## RANCANG BANGUN DAN ANALISA SISTEM KENDALI
PROPORTIONAL INTEGRAL DERIVATIVE (PID) PADA RUDAL

## JELAJAH ELECTRIC DUCTED FAN (EDF) FORWARD SWEPT WING
Ahmad Nur Alim Jurusan Teknologi Industri dan Proses Program Studi Teknik Mesin Institut Teknologi Kalimantan
Email: ahmadnuralim890@gmail.com

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

## ABSTRAK
Perkembangan  teknologi  rudal  jelajah  sejak  era  perang  dunia  ke-II  hingga  saat  ini  telah menjadikan  negara-negara  di  dunia  saling  bersaing  menciptakan  teknologi  rudal  yang  canggih, sebagai sistem pertahanan negara dan tolak ukur kekuatan suatu negara dalam kepentingan sistem pertahanan  dan  objek  penelitian  alutsista.  Penelitian  ini  bertujuan  mengetahui  pengaruh  sudut elevasi terhadap kecepatan rudal mencapai target sasaran 200m dengan sistem kendali PID untuk kestabilan  gerak.  Hasil  dari  pengujian  pada  sudut  elevasi  50 o ,  60 o ,  dan  70 o didapatkan  kecepatan rudal tercepat 25,5 m/s pada sudut elevasi 50 o sedangkan sudut elevasi 60 o dan 70 o hanya mencapai 16  m/s.  Hasil  simulasi airfoil pada  konfigurasi forward  swept  wing menghasilkan  gaya  angkat sebesar  2616  N  dan  gaya drag 1202  N.  Sudut  elevasi  peluncuran  50 o mampu  diterapkan  dengan sistem  kendali PID yang  didapatkan  untuk  kestabilan  gerak  rudal  dalam  mencapai  target  sasaran yang optimal.
Kata kunci:  EDF, PID, rudal jelajah, wings forward swept

## ABSTRACT
The development of cruise missile technology since the era of World War II until now has made countries in the world compete with each other to create sophisticated missile technology, as a state defense system and a measure of the strength of a country in the interests of defense systems and objects of defense equipment research. This study aims to determine the effect of the elevation angle on the speed of the missile to hit the target 200 meters with a PID control system for motion stability. The results of the test at an elevation angle of 50 o , 60 o , and 70 o obtained the fastest missile speed of 25.5 m/s at an elevation angle of 50 o while the 60 o and 70 o elevation angles only reached 16 m/s. The airfoil simulation results in the forward-swept wing configuration produce a lift of 2616 N and a drag force of 1202 N. The launch elevation angle of 50 o can be applied with the PID control system obtained for the stability of the missile's motion in reaching the optimal target.
Keywords:  EDF, PID, cruise missile, wings forward swept

## 1. PENDAHULUAN
Pengembangan  roket  kendali  atau  sering  dikenal  sebagai  rudal  jelajah  merupakan  peralatan teknologi militer yang sangat diandalkan dalam sistem pertahanan negara, sejak perang dunia kedua
Mulai Studi literatur tentang rudal jelajah Perancangan rudal dengan Software CAD A Perancangan rudal jelajah B Perancangan sistem mikro kontrol
hingga  saat  ini  teknologi  rudal  terus  dikembangkan  oleh  banyak  negara  di  dunia  untuk  bersaing menciptakan teknologi rudal yang canggih, hal ini yang menjadikan dorongan negara berkembang untuk menciptakan kemandirian  teknologi  industri  di bidang sistem pertahanan negara. Indonesia sebagai salah satu negara berkembang yang memprioritaskan kemandirian teknologi alutsista negara seperti  yang  tertulis  pada  Undang-Undang  Republik  Indonesia  Nomor  16  Tahun  2012  tentang Industri Pertahanan. Komite Kebijakan Pertahanan Indonesia menyebutkan pada butir kelima bahwa rudal  merupakan  peralatan  militer  strategis  yang  harus  diprioritaskan  perkembangan  dan kemandirian teknologinya. Hal lain sebagai faktor penting terwujudnya kemandirian teknologi rudal adalah biaya perawatan yang mahal jika harus bergantung pada alutsista buatan luar negeri [10].
Perancangan rudal jelajah mewujudkan pengelolaan sumber daya nasional dalam kepentingan pertahanan dan keamanan negara. Rudal jelajah dirancang dengan target sasaran terbang horizontal sesuai buku panduan perlombaan Komurindo-Kombat 2018-2019 dengan jarak terbang horizontal sejauh  200-meter  menggunakan  mesin  pendorong EDF dan  melakukan  pengambilan  data  sikap gerak terbang melalui Ground Control Station . Dalam perancangan rudal jelajah memiliki beberapa pertimbangan seperti gaya angkat dari perancangan wingspan yang ditetapkan, gaya dorong motor elektrik,  arah,  dan  kecepatan  angin  yang  berubah-ubah  juga  kondisi  lokasi  peluncuran  agar  tidak hancur  saat  melakukan  pendaratan.  Pada  penelitian  ini  diterapkan  desain  sayap  tengah  rudal menggunakan  konfigurasi forward  swept  wing agar  mampu  bermanuver  dengan  lincah  dan memperkecil stall saat kecepatan tinggi [6]. Penelitian ini juga menerapkan sistem kendali PID sudut roll,  pitch dan yaw ke  dalam  sensor gyro pada  sistem  kestabilan  gerak  untuk  memperkecil  efek gangguan luar, sehingga mampu mencapai target sasaran dengan baik.

