DESAIN DAN IMPLEMENTASI FLIGHT CONTROLLER DENGAN IMU 6-DOF DAN METODE QUATERNION UNTUK APLIKASI AERO ROBOT (DESIGN AND IMPLEMENTATION OF FLIGHT CONTROLLER USING IMU 6-DOF AND QUATERNION METHOD FOR AERO ROBOT APPLICATION)
Nurmajid Setyasaputra Balai Penginderaan Jauh Parepare, LAPAN e-mail: nurmajid.setyasaputra@gmail.com

## ABSTRACT
Aero  Robot  or  Unmanned  Aerial  Vehicle  (UAV)  is  increasingly  popular  among researchers around the world for its flexibility and ability to perform a mission, as did surveillance on the border, taking aerial photographs in remote area, the identification of damage the disaster area, an others. The main advantage of the UAV is able to reach difficult and dangerous areas without endangering the lives of pilot. In a UAV such as quadrotor,  one  requires  an  electronic  device  that  measures  and  reports  speed, orientation, and gravitational forces by a combination of accelerometer and gyroscope in Inertian Measurement Unit (IMU), which has 6-DOF (Degreee of Freedom) comprising of the 3-axis accelerometer and the 3-axis gyroscope. Therefore, it requires a device which measures, reports, and does some feedback in order to do a balancing to the quadrotor. The solution is to design and implement a flight controller. In this occasion a research is  done  by  combining  an  accelerometer  and  a  gyroscope  to  balance  the  quadrotor attitude  using  Quaternion  Filter  in  view  of  obtaining  a    consistency  of  the    quadrotor stability  on  the slope parameter  pitch  and  roll  attitude  angle. The results  have shown that both the sensor and the quaternion approach have worked well and fit.
Keyword: IMU, Quadrotor, Flight Controller, Quaternion

## ABSTRAK
Aero  Robot  atau Unmanned  Aerial  Vehicle (UAV)  semakin  populer  di  kalangan peneliti  seluruh  dunia  atas  fleksibilitas  dan  kemampuan  untuk  melakukan  sebuah misi,  seperti  melakukan  pengawasan  di  daerah  perbatasan,  mengambil  foto  udara  di daerah  terpencil,  identifikasi  kerusakan  daerah  bencana,  dan  lain-lain.  Keuntungan dari UAV utamanya adalah dapat menjangkau daerah yang sulit dan berbahaya tanpa membahayakan  nyawa  pilot.  Pada  UAV  seperti  jenis  quadrotor  dibutuhkan  sebuah perangkat  elektronik  yang  mengukur  dan  melaporkan  kecepatan,  orientasi,  dan  gaya gravitasi dengan kombinasi akselerometer dan giroskop yaitu Inertial Measurement Unit (IMU) yang minimal memiliki 6 DOF ( Degree of Freedom ) yaitu 3-axis akselerometer dan 3-axis giroskop. Oleh karena itu, dibutuhkan sebuah perangkat yang dapat digunakan untuk  mengukur,  melaporkan,  dan  melakukan  umpan  balik  agar  dapat  melakukan penyeimbangan  pada  quadrotor.  Solusinya  adalah  dengan  mendesain  dan implementasi sebuah flight controller . Pada kesempatan ini dilakukan penelitian dengan mengkombinasikan  akselerometer  dan  giroskop  untuk  menyeimbangkan  sikap quadrotor  dengan  menggunakan  Quaternion  untuk  konsistensi  kestabilan  quadrotor pada  parameter  kemiringan  sudut  sikap pitch dan roll .  Hasil  penelitian  telah menunjukkan sensor dan quaternion telah bekerja dengan baik dan sesuai.
Kata kunci: IMU , Quadrotor, Flight Controller, Quaternion

