## ANALISA BEBAN ELEKTRIKAL SYSTEM LSU (LAPAN SURVEILLANCE UAV) 03

## (ANALYSIS OF ELECTRICAL LOAD ASSESSMENT LSU (LAPAN SURVEILLANCE UAV) 03 )
Imas Tri Setyadewi 1 , Encung Sumarna 2 ,Yanuar Prabowo 3 1,2,3 Pusat Teknologi Penerbangan Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional (LAPAN)
1 e-mail : imas.tri@lapan.go.id
Diterima: 02 Februari 2019; Direvisi: 22 April 2019; Disetujui: 30 April 2019

## ABSTRACT
LSU 03 Aircraft was used for LSU MISI with capability cruise up to 340 km. LSU 03 has an operation for marine safety from illegal fishing. To support the monitoring mission of illegal fishing with operation range up to 250 km or 3 hours flight, several required system are needed such as autopilot system,  datalink,  propulsion,  and  payload.  All  of  system  then  analysed  by  an  ELA  (Electrical  Load Assessment) of the aircraft system to know the necessary power required to conduct the initial mission of  the  aircraft.  ELA  analysis  is  done  by  calculating  the  power  requirement  from  each  component specification and function test of the component for validation of calculation result. From the results of the study, the amount of power consumption is 35% from the spec calculation, which is 32.43 Wh which can be accommodated by a battery system up to 4.2 hours. Whereas for ignition or aircraft engines whose source of battery uses LiPo 2S 7.4 Vdc batteries can accommodate the ignition energy requirements for more than 11 hours.
Keywords : LSU 03, Eletrical Load Assesment, power

## ABSTRAK
Pesawat LSU 03 digunakan untuk LSU MISI dengan kemampuan terbang hingga 340 km. LSU 03  memiliki  operasi  untuk  keamanan  laut  dari  penangkapan  ikan  ilegal.  Untuk  mendukung pemantauan operasi penangkapan ikan ilegal dengan jangkauan hingga 250 km atau 3 jam terbang, diperlukan beberapa sistem yang diperlukan seperti sistem autopilot , datalink , propulsi, dan payload . Semua  sistem  sebelumnya  dianalisis  kebutuhan  energi  listriknya  dengan  ELA  (Analisis  Beban Elektrikal) untuk mengetahui kebutuhan energi listrik pesawat dalam melaksanakan misinya. Analisis Beban  Elektrikal  dilakukan  dengan  menghitung  kebutuhan  energi  dengan  mengguakan  spek komponen masing-masing pesawat dan uji fungsi masing- masing komponen tersebut untuk validasi hasil  perhitungan. Dari  hasil  peneilitian  diperoleh  besarnya  konsumsi  daya  35%  dari  perhitungan spesifikasi  komponen,  yaitu  32.43  Wh  yang  mampu  diakomodir  oleh  baterai  sistem  hingga  4.2  jam. Sedangkan untuk sistem pengapian atau mesin pesawat yang sumber baterainya menggunakan baterai LiPo 2S 7.4 Vdc dapat mengakomodir kebutuhan daya mesin hingga lebih dari 11 jam.
Keywords : LSU 03, Analisis Beban Elektrikal, Energi Listrik
1

## PENDAHULUAN
Pusat teknologi penerbangan
LAPAN  dibentuk  pada  tahun  2011  dan mempunyai  misi  melakukan  penelitian, pengembangan
dan perekayasaan teknologi penerbangan serta
pemanfaatannya.  Untuk  mewujudkan misinya  tersebut,  kegiatan  peningkatan penguasaan  teknologi  pesawat  meliputi teknologi  pesawat  berawak  dan  tak berawak. Penguasaan teknologi pesawat tanpa  awak  yang  telah  dilakukan  oleh Pustekbang  meliputi  beberapa  varian pesawat  LSU  (LAPAN Surveylance UAV ) dari  mulai  LSU  01  hingga    LSU  05. Diharapkan,  kegiatan  pengembangan dan  penelitian  pesawat  tak  berawak dapat  mendukung  program  pemerintah dalam melakukan pengawasan terhadap wilayah  maritime  Indonesia.  Konsep maritime  surveillance  system (MSS) merupakan  konsep  yang  komprehensif yang  disusun  oleh  Pustekbang  dalam rangka mendukung program Pemerintah yang  salah  satu  fungsinya  adalah digunakan untuk misi pengamanan laut dari illegal  fishing .  Target  awal  dalam pengembangan  sistem  misi  ini  adalah minimal  bisa  menjangkau  hingga  250 km yang dilakukan bertahap mulai dari jangkauan  20  –  40  km.    Untuk  dapat mencapai misi tersebut maka diperlukan kegiatan perencanaan dan desain sistem kontrol, payload ,  elektrikal  sistem  dan TT&C pada sistem yang diberi nama LSU 03 Misi (Prabowo G S,2015).
