## PERANCANGAN AUTOPILOT LATERAL-DIREKSIONAL PESAWAT
NIRAWAK LSU-05

## (THE DESIGN OF THE LATERAL-DIRECTIONAL AUTOPILOT FOR THE LSU-05 UNMANNED AERIAL VEHICLE)
Muhammad Fajar 1,*) **) , Ony Arifianto *)
*) Fakultas Teknik Mesin dan Dirgantara Institut Teknologi Bandung Jl. Ganesha No. 10, Bandung 40132 Indonesia
**) Pusat Teknologi Penerbangan
Lembaga Penerbangan dan Antariksa Nasional Jl. Raya LAPAN, Sukamulya, Rumpin, Bogor 16350 Indonesia
1 e-mail: muhammad.fajar@lapan.go.id
Diterima 15 September 2017; Direvisi 27 Oktober 2017; Disetujui 21 Desember 2017

## ABSTRACT
The  autopilot  on  the  aircraft  is  developed  based  on  the  mode  of  motion  of  the  aircraft  i.e. longitudinal and lateral-directional motion. In this paper, an autopilot is designed in lateral-directional mode for LSU-05 aircraft. The autopilot is designed at a range of aircraft operating speeds of 15 m/s, 20 m/s, 25 m/s, and 30 m/s at 1000 m altitude. Designed autopilots are Roll Attitude Hold, Heading Hold and Waypoint Following. Autopilot is designed based on linear model in the form of state-space. The controller used is a Proportional-Integral-Derivative (PID) controller. Simulation results show  the value of overshoot / undershoot does not exceed 5% and settling time is less than 30 second if given step command.
Keywords: lateral-directional, autopilot, PID

## ABSTRAK
Autopilot pada pesawat dikembangkan berdasarkan pada modus gerak pesawat yaitu modus gerak  longitudinal  dan lateral-directional .  Pada  makalah  ini,  dirancang autopilot pada  modus  gerak lateral-directional untuk pesawat LSU-05. Autopilot dirancang pada range kecepatan operasi pesawat yaitu  15  m/dtk,  20  m/dtk,  25  m/dtk,  dan  30  m/dtk  dengan  ketinggian  1000  m. Autopilot yang dirancang  adalah Roll  Attitude  Hold , Heading  Hold dan Waypoint  Following . Autopilot dirancang berdasarkan  model  linier  dalam  bentuk state-space .  Pengendali  yang  digunakan  adalah  pengendali Proportional-Integral-Derivative (PID).  Hasil  simulasi  menunjukan  nilai overshoot/undershoot tidak melebihi 5% dan settling time kurang dari 30 detik jika diberikan perintah step .
Kata kunci: lateral-directional, autopilot, PID

## 1    PENDAHULUAN
LSU-05  adalah  pesawat  tanpa awak  yang  sedang  dikembangkan  oleh Pusat  Teknologi  Penerbangan  dengan harapan dapat membawa payload hingga 30  kg  dengan  berat take-off maksimum (MTOW)  sebesar  75  kg.  Pesawat  ini memiliki bentang sayap sepanjang 5,5 m dengan luas 3,49 m 2 (Tim LSU-05, 2014). Pesawat  ini  merupakan  bagian  dari roadmap penelitian  dan  pengembangan pesawat  tanpa  awak  Pusat  Teknologi Penerbangan hingga tahun 2019
(Pustekbang,  2017).  Gambar  empat  sisi dari pesawat LSU-05 dapat  dilihat  pada Gambar 1-1.
Gambar  1-1:  Gambar  empat  sisi  LSU-05.  (Tim LSU-05, 2014)
Pemodelan  dinamika  pesawat terbang banyak dijelaskan pada beberapa referensi  baik  dinamika  longitudinal maupun  dinamika lateral-directional (Nelson, 1998; Allerton, 2009; Etkin, 1996). Dijelaskan  dalam  buku-buku  tersebut bagaimana penurunan persamaan gerak pesawat, triming ,  kestabilan  statik  dan
dinamik,  turunan  kestabilan,  kendali buatan  untuk  kestabilan  (Etkin,  1996), hingga  kendali  otomatik  (Nelson,  1998; Allerton, 2009).