## 1  PENDAHULUAN

## 1.1 Latar Belakang
Seiring  perkembangan  teknologi telekomunikasi  dan  dirgantara  dapat menghasilkan  suatu  teknologi  yang menggabungkan  antara  informasi  suatu keadaan  lokasi  tertentu  dengan  tingkat jelajah tinggi yaitu melalui udara dengan ilmu  dirgantara  melalui  pesawat  tanpa awak  atau  dikenal  dengan  UAV.  Ada beberapa  jenis  UAV,  yaitu fixed wing , rotary  wing, dan glider. UAV fixed wing memiliki  kecepatan  dan  efisiensi  energi yang  besar,  namun  manuverabilitasnya kecil.  UAV  jenis rotary  wing efisiensinya lebih  kecil,  namun  dengan  kemampuan Vertical Take Off - Landing (VTOL)  dan kemampuan  melayang  statis,  jenis  ini memiliki  manuverabilitas  yang  baik. Dalam  jenis rotary  wing ,  tipe  yang sedang  berkembang  adalah  multi  rotor. Sedangkan  jenis glider yang  tidak memerlukan  sumber  tenaga  sehingga gaya angkatnya dari pergerakan ke atas. Tipe multi rotor seperti quadrotor kekinian lebih  dipilih  untuk  dikembangkan dibandingkan  helikopter  karena  dengan rotor  yang  lebih  banyak,  baling-baling masing-masing  rotor  lebih  kecil,  torsi yang dibutuhkan lebih kecil.
Banyak  peneliti  yang  telah  dan akan  mengembangkan  aplikasi  pada UAV  quadrotor  ini,  seperti  aplikasi obstacle avoidance ,  kontrol  posisi  3D, hingga  pengujian  algoritma  tertentu untuk  melakukan  berbagai  manuver seperti  pengambilan  foto  udara  atau sampel  udara.  Di  dunia  internasional, sudah  ada  beberapa  universitas  yang telah memiliki platform penelitian quadrotor  untuk  pengujian  penelitian di bidang  UAV,  seperti  dimulai  di  Stanford University  dengan  STARMAC  yang  telah melakukan pengujian stabilitas gangguan aerodinamis.  Hal  ini  menunjukkan besarnya perhatian peneliti internasional dalam  pengembangan  UAV  berjenis quadrotor.  Sedangkan  di  Indonesia, belum  banyak  quadrotor  yang  khusus dibuat  sebagai  platform  pengujian aplikasi UAV seperti survey , surveillance ,
dan remote  sensing .  Baru  beberapa Perguruan Tinggi yang membuat quadrotor,  tetapi Flight  Controller (FC) yang  digunakan  masih  tergolong  modul mahal  dan  belum  terlalu  stabil.  Oleh karena itu, dibutuhkan suatu sistem FC yang  dibuat  sendiri  dengan  memanfaat- kan  sensor  IMU  berupa  akselerometer dan  giroskop.  Sensor  akselerometer  dan giroskop  digabungkan  dengan  metoda Quaternion  untuk  mendapatkan  nilai estimasi sudut kemiringan dari quadrotor  dan  menjadi  umpan  balik untuk  kontrol  keseimbangan  sikap. Penelitian ini merupakan kelanjutan dari tugas  akhir  dengan  penelitian  lanjutan pada metode Quaternion.

## 2 LANDASAN TEORI

## 2.1 Quadrotor
Quadrotor memiliki beberapa varian,  tetapi  disini  dibahas  quadrotor yang  berjenis  plus  (+).  Yaitu  quadrotor yang  memiliki  4  motor  dan  baling- baling/ propeller yang memiliki head dan tail pada  motornya.  Berikut  merupakan detail dari desain quadrotor yang dibuat.

## 2.1.1 Skema dasar quadrotor
Pada  Gambar  2-1  menunjukkan gambar quadrotor dalam keadaan melayang  ( hovering ). Quadrotor memiliki empat  buah  motor  yang  menggerakkan baling-baling  sebagai  penggerak  utama. Motor-motor  tersebut  bergerak  dengan kecepatan  independen  dengan  arah putar dua motor berseberangan memiliki arah  yang  sama.  Bila  dimisalkan  M adalah kecepatan putar motor, maka M f , M r ,  M b ,  dan  M l menggambarkan kecepatan  motor  satu  hingga  empat. Keempat  motor  ini  menghasilkan  gaya dorong ke aras yang berfungsi mengangkat quadrotor.
2.1.2 Pergerakan dasar quadrotor
Walaupun quadrotor hanya memiliki  empat  buah  motor  sehingga tidak  mungkin  untuk mencapai  titik set point yang diinginkan untuk semua jenis pergerakan.  Quadrotor  hanya  bisa
merealisasikan  empat  jenis  pergerakan secara langsung seperti di Gambar 2-2.
Gambar 2-1: Skema  Dasar  Quadrotor  [Raza, Syed Ali dan Wail Gueaieb]
Gambar 2-2: Gerakan  Dasar  Quadrotor  [Raza, Syed Ali dan Wail Gueaieb]
 Heading / Throttle/Altitude
Pergerakan  ini  dilakukan  dengan  cara menambah atau menurunkan kecepatan masing-masing motor dengan besar yang sama  yang  mengakibatkan altitude quadrotor meningkat, sehingga quadrotor  melakukan  percepatan  naik atau turun.
 Yaw (menggeleng) Perintah yaw direalisasikan dengan cara mempercepat (atau memperlambat) putaran motor depan dan belakang serta memperlambat (atau mempercepat) putaran  motor  kiri  dan  kanan.  Dari perbedaan  kecepatan  ini  menghasilkan torsi  dengan  arah  putar  pada  sumbu  Z sebagai referensi.
 Pitch (mengangguk)
Pergerakan  pitch  hampir  sama  dengan pergeran  roll,  dimana    pergerakan  pitch direalisasikan dengan mempercepat (atau  memperlambat)  putaran  motor depan dan memperlambat (atau mempercepat)  putaran  motor  belakang.
Perbedaan  ini  menimbulkan  torsi  yang memiliki arah putar pada sumbu Y.
 Roll (berputar)
Pergerakan roll dilakukan  dengan  cara meningkatkan (atau menurunkan) kecepatan putar motor kiri dan menurunkan (atau menaikan) kecepatan putar motor kanan. Perbedaan kecepatan putar  ini  menghasilkan  torsi  yang memiliki arah putar pada sumbu X.
2.2 Inertial Measurement Unit (IMU)
Inertial  Measurement  Unit (IMU) adalah  perangkat  elektronika  yang mampu  mengukur  dan  melaporkan kecepatan,  orientasi,  dan  gaya  gravitasi menggunakan
kombinasi dari
akselerometer  dan  giroskop  yang  sering digunakan pada kendaraan udara untuk bermanuver termasuk UAV dan kendaraan  luar  angkasa  seperti  satelit. [http://en.wikipedia.org/wiki/Inertial_m easurement_unit, 2013]. Adapun sensor- sensor yang akan digunakan untuk IMU dalam  penelitian  ini  adalah  ADXL345 untuk  3-axis  akselerometer  dan  ITG- 3200 untuk 3-axis giroskop.
Gambar 2-3: Gambaran  6-DOF  ( Degree  of
Freedom ) [http://en.wikipedia. org/wiki/Six_degrees_of_freedom,
2013]