Berdasarkan  regulasi  CASR  part 21 sebagai rujukan standar pemenuhan desain pesawat, masing – masing sistem pesawat  harus  laik  kondisi  untuk digunakan. Termasuk kapasitas sumber daya listrik, transmisi kabel, kontrol dan sistem  pengamannya  (CASR,  2015). Kapasitas sumber daya listrik, bergantung pada kondisi operasi, harus memenuhi  kebutuhan  daya  utama sistem pesawat. Hal ini dapat dilakukan dengan melakukan uji atau analisis dan
biasanya ditunjukkan dengan perhitungan  analisis  perkiraan  beban elektrikal (ELA). Beban elektikal penting untuk dimonitor pada pesawat terutama jika  ada  penggantian  instrument  atau modifikasi part yang mungkin menyebabkan  perubahan  kebutuhan beban  elektrikal  pesawat.  Dengan diketahuinya ELA, maka dapat diestimasi kebutuhan rata-rata,
maksimum  beban  dari  setiap  fase terbang  pesawat  seperti  saat  di  darat, take  off,  cruise atau landing .  Sehingga memungkinan untuk diketahui
kebutuhan  daya  maksimum  untuk kondisi emergency (Saur, 2015). Tujuan dari  analisis  perkiraan  beban  elektrikal LSU  03  adalah  untuk  memperkirakan kapasitas  sistem  dan  daya  mesin  yang dibutuhkan saat kondisi operasi pesawat hingga  dapat  mencapai  250  km  atau  3 jam  terbang.  Analisis  perkiraan  beban elektrikal  merupakan  penjumlahan  dari seluruh  beban  listrik  yang  terhubung pada  sistem  elektrikal  selama  kondisi operasi pesawat. ELA membutuhkan list setiap  komponen  yang  ditenagai  oleh sumber  arus  serta  kebutuhan  dayanya (CAA,2016) ( Australian Government , 2017)

## 2 METODOLOGI
Sistem  daya  listrik  adalah  suatu sistem  yang  terdiri  dari  sebuah  sumber listrik,  distribusi  daya,  dan  beban elektrikal  yang  terhubung  ke  sistem tersebut.  Sistem  daya  listrik  didesain untuk  dapat  melakukan  menyalurkan daya  ke  beban,  dimana  beban  pada sistem  pesawat  terbang  meliputi  sub sistem seperti avionik pesawat, propulsi, aktuator, lighting dan payload .  Sistem distribusi daya dilakukan dengan melakukan  analisis  kebutuhan  daya komponen  agar  mampu  melakukan operasi  sesuai  misi  pesawat  (Kurtoglu T,2018). Analisis kebutuhan daya dapat
diperoleh dari perhitungan
dan
pengujian durasi baterai.
Gambar 2-1. Diagram Skematik Sistem Energi Listrik Lsu Misi 2.1 Perhitungan  Kapasitas  Baterai LSU Kapasitas baterai adalah
besarnya  pengosongan  dalam  amper dikali  waktu  pengosongan,  biasanya ditunjukkan  dengan ampere-hour (FAA, 2013). Perhitungan  kapasitas  baterai dapat  dilakukan  dengan  mengacu  pada spesifikasi baterai yang akan digunakan, yang  mana  baterai  yang  digunakan memiliki kapasitas 5800 mA dalam satu jam. Dengan diketahui kapasitas beterai tersebut  kemudian  dicari  besarnya energi  total  pada  baterai  dengan mengalikan nilai tegangan dan kapasitas baterai.
