1 Pendahuluan
Unmanned Aerial Vehicle (UAV) adalah pesawat terbang dengan berbagai ukuran yang dapat dikendalikan dari jarak jauh atau dapat terbang secara autonomous. Dewasa ini, penggunaan UAV sudah sangat beragam, salah satunya untuk bidang pertahanan. Di bidang pertahanan, umumnya UAV digunakan untuk melakukan misi surveillance (pengawasan) dengan menggunakan video streaming atau pemotretan [1]. Salah satu UAV yang dikembangkan untuk keperluan surveillance militer adalah MiniBe. MiniBe adalah UAV kecil yang direncanakan untuk dioperasikan di kawasan terpencil. Berikut merupakan data dan foto UAV MiniBe.
Tabel 1 Data UAV MiniBe [1]
| Data | Nilai | Satuan | |
|---|---|---|---|
| Take-Off Weight | 2,3 | kg | |
| Radius Range | 22 | km | |
| Endurance | 50 | menit | |
| Tinggi Terbang Jelajah | 900 | m | |
| Kecepatan Jelajah | 16 | m/s | |
| Span Sayap | 1,2 | m | |
| Panjang Total | 0,8 | m | |
Gambar 1 UAV MinBe [1]
UAV MiniBe ini merupakan wahana udara yang unik. Hal ini dikarenakan UAV ini tidak memiliki ekor, namun hanya memiliki elevon (gabungan elevator dan aileron) dan thrust untuk mengendalikan dinamika geraknya. Oleh karena itu, perlu dirancang sistem kendali otomatis untuk mengendalikan geraknya. Dalam tulisan ini akan dirancang sistem kendali otomatis menggunakan data aerodinamika yang didapat dari program Digital DATCOM dan beberapa referensi lainnya. Gerak UAV MiniBe akan dimodelkan dan disimulasikan dengan menggunakan MATLAB/Simulink.
2 Studi Literatur
2.1 Sistem Kendali Otomatis
Sistem kendali otomatis umumnya dipahami sebagai penguat kontrol penerbangan yang membantu pilot dalam menerbangkan wahana terbang. Sistem kendali otomatis membandingkan nilai aktual output wahana dengan input referensi (nilai yang diinginkan), menentukan deviasi, dan menghasilkan sinyal kontrol yang akan mengurangi deviasi menjadi nol atau menjadi nilai yang kecil. Respon sistem kendali otomatis lebih cepat daripada pilot manusia dan mencegah gangguan mencapai proporsi yang cukup besar [2].
2.2 Kompensator
Kompensator atau pengendali adalah salah satu komponen pada sistem kendali yang berfungsi untuk memodifikasi dinamika sistem untuk memperbaiki keluaran wahana yang dikendalikan. Kompensator mengompensasi defisiensi yang dihasilkan wahana, sehingga sistem memenuhi kriteria performa yang ditentukan [3]. Terdapat beberapa kompensator yang umum digunakan sebagai kompensator lead/lag dan kompensator PID.
2.3 Persamaan Gerak UAV MiniBe
Dalam penurunan persamaan gerak UAV MiniBe, digunakan asumsi-asumsi sebagai berikut [4].
- 1. Massa UAV MiniBe konstan selama analisis dilakukan
- 2. Efek angin dan turbulensi diabaikan
- 3. Efek kompresibilitas diabaikan
Persamaan umum gerak UAV dengan kendali tetap merupakan serangkaian persamaan diferensial yang nonlinier. Rangkaian persamaan diferensial tersebut terdiri atas persamaan gaya dan momen pada tata cara acuan benda (OXBYBZB) serta persamaan kinematik berupa hubungan sudut-sudut Eulerian. Dari hasil linierisasi, dihasilkan persamaan gerak UAV MiniBe dalam bentuk state space pada kedua matra gerak yang dianalisis sebagai berikut [4].