## 2.2.1 Akselerometer
Akselerometer adalah sensor yang digunakan  untuk  mengukur  akselerasi yang terjadi. Pengambaran suatu sensor akselerometer  adalah  suatu  kubus dengan  bola  pejal  di  dalamnya.  Pada keadaan diam tanpa gravitasi maka bola akan  berada  di  tengah-tengah  ruang kubus  seperti  melayang  dengan penggambarannya seperti pada Gambar 2-4.
Gambar  2-4:  Akselerometer  saat  Kondisi  Diam dan Tanpa Gravitasi [http://www. starlino.com/imu_guide.html, 2013]
Gambar 2-5: Akselerometer  saat  Kondisi  Diberi Percepatan ke Arah X+ dan Tanpa Gravitasi  [http://www.  starlino. com/imu_guide.html, 2013]
Gambar 2-6: Akselerometer  saat  Kondisi  Diam dan  Terpengaruh  Gravitasi  Bumi [http://www.  starlino.  com/imu_
guide.html, 2013] Gambar 2-7: Akselerometer saat Kondisi Dimiringkan 45 ˚ dan Terpengaruh Gravitasi Bumi Gravitasi [http://www. starlino.com/imu_ guide.html, 2013] Berdasarkan  gambaran  tersebut
dapat diketahui keadaan saat akselerometer  pada  beberapa  kondisi.
Pada  Gambar  2-5  akselerometer  diberi percepatan  ke  X+  pada  konsisi  tanpa gravitasi  yaitu  saat
Pada  Gambar  2-6  akselerometer saat  kondisi  diam  dan  ada  gravitasi bumi  yaitu  saat Pada  Gambar  2-7  akselerometer  jatuh bebas,  tetapi  berotasi  45 ˚ dan  ada gravitasi  bumi  maka .
Gambar  2-8  merupakan  peng- gambaran  akselerometer  dalam  vektor bidang.  Sensor  akselerometer  dapat digambarkan  dari  suatu  keadaan  posisi pada  suatu  titik  di  suatu  bidang  ruang dalam bentuk vektor. Posisi digambarkan dengan  nilai  vektor  yang  dimiliki  pada sumbu dan .  Tetapi  akselerometer tidak  dapat  untuk  merepresentasikan sudut  yang  dibentuk  dari  vektor  yang ada  atau  dari  berputaran  vektor  atau sumbu koordinat.
Gambar 2-8: Ruang  Vektor  Representasi  Akse- lerometer [http://www.starlino. com/imu_ guide.html, 2013] 2.2.2 Giroskop Giroskop merupakan sensor
untuk  mengukur  dan  menjaga  orientasi berdasarkan  prinsip  kerja  momentum angular.  Standar MEMS  gyroscope yang mengambil  prinsip  dari  vibrasi  suatu elemen. Micro  Electro-Mechanical  System (MEMS)  adalah  giroskop  yang  sering digunakan  pada  peralatan  elektronik. Gambar  2-9  merupakan  representasi penggambaran  giroskop  pada  ruang vektor dan sudut yang dapat digambarkan pada  setiap  perputaran  sumbu  yang
terjadi  secara  cepat  ataupun  perlahan pada waktu tertentu.
Gambar 2-9: Ruang Vektor Representasi Giroskop [http://www.starlino. com/imu_ guide.html, 2013]

