Published on

Merancang Drone Pertanian Kapasitas 20 Kg

Authors

Merancang Drone Pertanian Kapasitas 20 Kg

1. Requirement dan Design Envelope

Bab ini menetapkan kebutuhan dasar dan batas desain untuk drone pertanian kapasitas 20 kg yang akan dibahas pada bab-bab selanjutnya. Tujuannya bukan sekadar membuat daftar keinginan, tetapi mengunci fungsi sistem, target kinerja, batas keselamatan, dan parameter desain awal agar seluruh proses konstruksi, pengujian, dan validasi memiliki acuan yang konsisten.

Pada artikel ini, sistem diasumsikan menggunakan ekosistem ArduPilot Copter sebagai platform autopilot terbuka. Asumsi ini relevan karena ArduPilot mendukung mode operasi manual dan otomatis, fitur crop sprayer dengan kontrol pompa berbasis PWM, mode semi-otomatis seperti ZigZag untuk penyemprotan lapangan, serta terrain following pada mode-mode otonom melalui data terrain atau downward rangefinder. (ArduPilot.org)

Gambaran hubungan requirement terhadap desain

Rendering diagram...

Diagram di atas menegaskan satu hal penting: setiap keputusan desain pada bab-bab berikutnya harus diturunkan dari requirement, bukan dari kebiasaan memilih komponen. Dengan demikian, pilihan motor, baterai, frame, autopilot, nozzle, dan flow control akan selalu dapat ditelusuri kembali ke kebutuhan sistem.

1.1 Tujuan sistem

Drone pada artikel ini didefinisikan sebagai hexacopter pertanian untuk aplikasi penyemprotan cairan, dengan orientasi penggunaan oleh praktisi lapangan dan pengembang sistem. Sistem tidak dirancang sebagai drone rekreasi, bukan pula sekadar platform demonstrasi. Fokus utamanya adalah menghasilkan kendaraan udara kerja yang dapat dibangun, diuji, dan divalidasi secara terstruktur.

1.1.1 Fungsi utama sistem

Fungsi utama yang wajib dipenuhi adalah:

  • Membawa dan menyemprotkan cairan pertanian.
  • Memiliki kapasitas tangki maksimum 20 L20\ \mathrm{L}.
  • Menetapkan payload maksimum berdasarkan massa, bukan hanya volume.
  • Mendukung operasi manual, semiotomatis, dan otomatis.
  • Mendukung terrain following dan variable flow apabila fitur ini diaktifkan dalam konfigurasi final.

Pada platform ArduPilot, kebutuhan tersebut realistis karena:

  • Crop Sprayer memungkinkan autopilot mengontrol pompa PWM dan, bila diperlukan, spinner PWM berdasarkan kecepatan kendaraan.
  • ZigZag Mode mendukung operasi semi-otomatis back-and-forth yang relevan untuk penyemprotan lahan.
  • AUTO mode dan terrain following mendukung misi waypoint serta penjagaan tinggi terhadap permukaan tanah atau tanaman pada mode otonom. (ArduPilot.org)

1.1.2 Ruang lingkup fungsi sistem

Agar tajam dan tidak melebar, sistem baseline pada artikel ini dibatasi pada:

  1. Payload cairan untuk penyemprotan.
  2. Autopilot multirotor berbasis ArduPilot Copter.
  3. Mission execution dengan RC sebagai manual override.
  4. Sprayer control berbasis pompa dan nozzle.
  5. Pengoperasian ketinggian rendah di area pertanian.

1.1.3 Fungsi yang tidak menjadi baseline

Beberapa fitur berikut tidak dijadikan baseline pada desain referensi, meskipun dapat ditambahkan di revisi lanjutan:

  • Penyebaran granular sebagai fungsi utama.
  • BVLOS sebagai mode operasi utama.
  • Swarm operation.
  • Obstacle avoidance 3D penuh.
  • Precision landing berbasis vision.
  • Variable-rate spraying berbasis peta resep (prescription map).

Pendekatan ini penting agar requirement awal tetap terkendali dan desain tidak kehilangan fokus.

1.1.4 Pernyataan tujuan sistem

Secara formal, tujuan sistem dapat ditulis sebagai berikut:

Merancang drone pertanian hexacopter kapasitas cairan maksimum 20 L20\ \mathrm{L} yang mampu melakukan penyemprotan presisi pada ketinggian rendah, dengan dukungan operasi manual, semiotomatis, dan otomatis, serta memenuhi batas keselamatan dan envelope operasi yang didefinisikan pada bab ini.

1.1.5 Sasaran engineering

Agar tujuan sistem dapat diterjemahkan menjadi keputusan desain, sasaran engineering awal ditetapkan sebagai berikut:

KategoriSasaran
PlatformMultirotor hexacopter
Fungsi utamaSprayer cairan
Muatan kerjaTangki maksimum 20 L20\ \mathrm{L}
Basis payloadMassa cairan
Mode operasiManual, semiotomatis, otomatis
Kontrol semprotON/OFF dan variable flow
Height controlAltitude hold + terrain/surface following
Ground controlRC + telemetry + GCS
ValidasiAnalysis, bench test, ground test, flight test

1.2 Definisi kapasitas payload

Pada desain drone pertanian, istilah 20 L sering disalahartikan sebagai 20 kg. Padahal, volume dan massa adalah dua besaran yang berbeda. Bagian ini mengunci definisi agar perhitungan pada bab propulsi, baterai, dan struktur tidak ambigu.

1.2.1 Definisi formal

Massa payload cairan didefinisikan sebagai:

mpayload=ρliquidVtankm_{\text{payload}} = \rho_{\text{liquid}}V_{\text{tank}}

dengan:

  • mpayloadm_{\text{payload}}: massa cairan di dalam tangki, dalam kg\mathrm{kg}
  • ρliquid\rho_{\text{liquid}}: densitas cairan, dalam kg/L\mathrm{kg/L}
  • VtankV_{\text{tank}}: volume cairan yang diisikan, dalam L\mathrm{L}

Jika cairan diasumsikan setara air:

ρliquid≈1.0 kg/L\rho_{\text{liquid}} \approx 1.0\ \mathrm{kg/L}

maka untuk tangki penuh 20 L20\ \mathrm{L}:

mpayload≈20 kgm_{\text{payload}} \approx 20\ \mathrm{kg}

Namun, untuk cairan dengan densitas lebih tinggi dari air, volume isi maksimum harus dikurangi agar tidak melampaui batas massa payload.

1.2.2 Batas volume dan massa

Agar desain aman dan konsisten, sistem harus membedakan lima besaran berikut:

IstilahSimbolMakna
Kapasitas tangkiVtank,maxV_{\text{tank,max}}Volume fisik maksimum tangki
Massa payloadmpayloadm_{\text{payload}}Massa cairan aktual yang dibawa
Massa kosongmemptym_{\text{empty}}Massa drone tanpa baterai dan tanpa payload
Massa bateraimbatterym_{\text{battery}}Massa seluruh pack baterai yang digunakan saat terbang
MTOWmMTOWm_{\text{MTOW}}Massa total saat take-off

Hubungan MTOW dinyatakan dengan:

mMTOW=mempty+mbattery+mpayloadm_{\text{MTOW}} = m_{\text{empty}} + m_{\text{battery}} + m_{\text{payload}}

Persamaan ini wajib digunakan pada seluruh bab selanjutnya. Tidak boleh ada bagian artikel yang mencampuradukkan MTOW dengan “berat drone kosong” atau “berat dengan tangki penuh”.

1.2.3 Batas isi maksimum berdasarkan densitas

Untuk mencegah operator mengisi penuh tangki dengan cairan yang terlalu padat, volume isi maksimum yang diizinkan dapat ditentukan dengan:

Vfill,max=min⁡(Vtank,max,mpayload,maxρliquid)V_{\text{fill,max}} = \min \left( V_{\text{tank,max}}, \frac{m_{\text{payload,max}}}{\rho_{\text{liquid}}} \right)

dengan:

  • Vfill,maxV_{\text{fill,max}}: volume isi cairan maksimum yang diizinkan
  • mpayload,maxm_{\text{payload,max}}: batas massa payload desain

Sebagai contoh, jika:

mpayload,max=20 kgm_{\text{payload,max}} = 20\ \mathrm{kg}

dan cairan memiliki densitas:

ρliquid=1.1 kg/L\rho_{\text{liquid}} = 1.1\ \mathrm{kg/L}

maka:

Vfill,max=201.1≈18.18 LV_{\text{fill,max}} = \frac{20}{1.1} \approx 18.18\ \mathrm{L}

Artinya, tangki tidak boleh diisi penuh 20 L untuk cairan dengan densitas tersebut.

1.2.4 Definisi payload pada artikel ini

Untuk konsistensi, artikel ini menggunakan definisi berikut:

  • Kapasitas tangki maksimum: 20 L20\ \mathrm{L}
  • Payload massa maksimum baseline: 20 kg20\ \mathrm{kg}
  • Asumsi cairan nominal: ρliquid=1.0 kg/L\rho_{\text{liquid}} = 1.0\ \mathrm{kg/L}

Dengan demikian, frase “drone pertanian kapasitas 20 kg” dalam artikel ini dibaca sebagai:

drone dengan payload cairan maksimum 20 kg, yang dalam kasus cairan setara air ekuivalen dengan volume tangki penuh 20 L.

1.2.5 Catatan desain penting

Bagian ini memberi implikasi langsung pada desain downstream:

  • Jika mpayload,maxm_{\text{payload,max}} dinaikkan, maka kebutuhan thrust dan energi ikut naik.
  • Jika ρliquid\rho_{\text{liquid}} lebih tinggi, maka volume isi aman turun.
  • Jika tangki tidak memiliki baffle, efek sloshing meningkat saat volume parsial.
  • Jika operator menganggap 20 L selalu sama dengan 20 kg, desain keselamatan menjadi tidak valid.

Untuk praktisi, ini berarti label tangki harus selalu disertai label massa isi maksimum, bukan hanya volume.

1.3 Persyaratan kinerja

Persyaratan kinerja atau performance requirements merupakan target terukur yang akan menjadi basis sizing sistem propulsi, baterai, semprot, serta kontrol penerbangan. Seluruh angka pada bagian ini adalah design target awal yang nantinya wajib diverifikasi pada bab pengujian dan acceptance.

Peta persyaratan kinerja

Rendering diagram...

1.3.1 Target waktu terbang

Drone penyemprot tidak memerlukan endurance sepanjang drone observasi, tetapi harus cukup untuk:

  • takeoff,
  • transisi ke area kerja,
  • eksekusi lintasan semprot,
  • manuver belok,
  • kembali,
  • dan mendarat dengan cadangan energi aman.

Target awal ditetapkan:

KondisiTarget waktu terbang
Tangki penuh, payload maksimum≥10 menit\ge 10\ \mathrm{menit}
Payload 50%≥14 menit\ge 14\ \mathrm{menit}
Tanpa payload≥18 menit\ge 18\ \mathrm{menit}

Nilai ini adalah target desain, bukan klaim akhir. Realisasi aktual harus dibuktikan melalui flight test.

1.3.2 Kecepatan semprot

Kecepatan semprot nominal harus cukup tinggi untuk efisiensi area, tetapi tidak terlalu tinggi hingga menurunkan akurasi deposisi dan memperbesar drift. Target awal:

ParameterNilai target
Kecepatan semprot nominal5 m/s5\ \mathrm{m/s}
Envelope operasi44 s.d. 7 m/s7\ \mathrm{m/s}

Kecepatan ini dipilih agar kompatibel dengan konsep sprayer control berbasis kecepatan kendaraan yang tersedia pada ArduPilot Crop Sprayer. Pada implementasi tersebut, laju pompa dapat disesuaikan dengan kecepatan kendaraan untuk menjaga flow relatif konstan terhadap gerak maju. (ArduPilot.org)

1.3.3 Lebar kerja

Lebar kerja atau effective swath width dipengaruhi oleh:

  • tipe nozzle,
  • sudut nozzle,
  • tinggi terbang,
  • overlap semprotan,
  • distribusi droplet,
  • dan efek downwash rotor.

Sebagai requirement awal:

ParameterNilai target
Lebar kerja nominal5 m5\ \mathrm{m}
Envelope desain44 s.d. 6 m6\ \mathrm{m}

Nilai ini harus divalidasi dengan water-sensitive paper test atau metode distribusi semprotan lain pada bab pengujian.

1.3.4 Application rate

Application rate adalah jumlah cairan yang diaplikasikan per satuan luas, biasanya dinyatakan dalam L/ha\mathrm{L/ha}. Untuk kecepatan dalam m/s\mathrm{m/s}, debit dalam L/min\mathrm{L/min}, dan lebar kerja dalam meter:

R=10000Q60vwR = \frac{10000Q}{60vw}

dengan:

  • RR: application rate dalam L/ha\mathrm{L/ha}
  • QQ: debit total nozzle dalam L/min\mathrm{L/min}
  • vv: kecepatan terbang dalam m/s\mathrm{m/s}
  • ww: lebar kerja dalam m\mathrm{m}

Target requirement awal:

ParameterNilai target
Envelope application rate1010 s.d. 40 L/ha40\ \mathrm{L/ha}
Titik desain nominal20 L/ha20\ \mathrm{L/ha}

Dari target tersebut, debit target dapat dihitung:

Qtarget=Rvw6010000Q_{\text{target}} = \frac{Rvw60}{10000}

Sebagai contoh, untuk:

  • R=20 L/haR = 20\ \mathrm{L/ha}
  • v=5 m/sv = 5\ \mathrm{m/s}
  • w=5 mw = 5\ \mathrm{m}

maka:

Qtarget=20×5×5×6010000=3.0 L/minQ_{\text{target}} = \frac{20 \times 5 \times 5 \times 60}{10000} = 3.0\ \mathrm{L/min}

Angka ini akan menjadi titik awal desain pompa dan nozzle pada bab sistem semprot.

1.3.5 Tinggi penerbangan

Untuk aplikasi semprot, tinggi penerbangan harus rendah agar drift terkendali, tetapi cukup aman terhadap tajuk tanaman, kontur tanah, dan efek downwash. Target requirement awal:

ParameterNilai target
Tinggi semprot nominal di atas tajuk2.5 m2.5\ \mathrm{m}
Envelope operasi2.02.0 s.d. 4.0 m4.0\ \mathrm{m}

Platform target mendukung terrain following di mode otomatis dan surface tracking melalui downward rangefinder. Dokumentasi ArduPilot menyebutkan terrain following tersedia pada mode otonom seperti AUTO, Guided, RTL, dan Land, serta rangefinder digunakan pada mode-mode dengan kontrol ketinggian selama masih berada dalam rentang sensor yang tervalidasi. (ArduPilot.org)

1.3.6 Akurasi jalur

Karena misi penyemprotan memerlukan overlap yang konsisten, akurasi jalur menjadi parameter kritis. Target awal:

ParameterNilai target
Cross-track error RMS≤0.30 m\le 0.30\ \mathrm{m}
Maksimum error sesaat≤0.75 m\le 0.75\ \mathrm{m}

Target ini mensyaratkan penggunaan GNSS presisi tinggi, idealnya RTK atau konfigurasi positioning setara.

1.3.7 Batas angin

Angin adalah faktor kinerja dan keselamatan sekaligus. Untuk misi semprot, batas angin harus lebih konservatif daripada misi ferry biasa karena drift dan stabilitas semprot menjadi isu utama.

KondisiBatas target
Operasi penyemprotan≤5 m/s\le 5\ \mathrm{m/s}
Ferry/return tanpa penyemprotan≤8 m/s\le 8\ \mathrm{m/s}
Gust di atas nilai iniMisi ditunda atau dihentikan

Nilai ini adalah target operasi awal dan harus dikonfirmasi lewat uji terbang.

1.3.8 Batas temperatur

Performa baterai, ESC, pompa, dan sensor dipengaruhi temperatur lingkungan. Requirement awal:

ParameterNilai target
Temperatur operasi lingkungan1010 s.d. 40 ∘C40\ ^\circ\mathrm{C}
Temperatur penyimpanan bateraimengikuti datasheet baterai
Overtemperature perangkattidak boleh melampaui batas datasheet

1.3.9 Battery reserve

Drone tidak boleh menyelesaikan misi pada batas energi nol. Harus ada cadangan energi untuk:

  • RTL,
  • missed approach,
  • koreksi posisi,
  • dan landing aman.

Reserve pendaratan didefinisikan sebagai:

Reservelanding=EremainingEnominal×100%\text{Reserve}_{\text{landing}} = \frac{E_{\text{remaining}}}{E_{\text{nominal}}} \times 100\%

Target awal:

ParameterNilai target
Minimum reserve saat touchdown≥25\ge 25%
Reserve perencanaan misi≥30\ge 30%

1.3.10 Tabel ringkas design envelope kinerja

ParameterTarget nominalEnvelope desainCatatan
Payload cairan20 kg20\ \mathrm{kg}maks. 20 kg20\ \mathrm{kg}bergantung densitas
Volume tangki20 L20\ \mathrm{L}maks. 20 L20\ \mathrm{L}volume fisik
Kecepatan semprot5 m/s5\ \mathrm{m/s}44–7 m/s7\ \mathrm{m/s}untuk sizing flow
Lebar kerja5 m5\ \mathrm{m}44–6 m6\ \mathrm{m}validasi lapangan wajib
Application rate20 L/ha20\ \mathrm{L/ha}1010–40 L/ha40\ \mathrm{L/ha}closed-loop target
Tinggi semprot2.5 m2.5\ \mathrm{m}22–4 m4\ \mathrm{m}di atas tajuk
Waktu terbang penuh10 menit10\ \mathrm{menit}minimumdivalidasi saat uji
Batas angin semprot—≤5 m/s\le 5\ \mathrm{m/s}konservatif
Battery reserve landing≥25\ge 25%minimumwajib

1.4 Batas keselamatan

Batas keselamatan atau safety limits adalah syarat keras yang tidak boleh dilanggar, bahkan jika target kinerja belum tercapai. Prinsipnya sederhana: lebih baik misi dibatalkan daripada sistem dioperasikan di luar envelope aman.

Hubungan safety envelope

Rendering diagram...

1.4.1 Batas payload

Payload maksimum baseline ditetapkan:

mpayload,max=20 kgm_{\text{payload,max}} = 20\ \mathrm{kg}

Aturan operasionalnya:

  • Tangki tidak boleh diisi melebihi batas volume aman.
  • Cairan berdensitas tinggi harus menggunakan derating volume.
  • Payload aktual harus ditimbang atau dihitung berdasarkan densitas dan volume isi.

1.4.2 Batas baterai

Untuk mencegah over-discharge, requirement keselamatan baterai ditetapkan:

  • Tidak terbang jika kondisi baterai tidak lolos pemeriksaan pre-flight.
  • Tidak memulai misi jika SOC awal di bawah batas operasi penuh.
  • Tidak melanjutkan misi bila estimasi reserve turun di bawah ambang abort.
  • Landing wajib dengan reserve minimum sesuai requirement.

Batas detail tegangan per sel dan ambang failsafe akan dikunci di bab firmware dan power architecture.

1.4.3 Batas kecepatan angin

Aturan keselamatan awal:

  • Misi semprot dilarang jika kecepatan angin rata-rata melebihi 5 m/s5\ \mathrm{m/s}.
  • Misi juga harus dihentikan bila gust menyebabkan kendaraan keluar dari stabilitas lintasan atau memicu drift berlebihan.
  • Wind limit bukan hanya isu kontrol, tetapi juga isu kualitas aplikasi cairan.

1.4.4 Batas operasi dekat manusia

Drone penyemprot heavy-lift tidak boleh dioperasikan seperti drone hobi. Batas keselamatan awal:

  • Tidak boleh terbang di atas manusia yang tidak terlibat operasi.
  • Harus ada zona steril untuk takeoff dan landing.
  • Operator dan observer harus berada di luar disk propeller dan di posisi aman relatif terhadap arah semprotan.
  • Akses personel ke area kerja harus dikendalikan selama misi berlangsung.

1.4.5 Batas ketinggian

Untuk baseline sistem ini:

  • Tinggi penyemprotan dibatasi ke envelope rendah yang telah ditetapkan.
  • Hard ceiling operasional harus ditetapkan di flight controller.
  • Misi tidak boleh melampaui batas ketinggian yang diizinkan oleh area operasi dan regulasi setempat.

Nilai numerik hard ceiling final akan dikunci pada bab firmware dan operasi.

1.4.6 Batas penggunaan bahan kimia

Karena sistem membawa bahan kimia pertanian, batas keselamatan juga mencakup:

  • Hanya bahan yang kompatibel dengan material tangki, hose, seal, pompa, dan nozzle yang boleh digunakan.
  • Bahan dengan viskositas atau korosivitas di luar spesifikasi sistem dilarang.
  • Pengisian, flushing, dan pembuangan residu wajib mengikuti prosedur keselamatan kimia.
  • Operator wajib menggunakan PPE yang sesuai.

1.4.7 Prinsip fail-safe level sistem

Bila salah satu batas keselamatan dilanggar, sistem harus memiliki perilaku berikut:

  1. Prevent Cegah misi dimulai jika kondisi awal tidak aman.

  2. Detect Deteksi deviasi selama operasi, misalnya low battery, loss of flow, atau kecepatan angin yang berlebihan.

  3. Respond Lakukan respons yang telah ditentukan:

    • stop spraying,
    • abort mission,
    • return to launch,
    • atau controlled landing.

  4. Record Simpan log kejadian untuk analisis pasca-operasi.

ArduPilot mendukung konsep pre-arm checks, failsafe, serta pemetaan fungsi output dan auxiliary functions untuk fitur-fitur seperti sprayer, rangefinder, dan mission reset, yang relevan untuk implementasi lapisan keselamatan ini. (ArduPilot.org)

1.4.8 Tabel safety limits awal

KategoriBatas awalTindakan jika dilanggar
Payloadmpayload>20 kgm_{\text{payload}} > 20\ \mathrm{kg}dilarang takeoff
Volume isiVfill>Vfill,maxV_{\text{fill}} > V_{\text{fill,max}}kurangi isi
Wind spray>5 m/s> 5\ \mathrm{m/s}tunda/batalkan misi
Reserve landing<25< 25%misi invalid
Operasi dekat manusiaada personel di zona sterilhold mission
Ketinggianmelebihi envelope/desainabort/limit
Bahan kimia tidak kompatibelyadilarang digunakan

1.5 Requirement Traceability Matrix awal

Requirement Traceability Matrix atau RTM adalah alat pengendali agar setiap requirement dapat ditelusuri ke:

  • keputusan desain,
  • metode verifikasi,
  • hasil uji,
  • dan status akhir.

Tanpa RTM, artikel mudah berubah menjadi kumpulan opini teknis yang sulit diaudit.

1.5.1 Struktur requirement ID

Untuk artikel ini, requirement dikelompokkan sebagai berikut:

  • SYS-xxx untuk requirement sistem umum
  • PWR-xxx untuk requirement daya dan baterai
  • PROP-xxx untuk propulsi
  • NAV-xxx untuk navigasi dan guidance
  • SPR-xxx untuk sistem semprot
  • SAF-xxx untuk keselamatan

1.5.2 Matriks requirement awal

Berikut requirement baseline yang akan menjadi acuan bab-bab selanjutnya.

IDRequirementTarget awalMetode verifikasiBab lanjutan
SYS-001Drone harus berfungsi sebagai hexacopter sprayer cairanYaInspection + configuration review2, 3, 8
SYS-002Kapasitas tangki fisik maksimum20 L20\ \mathrm{L}Inspection + measurement2, 7, 9
SYS-003Payload cairan maksimum20 kg20\ \mathrm{kg}Mass calculation + weighing2, 12
SYS-004Mode operasimanual, semiotomatis, otomatisConfiguration review + flight test5, 8, 11
SYS-005Terrain following tersediawajib pada konfigurasi finalBench + flight test5, 8, 11
PWR-001Waktu terbang payload penuh≥10 menit\ge 10\ \mathrm{menit}Flight test4, 11, 12
PWR-002Reserve landing minimum≥25\ge 25%Log analysis4, 11, 12
PROP-001Sistem propulsi harus mendukung MTOW desainwajibAnalysis + thrust test3, 11, 12
NAV-001Cross-track error RMS≤0.30 m\le 0.30\ \mathrm{m}Flight log analysis5, 11, 12
NAV-002Tinggi semprot di atas tajuk22–4 m4\ \mathrm{m}Rangefinder log + flight test5, 11
SPR-001Application rate nominal20 L/ha20\ \mathrm{L/ha}Flow test + coverage test6, 11, 12
SPR-002Envelope application rate1010–40 L/ha40\ \mathrm{L/ha}Flow test6, 11
SPR-003Variable flowwajibBench + flight test6, 8, 11
SAF-001Batas angin penyemprotan≤5 m/s\le 5\ \mathrm{m/s}Operational check11, 12
SAF-002Overpayload preventionwajibProcedure + inspection9, 11, 12
SAF-003Batas bahan kimia kompatibelwajibCompatibility review6, 13

1.5.3 Status awal requirement

Pada tahap ini, seluruh requirement masih berstatus:

  • Defined: requirement telah didefinisikan
  • Allocated: akan dipetakan ke subsystem pada bab berikutnya
  • Verified: belum, sampai ada bukti uji
  • Accepted: belum, sampai acceptance test selesai

Matriks status awal:

StatusMakna pada Bab 1
Definedrequirement sudah dituliskan
Allocatedakan dipetakan ke subsystem pada bab 2–8
Verifiedmenunggu hasil pengujian
Acceptedmenunggu acceptance review

1.5.4 Aturan penggunaan RTM

Agar RTM berguna secara praktis, artikel ini menggunakan aturan berikut:

  1. Setiap angka penting harus memiliki ID requirement.
  2. Setiap requirement harus memiliki metode verifikasi.
  3. Jika requirement berubah, revisi dokumen wajib diperbarui.
  4. Tidak ada klaim “final” tanpa status verified dan accepted.

Ringkasan Bab 1

Bab ini telah mengunci fondasi desain untuk drone pertanian kapasitas 20 kg, yaitu:

  • Sistem baseline adalah hexacopter sprayer cairan.
  • Kapasitas tangki maksimum adalah 20 L20\ \mathrm{L}.
  • Payload maksimum baseline adalah 20 kg20\ \mathrm{kg}, sehingga volume dan massa tidak boleh dicampuradukkan.
  • MTOW didefinisikan secara formal sebagai penjumlahan massa kosong, massa baterai, dan massa payload.
  • Design envelope awal telah ditetapkan untuk kecepatan, tinggi semprot, application rate, waktu terbang, batas angin, dan cadangan baterai.
  • Safety limits awal telah ditetapkan agar seluruh keputusan desain selanjutnya tetap berada dalam koridor aman.
  • Requirement Traceability Matrix awal telah dibangun untuk menjamin semua keputusan desain dan hasil uji dapat ditelusuri secara formal.

Dengan Bab 1 ini, seluruh pembahasan pada bab berikutnya—mulai dari mass budget, propulsi, baterai, avionik, hingga sistem semprot—memiliki basis requirement yang eksplisit dan tidak berubah-ubah.

Referensi bab

  1. ArduPilot Copter Documentation — Crop Sprayer. Mendukung kontrol pompa PWM dan optional spinner untuk aplikasi semprot. (ArduPilot.org)
  2. ArduPilot Copter Documentation — ZigZag Mode. Menjelaskan mode semi-otomatis untuk lintasan bolak-balik yang relevan untuk crop spraying. (ArduPilot.org)
  3. ArduPilot Copter Documentation — Terrain Following (in Auto, Guided, etc). Menjelaskan terrain following pada mode otonom. (ArduPilot.org)
  4. ArduPilot Copter Documentation — Rangefinders. Menjelaskan penggunaan downward rangefinder pada mode dengan kontrol ketinggian dan pentingnya pengaturan RNGFNDx_MAX yang tervalidasi. (ArduPilot.org)
  5. ArduPilot Copter Documentation — Auxiliary Functions dan Autopilot Output Functions. Menjelaskan pemetaan output/fungsi tambahan seperti sprayer dan rangefinder. (ArduPilot.org)
  6. ArduPilot Copter Documentation — Parameter List / AUTO_OPTIONS. Menjelaskan opsi konfigurasi mode otomatis dan behaviour terkait. (ArduPilot.org)

Kembali ke Atas

2. Konfigurasi Referensi dan Mass Budget

Bab ini membekukan satu konfigurasi referensi agar seluruh perhitungan pada bab berikutnya menggunakan frame, propulsi, baterai, avionik, dan sistem semprot yang sama. Tanpa konfigurasi yang dibekukan, angka MTOW, kebutuhan thrust, arus baterai, posisi pusat massa, serta endurance tidak dapat dibandingkan secara konsisten.

Konfigurasi dalam bab ini diberi identitas:

AtributNilai
Kode desainAGHEX-20-R1
Design freezeDF-01
Baseline payloadSprayer cairan
Kapasitas tangki20 L20\ \mathrm{L}
Payload maksimum20 kg20\ \mathrm{kg}
KonfigurasiFlat hexacopter
StatusReference design freeze
Status validasiMenunggu pengujian Bab 10–12

Penting: DF-01 berarti konfigurasi telah dibekukan untuk keperluan analisis dan konstruksi artikel. Status ini belum berarti kendaraan telah lulus acceptance test. Status “final tervalidasi” baru dapat diberikan setelah massa aktual, thrust, temperatur, endurance, stabilitas, dan pola semprot telah diuji.

2.1 Arsitektur sistem referensi

Arsitektur AGHEX-20-R1 dibagi menjadi delapan subsistem utama:

  1. Struktur dan tangki.
  2. Propulsi.
  3. Baterai dan distribusi daya.
  4. Flight controller.
  5. Sensor navigasi dan terrain following.
  6. RC, telemetri, dan ground station.
  7. Payload controller.
  8. Sistem hidraulik penyemprotan.

Pembagian ini penting karena jalur daya, data, dan fluida memiliki kebutuhan keselamatan yang berbeda.

2.1.1 Arsitektur tingkat sistem

Rendering diagram...

2.1.2 Pemisahan domain sistem

Arsitektur tersebut memiliki tiga domain utama.

Domain daya

Jalur daya dimulai dari baterai 14S14\mathrm{S} menuju:

  • Enam sistem propulsi.
  • Pompa bertegangan tinggi.
  • Regulator avionik.
  • Regulator terisolasi untuk payload controller dan flowmeter.

Flight controller tidak boleh disuplai langsung dari high-voltage bus. Sistem avionik menggunakan regulator dan power module yang memiliki proteksi serta pengukuran tegangan dan arus.

Domain data

Jalur data meliputi:

  • SBUS dari Herelink ke flight controller.
  • MAVLink antara flight controller dan Herelink.
  • DroneCAN antara Here4 dan flight controller.
  • CAN atau UART dari rangefinder.
  • CAN atau PWM dari flight controller ke payload controller.
  • Pulsa frekuensi dari flowmeter ke payload controller.

Herelink berfungsi sebagai sistem RC, telemetri, dan ground station terintegrasi. Air Unit Herelink 1.1 menyediakan SBUS dan UART 3,3 V, memiliki massa sekitar 98 g termasuk antena, serta membutuhkan suplai sekitar 6–12 V. (docs.cubepilot.org)

Domain fluida

Jalur cairan dibuat terpisah dari avionik:

Tangki→Filter→Pompa→Flowmeter→Regulator→Manifold→Nozzle\text{Tangki} \rightarrow \text{Filter} \rightarrow \text{Pompa} \rightarrow \text{Flowmeter} \rightarrow \text{Regulator} \rightarrow \text{Manifold} \rightarrow \text{Nozzle}

Pemisahan tersebut bertujuan mengurangi risiko cairan mencapai:

  • Flight controller.
  • Power distribution.
  • Konektor baterai.
  • Telemetry air unit.
  • Regulator avionik.

2.1.3 Arsitektur kontrol semprot

Flight controller tidak mengontrol debit hanya dengan perintah ON/OFF. Perintah debit target dikirimkan ke payload controller berbasis STM32, sedangkan flowmeter menyediakan umpan balik debit aktual.

Rendering diagram...

Persamaan debit target tetap mengikuti requirement Bab 1:

Qtarget=Rvw6010000Q_{\text{target}} = \frac{Rvw60}{10000}

dengan:

  • RR dalam L/ha\mathrm{L/ha}
  • vv dalam m/s\mathrm{m/s}
  • ww dalam m\mathrm{m}
  • QtargetQ_{\text{target}} dalam L/min\mathrm{L/min}

2.2 Design freeze

2.2.1 Prinsip design freeze

Design freeze menetapkan komponen yang digunakan dalam baseline konstruksi. Komponen alternatif tidak boleh dimasukkan ke prosedur utama karena perubahan satu komponen dapat memengaruhi:

  • Massa total.
  • Posisi pusat massa.
  • Kebutuhan daya.
  • Arus maksimum.
  • Konektor.
  • Dimensi dudukan.
  • Parameter firmware.
  • Dinamika penerbangan.
  • Debit sistem semprot.

Setiap perubahan setelah DF-01 harus melalui Engineering Change Request atau ECR.

Rendering diagram...

