## PERANCANGAN SISTEM PENGENDALIAN MENGGUNAKAN KONTROLER PID PADA GERAKAN PITCH DAN ROLL UNTUK STABILITAS ATTITUDE HEXACOPTER
Achmad Ryan Perdana Jurusan Teknologi Industri dan Proses Program Studi Teknik Mesin Institut Teknologi Kalimantan
Email: 03161004@student.itk.ac.id

## Illa Rizianiza
Jurusan Teknologi Industri dan Proses
Program Studi Teknik Mesin Institut Teknologi Kalimantan Email: rizianiza@lecturer.itk.ac.id

## ABSTRAK
Drone Hexacopter merupakan salah satu jenis UAV tipe rotary wing . Hexacopter memiliki 6 buah motor penggerak, biasa disebut multirotor. Drone Hexacopter memiliki sistem yang kompleks dan nonlinear .  Sifat  sistem hexacopter menyebabkan  proses  pengendalian  sulit  dilakukan  saat sistem kontrol tidak dirancang dengan baik sehingga menjadi tantangan untuk penelitian mendatang. Dibutuhkan  perancangan sistem kontrol hexacopter yang dapat menjaga kestabilan gerak attitude saat drone berada di udara yaitu variabel pitch dan roll . Tujuan dari penelitian ini ialah menentukan parameter PID untuk gerakan pitch dan roll pada hexacopter . Penelitian ini, pemodelan sistem untuk mendapatkan transfer  function dilakukan  dengan engineering  tools black-box  modeling yaitu Autoreggresive Moving  Average eXogenous (ARMAX). Metode ini menggunakan data input dan output  drone berupa  sudut  perintah  dan  sudut  aktual  ( pitch dan roll ).  Perancangan  kontroler dilakukan dengan mencari parameter PID lalu dilakukan simulasi menggunakan software komputer. Hasil  setelah  perancangan  diharapkan  mengalami  improvisasi  atau  lebih  baik  dari  sistem sebelumnya setelah dilakukan simulasi.
. Kata kunci: ARMAX, attitude , hexacopter , PID

## ABSTRACT
Hexacopter  drone  are  one  type  of  the  UAV  of  rotary  wing  type.  Hexacopter  has  6  motors, commonly called multirotor. Hexacopter system is nonlinear and complex. The dynamic nature of the hexacopter makes it difficult to control the process when the control system is not well designed so it is a challenge for future research. A hexacopter control system is needed which can maintain the stability of the attitude when the drone is in the air that is pitch and roll variable. So, the aim of this research is to determine the PID parameters for pitch and roll movements on hexacopter. In this research, the system modeling process to get the transfer function is done with engineering tools black-box  modeling  namely  Autoreggresive  Moving  Average  eXogenous  (ARMAX).  This  method uses drone input and output data in the form of desired angles and actual angles (pitch and roll). The  design  of  the  controller  is  done  by  finding  the  PID  parameters  and  then  simulating  using computer software. The results after the design are expected to experience improvisation or better than the previous system after the simulation.
Keywords: ARMAX, attitude, hexacopter, PID

