## Perancangan Kontroler PID  dan Sliding Mode Control
untuk Kestabilan Hover pada UAV Trirotor
Rudy Kurniawan
JurusanTeknik Elektro Fakultas Teknik Universitas Bangka Belitung rudy14k@gmail.com

## Abstract
Previous  research  has  been  done  to  overcome  the  problems  that  occur  in  UAV  Trirotor,  one  of  which  is  the problem of the control stability . Stability control problems in the presence UAV  Trirotor yaw moment caused by torque reaction and the unpaired angle is not accurate in maintaining the stability of the system at the time of the UAV  Trirotor  hover  movement  .  This  paper  presents  a  model  of  control  that  can  maintain  the  stability  of  the system  as  well  as  get  an  accurate  tilt  angle  to  solve  the  UAV  Trirotor  yaw  moment  during  a  hover  movement  ( hovering) . Control method used is the method of control Proportional Integral Derivative ( PID ) and the Sliding Mode Control ( SMC ). Simulation results show that the PID controller can maintain the stability of the roll angle ,  pitch  angle  ,  yaw  angle  ,  and  is  able  to  suppress  the  errors  that  arise  when  there  is  uncertainty  in  the measurement parameters and the response of the system is able to achieve a given reference . From the results of this control tilt angle values obtained on one of the rotor . Then , PID controller and SMC are also able to cope with disturbances and maintain the position of a given height and maintain the robustness of the system .
Keywords : PID Controller , Sliding Mode Control , UAV Trirotor , Hover

## Intisari
Sebelumnya telah banyak dilakukan penelitian untuk mengatasi permasalahan yang terjadi pada UAV Trirotor, salah satunya  adalah  permasalahan  kontrol  kestabilannya.  Permasalahan  kontrol  kestabilan  pada  UAV  Trirotor  adanya momen yaw yang  disebabkan  oleh  reaksi  torsi  yang  tidak  berpasangan  serta  sudut  kemiringan  yang  tidak  akurat dalam menjaga kestabilan sistem pada UAV Trirotor saat melakukan gerakan hover . Makalah ini menyajikan sebuah model  pengendalian  yang  dapat  menjaga  kestabilan  sistem  serta  mendapatkan  sudut  kemiringan  yang  akurat  untuk mengatasi  momen yaw pada  UAV  Trirotor  saat  melakukan  gerakan hover (melayang).  Metode  pengendalian  yang digunakan  adalah  dengan  metode  pengendalian Proportional  Integral  Derivative (PID)  dan Sliding  Mode  Control (SMC).  Hasil  simulasi  menunjukkan  bahwa  kontroler  PID  dapat  menjaga  kestabilan  sudut roll ,  sudut pitch ,  sudut yaw , serta mampu menekan error yang timbul ketika terjadi ketidakpastian dalam pengukuran parameter dan respon sistem mampu mencapai referensi yang diberikan. Dari hasil pengendalian ini juga didapatkan nilai sudut kemiringan pada  salah  satu  rotor.  Kemudian,  kontroler  PID  dan  SMC  juga  mampu  mengatasi  gangguan  yang  diberikan  dan mempertahankan posisi ketinggian serta menjaga kekokohan pada sistem.
Kata kunci: Kontroler PID, Sliding Mode Control , UAV Trirotor, Hover
1 . Pendahuluan Salah  satu  jenis Unmanned  Aerial
Vehicle (UAV) atau pesawat tanpa awak adalah UAV Trirotor yang yang memiliki sumbu rotor membentuk membentuk  segitiga  dan  tiga  buah  rotor disetiap  sumbunya  dan  sebuah  motor servo  yang  terpasang  pada  salah  satu sumbu  rotor.  Keuntungan  dari  UAV Trirotor  adalah  berkurangnya  jumlah rotor  yang  digunakan  yaitu  tiga  buah rotor  sehingga  dapat  menghemat  dalam konsumsi daya dan beban muatan. UAV Trirotor  memiliki  permasalahan  pada momen yaw yang disebabkan oleh reaksi torsi  yang  tidak  berpasangan  dimana reaksi  torsi  yang  dihasilkan  oleh  salah
satu  rotor  yang  berlawanan  arah  (S. Salazar,  2005).  Untuk  membatalkan momen yaw ,  rotor  ekor  dimiringkan dengan  sudut  yang  cocok  menggunakan motor  servo.  Kecepatan  gerak  yang dihasilkan  dari  kemiringan  rotor  juga bisa  menjadi  kegagalan  dari  sistem  ini karena  memerlukan  nilai  yang  sangat akurat  untuk  kemiringan  sudut  dalam menjaga stabilisasi sistem.
Dalam  pemanfaatannya,  salah  satu kemampuan UAV Trirotor adalah melakukan gerakan hover untuk
berbagai  tujuan.  Kestabilan  gerakan hover pada  UAV  Trirotor  sangatlah penting dan harus dimiliki agar pemanfaatannya  dapat  lebih  optimal.
Untuk  menjaga  kestabilan  gerakan  ini, diperlukan  metode  pengendalian  yang tepat dan akurat.
Salah  satu  metode  pengendalian  yang dapat diaplikasikan pada plant ini adalah metode SMC yang merupakan salah satu teknik  kontrol  yang  dapat  digunakan pada plant yang  diskontinyu  atau  non- linier.  Dengan  metode  ini,  trayektori keadaan  dikendalikan  agar  mengikuti trayektori acuan yang ditetapkan (Bandyopadhyay, 2009; Melbous, 2010). SMC  juga  merupakan salah satu metodologi  pengaturan  yang  mampu mengatasi  perubahan  yang  mengganggu pada sistem, tanpa menyebabkan gangguan  pada  performa  sistem  itu sendiri. Dari  uraian  di  atas,  maka  diperlukan suatu  rancangan  kontroler  yang  stabil dan akurat untuk mengatasi permasalahan  pada plant non-linier khususnya UAV Trirotor saat melakukan gerakan hover dan  menjaga  kestabilan sudut serta posisi ketinggian menggunakan metode  kontrol PID yang digunakan  untuk  menjaga  kestabilan sudut roll , pitch , dan yaw saat mencapai titik  ketinggian  yang  diinginkan  dan metode pengendalian SMC yang digunakan untuk mempertahankan posisi ketinggian  saat  diberi  gangguan  pada sistem.

