Proceding Tugas Akhir – Juli 2011

Rendy Yuliansyah – 2207100020 Halaman 1 dari 1 halaman

Desain dan Implementasi Kontroler PID untuk Glide-Slope

Tracking pada Fixed-Wing UAV (Unmanned Aerial Vehicle)

Rendy Yuliansyah, 2207100020 Jurusan Teknik Elektro, Fakultas Teknologi Industri, Institut Teknologi Sepuluh Nopember, Surabaya 60111.

e-mail: solid_caps@elect-eng.its.ac.id

Abstract – UAV (Unmanned Aerial Vehicle)

merupakan kendaraan udara tanpa awak yang

dikendalikan jarak jauh oleh atau tanpa seorang pilot

(Autopilot). Permasalahan pada UAV adalah

bentuknya sangat kecil menyebabkan munculnya

beberapa kendala, seperti kendala pada efisiensi

aerodinamika, peningkatan beban pada sayap

pesawat, serta masalah stabilitas. Stabilitas adalah

masalah yang akan dibahas dan diselesaikan dalam

paper ini. Sebuah UAV harus stabil artinya tahan dari

gangguan luar dan dapat kembali ke posisi yang

diharapkan khususnya pada saat proses landing

berlangsung. Untuk mengatasi masalah tersebut,

penulis mendesain dan mengimplementasikan suatu

sistem kontrol pada UAV menggunakan kontroler

PID. Penggunaan algoritma PID dilakukan untuk

mengolah sinyal kesalahan yang kemudian digunakan

untuk mengatur sudut pitch pesawat selama proses

landing tahap tracking Glide-Slope berlangsung.

Sinyal kesalahan dihasilkan dari selisih antara posisi

pesawat aktual dengan lintasan Glide-Slope yaitu

sekitar 3° dari permukaan vertikal tanah.

Kata Kunci: UAV (Unmanned Aerial Vehicle),

Kontroler PID, tracking, Lintasan Glide-Slope, sudut

pitch.

1. PENDAHULUAN

Penggunaan Unmanned Aerial Vehicle (UAV)

saat ini sangat penting dalam bidang pengawasan

suatu area. Dilengkapi dengan kamera video

berukuran mini dan sebuah transmitter, UAV dapat

digunakan dalam pengawasan daerah yang

membahayakan nyawa manusia. Karena ukurannya

yang mini dan tidak mengeluarkan suara bising

layaknya kendaraan udara lain seperti pesawat, UAV

dapat terbang menyatu dengan langit dan sulit untuk

diketahui oleh manusia. Oleh karena itu penggunaan

UAV lebih banyak digunakan oleh departemen

pertahanan dalam melakukan pengawasan wilayah.

Layaknya sebuah Pesawat terbang, UAV memiliki

enam derajat kebebasan karena geraknya melibatkan

gerak linier dan gerak melingkar dalam bidang tiga

dimensi. Keenam derajat kebebasan itu adalah: gerak

arah depan-belakang, gerak arah samping kanan-kiri,

gerak arah atas-bawah, gerak rolling (gerak berputar

pada sumbu depan-belakang), gerak pitching (gerak

berputar pada sumbu samping kiri-kanan), gerak

yawing (gerak berputar pada sumbu atas-bawah).

Respon dinamik UAV terhadap adanya gangguan dan

pergerakan muka kontrol melibatkan persamaan

diferensial yang dapat dirumuskan secara matematis.

[1]

Permasalahan pada UAV adalah bentuknya yang

sangat kecil, hal ini menyebabkan munculnya

beberapa kendala, seperti kendala pada pada efisiensi

aerodinamika, peningkatan beban pada sayap pesawat,

serta masalah stabilitas. Permasalahan efisiensi

aerodinamika menekankan pada bagaimana

mendesain sebuah pesawat seringan mungkin tapi

masih tetap atau bertambah kehandalannya.

Sedangkan masalah peningkatan beban pada sayap

pesawat disebabkan karena semakin cepatnya pesawat

sehingga sayap pesawat yang biasanya rapuh (karena

dibuat dari bahan yang ringan) mendapat beban

melebihi kapasitas yang dapat menyebabkan

kerusakan pada sayap pesawat.

