Navigation and Control System of Quadrotor Helicopter Didik Setyo Purnomo, ST, M.Eng#1, Anggota IEEE, Nu Rhahida Arini, ST, M.T#2, Bachtiar Septiawan#3 Nu Rhahida Arini is with the Department of Mechatronics Engineering, Electronics Engineering Polytechnic Institute of Surabaya (EEPIS), EEPIS Campus Sukolilo, Surabaya 60111, Indonesia. Email:
[email protected]). Didik Setyo Purnomo is with the Department of Mechatronics Engineering, Electronics Engineering Polytechnic Institute of Surabaya (EEPIS), EEPIS Campus Sukolilo, Surabaya 60111, Indonesia. (Email:
[email protected]). Bachtiar Septiawan is with the Department of Mechatronics Engineering, Electronics Engineering Polytechnic Institute of Surabaya (EEPIS), Indonesia. (Email:
[email protected]). Abstrak - Quadrotor merupakan proyek yang cukup populer di masa depan. Quadrotor sesuai dengan namanya memiliki 4 (quad) buah rotor yang dikendalikan secara terpisah satu sama lainnya. Quadrotor dapat berfungsi sebagai alat bantu fotografi, bahkan dapat pula digunakan sebagai alat bantu pengintaian. Pengendalian quadrotor memerlukan kontrol yang cukup rumit agar dapat terbang secara maksimal. Pada quadrotor ini menggunakan kompas digital untuk menentukan arah terbangnya, serta menggunakan gyro dalam menyetabilkan keseimbangannya. Kata kunci - Quadrotor, kompas digital, gyro. I . PENDAHULUAN Quadrotor Helicopter, juga disebut Helikopter, adalah sebuah pesawat yang diangkat dan didorong oleh 4 rotor. Quadrotor diklasifikasikan sebagai helikopter, sebagai lawan jenis dari pesawat bersayap tetap, karena diangkat oleh 4 rotor. Quadrotor juga dapat diklasifikasikan sebagai salah satu heikopter, walaupun tidak seperti helikopter pada umumnya, quadrotor dapat menggunakan fixed-pitch blades, yang angle of attack tidak bervariasi sebagai putaran baling-baling. Terdapat dua generasi desain quadrotor. Generasi pertama dirancang untuk membawa satu penumpang atau lebih. Kendaraain ini merupakan yang pertama mengalami kesuseksan berat dibandingkan kendaraan udara vertical take off and landing (VTOL). Generasi yang lebih baru dari quadrtor umumnya dirancang untuk menjadi kendaraan udara tak berawak (UAV). II. TEORI PENUNJANG
2.1b. Gambar 2.1 - Quadrotor helicopter dikontrol dengan memvariasikan . (a) Pitch dan torsi roll dihasilkan secara independen dengan mengontrol kecepatan relatif dari rotor pada sisi berlawanan helikopter. (b torsi yaw dihasilkan dengan mengendalikan kecepatan relatif motor, yang berputar terbalik untuk menghasilkan reaksi torsi total yang berbeda-beda pada shaft motor. Percepatan vertikal dikendalikan oleh kecepatan total dari semua rotor, dan percepatan lateral dikendalikan melalui lapangan dan roll pesawat. “Quadrotor Helicopter Trajectory Tracking Control.” Hoffman, G.M and Waslander, S.L. (2008).
Quadrotor memiliki 4 buah motor yang masing-masing dapat bergerak bersamaan ataupun tidak. Jika menginginkan suatu perpindahan dalam satu titik ke titik lain (satu tempat ke tempat lain) dibutuhkan diferensial kecepatan pada motor quadrotor. Karena prinsip kerja dari pergerakan quadrotor bertitik pada kecepatan motor masing-masing sisi
2.1a. Gambar 2.2 – Pergerakan motor quadrotor helicopter.
Gaya Angkat Helikopter Jika ditemukan data awal yaitu besar tegangan dan arus masksimal maka persamaan yang digunakan yaitu : = . ...........................................................(2.1) = . ...........................................................(2.2) Jika kedua persamaan diatas dimasukkan kedalam persamaan 2.3 maka dapat ditemukan bahwa. . = . .......................................................(2.3) Berikut persamaan dalam mencari gaya angkat pada quadrotor helikopter. = . . .........................................................(2.4) =
Gambar 2.4 – Digital Compass Brushless DC Motor Motor ini memiliki efisiensi tinggi, usia kerja yang panjang (panjang umur), memiliki suara kecil dan konsumsi daya lebih kecil. Secara elektronik, motor dc brushless dioperasikan sama dengan motor dc konvensional.
