Perancangan Autopilot Laterral.
(Muhammad Fajar dan Ony Arifiant.
PERANCANGAN AUTOPILOT LATERAL-DIREKSIONAL PESAWAT
NIRAWAK LSU-05
(THE DESIGN OF THE LATERAL-DIRECTIONAL AUTOPILOT FOR
THE LSU-05 UNMANNED AERIAL VEHICLE)
Muhammad Fajar1,*) **).
Ony Arifianto*) *) Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara Institut Teknologi Bandung Jl.
Ganesha No.
Bandung 40132 Indonesia **) Pusat Teknologi Penerbangan Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl.
Raya LAPAN.
Sukamulya.
Rumpin.
Bogor 16350 Indonesia 1e-mail: muhammad.
fajar@lapan.
Diterima 15 September 2017.
Direvisi 27 Oktober 2017.
Disetujui 21 Desember 2017
ABSTRACT
The autopilot on the aircraft is developed based on the mode of motion of the aircraft i.
longitudinal and lateral-directional motion.
In this paper, an autopilot is designed in lateral-directional mode for LSU-05 aircraft.
The autopilot is designed at a range of aircraft operating speeds of 15 m/s, 20 m/s, 25 m/s, and 30 m/s at 1000 m altitude.
Designed autopilots are Roll Attitude Hold.
Heading Hold and Waypoint Following.
Autopilot is designed based on linear model in the form of state-space.
The controller used is a Proportional-Integral-Derivative (PID) controller.
Simulation results show the value of overshoot / undershoot does not exceed 5% and settling time is less than 30 second if given step command.
Keywords: lateral-directional, autopilot.
PID Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
15 No.
2 Desember 2017 :93 -104
ABSTRAK
Autopilot pada pesawat dikembangkan berdasarkan pada modus gerak pesawat yaitu modus gerak longitudinal dan lateral-directional.
Pada makalah ini, dirancang autopilot pada modus gerak lateral-directional untuk pesawat LSU-05.
Autopilot dirancang pada range kecepatan operasi pesawat yaitu 15 m/dtk, 20 m/dtk, 25 m/dtk, dan 30 m/dtk dengan ketinggian 1000 m.
Autopilot yang dirancang adalah Roll Attitude Hold.
Heading Hold dan Waypoint Following.
Autopilot dirancang berdasarkan model linier dalam bentuk state-space.
Pengendali yang digunakan adalah pengendali Proportional-Integral-Derivative (PID).
Hasil simulasi menunjukan nilai overshoot/undershoot tidak melebihi 5% dan settling time kurang dari 30 detik jika diberikan perintah step.
Kata kunci: lateral-directional, autopilot.
PID
PENDAHULUAN
LSU-05 adalah pesawat tanpa awak yang sedang dikembangkan oleh Pusat Teknologi Penerbangan dengan harapan dapat membawa payload hingga 30 kg dengan berat take-off maksimum (MTOW) sebesar 75 kg.
Pesawat ini memiliki bentang sayap sepanjang 5,5 m dengan luas 3,49 m2 (Tim LSU-05, 2.
Pesawat ini merupakan bagian dari roadmap penelitian dan pengembangan pesawat tanpa awak Pusat Teknologi Penerbangan (Pustekbang, 2.
Gambar empat sisi dari pesawat LSU-05 dapat dilihat pada Gambar 1-1.
Gambar 1-1: Gambar empat sisi LSU-05.
(Tim LSU-05, 2.
Pemodelan dinamika pesawat terbang banyak dijelaskan pada beberapa referensi baik dinamika longitudinal maupun dinamika lateral-directional (Nelson, 1998.
Allerton, 2009.
Etkin, 1.
Dijelaskan dalam buku-buku tersebut bagaimana penurunan persamaan gerak pesawat, triming, kestabilan statik dan dinamik, turunan kestabilan, kendali buatan untuk kestabilan (Etkin, 1.
, hingga kendali otomatik (Nelson, 1998.
Allerton, 2.
Sistem kendali PID dijelaskan cukup detail pada referensi (Ogata.
Beberapa metode lain dijelaskan dengan cukup rinci seperti metode rootlocus.
Frequency-Response (Nyquist.
Bode.
Nichols, ds.
Metoda desain sistem kendali dalam bentuk state-space poleplacement, observers, quadratic optimal regulator, dan sistem kendali robust juga dijelaskan pada buku tersebut.
