1 BAB 1 Pendahuluan 1.1 Latar Belakang Pesawat tempur adalah salah satu komponen utama dalam sistem pertahanan udara yang dirancang untuk melaksanakan berbagai misi operasi, yaitu superioritas udara, serangan dari udara ke darat, dan pengintaian. Pesawat tempur modern dirancang untuk memenuhi tuntutan misi tempur seperti kemampuan terbang dengan kecepatan tinggi, kemampuan untuk bermanuver dengan lincah, kemampuan daya tahan struktural yang tinggi, kemampuan merespon perintah pilot dengan cepat dan tepat, serta kemampuan untuk melaksanakan pertempuran dalam medan tempur yang beragam. Salah satu contoh pesawat tempur adalah F-16 Fighting Falcon seperti pada Gambar 1.1 yang merupakan pesawat tempur multiguna yang dikembangkan oleh General Dynamics (sekarang Lockheed Martin) untuk memenuhi kebutuhan Angkatan Udara Amerika Serikat dan negara-negara sekutunya. Pesawat ini dikenal karena desain aerodinamisnya yang modern dan dilengkapi dengan mesin turbofan yang kuat untuk mencapai kecepatan supersonik. Dengan kemampuan manuver yang luar biasa, F-16 sering digunakan dalam berbagai misi seperti pencegatan, pertempuran udara, serangan dari udara ke darat, dan pengintaian. Gambar 1.1 Pesawat Tempur F-16 (USAF Gallery , 2021) 2 Untuk memenuhi tuntutan operasional pesawat tempur, s alah satu bagian yang sangat penting dalam pesawat tempur dalam mencapai tujuan tersebut adalah sistem kendali. Sistem kendali yang modern memungkinkan pilot untuk menerbangkan pesawat tempur secara optimal untuk mencapai hasil misi operasi yang ditargetkan. Salah satu sistem kendali modern yang diterapkan pada pesawat tempur F-16 adalah sistem kendali otomatis, di mana sistem kendali ini berfungsi untuk mengoptimalkan stabilitas dan manuver pesawat secara otomatis tanpa intervensi atau dengan intervensi minimal dari pilot. Penelitian mengenai sistem kendali modern pada pesawat tempur telah mengkaji berbagai pendekatan untuk meningkatkan kemampuan sistem kendalinya . Sebagai contoh pada penelitian disebutkan penggunaan teori kendali nonlinier untuk mengatasi tantangan pada dinamika longitudinal pesawat selama manuver agresif (Al-Hiddabi dan McClamroch, 2002). Pada penelitian lain yang dilakukan menunjukkan bahwa penggunaan thrust vectoring dapat mempercepat respons pesawat dalam manuver tertentu (Horie dan Conway, 2000). Gambar 1.2 Manuver Pull Up pada Pesawat Tempur (M.V. Cook, 2007) Pesawat tempur dapat melakukan manuver seperti Pull Up, yang biasanya dilakukan untuk menghindari musuh atau rudal . Pada saat terbang dengan kecepatan yang tinggi, manuver ini akan menghasilkan akselerasi vertikal yang tinggi juga, seperti yang ditunjukkan pada Gambar 1.2. Akselerasi vertikal ini diperlukan untuk melawan gaya gravitasi dan memungkinkan pesawat untuk mempertahankan jalur terbang yang paling optimal pada saat melakukan manuver tersebut. Namun, manuver ini menghasilkan tantangan dan batasan seperti toleransi G-force oleh pilot, kekuatan maksimum da ri struktur pesawat, dan kemampuan defleksi bidang kendali pesawat. Pada penelitian yang dilakukan untuk mengetahui 3 batasan kemampuan pilot, dinyatakan bahwa pilot dapat menerima beban maksimum sebesar 9G dalam anti-G suit sebelum mengalami hilang kesadaran atau G-LOC (Gillingham dan Fosdick, 1988). Struktur pesawat tempur juga memiliki batas kekuatan material yang tidak boleh dilampaui untuk mencegah kerusakan permanen. Batasan kekuatan struktur pesawat biasanya digambarkan dalam bentuk V-n diagram seperti yang ditunjukkan pada Gambar 1.3 yang menunjukkan hubungan antara