𝑊 = 𝑉 𝑥 𝐼 𝑥 𝑡 (1)
Dengan  mengalikan  tegangan  4S baterai  sebesar  14.8  Vdc  terhadap  arus maksimum 5.8 Ah diperoleh energi listrik total sebesar 85.84 Wh.
Baterai LiPo merupakan  pilihan yang baik untuk penggunaan pada UAV, dibandingkan  dengan  menggunakan
baterai tipe NiMH . Baterai LiPo memiliki densitas  daya  yang  lebih  tinggi  untuk ukuran  berat  baterai  yang  sama (Valavanis,  2015).  Energi  total  dari sebuah  baterai  yang  baik  digunakan adalah  80  %  dari  yang  tertulis  pada spesifikasi baterai (Hafez, 2012).
Keseluruhan  komponen  sistem  LSU kecuali  untuk ignition atau  mesin pesawat  akan  menggunakan  sumber listrik  utama  dari  baterai  1  dengan kemampuan  suplai  80%    daya  sebesar 137.34  Watt  selama  1  jam.  Sedangkan untuk ignition disuplai  oleh  baterai  2 dengan kemampuan 80% baterai sebesar 26.64 Watt selama 1 jam. 85.84 Wh.
Desain  penggunaan  baterai  pada sistem  LSU  03  adalah  menggunakan  2 buah baterai LiPo 4 S dengan kapasitas 5800mAh per baterai dan 1 buah baterai LiPo 2S  3000mAh  untuk ignition atau mesin  pesawat.  Perhitungan  kapasitas baterai  seperti  pada  tabel  2-1  (Xiao  Li, 2015) (OS Engines, 2011).

## 2.2 Beban  Konsumsi  Energi  Listrik Komponen LSU
Perhitungan  beban  energi  listrik ini  dilakukan  dengan  mengambil  nilai keluaran  konsumsi  arus  komponen berdasarkan  pada  spesifikasi  pabrikan komponen.  .  Perhitungan  kebutuhan energi  listrik  sistem  pesawat  LSU  03 dibuat  dengan  menjumlahkan  seluruh beban  sistem  pesawat  berdasarkan spesifikasi dari masing- masing komponen tersebut. Tabel 2.1: PERHITUNGAN KAPASITAS BATERAI LSU Keterangan V A (Ah) unit Daya perbaterai (Wh) Daya Total (Wh) Daya Total (Wh) 80% baterai 1 sistem 14.8 5.8 2 85.84 171.68 137.34 baterai 2 Ignition 11.1 3 1 33.3 33.3 26.64
B1 14.8V B2 7.4 VI 1 VO 3 G N D 2 REGULATOR 7805 SUB? CCT001 MAIN BUS CCT002 IGNITION 7V
Dari  hasil  penjumlahan  beban, akan diketahui berapa besar kebutuhan daya perjam dari sistem LSU dan waktu ketahanan baterai (Setyadewi, 2017).
Hasil  perhitungan  dari  masing- masing komponen sistem LSU 03 seperti pada  tabel  2-2  (Digi,  2008)  (lady  ada, 2018).  Perhitungan  kebutuhan  energi listrik komponen sistem harus menyesuaikan dengan jumlah
kebutuhan komponen yang akan dipasang  di  pesawat.  Pada  tabel  2-2, dapat  dilihat  total  kebutuhan  arus sebesar  12.43  A  per  jam  dengan keseluruhan  energi  yang  dibutuhkan sistem  LSU  03  mencapai  98,30  Wh termasuk  kebutuhan  daya  mesin  4.44 Wh  (Pranoto,  2016).  Selain  melakukan perhitungan  dari  spesifikasi  masing- masing  komponen,  dilanjutkan  dengan melakukan  uji  fungsi  atau fuctional  test komponen sistem
LSU untuk
mengetahui nilai nyata dari energi listrik yang digunakan di pesawat dengan skala laboratorium.
