## KENDALI PID PADA QUADCOPTER UNTUK GERAK ATTITUDE PITCH DAN ROLL SAAT HOVERING
Agung Nugroho 1) , Haris Khairurozi 2) , Herwin Suprijono 3) , dan M Ary Heryanto 4) 1, 2, 3, 4) Teknik Elektro Universitas Dian Nuswantoro Nakula I No 5-11, Semarang e-mail: 511202101134@mhs.dinus.ac.id 1) , 511201300592@mhs.dinus.ac.id 2) , herwin.suprijono@dsn.dinus.ac.id 3) , m.ary- heryanto@dsn.dinus.ac.id 3)

## ABSTRACT
The quadcopter represents one of the emerging research areas in unmanned aerial vehicle (UAV) technology. One of its advantages lies in its simple mechanism and smaller propeller size compared to helicopters, while maintaining the same lifting capacity. The quadcopter employs inner and outer control schemes, where the inner control manages attitude roll, pitch, yaw, and altitude, thereby affecting the motion of the quadcopter. Meanwhile, the outer control governs the direction of the quad- copter's movement. This condition underscores the significance of inner control, ensuring the quadcopter's maneuverability. Consequently, there is a need to design an attitude, pitch, and roll control using the PID method. This experiment focuses on roll and pitch control under hover conditions. The PID control experiment yielded optimal results with parameters K P = 60, K I = 22, and K D = 14, exhibiting rapid response, absence of oscillation, deviations smaller than 20 o in both roll and pitch controls, and the ability to return the attitude to the initial setpoint position when disturbances occur.
Keywords: Attitude, hovering, PID controller, quadcopter.

## ABSTRAK
Quadcopter  merupakan  salah  satu  bidang  riset  yang  baru  dalam  teknologi  unmanned  aerial  vehicle  (UAV).  Salah  satu keunggulan pada Quadcopter adalah mekanisme yang sederhana dan ukuran pada baling-baling yang lebih kecil dibanding- kan dengan helicopter dengan daya angkat yang sama. Quadcopter memiliki skema kendali inner dan kendali outer, dimana kendali  inner  mengendalikan  attitude  roll,  pitch,  yaw,  dan  altitude  yang  berimplikasi  pada  gerak  quadcopter.  Sedangkan kendali outer mengendalikan arah gerak quadcopter. Kondisi ini menjadikan kendali inner sangat penting sehingga mampu menjaga  quadcopter  dapat  bergerak.  Untuk  itu  perlu  dirancang  suatu  kendali  attitude  pitch  dan  roll  dengan  metode PID. Eksperimen ini focus pada kendali roll dan pitch di kondisi hover. Hasil eksperimen kendali PID pada roll dan pitch didapat- kan hasil terbaik pada parameter K P =60, K I =22, dan K D =14 yang memiliki respon cepat, tidak terjadi osilasi, lonjakan lebih kecil dari 20 o baik pada kendali roll maupun pitch, dan mampu mengembalikan attitude pada posisi setpoint awal apabila diberi gangguan.
Kata Kunci: Attitude, hovering, kendali PID, quadcopter .