## 2.  METODOLOGI PENELITIAN
Penelitian  tugas  akhir  ini  berlokasi  di  Desa  Bukit  Raya  Kecamatan  Samboja  dan Grand  City Kecamatan Balikpapan Utara yang dilaksanakan pada bulan Mei-Juni tahun 2020. Adapun urutan yang dilakukan dalam metode ini ditunjukkan dalam Gambar 1.
Dalam Gambar 1 ditunjukan tahapan pertama yang dilakukan berupa proses pengkajian literatur dari hasil  penelitian  maupun  buku  yang  berkaitan.  Proses  Studi  literatur  menitik  beratkan  pencarian  dan pengkajian pada materi konfigurasi forward swept wing [6], bidang kendali gerak [4] [9], parameter dan gaya- gaya aerodinamika [3], kontrol PID [5] [12], dan komponen elektrikal yang digunakan [1] [2] [5] [7] [8] [11] [12].

## 2.1 Perhitungan Elemen Perancangan
Tahapan  dalam  perhitungan  dilakukan  untuk  memperoleh  perancangan  dan  sistem  kendali dengan  mencari  titik  keseimbangan  terbang  yang  tepat.  Hasil  yang  didapatkan  dari  perhitungan berupa pusat massa dan pusat gravitasi menggunakan software CAD dan XFLR5, sedangkan untuk hasil efisiensi motor brushless dan gaya dorong menggunakan software eCalc propeller . Selesa i Tidak Ya B Ya Tidak B Perancangan sistem kontrol PID rudal Dapat diuji dengan keberhasilan terbang? Implementasi sistem kontrol PID
Analisis sistem kontrol PID
Pengujian kecepatan dengan variasi sudut elevasi
Analisis pengujian kecepatan rudal dan respons kestabilan gerak Hasil dan pembahasan Kesimpulan A Respons gerak sesuai target? Permodelan Dinamika terbang rudal B
Gambar 1. Diagram Alir Penelitian

## 2.2 Perancangan Alat
Tahap awal perancangan dimulai dengan proses desain 3D pada software CAD sebagai pola yang dicetak ke dalam 2D untuk memudahkan proses pembuatan fuselage , sayap, dan elevons rudal. Material  yang  digunakan  berbahan  dasar polyfoam  board dengan  ketebalan  10  mm  dan  batang carbon steel berdiameter 3 mm sebagai penguat sayap.
Gambar 2. Model 3D dan 2D Rudal Pada Software CAD

## 2.3 Permodelan Sistem
Permodelan Sistem adalah tahapan dalam melakukan perancangan sistem dengan memasukkan data berupa massa, inersia, turunan kestabilan dan data analisa aerodinamika ke dalam text file MATLAB function , dari persamaan yang digunakan berupa gerak translasi dan rotasi [4]. Permodelan sistem yang dirancang menggunakan sistem kontrol PID [5] [12] dan ditampilkan sebagai berikut.