Hasil uji lab kemudian
akan
dibandingkan  dengan  hasil  perhitungan spesifikasi  pada  tabel  2-2.  Masing- masing komponen diuji dengan mengkondisikan  fungsinya  seperti  saat operasi di udara. Untuk pengujian servo dilakukan  menggunakan  terowongan angin  dengan  variasi  kecepatan  angin dan  sudut  beta  pada  servo  sehingga menyerupai kondisi operasi. Gambar 2-2 menunjukkan  pengujian  servo  aileron
pada  sayap  pesawat  LSU  di  terowongan angin. Skala model sayap yang digunakan  adalah  1:1  sesuai  dengan ukuran  asli  sayap  pesawat.  Sayap diletakan di bidang uji terowongan angin dalam  posisi  sumbu  x.  Pengujian dilakukan  bervariasi  pada  kecepatan angin 20 m/s, 25 m/s dan 30 m/s. Sudut aileron  divariasikan  ke  atas  dan  ke bawah  sebesar  20°  dengan  kenaikan setiap  2°.  Sudut  beta  atau  kemiringan posisi sayap juga divariasikan mulai dari -5° hingga -16°. Variasi derajat kemiringan
diperoleh dari hasil perhitungan  dan  analisa  desain  profile pesawat  LSU  03.  Servo  yang  digunakan adalah  jenis  HS  645  MG  dengan kemampuan torsi pada tegangan 4.8 Vdc sebesar  7.7  Kg.cm  dan  arus  maksimum tanpa beban sebesar  350 mA.
Gambar  2-2  :  Pengujian  servo aileron di terowongan angin
Tabel 2-2: PERHITUNGAN KONSUMSI ENERGI KOMPONEN SISTEM LSU
Komponen Unit Arus (Ah) Total arus  (Ah)  Tegangan (V)  Energi (Wh) pixhawk 1 0.5 0.5 5 2.5 lighting GT Power 1 0.4 0.4 7.4 2.96 servo 645 MG 6 1.8 10.8 6 64.8 telemetri x tend 1 0.73 0.73 5 3.65 mikrotik 1 0.74 0.74 14.8 10.95 Raspy B 1 1.8 1.8 5 9 CDI Ignition 1 0.6 0.6 7 4.44 Total 12.43 98.3
D ari hasil pengujian di terowongan angin,  diperoleh  nilai  konsumsi  arus terbesar  yaitu  pada  kondisi  kemiringan  – 20 0 atau posisi aileron turun dengan sudut kemiringan sayap -5 0 dan kecepatan angin 30 m/s. Hasil pengujian ini kami jadikan acuan  untuk  konsumsi  energi  dari  servo yang  digunakan,  dengan  mengabaikan profile  terbang  dari  pesawat  yang  akan digunakan.  Konsumsi  arus  terbesar  yang digunakan  servo  pada  posisi  tersebut adalah sebesar 360 mA  dengan tegangan servo diberikan sebesar 5 Vdc.
Gambar  2-3  :  Pengujian  daya mikrotik dan raspberry
Jalur komunikasi data payload LSU 03  didesain  menggunakan  modem  wifi berbasis  IP.  Perangkat datalink ini menggunakan modem wifi mikrotik metal 2shpn. Mikrotik dihubungkan  dengan raspberry sebagai  pengontrol  kamera dan  pengolah  data  hasil  kamera. Tegangan masukan daya untuk mikrotik mulai dari 9 – 30 Vdc. Sumber daya yang digunakan  adalah Lipo baterai  4S berkapasitas  5800  mAh.  Baterai  ini dihubungkan  langsung  ke mikrotik dan diparalel  ke raspberry tetapi  diberi regulator  tegangan  ke  5  Vdc.  Pengujian dilakukan dengan mengkondisikan kamera  dalam  keadaan  memoto  dan menransfer  data  hasil  foto  ke raspberry (Setyadewi, 2018).