Matra Longitudinal
\[\begin{pmatrix} \dot{\hat{u}} \\ \dot{\hat{q}} \\ \dot{\hat{q}} \end{pmatrix} = \begin{bmatrix} x_u & x_\alpha & x_\theta & x_q \\ z_u & z_\alpha & z_\theta & z_q \\ 0 & 0 & 0 & \frac{2U_s}{c} \\ m_u & m_\alpha & m_\theta & m_q \end{bmatrix} \begin{pmatrix} \hat{u} \\ \hat{q} \\ \hat{q} \end{pmatrix} + \begin{bmatrix} x_{\delta e} & x_{\delta T} \\ z_{\delta e} & z_{\delta T} \\ 0 & 0 \\ m_{\delta e} & m_{\delta T} \end{bmatrix} \begin{pmatrix} \delta e \\ \delta T \end{pmatrix}\] [2.1]
Matra Lateral-Direksional
\[\begin{pmatrix} \dot{\hat{p}} \\ \dot{\hat{r}} \\ \dot{\beta} \\ \dot{\phi} \end{pmatrix} = \begin{bmatrix} l_p & l_r & l_{\beta} & l_{\phi} \\ n_p & n_r & n_{\beta} & n_{\phi} \\ y_p & y_r & y_{\beta} & y_{\phi} \\ \frac{2U_s}{c} & \frac{2U_s}{c} \tan \Theta_s & 0 & 0 \end{bmatrix} \begin{pmatrix} \dot{\hat{p}} \\ \dot{\hat{r}} \\ \beta \\ \phi \end{pmatrix} + \begin{bmatrix} l_{\delta a} \\ n_{\delta a} \\ y_{\delta a} \\ 0 \end{bmatrix} \{\delta a\}\] [2.2]
2.4 Digital DATCOM
USAF Digital DATCOM merupakan program komputer yang biasa digunakan untuk menghitung kestabilan statik dan dinamik, pengendalian dan karakteristik turunan dinamik wahana (pesawat) sayap tetap/fixed wing. Program ini juga dapat digunakan untuk menghitung defleksi bidang kendali dan data aerodinamika untuk kondisi trim pada bilangan Mach subsonic. DATCOM sendiri merupakan singkatan dari DATa COMpendium, sehingga USAF Digital DATCOM sebenarnya merupakan program pemrediksi kestabilan aerodinamik dan kendali berdasarkan kumpulan data, catatan dan korelasi dari metode DATCOM [5]. Karakteristik aerodinamika untuk menghitung state space pada persamaan [2.1] dan [2.2] didapat dari DATCOM dan beberapa referensi lainnya.
3 Simulasi Gerak Lingkar Terbuka UAV MiniBe
3.1 Analisis Karakteristik Kestabilan Gerak Lingkar Terbuka
Dalam analisis ini ditentukan satu kondisi terbang untuk kemudian dianalisis karakteristik kestabilan MiniBe. Kondisi terbang yang ditentukan adalah tinggi terbang 900 m, kecepatan 16 m/s dan c.g. 11% mac. State space UAV MiniBe pada mantra longitudinal untuk kondisi terbang tersebut adalah:
\[\begin{vmatrix} \hat{\dot{u}} \\ \hat{\ddot{\alpha}} \\ \dot{\dot{\theta}} \end{vmatrix} = \begin{bmatrix} -0,246 & 0,147 & -0.608 & 0,000 \\ -0,880 & -4,203 & 0,000 & 140,443 \\ 0,000 & 0,000 & 0,000 & 140,443 \\ 0,000 & -0,245 & 0,000 & -0,576 \end{bmatrix} \begin{bmatrix} \hat{u} \\ \tilde{\alpha} \\ \hat{q} \end{bmatrix} + \begin{bmatrix} 0,000 & 1,480 \\ -1,755 & 0,000 \\ 0,000 & 0,000 \\ -0,018 & 0,000 \end{bmatrix} \begin{bmatrix} \delta e \\ \delta T \end{bmatrix} [3.1]\]
State space UAV MiniBe pada matra lateral-direksional untuk kondisi terbang di atas adalah:
\[\begin{pmatrix} \hat{p} \\ \hat{r} \\ \hat{\beta} \\ \hat{\phi} \end{pmatrix} = \begin{bmatrix} -1,763 & 1,096 & -2,633 & 0,000 \\ -0,078 & -0,055 & -0,004 & 0,000 \\ 0,012 & -26,667 & -0,162 & 0,608 \\ 26,667 & 3,591 & 0,000 & 0,000 \end{bmatrix} \begin{pmatrix} \hat{p} \\ \hat{r} \\ \beta \\ \phi \end{pmatrix} + \begin{bmatrix} 1,624 \\ -0,004 \\ 0,000 \\ 0,000 \end{bmatrix} \delta a\] [3.2]
Akar-akar karakteristik dan parameternya yang berkaitan dengan state space tersebut dapat dilihat pada Tabel 2 dan 3.