## Gambar 3. Sistem Kendali Rudal
Gambar 3 merupakan desain permodelan sistem yang digunakan dalam aplikasi simulink. Pada sistem kendali rudal ini terdiri dari set reference gerak, sistem kontrol PID , 3D model SimMechanic , dan animasi gerak. Adapun bentuk subsistem pada plant kontrol PID yang dirancang ditampilkan sebagai berikut.
Gambar 4. Komponen Kontroler PID Roll, Pitch, dan Yaw
Gambar 3 merupakan sistem kontroler PID yang berada pada subsistem pengendalian elevons . Sistem  sinyal  kontrol  berada  pada  bagian output plant untuk  mengetahui  sinyal  respons  masing- masing kontroler yang dirancang berfungsi sesuai respons sinyal yang diinginkan, dengan set point pada reference pitch dan yaw dihubungkan  pada  sinyal thetaref dan yawref sedangkan  pada set reference roll diberikan nilai konstanta 0 untuk mengurangi pergerakan roll.

## 3.   HASIL DAN PEMBAHASAN
Berikut hasil dan analisis pembahasan pada penelitian rancang bangun dan analisa sistem kendali PID pada rudal jelajah EDF Forward Swept Wing.

## 3.1 Analisa Aerodinamika
Dalam  melakukan  analisa  aerodinamika  diperlukan  data  momen  inersia  dari  hasil penimbangan  dan  posisi  atau  letak  komponen  pada software  CAD yang  nantinya  dimasukkan  ke dalam software XFLR5 untuk melakukan analisa airfoil dan Computational Fluid Dynamic (CFD) dalam mendapatkan nilai parameter yang mudah dan akurat. Massa dan posisi komponen terhadap sumbu badan rudal dituliskan dalam Tabel 4.1 dibawah.
Tabel 1 Inertia Properties Komponen x (mm) y (mm) z (mm) Massa (kg) Arduino FC 425 0.00 9.41 0.115 Baterai LiPo 583 0.00 11.50 0.650 ESC 40A 735 0.01 4.01 0.025 Motor Brushless 823 0.00 0.00 0.058 Servo Kanan 891 -82.10 1.10 0.006 Servo Kiri 891 82.10 1.10 0.006 Propeller 898 0.00 0.00 0.005 Massa Total 0,866
Data Tabel 1 didapatkan massa total rudal sebesar 0,866 kg yang kemudian digunakan dalam melakukan perhitungan untuk mengetahui gaya berat pada rudal dengan menggunakan Persamaan 2.9 sebagai berikut. [3]
W = 0,866 kg  ∙  9,807 m/s² = 8,492 N
Hasil  perhitungan  gaya  berat  digunakan  untuk  mendapatkan  nilai  efisiensi  motor  dan thrust menggunakan software kalkulasi eCalc  propeller. Estimasi  penggunaan  baterai,  efisiensi  motor, estimasi kecepatan rudal, dan static thrust didapatkan dengan memasukkan nilai gaya berat dari hasil perhitungan dan jenis komponen yang digunakan dalam perancangan.  Hasil data kalkulasi baterai dan ESC didapatkan nilai efisiensi motor sebesar 86% dengan putaran optimum motor pada voltase 11.05V  sebesar  28963 rpm sedangkan  untuk  putaran  maksimum  motor  sebesar  26387 rpm pada voltase 11,13V  dengan  efisiensi  motor  yang  didapatkan  sebesar  84,3%,  menunjukkan  bahwa konsumsi baterai dengan menggunakan motor berkapasitas 2200 kv dan ESC 40 A mampu untuk melakukan pengujian terbang selama 4,9-7,4 menit. Hasil kalkulasi thrust dengan memasukkan data dimensi propeller yang  digunakan  didapatkan  nilai static  thrust sebesar  2123  gram  pada  putaran motor 26387 rpm dengan nilai efisiensi maksimum sebesar 75,5% dan estimasi kecepatan terbang berkisar 46 - 99 km/h yang mana nilai estimasi ini dijadikan sebagai acuan dalam melakukan analisis aerodinamika.  Data  yang  didapatkan  dari  hasil  simulasi  ditunjukkan  grafik coefficient  lift dan coefficient drag pada Gambar 5 sebagai berikut.