## 3 PERANCANGAN DAN REALISASI
3.1 Perancangan Perangkat Keras Pada perancangan perangkat keras didesain Flight Controller (FC) yang dapat  dibagi  menjadi  desain  sistem  dan desain input-output . Adapun pada desain sistem terdiri  dari mikrokontroler, sensor IMU 6-DOF, Debug FTDI, dan RF Communication sedangkan untuk desain input-output terdiri  dari input PPM  dan sensor serta output ke ESC-BLDC.
Gambar 3-1: Desain  Sistem  FC  [Nurmajid Setyasaputra,  2013;  Nurmajid Setyasaputra dkk., 2012] Gambar 3-2: Desain Input-Output FC [Nurmajid Setyasaputra,  2013;  Nurmajid Setyasaputra dkk., 2012]

## 3.1.1 Sistem catu daya
Pada  perancangan  sistem  catu daya, sebenarnya sumber tegangan yang digunakan  untuk  sistem  berasal  dari Baterai  LiPo  12.5V  2200mAh  15C  yang telah  dikonversi  oleh  ESC  senilai  5V kemudian  dipotong  menjadi  3V3  untuk catuan  sensor,  sedangkan  nilai  5V untuk  sistem  secara  keseluruhan. Berikut  adalah  skematik  desain  catu daya yang ada dalam sistem.
Gambar 3-3: Skematik Catu Daya

## 3.1.2 Sistem mikrokontroler
Pada  perancangan  sistem  mikro- kontroler yang digunakan adalah mikrokontroler  AVR  tipe  ATmega2560- 16AU  menggunakan  XTAL  16MHz. Berikut Gambar 3-4 merupakan gambar skematik  sistem  mikrokontroler  lengkap dengan  ISP  dan  FTDI  serta  port  untuk RF module.
Gambar 3-4: Skematik sistem mikrokontroler

## 3.1.3 Blok sensor
Komposisi  dari  sensor  IMU  yang digunakan terdiri dari 3-axis
akselerometer dan 3-axis giroskop. IMU. IMU  merupakan  komponen  utama  pada UAV untuk sistem navigasi inersia. Data
yang  terkumpul  oleh  sensor  IMU memungkinkan Ground  Segment untuk mengetahu keadaan UAV sehingga dapat melakukan Self Level secara otomatis. Sensor akselerometer yang digunakan  adalah  akselerometer  3-axis jenis  ADXL345.  Sensor  ini  memiliki kemampuan  pengukuran  hingga  ±16g, sehingga sangat direkomendasikan untuk digunakan pada kendaraan udara yang  memiliki  getaran  yang  besar. ADXL345 akan mengukur dan melaporkan arah  x,  y,  dan  z  dari  quadrotor.  [Analog Device. “Datasheet  ADXL345” .  http:// analog.com]
Sensor  giroskop  yang  digunakan adalah  giroskop  3-axis  jenis  ITG-3200. Sensor  ini  memiliki  sensitivitas  14.375 LSB  per o /s  dan  skala  maksimum 2000 o /s.  ITG-3200  akan  mengukur  dan melaporkan  sikap  quadrotor  yaitu pitch , roll ,  dan yaw sesaat  serta  memberi feedback terhadap  sikap  quadrotor. [MEMS  Gyro. “Datasheet  ITG-3200” . http://invensense.com]
Pada perancangan ini juga diguna- kan rangkaian Logic Level Converter yang digunakan untuk konversi dan sikronisasi tegangan.  Yaitu  tegangan  5V  pada mikrokontroler  dengan  tegangan  3V3 pada  catuan  sensor,  sehingga  perlu sinkronisasi untuk koneksi data I 2 C.
Gambar 3-5: Sensor  IMU  6-DOF Breakout [https://www.sparkfun.com/prod ucts/1091]
Gambar 3-6: Skematik  Blok  Sensor  dan Logic
Level Converter
3.1.4 Algoritma kontrol quadrotor
Berdasarkan gerakan dasar quadrotor  yang  telah  dipaparkan,  maka dapat  dibuat  suatu  algoritma  yang menghasilkan realisasi gerakan yang lebih nyata.  Gambar  3-7  adalah  representasi diagram  untuk  manuver  dasar  pada quadrotor yang akan dikontrol.
Gambar 3-7: Acuan Diagram Manuver Dasar
 Upward  Force ( Thrust ):  total  daya angkat  adalah  penjumlahan  dari dorongan  yang  dihasilkan propeller masing-masing.
(3-1)
 Rolling  Torque :  torsi  ini  adalah  torsi yang dihasilkan akibat naiknya dorongan  dari  rotor  kiri  dan  turunnya dorongan  dari  rotor  kanan,  atau sebaliknya.
(3-2)  Pitching  Torque :  torsi  ini  adalah  torsi yang dihasilkan akibat naiknya
dorongan dari rotor depan dan turunnya dorongan  dari  rotor  belakang,  atau sebaliknya.
(3-3)
 Yawing  Torque :  torsi  ini  adalah  torsi yang  dihasilkan  akibat  torsi  dari semua putaran rotor. Rotor depan dan belakang  berputar  searah  jarum  jam (CW),  sedangkan  rotor  kiri  dan  kanan kearah  berlawanan  arah  jarum  jam (CCW). Ketidakseimbangan antara hasil  torsi  tersebut  menyebabkan quadrotor memutar di sumbu Z.
(3-4)
Gambar 3-8: Gerakan Dasar Quadrotor Berdasarkan Putaran Baling- baling  [Raza,  Syed  Ali  dan  Wail
Gueaieb]
Quadrotor dapat dikontrol dengan mengontrol  putaran  motor  dan  baling- baling.  Pengontrolan  motor  sejatinya dengan menggunakan ESC dan otomatis menggunakan  PWM  sebagai  pengaturan- nya.  Jika  dimisalkan mewakili nilai  motor  yaitu untuk
front, right, back, dan left motor .
3.2 Perancangan Perangkat Lunak BACA SENSOR MULAI INIT USART0 & 2 INIT TIMER OCR INIT SENSOR IMU INIT FILTER INIT THROTTLE QUATERNION FILTER FUZZY LOGIC CONTROL KIRIM DATA RAW, PITCH, & ROLL

