SISTEM KENDALI DAN MUATAN QUADCOPTER SEBAGAI SISTEM PENDUKUNG EVAKUASI BENCANA

1022: Ahmad Ashari dkk.

TI-59

SISTEM KENDALI DAN MUATAN QUADCOPTER SEBAGAI SISTEM PENDUKUNG EVAKUASI BENCANA Ahmad Ashari∗ , Danang Lelono, Ilona Usuman, Andi Dharmawan, dan Tri Wahyu Supardi Jurusan Ilmu Komputer dan Elektronika, Fakultas Matematika dan Pengetahuan Alam Universitas Gadjah Mada, Yogyakarta ∗

e-Mail: [email protected]

Disajikan 29-30 Nop 2012

ABSTRAK Dengan memanfaatkan pesawat tak berawak yang dirancang dengan model Quadcopter, tim penyelamat dapat mencari korban dari udara untuk dievakuasi. Dengan Quadcopter ini, daerah yang sulit dijangkau oleh tim penyelamat dapat dipantau melalui udara. Quadcopter dikendalikan secara nirkabel dengan jangkauan cukup jauh untuk menemukan korban di daerah bencana. Untuk melakukan tugasnya, Quadcopter diberikan beberapa muatan seperti GPS, kamera, dan beberapa sensor tambahan untuk dapat mendukung evakuasi dari udara. Untuk itu diperlukan sebuah metode yang bisa membuat sistem kendali tetap stabil meskipun penerbangan Quadcopter membawa berbagai muatan. Metode yang digunakan di sini adalah metode PID Ziegler Nichols. Metode tuning digunakan untuk mendapatkan beberapa konstanta yang dibutuhkan untuk menggunakan metode kontrol PID tersebut pada Quadcopter. Kata Kunci: Quadcopter, Muatan, Sitem kendali, Ziegler Nichols, PID

I.

PENDAHULUAN

Search And Rescue (SAR), merupakan kegiatan pencarian dan penyelamatan terhadap orang hilang atau dikhawatirkan akan hilang atau sedang dalam bahaya bencana seperti pelayaran, penerbangan, dan bencana alam. Operasi penyelamatan yang dilakukan tidak hanya di daerah-daerah dengan medan kasar seperti di laut, hutan, gurun, tetapi juga dilakukan di daerah perkotaan. Operasi penyelamatan yang dilakukan oleh personel yang memiliki keterampilan dan teknik untuk tidak merugikan tim mereka sendiri dan korban. Operasi penyelamatan yang dilakukan terhadap bencana penerbangan seperti kecelakaan pesawat, pendaratan darurat, letusan gunung berapi dan gempa bumi. Quadcopter merupakan bagian dari kategori Vertikal Take Off and Landing-Unmanned Aerial Kendaraan (VTOL UAV) karena dapat lepas landas dan mendarat tanpa perlu suatu landasan yang kuat [2]. Hal ini dapat dilakukan dengan menggunakan Quadcopter yang terbang tanpa sayap seperti pesawat terbang, tetapi menggunakan empat rotor (baling-baling) di setiap sudut. Setiap motor dan balingbaling pada Quadcopter memiliki peran dalam menghasilkan daya dorong dan torsi dari titik pusat rotasi. Hasilnya akan mengarah pada gaya angkat untuk Quadcopter [3]. Gaya angkat ini dapat membuat Quadcopter terbang di udara.

II.

METODOLOGI

A.

Rancangan Sistem

Rancangan sistem pada quadcopter yang dibuat untuk membawa muatan yang akan dibawa dari satu lokasi ke lokasi lain dengan memanfaatkan berbagai sensor dan aktuator, seperti sensor orientasi (accelerometer, giroskop, magnetometer) dan aktuator berupa empat motor brushless. Gambar 1 menunjukkan rancangan sistem dimana terdapat sensor-sensor yang digunakan untuk mendapatkan nilainilai dari parameter-parameter pada lingkungannya. Nilainilai tersebut dikirim dari sensor ke pengkondisi sinyal untuk memperbaiki data hasil pendeteksian, kemudian data tersebut diproses oleh pengendali atau pengontrol (controller). Pengendali ini juga dapat menerima dan mengirim data perintah orientasi manuver dan parameter lain kepada ground segment. Berdasarkan hasil pengolahan di penendali ini diperoleh deteksi kesalahan antara nilai set point yang

G AMBAR 1: Rancangan Sistem Keseluruhan

Prosiding InSINas 2012


TI-60 diberikan dengan nilai dari sensor yang kemudian diproses dan dikirim ke aktuator sehingga Quadcopter akan bergerak menuju keseimbangan berdasarkan kondisi lingkungannya.