## Gambar 5. Grafik Coefficient Lift dan Coefficient Drag
Hasil analisis aerodinamika digunakan untuk mendapatkan gaya lift dan drag dengan turunan rumus pada bab 2 dihasilkan nilai lift sebesar 2616 N, dan nilai gaya drag sebesar 1202 N pada sudut alpha 55 0 yang merupakan sudut puncak sebelum terjadinya stall [3].

## 3.2 Analisa Kontrol PID
Analisa kontrol PID menggunakan sample time selama 10 detik sebagai perkiraan waktu rudal mencapai target 200 meter dengan respons PID dilakukan dengan cara mencari nilai rise time yang baik menggunakan metode tuning PID . Hasil Step Tuning PID Yaw menggunakan nilai K p = -5.482, K i = -2.763 dan K d = -0.2264 menghasilkan nilai overshoot 9.42% dengan rise time 0.00217 detik dan nilai settling time pada 0.000189 detik. Hasil nilai dengan posisi target referensi yang diberikan menghasilkan sinyal respons dari 0 0 deg sampai dengan waktu respons hit target pada 5.713 detik dengan  nilai  8.799e-02  derajat  pergerakan yaw dan  sinyal  respons  pada  nilai  3.599e+00  derajat seperti yang ditunjukkan pada Gambar 6 sebagai berikut
2,412 1,108 0,000 0,500 1,000 1,500 2,000 2,500 3,000 0 10 20 30 40 50 60 70 C oe ff icie nt V alue Alpha Cl Cd

## Gambar 6. Grafik Respons PID Kontrol Yaw
Dari gambar 6 dapat dilihat bahwa rancangan respons PID yaw menghasilkan sinyal respons yang terus mendekati set poin walau telah melewati respons hit target . Hasil respons ini dinyatakan stabil dan dapat dikontrol dengan metode tuning PID yang dilakukan pada plant yaw dengan hasil K p , K i, dan K d sebagai  nilai  parameter kontrol yaw .  Hasil percobaan menggunakan metode tuning PID terbaik untuk sistem kontrol pitch menggunakan nilai K p = -5.482, K i = -2.763 dan K d = -0.2264 menghasilkan overshoot 10.3% dengan nilai rise time 414 detik dan nilai settling time pada 0.00454 detik. Hasil nilai dengan posisi target referensi yang diberikan menghasilkan respons kontrol pitch 0 0 deg pada waktu respons 0.284 detik dengan nilai -1.065e-01 derajat sampai dengan hit point pada waktu respons 5.786 detik dengan nilai -1.500e-01 derajat seperti yang ditunjukkan pada Gambar 7 sebagai berikut.
Gambar 7. Grafik Respons PID Gerak Pitch
Dalam Gambar 7 hasil dari rancangan respons PID pitch terlihat bahwa sinyal respons terus berusaha  mendekati set  poin meski  mengalami  osilasi  setelah  melewati hit  point dengan  respons sinyal terus mendekati set referensi. Hasil respons ini dinyatakan stabil dan dapat dikontrol dengan metode tuning PID yang dijadikan sebagai nilai parameter kontrol pitch . Hasil dari tuning PID roll yang  dianggap  paling  baik  menggunakan  nilai  parameter K p =  4018996408.86, K i = 485504419610.13 dan K d = 2749129.26 didapatkan nilai overshoot 7.02 %, rise time 0.000116 detik dan settling time pada 0.00127 detik menghasilkan  sinyal respons yang mendekati nilai set  point hingga akhir sample time.
Gambar 8. Grafik Respons PID Gerak roll
Grafik  respons PID diberikan  nilai constant 0  pada set  reference sumbu  gerak roll menghasilkan sinyal respons keluaran set point dari 0 derajat hingga akhir sample time dari waktu respons sinyal berada pada 0.981 detik hingga akhir set  point yang dicapai. Hasil dari rancangan respons gerak roll dinyatakan stabil  pada dikarenakan sinyal respons mendekati angka 0 di mana angka tersebut, terlihat dari sinyal respons yang tidak menjauhi set respons gerak roll, menunjukkan bahwa plant terkontrol dengan baik menggunakan hasil tuning PID .

