Desain dan Implementasi Kontroler PID untuk Glide-Slope Tracking pada Fixed-Wing UAV (Unmanned Aerial Vehicle)

Proceding Tugas Akhir – Juli 2011

Desain dan Implementasi Kontroler PID untuk Glide-Slope Tracking pada Fixed-Wing UAV (Unmanned Aerial Vehicle) Rendy Yuliansyah, 2207100020 Jurusan Teknik Elektro, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember, Surabaya 60111. e-mail: [email protected] Abstract – UAV (Unmanned Aerial Vehicle) merupakan kendaraan udara tanpa awak yang dikendalikan jarak jauh oleh atau tanpa seorang pilot (Autopilot). Permasalahan pada UAV adalah bentuknya sangat kecil menyebabkan munculnya beberapa kendala, seperti kendala pada efisiensi aerodinamika, peningkatan beban pada sayap pesawat, serta masalah stabilitas. Stabilitas adalah masalah yang akan dibahas dan diselesaikan dalam paper ini. Sebuah UAV harus stabil artinya tahan dari gangguan luar dan dapat kembali ke posisi yang diharapkan khususnya pada saat proses landing berlangsung. Untuk mengatasi masalah tersebut, penulis mendesain dan mengimplementasikan suatu sistem kontrol pada UAV menggunakan kontroler PID. Penggunaan algoritma PID dilakukan untuk mengolah sinyal kesalahan yang kemudian digunakan untuk mengatur sudut pitch pesawat selama proses landing tahap tracking Glide-Slope berlangsung. Sinyal kesalahan dihasilkan dari selisih antara posisi pesawat aktual dengan lintasan Glide-Slope yaitu sekitar 3° dari permukaan vertikal tanah. Kata Kunci: UAV (Unmanned Aerial Vehicle), Kontroler PID, tracking, Lintasan Glide-Slope, sudut pitch. 1. PENDAHULUAN Penggunaan Unmanned Aerial Vehicle (UAV) saat ini sangat penting dalam bidang pengawasan suatu area. Dilengkapi dengan kamera video berukuran mini dan sebuah transmitter, UAV dapat digunakan dalam pengawasan daerah yang membahayakan nyawa manusia. Karena ukurannya yang mini dan tidak mengeluarkan suara bising layaknya kendaraan udara lain seperti pesawat, UAV dapat terbang menyatu dengan langit dan sulit untuk diketahui oleh manusia. Oleh karena itu penggunaan UAV lebih banyak digunakan oleh departemen pertahanan dalam melakukan pengawasan wilayah. Layaknya sebuah Pesawat terbang, UAV memiliki enam derajat kebebasan karena geraknya melibatkan gerak linier dan gerak melingkar dalam bidang tiga dimensi. Keenam derajat kebebasan itu adalah: gerak arah depan-belakang, gerak arah samping kanan-kiri, gerak arah atas-bawah, gerak rolling (gerak berputar pada sumbu depan-belakang), gerak pitching (gerak berputar pada sumbu samping kiri-kanan), gerak yawing (gerak berputar pada sumbu atas-bawah). Respon dinamik UAV terhadap adanya gangguan dan pergerakan muka kontrol melibatkan persamaan