## 1. PENDAHULUAN
Perkembangan  teknologi  saat  ini  bertumbuh  dengan  berbagai  macam  bentuk  teknologi automasi. Salah satunya bidang aviasi  yaitu pesawat  udara tanpa awak atau biasa disebut  dengan singkatan Unmanned  Aerial  Vehicle (UAV),  UAV  merupakan  sebuah  robot  terbang  yang  dapat dioperasikan dengan/tanpa pilot. Perkembangan teknologi UAV saat ini sangat pesat dan terintegrasi seiring berkembangnya ilmu pengetahuan dalam bidang kedirgantaraan. UAV dapat dikendalikan secara manual maupun autonomous (dengan komputer ) [2] .
Ada beberapa jenis dan tipe dari UAV yang secara umum terbagi menjadi dua yaitu multirotor dan fixed  wing. Jenis multirotor dibedakan  berdasarkan  jumlah  motor  yang  terdapat  pada drone tersebut. Penggunaan quadcopter atau empat motor sangat populer dan merupakan jenis yang umum digunakan dalam penelitian di dalam maupun di luar ruangan. Saat ini secara luas perkembangan multirotor menggunakan  lebih  dari  empat  motor  sedang  banyak  dilakukan  salah  satunya  adalah hexacopter yang menggunakan enam motor. Hexacopter memiliki beberapa keunggulan dibanding quadcopter yaitu daya tahan ( endurance ) terbang lebih lama dan dapat mengangkat pay-load yang lebih besar karena memiliki jumlah motor yang lebih banyak [7].
Hexacopter merupakan  sistem  yang nonlinear,  multivariabel dan  dinamis  sehingga perancangan sistem kendali serta kestabilannya akan menjadi tantangan dan fokus penelitian utama pada perkembangan hexacopter [3].
Beberapa  penelitan  sebelumnya  telah  dilakukan  perancangan Proportional-Integral- Derivative (PID) untuk menjaga attitude pada UAV, diterapkan pada multicopter jenis quadcopter dan  kebanyakan  pemodelan  UAV  dilakukan  menggunakan  pemodelan  fisika.  Hasil  yang ditunjukkan  adalah  permasalahan  osilasi  berlebih  pada  respon  sistem  sehingga  mempengaruhi stabilitas hexacopter ketika melakukan gerak translasi. Salah satu kriteria sebuah kontrol stabilitas dikatakan baik ialah quick response , jika terjadi rapid  response maka itu adalah penyebab osilasi berlebih pada respon sistem dan osilasi adalah permasalahan pada stabilitas hexacopter [6]. Penelitian  tentang  pemodelan  salah  satunya  adalah  metode black-box  modeling dimana terdapat sebuah pemodelan Autoreggresive Moving Average Exogeous (ARMAX) . Keunggulan dari pemodelan  ARMAX  adalah  hasil  data  yang  didapatkan  untuk  pemodelan  sistem  memiliki  nilai fitness/ kecocokan yang besar terhadap sistem aktualnya [8] Perancangan sistem pengendalian stabilitas attitude hexacopter meliputi dua aspek utama yaitu desain PID dan identifikasi model. Identifikasi model sistem dilakukan menggunakan metode Autoregressive  Moving  Average  eXogenous (ARMAX).  Penelitian  ini  dilakukan  untuk mendapatkan dan menganalisis hasil respon sistem menggunakan metode kontrol PID dengan judul Perancangan Sistem Pengendalian Menggunakan Kontroler PID ( Proportional-Integral-Derivative) pada Gerakan Pitch dan Roll untuk Stabilitas Attitude Hexacopter.

## 2. METODOLOGI PENELITIAN
Penelitian  ini  merupakan  hasil  dari  studi  kasus  Asmawarman Team yaitu  salah  satu  penggiat pengembangan  UAV  di  Kalimantan.  Hasil  perancangan drone hexacopter dalam  Kontes  Robot  Tebang Indonesia (KRTI) tahun 2019. Berikut beberapa tahapan yang dilakukan dalam penelitian ini:

## 2.1. Studi Literatur
Tahap  ini  dilakukan  proses  pencarian  serta  pengkajian  literatur  baik  berupa  hasil  penelitian maupun  buku  yang  berkaitan  guna  membantu  penyelesaian  penelitian  tugas  akhir.  Proses  studi literatur  menitik  beratkan  pencarian  dan  pengkajian  pada  materi  seputar drone  hexacopter [8], Proportional-Integral-Derivative (PID), Black-Box  Modeling  Autoregressive  Moving  Average Exogenous (ARMAX) [4], Mission Planner (MP) [1], dan Metode Ziegler-Nichols [10] serta Respon Sistem.

## 2.2. Perancangan Alat
Tahap  ini  dilakukan  proses  perancangan drone hexacopter. Pembuatan hexacopter dimulai dengan  perancangan frame kemudian  pemilihan  komponen-komponen  pendukung  dari  sistem maupun elektrik. Perancangan drone sepenuhnya dilakukan oleh team .
Gambar 1. Desain dan Dimensi Tampak Depan
Gambar 2. Desain dan Dimensi Tampak Atas
Gambar 3. Prototype Drone Hexacopter

## 2.3. Pengambilan Data
Data drone hexacopter berupa sudut perintah drone ( pitch dan roll ) dan sudut aktual ( pitch dan roll ) drone dengan melakukan  uji terbang. Uji terbang menggunakan remote control dalam flight mode  autonomous untuk  mempertahankan  ketinggian  agar  menghindari human  error selama terbang.  Selanjutnya  mengunduh  data  dari flight  controller ke  laptop  dengan  aplikasi Mission Planner (GCS). Data berupa nilai Pulse Width Modulation (PWM) pada sudut pitch dan roll . Data tersebut direkam oleh sistem black-box pada flight controller pixhawks selama drone terbang .

