analisis model kinematik peluru kendali pada...
TRANSCRIPT
Pembimbing :
Subchan, M.Sc. Ph.D.
Drs. Kamiran, M.Si.
ANALISIS MODEL KINEMATIK PELURU KENDALI PADA PENEMBAKAN TARGET
MENGGUNAKAN METODE KENDALI OPTIMAL
RESTU TRI ASTUTI-1208 100 033 Jurusan Matematika ITS
-2000 0 2000 4000 6000 8000 10000-4500
-4000
-3500
-3000
-2500
-2000
-1500
-1000
-500
0
500Simulasi Lintasan Peluru Kendali
X (m)
Y (m
)
tf=47 stf=50 stf=55 stf=58 s
0 200 400 600 800 1000 1200 1400 16005
10
15
20
25
30
35
40
Sudut (deg)
Perc
epat
an (
m/s
2 )
Simulasi Percepatan Peluru Kendali
tf=51 s
((^_^?)
-2000 0 2000 4000 6000 8000 10000-4500
-4000
-3500
-3000
-2500
-2000
-1500
-1000
-500
0
500Simulasi Lintasan Peluru Kendali
X (m)
Y (m
)
tf=47 stf=50 stf=55 stf=58 s
back to menu
next >> << previous
Pada Tugas Akhir ini mengkaji tentang masalah pengendali dengan kendala sudut dan waktu akhir. Variabel bebas pada model kinematik tak-linear peluru kendali ke target diubah dari waktu terbang ke sudut hadap peluru kendali. Kemudian pengendali diperoleh pada transformasi model kinematik tersebut dengan prinsip minimalisasi. Tujuan pengendali adalah menepatkan arah gerak peluru kendali ke target dengan memenuhi kendala sudut dan waktu akhir. Selanjutnya, daerah range pada beberapa parameter kendala dianalisis untuk memeriksa kelayakan pengendali. Dalam Tugas Akhir ini, simulasi numerik diberikan untuk menunjukkan performansi pengendali bekerja dengan baik. Kata kunci- daerah range, sudut hadap, waktu akhir
back to menu
next >> << previous
Ketidaklayakkan pengendali berkendala
Performansi panduan tidak sesuai yang
diharapkan
Metode Kendali Optimal
Perlu adanya analisis terhadap
parameter kendala
Kelayakan panduan terpenuhi
V = kecepatan a = percepatan t = waktu terbang (X,Y) = posisi koordinat = sudut hadap
back to menu
next >> << previous
Gambar. Geometri Lintasan
back to menu
next >> << previous
1. Bagaimana menentukan kendali yang optimal dengan kendala sudut dan waktu akhir?
2. Bagaimana menentukan range waktu akhir yang tepat?
3. Bagaimana simulasi numerik menggunakan MATLAB?
back to menu
next >> << previous
1. Variabel yang dikendalikan adalah sudut hadap dan waktu terbang.
2. Pemodelan kinematik peluru kendali dilakukan pada dimensi dua.
3. Diasumsikan tidak ada gangguan eksternal selama peluru kendali terbang, mis: angin, pesawat. Bentuk fisik peluru kendali diabaikan.
4. Diasumsikan kecepatan peluru kendali V konstan, sedangkan target dalam keadaan diam dan tidak diketahui posisinya.
5. Simulasi numerik menggunakan MATLAB
back to menu
next >> << previous
1. Mendapatkan kendali yang optimal dengan kendala sudut dan waktu akhir.
2. Menganalisis range waktu akhir yang sesuai
agar dapat menghasilkan performansi pengendali yang diinginkan.
3. Mengetahui hasil simulasi numerik menggunakan MATLAB
Manfaat dari Tugas Akhir ini adalah pengendali dapat mengarahkan gerak lintasan peluru kendali dengan sudut dan waktu akhir yang optimum.
back to menu
next >> << previous
back to menu
next >> << previous
Peluru kendali merupakan salah satu contoh dari wahana nir awak (WANA) yang dapat dikendalikan atau memiliki sistem pengendali otomatis untuk mencari target atau menyesuaikan arah. Secara umum, peluru kendali diklasifikasikan menjadi 3 jenis, yaitu: 1. tempat peluncurannya (udara, permukaan, bawah laut) 2. letak target (udara (pesawat), permukaan, underground) 3. tipe wahana (roket, peluru kendali berpanduan, probe)
Model kinematik dari peluru kendali ke target yang bergerak vertikal 2 dimensi:
back to menu
next >> << previous
.