Stabilitas adalah masalah yang akan dibahas dan

diselesaikan dalam Tugas Akhir ini. Sebuah pesawat

harus stabil artinya tahan dari gangguan luar dan dapat

kembali ke posisi yang diharapkan. Untuk itu

diperlukan sebuah kontroler. Stabilitas dan kontrol

merupakan masalah utama dalam membuat UAV

dengan sistem navigasi otomatis.

Untuk mengatasi masalah efisiensi aerodinamika

dan peningkatan beban pada sayap pesawat diperlukan

terowongan angin guna memodelkan dan menganalisa

kedua permasalahan tersebut. Oleh karena itu kedua

permasalahan diatas tidak dibahas dalam Tugas Akhir

ini. Sedangkan masalah stabilitas dan kontrol dapat

diatasi mengggunakan sebuah kontroler PID agar UAV

dapat menyelesaikan salah satu dari 5 tahap landing

yaitu tahap Tracking pada lintasan Glide-slope dengan

baik [1]. Untuk penentuan parameter P, I, dan D dapat

dimisalkan UAV tersebut mempunyai transfer function

lalu dengan menggunakan metode analitik, parameter

kontroler bisa didapat. Pemilihan kontroler PID pada

penelitian ini karena kontroler ini merupakan jenis

kontroler yang paling banyak penggunaannya. Selain

sederhana, mudah dipelajari, dan mudah

diaplikasikan, sistem kontrol ini merupakan gabungan

dari beberapa tipe kontroler yaitu proportional,

derivative, dan integral sehingga dapat

menggabungkan keunggulan masing-masing tipe

kontroler. Selain itu kontroler PID tidak memerlukan

memori pemrosesan yang cukup besar. Karena

manfaat dari UAV yang begitu banyak menjadikan

penelitian ini sangat penting untuk dilaksanakan.

Pada Bagian II dari paper ini akan dijelaskan

mengenai Deskripsi Sistem, Bagian III menjelaskan

tentang Perancangan kontroler, Bagian IV

menjelaskan tentang Pengujian dan Analisis kemudian

Bagian V menjelaskan tentang Kesimpulan.

Proceding Tugas Akhir – Juli 2011

Rendy Yuliansyah – 2207100020 Halaman 1 dari 2 halaman

2. DESKRIPSI SISTEM

2.1 Sistem Koordinat Pesawat Terbang [2]

Bentuk persamaan gerak pesawat terbang sangat

bergantung pada sistem koordinat yang dipilih. Ada

tiga macam sistem koordinat yang sering dipakai,

yaitu:

Sistem koordinat bumi (Earth axis system)

Sumbu X, Y, dan Z positif secara berurutan

terletak pada arah utara, timur, dan bawah (gambar

1)

Gambar 1 Sistem Koordinat Bumi

Sistem koordinat bodi (Body axis system)

Sumbu X searah dengan hidung pesawat, sumbu Y

searah dengan sayap pesawat, dan sumbu Z

menunjuk arah bawah. (Gambar 2)

Gambar 2 Sistem Koordinat Bodi

Sistem koordinat kestabilan (Stability axis system)

Sumbu X berimpit dengan arah vektor kecepatan

pesawat, sehingga terdapat beda sudut antara

sumbu X pada sistem koordinat bodi dan sumbu X

pada sistem koordinat kestabilan yang disebut

dengan angle of attack.

Buku ini menggunakan sistem koordinat bodi

pada semua persamaan gerak pesawatnya.

2.2 Tahap Pendaratan (Landing)

Secara umum, tahap autolanding berdasarkan

peraturan operasi yang dibuat oleh BLEU pada

pesawat dapat dibagi menjadi beberapa fase

diantaranya:

1. Alignment

Pada tahap ini pesawat bergerak lurus sejajar

dengan perpanjangan garis landasan pada

ketinggian konstan

2. Glide- slope (Glide-Path) maneuver

Pesawat mengikuti lintasan garis lurus menurun

dengan sudut konstan (3-5 derajat), dengan tetap

menjaga posisi pesawat tepat lurus diatas sumbu

landasan.