Jika Ʃ F dapat ditemukan maka ketinggian yang dapat ditempuh oleh quadrotor dapat dimasukkan dalam persamaan 4.3.
=
. .
......................................................(2.5)
Inertia Meassrement Unit Inertia Meassurement Unit (IMU) merupakan suatu alat ukur bantu dalam menstabilkan quadrotor helikopter. Pada umumnya IMU terdiri 3 jenis sensor yaitu, gyro, accelerometer, dan magnetometer. Demi mencapai hasil yang maksimal diperlukan ketiga jenis sensor tersebut. Dalam pembuatan quadrotor pada projek ini hanya digunakan 2 buah gyro untuk menstabilkan 2 axis (pitch dan roll). Gyro memiliki 2 prinsip kerja atau bisa disebut mode (Heading lock mode / Normal mode). Mode tersebut dapat diubah sesuai dengan kebutuhan kita dengan merubah besar gain pada kabel input berwarna kuning atau dapat disebut gyro sensitivity input connector. Perbedaan antara normal mode atau heading lock dilihat dari bagaimana gyro itu bekerja jika dikoneksikan dengan servo motor.
Gambar 2.5 - Bushless DC Motor Pengerucutan yang Disebabkan oleh Gaya Sentrifugal Agar sebuah helikopter dapat menghasilkan gaya angkat, baling-baling rotor harus berputar. Hal ini akan menciptakan angin yang relative berlawanan dengan arah rotasi sistem rotor. Rotasi sistem rotor menciptakan gaya sentrifugal (inersia), yang cenderung menarik pisau lurus keluar dari rotor utama. Semakin cepat putaran rotor semakin besar gaya sentrifugal. Gaya ini memberikan baling-baling kekakuan dan, pada kenyataannya, kekuatan untuk membantu mengangkat helikopter. Gaya sentrifugal yang dihasilkan menentukan operasi rpm maksimum rotor karena keterbatasan struktural pada sistem rotor utama.
Gambar 2.4 – Pisau rotor mengerucut terjadi pada saat pisau rotor mulai mengangkat beban daro helikopter. Gambar 2.3 – Gyro Configuration Digital Kompas Kompas adalah alat yang berfungsi untuk menunjukkan arah hadap suatu objek. Kompas merupakan substansi penting dari sistem navigasi muatan roket dan juga sebagai sensor yang digunakan untuk mengetahui arah hadap muatan roket. Sensor kompas merupakan sebuah modul yang didalamnya berisi CPU-based dan 2 magnet yang masing kutubkutubnya dihadapkan ke mata angin yang berbeda-beda
III. DESAIN DAN PEMBUATAN SISTEM Pada perancangan dan pembuatan sistem untuk implementasi Navigation and Control System of Quadrotor Helicopter pada Proyek Akhir ini secara umum yaitu : Perencanaan dan pembuatan perangkat keras yang meliputi dan mekanik helikopter , pembuatan minimum sistem mikrokontroller, dan perangkat wireless komunikasi . Blok Diagram Sistem Berikut merupakan blok diagram keseluruhan yang ada dalam sistem dapat dilihat pada gambar 3.1:
2.
Perancangan dan Pembuatan Elektronika a. Slave Controller
Perangkat
b.
Gambar 3.4 – Slave Controller Master Controller
c.
Gambar 3.5 – Master Controller Remote Controller
Gambar 3.1- Blok Diagram Sistem Perancangan dan Pembuatan Perangkat Keras 1. Perancangan dan Pembuatan Mekanik Dimensi standar bagian terluar mekanik quadrotor helicopter dapat dilihat pada gambar 3.2 : a. Diameter : ± 1000 mm b. Tinggi : ± 250 mm
Gambar 3.6 – Remote Controller Gambar 3.2 – Dimensi quadrotor helicopter. Implementasi dari perancangan mekanika yang dibuat dapat dilihat pada gambar 3.3.
Dari gambar 3.4 sampai 3.6 dapat dilihat rancangan perangkat elektronika yang dibuat. IV. PENGUJIAN DAN ANALISA Uji Keseimbangan Motor
Gambar 3.3 – Implementasi perancangan mekanika
Pada pengujian keseimbangan motor yang diuji yaitu terdapat perbedaan kecepatan dikarenakan karakteristik speed control yang berbeda. Pengujian dilakukan menggunakan receiver dari remote control yang disambungkan langsung pada chanel thortle. Data perubahan dan perbedaan RPMq` motor 1, motor 2, motor 3, dan motor 4 dapat dilihat pada tabel 4.1dibawah ini.