Sistem  kendali  PID  dijelaskan cukup  detail  pada  referensi  (Ogata, 2010).  Beberapa  metode  lain  dijelaskan dengan  cukup  rinci  seperti  metode root- locus , metode
Frequency-Response
(Nyquist,  Bode,  Nichols,  dsb).  Metoda desain  sistem  kendali  dalam  bentuk state-space seperti metode pole- placement , observers , quadratic  optimal regulator , dan sistem kendali robust juga dijelaskan pada buku tersebut.
Sistem kendali PID masih
digunakan  pada  sistem autopilot UAV (Kada, 2011; Eko, 2013; Sufendi, 2013). Selain  sistem  kendali  PID,  yang  banyak dikembangkan  di  dunia  adalah  sistem kendali hybrid yang merupakan gabungan dari  beberapa  sistem  kendali  seperti neural  network –  PID, neural  network – fuzzy logic , fuzzy logic – PID, dsb. Selain itu, metode-metode tersebut juga dibandingkan satu dengan lainnya dan hasilnya dapat saling melengkapi. (Goutami, 2016; Nair, 2015).
Perhitungan aerodinamika pesawat dapat menggunakan berbagai perangkat seperti Athena Vortex Lattice (AVL) (Drela, 2017).  Dengan  mengetahui  geometri pesawat  dan  geometri  bidang  kendali pesawat, AVL dapat memberikan keluaran koefisien-koefisien  aerodinamika    yang diperlukan  dalam  pemodelan  pesawat yang  akan  dianalisis  dinamikanya  dan
dikendalikan  baik  secara  otomatis maupun manual.

## 2 METODOLOGI
Model  dinamika  pesawat  LSU-05 dinyatakan  dalam  bentuk  persamaan non-linier  yang  disederhanakan  pada matra  gerak lateral-directional Model aerodinamika  yang  digunakan  adalah model linier menggunakan Athena Vortex Lattice  Method (AVL)  (Drela,  2017),  data ini mungkin akan berbeda dengan hasil uji  terbang  pesawat.  Perancangan autopilot didasarkan  pada  model  hasil linierisasi. Sistem kendali menggunakan PID.  Sistem  propulsi,  aktuator,  dan sensor  tidak  dimodelkan  dalam  desain dan simulasi autopilot . Gangguan eksternal juga tidak dimodelkan.
2.1  Diagram
Alir Perancangan

## Autopilot
Diagram  alir  perancangan  sistem lateral-directional  autopilot dapat  dilihat pada Gambar 2-1.
Gambar 2-1: Diagram  alir  perancangan  sistem lateral-directional autopilot
Setiap autopilot yang  dirancang harus memenuhi kriteria desain sebagai berikut:
 Overshoot/undershoot tidak melebihi 5 %
 Settling time tidak melebihi 30 detik
2.2  Persamaan Gerak Pesawat Udara
Persamaan  gerak  pesawat  dapat disederhanakan  menjadi  dua  modus gerak yaitu gerak longitudinal dan gerak lateral-directional , dengan asumsi bahwa kedua modus gerak tersebut tidak saling mempengaruhi  satu  dengan  lainnya (Duhri,  2016).  Persamaan  gerak lateral- directional dapat  dituliskan  sebagai berikut:
𝑌 + 𝑀𝑔 𝑠𝑖𝑛 𝜑 = 𝑀(𝑣̇) (2-1)
𝑙 = 𝐼 𝑥 𝑝̇ − 𝐼 𝑥𝑧 𝑟̇ + 𝑞𝑟(𝐼 𝑧 − 𝐼 𝑦 ) − 𝐼 𝑥𝑧 𝑝𝑞 (2-2)
𝑛 = −𝐼 𝑥𝑧 𝑝̇ + 𝐼 𝑧 𝑟̇ + 𝑝𝑞(𝐼 𝑦 − 𝐼 𝑥 ) + 𝐼 𝑥𝑧 𝑞𝑟 (2-3)
𝜑̇ = 𝑝 (2-4)
𝜓̇ = 𝑟 𝑠𝑒𝑐 𝜃 0 (2-5)