## 2.4. Pemodelan Sistem
Pemodelan sistem adalah tahapan dalam melakukan perancangan sistem, meliputi 3 tahap yaitu identifikasi  sistem hexacopter lalu  pemodelan  sistem black-box  ARMAX [4].  Setelah  pemodelan dilakukan  perancangan  kontroler  PID  menggunakan  metode Ziegler-Nichols [10].  Gambar  3 menunjukan  proses coding pada  tahap  pemodelan  sistem black-box ARMAX  dan  hasil  yang didapatkan ialah transfer fungsi  dari  tiap gerakan serta nilai fit /kecocokan hasil estimasi software terhadap data yang diperoleh. Line coding tidak ditampilkan seutuhnya untuk privasi penelitian.

## 2.5. Simulasi
Tahap simulasi adalah proses pengujian kontroler PID yang telah dibuat. Pengujian dilakukan secara simulasi menggunakan software . Simulasi dikatakan sesuai jika menunjukan hasil maksimal pada salah satu penggunaan kontroler P, PI, maupun PID.

## 2.6. Analisis dan Pembahasan
Analisis  dan  pembahasan  dilakukan  setelah  mendapat  hasil  dari  simulasi  sistem default. Analisis yang dilakukan adalah analisis respon guna mencari parameter PID terbaru terhadap PID default. Analisis dilakukan dengan melihat nilai parameter PID rancangan [9].

## 3. HASIL DAN PEMBAHASAN
Berikut  hasil  dan  analisis  pembahasan  pada  penelitian  Perancangan  Sistem  Pengendalian Menggunakan Kontroler PID pada Gerakan Pitch dan Roll untuk Stabilitas Attitude Hexacopter .

## 3.1. Hasil Pengambilan Data
Proses  pengambilan  data  dilakukan  secara  langsung  dengan  menerbangkan hexacopter dan melakukan gerak attitude khususnya gerakan roll dan pitch . Proses perekaman data dilakukan secara real-time oleh flight  controller kemudian  ditransmisikan  menggunakan telemetry ke  laptop. Ketelitian perolehan data ialah 1 data per 1/10 detik. Sehingga 1 detik didapatkan 10 data. Total data yang diperoleh ialah 79076 data gerak attitude . Data yang diperoleh berupa sudut perintah sebagai input dan sudut aktual sebagai output , kemudian data diolah menggunakan excel, berikut Tabel 1:
Tabel 1. Hasil Pengambilan Data
ROLL PITCH YAW No Desired ( 0 )
Aktual ( 0 ) Desired ( 0 ) Aktual ( 0 ) Desired ( 0 ) Aktual ( 0 ) 1 -0,53 -0,53 2,24 2,24 266,25 266,26 2 -0,52 -0,52 2,24 2,24 266,25 266,26 3 -0,52 -0,52 2,25 2,25 266,25 266,26
ROLL PITCH YAW No Desired ( 0 ) Aktual ( 0 ) Desired ( 0 ) Aktual ( 0 ) Desired ( 0 ) Aktual ( 0 ) 4 -0,52 -0,52 2,25 2,25 266,25 266,26 5 -0,52 -0,52 2,25 2,25 266,25 266,26 - - - - - - - 79073 -1,62 -0,91 0,39 1,25 279,53 275,64 79074 -1,62 -0,92 0,4 1,25 279,53 275,64 79075 -1,62 -0,92 0,41 1,24 279,53 275,64 79076 -1,63 -0,92 0,41 1,24 279,53 275,65
Gambar  4  dan Gambar  5  menunjukan grafik hasil  pengambilan data gerakan pitch dan roll . Trend dengan grafik signifikan menunjukan waktu pengambilan data gerakan tersebut.
Gambar 4. Grafik Data Gerakan Pitch
Gambar 5. Grafik Data Gerakan Roll
Data yang berjumlah 79076 itu kemudian dipisahkan dan dipilih sesuai  waktu  pengambilan data gerakan. Blue line merupakan sudut yang diinginkan dan orange line merupakan sudut aktual dari hexacopter .  Hasil  pemisahan  grafik  data  ini  selanjutnya  akan  digunakan  untuk  melakukan pemodelan sistem dan simulasi untuk mendapatkan parameter PID terbaru. Berikut Gambar 6 dan Gambar 7 menunjukan grafik data gerakan:
-20 -10 0 10 20 1 2 9 31 5 8 61 8 7 91 11 721 1 4 65 1 1 7 58 1 2 0 51 1 2 3 44 1 2 6 37 1 29 301 3 2 23 1 3 5 16 1 3 8 09 1 4 1 02 1 4 3 95 1 4 6 88 1 49 811 5 2 74 1 5 5 67 1 5 8 60 1 6 1 53 1 6 4 46 1 6 7 39 1 70 321 7 3 25 1 7 6 18 1 Su d u t ( 0 ) Waktu (1/10s) Desired Aktual
Gambar 6. Grafik Data Pitch
Gambar 7. Grafik Data Roll

