ANALISIS KARAKTERISTIK SIKAP TERBANG LSU-01 TANPA SISTEM KENDALI

ANALISIS KARAKTERISTIK SIKAP TERBANG LSU-01 TANPA SISTEM KENDALI

Oleh :

Eko Budi Purwanto

Pusat Teknologi Penerbangan – LAPAN

Email : ekobudi1310@gmail.com; eko.budi@lapan.go.id

ABSTRAK

Pemodelan adalan penting untuk menganalisis karakteristik dinamik sebuah UAV. Model dinamik LSU-01 sudah dilakukan dalam penelitian ini menggunakan metoda first priciple. Untuk menghitung nilai parameter dinamik digunakan piranti lunak Datcom, sedangkan untuk analisis karakteristik dinamik digunakan Matlab. Dari simulasi yang dilakukan ditunjukkan bahwa bagian nyata (riil) dari nilai eigen berada disebelah kirim sumbu imajiner (negatif), ini berarti bahwa siste mempunyai karakteristik stabil statis dan dinamik. Posisi pole pada bidang-s sudah sesuai dengan posisi pole dari pesawat secara umum. Untuk gerak longitudinal terdiri atas 2 pasang pole yaitu short period dan phugoid. Sedangakan gerak lateral-direksional terdiri atas roll mode, dutch roll dan spiral mode.   

Flight Attitude Characteristic Analysis of LSU-01 Without Control System

ABSTRACT

Modeling is important for analysis of dynamic characteristic of UAV. Dynamic model of LSU-01 was developed of these research using first principle method. For calculated flight dynamic parameter using Datcom and for analysis of dynamic characteristic used Matlab software. From simulation showed that the real part of eigen value LSU-01 on the left of imaginer axis, the main that system have statis and dynamic stability.  The palce pole of LSU-01  in the s-plane is appropriate with ussualy aircraft mode.  Eigen value of longitudinal motion is short period and phugoid, and for lateral-directional motion is roll mode, dutch roll and spiral mode.    

1.              PENDAHULUAN

1.1.         Latar Belakang

UAV (Unmanned Aerial Vehicle) sebagai alternatif yang cocok untuk menggantikan pesawat berawak atau satelit untuk berbagai tujuan, seperti monitoring lingkungan, pemetaan lahan pertanian, mitigasi bencana dan survey. UAV menjanjikan lebih presisi dan biaya operasi yang relatif murah dibanding cara konvensional (pengukuran langsung). Kunci sukses dari pemanfaatan UAV adalah sistem auto pilot yang dapat mengendalikan sikap terbang UAV tanpa campur tangan manusia.

Resiko paling sering waktu uji terbang sebuah Unmanned Aerial Vehicle (UAV) adalah keadaan tidak terkendali (uncontrolable) ketika mode dipindahkan dari manual ke autonomous. Untuk kasus wahana terbang seperti UAV, apabila tidak terkendali maka terbang UAV tidak stabil. Faktor penyebabnya adalah permasalahan dari dalam UAV dan/atau pengaruh lingkungan. Oleh karena itu menganalisa karakteristik sikap terbang UAV perlu dilakukan sebelum menganalisa pengaruh lingkungan. Dalam hal ini model matematik hasil penurunan harus diuji sehingga pengaruh masukan terhadap perilaku terbang dapat diketahui dengan pasti.

Langkah awal yang harus dikerjakan adalah menurunkan model dinamika terbang dari UAV yang dikembangkan. Pemodelan numerik dari dinamika terbang dalam industri pesawat terbang, UAV atau satelit memerlukan jalan panjang, sehingga harus ada usaha yang serius dan tekun. Model dinamika terbang merupakan representasi matematik dari performance kondisi tunak dan respon dinamik dari UAV atau plant. Model dinamik sangat penting untuk pengembangan lebih lanjut, seperti penerapan algoritma uji kendali, uji stabilitas dan analisa karakteristik sikap terbang, onboard system autopilot dan onboard Inertial Navigation Systems (INS). Dalam pengembangan sistem autopilot UAV, simulasi model dinamika terbang diikuti dengan sistem keamanan pengujian komputasi. Namun akurasi model software yang dikembangkan dari penurunan menggunakan metoda first principle belum dipastikan. Oleh karena itu untuk mendapatkan model diskrit yang mirip dengan keadaan sebenarnya, diperlukan implementasi, verifikasi dan validasi.