Dari  persamaan  gerak  tersebut, dapat dilakukan trimming pada kecepatan 15 m/dtk, 20 m/dtk, 25 m/dtk, dan 30 m/dtk  pada  kondisi  terbang  jelajah. Linierisasi  persamaan  gerak  pesawat dilakukan  pada  setiap  kondisi trim tersebut dengan berbagai asumsi bahwa pesawat bergerak dengan gangguan yang sangat  kecil  atau  sering  disebut Small- Disturbance theory (Nelson, 1998; Etkin, 1996). Linierisasi persamaan gerak tersebut dapat direpresentasikan ke dalam matriks state-space sebagai berikut:
𝑥̇̅ = 𝐴𝑥̅ + 𝐵𝑢̅ (2-6)
[ 𝑣̇ 𝑝̇ 𝑟̇ 𝜑̇ ] = [ 𝑌 𝑣 𝑌 𝑝 𝑌𝑟 𝑔 𝑐𝑜𝑠 𝜃 0 𝑙 𝑣 𝑙 𝑝 𝑙 𝑟 0 𝑛 𝑣 𝑛 𝑝 𝑛 𝑟 0 0 1 𝑡𝑎𝑛 𝜃 0 0 ] [ 𝑣 𝑝 𝑟 𝜑 ] + [ 𝑌 𝛿𝑎 𝑌 𝛿𝑟 𝑙 𝛿𝑎 𝑙 𝛿𝑟 𝑛 𝛿𝑎 𝑛 𝛿𝑟 0 0 ] [ 𝛿 𝑎 𝛿 𝑟 ] (2-7)
Dimana x̅ adalah  vektor state , u̅ adalah vektor  kendali,  sedangkan  A  dan  B adalah matriks sistem. Matriks A adalah matriks state ,  sedangkan  matriks  B adalah  matriks  kendali.  Penurunan persamaan  menjadi  model state-space dapat  dilihat  pada  referensi  (Nelson, 1998; Etkin, 1996).

## 2.3 Lateral-directional Autopilot
Sistem lateral-directional autopilot yang dirancang pada makalah ini adalah Roll  Attitude  Hold , Heading  Hold ,  dan Waypoint  Following .  Dirancang  juga sistem  kestabilan  buatan Yaw  Damper untuk menambah kestabilan pada gerak lateral-directional .
2.3.1 Yaw damper Yaw  damper merupakan  suatu sistem kestabilan buatan untuk mengendalikan yaw  rate (r).  Sistem  ini digunakan  untuk  meredam  gerakan dutch  roll . Sistem  ini  dirancang  dengan mengumpanbalikan yaw rate (r) dengan bidang kendali rudder (δ r ) yang digunakan  sebagai  input.  Desain yaw damper dapat dilihat pada Gambar 2-2.
Gambar 2-2: Rancangan yaw damper
2.3.2 Roll attitude hold Roll  attitude  hold adalah  sistem autopilot untuk  menjaga  pesawat  pada sudut bank tertentu.  Sudut bank (φ) diumpanbalikan untuk kemudian sistem mengendalikan  defleksi aileron (δ a )  agar sudut bank sesuai  yang  diinginkan.
Desain roll  attitude  hold dapat  dilihat pada gambar berikut.

## 2.3.3 Heading hold
Heading  hold merupakan  sistem autopilot untuk menjaga pesawat menuju arah heading tertentu. Untuk melakukan gerakan  ini  pesawat  harus  melakukan manuver bank .  Sehingga  gerakan  ini merupakan  gerakan  berbelok  yang terkoordinasi  dengan angular  rate ( ψ̇ ) tertentu. Ilustrasi gerakan tersebut dapat dilihat pada Gambar 2-4.
Gambar 2-4: Ilustrasi gerakan heading pesawat
Berdasarkan  gambar  di  atas (kanan),  penjumlahan  pada  sumbu  y adalah mVψ̇ cos φ = mg sin φ atau  dapat dituliskan sebagai berikut:
𝑡𝑎𝑛 𝜑 = 𝑉𝜓̇ 𝑔 (2-8)
Karena  sudut bank diasumsikan sangat kecil maka diperoleh sudut bank untuk angular rate tertentu:
𝜑 ≈ 𝑉𝜓̇ 𝑔 (2-9)
Misalkan  sudut heading yang diinginkan  adalah  ψ d dan heading pesawat  (ψ)  harus  mengikuti  ψ d relatif pada waktu tertentu (Τ), maka:
𝜏𝜓̇ + 𝜓 = 𝜓 𝑑 (2-10)
sehingga diperoleh:
𝜓̇ = 1 Τ (𝜓 𝑑 − 𝜓) (2-11)
Dari persamaan (2-9) dan
persamaan (2-11), maka dapat diperoleh sudut bank yang  diperlukan  untuk
memenuhi heading pesawat yang diinginkan.
