1
Rancang Bangun Unmanned Aerial Vehicle (UAV) Empat Baling-baling (Quadrotor-Arducopter) Muhammad Arifudin Lukmana., dan Hendro Nurhadi Jurusan Teknik Mesin, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember (ITS) Jl. Arief Rahman Hakim, Surabaya 60111 E-mail:
[email protected] Abstrak—Unmanned Aerial Vehicle (UAV) adalah wahana terbang tak berawak, digunakan untuk berbagai tujuan misalnya pemotretan udara, mitigasi bencana, pemantauan daerah berbahaya. Quadrotor, helikopter empat baling-baling, merupakan salah satu pilihan UAV memiliki kelebihan pada mobilitas dan fleksibilitas dalam menjelajahi tempat sempit. Pada artikel ini, akan dibahas desain perancangan model 3D quadrotor, dengan batasan dimensi 70x70x50 cm dan bermassa kurang dari 1,5 kg. Kemudian dilakukan simulasi kestabilan quadrotor pada gerakan roll, pitch, yaw dan ketinggian. Ketika seluruh simulasi sudah terlaksana, dilakukan proses rancang bangun. Quadrotor diharapkan mampu membawa beban hingga 500 gram dan terbang selama 10 menit dengan jangkauan radius 1 kilometer. Kata Kunci—Rancang bangun, UAV, simulasi.
I. PENDAHULUAN
U
nmanned Aerial Vehicle (UAV) adalah sebuah wahana terbang tak berawak. Di berbagai belahan dunia pengguna aktif dari UAV adalah militer dengan berbagai tujuan, misal untuk pemotretan wilayah musuh, wilayah konflik atau untuk memata-matai musuh. Sedangkan untuk keperluan sipil, UAV bisa digunakan untuk pemetaan daerah terpencil, pemantauan gunung berapi, pemantauan kemacetan atau pemotretan daerah pasca bencana tsunami. Sistem UAV terdiri dari wahana udara (aircraft), payload dan stasiun kendali.
Gambar 1 Skema kecepatan putaran motor untuk manuver pada konfigurasi bentuk plus (+). [10]
Instrumentasi Quadrotor Motor DC Brushless – Electronic Speed Controller
Gambar 2 Motor Brushless DC dengan Electronic Speed Controller Motor DC brushless adalah motor yang dialiri arus searah (Direct Current/DC) dan memiliki sistem komutator elektronik, tidak menggunakan komutator mekanik dan sikat (brushes). Kendali kecepatan elektronik (Electronic speed controller/ESC) adalah sebuah sirkuit elektronik dengan tujuan untuk memvariasi kecepatan motor listrik, arahnya dan bisa berfungsi sebagai rem dinamis. ESC sering digunakan dalam mainan model bertenaga elektrik yang dikendalikan dengan remote control. Inertial Measurement Unit Unit pengukur inersia (Inertial Measurement Unit/IMU) adalah peralatan elektronik yang mengukur dan melaporkan kecepatan, orientasi dan gaya gravitasi dari sebuah wahana. Menggunakan kombinasi satu/lebih accelerometer dan giroskop. IMU biasanya digunakan dalam manuver pesawat terbang, termasuk pesawat terbang tanpa awak, dan pesawat luar angkasa, termasuk pesawat ulang alik, satelit, modul pendaratan. Kompas Digital (Magnetometer) Kompas menggunakan efek medan magnet Bumi yang mempengaruhi jarum magnet yang bebas sehingga jarum dapat menunjukkan arah garis medan, yakni arah kutub magnet utara dan selatan. Kutub magnet utara Bumi tidak tepat berada di kutub utara secara geografis, atau pada garis putarnya. Setiap arah yang didapat dari bentuk magnetik, maka harus dikoreksi untuk ketepatan penunjukkan utara/selatan. Global Positioning System Adalah navigasi berbasis sistem satelit yang menyediakan informasi lokasi dan waktu. Navigasi GPS terbentuk dari garis pandang empat satelit atau lebih. Navigasi GPS memiliki tingkat error ± 5 meter terhadap posisi aktual, dan tidak bertambah sepanjang waktu. Jika dibandingkan dengan navigasi inersial (dead reckoning), yang tingkat error-nya bertambah seiring bertambahnya waktu, untuk jarak jauh navigasi GPS lebih baik karena tingkat error
2 tidak bertambah. Namun untuk waktu operasi singkat, navigasi inersial masih lebih baik. Tekanan Atmosfer (Barometer) Sensor barometer digunakan untuk mengetahui ketinggian wahana, menggunakan prinsip tekanan udara yang berbeda pada ketinggian yang berbeda pula. Namun tingkat sensitivitasnya rendah dan mudah terganggu oleh angin. Sensor Jarak (Sonar)
Arahnya selalu ke bawah, sejajar dengan sumbu Z koordinat bumi. Formulasinya m.g g = percepatan gravitasi bumi (9,81 m/s2) - Efek Giroskopik Merupakan gaya yang timbul akibat benda yang berputar dan berubah orientasi. Gaya ini juga dikenal dengan nama “precession”.