B.

Implementasi Kendali Quadcopter

Gambar 2 menunjukkan blok diagram sistem kendali dari Quadcopter.

G AMBAR 2: Diagram blok kendali

Komponen utama untuk kendalinya adalah sistem board Arduino, dengan kelengkapan sensor orientasi yang terdiri dari accelerometer, gyroscope, dan magnetometer, aktuator berupa ESC dan brushless motor, serta komunikasi RF yang terhubung ke Ground Segment. Implementasi dari sistem quadcopternya ditunjukkan pada Gambar 3.

G AMBAR 3: Implementasi Quadcopter

C.

Perangkat Lunak Kendali

Perangkat lunak yang tertanam di Arduino memiliki fungsi untuk mengakses sensor dan memberikan algoritma untuk memproses masukan dari sensor yang kemudian menhasilkan output untuk sistem aktuator Quadcopter. Pemrograman dilakukan dengan menggunakan bahasa pemrograman C untuk Arduino, dengan program ini sistem Arduino dapat menjaga Quadcopter tetap seimbang ketika terbang dan untuk dapat melakukan transmisi data serial ke Ground segment. Langkah-langkah utama dalam pergangkat lunak ini adalah pendeklarasian semua variabel untuk inisialisasi, kemudian tahap setup yang berfungsi untuk melakukan pengaturan awal pada Quadcopter. Tahap berikutnya adalah fungsi looping yang dimulai dengan membaca data dari modul komunikasi RF dan program timer yang membaca serta menghitung apakah telah mencapai batas waktu 20 ms. Dalam kisaran 20 ms ini program akan melakukan konversi data sensor sudut, eksekusi program servo motor drive dan brushless yang berjalan pada frekuensi 50 Hz (20 ms), karena tugas utama program loop adalah untuk mengkonversi pembacaan sensor menjadi ukuran sudut dan kendali motor agar posisi Quadcopter tetap seimbang. Setelah seluruh program selesai pada loop program utama dijalankan, maka data count timer sudah sampai dengan 100 ms. Hal ini untuk menjaga program perulangan data tetap pada frekuensi 10 Hz untuk memberikan waktu tunda (delay) untuk transmisi data serial ke ground segment dan ke modul RF ketika mengubah dari sebagai pemancar atau sebagai penerima dan sebaliknya karena menggunakan jenis komunikasi half-duplex.

III. A.

HASIL DAN PEMBAHASAN Pengujian Sensor Orientasi

Pengujian sensor orientasi meliputi sensor gyroscope, accelerometer, dan magnetometer yang telah diintegrasikan ke dalam sebuah modul sensor tunggal. Pengujian dilakukan dengan membandingkan hasil pengukuran sensor sudut dengan hasil pengukuran menggunakan busur derajat. Sudut sensor yang akan diuji meliputi sudut roll yang berputar pada sumbu X-dan sudut pitch yang berputar pada sumbu Y dan sudut yaw yang berputar pada sumbu Z. Roll, pitch, dan yaw dapat dikatakan serta sudut dinamis Quadcopter [4]. Pengujian sudut roll telah menunjukkan bahwa nilai standar deviasi bervariasi dari 0,044721 hingga 0,114018. Berdasarkan data tersebut, dapat dikatakan bahwa standar deviasi dari sudut roll adalah 0,114018. Jadi distribusi normal membaca sudut variasi roll adalah ±0,11. Pada pengujian sudut pitch telah menunjukkan bahwa nilai standar deviasi bervariasi dari 0,044721 hingga 0,230217. Berdasarkan data tersebut, dapat dikatakan bahwa standar deviasi dari sudut pitch adalah 0,230217. Jadi pembacaan distribusi normal variasi sudut pitch adalah ±0,23. Pada pengujian sudut yaw telah diperoleh bahwa nilai standar deviasi bervariasi dari 0,044721 hingga 0,412311. Berdasarkan data tersebut, dapat dikatakan bahwa deviasi standar dari sudut yaw adalah 0,412311. Sehingga distribusi normal dari sudut yaw adalah ±0,41. Nilai deviasi standar dari sudut yaw dapat mencapai nilai tersebut dikarenakan sudut yaw sangat dipengaruhi oleh sensor magnetometer dimana sensor tersebut sangat sensitif terhadap benda logam yang dapat menghasilkan distorsi mag-


