Jurnal Teknik dan Sistem Komputer (JTIKOM) Volume 4 No. 1, 2023
E-ISSN: 2723-6382 P-ISSN: 2986-1829

## PENGENDALIAN GERAK LONGITUDINAL PESAWAT FIXED WING FT-EXPLORER
Enrico Hadi Pranata 1 , Try Susanto 2 , Rikendry 3 , Ajeng Savitri Puspaningrum 4 1,2,3,4 Fakultas Teknik dan Ilmu Komputer, Universitas Teknokrat Indonesia JL.ZA. Pagar Alam No.9-11, Labuhan Ratu, Bandar Lampung, Indonesia 35312
1 enricohadi09@gmail.com

## Abstract
An Unmanned Aerial Vehicle (UAV) or often called unmanned aircraft is a vehicle that can fly  by  being  controlled  using  radio  waves  or  flying  independently  autonomously.  This aircraft  has  an  electro-mechanical-based  system  to  be  able  to  carry  out  programmed missions using aerodynamic laws. One of these aircraft is a fixed-wing type aircraft, which has a control plane in the form of ailerons to control roll angles, elevators to control pitch angles,  and  rudders  to  control  yaw  angles.  When  the  plane  is  on  a  flying  mission,  it encounters  many  disturbances  that  disrupt  the  stability  of  the  aircraft's  flight,  one  of which is weather such as strong winds which causes it to lose stability and experience spinning and thwart the flight mission. Therefore, it is necessary to have a control system so that the aircraft can overcome these disturbances. One of the control methods that can be  used  is  the  PID  control  method  which  utilizes  feedback  errors  to  reach  a  point  of stability as well as previous errors and predict future errors. The test results show that the PID  control  method  can  overcome  the  given  disturbance  properly  when  testing  was carried out by providing disturbances at the roll angle, the aircraft was able to overcome the disturbances and return to stable flight while maintaining longitudinal motion. The best response results were obtained with an overshoot of 6.9 o , a rise time of 0.45 seconds, a settling time of 1.2 seconds, and a steady state error of 0.45 o .
Keywords : UAV, PID, Longitudinal, FT-Explorer

## Abstrak
Unmanned Aerial Vehicle (UAV) atau sering disebut pesawat tak berawak adalah wahana yang dapat terbang dengan cara dikendalikan menggunakan gelombang radio ataupun terbang mandiri secara autonomus. Pesawat ini memiliki system yang berbasis elektro- mekanik  untuk  dapat  melakukan  misi-misi  secara  terprogram  menggunakan  hukum aerodinamika.  Salah  satu  pesawat  ini  adalah  pesawat  tipe  fixed  wing,  yang  memiliki bidang  kendali  berupa  aileron  untuk  mengendalikan  sudut  roll,  elevator  untuk mengendalikan sudut pitch, dan ruder untuk mengendalikan sudut yaw. Ketika pesawat menjalan  misi  terbang,  banyak  gangguan  yang  dihadapi  sehingga  mengganggu  ke stabilan  terbang  pesawat,  salah  satunya  yaitu  cuaca  seperti  angin  kencang  yang menyebabkan kehilangan kestabilan dan mengalami spinning dan menggagalkan misi terbang.  Oleh  karena  itu  perlu  adanya  sistem  kendali  agar  pesawat  dapat  mengatasi gangguan  tersebut.  Salah  satu  metode  kendali  yang  dapat  digunakan  adalah  metode kendali PID yang  memanfaatkan Feedback error  untuk mencapai titik ke stabilan dan juga  error  terdahulu  serta  memprediksi  error  yang  akan  datang.  Hasil  pengujian menunjukan  metode kendali PID mampu  mengatasi gangguan yang diberikan dengan baik ketika dilakukan pengujian dengan memberikan gangguan pada sudut roll, pesawat mampu  mengatasi  gangguan  dan  kembali  terbang  stabil  mempertahankan  gerak longitudinal. Hasil respon terbaik yang diperoleh dengan overshoot sebesar 6,9 o , rise time sebesar 0,45 sekon, settling time 1,2 sekon, dan steady state error sebesar 0,45 o .
Kata kunci : UAV, PID, Longitudinal, FT-Explorer
Jurnal Teknik dan Sistem Komputer (JTIKOM)
Volume 4 No. 1, 2023
E-ISSN: 2723-6382 P-ISSN: 2986-1829