Tabel 2 Akar Karakteristik Matra Longitudinal
| Parameter | Harga |
|---|---|
| Modus short pe | riod |
| Akar-akar karakteristik | \(-2,42 \pm 5,55 i\) |
| Frekuensi natural [rad/s] | 6,06 |
| Rasio redaman | 4,00 |
| Modus phugoid | |||
|---|---|---|---|
| Akar-akar karakteristik | \(-0.09 \pm 0.70 i\) | ||
| Frekuensi natural [rad/s] | 0,71 | ||
| Rasio redaman | 0,13 | ||
Tabel 3 Akar Karakteristik Matra Lateral-Direksional
| Parameter | Harga | ||
|---|---|---|---|
| Modus dutch r | oll | ||
| Akar-akar karakteristik | \(1,22 \pm 3,08 i\) | ||
| Frekuensi natural [rad/s] | 3,31 | ||
| Rasio redaman | -0,37 | ||
| Modus spira | l | ||
| Akar karakteristik | -0,04 | ||
| Konstanta waktu [s] | 24,3 | ||
| Modus roll subsidence | |||
| Akar karakteristik | -4,37 | ||
| Konstanta waktu [s] | 0,23 | ||
3.2 Simulasi Gerak Lingkar Terbuka Matra Longitudinal
Simulasi gerak lingkar terbuka MiniBe matra longitudinal dilakukan dengan memberikan masukan defleksi elevator berupa doublet \(\pm\) 2,5° selama 2 detik dan defleksi thrust sama dengan nol. Keluaran simulasi ini adalah kecepatan, sudut serang, sudut pitch, pitch rate dan tinggi terbang. Gambar 2 merupakan hasil simulasi gerak lingkar terbuka MiniBe pada matra longitudinal.
Gambar 2 Simulasi Gerak Sistem Lingkar Terbuka Matra Longitudinal
3.3 Simulasi Gerak Lingkar Terbuka Matra Lateral-Direksional
Simulasi gerak lingkar terbuka MiniBe matra lateral-direksional dilakukan dengan memberikan masukan defleksi aileron berupa pulsa 2,5º selama 1 detik. Keluaran simulasi ini adalah roll rate, yaw rate, sudut roll, sudut yaw dan percepatan lateral (ay ). Gambar 3 merupakan hasil simulasi gerak lingkar terbuka MiniBe pada matra lateral-direksional.
Gambar 3 Simulasi Gerak Lingkar Terbuka Matra Lateral-Direksional
3.4 Analisis Kestabilan Sistem Lingkar Terbuka
Ditinjau dari harga parameter kestabilannya, dapat disimpulkan bahwa sistem lingkar terbuka matra longitudinal MiniBe merupakan sistem yang stabil karena seluruh bagian riil akar-akar karakteristiknya berharga negatif. Walaupun begitu, terlihat dari hasil simulasi tersebut bahwa beberapa keluaran gerak masih memiliki settling time yang relatif lama. Dengan demikian, kestabilan gerak matra longitudinal perlu diperbaiki dengan menambahkan sistem kendali otomatis. Untuk gerak matra lateral-direksional ditinjau dari harga parameter kestabilannya dapat disimpulkan bahwa sistem lingkar terbuka MiniBe merupakan sistem yang tidak stabil karena terdapat bagian riil akar-akar karakteristiknya yang berharga positif. Dengan demikian, kestabilan gerak matra lateral-direksional perlu diperbaiki dengan menambahkan sistem kendali otomatis.
4 Perancangan Sistem Kendali Otomatis UAV MiniBe
4.1 Kriteria Perancangan
Kriteria perancangan untuk kendali MiniBe mengacu pada MIL-STD-1979A yang merupakan salah satu standar kualitas terbang militer. Berdasarkan standar tersebut, persyaratan kualitas terbang untuk MiniBe adalah [6]:
- Matra longitudinal
- o Rasio redaman modus phugoid, ξ p minimum = 0,04.
- o Rasio redaman modus short period, ξs minimum = 0,3 dan maksimum = 2.
- Matra lateral-direksional
- o Konstanta waktu roll subsidence, τ R maksimum = 1,4 detik.