1022: Ahmad Ashari dkk. netisasi. Hal ini dapat mengganggu sensor magnetometer untuk mendeteksi magnetik bumi.

B.

Pengujian Keseimbangan Quadcopter

Quadcopter memiliki tiga sudut dinamis yang harus selalu dikontrol agar dapat terbang seimbang di udara. Sudut-sudut tersebut terdiri dari sudut roll, pitch danyaw. Proses ini dikendalikan oleh Arduino dengan menggunakan algoritma PID pada masing-masing sudut tersebut. Dalam penetlitian ini kami menggunakan metode Ziegler Nichols PID. Pada Gambar 4, dapat dilihat bahwa sumbu X pada Quadcopter digantung pada dua utas tali, sehingga sumbu X tetap diam seimbang dan sumbu Y dapat berputar bebas. Jumlah putaran sudut pada sumbu Y disebut sudut roll. Langkah selanjutnya adalah dengan menjalankan dua motor brushless dan memberikan sudut setpoint dari 0◦ (equilibrium). Kemudian, dilihat dari data sudut yang terdeteksi selama sekitar 10 detik dengan waktu tunda dari setiap pengumpulan data adalah 100 ms. Data ini diambil secara nirkabel menggunakan komunikasi RF. Hal yang sama dilakukan untuk menguji sudut pitch, tetapi dengan posisi sumbu pada Quadcopter dipertukarkan. Pengujian sudut Yaw dilakukan dengan menggantung empat lengan Quadcopter seperti terlihat pada Gambar 5 sehingga sumbu Z dapat bergerak bebas.

G AMBAR 4: Ilustrasi uji sudut dinamis (roll dan pitch) pada quadcopter

TI-61 Ki dengan nilai 0,2, maka diperoleh gerakan cepat untuk memperbaiki kesalahan pada steady state. Kesalahan steady state adalah suatu keadaan di mana masih ada sudut deviasi (masih ada offset) ketika sistem berada pada kondisi tunak [5]. Pada detik ke-6 dapat dilihat riak dari gerakan tiba-tiba hingga 5◦ . Pergerakan Quadcopter pada axis Y seperti ini tidak diinginkan karena bisa mengganggu keseimbangan ketika Quadcopter terbang. Ketika sistem diberi nilai Ki sebesar 0,5, sumbu Y akan berosilasi dengan sudut deviasi Quadcopter terpanjang -8◦ sampai 10◦ . Tentu saja, hasil ini tidak seperti yang diharapkan dengan penambahan osilasi konstanta integral tidak sebesar seperti yang tampak. Ketika diberi nilai Ki sebesar 0,4, pada detik ke-8 masih muncul osilasi dengan penyimpangan maksimum 5◦ hingga 6◦ , sedangkan jika diberi nilai Ki sebesar 0,3 maksimum deviasi hanya 3◦ hingga -4◦ dan pada grafik terlihat konsisten untuk berada di sekitar setpoint 0◦ . Jadi, berdasarkan pengamatan dari grafik ini, dapat disimpulkan bahwa nilai konstanta integral (Ki) yang paling tepat adalah 0,3 karena nilai Ki cukup untuk memperbaiki kondisi kesalahan sebesar 3◦ yang disebabkan oleh penambahan konstanta proporsional (Kp) sebesar 2,5 dan konstanta derivative (Kd) dari 0,4. Berdasarkan hasil uji coba dapat dilihat pada Gambar 7 bahwa terdapat hasil yang cukup bervariasi. Pada nilai tertentu dari Ki dengan nilai 0,1, sumbu X masih bergerak bervariasi dari -2◦ sampai -8◦ . Ketika diberi nilai Ki sebesar 0,2, sumbu X masih bergerak pada sudut -1◦ hingga -7◦ . Pada nilai tertentu dari Ki sebesar 0,3, sumbu X masih belum mampu bergerak hingga setpoint. Ketika nilai Ki diberikan sebesar 0,4 terlihat sedikit perbedaan bila dibandingkan dengan nilai Ki sebelumnya karena sumbu X mampu mencapai setpoint. Namun, pada detik ke-7, kembali sumbu X sedikit turun di bawah setpoint. Ketika Ki bernilai 0,5, sumbu X mampu kembali ke setpoint dan mampu konsisten mempertahankan sudut kemiringan setpoint sampai detik ke-10. Jadi dari grafik kita dapat menyimpulkan nilai Ki yang sesuai adalah sebesar 0,5, untuk nilai Kp sebesar 2,5, dan untuk nilai Kd sebesar 0,4. Dalam pengujian sudut yaw pada Gambar 8 dapat dilihat bahwa ketika diberi nilai Ki sebesar 0,1, deviasi pertama bisa mencapai -10◦ . Tapi deviasi selanjutnya turun ke 4◦ . Ketika diberi nilai Ki sebesar 0,2, deviasi pertama mencapai lebih dari -10◦ . Namun, mulai dari, detik ke-5 terdapat penyimpangan