## 3.2. Pemodelan Sistem
Hasil  pemodelan  sistem  yang  didapatkan  setelah  proses coding menggunakan engineering tools ARMAX  menunjukan  nilai  transfer  fungsi  gerakan pitch dan  roll  dan  nilai fit/ kecocokan pemodelan terhadap data sesungguhnya sebagai validasi. Berikut hasilnya:

## 3.2.1. Pemodelan Sistem Gerakan Pitch
Berikut  hasil  pemodelan  sistem  untuk  gerakan pitch menggunakan engineering  tools ARMAX: Continuous-time ARMAX model :  A(s)y(t) = B(s)u(t) + C(s)e(t) A(s) = s 3 + 6,365 s 2 + 9,111 s + 0,2635 B(s) = 0,8843 s 2 + 7,556 s + 0,1826 C(s) = s 3 + 17,07 s 2 + 56,71 s + 82,92
Transfer Fungsi Pitch = 0,8843 𝑠 2 + 7,556 𝑠 + 0,1826 𝑠 3 + 6,365 𝑠 2 + 9,111 𝑠 + 0,2635 (1)
Transfer fungsi (TF) untuk gerakan pitch telah didapatkan, TF berbentuk fungsi laplace agar dapat meramal respon sistem sampai waktu tak hingga. TF berorde tinggi yaitu ditunjukan dari nilai s berpangkat  lebih  dari  2,  hal  ini  disebabkan  sifat hexacopter yang non-liner,  multivariable dan dinamis. Setelah TF didapat, kemudian hasil fit pemodelan dilihat untuk menentukan apakah model sistem  yang  dihasilkan  dapat  digunakan  untuk  merancang  kontroler  PID  terbaru. Gambar  8 menunjukan nilai fit :
Gambar 8. Grafik Nilai Fit Sistem Gerakan Pitch
Gambar 8 menunjukan nilai fit/ kecocokan pemodelan terhadap data percobaan dimana nilai fit sebesar  80,52%. Grey  line adalah  data pitch pada  Gambar  6  dan blue  line adalah  Nilai  TF  hasil simulasi. Hasil nilai fit dari model sistem gerakan pitch baik untuk melakukan desain kontroler PID ketahap selanjutnya [9].

## 3.2.2. Pemodelan Sistem Gerakan Roll
Berikut  hasil  pemodelan  sistem  untuk  gerakan pitch menggunakan engineering  tools ARMAX: Continuous-time ARMAX model :  A(s)y(t) = B(s)u(t) + C(s)e(t) A(s) = s 3 + 29,93 s 2 + 9,311 s + 0,3051
B(s) = -18,46 s 2 + 9,792 s + 0,2267 C(s) = s 3 + 47,28 s 2 + 339,5 s + 127,3
Transfer Fungsi Roll = −18,46 𝑠 2 +  9,792 𝑠  +  0,2267 𝑠 3 +  29,93 𝑠 2 +  9,311 𝑠  +  0,3051
Transfer  fungsi  (TF)  untuk  gerakan roll telah  didapatkan,  hasil  yang  didapat  sama  halnya dengan gerakan pitch . TF berorde tinggi yaitu ditunjukan dari nilai s berpangkat lebih dari 2, hal ini disebabkan  sifat hexacopter yang non-liner,  multivariable dan  dinamis. Setelah  TF  didapat, kemudian hasil fit pemodelan dilihat untuk menentukan apakah model sistem yang dihasilkan dapat digunakan untuk merancang kontroler PID terbaru. Gambar 9 menunjukan nilai fit :
Gambar 9. Grafik Nilai Fit Sistem Gerakan Roll
Sama halnya dengan gerakan pitch. Gambar 9 menunjukan nilai fit pemodelan sistem terhadap data percobaan dimana nilai fit sebesar 70,37%. Grey line adalah data roll pada Gambar 7 dan blue line adalah  Nilai  TF  hasil  simulasi.  Hasil  nilai fit dari  model  sistem  gerakan pitch baik  untuk melakukan desain kontroler PID ketahap selanjutnya berdasar penelitian terdahulu [9].