back to menu
next >> << previous
back to menu
next >> << previous
Studi Literatur
Formulasi Masalah dan Penerapan Metode
Kendali Optimal
Penarikan Kesimpulan
Analisis Parameter kendala
Simulasi Numerik
back to menu
next >> << previous
Asumsi:
Dengan:
back to menu
next >> << previous
0
back to menu
next >> << previous
Fungsi Tujuan:
back to menu
next >> << previous
back to menu
next >> << previous
back to menu
next >> << previous
Nilai Pengali Lagrange:
back to menu
next >> << previous
back to menu
next >> << previous
Penyelesaian Analitik:
back to menu
next >> << previous
Pengendali dikatakan fisibel jika kendala akhir terpenuhi.
back to menu
next >> << previous
Penentuan daerah range waktu akhir.
Teorema 1 dan Akibat 1.
back to menu
next >> << previous
back to menu
next >> << previous
diperoleh
back to menu
next >> << previous
Gambar 1. Lintasan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.
back to menu
next >> << previous
diperoleh
back to menu
next >> << previous
Gambar 2. Lintasan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.
-2000 0 2000 4000 6000 8000 10000-4000
-3000
-2000
-1000
0
1000
X (m)
Y (m
)Simulasi Lintasan Peluru Kendali
tf=46 stf=48 stf=51 s
back to menu
next >> << previous
diperoleh
back to menu
next >> << previous
Gambar 3. Lintasan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.
-2000 0 2000 4000 6000 8000 10000-5000
-4000
-3000
-2000
-1000
0
1000Simulasi Lintasan Peluru Kendali
X (m)
Y (m
)
tf=47 stf=50 stf=55 stf=58 s
back to menu
next >> << previous
Gambar 4. Percepatan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.
back to menu
next >> << previous
Gambar 4. Percepatan dengan kendala sudut hadap dan waktu akhir.
0 20 40 60 80 1000
100
200
300
400
Pengendali
Perc
epat
anPercepatan VS Pengendali
back to menu
next >> << previous
1
2
back to menu
next >> << previous
3
4
back to menu
next >> << previous
Kesimpulan:
1.
back to menu
next >> << previous
2.
back to menu
next >> << previous
3. Berdasarkan hasil simulasi menunjukkan bahwa semakin kecil nilai waktu akhir yang mendekati daerah range , maka percepatan peluru kendali semakin besar. Sehingga semakin besar percepatan yang digunakan peluru kendali untuk bergerak menuju target, maka semakin kecil nilai pengendali pada sistem.
back to menu
next >> << previous
[1] Subchan, S., Zbikowski, R. (2009). Computational Optimal Control Tools and Practise. John Willey and Sons, Ltd, Publication, UK. [2] Siouris, G. (2003). Missile Guidance and Control Systems. USA:Springer. [3] Kim, M., Grider, K. (1973). “Terminal Guidance for Impact Attitude Angle Constrained Flight Trajectories”. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic System. (AES-9) 6: 852-859. [4] Jeon, I., Lee, J., dan Tahk, M. (2006). “Impact Time Control Guidance Law for Anti-Ship Missiles”. IEEE Transactions on Control Systems Technology Vol. 14(2), Hal. 260-266. [5] Bryson, A., Ho, Y. (1975). Applied Optimal Control. Wiley, New York.
back to menu
next >> << previous
[6] Blakelock, J.H. (1965). Automatic Control of Aircraft and Missiles. New York:Wiley. [7] Zhao, S., Zhou, R., dan Wei, C. (2009). “Design and Feasibility Analysis of a Closed-Form Guidance Law with both Impact Angle and Time Constraints”. Journal of Astronautics. Vol.30, Hal. 1000-1328. [8] Naidu, S.D. (2002). Optimal Control System. CRC Press, USA. [9] Lee, J., Jeon, I., dan Tahk, M. (2007). “Guidance Law to Control Impact Time and Angle”. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic System Vol.43, Hal.301-310. [10] Subchan, S. (2007). “Trajectory Shaping of Surface-to- Surface Missile with Terminal Impact Angle Constraint”. Makara Teknologi. 11(2): 65-70.
back to menu