Keselamatan merupakan persyaratan utama dalam transportasi udara. Keselamatan transportasi
udara dibangun oleh beberapa komponen utama seperti air traffic controller, kestabilan dan
keterkendalian pesawat udara, serta manusia yang berada didalamnya(human factor). Agar
pesawat udara dapat melaksanakan misi dengan baik dan aman, salah satu sistem yang berperan
penting adalah sistem kendali yang dimiliki. Sistem kendali pesawat udara secara umum terdiri
dari pemberi perintah (pilot/autopilot) melalui control stick/computer yang diteruskan menuju
bidang kendali baik secara langsung maupun diringankan oleh aktuator hidraulik/elektrik.
Aktuator hidraulik bekerja dengan memanfaatkan tekanan yang disupply dari sistem untuk
diteruskan oleh piston menuju bidang kendali. Performa aktuator tersebut sangat bergantung
pada tekanan hidraulik yang diterima serta gesekan yang terjadi pada ruang piston. Ketika
terjadi malfungsi pada kedua faktor tersebut, performa dari aktuator akan menurun sehingga
akan memengaruhi keterkendalian pesawat udara. Maka dari itu perlu dibangun metode kendali
otomatis untuk mengantisipasi kegagalan tersebut sehingga performa dari pesawat udara dapat
terjaga serta meringankan beban kerja dari pilot. Metode kendali otomatis yang digunakan
ketika terdapat kegagalan disebut Fault Tolerant Control (FTC). Pada penelitian ini digunakan
FTC dengan metode Multi-model. Metode ini bekerja dengan membandingkan respon dari
pesawat udara dengan respon masing-masing kondisi kerusakan yang dibangun menggunakan
state estimator. Dari hasil perbandingan tersebut akan dihitung galat masing-masing state
estimator dan model yang memiliki galat terkecil akan diidentifikasi sebagai kondisi yang
terjadi pada pesawat udara saat itu. Selanjutnya informasi dari state estimator digunakan untuk
mengaplikasikan kendali umpan balik yang telah didesain sebelumnya menggunakan metode
Linear Quadratic Integral (LQI). LQI merupakan kendali optimal dengan penambahan integral
action agar plant/pesawat udara dapat mengikuti perintah/referensi yang diberikan. Desain
kendali umpan balik dengan metode LQI dilakukan pada model linier masing-masing kondisi
kerusakan pesawat udara. Menggunakan skema yang telah dibangun, fault detector yang terdiri
dari beberapa state estimator dapat mendeteksi jenis kegagalan yang terjadi serta
mengaplikasikan kendali umpan balik yang sesuai dengan kasus kerusakan pada plant, sehingga
pesawat udara dapat mengikuti referensi yang diberikan.