## 2. Perancangan Sistem
2.1 Model Matematika Plant
Sebelum  pemodelan,  sistem  koordinat harus  didefinisikan  sedemikian  rupa sehingga sinyal keluaran dapat
dinyatakan.  Koordinat  umum  yang menggambarkan  posisi  pesawat  rotor dan orientasinya ditunjukkan pada Persamaan (1).

  z y x q T 
(1)
dimana  (x,  y,  z)  menunjukkan  posisi pusat  massa  relatif  dari  UAV  Trirotor terhadap  kerangka  inersia I dan  ,  , serta  merupakan tiga sudut Euler roll , pitch dan yaw yang  mewakili  orientasi dari  rotor  pesawat.  Pemodelan  UAV
Trirotor dapat dilakukan dengan menggunakan pendekatan Euler- Lagrange.  UAV  Trirotor  memiliki  6
Degree  of  Freedom (6  DOF).  Untuk mendeskripsikan  gerakan  dari  6  DOF pada  UAV  Trirotor,  digunakan  dua frame ,  yaitu earth  inertial  reference ( E- frame )  dan body  fixed  reference ( B- frame )(S.Salazar,  2005).  Berikut  ini adalah  UAV  Trirotor  dengan  Referensi B-frame telihat pada Gambar 1.
Gambar 1. UAV Trirotor dengan