𝜑 𝑑 = 𝑉 𝑔 𝜓̇ = 𝑉 𝑔Τ (𝜓 𝑑 − 𝜓) (2-12) Heading hold didesain
menggunakan bank  hold dan yaw damper . Desain dari heading hold adalah sebagai berikut.
Gambar 2-4: Rancangan heading hold
2.3.4 Waypoint following Waypoint  following merupakan sistem autopilot berbasis navigasi untuk mengendalikan  pesawat  agar  mengikuti waypoint yang  telah  ditentukan.  Sistem ini  memberikan  perintah  arah heading berdasarkan  posisi  pesawat  terhadap waypoint yang  akan  dituju.  Ilustrasi pergerakan  pesawat  dari  satu waypoint ke waypoint yang  ditentukan  dapat dilihat pada Gambar 2-5.
Gambar 2-5: Ilustrasi  gerakan  pesawat  dari suatu waypoint ke waypoint lainnya
Dari  Gambar  2-5  di  atas,  dapat diketahui bahwa nilai cross-track error (ε) yang  merupakan  simpangan  pesawat terhadap jalur wp(i) dan wp(i+1) adalah:
𝜀 = 𝑅 𝑠𝑖𝑛(𝜓 𝑝 − 𝜓 𝑟𝑒𝑓 ) (2-13)
Nilai  δ  merupakan  jarak  acuan pesawat  untuk  berbelok,  nilai  ini  akan divariasikan  untuk  memperoleh  jalur yang diinginkan. Sedangkan
τ merupakan  nilai  ambang  batas  jarak pesawat terhadap waypoint yang dituju. Perintah heading pesawat ψ c ditentukan berdasarkan  nilai cross-track  error (ε) dibandingkan dengan nilai δ yang dipilih. Besaran heading pesawat ψ c ditentukan sebagai berikut:
 Jika |ε| >  δ maka
𝜓 𝑐 = 𝜓 𝑟𝑒𝑓 − 𝑠𝑖𝑔𝑛(𝜀) 𝜋 2 (2-14)
 Jika |ε| ≤ δ maka 𝜓 𝑐 = 𝜓 𝑟𝑒𝑓 − 𝜀 𝛿 𝜋 2 (2-15)
Tanda positif dan negatif ditentukan berdasarkan posisi cross-track error . Jika pesawat  berada  di  sebelah  kanan  jalur terbang  maka tandanya adalah negatif, sebaliknya jika pesawat berada di sebelah kiri jalur terbang  maka tandanya adalah positif. Desain Simulink untuk waypoint following dapat dilihat pada Gambar 2-6.
Gambar 2-6: Desain Simulink untuk waypoint following
Desain Simulink untuk waypoint following seperti ditunjukan Gambar 2-6, terdiri  dari  empat  subsistem  yaitu psi_ command , position , transition_logic ,  dan heading_hold .  Subsistem psi_command merupakan subsistem untuk memberikan perintah heading pesawat.  Perintah heading ini sesuai dengan persamaan (2- 14)  dan  persamaan  (2-15).  Subsistem position merupakan  subsistem  untuk melakukan  perhitungan  posisi  relatif pesawat  terhadap waypoint .  Subsistem
transition_logic merupakan  subsistem untuk menentukan perpindahan
waypoint ke waypoint berikutnya.
Sedangkan subsistem heading_hold merupakan  subsistem autopilot heading hold .
3

## HASIL PEMBAHASAN
Rancangan sistem autopilot
diimplementasikan  pada  Matlab  dan Simulink untuk  mengetahui  respon  dari pesawat terhadap autopilot yang dirancang.
Penggambaran root  locus dilakukan dengan  perintah  ‘rlocus’  pada  Matlab. Nilai gain dipilih  sesuai  target  desain pada setiap root locus yang digambarkan. Desain  setiap autopilot disimulasikan menggunakan Simulink sesuai  dengan nilai gain yang telah dipilih.