## 1. PENDAHULUAN
Unmanned  Aerial  Vehicle  (UAV)  atau  sering  disebut  dengan  pesawat  tak  berawak adalah wahana yang dapat terbang secara mandiri dengan menggunakan gelombang radio ataupun  terbang  secara  autonomus  [1][2].  Pesawat  tak  berawak  memiliki  sistem  yang berbasis  elektro-makanik  yang  dapat  melakukan  misi-misi  secara  terprogram  dan menggunakan hukum aerodinamika [3][4]. Sistem pengendalian pesawat tak berawak di bagi menjadi dua yaitu manual dan auto pilot. Pengendalian manual pesawat tak berawak di  kendalian  oleh  pilot  atau  operator  menggunakan  komunikasi  jarak  jauh.  Sedangkan pengendalian auto pilot pesawat tak berawak akan di kendalikan oleh fligh controller yang ditanam pada pesawat, sehingga dapat bergerak sesuai misi yang di berikan [5][6].
Salah satu pesawat tak berawak adalah pesawat tipe fixed-wing yang memiliki bentuk seperti pesawat komersil. Pesawat tipe fixed-wing memiliki kendali terbang berupa aileron yang  berada  di  kedua  sayap  yang  menggendalikan  sudut  roll  (longitudinal),  elevator mengendalikan  sudut  pitch  (lateral)  dan  rudder  mengendalikan  sudut  yaw  (directional) yang  berada  di  buntut  pesawat.  Hat  tersebut  memungkinkan  pesawat  tipe  fixed-wing mampu terbang secara gliding dan memiliki daya jelajah yang bagus [7][8].
Dalam dunia penerbangan banyak sekali gangguan yang dihadapi oleh pesawat ketika terbang salah satunya adalah cuaca. Cuaca yang tidak dapat di prediksi seperti angin yang kencang  dan  mengakibatkan  pesawat  akan  kehilangan  kendali  yang  mengakibatkan pesawat  menjadi  berputar  (Spinning)  pada  sumbu  longitudinal  sehingga  dapat menyebabkan  kegagalan  misi  terbang  [9].  Hal  tersebut  membuat  pesawat  tak  berawak membutuhkan kendali yang bisa menjaga kesetabilan sikap agar tidak terjadi stall. Sikap longitudinal adalah salah satu factor untuk menjaga kesetabilan sikap pesawat, sudut roll sangat diperlukan untuk menjaga kesetabilan sikap longitudinal, pergerakkan pada sudut roll  di  sebut  dengan  gerak  berguling  (rolling).  Gerak  berguling  dimana  pesawat  akan menggerakkan  aileron  pada  kedua  sayap  (wing)  secara  berlawanan  arah  agar  tercapai kesetabilan pada sikap longitudinal [10].
Pesawat tak berawak perlu menggunakan sistem kendali untuk menjaga kestabilan sikap  terbangnya.  Beberapa  penelitian  telah  di  lakukan  berkaitan  dengan  sistem pengendalian terbang pesawat tak berawak, salah satunya penelitian yang dilakukan oleh [11],  dalam  penelitiannya  menerapkan  metode  PD  (Proporsional  Derivatif)  untuk kestabilan terbang pada pesawat tak berawak. Metode yang di terapkan berhasil menjaga kestabilan sikap terbang, namun nilai settling time masih terlalu besar dan mengakibatkan respon  sistem  menjadi  lambat,  sehingga  perlu  adanya  perbaikan  pada  metode  tersebut. Salah  satu  metode  yang  banyak  digunakan  adalah  metode  kendali  PID  (Proporsional Integral  Derivatif).  Menurut  penelitian  [12][13][14]  PID  adalah  metode  yang memanfaatkan Feedback error untuk mencapai titik stabil pada sistem, PID tidak hanya memanfaatkan  Feedback  eror  yang  sekarang  (Present)  tetapi  juga  terdahulu  (Past)  dan memprediksi yang akan datang (Future). Dimana Proporsional sebagai penguat sinyal error sehingga akan mempercepat respon system. Integral dapat mengurangi steady-state error dan juga mempercepat rise-time tetapi dengan rise-time yg cepat menimbulkan overshoot, Derivative akan memperlambat rise-time tetapi akan mengantisipasi terjadinya overshoot dan  mempercepat  respon  saat  terjadi  osilasi.  Dari  beberapa  keunggulan  kendali  PID tersebut,  pada  penelitian  ini  penulis  ingin  menerapkan  kendali  PID  untuk  menjaga kestabilan sikap longitudinal pada pesawat tak berawak fixed-wing model FT-Explorer.
Jurnal Teknik dan Sistem Komputer (JTIKOM)
Volume 4 No. 1, 2023
E-ISSN: 2723-6382 P-ISSN: 2986-1829