## Gambar 3-9: Diagram alir sistem
Diagram  alir  pada  Gambar  3-9 merupakan  proses  kerja  pemograman yang  ada  pada  mikrokontroler.  Dimulai dengan  inisialisasi  USART0  &  2, Timer untuk  OCR  pada  PWM,  sensor  IMU, Filter, dan Throttle awal untuk inisialisasi
ESC.  Kemudian  sensor  IMU  dibaca melalui jalur I 2 C, sehingga mendapatkan data  dari  akselerometer  dan  giroskop. Kemudian data-data tersebut difilter dan dilakukan  metode  Quaternion.  Lalu dilakukan pengecekan apakah quadrotor dalam keadaan sudut yang stabil di 0 ˚ di dalam  FLC  sebagai  algoritma  kontrol kestabilan  quadrotor.  Selanjutnya  data- data  RAW  dari  IMU,  serta  sudut  dari sikap  quadrotor  berupa pitch/roll akan dikirimkan  ke  komputer.  Kemudian proses  ini  akan  diulangi  secara  terus menerus selama sistem bekerja aktif.

## 3.2.1 Perancangan quaternion
[Madgwick,  Sebastian  O.H.,  2010; Iswan  Pradiptya,  2013;  http:// www.xio.co.uk/quaternions,  2013; http://www.x-io.co.uk/open-source- imu-and-ahrs-algorithms, 2013]
Quaternion adalah susunan bilangan kompleks dalam empat dimensi yang  dapat  digunakan  untuk  mere- presentasikan orientasi dari benda tegar atau  kerangka  koordinat  dalam  ruang tiga  dimensi.  Perubahan  orientasi  dari kerangka  B  relatif  terhadap  kerangka acuan  A  dapat  diperoleh  dengan  suatu rotasi  dari  sudut  θ  terhadap didefinisikan  pada  kerangka  A.  ini merepresentasikan  secara  grafis  pada Gambar  3-10  yaitu  vektor  satuan orthogonal , , , , ,  dan
mendefinisikan  sumbu  utama  dari kerangka acuan A dan B.
Gambar 3-10: Orientasi  dari  Frame  B  dari Rotasi  Sepusat  dengan  Frame  A Sebesar  Sudut  θ  dengan  sumbu [Madgwick,  Sebastian  O.H.,
2010]
Quaternion mendiskripsikan orientasi, didefinisikan oleh persamaan  1  yaitu , ,  dan
mendefinisikan  komponen  dari  vektor satuan dalam  sumbu  x,  y  dan  z  dari frame A. Sistem notasi terdiri dari super script dan sub-script digunakan  untuk menotasikan kerangka relatif dari orientasi dan vektor. Leading sub script menotasikan kerangka yang dideskripsikan, dan super script menotasikan  kerangka  yang menjadi referensi.
mendeskripsikan orientasi dari kerangkan  B  relatif  terhadap  kerangka A,  dan adalah  vektor  yang  direpre- sentasikan  pada frame A.  aritmatika quaternion  seringkali  mengharuskan diskripsi  orientasi  dengan  quaternion sebaiknya dinormalisasikan terlebih dahulu.  Barulah  kemudian  secara konvensional secara
keseluruhan
quaternion  mendeskripsikan  orientasi dalam panjang satuan.
(3-5) Konjugat
dari quaternion, dinotasikan  dengan  tanda  *,  dapat digunakan  untuk  menukar  kerangka koordinat  relatif  yang  didekripsikan dengan  suatu  orientasi.  Sebagai  contoh, adalah  konjugat  dari dan mendeskripsikan  orientasi  dari  frame  A terhadap  frame  B.  konjugat  dari didefinisikan dengan persamaan:
(3-6)
Pada  hasil  perkalian  quaternion, dinotasikan  oleh  digunakan  untuk mendefinisikan
kumpulan operasi orientasi. Untuk dua orientasi didefinisikan  oleh dan ,  dan  hasil
transformasi berurutan dapat dituliskan dengan persamaan.  (3-7)
Untuk  dua  quaernion, dan , produk  perkalian  quaternion  dapat diselesaikan menggunakan
aturan
Hamilton.  Operasi  perkalian  quaternion tidak  bersifat  komutatif,  dimana 
(3-8)