Sistem
PID
digunakan pada sistem autopilot UAV (Kada, 2011.
Eko, 2013.
Sufendi, 2.
Selain sistem kendali PID, yang banyak dikembangkan di dunia adalah sistem kendali hybrid yang merupakan gabungan dari beberapa sistem kendali seperti neural network Ae PID, neural network Ae fuzzy logic, fuzzy logic Ae PID, dsb.
Selain itu, metode-metode tersebut juga dibandingkan satu dengan lainnya dan hasilnya dapat saling melengkapi.
(Goutami, 2016.
Nair.
Perhitungan aerodinamika pesawat dapat menggunakan berbagai perangkat seperti Athena Vortex Lattice (AVL) (Drela.
Dengan mengetahui geometri pesawat dan geometri bidang kendali pesawat.
AVL dapat memberikan keluaran koefisien-koefisien aerodinamika yang diperlukan dalam pemodelan pesawat yang akan dianalisis dinamikanya dan Perancangan Autopilot Laterral.
(Muhammad Fajar dan Ony Arifiant.
dikendalikan baik maupun manual.
METODOLOGI
Model dinamika pesawat LSU-05 dinyatakan dalam bentuk persamaan non-linier yang disederhanakan pada matra gerak lateral-directional Model aerodinamika yang digunakan adalah model linier menggunakan Athena Vortex Lattice Method (AVL) (Drela, 2.
, data ini mungkin akan berbeda dengan hasil uji terbang pesawat.
Perancangan autopilot didasarkan pada model hasil Sistem kendali menggunakan PID.
Sistem propulsi, aktuator, dan sensor tidak dimodelkan dalam desain Gangguan eksternal juga tidak dimodelkan.
Diagram Alir Perancangan Autopilot Diagram alir perancangan sistem lateral-directional autopilot dapat dilihat pada Gambar 2-1.
Setiap autopilot yang dirancang harus memenuhi kriteria desain sebagai C Overshoot/undershoot tidak melebihi 5 % C Settling time tidak melebihi 30 detik Persamaan Gerak Pesawat Udara Persamaan gerak pesawat dapat disederhanakan menjadi dua modus gerak yaitu gerak longitudinal dan gerak lateral-directional, dengan asumsi bahwa kedua modus gerak tersebut tidak saling mempengaruhi satu dengan lainnya (Duhri, 2.
Persamaan gerak lateraldirectional dapat dituliskan sebagai ycU ycAyci ycycnycu yuc = ycA.
cN ) .
yco = yaycu ycyN Oe yaycuyc ycN ycyc.
ayc Oe yayc ) Oe yaycuyc ycyyc ycu = Oeyaycuyc ycyN yayc ycN ycyyc.
ayc Oe yaycu ) yaycuyc ycyc yucN = ycy .
yueN = yc ycyceyca yuE0 Dari persamaan gerak tersebut, dapat dilakukan trimming pada kecepatan 15 m/dtk, 20 m/dtk, 25 m/dtk, dan 30 m/dtk pada kondisi terbang jelajah.
Linierisasi persamaan gerak pesawat dilakukan pada setiap kondisi trim tersebut dengan berbagai asumsi bahwa pesawat bergerak dengan gangguan yang sangat kecil atau sering disebut SmallDisturbance theory (Nelson, 1998.
Etkin.
Linierisasi persamaan gerak tersebut dapat direpresentasikan ke dalam matriks state-space sebagai berikut:
ycuN I = yaycuI yaAycI
Gambar 2-1: Diagram alir perancangan sistem
lateral-directional autopilot
ycUyc ycUycy ycUyc
ycoyc ycoycy ycoyc
[ ]=
ycuyc ycuycy ycuyc
[ 0 1 ycycaycu yuE0
ycUyuyca ycUyuyc
ycoyuyc yuyca
[ yuyca
][ ]
ycuyuyca ycuyuyc yuyc yci ycaycuyc yuE0 yc 0 ] yuc Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
15 No.
2 Desember 2017 :93 -104 Dimana xI adalah vektor state, uI adalah vektor kendali, sedangkan A dan B adalah matriks sistem.
Matriks A adalah matriks state, sedangkan matriks B adalah matriks kendali.
Penurunan persamaan menjadi model state-space dapat dilihat pada referensi (Nelson.
Etkin, 1.