Pemodelan LSU-01, dilakukan dengan metoda geometris menggunakan software Datcom, karena hardware LSU-01 sudah tersedia tanpa disertai persamaan keadaan. Dengan menggunakan gambar teknis skala 1:1 dan pengukuran langsung, maka dimensi-dimensi komponen LSU-01 diperoleh yang selanjutnya digunakan sebagai masukan untuk software Datcom. Nilai parameter UAV hasil perhitungan digunakan untuk mendapatkan persamaan keadaan mode longitudinal dan lateral-direksional. Untuk mengetahui karakteristik LSU-01, dilakukan pengujian terhadap persamaan keadaan menggunakan software Matlab. Nilai waktu settling (t_s), waktu tunda (t_d), waktu puncak (t_p), waktu pencapaian (t_r), dan lewatan maksimum (M_p) bisa dikeathui melalui simulasi. Data-data hasil pengujian model tanpa sistem kendali tersebut merepresentasikan karakteristik LSU-01 tanpa sistem kendali (open loop). Dengan menambah sistem kendali diharapkan dapat memperbaki kestabilan LSU-01. Dalam banyak kasus, pengujian sistem kendali dikembangkan dalam lingkungan virtual untuk pengembangan model dan minimalisir resiko.  

1.2.  Tujuan

-          Menghitung parameter LSU-01 menggunakan Datcom

-          Penurunan dan membentuk persamaan keadaan matra longitudinal dan lateral direksional

-          Simulasi untuk mengetahui karakteristik sikap terbang LSU-01 tanpa sistem kendali

2.       LANDASAN TEORI

2.1.  Spesifikasi LSU-01 (gambar dan spesifikasi)

Spesifikasi LSU-01 ditampilkan pada tabel 2.1 di bawah ini.

N0	Nama Komponen	Ukuran	Dimensi
1	Bentang sayap (wingspan)	1900	mm
2	Panjang Pesawat (fuselage length )	1200	mm
3	Muatan maksimum (maximum payload)	0,5	kg
4	Kecepatan Terbang (cruising speed)	45	km/jam
5	Kecepatan Maksimum (maximum speed)	60	km/jam
6	Kecepatan stall (Airspeed Stall)	30	km/jam
7	Lama terbang maksimum (endurance)	50	menit
8	Mesin : brushless motor	980	kV
9	Jenis bahan bakar : baterai	5000	mAh
10	Take off  : dengan dilempar (throwed)
11	Sistem Kontrol : -       Take Off/Landing dengan Remote Control -       Terbang jarak jauh secara Autonomous

Model Pesawat tanpa awak LSU-01 ditampilkan pada gambar di bawah ini.

Gambar Pesawat LSU-o1

2.2.  Datcom

Tujuan utama dari United State Air Force (USAF) Stability and Control Datcom adalah untuk memberikan kesimpulan sistematis dari sebuah metoda untuk estimasi stabilitas dan karakteristik sistem kendali dalam perancangan awal dan aplikasinya. Digital Datcom menghitung stabilitas statik, daya angkat maksimum, kendali  permukaan, dan karakteristik turunan dinamik. Program Datcom dikembangkan  secara modular berbasis gambar geometris.

Secara umum Datcom membicarakan dan menganalisa geometri sayap, body dan ekor secara konvensional dan efektivitas kendali permukaan di berbagai ketinggian. Pengguna Datcom harus mengintegrasikan peningkatan efek berdasarkan konfigurasi keluaran yang sudah teruji.  Metoda Datcom dapat digunakan untuk menghitung ulang nilai parameter dinamika terbang (remodelling) berbagai tipe UAV atau wahana terbang yang sudah ada. Untuk itu pengalamatan geometris Datcom berisi konsep “dasar” pesawat tradisional (termasuk konfigurasi canard), dan geometris tertentu (unik) yang teridentifikasi sebagai konfigurasi khusus.

2.3.         Penurunan Persamaan Gerak Wahana Terbang

Untuk menurunkan persamaan keadaan dari wahana terbang termasuk UAV, maka diambil asumsi bahwa wahana berupa benda kaku (rigid-body) dan jarak antar titik-titik pada wahan tidak bergeser selama terbang. Ketiba benda kaku bergerak di udara, dapat dipertimbangkan bahwa pergerakan dalam enam derajat kebebasan (6-DOF). Dengan menerapkan hukum Newton kedua pada benda kaku, maka persamaan gerak dibedakan atas gerak translasi dan gerak rotasi. Gerak translasi akan menimbulkan gaya inersia, sedangkan gerak rotasi menimbulkan momen inersia. Maka penurunan persamaan dinamika terbang dibedakan atas gerak translasi dan gerak rotasi. 