Suatu  vektor  tiga  dimensi  dapat dirotasikan  oleh  suatu  quaternion menggunakan  hubungan  yang  nantinya dimasukkan dalam elemen agar menjadi empat elemen vektor baris.
 (3-9)
Orientasi  yang  dituliskan  oleh dapat  direpresentasikan  sebagai  matrik rotasi dengan didefinisikan.
(3-10)
Sudut  ψ,  θ,  dan  dalam  bidang penerbangan disebut sudut euler, mendeskripsikan  suatu  orientasi  dari kerangka  yang  dicapai  dengan  suatu rotasi yang berurutan, dari titik sepusat dengan kerangka acuan, sehingga dapat didefinisikan.
(3-11)
(3-12)
(3-13)
INITIALISASI RAW AKSELEROMETER & GIROSKOP INTEGRASI QUATERNION INTEGRAL FEEDBACK NORMALISASI AKSELEROMETER SUDUT EULER DENORMALISASI ESTIMASI DIREKSI
Gambar 3-11: Diagram Alir Quaternion Filter
Gambar 3-11 merupakan diagram alir  dari  pemograman  sistem  pada bagian  quaternion.  Dimulai  dengan initialisasi variabel-variabel, lalu mengambil  data  RAW  dari  pembacaan sensor.  Kemudian  dilakukan  estimasi direksi terhadap gravitasi
untuk kemudian dilakukan normalisasi. Selanjutnya data dari akselerometer dan giroskop
diintegrasikan
dengan
quaternion  dan  dilanjutkan  dengan integral.  Setelah  itu  dinormalisasi, sehingga  diperoleh  sudut  euler  dari sikap quadrotor yang diinginkan.
Sebenarnya  penamaan  quaternion  filter kurang tepat. Karena sebenarnya
quaternion  merupakan  metode  yang jauh lebih ringan dari Kalman Filter dari segi
optimasi karena hanya
menggunakan  4  variabel  kompleks, tetapi  mendekati  metode  yang  cocok untuk  media  terbang  yaitu Direction Cosine  Matrix (DCM).  Quaternion  dipilih karena alasan ini dan digunakan sebagai sensor fusion atau penggabungan sensor, sehingga  menjadi  saling  menutupi kekurangan  dari  tiap  sensor  menjadi sistem  yang  lebih  baik  untuk attitude estimation agar  dapat  memberikan informasi tentang
sikap
sudut kemiringan quadrotor.
Gambar 3-12: Diagram  blok  algoritma  quaternion filter  pada  implementasi  meng- gunakan IMU [Madgwick, Sebastian O.H., 2010]

## 3.3 Realisasi Perangkat Keras
Berikut  merupakan  desain  dan realisasi  dari  PCB Flight  Controller yang dibuat yaitu terdiri dari 2 layer PCB top- bottom yang  terbuat  dari  bahan  Epoxy/ FR4 Throughhole beserta quadrotor yang digunakan.
Gambar 3-14: Desain PCB Top Layer
Gambar 3-15: Desain PCB Bottom Layer
Gambar 3-16: PCB Flight Controller
Gambar 3-17: Quadrotor  X-230  [http://www. hobbyking.com, 2013]
4 PENGUJIAN DAN ANALISIS

## 4.1 Sensor IMU
Berikut  ini  merupakan  diagram blok  rangkaian  alat  yang  digunakan untuk pengujian sensor IMU.
Gambar 4-1: Diagram  Blok  Pengujian  Sensor IMU
Pegujian  ini  dilakukan  dengan mengirimkan  data  melalui  serial  USART pada mikrokontroler. Data diperloeh dari sensor  IMU  yang  digunakan  yaitu  data akselerometer dalam besaran g dan data giroskop  dalam  besaran  ˚/sec  dengan mengakses  komunikasi  I 2 C  (PD1  dan PD0).  Oleh  karena  itu,  diperlukan sebuah  program  untuk  membaca  data RAW  dari  sensor  IMU  dengan  akses komunikasi  I 2 C  lalu  mengirimkan  data tersebut  melalui  USART0  dan  USART2 ke notebook dengan  baudrate  9600bps 8n1 yang diprogram.
Dari  pengujian  ini,  didapatkan bahwa  sensor  IMU  yang  digunakan dapat  bekerja  sesuai  dengan  fungsinya. Yaitu flight controller dapat mengirimkan data sensor IMU sesuai dengan
spesifikasi dan fungsinya. Gambar 4-2: Hasil Pengujian Sensor