## Reference B-frame
Gambar 1 menjelaskan bahwa jarak 1 l , 2 l , 3 l , 4 l didefinisikan  dimana  panjang 3 l dan 4 l atau  jarak  dari  CG  (pusat gravitasi) ke rotor masing-masing adalah sama.  Dua  rotor  depan  (rotor  1  dan  2) memutar  dalam  arah  yang  berbeda, kemudian rotor miring (rotor 3) berputar ke arah  yang sama dengan rotor 2. Oleh karena  itu,  tanpa  memiringkan  rotor  3, seluruh  sistem  cenderung  memiliki momen yaw yang berlawanan arah jarum jam,  dan  diperlukan  motor  servo  pada sumbu  rotor  3  untuk  tujuan  kemiringan. Dengan  kemiringan  rotor  3  seperti  yang ditunjukkan  pada  Gambar  1,  maka menciptakan momen yang dapat membatalkan momen yaw pada sistem.
Selanjutnya, model persamaan aerodinamika  UAV  Trirotor  (Yoon, 2013)  dalam  hal  gaya  ( force )  dan momen ( moment ) seperti yang ditunjukkan pada Persamaan (2), (3), (4),
(5), (6), dan (7).
Force equation :
 sin ) ( mg wq vr u m F x      (2)   cos sin ) ( mg pw ru v m F y      (3)   cos cos ) ( mg qr pv w m F z      (4)
Moment equation :
qr I I pq I r I p I L yy zz xz xz xx ) (       
(5) ) ( ) ( 2 2 r p I pr I I q I M xz zz xx yy       (6) qr I pq I I p I r I N xz xx yy xz zz      ) (   (7)
dimana x F , y F , z F adalah  jumlah  gaya eksternal  pada  tiap-tiap  sumbu. L , M , N adalah  jumlah  momen  yang  ada  pada tiap-tiap  sumbu  dan p , q , r adalah kecepatan sudut pada tiap-tiap sumbu. u , v , w adalah  percepatan  pada  tiap-tiap sumbu  dan  ,  ,  adalah  sudut roll , pitch dan yaw .  Kemudian xx I , yy I , zz I adalah  momen  inersia  pada  tiap-tiap sumbu  masing-masing  kerangka  tubuh sedangkan xz I adalah gabungan inersia.
Berikutnya, momen yang dihasilkan oleh kecepatan  sudut  dari  3  rotor  dan  sudut kemiringan pada rotor 3
direpresentasikan  pada  Persamaan  (8) dan (9) sebagai berikut :
            
  cos sin 0 3 2 1 1 f f f f F  (8)
                             sin cos 3 3 3 3 2 1 4 3 3 2 1 2 2 1 1 f l l l f l f f l f f l M  (9)
dimana F  adalah  gaya thrust pada  tiap- tiap  sumbu  rotor, M  adalah  momen sudut-sudut pada setiap sumbu rotor. 1 f , 2 f , 3 f adalah  gaya pada rotor. 1  , 2  , 3  adalah torsi pada rotor. kemudian 1  , 2  , 3  adalah RPM pada tiap-tiap rotor dan
 adalah sudut kemiringan. 1 l , 2 l , 3 l , dan 4 l adalah  momen  panjang  lengan  dari titik pusat gravitasi.
Selanjutnya, model dinamis UAV Trirotor  didapatkan  dengan  model state space seperti pada Persamaan (10), (11), dan (12).
) , ( u x f x   (10)
dimana  variabel state dan  masukan kontrol digambarkan sebagai berikut :   T Z Z Y Y X X x              (11)   T u  3 2 1     (12)
Terdapat  12  buah  keluaran  dalam perancangan  simulasi  UAV  Trirotor yang  nantinya  menentukan  pergerakan dari UAV Trirotor. Untuk mempermudah perhitungan, model UAV Trirotor  dapat  disusun  dalam  bentuk state  space seperti  yang  ditunjukkan pada Persamaan (13) .
    ) , ( ) ( U X g X f X ; ] ... [ 12 1 x X X  (13) ] [             Z Z Y Y X X X 
(14)
Selanjutnya, dari persamaan model UAV Trirotor  dan  Persamaaan  (14)  diperoleh representasi state seperti yang
ditunjukkan pada Persamaan (15).
 
