dasar Teori

Model Matematika UAV Tricopter

Persamaan momen yang dihasilkan oleh kecepatan sudut dari 3 rotor :











































cos

sin

0

2 3 2 2 2 1 1 3

b

b

b

F









































































sin

cos

2 3 3 2 3 3 2 2 2 1 4 2 3 3 2 2 2 1 2 2 2 2 1 1

b

l

d

l

d

l

b

l

b

l

b

l

M







_



b



₁





₂



b



₃

cos



_

l

4

d







1





2





l

3

d



3



l

3

b



3

sin



_

F



: gaya (force) thrust pada tiap-tiap sumbu rotor

M



: momen sudut-sudut pada setiap sumbu rotor b : koefisien thrust

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

Pemodelan

_•

_{Memaksa trayektori state menuju}

Permukaan luncur (Sliding Surface)

•

Mempertahankan trayektori state

disekitar permukaan luncur

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

agar state dapat menuju permukaan

luncur dari sembarang kondisi awal

• Terjadinya switching bila fungsi

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)

ekivalen (Fz eq) dan sinyal kontrol natural (Fz nat)

nat

z

eq

z

z

F

F

F





Perancangan Sistem

Pemodelan Plant

Model UAV Tricopter dapat disusun dalam bentuk state space









f

(

X

)

g

(

X

,

U

)

X

] ... [X₁ x₁₂ X 

]

[

X

X



Y

Y



Z

Z





















X

                    x x m F g pw ru x x x m F g wq vr x x x y x cos sin sin 6 5 4 4 3 2 2 1       









                                                 N I L I qr I I I I I pq I I I I I I I x x x I M r p I pr I I x x x N I L I qr I I I I pq I I I I I I I I x x x m F g qr pv x x x xx xz xz xx zz yy xz yy xx xx xz xz zz xx yy zz xx zz xz zz xz zz yy zz yy xx xz xz zz xz zz xx 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 PID

PLANT PID

Sudut Pitch yang

diinginkan (θ= 0) _{e U2 Pitch (θ)} +

Pengendalian Kestabilan Sudut Roll saat Hover

(TRICOPTER) (Kendali Sudut Pitch)

Pengukuran Sudut Pitch +

-Pengendalian Kestabilan

Sudut Pitch saat Hover

Pengendalian Kestabilan Sudut Yaw saat Hover

Perancangan Sistem

Perancangan Sistem

Identifikasi Plant

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 PID

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. 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.

Hasil dan Analisis

Simulasi Kontrol PID

• hasil respon kontroler PID untuk pengendalian sudut roll dengan overshoot sebesar rad dengan rise time 3 detik • hasil respon kontroler PID 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 PID untuk pengendalian sudut yaw dengan overshoot sebesar rad dengan rise time 3 detik

4 10 7 , 1  4 10 15  

Hasil dan Analisis

Simulasi Sliding Mode Control pada Kontrol Ketinggian

Hasil dan Analisis

Simulasi Sliding Mode Control pada Kontrol Ketinggian

Respon Ketinggian (Zr=1) dengan SMC

Berdasarkan hasil perhitungan maka didapatkan nilai dan pada ketinggian 1 meter memiliki error

sekitar 0.2% 25 . 0    11.25

Hasil dan Analisis

Simulasi Sliding Mode Control pada Kontrol Ketinggian

Respon Ketinggian (Zr=3) dengan SMC Respon Ketinggian (Zr=5) dengan SMC

pada ketinggian 3 meter

• memiliki error sekitar 0.03%

33

.

0







11.273

pada ketinggian 5 meter

• memiliki error sebesar 0.02%

33 . 0 

Simulasi SMC pada Kontrol Ketinggian dengan Gangguan

Hasil dan Analisis

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

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)

Simulasi SMC pada Kontrol Ketinggian dengan Gangguan

Hasil dan Analisis

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 bisa dikatakan bahwa sistem kontrolnya cukup kokoh (robustness)

Simulasi SMC pada Kontrol Ketinggian dengan Gangguan

Hasil dan Analisis

kondisi respon dari sudut roll, pitch, dan yaw saat dilakukan pengujian untuk respon ketinggian dengan memberikan gangguan

Kesimpulan

Penutup

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  

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°.

Saran

Penutup

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