## I. P ENDAHULUAN
EMAJUAN  teknologi  Quadcopter  merupakan salah  satu  bidang  riset  yang  baru  dalam teknologi  penerbangan.  Saat  ini,  Quadcopter banyak  dimanfaatkan  untuk  berbagai  keperluan, termasuk  pemantauan  perbatasan,  pengambilan  foto udara  dalam  bidang  fotografi,  pemantauan  cuaca  di suatu wilayah dalam bidang geografi, dan sebagai alat untuk memantau kondisi di sekitar daerah bencana dari jarak jauh. [1], [2], [3], [4], [5]. Quadcopter merupakan jenis pesawat udara yang memiliki sayap putar ( rotary wing ) dan ditenagai oleh motor brushless DC (BLDC). Pada  setiap  frame  Quadcopter  terdapat  empat  motor BLDC  yang  menggerakkan  empat  baling-baling. Quadcopter termasuk dalam kategori unmanned aerial vehicle (UAV) yang memiliki empat baling-baling yang dioperasikan  oleh  empat  motor  brushless,  dengan  dua motor  berputar  searah  jarum  jam  dan  dua  motor berputar berlawanan arah jarum jam[6], [7].
Seperti Helikopter, Quadcopter juga merupakan alat transportasi  udara  yang  menggunakan  baling-baling untuk  bergerak  dan  dapat  terbang  diam  di  udara.
Quadcopter tidak memiliki bagian yang bergerak selain baling-baling  yang  didorong  oleh  motor  BLDC, berbeda dengan helikopter konvensional yang memerlukan  hub  kompleks  untuk  memutar  sumbu motor  [8].  Keunggulan  Quadcopter  terletak  pada kemampuannya untuk terbang di wilayah yang sempit. Quadcopter  dapat  melakukan  penerbangan  diam  di udara  ( hovering )  dengan  mengatur  kecepatan  putaran motor  dan  arah  putaran  motor  ke  dalam  untuk menghilangkan gaya  sentrifugal  di  sekitar  Quadcopter [7].
Terdapat  empat  pengaturan dasar  kecepatan  putaran pada propeller yaitu throttle propeller, pitch propeller, yaw propeller, roll Propeller . Empat pengaturan dasar ini  merupakan  attitude  quadcopter  yang  menentukan arah  geraknya.  Konsep kendali  dari  quadcopter  secara umum terdapat kendali inner yaitu kendali attitude dan kendali outter sebagai  penentu  gerak  [9].  Penelitian tentang  kendali  pada  quadcopter  telah  banyak dilakukan,  pada  penelitian  [10]  membahas  tentang platform kendali lintasan terbang berbasis GPS ( Global Positioning  System )  yang  di  setting  melalui  aplikasi android.  Sedangkan  penelitian  [11],  [12]  membahas
K
tentang  kendali  PID  pada  gerak  autonomous,  namun kendali yang digunakan merupakan kendali dari modul ardupilot dan arduflyer.
Mengacu kepada penentu gerak adalah kendali inner, dan penggunaan kendali PID  maka pada penelitian ini fokus pada respon kendali PID terhadap gerak attitude pitch dan roll dan  ketahanan  terhadap  gangguan, dimana kedua attitude ini memiliki peran penting pada arah gerak quadcopter.
Struktur makalah ini adalah sebagai berikut: bagian 2 membahas tentang konsep quadcopter, sistem gerak dan model matematis; kemudian pada bagian 3 membahas tentang  metode  penelitian  yang  diawali  dengan membangun quadcopter dan rancangan skema kendali; pada  bagian  4  membahas  hasil  penelitian  dari  kendali attitude;  dan  terakhi  pada  bagian  5  merupakan kesimpulan dari makalah.

## II. Q UADCOPTER
Quadcopter memiliki empat penggerak baling-baling pada  tiap  ujung  yang  langsung  memberikan  dampak kepada  attitude  pitch  ( 𝜃 ),  roll  ( 𝜙 ),  dan  yaw  ( 𝜓 ). Perubahan  Pitch  secara  independent  berpengaruh langsung  ke  gerak  maju  atau  mundur,  sedangkan  roll berpengaruh  pada  gerak  ke  samping  atau  ke  kiri  dan yaw  mempengaruhi  gerak  putar  quadcopter  sehingga mengubah arah orientasinya. Quadcopter memiliki dua tipe rangka seperti pada Gambar. 1, yaitu (a) rangka X dengan  arah depan  adalah  ditengah  antara  dua  baling- baling dan (b) rangka T dengan arah depan adalah salah satu baling-baling [13], [14].
(a) Tipe rangka X

