DESAIN SISTEM KONTROL SUDUT PITCH, ROLL, DAN YAW PADA MODEL PESAWAT FIXED WING DENGAN METODE KONTROL OPTIMAL LINEAR QUADRATIC INTEGRAL TRACKING (LQIT) - Iqbal, Muhamad; Triwiyatno, Aris; Setiyono, Budi (Transient: Jurnal Ilmiah Teknik Elektro, 2014)
Abstrak UAV atau Unmanned Aerial Vehicle adalah kendaraan udara tanpa awak yang memiliki suplai tenaga sendiri. Pada umumnya pilot harus mengendalikan pesawat sepanjang waktu agar pesawat tidak hilang kendali. Oleh sebab itu diperlukan sistem kontrol yang dapat mengatur dan mengendalikan pesawat dengan baik dan tepat. Pada tugas akhir ini akan dirancang dan disimulasikan sistem kontrol untuk mengendalikan uav berupa pesawat fixed wing. Sistem kontrol dibuat agar dapat mengendalikan sudut pitch, roll, dan yaw dari pesawat fixed wing sesuai dengan referensi. Metode yang digunakan dalam membuat sistem kontrol tersebut adalah kontrol optimal Linear Quadratic Integral Tracking(LQIT). Dibuat dua model pesawat fixed wing, yaitu model linier dan model nonlinier. Perancangan sistem kontrol dibuat pada model linier dari pesawat, kemudian kontroler yang didapat pada model linier diaplikasikan untuk mengkontrol model nonlinier pesawat fixed wing. Dilakukan 3 pengujian untuk sistem kontrol yang dihasilkan, yaitu dengan referensi input step, input sinus dan input dari blok signal builder pada MATLAB. Dari hasil pengujian, sistem kontrol optimal LQIT yang dibuat dapat dengan baik mengkontrol sudut pitch dan roll sesuai dengan referensi yang diberikan. Sementara untuk sudut yaw, sistem kontrol kurang baik untuk mengkontrol agar dapat mengikuti referensi. Kata kunci: UAV, pitch, roll, yaw, LQIT, MATLAB  Abstract UAV is an unmanned aerial vehicle that has it own power supply. Commonly, a pilot must control the plane everytime in order the plane doesnt lose control. Therefore, a control system is needed to control the plane in accurate and precise way. In this final project, a control system will be designed and simulated to control unmanned aerial vehicle which is a fixed wing plane. Control system is designed to control the pitch, roll, and yaw angle from the fixed wing plane according to reference. Control Methode that used in this final project is Linear Quadratic Integral Tracking (LQIT) optimal control. Two fixed wing plane model was designed, there are linear model and nonlinear model. Control system design was built from linear model of the plane, and then control system that designed, will be used for nonlinear model of fixed wing plane. 3 testing was performed to the control system that was designed, reference with step input, sinus input, and signal builder block from MATLAB input. From testing result,.LQIT control system that was designed was very good to control pitch and roll degree in accordance to reference. But for yaw degree, LQIT control system was deficient to control yaw degree in accordance to reference. Keywords: UAV, pitch, roll, yaw, LQIT, MATLAB