Small to Medium UAVs for Civilian Applications in Indonesia

Indonesian government needs a well-built, easy to operate unmanned aircraft systems (UAS) to perform various civilian missions as UAS are a well-known platform for dirty, dull, and dangerous missions. Hence, the Indonesian government has an organization that performs research and development of UAS, named as Aeronautic Technology Center. This organization is placed underneath Indonesian National Institute of Aeronautics and Space. The UAS developments in this institute are primarily driven by civilian uses; therefore, the UAS size, sensor types, and mission payload are optimized for civilian missions. In order to produce the decent to the best quality of the aerial image, which is the essential product for various civilian missions, the UAS regularly flies under the cloud. For this reason, the Aeronautic Technology Center is only developing the LASE (low altitude, short-endurance) and the LALE (low altitude, long endurance) UAS type as of now. The UAS development was begun with LSU-01, followed by LSU-02, LSU-03, and LSU-05. The LSU-01, LSU-02, and LSU-03 are in the operational phase, while the LSU-05 is in the experimental Phase. In this chapter, the specification of the platforms and the sensor capabilities that are relevant with the demands of users in the civilian sector are described

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

Enhancing UAV elevator actuator model using multibody dynamics simulation

This paper proposes an improved actuator system model for UAV elevators using multibody dynamics simulation. The multibody dynamics simulation employs the Simscape Multibody, module in MATLAB coupled with Simulink to model the servo and hinge moment calculation. The actuator system comprises an electrical servo and mechanical components, including arms, push rods, horns, and the elevator. The electrical servo is modeled using a PID controller and a simplified motor model. The multibody dynamics simulation is employed to capture the dynamics of the mechanical components, coupled with the electrical servo through torque delivery to the mechanical components. The simulation is applied to the elevator of a medium altitude long endurance (MALE) UAV with a Maximum Take Off Weight of 1300 Kg. Generating these quantities provide a benefit in capturing the operational envelope of the servo to be compared to its limitations. Given the features of this simulation, it is proposed to extend the research by integrating this method with flight dynamics simulation

PRELIMINARY FUNCTIONAL HAZARD ANALYSIS FOR ELECTRONIC SYSTEM OF THE LSA-02 AIR CRAFT FLIGHT CONTROL SYSTEM FOR LONGITUDINAL MOTION

AbstractIn 2014, LAPAN (Indonesian National Institute of Aeronautics and Space) in collaboration with TU Berlin began to study the development of a UAV technology demonstrator called LSA-02 _gircraft. The aircraft's mechanical flight control system will be supplemented with an electronic flight control system. The methodology and process to develop the electronic flight control system for the LSA-02 aircraft follow the guidance that is given in guidelines and regulations. Functional hazard analysis is a first step which must be completed in the development of an electronic flight control system. The aim of this paper is to describe the functional hazard analysis that is performed for the LSA-02 aircraft, limited to longitudinal motion. The functional hazard analysis results identify which failures of functions are critical for flight safety. The results are influencing the system design, especially the required redundancies. As a UAV technologies demonstrator, the LSA-02 aircraft must perform flight safely when the experimental electronic control system is active.A safety pilot onboard in aircraft and fast decoupling mechanism is needed to take control the aircraft from automatic mode to manual mode, in case experimental electronic control system fails. The FHA result show that five identical actuator is needed to ensure no catastrophic event is occurs, when the EFCS is active in longitudinal motion offlight.Hlm. 20-29:Il.; 28 Cm

PEMILIHAN SENSOR ATTITUDE AND HEADING REFERENCE SYSTEM (AHRS) DAN LASER ALTIMETER UNTUK PESAWAT LSA-02 = ATTITUDE AND HEADING REFERENCE SYSTEM (AHRS) AND LASER ALTIMETER SENSOR SELECTION FOR LSA-02 AIRCRAFT

Abstrak Tulisan ini membahas tentang bagaimana melakukan pemilihan sensor yang mampu memberikan kinerja sesuai dengan requirement yang telah ditentukan sebelumnya. Requirement yang menjadi acuan diturunkan dari requirement flight control law. Sensor yang dipilih harus mampu menyediakan data yang dibutuhkan oleh flight control law, sehingga flight control law dapat melakukan melakukan perhitungan dengan benar dan menghasilkan output berupa actuator command. Sensor yang akan diseleksi adalah sensor AHRS dan laser altimeter. Kedua sensor ini menjadi prioritas untuk diseleksi karena kedua sensor ini masuk ke dalam kategori sensor kritikal. Setelah melakukan analisis pasar dan membandingkan spesifikasi teknis dengan sensor requirement maka untuk AHRS akan menggunakan produk Northrop Grumman LITEF GmbH LCR-100, sedangkan untuk laser altimeter menggunakan produk RIEGL LD90-3100HS. Abstract This paper discusses selection of sensors that are able to provide performance in accordance with the requirements that have been predetermined. Requirement of reference is derived from the requirement of flight control law. The selected sensor must be able to provide the data needed by the flight control law, so flight control law can perform the calculation correctly and produce the actuator command output. Sensors to be selected are AHRS sensors and laser altimeter. Both sensors are a priority to be selected because these two sensors fall into the category of critical sensors. After doing market analysis and comparing technical specifications with sensor requirement then for AHRS will use Northrop Grumman LITEF GmbH LCR-100, while for laser altimeter using RIEGL LD90-3100HS product Keywords: AHRS, Laser altimeter, LSA-02, Sensor.Hlm. 106-114:Il.; 29,7 Cm

Persyaratan Kendali Terbang untuk Pesawat Terbang tak Berawak Sayap Tetap

Dalam perancangan sistem kendali terbang dibutuhkan kriteria-kriteria khusus yang unik dari setiap pesawat untuk memenuhi spesifikasi misi yang diberikan dan untuk memenuhi kebutuhan stakeholder. Seperti halnya persyaratan perancangan pesawat, secara umum persyaratan desain sistem kendali diturunkan dari misi pesawat tersebut. Persyaratan tersebut juga harus memenuhi kontrak, standar, spesifikasi dan dokumen formal lainnya yang dikenakan dari para stakeholder. Setiap persyaratan desain kendali terbang tersebut harus dapat dibuktikan untuk memenuhi sertifikasi. Secara umum di Indonesia belum ada regulasi yang secara spesifik mewajibkan kriteria khusus tentang kendali terbang untuk dipenuhi pada pesawat terbang tak berawak, akan tetapi terdapat beberapa regulasi dan dokumen-dokumen standar untuk pesawat berawak sebagai panduan untuk menyusun kriteria - kriteria sistem kendali terbang. Makalah ini merangkum dokumen tersebut dan memberikan panduan dalam menyusun persyaratan untuk sistem kendali terbang pesawat udara tak berawak sayap tetap. Berdasarkan kajian yang telah dilakukan, persyaratan kendali terbang pada suatu pesawat sangat dipengaruhi oleh bentuk geometri dan inersia. Oleh karena sistem kendali terbang merupakan sistem berbasis software maka standar untuk sistem pesawat berbasis perangkat lunak juga harus diterapkan. Makalah ini juga memberikan metode verifikasi untuk sistem yang dirancang terhadap persyaratan yang telah disusun. Diharapkan makalah ini dapat dijadikan acuan bagi para desainer pesawat tak berawak untuk menyusun persyaratan untuk sistem kendali terbang yang dirancang

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