## (b) Tipe rangka T
Gambar. 1. Tipe rangka quadcopter
Pada  [9]  dijelaskan  tentang  attitude  pitch,  roll,  dan yaw dari rangka T seperti pada  Gambar. 2. Kecepatan putar  tiap  baling-baling  yaitu 𝛺 1 , 𝛺 2 , 𝛺 3 , dan 𝛺 4 merepresentasikan  letak  masing-masing  depan,  kanan, belakang, dan kiri. Apabila terjadi perbedaan kecepatan putar antara 𝛺 1 dengan 𝛺 3 mengakibatkan sudut pitch ( 𝜃 )  berubah,  sedangkan  apabila  terjadi  perbedaan kecepatan  putar  pada 𝛺 2 dengan 𝛺 4 akan  mengubah sudut roll ( 𝜙 ). Perubahan sudut yaw ( 𝜓 ) terjadi apabila perbedaan kecepatan putar antara 𝛺 1 dan 𝛺 3 dengan 𝛺 2 dan 𝛺 4 , dengan 𝛺 1 = 𝛺 3 ; 𝛺 2 = 𝛺 4 .
Gambar. 2. Gerak attitude pitch, roll, dan yaw pada kontruksi rangka T quadcopter
Dari  penjelasan  diatas  didapat  model  gerak  attitude dari quadcopter adalah sebagai berikut:
𝑈 1 = 𝑏(Ω 1 2 + Ω 2 2 + Ω 3 2 + Ω 4 2 ) 𝑈 2 = 𝑙𝑏(−Ω 2 2 + Ω 4 2 ) 𝑈 3 = 𝑙𝑏(−Ω 1 2 + Ω 3 2 ) (1) 𝑈 4 = 𝑑(−Ω 1 2 + Ω 2 2 − Ω 3 2 + Ω 4 2 ) Ω = −Ω 1 + Ω 2 − Ω 3 + Ω 4 dimana
𝑈 1 adalah thrust yang  berkorelasi  pada  altitude, 𝑈 2 adalah  roll, 𝑈 3 adalah  pitch, 𝑈 4 adalah  yaw, 𝑏 adalah koefisien thrust (Ns 2 ), 𝑑 adalah koefisien drag (Nms 2 ), dan 𝑙 adalah  jarak  anatara  pusat  quadcopter  dengan pusat  baling-baling  (m).  Sedangkan Ω merupakan jumlah total kecepatan sudut tiap baling-baling.

## III. M ETODOLOGI P ENELITIAN

## A. Test bed dan Quadcopter
Tahapan  dalam  penelitian  ini  dimulai  dengan membuat  wahana  quadcopter  menggunakan  rangka  T. Quadcopter  yang  dibangun  menggunakan  rangka  DJI F450, electronic  speed  controller (ESC)  30A  untuk menggerakan  motor  BLDC  dengan  tipe  2212  dan spesifikasi  920KV,  baterai  lippo  4s  yang  memiliki tegangan  14.8  V  dan  kapasitas  arus  2200  mAH,  dan flight  control  unit (FCU)  omnibus  f4  yang  dilengkapi sensor MPU-6050 dimana didalamnya telah disematkan integrasi antara accelerometer dan gyro. Blok diagram rangkaian  elektrik  dari  quadcopter  dapat  dilihat  pada Gambar. 3
Gambar. 3. Blok diagram rangkaian elektrik Quadcopter
Untuk  mengurangi  resiko,  penelitian  ini  masih menggunakan  test  bed  dan  tidak  terbang.  Test  bed
adalah perangkat pendukung dimana keadaan quadcopter  ditopang  dalam  suatu  keadaan  sehingga tidak  terbang  tetapi  mampu  melakukan  gerak  attittude Pitch dan Rollnya [15]. Konstruksi test bed dapat dilihat pada  Gambar.  4.  Kontruksi  testbed  menyangga quadcopter  pada Center  of  Gravity (CoG)  sehingga tidak  memberikan  pengaruh  berarti  kepada  sistem kendali.  Penelitian  ini  dilakukan  di  laboratorium Robotik  dan  Kendali  Cerdas  Fakultas  Teknik Universitas Dian Nuswantoro Semarang.
Gambar. 4. Quadcopter pada test bed

## B. Skema kendali PID
Mengacu  kepada  persamaan  1  maka  dibuat  kendali attitude pitch dan roll yang berdampak pada 𝑈 2 dan 𝑈 3 . Kendali  PID  dibuat  seperti  pada  Gambar.  5.  Pada penelitian ini altitude dan yaw diabaikan.