2.2.2 Konfigurasi final DF-01

SubsystemKomponen yang dibekukanKonfigurasi
FrameEFT G620Hexacopter, wheelbase 2028 mm2028\ \mathrm{mm}
TangkiEFT G620 20 L tankQuick-release, internal baffle ditambahkan
Motor dan ESCHobbywing X9 G2LEnam integrated propulsion unit
PropellerHobbywing MFP 36 × 11Folding propeller
BateraiTattu 4.0 30000 mAh14S1P14\mathrm{S}1\mathrm{P}, 53.2 V53.2\ \mathrm{V}
Flight controllerCube Orange+ Standard SetArduPilot Copter
GNSSCubePilot Here4Dual-band RTK, DroneCAN
RangefinderBenewake TF03Downward, CAN/UART
RC dan telemetryCubePilot Herelink 1.1Ground Unit + Air Unit
PumpHobbywing Pump 8 L1212–14S14\mathrm{S}, PWM
FlowmeterAichi ATZTA VN10SNPN frequency output
NozzleTeeJet XR11002-VSEmpat nozzle, stainless steel
Payload controllerAGHEX-SPRAY-CTRL-R1STM32G474RET6
Firmware autopilotArduPilot CopterVersi dikunci pada Bab 8

2.2.3 Frame dan tangki

EFT G620 memiliki wheelbase 2028 mm2028\ \mathrm{mm}, kapasitas tangki 20 L20\ \mathrm{L}, massa frame bersih 9.66 kg9.66\ \mathrm{kg}, dan massa tangki 1.62 kg1.62\ \mathrm{kg}. Pabrikan menetapkan diameter arm 40 mm40\ \mathrm{mm} serta merekomendasikan sistem propulsi keluarga X9 dan baterai 14S14\mathrm{S}. (Effort Tech)

Frame dipilih karena:

  • Kapasitas tangki sesuai requirement.
  • Konfigurasi hexacopter.
  • Diameter arm kompatibel dengan X9 G2L.
  • Tersedia ruang untuk baterai, tangki, boom, dan avionik.
  • Geometri frame dapat dianalisis tanpa merancang seluruh struktur dari nol.

Namun, battery tray standar tidak diasumsikan langsung kompatibel dengan baterai 30 Ah. Drawing Bab 7 harus menggunakan tray khusus yang sesuai dengan dimensi baterai aktual.

2.2.4 Propulsi

Sistem propulsi dibekukan pada Hobbywing X9 G2L dengan propeller MFP 36 × 11. Unit ini menggunakan arm 40 mm40\ \mathrm{mm}, mendukung baterai 1212–14S14\mathrm{S}, mempunyai massa sekitar 1.532 kg1.532\ \mathrm{kg} termasuk kabel dan propeller, serta rentang recommended takeoff weight 77–12 kg12\ \mathrm{kg} per rotor. Data pabrikan mencantumkan maximum thrust 24 kg24\ \mathrm{kg} per rotor pada permukaan laut. (HOBBYWING)

Penggunaan propeller 36 inci memberi diameter:

Dprop=36×25.4=914.4 mmD_{\text{prop}} = 36 \times 25.4 = 914.4\ \mathrm{mm}

Untuk wheelbase berseberangan 2028 mm2028\ \mathrm{mm}, jarak motor bersebelahan pada hexacopter reguler adalah:

dadjacent=20282=1014 mmd_{\text{adjacent}} = \frac{2028}{2} = 1014\ \mathrm{mm}

Clearance statis antartip:

cstatic=1014−914.4=99.6 mmc_{\text{static}} = 1014 - 914.4 = 99.6\ \mathrm{mm}

Nilai tersebut masih harus dikurangi oleh:

  • Defleksi arm.
  • Defleksi propeller.
  • Toleransi joint.
  • Ketidaksejajaran motor.
  • Pergerakan saat folding mechanism terkunci.

Clearance final akan diverifikasi pada Bab 3 dan Bab 9.

2.2.5 Baterai

Baterai final adalah Tattu 4.0 30000 mAh, 14S1P14\mathrm{S}1\mathrm{P}, dengan tegangan nominal 53.2 V53.2\ \mathrm{V} dan energi nominal 1596 Wh1596\ \mathrm{Wh}. Massa nominalnya 11.4 kg11.4\ \mathrm{kg}, arus kontinu maksimum 270 A270\ \mathrm{A}, dan arus puncak 350 A350\ \mathrm{A} selama maksimum tiga detik. (Genstattu)

Energi nominal sesuai:

Enom=VnomCE_{\text{nom}} = V_{\text{nom}}C
Enom=53.2×30=1596 WhE_{\text{nom}} = 53.2 \times 30 = 1596\ \mathrm{Wh}

Baterai 30 Ah dipilih karena baterai 20–22 Ah dengan BMS berarus kontinu rendah dapat menjadi bottleneck pada hover payload penuh. Baterai ini juga memberikan ruang yang lebih realistis untuk memenuhi target waktu terbang dan reserve Bab 1.

2.2.6 Flight controller dan GNSS

Cube Orange+ dibekukan sebagai flight controller utama. Dokumentasi CubePilot mencantumkan prosesor STM32H757, sedangkan Here4 menggunakan u-blox F9P, STM32H757, komunikasi DroneCAN, dan mendukung pembaruan RTK hingga 20 Hz. Here4 memiliki massa sekitar 60 g termasuk kabel. (docs.cubepilot.org)

Here4 hanya digunakan sebagai:

  • GNSS RTK.
  • Magnetometer eksternal.
  • Sumber navigasi melalui DroneCAN.

Fungsi flight controller tetap dijalankan oleh Cube Orange+.

2.2.7 Rangefinder

Benewake TF03 dipilih sebagai downward rangefinder. Perangkat ini mempunyai enclosure IP67, antarmuka CAN atau UART, rentang minimum sekitar 0.1 m0.1\ \mathrm{m}, konsumsi daya maksimum sekitar 1 W1\ \mathrm{W}, dan massa sekitar 86 g86\ \mathrm{g}. (Benewake)

Walaupun jangkauan maksimum sensor jauh melebihi tinggi operasi sprayer, parameter maksimum rangefinder di firmware tidak boleh diisi berdasarkan jangkauan katalog semata. Nilainya harus dibatasi berdasarkan hasil uji terhadap:

  • Tanah.
  • Rumput.
  • Kanopi tanaman.
  • Air.
  • Permukaan sangat reflektif.
  • Kondisi debu dan kabut semprot.

2.2.8 Pompa

Pompa dibekukan pada Hobbywing Pump 8 L dengan:

  • Tegangan kerja 1212–14S14\mathrm{S}.
  • Open-flow maksimum 8 L/min8\ \mathrm{L/min}.
  • Daya nominal sekitar 120 W120\ \mathrm{W}.
  • Arus kerja maksimum sekitar 2.5 A2.5\ \mathrm{A}.
  • Pressure rating sekitar 0.80.8–1.0 MPa1.0\ \mathrm{MPa}.
  • Massa 698 g698\ \mathrm{g}.
  • Proteksi IP67. (HOBBYWING)

Debit maksimum pompa tidak digunakan sebagai debit operasi nominal. Titik operasi aktual ditentukan oleh:

  • Kurva tekanan–debit.
  • Restriksi filter.
  • Flowmeter.
  • Selang.
  • Regulator.
  • Manifold.
  • Nozzle.

2.2.9 Flowmeter

Flowmeter final adalah Aichi Tokei Denki ATZTA VN10S dengan nominal diameter 10 mm dan koneksi R1/2. Rentang flow dengan akurasi terjamin adalah sekitar 0.50.5–10 L/min10\ \mathrm{L/min}. Output standar dapat dikonfigurasi sebagai frequency pulse dan alarm, sehingga dapat dibaca langsung oleh timer input capture pada STM32. (Aichitokei)

Dokumentasi pabrikan menetapkan media ukur referensi berupa air dengan konduktivitas minimum 50 μS/cm50\ \mu\mathrm{S/cm}. Karena itu:

Flowmeter ini tidak boleh dianggap kompatibel dengan semua pestisida hanya karena disebutkan untuk aplikasi drone pertanian.

Setiap campuran akhir harus diverifikasi terhadap:

  • Konduktivitas.
  • Viskositas.
  • Material PPS dan m-PPO.
  • Seal FKM.
  • Elektroda SUS316L.
  • Residu dan kecenderungan membentuk deposit.

Flowmeter ditempatkan dalam enclosure payload dan disuplai dari regulator 24 V24\ \mathrm{V} terisolasi.

2.2.10 Nozzle

Empat TeeJet XR11002-VS dibekukan sebagai nozzle baseline. TeeJet memasukkan seri XR11002-VS dalam pilihan untuk aplikasi drone. Nilai nominal ukuran 02 adalah 0.20 US gal/min0.20\ \mathrm{US\ gal/min} pada 40 psi40\ \mathrm{psi} dengan air. (TeeJet)

Konversi debit per nozzle:

Qtip=0.20×3.78541Q_{\text{tip}} = 0.20 \times 3.78541
Qtip≈0.757 L/minQ_{\text{tip}} \approx 0.757\ \mathrm{L/min}

Untuk empat nozzle:

Qtotal=4×0.757≈3.03 L/minQ_{\text{total}} = 4 \times 0.757 \approx 3.03\ \mathrm{L/min}

Dengan target Bab 1:

  • v=5 m/sv=5\ \mathrm{m/s}
  • w=5 mw=5\ \mathrm{m}

application rate teoritis menjadi:

R=10000Q60vwR = \frac{10000Q}{60vw}
R=10000×3.0360×5×5≈20.2 L/haR = \frac{10000 \times 3.03} {60 \times 5 \times 5} \approx 20.2\ \mathrm{L/ha}

Kesesuaian tersebut menjadi alasan utama pemilihan nozzle 02. Lebar kerja 5 m5\ \mathrm{m} masih bersifat target dan wajib dibuktikan melalui pattern test; tidak boleh disimpulkan hanya dari sudut semprot nozzle.

2.3 Mass budget

2.3.1 Definisi massa

Artikel ini menggunakan definisi berikut:

Massa kosong kering

Massa kendaraan tanpa baterai penerbangan dan tanpa cairan:

mempty=∑i=1nmim_{\text{empty}} = \sum_{i=1}^{n}m_i

Massa operasional kosong

Massa kendaraan dengan baterai, tetapi tanpa cairan:

moperational-empty=mempty+mbatterym_{\text{operational-empty}} = m_{\text{empty}} + m_{\text{battery}}

Predicted MTOW

Massa kendaraan dengan baterai dan payload maksimum:

mMTOW,pred=mempty+mbattery+mpayload,maxm_{\text{MTOW,pred}} = m_{\text{empty}} + m_{\text{battery}} + m_{\text{payload,max}}

Massa sizing

Massa yang digunakan untuk analisis awal dengan mass growth allowance:

mdesign=mMTOW,pred+mMGAm_{\text{design}} = m_{\text{MTOW,pred}} + m_{\text{MGA}}

Mass growth allowance tidak ditambahkan ke label MTOW aktual. Nilai tersebut hanya digunakan untuk mencegah desain propulsi dan struktur tepat berada pada batas hasil estimasi.

2.3.2 Klasifikasi data massa

Tiga status digunakan pada mass budget:

KodeArti
MFGNilai dari pabrikan
ENGAlokasi engineering
MEASHasil penimbangan aktual

Pada tahap DF-01, sebagian item masih menggunakan ENG. Sebelum acceptance test, seluruh nilai harus diganti atau dikonfirmasi dengan MEAS.

2.3.3 Mass budget AGHEX-20-R1

No.KomponenJumlahMassa satuanMassa totalStatus
1EFT G620 frame19.660 kg9.660\ \mathrm{kg}9.660 kg9.660\ \mathrm{kg}MFG
2Tangki EFT 20 L11.620 kg1.620\ \mathrm{kg}1.620 kg1.620\ \mathrm{kg}MFG
3X9 G2L + MFP 36 × 1161.532 kg1.532\ \mathrm{kg}9.192 kg9.192\ \mathrm{kg}MFG
4Cube Orange+, carrier, enclosure10.300 kg0.300\ \mathrm{kg}0.300 kg0.300\ \mathrm{kg}ENG
5Here4, mast, dan harness10.150 kg0.150\ \mathrm{kg}0.150 kg0.150\ \mathrm{kg}ENG
6TF03, bracket, dan cable10.150 kg0.150\ \mathrm{kg}0.150 kg0.150\ \mathrm{kg}ENG
7Herelink Air Unit dan mounting10.150 kg0.150\ \mathrm{kg}0.150 kg0.150\ \mathrm{kg}ENG
8Hobbywing Pump 8 L10.698 kg0.698\ \mathrm{kg}0.698 kg0.698\ \mathrm{kg}MFG
9Aichi VN10S10.190 kg0.190\ \mathrm{kg}0.190 kg0.190\ \mathrm{kg}MFG/ENG
10Boom, manifold, hose, dan nozzle1 set1.200 kg1.200\ \mathrm{kg}1.200 kg1.200\ \mathrm{kg}ENG
11Filter, regulator, valve, fitting1 set0.650 kg0.650\ \mathrm{kg}0.650 kg0.650\ \mathrm{kg}ENG
12PDB, fuse, isolator, DC-DC1 set1.200 kg1.200\ \mathrm{kg}1.200 kg1.200\ \mathrm{kg}ENG
13Wiring, fastener, cover, bracket1 set1.300 kg1.300\ \mathrm{kg}1.300 kg1.300\ \mathrm{kg}ENG
14STM32 payload controller10.200 kg0.200\ \mathrm{kg}0.200 kg0.200\ \mathrm{kg}ENG
Massa kosong kering26.660 kg26.660\ \mathrm{kg}
15Tattu 4.0 14S 30 Ah111.400 kg11.400\ \mathrm{kg}11.400 kg11.400\ \mathrm{kg}MFG
Massa operasional kosong38.060 kg38.060\ \mathrm{kg}
16Payload cairan maksimum120.000 kg20.000\ \mathrm{kg}20.000 kg20.000\ \mathrm{kg}Requirement
Predicted MTOW58.060 kg58.060\ \mathrm{kg}

Massa pabrikan utama berasal dari EFT, Hobbywing, dan Tattu. Nilai ENG merupakan allowance rancangan artikel dan harus digantikan oleh hasil timbangan komponen fisik. (Effort Tech)

2.3.4 Perhitungan massa kosong

mempty=9.660+1.620+9.192+0.300+0.150+0.150+0.150+0.698+0.190+1.200+0.650+1.200+1.300+0.200m_{\text{empty}} = 9.660 + 1.620 + 9.192 + 0.300 + 0.150 + 0.150 + 0.150 + 0.698 + 0.190 + 1.200 + 0.650 + 1.200 + 1.300 + 0.200
mempty=26.660 kg\boxed{ m_{\text{empty}} = 26.660\ \mathrm{kg} }

2.3.5 Massa operasional kosong

moperational-empty=26.660+11.400m_{\text{operational-empty}} = 26.660 + 11.400
moperational-empty=38.060 kg\boxed{ m_{\text{operational-empty}} = 38.060\ \mathrm{kg} }

2.3.6 Predicted MTOW

mMTOW,pred=26.660+11.400+20.000m_{\text{MTOW,pred}} = 26.660 + 11.400 + 20.000
mMTOW,pred=58.060 kg\boxed{ m_{\text{MTOW,pred}} = 58.060\ \mathrm{kg} }

2.3.7 Mass growth allowance

Untuk fase desain awal, artikel ini menetapkan internal mass growth allowance sebesar 5% dari massa operasional kosong:

mMGA=0.05moperational-emptym_{\text{MGA}} = 0.05 m_{\text{operational-empty}}
mMGA=0.05×38.060=1.903 kgm_{\text{MGA}} = 0.05 \times 38.060 = 1.903\ \mathrm{kg}

Massa sizing:

mdesign=58.060+1.903m_{\text{design}} = 58.060 + 1.903
mdesign=59.963 kg\boxed{ m_{\text{design}} = 59.963\ \mathrm{kg} }

Nilai 5% merupakan keputusan internal desain AGHEX-20-R1, bukan nilai universal atau ketentuan regulasi.

2.3.8 Pemeriksaan awal terhadap propulsi

Beban prediksi per rotor pada MTOW:

mrotor,pred=58.0606m_{\text{rotor,pred}} = \frac{58.060}{6}
mrotor,pred≈9.677 kg/rotorm_{\text{rotor,pred}} \approx 9.677\ \mathrm{kg/rotor}

Beban per rotor menggunakan massa sizing:

mrotor,design=59.9636m_{\text{rotor,design}} = \frac{59.963}{6}
mrotor,design≈9.994 kg/rotorm_{\text{rotor,design}} \approx 9.994\ \mathrm{kg/rotor}

Kedua nilai berada di dalam rentang recommended takeoff weight X9 G2L, yaitu 77–12 kg12\ \mathrm{kg} per rotor. Ini hanya merupakan consistency check; kelayakan final tetap ditentukan oleh thrust stand, temperatur, vibration, current, dan flight test. (HOBBYWING)

2.3.9 Mass budget gate

Design freeze tidak boleh dinaikkan ke release konstruksi sebelum:

  • Setiap komponen telah ditimbang.
  • Massa kabel aktual telah dicatat.
  • Massa cairan ditentukan berdasarkan densitas.
  • Massa bracket dan enclosure tidak lagi berupa estimasi.
  • Selisih massa aktual terhadap budget telah dianalisis.
  • Predicted MTOW diperbarui menjadi measured MTOW.

Kriteria internal:

∣mmeasured−mbudget∣≤0.02mbudget\left| m_{\text{measured}} - m_{\text{budget}} \right| \le 0.02m_{\text{budget}}

Jika selisih lebih dari 2%, mass budget, CG, thrust, dan endurance harus dihitung ulang.

2.4 Center of gravity

Center of gravity atau CG merupakan titik resultan massa kendaraan. Pada drone sprayer, CG berubah selama cairan dikeluarkan. Karena itu, menghitung CG hanya saat tangki penuh tidak cukup.

2.4.1 Sistem koordinat

Datum AGHEX-20-R1 ditetapkan sebagai berikut:

  • Titik origin berada di pusat geometris hexacopter.
  • Origin berada pada bidang pusat motor.
  • Sumbu +x+x mengarah ke depan.
  • Sumbu +y+y mengarah ke kanan.
  • Sumbu +z+z mengarah ke atas.
Rendering diagram...

2.4.2 Persamaan CG

Untuk sumbu xx:

xCG=∑i=1nmixi∑i=1nmix_{\text{CG}} = \frac{\sum_{i=1}^{n}m_i x_i} {\sum_{i=1}^{n}m_i}

Untuk sumbu yy:

yCG=∑i=1nmiyi∑i=1nmiy_{\text{CG}} = \frac{\sum_{i=1}^{n}m_i y_i} {\sum_{i=1}^{n}m_i}

Untuk sumbu zz:

zCG=∑i=1nmizi∑i=1nmiz_{\text{CG}} = \frac{\sum_{i=1}^{n}m_i z_i} {\sum_{i=1}^{n}m_i}

Secara vektor:

rCG=∑i=1nmiri∑i=1nmi\mathbf{r}_{\text{CG}} = \frac{ \sum_{i=1}^{n} m_i\mathbf{r}_i }{ \sum_{i=1}^{n}m_i }

2.4.3 Posisi komponen referensi

Tabel berikut merupakan posisi desain awal yang harus diterapkan pada drawing Bab 7.

KomponenMassaxix_iyiy_iziz_i
Frame9.660 kg9.660\ \mathrm{kg}0.0000.0000.0000.000−0.080-0.080
Tangki kosong1.620 kg1.620\ \mathrm{kg}0.0200.0200.0000.000−0.300-0.300
Enam unit propulsi9.192 kg9.192\ \mathrm{kg}0.0000.0000.0000.0000.0000.000
Flight controller assembly0.300 kg0.300\ \mathrm{kg}0.0200.0200.0000.0000.0200.020
Here4 assembly0.150 kg0.150\ \mathrm{kg}0.0000.0000.0000.0000.2600.260
TF03 assembly0.150 kg0.150\ \mathrm{kg}0.0000.0000.0000.000−0.460-0.460
Herelink Air Unit0.150 kg0.150\ \mathrm{kg}−0.030-0.0300.0000.0000.0600.060
Pompa0.698 kg0.698\ \mathrm{kg}0.1800.1800.0000.000−0.360-0.360
Flowmeter0.190 kg0.190\ \mathrm{kg}0.1000.1000.0000.000−0.370-0.370
Boom dan nozzle1.200 kg1.200\ \mathrm{kg}0.0000.0000.0000.000−0.420-0.420
Filter dan regulator0.650 kg0.650\ \mathrm{kg}0.0800.0800.0000.000−0.350-0.350
Power distribution1.200 kg1.200\ \mathrm{kg}−0.020-0.0200.0000.000−0.070-0.070
Wiring dan hardware1.300 kg1.300\ \mathrm{kg}0.0000.0000.0000.000−0.050-0.050
Payload controller0.200 kg0.200\ \mathrm{kg}0.0300.0300.0000.000−0.120-0.120
Baterai11.400 kg11.400\ \mathrm{kg}−0.090-0.0900.0000.000−0.120-0.120

Seluruh posisi dinyatakan dalam meter terhadap datum.

Jumlah momen untuk kondisi tanpa cairan:

∑mixi=−0.81346 kg,m\sum m_ix_i = -0.81346\ \mathrm{kg,m}
∑mizi=−3.86788 kg,m\sum m_iz_i = -3.86788\ \mathrm{kg,m}

Dalam model ideal, seluruh komponen dipasang simetris terhadap sumbu longitudinal sehingga:

∑miyi=0\sum m_iy_i = 0

Pada kendaraan aktual, nilai tersebut tidak boleh diasumsikan nol dan harus diukur.

2.4.4 Kondisi tangki kosong

Massa total:

mempty-tank=38.060 kgm_{\text{empty-tank}} = 38.060\ \mathrm{kg}

Posisi CG longitudinal:

xCG,empty=−0.8134638.060x_{\text{CG,empty}} = \frac{-0.81346}{38.060}
xCG,empty=−0.0214 m\boxed{ x_{\text{CG,empty}} = -0.0214\ \mathrm{m} }

Posisi CG vertikal:

zCG,empty=−3.8678838.060z_{\text{CG,empty}} = \frac{-3.86788}{38.060}
zCG,empty=−0.1016 m\boxed{ z_{\text{CG,empty}} = -0.1016\ \mathrm{m} }

CG berada sekitar 21,4 mm di belakang origin dan 101,6 mm di bawah bidang motor.

2.4.5 Kondisi tangki setengah

Untuk tangki setengah, diasumsikan:

mliquid,half=10.000 kgm_{\text{liquid,half}} = 10.000\ \mathrm{kg}

Pusat massa cairan setengah isi ditetapkan sementara pada:

xliquid,half=0x_{\text{liquid,half}} = 0
zliquid,half=−0.390 mz_{\text{liquid,half}} = -0.390\ \mathrm{m}

Massa total:

mhalf=38.060+10.000=48.060 kgm_{\text{half}} = 38.060 + 10.000 = 48.060\ \mathrm{kg}

CG longitudinal:

xCG,half=−0.8134648.060x_{\text{CG,half}} = \frac{-0.81346}{48.060}
xCG,half=−0.0169 m\boxed{ x_{\text{CG,half}} = -0.0169\ \mathrm{m} }

CG vertikal:

zCG,half=−3.86788+10(−0.390)48.060z_{\text{CG,half}} = \frac{-3.86788 + 10(-0.390)} {48.060}
zCG,half=−0.1616 m\boxed{ z_{\text{CG,half}} = -0.1616\ \mathrm{m} }

2.4.6 Kondisi tangki penuh

Untuk tangki penuh:

mliquid,full=20.000 kgm_{\text{liquid,full}} = 20.000\ \mathrm{kg}

Pusat massa cairan penuh ditetapkan sementara pada:

xliquid,full=0x_{\text{liquid,full}} = 0
zliquid,full=−0.310 mz_{\text{liquid,full}} = -0.310\ \mathrm{m}

Massa total:

mfull=38.060+20.000=58.060 kgm_{\text{full}} = 38.060 + 20.000 = 58.060\ \mathrm{kg}

CG longitudinal:

xCG,full=−0.8134658.060x_{\text{CG,full}} = \frac{-0.81346}{58.060}
xCG,full=−0.0140 m\boxed{ x_{\text{CG,full}} = -0.0140\ \mathrm{m} }

CG vertikal:

zCG,full=−3.86788+20(−0.310)58.060z_{\text{CG,full}} = \frac{-3.86788 + 20(-0.310)} {58.060}
zCG,full=−0.1734 m\boxed{ z_{\text{CG,full}} = -0.1734\ \mathrm{m} }

2.4.7 Ringkasan perubahan CG

KondisiMassa totalxCGx_{\text{CG}}yCGy_{\text{CG}} idealzCGz_{\text{CG}}
Tangki kosong38.060 kg38.060\ \mathrm{kg}−21.4 mm-21.4\ \mathrm{mm}00−101.6 mm-101.6\ \mathrm{mm}
Tangki setengah48.060 kg48.060\ \mathrm{kg}−16.9 mm-16.9\ \mathrm{mm}00−161.6 mm-161.6\ \mathrm{mm}
Tangki penuh58.060 kg58.060\ \mathrm{kg}−14.0 mm-14.0\ \mathrm{mm}00−173.4 mm-173.4\ \mathrm{mm}

Hasil menunjukkan bahwa perubahan terbesar terjadi pada sumbu zz. Ini wajar karena cairan berada di bawah bidang motor. CG yang lebih rendah dapat membantu stabilitas statis, tetapi juga meningkatkan momen akibat percepatan lateral dan sloshing.

2.4.8 CG design envelope

Artikel ini menetapkan internal CG envelope:

∣xCG∣≤0.030 m\left|x_{\text{CG}}\right| \le 0.030\ \mathrm{m}
∣yCG∣≤0.030 m\left|y_{\text{CG}}\right| \le 0.030\ \mathrm{m}

atau radial horizontal:

rCG=xCG2+yCG2r_{\text{CG}} = \sqrt{ x_{\text{CG}}^2 + y_{\text{CG}}^2 }
rCG≤0.030 m\boxed{ r_{\text{CG}} \le 0.030\ \mathrm{m} }

Envelope vertikal internal:

−0.200 m≤zCG≤−0.080 m-0.200\ \mathrm{m} \le z_{\text{CG}} \le -0.080\ \mathrm{m}

Nilai tersebut adalah requirement internal AGHEX-20-R1, bukan batas universal multirotor.

2.4.9 Metode verifikasi fisik CG

Setelah kendaraan selesai dirakit, CG harus diverifikasi dengan salah satu metode berikut:

  1. Three-point scale method Kendaraan diletakkan pada tiga load cell dengan posisi yang diketahui.

  2. Suspension method Kendaraan digantung pada dua atau lebih titik berbeda, tanpa baterai terhubung dan tanpa propeller.

  3. CAD plus measured mass Model CAD diperbarui menggunakan massa aktual dan posisi aktual setiap komponen.

Untuk kendaraan heavy-lift, three-point scale method lebih mudah dikontrol daripada menggantung seluruh kendaraan.

2.5 Pengaruh sloshing

Sloshing adalah gerakan permukaan bebas cairan akibat percepatan kendaraan. Pada drone sprayer, sloshing terjadi ketika kendaraan:

  • Melakukan akselerasi.
  • Menghentikan gerak maju.
  • Berbelok pada ujung lintasan.
  • Mengoreksi posisi akibat angin.
  • Mengubah pitch atau roll.
  • Mengalami landing impact.

Kondisi setengah penuh sering lebih kritis daripada penuh karena tersedia ruang lebih besar bagi permukaan cairan untuk bergerak. Studi analitis dan eksperimental NASA menunjukkan bahwa respons sloshing dipengaruhi oleh geometri tangki, fill level, amplitudo eksitasi, dan nonlinearitas. Model linier sederhana berguna untuk screening, tetapi harus dikonfirmasi melalui pengujian pada geometri aktual.

2.5.1 Pergeseran CG akibat sloshing

Jika massa cairan efektif yang bergerak adalah msm_s dan berpindah sejauh Δxs\Delta x_s, perubahan CG kendaraan secara sederhana dapat diperkirakan:

ΔxCG≈msΔxsmtotal\Delta x_{\text{CG}} \approx \frac{ m_s\Delta x_s }{ m_{\text{total}} }

Sebagai contoh, pada kondisi tangki setengah:

  • mtotal=48.06 kgm_{\text{total}}=48.06\ \mathrm{kg}
  • massa slosh efektif ms=8 kgm_s=8\ \mathrm{kg}
  • perpindahan efektif Δxs=0.12 m\Delta x_s=0.12\ \mathrm{m}

maka:

ΔxCG≈8×0.1248.06\Delta x_{\text{CG}} \approx \frac{ 8 \times 0.12 }{ 48.06 }
ΔxCG≈0.020 m\boxed{ \Delta x_{\text{CG}} \approx 0.020\ \mathrm{m} }

Pergeseran sekitar 20 mm sudah menggunakan sebagian besar CG envelope horizontal 30 mm.

2.5.2 Momen gangguan

Untuk screening awal, momen roll atau pitch akibat massa cairan dapat diperkirakan:

Mslosh≈msahM_{\text{slosh}} \approx m_s a h

dengan:

  • msm_s: massa cairan efektif yang bergerak
  • aa: percepatan lateral atau longitudinal
  • hh: jarak vertikal massa cairan terhadap CG kendaraan

Sebagai contoh:

  • ms=8 kgm_s=8\ \mathrm{kg}
  • a=2 m/s2a=2\ \mathrm{m/s^2}
  • h=0.20 mh=0.20\ \mathrm{m}

maka:

Mslosh≈8×2×0.20M_{\text{slosh}} \approx 8 \times 2 \times 0.20
Mslosh≈3.2 N,m\boxed{ M_{\text{slosh}} \approx 3.2\ \mathrm{N,m} }

Model ini belum memasukkan:

  • Impact cairan ke dinding.
  • Nonlinear free surface.
  • Viskositas.
  • Damping.
  • Bentuk tangki.
  • Lubang baffle.
  • Coupling dengan mode frame.

2.5.3 Screening frekuensi slosh

Untuk tangki persegi panjang sederhana, first lateral slosh mode dapat diperkirakan dengan:

k1=πLk_1 = \frac{\pi}{L}
ω1=gk1tanh⁡(k1hl)\omega_1 = \sqrt{ gk_1 \tanh \left( k_1h_l \right) }
f1=ω12πf_1 = \frac{\omega_1}{2\pi}

dengan:

  • LL: panjang internal tangki pada arah eksitasi
  • hlh_l: kedalaman cairan
  • gg: percepatan gravitasi
  • k1k_1: wave number mode pertama

Sebagai screening, gunakan:

L=0.45 mL=0.45\ \mathrm{m}
hl=0.20 mh_l=0.20\ \mathrm{m}

Maka:

k1=π0.45≈6.98 m−1k_1 = \frac{\pi}{0.45} \approx 6.98\ \mathrm{m^{-1}}
ω1≈7.78 rad/s\omega_1 \approx 7.78\ \mathrm{rad/s}
f1≈1.24 Hz\boxed{ f_1 \approx 1.24\ \mathrm{Hz} }

Frekuensi tersebut berpotensi berinteraksi dengan respons attitude dan manuver ujung lintasan. Karena tangki aktual tidak berbentuk balok ideal dan menggunakan baffle, angka ini hanya digunakan untuk menentukan rentang frekuensi pengujian slosh.

2.5.4 Desain baffle

Tangki baseline harus dimodifikasi menggunakan cross-baffle yang membatasi gerakan cairan pada sumbu longitudinal dan lateral.

Rendering diagram...

Persyaratan baffle internal:

  • Membagi tangki setidaknya menjadi empat cell efektif.
  • Menahan gerak cairan pada arah pitch dan roll.
  • Memiliki bukaan bawah untuk equalization.
  • Memiliki jalur udara agar tidak terjadi air lock.
  • Tidak membentuk ruang mati yang sulit dibersihkan.
  • Tidak menghalangi drain dan outlet.
  • Tahan terhadap bahan kimia yang digunakan.
  • Dapat diinspeksi atau dibersihkan.

Tidak ada persentase luas lubang baffle yang dianggap universal. Ukuran bukaan harus ditentukan melalui:

  • Fill test.
  • Drain test.
  • Slosh bench test.
  • Pump starvation test.
  • Cleaning test.

Target internalnya adalah membatasi perjalanan free surface efektif menjadi:

Δxfree-surface≤Ltank4\Delta x_{\text{free-surface}} \le \frac{L_{\text{tank}}}{4}

2.5.5 Bentuk tangki

Bentuk tangki yang disukai memiliki:

  • Simetri terhadap sumbu xx dan yy.
  • Bagian bawah mengarah ke central sump.
  • Tidak memiliki pocket lateral.
  • Sudut internal yang dapat dikeringkan.
  • Luas permukaan bebas yang tidak terlalu lebar pada volume menengah.
  • Struktur yang tidak berubah bentuk saat diikat.

Tangki yang sangat lebar tetapi dangkal meningkatkan perjalanan lateral permukaan bebas. Tangki tinggi dan sempit mengurangi luas permukaan bebas, tetapi dapat meningkatkan posisi CG. Pemilihan akhir merupakan kompromi antara:

  • Sloshing.
  • CG vertikal.
  • Ground clearance.
  • Kemudahan isi.
  • Kemudahan pembersihan.
  • Ruang baterai.

2.5.6 Lokasi outlet

Outlet ditempatkan:

  • Di central sump.
  • Sedekat mungkin dengan sumbu x=0x=0 dan y=0y=0.
  • Pada titik terendah tangki.
  • Dengan shutoff valve sebelum filter.
  • Dengan jalur selang yang tidak membentuk air pocket.

Outlet yang berada di sisi kiri atau kanan dapat menyebabkan:

  • Cairan tersisa di satu sisi.
  • Pump starvation saat roll.
  • Perubahan CG yang tidak simetris.
  • Pembacaan flowmeter tidak stabil karena udara.