Tabel 2-3:  HASIL UJI SERVO DI

## TEROWONGAN ANGIN
Pengujian sistem lampu pada
pesawat  dilakukan  dengan  menyalakan lampu pada mode pesawat sipil. Tegangan lampu menggunakan LiPo baterai 4S yang diberi  regulator  tegangan  7.4  Vdc.  Hasil pengukuran konsumsi arus pada pengujian  sistem  lampu  dengan  mode pesawat sipil diperoleh konsumsi sebesar 0.02  A.  Sistem  lampu  yang  digunakan adalah RC simulasi led yang terdiri atas 8 lampu dengan tegangan masukan 4.8 – 6 Vdc.
Gambar 2-4 : Pengujian daya sistem lampu pesawat
sudut aileron I(mA) aileron up aileron down 0 24 36 2 7.8 104 4 7.8 163 6 7.8 170 8 37 182 10 93 218 12 130 255 14 170 290 16 210 295 18 210 332 20 250 360 0 77.1 23.6
Kemudian untuk pengukuran beban ignition dilakukan  pada  skala laboratorium,  dengan  memperhatikan arsitektur  pengkabelan,  level  tegangan dan  kebutuhan  daya  (Alexander,  2018). Pengukuran dilakukan dengan menyalakan mesin dan pada saat mesin berputar di 5000 rpm. 5000 rpm dipilih karena  merupakan  kondisi  rata-rata pesawat  dalam  posisi  stabil  di  udara dengan  kecepatan  ±  90  km/jam.  Daya mesin  diberikan  sumber  tegangan sebesar  7.4  Vdc  dari  baterai LiPo 2S. Hasil pengukuran dengan menggunakan tangmeter  diperoleh  besaran  konsumsi arus  pada ignition sebesar  0.03  A. Berdasarkan hasil
pengukuran komponen yang telah dilakukan, diperoleh  besarnya  kebutuhan  daya masing-masing komponen adalah seperti pada  tabel  2-4.  Total  kebutuhan  energi hasil pengukuran komponen di laboratorium  mencapai  34.66  Wh, dengan konsumsi terbesar pada penggunaan mikrotik yaitu 11.84 Wh.
3

## HASIL PEMBAHASAN
Perkiraan perhitungan kebutuhan energi pada sistem LSU misi telah  dilakukan  dengan  melakukan perhitungan  berdasarkan  acuan  dari spesifikasi komponen yang diperoleh dan divalidasi  dengan  pengujian  komponen skala  laboratorium.  Telah  diperoleh perkiraan kebutuhan daya untuk masing – masing komponen berdasarkan spesifikasi komponen yang telah dihitung  pada  tabel  2-1  adalah  sebesar 98.30 Wh. Sedangkan dengan pengujian di laboratorium, konsumsi beban elektrikal dari LSU 03 diperoleh sebesar 34.66  Wh.  Jika  dibandingkan  dengan hasil perhitungan dari spesifikasi komponen,  untuk  satu  jam  konsumsi energi  listrik  pada  baterai  adalah  35% dari nilai perhitungan.
Dapat dilihat pada gambar diagram 3-1 yang menampilkan perbandingan  hasil  perhitungan  beban komponen  dengan  hasil  pengujian  di laboratorium.

## Tabel 2-4. PENGUJIAN KONSUMSI DAYA KOMPONEN
Komponen unit arus perkomponen (A) arus total (A) Tegangan Daya (W) Energi (Wh) pixhawk 1 0.5 0.5 5 2.5 2.5 lighting 1 0.02 0.02 7.4 0.148 0.148 servo 645 MG 6 0.360 2.16 5 10.8 10.8 telemetri 1 0.73 0.73 5 3.65 3.65 mikrotik 1 0.8 0.8 14.8 11.84 11.84 Raspy B 1 0.7 0.7 5 3.5 3.5 ignition 1 0.3 0.3 7.4 2.22 2.22 Total 5.51 36.88 34.66
Perbedaan  nilai  konsumsi  yang cukup besar terdapat pada aktuator atau servo.  Pada  spesifikasi  servo,  konsumsi energi  listrik  maksimum  adalah  sebesar 60 Wh, sedangkan dari hasil pengujian di terowongan angin untuk kondisi maksimum aileron pada  posisi  turun, dengan  sudut  20 0 dan  kecepatan  angin 30m/s  adalah  sebesar  10.8  Wh.  Selain itu,  komponen raspberry juga  memiliki perbedaan  cukup  besar  dengan  hasil perhitungan, yang mana perhitungan dari spesifikasi hampir 30 % lebih tinggi dari nilai pengujian.