## 2. METODOLOGI PENELITIAN
Pada penelitian ini, objek yang digunakan yaitu pesawat FT-Explorer berjenis fixed wing  dengan  metode  kendali  yang  diterapkan  Poporsional  Integral  Derivarif  (PID). Penelitian ini secara sistematis dibagi menjadi beberapa tahapan yaitu perancangan sistem electtronis, perancangan mekanik dan perancangan perangkat lunak.

## 2.1. Perancangan Elektronis
Perancangan sistem elektronis adalah proses merancang hubungan antar komponen elektronik yang dibutuhkan system ke dalam bentuk blok diagram. Sistem elektronis terdiri dari beberapa bagian, yaitu perangkat catu daya, perangkat pemroses, dan juga perangkat input dan output. Hasil rancangan blok diagram sistem elektronis dapat dilihat pada gambar 1.

## Gambar 1. Blok Diagram Sistem
Perangkat  input  berupa  sensor  IMU  untuk  mendapatkan  besaran  sudut  dari pergerakan pesawat, nilai PWM dari Remote Control untuk menggerakkan servo dan juga motor brushless DC  secara  manual . Mikrokontroler  digunakan  sebagai  pemroses  utama yang  di  dalamnya  ditanamkan  program  kendali  PID  untuk  menjaga  kestabilan  terbang pesawat secara mandiri ketika pesawat bekerja secara autonomous . Motor servo bergerak berdasarkan  nilai  masukan  dari  sensor  IMU  yang  telah  di  kalkulasi  oleh  sistem  kendali. Modul telemetry digunakan untuk berkirim dan menerima data antara pesawat dan juga perangkat  yang  ada  didarat.  Hasil  dari  rancangan  blok  diagram  sistem,  selanjutnya  di implementasikan  ke  dalam  rangkaian  embedded  sistem  yang  terintegrasi  menjadi  satu kesatuan. Gambar rangkaian embedded sistem yang telah di buat dapat dilihat pada gambar 2.
Jurnal Teknik dan Sistem Komputer (JTIKOM)
Volume 4 No. 1, 2023
E-ISSN: 2723-6382 P-ISSN: 2986-1829

## Gambar 2. Rangkaian Sistem Embedded

## 2.2. Perancangan Mekanik
Perancangan mekanik adalah proses model pesawat tak berawak yang di lengkapi dengan  actuator  yang  diperlukan.  Pesawat  tak  berawak  yang  dirancang  adalah  pesawat bertipe fixed-wing berjenis  FT-Explorer.  Dimensi  peswat  tak  berawak  yang  digunakan memiliki wingspan atau bentang sayap selebar 1447 mm, root chord dan tip chord 220 mm, wing area 318.340 mm 2 dengan berat tanpa baterai 493g. Berdasarkan kalkulasi diperoleh wing  load  pesawat  adalah  0.0015487  g/mm 2 atau  1.5487  kg/m 2 dan wing  cube  loading (WCL) 2.745 kg/m 3 , Thrust up to 1200 gram. Berdasarkan spesfikasi tersebut maka tipikal pesawat tak berawak adalah model Slow Flyers dan Thermal Gliders untuk detail konfigurasi gerak pada pesawat tak berawak model ini bisa dilihat pada gambar 3.
Gambar 3. Konfigurasi Sistem Gerak Pesawat