                                                                       N I L I qr I I I I I pq I I I I I I I x x x I M r p I pr I I x x x N I L I qr I I I I pq I I I I I I I I x x x m F g qr pv x x x m F g pw ru x x x m F g wq vr x x x xx xz xz xx zz yy xz yy xx xx xz xz zz xx yy zz xx zz xz zz xz zz yy zz yy xx xz xz zz xz zz xx z y x ) ) ( ( ) ( 1 ) ( ) ( ) ) ( ( ) ( 1 cos cos cos sin sin 2 2 1 2 1 2 1 1 2 2 1 0 1 0 9 2 2 8 8 7 6 6 5 4 4 3 2 2 1               
(15)

## 2.2 Desain Kontroler
2.2.1 Kontroler PID Pengaturan  untuk  pengendalian  sudut roll , pitch , dan yaw yang akan dirancang dengan kontroler PID merupakan pengaturan dengan masukan nol, dengan harapan  UAV  Trirotor  dapat  melakukan gerakan hover dengan  stabil  dan  tidak berpindah posisi. Penentuan nilai p K , i K , dan d K dilakukan  secara  manual tuning agar  didapatkan  respon  sinyal  yang stabil.
2.2.2 Kontroler SMC
Pada  penelitian  ini,  perancangan  sistem dengan metode kontroler SMC
digunakan  untuk  pengendalian  posisi ketinggian. Ketinggian pada UAV Trirotor  berhubungan  dengan  sumbu z . State 5 x  dan 6 x  yang  merepresentasikan persamaan untuk ketinggian UAV
Trirotor  dari  bumi,  diperoleh  dari Persamaan (15). Dari Persamaan (15) didapatkan persamaan state untuk  ketinggian  UAV Trirotor seperti Persamaan (16).
          m F g qr pv x x x z   cos cos 6 6 5  
(16)
Persamaan  (16)  dapat  dibuat  dalam bentuk state space sebagai berikut :
                                m F g qr pv x x x x z   cos cos 0 0 0 1 0 6 5 6 5   (17)
maka  persamaan state pada  Persamaan (17)  dapat  dituliskan  seperti  Persamaan (18).
U x g x f z ) ( ) (    (18)
Selanjutnya adalah mendisain permukaan  luncur  dimana sliding  mode
akan  terjadi.  Respon  sistem  yang diinginkan  adalah  orde  satu.  Persamaan (19) merupakan persamaan untuk respon sistem orde satu.
e dt d s n 1           (19)
jika  dipilih  n=2,  maka  permukaan luncurnya:
e dt de s    e e s     (20)
Dari  Persamaan  (20)  didapatkan  nilai kesalahan z z e d   , kemudian diturunkan menjadi z z e d  
   dan z z e d         .  Setelah permukaan luncur didapatkan,
selanjutnya dilakukan perancangan sinyal  kontrol  ekivalen  dan  natural.  Jika
0  s  ,  maka  selanjutnya  didapatkan Persamaan (21).
0 ) (        z z z z e e s d d            
(21)
jika  diketahui w z   dan w z     maka  dari Persamaan  (21)  didapatkan  Persamaan (22).
0 ) (     w z w z d d      (22)
jika  diketahui
m F g qr pv w z        cos cos 
,
maka didapatkan persamaan untuk sinyal kontrol  ekivalen eq z F atau eq u seperti yang ditunjukkan pada Persamaan (23).
) cos cos ( w g qr pv z z m u d d eq z              (23)
Selanjutnya, adalah menentukan perancangan  sinyal  kontrol  natural dengan menggunakan kestabilan Lyapunov dengan mensubstitusikan
nat z eq z z u u u
  sehingga didapatkan persamaan kontrol natural. Agar
trayektori  tetap  berada  pada  permukaan luncur, maka syarat kestabilan Lyapunov harus  terpenuhi  seperti  terlihat  pada Persamaan (24) dan (25).
s x V  ) (
(24) 0 ) (   s s x V  
(25)
Dari kondisi ini, maka dapat ditentukan bahwa : ) ( s sign s     (26)
Kemudian, dari Persamaan (26)
didapatkan  sinyal  kontrol  natural nat z F atau n u seperti  yang  ditunjukkan  pada Persamaan (27).
) ( s sign u nat z    (27)
jika diketahui z z z z e e s d d           maka persamaan sinyal kontrol naturalnya seperti yang ditunjukkan pada
Persamaan (28) berikut :
) ( z z z z sign u d d nat z         (28)
Selanjutnya  didapatkan  sinyal  kontrol total  ( z u )  seperti  yang  ditunjukkan  pada Persamaan (29).
nat z eq z z u u u   (29)
2.2.3  Kombinasi  Kontrol  PID  dengan SMC Selanjutnya adalah melakukan kombinasi  antara  dua  buah  kontroler secara  bersamaan  terhadap plant UAV
Trirotor  sehingga  kestabilan  posisi  dan kestabilan  sudut  saat  melakukan  gerak
hover dapat  terjaga  dengan  baik  dan segala macam bentuk perubahan- perubahan  parameter  serta  gangguan pada sistem dapat teratasi. Diagram blok untuk  perancangan  kontroler  UAV Trirotor ditunjukkan pada Gambar 2.
PLANT (TRICOPTER) PID (Kendali Sudut Pitch) PID (Kendali Sudut Roll) PID (Kendali Sudut Yaw) Rotor 1 Rotor 2 Rotor 3 Servo SMC (Kendali Ketinggian) + + + + + + + + - - X Y Z Roll Pitch Yaw - - - + Sudut Roll yang diinginkan ( ɸ=0) Sudut Pitch yang diinginkan ( θ=0) Sudut Yaw yang diinginkan ( ψ=0) Ketinggian yang diinginkan