3. Flare maneuver

Tahap ketika pesawat terbang telah mendekati

landasan, sudut kemiringan di perkecil sampai

nol sehingga lintasan menurun bukan lagi berupa

garis lurus, tapi berbentuk menyerupai kurva

eksponensial turun.

4. Touchdown phase

Fase dimana pesawat pertama kali menyentuh

permukaan landasan.

5. Taxiing

Fase terakhir ini dimulai ketika pesawat terbang

menyentuh landasan, dan mengurangi kecepatan

sampai mencapai nol. [1]

Gambar 3 Tahap landing pada pesawat [1]

2.3 Sistem Pengaturan Glide-Slope Tracking [2]

Secara garis besar sistem pengaturan glide-slope

tracking adalah sistem pengaturan gerak longitudinal

pesawat untuk mengikuti lintasan glide-slope

(glidepath) agar pesawat dapat sampai pada pangkal

runway secara tepat dan melanjutkan tahap

selanjutnya dengan aman. Sistem pengaturan ini

dibagi menjadi 3 loop yang disusun secara kaskade.

Dengan 2 kontroler sistem ini diharapkan dapat

mengatasi permasalahan pada saat pesawat melalui

tahap glide-slope tracking dengan baik tanpa adanya

error yang besar dan stabil terhadap segala jenis

gangguan baik berupa angin atau gangguan lainnya.

Pada sistem ini masukan berasal dari defleksi elevator

(δe) sedangkan respon yang dijadikan acuan

diantaranya adalah percepatan sudut pitch (q), sudut

pitch (θ) dan ketinggian (h). Diagram blok sistem

pengaturan glide-slope tracking dapat dilihat pada

gambar 4.

Gambar 4 Diagram blok sistem pengaturan glide-slope

tracking.

Proceding Tugas Akhir – Juli 2011

Rendy Yuliansyah – 2207100020 Halaman 1 dari 3 halaman

3. PERANCANGAN SISTEM

3.1 Arsitektur Sistem Navigasi pada UAV

Mengadaptasi sistem pengaturan glide-slope

tracking pada pesawat jet charlie maka dirancanglah

sistem pengaturan glide-slope tracking untuk UAV.

Pada gambar 5 menunjukkan sistem kontrol yang

akan dipakai pada UAV. Sistem ini merupakan sistem

kontrol kaskade dengan 2 loop, yang pertama adalah

loop dengan umpan balik berupa sudut pitch (θ) dan

loop kedua menggunakan umpan balik ketinggian (h)

Sistem Navigasi pada UAV dengan berdasarkan data

respon accelerometer dapat dilihat pada diagram blok

gambar 6. Alat yang digunakan untuk mengatur

kestabilan terbang pada sistem ini adalah sebuah

mikrokontroler. Selain sebagai kontroler,

mikrokontroler juga digunakan sebagai track planner.

Track planner merupakan algoritma yang digunakan

untuk menentukan lintasan yang harus dilewati oleh

pesawat, sehingga Track planner menyediakan

setpoint yang kemudian menjadi acuan kontroler

untuk melakukan aksi kontrol. Sedangkan komputer

dalam diagram blok pada Gambar 6 hanya digunakan

untuk monitoring data-data penerbangan seperti

ketinggian, sudut pitch, dan sudut roll. Untuk

menghubungkan komputer dengan plant digunakan

media gelombang radio dengan frekuensi 2.4 Ghz.

Untuk sinyal umpan balik dari sistem didapatkan dari

sensor unit yang terdiri dari sensor ultrasonik dan

accelerometer.

Perhitungan kontroler PID akan terus dilakukan

ketika nilai kesalahan ketinggian UAV tidak sesuai

dengan lintasan Glide-Slope. Aksi kontrol yang

dihasilkan oleh kontroler PID mempengaruhi nilai

keluaran PWM pada port PWM mikrontroler untuk

mengendalikan motor servo elevator.