## 3.3. Simulasi Model Sistem Gerakan Pitch
Simulasi  ini  menggunakan  sistem open  loop . ARMAX  sudah  mewakili  keseluruhan  sistem gerakan pitch hexacopter yang sebenarnya memiliki sistem close loop . Transfer function yang telah didapatkan  dari  hasil  simulasi coding digunakan  dalam  simulasi  sistem.  Berikut  Gambar  10 menunjukan diagram blok simulasi dan Gambar 11 menunjukan hasil respon sistem pitch :
Gambar 10. Diagram Blok Gerakan Pitch

## Gambar 11. Respon Sistem Gerakan Pitch
Simulasi respon sistem dilakukan selama 200 detik. Grafik respon sistem tidak sampai pada set  point yaitu  1  tetapi  hanya  sampai  0,6944  walaupun rise-time sistem  cukup  baik.  Waktu  yang dibutuhkan sistem agar stabil cukup lama untuk sampai pada titik 0,6944 yaitu lebih dari 140 detik. Respon sistem yang dihasilkan memiliki nilai antara lain:
1. Nilai Overshoot sebesar 19,880%
2. Nilai Rise-Time sebesar 0,728 detik
3. Nilai Settling Time sebesar 0 detik karena tidak mencapai set point Hasil respon sistem PID default memiliki overshoot yang cukup besar, akibatnya ialah terjadi osilasi sebesar nilai overshoot setelah melakukan gerakan pitch yang dapat berakibat fatal. Rise-time yang dihasilkan sangat  cepat sehingga perubahan sudut drone ketika melakukan gerakan menjadi sangat  cepat,  akibatnya  berpengaruh  pada  peningkatan  nilai overshoot .  Selanjutanya  nilai  akhir sistem tidak mencapai set  point . Hasil respon sistem ini tidak optimal dan belum dapat membuat sistem untuk gerakan pitch stabil.
Hasil  di  atas  merupakan  nilai  dari  respon  sistem  untuk  gerakan pitch menggunakan  PID default/ belum dilakukan perancangan kontroler PID baru.
PID Default P= 0,225 I = 0,195 D = 0,033

## 3.4. Simulasi Model Sistem Gerakan Roll
Simulasi ini sama halnya dengan gerakan pitch yaitu menggunakan sistem open loop. transfer fungsi dari gerakan roll yang didapat menggunakan ARMAX sudah mewakili keseluruhan sistem hexacopter untuk  gerak roll ,  dimana  sistemnya  berbentuk close  loop .  Berikut  Gambar  12 menunjukan diagram blok simulasi dan Gambar 13 menunjukan hasil respon sistem roll :
Gambar 12. Diagram Blok Gerakan Roll

## Gambar 13. Respon Sistem Gerakan Roll
Simulasi respon sistem dilakukan selama 200 detik. Grafik respon sistem tidak sampai pada set  point yaitu  1  tetapi  hanya  sampai  0,7519  walaupun overshoot sempat  melewati set  point . Kemudian  waktu  yang  dibutuhkan  sistem  untuk  stabil  cukup  lama  agar  sampai  pada  titik  0,7519 (titik stabil) yaitu lebih dari 100 detik. Hal ini disebabkan tidak maksimalnya kontroler PID untuk gerakan roll . Respon sistem yang dihasilkan memiliki nilai antara lain ialah:
1. Nilai Overshoot sebesar 24,375%
2. Nilai Rise-Time sebesar 3,608 detik
3. Nilai Settling Time sebesar 0 detik karena tidak mencapai set point
Hasil respon sistem PID default memiliki overshoot yang cukup besar, akibatnya ialah terjadi osilasi sebesar nilai overshoot setelah melakukan gerakan pitch yang dapat berakibat fatal, salah satu penyebabnya juga karena gerakan roll menggunakan 3 motor untuk melakukan translasi sedangkan gerakan pitch menggunakan  2  motor. Rise-time yang  cukup  besar  mempengaruhi  kecepatan perubahan  sudut drone ketika  akan  melakukan  gerakan,  akibatnya drone kurang  tangkas  dalam bergerak.  Kemudian  sama  halnya  dengan pitch ,  nilai  akhir  tidak  mencapai set  point .  Sistem menggunakan PID default belum optimal dalam menjaga stabilitas gerakan Hexacopter . Hasil di atas merupakan nilai dari respon sistem gerakan roll menggunakan PID default /belum dilakukan perancangan kontroler PID baru. Tahap selanjutnya adalah Perancangan Kontroler PID menggunakan metode Ziegler-Nichols (ZN) pada hasil tiap respon sistem gerak attitude .

