Hasil Pencarian  ::  Simpan CSV :: Kembali

"ABSTRAKPada pesawat terbang dengan sistem kendali konvensional, tongkat kendali padamang kemudi (kokpit) dihubungkan ke pennukaan-permukaan kendali (control surfaces) melalui kabel-kabel mekanis. Pada saat tongkat kendali tersebut digerakkan oleh penerbang, permukaan kendali akan bergerak yang berakibat terjadinya perubahan pada sikap (attitude) pesawat terbang.Pada saat permukaan kendali digerakkan, terjadi perubahan distribusi tekananaerodinamik pada permukaan kendali sehingga tedadi momen perlawanan akibat bebanaerodinamik yang disebut rnomen engsel. Pilot akan merasakan timbulnya momen engsel ini sebagai beban perlawanan dalam mcnggerakkan tongkat kendali. Timbulnya beban perlawanan pada tongkat kendali saat digerakkan mempakan suatu informasi tambahan bagi pilot akan kondisi pwawat akan efektilitas pexmukaan kendali pada saat itu.Pada pesawat terbang dengan sistem kendali Fly by Mre, tongkat kendali dihubungkan dengan permukaan kendali melalui kabel-kabel serat optik. Hal ini mengakibatkan timbulnya beban akibat gaya aerodinamik tidal: lagi dirasakan oleh pilot. Hal ini tentu saja akan mengurangi informasi tentang sikap pesawat yang dapat membahayakan kondisi penerbangan.Untuk mengatasi hal tersebut maka perlu dibuat suatu konstruksi tongkat kendalidengan beban buatan untuk pesawat-pesawat terbang yang menggunakan sistem kendali Flyby Wire. Beban yang timbul merupakan pemodelan dari momen engsel yang timbul pada permukaan kendali pada saat tongkat kendali digerakkan. Besamya momen engsel pada permukaan kendali dinyatakan melalui persamaan :Mk = q X C x S x Chdengan Ch adalah koeisien momen engsel yang besamya dinyatakan dengan persamaan sedangkan besarnya beban pada tongkat kendali dinyatakan melalui hubungan :Fm* = Ko Mn '

---

"

"Pesawat dua-seater LAPAN Surveillance Aircraft (LSA) merupakan pesawat milik Pusat Teknologi Penerbangan BRIN yang termasuk kategori pesawat terbang ringan untuk misi surveillance berkaitan dengan pemetaan daerah, mitigasi bencana, monitoring, foto udara, dan sejenisnya. Dengan kemampuan ini, pesawat LSA akan banyak dibutuhkan pada misi pemantauan di pulau-pulau terpencil Indonesia. Pesawat LSA dilengkapi roda pendaratan yang dapat dilipat rapih ke dalam fuselage (retractable landing gear). Penelitian ini membahas mengenai evaluasi performa sistem mekanikal roda pendaratan utama, yang diawali dengan pemodelan 3D, kemudian dianalisis mekanisme gerak retraksi dan ekstensi roda pendaratan utama melalui pendekatan kinematika dan kinetika. Hasilnya menunjukkan bahwa kebutuhan aktuator hidrolik adalah 1.5 kN dan harus dilengkapi tekanan hidrolik cadangan berupa akumulator hidrolik. Hasil ini sesuai dengan hardware yang terpasang pada referensi pembanding. Validasi juga dilakukan pada Autodesk CFD dan Ansys Workbench, hasilnya menunjukkan bahwa hitungan analitik sudah mendekati hasil simulasi dengan persentase perbedaan 9.37%. Rancangan ukuran suspensi pesawat LSA dianalisis saat pembebanan statis sebesar 7122.06 N. Simulasi respon suspensi menunjukkan bahwa osilasi akibat pendaratan hanya sampai pada detik ketiga baik di landasan beraspal maupun tidak beraspal. Analisis flotasi menunjukkan bahwa pesawat LSA dapat dioperasikan pada landasan tak beraspal.