## 2.3. Perancangan Perangkat Lunak
Perancangan  perangkat  lunak  adalah  proses  merancang  sistem  kendali  dan memprogramnya  ke  dalam  embedded  sistem  yang  telah  dibuat.  Sistem  kendali  yang diterapkan yaitu sistem kendali PID (Proporsional Integral Derivatif). Sistem kendali PID
Jurnal Teknik dan Sistem Komputer (JTIKOM)
Volume 4 No. 1, 2023
E-ISSN: 2723-6382 P-ISSN: 2986-1829
digunakan  untuk  menjaga  kestabilan  sikap  terbang  pesawat  pada  sikap  lateral dengan memanfaatkan error yang  didapat  dari  sensor  IMU  dengan  karakteristik  adanya  umpan balik ( feedback) dari sistem tersebut. Kontroler PID akan memberikan nilai output kepada motor servo  berdasarkan error yang telah  dikalkulasi ditambah  dengan base PWM yang telah ditentukan, persamaan kendali PID dapat dilihat pada persamaan 1
𝒖(𝒕) = 𝑲 𝒑 𝒆(𝒕) + 𝑲 𝒊 ∫ 𝒆(𝒕)𝒅(𝒕) 𝒕 𝟎 + 𝑲 𝒅 𝒅𝒆(𝒕) 𝒅𝒕 (1)
Sedangkan untuk blok diagram sistem kendali PID pada pesawat dapat dilihat pada gambar 4 berikut.

## Gambar 4. Diagram Blok Kontrol PID
Pada gambar 4 error diperoleh berdasarkan selisih antara nilai aktual dan setpoint yang telah ditentukan. Kemudian error tersebut akan dikalkulasi oleh kendali proportional, integral, dan juga derivative untuk kemudian mendapatkan nilai yang akan ditambahkan ke base  pwm yang  telah  ditentukan  dan  selanjutnya  diteruskan  ke  aktuator  (motor  servo). Ketika  motor  servo  mendapatkan  nilai  masukan,  pesawat  akan  bergerak  sesuai  dengan perintah yang diberikan oleh sistem kendali.

## 3. HASIL DAN PEMBAHASAN
Pada bagian ini diberikan hasil penelitian yang dilakukan sekaligus dibahas secara komprehensip. Hasil bisa berupa gambar, grafik, tabel dan lain-lain yang mempermudah pembaca paham dan diacu di naskah. Jika bahasan terlalu  panjang dapat dibuat sub-sub judul, seperti contoh berikut.

## 3.1. Implementasi Sistem
Implementasi  sistem  adalah  proses  pembuatan  semua  hasil  rancangan  dan menggabungkan semua sistem menjadi satu kesatuan yang saling terintegrasi. Pembuatan wahana pesawat tanpa awak fixed wing dan pembuatan embedded sistem flight control seperti yang sudah dirancang sebelumnya. Wahana dibuat dengan bahan polyfoam yang dibentuk  sesuai  skecth  model  wahana  dan  digabung  sehingga  sedemikian  rupa  menjadi wahana yang siap di uji terbang. Pesawat tak berawak yang berhasil dibuat pada penelitian terlihat seperti pada gambar 5.
Jurnal Teknik dan Sistem Komputer (JTIKOM)
Volume 4 No. 1, 2023
E-ISSN: 2723-6382 P-ISSN: 2986-1829

## Gambar 5 Pesawat Fixed Wing FT-Explorer
Tahapan  selanjutnya  adalah  proses  instalasi  sistem  yang  dibuat  kedalam  pesawat yang digunakan untuk proses pengujian. Seluruh perangkat Input dan Output yang akan disusun sedemikian rupa agar sistem terpasang dengan baik pada pesawat tak berawak. Sistem kendali kemudian akan diuji  berdasarkan skenario  pengujian yang sudah  dibuat, baik itu pengujian fungsionalitas hardware, pesawat tak berawak, dan juga sistem kendali yang telah dibuat. Untuk gambar pemasangan board dan perangkat I/O dapat dilihat pada gambar 6.