kecepatan terbang pesawat (velocity) dengan faktor beban maksimum (maximum load factor) yang dapat ditanggung oleh struktur pesawat yang selanjutnya dijadikan acuan sebagai batasan manuver pesawat tempur. Gambar 1.3 Diagram V-n yang menunjukkan Flight Envelope Pesawat (Introduction to Aerospace Flight Vehicle, 2020) Pada V-n diagram, load factor menunjukkan rasio gaya total terhadap berat pesawat (������������/������������), di mana akselerasi vertikal yang dialami pesawat dapat dihitung dengan ������������ ������������=(������������ −1)������������, sehingga setiap perubahan load factor dalam manuver vertikal, seperti high-G pull-up, akan tercermin sebagai akselerasi vertikal yang semakin besar. 4 Selain itu, kemampuan defleksi maksimum dari bidang kendali pesawat membatasi respon manuver pesawat tempur terhadap perintah dari pilot seperti pada Gambar 1.4 di bawah ini. Gambar 1.4 Batasan Defleksi Bidang Kendali pada Pesawat Tempur F-16 (NASA Technical Paper no. 1538, 1979) Dengan batasan yang sudah dijelaskan sebelumnya, maka dibutuhkan suatu sistem kendali otomatis yang dapat menjejak akselerasi vertikal agar pesawat tempur dapat menjejak perintah akselerasi vertikal secara optimal. Teknik kendali yang digunakan haruslah teknik kendali optimal, yang salah satunya yaitu LQR ( Linear Quadratic Regulator). Teknik kendali ini mampu untuk menyeimbangkan antara kestabilan, kecepatan respons, dan efisiensi energi dalam sistem kendali. Untuk memastikan rancangan sistem kendali ini memenuhi tuntutan kinerja dan keselamatan, dalam penelitian ini akan dilakukan pendekatan terhadap regulasi yang tercantum dalam standar militer MIL-HDBK-1797. Regulasi ini memberikan batasan dan kriteria kemampuan untuk sistem kendali longitudinal seperti respons short period dan phugoid yang menjadi bagian penting dalam stabilitas serta kendali dalam pesawat tempur. 1.2 Masalah Penelitian Secara lebih rinci, masalah penelitian dalam perancangan sistem kendali penjejak akselerasi vertikal ini adalah bagaimana merancang sistem kendali otomatis yang dapat menjejak perintah kendali akselerasi vertikal secara akurat pada saat melakukan manuver. Sistem kendali yang dirancang juga harus mempertahankan pesawat agar tidak melewati batasan operasionalnya dan memperhatikan keterbatasan dari sistem pembangkit gaya/ momen untuk menghasilkan manuver. 5 1.3 Tujuan Penelitian Tujuan penelitian pada tesis ini adalah: 1. Merancang skema sistem kendali penjejakan akselerasi vertikal untuk pesawat tempur F-16 2. Menentukan nilai gain kendali dan umpan balik pada sistem kendali penjejakan akselerasi vertikal menggunakan teknik kendali LQR 3. Mengukur kemampuan penjejakan dari variasi lingkar kendali penjejakan akselerasi vertikal yang telah dirancang 4. Hasil simulasi dari sistem kendali ini akan dibandingkan dengan standard militer yang terkait dengan penelitian ini. 1.4 Batasan Penelitian Adapun batasan dari penelitian yang akan dilakukan adalah: 1. Model pesawat tempur yang digunakan adalah pesawat tempur F-16 dengan kondisi dan konfigurasi terbang tertentu dari referensi 2. Model dinamik yang digunakan untuk perancangan sistem kendali adalah model dinamik linier longitudinal yang terdiri dari variabel keadaan kecepatan, sudut serang, laju sudut angguk, dan sudut angguk serta input sistem defleksi elevator dan throttle 3. Dinamika dari sistem pembangkit gaya/ momen kendali diabaikan 4. Aspek keadaan lingkungan sekitar diabaikan. 1.5 Metodologi Penelitian Adapun metodologi dalam penelitian ini dijelaskan sebagai berikut: 1.