Dokumen ini membahas tentang integrasi sensor orientasi seperti Inertial Measurement Unit (IMU) dan Inertial Navigation System (INS) yang digunakan untuk mengendalikan dan menentukan orientasi satelit mikro. IMU yang terdiri dari accelerometer dan gyroscope berfungsi untuk memperkirakan posisi, kecepatan, dan akselerasi, meskipun terdapat kesalahan yang dapat memengaruhi pengukuran. Aplikasi teknologi ini meliputi penggunaan dalam kendaraan udara dan sistem komunikasi untuk meningkatkan presisi navigasi.

1. Integrasi Sensor
Sensor Orientasi (IMU, INS, Gyro)
Luhur Moekti Prayogo
19/449597/PTK/12856
Magister Teknik Geomatika
Universitas Gadjah Mada
Dosen Pengampu:
Dr. Ir. Harintaka, ST., MT., IPM

2. Pendahuluan
• Satelit mikro merupakan satelit ukuran kecil dengan berat di bawah 200 kg
• Untuk menjalankan misinya tersebut diperlukan sistem kontrol yang baik.
Attitude Determination and Control System (ADCS) adalah sebuah sistem
kontrol yang bertujuan untuk mengendalikan orientasi sebuah obyek
• Sistem kontrol ini digunakan untuk mengendalikan keadaan obyek terhadap
kerangka atau sumbu acuan dari bidang tertentu, seperti bidang x, y, dan z.
• Tujuannya agar obyek yang dikendalikan dapat mempertahankan keadaan
posisinya terhadap bidang acuan yang sudah ditentukan, meskipun obyek
tersebut terus bergerak dan mendapat gangguan dari luar system
• Untuk memperoleh sudut yang diinginkan digunakan Inertial Measurement
Unit (IMU) yang merupakan alat yang memanfaatkan sistem pengukuran dari
gyroscope dan accelerometer.

3. IMU
• Inertial Measurement Unit (IMU) adalah suatu alat
elektronik yang memanfaatkan pembacaan dari
sensor gyroscope dan accelerometer untuk
mendapatkan nilai perkiraan posisi relatif, kecepatan,
serta akselerasi dari putaran motor
• IMU merupakan bagian dari sistem navigasi yang
lebih dikenal dengan nama Inertial Navigation
System (INS)
• Pertama kali didemonstrasikan oleh C.S. Draper
pada tahun 1949
• IMU sering digunakan pada kendaraan udara untuk
bermanuver termasuk UAV dan kendaraan luar
angkasa seperti satelit, karena IMU bekerja dengan
mendeteksi tingkat percepatan serta perubahan
variabel rotasi, termasuk pitch, roll, dan yaw.
Inertial Measurement Unit (IMU)-gimbaled

4. IMU
• Pitch, roll, dan yaw masing-masing merupakan
rotasi dari ketiga dimensi yaitu dimensi x, dimensi y,
dan dimensi z. Ketiga sudut roll, pitch, dan yaw
menetukan orientasi (attitude) dari sebuah satelit di
ruang angkasa terhadap bumi
• Berdasarkan jumlah Degree of Freedom (DOF), IMU
dapat dibedakan menjadi empat, yaitu IMU dengan
tiga buah DOF, IMU dengan lima buah DOF, IMU
dengan enam buah DOF, dan IMU dengan
sembilan buah DOF
• Berdasarkan cara pemasangannya, ada dua jenis
IMU yang sering digunakan, yaitu IMU gimbaled
dan IMU strap-down. IMU strapdown banyak
dipakai saat ini. Prinsip kerja IMU yaitu
mempertahankan 6-degree-of-freedom (DOF) yang
memperkirakan gerakan yaitu posisi (X, Y, dan Z)
serta orientasi (roll, pitch dan yaw)
Inertial Measurement Unit (IMU)-Strap-Down

5. Komponen IMU
Diagram blok Inertial Measurement Unit (IMU)
IMU disusun oleh komponen
berikut:
 Tiga accelerometers
 Tiga gyroscopes
 Digital signal processing
hardware/software
 Power conditioning
 Communication
hardware/software
 Sebuah enclosure

6. Cara kerja IMU
• Berdasarkan blok diagram tersebut IMU menggunakan tiga buah
accelerometer orthogonal dan tiga buah gyroscope orthogonal
• Nilai yang terbaca oleh gyroscope (ω) diintegrasikan untuk
mempertahankan perkiraan orientasi motor (θ) secara terus menerus
• Pada waktu yang sama, tiga buah accelerometer digunakan untuk
memperhitungkan nilai akselerasi dari motor
• Nilai ini kemudian di transformasikan melalui perhitungan dari nilai
orientasi motor relative terhadap gravitasi, sehingga vector gravity
dapat dihitung dan diekstrak berdasarkan pengukuran
• Hasil akselerasi kemudian diintegrasi untuk mendapatkan nilai
kecepatan motor dan kemudian diintegrasi lagi untuk mendapatkan
nilai posisi (r).

7. Kesalahan umum IMU
 Input Range
Akselerasi dari IMU dapat mempengaruhi
pengukuran. Akselerasi atau rotasi diluar range akan
menghasilkan pengukuran yang jelek atau tidak ada
hasilnya. Dalam pemilihan IMU perlu diperhatikan,
terutama lingkungan dengan dinamika yang tinggi
 Bias
Perbedaan nilai input physical dengan hasil
pengukuran sensor, misalnya nilai gravitasi 9,81 m/s2
namun terukur 9,75 m/s2
 Bias Repeatability (Turn-on to Turn-on Bias)
Untuk setiap powerup IMU, initial biasnya berbeda,
tegantung jumlah efek termasuk perubahan pada
physical properties dari IMU dan kondisi inisial dari
pemrosesan sinyal.