## 3.1 Simulasi dan Analisis Yaw Damper
Gain umpan  balik  ditentukan dengan metoda root locus dengan melihat input rudder (δ r ) dan output yaw rate (r). Root  locus  yaw  rate terhadap rudder dapat dilihat pada Gambar 3-1.
Gambar 3-1: Root  locus  yaw  rate (r)  terhadap rudder (δ r )  pada  kecepatan  30 m/dtk
Berdasarkan root locus pada Gambar 3-1, pole untuk  modus  gerak  spiral sebagian berada di sebelah kanan sumbu imajiner. Pemilihan gain dilakukan pada pole spiral  yang  berada  pada  sisi  kiri sumbu  imajiner. Gain dipilih  dengan damping berkisar  antara  0,7  dan  0,8. Gain umpan balik yang dipilih untuk yaw
damper pada setiap titik trim ditampilkan pada Tabel 3-1.

## Tabel 3-1: GAIN UMPAN  BALIK  DAN DAMPING TERPILIH UNTUK YAW DAMPER
Kecepatan (m/dtk) Gain Damping 30 3,83 0,769 25 4 0,803 20 4,58 0,815 15 6,69 0,743
Untuk  menguji yaw  damper , diberikan  masukan  berupa impulse terhadap yaw rate . Respon yaw damper terhadap impulse untuk  kecepatan trim 30  m/dtk  ditampilkan  pada  gambar berikut.
Gambar 3-2: Respon yaw  damper terhadap impulse untuk  kecepatan trim 15 m/dtk
Berdasarkan respon yang
ditunjukkan  Gambar  3-2,  sistem yaw damper yang  dirancang  dapat  meredam impulse dengan baik pada kecepatan trim 15  m/dtk.  Respon  yang  baik  juga ditunjukan pada kecepatan 20 m/dtk, 25 m/dtk,  dan  30  m/dtk.  Masing-masing titik trim dapat meredam impulse dalam waktu sekitar 20 detik.
3.2  Simulasi dan Analisis Roll Attitude Hold
Untuk  merancang roll  attitude hold , dilakukan analisis root locus sudut bank (φ) terhadap aileron (δ a ).
-2.5 -2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 -2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2 System: TFrdr Gain: 6.69 Pole: -0.143 + 0.129i Damping: 0.743 Overshoot (%): 3.06 Frequency (rad/s): 0.192 Root Locus Real Axis (seconds -1 ) Im a g in a ry A xi s ( se c o n d s -1 ) 0 5 10 15 20 -0.02 0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 t (s) r (d e g /s )
Gambar 3-3: Root locus sudut bank (φ) terhadap aileron (δ a )  pada  kecepatan  15 m/dtk
Berdasarkan root  locus pada Gambar  3-3, gain umpan  balik  dipilih pada pole spiral  yang  berada  pada  sisi kiri  sumbu  imajiner. Gain yang  dipilih untuk roll attitude hold pada setiap titik trim ditampilkan pada Tabel 3-2.

## Tabel 3-1: GAIN UMPAN  BALIK  DAN DAMPING TERPILIH  UNTUK
PITCH  ATTITUDE HOLD Kecepatan (m/dtk) Gain Damping 30 -0,545 1 25 -0,547 1 20 -0,551 1 15 -0,559 1
Respon sistem terhadap input step dapat dilihat pada Gambar 3-4.
Gambar 3-4 menunjukkan respon roll  attitude  hold yang  telah  dirancang dengan gain kendali proporsional (P) dan gain kendali  proporsional  integral  (PI). Penggunaan gain kendali  proporsional pada  gambar  tersebut  (garis  putus), masih  menghasilkan steady  state  error hingga 20 %.
Untuk menghilangkan steady state error ,  maka  diperlukan  tambahan gain kendali integral (I). Gain integral ditentukan dengan mempersentasekan gain proporsional. Gain integral  yang  dipilih untuk  masing-masing  titik trim adalah K I =0,1*K P . Respon dari penambahan gain integral  dapat  dilihat  pada  Gambar  3-4 (garis solid ). Gain yang  dipilih  untuk masing-masing titik trim
masih
menghasilkan sedikit osilasi dan overshoot yang cukup besar.