## 3.3 Data Hasil Pengujian Terbang
Pengujian terbang rudal jelajah diawali dengan melakukan pengukuran kecepatan angin pada variasi waktu  sebelum  dilakukannya peluncuran  untuk mengetahui seberapa  besar efek gangguan terhadap kecepatan rudal mencapai target sasaran dan untuk meminimalkan kegagalan terbang atau crash dengan kecepatan angin maksimum yang aman untuk melakukan peluncuran yaitu <10 m/s. Hasil pengujian terbang rudal ditunjukkan pada Tabel 2 sebagai berikut.
Gambar 9. Grafik Waktu Tempuh vs Variasi Pengaruh Angin Pagi Hari
7,8 8,1 7,7 9,6 10,0 9,0 13,1 12,3 12,1 2.033 1.975 2.2042.102 2.071 1.863 2.303 2.254 1.533 150 650 1.150 1.650 2.150 2.650 3.150 3.650 4.150 2,5 3,5 4,5 5,5 6,5 7,5 8,5 9,5 10,5 11,5 12,5 13,5 14,5 8,04 8,14 8,25 8,52 9,36 10,58 11,21 11,57 12,33 50 deg 60 deg 70 deg
K ec epa ta n A n gi n ( m /s )
W akt u T em pu h ( s) waktu tempuh (s)
Kec. Angin (m/s)
Gambar 10. Grafik Waktu Tempuh vs Variasi Pengaruh Angin Sore Hari
Kemudian dilakukan pengujian respon gerak rudal untuk mendapatkan nilai faktor gangguan dari besar kecepatan angin pada saat pengujian terbang dan didapatkan output respons gyro pada gerak roll, pitch, dan yaw dengan  variasi  pengujian  beberapa  sudut  elevasi.  Gambar  6  ,7  dan  8  menunjukan  grafik  hasil pengambilan data Respons Gyro pada variasi Sudut Elevasi 50 derajat, 60 derajat, dan 70 derajat. Trend yang signifikan  menunjukan  kestabililan  gerak  sensor gvroscope terhadap  sumbu roll-x,  pitch-y dan yaw-z. tersebut.
Gambar 11. Grafik Respons Gyro Pada Variasi Sudut Elevasi 50 derajat
Dari  Gambar  11  hasil  respons  pergerakan  rudal merupakan  data  hasil  pengujian  pada  sudut elevasi 50 derajat menghasilkan nilai kecepatan sumbu x pada sudut phi maksimum sebesar 84 o dan minimum  -41 o pada  akhir  lintasan  dengan  keseimbangan  gerak  bernilai  -0,05212,  sumbu  y  pada sudut theta maksimum  sebesar  44 o dan  minimum  nilai  -38 o derajat  dengan  keseimbangan  gerak bernilai  -0,04235 dan sumbu  z sudut psi maksimum  sebesar 14 o dan minimum  sudut  -23 o dengan nilai keseimbangan gyro -0,79805. Dari grafik respons diatas sudut roll mengalami osilasi yang pada awal  rudal take  off dan  saat  rudal  mencapai  ketinggian  maksimum  sedangkan  pada  sudut pitch mengalami  osilasi  yang dikarenakan putaran motor yang tidak dikendalikan sehingga sudut pitch sulit menyeimbangkan gerak.
8,0 8,0 7,6 9,4 9,8 9,5 14,9 14,0 13,6 2.202 1.981
2.263 2.133 2.325 2.084 2.202 1.991 1.863 100 600 1.100 1.600 2.100 2.600 3.100 3.600 4.100 1,5 2,5 3,5 4,5 5,5 6,5 7,5 8,5 9,5 10,5 11,5 12,5 13,5 14,5 15,5 16,5 14,05 14,24 14,33 14,48 14,61 15,14 16,36 16,55 17,37 50 deg 60 deg 70 deg
K ec epa ta n A n gi n ( m /s ) W akt u T em puh ( s) waktu tempuh (s) Kec. Angin (m/s) -70 -20 30 80 0 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 8000 A xis Gy ro Time (ms) Gyro-Roll Gyro-Pitch Gyro-Yaw
Gambar 12. Grafik Respons Gyro Pada Variasi Sudut Elevasi 60 derajat
Dari Gambar 12 ditampilkan hasil respons pergerakan rudal berupa hasil pengujian pada sudut elevasi 60 derajat menghasilkan nilai kecepatan sumbu x pada sudut phi maksimum sebesar 74 o dan minimum  -47 o pada akhir lintasan dengan keseimbangan gerak bernilai  -0,015038, sumbu y pada sudut theta maksimum  sebesar  49 o dan  minimum  nilai  -83 o derajat  dengan  keseimbangan  gerak bernilai  -0,10526 dan sumbu z sudut psi maksimum  sebesar 19 o dan minimum  sudut  -38 o dengan nilai keseimbangan gyro -0,96617. Dari grafik respons diatas terlihat sudut pitch mengalami osilasi dikarenakan  rudal  sulit  menyeimbangkan  gerak  untuk  mencapai  ketinggian.  Sedangkan  hasil respons  gerak  pengujian  terbang  dengan  faktor  gangguan  angin  dan  efek stall mempengaruhi kestabilan gerak rudal pada sudut elevasi pengujian 70 o ditunjukkan pada Gambar 7 sebagai berikut.
Gambar 13. Grafik Respons Gyro Pada Variasi Sudut Elevasi 70 derajat
Dari hasil respons pergerakan rudal di mana data yang ditampilkan pada Gambar 4.18 terlihat grafik gyro merupakan data kestabilan gerak sensor gyroscope terhadap sumbu roll-x, pitch-y, dan yaw-z pada  masing-masing  percobaan  yang  diambil  sebanyak  3  kali  didapatkan  pengaruh  sensor menstabilkan  gerak  rudal.  Hasil  pengujian  pada  sudut  elevasi  ini  menghasilkan  nilai  kecepatan sumbu x pada  sudut phi maksimum  182 o dan  sudut  minimum  -160 o dengan  nilai  keseimbangan respons gyro -0,33916, sumbu y pada sudut theta maksimum 131 o dan sudut minimum -116 o dengan nilai  keseimbangan  respons gyro -0,475524  dan  sumbu z sudut psi maksimum  215 o dan  sudut minimum -222 o dengan nilai keseimbangan respons gyro 0,15035. Dari grafik respons diatas sudut roll mengalami osilasi yang besar pada awal peluncuran begitu juga pada sudut pitch di mana gyro berusaha memberikan respons gerak ke servo pada elevons untuk  menurunkan ketinggian hingga pada puncak ketinggian rudal mengalami stall. Efek twisting dari pengujian sudut elevasi 70 derajat dapat dilihat pada respons gerak gyro pada sudut yaw yang berusaha menstabilkan gerak.
-89 -39 11 61 0 2000 4000 6000
8000 10000 A xis Gy ro Time (ms) Gyro-Roll Gyro-Pitch Gyro-Yaw
-230 -130 -30 70 170 0 2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000 A xis G yr o Time (ms) Gyro-Roll Gyro-Pitch Gyro-Yaw