Gambar 5 Diagram blok sistem pengaturan glide-slope

tracking pada UAV

Gambar 6 Diagram blok arsitektur sistem kontrol UAV.

3.2 Identifikasi Plant

Dalam mengembangkan maupun mendesain

kontroler untuk suatu plant, diperlukan pengetahuan

mengenai sifat dan karakteristik dari plant tersebut.

Hal itu dapat diketahui dari fungsi alih yang dimiliki

oleh suatu plant. Permasalahan yang sering kali

muncul ketika menghadapi suatu plant adalah tidak

adanya dokumen yang memberikan informasi fungsi

alih dari plant.

Proses identifikasi dilakukan dengan cara

memberikan sinyal acak melalui remote control

kepada pesawat (plant)yang selanjutnya nilai dari

sinyal acak yang bervariasi dari 1 – 2 ms

(menunjukkan defleksi elevator -45° - 45°) dengan

periode 20 ms dan sudut yang dihasilkan pesawat

direkam di dalam rangkaian utama dan dikirimkan ke

Ground Station melalui gelombang radio. Pada

komputer Ground Station informasi input/output

tersebut diplot dalam menjadi sebuah grafik.

Kemudian pengolahan data masukan dan keluaran

dilakukan menggunakan software Matlab 7.1 dengan

perintah ARX untuk mendapatkan transfer fungsi

plant. Identifikasi plant dilakukan berulang kali

dengan tujuan mendapatkan data terbaik yang dapat

merepresentasikan karakteristik sistem yang

digunakan. Model yang digunakan untuk perancangan

kontroler adalah yang memiliki nilai kesalahan root

mean square terkecil. Kesalahan root mean square

merupakan nilai akar kesalahan rata-rata kuadrat yang

menunjukan seberapa besar nilai simpangan kesalahan

dari nilai nol, Rumus kesalahan root mean square

dapat dilihat pada Persamaan (1).

RMSE =n

yyn

i ii

1

2)ˆ( (1)

iy adalah data identifikasi pada iterasi ke-i. iy

adalah data model pendekatan pada iterasi ke-i ,dan n

adalah jumlah data identifikasi.

Gambar 7 Respon Sudut Pitch Hasil Identifikasi

Hasil identifikasi seperti pada grafik pada Gambar

7 didekati dengan fungsi alih orde dua. Fungsi alih

plant beserta kesalahan RMS untuk setiap data hasil

identifikasi dapat dilihat pada Tabel 1.

Tabel 1 Hasil pemodelan plant dengan pendekatan orde dua

No. Model Matematika RMSE

1.

46.4177

2.

25.9559

Proceding Tugas Akhir – Juli 2011

Rendy Yuliansyah – 2207100020 Halaman 1 dari 4 halaman

No. Model Matematika RMSE

3.

18.8883

4.

7.8684

3.3 Perancangan Kontroler PID

Pada penelitian ini kontroler PID digunakan untuk

menjaga kestabilan pesawat saat terbang dan

digunakan untuk mengikuti lintasan yang telah

direncanakan sebelumnya. Sinyal kesalahan yang

diperoleh berasal dari kesalahan posisi pesawat

terhadap ketinggian lintasan glide-slope pada saat

waktu t. Dengan demikian ketinggian pesawat akan

selalu di update setiap waktu sampel yang telah

ditentukan. Sinyal keluaran kontroler akan

dikonversikan ke dalam sinyal PWM untuk

menggerakkan elevator sebagai kemudi utama

pesawat.

Kontroler PID modifikasi dirancang untuk

memenuhi spesifikasi sistem

Untuk proses perancangan kontroler PID

dijelaskan sebagai berikut:

1. Penentuan fungsi alih sistem hasil pemodelan

identifikasi dinamis plant, yang didapatkan pada

persamaan 2 karena memiliki error terkecil

(2)

2. Penentuan nilai Kp, ti, td1, dan td2 melalui

persamaan sebagai berikut

np

KK

21*

(3)

ni

2 (4)

1d (5)

22

2

1

nn

d

(6)

3. Penentuan fungsi alih hasil pemodelan kontroler

PID modifikasi dinotasikan dengan H(s).