## Gambar. 5. Blok diagram kendali PID pitch dan roll
Pengendali PID adalah kendali yang terdiri dari tiga jenis pengendali, yaitu pengendali (P) Proportional, (I) Integral, dan (D) Derivative sehingga kendali PID dapat dilihat pada persamaan (2).
𝑢(𝑡) = 𝐾 𝑃 𝑒(𝑡) + 𝐾 𝐼 ∫ 𝑒(𝜏) 𝑡 0 𝑑𝜏 +   𝐾 𝐷 𝑑𝑒(𝑡) 𝑑𝑡 (2)
Dimana 𝑢 adalah  variabel  kendali, 𝑒 adalah  error, 𝐾 𝑃 adalah koefisien P, 𝐾 𝐼 adalah koefisien I, dan 𝐾 𝐷 adalah koefisien D [16], [17], [18], [19].
Pada  penelitian  ini  dicari  koefisien K P ,  K I , dan K D yang sesuai untuk masing-masing kendali pitch dan roll. Karena  quadcopter  pada  penelitian  ini  simetris  dan diasumsikan  pusat  gravitasi  berada  di  tengah quadcopter maka pengubahan koefisien K P , K I , dan K D pada  kendali  pitch  dan  roll  menggunakan  angka  yang sama.

## C. Akuisisi data
Pada penelitian ini menggunakan perangkat software
Inav  configurator untuk  mengambil  data  dan  di konversi  didalam blackbox  explorer dan  perangkat lunak Matlab dilakukan untuk pengambilan grafik PID, dan mendapatkan nilai parameter yang sesuai sehingga mampu  mengendalikan  kondisi  pitch  dan  roll  pada Quadcopter.
Proses  pengambilan  data  pengujian  pada  penelitian ini  adalah  memanfaatkan  slot  sdcard  yang  ada  pada FCU  yang  digunakan  untuk  menyimpan  data  selama pengujian. Data pengujian yang disimpan dalam sdcard tersebut  dikonversi  menggunakan  program blackbox explorer seperti ditunjukkan pada Gambar. 6. Dari data yang telah di decode oleh blackbox explorer kemudian diolah  dan  dianalisis  pada  program  matlab.  Setelah mengolah  data  kemudian  dilakukan  pengujian  pada Quadcopter.
Gambar. 6. Akuisisi data menggunakan blackbox explorer