Defleksi aileron yang  dibutuhkan untuk melakukan bank 5 derajat adalah sekitar -3 derajat. Nilai ini masih berada pada range defleksi aileron pesawat LSU- 05.
Gambar 3-4: Respon sistem terhadap input step dengan gain kendali  P  (garis putus)  dan gain kendali  PI  (garis solid)  untuk  kecepatan trim 15 m/dtk
Pada  bagian  sebelumnya  telah dirancang yaw  damper untuk  menambah kestabilan  pada  pesawat.  Sistem  ini ditambahkan  pada  sistem roll  attitude hold yang  telah  dirancang.  Berikut adalah  hasil  simulasi  perintah bank 5 derajat dengan tambahan yaw damper .
Gambar 3-5: Respon sistem terhadap input step dengan gain kendali P (garis putus) dan gain kendali  PI  (garis  solid) untuk kecepatan trim 15 m/dtk
-7 -6 -5 -4 -3 -2 -1 0 1 -2 -1.5 -1 -0.5 0 0.5 1 1.5 2 System: untitled1 Gain: 0.559 Pole: -3.25 Damping: 1 Overshoot (%): 0 Frequency (rad/s): 3.25 Root Locus Real Axis (seconds -1 ) Im a g in a ry A xi s ( se c o n d s -1 ) 0 5 10 15 20 25 30 0 2 4 6 8 t (s)  ( de g) 0 5 10 15 20 25 30 -3 -2 -1 0 1 t (s)  a ( de g) 0 2 4 6 8 10 0 1 2 3 4 5 6 t (s)  ( de g) 0 2 4 6 8 10 -3 -2.5 -2 -1.5 -1 -0.5 0 t (s)  a ( de g)
Berdasarkan Gambar 3-5, pesawat menunjukan  respon  yang  baik  untuk perintah bank 5  derajat.  Osilasi  dan overshoot yang  diakibatkan roll  attitude hold dapat teredam dengan adanya yaw damper .  Respon roll  attitude  hold pada setiap kecepatan trim dapat dilihat pada Tabel 3-2.
Tabel 3-2:  RESPON ROLL  ATTITUDE  HOLD PADA SETIAP KECEPATAN TRIM
V (m/dtk) Settling time (detik) Overshoot (%) 30 0,7814 0,8581 25 0,9237 0,8442 20 1,1274 0,8559 15 1,4306 1,2400
Berdasarkan  Tabel  3-2, settling time untuk perintah step 5 derajat pada setiap  kecepatan trim kurang  dari  1,5 detik dan overshoot kurang dari 1,3 %.
3.3  Simulasi   dan   Analisis Heading
Hold Dari persamaan (2-12), nilai V dan g bernilai konstan,
sehingga perlu divariasikan  nilai  Τ  agar  sistem  kendali yang dirancang sesuai yang diharapkan. Nilai Τ yang dipilih untuk kecepatan 30 m/dtk, 25 m/dtk, 20 m/dtk dan 15 m/dtk berturut-turut  adalah  7,  8,  9,  dan  12. Nilai ini ditentukan berdasarkan perubahan  kecepatan.  Semakin  rendah kecepatan  maka  semakin  lama  waktu untuk  menuju  sudut heading tertentu. Hasil  simulasi  perintah heading 60 derajat dapat dilihat pada Gambar 3-6.
Pada  Gambar  3-6  dapat  dilihat bahwa  untuk  melakukan heading 60 derajat  pada  kecepatan  15  m/dtk diperlukan sudut bank hingga 7,7 derajat.
Defleksi aileron yang dibutuhkan sekitar -4 derajat. Pada kecepatan 20 m/dtk, 25 m/dtk, dan 30 m/dtk diperlukan sudut bank berturut-turut sebesar 13,6 derajat; 19,2 derajat; dan 26,4 derajat. Semakin tinggi  kecepatan  semakin  besar  sudut bank yang butuhkan. Pada kecepatan 30 m/dtk,  dibutuhkan  sudut bank yang cukup besar. Hal ini dapat menyebabkan pesawat berada pada kondisi stall . Manuver heading sebaiknya  dilakukan  pada kecepatan yang tidak terlalu tinggi untuk menghindari terjadinya stall yang diakibatkan  oleh  besarnya  sudut bank yang dibutuhkan.