(

) (7)

Berdasarkan hasil dari persamaan (3), (4), (5) dan

(6), persamaan (7) menjadi:

(

) (8)

Persamaan 8 digunakan sebagai kontroler pada

loop pertama sedangkan loop kedua menggunakan

cara tuning PID secara manual. Adapun langkah-

langkah untuk tuning PID secara manual adalah

sebagai berikut:

1. Sistem dibuat closed loop dengan setpoint tetap

lalu lalu diamati respon output. Dengan hanya

menggunakan kontroler P, nilai Kp dinaikkan

secara bertahap sampeai respon sedikit berosilasi.

2. Setelah respon berosilasi nilai Kd dinaikkan secara

bertahap hingga osilasi menghilang.

3. Setelah itu nilai Ki dinaikkan secara bertahap

hingga respon mencapai seperti yang diinginkan

(cepat atau lambat dan mencapai error steady state

= 0).

Setelah melakukan proses diatas didapat hasil

Kp=11.3 Ki=0.5 dan Kd = 0.28. Hasil parameter

dengan metode tuning manual tersebut digunakan

sebagai kontroler untuk loop kedua.

Implementasi kontroler PID pada mikrokontroler

membutuhkan pengolahan data secara digital. Oleh

karena itu persamaan kontroler PID perlu

dikonversikan terlebih dahulu ke bentuk digital.

Penurunan kontroler PID digital dapat dilihat pada

persamaan (9) sampai dengan persamaan (12).

Persamaan kontroler PID:

t

dt

de(t)Kd e(t) dt Kie(t) Kp tu

0

)( (9)

Dengan

i

Ki

1 dan

dKd .

Bentuk integral dan diferensial dapat ditulis

dalam bentuk diskrit seperti pada persamaan (3.9) dan

persamaan (3.10).

n

0k0

e(k) T

t

e(t) dt

(10)

T

)-e(n) - e(n

dt

de(t) 1 (11)

Sehingga bentuk persamaan kontroler PID dapat

dituliskan ke dalam bentuk digital seperti pada

persamaan (12)

T

)-e(n) - e(n Kd e(k) Ki T e(n) Kp u(n)

n

k

1

0

(12)

T adalah waktu sampling kontroler.

Untuk implementasi pada bahasa C kontroler PID

dibagi menjadi beberapa suku diantaranya suku

integral (I) suku differensial (D) dan suku error

Sehingga penjumlahan ketiganya dikalikan dengan

konstanta proporsional (kp) menjadi kontroler PID

sesuai persamaan (12).

4. PENGUJIAN DAN ANALISIS

Bagian ini menjelaskan tentang pengujian sistem

serta kontroler beserta analisisnya.

4.1 Simulasi Sistem

Setelah melakukan serangkaian pengujian

terhadap elemen pembangun sistem, langkah

selanjutnya adalah melakukan simulasi. Simulasi

dilakukan dalam beberapa tahap diantaranya simulasi

Proceding Tugas Akhir – Juli 2011

Rendy Yuliansyah – 2207100020 Halaman 1 dari 5 halaman

kestabilan sudut pitch dengan kontrol P, PI, dan PID

selanjutnya proses tracking lintasan glide slope

menggunakan kontroler P dan PID serta simulasi

beberapa kondisi seperti kondisi pesawat dibawah dan

diatas lintasan glide-slope. Setelah dilakukan

perhitungan dengan ts sebesar 1 detik, didapatkan

parameter PID dengan Kp=13, Ki=0.54, td1=0.075

dan td2=0.017.

Gambar 8 Hasil simulasi kestabilan sudut pitch

Setelah melakukan simulasi kestabilan dengan set

poin 15 derajat selanjutnya melakukan simulasi

gangguan (disturbance) yang banyak disebabkan oleh

angin pada plant pesawat. Hasil dari simulasi

gangguan dapat dilihat pada gambar 9

Gambar 9 Hasil simulasi kestabilan sudut pitch dengan

gangguan

Dari hasil simulasi dapat disimpulkan bahwa,

kontroler dapat mengikuti set point yang berubah-

ubah dan dapat mengatasi perubahan gangguan yang

disebabkan oleh udara yang bergerak.