## 4.  KESIMPULAN
Hasil dari penelitian “Rancang Bangun Dan Analisa Sistem Kendali PID Pada Rudal Jelajah EDF Forward Swept Wing ” dapat disimpulkan sebagai berikut.
1. Hasil dari  permodelan dan perancangan rudal  jelajah EDF Forward Swept  Wing dengan dimensi wingspan 600 mm, wing area 0,818 m 2 , sweep offset -57.950 mm dan massa total sebesar 0,866 𝑘𝑔 didapatkan hasil analisis aerodinamika perancangan berupa aspect ratio sebesar 2.466, wing load 4,797 kg/m 2 , Cg = 28.429 mm, dengan lift = 2616 N, dan drag = 1202 N dari hasil perhitungan pada sudut alpha 55 0 . 2. Pengaruh kontrol PID rudal terhadap gerak terbang pitch dihasilkan nilai overshoot 10.3% dengan  nilai rise  time 414  detik  dan  nilai settling  time 0.00454  detik.  Dalam  gerak roll didapatkan nilai overshoot 7.02 % dengan nilai rise time 0.000116 detik dan nilai settling time 0.00127 detik. Untuk gerak yaw dihasilkan nilai overshoot 9.42% dengan nilai rise time 0.00217 detik dan nilai Settling time 0.000189 detik.
3. Hasil dari pengujian terbang rudal jelajah pada jarak sejauh 200meter didapatkan kecepatan maksimum  rudal  pada sudut  elevasi  terbaik yaitu peluncuran 50 o dengan kecepatan  25.5 m/s  dengan  faktor  pengaruh  angin  pada  variasi  pengujian  pagi  dan  sore  hari  sedangkan untuk  pengujian  sudut  elevasi  70 o kecepatan  rudal  maksimum  yang  bisa  dicapai  hanya sebesar 16 m/s dengan faktor pengaruh angin pada variasi pengujian sore hari.