Tabel 4.1 – Tabel RPM motor
diperoleh hanya antara 1,2ms-1,8ms. Data Gyro 1 dan 2 dapat dilihat pada tabel 4.2 dan tabel 4.3. Tabel 4.3 –Gyro e-sky Tabel 4.4 – Gyro HK
RPM
PWM (ms)
Motor1
Motor2
Motor3
Motor4
Sudut
Ton(ms)
Sudut
Ton (ms)
1,20
5220
4756
5638
5644
60
1,8
60
1,6
1,23
6689
6414
7142
7591
55
1,8
55
1,6
50
1,8
50
1,6
1,25
8123
8006
8853
9050 45
1,8
45
1,6
40
1,8
40
1,6
1,27
9444
9262
9977
10111
1,30
10202
10071
10841
10981
35
1,8
35
1,6
1,32
11027
10864
11512
11596
30
1,8
30
1,6
1,34
11517
11347
12305
12094
25
1,8
25
1,6
1,37
11762
11718
12146
12295
20
1,6
20
1,6
15
1,6
15
1,6
1,39
12133
12049
12480
12650
10
1,6
10
1,5
1,41
12469
12340
12764
12924
5
1,6
5
1,4
1,44
12734
12626
13010
13190
0
1,6
0
1,4
1,46
12995
12842
13203
13152
-5
1,6
-5
1,39
1,48
13330
13180
13560
13512
-10
1,6
-10
1,39
-15
1,4
-15
1,39
1,50
13450
13238
13569
13678 -20
1,4
-20
1,39
-25
1,4
-25
1,39
-30
1,4
-30
1,39
-35
1,4
-35
1,39
-40
1,4
-40
1,2
-45
1,2
-45
1,2
-50
1,2
-50
1,2
-55
1,2
-55
1,2
-60
1,2
-60
1,2
Dari keempat data diatas dapat setelah dimasukkan kedalam grafik maka akan membentuk data yang hampir mendekati linier. Data tersebut dapat dilihat pada grafik 4.1. 15000
motor1 motor2 motor3 motor4
RPM
10000 5000 0 1,2 1,25 1,3 1,34 1,39 1,44 1,48
Ton (ms) Gambar 4.1 – Grafik RPM motor
Uji Sensor Gyro Sensor gyro bekerja pada PWM 1ms-2ms (±30o). Jika gyro diputar searah jarum jam sebanyak 30o maka data PWM yang terlihat adalah 2ms. Jika gyro diputar berlawanan arah jarum jam sdebanyak 30o maka data PWM yang terlihat adalah 1ms. Namun data tersebut tidak sepenuhnya akurat dengan data yang
E-Sky HK
Pengiriman Data Xbee Pro
Data yang Diterima ( Bit )
2 1,8 Ton 1,6 1,4 (ms) 1,2 1 0,8 0,6 0,4 0,2 0
1200
1000 998 996 994 992 990 988 986 984 982 980
60 50 40 30 20 10 0 -10 -20 -30 -40 -50 -60
Sudut
2400 4800 9600 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20
Gambar 4.2 – Grafik perubahan sudut gyro terhadap PWM. Pengujian baud rate komunikasi Pada pengujian ini dilakukan untuk mengetahui kemampuan pengiriman data oleh modul Wireless RF pada beberapa range baud rate. Pada datasheet yang disertakan, modul wireless RF secara fabrikasi menyediakan kemampuan range baud rate 1200 bps, 2400 bps, 4800 bps, 9600 bps, 19200 bps, 38400 bps, 57600 bps dan 115200 bps. Tabel 4.5. Hasil Pengujian Pengiriman Data dengan Xbee Pro Data yang Dapat Diterima ( Bit ) Jarak
120 0
240 0
480 0
960 0
1920 0
3840 0
5760 0
11520 0
2
100 0
100 0
100 0
998
1000
1000
1000
1000
4
100 0
999
100 0
100 0
1000
1000
1000
1000
6
998
999
999
999
1000
1000
1000
1000
8
998
999
999
999
998
1000
1000
1000
10
100 0
999
996
996
997
1000
1000
1000
12
999
998
998
998
998
1000
1000
1000
14
999
999
999
997
997
999
1000
1000
16
996
998
996
996
996
1000
1000
1000
18
997
997
997
996
996
997
998
1000
20
997
998
996
997
997
998
999
1000
Jarak ( m )
Gambar 4.3. Karakteristik pengujian X-Bee Pro
Pengujian Sistem Helikopter Pada pengujian sistem terbang dari quadrotor helicopter ini dimulai dengan pengiriman data melalui XBee-Pro menuju master controller kemudian data tersebut di feedback melalui YS1020UB. Dari data yang telah direkam maka dapat dilihat data flight dari quadrotor helicopter pada tabel 4.6 dibawah ini. Tabel 4.6 – Data Flight quadrotor helicopter. S1 S2 S3 S4 A1 A2 A3 A4 C GY GX 50 50 50 50 50 50 50 50 54 55 55 55 58 57 58 58 60 60 62 62 63 64 66 65 66 67 68 68 68 68 68 68