Gambar 3 Sensor Sonar sebagai sensor ketinggian Sensor sonar (SOund Navigation And Ranging) dalam quadrotor berfungsi untuk mendeteksi jarak antara quadrotor dengan tanah. Sonar dapat diaplikasikan untuk automatic take off and landing. Sonar juga dapat digunakan untuk low altitude hold (ketinggian tetap rendah) dengan batasan lebih kecil daripada 6,45 meter. Untuk ketinggian lebih dari 6,45 meter, sensor yang digunakan adalah barometer. Flight Controller (ArduPilot Mega)
Gambar 4 Modul ArduPilot Mega sebagai Flight Controller Modul ini merupakan otak bagi UAV Quadrotor, membaca seluruh sensor dan kemudian memproses seluruhnya untuk kemudian memerintahkan keempat motor untuk berputar. ArduPilot Mega telah mampu diprogram untuk modus autopilot. Gaya yang Bekerja Pada Quadrotor - Gaya Aerodinamik Merupakan gaya yang timbul akibat adanya kecepatan putar pada propeller yang juga mengakibatkan perbedaan tekanan pada bagian bawah dan atas propeller. Formulasinya adalah CΩ2 dengan arah sejajar dengan poros propeller. C= konstanta; Ω = kecepatan putar propeller - Inersia Dalam hukum Newton II menyatakan bahwa setiap benda yang bergerak akan memiliki gaya inersia yang arahnya berlawanan dengan arah gerak benda tersebut. Tidak hanya berlaku pada linier, namun juga anguler. Formulasinya adalah ma (𝑥𝑥̈ , 𝑦𝑦̈ , 𝑧𝑧̈ ) untuk linier dan JΩ̇ untuk anguler. m= massa; a = percepatan linier; J= momen inersia polar; Ω̇= percepatan putar propeller - Efek Gravitasi Merupakan gaya yang timbul karena gravitasi bumi.
Gambar 5 Konfigurasi Quadrotor, sistem frame dengan sistem sumbu B (x,y,z) dan sumbu bumi E (X,Y,Z)
Berikut ini adalah persamaan Quadrotor dalam 4 DoF [1]:
Input kendali untuk keempat DoF, U1 untuk ketinggian, U2 untuk roll, U3 untuk pitch dan U4 untuk yaw. Ω merupakan selisik kecepatan antar rotor
Tabel 1 Notasi Persamaan Dinamik Quadrotor [1] Simbol Definisi Sudut roll ф Sudut pitch 𝜃𝜃 Ψ Sudut yaw Ω Kecepatan rotor I x,y,z Inersia body Jr Inersia rotor τa Torsi pada airframe body b Faktor dorong (thrust) d Faktor hambatan udara (drag) l Panjang lengan
3 Dalam penelitian ini, akan dilakukan rancang bangun quadrotor yang bertujuan untuk misi mitigasi bencana. Maka diinginkan quadrotor dengan payload kamera, dan mampu mengangkat beban maksimum 500 gram. II. METODOLOGI PENELITIAN A. Tahap Pengkosepan UAV Pertama kali yang dilakukan adalah mendefinisikan kebutuhan misi. UAV Quadrotor dalam penelitian ini digunakan dalam pendukung misi mitigasi bencana, maka perlu kamera dan kemampuan angkat kargo. Selain itu perlu pengenalan terhadap konsep cara kerja antar komponen dalam UAV.