- o Rasio redaman modus dutch roll (ξ DR) minimum = 0,08, frekuensi natural modus dutch roll (ωDR) minimum = 0,5 rad/s dan harga ξ DRωDR minimum = 0,15.
4.2 Model Matematika Peralatan Pengindera dan Aktuator
Tabel 4 menunjukkan daftar peralatan pengindera dan aktuator yang digunakan dalam pemodelan.
Tabel 4 Daftar Peralatan Pengindera dan Aktuator
| Peralatan | Notasi | Permodelan |
|---|---|---|
| Rate Gyroscope (MPU6000) | Srg | 1 |
| Vertical Gyroscope | Svg | 1 |
| (MPU6000) | ||
| Akeselerometer (MPU6000) | Sacc | 1 |
| Altimeter (MS5611) | Salt | 1 |
| Pitot tube (MPXV7002DP) | Sas | 1 |
| Aktuator elevon (HS5125MG) | Gact ( s) | 8 , 06 |
| s+8 , 06 |
| Wash-out circuit | Gwo | s |
|---|---|---|
| s+1 ,25 | ||
| Engine | Ge ( s) | 1 |
| 0 , 01 s+1 |
4.3 Perancangan Sistem Pitch Attitude Hold
Pitch attitude hold (PAH) atau disebut displacement autopilot berfungsi untuk menjaga sudut pitch pesawat udara agar sesuai dengan referensi yang diinginkan. Sistem ini bekerja dengan menginstruksikan defleksi elevator (δe) seperti ditunjukkan pada Gambar 4.
Gambar 4 Diagram Blok Sistem Pitch Attitude Hold
Pengendali yang digunakan untuk sistem PAH ditentukan dengan menggunakan analisis root locus. Dari analisis root locus, diketahui bahwa mengendalikan parameter kestabilan sistem dengan hanya mengandalkan gain merupakan hal yang sulit dilakukan. Hal ini dikarenakan ada jalur pole yang cenderung mengarah ke daerah riil positif, sehingga dipilih kompensator PID sebagai pengendali sistem PAH karena dapat mengendalikan parameter kestabilan tanpa membutuhkan damping ratio yang besar.
Gambar 5 Sketsa Root Locus Tanpa Sistem PAH (a) Keseluruhan dan (b) Diperbesar
Nilai gain-gain yang dipilih adalah 0,625 untuk Kp 1 , 0,659 untuk Ki 1 dan 0,149 untuk Kd 1 . Parameter kualitas terbang sistem PAH ditunjukkan pada Tabel 5.
| Tabel 5 Harga Parameter Kualitas Terbang Sistem Pitch Attitude Hold | ||||
|---|---|---|---|---|
| Modus | Parameter | Harg | Kriteria | Keterangan |
| a | ||||
|---|---|---|---|---|
| Phugoid | ξ p | 0,28 | ξ p≥ 0,04 | terpenuhi |
| Short | ξs | 0,30 | 2 ≥ ξs ≥ 0,30 | terpenuhi |
| period |
4.4 Perancangan Sistem Altitutde Hold
Altitude hold (AH) berfungsi untuk menjaga tinggi terbang pesawat udara agar sesuai dengan referensi yang diinginkan. Sistem ini bekerja dengan menginstruksikan defleksi elevator (δe) seperti terlihat pada Gambar 6.
Gambar 6 Diagram Blok Sistem Altitude Hold
Pengendali yang digunakan untuk sistem AH ditentukan dengan menggunakan analisis root locus. Dari analisis root locus, diketahui bahwa mengendalikan parameter kestabilan sistem dengan hanya mengendalikan gain merupakan hal yang sulit untuk dilakukan. Hal ini dikarenakan jalur dari pole yang cenderung berada di daerah riil positif, sehingga digunakan kompensator lead sebagai pengendali sistem. AH karena dapat menarik jalur pole agar parameter yang diinginkan dapat dicapai.