G AMBAR 5: Ilustrasi uji sudut dinamis (yaw) pada quadcopter

Gambar 6 menunjukkan bahwa ketika sistem diberikan nilai Ki sebesar 0,1, dapat dilihat bahwa sumbu Y Quadcopter bisa menjadi cukup imbang di setpoint 0◦ . Namun, gerakan itu masih belum cukup cepat. Pada saat sistem diberikan

G AMBAR 6: Hasil kendali PID pada sudut roll quadcopter



TI-62

TABEL 1: Hasil pengujian terbang

G AMBAR 7: Hasil kendali PID pada sudut pitch quadcopter

yang turun lebih dari -10◦ , sehingga dapat dikatakan bahwa masih ada cukup osilasi yang terjadi. Jika diberi Ki sebesar 0,3, maka penyimpangan pertama terjadi sangat besar hingga -20◦ . Jika Ki sebesar 0,4, maka deviasi dua yang pertama mencapai -10◦ dan lebih dari 10◦ . Ketika nilai Ki diberikan sebesar 0,5 yang muncul pada detik ke-6, Quadcopter tersendat sehingga tidak bisa kembali ke setpoint. Berdasarkan hasil yang terlihat dalam grafik, maka nilai Ki yang paling tepat adalah 0,1. Hal ini disebabkan oleh nilai yang dihasilkan dari deviasi pertama sangat kecil dan deviasi berikutnya telah menyempit. Selain itu, gerakan Quadcopter atau tersendat seperti ketika diberi nilai Ki sebesar 0,5.

C.

Pengujian Keseimbangan Terbang

Pengujian ini dilakukan untuk menentukan keseimbangan Quadcopter saat terbang. Hal ini dapat dilihat dari sudut roll, pitch dan yaw yang terbaca di ground segment. Oleh karena itu, keseluruhan data yang diambil dalam pengujian ini terdiri dari sudut yang diambil dari roll, pitch dan yaw. Proses pengujian dimulai dengan menyiapkan ground segment dan remote control. Kemudian, Quadcopter diterbangkan dengan setpoint nilai roll, pitch dan yaw sebesar 0◦ sehingga Quadcopter akan terbang pelan-pelan mengambang dan menghadap ke utara. Quadcopter diterbangkan ke ketinggian 2 meter dan dibiarkan mengapung di ketinggian itu selama sekitar 1 menit. Pengambilan data dimulai ketika Quadcopter mulai terbang di udara. Hasil pengujian ditampilkan dalam Tabel 1 dan grafik dalam Gambar 9, 10 dan 11.