## Gambar 6 Integrasi Sistem Input dan Sistem Output

## 3.2. Pengujian Sistem
Proses pengujian sistem dilakukan setelah kode program upload ke board embedded sistem  yang  telah  dilengkapi  microkontroler  dan  sensor-sensor  yang  dibutuhkan  dan selanjutnya diimplementasikan ke pesawat tak berawak. Setelah semua system terpasang, maka dilakukan fungsionalitas untuk memastikan apakah  sistem sudah  berfungsi sesuai dengan  yang  diharapkan.  Pengujian  ini  dilakukan  untuk  memastikan  apakah  komponen yang digunakan berjalan dengan baik, dan meminimalisir kesalahan yang akan terjadi.
Pengujian performa sistem kendali dilakukan dengan cara menerbangkan langsung pesawat, selanjutnya memberikan skenario gangguan yang sudah dirancang untuk melihat respon dari pesawat apakah sistem kendali yang sudah berhasil dibuat dapat menjalankan fungsinya  dengan  baik.  Pengujian  ini  dilakukan  untuk  mengetahui  nilai settling  time ,
Jurnal Teknik dan Sistem Komputer (JTIKOM)
Volume 4 No. 1, 2023
E-ISSN: 2723-6382 P-ISSN: 2986-1829
overshoot, rest time dan juga simpangan error sudut dari pesawat tak berawak. Skenario gangguan  diberikan  ketika  pesawat  tak  berawak  dirasa  sudah  cukup  stabil  setelah dilakukan proses tuning .
Hasil pengujian kemudian akan dibandingkan dengan spesifikasi kebutuhan sistem yang  telah  dibuat.  Spesifikasi  kebutuhan  sistem  [15]  dalam  penelitian  ini  agar  memiliki kinerja yang baik dan optimal adalah sebagai berikut:
1. Maximum overshoot untuk sistem kendali ± 10 o
2. Rise  time (waktu  naik)  yang  dihasilkan  untuk  kestabilan  terbang  pesawat  tak  ber awak lebih cepat atau sama dengan 2,5 detik.
3. Settling time atau waktu yang dibutuhkan sistem untuk mencapai titik stabilnya harus lebih cepat atau sama dengan 4 detik.
4. Steady-state eror pesawat tak berawak agar dapat menjaga kestabilan memiliki nilai toleransi sebesar ± 4,5 o .
Skenario pengujian dilakukan dengan cara menerbangkan pesawat secara langsung, selanjutnya dilakukan tuning nilai konstanta Proporsional (kp), kontanta Integral (ki), dan Kontanta  Derivatif  (kd)  agar  diperoleh  respon  sistem  yang  baik.  Hasil  tuning  diperoleh ketiga nilai konstanta tersebut adalah kp = 1.30, ki = 0.01, dan kd = 0.01. Setelah diperoleh nilai  konstanta  yang  memberikan  respon  pesawat  yang  baik,  selanjutnya  diberikan gangguan  secara  langsung  pada  pesawat  menggunakan  remote  kontrol.  Besarnya gangguang  yang  diberikan  berkisar  20º-25º.  Hasil  pengujian  pesawat  ditampilkan  pada tabel 1 dimana pengujian pertama memberikan hasil terbaik.