Dengan parameter yang telah didapat sebelumnya

yaitu Kp= 11.3 Ki= 0.5 dan Kd= 0.28. Perbandingan

hasil respon dapat dilihat pada gambar 10.

(a)

(b)

Gambar 10 Hasil simulasi proses tracking terhadap lintasan

Glide-Slope. (a)Respon ketinggian (b)Respon

sudut pitch.

Dari hasil simulasi dapat dilihat bahwa kontroler

PID cukup baik dalam mengatasi error yang

disebabkan oleh setpoint yang berubah seiring waktu

(lintasan glide-slope). Oleh karena itu kontroler PID

dipilih sebagai parameter untuk melakukan

implementasi glide-slope tracking.

4.2 Implementasi Sistem

Implementasi kontrol pada sistem UAV dilakukan

dalam beberapa tahap yaitu implementasi kestabilan

sudut pitch menggunakan kontroler P, PI, dan

PIDModifikasi, serta implementasi proses tracking

pada lintasan Glide-Slope. Hasil dari implementasi

kestabilan sudut pitch kontroler P dapat dilihat pada

gambar 11.

Gambar 11 Hasil implementasi kestabilan menggunakan

kontroler P.

Percobaan kedua menggunakan kontroler PI

dengan catatan, gangguan angin yg tergolong tinggi

pada saat percobaan dilakukan. Hasil dari

implementasi kontroler PI dapat dilihat pada gambar

4.5.

Gambar 12 Hasil implementasi kestabilan menggunakan

kontroler PI.

Beban +

Beban -

Beban 0

Gangguan manual

Gangguan alami

Proceding Tugas Akhir – Juli 2011

Rendy Yuliansyah – 2207100020 Halaman 1 dari 6 halaman

Percobaan ketiga menggunakan PID modifikasi

dengan parameter yang sama dengan parameter

kestabilan sudut pitch pada saat simulasi dilakukan.

Secara keseluruhan hasil dari kontroler PID tergolong

baik. Hasil dari implementasi kontroler PID dapat

dilihat pada gambar 13.

Gambar 13 Hasil implementasi kestabilan menggunakan

kontroler PID.

Implementasi dilakukan menggunakan PID

dengan Kp= 1.25 dan Ki=0.125 dan parameter yang

tetap pada loop pertama. Sedangkan sudut glide slope

diatur pada kemiringan 10 derajat selama 6 detik.

Hasil implementasi glide-slope tracking dapat dilihat

pada gambar 14.

(a)

(b)

Gambar 14 Hasil implementasi Glide-Slope tracking pada

supperstar hobbico arf 40 (a) Respon

ketinggian (b) Respon sudut pitch.

Dari grafik hasil Implementasi tersebut, didapat

hasil yang cukup baik, dengan sudut glide-slope

sebesar 10 derajat terlihat sudut pitch pesawat hampir

mendekati sudut glide-slope pada keadaan tunaknya.

5. KESIMPULAN

Setelah melakukan perancangan, implementasi,

pengujian dan analisa terhadap sistem maka dapat

didapatkan hasil pada sistem UAV (Unmanned Aerial

Vehicle) didapat beberapa kesimpulan sebagai berikut:

1. Sistem kontrol kaskade dengan umpan balik sudut

pitch dan umpan balik ketinggian mampu

melakukak proses tracking pada lintasan glide-

slope sampai tahap ini selesai.

2. Sistem kontrol kaskade dengan setpoint sebuah

track planner dapat dijadikan acuan sebagai sistem

untuk melakukan tracking lintasan glide-slope saat

proses pendaratan (landing).

3. Kontroler PID menggunakan metode analitik PID

modifikasi dan metode tuning manual PID berhasil

diimplementasikan. Kedua kontroler ini

memberikan performa terbaik daripada kontroler P

dan PI saat terbang melintasi lintasan glide-slope.