8.  Bias Stability (In-run Bias)
Bias stability dapat diobservasi & diestimasi
dengan filter INS (GNSS, DMI, barometer).
Proses tsb akan lebih efektif jika INS yang
digunakan stabil.
 Scale Factor (ppm)
Merupakan relasi antara input dan output. Misal
input 10m/s2 sedangkan hasil pengukuran
10.2m/s2, scale factor error sebesar 2% atau
20000ppm error.
 Scale Factor Linearity (ppm)
Scale factor error bersifat linear, namun
manufaktur IMU merupakan kombinasi linear
dan non-liniar parts.
 Random Walk (Sensor Noise)
Menjelaskan proses stochastic dan dapat
diminimalkan menggunakn teknik statistik. Jika
sensor mengukur sinyal yang konstant, random
noise selalu dapat ditunjukkan.
 Sensor Non-orthogonality
(Misalignment)
3Gyro, 3 Acce saling mounted –
orthogonal. Mounting dapat memiliki
error (tidak sempurna 90 derajat) –
mempengaruhi korelasi antara sensor.
 G Dependency (Acceleration Effect)
 Timing Errors (Latency), perbedaan
waktu pada INS dan GNSS

9. INS
• Inertial Navigation System (INS)  perangkat tambahan (sensor) dalam
navigasi yang menggunakan pergerakan sensor secara terus-menerus
melakukan track terhadap posisi, orientasi dan kecepatan/velocity (arah
dan kecepatan pergerakan) dari kendaraan tanpa memerlukan reference
eksternal
• INS merupakan kombinasi dari IMU dan persamaan navigasi yang
berjalan pada komputer.
• Perangkat sensor inersia lain yang sering digunakan, yaitu: Accelerometers
(mengukur defleksi) dan Gyros (mengukur kecepatan sudut relatif ruang
inersia)

10. INS Sensor

11. INS sekarang

12. Gyro
• Teknologi MEMS gyroscope mengambil ide dari Foucault
pendulum dan menggunakan elemen bergetar, yang
dikenal sebagai Micro Electro-Mechanical System (MEMS)
• MEMS gyroscope merupakan gyroscope paling modern
• Sensor gyro berfungsi untuk mengukur kecepatan putar
dari sudut roll, sudut pitch dan sudut yaw
• Gyroscope menggunakan prinsip percepatan coriolis,
dimana massa gyroscope bergetar dalam satu poros, dan
ketika ada kecepatan sudut eksternal, massa tersebut
mulai bergetar dalam sumbu lain sesuai dengan prinsip
percepatan coriolis.

13. KELAS INERSIA BERDASARKAN LEVEL AKURASINYA
Sumber: Forsvarets Forsknings Institutt (FFI).
http://www.navlab.net/Publications/Introduction_to_Inertial_Navigation.pdf
Ring Laser Gyroscope (RLG), Electrostatic Suspended Gyroscopes (ESG), Fiber Optic
Gyroscope (FOG), Coriolis Vibratory Gyroscopes (CVG), Micro-Machined Electromechanical Systems
(MEMS)

14.  Military affairs, artilery-pointing stage (memberikan
arah yang akurat);
 Aviasi, military aircraft, integrated satellite, doppler
radar dan magnetic sensors;
 Civilian affairs,
Sistem komunikasi: kontrol sistem pergerakan
antena (misalnya pada Satcom), hal tsb digunakan
untuk memecahkan tracking sistem pada antena
satelit yang membutuhkan respond cepat, manfaat
lain untuk meningkatkan presisi pada autonomous
tracking;
Track inspection, contohnya pada Laserail track
(American ImageMap Company)  mengadopsi
laser imaging dan teknologi pemprosesan image
yang cepat, sistem termasuk 2 fiber optic gyro dan 2
accelerometer, 4 laser, 10 camera, dll , dapat
mengukur rel gauge, kelengkungan, twist track,
superelevasi, rail top dan side wear.
Pada UAV, untuk memperoleh akurasi navigasi &
positioning

15. Refrensi
• Oliver J Woodman, “An Introduction to Inertial Navigation.” University of Cambridge. August 2007.
http://www.cl.cam.ac.uk/techreports/UCAM-CL-TR-696.pdf
• Novatel. IMU Errors and Their Effects
.http://www.novatel.com/assets/Documents/Bulletins/APN064.pdf
• Inertial measurement unit US 4711125 A. https://www.google.com/patents/US4711125
• Nawrat A, et al. Inertial Navigation Systems and Its Practical Applications.
http://cdn.intechopen.com/pdfs/39779/InTech-
Inertial_navigation_systems_and_its_practical_applications.pdf
• Wu, et al. Application of Strapdown Inertial Navigation Technology in Measurement.
http://www.ijcaonline.org/research/volume133/number14/wu-2016-ijca-908113.pdf
• Savage P
, et al. Blazing Gyros - The Evolution Of Strapdown Inertial Navigation Technology For
Aircraft. http://www.strapdownassociates.com/Blazing%20Gyros%20For%20The%20Web.pdf.
• Forsvarets Forsknings Institutt (FFI). Introduction to Inertial Navigation (INS tutorial – short).
http://www.navlab.net/Publications/Introduction_to_Inertial_Navigation.pdf