2.5.7 Tank restraint

Tangki wajib memiliki:

  1. Primary restraint Bracket kaku yang menahan beban normal.

  2. Secondary restraint Strap atau pengunci independen yang tetap menahan tangki jika primary latch gagal.

  3. Positive locking Pengunci tidak boleh hanya mengandalkan friction fit.

  4. Elastomer interface Pad digunakan untuk mencegah abrasion, tetapi tidak boleh memungkinkan tangki bergerak bebas.

Massa assembly tangki penuh:

mtank,full=1.62+20=21.62 kgm_{\text{tank,full}} = 1.62 + 20 = 21.62\ \mathrm{kg}

Untuk baseline internal, digunakan preliminary load case:

  • 3g3g vertikal.
  • 2g2g longitudinal.
  • 2g2g lateral.

Beban limit vertikal:

Fz,limit=3mtank,fullgF_{z,\text{limit}} = 3m_{\text{tank,full}}g
Fz,limit=3×21.62×9.80665F_{z,\text{limit}} = 3 \times 21.62 \times 9.80665
Fz,limit≈636 N\boxed{ F_{z,\text{limit}} \approx 636\ \mathrm{N} }

Beban limit longitudinal atau lateral:

Fxy,limit=2mtank,fullgF_{xy,\text{limit}} = 2m_{\text{tank,full}}g
Fxy,limit≈424 N\boxed{ F_{xy,\text{limit}} \approx 424\ \mathrm{N} }

Dengan safety factor internal 1.51.5:

Fz,ultimate=1.5×636≈954 NF_{z,\text{ultimate}} = 1.5 \times 636 \approx 954\ \mathrm{N}
Fxy,ultimate=1.5×424≈636 NF_{xy,\text{ultimate}} = 1.5 \times 424 \approx 636\ \mathrm{N}

Load factor dan safety factor tersebut merupakan target internal desain, bukan pengganti standar struktur atau ketentuan regulator.

2.5.8 Pengujian slosh

Sebelum terbang, tangki harus diuji pada volume:

  • 20%.
  • 40%.
  • 50%.
  • 60%.
  • 80%.
  • 100%.

Setiap kondisi diuji menggunakan:

  • Impulse longitudinal.
  • Impulse lateral.
  • Simulasi braking.
  • Simulasi turn reversal.
  • Vibrasi pompa.
  • Tilt statis.

Parameter yang direkam:

  • Perpindahan tangki.
  • Gaya restraint.
  • Amplitudo cairan.
  • Waktu redam.
  • Pump starvation.
  • Gelembung pada flowmeter.
  • Pergeseran CG.
  • Kebocoran.
  • Deformasi bracket.

NASA menunjukkan bahwa model slosh sederhana dapat kehilangan akurasi ketika perpindahan cairan menjadi besar dan respons nonlinear mulai dominan. Karena itu, data bench test aktual lebih penting daripada mengandalkan satu formula frekuensi.

2.6 Design decisions yang dikunci

Hasil utama Bab 2 adalah:

ParameterNilai yang dikunci
FrameEFT G620
Wheelbase2028 mm2028\ \mathrm{mm}
Tangki20 L20\ \mathrm{L}
Propulsi6 × Hobbywing X9 G2L
PropellerMFP 36 × 11
BateraiTattu 4.0 14S 30 Ah
Payload maksimum20.000 kg20.000\ \mathrm{kg}
Massa kosong prediksi26.660 kg26.660\ \mathrm{kg}
Massa operasional kosong38.060 kg38.060\ \mathrm{kg}
Predicted MTOW58.060 kg58.060\ \mathrm{kg}
Massa sizing59.963 kg59.963\ \mathrm{kg}
Beban sizing per rotor9.994 kg9.994\ \mathrm{kg}
CG kosong(−21.4, 0, −101.6) mm(-21.4,\ 0,\ -101.6)\ \mathrm{mm}
CG setengah(−16.9, 0, −161.6) mm(-16.9,\ 0,\ -161.6)\ \mathrm{mm}
CG penuh(−14.0, 0, −173.4) mm(-14.0,\ 0,\ -173.4)\ \mathrm{mm}
PompaHobbywing Pump 8 L
FlowmeterAichi VN10S
Nozzle4 × XR11002-VS
Debit nominal teoritis3.03 L/min3.03\ \mathrm{L/min}
Application rate nominal20.2 L/ha20.2\ \mathrm{L/ha}

Requirement update

IDRequirementHasil Bab 2Status
SYS-001Hexacopter sprayerEFT G620Allocated
SYS-002Tangki 20 L20\ \mathrm{L}EFT 20 L tankAllocated
SYS-003Payload 20 kg20\ \mathrm{kg}MTOW prediksi 58.06 kg58.06\ \mathrm{kg}Calculated
PWR-001Waktu terbang ≥10\ge 10 menitBaterai 1596 Wh dipilihOpen
PROP-001Propulsi mendukung MTOW9.994 kg/rotor9.994\ \mathrm{kg/rotor}Preliminary pass
NAV-001Navigasi presisiHere4 RTKAllocated
NAV-002Terrain followingTF03Allocated
SPR-00120 L/ha20\ \mathrm{L/ha}Teoritis 20.2 L/ha20.2\ \mathrm{L/ha}Preliminary pass
SPR-003Variable flowSTM32 controller + VN10SAllocated
SAF-002Overpayload preventionMass budget dan fill limitDefined

Referensi bab

  1. EFT — spesifikasi resmi G620, termasuk wheelbase, massa frame, massa tangki, arm, dan rekomendasi propulsi. (Effort Tech)
  2. Hobbywing — spesifikasi X9 G2L, massa, thrust, rentang beban, tegangan, dan propeller. (HOBBYWING)
  3. Tattu — spesifikasi baterai 4.0 30000 mAh 14S, energi, massa, dan batas arus. (Genstattu)
  4. CubePilot — spesifikasi Cube Orange+, Here4, dan Herelink 1.1. (docs.cubepilot.org)
  5. Benewake — spesifikasi TF03 IP67 CAN/UART. (Benewake)
  6. Hobbywing — spesifikasi Pump 8 L. (HOBBYWING)
  7. Aichi Tokei Denki — spesifikasi dan application note VN10S. (Aichitokei)
  8. TeeJet — nozzle untuk drone dan informasi debit nozzle. (TeeJet)
  9. NASA Technical Reports Server — model, nonlinearitas, dan pengujian sloshing.

Kembali ke Atas

3. Geometri Frame dan Sizing Propulsi

Bab ini memverifikasi apakah geometri frame, struktur, motor, ESC, dan propeller yang dibekukan pada DF-01 mampu mendukung massa desain AGHEX-20-R1.

Parameter masukan dari Bab 2 adalah:

ParameterSimbolNilai
Predicted MTOWmMTOW,predm_{\text{MTOW,pred}}58.060 kg58.060\ \mathrm{kg}
Massa sizingmdesignm_{\text{design}}59.963 kg59.963\ \mathrm{kg}
Jumlah rotorNN66
Wheelbase nominalDoppositeD_{\text{opposite}}2028 mm2028\ \mathrm{mm}
Diameter armDarmD_{\text{arm}}40 mm40\ \mathrm{mm}
Propeller baseline—MFP 36 × 11
Diameter propellerDpropellerD_{\text{propeller}}914.4 mm914.4\ \mathrm{mm}
Propulsi—Hobbywing X9 G2L
Baterai—14S14\mathrm{S} LiPo
Tegangan nominal propulsiVnomV_{\text{nom}}54 V54\ \mathrm{V}

Hobbywing menyatakan X9 G2L kompatibel dengan baterai 12S12\mathrm{S}–14S14\mathrm{S}, arm berdiameter 40 mm40\ \mathrm{mm}, propeller MFP 36 × 11, maximum thrust 24 kgf24\ \mathrm{kgf} per rotor, dan recommended takeoff weight 77–12 kg12\ \mathrm{kg} per rotor pada permukaan laut. Sistem ini menggunakan motor 110 KV110\ \mathrm{KV} dan ESC terintegrasi.

Temuan design review: katalog EFT memasangkan G620 dengan sistem X9 34 inci, sedangkan konfigurasi DF-01 menggunakan X9 G2L dengan propeller 36 inci. Oleh karena itu, kompatibilitas geometris G620 dan MFP 36 × 11 belum boleh dianggap final hanya berdasarkan wheelbase. Design freeze untuk interface frame–propeller diberi status conditional hold sampai koordinat setiap motor dan clearance dinamis diverifikasi. (Effort Tech)

3.1 Geometri hexacopter

3.1.1 Geometri hexacopter reguler

Pada hexacopter reguler, keenam motor berada pada lingkaran dengan radius RR dan dipisahkan oleh sudut:

Δθ=60∘\Delta\theta = 60^\circ

Jarak antara dua motor yang saling berseberangan adalah:

Dopposite=2RD_{\text{opposite}} = 2R

Sehingga:

R=Dopposite2R = \frac{D_{\text{opposite}}}{2}

Jarak antara dua motor bersebelahan merupakan panjang chord:

dadjacent=2Rsin⁡(60∘2)d_{\text{adjacent}} = 2R \sin \left( \frac{60^\circ}{2} \right)

Karena:

sin⁡30∘=12\sin 30^\circ = \frac{1}{2}

maka:

dadjacent=Rd_{\text{adjacent}} = R

atau:

dadjacent=Dopposite2\boxed{ d_{\text{adjacent}} = \frac{D_{\text{opposite}}}{2} }

Untuk wheelbase:

Dopposite=2028 mmD_{\text{opposite}} = 2028\ \mathrm{mm}

diperoleh:

dadjacent=20282d_{\text{adjacent}} = \frac{2028}{2}
dadjacent=1014 mm\boxed{ d_{\text{adjacent}} = 1014\ \mathrm{mm} }

3.1.2 Koordinat motor ideal

Koordinat setiap motor pada hexacopter reguler dapat ditentukan dengan:

θi=θ0+iπ3\theta_i = \theta_0 + i\frac{\pi}{3}
xi=Rcos⁡θix_i = R\cos\theta_i
yi=Rsin⁡θiy_i = R\sin\theta_i

dengan:

  • i=0,1,2,3,4,5i=0,1,2,3,4,5
  • θ0\theta_0: orientasi frame terhadap sumbu depan
  • RR: jarak pusat frame ke pusat motor
Rendering diagram...

Urutan CW dan CCW pada diagram masih merupakan representasi konseptual. Nomor dan arah motor final harus mengikuti mixer ArduPilot yang dikunci pada Bab 8.

3.1.3 Geometri frame aktual

Rumus:

dadjacent=Dopposite2d_{\text{adjacent}} = \frac{D_{\text{opposite}}}{2}

hanya valid bila posisi motor membentuk segienam reguler.

Frame pertanian folding dapat memiliki:

  • Sudut arm tidak tepat 60∘60^\circ.
  • Panjang arm depan dan belakang berbeda.
  • Offset folding joint.
  • Posisi motor yang tidak berada pada satu lingkaran ideal.
  • Toleransi joint dan clamp.

Karena itu, koordinat aktual setiap motor harus diukur atau diambil dari drawing CAD.

Jarak dua motor aktual dihitung dengan:

dij=(xi−xj)2+(yi−yj)2d_{ij} = \sqrt{ \left( x_i-x_j \right)^2 + \left( y_i-y_j \right)^2 }

Jarak minimum antarmotor adalah:

dmotor,min=min⁡(dij)d_{\text{motor,min}} = \min \left( d_{ij} \right)

untuk semua pasangan rotor yang bersebelahan.

3.1.4 Dimensional inspection

Sebelum propeller dipasang, ukur:

ParameterMetode
Koordinat pusat motorLaser tracker, jig, atau pengukuran diagonal
Jarak setiap pasangan motorMeteran presisi atau jig
Jarak motor berseberanganPengukuran center-to-center
Ketinggian motorHeight gauge
Sudut armDigital angle gauge
Kesamaan bidang motorStraight edge dan feeler gauge
Play folding jointDial indicator
Runout motor mountDial indicator

Hasil pengukuran harus disimpan dalam drawing AGHEX-MECH-001.

3.1.5 Toleransi geometris internal

Target internal konfigurasi AGHEX-20-R1:

ParameterBatas awal
Selisih jarak pasangan motor simetris≤3 mm\le 3\ \mathrm{mm}
Perbedaan tinggi bidang motor≤2 mm\le 2\ \mathrm{mm}
Kesalahan sudut arm≤0.5∘\le 0.5^\circ
Play radial folding joint≤0.5 mm\le 0.5\ \mathrm{mm}
Play angular folding joint≤0.25∘\le 0.25^\circ

Nilai tersebut merupakan batas engineering internal, bukan spesifikasi resmi EFT. Batas akhir harus dikonfirmasi melalui pengukuran unit aktual dan pengujian getaran.

3.2 Clearance propeller

3.2.1 Diameter propeller

Propeller MFP 36 × 11 mempunyai diameter nominal:

Dpropeller=36 inchD_{\text{propeller}} = 36\ \mathrm{inch}

Konversi ke milimeter:

Dpropeller=36×25.4D_{\text{propeller}} = 36 \times 25.4
Dpropeller=914.4 mm\boxed{ D_{\text{propeller}} = 914.4\ \mathrm{mm} }

Hobbywing mencantumkan rentang RPM yang direkomendasikan sebesar 16001600–3100 RPM3100\ \mathrm{RPM}, recommended thrust 44–14.5 kgf14.5\ \mathrm{kgf}, maximum RPM 4150 RPM4150\ \mathrm{RPM}, dan maximum thrust propeller 25 kgf25\ \mathrm{kgf}. Untuk sistem X9 G2L, maximum thrust sistem tetap dibatasi pada 24 kgf24\ \mathrm{kgf}. (HOBBYWING)

3.2.2 Clearance statis ideal

Untuk dua propeller dengan diameter sama:

cstatic=dadjacent−Dpropellerc_{\text{static}} = d_{\text{adjacent}} - D_{\text{propeller}}

Menggunakan geometri hexacopter reguler:

cstatic=1014−914.4c_{\text{static}} = 1014 - 914.4
cstatic=99.6 mm\boxed{ c_{\text{static}} = 99.6\ \mathrm{mm} }

Nilai 99.6 mm99.6\ \mathrm{mm} hanya merupakan clearance ideal berdasarkan asumsi segienam reguler.

3.2.3 Perbandingan propeller 34 dan 36 inci

Diameter propeller 34 inci:

D34=34×25.4=863.6 mmD_{34} = 34 \times 25.4 = 863.6\ \mathrm{mm}

Clearance ideal dengan propeller 34 inci:

c34=1014−863.6c_{34} = 1014 - 863.6
c34=150.4 mm\boxed{ c_{34} = 150.4\ \mathrm{mm} }

Perubahan dari 34 menjadi 36 inci mengurangi clearance sebesar:

Δc=150.4−99.6\Delta c = 150.4 - 99.6
Δc=50.8 mm\boxed{ \Delta c = 50.8\ \mathrm{mm} }

Katalog EFT secara eksplisit mencantumkan G620 dengan X9 34 inci. Oleh sebab itu, tambahan diameter 2 inci pada setiap propeller harus diverifikasi terhadap geometri frame aktual, bukan hanya menggunakan persamaan ideal. (Effort Tech)

3.2.4 Clearance operasional

Propeller dan arm mengalami defleksi saat menghasilkan thrust. Clearance operasional harus memperhitungkan:

  • Defleksi radial propeller.
  • Defleksi arm.
  • Play folding joint.
  • Toleransi pemasangan.
  • Ketidaksejajaran motor.
  • Deformasi akibat temperatur.
  • Getaran dinamis.

Untuk dua rotor ii dan jj:

coper,ij=dij−(Ri+Rj)−δprop,i−δprop,j−δframe,ij−δjoint,ij−tassemblyc_{\text{oper},ij} = d_{ij} - \left( R_i+R_j \right) - \delta_{\text{prop},i} - \delta_{\text{prop},j} - \delta_{\text{frame},ij} - \delta_{\text{joint},ij} - t_{\text{assembly}}

Untuk propeller dengan ukuran sama:

Ri=Rj=Dpropeller2R_i = R_j = \frac{D_{\text{propeller}}}{2}

Clearance minimum operasional:

coper,min=min⁡(coper,ij)c_{\text{oper,min}} = \min \left( c_{\text{oper},ij} \right)

3.2.5 Batas clearance internal

Batas awal AGHEX-20-R1:

cstatic,min≥50 mmc_{\text{static,min}} \ge 50\ \mathrm{mm}

dan:

coper,min≥25 mmc_{\text{oper,min}} \ge 25\ \mathrm{mm}

Nilai tersebut merupakan margin internal. Clearance operasional harus tetap positif pada:

  • Thrust maksimum yang diuji.
  • Manuver roll dan pitch.
  • Folding joint dengan toleransi terburuk.
  • Temperatur operasi maksimum.
  • Kondisi propeller baru dan setelah siklus penggunaan.

3.2.6 Rotor sweep envelope

Setiap motor harus memiliki rotor sweep envelope:

Rsweep=Dpropeller2+ccomponentR_{\text{sweep}} = \frac{D_{\text{propeller}}}{2} + c_{\text{component}}

Untuk internal inspection digunakan:

ccomponent=25 mmc_{\text{component}} = 25\ \mathrm{mm}

Sehingga:

Rsweep=457.2+25R_{\text{sweep}} = 457.2 + 25
Rsweep=482.2 mm\boxed{ R_{\text{sweep}} = 482.2\ \mathrm{mm} }

Tidak boleh ada komponen berikut yang masuk ke envelope tersebut:

  • Selang.
  • Kabel.
  • Boom semprot.
  • Landing gear.
  • Antena.
  • Tangki.
  • Battery restraint.
  • Handle.
  • Fastener yang menonjol.
Rendering diagram...

3.2.7 Keputusan release

Kombinasi G620 dan MFP 36 × 11 hanya boleh dirilis bila:

  1. Koordinat motor aktual tersedia.
  2. Semua dijd_{ij} telah diukur.
  3. cstatic,minc_{\text{static,min}} memenuhi batas.
  4. Defleksi arm dan propeller telah diuji.
  5. Tidak ada komponen memasuki rotor sweep envelope.
  6. Folding joint tetap terkunci saat load test.

Jika salah satu syarat gagal, tindakan yang diterima adalah:

  • Kembali ke propeller 34 inci dengan sistem propulsi yang kompatibel.
  • Menggunakan frame yang secara eksplisit divalidasi untuk 36 inci.
  • Mengubah panjang atau sudut arm melalui drawing dan structural requalification.

Memotong propeller, menambah spacer tidak tervalidasi, atau mengubah clamp tanpa analisis tidak diperbolehkan.

3.3 Desain struktur

Struktur drone meneruskan gaya dari rotor menuju center plate, tangki, baterai, dan landing gear.

Rendering diagram...

3.3.1 Arm

G620 menggunakan arm nominal 40 mm40\ \mathrm{mm}, sedangkan X9 G2L dirancang untuk tube diameter luar 40 mm40\ \mathrm{mm}. (Effort Tech)

Untuk tube lingkaran berongga:

I=π64(Do4−Di4)I = \frac{\pi}{64} \left( D_o^4-D_i^4 \right)

dengan:

  • DoD_o: diameter luar
  • DiD_i: diameter dalam
  • II: second moment of area

Polar moment:

J=π32(Do4−Di4)J = \frac{\pi}{32} \left( D_o^4-D_i^4 \right)

Untuk model cantilever sederhana, bending moment pada root:

Mroot=FrotorLeffM_{\text{root}} = F_{\text{rotor}}L_{\text{eff}}

Bending stress screening:

σb=MrootcI\sigma_{\text{b}} = \frac{ M_{\text{root}}c }{ I }

dengan:

c=Do2c = \frac{D_o}{2}

Defleksi ujung:

δarm=FrotorLeff33EI\delta_{\text{arm}} = \frac{ F_{\text{rotor}}L_{\text{eff}}^3 }{ 3EI }

Persamaan tersebut hanya cocok untuk screening awal. Arm aktual memiliki:

  • Clamp.
  • Folding joint.
  • Lubang atau insert.
  • Orientasi serat.
  • Ketebalan laminate.
  • Stiffness anisotropik.

Karena itu, data berikut wajib diperoleh:

DataStatus
Diameter luarDiketahui, 40 mm40\ \mathrm{mm}
Diameter dalamHarus diukur
Ketebalan tubeHarus diukur
Material dan layupHarus diperoleh dari supplier
Modulus longitudinalHarus diperoleh
Allowable bendingHarus diperoleh atau diuji
Allowable bearing pada clampHarus diuji
Effective arm lengthHarus diukur

3.3.2 Center plate

Center plate harus:

  • Menerima beban enam arm.
  • Menyebarkan beban tangki.
  • Menahan baterai.
  • Menyediakan mounting avionik.
  • Tidak mengalami local buckling.
  • Menjaga arm tetap pada sudut yang benar.

Lubang baru tidak boleh dibuat tanpa memperhatikan load path. Lubang di dekat:

  • Clamp arm.
  • Folding joint.
  • Tank support.
  • Battery support.

dapat meningkatkan konsentrasi tegangan.

Untuk fastener yang menahan dua pelat, konfigurasi double shear lebih disukai daripada single shear bila geometri memungkinkan.

3.3.3 Motor mount

X9 G2L merupakan integrated propulsion unit yang menggunakan clamp pada tube 40 mm40\ \mathrm{mm}. Motor mount harus:

  • Duduk penuh pada arm.
  • Tidak menekan tube hingga oval.
  • Tidak bergeser saat thrust test.
  • Tidak memiliki kontaminasi oli atau bahan kimia.
  • Menggunakan torque sesuai manual pabrikan.
  • Memiliki torque witness mark.

Ketidaksejajaran motor sebesar sudut α\alpha menghasilkan komponen thrust lateral:

Tlateral=Tsin⁡αT_{\text{lateral}} = T\sin\alpha

Untuk sudut kecil:

Tlateral≈TαT_{\text{lateral}} \approx T\alpha

dengan α\alpha dalam radian.

Karena itu, motor plane tidak boleh disejajarkan hanya secara visual.

3.3.4 Landing gear

Landing gear membawa:

  • Beban statis kendaraan.
  • Impact landing.
  • Beban lateral.
  • Beban akibat permukaan tidak rata.
  • Reaksi saat pompa atau tangki bergerak.

Landing gear yang terlalu fleksibel dapat berinteraksi dengan attitude controller dan menyebabkan ground oscillation ketika kendaraan berada di tanah atau mendekati takeoff. Dokumentasi ArduPilot mengidentifikasi interaksi antara controller, frame fleksibel, dan landing gear sebagai salah satu penyebab ground resonance. (ArduPilot.org)

Persyaratan landing gear:

  • Titik kontak cukup lebar.
  • Tidak masuk rotor sweep envelope.
  • Tidak menyentuh boom.
  • Tidak menutup pandangan rangefinder.
  • Dapat menahan landing load case.
  • Memiliki skid atau foot yang tidak mudah tenggelam di tanah lunak.

3.3.5 Tangki dan tank support

Tank support harus mempertahankan:

  • Posisi CG.
  • Posisi outlet.
  • Clearance terhadap battery tray.
  • Clearance terhadap landing gear.
  • Akses pengisian dan drain.

Tangki penuh memiliki massa assembly sekitar:

mtank,full=21.62 kgm_{\text{tank,full}} = 21.62\ \mathrm{kg}

sehingga primary dan secondary restraint wajib tersedia sebagaimana dibahas pada Bab 2.

3.3.6 Battery tray

Battery tray membawa baterai 14S14\mathrm{S} dengan massa sekitar 11.4 kg11.4\ \mathrm{kg} pada baseline Bab 2.

Tray harus memiliki:

  • Primary restraint.
  • Secondary restraint.
  • Stopper longitudinal.
  • Stopper lateral.
  • Insulator.
  • Drain path.
  • Ventilasi.
  • Akses emergency disconnect.

Baterai tidak boleh hanya ditahan oleh satu hook-and-loop strap.

3.3.7 Folding joint

Folding joint merupakan area kritis karena menerima:

  • Bending.
  • Torsion.
  • Bearing load.
  • Fretting.
  • Siklus buka–tutup.
  • Getaran.

Persyaratan:

  • Positive lock.
  • Secondary retention.
  • Tidak bergantung pada friction saja.
  • Pin tidak bekerja sebagai cantilever panjang.
  • Tidak ada play progresif.
  • Dapat diinspeksi tanpa membongkar seluruh frame.

3.3.8 Spray boom

Spray boom bukan anggota struktur utama.

Boom sebaiknya menggunakan:

  • Breakaway mount.
  • Secondary tether.
  • Quick disconnect hose.
  • Posisi simetris.
  • Massa kiri–kanan seimbang.
  • Routing selang yang tidak mendekati rotor.

Jika boom tersangkut tanaman, bracket harus gagal secara terkendali sebelum center plate atau arm mengalami kerusakan.

3.4 Analisis beban

3.4.1 Berat desain

Berat kendaraan:

W=mdesigngW = m_{\text{design}}g

Dengan:

mdesign=59.963 kgm_{\text{design}} = 59.963\ \mathrm{kg}

dan:

g=9.80665 m/s2g = 9.80665\ \mathrm{m/s^2}

diperoleh:

W=59.963×9.80665W = 59.963 \times 9.80665
W=588.04 N\boxed{ W = 588.04\ \mathrm{N} }

3.4.2 Load case

Load case awal:

IDKondisiLoad factor
LC-HOVHover simetris1.01.0
LC-MANManuver vertikal simetris1.51.5
LC-ULTUltimate structural check1.5×LC−MAN1.5 \times LC-MAN
LC-LDGLanding limit2.52.5
LC-LDG-ULTLanding ultimate1.5×LC−LDG1.5 \times LC-LDG
LC-MOSatu motor gagalAsimetris
LC-SLSHTangki setengah dan manuverDinamis

Load factor di atas merupakan baseline engineering internal, bukan pengganti standar sertifikasi.

3.4.3 Beban hover

Total thrust saat hover:

Thover,total=WT_{\text{hover,total}} = W

Per rotor:

Thover,motor=W6T_{\text{hover,motor}} = \frac{W}{6}
Thover,motor=588.046T_{\text{hover,motor}} = \frac{588.04}{6}
Thover,motor=98.01 N\boxed{ T_{\text{hover,motor}} = 98.01\ \mathrm{N} }

Dalam satuan praktis:

Thover,motor=9.994 kgf\boxed{ T_{\text{hover,motor}} = 9.994\ \mathrm{kgf} }

3.4.4 Beban manuver

Dengan limit load factor:

nman=1.5n_{\text{man}} = 1.5

total thrust:

Tman,total=nmanWT_{\text{man,total}} = n_{\text{man}}W
Tman,total=1.5×588.04T_{\text{man,total}} = 1.5 \times 588.04
Tman,total=882.05 N\boxed{ T_{\text{man,total}} = 882.05\ \mathrm{N} }

Per rotor:

Tman,motor=882.056T_{\text{man,motor}} = \frac{882.05}{6}
Tman,motor=147.01 N\boxed{ T_{\text{man,motor}} = 147.01\ \mathrm{N} }

atau:

Tman,motor=14.991 kgf\boxed{ T_{\text{man,motor}} = 14.991\ \mathrm{kgf} }

3.4.5 Ultimate structural load

Dengan ultimate safety factor:

SFult=1.5SF_{\text{ult}} = 1.5

maka:

Tult,motor=SFultTman,motorT_{\text{ult,motor}} = SF_{\text{ult}} T_{\text{man,motor}}
Tult,motor=1.5×147.01T_{\text{ult,motor}} = 1.5 \times 147.01
Tult,motor=220.51 N\boxed{ T_{\text{ult,motor}} = 220.51\ \mathrm{N} }

atau:

Tult,motor=22.49 kgf\boxed{ T_{\text{ult,motor}} = 22.49\ \mathrm{kgf} }

Nilai ini mendekati maximum thrust X9 G2L sebesar 24 kgf24\ \mathrm{kgf}, sehingga structural proof test tidak boleh dilakukan menggunakan propulsion system sebagai actuator tanpa fixture, instrumentation, dan exclusion zone.

3.4.6 Landing load

Landing limit:

Flanding,limit=2.5WF_{\text{landing,limit}} = 2.5W
Flanding,limit=2.5×588.04F_{\text{landing,limit}} = 2.5 \times 588.04
Flanding,limit=1470.09 N\boxed{ F_{\text{landing,limit}} = 1470.09\ \mathrm{N} }

Landing ultimate:

Flanding,ult=1.5Flanding,limitF_{\text{landing,ult}} = 1.5 F_{\text{landing,limit}}
Flanding,ult=2205.14 N\boxed{ F_{\text{landing,ult}} = 2205.14\ \mathrm{N} }

Pembagian beban ke setiap kaki tidak boleh diasumsikan selalu sama. Pengujian harus mencakup:

  • Semua kaki menyentuh.
  • Satu skid menyentuh lebih dahulu.
  • Satu sudut menyentuh lebih dahulu.
  • Permukaan miring.
  • Beban lateral.

3.4.7 Defleksi dan clearance

Defleksi arm yang diizinkan diturunkan dari clearance propeller:

2δarm+2δprop+δjoint+tassembly≤cstatic,min−coper,min2\delta_{\text{arm}} + 2\delta_{\text{prop}} + \delta_{\text{joint}} + t_{\text{assembly}} \le c_{\text{static,min}} - c_{\text{oper,min}}

Dengan target:

cstatic,min=50 mmc_{\text{static,min}} = 50\ \mathrm{mm}

dan:

coper,min=25 mmc_{\text{oper,min}} = 25\ \mathrm{mm}

maka total allowance deformasi dan toleransi maksimum:

25 mm\boxed{ 25\ \mathrm{mm} }

Allowance tersebut harus dibagi antara:

  • Arm.
  • Propeller.
  • Joint.
  • Assembly tolerance.

3.4.8 Fatigue

Komponen fatigue-critical:

  • Folding pin.
  • Arm clamp.
  • Motor clamp.
  • Propeller hinge.
  • Center plate joint.
  • Landing gear joint.
  • Tank restraint.

Jumlah siklus rotor sangat besar, tetapi beban struktur utama juga dipengaruhi oleh siklus yang lebih rendah seperti:

  • Takeoff.
  • Landing.
  • Turn reversal.
  • Pump activation.
  • Sloshing.
  • Folding dan unfolding.

Tanpa data laminate dan kurva fatigue supplier, struktur harus diperlakukan dengan pendekatan:

  • Qualification test.
  • Inspection interval.
  • Flight-hour limit sementara.
  • Replacement on condition.
  • Log acceleration review.

Tidak boleh menggunakan yield strength aluminium sebagai pengganti allowable carbon composite.

3.5 Kebutuhan thrust

3.5.1 Persamaan dasar

Kebutuhan thrust maksimum total:

Tmax,total≥kTWT_{\text{max,total}} \ge k_TW

Untuk enam motor:

Tmax,motor≥kTW6T_{\text{max,motor}} \ge \frac{k_TW}{6}

Dalam satuan kgf\mathrm{kgf}:

Tmax,motor,kgf≥kTmdesign6T_{\text{max,motor,kgf}} \ge \frac{ k_Tm_{\text{design}} }{ 6 }

3.5.2 Definisi thrust margin

Satu nilai kTk_T tidak cukup untuk menggambarkan seluruh envelope. Artikel ini membedakan:

SimbolMakna
kratedk_{\text{rated}}Rasio menggunakan recommended takeoff weight maksimum
kprop-reck_{\text{prop-rec}}Rasio menggunakan recommended thrust propeller
ktransientk_{\text{transient}}Target transient control reserve
kcatalog,maxk_{\text{catalog,max}}Rasio menggunakan maximum thrust katalog

3.5.3 Rated thrust ratio

Recommended takeoff weight maksimum X9 G2L:

Trated,motor=12 kgfT_{\text{rated,motor}} = 12\ \mathrm{kgf}

Total:

Trated,total=6×12=72 kgfT_{\text{rated,total}} = 6 \times 12 = 72\ \mathrm{kgf}

Rasio:

krated=7259.963k_{\text{rated}} = \frac{72}{59.963}
krated=1.201\boxed{ k_{\text{rated}} = 1.201 }

Artinya, hover pada massa sizing menggunakan sekitar:

9.99412×100%≈83.3%\frac{9.994}{12} \times 100\% \approx 83.3\%

dari batas recommended takeoff weight per rotor.

Recommended thrust maksimum MFP 36 × 11:

Tprop-rec,motor=14.5 kgfT_{\text{prop-rec,motor}} = 14.5\ \mathrm{kgf}

Rasio:

kprop-rec=6×14.559.963k_{\text{prop-rec}} = \frac{ 6 \times 14.5 }{ 59.963 }
kprop-rec=1.451\boxed{ k_{\text{prop-rec}} = 1.451 }

3.5.5 Target transient reserve

Untuk AGHEX-20-R1, target transient control reserve awal ditetapkan:

ktransient,req=1.4k_{\text{transient,req}} = 1.4

Thrust per motor:

Ttransient,motor=1.4×59.9636T_{\text{transient,motor}} = \frac{ 1.4 \times 59.963 }{ 6 }
Ttransient,motor=13.991 kgf\boxed{ T_{\text{transient,motor}} = 13.991\ \mathrm{kgf} }

Nilai tersebut:

  • Di atas recommended takeoff weight per axis 12 kg12\ \mathrm{kg}.
  • Masih di bawah recommended thrust propeller 14.5 kgf14.5\ \mathrm{kgf}.
  • Harus diperlakukan sebagai transient, bukan continuous operating point.