Gambar 7 Sketsa Root Locus Tanpa Sistem AH (a) Keseluruhan dan (b) Diperbesar
Model kompensator lead yang dipilih sistem AH adalah:
\[G_{lead2}(s) = \frac{17,85 s + 15,00}{s + 53,32}\] [4.1]
Parameter kualitas terbang sistem AH terdapat pada Tabel 6.
| Modus | Parameter | Harg a | Kriteria | Keterangan |
|---|---|---|---|---|
| Phugoid | ξ p | 0,40 | ξ p≥ 0,04 | terpenuhi |
| Short | ξs | 0,30 | 2 ≥ ξs ≥ 0,30 | terpenuhi |
| period |
Tabel 6 Harga Parameter Kualitas Terbang Sistem Altitude Hold
4.5 Perancangan Sistem Airspeed Hold
Airspeed hold (ASH) berfungsi untuk menjaga kecepatan pesawat udara sesuai dengan referensi yang diinginkan. Sistem ini bekerja dengan menginstruksikan defleksi thrust (δT) seperti terlihat pada Gambar 8.
Gambar 8 Diagram Blok Sistem Airspeed Hold
Pengendali yang digunakan untuk sistem ASH ditentukan dengan menggunakan analisis root locus. Dari analisis root locus, diketahui bahwa mengendalikan parameter kestabilan sistem dengan menaikkan gain kurang efektif. Hal ini karena steady state error yang dihasilkan cukup besar, sehingga dipakai kompensator PID pada perancangan sistem ASH ini.
Gambar 9 Sketsa Root Locus Tanpa Sistem ASH (a) Keseluruhan dan (b) Diperbesar
Nilai gain-gain yang dipilih adalah 2,312 untuk Kp2 , 14,738 untuk Ki 2 dan 0,972 untuk Kd 2 . Parameter kualitas terbang sistem PAH terdapat pada Tabel 7.
| Tabel 7 Harga Parameter Kualitas Terbang Sistem Airspeed Hold | |||||
|---|---|---|---|---|---|
| Modus | Parameter | Harg | Kriteria | Keterangan | |
| a | |||||
| Phugoid | ξ p | 0,25 | ξ p≥ 0,04 | terpenuhi | |
| Short | ξs | 0,40 | 2 ≥ ξs ≥ 0,30 | terpenuhi | |
| period | |||||
Tabel 7 Harga Parameter Kualitas Terbang Sistem Airspeed Hold
4.6 Perancangan Sistem Yaw Damper
Yaw damper (YD) berfungsi untuk merekam perubahan sudut yaw pesawat udara. Untuk kasus MiniBe, sistem ini bekerja dengan menginstruksikan defleksi aileron (δa) seperti terlihat pada Gambar 10.
Gambar 10 Diagram Blok Sistem Yaw Damper
Pengendali yang digunakan untuk sistem YD ditentukan dengan menggunakan analisis root locus. Dari analisis root locus, diketahui bahwa mengendalikan parameter kestabilan sistem dengan hanya mengandalkan gain merupakan hal yang tidak mungkin untuk dilakukan. Hal ini karena jalur pole modus dutch roll sistem yang selalu berada di daerah riil positif, sehingga dipilih kompensator PID sebagai pengendali sistem. YD karena dapat menarik jalur pole tersebut ke daerah riil negatif.
Gambar 11 Sketsa Root Locus Tanpa Sistem YD (a) Keseluruhan dan (b) Diperbesar
Nilai gain-gain yang dipilih adalah 5,149 untuk Kp4 , 5,344 untuk Ki 4 , dan 1,603 untuk Kd 4 . Parameter kualitas terbang sistem YD ditunjukkan pada Tabel 8.
| Tabel 8 Harga Parameter Kualitas Terbang Sistem Yaw Damper | |||||
|---|---|---|---|---|---|
| Modus | Paramete Harga Kriteria Keterangan | ||||
| r | ||||
|---|---|---|---|---|
| Roll | τ R | 0,30 | τ R ≤ 1,4 | terpenuhi |
| Subsidence | ||||
| Dutch Roll | ξ DR | 0,16 | ξ DR ≥ 0,08 | terpenuhi |
| ωDR | 3,21 | ωDR ≥ 0,5 | terpenuhi | |
| ξ DRωDR | 0,50 | ξ DRωDR ≥ 0,15 | terpenuhi |
4.7 Perancangan Sistem Turn Coordinator
Turn coordinator (TC) berfungsi untuk meredam percepatan lateral pada saat belok. Sistem ini bekerja dengan menginstruksikan defleksi aileron (δa) seperti terlihat pada Gambar 12.