Rendy Yuliansyah – 2207100020

diferensial yang dapat dirumuskan secara matematis. [1] Permasalahan pada UAV adalah bentuknya yang sangat kecil, hal ini menyebabkan munculnya beberapa kendala, seperti kendala pada pada efisiensi aerodinamika, peningkatan beban pada sayap pesawat, serta masalah stabilitas. Permasalahan efisiensi aerodinamika menekankan pada bagaimana mendesain sebuah pesawat seringan mungkin tapi masih tetap atau bertambah kehandalannya. Sedangkan masalah peningkatan beban pada sayap pesawat disebabkan karena semakin cepatnya pesawat sehingga sayap pesawat yang biasanya rapuh (karena dibuat dari bahan yang ringan) mendapat beban melebihi kapasitas yang dapat menyebabkan kerusakan pada sayap pesawat. Stabilitas adalah masalah yang akan dibahas dan diselesaikan dalam Tugas Akhir ini. Sebuah pesawat harus stabil artinya tahan dari gangguan luar dan dapat kembali ke posisi yang diharapkan. Untuk itu diperlukan sebuah kontroler. Stabilitas dan kontrol merupakan masalah utama dalam membuat UAV dengan sistem navigasi otomatis. Untuk mengatasi masalah efisiensi aerodinamika dan peningkatan beban pada sayap pesawat diperlukan terowongan angin guna memodelkan dan menganalisa kedua permasalahan tersebut. Oleh karena itu kedua permasalahan diatas tidak dibahas dalam Tugas Akhir ini. Sedangkan masalah stabilitas dan kontrol dapat diatasi mengggunakan sebuah kontroler PID agar UAV dapat menyelesaikan salah satu dari 5 tahap landing yaitu tahap Tracking pada lintasan Glide-slope dengan baik [1]. Untuk penentuan parameter P, I, dan D dapat dimisalkan UAV tersebut mempunyai transfer function lalu dengan menggunakan metode analitik, parameter kontroler bisa didapat. Pemilihan kontroler PID pada penelitian ini karena kontroler ini merupakan jenis kontroler yang paling banyak penggunaannya. Selain sederhana, mudah dipelajari, dan mudah diaplikasikan, sistem kontrol ini merupakan gabungan dari beberapa tipe kontroler yaitu proportional, derivative, dan integral sehingga dapat menggabungkan keunggulan masing-masing tipe kontroler. Selain itu kontroler PID tidak memerlukan memori pemrosesan yang cukup besar. Karena manfaat dari UAV yang begitu banyak menjadikan penelitian ini sangat penting untuk dilaksanakan. Pada Bagian II dari paper ini akan dijelaskan mengenai Deskripsi Sistem, Bagian III menjelaskan tentang Perancangan kontroler, Bagian IV menjelaskan tentang Pengujian dan Analisis kemudian Bagian V menjelaskan tentang Kesimpulan.

Halaman 1 dari 1 halaman


2. DESKRIPSI SISTEM 2.1 Sistem Koordinat Pesawat Terbang [2] Bentuk persamaan gerak pesawat terbang sangat bergantung pada sistem koordinat yang dipilih. Ada tiga macam sistem koordinat yang sering dipakai, yaitu:  Sistem koordinat bumi (Earth axis system) Sumbu X, Y, dan Z positif secara berurutan terletak pada arah utara, timur, dan bawah (gambar 1)

2. Glide- slope (Glide-Path) maneuver Pesawat mengikuti lintasan garis lurus menurun dengan sudut konstan (3-5 derajat), dengan tetap menjaga posisi pesawat tepat lurus diatas sumbu landasan. 3. Flare maneuver Tahap ketika pesawat terbang telah mendekati landasan, sudut kemiringan di perkecil sampai nol sehingga lintasan menurun bukan lagi berupa garis lurus, tapi berbentuk menyerupai kurva eksponensial turun. 4. Touchdown phase Fase dimana pesawat pertama kali menyentuh permukaan landasan. 5. Taxiing Fase terakhir ini dimulai ketika pesawat terbang menyentuh landasan, dan mengurangi kecepatan sampai mencapai nol. [1]

Gambar 1 Sistem Koordinat Bumi

 Sistem koordinat bodi (Body axis system) Sumbu X searah dengan hidung pesawat, sumbu Y searah dengan sayap pesawat, dan sumbu Z menunjuk arah bawah. (Gambar 2)

Gambar 2 Sistem Koordinat Bodi

 Sistem koordinat kestabilan (Stability axis system) Sumbu X berimpit dengan arah vektor kecepatan pesawat, sehingga terdapat beda sudut antara sumbu X pada sistem koordinat bodi dan sumbu X pada sistem koordinat kestabilan yang disebut dengan angle of attack. Buku ini menggunakan sistem koordinat bodi pada semua persamaan gerak pesawatnya. 2.2 Tahap Pendaratan (Landing) Secara umum, tahap autolanding berdasarkan peraturan operasi yang dibuat oleh BLEU pada pesawat dapat dibagi menjadi beberapa fase diantaranya: 1. Alignment Pada tahap ini pesawat bergerak lurus sejajar dengan perpanjangan garis landasan pada ketinggian konstan Rendy Yuliansyah – 2207100020

Gambar 3 Tahap landing pada pesawat [1]

2.3 Sistem Pengaturan Glide-Slope Tracking [2] Secara garis besar sistem pengaturan glide-slope tracking adalah sistem pengaturan gerak longitudinal pesawat untuk mengikuti lintasan glide-slope (glidepath) agar pesawat dapat sampai pada pangkal runway secara tepat dan melanjutkan tahap selanjutnya dengan aman. Sistem pengaturan ini dibagi menjadi 3 loop yang disusun secara kaskade. Dengan 2 kontroler sistem ini diharapkan dapat mengatasi permasalahan pada saat pesawat melalui tahap glide-slope tracking dengan baik tanpa adanya error yang besar dan stabil terhadap segala jenis gangguan baik berupa angin atau gangguan lainnya. Pada sistem ini masukan berasal dari defleksi elevator (δe) sedangkan respon yang dijadikan acuan diantaranya adalah percepatan sudut pitch (q), sudut pitch (θ) dan ketinggian (h). Diagram blok sistem pengaturan glide-slope tracking dapat dilihat pada gambar 4.