Hal ini terlihat dengan respon ketinggian pesawat

yang mengikuti lintasan glide-slope dan respon

sudut pitch pesawat mendekati kemiringan glide-

slope yaitu sekitar 10 derajat.

Dengan ini tahap awal dalam membuat suatu

sistem autolanding pada UAV telah selesai dilakukan.

DAFTAR REFERENSI

[1] B. L. Florent, H. Tarek, B. Christian, M. Robert,

Nonlinear Image-Based Visual Servo controller

for automatic landing guidance of a fixed-wing

Aircraft, French D´el´egation G´en´erale

pourl’Armement, I3S UNSA-CNRS, Australian

National University.

[2] McLean. D, 1990. Automatic Flight Control

Systems, Prentice Hall, Hertfordshire. UK.

[3] H. Chao, Y. Cao, Y. Chen, 2007. Autopilots for

Small Fixed-Wing Unmanned Air Vehicles: A

Survey, Proc. IEEE Mechatronics and

Automation, vol. 25, no.8, pp 3144-3149.

[4] H. Munnik, K. Nurwijayanti, 2008. Aplikasi

Accelerometer 3 Axis Untuk Mengukur Sudut

Kemiringan (Tilt) Engineering Model Satelit Di

Atas Air Bearing, Jurusan Teknik Elektro

Universitas Suryadarma Jakarta.

[5] D. Kingston1, R. Beard, T. McLain, M. Larsen, W.

Ren, 2003. Autonomous Vehicle Technologies

For Small Fixed Wing UAVs”, American Institute

of Aeronautics and Astronautic

[6] Mancini. R, 2003. Op amps for everyone: design

reference, Newnes, Texas Instrument.

[7] Anonym. ARX: Estimate parameters of ARX or

AR Model Using Least Squares. Matlab Help

Menu: The Mathworks Incorporation. 2010.

[8] K. J. Astrom & T. Hagglund, 1995. PID

Controllers: Theory, Design, and Tuning.

Research Triangle Park, NC : Instrument Society

of America.

[9] Ari Heryanto,Wisnu Adi. 2008. Pemrograman

bahasa C untuk mikrokontroler ATMEGA8535.

Proceding Tugas Akhir – Juli 2011

Rendy Yuliansyah – 2207100020 Halaman 1 dari 7 halaman

Yogyakarta : Andi.

[10] Alho, J. and B. Spencer. Statistical Demography

and Forecasting. Dordrecht, The Netherlands:

Springer. W. Alonso and P. Starr (Eds.). The

Politics of Numbers. New York: Russell Sage.

2005.

[11] Swanson, D.A. Measuring Uncertainty in

Population Data Generated by the Cohort-

Component Method: A Report on Research in

Progress. pp. 165-189 in S. Murdock and D. A.

Swanson (Eds.) Applied Demography in the 21st

Century. Dordrecht, The Netherlands: Springer.

2008.

RIWAYAT PENULIS

Rendy Yuliansyah

dilahirkan di Probolinggo

Jawa Timur. Merupakan

putra ketiga dari pasangan

Supeno dan Tatik

Hamsyah. Penulis

menamatkan pendidikan

dasar di SD Tisnonegaran II

Probolinggo, kemudian

melanjutkan ke SMPN 1

Probolinggo. Untuk jenjang

SMA penulis

menyelesaikan sekolahnya di SMAN 1 Probolinggo.

Setelah menamatkan SMU, penulis melanjutkan

studinya di Jurusan Teknik Elektro Institut Teknologi

Sepuluh November Surabaya pada tahun 2007 melalui

jalur SPMB. Spesialisasi bidang studi yang ditekuni

oleh penulis adalah Teknik Sistem Pengaturan. Selama

kuliah di ITS, penulis aktif menjadi asisten di

Laboratorium Teknik Pengaturan. Pada bulan Juli

2011 penulis mengikuti seminar dan ujian Tugas

Akhir di Bidang Studi Sistem Pengaturan Jurusan

Teknik Elektro FTI – ITS Surabaya sebagai salah satu

syarat untuk memperoleh gelar Sarjana Teknik

Elektro.