Lateral-directional Autopilot Sistem lateral-directional autopilot yang dirancang pada makalah ini adalah Roll Attitude Hold.
Heading Hold, dan Waypoint Following.
Dirancang juga sistem kestabilan buatan Yaw Damper untuk menambah kestabilan pada gerak lateral-directional.
1 Yaw damper Yaw damper merupakan suatu mengendalikan yaw rate .
Sistem ini digunakan untuk meredam gerakan dutch roll.
Sistem ini dirancang dengan mengumpanbalikan yaw rate .
digunakan sebagai input.
Desain yaw damper dapat dilihat pada Gambar 2-2.
3 Heading hold Heading hold merupakan sistem autopilot untuk menjaga pesawat menuju arah heading tertentu.
Untuk melakukan gerakan ini pesawat harus melakukan manuver bank.
Sehingga gerakan ini merupakan gerakan berbelok yang terkoordinasi dengan angular rate (ON) Ilustrasi gerakan tersebut dapat dilihat pada Gambar 2-4.
Gambar 2-4: Ilustrasi gerakan heading pesawat Berdasarkan gambar di atas .
, penjumlahan pada sumbu y adalah mVON cos I = mg sin I atau dapat dituliskan sebagai berikut:
ycycaycu yuc = ycOyueN Karena sudut bank diasumsikan sangat kecil maka diperoleh sudut bank untuk angular rate tertentu:
Gambar 2-2: Rancangan yaw damper 2 Roll attitude hold Roll attitude hold adalah sistem autopilot untuk menjaga pesawat pada sudut bank tertentu.
Sudut bank (I) diumpanbalikan untuk kemudian sistem mengendalikan defleksi aileron .
agar sudut bank sesuai yang diinginkan.
Desain roll attitude hold dapat dilihat pada gambar berikut.
Misalkan sudut heading yang diinginkan adalah Od dan heading pesawat (O) harus mengikuti Od relatif pada waktu tertentu (), maka:
yuayueN yue = yueycc sehingga diperoleh:
yueN = Gambar 2-3: Rancangan roll attitude hold ycOyueN ue Oe yu.
Dari .
, maka dapat diperoleh sudut bank yang diperlukan untuk Perancangan Autopilot Laterral.
(Muhammad Fajar dan Ony Arifiant.
yucycc = ycO yueN = .
ue Oe yu.
yci ycc Heading menggunakan bank hold dan yaw Desain dari heading hold adalah sebagai berikut.
Nilai merupakan jarak acuan pesawat untuk berbelok, nilai ini akan divariasikan untuk memperoleh jalur Sedangkan merupakan nilai ambang batas jarak pesawat terhadap waypoint yang dituju.
Perintah heading pesawat Oc ditentukan berdasarkan nilai cross-track error (A) dibandingkan dengan nilai yang dipilih.
Besaran heading pesawat Oc ditentukan sebagai berikut:
Jika |A| > maka yuU yueyca = yueycyceyce Oe ycycnyciycu.
uA) 2 Jika |A| O maka yuAyuU yueyca = yueycyceyce Oe yu2 Gambar 2-4: Rancangan heading hold 4 Waypoint following Waypoint following merupakan sistem autopilot berbasis navigasi untuk mengendalikan pesawat agar mengikuti waypoint yang telah ditentukan.
Sistem ini memberikan perintah arah heading berdasarkan posisi pesawat terhadap waypoint yang akan dituju.
Ilustrasi pergerakan pesawat dari satu waypoint ke waypoint yang ditentukan dapat dilihat pada Gambar 2-5.
Tanda positif dan negatif ditentukan berdasarkan posisi cross-track error.
Jika pesawat berada di sebelah kanan jalur terbang maka tandanya adalah negatif, sebaliknya jika pesawat berada di sebelah kiri jalur terbang maka tandanya adalah Desain Simulink untuk waypoint following dapat dilihat pada Gambar 2-6.
Gambar 2-6: Desain Simulink untuk waypoint Gambar 2-5: Ilustrasi gerakan pesawat dari suatu waypoint ke waypoint Dari Gambar 2-5 di atas, dapat diketahui bahwa nilai cross-track error (A) yang merupakan simpangan pesawat terhadap jalur wp.
dan wp.
yuA = ycI ycycnycu.
ueycy Oe yueycyceyce ) .