4x Motor
4x ESC
GPS
C. Tahap Simulasi Kestabilan Roll, Pitch, Yaw dan Ketinggian Dari data pada tahap sebelumnya akan digunakan sebagai permodelan simulasi. Yang pertama dimodelkan adalah motor DC brushless, dengan pemberian control open-loop. Kemudian membuat sistem rotasi dan translasi pada quadrotor.
Gambar 8 Sistem Open-loop motor
4x Propeller
IMU Barometer Kompas Sonar
KENDALI TERBANG (FLIGHT CONTROL) ARDUPILOT
Telemetri 2 arah
- Autopilot - Lacak navigasi GPS
Stasiun Darat
Pengguna / User
- Kendali Manual Transmitter Remote Control
Receiver RemoteControl Keterangan: Koneksi satu arah nirkabel
Koneksi satu arah
Koneksi dua arah nirkabel
Koneksi dua arah
Gambar 6 Blok Diagram Konsep kerja UAV Quadrotor B. Tahap Perancangan Model 3D Dalam tahap ini quadrotor dirancang agar memudahkan dalam proses produksi dan juga memudahkan proses simulasi kestabilan. Dalam proses pengerjaannya, bahan menentukan peranannya dari ma
Gambar 9 Hubungan Subsistem sudut, subsistem translasi dan input kendali [1] Setelah permodelan sistem rotasi dan translasi quadrotor selesai, dibentuk closed-loop sistem dengan pemberian controller PID pada tiap-tiap sistem. Karena ada 4 sistem yang di kontrol (roll, pitch, yaw dan ketinggian) maka akan ada 4 PID controller. Sistem di uji responnya ketika mendapatkan input step. Untuk sistem rotasi roll dan pitch harus settle dalam dua detik, overshoot kurang dari 10%. Sistem yaw settle dalam waktu sesingkat mungkin, overshoot kurang dari 5% dan ketinggian tetap terjaga pada nilai tertentu dengan penyimpangan/osilasi terkecil. D. Tahap Produksi Setelah Seluruh proses model 3D dan simulasi selesai, maka dibuatlah UAV Quadrotor dengan acuan hasil dari kedua proses tersebut.
Gambar 7 Hasil Permodelan Quadrotor Tabel 2 Koefisien yang didapat setelah permodelan 3D No 1 2 3 4 5 6
Koefisien Massa (m) Lengan (l) Ix Iy Iz Jr
Nilai 0,978 0,302 0,022 0,022 0,043 3,139x10-5
Satuan Kg meter Kg m2 Kg m2 Kg m2 Kg m2
Gambar 10 Hasil produksi Quadrotor sesuai rancangan.
4 E. Tahap Pengujian Sistem diuji untuk mode stabil (roll, pitch dan yaw terkendali) dan mode altitude hold (roll, pitch, yaw dan ketinggian terkendali). Kestabilan sistem dapat diperbaiki dengan melakukan tuning pada ArduPilot Mega.