## Gambar 2. Diagram Blok Perancangan Kontroler UAV Trirotor
2.3 Identifikasi Plant
Saat merancang suatu kontroler
dibutuhkan suatu identifikasi plant untuk mendapatkan  nilai-nilai  dari  parameter- parameter  yang  ada  pada  pesawat  UAV Trirotor.  Berikut  ini  Tabel  1  merupakan tabel  dari parameter-parameter fisik  dari UAV Trirotor.
Tabel 1: Parameter Fisik UAV Trirotor Para meter Nilai (satuan) Para meter Nilai (satuan)
xx I 3 7211 . 5  e
(kgm²) 2 l 0.129 (meter) yy I 3 3933 . 7  e
(kgm²) 3 l 0.23 (meter) zz I 3 2545 . 1  e (kgm²)
4 l 0.23 (meter) xz I 3 514 . 3  e
(kgm²) b 4 3678 . 1  e
(Ns²)
m 1 (kg) d 5 4323 . 2  e (Ns²)
1 l 0.19 (m)

## 3. Hasil dan Analisa
Pada  makalah  ini,  pengujian  sistem hanya  dilakukan  dengan  cara  simulasi dan analisis data untuk menguji kemampuan  kinerja  dari  sistem  yang telah  dibangun.  Pengujian  dibagi  dalam beberapa  tahap  yaitu  pengujian plant dengan  kontroler  PID,  pengujian plant dengan  kontroler  SMC,  dan  pengujian plant saat diberi gangguan.

## 3.1 Pengujian dengan Kontroler PID
Berikut  ini  pengujian  dilakukan  dengan memberikan kontroler PID untuk kontrol kestabilan  sudut roll , pitch ,  dan yaw .
Hasil  respon  keluaran  sudut roll , pitch , dan yaw dengan  memasukkan  nilai p K ,
i K , dan d K yang telah diperoleh dan juga respon  dari  pengendalian  sudut yaw untuk  mendapatkan  nilai  sudut  servo yang  akan  digunakan  sebagai  sudut kemiringan  pada  motor  servo.  Hasil manual tuning PID  terlihat  pada  Tabel 2. Respon didapatkan dari hasil pengujian plant tanpa  diberi  gangguan pada sistem terlihat pada Gambar 4.
Tabel 2: Nilai Parameter dari Hasil
Manual Tuning Kontrol Sudut p K i K d K
Roll -300 -300 -50 Pitch -300 -200 -50 Yaw -100 -200 -5
Gambar 4.  Respon Sudut Roll (  ), Pitch (  ), dan Yaw (  ) dengan Kontroler PID
Seperti  yang  terlihat  pada  Gambar  4, hasil  respon  kontroler  PID  untuk pengendalian sudut roll terjadi overshoot
sebesar 4 10 7 , 1  rad  dengan rise  time 0,4 detik,  untuk  pengendalian  sudut pitch terjadi overshoot sebesar 075 , 0 rad
dengan rise time 0,8 detik dengan sedikit osilasi tetapi sistem tetap stabil, selanjutnya  untuk  pengendalian  sudut yaw terjadi overshoot sebesar 4
10 15   rad dengan rise time 0,44 detik. Berdasarkan hasil  simulasi,  respon  sistem  mampu mencapai  referensi  ( set-point )  yang diberikan.
Selanjutnya,  hasil  respon  keluaran dari sudut servo untuk mendapatkan nilai sudut  servo  seperti  yang  ditunjukkan pada Gambar 5.