Desain Simulink untuk waypoint following seperti ditunjukan Gambar 2-6, terdiri dari empat subsistem yaitu psi_ command, position, transition_logic, dan heading_hold.
Subsistem psi_command merupakan subsistem untuk memberikan perintah heading pesawat.
Perintah heading ini sesuai dengan persamaan .
dan persamaan .
Subsistem position merupakan subsistem untuk melakukan perhitungan posisi relatif pesawat terhadap waypoint.
Subsistem Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
15 No.
2 Desember 2017 :93 -104 transition_logic merupakan subsistem waypoint ke waypoint berikutnya.
Sedangkan heading_hold merupakan subsistem autopilot heading Tabel 3-1: GAIN UMPAN BALIK DAN DAMPING
TERPILIH UNTUK YAW DAMPER
Kecepatan .
/dt.
1 Simulasi dan Analisis Yaw Damper Gain umpan balik ditentukan dengan metoda root locus dengan melihat input rudder .
dan output yaw rate .
Root locus yaw rate terhadap rudder dapat dilihat pada Gambar 3-1.
Gain Damping 3,83 4,58 6,69 0,769 0,803 0,815 0,743 Untuk menguji yaw damper, diberikan masukan berupa impulse terhadap yaw rate.
Respon yaw damper terhadap impulse untuk kecepatan trim 30 m/dtk ditampilkan pada gambar r .
HASIL PEMBAHASAN Rancangan diimplementasikan pada Matlab dan Simulink untuk mengetahui respon dari pesawat terhadap autopilot yang dirancang.
Penggambaran root locus dilakukan dengan perintah AorlocusAo pada Matlab.
Nilai gain dipilih sesuai target desain pada setiap root locus yang digambarkan.
Desain setiap autopilot disimulasikan menggunakan Simulink sesuai dengan nilai gain yang telah dipilih.
damper pada setiap titik trim ditampilkan pada Tabel 3-1.
Root Locus System: TFrdr Gain: 6.
Pole: -0.
Damping: 0.
Overshoot (%): 3.
Frequency .
: 0.
Imaginary Axis .
Gambar 3-2: Respon yaw damper terhadap impulse untuk kecepatan trim 15 m/dtk Real Axis .
econds -.
Gambar 3-1: Root locus yaw rate .
terhadap rudder .
pada kecepatan 30 m/dtk Berdasarkan root locus pada Gambar 3-1, pole untuk modus gerak spiral sebagian berada di sebelah kanan sumbu Pemilihan gain dilakukan pada pole spiral yang berada pada sisi kiri sumbu imajiner.
Gain dipilih dengan damping berkisar antara 0,7 dan 0,8.
Gain umpan balik yang dipilih untuk yaw Berdasarkan ditunjukkan Gambar 3-2, sistem yaw damper yang dirancang dapat meredam impulse dengan baik pada kecepatan trim 15 m/dtk.
Respon yang baik juga ditunjukan pada kecepatan 20 m/dtk, 25 m/dtk, dan 30 m/dtk.
Masing-masing titik trim dapat meredam impulse dalam waktu sekitar 20 detik.
Simulasi dan Analisis Roll Attitude Hold Untuk merancang roll attitude hold, dilakukan analisis root locus sudut bank (I) terhadap aileron .
Perancangan Autopilot Laterral.
(Muhammad Fajar dan Ony Arifiant.
Root Locus menghasilkan sedikit osilasi dan overshoot yang cukup besar.
Defleksi aileron yang dibutuhkan untuk melakukan bank 5 derajat adalah sekitar -3 derajat.
Nilai ini masih berada pada range defleksi aileron pesawat LSU05.
System: untitled1 Gain: 0.
Pole: -3.
Damping: 1 Overshoot (%): 0 Frequency .
: 3.
Imaginary Axis .
Real Axis .
econds -.
Gambar 3-3: Root locus sudut bank (I) terhadap aileron .
pada kecepatan 15 m/dtk A .
Kecepatan .
/dt.
Gain Damping -0,545 -0,547 -0,551 -0,559 Respon sistem terhadap input step dapat dilihat pada Gambar 3-4.
Gambar 3-4 menunjukkan respon roll attitude hold yang telah dirancang dengan gain kendali proporsional (P) dan gain kendali proporsional integral (PI).
Penggunaan gain kendali proporsional pada gambar tersebut .
aris putu.
, masih menghasilkan steady state error hingga 20 %.
