perancangan kontrol non-linier sliding mode … · kontroler yang stabil dan akurat mengunakan...

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 TeoriPendahuluan PerancanganSistem

Hasil danAnalisis

Kesimpulandan saran

PendahuluanLatar Belakang

1. Perkembangan teknologi Unmanned Aerial Vehicles (UAV) ataupesawat udara tak berawak kian berkembang pesat mulai dariperubahan bentuk disain, analisis, serta kemampuannya.

2. Dapat mengatasi beberapa macam permasalahan yangberhubungan dengan muatan yang terbatas, energi dan dayatahan penerbangan, sensor yang tertanam, navigasi sertatahan penerbangan, sensor yang tertanam, navigasi sertakontrol kestabilannya

3. UAV Tricopter adalah pesawat yang memiliki potensi untuklepas landas, hover, terbang manuver, dan mendarat bahkan didaerah kecil

4. Kestabilan hover pada UAV Tricopter sangatlah penting danharus dimiliki UAV Tricopter agar pemanfaatannya dapatmaksimal.

PendahuluanPermasalahan

1. UAV Tricopter memiliki tiga sumbu rotor yang membentuksegitiga mempunyai permasalahan pada momen yaw yangdisebabkan oleh reaksi torsi yang tidak berpasangan.

2. Permasalahan pada kontrol kestabilan yang disebabkanketidakpastian serta perubahan-perubahan parameter.ketidakpastian serta perubahan-perubahan parameter.

3. UAV Tricopter harus dapat terbang dengan stabil pada titkketinggian yang ditentukan dan menjaga sudut agar tetapdalam keadaan nol derajat

PendahuluanBatasan Masalah

1. Kontroler yang dirancang juga mengunakan metode KontrolPID 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 untuk3. Hanya dibatasi pada pengendalian kontrol non-linier untukmenjaga keseimbangan dan kestabilan yang disebabkan olehperubahan-perubahan parameter pada saat melakukan gerakhover pada ketinggian yang diinginkan.

4. Pembahasan dititikberatkan pada analisa respon steady statepada plant dan tidak membahas tentang respon trasien.

5. Tidak membahas permasalahan pergerakan VTOL, manuver, translasi penerbangan dan lain sebagainya.

PendahuluanTujuan

Tujuan penelitian ini adalah merancang dan membuat suatu disainkontroler yang stabil dan akurat mengunakan metode SlidingMode Control (SMC) dan Proportional Integral Derivative (PID)sehingga dapat melakukan gerak hover (melayang) pada titikketinggian yang ditentukan sehingga diimplementasikan secarareal timereal time

Dasar TeoriPengenalan Plant UAV Tricopter

UAV Tricopter juga disebut helikopter Tri-rotoratau Tricopter, adalah sebuah multicopteryang diangkat dan didorong oleh tiga rotorpada tiga sumbu.

Model plant yang digunakan dalam penelitianini adalah model UAV Single Tilted Tricopteryang memiliki tiga rotor, dan rotor ekor yangyang memiliki tiga rotor, dan rotor ekor yangdimiringkan untuk menyingkirkan masalahreaksi torsi

Dua rotor depan (rotor 1 dan 2) memutardalam arah yang berbeda, kemudian rotormiring (rotor 3) berputar ke arah yang samadengan rotor 2. Dengan kemiringan rotor 3maka menciptakan momen yang dapatmembatalkan momen yaw pada sistem.

Dasar TeoriPergerakan UAV Tricopter

Keterangana : Kontrol Ketinggian (Altitude)b : Kontrol Rollc : Kontrol Pitchd : Kontrol YawΩ : RPM tiap-tiap rotor

Dasar TeoriModel Matematika UAV Tricopter

Pemodelan UAV Tricopter dapat dilakukan dengan menggunakan pendekatanEuler-Lagrange [1], [2], [11].

UAV Tricopter memiliki 6 DOF (Degree of Freedom) yang menggunakan duaframe, yaitu earth inertial reference (E-frame) dan body fixed reference (B-frame)

zyxqT

dimana (x, y, z) menunjukkan posisi pusat massa relatif dari UAV Tricopterterhadap kerangka inersia I dan adalah tiga sudut Euler roll, pitch danyaw dan mewakili orientasi dari rotor pesawat.

zyxqT

,,


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

sin)( mgwqvrumFx

cossin)( mgpwruvmFy

qrIIpqIrIpIL yyzzxzxzxx )(

Force equation : Moment equation :

)()( 22 rpIprIIqIM xzzzxxyy cossin)( mgpwruvmFy

coscos)( mgqrpvwmFz

xzzzxxyy

qrIpqIIpIrIN xzxxyyxzzz )(

Fx,Fy,Fz : jumlah gaya eksternal pada tiap2 sumbuL,M,N : jumlah momen pada tiap2 sumbup,q,r : kecepatan pada tiap2 sumbuu,v,w : percepatan pada tiap2 sumbuI : momen inersia pada tiap2 sumbu