## Gambar 5. Respon Sudut Servo
Gambar  5  menunjukan  bahwa  nilai sudut servo pada saat pengendalian sudut yaw sebagai  sudut  kemiringan  pada
motor  servo  adalah  0,1788  rad  atau 10,24°. Respon sistem mampu mencapai referensi ( set-point ) yang diberikan serta mampu  membatalkan  momen yaw yang terjadi pada sistem. 3.4 Pengujian dengan Kontroler SMC Pengujian dilakukan dengan cara memasukkan beberapa nilai pada kondisi awal  dan  kemudian  didapatkan  nilai  dan  yang  berbeda.  Berdasarkan  hasil pengujian  didapatkan  nilai  dan 
seperti yang ditunjukkan pada Tabel 3.
Tabel 3: Hasil Pengujian dengan
Beberapa Kondisi Awal yang Diberikan Keting gian (zr)   ss zo Sinyal Kontr ol
(Fz) 1 meter 0.5 11.2 9 1.00 2 1.473 0.3 3 11.2 635 0.99 94 1.445 0.2 5 11.2 44 1.00 1 1.435 0.2 11.2 4 1.00 2 -21.03
3 meter
0.5 11.2 9 2.99 9 1.433 0.3 3 11.2 644 3.00 1 1.469 0.2 5 11.2 437 3.00 1 1.452 0.2 11.2 4 3.00 2 -20.04 Untuk respon keluaran pada pengendalian  ketinggian  dengan  kondisi awal zr=1 (ketinggian=1 meter) dan zr=3 (ketinggian=3  meter),  serta  nilai  dan  berdasarkan  hasil  pengujian  pada
Tabel 3 ditunjukkan pada Gambar 6 dan
7.
Gambar 6. Respon Ketinggian zr=1 dengan SMC
Gambar 7. Respon Ketinggian zr=3 dengan SMC
Pada hasil pengujian dapat dilihat bahwa nilai  dan  mempengaruhi  waktu respon  untuk    mencapai steady  state . Dapat dilihat bahwa kondisi awal (zr=1) dengan  nilai  dan  nilai  mempunyai konstanta  waktu  pada  masing-masing respon    adalah  1,19  detik,  1,68  detik, 2,38  detik,  dan  2,86  detik,  memiliki error sekitar  0,2%  dan  untuk  kondisi awal  (zr=3)  dengan  nilai  dan  nilai  mempunyai konstanta waktu pada masing-masing  respon    adalah  1,29 detik,  1,79  detik,  2,56  detik,  dan  2,86 detik,  memiliki error sekitar  0,03%.
Dengan  ini  dapat  dikatakan  bahwa  nilai
 akan  mempengaruhi  konstanta  waktu pada respon sistem, karena respon sistem akan  memiliki  konstanta  waktu  yang mendekati nilai  yang dipilih, didukung  dengan  adanya  konstanta  sebagai parameter yang berfungsi menambah  kekokohan  sistem,  jika  nilai
 semakin  besar,  maka  respon  sistem akan  semakin  kokoh  dan  cepat  untuk mencapai  kondisi sliding  mode ,  namun pemilihan  konstanta  yang  besar  akan
mengakibatkan chattering semakin besar dan  juga  mengakibatkan  adanya error steady state yang kecil. 3.5 Pengujian dengan Memberi Gangguan pada UAV Trirotor Pengujian  kali  ini  adalah  menguji kekokohan  sistem  pada plant terhadap gangguan.  Pengujian  dilakukan  dengan cara memberi  gangguan pada ketinggian z  saat  melakukan  gerak hover dengan harapan  sistem  dapat  mempertahankan posisi  ketinggian  dan  sudut  pada plant agar  tetap  stabil  dan  kokoh  dengan memberikan  gangguan  pada  sinyal kontrol z u berupa  sinyal  gaussian.
Pengujian  ini  dilakukan  dalam  beberapa tahap pengujian pada tingkat 25%, 50%, 75%,  100%  dari  sinyal  kontrol  untuk menentukan  nilai  modulasi  dari  sinyal gaussian.
Respon  keluaran  dari  hasil  pengujian terlihat pada Gambar 8, 9, 10, dan 11.
Gambar  7.  Respon  Ketinggian  dengan Persentase Gangguan sebesar 25%
Gambar  8.  Respon  Ketinggian  dengan Persentase Gangguan sebesar 50%
Gambar  9.  Respon  Ketinggian  dengan Persentase Gangguan sebesar 75%
Gambar  10.  Respon  Ketinggian  dengan Persentase Gangguan sebesar 100%
Respon  dari  hasil  pengujian  pada tingkat  25%,  50%,  75%,  dan  100% menunjukkan  nilai  perubahan  pada pengujian  dengan  tingkat  25%,  50%, 75%,  dan  100%    adalah  0,008,  0,014, 0,023,  dan    0,021  dimana  syarat  untuk sistem  bisa  dikatakan  sangat  kokoh adalah  jika  nilai  perubahannya  <0,1. Dari  nilai  perubahan  yang  didapat  pada pengujian dengan memberikan gangguan pada sinyal kontrol bisa dikatakan bahwa sistem kontrolnya cukup kokoh.