Gambar 4 Diagram blok sistem pengaturan glide-slope tracking.



3. PERANCANGAN SISTEM 3.1 Arsitektur Sistem Navigasi pada UAV Mengadaptasi sistem pengaturan glide-slope tracking pada pesawat jet charlie maka dirancanglah sistem pengaturan glide-slope tracking untuk UAV. Pada gambar 5 menunjukkan sistem kontrol yang akan dipakai pada UAV. Sistem ini merupakan sistem kontrol kaskade dengan 2 loop, yang pertama adalah loop dengan umpan balik berupa sudut pitch (θ) dan loop kedua menggunakan umpan balik ketinggian (h) Sistem Navigasi pada UAV dengan berdasarkan data respon accelerometer dapat dilihat pada diagram blok gambar 6. Alat yang digunakan untuk mengatur kestabilan terbang pada sistem ini adalah sebuah mikrokontroler. Selain sebagai kontroler, mikrokontroler juga digunakan sebagai track planner. Track planner merupakan algoritma yang digunakan untuk menentukan lintasan yang harus dilewati oleh pesawat, sehingga Track planner menyediakan setpoint yang kemudian menjadi acuan kontroler untuk melakukan aksi kontrol. Sedangkan komputer dalam diagram blok pada Gambar 6 hanya digunakan untuk monitoring data-data penerbangan seperti ketinggian, sudut pitch, dan sudut roll. Untuk menghubungkan komputer dengan plant digunakan media gelombang radio dengan frekuensi 2.4 Ghz. Untuk sinyal umpan balik dari sistem didapatkan dari sensor unit yang terdiri dari sensor ultrasonik dan accelerometer. Perhitungan kontroler PID akan terus dilakukan ketika nilai kesalahan ketinggian UAV tidak sesuai dengan lintasan Glide-Slope. Aksi kontrol yang dihasilkan oleh kontroler PID mempengaruhi nilai keluaran PWM pada port PWM mikrontroler untuk mengendalikan motor servo elevator.

Gambar 5 Diagram blok sistem pengaturan glide-slope tracking pada UAV

oleh suatu plant. Permasalahan yang sering kali muncul ketika menghadapi suatu plant adalah tidak adanya dokumen yang memberikan informasi fungsi alih dari plant. Proses identifikasi dilakukan dengan cara memberikan sinyal acak melalui remote control kepada pesawat (plant)yang selanjutnya nilai dari sinyal acak yang bervariasi dari 1 – 2 ms (menunjukkan defleksi elevator -45° - 45°) dengan periode 20 ms dan sudut yang dihasilkan pesawat direkam di dalam rangkaian utama dan dikirimkan ke Ground Station melalui gelombang radio. Pada komputer Ground Station informasi input/output tersebut diplot dalam menjadi sebuah grafik. Kemudian pengolahan data masukan dan keluaran dilakukan menggunakan software Matlab 7.1 dengan perintah ARX untuk mendapatkan transfer fungsi plant. Identifikasi plant dilakukan berulang kali dengan tujuan mendapatkan data terbaik yang dapat merepresentasikan karakteristik sistem yang digunakan. Model yang digunakan untuk perancangan kontroler adalah yang memiliki nilai kesalahan root mean square terkecil. Kesalahan root mean square merupakan nilai akar kesalahan rata-rata kuadrat yang menunjukan seberapa besar nilai simpangan kesalahan dari nilai nol, Rumus kesalahan root mean square dapat dilihat pada Persamaan (1).

RMSE =



n

i 1

( y i  yˆ i ) 2

(1)

n

yi adalah data identifikasi pada iterasi ke-i. yˆ i adalah data model pendekatan pada iterasi ke-i ,dan n adalah jumlah data identifikasi.

Gambar 7 Respon Sudut Pitch Hasil Identifikasi

Hasil identifikasi seperti pada grafik pada Gambar 7 didekati dengan fungsi alih orde dua. Fungsi alih plant beserta kesalahan RMS untuk setiap data hasil identifikasi dapat dilihat pada Tabel 1.