G AMBAR 8: Hasil kendali PID pada sudut yaw quadcopter

Tabel 1 menunjukkan hasil deteksi sudut roll ketika Quadcopter terbang pada ketinggian 2 meter selama 1 menit. Berdasarkan data tersebut, ketika sudut setpoint bernilai 0◦ masih terdapat penyimpangan substansial. Sesuai dengan Tabel 1, besarnya sudut roll bisa mencapai 13,6◦ dan -11,1◦ . Sama untuk sudut pitch dimana masih ada sudut sebesar 9,4◦ dan -16,4◦ . Sedang untuk sudut yaw mencapai 33,6◦ dan -23,2◦ . Dengan hasil tersebut, karakteristik terbang Quadcopter tampak masih bergetar. Salah satu faktor yang dapat mempengaruhi hasil pembacaan yaitu adanya getaran suara motor brushless. Selain itu, jumlah motor yang melekat pada Quadcopter berjumlah empat, sehingga menggandakan getaran yang ditimbulkan. Selain itu, pengaruh distorsi magnet dari frame aluminium dan motor juga mempengaruhi hasil dari deteksi sensor khusus sudut yaw.

D.

Pengujian Integrasi Sistem

Integrasi sistem dilakukan dengan cara mengintegrasikan sensor e-nose dan kamera pada quadcopter. Agar dapat menangkap udara dengan baik, sensor e-nose diletakkan pada bagian bawah quadcopter, sehingga pengambilan kadar udara tidak terganggu oleh tekanan udara yag berada diatas quadcopter. Begitu pula dengan kamera, peletakan posisi kamera berada di plat bawah quadcopter sehingga kamera dapat mengambil gambar situasi lokasi bencana yang berada dibawahnya tanpa terhalang komponen yang lain. Integrasi sensor enose dan kamera pada quadcopter dapat dilihat pada Gambar 12 (tampak bawah).

IV.

KESIMPULAN

1. Sistem quadcopter dapat mendeteksi sudut roll, pitch dan yaw menggunakan kombinasi dari 3 buah sensor, yaitu: sensor gyroscope L3G4200D, sensor accelerometer

G AMBAR 9: Sudut roll vs waktu (ketika terbang



TI-63

UCAPAN TERIMA KASIH Ucapan terima kasih ditujukan kepada Kementerian Riset dan Teknologi Republik Indonesia yang telah memberikan dana untuk penelitian ini.

DAFTAR PUSTAKA

G AMBAR 10: Sudut pitch angle vs waktu (ketika terbang)

[1] Afrianti, D. and Putri, I., 2011, Tim SAR Dekati Lokasi Pesawat Jatuh, http://nasional.vivanews.com/news/rea d/251800-video–tim-sar-dekati-lokasipesawat- jatuh (accessed on 29 November 2011) [2] UAV Indonesia, 2008, UAV System, http://tanpaawak.com/category‘1 1.ht m (accessed on 29 November 2011). [3] Miguel, J., 2009, Quadrotor Prototype, Technical University of Lisbon, Lisboa. [4] Luukonen, T., 2011, Modeling and Control of Quadcopter, Aalto University, Espoo. [5] Hidayat, W., 2009, Penerapan Adaptive PID controller pada navigasi robot cerdas pemadam api divisi expert single dengan menggunakan algoritma LMS, Skripsi, Jurusan Teknik Elektro, Fakultas Teknik, UGM, Yogyakarta.

G AMBAR 11: Sudut yaw vs waktu (ketika terbang)

G AMBAR 12: Integrasi sensor e-nose dan kamera (tampak bawah)

ADXL345, dan sensor magnetometer HMC5883L. 2. Standar deviasi saat terbang untuk sudut roll adalah 2,86, sudut pitch adalah 2,60, dan untuk sudut yaw adalah 6,27. 3. Quadcopter saat terbang masih kurang stabil dikarenakan nilai minimum dan maximum dari sudut rentangnya cukup besar. 4. Jarak jangkau terbang quadcopter tidak dapat jauh dikarenakan kapasitas baterai yang terbatas.

SARAN 1. Perlu dicari metode agar quadcopter saat terbang bisa lebih stabil. 2. Perlu dicari metode pengisian baterai yang berjenjang agar quadcopter dapat terbang lebih lama dan jauh.


SISTEM KENDALI DAN MUATAN QUADCOPTER SEBAGAI SISTEM PENDUKUNG EVAKUASI BENCANA

Recommend Documents