## IV. H ASIL DAN P EMBAHASAN
Pengujian  dilakukan  dengan  memberikan  nilai  set- point untuk roll dan pitch adalah 0⁰, yaitu kondisi hov- ering. Setelah kondisi quadcopter dalam keadaan hov- ering  diberikan  gangguan  sehingga  didapatkan  respon kendalinya.  Pengujian  dilakukan  pada  beberapa  sce- nario parameter K P , K I , dan K D pada kendali PID.
Pada  pengujian  pertama  dengan  parameter K P =10, K I =0, dan K D =0 , terlihat pada Gambar. 7 dan Gambar. 8 bahwa setelah diberikan gangguan kendali quadcopter tidak  mampu  untuk  mengembalikan  posisi  sudut  roll dan pitch ke 0⁰.
Gambar.  7.  Respon  kendali  sudut  roll  dengan K P =10,  K I =0, dan K D =0
Gambar. 8. Respon kendali sudut  pitch dengan K P =10, K I =0, dan K D =0 Test bed Quadcopter CoG
Pada  pengujian  kedua  dengan  parameter K P =60, K I =0, dan K D =0 , terlihat pada Gambar. 9 dan Gambar. 10  bahwa  setelah  diberikan  gangguan  kendali quadcopter  tidak  mampu untuk  mengembalikan  posisi sudut roll dan pitch ke 0⁰ dan dengan nilai K P yang besar berakibat terjadi osilasi.
Gambar.  9.  Respon  kendali  sudut  roll  dengan K P =60,  K I =0, dan K D =0
Gambar. 10. Respon kendali sudut pitch dengan K P =60, K I =0, dan K D =0
Pengujian  berikutnya  dengan  parameter K P =60, K I =0, dan K D =14 .  Pada  Gambar.  11  dan  Gambar.  12 terlihat  bahwa  setelah  diberikan  gangguan,  kendali quadcopter mampu untuk mengembalikan posisi sudut roll dan pitch ke 0⁰ namun terjadi lonjakan hingga 30⁰ pada sudut roll dan pitch.
Gambar.  11.  Respon kendali  sudut  roll  dengan K P =60,  K I =0, dan K D =14
Gambar. 12. Respon kendali sudut pitch dengan K P =60, K I =0, dan K D =14
Pengujian  berikutnya  dengan  parameter K P =60, K I =22, dan K D =14 . Pada Gambar. 13 dan Gambar. 14 terlihat  bahwa  setelah  diberikan  gangguan,  kendali quadcopter mampu untuk mengembalikan posisi sudut roll dan pitch ke 0⁰ dengan lonjakan dibawah 20⁰ pada sudut roll dan pitch.
Gambar. 13. Respon kendali sudut roll dengan K P =60, K I =22, dan K D =14
Gambar. 14. Respon kendali sudut pitch dengan K P =60, K I =22, dan K D =14
Gambar. 15. Respon kendali sudut roll dengan K P =70, K I =22, dan K D =14
Gambar. 16. Respon kendali sudut pitch dengan K P =70, K I =22, dan K D =14
Pada  pengujian  terakhir  dengan  parameter K P =70, K I =22, dan K D =14 ,  terlihat  pada  Gambar.  15  dan Gambar.  16  bahwa  setelah  diberikan  gangguan meskipun kendali quadcopter mampu untuk mengembalikan posisi sudut roll dan pitch ke 0⁰ namun terjadi  osilasi  pada  sudut  roll  dan  pitch.  Hal  ini dikernakan  respon  dari  kendali  proposional  yang langsung merespon pada perubahan yang diberikan.
Hasil  dari  beberapa  pengujian  dapat  dilihat  pada Tabel  I,  bahwa  respon  kendali  dengan  beberapa perubahan  parameter  didapat  seting  parameter  terbaik pada K P =60, K I =22, dan K D =14
T ABEL I P ERBANDINGAN H ASIL P ENGUJIAN DENGAN P ERUBAHAN P ARAMETER K P , K I , DAN K D KP
KI KD Respon Kendali Saat diberi Gangguan
10 0 0 Lambat,  tidak  terjadi  isolasi,  tidak dapat  mengembalikan  pada  posisi setpoint 60 0 0 Cepat,  terjadi  osilasi,  tidak  dapat mengembalikan pada posisi setpoint 60 0 14 Cepat,  tidak  terjadi  osilasi,  terjadi lonjakan  sebesar  hampir  30 o ,  dan terdapat  error  steady  state,  mampu mengembalikan pada posisi setpoint 60 22 14 Cepat, tidak terjadi osilasi, lonjakan lebih kecil dari 20 o , mampu mengembalikan pada posisi setpoint
70 22 14 Cepat, terjadi osilasi, mampu mengembalikan pada posisi setpoint

## V. K ESIMPULAN
Penelitian  ini  merupakan  penelitian  awal  sehingga  tahap selanjutnya adalah mengembangkan kendali quadcopter un- tuk  mampu  mempertahankan  kondisi  hover  tanpa  test  bed dengan  altitude  tertentu.  Dengan  seting  parameter K P = 60 ,
K I = 22 , dan K D = 14, kendali PID yang dibuat telah menun- jukan hasil yang sangat baik dalam mempertahankan attitude
roll dan pitch saat diberi ganggguan. Respon kendali saat ter- jadi gangguan cepat kembali pada posisi setpoint, tanpa ada osilasi,  dan  lonjakan dibawah 20°.   Dari  penelitian awal  ini akan  dilanjutkan  pada  tahap  kendali  attitude  untuk  gerak manuver  dengan  memberi  beberapa  set-point  sudut  roll, pitch, yaw, dan ketinggian attitude.