## UCAPAN TERIMA KASIH
Ucapan  terimakasih  yang  tak  terhingga  kepada  teman  teman  seperjuangan  peneliti  yang  selalu mendukung penuh selama proses penelitian berlangsung.

## DAFTAR PUSTAKA
[1] Arduino,
(2019). Arduino UNO Rev 3. [online] tersedia di: https://create.arduino.cc/projecthub/products/arduino-uno-rev3  [diakses  pada  tanggal  21
November 2019].
[2] Arduino, (2019). MPU-6050
Accelerometer+Gyro [online] tersedia di: https://playground.arduino.cc/Main/MPU-6050/ [diakses pada tanggal 30 Desember 2019].
[3] Asep,  budi  anugrah  (2017).  Pengembangan  mini  UAV  bersayap  tetap  berkemampuan membawa muatan: kaji aerodinamika. Bandung: POLBAN
[4] Gregory, Frederic. (1995). Optimization of Expanded Polypropylene Foam Coring to Improve Bumper Foam Core Energy Absorbing Capability , Ford motorco.
[5] Mulia, A. (2016). Rancang Bangun dan Analisa Sistem Kendali PID Pada Unmanned Aerial Vehicle  (UAV)  Fixed Wings ,  Tugas  Akhir, Institut  Teknologi  Sepuluh  Nopember  Surabaya, Surabaya.
[6] NASA. (2003). Dryden Flight Research Center the X 29. California
[7] Putra,  Ramadhan  A.  (2017).  Perancangan  Rudal  Jelajah Electric  Ducted  Fan dan  Sistem Kendali  Untuk  Mencapai  Sasaran  Secara  Horizontal.  Bandung:  Universitas  Komputer Indonesia.
[8] Saroinsong,  Hardy  Samuel.  (2018)  Rancang  Bangun  Wahana  Pesawat  Tanpa  Awak  ( Fixed Wings ) Berbasis Ardupilot. Manado: Universitas Sam Ratulangi.
[9] Seconingrum  Kusumawardani.  (2009)  “Perancangan  Kontroler PID Independent  untuk
Pengaturan  Gerakan  Rudal  ke  Udara”,  Jurusan  Teknik  Elektro,  Fakultas  Teknik  Elektro, Institut Teknologi Sepuluh November.
[10] Tim  Penyusun  Kementerian  Pertahanan.  (2015).  Buku  Putih  Pertahanan  Indonesia.  Jakarta, DKI  Jakarta,  Indonesia:  Pusat  Komunikasi  Publik  Kementerian  Pertahanan  Republik Indonesia.
[11] Utomo, Bimo J. (2015). Rancang Bangun UAV ( Unmanned Aerial Vehicle ) Model Quadcopter Dengan  Menggunakan  Algoritma Proporsional  Integral  Derivative .  Bandung:  Universitas Telkom.
[12] Wisnu,  D.,  Wahjudi,  A.,  dan  Nurhadi,  H,  (2016).  Perancangan  Sistem  Kontrol PID Untuk Pengendali Sumbu Azimuth Turret Pada Turret-gun Kaliber 20mm. Surabaya: ITS.