52 50 50 50 50 50 51 50 53 55 56 56 58 57 59 58 60 61 63 62 64 64 65 65 66 67 69 68 68 69 67 68
50 51 51 51 51 51 51 52 54 55 57 57 58 59 60 60 62 62 64 64 65 66 66 67 68 69 70 70 70 70 70 70
50 51 52 52 50 50 50 52 55 55 56 56 58 59 59 60 62 61 63 64 64 66 67 67 68 69 69 70 70 69 71 70
30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30
30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30
30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30
30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30 30
67 67 67 67 67 67 67 67 67 67 67 67 67 67 68 67 67 67 68 68 68 68 68 68 68 68 68 68 68 67 67 67
68 67 67 67 67 67 67 67 68 68 67 67 68 67 67 67 67 67 67 67 67 67 68 67 67 67 67 67 67 67 67 67
64 67 68 68 66 66 65 67 67 66 66 66 66 67 66 67 67 66 66 67 66 67 67 67 67 67 66 67 67 66 68 67
68 68 68 68 68
68 69 70 70 70
70 70 70 70 70
70 69 68 68 68
30 30 30 30 30
30 30 30 30 30
Keterangan: S1 = Speed1 A1 = Adjuster 1 S2 = Speed2 A2 = Adjuster 1 S3 = Speed3 A3 = Adjuster 1 S4 = Speed4 A4 = Adjuster 1
30 30 30 30 30
30 30 30 30 30
68 68 68 68 68
67 67 67 67 67
67 66 65 65 65
C = Compass GY = Gyro sumbu Y GX = Gyro Sumbu X
Perubahan data PWM motor 70 PWM motor (ms)
60 50
Speed1
40
Speed2
30
Speed3
20
Speed42
10 0 1 3 5 7 9 11 13 15 17 19
Gambar 4.4 – Grafik perubahan PWM motor V. PENUTUP KESIMPULAN Dari hasil uji coba pergerakan quadrotor didapatkan beberapa kesimpulan dibawah ini: • • •
Pengaruh berat terhadap keseimbangan sangat mempengaruhi pergerakan dari quadrotor helicopter. Dengan metode yang digunakan masih belum dapat mengontrol quadrotor agar menjadi stabiln dengan sempurna. Data gyro tidak sepenuhnya dapat mengatur kesetimbangan yang diperlukan dikarenakan jika data lebih dari 30o maka gyro akan mengalami autoreset. Dengan kata lain gyro tidak mengingat kembali posisi awal setelah dinyalakan.
SARAN • Pergunakan sensor gyro yang ketelitiannya lebih tinggi, sehingga menghindari data hilang. • Untuk pengembangan selanjutnya diharapkan agar dapat menggunakan GPS sehingga dapat diterbangkan dengan jarak yang cukup jauh.
DAFTAR PUSTAKA Burger, C. and Hartfield, R. (2007). Design, Testing and Optimization of a Constant Torque Propeller. 25th AIAA Applied Aerodynamics Conference. June 2528, Miami, FL: AIAA-2007-3927. Talay, T.A. (1975). Introduction to the Aerodynamics of Flight. Scientific and Technical Information Office. NASA, Washington, D.C. Hoffman, G.M. and Waslander, S.L. (2008). Quadrotor Helicopter Trajectory Tracking Control. AIAA Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit. 18-21 2008 Augustus. Honolulu. Hawaii. AIAA 2008-7410. Benallegue, A. Mokhtari, A. and Fridman, L. (2007). High-order sliding-mode observer for a quadrotor UAV. International Journal of Robust and Nonlinear Control. Tretyakov, V. and Surmann, H. Hardware architecture of a four-rotor UAV for USAR/WSAR scenarios. Workshop Proceeding of the 2008 SIMPAR. November 3-4. Venice. Italy. ISBN 978-88-9587201-8. Moschetta, J-M. and Bataille, B. (2007). Aerodynamic Design of VTOL Micro Air Vehicles. 3rdUSEuropean Comt\petition and Workshop on Micro Air Vehicle System (MAV07) & European Micro Air Vehicle Conference and Flight Competition (EMAV2007), 17-21 September 2007, Toulouse, France.