---

The two-seater LAPAN Surveillance Aircraft (LSA) is an aircraft belonging to the Pusat Teknologi Penerbangan BRIN on category of light aircraft for surveillance missions. LSA aircraft are equipped with landing gear that can be folded neatly into the fuselage (retractable landing gear). This study discusses the evaluation of the main landing gear mechanical system performance, which begins with 3D modeling, then analyzes the mechanism of retraction and extension of the main landing gear through kinematics and kinetics approaches. The results show that the hydraulic actuator needs 1.5 kN and must be equipped with backup hydraulic pressure in the form of a hydraulic accumulator. These results are match with the hardware installed on the comparison reference. Validation was also carried out on Autodesk CFD and Ansys Workbench, the results showed that the analytical calculation was close to the simulation results with a percentage difference of 9.37%. The design of the suspension size of the LSA aircraft was analyzed when static loading was 7122.06 N. The suspension response simulation showed that the oscillation due to landing only reached the third second on both paved and unpaved runways. Flotation analysis shows that the LSA aircraft can be operated on unpaved runways"

"ABSTRAKKetinggian jelajah pesawat terbang harus dikendalikan tetap pada koridor rute yang ditentukan untuk memenuhi pengaturan lalu lintas udara di ruang udara. Performansi gerak longitudinal N 250 produksi PT IPTN pada ketinggian jelajah dengan kecepatan 250 Knot bila dikenai masukan impulse pada elevatornya sangat osilatif dengan lewatan maksimal meneapai 2000 meter dan error ketinggian jelajah yang akan dapat menyebabkan ketinggian terbangnya keluar dari koridor rutenya. Kendall otopilot N 250 untuk regulator ketinggian jelajah pesawat terbang dirancang dengan kriteria indek performansi kuadratik linier dengan umpan balik keadaan. Pemilihan regulator kuadratik liner ini dimaksudkan untuk memperoleh kendali elevator minimal, dengan menetapkan harga-harga gain umpan balik keadaan untaian tertutupnya secara simultan dan terjadwal pada setiap kondisi-kondisi terbang jelajahnya . Dengan menggunakan observer keadaan dan memilih matrik pemberat keadaan kuadratik Q = diag([10 3750 10 3750 0 10 0]) dan matrik pemberat kuadratik kendali pR = [0.001] , didapatkan gain-gain umpan batik keadaan yang mampu mengendalikan ketinggian jelajah dengan lewatan maksimal tidak lebih dari 0,042 meter dengan faktor redanian minimal 0,7563 dan waktu penetapan kurang dari 1,0 detik, pada kondisi terbang dengan kecepatan 150 Knot sampai dengan 250 Knot dan dengan ketinggian jelajah dari 20.000 Ft sampai dengan 30.000 Ft. Dengan memperhitungkan kemungkinan ketidak akuratan pemodelan sistem dan prakiraan terjadinya gangguan putih proses dan pengukuran yang bersifat stokastik, aplikasi Filter Kalman sebagai estimator keadaan pada rancangan regulator ketinggian jelajah kuadratik linier, menghasilkan performansi ketinggian jelajah N 250 tetap tangguh walaupun faktor redamannya turun menjadi 0,50 dengan lewatan maksimalnya 5,0 meter dan waktu penetapan 5 detik. "

"Pembuatan sistem eksperimen impuls berbasis PC telah berhasil dilakukan. Sistem eksperimen impuls ini terdiri dari sensor Piezoresistive (Flexiforce), rangkaian pengkondisi sinyal, dan DAQ. Sensor diletakkan pada modul mekanik untuk mengamati perubahan gaya akibat diberikan beban pada modul mekanik. Rangkaian pengkondisi sinyal menghasilkan tegangan yang dibaca oleh PC melalui perangkat SST DAQ. Perancangan perangkat lunak menggunakan program visual basic dan macromedia flash. Eksperimen impuls dilakukan dengan menggunakan bola tenis dengan massa 32,2 gram, dan ketinggian bervariasi dari 10 cm sampai 50 cm. Hasil nilai impuls yang didapatkan untuk variasi tersebut dihitung dengan menggunakan dua metode, pertama dengan selisih momentum awal dan momentum akhir. Kedua, dengan menghitung luas kurva pulsa impuls kedua. Nilai impuls yang didapatkan untuk variasi ketinggian dengan metode pertama yaitu antara 0,065 Ns sampai 0,014 Ns. Dan untuk metode kedua, yaitu antara 0,051 Ns sampai 0,079 Ns. Pada eksperimen ini ketinggian dibatasi hanya sampai ketinggian 50 cm, karena tegangan sensor untuk impuls yang terjadi pada ketinggian tersebut sudah maksimal. Dari eksperimen ini dapat diamati bahwa ketinggian berpengaruh terhadap perubahan momentum yang terjadi saat tumbukkan.