Untuk menghilangkan steady state error, maka diperlukan tambahan gain kendali integral (I).
Gain integral ditentukan Gain integral yang dipilih untuk masing-masing titik trim adalah KI=0,1*KP.
Respon dari penambahan gain integral dapat dilihat pada Gambar 3-4 .
aris soli.
Gain yang dipilih untuk masing-masing t .
A a .
Gambar 3-4: Respon sistem terhadap input step dengan gain kendali P .
aris putu.
dan gain kendali PI .
aris soli.
untuk kecepatan trim 15 m/dtk Pada bagian sebelumnya telah dirancang yaw damper untuk menambah kestabilan pada pesawat.
Sistem ini ditambahkan pada sistem roll attitude hold yang telah dirancang.
Berikut adalah hasil simulasi perintah bank 5 derajat dengan tambahan yaw damper.
A .
Tabel 3-1: GAIN UMPAN BALIK DAN DAMPING
TERPILIH UNTUK PITCH ATTITUDE
HOLD
A a .
Berdasarkan root locus pada Gambar 3-3, gain umpan balik dipilih pada pole spiral yang berada pada sisi kiri sumbu imajiner.
Gain yang dipilih untuk roll attitude hold pada setiap titik trim ditampilkan pada Tabel 3-2.
Gambar 3-5: Respon sistem terhadap input step dengan gain kendali P .
aris putu.
dan gain kendali PI .
aris soli.
untuk kecepatan trim 15 m/dtk Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
15 No.
2 Desember 2017 :93 -104
Overshoot
(%)
0,8581
0,8442
0,8559
1,2400
Berdasarkan Tabel 3-2, settling time untuk perintah step 5 derajat pada setiap kecepatan trim kurang dari 1,5 detik dan overshoot kurang dari 1,3 %.
3 Simulasi dan Analisis Heading Hold Dari persamaan .
, nilai V dan g divariasikan nilai agar sistem kendali yang dirancang sesuai yang diharapkan.
Nilai yang dipilih untuk kecepatan 30 m/dtk, 25 m/dtk, 20 m/dtk dan 15 m/dtk berturut-turut adalah 7, 8, 9, dan 12.
Nilai perubahan kecepatan.
Semakin rendah kecepatan maka semakin lama waktu untuk menuju sudut heading tertentu.
Hasil simulasi perintah heading 60 derajat dapat dilihat pada Gambar 3-6.
Pada Gambar 3-6 dapat dilihat bahwa untuk melakukan heading 60 derajat pada kecepatan 15 m/dtk diperlukan sudut bank hingga 7,7 derajat.
A .
Settling time /dt.
0,7814 0,9237 1,1274 1,4306 t .
A .
Tabel 3-2: RESPON ROLL ATTITUDE HOLD
PADA SETIAP KECEPATAN TRIM
Defleksi aileron yang dibutuhkan sekitar -4 derajat.
Pada kecepatan 20 m/dtk, 25 m/dtk, dan 30 m/dtk diperlukan sudut bank berturut-turut sebesar 13,6 derajat.
19,2 derajat.
dan 26,4 derajat.
Semakin tinggi kecepatan semakin besar sudut bank yang butuhkan.
Pada kecepatan 30 m/dtk, dibutuhkan sudut bank yang cukup besar.
Hal ini dapat menyebabkan pesawat berada pada kondisi stall.
Manuver heading sebaiknya dilakukan pada kecepatan yang tidak terlalu tinggi untuk diakibatkan oleh besarnya sudut bank yang dibutuhkan.
A a .
Berdasarkan Gambar 3-5, pesawat menunjukan respon yang baik untuk perintah bank 5 derajat.
Osilasi dan overshoot yang diakibatkan roll attitude hold dapat teredam dengan adanya yaw Respon roll attitude hold pada setiap kecepatan trim dapat dilihat pada Tabel 3-2.
Gambar 3-6: Perintah heading 60 derajat pada kecepatan 15 m/dtk Respon heading hold pada setiap kecepatan trim dapat dilihat pada Tabel Semakin rendah kecepatan pesawat, dibutuhkan settling time yang lebih lama dibandingkan dengan kecepatan yang lebih tinggi.
Overshoot yang dihasilkan untuk setiap kecepatan trim kurang dari 1,7 %.