3.          Implementasi Persamaan Keadaan Pada LSU-01

Dari penurunan perubahan gaya dan momen yang diakibatkan oleh adanya gangguan dari keadaan setimbangnya dihasilkan enam persamaan diferensial untuk gerak UAV di udara. Solusi diperoleh dengan menerapkan asumsi dan memecah menjadi dua bagian yaitu : (1) persamaan gerak longitudinal yang mengandung dua persamaan gaya dan satu persamaan momen, (2) persamaan gerak lateral-direksional yang mengandung satu persamaan gaya dan dua persamaan momen. Kemudian dilakukan linierisasi agar bisa dilakukan penyelesaian analitik. Agar persamaan dapat dibagi ke dalam dua bagian maka diasumsikan bahwa pesawat diterbangkan pada lintasan lurus pada kondisi wing level dan tanpa percepatan. 

3.1. Matra Longitudinal 

Persamaan keadaan matra longitudinal akan diturunkan dari persamaan defleksi elevator dan perubahan kecil thrust menyebabkan perubahan pada Fx dan Fz, namun tidak menimbulkan momen roll, momen yaw dan gaya Fy. Dengan demikian P= R = V = 0 dan untuk terbang lurus datar φ = 0 dan ψ = 0. Representasi salib sumbu stabilitas pada gambar di bawah ini.

Gambar  Sumbu stabilitas kondisi kesetimbangan dan gangguan pada LSU-01

Table : Parameter value for longitudinal motion

Parameter	Value		Parameter	Value
Cxu	-0.1530		Cxq	0
Czu	-0.1440		Czq	-0.9147
Cmu	0		Cmq	-15.9600
Cxa	0.3007		Cxde	0
Cza	-5.9540		Czde	-0.2865
Cma	-1.3150		Cmde	-0.9740
Cxa’	0		CxT	1.0000
Cza’	-0.4107		CzT	0
Cma’	-7.2160		CmT	1.0000

Tabel Nilai eigen, damping rasio dan frekuensi dari LSU-01 terintegrasi

Eigenvalue	Damping	Freq. (rad/s)
l1 = -6.79e-002 + 7.89e-001i	8.58e-002	7.92e-001	Short period
l2 = -6.79e-002 - 7.89e-001i	8.58e-002	7.92e-001
l3 =  -6.37e+000 + 3.96e+000i	8.49e-001	7.50e+000	phugoid
l4 = -6.37e+000 - 3.96e+000i	8.49e-001	7.50e+000

The real part eigen value of system is negative, the meaning is that the system (LSU-01) have  characteristic static stable at longitudinal motion.

Posisi ZeroPole pada bidang-s

Akar karakteristik l1 dan l2 adalah memberikan waktu osilasi lebih pendek dari pada dua akar karakteristik lainya. Dilihat dari letak pole pada bidang-s, short period adalah akar karakteristik yang jauh dari sumbu imajiner. Sebaliknya phugoid adalah long period yaitu akar karakteristik yang dekat dngan sumbu imajiner dan memberikan waktu osilasi lebih panjang. Terlihat pada gambar dibawah ini, bahwa efek dari elevator akan berosilasi lebih lama dibanding dengan ekef dari daya dorong mesin (throttle).   

Grafik keluaran gerak longitudinal : 

bode plot sbb :

Lokasi akar karakteristik untuk pitch

3.2. Matra Lateral Diresional

Persamaan keadaan matra longitudinal akan diturunkan dengan menerapkan beberapa asumsi yang telah disebut di atas, maka enam persamaan dapat dipisahkan. Penurunan persamaan gerak lateral berdasarkan gaya pada sumbu y, momen roll dan momen yaw. 

Persamaan adalah decoupled, maka diasumsikan bahwa Q = 0 (nol), dan sumbu x equilibrium sepanjang lintasan terbang dan tidak ada slip samping selama kondisi equilibrium. 

Table : Parameter value for lateral-directional motion

Parameter	Value		Parameter	Value
Cyb =	-0.1873		Clr	0.1430
Cyphi =	0.5539		Clda	0.0790
Cyp	0		Cldr	0.0040
Cyr	0		Cnb	0.0299
Cyda	0		Cnp	-0.0897
Cydr	0.0573		Cnr	-0.0405
Clb	-0.0766		Cnda	-0.0072
Clp	-0.300		Cndr	-1.6300

Tabel : Nilai eigen, damping rasio dan frekuensi dari LSU-01 Lateral-Direksional

Eigenvalue	Damping	Freq. (rad/s)	Keterangan
l1 = -9.7476	1.00e+000	9.75e+000	Roll mode
l2 = -0.2482+ 3.1100i	7.96e002	3.12e+000	Dutch roll
l3 =  -0.2482- 3.1100i	7.96e002	3.12e+000	Dutch roll
l4 = 0.0302	-1.00e+000	3.02e-002	Spiral mode

Posisi pole-zero gerak lateral-direksional

 

Grafik keluaran gerak lateral-direksional

Bode plot gerak lateral-direksional LSU-01

Lokasi akar karakteristik untuk yaw

4. ANALISIS HASIL SIMULASI DAN PEMBAHASAN

4.1.         Analisis Waktu Transien dan Waktu Tunak Gerak Longitudinal

The simulation result above show that LSU-01 has static and dynamic stability charachteristic. It is proved by the pole placement exist at left imaginary axis wether at longitudinal s-plane (figure 4.1). The performance of stability perhaps getting better after using closed loop control system in order to reach faster stability respon time than the open loop condition.