3.5.6 Catalog maximum ratio

Maximum thrust sistem:

Tcatalog,max,total=6×24=144 kgfT_{\text{catalog,max,total}} = 6 \times 24 = 144\ \mathrm{kgf}

Rasio katalog:

kcatalog,max=14459.963k_{\text{catalog,max}} = \frac{144}{59.963}
kcatalog,max=2.401\boxed{ k_{\text{catalog,max}} = 2.401 }

Rasio 2.4012.401 tidak boleh digunakan sebagai continuous thrust-to-weight ratio. Maximum thrust katalog merupakan batas statis pada kondisi tertentu dan tidak memasukkan:

  • Battery sag.
  • Density altitude.
  • Temperatur.
  • Durasi.
  • Ketidakseimbangan motor.
  • Control allocation.
  • Margin ESC.
  • Umur propeller.

3.5.7 Koreksi densitas udara

Thrust pada RPM yang sama secara pendekatan awal berbanding dengan densitas udara:

T∝ρT \propto \rho

Density ratio:

σ=ρρ0\sigma = \frac{\rho}{\rho_0}

Approximate derated thrust:

Tρ≈σTsea-levelT_{\rho} \approx \sigma T_{\text{sea-level}}

Data maximum thrust Hobbywing dinyatakan pada permukaan laut. Oleh karena itu, kendaraan yang dioperasikan pada lokasi tinggi atau udara panas harus diuji menggunakan kondisi density altitude yang mewakili area operasi.

3.6 Titik operasi hover

3.6.1 Hover berdasarkan predicted MTOW

Untuk predicted MTOW:

Thover,motor,pred=58.0606T_{\text{hover,motor,pred}} = \frac{ 58.060 }{ 6 }
Thover,motor,pred=9.677 kgf\boxed{ T_{\text{hover,motor,pred}} = 9.677\ \mathrm{kgf} }

3.6.2 Hover berdasarkan massa sizing

Untuk massa sizing:

Thover,motor,design=59.9636T_{\text{hover,motor,design}} = \frac{ 59.963 }{ 6 }
Thover,motor,design=9.994 kgf\boxed{ T_{\text{hover,motor,design}} = 9.994\ \mathrm{kgf} }

Titik pada kurva MFP 36 × 11 yang paling dekat adalah 10.05 kgf10.05\ \mathrm{kgf}.

Data grafik Hobbywing pada titik tersebut:

ParameterNilai
Thrust10.05 kgf10.05\ \mathrm{kgf}
RPM2570 RPM2570\ \mathrm{RPM}
Efisiensi9.7 g/W9.7\ \mathrm{g/W}
Torque3.8 N,m3.8\ \mathrm{N,m}

Data tersebut berasal dari grafik speed–thrust–torque MFP 36 × 11.

3.6.3 Estimasi daya hover

Daya dari data efisiensi:

P=Tgηg/WP = \frac{ T_{\mathrm{g}} }{ \eta_{\mathrm{g/W}} }

Untuk:

Tg=10050 gT_{\mathrm{g}} = 10050\ \mathrm{g}

dan:

η=9.7 g/W\eta = 9.7\ \mathrm{g/W}

maka:

Phover,motor=100509.7P_{\text{hover,motor}} = \frac{10050}{9.7}
Phover,motor≈1036 W\boxed{ P_{\text{hover,motor}} \approx 1036\ \mathrm{W} }

Pada tegangan nominal 54 V54\ \mathrm{V}:

Ihover,motor≈103654I_{\text{hover,motor}} \approx \frac{ 1036 }{ 54 }
Ihover,motor≈19.2 A\boxed{ I_{\text{hover,motor}} \approx 19.2\ \mathrm{A} }

Total enam rotor:

Phover,total≈6×1036P_{\text{hover,total}} \approx 6 \times 1036
Phover,total≈6.22 kW\boxed{ P_{\text{hover,total}} \approx 6.22\ \mathrm{kW} }

Total arus nominal:

Ihover,total≈6×19.2I_{\text{hover,total}} \approx 6 \times 19.2
Ihover,total≈115 A\boxed{ I_{\text{hover,total}} \approx 115\ \mathrm{A} }

Nilai arus merupakan estimasi pada 54 V54\ \mathrm{V}. Arus aktual meningkat ketika tegangan pack turun.

3.6.4 Disk loading

Luas disk satu rotor:

Arotor=π(Dpropeller2)2A_{\text{rotor}} = \pi \left( \frac{ D_{\text{propeller}} }{ 2 } \right)^2

Total area:

Atotal=6ArotorA_{\text{total}} = 6A_{\text{rotor}}
Atotal=6π(0.91442)2A_{\text{total}} = 6\pi \left( \frac{0.9144}{2} \right)^2
Atotal=3.940 m2\boxed{ A_{\text{total}} = 3.940\ \mathrm{m^2} }

Disk loading:

DL=WAtotalDL = \frac{ W }{ A_{\text{total}} }
DL=588.043.940DL = \frac{ 588.04 }{ 3.940 }
DL=149.2 N/m2\boxed{ DL = 149.2\ \mathrm{N/m^2} }

atau:

DL=15.22 kg/m2\boxed{ DL = 15.22\ \mathrm{kg/m^2} }

3.6.5 Interpretasi hover point

Hover point sekitar 2570 RPM2570\ \mathrm{RPM} berada di dalam rentang recommended RPM MFP 36 × 11 sebesar 16001600–3100 RPM3100\ \mathrm{RPM}. Arus estimasi 19.2 A19.2\ \mathrm{A} juga berada di bawah rating continuous ESC 30 A30\ \mathrm{A}. Namun, data tersebut belum menggantikan bench test integrated propulsion pada baterai, wiring, dan temperatur aktual. (HOBBYWING)

3.7 Pemilihan motor dan propeller

3.7.1 Spesifikasi yang dikunci

ParameterX9 G2L
Motor KV110 KV110\ \mathrm{KV}
Slot dan pole36N40P
Tegangan12S12\mathrm{S}–14S14\mathrm{S}
Input voltage1818–63 V63\ \mathrm{V}
Rated input power1600 W1600\ \mathrm{W}
Rated output power1370 W1370\ \mathrm{W}
Continuous ESC current30 A30\ \mathrm{A}
Peak ESC current120 A120\ \mathrm{A} selama 3 s3\ \mathrm{s}
PropellerMFP 36 × 11
Maximum thrust sistem24 kgf24\ \mathrm{kgf}
Recommended weight per axis77–12 kg12\ \mathrm{kg}
Ingress protectionIPX6
Operating environment−20-20 sampai 50 ∘C50\ ^\circ\mathrm{C}

Spesifikasi tersebut berasal dari datasheet resmi X9 G2L.

3.7.2 Data performa propeller

Tabel berikut menggunakan grafik resmi MFP 36 × 11. Daya dihitung dari efisiensi grafik, sedangkan arus merupakan estimasi pada 54 V54\ \mathrm{V}. Temperatur tidak dipublikasikan pada grafik dan harus diukur saat bench test.

ThrustRPMEfisiensiTorqueDaya estimasiArus estimasi pada 54 V54\ \mathrm{V}Temperatur
7.35 kgf7.35\ \mathrm{kgf}2200220011.4 g/W11.4\ \mathrm{g/W}2.8 N,m2.8\ \mathrm{N,m}645 W645\ \mathrm{W}11.9 A11.9\ \mathrm{A}Wajib diukur
10.05 kgf10.05\ \mathrm{kgf}257025709.7 g/W9.7\ \mathrm{g/W}3.8 N,m3.8\ \mathrm{N,m}1036 W1036\ \mathrm{W}19.2 A19.2\ \mathrm{A}Wajib diukur
11.40 kgf11.40\ \mathrm{kgf}274027409.2 g/W9.2\ \mathrm{g/W}4.3 N,m4.3\ \mathrm{N,m}1239 W1239\ \mathrm{W}22.9 A22.9\ \mathrm{A}Wajib diukur
12.75 kgf12.75\ \mathrm{kgf}290029008.7 g/W8.7\ \mathrm{g/W}4.8 N,m4.8\ \mathrm{N,m}1466 W1466\ \mathrm{W}27.1 A27.1\ \mathrm{A}Wajib diukur
14.10 kgf14.10\ \mathrm{kgf}306030608.3 g/W8.3\ \mathrm{g/W}5.3 N,m5.3\ \mathrm{N,m}1699 W1699\ \mathrm{W}31.5 A31.5\ \mathrm{A}Wajib diukur
15.45 kgf15.45\ \mathrm{kgf}320032007.9 g/W7.9\ \mathrm{g/W}5.8 N,m5.8\ \mathrm{N,m}1956 W1956\ \mathrm{W}36.2 A36.2\ \mathrm{A}Wajib diukur
19.50 kgf19.50\ \mathrm{kgf}362036207.0 g/W7.0\ \mathrm{g/W}7.3 N,m7.3\ \mathrm{N,m}2786 W2786\ \mathrm{W}51.6 A51.6\ \mathrm{A}Wajib diukur
23.55 kgf23.55\ \mathrm{kgf}402040206.4 g/W6.4\ \mathrm{g/W}8.8 N,m8.8\ \mathrm{N,m}3680 W3680\ \mathrm{W}68.1 A68.1\ \mathrm{A}Wajib diukur

3.7.3 Interpretasi tabel

Pada thrust sekitar 10 kgf10\ \mathrm{kgf}:

  • RPM masih berada dalam recommended range.
  • Daya sekitar 1.04 kW1.04\ \mathrm{kW}.
  • Arus sekitar 19.2 A19.2\ \mathrm{A}.
  • ESC memiliki margin terhadap continuous current 30 A30\ \mathrm{A}.

Pada thrust 14.1 kgf14.1\ \mathrm{kgf}:

  • RPM sudah mendekati batas recommended 3100 RPM3100\ \mathrm{RPM}.
  • Daya estimasi melampaui rated input power 1600 W1600\ \mathrm{W}.
  • Arus estimasi sedikit melampaui continuous current 30 A30\ \mathrm{A}.

Dengan demikian, thrust 14 kgf14\ \mathrm{kgf} tidak boleh digunakan sebagai continuous operating point tanpa data temperatur dan durasi.

3.7.4 Bench-test matrix

Data final harus diperoleh menggunakan integrated X9 G2L, baterai 14S14\mathrm{S}, kabel final, dan propeller produksi aktual.

Test pointTarget thrustDurasi minimum
PT-014 kgf4\ \mathrm{kgf}3 min3\ \mathrm{min}
PT-027 kgf7\ \mathrm{kgf}5 min5\ \mathrm{min}
PT-0310 kgf10\ \mathrm{kgf}10 min10\ \mathrm{min}
PT-0412 kgf12\ \mathrm{kgf}5 min5\ \mathrm{min}
PT-0514 kgf14\ \mathrm{kgf}30 s30\ \mathrm{s}
PT-0616 kgf16\ \mathrm{kgf}10 s10\ \mathrm{s}
PT-07Peak transientMaksimum 3 s3\ \mathrm{s}

Parameter yang direkam:

  • Pack voltage.
  • ESC input voltage.
  • Current.
  • Electrical power.
  • RPM.
  • Thrust.
  • Torque.
  • Motor case temperature.
  • ESC case temperature.
  • Ambient temperature.
  • Vibration.
  • Propeller deflection.
  • Arm deflection.
  • CAN fault.
  • Black-box event.

3.7.5 Thermal test-abort criterion

Karena datasheet yang tersedia tidak mempublikasikan batas case temperature motor dan ESC, final thermal acceptance limit harus diperoleh dari Hobbywing atau pengujian yang disetujui.

Sebelum nilai tersebut tersedia, gunakan test-abort sementara:

  • Hentikan test jika temperatur meningkat tak terkendali.
  • Hentikan test jika terjadi thermal protection.
  • Hentikan test jika terdapat bau, discoloration, atau suara abnormal.
  • Hentikan test bila case temperature mencapai batas sementara yang ditetapkan dalam test procedure.
  • Jangan menganggap operating ambient range −20-20 sampai 50∘C50^\circ\mathrm{C} sebagai allowable case temperature.

3.7.6 Keputusan pemilihan

X9 G2L dan MFP 36 × 11 secara thrust mampu menopang hover AGHEX-20-R1. Namun, release final masih bergantung pada:

  • Clearance aktual G620.
  • Thrust stand.
  • Temperatur.
  • Arus.
  • Propeller deflection.
  • Density altitude.
  • Battery sag.
  • Vibration.

3.8 Pemilihan ESC

ESC merupakan bagian terintegrasi dari X9 G2L sehingga tidak dipilih sebagai komponen terpisah.

3.8.1 Spesifikasi ESC

ParameterNilai
Rated voltage12S12\mathrm{S} atau 14S14\mathrm{S}
Input voltage system1818–63 V63\ \mathrm{V}
Continuous current30 A30\ \mathrm{A}
Peak current120 A120\ \mathrm{A} selama 3 s3\ \mathrm{s}
Throttle sourcePWM dan CAN
CommunicationCyphal atau UAVCAN
Pulse width10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s}
Throttle calibrationTidak didukung
Fault storageDidukung
LogDidukung

Spesifikasi tersebut berasal dari datasheet resmi X9 G2L.

3.8.2 Tegangan maksimum

LiPo 14S14\mathrm{S} penuh:

Vpack,max=14×4.2V_{\text{pack,max}} = 14 \times 4.2
Vpack,max=58.8 V\boxed{ V_{\text{pack,max}} = 58.8\ \mathrm{V} }

Margin terhadap input maksimum ESC:

Vmargin=63−58.8V_{\text{margin}} = 63 - 58.8
Vmargin=4.2 V\boxed{ V_{\text{margin}} = 4.2\ \mathrm{V} }

Persentase margin:

Vmargin,%=4.263×100%V_{\text{margin,\%}} = \frac{4.2}{63} \times 100\%
Vmargin,%≈6.7%\boxed{ V_{\text{margin,\%}} \approx 6.7\% }

Margin tersebut tidak besar. Voltage overshoot akibat wiring inductance, switching, atau regenerative event harus diukur pada ground test menggunakan probe yang sesuai.

3.8.3 Continuous current utilization

Pada hover:

Ihover≈19.2 AI_{\text{hover}} \approx 19.2\ \mathrm{A}

ESC utilization:

UESC,hover=19.230×100%U_{\text{ESC,hover}} = \frac{ 19.2 }{ 30 } \times 100\%
UESC,hover≈64%\boxed{ U_{\text{ESC,hover}} \approx 64\% }

Pada thrust 12.75 kgf12.75\ \mathrm{kgf}:

UESC=27.130×100%U_{\text{ESC}} = \frac{ 27.1 }{ 30 } \times 100\%
UESC≈90.3%\boxed{ U_{\text{ESC}} \approx 90.3\% }

Pada thrust 14.1 kgf14.1\ \mathrm{kgf}:

UESC=31.530×100%U_{\text{ESC}} = \frac{ 31.5 }{ 30 } \times 100\%
UESC≈105%\boxed{ U_{\text{ESC}} \approx 105\% }

Ini menunjukkan bahwa transient thrust reserve harus dibatasi oleh durasi dan temperatur.

3.8.4 Peak current

Rating 120 A120\ \mathrm{A} selama tiga detik tidak boleh digunakan untuk:

  • Menentukan current continuous battery.
  • Menentukan current continuous PDB.
  • Menentukan ukuran kabel berdasarkan operasi normal.
  • Membenarkan thrust maksimum terus-menerus.

Peak current hanya digunakan sebagai batas short transient dan protection coordination.

3.8.5 Pendinginan

ESC terintegrasi harus:

  • Mendapat aliran udara bebas.
  • Tidak dibungkus enclosure tanpa analisis termal.
  • Tidak terkena cairan kimia secara langsung.
  • Tidak berdekatan dengan sumber panas baterai.
  • Tidak terhalang cable bundle.
  • Diinspeksi setelah chemical exposure.

IPX6 bukan jaminan chemical compatibility.

3.8.6 Telemetri dan fault log

X9 G2L menyediakan CAN, fault storage, dan operating log. (HOBBYWING)

Data yang sebaiknya dikirim atau direkam:

  • RPM.
  • Voltage.
  • Current.
  • Temperature.
  • Fault flags.
  • Desynchronization.
  • Communication loss.
  • Motor start anomaly.

Integrasi final antara Cyphal/UAVCAN dan versi ArduPilot harus diverifikasi pada Bab 5 dan Bab 8. PWM tetap dipertahankan sebagai jalur command baseline sampai integrasi CAN terbukti stabil.

3.8.7 ESC acceptance criteria

ParameterAcceptance
Hover currentSesuai model dengan toleransi pengujian
Continuous currentTidak melebihi 30 A30\ \mathrm{A}
Peak eventTidak melebihi durasi 3 s3\ \mathrm{s}
VoltageTidak melebihi 63 V63\ \mathrm{V}
Fault logTidak ada fault kritis
TemperatureDi bawah limit yang disetujui
RPM mismatchDalam batas antarrotor
CAN communicationTidak ada packet loss kritis

3.9 Motor-out analysis

Hexacopter mempunyai enam rotor, tetapi keberadaan enam rotor tidak otomatis menjamin kendaraan dapat melanjutkan penerbangan aman setelah satu motor gagal.

Analisis harus membedakan:

  1. Total thrust scalar.
  2. Roll dan pitch moment.
  3. Yaw torque balance.
  4. Saturasi motor.
  5. Temperatur.
  6. Kemampuan control allocator.
  7. Kondisi angin.
  8. Payload dan sisa baterai.

ArduPilot memiliki thrust-loss dan yaw-imbalance warning, tetapi dokumentasinya menekankan bahwa warning tersebut sering menunjukkan masalah hardware selection atau setup. Fitur warning bukan sertifikasi bahwa kendaraan mampu pulih dari kegagalan motor. (ArduPilot.org)

3.9.1 Scalar thrust setelah satu motor gagal

Dengan lima motor tersisa:

T5,max=5×24T_{\text{5,max}} = 5 \times 24
T5,max=120 kgf\boxed{ T_{\text{5,max}} = 120\ \mathrm{kgf} }

Scalar ratio:

k5,scalar=12059.963k_{\text{5,scalar}} = \frac{ 120 }{ 59.963 }
k5,scalar=2.001\boxed{ k_{\text{5,scalar}} = 2.001 }

Angka ini terlihat memadai, tetapi menyesatkan karena tidak memasukkan yaw balance.

3.9.2 Yaw torque balance

Pada kondisi normal terdapat:

  • Tiga rotor CW.
  • Tiga rotor CCW.

Jika satu motor gagal, tersisa:

  • Dua rotor pada satu arah.
  • Tiga rotor pada arah berlawanan.

Dengan asumsi rasio reaction torque terhadap thrust sama untuk semua propeller:

∑TCW≈∑TCCW\sum T_{\text{CW}} \approx \sum T_{\text{CCW}}

Agar yaw torque mendekati nol, masing-masing kelompok rotasi harus menghasilkan setengah total thrust.

Kelompok dengan dua motor:

T2-group,motor=mdesign4T_{\text{2-group,motor}} = \frac{ m_{\text{design}} }{ 4 }
T2-group,motor=59.9634T_{\text{2-group,motor}} = \frac{ 59.963 }{ 4 }
T2-group,motor=14.991 kgf\boxed{ T_{\text{2-group,motor}} = 14.991\ \mathrm{kgf} }

Kelompok dengan tiga motor:

T3-group,motor=mdesign6T_{\text{3-group,motor}} = \frac{ m_{\text{design}} }{ 6 }
T3-group,motor=9.994 kgf\boxed{ T_{\text{3-group,motor}} = 9.994\ \mathrm{kgf} }

3.9.3 Kondisi predicted MTOW

Pada predicted MTOW 58.060 kg58.060\ \mathrm{kg}:

T2-group,motor=58.0604T_{\text{2-group,motor}} = \frac{ 58.060 }{ 4 }
T2-group,motor=14.515 kgf\boxed{ T_{\text{2-group,motor}} = 14.515\ \mathrm{kgf} }

Sementara:

T3-group,motor=58.0606T_{\text{3-group,motor}} = \frac{ 58.060 }{ 6 }
T3-group,motor=9.677 kgf\boxed{ T_{\text{3-group,motor}} = 9.677\ \mathrm{kgf} }

Thrust 14.515 kgf14.515\ \mathrm{kgf} berada:

  • Di atas recommended takeoff weight per axis 12 kg12\ \mathrm{kg}.
  • Sangat dekat dengan recommended thrust maksimum propeller 14.5 kgf14.5\ \mathrm{kgf}.
  • Tanpa margin praktis untuk roll, pitch, gust, atau climb.

3.9.4 Maximum yaw-balanced thrust

Jika dua motor pada kelompok yang kekurangan rotor masing-masing dibatasi maximum thrust sistem:

Tgroup,max=2×24=48 kgfT_{\text{group,max}} = 2 \times 24 = 48\ \mathrm{kgf}

Kelompok tiga motor harus menghasilkan total yang sama:

Tother-group=48 kgfT_{\text{other-group}} = 48\ \mathrm{kgf}

Total yaw-balanced thrust:

TMO,max,yaw-balanced=96 kgfT_{\text{MO,max,yaw-balanced}} = 96\ \mathrm{kgf}

Rasio:

kMO,yaw-balanced=9659.963k_{\text{MO,yaw-balanced}} = \frac{ 96 }{ 59.963 }
kMO,yaw-balanced=1.601\boxed{ k_{\text{MO,yaw-balanced}} = 1.601 }

Nilai ini tetap merupakan peak theoretical value dan belum memasukkan roll–pitch control allocation.

3.9.5 Payload untuk motor-out rated envelope

Agar dua motor pada kelompok kritis tidak melebihi recommended takeoff weight 12 kg12\ \mathrm{kg}:

mvehicle4≤12\frac{ m_{\text{vehicle}} }{ 4 } \le 12

Sehingga:

mvehicle≤48 kgm_{\text{vehicle}} \le 48\ \mathrm{kg}

Massa operasional kosong Bab 2:

moperational-empty=38.060 kgm_{\text{operational-empty}} = 38.060\ \mathrm{kg}

Payload motor-out dalam recommended envelope:

mpayload,MO,rated=48−38.060m_{\text{payload,MO,rated}} = 48 - 38.060
mpayload,MO,rated=9.940 kg\boxed{ m_{\text{payload,MO,rated}} = 9.940\ \mathrm{kg} }

Artinya, untuk tetap berada dalam recommended 12 kg12\ \mathrm{kg} per rotor setelah satu motor gagal, payload harus dibatasi sekitar 9.94 kg9.94\ \mathrm{kg}.

Jika menggunakan batas recommended propeller:

Tprop-rec=14.5 kgfT_{\text{prop-rec}} = 14.5\ \mathrm{kgf}

maka:

mvehicle,max=4×14.5=58.0 kgm_{\text{vehicle,max}} = 4 \times 14.5 = 58.0\ \mathrm{kg}

Payload maksimum:

mpayload=58.0−38.060m_{\text{payload}} = 58.0 - 38.060
mpayload=19.940 kg\boxed{ m_{\text{payload}} = 19.940\ \mathrm{kg} }

Angka tersebut hampir sama dengan payload penuh, tetapi tidak menyediakan margin untuk:

  • Angin.
  • Roll dan pitch.
  • Climb.
  • Temperatur.
  • Battery sag.
  • Density altitude.

Karena itu, payload penuh tidak dapat diklaim memiliki continuous motor-out capability.

3.9.7 Ringkasan motor-out

KondisiDua rotor kritisTiga rotor lainPenilaian
Massa desain14.991 kgf14.991\ \mathrm{kgf}9.994 kgf9.994\ \mathrm{kgf}Di atas recommended axis load
Predicted MTOW14.515 kgf14.515\ \mathrm{kgf}9.677 kgf9.677\ \mathrm{kgf}Hampir tanpa margin
Payload sekitar 10 kg≈12 kgf\approx 12\ \mathrm{kgf}≈8 kgf\approx 8\ \mathrm{kgf}Dalam recommended axis range
Absolute peak theoreticalMaks. 24 kgf24\ \mathrm{kgf}Maks. 16 kgf16\ \mathrm{kgf}Bukan continuous condition

3.9.8 Saturasi control allocator

Scalar thrust yang cukup tidak menjamin attitude control karena rotor yang tersisa juga harus menghasilkan:

  • Roll moment.
  • Pitch moment.
  • Yaw moment.

Control allocation dapat memerlukan satu motor naik sementara motor lain turun. Bila motor kritis telah berada dekat 14.5 kgf14.5\ \mathrm{kgf}, ruang koreksi menjadi sangat kecil.

Saturasi ditandai oleh:

  • Motor output mencapai maksimum.
  • Altitude turun meskipun throttle naik.
  • Yaw tidak terkendali.
  • Roll atau pitch error meningkat.
  • Thrust-loss warning.
  • Yaw-imbalance warning.

3.9.9 Strategi kegagalan motor

Untuk baseline AGHEX-20-R1, satu motor gagal bukan kondisi untuk melanjutkan misi atau melakukan RTL panjang.

Strategi yang ditetapkan:

Rendering diagram...

Urutan tindakan:

  1. Matikan sistem semprot.
  2. Kurangi kecepatan horizontal.
  3. Hindari turn agresif.
  4. Jangan melakukan climb kecuali dibutuhkan untuk menghindari obstacle.
  5. Pilih area landing aman terdekat.
  6. Lakukan LAND atau controlled descent.
  7. Simpan log ESC dan flight controller.

3.9.10 Verifikasi motor-out

Motor-out tidak boleh langsung diuji dengan payload penuh.

Urutan verifikasi:

  1. Control-allocation simulation.
  2. SITL.
  3. Hardware-in-the-loop.
  4. Thrust rig dengan satu channel dinonaktifkan.
  5. Reduced-mass restrained test.
  6. Reduced-payload flight test pada area khusus.
  7. Review log dan saturation.
  8. Peningkatan payload hanya bila review formal menyetujui.

3.9.11 Keputusan motor-out

Kesimpulan untuk DF-01:

X9 G2L memiliki total thrust yang cukup besar secara scalar, tetapi konfigurasi G620 pada payload penuh tidak memiliki continuous motor-out margin yang memadai pada kelompok dua rotor. Oleh sebab itu, sistem tidak boleh dipasarkan atau didokumentasikan sebagai mampu terbang normal setelah satu motor gagal.

Baseline keselamatan adalah:

Satu motor gagal → hentikan penyemprotan → controlled LAND atau controlled descent.

Jika full-payload motor-out redundancy menjadi requirement wajib, desain harus diubah menggunakan:

  • Propulsi dengan recommended continuous thrust lebih besar.
  • Frame dengan rotor lebih besar dan clearance memadai.
  • Octocopter.
  • Konfigurasi coaxial yang dianalisis khusus.
  • Pengurangan MTOW.

3.10 Design review dan release gate

Bab ini menghasilkan beberapa keputusan kritis.

3.10.1 Status geometri

ItemStatus
Geometri reguler teoritisLulus analisis
Ideal clearance 36 inci99.6 mm99.6\ \mathrm{mm}
Geometri G620 aktualBelum diverifikasi
Pairing resmi G620 dengan 36 inciBelum dibuktikan
Rotor sweep envelopeMenunggu drawing
Interface frame–propellerConditional hold

3.10.2 Status propulsi

ItemStatus
Hover thrustPreliminary pass
Hover RPMPreliminary pass
Hover currentPreliminary pass
Continuous ESC currentPreliminary pass
Transient thrust k=1.4k=1.4Wajib bench test
Thermal marginOpen
Density-altitude marginOpen
Full-payload motor-outTidak diklaim aman

3.10.3 Release gate

Bab 3 hanya dinyatakan lulus bila tersedia:

  • Drawing koordinat motor.
  • Measured propeller clearance.
  • Arm wall thickness.
  • Material data arm.
  • Folding-joint load test.
  • Motor-mount slip test.
  • Propeller deflection test.
  • Thrust stand data.
  • ESC thermal data.
  • Voltage-overshoot data.
  • Reduced-payload motor-out simulation.

Requirement update

IDRequirementHasil Bab 3Status
GEO-001Jarak motor harus mendukung propellerIdeal 1014 mm1014\ \mathrm{mm}Conditional
GEO-002Static clearance minimumTarget ≥50 mm\ge 50\ \mathrm{mm}Open
GEO-003Operational clearance minimumTarget ≥25 mm\ge 25\ \mathrm{mm}Open
STR-001Struktur menahan hover load98.01 N98.01\ \mathrm{N} per armCalculated
STR-002Struktur menahan maneuver load147.01 N147.01\ \mathrm{N} per armCalculated
STR-003Landing ultimate load2205.14 N2205.14\ \mathrm{N}Calculated
PROP-001Propulsi mendukung MTOWHover 9.994 kgf9.994\ \mathrm{kgf} per motorPreliminary pass
PROP-002Transient thrust reservekT=1.4k_T=1.4Test required
PROP-003Hover current within ESC ratingEstimasi 19.2 A19.2\ \mathrm{A}Preliminary pass
PROP-004Full-payload motor-outTidak continuous-safeFailed as redundancy claim
SAF-004Motor-out responseControlled LANDDefined

Ringkasan Bab 3

Bab ini menghasilkan kesimpulan berikut:

  • Rumus dadjacent=Dopposite/2d_{\text{adjacent}}=D_{\text{opposite}}/2 valid untuk hexacopter reguler.
  • Geometri folding G620 tidak boleh diasumsikan sebagai segienam reguler tanpa koordinat motor.
  • Ideal clearance MFP 36 × 11 adalah 99.6 mm99.6\ \mathrm{mm}, tetapi nilai aktual masih harus diukur.
  • G620 secara resmi dipasangkan dengan propeller 34 inci pada katalog yang tersedia, sehingga pairing 36 inci memerlukan requalification.
  • Hover pada massa sizing membutuhkan sekitar 9.994 kgf9.994\ \mathrm{kgf} per rotor.
  • Titik hover awal berada sekitar 2570 RPM2570\ \mathrm{RPM}, 1.04 kW1.04\ \mathrm{kW}, dan 19.2 A19.2\ \mathrm{A} per rotor.
  • ESC 30 A30\ \mathrm{A} memiliki margin pada hover, tetapi thrust di atas sekitar 14 kgf14\ \mathrm{kgf} memasuki area transient.
  • Struktur harus dianalisis terhadap maneuver, landing, sloshing, joint play, dan fatigue.
  • Full-payload motor-out tidak memiliki continuous margin yang memadai.
  • Strategi kegagalan satu motor adalah menghentikan semprotan dan melakukan controlled LAND, bukan melanjutkan misi.

Referensi bab

  1. EFT — spesifikasi dan drawing G620, termasuk wheelbase, arm diameter, frame mass, serta rekomendasi X9 34 inci. (Effort Tech)
  2. Hobbywing — datasheet X9 G2L, termasuk thrust, tegangan, motor, ESC, power, current, CAN, dan propeller.
  3. Hobbywing — spesifikasi MFP 36 × 11 dan batas RPM serta thrust. (HOBBYWING)
  4. Hobbywing — grafik speed, thrust, efficiency, dan torque MFP 36 × 11.
  5. ArduPilot — thrust-loss dan yaw-imbalance warning. (ArduPilot.org)
  6. ArduPilot — ground oscillation akibat interaksi controller, frame, dan landing gear. (ArduPilot.org)

Kembali ke Atas

4. Battery dan Power Architecture

Bab ini menetapkan sumber energi, batas arus, sistem proteksi, distribusi daya, suplai avionik redundan, serta aturan pengoperasian baterai untuk konfigurasi AGHEX-20-R1.

Sistem menggunakan satu smart battery Tattu 4.0 dengan konfigurasi 14S1P14\mathrm{S}1\mathrm{P}, kapasitas minimum 30 Ah30\ \mathrm{Ah}, tegangan nominal 53.2 V53.2\ \mathrm{V}, dan energi nominal 1596 Wh1596\ \mathrm{Wh}. Baterai tersebut menggunakan sel LiHV, bukan LiPo konvensional. Sel LiHV dapat diisi hingga 4.35 V4.35\ \mathrm{V} per sel, sehingga tegangan pack penuh adalah 60.9 V60.9\ \mathrm{V}, bukan 58.8 V58.8\ \mathrm{V}. (Genstattu)

Koreksi terhadap Bab 3: nilai tegangan penuh 58.8 V58.8\ \mathrm{V} yang berasal dari asumsi 4.2 V/cell4.2\ \mathrm{V/cell} tidak berlaku untuk baterai Tattu 4.0 LiHV. Seluruh perangkat yang terhubung ke high-voltage bus harus dievaluasi menggunakan 60.9 V60.9\ \mathrm{V} ditambah margin transient.

Implikasi koreksi tersebut cukup besar:

  • Power distribution untuk 12S12\mathrm{S} maksimum 50.4 V50.4\ \mathrm{V} tidak boleh digunakan.
  • Sensor tegangan dengan batas 60 V60\ \mathrm{V} tidak memiliki margin yang memadai.
  • DC-DC converter dengan input maksimum 60 V60\ \mathrm{V} tidak boleh digunakan.
  • Fuse, connector, isolator, current sensor, dan PCB clearance harus memiliki rating di atas 60.9 V60.9\ \mathrm{V}.
  • Margin tegangan X9 G2L terhadap batas input 63 V63\ \mathrm{V} hanya sekitar 2.1 V2.1\ \mathrm{V}.

Arsitektur daya dibagi menjadi:

  1. High-voltage propulsion bus.
  2. Jalur pompa.
  3. Jalur avionik utama.
  4. Jalur avionik redundan.
  5. Jalur Herelink.
  6. Jalur payload controller dan flowmeter.
  7. Jalur sensor serta monitoring.
Rendering diagram...