## D AFTAR P USTAKA
[1]  J.  Febrian  and  Y.  Huda,  ‘Rancang  Bangun  Sistem Kontrol  Penyemprotan  Cairan  Pestisida  Otomatis Menggunakan  Drone  UAV  Hexacopter’, J.  Pendidik. Tambusai , vol. 8, no. 1, pp. 10423–10437, 2024.
[2]  I. Suroso and E. Irmawan, ‘Analysis of UAV multicopter of air photography in New Yogyakarta International Air- ports’, TELKOMNIKA Telecommun. Comput. Electron. Control , vol. 17, no. 1, pp. 521–528, 2019.
[3]  D. A. Gandhi and M. Ghosal, ‘Novel low cost quadcop- ter  for  surveillance  application’,  presented  at  the 2018 International Conference on Inventive Research in Com- puting  Applications  (ICIRCA),  IEEE,  2018,  pp.  412–
414.
[4]  S.  Gülci  and  A.  E.  Akay,  ‘Using  thermal  infrared  im- agery produced by unmanned air vehicles to evaluate lo- cations  of  ecological  road  structures’, J.  Fac.  For.  Is- tanb. Univ. , vol. 66, no. 2, pp. 698–709, 2016.
[5]  L.  Fabianto,  M.  K.  D.  Hardhienata,  and  K.  Priandana, ‘Multi-UAV  Coordination  for  Crop  Field  Surveillance and Fertilization’, in 2020 International Conference on Computer  Science  and  Its  Application  in  Agriculture (ICOSICA) , Sep. 2020, pp. 1–6. doi:
10.1109/ICOSICA49951.2020.9243291.
[6]  S. Bouabdallah, ‘Design and control of quadrotors with application to autonomous flying’, Epfl, 2007.
[7]  A.  R.  Maulana,  ‘Perancangan  dan  Pembuatan  Drone dengan menggunakan Microcontroller berbasis
Android’, 2018.
[8]  S. N. Ghazbi, Y. Aghli, M. Alimohammadi, and A. A. Akbari,  ‘Quadrotors  unmanned  aerial  vehicles:  A review’, Int. J. Smart Sens. Intell. Syst. , vol. 9, no. 1, pp.
309–333, 2016.
[9]  T. Bresciani, ‘Modelling, identification and control of a quadrotor helicopter’, MSc Theses , 2008.
[10] A.  K.  Rahman,  H.  Supriyanto,  and  T.  Meizinta, ‘Rancang  bangun  dan  implementasi  sistem  kendali quadcopter  melalui  jaringan  internet  berbasis  lokasi menggunakan  smartphone  android’,  presented  at  the
PROSIDING
SEMINAR NASIONAL INSTRUMENTASI,  KONTROL  DAN  OTOMASI, 2018, pp. 307–318.
[11] B.  Hartono,  ‘Rancang  Bangun  Low-Budget  Autono- mous Quadcopter’, Met. J. Sist. Mek. Dan Termal , vol. 5, no. 2, pp. 60–66, 2021.
[12] B. Hartono, ‘Fully Autonomous Quadcopter
Menggunakan ArduFlyer’, Rekayasa Dan Apl. Tek. Me- sin Ind. XVI , pp. 8–13, 2017.
[13] A. Javir, K. Pawar, S. Dhudum, N. Patale, and S. Patil, ‘Design, analysis and fabrication of quadcopter’, J. Int. Assoc.  Adv.  Technol.  Sci. ,  vol.  16,  no.  11,  pp.  1–12, 2015.
[14] E.  Kuantama,  D.  Craciun,  and  R.  Tarca,  ‘Quadcopter body frame model and analysis’, Ann Univ Oradea , pp.
71–74, 2016.
[15] N. Xuan-Mung and S.-K. Hong, ‘A Multicopter ground testbed  for  the  evaluation  of  attitude  and  position  con- troller’, Int J Eng Technol , vol. 7, pp. 65–73, 2018.
[16] R.  Priansyah,  ‘Single  Axis  Quadcopter  using  Propor- tional  Integral  Derivative (PID) based Labview’, Tele- kontran  J.  Ilm.  Telekomun.  Kendali  Dan  Elektron. Terap. , vol. 4, no. 2, pp. 47–58, 2016.
[17] N. Xuan-Mung and S.-K. Hong, ‘Improved altitude con- trol algorithm for quadcopter unmanned aerial vehicles’, Appl. Sci. , vol. 9, no. 10, p. 2122, 2019.
[18] A. K. Nugroho and D. Daniyah, ‘Sistem Kendali Hybrid Fuzzy-Pid  pada  Kinematika  Robot  Berkaki  4 Menggunakan Sensor Gyroscope’, Elektrika , vol. 15, no. 1, pp. 1–10, 2023.
[19] I. A. W. Santoso, P. Slamet, A. H. Andriawan, and A. R. Algopiki, ‘Design and Build Two Wheel Balancing Ro- bot Simulation with Fuzzy PID’, 2023.