Simulasi Desain Input untuk Identifikasi Parameter Pesawat UAV MFE Fighter

Pemlilihan input yang dapat mengeksitasi modus gerak pada matra longitudinal dan lateral direksional sebuah pesawat udara sangat diperlukan untuk mendapatkan hasil identifikasi parameter yang akurat. Proses pemilihan input dimulai dengan penyusunan model linier yang dilakukan dari hasil pengukuran dengan DATCOM yang kemudian diberikan simulasi input dan menghasilkan output respon gerak pesawat. Gerak pesawat tersebut kemudian dilakukan proses identifikasi parameter untuk mendapatkan model linier. Model linier tersebut dibandingkan dengan model linier hasil dari DATCOM. Bentuk input yang sesuai dilihat dari kedekatan model linier antara hasil identifikasi parameter dan DATCOM menggunakan RMSE. Hasil penelitian menunjukkan bahwa bentuk input pulse untuk elevator dengan amplitudo 1 derajat selama 3 detik paling sesuai dalam mengeksitasi modus gerak matra longitudinal. Sedangkan bentuk input 3-2-1-1 untuk aileron serta rudder pulse 1 derajat paling sesuai dalam mengeksitasi modus gerak lateral direksional pesawat UAV MFE Fighter

Pengembangan Model Mekanika Terbang Pesawat Udara Cessna 182 dengan Menggunakan Scilab Xcos

Model mekanika terbang pesawat udara memiliki peran penting untuk melakukan analisis gerak dan sikap pesawat udara terhadap input yang diberikan. Pengembangan model mekanika terbang pesawat biasanya dilakukan dengan menggunakan perangkat lunak yang umum digunakan, yaitu MATLAB Simulink. Namun, perangkat lunak ini bersifat komersial dengan harga tinggi. Pada penelitian ini model mekanika terbang pesawat udara Cessna 182 dikembangkan dengan perangkat lunak open-source, yaitu Scilab Xcos. Model dikembangkan berdasarkan persamaan gerak pesawat udara 6 derajat kebebasan yang didukung oleh 3 sub-sistem, yaitu gaya dan momen, lingkungan, dan input (bidang kendali dan throttle). Masing-masing komponen model diverifikasi dengan melakukan perbandingan dengan model referensi. Hasil penelitian menunjukkan bahwa Scilab Xcos mampu digunakan untuk melakukan pemodelan mekanika terbang pesawat dan melakukan simulasi terbang pesawat dengan input yang diberikan

TEOREMA TITIK TETAP BERSERIKAT PEMETAAN KOMPATIBEL LEMAH YANG MEMENUHI SIFAT (E.A) DAN SIFAT (CLR) PADA RUANG METRIK BERNILAI KOMPLEKS

In this final project, we discuss about common fixed point theorems for weakly compatible maps satisfying (E.A) and (CLR) property in both metric spaces and complex valued metric spaces. First we discuss about Banach�s fixed point theorems (Banach Contraction Principle), that is fixed point theorems for contraction mappings defined in a complete metric spaces . Furthermore, we discuss about common fixed point theorems for two maps defined in a metric spaces, both continuous and noncontinuous maps. Common fixed point theorems for two continuous maps is obtained from generalization of Banach Contraction Principle. Meanwhile, common fixed point theorems for two noncontinuous maps is observed by using implicit functions that completed with (E.A) and (CLR) property, and the maps must weakly compatible. In the last section, we discuss about common fixed point theorems for weakly compatible mas satisfying (E.A) and (CLR) property in complex valued metric spaces

Pengembangan Sistem Pemodelan Linier Pesawat Udara Otomatis Berbasis Data Keluaran Datcom

Model linier pesawat udara menjadi salah satu komponen penting pada prosesperancangan hukum kendali terbang pesawat udara. Penyusunan model linier ini relatifmemakan waktu yang lama karena harus melalui beberapa tahapan, antara lain: ekstraksi data,pengolahan data, dan pembentukan state-space. Penelitian ini membahas tentangpengembangan sistem pemodelan linier pesawat udara otomatis dengan data keluaranperangkat lunak Datcom. Data mentah dari Datcom diekstraksi dan diolah lebih lanjut denganmelibatkan metode interpolasi untuk mendapatkan koefisien pada kecepatan dan tinggi terbangtertentu dan metode curve-fitting untuk menghitung parameter aerodinamika. Sebelum prosescurve-fitting, analisis trim dilakukan dengan menggunakan algoritma pattern search untukmendapatkan kondisi trim. Parameter-parameter ini digunakan untuk membentuk matriks statespace.Sistem ini telah dibuat dan mampu membentuk model linier dalam waktu 33,825 detik

Effect of Control Input on the Results of Parameter Identification of Aircraft Conventional Configuration of Longitudinal Flying Dimension

Parameter identification is a process to get real characteristics of the motion dynamics of an object which can then be used to build the dynamics model of the object, which has a very high level of validity and accuracy. The modeling process is usually carried out using aircraft input data and the results of existing navigation data recording. From the data, the model parameters are estimated using the simple least square method. In this study, the simulation was carried out by varying the deflection input in the control field and simulation time. The input given to the longitudinal dimension is the deflection of the elevator control field. The results of parameter identification in the Corsair A-7A plane in the longitudinal dimension indicate that the input form 3-2-1 has a smaller error value than using doublet and pulse inputs. This shows that the input form 3-2-1 is most suitable for the longitudinal dimension among the given inputs

TERAPAN FUNGSI SIGMOID UNTUK MENENTUKAN NILAI MAKSIMAL KOEFISIEN GAYA ANGKAT DAN SUDUT STALL PADA KURVA LINEAR CL TERHADAP α

Karya tulis ilmiah ini membahas tentang terapan fungsi sigmoid untuk menentukan nilai maksimal gaya angkat dan sudut stall pada pesawat berdasarkan hasil simulasi dengan menggunakan perangkat lunak XFLR5.Nilai maksimal gaya angkat dan sudut stall pada sebuahpesawatmerupakankomponenyangharusdiketahuiagarpesawattidakmengalamistall. Dimana pada saat pesawat sudah mencapai sudut stall pesawat akan kehilangan gaya angkat dan menyebabkan pesawat jatuh. Perangkat lunak XFLR5 digunakan untuk mensimulasikan sertauntukmendapatkankurvakoefisiengayaangkat CLterhadapsudutserang α. Hasilsimulasi dengan menggunakan perangkat lunak XFLR5 menunjukkan grafik CL terhadap α bersifat linear yang artinya tidak dapat diketahui dimana koefisien gaya angkat maksimal dan sudut serang dimana pesawat mengalami stall. Hasil penelitian ini fungsi sigmoid ini dapat diterapkan untuk menentukan nilai maksimal koefisien gaya angkat dan sudut stall dari pesawat. Penelitian yang dilakukan dengan memilih nilai transition rate M sebesar 0.8 diperoleh hasilnilai koefisien gaya angkat maksimal 1.2648 dan sudut stall sebesar 13