4.1 Energy budget

4.1.1 Energi nominal baterai

Energi nominal dihitung dari tegangan nominal dan kapasitas:

Enom=VnomCE_{\text{nom}} = V_{\text{nom}}C

Dengan:

Vnom=53.2 VV_{\text{nom}} = 53.2\ \mathrm{V}
C=30 AhC = 30\ \mathrm{Ah}

maka:

Enom=53.2×30E_{\text{nom}} = 53.2 \times 30
Enom=1596 Wh\boxed{ E_{\text{nom}} = 1596\ \mathrm{Wh} }

Nilai tersebut sesuai dengan spesifikasi resmi baterai Tattu 4.0 14S 30 Ah. Baterai memiliki massa sekitar 11.4 kg11.4\ \mathrm{kg} dan menggunakan connector Molex 46562-2657. Tattu juga menyebutkan BMS dengan Bluetooth, DroneCAN, self-balancing, fault diagnosis, log storage, cycle statistics, dan fungsi anti-spark ketika baterai dimatikan sebelum dihubungkan. (Genstattu)

4.1.2 Energi nominal bukan energi misi

Seluruh energi nominal tidak boleh digunakan untuk misi. Sebagian energi harus dipertahankan untuk:

  • Battery reserve.
  • RTL atau controlled landing.
  • Voltage sag saat arus tinggi.
  • Penurunan kapasitas karena umur.
  • Variasi temperatur.
  • Ketidakseimbangan sel.
  • Ketidakpastian estimasi SOC.

Energi yang dapat digunakan untuk perencanaan misi didefinisikan sebagai:

Eusable=EnomηusableE_{\text{usable}} = E_{\text{nom}} \eta_{\text{usable}}

Faktor usable dapat diuraikan menjadi:

ηusable=ηreserveηageηtemperatureηuncertainty\eta_{\text{usable}} = \eta_{\text{reserve}} \eta_{\text{age}} \eta_{\text{temperature}} \eta_{\text{uncertainty}}

Untuk tahap desain, dua tingkat perhitungan digunakan.

Mission reserve saja

Dengan reserve perencanaan 30%:

ηreserve=0.70\eta_{\text{reserve}} = 0.70

maka:

Eusable,new=1596×0.70E_{\text{usable,new}} = 1596 \times 0.70
Eusable,new=1117.2 Wh\boxed{ E_{\text{usable,new}} = 1117.2\ \mathrm{Wh} }

Perencanaan konservatif dengan aging allowance

Dengan allowance kapasitas 90%:

ηage=0.90\eta_{\text{age}} = 0.90

maka:

Eusable,design=1596×0.70×0.90E_{\text{usable,design}} = 1596 \times 0.70 \times 0.90
Eusable,design=1005.5 Wh\boxed{ E_{\text{usable,design}} = 1005.5\ \mathrm{Wh} }

Nilai 1005.5 Wh1005.5\ \mathrm{Wh} digunakan untuk perencanaan misi awal. Faktor 90% merupakan kebijakan desain internal, bukan klaim umur baterai dari produsen.

4.1.3 Battery reserve

Battery reserve berbasis energi didefinisikan sebagai:

RE=EremainingEavailable,start×100%R_E = \frac{ E_{\text{remaining}} }{ E_{\text{available,start}} } \times 100\%

Reserve berbasis kapasitas:

RC=CremainingCmeasured×100%R_C = \frac{ C_{\text{remaining}} }{ C_{\text{measured}} } \times 100\%

Kedua nilai tidak selalu identik karena tegangan dan efisiensi baterai berubah terhadap:

  • Arus.
  • Temperatur.
  • SOC.
  • Umur.
  • Internal resistance.

Untuk sistem final, battery failsafe tidak boleh hanya menggunakan satu ambang tegangan. Keputusan harus mempertimbangkan:

  • Tegangan pack.
  • Tegangan sel minimum.
  • Arus.
  • Consumed capacity.
  • BMS SOC.
  • Temperatur.
  • Prediksi energi untuk kembali dan mendarat.

4.1.4 Power budget subsystem

Power budget awal dibagi sebagai berikut:

SubsystemKondisi normalKondisi desain
Enam rotor pada MTOW≈6.22 kW\approx 6.22\ \mathrm{kW}berdasarkan hover sizing
Pompa≤120 W\le 120\ \mathrm{W}rating pabrikan
Flight controller dan sensor1515–25 W25\ \mathrm{W}diukur saat integrasi
Herelink Air Unit≈4 W\approx 4\ \mathrm{W}sesuai mode operasi
Payload controller dan flowmeter55–15 W15\ \mathrm{W}tergantung sensor
DC-DC dan wiring loss8080–150 W150\ \mathrm{W}tergantung arus
Total full-payload hover≈6.4\approx 6.4–6.5 kW6.5\ \mathrm{kW}estimasi awal

Pompa Hobbywing 8 L beroperasi pada 1212–14S14\mathrm{S} atau sekitar 44.444.4–60.9 V60.9\ \mathrm{V}, dengan daya nominal 120 W120\ \mathrm{W} dan arus kerja maksimum sekitar 2.5 A2.5\ \mathrm{A}. (HOBBYWING)

4.1.5 Arus full-payload hover

Menggunakan daya total awal:

Pfull=6.50 kWP_{\text{full}} = 6.50\ \mathrm{kW}

Pada tegangan nominal:

Ifull,nom=PfullVnomI_{\text{full,nom}} = \frac{ P_{\text{full}} }{ V_{\text{nom}} }
Ifull,nom=650053.2I_{\text{full,nom}} = \frac{ 6500 }{ 53.2 }
Ifull,nom≈122.2 A\boxed{ I_{\text{full,nom}} \approx 122.2\ \mathrm{A} }

Jika tegangan pack turun ke 47 V47\ \mathrm{V}:

Ifull,lowV=650047I_{\text{full,lowV}} = \frac{ 6500 }{ 47 }
Ifull,lowV≈138.3 A\boxed{ I_{\text{full,lowV}} \approx 138.3\ \mathrm{A} }

Karena beban propulsi mendekati constant-power load, arus cenderung meningkat ketika tegangan turun.

4.1.6 Batas arus baterai yang digunakan

Halaman resmi Tattu memuat dua angka berbeda:

  • Deskripsi produk menyebut continuous discharge maksimum 180 A180\ \mathrm{A}.
  • Tabel spesifikasi menyebut maximum continuous current 270 A270\ \mathrm{A}.
  • Peak current dicantumkan 350 A350\ \mathrm{A} selama maksimum tiga detik. (Genstattu)

Karena terdapat konflik internal pada sumber pabrikan, konfigurasi AGHEX-20-R1 menggunakan nilai konservatif:

Ibattery,continuous-design=180 A\boxed{ I_{\text{battery,continuous-design}} = 180\ \mathrm{A} }

Nilai 270 A270\ \mathrm{A} tidak digunakan sebelum terdapat konfirmasi tertulis dari produsen untuk SKU:

TA-4.0-35C-30000-14S1P-HV

4.1.7 C-rating

Secara matematis, label 35C35\mathrm{C} menghasilkan:

I35C=35×30I_{35C} = 35 \times 30
I35C=1050 AI_{35C} = 1050\ \mathrm{A}

Angka tersebut tidak digunakan untuk sizing sistem karena jauh lebih tinggi daripada rating arus eksplisit pada halaman produk.

Urutan prioritas yang digunakan adalah:

  1. Rating arus eksplisit pabrikan.
  2. Rating BMS dan connector.
  3. Rating kabel.
  4. Rating fuse.
  5. Rating current sensor.
  6. Hasil thermal test.
  7. C-rating label.

4.2 Estimasi endurance

4.2.1 Persamaan dasar

Estimasi endurance:

tflight,min=60EusablePaveraget_{\text{flight,min}} = 60 \frac{ E_{\text{usable}} }{ P_{\text{average}} }

dengan:

  • tflight,mint_{\text{flight,min}} dalam menit.
  • EusableE_{\text{usable}} dalam Wh\mathrm{Wh}.
  • PaverageP_{\text{average}} dalam W\mathrm{W}.

Menggunakan daya maksimum atau daya hover penuh untuk seluruh misi menghasilkan estimasi konservatif. Sebaliknya, menggunakan daya saat tangki kosong akan menghasilkan estimasi terlalu optimistis.

4.2.2 Endurance full-payload static hover

Dengan baterai baru, reserve 30%, dan:

Paverage=6500 WP_{\text{average}} = 6500\ \mathrm{W}

maka:

thover,new=601117.26500t_{\text{hover,new}} = 60 \frac{ 1117.2 }{ 6500 }
thover,new≈10.31 menit\boxed{ t_{\text{hover,new}} \approx 10.31\ \mathrm{menit} }

Dengan aging allowance:

thover,design=601005.56500t_{\text{hover,design}} = 60 \frac{ 1005.5 }{ 6500 }
thover,design≈9.28 menit\boxed{ t_{\text{hover,design}} \approx 9.28\ \mathrm{menit} }

Hasil ini menunjukkan bahwa target 10 menit tidak memiliki margin kuat apabila kendaraan dipaksa mempertahankan payload penuh sepanjang penerbangan. Dalam misi semprot nyata, massa cairan berkurang sehingga kebutuhan daya ikut turun.

4.2.3 Durasi penyemprotan satu tangki

Debit nominal dari Bab 2:

Q=3.03 L/minQ = 3.03\ \mathrm{L/min}

Untuk tangki 20 L20\ \mathrm{L}:

tspray=VtankQt_{\text{spray}} = \frac{ V_{\text{tank}} }{ Q }
tspray=203.03t_{\text{spray}} = \frac{ 20 }{ 3.03 }
tspray≈6.60 menit\boxed{ t_{\text{spray}} \approx 6.60\ \mathrm{menit} }

Karena payload berkurang dari sekitar 20 kg20\ \mathrm{kg} menjadi mendekati nol selama 6,6 menit, daya propulsi rata-rata misi lebih rendah daripada full-payload hover.

4.2.4 Mission profile awal

Mission profile per tangki:

SegmenDurasiDaya rata-rataEnergi
Takeoff dan stabilisasi0.5 min0.5\ \mathrm{min}6.50 kW6.50\ \mathrm{kW}54.2 Wh54.2\ \mathrm{Wh}
Penyemprotan6.6 min6.6\ \mathrm{min}4.85 kW4.85\ \mathrm{kW}533.5 Wh533.5\ \mathrm{Wh}
Return1.0 min1.0\ \mathrm{min}3.30 kW3.30\ \mathrm{kW}55.0 Wh55.0\ \mathrm{Wh}
Landing0.5 min0.5\ \mathrm{min}3.20 kW3.20\ \mathrm{kW}26.7 Wh26.7\ \mathrm{Wh}
Total8.6 min8.6\ \mathrm{min}—669.4 Wh669.4\ \mathrm{Wh}

Energi setiap segmen dihitung dengan:

Ei=Piti60E_i = P_i \frac{ t_i }{ 60 }

Energi misi:

Emission=∑EiE_{\text{mission}} = \sum E_i
Emission≈669.4 Wh\boxed{ E_{\text{mission}} \approx 669.4\ \mathrm{Wh} }

4.2.5 Sisa energi setelah misi

Terhadap energi nominal:

Eremaining,nom=1596−669.4E_{\text{remaining,nom}} = 1596 - 669.4
Eremaining,nom=926.6 Wh\boxed{ E_{\text{remaining,nom}} = 926.6\ \mathrm{Wh} }

Reserve nominal:

Rnom=926.61596×100%R_{\text{nom}} = \frac{ 926.6 }{ 1596 } \times 100\%
Rnom≈58.1%\boxed{ R_{\text{nom}} \approx 58.1\% }

Dengan kapasitas baterai diasumsikan telah turun menjadi 90%:

Eavailable,aged=0.9×1596=1436.4 WhE_{\text{available,aged}} = 0.9 \times 1596 = 1436.4\ \mathrm{Wh}
Eremaining,aged=1436.4−669.4E_{\text{remaining,aged}} = 1436.4 - 669.4
Eremaining,aged=767.0 Wh\boxed{ E_{\text{remaining,aged}} = 767.0\ \mathrm{Wh} }

Reserve:

Raged=767.01436.4×100%R_{\text{aged}} = \frac{ 767.0 }{ 1436.4 } \times 100\%
Raged≈53.4%\boxed{ R_{\text{aged}} \approx 53.4\% }

4.2.6 Endurance berdasarkan daya misi rata-rata

Daya misi rata-rata:

Pmission,avg=Emissiontmission/60P_{\text{mission,avg}} = \frac{ E_{\text{mission}} }{ t_{\text{mission}}/60 }
Pmission,avg=669.48.6/60P_{\text{mission,avg}} = \frac{ 669.4 }{ 8.6/60 }
Pmission,avg≈4.67 kW\boxed{ P_{\text{mission,avg}} \approx 4.67\ \mathrm{kW} }

Endurance baterai baru dengan reserve 30%:

tmission,new=601117.24670t_{\text{mission,new}} = 60 \frac{ 1117.2 }{ 4670 }
tmission,new≈14.35 menit\boxed{ t_{\text{mission,new}} \approx 14.35\ \mathrm{menit} }

Endurance dengan aging allowance:

tmission,design=601005.54670t_{\text{mission,design}} = 60 \frac{ 1005.5 }{ 4670 }
tmission,design≈12.92 menit\boxed{ t_{\text{mission,design}} \approx 12.92\ \mathrm{menit} }

4.2.7 Interpretasi endurance

Kesimpulan awal:

  • Target misi ≥10\ge 10 menit dapat dicapai secara analitis.
  • Target full-payload static hover 10 menit tidak mempunyai aging margin.
  • Misi semprot satu tangki diperkirakan selesai sekitar 8,6 menit termasuk takeoff dan landing.
  • Hasil akhir harus ditentukan melalui coulomb counting dan flight log.
  • Nilai endurance tidak boleh dipublikasikan sebagai hasil final sebelum uji terbang.

4.2.8 Kriteria acceptance endurance

Requirement PWR-001 dinyatakan lulus bila:

  1. Drone lepas landas dengan payload 20 kg20\ \mathrm{kg}.
  2. Menjalankan profile misi yang ditentukan.
  3. Menyelesaikan misi tanpa battery warning kritis.
  4. Mendarat dengan reserve energi minimum 25%.
  5. Tidak ada sel yang melewati batas BMS.
  6. Tidak ada connector, fuse, atau kabel mengalami overtemperature.
  7. Hasil dapat diulang sekurangnya tiga kali.

4.3 Konfigurasi baterai

4.3.1 Konfigurasi baseline

Konfigurasi yang dibekukan adalah:

14S1P\boxed{ 14\mathrm{S}1\mathrm{P} }

Artinya:

  • 14 kelompok sel disusun seri.
  • Tidak ada pack kedua yang diparalelkan.
  • Kapasitas pack tetap 30 Ah30\ \mathrm{Ah}.
  • Tegangan meningkat berdasarkan jumlah sel seri.
  • Arus yang sama mengalir melalui seluruh cell group.

4.3.2 Tegangan nominal dan penuh

Tegangan nominal per sel:

Vcell,nom=53.214V_{\text{cell,nom}} = \frac{ 53.2 }{ 14 }
Vcell,nom=3.8 V\boxed{ V_{\text{cell,nom}} = 3.8\ \mathrm{V} }

Tegangan penuh per sel LiHV:

Vcell,max=4.35 VV_{\text{cell,max}} = 4.35\ \mathrm{V}

Tegangan pack penuh:

Vpack,max=14×4.35V_{\text{pack,max}} = 14 \times 4.35
Vpack,max=60.9 V\boxed{ V_{\text{pack,max}} = 60.9\ \mathrm{V} }

Tattu menjelaskan bahwa LiHV dapat diisi hingga 4.35 V/cell4.35\ \mathrm{V/cell}, sementara X9 G2L dan Pump 8 L mencantumkan rentang hingga 60.9 V60.9\ \mathrm{V}. (Genstattu)

4.3.3 Margin tegangan ESC

Batas input X9 G2L:

VESC,max=63 VV_{\text{ESC,max}} = 63\ \mathrm{V}

Margin:

Vmargin=63−60.9V_{\text{margin}} = 63 - 60.9
Vmargin=2.1 V\boxed{ V_{\text{margin}} = 2.1\ \mathrm{V} }

Persentase margin:

Vmargin,%=2.163×100%V_{\text{margin,\%}} = \frac{ 2.1 }{ 63 } \times 100\%
Vmargin,%≈3.33%\boxed{ V_{\text{margin,\%}} \approx 3.33\% }

Margin 3,33% tergolong kecil. Karena itu:

  • Panjang kabel baterai harus diminimalkan.
  • Loop area kabel positif dan negatif harus kecil.
  • Voltage overshoot harus diukur.
  • Komponen bus sebaiknya memiliki rating minimal 70 VDC70\ \mathrm{VDC}.
  • Perangkat 60 V60\ \mathrm{V} tidak digunakan.

4.3.4 Seri dan paralel

Untuk pack yang disusun seri:

Vseries=∑ViV_{\text{series}} = \sum V_i

dan kapasitas tetap:

Cseries=CpackC_{\text{series}} = C_{\text{pack}}

Untuk pack identik yang disusun paralel:

Vparallel=VpackV_{\text{parallel}} = V_{\text{pack}}
Cparallel=∑CiC_{\text{parallel}} = \sum C_i

Namun, baseline DF-01 menggunakan satu smart battery. Paralel tidak diterapkan karena:

  • BMS pack belum dikonfirmasi mendukung operasi paralel.
  • Sinkronisasi contactor internal belum dikonfirmasi.
  • Perilaku DroneCAN dua pack belum diverifikasi.
  • Current sharing belum diuji.
  • Massa dan CG akan berubah.
  • Battery tray harus didesain ulang.

4.3.5 Internal resistance

Internal resistance pack dapat diestimasi:

Rpack=VOC−VloadIloadR_{\text{pack}} = \frac{ V_{\text{OC}} - V_{\text{load}} }{ I_{\text{load}} }

dengan:

  • VOCV_{\text{OC}}: open-circuit voltage pada SOC dan temperatur tertentu.
  • VloadV_{\text{load}}: tegangan ketika diberi beban.
  • IloadI_{\text{load}}: arus uji.

Daya hilang di dalam baterai:

Pbattery,loss=I2RpackP_{\text{battery,loss}} = I^2R_{\text{pack}}

Sebagai contoh, jika:

VOC=56.5 VV_{\text{OC}} = 56.5\ \mathrm{V}
Vload=54.8 VV_{\text{load}} = 54.8\ \mathrm{V}
I=120 AI = 120\ \mathrm{A}

maka:

Rpack=56.5−54.8120R_{\text{pack}} = \frac{ 56.5-54.8 }{ 120 }
Rpack≈14.2 mΩ\boxed{ R_{\text{pack}} \approx 14.2\ \mathrm{m\Omega} }

Daya hilang:

Pbattery,loss=1202×0.0142P_{\text{battery,loss}} = 120^2 \times 0.0142
Pbattery,loss≈204 W\boxed{ P_{\text{battery,loss}} \approx 204\ \mathrm{W} }

Contoh tersebut hanya menunjukkan metode. Nilai baseline aktual harus diukur pada baterai fisik.

4.3.6 Pengukuran internal resistance

Pengukuran harus dilakukan pada:

  • SOC yang sama.
  • Temperatur yang sama.
  • Beban yang sama.
  • Waktu pengambilan data yang sama.
  • Connector dan kabel yang sama.

Data minimum:

ParameterUnit
Cycle countcycle
SOC%
Battery temperature∘C^\circ\mathrm{C}
Open-circuit voltageV\mathrm{V}
Loaded voltageV\mathrm{V}
Load currentA\mathrm{A}
Calculated resistancemΩ\mathrm{m\Omega}
Cell deltamV\mathrm{mV}

4.4 Sistem proteksi

Sistem proteksi harus membatasi konsekuensi dari:

  • Short circuit.
  • Reverse polarity.
  • Connector arc.
  • Cable abrasion.
  • ESC short.
  • Pump fault.
  • DC-DC failure.
  • Battery overtemperature.
  • Bus overvoltage.
  • Kesalahan maintenance.
Rendering diagram...

4.4.1 Main fuse

Main fuse melindungi:

  • Kabel baterai.
  • Main bus.
  • Current sensor.
  • PDB.
  • Downstream wiring.

Fuse bukan alat untuk melindungi baterai dari seluruh jenis kegagalan internal.

Kandidat baseline:

Eaton Bussmann AMG-200

Karakteristik seri AMG:

  • Rating 70 VDC70\ \mathrm{VDC}.
  • Rentang 6060–500 A500\ \mathrm{A}.
  • Interrupting rating 2500 A2500\ \mathrm{A} pada 70 VDC70\ \mathrm{VDC}.
  • Bolt-in mounting.
  • Housing UL 94V-0.
  • Tersedia kurva time-current. (Eaton)

Rating awal:

Ifuse=200 AI_{\text{fuse}} = 200\ \mathrm{A}

Rasio terhadap design continuous current:

180200=0.90\frac{ 180 }{ 200 } = 0.90

Fuse bekerja pada sekitar 90% rating ketika sistem mencapai batas continuous design.

Pemilihan AMG-200 masih harus dikonfirmasi melalui fuse coordination. Fuse harus mampu melewati transient normal tanpa nuisance opening, tetapi membuka sebelum kabel, connector, atau bus mencapai energi kerusakan.

4.4.2 Fuse per battery branch

Karena baseline hanya menggunakan satu pack, terdapat satu battery-branch fuse.

Jika dua pack digunakan paralel, setiap cabang wajib memiliki fuse sendiri:

Rendering diagram...

Tanpa branch fuse, short circuit pada Battery A dapat disuplai oleh Battery B melalui parallel junction.

4.4.3 Branch protection ESC

Setiap ESC X9 G2L memiliki rating continuous 30 A30\ \mathrm{A} dan peak 120 A120\ \mathrm{A} selama tiga detik. Branch protection tidak boleh dipilih hanya sebagai kelipatan 30 A30\ \mathrm{A} karena harus mempertimbangkan startup serta transient motor. (HOBBYWING)

Kandidat awal:

  • Fuse DC-rated.
  • Voltage rating minimal 70 VDC70\ \mathrm{VDC}.
  • Rating awal 6060–80 A80\ \mathrm{A} per branch.
  • Final rating berdasarkan time-current test.

Branch fuse bukan pengganti ESC protection internal.

4.4.4 Pre-charge

Pre-charge membatasi charging current menuju kapasitor input enam ESC dan perangkat lain.

Resistor awal:

Rpre=Vbattery,maxIpre,targetR_{\text{pre}} = \frac{ V_{\text{battery,max}} }{ I_{\text{pre,target}} }

Jika:

Vbattery,max=60.9 VV_{\text{battery,max}} = 60.9\ \mathrm{V}

dan target:

Ipre,target=1 AI_{\text{pre,target}} = 1\ \mathrm{A}

maka:

Rpre=60.91R_{\text{pre}} = \frac{ 60.9 }{ 1 }
Rpre≈60.9 Ω\boxed{ R_{\text{pre}} \approx 60.9\ \Omega }

Time constant:

τ=RpreCbus\tau = R_{\text{pre}}C_{\text{bus}}

Waktu hingga sekitar 99%:

t99≈5τt_{99} \approx 5\tau

Jika total bus capacitance:

Cbus=6000 μFC_{\text{bus}} = 6000\ \mu\mathrm{F}

maka:

τ=60.9×0.006\tau = 60.9 \times 0.006
τ=0.365 s\tau = 0.365\ \mathrm{s}
t99≈1.83 s\boxed{ t_{99} \approx 1.83\ \mathrm{s} }

Energi yang harus ditangani resistor:

EC=12CV2E_C = \frac{1}{2} CV^2
EC=12×0.006×60.92E_C = \frac{1}{2} \times 0.006 \times 60.9^2
EC≈11.1 J\boxed{ E_C \approx 11.1\ \mathrm{J} }

Resistor harus dipilih berdasarkan pulse-energy rating, bukan hanya continuous wattage.

4.4.5 Anti-spark

Baterai Tattu 4.0 mempunyai fungsi ON/OFF yang menurut produsen dapat mencegah percikan jika pack dimatikan sebelum koneksi. Fungsi tersebut dianggap sebagai lapisan pertama anti-spark, tetapi efektivitasnya tetap harus diuji terhadap total bus capacitance aktual. (Genstattu)

Prosedur:

  1. Baterai dalam status OFF.
  2. Hubungkan main connector.
  3. Verifikasi connector terkunci.
  4. Aktifkan baterai.
  5. Pantau kenaikan tegangan bus.
  6. Hentikan proses jika terjadi arc, fault BMS, atau voltage oscillation.

Jika inrush masih terlalu besar, external pre-charge wajib ditambahkan.

4.4.6 Main isolator

Main isolator adalah perangkat ground-service, bukan flight control.

Persyaratan:

ParameterRequirement
Voltage rating≥70 VDC\ge 70\ \mathrm{VDC}
Continuous current≥200 A\ge 200\ \mathrm{A}
Short transient≥350 A\ge 350\ \mathrm{A} selama 3 s3\ \mathrm{s}
Contact resistanceserendah mungkin
Environmentaltahan getaran dan kelembapan
Lockingpositive lock
Accessdapat dijangkau setelah landing

Membuka isolator saat drone terbang akan menghilangkan seluruh thrust. Karena itu, emergency disconnect tidak digunakan sebagai respons in-flight biasa.

4.4.7 Emergency disconnect

Emergency disconnect digunakan ketika kendaraan:

  • Sudah mendarat.
  • Crash.
  • Motor tidak berhenti.
  • Terjadi short atau smoke.
  • Tidak merespons perintah disarm.

Urutan prioritas:

  1. Gunakan disarm atau motor emergency stop dari jarak aman.
  2. Jangan mendekati rotor yang masih bergerak.
  3. Setelah rotor berhenti, gunakan emergency disconnect.
  4. Pindahkan baterai ke area isolasi jika aman.
  5. Catat fault sebelum reset.

4.4.8 Current sensor

Current sensor baseline diubah menjadi:

Mauch PL-200/8 120V Sensor Board

Spesifikasi utama:

  • Pengukuran arus 200 A200\ \mathrm{A}.
  • Sensor Hall ACS770-250U.
  • Pengukuran tegangan hingga 120 V120\ \mathrm{V}.
  • Kabel 8 AWG8\ \mathrm{AWG}.
  • Enclosure opsional.
  • Memiliki margin terhadap pack penuh 60.9 V60.9\ \mathrm{V}. (MAUCH Electronic)

Versi Mauch 60 V60\ \mathrm{V} tidak digunakan karena:

Vpack,max=60.9 V>60 VV_{\text{pack,max}} = 60.9\ \mathrm{V} > 60\ \mathrm{V}

Mauch memang menyediakan varian 14S 60 V60\ \mathrm{V}, tetapi tidak mempunyai margin untuk baterai LiHV ini. (MAUCH Electronic)

4.4.9 Temperature monitoring

Titik temperatur minimum:

  • Battery enclosure.
  • Main connector.
  • Main fuse.
  • Current sensor.
  • Main bus.
  • DC-DC A.
  • DC-DC B.
  • Herelink converter.
  • Pump branch.
  • ESC telemetry setiap arm.

Tattu menyatakan operation temperature −20-20 sampai 60∘C60^\circ\mathrm{C}, dengan batas discharge yang lebih rendah pada temperatur dingin. Pada −20-20 sampai 0∘C0^\circ\mathrm{C}, produsen membatasi discharge ke 0.2C0.2\mathrm{C}; pada 00 sampai 10∘C10^\circ\mathrm{C}, batasnya 0.5C0.5\mathrm{C}. (Genstattu)

Karena Bab 1 menetapkan envelope lingkungan 1010–40∘C40^\circ\mathrm{C}, baseline tidak melakukan takeoff di bawah 10∘C10^\circ\mathrm{C} tanpa prosedur pemanasan dan validasi khusus.

Internal battery temperature limits:

KondisiTindakan
Tbattery<10∘CT_{\text{battery}} < 10^\circ\mathrm{C}hold misi
Tbattery≥50∘CT_{\text{battery}} \ge 50^\circ\mathrm{C}warning
Tbattery≥55∘CT_{\text{battery}} \ge 55^\circ\mathrm{C}abort dan land
Tbattery≥60∘CT_{\text{battery}} \ge 60^\circ\mathrm{C}critical, isolasi setelah landing

Nilai warning dan abort adalah margin internal terhadap batas operasi pabrikan.

4.5 Power distribution

4.5.1 Main high-voltage bus

High-voltage bus harus mendukung:

Vbus,max≥70 VDCV_{\text{bus,max}} \ge 70\ \mathrm{VDC}
Ibus,continuous≥200 AI_{\text{bus,continuous}} \ge 200\ \mathrm{A}
Ibus,transient≥350 Aselama3 sI_{\text{bus,transient}} \ge 350\ \mathrm{A} \quad \text{selama} \quad 3\ \mathrm{s}

Rating 200 A dipilih dari:

IESC,total=6×30=180 AI_{\text{ESC,total}} = 6 \times 30 = 180\ \mathrm{A}

Tambahkan pompa dan auxiliary load:

Isystem,continuous≈180+2.5+IauxI_{\text{system,continuous}} \approx 180 + 2.5 + I_{\text{aux}}

Dengan auxiliary allowance sekitar 22–3 A3\ \mathrm{A}:

Isystem,continuous≈185 A\boxed{ I_{\text{system,continuous}} \approx 185\ \mathrm{A} }

Margin menuju bus rating 200 A hanya sekitar 8%. Karena itu, bus wajib melalui thermal validation.

4.5.2 Kore carrier board tidak digunakan

CubePilot Kore Carrier Board mendukung hingga 12S atau 50.4 V50.4\ \mathrm{V} dan arus kontinu 140 A140\ \mathrm{A}. Nilai tersebut lebih rendah dari:

  • Tegangan penuh 60.9 V60.9\ \mathrm{V}.
  • Design continuous current sekitar 185 A185\ \mathrm{A}.

Dengan demikian, Kore Carrier Board tidak boleh digunakan sebagai PDB utama AGHEX-20-R1. (CubePilot)

4.5.3 PDB baseline

PDB utama harus berupa:

  • Copper busbar atau laminated bus.
  • Rating minimum 70 VDC70\ \mathrm{VDC}.
  • Continuous current minimum 200 A200\ \mathrm{A}.
  • Short transient minimum 350 A350\ \mathrm{A}.
  • Enclosure tahan cairan.
  • Branch output terpisah untuk enam ESC.
  • Branch pompa terpisah.
  • Auxiliary branch terpisah.
  • Cover pada seluruh live conductor.
  • Strain relief pada setiap kabel.

PDB tidak boleh berupa PCB tipis dengan solder track yang tidak memiliki thermal analysis.

4.5.4 Avionics DC-DC

Dua converter independen dipilih:

2 × RECOM REC30E-4805SZ

Spesifikasi relevan:

  • Input 1818–75 VDC75\ \mathrm{VDC}.
  • Output nominal 5 V5\ \mathrm{V}.
  • Daya 30 W30\ \mathrm{W}.
  • Isolasi 2 kVDC2\ \mathrm{kVDC}.
  • Efisiensi lebih dari 90%.
  • OVP, OLP, OTP, UVLO, dan short-circuit protection.
  • Output dapat ditrim dalam rentang yang sesuai. (RECOM)

Konfigurasi:

  • Converter A menuju POWER1.
  • Converter B menuju POWER2.
  • Input masing-masing menggunakan fuse sendiri.
  • Kabel input dan output tidak berbagi connector.
  • Output converter tidak diparalelkan.
  • Setpoint awal 5.2 V5.2\ \mathrm{V} setelah memperhitungkan cable drop.

Cube menerima suplai sekitar 4.04.0–5.5 V5.5\ \mathrm{V} pada rentang operasi yang sesuai dan menyediakan redundant power inputs dengan automatic failover. (CubePilot)

4.5.5 Batas redundansi

Dua converter memberikan proteksi terhadap:

  • Kegagalan satu converter.
  • Putusnya satu fuse auxiliary.
  • Putusnya satu harness.
  • Kegagalan satu POWER input.

Namun, keduanya tetap berasal dari satu main battery.

Dengan demikian:

Arsitektur ini mempunyai converter and harness redundancy, tetapi tidak mempunyai independent energy-source redundancy.

Jika main battery atau main bus terputus, kedua converter akan kehilangan input.

Herelink Air Unit tidak boleh berbagi converter dengan flight controller.

Herelink menerima sekitar 66–12.6 V12.6\ \mathrm{V} dan dokumentasi menyarankan agar catu tidak dibagi dengan servo. Konsumsi rata-ratanya sekitar 4 W4\ \mathrm{W}. (CubePilot)

Converter:

RECOM REC30E-4812SZ

Konfigurasi:

  • Input 1818–75 V75\ \mathrm{V}.
  • Output ditrim ke sekitar 10.810.8–11.0 V11.0\ \mathrm{V}.
  • Fuse input independen.
  • LC filter sesuai datasheet.
  • Ground dan signal interface diverifikasi sebelum koneksi UART/SBUS.

Output tidak disetel ke 12.6 V12.6\ \mathrm{V} karena nilai tersebut merupakan batas maksimum Herelink.

4.5.7 Payload DC-DC

Payload controller menggunakan rail terpisah agar gangguan flowmeter atau aktuator tidak menjatuhkan flight controller.

Pilihan:

REC30E-4805SZ

untuk rail 5 V5\ \mathrm{V} payload controller, serta:

REC30E-4824SZ

untuk rail 24 V24\ \mathrm{V} flowmeter jika dibutuhkan.