Begitu  juga  dengan  sistem  lampu pada pesawat yang pada hasil pengujian hanya mengkonsumsi arus cukup kecil yaitu  sebesar  0.02A.  Nilai  perhitungan yang  diperoleh  menjadi  cukup  besar karena  dilihat  dari  nilai  spesifikasi maksimum  penggunaan  arus  pada masing-masing  komponen,  sedangkan pada  aplikasinya  atau  pengujian  di laboratorium  konsumsi  arus  menjadi bervariasi  dengan  kecenderungan  lebih kecil sesuai dengan penggunaan komponen tersebut.
Gambar 3-1: Perbandingan Konsumsi Energi dari Hasil Perhitungan dan Pengujian
Perhitungan  daya  tahan  baterai dilakukan  dengan  membandingkan total energi pada baterai terhadap total kebutuhan  energi  dari  sistem,  seperti pada persamaan 2 dibawah ini
𝑡  𝑗𝑎𝑚 :
𝑇𝑜𝑡𝑎𝑙 𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔𝑖  𝑏𝑎𝑡𝑒𝑟𝑎𝑖 𝑇𝑜𝑡𝑎𝑙 𝑘𝑒𝑏𝑢𝑡𝑢ℎ𝑎𝑛 𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔𝑖 𝑠𝑖𝑠𝑡𝑒𝑚 t = Daya tahan baterai (2)
Berdasarkan perhitungan energi listrik  baterai  yang  telah  dilakukan untuk  4S  baterai  dengan  kapasitas 5800  mAh,  memiliki  total  energi  85.84 Wh sehingga total kapasitas 80% untuk 2 baterai sistem adalah sebesar 137.34 Wh.  Sedangkan  untuk ignition adalah sebesar 26.64 Wh. Dari data perkiraan beban  total  sistem  hasil  perhitungan spesifikasi  masing-masing  komponen diperoleh  perkiraan  beban  sebesar 93.86 Wh, jika menggunakan persamaan  2,  maka  diperoleh  nilai kemampuan  durasi  baterai  sistem selama  1.4  jam,  sedangkan  untuk ignition adalah  selama  8  jam.  Jika dibandingkan  dengan  nilai  hasil  uji fungsi  masing-  masing  komponen untuk  sistem  dengan  beban  total sebesar  32.43  Wh  diperoleh  lamanya durasi  baterai  sebesar  4.2  jam. Sedangkan untuk ignition lebih dari 11 jam.  Grafik  perbandingan  konsumsi baterai  sistem  dan ignition antara  uji fungsi dan perhitungan spek ditampilkan  pada  diagram  batang gambar 3-2.
Diagram  batang  yang  berwarna biru  muda  adalah  besarnya  konsumsi energi  listrik  dari  hasil  perhitungan spesifikasi komponen, sedangkan diagram batang yang berwarna biru tua adalah  hasil  pengujian  dengan  di laboratorium masing-masing komponen yang telah dilakukan.

## 4 KESIMPULAN
Dari  hasil  perhitungan  dan pengujian  fungsi  komponen  diperoleh
perbedaan cukup tinggi untuk konsumsi energi  listrik  sistem  dan ignition .  Pada sistem  diperoleh  hasil  pengujian  35% dari  perhitungan  spesifikasi  komponen, yang  mana  pada  perhitungan  analisis kebutuhan  dayanya  mencapai  hingga 93.86  Wh  sedangkan  pada  pengukuran konsumsi energi diperoleh sebesar 32.43 Wh  sehingga  baterai  sistem  dapat mengakomodir kebutuhan energi sistem hingga  4.2  jam.  Sedangkan  untuk ignition yang sumber energi baterainnya dibedakan dengan menggunakan baterai LiPo 2S  7.4  Vdc  dapat  mengakomodir kebutuhan  energi ignition hingga  lebih dari 11 jam. Hal ini membuktikan bahwa misi  pesawat  dapat  dipenuhi  dengan sumber energi listrik yang telah didesain yaitu dengan menggunakan LiPo 4S 5,8 mAh sebanyak 2 buah, sedangkan untuk beterai ignition dapat  menggunakan kapasitas  baterai  yang  lebih  kecil  atau setengah  dari  3  A  karena  masih  dapat mengakomodir kebutuhan energi hingga 5 jam.