---

The impulse experiment based on PC has successfully done. This impulse experiment consist of Piezoresistive sensor, signal conditioning circuit, and DAQ. The sensor put in mechanical module which detect force changing on module. The signal conditioning circuit gives an output voltage that will be read by PC using SST DAQ device. Design of software use Visual Basic and Macromedia Flash programme. The impulse experiment has been done using tennis ball with 32,2 gram of mass, and height variation from 10 cm to 50 cm. The impulse calculated using two method, calculate momentum difference before and after collision, and calculate area under impulse curve. The result from the first method is between 0,065 Ns to 0,014 Ns, and from the second method is between 0,051 Ns to 0,079 Ns. In this experiment, the height limited until 50 cm, because the output sensor has reach its maximum value. From this experimen, we can observe that the height influence momentum changing."

"Pengendali PID merupakan pengendali yang sudah teruji dan banyak diterapkan pada proses pengendalian suatu sistem, salah satunya penerapannya yaitu autopilot pada kendali pesawat. Pengendali ini memiliki keterbatasan saat sistem yang dikendalikan memiliki parameter yang berubah-ubah dan adanya gangguan dari lingkungan luar sistem. Biasanya diperlukan waktu yang lama dalam melakukan penalaan parameter pengendali PID jika proses penalaan itu dilakukan secara manual (trial and error). Untuk itu dikembangkanlah berbagai macam metode pengendali adaptif yang diharapkan dapat mengatasi permasalahan tersebut. Salah satu metode pengendali adaptif adalah Generic Model Reference Adaptive Control (GMRAC). Pembahasan dalam skripsi ini meliputi prinsip dasar metode GMRAC dan penerapannya untuk mengendalikan sudut pitch pesawat. Metode GMRAC menggunakan algoritma genetika untuk melakukan penalaan terhadap parameter-parameter pengendali PID terhadap suatu model dinamika gerak pesawat dalam setiap interval waktu update. Keunggulan algoritma genetika terletak pada fleksibilitasnya, dimana metode pencarian solusinya berdasarkan pada mekanisme seleksi alam. Hasil uji coba simulasi pengendalian sudut pitch pesawat dengan GMRAC dilakukan dengan menggunakan software MATLAB 5.3 dengan fasilitas simulink versi 3. Simulasi dilakukan pada empat kondisi terbang dengan cariasi kecepatan dan ketinggian pesawat yang bertipe Charlie, yaitu pesawat penumpang berukuran besar dengan empat mesin jet. Selain itu juga disimulasikan adanya gangguan dari lingkunan luar sistem seperti angin. Dari simulasi yang dilakukan terlihar bahwa meskipun terjadi perubahan parameter kondisi terbang atau gangguan, pengendalian GMRAC dapat membuat respon sistem menyerupai respon meodel referensi."

"Pembahasan dalam tesis ini diawali dengan membuat model matematika gerak pesawat terbang berdasarkan teori Euler dan hukum Newton tentang gaya dan momen, dari model tersebut dapat diketahui parameter kendali yang akan digunakan. Secara teoritis gerak pesawat terbang terdiri dari dua jenis gerak yaitu gerak longitudinal dan gerak latera. Gerak longitudinal merupakan sistem satu masukan satu keluaran dengan pasangan masukan defleksi elevator dan keluaran pitch angle. Gerak lateral merupakan sistem dua masukan dua keluaran dengan pasangan masukan yaitu defleksi rudder keluaran yaw rate, dan pasangan masukan defleksi aileron dan keluaran hank angle. Berikutnya adalah pembahasan perancangan sistem kendali dengan Nonlinear Predictive Control berbasis Neural Network dengan menggunakan algoritma BFGS dan kriteria minimasi General Predictive Control, Simulasi sistem pengendalian dengan Nonlinear Predictive Control menggunakan program matlab versi 6.1. dan hasilnya dibandingkan dengan hasil simulasi pengendalian dengan pengendali PID. Perbandingan tersebut menunjukkan bahwa pengendalian gerak pesawat terbang, dengan pasangan defleksi elevator dan pitch angle, menggunakan Nonlinear Predictive Control menghasilkan tanggapan yang mempunyai overshoot lebih kecil, rise time, peak time dan settling time lebih cepat. Dan dengan pasangan defleksi rudder dan yaw rate, serta defleksi aileron dan bank angle menghasilkan tanggapan yang mempunyai overshoot lebih kecil, settling time lebih cepat, rise time dan peak time lebih lambat dibandingkan dengan menggunakan pengendali PID.