## Akselerometer
Berdasarkan  Gambar  4-2  dapat dilihat  jika  data  akselerometer  (accX, accY,  accZ)  yang  diuji  dengan  cara melakukan  hentakan  selaras  dengan sumbu  masing-masing  menghasilkan data sesuai dengan spesifikasi ADXL345 (±4g pada program yang dibuat).
Berdasarkan  Gambar  4-3  dapat dilihat  jika  data  giroskop  (gryX,  gryY, gryZ) yang diuji dengan cara melakukan
perputaran  angular  sumbu  masing- masing menghasilkan data sesuai dengan spesifikasi ITG-3200 (±2000 ˚ /s).
Gambar 4-3: Hasil Pengujian Sensor Giroskop
4.2 Pulse Width Modulation (PWM)
Berikut  ini  merupakan  diagram blok  rangkaian  alat  yang  digunakan untuk pengujian nilai PWM.
Gambar 4-4: Diagram Blok Pengujian PWM
Pegujian  ini  dilakukan  dengan melakukan  konfigurasi  pada  program timer/counter 3  dan  4  untuk  PWM. Sehingga mikrokontroler dapat terkoneksi dengan  ESC  dan  dapat  melakukan initialisasi dengan ESC. Initisalisasi ESC akan  menghasilkan  bunyi  initialisasi dan selanjutkan akan menyalakan BLDC sesuai  dengan  masukan  dari  nilai  PWM
untuk initialisasi di nilai 1000 sedangkan nyala motor di nilai 1300.
Dari  pengujian  ini,  didapatkan bahwa  PWM  yang  ada  dapat  bekerja sesuai  dengan  fungsinya.  Yaitu flight controller dapat  melakukan  initialisasi ESC  dan  menyalakan  motor  sesuai dengan  program  yang  ditanamkan. Dapat  dilihat  jika  diperoleh  nilai  PWM dengan  frekuensi  50Hz  dengan  periode 20ms. Berikut gambar sinyal PWM yang diperlukan  untuk  initialisasi  ESC  yaitu dengan duty  cycle 5% logic “1” dan 95% logic “0”  atau  biasa  disebut  dengan throttle dinilai 1000µs. Sedangkan untuk throttle supaya  BLDC  berputar  meng- gunakan nilai 1300 µs dengan duty cycle 6.5% logic “1” dan 93.5% logic “0”.
Gambar 4-5: Hasil  Pengujian  PWM  initialisasi
ESC
Gambar 4-6: Hasil Pengujian PWM throttle 1300 4.3 Pengaruh  Filter  terhadap  Data Sensor IMU
Pegujian ini dilakukan dengan cara memiringkan flight  controller dalam keadaan  mirip  seperti  sikap pitch/roll pada  sudut  tertentu  secara  berkala  dan dicek  seberapa  stabilnya  terhadap perubahan kemiringan itu sesuai program.
Dari  pengujian  ini,  diperoleh  data- data  pada  keadaan  saat  sistem  diam stabil  pada  dudukan  yang  datar.  Data- data tersebut adalah data akselerometer, giroskop,  dan  hasil  keluaran  filter sederhana serta quaternion yang menggabungkan data akselerometer dan giroskop.
Gambar 4-7: Grafik akselerometer dalam kondisi stabil
-0,2 0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1 10 19 28 37 46 55 64 73 82 91 100 109 118 127 136 145 154 163 172 181 190 199 208 217 226 235 244 253 262 271 280 289 298 307 316 325 334 g(m /s 2 ) Akselerometer accX accY accZ
Gambar 4-8: Grafik giroskop dalam kondisi stabil
Gambar 4-9: Grafik keluaran tanpa filter dalam tiap kondisi
0 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12 0,14 0,16 0,18 1 13 25 37 49 61 73 85 97 109 121 133 145 157 169 181 193 205 217 229 241 253 265 277 289 301 313 325 337 rad /sec Giroskop gryX gryY gryZ -2 -1,5 -1 -0,5 0 0,5 1 1,5 2 1 45 89 133 177 221 265 309 353 397 441 485 529 573 617 661 705 749 793 837 881 925 969 1013 1057 1101 1145 1189 1233 1277 g(m /s 2 ) Akselerometer accX accY accZ -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 5 1 44 87 130 173 216 259 302 345 388 431 474 517 560 603 646 689 732 775 818 861 904 947 990 1033 1076 1119 1162 1205 1248 1291 rad /sec Giroskop gryX gryY gryZ
Pada  Gambar  4-7  dan  4-8  dapat dilihat bahwa data dari sensor akselerometer dan giroskop sudah stabil pada kondisi diam di atas bidang datar. Akan  tetapi  berdasarkan  hasil  uji  coba, ternyata sensor yang sangat berpengaruh terhadap  getaran  adalah  sensor  akselero- meter.  Pada  pengujian  selanjutnya dilakukan  pengambilan  data  pada  saat kondisi  quadrotor pitch maju  dan mundur, roll kanan dan kiri, serta diam dan  terbalik  yang  selanjutnya  disebut dalam  tiap  kondisi.  Pada  Gambar  4-9 untuk  sensor  akselerometer  dapat dilihat  bahwa  masih  ada  bias  saat kondisi sensor mengukur secara ekstrim yaitu  simpangan  jauh  pada  kondisi maksimum  dan  minimum.  Sehingga
dibutuhkan  suatu  perhitungan  untuk mengimbangi bias error yang ada. Maka pada Gambar 4-10 didapatkan data dari filter  sederhana  yang  dapat  mengimbangi bias  error  yang  ada  atau  dengan  kata lain  menghilangkan  bias  error  dan mengonversi data sensor  dari  RAW data menjadi  data  yang  memiliki  satuan dengan  menimbang  sensitivitas  dari sensor berdasarkan spesifikasinya. Sedangkan  pada  Gambar  4-11  merupa- kan  grafik  hasil  keluaran  Quaternion yang  menggabungkan  data  akselerometer dan  giroskop  sehingga  dapat  diketahui sudut  kemiringan pitch dan roll , sedangkan untuk yaw bisa kita abaikan karena  IMU  yang  digunakan  hanya memiliki 6-DOF.
-1,5 -1 -0,5 0 0,5 1 1,5 1 27 53 79 105 131 157 183 209 235 261 287 313 339 365 391 417 443 469 495 521 547 573 599 625 651 677 703 729 755 g(m /s 2 ) Akselerometer accX accY accZ -5 -4 -3 -2 -1 0 1 2 3 4 1 27 53 79 105 131 157 183 209 235 261 287 313 339 365 391 417 443 469 495 521 547 573 599 625 651 677 703 729 755 rad /sec Giroskop gryX gryY gryZ
Gambar 4-11: Grafik Keluaran Quaternion dalam Kondisi Stabil
5 KESIMPULAN
 Sensor  IMU  6-DOF  yang  digunakan  telah diuji  sesuai  dengan  spesifikasi  yang  ada, tetapi  saat  diuji  pada  tiap  kondisi  terjadi bias error, maka digunakan filter sederhana untuk mengimbangi bias error yang ada.
 Metode Quaternion digunakan untuk menggabungkan  nilai  dari  akselerometer dan  giroskop  untuk  mendapatkan  nilai sikap  quadrotor  atau  estimasi  sudut kemiringan  yaitu pitch dan roll ,  tetapi  pada penelitian  ini  menggunakan  IMU  6-DOF maka parameter yaw dapat diabaikan.
 Flight  Controller telah  terealisasikan  dan telah  teruji  dapat  bekerja  dengan  baik semua fungsi dan fiturnya.