Pompa tidak disuplai melalui converter karena Pump 8 L mendukung high-voltage bus secara langsung. (HOBBYWING)

4.5.8 Power-tree summary

RailSumberTeganganProteksiBeban
HV busTattu 14S4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}main fuseESC dan pompa
FC AREC30E-4805SZ5.2 V5.2\ \mathrm{V}fuse ACube POWER1
FC BREC30E-4805SZ5.2 V5.2\ \mathrm{V}fuse BCube POWER2
HerelinkREC30E-4812SZ≈10.8 V\approx 10.8\ \mathrm{V}fuse HAir Unit
Payload logicREC30E-4805SZ5 V5\ \mathrm{V}fuse P1STM32
FlowmeterREC30E-4824SZ24 V24\ \mathrm{V}fuse P2VN10S
PumpHV bus4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}pump fusePump 8 L

4.6 Kabel dan konektor

4.6.1 Voltage drop

Voltage drop:

Vdrop=IRV_{\text{drop}} = IR

Power loss:

Ploss=I2RP_{\text{loss}} = I^2R

Resistance konduktor:

R=ρLAR = \rho \frac{ L }{ A }

Untuk loop positif dan negatif:

Rloop=ρ2Lone-wayAR_{\text{loop}} = \rho \frac{ 2L_{\text{one-way}} }{ A }

Dengan resistivitas tembaga pada sekitar 20∘C20^\circ\mathrm{C}:

ρCu≈1.724×10−8 Ωm\rho_{\text{Cu}} \approx 1.724 \times 10^{-8} \ \Omega\mathrm{m}

4.6.2 Kabel utama

Baseline:

  • Luas penampang minimum 35 mm235\ \mathrm{mm^2}.
  • Kira-kira setara 2 AWG2\ \mathrm{AWG}.
  • Panjang one-way target 0.30 m0.30\ \mathrm{m}.
  • Positive dan negative routed berdekatan.

Resistance loop:

Rloop=1.724×10−80.6035×10−6R_{\text{loop}} = 1.724 \times 10^{-8} \frac{ 0.60 }{ 35 \times 10^{-6} }
Rloop≈0.296 mΩ\boxed{ R_{\text{loop}} \approx 0.296\ \mathrm{m\Omega} }

Pada 180 A180\ \mathrm{A}:

Vdrop=180×0.000296V_{\text{drop}} = 180 \times 0.000296
Vdrop≈0.053 V\boxed{ V_{\text{drop}} \approx 0.053\ \mathrm{V} }

Loss:

Ploss=1802×0.000296P_{\text{loss}} = 180^2 \times 0.000296
Ploss≈9.59 W\boxed{ P_{\text{loss}} \approx 9.59\ \mathrm{W} }

Pada 200 A200\ \mathrm{A}:

Ploss=2002×0.000296P_{\text{loss}} = 200^2 \times 0.000296
Ploss≈11.84 W\boxed{ P_{\text{loss}} \approx 11.84\ \mathrm{W} }

Loss tersebut belum memasukkan:

  • Connector.
  • Fuse.
  • Current sensor.
  • Busbar joint.
  • Crimp resistance.
  • Contact aging.

4.6.3 Kabel branch ESC

Contoh screening untuk kabel 8 AWG8\ \mathrm{AWG}:

A≈8.37 mm2A \approx 8.37\ \mathrm{mm^2}

Dengan panjang one-way:

Lone-way=0.60 mL_{\text{one-way}} = 0.60\ \mathrm{m}

maka:

Rloop=1.724×10−81.208.37×10−6R_{\text{loop}} = 1.724 \times 10^{-8} \frac{ 1.20 }{ 8.37 \times 10^{-6} }
Rloop≈2.47 mΩ\boxed{ R_{\text{loop}} \approx 2.47\ \mathrm{m\Omega} }

Pada 30 A30\ \mathrm{A}:

Vdrop=30×0.00247V_{\text{drop}} = 30 \times 0.00247
Vdrop≈0.074 V\boxed{ V_{\text{drop}} \approx 0.074\ \mathrm{V} }
Ploss=302×0.00247P_{\text{loss}} = 30^2 \times 0.00247
Ploss≈2.22 W\boxed{ P_{\text{loss}} \approx 2.22\ \mathrm{W} }

Kabel final harus mengikuti harness X9 G2L atau hasil validasi pabrikan. Perhitungan di atas hanya menunjukkan metode.

4.6.4 Temperature correction

Resistance tembaga meningkat terhadap temperatur:

RT=R20[1+α(T−20)]R_T = R_{20} \left[ 1 + \alpha \left( T-20 \right) \right]

dengan:

αCu≈0.00393/∘C\alpha_{\text{Cu}} \approx 0.00393/^\circ\mathrm{C}

Pada 80∘C80^\circ\mathrm{C}:

R80=R20[1+0.00393(80−20)]R_{80} = R_{20} \left[ 1 + 0.00393 \left( 80-20 \right) \right]
R80≈1.236R20\boxed{ R_{80} \approx 1.236R_{20} }

Resistance naik sekitar 23,6%, sehingga loss juga meningkat.

4.6.5 Connector utama

Tattu menggunakan:

Molex 46562-2657

Connector tidak boleh diganti dengan adaptor generik tanpa verifikasi. Seri Molex 46562 merupakan keluarga EXTreme Ten60Power dengan kombinasi power dan signal contacts. Mating connector, contact arrangement, crimp terminal, dan tooling harus mengikuti drawing pabrikan. (Genstattu)

Persyaratan connector:

  • Positive locking.
  • Keyed polarity.
  • Tidak dapat tersambung terbalik.
  • Strain relief.
  • Finger-safe enclosure.
  • Tidak ada exposed conductor.
  • Contact temperature dipantau saat qualification test.
  • Crimp dilakukan menggunakan tooling yang disetujui.
  • Tidak menggunakan solder sebagai pengganti crimp kecuali drawing mengizinkan.

4.6.6 Connector acceptance

Connector dinyatakan lulus bila:

ΔTconnector=Tconnector−Tambient\Delta T_{\text{connector}} = T_{\text{connector}} - T_{\text{ambient}}

tetap di bawah batas qualification yang ditentukan setelah:

  • Hover penuh.
  • Misi semprot penuh.
  • Transient maneuver.
  • Tiga siklus penerbangan berurutan.
  • Kontaminasi lapangan yang disimulasikan.

Acceptance juga membutuhkan:

  • Tidak ada discoloration.
  • Tidak ada pelunakan housing.
  • Tidak ada contact pitting.
  • Tidak ada peningkatan resistance signifikan.
  • Locking mechanism tetap bekerja.

4.6.7 Routing

Aturan routing:

  • Positive dan negative main cable dipasang berdekatan.
  • Kabel HV dipisahkan dari GNSS, compass, dan analog sensor.
  • Kabel tidak melewati tepi carbon tanpa grommet.
  • Tidak ada cable tie langsung pada hose kimia.
  • Sediakan service loop secukupnya.
  • Jangan membentuk loop besar.
  • Connector tidak menopang berat kabel.
  • Gunakan strain relief pada arm folding section.
  • Hindari sambungan kabel di area yang menerima spray.

4.6.8 Grounding

Grounding architecture:

  • HV return menggunakan dedicated conductor.
  • Avionics ground mengikuti output isolated DC-DC.
  • Signal ground hanya dihubungkan sesuai interface requirement.
  • Chassis carbon tidak digunakan sebagai current return.
  • Shield di-ground-kan pada titik yang ditentukan, bukan sembarang kedua ujung.
  • Pump current tidak kembali melalui flight-controller ground.

4.7 Prosedur baterai paralel

4.7.1 Status paralel pada desain baseline

Konfigurasi AGHEX-20-R1 DF-01:

Satu baterai 14S1P\boxed{ \text{Satu baterai 14S1P} }

Penggunaan dua smart battery secara paralel tidak diizinkan pada baseline.

Alasannya:

  • Halaman produk tidak menyatakan dukungan operasi paralel.
  • Sinkronisasi BMS belum dibuktikan.
  • Current sharing belum diuji.
  • Smart switch dan anti-spark dapat berinteraksi.
  • Dua node DroneCAN dapat membutuhkan konfigurasi khusus.
  • Massa bertambah sekitar 11.4 kg11.4\ \mathrm{kg}.
  • MTOW, CG, propulsi, landing gear, dan tray harus dihitung ulang.

4.7.2 Risiko equalization current

Ketika dua baterai dengan tegangan berbeda disambungkan paralel:

Iequalize=ΔVR1+R2+RconnectionI_{\text{equalize}} = \frac{ \Delta V }{ R_1+R_2+R_{\text{connection}} }

Sebagai contoh:

ΔV=0.5 V\Delta V = 0.5\ \mathrm{V}

dan:

Rtotal=10 mΩR_{\text{total}} = 10\ \mathrm{m\Omega}

maka:

Iequalize=0.50.010I_{\text{equalize}} = \frac{ 0.5 }{ 0.010 }
Iequalize=50 A\boxed{ I_{\text{equalize}} = 50\ \mathrm{A} }

Arus tersebut terjadi sebelum drone diaktifkan dan tidak dikendalikan flight controller.

4.7.3 Persyaratan sebelum parallel design

Parallel pack hanya boleh dievaluasi bila:

  1. Produsen menyatakan pack mendukung parallel discharge.
  2. Model, SKU, kapasitas, dan chemistry identik.
  3. Firmware BMS identik.
  4. Cycle count berada dalam kelompok yang sama.
  5. Temperatur pack hampir sama.
  6. SOC hampir sama.
  7. Internal resistance telah dicocokkan.
  8. Setiap branch memiliki fuse.
  9. Terdapat pre-charge atau controlled contactor.
  10. Current sharing dapat dimonitor.
  11. DroneCAN node dan battery instance dikonfigurasi.
  12. Tray, CG, MTOW, dan struktur dikualifikasi ulang.

4.7.4 Pemeriksaan beda tegangan

Sebelum parallel connection:

ΔVpack=∣VA−VB∣\Delta V_{\text{pack}} = \left| V_A-V_B \right|

Internal target awal:

ΔVpack≤0.10 V\boxed{ \Delta V_{\text{pack}} \le 0.10\ \mathrm{V} }

Per-cell equivalent:

ΔVcell,eq=0.1014\Delta V_{\text{cell,eq}} = \frac{ 0.10 }{ 14 }
ΔVcell,eq≈7.1 mV\boxed{ \Delta V_{\text{cell,eq}} \approx 7.1\ \mathrm{mV} }

Nilai tersebut merupakan target konservatif internal, bukan spesifikasi Tattu. Pack tetap tidak boleh diparalelkan tanpa persetujuan produsen.

4.7.5 Urutan koneksi dua pack

Prosedur konseptual:

Rendering diagram...

Prosedur tersebut belum merupakan release instruction dan tidak boleh diterapkan sampai desain paralel memiliki revisi resmi.

4.7.6 Current sharing

Current sharing ideal:

IA≈IB≈Itotal2I_A \approx I_B \approx \frac{ I_{\text{total}} }{ 2 }

Current imbalance:

ϵI=∣IA−IB∣IA+IB×100%\epsilon_I = \frac{ \left| I_A-I_B \right| }{ I_A+I_B } \times 100\%

Target awal:

ϵI≤10%\epsilon_I \le 10\%

Current imbalance dapat disebabkan oleh:

  • Internal resistance berbeda.
  • Cable length berbeda.
  • Fuse resistance berbeda.
  • Connector aging.
  • SOC berbeda.
  • BMS current limit berbeda.
  • Temperatur berbeda.

4.7.7 Fuse cabang paralel

Setiap pack harus mempunyai:

  • Fuse sedekat mungkin dengan positive terminal.
  • Rating tegangan minimal 70 VDC70\ \mathrm{VDC}.
  • Rating arus berdasarkan kemampuan pack dan kabel.
  • Interrupting rating yang sesuai.
  • Enclosure tahan sentuh.
  • Tidak berbagi fuse sebelum parallel junction.

4.7.8 Battery retirement criteria

Baterai langsung dikarantina jika ditemukan:

  • Swelling.
  • Retak.
  • Deformasi.
  • Kebocoran.
  • Bau elektrolit.
  • Corrosion.
  • Connector meleleh.
  • Contact discoloration.
  • BMS critical fault.
  • Riwayat overtemperature.
  • Riwayat overcurrent berat.
  • Dampak crash.
  • Water atau chemical intrusion.

Internal performance criteria:

Cmeasured<0.80CnominalC_{\text{measured}} < 0.80 C_{\text{nominal}}

Dengan:

Cnominal=30 AhC_{\text{nominal}} = 30\ \mathrm{Ah}

maka:

Cretirement<24 Ah\boxed{ C_{\text{retirement}} < 24\ \mathrm{Ah} }

Internal-resistance investigation threshold:

Rpack,current>1.30Rpack,baselineR_{\text{pack,current}} > 1.30 R_{\text{pack,baseline}}

Peningkatan di atas 30% memicu:

  • Re-test.
  • Capacity test.
  • Connector inspection.
  • Cell-balance review.
  • Keputusan quarantine atau retirement.

Angka 80% dan 30% merupakan maintenance policy internal. BMS warning dan batas produsen tetap mempunyai prioritas lebih tinggi.

4.7.9 Aturan penyimpanan dan charging

  • Gunakan charger yang kompatibel dengan smart LiHV 14S.
  • Jangan menggunakan profile LiPo 4.2 V/cell4.2\ \mathrm{V/cell} sebagai profile LiHV.
  • Jangan menggunakan charger tanpa cell monitoring.
  • Jangan mengisi baterai di dalam drone.
  • Charging dilakukan di area tahan api dengan pengawasan.
  • Data cycle dan fault disimpan.
  • Baterai panas setelah penerbangan harus didinginkan sebelum charging.
  • Connector diperiksa sebelum setiap siklus.
  • Baterai tidak dibongkar atau diperbaiki di lapangan.

4.8 Power architecture release gate

Power architecture tidak boleh dirilis ke assembly sebelum seluruh item berikut selesai:

GateBukti yang diperlukan
Battery specificationSKU dan manual dikonfirmasi
Voltage correctionSemua komponen valid pada 60.9 V60.9\ \mathrm{V}
Main fuseFuse coordination selesai
Main cableThermal test pada 180 A180\ \mathrm{A}
ConnectorTemperature-rise test selesai
Current sensorKalibrasi 0–180 A selesai
DC-DC A/BLoad, dropout, dan failover test
Herelink railOutput tidak melebihi 12.6 V12.6\ \mathrm{V}
PDB200 A200\ \mathrm{A} continuous validation
Pre-chargeInrush current direkam
BMS CANTelemetry diverifikasi
Temperature sensorsSeluruh channel berfungsi
Fault responseFuse, BMS, dan autopilot response diuji

Keputusan desain yang dikunci

ParameterKeputusan
Battery baselineTattu 4.0 14S1P 30 Ah
ChemistryLiHV
Tegangan nominal53.2 V53.2\ \mathrm{V}
Tegangan penuh60.9 V60.9\ \mathrm{V}
Energi nominal1596 Wh1596\ \mathrm{Wh}
Usable energy baru1117.2 Wh1117.2\ \mathrm{Wh}
Usable energy desain1005.5 Wh1005.5\ \mathrm{Wh}
Arus continuous design180 A180\ \mathrm{A}
Main bus rating≥70 VDC\ge 70\ \mathrm{VDC}, ≥200 A\ge 200\ \mathrm{A}
Main fuse candidateEaton AMG-200
Current sensorMauch PL-200/8 120V
Avionics power2 × REC30E-4805SZ
Herelink powerREC30E-4812SZ, ditrim ≈10.8 V\approx10.8\ \mathrm{V}
Payload powerRail terpisah
FC redundancyDua converter dan dua harness
Parallel batteryTidak diizinkan pada DF-01
Estimated mission duration≈8.6 min\approx 8.6\ \mathrm{min}
Estimated design endurance≈12.9 min\approx 12.9\ \mathrm{min}

Requirement update

IDRequirementHasil Bab 4Status
PWR-001Waktu terbang payload penuh ≥10\ge 10 menitAnalitis 12.912.9 menit untuk mission profilePreliminary pass
PWR-002Reserve landing ≥25\ge 25%Mission model menghasilkan >50>50%Preliminary pass
PWR-003Main bus mendukung tegangan penuhRating minimum 70 VDC70\ \mathrm{VDC}Defined
PWR-004Main bus mendukung arusRating minimum 200 A200\ \mathrm{A}Defined
PWR-005Redundant FC powerDua REC30E-4805SZAllocated
PWR-006Current monitoringMauch 200 A, 120 VAllocated
PWR-007Inrush controlSmart anti-spark + pre-charge bila diperlukanTest required
PWR-008Thermal monitoringBattery, connector, fuse, PDB, DC-DCDefined
PWR-009Parallel battery safetyParallel dilarang pada DF-01Closed
SAF-005Emergency isolationGround-service disconnectDefined

Ringkasan Bab 4

Bab ini menghasilkan beberapa koreksi dan keputusan penting:

  • Baterai Tattu 4.0 adalah LiHV dengan tegangan penuh 60.9 V60.9\ \mathrm{V}.
  • Perangkat dengan rating maksimum 60 V60\ \mathrm{V} tidak mempunyai margin yang cukup.
  • CubePilot Kore PDB tidak kompatibel karena hanya mendukung 50.4 V50.4\ \mathrm{V} dan 140 A140\ \mathrm{A}.
  • Main bus harus mempunyai rating sekurangnya 70 VDC70\ \mathrm{VDC} dan 200 A200\ \mathrm{A} kontinu.
  • Current sensor menggunakan Mauch PL-200/8 versi 120 V120\ \mathrm{V}.
  • Flight controller menggunakan dua isolated converter independen.
  • Herelink dan payload tidak berbagi rail dengan flight controller.
  • Estimasi mission endurance memenuhi target, tetapi full-payload static hover tidak memiliki margin aging yang kuat.
  • Sistem paralel dua baterai tidak menjadi bagian design freeze.
  • Main fuse, connector, cable, busbar, dan pre-charge wajib melalui thermal serta transient test.

Referensi bab

  1. Tattu — spesifikasi Tattu 4.0 30000 mAh 14S1P, energi, massa, BMS, connector, arus, dan temperatur. (Genstattu)
  2. Tattu — karakteristik LiHV dan batas charge 4.35 V/cell4.35\ \mathrm{V/cell}. (Genstattu)
  3. Hobbywing — rentang baterai dan input X9 G2L. (HOBBYWING)
  4. Hobbywing — spesifikasi Pump 8 L. (HOBBYWING)
  5. Eaton Bussmann — seri fuse AMG 70 VDC70\ \mathrm{VDC}. (Eaton)
  6. Mauch Electronic — PL-200/8 120V current and voltage sensor. (MAUCH Electronic)
  7. Mauch Electronic — batas varian sensor 14S 60 V60\ \mathrm{V}. (MAUCH Electronic)
  8. CubePilot — batas Kore Carrier Board. (CubePilot)
  9. CubePilot — power architecture dan redundant input Cube. (ArduPilot.org)
  10. RECOM — REC30E-Z isolated converter, termasuk varian 1818–75 V75\ \mathrm{V} untuk output 5 V, 12 V, dan 24 V. (RECOM)
  11. CubePilot — batas suplai dan konsumsi Herelink Air Unit. (CubePilot)
  12. Molex — keluarga connector 46562 EXTreme Ten60Power. (Molex)

Kembali ke Atas

5. Flight Controller, Sensor, dan Komunikasi

Bab ini membekukan arsitektur avionik AGHEX-20-R1, mencakup flight controller, sensor navigasi, rangefinder, power monitor, ESC telemetry, RC, GCS, serta keamanan komunikasi.

Tujuan arsitektur avionik bukan sekadar membuat seluruh perangkat terhubung. Sistem harus memastikan bahwa:

  • Gangguan pada payload tidak menjatuhkan flight controller.
  • Kehilangan telemetry tidak langsung menghilangkan kendali autopilot.
  • Kehilangan RC menghasilkan respons failsafe yang deterministik.
  • Sensor navigasi tidak terganggu arus propulsi.
  • Setiap interface memiliki jalur diagnosis.
  • Konfigurasi perangkat dapat direproduksi dari wiring table dan parameter release.
  • Kegagalan satu peripheral tidak merusak seluruh bus avionik.

Konfigurasi avionik yang dikunci adalah:

FungsiPerangkat
Flight controllerCube Orange+ Standard Set
Firmware targetArduPilot Copter 4.6.3 stable
GNSS dan RTK roverCubePilot Here4
Magnetometer utamaRM3100 pada Here4
Barometer utamaMS5611 internal Cube Orange+
Terrain rangefinderBenewake TF03 UART/CAN
Power monitor utamaMauch PL-200/8 120 V
Battery telemetryTattu smart BMS DroneCAN
ESC commandPWM dari MAIN OUT 1–6
ESC telemetryDroneCAN pada CAN2
RC dan GCSHerelink 1.1
Payload controllerSTM32G474 melalui MAVLink 2
Ground stationHerelink Ground Unit dan Mission Planner

Arsitektur tingkat tinggi:

Rendering diagram...

5.1 Flight controller final

5.1.1 Model dan identitas hardware

Flight controller final adalah:

CubePilot Cube Orange+ Standard Set

Cube Orange+ menggunakan mikrokontroler STM32H757 dengan flash 2 MB2\ \mathrm{MB}, RAM 1 MB1\ \mathrm{MB}, sensor inersial ICM-20649, barometer MS5611, serta microSD melalui SDIO. Standard carrier menyediakan dua CAN, beberapa UART, dua input daya, RC input, USB, dan output PWM. (CubePilot)

Identitas konfigurasi:

ParameterNilai
ModelCube Orange+
CarrierCubePilot Standard Carrier Board
ProcessorSTM32H757
Flash2 MB2\ \mathrm{MB}
RAM1 MB1\ \mathrm{MB}
IMU yang didokumentasikanICM-20649
Barometer internalMS5611
Firmware board targetCubeOrangePlus
Firmware kendaraanArduPilot Copter
Firmware baseline4.6.3 stable

Firmware resmi ArduPilot Copter 4.6.3 tersedia untuk target CubeOrangePlus. Binary, parameter file, dan hash firmware yang digunakan dalam pengujian harus disimpan bersama release package desain. (ArduPilot.org)

5.1.2 Revisi hardware

Dokumentasi publik CubePilot tidak menetapkan satu kode revisi PCB universal yang aman untuk diasumsikan pada seluruh unit Cube Orange+ Standard Set. Oleh karena itu, revisi tidak boleh ditentukan hanya dari nama produk atau warna enclosure.

Incoming inspection wajib mencatat:

  • Nomor seri Cube.
  • Cube ID.
  • Nomor revisi pada PCB atau label.
  • Nomor revisi carrier board.
  • Tanggal produksi bila tersedia.
  • Bootloader version.
  • Hardware ID yang dilaporkan Mission Planner.
  • Firmware version.
  • Firmware Git hash.
  • Service bulletin yang berlaku.

Format identitas:

flightController:
  model: Cube Orange+
  boardTarget: CubeOrangePlus
  serialNumber: '<record-at-inspection>'
  cubeId: '<record-at-inspection>'
  hardwareRevision: '<record-at-inspection>'
  carrierRevision: '<record-at-inspection>'
  bootloaderVersion: '<record-at-inspection>'
  firmwareVersion: 'ArduCopter 4.6.3'
  firmwareGitHash: '<record-after-flashing>'

Unit dengan revisi yang berbeda harus diperlakukan sebagai configuration item berbeda sampai kompatibilitasnya dikonfirmasi.

5.1.3 Firmware target

Firmware yang dibekukan untuk tahap konstruksi adalah:

ArduPilot Copter 4.6.3 stable
Board target: CubeOrangePlus

Alasan penggunaan stable release:

  • Memiliki parameter list yang dapat diaudit.
  • Binary resmi tersedia untuk target hardware.
  • Perilaku dapat dikunci terhadap satu versi.
  • Pengujian ulang dapat dilakukan menggunakan binary yang sama.

Firmware tidak boleh diperbarui otomatis setelah acceptance test. Perubahan dari 4.6.3 ke versi lain diperlakukan sebagai Engineering Change Request karena dapat mengubah:

  • Parameter.
  • Driver sensor.
  • Perilaku failsafe.
  • Mixer.
  • DroneCAN.
  • EKF.
  • Terrain following.
  • Logging.
  • MAVLink routing.

5.1.4 Port yang digunakan

Port CubeFungsi
POWER1Power A dan analog voltage/current monitor
POWER2Redundant power B
CAN1Here4 RTK GNSS dan external compass
CAN2Enam X9 G2L ESC dan smart battery telemetry
TELEM1Herelink MAVLink 2
TELEM2STM32 payload controller
SERIAL4TF03 UART
RCINHerelink SBUS
MAIN OUT 1–6PWM motor 1–6
AUX OUTReserved untuk valve, service, dan test output
GPS1External safety switch atau service interface
USBFirmware, parameter, signing-key provisioning, dan log service

Cube menyediakan dua CAN dan empat UART utama melalui interface carrier. Connector high-density pada carrier menggunakan JST-GH, sedangkan power-module interface menggunakan Molex Clik-Mate. (CubePilot)

5.1.5 Orientasi pemasangan

Baseline memasang Cube dengan:

  • Arrow menghadap depan kendaraan.
  • Permukaan carrier sejajar bidang motor.
  • AHRS_ORIENTATION = 0.
  • Tidak ada rotasi yaw, pitch, atau roll terhadap frame.
  • Flight controller ditempatkan sedekat mungkin dengan CG horizontal.

ArduPilot mengharuskan AHRS_ORIENTATION disetel sesuai orientasi fisik sebelum accelerometer calibration apabila autopilot tidak dipasang dengan arah standar. Baseline sengaja memakai arah standar untuk mengurangi risiko salah konfigurasi. (ArduPilot.org)

Rendering diagram...

ArduPilot menggunakan koordinat body-frame NED untuk parameter sensor: +x+x ke depan, +y+y ke kanan, dan +z+z ke bawah. Ini berbeda dari konvensi +z+z ke atas yang digunakan pada sebagian drawing mekanik Bab 2. Konversi koordinat wajib dilakukan ketika mengisi parameter offset.

5.1.6 Offset flight controller

Posisi flight controller terhadap CG memengaruhi pengukuran percepatan rotasional. Posisi IMU harus dicatat dengan:

rFC=[xFC yFC zFC]\mathbf{r}_{\text{FC}} = \begin{bmatrix} x_{\text{FC}} \ y_{\text{FC}} \ z_{\text{FC}} \end{bmatrix}

Dalam body-frame ArduPilot:

  • x>0x>0: ke depan.
  • y>0y>0: ke kanan.
  • z>0z>0: ke bawah.

Parameter yang terkait:

INS_POS1_X
INS_POS1_Y
INS_POS1_Z
INS_POS2_X
INS_POS2_Y
INS_POS2_Z
INS_POS3_X
INS_POS3_Y
INS_POS3_Z

ArduPilot merekomendasikan IMU ditempatkan sedekat mungkin dengan CG. Jika tidak memungkinkan, offset sensor dapat dikompensasi melalui parameter posisi. (ArduPilot.org)

5.1.7 Mounting dan vibrasi

Carrier board dipasang pada avionics plate yang:

  • Kaku terhadap center plate.
  • Tidak berdekatan dengan pompa.
  • Tidak berada langsung di atas PDB.
  • Tidak menggunakan foam sangat lunak.
  • Tidak menyentuh harness atau hose.
  • Terlindung dari cairan tetapi tidak tertutup kedap tanpa ventilasi termal.

Mounting terlalu lunak dapat menghasilkan resonansi frekuensi rendah. Mounting terlalu kaku dapat meneruskan frekuensi motor dan propeller. Solusi final ditentukan melalui log vibrasi, bukan hanya berdasarkan sentuhan atau inspeksi visual.

Acceptance awal:

ParameterTarget
Cube tidak menyentuh enclosureWajib
Harness tidak menarik CubeWajib
Mounting tidak bergeserWajib
Tidak ada clipping IMUWajib
Vibration logDi dalam batas ArduPilot
Enclosure tidak kedap tekananWajib

5.2 Sensor navigasi

5.2.1 Sensor-fusion architecture

Rendering diagram...

5.2.2 GNSS dan RTK

GNSS final adalah CubePilot Here4 dengan:

  • u-blox NEO-F9P.
  • Multi-constellation GNSS.
  • Dual-frequency reception.
  • DroneCAN.
  • RTK update sampai 20 Hz20\ \mathrm{Hz}.
  • Nominal positioning accuracy 0.01 m+1 ppm0.01\ \mathrm{m}+1\ \mathrm{ppm} CEP.
  • STM32H757 peripheral processor.
  • Integrated RM3100 magnetometer.
  • Integrated ICM42688 IMU.
  • Integrated MS5611 barometer. (CubePilot)

Nominal RTK accuracy dapat ditulis:

eRTK=0.01+10−6Le_{\text{RTK}} = 0.01 + 10^{-6}L

dengan:

  • eRTKe_{\text{RTK}} dalam meter.
  • LL adalah baseline base-to-rover dalam meter.

Untuk baseline:

L=5000 mL = 5000\ \mathrm{m}

maka:

eRTK=0.01+10−6×5000e_{\text{RTK}} = 0.01 + 10^{-6} \times 5000
eRTK=0.015 m\boxed{ e_{\text{RTK}} = 0.015\ \mathrm{m} }

Nilai 15 mm15\ \mathrm{mm} adalah angka nominal CEP berdasarkan spesifikasi, bukan jaminan cross-track error kendaraan. Akurasi lintasan juga dipengaruhi:

  • Multipath.
  • RTK correction age.
  • Antenna placement.
  • EKF tuning.
  • Wind.
  • Frame flex.
  • Control response.
  • Mission geometry.
  • GNSS interference.

5.2.3 RTK correction path

RTK correction mengikuti jalur:

Rendering diagram...

Here4 dapat menerima RTK correction melalui autopilot dan telemetry link. Dokumentasi CubePilot menjelaskan base station data diteruskan melalui telemetry menuju rover Here4, dengan status seperti RTK Float dan RTK Fixed ditampilkan pada GCS. (CubePilot)

Requirement operasi:

KondisiRespons
RTK FixedMisi presisi diizinkan
RTK FloatHold atau lanjut dengan batas lebih konservatif
3D Fix tanpa RTKPenyemprotan presisi tidak dimulai
GPS unhealthyAbort atau failsafe
Correction age berlebihHold mission
Position variance tinggiAbort mission

5.2.4 Posisi antenna GNSS

Here4 ditempatkan:

  • Di atas center plate.
  • Sedekat mungkin dengan sumbu x=0x=0 dan y=0y=0.
  • Jauh dari battery cable.
  • Jauh dari ESC dan pompa.
  • Dengan pandangan langit terbuka.
  • Tidak tertutup carbon plate.
  • Tidak berdekatan dengan antenna Herelink.

Posisi phase center dicatat:

rGNSS=[xGNSS yGNSS zGNSS]\mathbf{r}_{\text{GNSS}} = \begin{bmatrix} x_{\text{GNSS}} \ y_{\text{GNSS}} \ z_{\text{GNSS}} \end{bmatrix}

dan dimasukkan pada:

GPS_POS1_X
GPS_POS1_Y
GPS_POS1_Z

ArduPilot menyediakan parameter offset antenna GNSS agar posisi sensor terhadap vehicle origin dapat diperhitungkan. (ArduPilot.org)

5.2.5 Magnetometer

Magnetometer utama adalah RM3100 pada Here4.

Alasan menggunakan external magnetometer sebagai primary:

  • Lebih jauh dari PDB.
  • Lebih jauh dari battery connector.
  • Lebih jauh dari kabel phase motor.
  • Lebih mudah ditempatkan pada mast.
  • Lebih sedikit terkena magnetic field lokal.

Here4 melalui DroneCAN terdeteksi sebagai external compass, dan dokumentasi CubePilot menyatakan external CAN compass menjadi pilihan default pada Cube Orange+ dalam konfigurasi Here4. (CubePilot)

Magnetic field ideal dari konduktor lurus:

B=μ0I2πrB = \frac{ \mu_0I }{ 2\pi r }

Untuk:

I=180 AI = 180\ \mathrm{A}
r=0.20 mr = 0.20\ \mathrm{m}

maka:

B=4π×10−7×1802π×0.20B = \frac{ 4\pi \times 10^{-7} \times 180 }{ 2\pi \times 0.20 }
B≈180 μT\boxed{ B \approx 180\ \mu\mathrm{T} }

Nilai tersebut dapat lebih besar daripada medan magnet bumi lokal. Dalam kabel positif dan negatif yang dipasang berdekatan, sebagian medan saling mengurangi. Karena itu, loop area kabel utama harus sekecil mungkin.

Acceptance magnetometer:

  • Heading stabil saat disarmed.
  • Heading tidak berubah berlebihan ketika pompa diaktifkan.
  • Heading tidak berubah berlebihan ketika motor dinaikkan.
  • External compass menjadi primary.
  • Internal compass hanya digunakan bila lulus interference test.
  • Compass calibration dilakukan setelah seluruh wiring final selesai.

5.2.6 Barometer

Barometer utama adalah MS5611 internal Cube Orange+. CubePilot mendokumentasikan MS5611 sebagai barometer pada Cube Orange+. (CubePilot)

Barometer digunakan untuk:

  • Altitude estimation.
  • Vertical velocity.
  • Altitude hold.
  • EKF fusion.

Barometer tidak digunakan sebagai satu-satunya sensor tinggi terhadap tanaman. Pada operasi rendah, tinggi terhadap permukaan diperoleh dari rangefinder.

Instalasi harus:

  • Terlindung dari propeller wash langsung.
  • Tidak terkena cairan.
  • Tidak tertutup kedap.
  • Tidak berada dekat kipas Herelink.
  • Tidak memiliki pressure pulse dari pompa.
  • Memiliki vent yang memungkinkan tekanan ambient berubah.

Barometer Here4 tidak ditetapkan sebagai primary altitude source dalam DF-01. Penggunaan sensor tambahan tersebut hanya diaktifkan setelah device enumeration, noise, dan priority behavior diverifikasi.

5.2.7 Rangefinder

Rangefinder final adalah Benewake TF03.