## UCAPAN TERIMAKASIH
Penulis  mengucapkan  terima kasih  kepada  Kepala  Pusat  Teknologi Penerbangan  Bapak  Gunawan  Setyo Prabowo  yang  telah  memfasilitasi penelitian ini beserta teman- teman dari elektrikal LSU MISI yang telah membantu  secara  langsung  dalam proses  pengerjaan  penelitian  ini.  Tidak lupa juga penulis ucapkan terimakasih kepada  Tim  Redaksi  Jurnal  Teknologi Dirgantara yang telah memfasilitasi dan membantu  hingga  terbitnya  makalah ini.

## DAFTAR RUJUKAN
Prabowo,  Gunawan  S.,  2015 .  Rencana
Strategis Pusat Teknologi Penerbangan 2015-2019 . Pusat Teknologi Penerbangan, LAPAN. Bogor
Ministry  of  Transportation  Republic  Indonesia,
2015. CASR  Part  21,  Certification
Procedure  for  Product  and  Parts.
Indonesia Saur, Martin., Nikolaisen, Lena., 2015. Design and  Implementation  of  Electrical  Load Analysis for Cross Fleet Configuration.
3 pp. Malardalen University. Sweden. CAA , 2016 .  Technical  guidance  material,
electrical  load  analysis. 4  pp. New
Zealand. Australian Government, 2017 . Advisory Cisrcular  AC  21-38  v2.0,  Aircraft
Electrical  Load  Analysis  and  Power Source Capacity, September. Australia Kurtoglu  T,  Bunus  P,  &  DK.  Johan.  2018.
Simulation-  Based  Design  of  Aircraft Electrical  Power  Systems.  2018. California State University.CA
FAA,  2013. Special  Airworthiness  Information
Bulletin . FAA Aviation System.
Valavanis,  Kimon  P.,  Vachtsevanos,  George
J.,2015, Handbook  of  Unmanned Aerial  Vehicles. Springer  Dordrecht
Heidellberg  New  York  London,  ISBN  : 978-90-481-9706-4 Ahmed, Abdel Hafez., 2012, Power Generation and  Distribution  System  for  a  more electric  aircraft. Shaqra  University,
Kingdom of Saudi Arabia. (MEA)
Xiao  Li,.  2015. PKCell,  Shenzen  Battery,  Li- Polymer Battery Technology Spesification  (MIL  E-7016F). Shenzen, China OS Engine., 2011, GT 33 Owner’s Instruction Manual. Chrome Imagawa Higashisumiyoshi-ku,  Osaka,  Japan. 13 hlm
Setyadewi,  I.,  Sumarna  E.,  2017. Electrical TDDA  PTTA  LSU-02  NGLD,  Electrical System  Technical  Description  and Design Analysis. Bogor
Digi  International,  2008. Product  datasheet  : XtendOEM RF Modules . 2 pp.
www.digi.com.
Ada, Lady., 2018, Introducing the Raspberry Pi Model  B+. Adafruit  Learning  System,
https://learn.adafruit.com. Diakses pada 2018
Pranoto,  F.S.,  et  al.  2016. Electrical  Power Budgeting  Analysis  for  LSA-02  UAV Technology Demonstrator . International  Engineering  Research and Innovation Symposium (IRIS). IOP
Publishing.
Setyadewi, Imas Tri, 2018. Laporan Triwulan 2 LSU MISI . Pustekbang, LAPAN. Bogor Alexander,  Richard.  (2018). Analysis  of Aircaraft  Power  Systems,  Including System Modeling and Energy Optimization, with Predictions of Future
Aircraft  Development .  Thesis  graduate School  of  The  Ohio  State  University,
45-49 pp.