Gambar 6 Diagram blok arsitektur sistem kontrol UAV.

3.2 Identifikasi Plant Dalam mengembangkan maupun mendesain kontroler untuk suatu plant, diperlukan pengetahuan mengenai sifat dan karakteristik dari plant tersebut. Hal itu dapat diketahui dari fungsi alih yang dimiliki Rendy Yuliansyah – 2207100020

Tabel 1 Hasil pemodelan plant dengan pendekatan orde dua No. Model Matematika RMSE 1.

46.4177

2.

25.9559



No.

Model Matematika

RMSE

3.

18.8883

4.

7.8684

3.3 Perancangan Kontroler PID Pada penelitian ini kontroler PID digunakan untuk menjaga kestabilan pesawat saat terbang dan digunakan untuk mengikuti lintasan yang telah direncanakan sebelumnya. Sinyal kesalahan yang diperoleh berasal dari kesalahan posisi pesawat terhadap ketinggian lintasan glide-slope pada saat waktu t. Dengan demikian ketinggian pesawat akan selalu di update setiap waktu sampel yang telah ditentukan. Sinyal keluaran kontroler akan dikonversikan ke dalam sinyal PWM untuk menggerakkan elevator sebagai kemudi utama pesawat. Kontroler PID modifikasi dirancang untuk memenuhi spesifikasi sistem Untuk proses perancangan kontroler PID dijelaskan sebagai berikut: 1. Penentuan fungsi alih sistem hasil pemodelan identifikasi dinamis plant, yang didapatkan pada persamaan 2 karena memiliki error terkecil (2) 2. Penentuan nilai Kp, ti, td1, dan td2 persamaan sebagai berikut  1  2 K p  *      K  n  2 i 

 d1

melalui

n 

 d2 



(

)

(7)

n

0

k 0

 e(t) dt  T  e(k)

(10) (11)

n  e(n) - e(n - 1 )  (12) u(n)  Kp  e(n)  Ki T e(k)  Kd   T k 0  



T adalah waktu sampling kontroler. Untuk implementasi pada bahasa C kontroler PID dibagi menjadi beberapa suku diantaranya suku integral (I) suku differensial (D) dan suku error Sehingga penjumlahan ketiganya dikalikan dengan konstanta proporsional (kp) menjadi kontroler PID sesuai persamaan (12). 4. PENGUJIAN DAN ANALISIS

(8)

Persamaan 8 digunakan sebagai kontroler pada loop pertama sedangkan loop kedua menggunakan cara tuning PID secara manual. Adapun langkahlangkah untuk tuning PID secara manual adalah sebagai berikut: Rendy Yuliansyah – 2207100020

t

Sehingga bentuk persamaan kontroler PID dapat dituliskan ke dalam bentuk digital seperti pada persamaan (12)

Berdasarkan hasil dari persamaan (3), (4), (5) dan (6), persamaan (7) menjadi:

(

i

Bentuk integral dan diferensial dapat ditulis dalam bentuk diskrit seperti pada persamaan (3.9) dan persamaan (3.10).

(4)

(6)

)

(9)

de(t) e(n) - e(n-1 )  dt T

2 n   n  3. Penentuan fungsi alih hasil pemodelan kontroler PID modifikasi dinotasikan dengan H(s). 2

t  de(t)   u (t )  Kp  e(t)  Ki  e(t) dt  Kd dt  0  1 dan Dengan Ki  Kd   d .

(3)

(5) 1

1. Sistem dibuat closed loop dengan setpoint tetap lalu lalu diamati respon output. Dengan hanya menggunakan kontroler P, nilai Kp dinaikkan secara bertahap sampeai respon sedikit berosilasi. 2. Setelah respon berosilasi nilai Kd dinaikkan secara bertahap hingga osilasi menghilang. 3. Setelah itu nilai Ki dinaikkan secara bertahap hingga respon mencapai seperti yang diinginkan (cepat atau lambat dan mencapai error steady state = 0). Setelah melakukan proses diatas didapat hasil Kp=11.3 Ki=0.5 dan Kd = 0.28. Hasil parameter dengan metode tuning manual tersebut digunakan sebagai kontroler untuk loop kedua. Implementasi kontroler PID pada mikrokontroler membutuhkan pengolahan data secara digital. Oleh karena itu persamaan kontroler PID perlu dikonversikan terlebih dahulu ke bentuk digital. Penurunan kontroler PID digital dapat dilihat pada persamaan (9) sampai dengan persamaan (12). Persamaan kontroler PID:

Bagian ini menjelaskan tentang pengujian sistem serta kontroler beserta analisisnya. 4.1 Simulasi Sistem Setelah melakukan serangkaian pengujian terhadap elemen pembangun sistem, langkah selanjutnya adalah melakukan simulasi. Simulasi dilakukan dalam beberapa tahap diantaranya simulasi Halaman 1 dari 4 halaman


kestabilan sudut pitch dengan kontrol P, PI, dan PID selanjutnya proses tracking lintasan glide slope menggunakan kontroler P dan PID serta simulasi beberapa kondisi seperti kondisi pesawat dibawah dan diatas lintasan glide-slope. Setelah dilakukan perhitungan dengan ts sebesar 1 detik, didapatkan parameter PID dengan Kp=13, Ki=0.54, td1=0.075 dan td2=0.017.

(b) Gambar 10 Hasil simulasi proses tracking terhadap lintasan Glide-Slope. (a)Respon ketinggian (b)Respon sudut pitch.

Gambar 8 Hasil simulasi kestabilan sudut pitch

Setelah melakukan simulasi kestabilan dengan set poin 15 derajat selanjutnya melakukan simulasi gangguan (disturbance) yang banyak disebabkan oleh angin pada plant pesawat. Hasil dari simulasi gangguan dapat dilihat pada gambar 9 Beban + Beban 0

Dari hasil simulasi dapat dilihat bahwa kontroler PID cukup baik dalam mengatasi error yang disebabkan oleh setpoint yang berubah seiring waktu (lintasan glide-slope). Oleh karena itu kontroler PID dipilih sebagai parameter untuk melakukan implementasi glide-slope tracking. 4.2 Implementasi Sistem Implementasi kontrol pada sistem UAV dilakukan dalam beberapa tahap yaitu implementasi kestabilan sudut pitch menggunakan kontroler P, PI, dan PIDModifikasi, serta implementasi proses tracking pada lintasan Glide-Slope. Hasil dari implementasi kestabilan sudut pitch kontroler P dapat dilihat pada gambar 11.

Beban Gambar 9 Hasil simulasi kestabilan sudut pitch dengan gangguan

Dari hasil simulasi dapat disimpulkan bahwa, kontroler dapat mengikuti set point yang berubahubah dan dapat mengatasi perubahan gangguan yang disebabkan oleh udara yang bergerak. Dengan parameter yang telah didapat sebelumnya yaitu Kp= 11.3 Ki= 0.5 dan Kd= 0.28. Perbandingan hasil respon dapat dilihat pada gambar 10.

Gambar 11 Hasil implementasi kestabilan menggunakan kontroler P.

Percobaan kedua menggunakan kontroler PI dengan catatan, gangguan angin yg tergolong tinggi pada saat percobaan dilakukan. Hasil dari implementasi kontroler PI dapat dilihat pada gambar 4.5. Gangguan manual

(a)

Gangguan alami

Gambar 12 Hasil implementasi kestabilan menggunakan kontroler PI.




5. KESIMPULAN Percobaan ketiga menggunakan PID modifikasi dengan parameter yang sama dengan parameter kestabilan sudut pitch pada saat simulasi dilakukan. Secara keseluruhan hasil dari kontroler PID tergolong baik. Hasil dari implementasi kontroler PID dapat dilihat pada gambar 13.

Gambar 13 Hasil implementasi kestabilan menggunakan kontroler PID.

Implementasi dilakukan menggunakan PID dengan Kp= 1.25 dan Ki=0.125 dan parameter yang tetap pada loop pertama. Sedangkan sudut glide slope diatur pada kemiringan 10 derajat selama 6 detik. Hasil implementasi glide-slope tracking dapat dilihat pada gambar 14.

(a)

(b) Gambar 14 Hasil implementasi Glide-Slope tracking pada supperstar hobbico arf 40 (a) Respon ketinggian (b) Respon sudut pitch.

Dari grafik hasil Implementasi tersebut, didapat hasil yang cukup baik, dengan sudut glide-slope sebesar 10 derajat terlihat sudut pitch pesawat hampir mendekati sudut glide-slope pada keadaan tunaknya.