## 4. Kesimpulan
Berdasarkan  hasil  pengujian  dan  analisa yang  dilakukan  dari  penelitian  ini  maka dapat  disimpulkan  bahwa  kontroler  PID dan  SMC  dapat  digunakan  untuk menjaga  kestabilan  sudut  dan  mencapai posisi  ketinggian  yang  diinginkan  dan metode  PID  dan  SMC  dapat  mengatasi gangguan  yang  diberikan  dan  menjaga keseimbangan  pada  saat  UAV  Trirotor melakukan gerakan hover . Waktu respon untuk  mencapai  kondisi steady  state sangat  dipengaruhi  oleh  besaran  nilai  dan  .  Respon  dari  sudut  kemiringan untuk  motor  servo  yang  didapatkan  dari
hasil  pengendalian  sudut yaw adalah 0,1788 rad atau sebesar 10,24°.

## 5. Pustaka
[1]  Ǻström,  K.  J.  ,  Hägglund,  T.  (1995)
PID  Controllers:  Theory,  Design, and Tuning, 2nd Edition . ISBN 978- 1-55617-516-9.
[2]Bandyopadhyay, B., Deepak, F., Kim, K.  S.  (2009). Sliding  Mode    Control
Using    Novel    Sliding    Surfaces .
Springer-Verlag, Berlin Heidelberg. [3] Cruz, S. S., Kendoul, F., Lozano, R., Fantoni, I. (2008). Real-Time Stabilization  of  a  Small  Three-Rotor Aircraft . IEEE Transactions of Aerospace  and  Electronic  Systems, vol.44, No.2.
[4]  Melbous,  A.,  Tami,  Y.,  Guessoum, A.,  Hadjsadok,  M.  (2010). UAV
Controller  Design  and  Analysis using Sliding Mode Control . Laboratory  of  Electric  System  and Remote Control, Electronic Department  University  Saad  Dahleb Blida, Algeria.
[5]  Ogata,  K.  (1997). Modern  Control Engineering ,  Prentice  Hall,  New Jersey.
[6]  Utkin,  V.  I.  (1977). Variable
Structure Systems with Sliding Modes . IEEE Transactions on
Automatic Control 22 (2), 212 222.
[7]  Vecchio,  C.  (2008). Sliding  Mode
Control  :  Theoretical  Developments and Applications to Uncertain Mechanical Systems . Universita Degli Studi Di Pavia.
[8] Yoon, S., Lee, S. J., Lee, B., Kim, C. J.,  Lee,  Y.  J.,  Sung,  S.,  (2013). Design  and  Flight  Test  of  a  Small Tri-Rotor  Unmanned  Vehicle  with  a
LQR Based Onboard Attitude Control System . International Journal of Innovative Computing, Information  and  Control,  vol.9, No.6.