C. Payload Kamera Kamera yang digunakan adalah CCD dengan resolusi 500x582 pixel
III. PRODUKSI DAN PENGUJIAN A. Dimensi dan Massa Setelah dibuat sesuai permodelan 3D, quadrotor terbentuk dengan dimensi antar rotor 60,5x60,5 cm tinggi total 14 cm dan bermassa 1117 gram. Gambar 13 Kamera dilengkapi dengan mekanisme pan-tilt IV. SIMULASI Blok diagram pada gambar 9 dan persamaan 4 DoF quadrotor disimulasikan dengan software numerik dengan
input bervariasi dihasilkan grafik sebagai berikut: Gambar 14 Respon posisi sudut roll Quadrotor terhadap waktu dengan tiga variasi sudut roll referensi. (P=8,5; I=0; D=4)
Gambar 11 Dimensi Quadrotor B. Kemampuan Angkat Beban Dalam pengujian, quadrotor mampu mengangkat beban botol air dengan massa 500 gram. Setelah beberapa pengujian, beban yang diangkat paling baik adalah dengan posisi mendekati titik rotasi quadrotor. Gambar 15 Respon posisi sudut pitch Quadrotor terhadap waktu dengan tiga variasi sudut roll referensi. (P=8,5; I=0; D=4)
Gambar 12 Gambar Pengujian10 beban dengan massa 500 gram Dimensi Quadrotor
5 Tabel 3 Ringkasan hasil simulasi
Sistem
Kp
Ki
Kd
Roll Pitch Yaw Keting gian
8,5 8,5 14 40
0 0 0 18
4 4 10 12
Settling Time 1,419 1,421 2,327 6,339
Over shoot 2,8 % 2,8 % 1,03 % -
V. KESIMPULAN
Gambar 16 Respon posisi sudut yaw Quadrotor terhadap waktu dengan tiga variasi sudut yaw referensi. (P=14; I=0; D=10)
Quadrotor yang dihasilkan telah mampu terbang dengan stabil, siap digunakan dalam misi-misi yang beresiko. Untuk menunjang misi, perlu dikembangan mode autonomous dengan navigasi GPS. UCAPAN TERIMA KASIH Terima kasih, penulis ucapkan kepada tim quadrotor dari IMSI ITS. Kepada Lembaga Penelitian dan Pengabdian Masyarakat ITS dan Direktorat Pendidikan Tinggi yang telah mendukung terwujudnya artikel ini. DAFTAR PUSTAKA [1]
Gambar 17 Respon posisi ketinggian Quadrotor terhadap waktu dengan ketinggian acuan 5 meter. Dari gambar 14 dan gambar 15, sistem roll dan pitch memiliki karakteristik yang sama, dikarenakan quadrotor memiliki sumbu simetris pada bidang x dan bidang y. Nilai overshoot sebesar 2,8% dan settling time 1,419 detik sudah sesuai dengan kriteria desain kendali Sedangkan pada sistem yaw, menunjukkan respon yang lebih lambat dari roll dan pitch. Dengan settling time rata-rata 2,327 detik. Hal tersebut dikarenakan kontrol U4 sebagai input sistem yaw, memiliki koefisien hambatan putar (d) yang bernilai kecil. Untuk sistem ketinggian, gambar 17 menunjukkan titik terendah adalah 3,322 meter dari tanah. Simulasi diatas menunjukkan quadrotor mampu mempertahankan ketinggian apabila dijatuhkan dari ketinggan 5 meter. Ketika dilepas dari ketinggian 5 meter, akan jatuh hingga ketinggian 3,322 meter dan naik kembali ke ketinggian referensi dengan osilasi kecil terlebih dahulu dan menuju posisi referensinya. Dan sistem settle pada detik ke 6,339
Bouabdallah, Samir dkk.2008. Design and Control of an Indoor Micro Quadrotor. Lausanne:Swiss Federal Institute of Technology [2] DIYDrones development team, 2010. Arduino-based autopilot for mulitrotor craft, from quadcopters to traditional helis, (Online), (http://code.google.com/p/arducopter/, diakses Januari 2012 [3] Sinclair, Ian R. 2001. Sensors and Transducers Third Edition. Oxford: Newness Publishing [4] Anonim, en.wikipedia.org/wiki/Inertial_measurement_unit, diakses Januari 2012 [5] Grandin Jr., Hartley. 1986. Fundamentals of Finite Element Method. New York: Macmillan publishing company [6] Carlos, Nate dkk. 2009. IARC Team Quadrotor. Virginia:Virginia Tech [7] Domingues, Jorge M.B. 2009. Quadrotor Prototype. Lisbon: Instituto Superior Tecnico [8] Nise, Norman S. 2004. Control System Engineering. USA: John Wiley & Sons, Inc. [9] Deutschman, Aaron dkk. 1975. Machine Design Theory and Practice. New York: Macmillan Publishing [10] Bresciani, Tomasso. 2008. Modelling, Identification and Control of a Quadrotor Helicopter. Lund University [11] Rodic, Aleksandar. Gyula Mester. 2011. The Modelling and Simulation of an Autonomous Quadrotor Microcopter in Virtual Outdoor Scenario. Belgrade: University of Belgrade [12] Beer, P Ferdinand, Johnston. 1990. Vector Mechanics for Engineers. Singapore: McGraw-Hill