## DAFTAR RUJUKAN
Analog
Device.
“Datasheet ADXL345” . http://analog.com,  diakses  pada  1 Januari 2013.
http://en.wikipedia.org/wiki/Inertial_ measurement_unit,  diakses  pada  1 Januari 2013.
http://en.wikipedia.org/wiki/Six_degrees_of  _ freedom, diakses pada 1 Januari 2013. http://www.hobbyking.com/hobbyking/
store/__26587__X230_Mini_Quad copter_Combo_w_Motors_ESCs_ Propellers_.html,  diakses  pada  31 Januari 2013. http://www.starlino.com/imu_guide.html, diakses pada 3 Januari 2013.
http://www.xio.co.uk/quaternions/, diakses pada 21 Januari 2013. http://www.x-io.co.uk/open-source-imu- and-ahrs-algorithms/, diakses pada 21 Januari 2013.
https://www.sparkfun.com/products/
1091,  diakses  pada  17  Januari 2013.
Iswan  Pradiptya,  2013. Dasar  Teori Algoritma  Filter  untuk  Estimasi Sudut  Euler  berbasis  Representasi Quaternion, Aerodrone. Madgwick,  Sebastian  O.H.,  2010. An
Efficient  Orientation  Filter  for
Inertial and Inertial/Magnetic
Sensor Arrays.
MEMS  Gyro. “Datasheet  ITG-3200” . http://invensense.com, diakses pada 1 Januari 2013.
Nurmajid  Setyasaputra,  2013. Desain dan  Implementasi  Sistem  Kendali Sikap  dengan  IMU  6-DOF  untuk Aplikasi  Aero  Robot, Tugas  Akhir Sarjana Institut Teknologi Telkom. Nurmajid  Setyasaputra,  dkk.,  2012.
Desain  Flight  Controller  untuk Quadrotor  Test  AMUAS  (APTRG Multirotor  of  Unmanned  Aircraft
System), ITS Surabaya:2 nd
Indonesian Student Conference on Satellite.
Raza,  Syed  Ali  dan  Wail  Gueaieb. Intelligent  Flight  Control  of  an Autonomous  Quadrotor, Canada: Universitas Ottawa.
-1 0 1 2 3 4 5 6 7 1 6 11 16 21 26 31 36 41 46 51 56 61 66 71 76 81 86 91 96 101 106 111 116 121 126 131 136 141 146 yaw pitch roll