Pole zero placement in longitudinal and lateral motion have generally mode as same as a manned aircraft. Pole of longitudinal motion consist of 2 complex number, one as short period which far from imaginary axis and the other one as phugoid that place near the imaginary axis. By taken 2% of error margin from steady state (time settling,Ts), longitudinal motion will take 50 seconds time settling (figure 4.2). While steady state of lateral motion will take 5 seconds towards rudder deflection and 15 seconds towards aeleron defflection (figure 4.6).

4.2.        Analisis Parameter Waktu Transien dan Waktu Tunak Gerak Lateral-Direksional

The simulation result above show that LSU-01 has static and dynamic stability charachteristic. It is proved by the pole placement exist at left imaginary axis wether at lateral s-plane (figure 4.5). Pole of Lateral motion consist of one pole as roll mode which far from imaginary axis, 2 pole represented as complex number-dutch roll, and another pole called spiral mode. The performance of stability perhaps getting better after using closed loop control system in order to reach faster stability respon time than the open loop condition.

5.        KESIMPULAN

-          Calculating flight dynamic parameter of LSU-01 have been done using Datcom

-          The state space of LSU 01 was done succesfully in longitudinal and lateral motion.

-          Simulation results show that equation of motion of LSU 01 has static stability and dynamic stability

-          Regarding pole zero placement, LSU-01 has general mode as same as manned aircraft.

UCAPAN TERMAKASIH

Atas sumbang saran dan kerjasamanya say ucapkan terimakasih kepada yth Prof. Dr. Bambang Ryanto, Supendi  – SEEI – ITB, Syahron H. Nasution – PT.DI. 

PERNYATAAN PENULIS

Penulis menyatakan bahwa paper ini adalah asli hasil karya sendiri, dengan penggunaan data, gambar atau informasi sudah seijin pembuatnya.

DAFTAR PUSTAKA

1.      Adam William Sloan, Andrew Ross Price; “Visual Determination of UAV Attitude In-Flight”; First Australasian Unmanned Air Vehicles Conference, AIAC-11 Eleventh Australian International Aerospace Congress; Sunday 13 – Thursday 17 March 2005, Melbourne, Victoria, Australia. [download01-07-2013]

2.      Mihai Lungu; “Stabilization and Control of a UAV Flight Attitude Angles using the Backstepping Method”; World Academy of Science, Engineering and Technology 61 2012. [download01-07-2013]

3.      St. Louis Divison; “The Usaf Stability and Control DATCOM, User Manual, Volume I”; Datco User manual; McDonnell Douglas Astronautics Company; Update by Public Domain Aeronautical Software; Santa Cruz CA95061; December 1999.

4.      NN, Mathwork; ” Matlab Software 12a”; Matlab License Number : 779907; January 2013.

5.  John H. Blakelock; “Automatic Control of Aircraft and Missiles, second edition”; Air Force Institute of Technology; A Willey-Interscience Publication; John Wiley & Sons, Inc. 1991.

6.  Donald McLean; “Automatic Flight Control System”; Prentice Hall International (UK) Ltd. , 1990. 

BIO DATA PENULIS

    Eko Budi Purwanto; Penulis adalah peneliti di Pusat Teknologi Penerbangan dalam bidang penelitian Pemodelan dan Perancangan Sistem Kendali. Penulis bekerja di Pustekbang LAPAN sejak tahun 1990 hingga kini. Penulis aktif mengamalkan ilmunya sebagai dosen paruh waktu di UPH, BINUS dan STMIK Dharma Putra. Bidang ilmu yang dikuasai adalah Artificial Intelligence, Expert System, Design and Analysis of Algorithm, Control System, Digital System, Microelectronic, and Human Computer Interaction. Banyak tulisan ilmiah (paper) tentang Hardware In the Loop Simulation (HILS), Pemodelan UAV dan Perancangan Sistem Kendali telah dimuat di beberapa Jurnal Nasional. Hasil karya berupa buku antara lain Perancangan dan Analisis Algoritma (PAA), Teori dan Aplikasi Sistem Digital, Hardware In the Loop Simulation (HILS), dan buku ajar Artificial Intelligence.