Persamaan momen yang dihasilkan oleh kecepatan sudut dari 3 rotor :

cos

sin

0

23

22

21

13

bb

bF

sin

cos233

233

22

214

233

22

212

22

211

bldldl

blbl

bl

M

cos321 bb sin3333214 bldldl

F

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

M

: momen sudut-sudut pada setiap sumbu rotor

b : koefisien thrust

d : koefisien drag

Dasar TeoriSliding 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(sliding mode)


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 permukaan = nol


Sinyal Kontrol (Fz)

Tujuan dari perancangan Sliding Mode Control adalah untukmemaksa trayektori state menuju permukaan luncur dan menjagatrayektori state agar tetap berada di sekitar permukaan luncur. Adadua jenis sinyal kontrol yang akan dirancang, yaitu sinyal kontrolekivalen (Fz eq) dan sinyal kontrol natural (Fz nat)ekivalen (Fz eq) dan sinyal kontrol natural (Fz nat)

natzeqzz FFF

Perancangan SistemPemodelan Plant

Model UAV Tricopter dapat disusun dalam bentuk state space

),()( UXgXfX

]...[ 121 xXX

][ ZZYYXXX

xxm

Fgpwrux

xxm

Fgwqvrx

xx

y

x

cossin

sin

65

4

43

2

21

NILIqrIIIIIpqIIIIIII

x

xx

I

MrpIprIIx

xx

NILIqrIIIIpqIIIIIIII

x

xxm

Fgqrpvx

xx

xxxzxzxxzzyyxzyyxxxxxz

xzzzxx

yy

zzxxzz

xzzzxzzzyyzzyyxxxzxzzz

xzzzxx

z

))(()(1

)()(

))(()(1

coscos

2

212

1211

22

10

109

2

28

87

6

65

Perancangan SistemPerancangan Kontrol PID

PLANT PID

Sudut Pitch yangdiinginkan (θ= 0) e U2 Pitch (θ)

+

Pengendalian Kestabilan Sudut Roll saat Hover

(TRICOPTER)(Kendali Sudut Pitch)

PengukuranSudut Pitch

+-

Pengendalian Kestabilan Sudut Pitch saat Hover

Pengendalian Kestabilan Sudut Yaw saat Hover

Perancangan SistemPerancangan Kontroler Keseluruhan

Perancangan SistemIdentifikasi Plant

Identifikasi plant diambil dari data-data parameter pada penelitian sebelumnya [12]

Hasil dan AnalisisHasil Simulasi Sistem

Hasil dan AnalisisSimulasi Plant Tanpa Kontroler

Hasil menunjukkan bahwa respon posisi dan sudut dari UAV Tricopter tidak stabil

Hasil dan AnalisisSimulasi Kontrol PID

Langkah metode tuning manual parameter pada UAV Tricopter adalah sebagaiberikut:

1. Langkah awal, gunakan kontrol proportional terlebih dahulu dengan mengabaikanKi 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 sehinggarespon yang dihasilkan lebih stabil.

4. Untuk meredam osilasi, maka tambahkan Kd dengan membagi dua nilai Kp, amatikeadaan respon hingga stabil dan lebih responsif.

5. Periksa kembali performa sistem hingga mendapatkan hasil yang memuaskan.

Hasil dan AnalisisSimulasi Kontrol PID

• hasil respon kontroler PID untuk pengendalian sudut rolldengan overshoot sebesar rad dengan rise time 3 detik• hasil respon kontroler PID untuk pengendalian sudut pitchdengan overshoot sebesar 0,075 rad engan rise time 7 detik dengan sedikit osilasi tetapi sistem tetap stabil• hasil respon kontroler PID untuk pengendalian sudut yawdengan overshoot sebesar rad dengan rise time 3 detik

4107,1

41015

Hasil dan AnalisisSimulasi Sliding Mode Control pada Kontrol Ketinggian

Hasil Pengujian untuk Beberapa Kondisi Awal yang Diberikan


Respon Ketinggian (Zr=1) dengan SMC

Berdasarkan hasil perhitungan maka didapatkan nilai dan pada ketinggian 1 meter memiliki errorsekitar 0.2%

25.0 25.11


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

pada ketinggian 3 meter • memiliki error sekitar 0.03%

33.0 273.11

pada ketinggian 5 meter• memiliki error sebesar 0.02%

33.0 266.11

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)


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)


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, makadapat 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 digunakanmasih bisa dikembangkan lagi yaitu dengan melakukan pengendalian sudutroll, pitch dan yaw menggunakan metode Sliding Mode Control. Selanjutnyahasil perancangan kontroler Sliding Mode Control dapat diujikan dengan caramengimplementasikan kontroler dengan plant UAV Tricopter. Penggunaanmetode Sliding Mode Control dikombinasikan dengan metode kontrol yanglainnya sebaiknya dilakukan untuk keberlanjutan penelitian inilainnya sebaiknya dilakukan untuk keberlanjutan penelitian ini

perancangan kontrol non-linier sliding mode … · kontroler yang stabil dan akurat mengunakan...

Documents