## Tabel  1 Pengujian Respon Pesawat
Respon Sistem Pengujian 1* Pengujian 2 Pengujian 3 Spesfikasi Minimum sistem Overshoot 6,9 o 8,51 o 7,70 o <= 10 o Rise Time 0,45s 0,6 s 0,5 s <= 2,5s Setling Time 1,2 s 1,6 s 1,4 s <= 4s Steady State Error 0,45 o -1,56 o -1,13 o <= 4,5 o
*Hasil terbaik

## 3.3. Analisa Hasil
Berdasarkan hasil dari beberapa kali pengujian kendali PID secara langsung, nilai dari setiap  pengujian  sudah  menunjukkan  repon  yang  cukup  baik  untuk  menyatakan  bahwa pesawat  tak  berawak  dapat  terbang  stabil  dan  dapat  menuju  setpoint  yang  telah  di tentukan. Grafik analisa hasil untuk respon terbaik dari pesawat pada pengendalian gerak longitudinal ditampilkan pada gambar 7.
Jurnal Teknik dan Sistem Komputer (JTIKOM)
Volume 4 No. 1, 2023
E-ISSN: 2723-6382 P-ISSN: 2986-1829

## Gambar 7. Grafik Analisa Gerak Longitudinal
Respon  sistem  dikatakan  baik  apabila  nilai  rise  time,  settling  time,  overshoot  dan steady  state  eror  telah  memenuhi  spesifikasi  minimum  yang  sudah  ditentukan. Berdasarkan  tabel  hasil  pengujian  setelah  dilakukan  beberapa  kali  pengujian,  secara keseluruhan  sistem  memberikan  repon  yang  baik  dan  memenuhi  kebutuhan  spesifikasi yang  telah  ditentukan      dengan  hasil  terbaik  diperoleh  pada  percobaan  pertama.  Pada gambar  grafik  analisa,  terlihat  sistem  mengalami  overshoot  sesaat  setelah  diberikan gangguan.  Overshoot  terjadi  dalam  rangka  system  memberikan  respon  untuk mempertahankan posisi dari setpoint. Overshoot yang terjadi sebesar 6,9 o dengan waktu naik  (rise  time)  sebesar  0,45  sekon,  dan  masih  dibawah  batasan  yang  ditentukan,  yaitu sebesar 10o untuk overshoot dan 2,5 sekon untuk rise time. Sistem juga dapat dengan cepat stabil menuju setpoint settling time) dalam waktu 1,2 sekon. Pada grafik terlihat system berosilasi setelah mencapai setpoint, keadaan tersebut akan terus dialami system dalam rangka system mempertahankan kestabilan terbangnya dan keadaan tersebut disebut juga dengan steady state error. Besar steady state error yang dialami oleh system juga masih dibatasan spesikasi yang telah ditentukan, yaitu sebesar 0,45 o .

## 4. KESIMPULAN DAN SARAN
Berdasarkan  hasil  pengujian  yang  dilakukan  secara  langsung,  maka  dapat  ditarik kesimpulan  bahwa  metode  kendali  PID  ( Proporsional  Integral  Derivatif )  telah  berhasil diterapkan  pada  pesawat  fixed  wing  model  FT-Explorer.  Metode  kendali  PID  yang diterapkan  mampu  membuat  membuat  pesawat  tak  berawak  mempertahankan  gerak longitudinal. Terbukti ketika diberikan gangguan secara langsung pada sudut roll, pesawat mampu kembali ke setpoint dan terbang stabil mempertahankan gerak longitudinal. Hasil respon terbaik yang diperoleh pada percobaan pertama dengan overshoot sebesar 6,9 o , rise time  sebesar  0,45  sekon,  settling  time  1,2  sekon,  dan  steady  state  error  sebesar  0,45 o . Adapun saran untuk penelitian selanjutnya, perlu ditambahkan pengendalian pada gerak lateral agar pesawat tak berawak dapat terbang dengan stabil pada gerak longitudinal dan gerak lateral.