Spesifikasi yang relevan:

ParameterNilai
Interface baselineUART
Logic level3.3 V3.3\ \mathrm{V} LVTTL
Baud rate115200115200
Frame format8N1
Supply55–24 VDC24\ \mathrm{VDC}
Power≤1 W\le 1\ \mathrm{W}
Minimum distance0.1 m0.1\ \mathrm{m}
Accuracy di bawah 10 msekitar ±0.1 m\pm 0.1\ \mathrm{m}
EnclosureIP67
Frame rate baseline100 Hz100\ \mathrm{Hz}
Maximum UART length pada 115200sekitar 1.5 m1.5\ \mathrm{m}

TF03 mendukung UART dan CAN, tetapi keduanya tidak aktif bersamaan. Baseline menggunakan UART agar CAN1 dapat didedikasikan ke Here4 dan CAN2 ke propulsion telemetry.

Rangefinder disuplai dari rail payload terisolasi 12 V12\ \mathrm{V}, bukan dari port serial Cube. Signal UART tetap menggunakan level 3.3 V3.3\ \mathrm{V}.

Kabel:

  • TX TF03 ke RX flight controller.
  • RX TF03 ke TX flight controller.
  • Signal ground dihubungkan.
  • Supply dari DC-DC payload.
  • Shield diterminasi sesuai hasil EMI test.

5.2.8 Rangefinder geometry

TF03 harus dipasang:

  • Menghadap vertikal ke bawah.
  • Tidak melihat landing gear.
  • Tidak melihat spray boom.
  • Tidak berada di belakang plume nozzle.
  • Tidak tertutup droplet.
  • Dekat sumbu CG horizontal.

Jika sensor memiliki sudut pemasangan θ\theta, jarak vertikal adalah:

h=dcos⁡θh = d \cos\theta

dengan:

  • dd: jarak sepanjang beam.
  • hh: tinggi vertikal.
  • θ\theta: sudut beam terhadap vertikal.

Untuk:

d=2.5 md = 2.5\ \mathrm{m}
θ=5∘\theta = 5^\circ

maka:

h=2.5cos⁡5∘h = 2.5 \cos 5^\circ
h≈2.49 m\boxed{ h \approx 2.49\ \mathrm{m} }

Kesalahan vertikal kecil pada 5∘5^\circ, tetapi beam dapat berpindah lateral:

xbeam=dsin⁡θx_{\text{beam}} = d \sin\theta
xbeam=2.5sin⁡5∘x_{\text{beam}} = 2.5 \sin 5^\circ
xbeam≈0.218 m\boxed{ x_{\text{beam}} \approx 0.218\ \mathrm{m} }

Karena itu, alignment sensor tetap penting pada tanaman dengan kanopi tidak seragam.

5.2.9 ESC telemetry

X9 G2L mendukung PWM dan CAN digital throttle serta protokol DroneCAN dan HWCAN. Default pabrikan adalah HWCAN, sehingga setiap ESC harus dipindahkan ke DroneCAN sebelum disambungkan ke CAN2 ArduPilot. (HOBBYWING)

Baseline menggunakan:

  • PWM sebagai command utama.
  • DroneCAN untuk telemetry.
  • CAN digital throttle belum diaktifkan sebagai command primary.
  • Dual-throttle operation hanya diaktifkan setelah conflict-resolution dan failover behavior diuji.

Data telemetry yang dibutuhkan:

  • RPM.
  • Bus voltage.
  • Bus current.
  • ESC temperature.
  • Motor temperature jika tersedia.
  • Fault state.
  • Desynchronization.
  • Throttle feedback.
  • Communication state.

ArduPilot dapat mencatat ESC telemetry dalam log dan mengirimkan data ESC ke GCS melalui MAVLink 2. (ArduPilot.org)

5.2.10 Power monitor

Power monitor utama adalah Mauch PL-200/8 120 V:

  • Hall-effect current sensor.
  • Range arus nominal 200 A200\ \mathrm{A}.
  • Pengukuran tegangan sampai 120 V120\ \mathrm{V}.
  • Dipasang pada main battery output.
  • Menjadi sumber utama voltage dan current untuk battery failsafe.

Power monitor memungkinkan autopilot memantau tegangan, arus, dan consumed capacity untuk memicu battery failsafe. ArduPilot mendukung power monitor analog dan calibration melalui scaling parameter. (ArduPilot.org)

Calibration relationship:

Vbattery=VADCKVV_{\text{battery}} = V_{\text{ADC}} K_V
Ibattery=Vcurrent-senseKII_{\text{battery}} = V_{\text{current-sense}} K_I

dengan:

  • KVK_V: voltage multiplier.
  • KIK_I: ampere-per-volt coefficient.

Nilai parameter tidak diambil langsung dari label sensor. Nilai akhir diperoleh melalui kalibrasi menggunakan:

  • Multimeter referensi.
  • Clamp meter DC.
  • Electronic load atau propulsion load.
  • Beberapa titik arus.

5.3 Wiring avionik

5.3.1 Tabel port final

Port flight controllerPerangkatProtokolTegangan peripheralBaud atau bit rateConnector
POWER1DC-DC A + Mauch V/IAnalog power monitor5.2 V5.2\ \mathrm{V} FCTidak berlakuMolex Clik-Mate
POWER2DC-DC BPower only5.2 V5.2\ \mathrm{V} FCTidak berlakuMolex Clik-Mate
CAN1Here4DroneCAN5 V5\ \mathrm{V} bus1 Mbit/s1\ \mathrm{Mbit/s} baselineJST-GH 4-pin
CAN2X9 G2L × 6 + Tattu BMSDroneCANSelf-powered nodes1 Mbit/s1\ \mathrm{Mbit/s} baselineJST-GH/custom harness
TELEM1Herelink Air UnitMAVLink 2 UART3.3 V3.3\ \mathrm{V} logic115200 bit/s115200\ \mathrm{bit/s}JST-GH 6-pin to Herelink UART
TELEM2STM32 payload controllerMAVLink 2 UART3.3 V3.3\ \mathrm{V} logic115200 bit/s115200\ \mathrm{bit/s}JST-GH 6-pin
SERIAL4TF03UART 8N13.3 V3.3\ \mathrm{V} logic115200 bit/s115200\ \mathrm{bit/s}JST-GH to Molex harness
RCINHerelink SBUS1SBUS3.3 V3.3\ \mathrm{V} signalSBUS framingRCIN connector
MAIN1X9 G2L motor 1PWMLogic signal400 Hz400\ \mathrm{Hz} targetServo connector
MAIN2X9 G2L motor 2PWMLogic signal400 Hz400\ \mathrm{Hz} targetServo connector
MAIN3X9 G2L motor 3PWMLogic signal400 Hz400\ \mathrm{Hz} targetServo connector
MAIN4X9 G2L motor 4PWMLogic signal400 Hz400\ \mathrm{Hz} targetServo connector
MAIN5X9 G2L motor 5PWMLogic signal400 Hz400\ \mathrm{Hz} targetServo connector
MAIN6X9 G2L motor 6PWMLogic signal400 Hz400\ \mathrm{Hz} targetServo connector
GPS1External safety switchDigital input5 V5\ \mathrm{V}Tidak berlakuJST-GH
USBService computerUSB5 V5\ \mathrm{V} serviceUSBMicro-USB

CubePilot mendokumentasikan dua CAN, beberapa UART, RCIN, power connectors, dan JST-GH sebagai interface utama Cube carrier. Herelink Air Unit menyediakan UART 3.3 V3.3\ \mathrm{V} TTL dan dua output SBUS. (CubePilot)

Wiring:

Herelink SBUS1  -> Cube RCIN
Herelink TX     -> Cube TELEM1 RX
Herelink RX     -> Cube TELEM1 TX
Herelink GND    -> Cube TELEM1 GND
Herelink Power  -> Dedicated 10.8 V DC-DC

CubePilot menginstruksikan SBUS Air Unit ke RCIN dan UART Air Unit ke TELEM1 atau TELEM2. Air Unit menerima suplai sekitar 77–12.6 V12.6\ \mathrm{V} dan menggunakan UART level 3.3 V3.3\ \mathrm{V}. (CubePilot)

5.3.3 UART throughput

Untuk UART 8N1, setiap byte memerlukan:

  • 1 start bit.
  • 8 data bit.
  • 1 stop bit.

Total:

nbit/byte=10n_{\text{bit/byte}} = 10

Maximum theoretical byte rate:

Rbyte=Rbaud10R_{\text{byte}} = \frac{ R_{\text{baud}} }{ 10 }

Untuk:

Rbaud=115200 bit/sR_{\text{baud}} = 115200\ \mathrm{bit/s}

maka:

Rbyte=11520010R_{\text{byte}} = \frac{ 115200 }{ 10 }
Rbyte=11520 byte/s\boxed{ R_{\text{byte}} = 11520\ \mathrm{byte/s} }

Actual payload throughput lebih rendah karena:

  • MAVLink framing.
  • CRC.
  • Message signing.
  • Retransmission pada mission protocol.
  • Multiple data streams.

Target normal UART utilization:

UUART≤60%U_{\text{UART}} \le 60\%

agar tersedia margin untuk burst parameter, mission upload, dan status text.

5.3.4 Harness identification

Setiap harness diberi label:

AV-CAN1-H4
AV-CAN2-ESC
AV-UART1-HL
AV-UART2-PAY
AV-UART4-RNG
AV-RCIN-HL
AV-PWR1
AV-PWR2
AV-PWM-M1 ... AV-PWM-M6

Setiap label dicatat dalam harness table dengan:

  • Source.
  • Destination.
  • Pin.
  • Signal.
  • Voltage.
  • Wire gauge.
  • Length.
  • Shield termination.
  • Connector part number.
  • Test result.

5.4 CAN, UART, dan PWM

5.4.1 Pembagian interface

InterfaceDigunakan untukAlasan
CAN1Here4Differential, robust, device discovery
CAN2ESC dan BMSMulti-node telemetry
UART TELEM1HerelinkNative MAVLink serial
UART TELEM2Payload controllerDeterministic point-to-point
UART SERIAL4TF03Menghindari campuran protocol pada CAN
PWM MAIN1–6Motor commandJalur command sederhana dan langsung
SBUS RCINRC controlFrame multi-channel khusus RC

5.4.2 CAN

Keunggulan CAN:

  • Differential signaling.
  • Multi-node bus.
  • Error detection.
  • Arbitration.
  • Device telemetry dua arah.
  • Lebih tahan common-mode noise daripada single-ended UART.

CAN tidak kebal terhadap kesalahan wiring. Masalah umum:

  • Terminator terlalu banyak.
  • Stub terlalu panjang.
  • CAN_H dan CAN_L tertukar.
  • Bit rate berbeda.
  • Ground reference tidak terhubung.
  • Duplicate node ID.
  • Protocol HWCAN tercampur dengan DroneCAN.

5.4.3 CAN termination

Bus CAN linear memerlukan terminator 120 Ω120\ \Omega pada dua ujung fisik.

Equivalent resistance ketika daya mati:

Req=120∥120R_{\text{eq}} = 120 \parallel 120
Req=120×120120+120R_{\text{eq}} = \frac{ 120 \times 120 }{ 120+120 }
Req=60 Ω\boxed{ R_{\text{eq}} = 60\ \Omega }

Pengukuran sekitar 60 Ω60\ \Omega antara CAN_H dan CAN_L menunjukkan dua terminator terpasang. Nilai sekitar 120 Ω120\ \Omega menunjukkan hanya satu terminator, sedangkan nilai jauh di bawah 60 Ω60\ \Omega dapat menunjukkan terlalu banyak terminator.

DroneCAN menetapkan CAN_H dan CAN_L sebagai twisted pair dan merekomendasikan topologi bus dengan stub minimal. (DroneCAN)

5.4.4 Topologi CAN1

CAN1 menggunakan topologi point-to-point:

Rendering diagram...

Terminator internal pada carrier atau Here4 harus diperiksa sebelum terminator eksternal ditambahkan.

5.4.5 Topologi CAN2

CAN2 menggunakan trunk linear:

Rendering diagram...

Star topology tidak digunakan.

5.4.6 CAN bus utilization

Bus utilization:

UCAN=∑i=1nfiNiRCANU_{\text{CAN}} = \frac{ \sum_{i=1}^{n} f_iN_i }{ R_{\text{CAN}} }

dengan:

  • fif_i: message frequency.
  • NiN_i: jumlah bit per frame termasuk overhead.
  • RCANR_{\text{CAN}}: bus bit rate.

Target internal:

KondisiUtilization
Normal≤30\le 30%
Peak≤50\le 50%
Fault burstTidak menyebabkan command starvation

CAN2 harus diuji dengan seluruh enam ESC dan BMS aktif.

5.4.7 UART

UART digunakan untuk point-to-point link:

  • Herelink.
  • Payload controller.
  • TF03.

Keunggulan:

  • Sederhana.
  • Mudah dianalisis dengan logic analyzer.
  • Tidak membutuhkan node ID.
  • Mudah diuji secara terpisah.

Keterbatasan:

  • Single-ended.
  • Lebih rentan ground offset.
  • Tidak ideal untuk kabel panjang.
  • Tidak memiliki arbitration.
  • TX/RX dapat tertukar.
  • Satu perangkat per port.

TF03 menetapkan panjang kabel maksimum referensi sekitar 1.5 m1.5\ \mathrm{m} pada 115200 bit/s115200\ \mathrm{bit/s} dan merekomendasikan shielded cable.

5.4.8 PWM

PWM digunakan sebagai command motor primary karena:

  • Jalur langsung.
  • Tidak memerlukan bus arbitration.
  • Tidak bergantung node discovery.
  • Dapat diuji motor per motor.
  • Didukung oleh X9 G2L.

Keterbatasannya:

  • Tidak membawa telemetry.
  • Single-ended.
  • Tidak memiliki CRC.
  • Rentan terhadap ground noise.
  • Memerlukan satu jalur per ESC.

PWM cable harus:

  • Dipisahkan dari phase wires.
  • Memiliki signal ground.
  • Tidak melewati PDB.
  • Memiliki connector locking.
  • Tidak disambung dengan jumper longgar.

5.4.9 Dual command PWM dan CAN

X9 G2L mendukung analog PWM dan digital CAN throttle. Namun, simultaneous dual-command operation dapat menciptakan ambiguity bila:

  • Kedua command tidak sama.
  • Salah satu link tertunda.
  • CAN node reboot.
  • PWM stuck.
  • Flight controller dan ESC menggunakan prioritas berbeda.

Baseline:

PWM = command authority
CAN = telemetry only

Digital CAN throttle baru diaktifkan setelah:

  • Prioritas command diketahui.
  • Failover behavior diuji.
  • Latency dibandingkan.
  • Command mismatch diuji.
  • Loss-of-CAN diuji.
  • Loss-of-PWM diuji.
  • ESC firmware dibekukan.

5.5 EMI dan grounding

5.5.1 Sumber gangguan

Sumber EMI utama:

  • Switching ESC.
  • Phase wires motor.
  • Main battery loop.
  • DC-DC converter.
  • Pump controller.
  • Herelink radio.
  • High-current connector.
  • PWM edge.
  • CAN edge.
  • Relay atau valve inductive load.

Perangkat paling sensitif:

  • GNSS antenna.
  • Magnetometer.
  • Barometer.
  • Analog current/voltage monitor.
  • UART rangefinder.
  • RC input.
  • Flight-controller IMU.

5.5.2 Induced voltage dan loop area

Menurut Faraday:

Vinduced=−NdΦdtV_{\text{induced}} = -N \frac{ d\Phi }{ dt }

Magnetic flux:

Φ=BA\Phi = BA

Sehingga, untuk perubahan medan yang sama, induced voltage meningkat terhadap loop area AA.

Implikasi praktis:

  • Positive dan negative battery cable dipasang berdekatan.
  • CAN_H dan CAN_L dipilin.
  • UART TX dan ground dapat dipasang berdekatan.
  • PWM signal dan ground dipasangkan.
  • Jangan membuat service loop besar pada signal cable.

5.5.3 Zoning avionik

Rendering diagram...

Aturan:

  • Here4 berada pada zone paling bersih.
  • Cube berada pada center avionics plate.
  • DC-DC ditempatkan lebih jauh dari Here4.
  • PDB berada di bawah atau terpisah secara lateral.
  • Kabel phase tetap pada arm.
  • Kabel HV tidak melintas di bawah magnetometer.
  • Pump controller tidak dipasang satu bracket dengan Cube.

5.5.4 Twisted pair

Wajib twisted pair:

  • CAN_H dan CAN_L.
  • Battery voltage sense dan return bila remote sensing digunakan.
  • PWM signal dan signal ground untuk kabel panjang.
  • UART TX/GND dan RX/GND bila harness memungkinkan.
  • Differential Ethernet pair Herelink.

DroneCAN secara eksplisit mengharuskan CAN_H dan CAN_L berada dalam twisted pair. (DroneCAN)

5.5.5 Shielding

Shield digunakan pada:

  • TF03 UART.
  • Long external UART.
  • Sensitive analog sense.
  • Harness yang melewati area switching.

Baseline shield termination:

  • Shield diterminasi pada satu sisi di avionics enclosure.
  • Shield tidak digunakan sebagai current return.
  • Shield tidak disambungkan ke carbon frame secara sembarang.
  • Perubahan ke dual-ended termination hanya dilakukan setelah common-mode test.

5.5.6 Grounding

Ground architecture:

Rendering diagram...

Prinsip:

  • Carbon frame tidak digunakan sebagai conductor.
  • Pump return tidak melewati avionics ground.
  • ESC power current tidak melewati signal ground.
  • Ground reference UART tetap tersedia.
  • CAN nodes mempunyai common reference sesuai harness.
  • Shield tidak menggantikan signal ground.

5.5.7 Penempatan Here4

Internal placement target:

ParameterTarget
Jarak dari battery connector≥300 mm\ge 300\ \mathrm{mm}
Jarak dari PDB≥300 mm\ge 300\ \mathrm{mm}
Jarak dari DC-DC≥200 mm\ge 200\ \mathrm{mm}
Jarak dari Herelink Air Unit≥200 mm\ge 200\ \mathrm{mm}
Jarak dari phase wiresemaksimal mungkin
Pandangan langittidak terhalang

Nilai tersebut merupakan target internal layout, bukan spesifikasi universal.

CubePilot menekankan antenna RTK memerlukan pandangan langit yang baik dan tidak ditempatkan dekat perangkat elektronik berdaya tinggi. (CubePilot)

Herelink Air Unit menggunakan dua antenna. CubePilot menginstruksikan agar antenna tidak ditempelkan pada metal atau material konduktif, termasuk carbon fiber, dan ditempatkan sesuai orientasi yang disarankan. (CubePilot)

Aturan layout:

  • Antenna tidak berada di belakang battery.
  • Antenna tidak sejajar dan saling menutupi.
  • Coax tidak dilipat tajam.
  • Antenna tidak berada dalam spray plume.
  • Antenna tidak menyentuh carbon arm.
  • Connector MMCX diberi strain relief.

5.5.9 EMI acceptance test

Pengujian dilakukan dalam tahapan:

  1. Avionik saja.
  2. Pompa aktif.
  3. Satu motor aktif.
  4. Tiga motor aktif.
  5. Enam motor aktif.
  6. Full-thrust transient.
  7. Herelink transmit.
  8. RTK correction aktif.
  9. Semua subsystem aktif.

Parameter direkam:

  • Compass field.
  • Compass innovation.
  • GNSS satellite count.
  • GNSS noise.
  • RTK fix state.
  • UART framing error.
  • CAN error count.
  • Power-monitor noise.
  • Barometer noise.
  • RC frame loss.
  • Telemetry packet loss.

5.6 RC dan telemetry

5.6.1 RC sebagai manual control dan abort

RC digunakan untuk:

  • Arming dan disarming.
  • Manual takeoff bila prosedur mengharuskan.
  • Flight-mode selection.
  • AUTO activation.
  • Mission abort.
  • LAND.
  • RTL.
  • Sprayer manual inhibit.
  • Emergency response.

RC tidak digunakan untuk menggantikan fungsi autopilot stabilization. Bahkan pada mode manual seperti Stabilize, autopilot tetap menjalankan attitude control.

5.6.2 Telemetry

Telemetry digunakan untuk:

  • Mission upload.
  • Parameter configuration.
  • RTK correction injection.
  • Position monitoring.
  • Battery monitoring.
  • ESC health monitoring.
  • Sprayer monitoring.
  • Log status.
  • Failsafe notification.
  • Command acknowledgement.

GCS dapat menampilkan kondisi kendaraan, mengunggah misi, mengubah parameter, dan mengirim command ke autopilot. (ArduPilot.org)

5.6.3 Pemisahan RC dan telemetry

Pada Herelink:

  • RC keluar melalui SBUS.
  • Telemetry keluar melalui UART.
  • Keduanya masuk ke port Cube yang berbeda.
  • RC tidak dikirim sebagai MAVLink RC override.
  • Telemetry congestion tidak boleh memblokir SBUS input pada carrier.

Namun, SBUS dan telemetry Herelink berbagi:

  • Air Unit yang sama.
  • Ground Unit yang sama.
  • RF transport yang sama.
  • Power supply Air Unit yang sama.

Dengan demikian:

Herelink memberikan pemisahan interface, tetapi tidak memberikan independent RF redundancy.

Kehilangan Herelink RF dapat menyebabkan RC dan GCS telemetry hilang bersamaan. Sistem harus mengandalkan radio failsafe dan autonomous flight controller response, bukan menganggap telemetry tetap tersedia.

5.6.4 RC override dari GCS

Joystick GCS menggunakan MAVLink RC channel override. ArduPilot merekomendasikan regular transmitter tetap tersedia sebagai backup saat joystick GCS digunakan. Baseline tidak menggunakan joystick GCS sebagai primary control. (ArduPilot.org)

Aturan:

  • Herelink SBUS adalah RC primary.
  • MAVLink RC override dinonaktifkan atau dibatasi untuk operasi normal.
  • GCS tidak digunakan untuk continuous stick control.
  • Guided commands hanya digunakan pada mode dan prosedur yang disetujui.

Link health indicators:

LinkParameter yang dipantau
SBUS RCFrame-loss, failsafe flag, channel validity
MAVLinkHeartbeat age, packet loss, round-trip latency
CAN1Node health, transfer error, GNSS state
CAN2ESC node count, BMS state, CAN error
RTKCorrection age, RTK Float/Fixed
Herelink RFLink quality, disconnect events

Packet-loss ratio:

Lpacket=Nexpected−NreceivedNexpected×100%L_{\text{packet}} = \frac{ N_{\text{expected}} - N_{\text{received}} }{ N_{\text{expected}} } \times 100\%

Heartbeat age:

tHB-age=tnow−tlast-heartbeatt_{\text{HB-age}} = t_{\text{now}} - t_{\text{last-heartbeat}}

GCS failsafe ArduPilot memantau waktu sejak MAVLink heartbeat terakhir dan dapat memicu tindakan ketika FS_GCS_TIMEOUT terlampaui. (ArduPilot.org)

KegagalanSistem yang masih tersediaRespons
Telemetry UART putus, SBUS masih adaRC manualOperator abort
SBUS putus, MAVLink masih adaAutopilot dan GCSRadio failsafe
Herelink RF putus totalAutopilot onboardRadio dan GCS failsafe
GCS aplikasi crashSBUS RCOperator tetap dapat abort
Air Unit power lossTidak ada RC/telemetry HerelinkAutonomous failsafe
GNSS lossRC dan autopilot attitudeEKF/GPS failsafe
CAN2 lossPWM command tetap tersediaLand berdasarkan health logic

5.7 Control authority matrix

5.7.1 Prinsip otoritas

Otoritas tidak ditentukan berdasarkan “input terakhir”. Otoritas ditentukan oleh:

  • Flight mode.
  • RC mode switch.
  • Mission state.
  • MAVLink command.
  • Failsafe state.
  • EKF health.
  • Battery health.
  • Geofence.
  • Arming state.

Flight controller tetap menjadi eksekutor akhir. RC dan GCS tidak mengontrol ESC secara langsung.

Rendering diagram...

5.7.2 Matriks otoritas

KondisiRCGCSMissionAutopilotFailsafe
DisarmedArming requestParameter dan mission uploadTidak aktifPre-arm validationMencegah arming
StabilizeStick command utamaMonitoringTidak aktifAttitude stabilizationRC/battery protection
AltHoldRoll, pitch, yaw, climb demandMonitoringTidak aktifAltitude controlRC/battery protection
LoiterPosition demand melalui stickMonitoringTidak aktifPosition holdGPS/EKF protection
AUTOMode abort dan limited overrideMonitoring dan mission commandNavigation authorityExecutes missionDapat memaksa mode change
GuidedAbort dan mode changePosition commandTidak aktifExecutes guided targetTimeout/failsafe
RTLMode change terbatasMonitoringTidak aktifReturn and landTetap pada safe mode
LANDLimited reposition bila diizinkanMonitoringTidak aktifControlled descentPrioritas landing
RC lossTidak tersediaMonitoring bila link adaBergantung konfigurasiFailsafe executionPrimary authority
GCS lossRC tetap tersedia bila SBUS hidupTidak tersediaDapat lanjut atau abortSesuai parameterGCS failsafe
Battery criticalOverride dibatasiMonitoringDibatalkanLAND/RTLHighest operational priority
EKF unhealthyManual mode mungkin tersediaMonitoringDibatalkanSafe-mode transitionHighest navigation priority

ArduPilot menyediakan radio, GCS, battery, GPS, dan EKF failsafe. Setelah failsafe mengubah mode, kendaraan umumnya tetap berada pada mode tersebut sampai pilot melakukan perubahan mode yang valid. (ArduPilot.org)

5.7.3 Prioritas kondisi darurat

Priority order internal:

  1. Motor or propulsion critical fault.
  2. Battery critical.
  3. EKF or position critical.
  4. Geofence breach.
  5. RC loss.
  6. GCS loss.
  7. RTK degradation.
  8. Payload fault.

Payload fault tidak boleh mengambil alih attitude control. Respons payload adalah:

  • Pump off.
  • Valve close.
  • Notify FC/GCS.
  • Continue, abort, atau land sesuai severity.

5.7.4 RC mode allocation

Minimum switch allocation:

FungsiInput
Flight mode3-position switch
AUTO enableDedicated position
LANDDedicated reachable switch
RTLDedicated reachable switch
Sprayer inhibitDedicated switch
ArmingProtected action
Emergency motor stopGuarded switch

Emergency motor stop tidak boleh ditempatkan pada switch yang mudah tersentuh.

5.7.5 Failsafe decision logic

Rendering diagram...

5.8 Keamanan komunikasi

5.8.1 Threat model

Ancaman yang dipertimbangkan:

  • Command injection.
  • Unauthorized mission upload.
  • Unauthorized parameter changes.
  • Replay attack.
  • Telemetry interception.
  • Compromised GCS.
  • Malware pada Android ground unit.
  • Exposed MAVLink UDP port.
  • Stolen signing key.
  • Unauthorized USB access.
  • LTE tunnel misconfiguration.

MAVLink 2 signing menyediakan autentikasi pesan. Penerima dapat memverifikasi bahwa pesan berasal dari sumber yang memiliki shared secret dan bahwa packet tidak dimodifikasi.

MAVLink signing bukan enkripsi. Isi telemetry masih dapat dibaca oleh pihak yang dapat menangkap transport link. Dokumentasi MAVLink secara eksplisit membedakan message authentication dan encryption. (MAVLink)

Signing menggunakan secret key:

Ksign=32 byteK_{\text{sign}} = 32\ \mathrm{byte}

Signature dihitung dari key, packet, link ID, dan timestamp:

S=SHA256⁡48(Ksign∥H∥P∥CRC∥IDlink∥t)S = \operatorname{SHA256}_{48} \left( K_{\text{sign}} \Vert H \Vert P \Vert CRC \Vert ID_{\text{link}} \Vert t \right)

MAVLink menggunakan 32-byte secret key dan menambahkan signing block pada MAVLink 2 packet. Key harus disebarkan melalui secure channel dan tidak boleh muncul pada parameter atau public log. (MAVLink)

5.8.3 Signing-key provisioning

Key provisioning dilakukan melalui:

  • USB langsung.
  • Wired Ethernet lokal.
  • Service laptop yang dipercaya.
  • Kendaraan dalam kondisi disarmed.
  • RF link dinonaktifkan bila memungkinkan.

Prosedur:

  1. Generate random 32-byte key.
  2. Simpan master key pada encrypted credential store.
  3. Hubungkan Cube melalui USB.
  4. Provision key ke autopilot.
  5. Provision key ke GCS.
  6. Uji signed communication.
  7. Tolak unsigned command pada operational link.
  8. Simpan key ID, bukan key material, pada dokumentasi.
  9. Jangan memasukkan key ke Git.
  10. Jangan memasukkan key ke screenshot atau log.

MAVLink merekomendasikan SETUP_SIGNING hanya dikirim melalui secure link seperti USB atau wired Ethernet dan tidak dibroadcast. (MAVLink)

5.8.4 Authentication dan encryption layers

Rendering diagram...

Fungsi tiap lapisan:

LapisanFungsi
MAVLink signingAutentikasi command dan anti-tampering
VPNEnkripsi transport dan peer authentication
FirewallMembatasi endpoint dan port
GCS access controlMembatasi operator
Physical accessMelindungi USB, SD card, dan service connector

5.8.5 Enkripsi jaringan

Karena MAVLink tidak mengenkripsi payload, link berbasis IP harus menggunakan:

  • WireGuard.
  • IPsec.
  • TLS tunnel yang sesuai.
  • Private APN dengan VPN tambahan.

MAVLink UDP tidak boleh diekspos langsung ke internet.

Larangan:

Public IP -> UDP 14550 -> Autopilot

Arsitektur yang diterima:

GCS -> Authenticated VPN -> Private Vehicle Gateway -> MAVLink Router -> Autopilot

LTE tidak menjadi bagian DF-01. Jika ditambahkan melalui ECR:

  • Modem tidak boleh terhubung langsung ke flight-controller UART tanpa firewall gateway.
  • Modem menggunakan outbound VPN.
  • Tidak ada inbound public port.
  • SIM management dan APN dicatat.
  • Link latency dan jitter diuji.
  • LTE bukan pengganti RC.
  • Kehilangan LTE tidak boleh mengubah attitude control.
  • GCS failsafe ditetapkan sesuai mission concept.
  • OTA update dinonaktifkan selama operasi.

5.8.7 Firewall policy

Minimum allowlist:

TrafficPolicy
GCS VPN peer ke MAVLink routerAllow
Public internet ke MAVLinkDeny
Unknown local clientDeny
SSH serviceAllow hanya maintenance VPN
Firmware updateMaintenance mode only
NTPAllow ke trusted source
DNSAllow terbatas
Android application installAdmin only

5.8.8 GCS hardening

Herelink Ground Unit harus:

  • Menggunakan PIN atau password.
  • Tidak digunakan untuk browsing umum.
  • Tidak menginstal APK tidak tervalidasi.
  • Menonaktifkan unknown sources.
  • Menggunakan Wi-Fi hanya untuk jaringan tepercaya.
  • Tidak menyimpan signing key dalam plain text.
  • Menonaktifkan cloud backup untuk credential.
  • Mencatat versi firmware.
  • Memisahkan akun operator dan maintenance bila tersedia.

5.8.9 Mission dan parameter protection

Operational policy:

  • Mission dapat di-upload hanya saat disarmed, kecuali prosedur khusus.
  • Parameter critical tidak diubah selama flight.
  • Parameter file memiliki checksum.
  • Mission file memiliki revision ID.
  • GCS menyimpan audit log.
  • Command acknowledgement diperiksa.
  • Parameter compare dilakukan sebelum arming.

Checksum konsep:

Hconfig=SHA256⁡(parameter file∥mission file∥firmware hash)H_{\text{config}} = \operatorname{SHA256} \left( \text{parameter file} \Vert \text{mission file} \Vert \text{firmware hash} \right)

Release record menyimpan:

configuration:
  firmwareHash: '<sha256>'
  parameterHash: '<sha256>'
  missionHash: '<sha256>'
  signingKeyId: '<identifier-only>'

5.8.10 Security incident response

Jika signing key diduga bocor:

  1. Ground seluruh kendaraan.
  2. Revoke key.
  3. Generate key baru.
  4. Provision melalui USB.
  5. Audit GCS.
  6. Audit log dan mission.
  7. Re-flash bila integrity diragukan.
  8. Uji ulang signed link.
  9. Catat incident report.

5.9 Avionics failure analysis

Failure modeEfekDeteksiRespons
Cube power A gagalPOWER1 hilangPower statusFailover ke POWER2
Cube power B gagalRedundansi hilangPower statusLand setelah evaluasi
Here4 CAN putusPosition dan compass lossNode timeout, EKFAbort atau LAND
RTK correction hilangAkurasi menurunRTK statusHold atau abort spray
TF03 gagalTerrain height hilangRangefinder unhealthyStop spray, mode aman
Mauch monitor gagalEnergy estimate invalidVoltage/current mismatchAbort mission
CAN2 putusESC telemetry dan BMS hilangNode timeoutPWM tetap aktif, LAND
PWM motor putusSatu motor kehilangan commandRPM mismatchMotor-out response
Herelink UART putusGCS telemetry hilangHeartbeat timeoutRC tetap tersedia
Herelink SBUS putusRC hilangRadio failsafeRTL atau LAND
Herelink Air Unit matiRC dan telemetry hilangDual timeoutAutonomous failsafe
Payload UART putusClosed-loop spray hilangHeartbeat timeoutPump off
GCS compromisedCommand tidak sahSigning failureReject packet

5.10 Acceptance test avionik

5.10.1 Flight-controller acceptance

  • Hardware identity tercatat.
  • Firmware hash sesuai release.
  • SD card sehat.
  • IMU terdeteksi.
  • Barometer sehat.
  • POWER1 dan POWER2 failover lulus.
  • Orientation benar.
  • Accelerometer calibration lulus.
  • Tidak ada pre-arm sensor error.