## 3.5. Perancangan Kontroler PID dan Analisis
Perancangan kontroler PID untuk gerakan pitch dan roll mengacu pada grafik respon sistem berturut-turut  pada  Gambar  11  dan  Gambar  13.  Metode  perancangan  kontroler  PID  baru  ialah Ziegler-Nichols tipe 1 karena grafik respon sistem kedua gerakan berbentuk kurva tangensial. Grafik
PID Default
P= 0,225 I = 0,195 D = 0,033
respon sistem yang dihasilkan setiap gerakan kemudian dilakukan pencarian nilai L dan T dengan metode ZN tipe 1 seperti pada Gambar 14:
Gambar 14. Perolehan Parameter/Nilai L dan T pada Kurva Sumber: Modern Control Engin eering [5]
3.5.1. Perancangan dan Analisis Kontroler Pitch
Berikut nilai T dan L yang diperoleh dari hasil respon sistem default gerakan pitch : T = 0,548 L = 0,28
Hasil nilai T dan L yang telah didapat kemudian digunakan untuk mencari parameter kontroler PID gerakan pitch mengacu persamaan rumus pada Tabel 2 berikut:
Tabel 2. Rumus Parameter Metode ZN Tipe 1
Tipe Kontroler p K i  d 
P T
L ∞ 0 PI 0,9 𝑇 𝐿 𝑇 0,3𝐿 0 PID 1,2 𝑇 𝐿 2L 0,5L
Sumber: Modern Control Engineering [5]
Nilai parameter diperoleh setelah dilakukan perhitungan menggunakan nilai T dan L seperti pada  Tabel  2  dan  menunjukan  hasil  yang  maksimal  pada  penggunaan kontroler  PI dibanding menggunakan kontroler P dan PID. Berikut nilai parameter K p dan i  yang didapat:
K p = 1,762 i  = 0,933
Nilai parameter yang dihasilkan untuk gerakan pitch menunjukan perbedaan yang signifikan dibanding  PID default Hasil  pemodelan  sistem  dengan  kontroler  PID  rancangan  ini  selanjutnya dapat  disimulasikan  dan  dilihat  perbandingan  respon  sistem  sebelum  dan  sesudah  perancangan kontroler.  Pemodelan  sistem  kontroler  rancangan  untuk  gerakan pitch ditunjukan  oleh  gambar Gambar 15:
Gambar 15. Diagram Blok Pemodelan Sistem Pitch
3.5.2. Perancangan dan Analisis Kontroler Roll
Berikut nilai T dan L yang didapatkan dari hasil respon sistem gerakan roll : T = 0,26 L = 0,193 Hasil  nilai  T  dan  L  yang  telah  didapat,  digunakan  untuk  mencari  parameter  kontroler  PID untuk gerakan roll mengacu persamaan rumus pada Tabel 2 diatas. Nilai parameter setelah dilakukan perhitungan  nilai  T  dan  L  menunjukan  hasil  yang  maksimal  pada  penggunaan kontroler  PI dibanding menggunakan kontroler P dan PID. Berikut nilai parameter K p dan i  yang didapat:
K p = 1,2165 i  = 0,643
Nilai  parameter  yang  dihasilkan  untuk  gerakan roll menunjukan  perbedaan  yang  cukup signifikan  dibanding  PID default .  Hasil  Pemodelan  sistem  gerakan roll ini  selanjutnya  dapat disimulasikan  untuk  melihat  perbandingan  respon  sistem  sebelum  dan  sesudah  perancangan kontroler. Gambar 16 menunjukan diagram blok pemodelan sistem dengan kontroler rancangan:
Gambar 16. Diagram Blok Pemodelan Sistem Roll
Respon sistem gerakan pitch dan roll sebelum dilakukan perancangan kontroler menunjukan nilai respon yang kurang baik karena memiliki settling time yang sangat tidak maksimal atau waktu yang dibutuhkan sistem untuk stabil disekitar nilai set point . Salah satu peran utama kontroler ialah harus dapat membuat sistem mencapai set point atau nilai yang diinginkan . Jika kehadiran kontroler tidak  dapat  melakukan  hal  tersebut  maka  tidak  ada  baiknya  menggunakan  kontroler.  Hasil perancangan kontroler PID untuk gerakan pitch dan roll pada penelitian selanjutnya dapat dilakukan simulasi perbandingan respon sistem sebelum dan sesudah perancangan kontroler guna mengetahui sejauh  mana  kemampuan  perancangan  kontroler  PID  dalam  mempertahankan  stabilitas attitude Hexacopter .

