ANALISIS MODEL KINEMATIK PELURU KENDALI PADA PENEMBAKAN TARGET MENGGUNAKAN METODE KENDALI OPTIMAL

ANALISIS MODEL KINEMATIK PELURU KENDALI PADA PENEMBAKAN TARGET MENGGUNAKAN METODE KENDALI OPTIMAL

Pembimbing : Subchan, M.Sc. Ph.D.

RESTU TRI ASTUTI-1208 100 033

Drs. Kamiran, M.Si.

Jurusan Matematika ITS Simulasi Lintasan Peluru Kendali

500

tf=51 s 35

-500

Percepatan (m/s2)

-1000

Y (m)

-1500 -2000 -2500 -3000 tf=47 tf=50 tf=55 tf=58

-3500 -4000 -4500 -2000

Simulasi Percepatan Peluru Kendali

40

0

0

2000

4000

X (m)

6000

8000

s s s s 10000

30 25 20 15 10 5

0

200

400

600

800

1000

Sudut (deg)

1200

1400

1600

((^_^?)

Simulasi Lintasan Peluru Kendali

500 0 -500 -1000

Y (m)

-1500 -2000 -2500 -3000 tf=47 tf=50 tf=55 tf=58

-3500 -4000 -4500 -2000

0

2000

4000

X (m)

6000

8000

s s s s 10000

Pada Tugas Akhir ini mengkaji tentang masalah pengendali dengan kendala sudut dan waktu akhir. Variabel bebas pada model kinematik tak-linear peluru kendali ke target diubah dari waktu terbang ke sudut hadap peluru kendali. Kemudian pengendali diperoleh pada transformasi model kinematik tersebut dengan prinsip minimalisasi. Tujuan pengendali adalah menepatkan arah gerak peluru kendali ke target dengan memenuhi kendala sudut dan waktu akhir. Selanjutnya, daerah range pada beberapa parameter kendala dianalisis untuk memeriksa kelayakan pengendali. Dalam Tugas Akhir ini, simulasi numerik diberikan untuk menunjukkan performansi pengendali bekerja dengan baik. Kata kunci- daerah range, sudut hadap, waktu akhir

<< previous

next >> back to menu

Ketidaklayakkan pengendali berkendala

Performansi panduan tidak sesuai yang diharapkan

Metode Kendali Optimal

Kelayakan panduan terpenuhi

Perlu adanya analisis terhadap parameter kendala << previous

next >> back to menu

V a t (X,Y)

= kecepatan = percepatan = waktu terbang = posisi koordinat = sudut hadap

Gambar. Geometri Lintasan

<< previous

next >> back to menu

1. Bagaimana menentukan kendali yang optimal dengan kendala sudut dan waktu akhir?

2. Bagaimana menentukan range waktu akhir yang tepat?

3. Bagaimana simulasi numerik menggunakan MATLAB?

<< previous

next >> back to menu

1. Variabel yang dikendalikan adalah sudut hadap dan waktu terbang. 2. Pemodelan kinematik peluru kendali dilakukan pada dimensi dua. 3. Diasumsikan tidak ada gangguan eksternal selama peluru kendali terbang, mis: angin, pesawat. Bentuk fisik peluru kendali diabaikan. 4. Diasumsikan kecepatan peluru kendali V konstan, sedangkan target dalam keadaan diam dan tidak diketahui posisinya. 5. Simulasi numerik menggunakan MATLAB

<< previous

next >> back to menu

1. Mendapatkan kendali yang optimal dengan kendala sudut dan waktu akhir. 2. Menganalisis range waktu akhir yang sesuai agar dapat menghasilkan performansi pengendali yang diinginkan. 3. Mengetahui hasil simulasi numerik menggunakan MATLAB

<< previous

next >> back to menu

Manfaat dari Tugas Akhir ini adalah pengendali dapat mengarahkan gerak lintasan peluru kendali dengan sudut dan waktu akhir yang optimum.

<< previous

next >> back to menu

Peluru kendali merupakan salah satu contoh dari wahana nir awak (WANA) yang dapat dikendalikan atau memiliki sistem pengendali otomatis untuk mencari target atau menyesuaikan arah. Secara umum, peluru kendali diklasifikasikan menjadi 3 jenis, yaitu: 1. tempat peluncurannya (udara, permukaan, bawah laut) 2. letak target (udara (pesawat), permukaan, underground) 3. tipe wahana (roket, peluru kendali berpanduan, probe)

<< previous

next >> back to menu

Model kinematik dari peluru kendali ke target yang bergerak vertikal 2 dimensi:

<< previous

next >> back to menu

.