Setelah melakukan perancangan, implementasi, pengujian dan analisa terhadap sistem maka dapat didapatkan hasil pada sistem UAV (Unmanned Aerial Vehicle) didapat beberapa kesimpulan sebagai berikut: 1. Sistem kontrol kaskade dengan umpan balik sudut pitch dan umpan balik ketinggian mampu melakukak proses tracking pada lintasan glideslope sampai tahap ini selesai. 2. Sistem kontrol kaskade dengan setpoint sebuah track planner dapat dijadikan acuan sebagai sistem untuk melakukan tracking lintasan glide-slope saat proses pendaratan (landing). 3. Kontroler PID menggunakan metode analitik PID modifikasi dan metode tuning manual PID berhasil diimplementasikan. Kedua kontroler ini memberikan performa terbaik daripada kontroler P dan PI saat terbang melintasi lintasan glide-slope. Hal ini terlihat dengan respon ketinggian pesawat yang mengikuti lintasan glide-slope dan respon sudut pitch pesawat mendekati kemiringan glideslope yaitu sekitar 10 derajat. Dengan ini tahap awal dalam membuat suatu sistem autolanding pada UAV telah selesai dilakukan. DAFTAR REFERENSI [1] B. L. Florent, H. Tarek, B. Christian, M. Robert, Nonlinear Image-Based Visual Servo controller for automatic landing guidance of a fixed-wing Aircraft, French Délégation Générale pourl’Armement, I3S UNSA-CNRS, Australian National University. [2] McLean. D, 1990. Automatic Flight Control Systems, Prentice Hall, Hertfordshire. UK. [3] H. Chao, Y. Cao, Y. Chen, 2007. Autopilots for Small Fixed-Wing Unmanned Air Vehicles: A Survey, Proc. IEEE Mechatronics and Automation, vol. 25, no.8, pp 3144-3149. [4] H. Munnik, K. Nurwijayanti, 2008. Aplikasi Accelerometer 3 Axis Untuk Mengukur Sudut Kemiringan (Tilt) Engineering Model Satelit Di Atas Air Bearing, Jurusan Teknik Elektro Universitas Suryadarma Jakarta. [5] D. Kingston1, R. Beard, T. McLain, M. Larsen, W. Ren, 2003. Autonomous Vehicle Technologies For Small Fixed Wing UAVs”, American Institute of Aeronautics and Astronautic [6] Mancini. R, 2003. Op amps for everyone: design reference, Newnes, Texas Instrument. [7] Anonym. ARX: Estimate parameters of ARX or AR Model Using Least Squares. Matlab Help Menu: The Mathworks Incorporation. 2010. [8] K. J. Astrom & T. Hagglund, 1995. PID Controllers: Theory, Design, and Tuning. Research Triangle Park, NC : Instrument Society of America. [9] Ari Heryanto,Wisnu Adi. 2008. Pemrograman bahasa C untuk mikrokontroler ATMEGA8535. Halaman 1 dari 6 halaman


Yogyakarta : Andi. [10] Alho, J. and B. Spencer. Statistical Demography and Forecasting. Dordrecht, The Netherlands: Springer. W. Alonso and P. Starr (Eds.). The Politics of Numbers. New York: Russell Sage. 2005. [11] Swanson, D.A. Measuring Uncertainty in Population Data Generated by the CohortComponent Method: A Report on Research in Progress. pp. 165-189 in S. Murdock and D. A. Swanson (Eds.) Applied Demography in the 21st Century. Dordrecht, The Netherlands: Springer. 2008. RIWAYAT PENULIS Rendy Yuliansyah dilahirkan di Probolinggo Jawa Timur. Merupakan putra ketiga dari pasangan Supeno dan Tatik Hamsyah. Penulis menamatkan pendidikan dasar di SD Tisnonegaran II Probolinggo, kemudian melanjutkan ke SMPN 1 Probolinggo. Untuk jenjang SMA penulis menyelesaikan sekolahnya di SMAN 1 Probolinggo. Setelah menamatkan SMU, penulis melanjutkan studinya di Jurusan Teknik Elektro Institut Teknologi Sepuluh November Surabaya pada tahun 2007 melalui jalur SPMB. Spesialisasi bidang studi yang ditekuni oleh penulis adalah Teknik Sistem Pengaturan. Selama kuliah di ITS, penulis aktif menjadi asisten di Laboratorium Teknik Pengaturan. Pada bulan Juli 2011 penulis mengikuti seminar dan ujian Tugas Akhir di Bidang Studi Sistem Pengaturan Jurusan Teknik Elektro FTI – ITS Surabaya sebagai salah satu syarat untuk memperoleh gelar Sarjana Teknik Elektro.



Desain dan Implementasi Kontroler PID untuk Glide-Slope Tracking pada Fixed-Wing UAV (Unmanned Aerial Vehicle)

Recommend Documents