## 3. KESIMPULAN
Kesimpulan  yang  dapat  ditarik  dari  penelitian  Perancangan  Sistem  Pengendalian  Menggunakan Kontroler PID pada Gerakan Pitch dan Roll untuk Stabilitas Attitude Hexacopter ialah :
1. Mendapatkan  parameter  kontroler  PID  untuk  gerakan pitch dan roll pada hexacopter dilakukan dengan pengambilan data, pemodelan sistem  dan simulasi , mencari  parameter PID.  Nilai  parameter  yang  didapat  untuk  gerakan roll ialah  Kp  sebesar  1,2165  dan  Ki sebesar 0,643. Nilai parameter yang didapat untuk gerakan pitch ialah Kp sebesar 1,762 dan Ki sebesar 0,933.
2. Hasil  respon sistem dari  kontroler PID default menunjukan nilai  yang tidak optimal dan tidak dapat membuat sistem stabil untuk gerakan roll maupun gerakan pitch .

## DAFTAR PUSTAKA
[1] Adi Susila Putera & Fatwa Ramdani. 2017. “Software Testing by Standard Software Metrics Method; Study Case “Mission Planner” as UAV Ground Station Software.”. e-ISSN: 2289- 8131 Vol. 10, 1-8. Malang: Universitas Brawijaya.
[2]  Artale V., C.L.R. Milazzo dan A. Ricciardello. 2013, “Mathematical Modeling of Hexacopter . ” Mathematical Sciences Vol. 7, 2013, no. 97, 4805 – 4811.
[3] Baldeón,  J.,  et  al.  (2016),  “ Control  for  Hexacopters:  A  Sliding  Mode  Control  and  PID Comparison. ” Rev. Téc. Ing. Univ. Zulia . Vol. 39, No. 3.
[4] Kugelberg, I., (2016). Black-Box Modeling and Attitude Control of a Quadcopter in Master of Science Thesis in Electrical Engineering , Linkoping University.
[5] Ogata, K., (2010). Modern Control Engineering 5 th Edition. New Jersey: Pearson Education , Inc.
[6] Rahaja, et  al. 2017. “Hovering  Control of Quadrotor Based on Fuzzy Logic ”. International
Journal of Power Electronics and Drive System (IJPEDS). ISSN: 2088-8694. Vol. 8, No. 1. Institute of Advanced Engineering and Science.
[7] Suprapto, et al. 2017. Design and Development of Heavy-Lift Hexacopter for Heavy Payload. Direktorat Riset dan Pengabdian Masyarakat (DRPM).
[8] Tobias  Magnusson.  (2014). Attitude  Control  of  a  Hexarotor .  Department  of  Electrical Engineering. Sweden: Linköpings universitet.
[9] Vanin, Matteo. (2013). Modeling, Identification and Navigation of Autonomous Air Vehicle in Tesi  in Laurea Magistrale .  Dipatimento di Ingegneria Dell ’Informazione. Universit`a degli Studi di Padova.
[10]  Zefang, He, Long Zhao. 2014. “A Simple Attitude Control of Quadrotor Helicopter Based on Ziegler-Nichols  Rules  for  Tuning  PD  Parameters”. The  Scientific  World  Journal .  Beijing: Hindawi Publishing Corporation.