Tabel 3-3: RESPON HEADING HOLD PADA SETIAP KECEPATAN TRIM /dt.
26,36 19,20 13,64 7,70 Settling time
16,6833 19,5292 21,7066 29,1002 Overshoot
(%)
1,4899
1,0203
1,1876
1,6293
Perancangan Autopilot Laterral.
(Muhammad Fajar dan Ony Arifiant.
yang harus dilalui.
Setiap nilai yang dipilih memiliki cross-track error yang berbeda-beda.
Nilai cross-track error pada saat terjadi perpindahan waypoint untuk masing-masing nilai dapat dilihat pada Gambar 3-8.
Dapat dilihat bahwa nilai cross-track error semakin kecil dengan bertambahnya nilai .
Nilai =1500 memiliki cross-track error maksimum paling kecil, yaitu sebesar 27 meter.
Untuk nilai =1000 dan =500, besarnya cross-track error berturut-turut 42 meter dan 79 meter.
Simulasi dan Analisis Waypoint Following Dilakukan memvariasikan sebesar 500, 1000, dan Nilai E ditetapkan sebesar 300.
Waypoint ditentukan berjumlah 13 titik dengan lokasi waypoint dan jalur untuk masing-masing variasi dapat dilihat pada Gambar 3-7.
Berdasarkan Gambar 3-7, jalur pesawat bergantung kepada nilai yang Dapat dilihat bahwa pada saat berikutnya, terjadi error terhadap lintasan A=500 A=1000 A=1500 FINISH
START
A=500
A=1000
A=1500
Gambar 3-7: Jalur pesawat untuk sebesar 500, 1000, dan 1500, pada seluruh waypoint .
dan pada waypoint 2 dan waypoint 3 .
Jurnal Teknologi Dirgantara Vol.
15 No.
2 Desember 2017 :93 -104
A=500
A=1000
A=1500
cross-track error .
Gambar 3-8: Cross-track error pada waypoint 2 dan waypoint 3 Respon melakukan waypoint following dapat dilihat pada Gambar 3-9.
Besarnya sudut bank yang diperlukan oleh pesawat untuk melakukan perintah heading mengikuti waypoint mencapai -30 derajat untuk nilai =1500.
Diperlukan verifikasi terhadap flight envelope dari pesawat LSU-05.
Selain itu, dapat dilihat nilai defleksi aileron untuk =1500 mencapai 17 derajat, sehingga diperlukan verifikasi terhadap defleksi aileron maksimal pada pesawat LSU-05.
A a .
A .
A .
A=500 A=1000 A=1500 t .
Gambar 3-9: Respon pesawat pada saat melakukan manuver di waypoint 2 dan waypoint 3 Perancangan Autopilot Laterral.
(Muhammad Fajar dan Ony Arifiant.
KESIMPULAN Sistem lateral-directional autopilot untuk pesawat LSU-05 menunjukkan hasil yang baik dengan menggunakan data preliminary.
Autopilot roll attitude hold menunjukkan hasil yang baik menggunakan pengendali PI.
Dengan settling time kurang dari 1,5 detik dan overshoot kurang dari 1,3 %.
Heading hold dirancang berdasarkan sudut bank yang diperlukan.
Settling time untuk setiap kecepatan kurang dari 30 detik, dan overshoot kurang dari 1,7 %.
Pada waypoint following, nilai =1500 memiliki cross-track error maksimum paling kecil, yaitu sebesar 27 meter, sedangkan nilai =1000 dan =500, besarnya cross-track error berturut-turut 42 meter dan 79 meter.
Etkin.
dan Reid.
, 1996.
Dynamics of Flight Stability and Control.
John Wiley & Sons Inc.
ISBN: 0-471-03418-5.
Gouthami.
, dan Rani.
, 2016.
Modeling of an Adaptive Controller for an Aircraft Roll Control System using PID.
Fuzzy-PID and Genetic Algorithm.
IOSR Journal of Electronics Communication Engineering (IOSR-JECE) Volume 11.
Issue 1.
Ver.
II, 15-24.
Kada.
dan Ghazzawi.
, 2011.
Robust PID Controller Design for an UAV Flight Control System.
Proceedings of the World Congress on Engineering and Computer Science Vol
WCECS,
ISBN: 978-988-19251-7-6.
Mark Drela.
AVL.
URL http://web.
drela/Public/web/avl/.
UCAPAN TERIMA KASIH