Gambar 3-6: Perintah heading  60  derajat  pada kecepatan 15 m/dtk
Respon heading  hold pada  setiap kecepatan trim dapat  dilihat  pada  Tabel 3-3. Semakin rendah kecepatan pesawat, dibutuhkan settling time yang lebih lama dibandingkan  dengan  kecepatan  yang lebih  tinggi. Overshoot yang  dihasilkan untuk setiap kecepatan trim kurang dari 1,7 %.
Tabel 3-3: RESPON HEADING HOLD PADA SETIAP KECEPATAN TRIM V (m/dtk) Τ Φ max (derajat) Settling time (detik) Overshoot (%) 30 7 26,36 16,6833 1,4899 25 8 19,20 19,5292 1,0203 20 9 13,64 21,7066 1,1876 15 12 7,70 29,1002 1,6293 0 5 10 15 20 25 30 0 20 40 60 80 t (s)  ( de g) 0 5 10 15 20 25 30 0 10 20 30 t (s)  ( de g) 0 5 10 15 20 25 30 -10 -5 0 5 t (s)  a ( de g)
3.4  Simulasi  dan  Analisis Waypoint
Following Dilakukan simulasi
dengan memvariasikan δ sebesar 500, 1000, dan 1500.  Nilai  τ  ditetapkan  sebesar  300. Waypoint ditentukan  berjumlah  13  titik dengan lokasi waypoint dan jalur untuk masing-masing  variasi  δ  dapat  dilihat pada Gambar 3-7.
Berdasarkan  Gambar  3-7,  jalur pesawat bergantung kepada nilai δ yang dipilih.  Dapat  dilihat  bahwa  pada  saat terjadi perpindahan ke waypoint berikutnya,  terjadi error terhadap  lintasan
yang  harus  dilalui.  Setiap  nilai  δ  yang dipilih  memiliki cross-track  error yang berbeda-beda. Nilai cross-track error pada saat terjadi perpindahan waypoint untuk masing-masing nilai δ dapat dilihat pada Gambar  3-8.  Dapat  dilihat  bahwa  nilai cross-track  error semakin  kecil  dengan bertambahnya  nilai  δ.  Nilai  δ=1500 memiliki cross-track  error maksimum paling  kecil,  yaitu  sebesar  27  meter. Untuk nilai δ=1000 dan δ=500, besarnya cross-track error berturut-turut 42 meter dan 79 meter.
Gambar 3-7: Jalur pesawat untuk δ sebesar 500, 1000, dan 1500, pada seluruh waypoint (atas) dan pada waypoint 2 dan waypoint 3 (bawah) -1000 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 -1000 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000  =500  =1000  =1500 4000 4200 4400 4600 4800 5000 5200 -200 0 200 400 600 800 1000 1200  =500  =1000  =1500 START FINISH
Gambar 3-8: Cross-track error pada waypoint 2 dan waypoint 3
Respon pesawat pada saat melakukan waypoint  following dapat dilihat pada Gambar 3-9.
Besarnya sudut bank yang diperlukan oleh pesawat untuk melakukan perintah heading mengikuti waypoint mencapai -30 derajat untuk nilai δ=1500. Diperlukan  verifikasi  terhadap flight envelope dari pesawat LSU-05. Selain itu, dapat dilihat nilai defleksi aileron untuk δ=1500  mencapai  17  derajat,  sehingga diperlukan  verifikasi  terhadap  defleksi aileron maksimal pada pesawat LSU-05.