---

The discussion in this thesis is started by building mathematical model of flight vehicle motion based on Euler theory and Newton low about force and moment, from the model controlled parameter will be known. Theoretically, flight vehicle motion is composed of longitudinal motion and lateral motion. The longitudinal motion represents single input single output system with the elevator deflection and pitch angle as the input output pairs. The lateral motion represents two input two output system, which input output pairs are the rudder deflection and yaw rate, and the aileron deflection and bank angle. The next step is to design controller based on Neural Network with Nonlinear Predictive Control architecture by using BFGS algorithm and minimization of the General Predictive Control criterion. The simulation of control system with Nonlinear Predictive Control is using Matlab program version 6.1 and the results are compared to the results of simulation system with PLO controller. The comparison indicates that the control of flight vehicle motion using the pairs elevator deflection and pitch angle, yields batter responses having smaller overshoot, faster rise time, peak time and settling time. Using control pairs rudder deflection and yaw rate, aileron deflection and bank angle, controlled by Nonlinear Predictive Control, yields responses having smaller overshoot, faster settling time, slower rise time and peak time."

"ABSTRAKPengendali swa tala dengan penempatan kutub merupakan Salah satu pengendali adaptif yang menggunakan estimasi dengan pendekatan linier untuk memperbaharui pengendalinya secara on-line. Pengendali swa tala ini mampu mempertahankan unjuk kerja lingkar tertutup sistem namun membutuhkan waktu yang cukup lama untuk melakukan adaptasi. Untuk mengatasi perubahan yang cepat, dapat diatasi dengan menggunakan beberapa model linier yang dapat merepresentasikan sistem untuk beberapa titik kerja melalui pendekatan linier dengan analisis secara off-line. Model yang akan dlaktifkan adalah model yang paling baik merepresentasikan sistem pada saat itu dengan menggunakan supervisor yang menentukan mekanisme 'switching. Pengendalian ini disebut pengendalian multi model. Pengendalian multi model memiliki keterbatasan untuk penempatan model dalam database sehingga unjuk kerja lingkar tertutup akan menurun jika tidak ada satupun diantara model-model yang ada dalam database yang mampu mewakili kondisi kerja saat itu. Kelemahan - kelemahan dari metode pengendalian swa tala dan pengendalian multi model dapat diatasi dengan menggabungkan kedua metode tersebut sehingga menjadi pengendalian adaptif multi model yang mampu mempertahankan unjuk kerja lingkar tertutup sistem walaupun terjadi selang waktu perubahan set point yang cepat

---

"

"Generalized Predictive Control merupakan suatu metode perancangan pengendali swatala berbasis model proses, yaitu model proses digunakan secara eksplisit untuk mendisain pengendali dengan meminimumkan suatu fungsi kriteria. Oleh karena itu, untuk mendapatkan performa pengendali yang baik diperlukan juga metode identifikasi model yang baik pula. Pada percobaan ini dilakukan perancangan dan implementasi pengendali swatala pada Pressure Process Rig (Feedback 38-714) dengan menggunakan metode Recursive Least Square sebagai estimator dan Generalized Predictive Control sebagai aturan sintesa parameter pengendali. Pada percobaan dilakukan pengendalian dengan horizon, N , yang tetap sebesar 3. Pada percobaan pertama dilakukan simulasi pengendalian model linear Pressure Process Rig dengan menggunakan nilai faktor pembobot, hGPC. sebesar 4 dan faktor pelupaan, hRLS, sebesar 0,9999. Simulasi ini menunjukkan keberhasilan pengendalian model linear Pressure Process Rig karena keluaran sistem yang dihasilkan dapat mengikuti pergerakan setpoint dan juga galat tunak dapat hilang dalam waktu yang singkat. Percobaan berikutnya merupakan pengendalian sistem nyata Pressure Process Rig dengan menggunakan beberapa nilai hGPC dan hRLS yang divariasikan. Dari hasil percobaan diketahui bahwa nilai hGPC sebesar 2 dan nilai hRLS sebesar 0,9999 merupakan nilai yang tepat digunakan agar performa pengendali dapat maksimal. Dengan nilai ini pengendali dapat melakukan fungsinya secara maksimal, yang ditandai dengan kecilnya nilai settling time. Dari percobaan ini juga diketahui bahwa semakin kecil nilai faktor pembobot, hGPC maka semakin cepat tanggapan sistem, selain itu apabila nilai faktor pelupaan, hRLS, semakin mendekati satu maka pergerakan theta semakin tidak terpengaruh oleh derau."