Gambar 12 Diagram Blok Sistem Turn Coordinator
Pengendali yang digunakan untuk sistem TC ditentukan dengan menggunakan analisis root locus. Dari analisis root locus, diketahui bahwa menaikkan damping ratio sistem dengan hanya mengandalkan gain merupakan hal yang sulit untuk dilakukan, sehingga digunakan kompensator lead dan PID sebagai pengendali sistem TC karena dapat menarik jalur pole agar damping ratio yang diinginkan dapat dicapai.
Gambar 13 Sketsa Root Locus Tanpa Sistem TC (a) Keseluruhan dan (b) Diperbesar
Nilai gain-gain yang dipilih adalah 0,047 untuk Kp 5 , 0,159 untuk Ki 5 dan 0,013 untuk Kd 5 . Sementara itu, model kompensator lead yang dipilih adalah:
\[G_{lead5}(s) = \frac{0.5 s + 1}{0.1 s + 1}\] [4.2]
Parameter kualitas terbang sistem TC ditunjukkan pada Tabel 9.
| Modus | Paramete | Harga | Kriteria | Keterangan |
|---|---|---|---|---|
| r | ||||
| Roll | τ R | 0,04 | τ R ≤ 1,4 | terpenuhi |
| Subsidence | ||||
| Dutch Roll | ξ DR | 0,34 | ξ DR ≥ 0,08 | terpenuhi |
| ωDR | 3,45 | ωDR ≥ 0,5 | terpenuhi | |
| ξ DRωDR | 1,18 | ξ DRωDR ≥ 0,15 | terpenuhi |
5 Evaluasi Hasil Simulasi Lingkar Terbuka dan Lingkar Tertutup
5.1 Analisis Hasil Simulasi Lingkar Terbuka Matra Longitudinal dan Sistem AH
Gambar 14 Perbandingan Simulasi Sistem Lingkar Terbuka dengan Sistem PAH+AH
Sistem altitude hold yang dirancang memenuhi kriteria perancangan dan memberikan hasil yang memuaskan, yakni dengan memperbaiki keluaran gerak lingkar terbuka dengan mengurangi maximum overshoot mayoritas keluaran gerak matra longitudinal dan mempercepat settling time setiap keluaran menjadi kurang dari 10 s. Pada keluaran gerak kecepatan (U), sudut pitch (Θ), dan tinggi terbang (H), untuk settling time terjadi penurunan hingga 75% dan untuk maximum overshoot terjadi penurunan sampai 57%.
5.2 Analisis Hasil Simulasi Sistem PAH dan sistem PAH+ASH
Gambar 15 Perbandingan Simulasi Sistem PAH dengan Sistem PAH+ASH
Sistem airspeed hold yang dirancang memenuhi kriteria perancangan dan memberikan hasil yang memuaskan. Sistem airspeed hold memperbaiki keluaran sistem pitch attitude hold dengan mengurangi error steady state keluaran gerak matra longitudinal dan mempercepat settling time setiap keluaran. Pada keluaran gerak kecepatan (U) dan sudut pitch (Θ), untuk settling time terjadi penurunan hingga 79%. Sementara untuk error steady state, baik keluaran gerak kecepatan maupun sudut pitch terjadi penurunan sampai harga nol.
5.3 Analisis Hasil Simulasi Sistem YD dan Sistem YD+TC
Gambar 16 Perbandingan Simulasi Sistem YD dengan Sistem YD+TC
Sistem turn coordinator yang dirancang memenuhi kriteria perancangan dan memberikan hasil yang memuaskan, yakni dengan memperbaiki keluaran gerak lingkar terbuka dengan mengurangi maximum overshoot setiap keluaran dan mempercepat settling time setiap keluaran. Pada keluaran gerak sudut slip samping (β), sudut roll (ϕ) dan percepatan lateral (ay ), untuk settling time terjadi penurunan hingga 39% dan untuk maximum overshoot terjadi penurunan sampai 56%.
6 Kesimpulan
Hasil yang diberikan oleh setiap sistem kendali otomatis yang dirancang memuaskan serta memenuhi kriteria perancangan berdasarkan standar militer yang dipilih. Setiap sistem kendali otomatis yang dirancang dapat memperbaiki keluaran gerak sistem sebelumnya. Perbaikan yang dihasilkan cukup signifikan, seperti penurunan settling time untuk keluaran pada sistem airspeed hold yang mencapai 79%. Dengan demikian, diharapkan desain sistem kendali otomatis ini dapat diaplikasikan pada MiniBe yang sebenarnya.