180 200 220 240 260 280 300 0 50 100 150 200 250 300 t (s) cr o ss -t ra ck e rr o r (m )  =500  =1000  =1500 180 200 220 240 260 280 300 -15 -10 -5 0 5 t (s) v (m /s ) 180 200 220 240 260 280 300 -80 -60 -40 -20 0 20 t (s) p ( d e g /s) 180 200 220 240 260 280 300 -8 -6 -4 -2 0 2 t (s) r (d e g /s) 180 200 220 240 260 280 300 -40 -30 -20 -10 0 10 t (s)  ( d e g ) 180 200 220 240 260 280 300 -150 -100 -50 0 50 100 t (s)  ( d e g ) 180 200 220 240 260 280 300 -5 0 5 10 15 20 t (s)  a ( d e g )  =500  =1000
 =1500
4 KESIMPULAN
Sistem lateral-directional autopilot untuk  pesawat  LSU-05  menunjukkan hasil  yang  baik  dengan  menggunakan data preliminary . Autopilot roll  attitude hold menunjukkan  hasil  yang  baik menggunakan  pengendali  PI.  Dengan settling  time kurang  dari  1,5  detik  dan overshoot kurang  dari  1,3  %. Heading hold dirancang berdasarkan sudut bank yang  diperlukan. Settling  time untuk setiap  kecepatan  kurang  dari  30  detik, dan overshoot kurang  dari  1,7  %.  Pada waypoint following , nilai δ=1500 memiliki cross-track error maksimum paling kecil, yaitu sebesar 27 meter, sedangkan nilai δ=1000 dan δ=500, besarnya cross-track error berturut-turut 42 meter dan 79 meter.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Penulis mengucapkan terima kasih  kepada  Bapak  Gunawan  Setyo Prabowo,  Bapak  Agus  Aribowo,  Bapak Mujtahid, dan Tim LSU-05 atas bantuan dan  bimbingannya  dalam  penulisan makalah ini.

## PERNYATAAN PENULIS
Isi dalam makalah ini sepenuhnya menjadi tanggung jawab penulis.

## DAFTAR RUJUKAN
Allerton, D., 2009. Principles of Flight Simulation , John  Wiley  &  Sons  Ltd,  West  Sussex.
ISBN: 978-0-470-75436-8.
Duhri,  R.  A.  dan  Sasongko,  R.  A.,  2016.
Development  of  Generic  Flight  Dynamic Mathematical  Model  for  Aircraft  Flight Simulation  and  Analysis .  Advance  in Aerospace  Science  and  Technology  in Indonesia, Vol. I, 144-158.
Eko Budi Purwanto, dkk, 2013, Pemodelan dan Simulasi  Sistem  Kendali  Proportional Integral  Derivative  untuk  Kestabilan Dinamika  Terbang, Majalah  Sains  dan Teknologi  Dirgantara  Vol.  8  No.  2,  48- 59.
Etkin,  B.  dan  Reid,  L.  D.,  1996. Dynamics  of Flight Stability and Control ,  John  Wiley
& Sons Inc. ISBN: 0-471-03418-5.
Gouthami, E., dan Rani, M.A., 2016. Modeling of an Adaptive Controller for an Aircraft Roll Control System using PID, Fuzzy-PID and Genetic  Algorithm .  IOSR  Journal  of
Electronics and Communication
Engineering  (IOSR-JECE)  Volume  11, Issue 1, Ver.II, 15-24.
Kada,  B.  dan  Ghazzawi,  Y.,  2011. Robust  PID Controller  Design  for  an  UAV  Flight Control  System ,  Proceedings  of  the World  Congress  on  Engineering  and Computer  Science  Vol  II,  WCECS, October  19-21,  San  Francisco,  USA. ISBN: 978-988-19251-7-6.
Mark  Drela,  AVL.  URL  http://web.mit.edu/ drela/Public/web/avl/.  Diakses:  14 Pebruary 2017.
Nair, M.P. dan Harikumar, R., 2015. Longitudinal Dynamics  Control  of  UAV,  International Conference  on  Control ,  Communication &  Computing  India  (ICCC),  19-21 November.
Nelson, R. C., 1998. Flight Stability and Automatic Control ,  McGraw-Hill,  New  York.  ISBN: 0-07-046218-6.
Ogata,  K.,  2010. Modern  Control  Engineering, Prentice  Hall,  New  Jersey.  ISBN:  0-13- 615673-8.
Pustekbang,  LSU-05,  LAPAN.  URL  http:// pustekbang.lapan.go.id.  Diakes:  20
Januari 2017.
Sufendi, dkk, 2013. Design and Implementation of  Hardware-In-The-Loop-Simulation  for UAV  Using  PID  Control  Method ,
International Conference on Instrumentation, Communications,
Information Technology, and Biomedical Engineering  (ICICI-BME),  November  7- 8, Bandung.
Tim  LSU-05,  2014. Progress  Report  LAPAN Surveillance  UAV  (LSU)  05 ,  Pusat Teknologi Penerbangan LAPAN, Bogor.