<< previous

next >> back to menu

Studi Literatur Penarikan Kesimpulan

Formulasi Masalah dan Penerapan Metode Kendali Optimal

Simulasi Numerik

Analisis Parameter kendala

<< previous

next >> back to menu

Asumsi:

<< previous

next >> back to menu

0

Dengan:

<< previous

next >> back to menu

Fungsi Tujuan:

<< previous

next >> back to menu

<< previous

next >> back to menu

<< previous

next >> back to menu

Nilai Pengali Lagrange:

<< previous

next >> back to menu

<< previous

next >> back to menu

Penyelesaian Analitik:

<< previous

next >> back to menu

Pengendali dikatakan fisibel jika kendala akhir terpenuhi.

<< previous

next >> back to menu

Penentuan daerah range waktu akhir.

Teorema 1 dan Akibat 1.

<< previous

next >> back to menu

<< previous

next >> back to menu

diperoleh

<< previous

next >> back to menu

Gambar 1. Lintasan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.

<< previous

next >> back to menu

diperoleh

<< previous

next >> back to menu

Simulasi Lintasan Peluru Kendali

1000

Y (m)

0 -1000 -2000 -3000 -4000 -2000

tf=46 s tf=48 s tf=51 s 0

2000

4000

X (m)

6000

8000

10000

Gambar 2. Lintasan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.

<< previous

next >> back to menu

diperoleh

<< previous

next >> back to menu

Simulasi Lintasan Peluru Kendali

1000 0

Y (m)

-1000 -2000 -3000

tf=47 tf=50 tf=55 tf=58

-4000 -5000 -2000

0

2000

4000

X (m)

6000

8000

s s s s 10000

Gambar 3. Lintasan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.

<< previous

next >> back to menu

Gambar 4. Percepatan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.

<< previous

next >> back to menu

Percepatan VS Pengendali

400

Percepatan

300 200 100 0

0

20

40

60

Pengendali

80

100

Gambar 4. Percepatan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.

<< previous

next >> back to menu

1

2

<< previous

next >> back to menu

3

4

<< previous

next >> back to menu

Kesimpulan: 1.

<< previous

next >> back to menu

2.

<< previous

next >> back to menu

3. Berdasarkan hasil simulasi menunjukkan bahwa semakin kecil nilai waktu akhir yang mendekati daerah range , maka percepatan peluru kendali semakin besar. Sehingga semakin besar percepatan yang digunakan peluru kendali untuk bergerak menuju target, maka semakin kecil nilai pengendali pada sistem.

<< previous

next >> back to menu

[1] Subchan, S., Zbikowski, R. (2009). Computational Optimal Control Tools and Practise. John Willey and Sons, Ltd, Publication, UK. [2] Siouris, G. (2003). Missile Guidance and Control Systems. USA:Springer. [3] Kim, M., Grider, K. (1973). “Terminal Guidance for Impact Attitude Angle Constrained Flight Trajectories”. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic System. (AES-9) 6: 852-859. [4] Jeon, I., Lee, J., dan Tahk, M. (2006). “Impact Time Control Guidance Law for Anti-Ship Missiles”. IEEE Transactions on Control Systems Technology Vol. 14(2), Hal. 260-266. [5] Bryson, A., Ho, Y. (1975). Applied Optimal Control. Wiley, New York.

<< previous

next >> back to menu

[6]

Blakelock, J.H. (1965). Automatic Control of Aircraft and Missiles. New York:Wiley. [7] Zhao, S., Zhou, R., dan Wei, C. (2009). “Design and Feasibility Analysis of a Closed-Form Guidance Law with both Impact Angle and Time Constraints”. Journal of Astronautics. Vol.30, Hal. 1000-1328. [8] Naidu, S.D. (2002). Optimal Control System. CRC Press, USA. [9] Lee, J., Jeon, I., dan Tahk, M. (2007). “Guidance Law to Control Impact Time and Angle”. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic System Vol.43, Hal.301-310. [10] Subchan, S. (2007). “Trajectory Shaping of Surface-toSurface Missile with Terminal Impact Angle Constraint”. Makara Teknologi. 11(2): 65-70. << previous

next >> back to menu

back to menu