## DAFTAR PUSTAKA
[1] Majid,  A.,  Sumiharto,  R.  and  Wibisono,  S.B.,  2015. Identifikasi  Model  Dari  Pesawat Udara Tanpa Awak Sayap Tetap Jenis Bixler . IJEIS, 5(1), pp.43-54.
Jurnal Teknik dan Sistem Komputer (JTIKOM)
Volume 4 No. 1, 2023
E-ISSN: 2723-6382 P-ISSN: 2986-1829
[2] Gouthami, E. and Rani, M.A., 2014. Modelling of Closed Loop PID Controller for an Auto- Pilot  Aircraft  Roll  Control .  In  International  Conference  on  recent  Advances  in Communication, VLSI and Embedded Systems.
[3] Shofiyanti,  R.,  2011. Teknologi  Pesawat  Tanpa  Awak  Untuk  Pemetaan  Dan Pemantauan Tanaman Dan Lahan Pertanian . Informatika Pertanian, 20(2), pp.58-64.
[4] Jayadi, A., Susanto, T. and Adhinata, F.D., 2021. Sistem Kendali Proporsional pada Robot Penghindar  Halangan  (Avoider)  Pioneer  P3-DX .  Majalah  Ilmiah  Teknologi  Elektro, 20(1), p.47.
[5] Irmawan,  E.  and  Prasetiyo,  E.E.,  2020. Kendali  Adaptif  Neuro  Fuzzy  PID  untuk Kestabilan Terbang Fixed Wing UAV . Jurnal  Nasional  Teknik Elektro  dan Teknologi Informasi, 9(1), pp.73-78.
[6] Poksawat,  P.,  Wang,  L.  and  Mohamed,  A.,  2017. Gain  Scheduled  Attitude  Control  Of Fixed-Wing  UAV  With  Automatic  Controller  Tuning. IEEE  Transactions  on  Control Systems Technology, 26(4), pp.1192-1203.
[7] Prakoso, T., Setiawan, B. and Safitri, H.K., 2020. Sistem Kestabilan Sudut Pitch Pada Uav (Unmanned  Aerial  Vehicle)  Glider .  Jurnal  Elkolind:  Jurnal  Elektronika  dan  Otomasi Industri, 3(2), pp.76-84.
[8] Widyantara, D.B., Sumiharto, R. and Wibowo, S.B., 2016. Purwarupa Sistem Kendali Kestabilan  Pesawat  Tanpa  Awak  Sayap  Tetap  Menggunakan  Robust  PID .  IJEIS (Indonesian Journal of Electronics and Instrumentation Systems), 6(2), pp.141-150.
[9] Crasta, A. and Khan, S.A., 2014. Effect of Angle of Incidence on Stability derivatives of a Wing. International  Journal  for  Research  in  Applied  Science  and  Engineering Technology (IJRASET), 2(5), pp. 411-422.
[10] Tuuk,  C.P.,  Poekoel,  V.C.  and  Litouw,  J.,  2018. Implementasi  Pengendali  PID  Untuk Kestabilan Posisi Terbang Wahana Tanpa Awak. Jurnal Teknik Elektro dan Komputer, 7(1), pp.53-62.
[11] Priambodo, A.S., Cahyadi, A.I. and Herdjunanto, S., 2017. Perancangan Sistem Kendali PD untuk Kestabilan Terbang Melayang UAV Quadcopter . The 9 th National Conference on Information Technology and Electrical Engineering, pp.117-121.
[12] Kurniawan, R., Winarno, T., and Nurcahyo, S., 2017 . Implementasi Kontrol PID pada Object Tracking Robot Menggunakan Sensor Kamera PIXY CMUCAM5 . Jurnal Elkolind, 4(2), pp. 10-15.
[13] Castillo-Zamora, J.J., Camarillo-Gomez, K.A., Perez-Soto, G.I. and Rodriguez-Resendiz, J.,  2018. Comparison  of  PD,  PID  and  Sliding-Mode  Position  Controllers  For  V – Tail Quadcopter Stability . IEEE Access, 6, pp.38086-38096.
[14] Apriaskar,  E.,  Fahmizal,  F.,  Salim,  N.A.  and  Prastiyanto,  D.,  2019. Performance Evaluation Of Balancing Bicopter Using P, PI, and PID Controller . Jurnal Teknik Elektro, 11(2), pp.44-49.
[15] López, J., Dormido, R., Dormido, S. and Gómez, J.P., 2015. A Robust Controller For An UAV Flight Control System . The Scientific World Journal, Vol.2015, pp.1-11.