5.10.2 GNSS dan compass acceptance

  • Here4 terdeteksi pada CAN1.
  • Node ID stabil.
  • RTK Fixed tercapai.
  • Correction age sesuai batas.
  • External compass primary.
  • Compass interference test lulus.
  • GNSS offset tercatat.
  • No unexpected node reboot.

5.10.3 Rangefinder acceptance

  • UART tidak menghasilkan framing error.
  • Distance akurat pada 1, 2, 3, dan 4 m.
  • Permukaan tanah dan tanaman diuji.
  • Pump spray tidak mengganggu pembacaan.
  • Beam tidak mengenai landing gear.
  • Loss-of-sensor response sesuai requirement.

5.10.4 Communication acceptance

  • SBUS channel stabil.
  • Radio failsafe lulus.
  • MAVLink heartbeat stabil.
  • GCS failsafe lulus.
  • Mission upload lulus.
  • RTK injection lulus.
  • Payload-controller heartbeat lulus.
  • MAVLink signing menolak packet invalid.
  • Packet loss berada dalam batas.

5.10.5 CAN acceptance

  • Resistance bus sekitar 60 Ω60\ \Omega saat power off.
  • Seluruh node muncul.
  • Tidak ada duplicate node ID.
  • Bus utilization sesuai target.
  • Tidak ada CAN error selama full-load test.
  • Disconnect satu node tidak menjatuhkan seluruh bus.
  • HWCAN tidak tersisa pada ESC.
  • ESC DroneCAN configuration terdokumentasi.

Keputusan desain yang dikunci

ParameterKeputusan
Flight controllerCube Orange+ Standard Set
FirmwareArduPilot Copter 4.6.3 stable
Board orientationArrow forward, AHRS_ORIENTATION=0
GNSSHere4 pada CAN1
GNSS modeRTK rover
External compassHere4 RM3100 primary
Primary barometerCube MS5611
RangefinderTF03 UART 115200115200
ESC commandPWM MAIN1–6
ESC telemetryDroneCAN CAN2
Battery monitorMauch analog primary
Battery BMSDroneCAN secondary
RCHerelink SBUS
TelemetryHerelink MAVLink 2
Payload interfaceTELEM2 MAVLink 2
MAVLink securitySigning wajib pada operational link
EncryptionVPN untuk semua external IP link
LTETidak termasuk DF-01
RC/telemetry redundancyInterface terpisah, RF tidak independen

Requirement update

IDRequirementHasil Bab 5Status
NAV-001Cross-track error RMS ≤0.30 m\le 0.30\ \mathrm{m}Here4 RTK dialokasikanTest required
NAV-002Tinggi semprot 22–4 m4\ \mathrm{m}TF03 UART dialokasikanTest required
NAV-003External compassHere4 RM3100Allocated
NAV-004RTK Fixed untuk precision missionDitetapkanDefined
AV-001Flight controller finalCube Orange+Allocated
AV-002Firmware dikunciCopter 4.6.3Defined
AV-003Redundant FC powerPOWER1 dan POWER2Test required
AV-004ESC health telemetryDroneCAN CAN2Integration required
COM-001RC manual dan abortHerelink SBUSAllocated
COM-002Mission dan monitoringHerelink MAVLink 2Allocated
COM-003RC dan telemetry interface terpisahSBUS dan UARTPass
COM-004Independent RF redundancyTidak tersediaExplicit limitation
SEC-001MAVLink authenticationMAVLink 2 signingRequired
SEC-002IP-link encryptionVPNRequired
SEC-003Public MAVLink exposureDilarangDefined
SAF-006Herelink total-loss responseAutonomous failsafeTest required

Ringkasan Bab 5

Bab ini menetapkan bahwa:

  • Cube Orange+ menggunakan ArduPilot Copter 4.6.3 stable.
  • Hardware revision dan firmware hash harus dicatat per unit.
  • Here4 digunakan sebagai RTK GNSS dan external compass melalui CAN1.
  • TF03 menggunakan UART terpisah pada 115200 bit/s115200\ \mathrm{bit/s}.
  • Enam X9 G2L menggunakan PWM sebagai motor command dan DroneCAN sebagai telemetry.
  • Power monitoring utama menggunakan Mauch analog sensor.
  • Herelink menyediakan SBUS untuk RC dan UART untuk MAVLink.
  • RC dan telemetry Herelink terpisah pada level interface, tetapi berbagi RF transport dan bukan redundant link.
  • CAN menggunakan twisted pair, linear trunk, dan dua terminator.
  • GNSS dan compass ditempatkan jauh dari high-current wiring.
  • MAVLink signing memberikan autentikasi, bukan enkripsi.
  • Link berbasis IP harus menggunakan VPN dan firewall.
  • Public MAVLink port tidak diperbolehkan.
  • Kehilangan avionik atau link harus menghasilkan respons failsafe yang deterministik dan telah diuji.

Referensi bab

  1. CubePilot — Cube Orange+ FMU dan STM32H757. (CubePilot)
  2. CubePilot — interface Cube, CAN, UART, connector, dan power input. (CubePilot)
  3. ArduPilot — firmware stable 4.6.3 untuk CubeOrangePlus. (ArduPilot.org)
  4. CubePilot — Here4 specifications dan konfigurasi ArduPilot. (CubePilot)
  5. Benewake — TF03 UART/CAN manual dan electrical specification.
  6. Hobbywing — X9 G2L PWM, DroneCAN, dan HWCAN. (HOBBYWING)
  7. DroneCAN — hardware design dan twisted-pair bus recommendation. (DroneCAN)
  8. CubePilot — Herelink UART, SBUS, dan installation. (CubePilot)
  9. ArduPilot — ESC telemetry dan MAVLink 2. (ArduPilot.org)
  10. ArduPilot — power monitor dan Mauch sensor. (ArduPilot.org)
  11. ArduPilot — radio, GCS, battery, GPS, dan EKF failsafe. (ArduPilot.org)
  12. MAVLink — message signing, secret key, dan perbedaan signing dengan encryption. (MAVLink)

Kembali ke Atas

6. Sistem Semprot Closed-Loop

Bab ini menetapkan arsitektur hidraulik, komponen, model perhitungan, algoritma kontrol, serta mekanisme diagnosis untuk sistem penyemprotan AGHEX-20-R1.

Sistem semprot tidak dikendalikan hanya dengan menyalakan pompa pada duty cycle tetap. Debit aktual harus mengikuti:

  • Application rate yang diperintahkan.
  • Kecepatan horizontal kendaraan.
  • Lebar kerja efektif.
  • Kondisi belok dan akselerasi.
  • Tekanan manifold.
  • Kondisi filter dan nozzle.
  • Perubahan tegangan baterai.
  • Karakteristik cairan.

ArduPilot mempunyai fitur crop sprayer yang dapat mengubah command pompa berdasarkan kecepatan kendaraan. Namun, fungsi tersebut pada dasarnya merupakan speed-based feedforward. Pada desain ini, pengukuran flowmeter dan pressure transmitter diproses oleh payload controller STM32 untuk membentuk closed-loop flow controller. (ArduPilot.org)

Koreksi konfigurasi nozzle

Bab 2 membekukan empat nozzle XR11002-VS. Setelah dilakukan evaluasi debit dan kategori droplet, konfigurasi tersebut tidak dipertahankan.

Pada tekanan 40 psi40\ \mathrm{psi}, empat XR11002-VS menghasilkan debit total sekitar 3.03 L/min3.03\ \mathrm{L/min}, tetapi nozzle tersebut menghasilkan kategori droplet Fine pada tekanan 3030–60 psi60\ \mathrm{psi}. Droplet halus meningkatkan sensitivitas terhadap drift, terutama ketika digunakan pada drone dengan downwash kuat dan tinggi semprot relatif besar. Data TeeJet menunjukkan XR11002 menghasilkan kategori Medium pada 1515–20 psi20\ \mathrm{psi} dan Fine mulai sekitar 30 psi30\ \mathrm{psi}. (TeeJet)

Konfigurasi diperbarui melalui:

ECR-006-01
XR11002-VS -> XR11003-VS

XR11003-VS memberikan debit yang mendekati target 3 L/min3\ \mathrm{L/min} pada tekanan sekitar 1717–20 psi20\ \mathrm{psi} dengan kategori droplet Medium. Perubahan ini menurunkan tekanan kerja normal dan memberikan kompromi yang lebih baik antara cakupan dan risiko drift.

Perubahan tambahan:

ECR-006-02
Tambahkan pressure transmitter WIKA A-10

Pressure transmitter dibutuhkan untuk membedakan kegagalan seperti:

  • Filter tersumbat.
  • Nozzle tersumbat.
  • Selang pecah.
  • Tangki kosong.
  • Pompa kehilangan priming.
  • Regulator gagal.

Massa pressure transmitter dan fitting masih berada di dalam alokasi engineering untuk regulator, valve, dan fitting pada mass budget Bab 2. Nilai akhirnya harus dikoreksi menggunakan hasil penimbangan aktual.

6.1 Requirement sistem semprot

6.1.1 Fungsi utama

Sistem semprot harus:

  1. Mengambil cairan dari tangki tanpa memasukkan udara secara berlebihan.
  2. Menyaring partikel sebelum cairan memasuki pompa dan nozzle.
  3. Menghasilkan tekanan yang stabil.
  4. Mengukur debit cairan aktual.
  5. Mengatur debit berdasarkan kecepatan kendaraan.
  6. Mematikan aliran ketika kendaraan berhenti atau keluar dari area semprot.
  7. Mendeteksi kegagalan hidraulik.
  8. Menutup aliran ketika daya atau komunikasi payload controller hilang.
  9. Dapat dikuras dan dibersihkan setelah operasi.
  10. Tidak menyebabkan perubahan CG yang asimetris.

6.1.2 Design envelope sistem semprot

ParameterNilai baselineBatas desain
Kapasitas tangki20 L20\ \mathrm{L}20 L20\ \mathrm{L}
Debit nominal3.0 L/min3.0\ \mathrm{L/min}—
Rentang debit tervalidasi0.50.5–8.0 L/min8.0\ \mathrm{L/min}maksimum 8.0 L/min8.0\ \mathrm{L/min}
Application rate nominal20 L/ha20\ \mathrm{L/ha}1010–40 L/ha40\ \mathrm{L/ha}
Tekanan nozzle nominal≈1.2 bar\approx 1.2\ \mathrm{bar}—
Tekanan manifold normal1.01.0–1.5 bar1.5\ \mathrm{bar}—
Alarm tekanan tinggi2.5 bar2.5\ \mathrm{bar}internal threshold
Mechanical relief3.0 bar3.0\ \mathrm{bar}internal setting
Working-pressure rating komponen≥10 bar\ge 10\ \mathrm{bar}wajib
Akurasi steady-state flow±5\pm 5% dari targetwajib
Rise time flow≤1.5 s\le 1.5\ \mathrm{s}target
Settling time≤2.0 s\le 2.0\ \mathrm{s}target
Overshoot debit≤10\le 10%target
Shutoff time≤0.5 s\le 0.5\ \mathrm{s}target
Leakage setelah shutoffTidak menetes berkelanjutanwajib

Pressure rating minimum 10 bar10\ \mathrm{bar} diturunkan dari maximum working pressure flowmeter VN10S dan rentang tekanan yang dinyatakan untuk pompa. Sistem tetap menggunakan relief yang jauh lebih rendah agar operasi normal tidak mendekati rating maksimum komponen. Pompa Hobbywing 8 L mencantumkan maximum flow 8 L/min8\ \mathrm{L/min}, working pressure 0.80.8–1.0 MPa1.0\ \mathrm{MPa}, tegangan 1212–14S14\mathrm{S}, daya 120 W120\ \mathrm{W}, arus maksimum sekitar 2.5 A2.5\ \mathrm{A}, PWM 10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s}, serta enclosure IP67. (HOBBYWING)

6.1.3 Rentang application rate

Application rate diperintahkan oleh GCS atau mission profile:

10≤Rcommand≤40 L/ha10 \le R_{\text{command}} \le 40 \ \mathrm{L/ha}

Nilai command harus memenuhi label penggunaan bahan kimia dan prosedur agronomi. Controller hanya memastikan sistem menghasilkan debit yang diminta; controller tidak menentukan sendiri dosis bahan kimia yang aman atau legal.

6.1.4 Akurasi sistem

Flow-control error didefinisikan sebagai:

ϵQ=Qmeasured−QtargetQtarget×100%\epsilon_Q = \frac{ Q_{\text{measured}} - Q_{\text{target}} }{ Q_{\text{target}} } \times 100\%

Requirement steady state:

∣ϵQ∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_Q \right| \le 5\% }

Requirement ini mencakup gabungan:

  • Kesalahan flowmeter.
  • Pulse quantization.
  • Kalibrasi.
  • Pump nonlinearity.
  • Regulator variation.
  • Cairan.
  • Temperatur.
  • Noise.
  • Controller residual error.

6.1.5 Uniformitas antar-nozzle

Debit setiap nozzle diuji secara individual:

Q‾tip=1N∑i=1NQi\overline{Q}_{\text{tip}} = \frac{ 1 }{ N } \sum_{i=1}^{N} Q_i

Deviasi nozzle:

ϵQ,i=Qi−Q‾tipQ‾tip×100%\epsilon_{Q,i} = \frac{ Q_i - \overline{Q}_{\text{tip}} }{ \overline{Q}_{\text{tip}} } \times 100\%

Acceptance internal:

∣ϵQ,i∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_{Q,i} \right| \le 5\% }

Nozzle yang menyimpang lebih dari 5% harus:

  • Dibersihkan.
  • Diperiksa strainer-nya.
  • Diuji ulang.
  • Diganti jika masih menyimpang.

6.1.6 Chemical compatibility

Tidak ada satu istilah “tahan pestisida” yang berlaku untuk seluruh campuran. Kompatibilitas dipengaruhi oleh:

  • Bahan aktif.
  • Solvent.
  • Surfactant.
  • Adjuvant.
  • Konsentrasi.
  • pH.
  • Temperatur.
  • Lama kontak.
  • Prosedur flushing.

Flowmeter Aichi VN10S secara resmi dispesifikasikan untuk air keran, dengan konduktivitas minimum 50 μS/cm50\ \mu\mathrm{S/cm}. Material wetted yang dicantumkan meliputi PPS atau m-PPO, SUS316L, SUS316, dan FKM. Karena itu, VN10S tidak boleh dianggap kompatibel dengan seluruh herbisida, fungisida, atau emulsi hanya berdasarkan material konstruksinya.

Baseline qualification dibagi menjadi:

TingkatMedia
FLUID-Q0Air bersih
FLUID-Q1Air dengan tracer nonkorosif
FLUID-Q2Formulasi operasional yang telah mendapat compatibility approval
FLUID-QXCairan tidak disetujui

Penerbangan pengembangan menggunakan FLUID-Q0 atau FLUID-Q1. Bahan kimia pertanian hanya digunakan setelah:

  • SDS diperiksa.
  • Material compatibility disetujui.
  • Conductivity memenuhi sensor.
  • Seal test selesai.
  • Soak test selesai.
  • Flow calibration selesai.
  • Prosedur pembuangan tersedia.

6.2 Diagram hidraulik

6.2.1 Arsitektur hidraulik baseline

Rendering diagram...

6.2.2 Fungsi setiap komponen

KomponenFungsi
TangkiMenyimpan cairan dan mengurangi sloshing
Manual shutoff valveMengisolasi tangki ketika maintenance
Suction strainerMenahan partikel sebelum pompa
PompaMenghasilkan flow dan pressure
Pressure damperMengurangi pulsation dan pressure transient
Bypass regulatorMenetapkan pressure ceiling dan mengembalikan excess flow
FlowmeterMengukur debit aktual
Pressure transmitterMengukur pressure manifold
ManifoldMembagi flow ke empat nozzle
Master valveFail-closed flow isolation
Check valveMencegah dripping dan backflow
NozzleMembentuk fan pattern dan droplet
Return lineMengembalikan excess flow ke tangki
Drain/flush portMenguras dan membersihkan sistem

6.2.3 Jalur return

Return line harus:

  • Masuk kembali ke tangki jauh dari suction outlet.
  • Berakhir di bawah permukaan cairan pada volume kerja normal.
  • Tidak mengarahkan jet langsung ke outlet.
  • Tidak menghasilkan aerasi berlebihan.
  • Tidak menciptakan gerakan cairan lateral.
  • Tidak mengganggu sensor level bila digunakan.

Return yang jatuh bebas dari atas tangki dapat menghasilkan busa dan udara terlarut. Udara dalam cairan dapat menyebabkan:

  • Flowmeter tidak stabil.
  • Pump cavitation.
  • Pressure oscillation.
  • Nozzle sputtering.
  • Kesalahan volume aplikasi.

6.2.4 Fail-safe valve

Master valve menggunakan konfigurasi normally closed:

Power hilang -> valve menutup
Controller reset -> valve menutup
UART hilang -> valve menutup
Mission abort -> valve menutup

Pompa dan valve menggunakan dua output terpisah. Menutup valve tidak boleh menjadi satu-satunya metode stop flow karena deadheading pompa dapat meningkatkan tekanan. Sequence normal:

  1. Turunkan command pompa.
  2. Buka jalur bypass.
  3. Tutup master valve.
  4. Verifikasi flow mendekati nol.
  5. Matikan pompa.

Untuk emergency:

  1. Tutup master valve.
  2. Matikan pompa.
  3. Verifikasi pressure turun.
  4. Laporkan fault.

6.3 Pemilihan pompa

6.3.1 Pompa final

Pompa baseline:

Hobbywing Brushless Water Pump Combo Pump 8 L
Brushless 10A 14S V1 HW

Spesifikasi resmi:

ParameterNilai
Tegangan kerja1212–14S14\mathrm{S}
Rentang DC4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}
Rated power120 W120\ \mathrm{W}
Working pressure0.80.8–1.0 MPa1.0\ \mathrm{MPa}
Working current≤2.5 A\le 2.5\ \mathrm{A}
Maximum flow8 L/min8\ \mathrm{L/min}
PWM10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s}
InletID 12 mm12\ \mathrm{mm}
OutletID 12 mm12\ \mathrm{mm}
Massa698 g698\ \mathrm{g}
ProtectionIP67

Pompa mempunyai proteksi overcurrent dan overtemperature internal. Pabrikan menyatakan controller pompa akan melakukan proteksi ketika terjadi blockage atau temperatur berlebih. (HOBBYWING)

6.3.2 Maximum flow bukan operating point

Angka berikut tidak boleh dianggap terjadi bersamaan:

Qmax⁡=8 L/minQ_{\max} = 8\ \mathrm{L/min}

dan:

pworking=0.8 sampai 1.0 MPap_{\text{working}} = 0.8 \text{ sampai } 1.0\ \mathrm{MPa}

Halaman produk tidak menyediakan tabel lengkap QQ terhadap pp untuk setiap PWM dan tegangan. Karena itu, kemampuan menghasilkan 3 L/min3\ \mathrm{L/min} pada tekanan target tidak boleh hanya disimpulkan dari dua angka katalog.

Operating point diperoleh dari perpotongan:

Hpump(Q,u,V)=Hsystem(Q)H_{\text{pump}} \left( Q,u,V \right) = H_{\text{system}} \left( Q \right)

dengan:

  • HpumpH_{\text{pump}}: head yang dihasilkan pompa.
  • HsystemH_{\text{system}}: head loss sistem.
  • uu: command pompa.
  • VV: tegangan baterai.

6.3.3 System-pressure model

Pressure yang dibutuhkan:

Δppump=Δpfilter+Δpdamper+Δpregulator+Δpflowmeter+Δphose+Δpmanifold+Δpnozzle\Delta p_{\text{pump}} = \Delta p_{\text{filter}} + \Delta p_{\text{damper}} + \Delta p_{\text{regulator}} + \Delta p_{\text{flowmeter}} + \Delta p_{\text{hose}} + \Delta p_{\text{manifold}} + \Delta p_{\text{nozzle}}

Untuk nozzle, pressure target menjadi komponen dominan.

Pressure loss pipa secara umum dapat diperkirakan:

Δppipe=fLDρvf22\Delta p_{\text{pipe}} = f \frac{ L }{ D } \frac{ \rho v_f^2 }{ 2 }

dengan:

  • ff: Darcy friction factor.
  • LL: panjang hose.
  • DD: diameter internal hose.
  • ρ\rho: densitas cairan.
  • vfv_f: kecepatan cairan di hose.

Minor loss:

Δpminor=Kρvf22\Delta p_{\text{minor}} = K \frac{ \rho v_f^2 }{ 2 }

Total minor loss:

Δpminor,total=∑Kiρvf22\Delta p_{\text{minor,total}} = \sum K_i \frac{ \rho v_f^2 }{ 2 }

Perhitungan akhir menggunakan diameter dan panjang hose aktual pada drawing hidraulik.

6.3.4 Tekanan kerja normal

Dengan nozzle final XR11003-VS, pressure target nominal berada sekitar:

pnozzle,target≈1.2 barp_{\text{nozzle,target}} \approx 1.2\ \mathrm{bar}

atau:

pnozzle,target≈0.12 MPap_{\text{nozzle,target}} \approx 0.12\ \mathrm{MPa}

Pressure manifold disetel:

1.0≤pmanifold≤1.5 bar1.0 \le p_{\text{manifold}} \le 1.5 \ \mathrm{bar}

Bypass regulator mengendalikan pressure ceiling. Closed-loop controller tetap mengendalikan debit melalui command pompa.

6.3.5 PWM command

Command normalisasi:

0≤u≤10 \le u \le 1

Mapping awal:

PWMμs=1050+900uPWM_{\mu s} = 1050 + 900u

Sehingga:

u=0⇒PWM=1050 μsu=0 \Rightarrow PWM=1050\ \mu\mathrm{s}
u=1⇒PWM=1950 μsu=1 \Rightarrow PWM=1950\ \mu\mathrm{s}

Mapping ini hanya menunjukkan rentang electrical command. Pump dead zone dan hubungan PWM–flow harus diidentifikasi melalui bench test.

6.3.6 Pump characterization test

Pump test menggunakan air bersih dan mencatat:

  • Battery voltage.
  • PWM.
  • Flow.
  • Pressure.
  • Current.
  • Pump temperature.
  • Fluid temperature.
  • Noise.
  • Vibration.

Test matrix:

PWMValve conditionData
1050 μs1050\ \mu\mathrm{s}Bypass openVerify zero/minimum
1150 μs1150\ \mu\mathrm{s}Variable restrictionQQ, pp, II
1250 μs1250\ \mu\mathrm{s}Variable restrictionQQ, pp, II
1350 μs1350\ \mu\mathrm{s}Variable restrictionQQ, pp, II
1450 μs1450\ \mu\mathrm{s}Variable restrictionQQ, pp, II
1550 μs1550\ \mu\mathrm{s}Variable restrictionQQ, pp, II
1650 μs1650\ \mu\mathrm{s}Variable restrictionQQ, pp, II
1750 μs1750\ \mu\mathrm{s}Variable restrictionQQ, pp, II
1850 μs1850\ \mu\mathrm{s}Variable restrictionQQ, pp, II
1950 μs1950\ \mu\mathrm{s}Variable restrictionQQ, pp, II

Setiap PWM diuji pada beberapa pressure:

p∈0.5,,1.0,,1.5,,2.0,,2.5,,3.0 barp \in { 0.5,, 1.0,, 1.5,, 2.0,, 2.5,, 3.0 } \ \mathrm{bar}

Hasilnya membentuk map:

Q=f(PWM,p,Vbattery)Q = f \left( PWM,p,V_{\text{battery}} \right)

Map tersebut digunakan sebagai feedforward controller.

6.3.7 Duty cycle

Pompa harus lulus:

  • 10 menit pada operating point nominal.
  • 20 menit pada 7575% duty.
  • 30 detik pada high-flow command.
  • 50 siklus start–stop.
  • Dry-run protection test terbatas sesuai prosedur.
  • Blockage-response test.
  • Thermal soak pada ambient tinggi.

Dry-run tidak dilakukan tanpa prosedur khusus karena dapat merusak pump head dan menghasilkan hasil yang tidak representatif.

6.3.8 Pump current monitor

Pump branch menggunakan Hall current sensor:

ACS724LLCTR-05AU atau varian tervalidasi setara

Kebutuhan sensing:

ParameterTarget
Range00–5 A5\ \mathrm{A}
Sample rate≥100 Hz\ge 100\ \mathrm{Hz}
IsolationGalvanic
Overcurrent warninghasil karakterisasi
Blockage detectionhasil karakterisasi

ACS724 merupakan isolated Hall-effect current sensor untuk pengukuran arus AC atau DC. Varian unidirectional tersedia untuk aplikasi current monitoring dan fault protection. (allegromicro.com)

6.4 Pemilihan nozzle

6.4.1 Nozzle final

Nozzle final setelah ECR-006-01:

4 × TeeJet XR11003-VS

Identitas:

ParameterNilai
SeriesXR Extended Range
Spray angle110∘110^\circ
Size code03
Material suffixVS
Material tipStainless steel
Nominal flow0.30 US gal/min0.30\ \mathrm{US\ gal/min} pada 40 psi40\ \mathrm{psi}
Recommended strainer50 mesh
Jumlah4

Seri XR menggunakan tapered-edge flat-fan pattern dan tersedia dalam beberapa material. TeeJet mengklasifikasikan XR11003 sebagai Medium pada tekanan rendah, kemudian Fine pada tekanan yang lebih tinggi. (TeeJet)

6.4.2 Hubungan debit dan tekanan

Untuk nozzle yang sama dan cairan dengan karakteristik serupa:

Q2=Q1p2p1Q_2 = Q_1 \sqrt{ \frac{ p_2 }{ p_1 } }

Debit nominal XR11003:

Q1=0.30 US gal/minQ_1 = 0.30\ \mathrm{US\ gal/min}

pada:

p1=40 psip_1 = 40\ \mathrm{psi}

Target debit total:

Qtotal,target=3.0 L/minQ_{\text{total,target}} = 3.0\ \mathrm{L/min}

Debit per nozzle:

Qtip,target=3.04Q_{\text{tip,target}} = \frac{ 3.0 }{ 4 }
Qtip,target=0.75 L/min\boxed{ Q_{\text{tip,target}} = 0.75\ \mathrm{L/min} }

Konversi ke US gallon:

Qtip,target=0.753.78541Q_{\text{tip,target}} = \frac{ 0.75 }{ 3.78541 }
Qtip,target≈0.1981 US gal/minQ_{\text{tip,target}} \approx 0.1981\ \mathrm{US\ gal/min}

Pressure yang diperlukan:

p2=p1(Q2Q1)2p_2 = p_1 \left( \frac{ Q_2 }{ Q_1 } \right)^2
p2=40(0.19810.30)2p_2 = 40 \left( \frac{ 0.1981 }{ 0.30 } \right)^2
p2≈17.4 psi\boxed{ p_2 \approx 17.4\ \mathrm{psi} }

Dalam bar:

p2=17.4×0.0689476p_2 = 17.4 \times 0.0689476
p2≈1.20 bar\boxed{ p_2 \approx 1.20\ \mathrm{bar} }

6.4.3 Operating point pada 20 psi

Pada 20 psi20\ \mathrm{psi}, tabel TeeJet menunjukkan XR11003 menghasilkan sekitar:

Qtip=0.21 US gal/minQ_{\text{tip}} = 0.21\ \mathrm{US\ gal/min}

Konversi:

Qtip=0.21×3.78541Q_{\text{tip}} = 0.21 \times 3.78541
Qtip≈0.795 L/minQ_{\text{tip}} \approx 0.795\ \mathrm{L/min}

Debit total:

Qtotal=4×0.795Q_{\text{total}} = 4 \times 0.795
Qtotal≈3.18 L/min\boxed{ Q_{\text{total}} \approx 3.18\ \mathrm{L/min} }

Operating pressure 1717–20 psi20\ \mathrm{psi} mempertahankan nozzle pada kategori Medium menurut tabel XR. (TeeJet)

6.4.4 Tabel pressure–flow

PressureFlow per nozzleTotal empat nozzleKategori droplet baseline
15 psi15\ \mathrm{psi}≈0.68 L/min\approx 0.68\ \mathrm{L/min}≈2.73 L/min\approx 2.73\ \mathrm{L/min}Medium
17.4 psi17.4\ \mathrm{psi}≈0.75 L/min\approx 0.75\ \mathrm{L/min}≈3.00 L/min\approx 3.00\ \mathrm{L/min}Medium
20 psi20\ \mathrm{psi}≈0.80 L/min\approx 0.80\ \mathrm{L/min}≈3.18 L/min\approx 3.18\ \mathrm{L/min}Medium
30 psi30\ \mathrm{psi}≈0.98 L/min\approx 0.98\ \mathrm{L/min}≈3.94 L/min\approx 3.94\ \mathrm{L/min}Medium
40 psi40\ \mathrm{psi}≈1.14 L/min\approx 1.14\ \mathrm{L/min}≈4.54 L/min\approx 4.54\ \mathrm{L/min}Fine

Nilai debit selain titik katalog dihitung menggunakan square-root pressure law dan harus diverifikasi dengan collection test.

6.4.5 Nozzle spacing

Empat nozzle dipasang pada boom dengan spacing awal:

snozzle=0.50 ms_{\text{nozzle}} = 0.50\ \mathrm{m}

Total jarak nozzle paling luar:

Louter=3snozzleL_{\text{outer}} = 3s_{\text{nozzle}}
Louter=1.50 m\boxed{ L_{\text{outer}} = 1.50\ \mathrm{m} }

TeeJet merekomendasikan sekitar 2020 inci atau 0.51 m0.51\ \mathrm{m} optimum spray height untuk nozzle 110∘110^\circ pada spacing 2020 inci dalam konfigurasi conventional boom. (TeeJet)

6.4.6 Spray footprint geometris

Lebar geometris satu fan:

bgeom=2htan⁡(θ2)b_{\text{geom}} = 2h \tan \left( \frac{ \theta }{ 2 } \right)

Untuk:

θ=110∘\theta = 110^\circ

dan:

h=0.50 mh = 0.50\ \mathrm{m}

maka:

bgeom=2×0.50tan⁡55∘b_{\text{geom}} = 2 \times 0.50 \tan 55^\circ
bgeom≈1.43 m\boxed{ b_{\text{geom}} \approx 1.43\ \mathrm{m} }

Overlap geometris antar-nozzle:

O=1−snozzlebgeomO = 1 - \frac{ s_{\text{nozzle}} }{ b_{\text{geom}} }
O=1−0.501.43O = 1 - \frac{ 0.50 }{ 1.43 }
O≈65%\boxed{ O \approx 65\% }

Nilai ini konsisten dengan kebutuhan overlap substantial untuk flat-fan boom, tetapi tidak langsung berlaku pada drone.

6.4.7 Downwash dan effective swath

Pada drone, pattern aktual dipengaruhi oleh:

  • Rotor downwash.
  • Vortex ujung propeller.
  • Kecepatan maju.
  • Tinggi terhadap tanaman.
  • Posisi nozzle terhadap rotor.
  • Wind.
  • Droplet spectrum.
  • Canopy penetration.

Karena itu:

weffective≠Lboomw_{\text{effective}} \ne L_{\text{boom}}

dan:

weffective≠bgeomw_{\text{effective}} \ne b_{\text{geom}}

Lebar kerja efektif harus diperoleh dari:

  • Water-sensitive paper.
  • Collection tray.
  • Tracer deposition.
  • Cross-track uniformity.
  • Repeat test pada beberapa kecepatan dan tinggi.

Target 5 m5\ \mathrm{m} dari Bab 1 tetap berstatus unverified requirement.

6.4.8 Konflik tinggi semprot

Bab 1 menetapkan tinggi kendaraan sekitar 22–4 m4\ \mathrm{m} di atas tajuk. Sementara itu, conventional boom chart untuk nozzle 110∘110^\circ menggunakan tinggi sekitar 0.5 m0.5\ \mathrm{m} pada spacing yang sama.

Perbedaan ini berarti pola konvensional TeeJet tidak boleh diterapkan langsung pada drone. Tiga tindakan diwajibkan:

  1. Ukur tinggi aktual nozzle terhadap tajuk, bukan tinggi flight controller.
  2. Validasi pattern dalam downwash aktif.
  3. Turunkan effective swath di controller apabila edge deposition tidak memenuhi acceptance.

6.4.9 Penempatan nozzle

Nozzle ditempatkan:

  • Di bawah bidang propeller.
  • Simetris terhadap sumbu kendaraan.
  • Tidak berada tepat pada tip vortex.
  • Tidak menyemprot landing gear.
  • Tidak menyemprot rangefinder.
  • Tidak menyemprot baterai atau avionik.
  • Mudah dilepas untuk inspeksi.

Nozzle orientation ditetapkan melalui pattern test, bukan hanya tegak lurus terhadap tanah.

6.5 Perhitungan application rate

6.5.1 Persamaan dasar

Untuk:

  • RR dalam L/ha\mathrm{L/ha}.
  • QQ dalam L/min\mathrm{L/min}.
  • vv dalam m/s\mathrm{m/s}.
  • ww dalam m\mathrm{m}.

Application rate:

R=10000Q60vwR = \frac{ 10000Q }{ 60vw }

Target debit:

Qtarget=Rvw6010000Q_{\text{target}} = \frac{ Rvw60 }{ 10000 }

6.5.2 Titik desain nominal

Dengan:

R=20 L/haR = 20\ \mathrm{L/ha}
v=5 m/sv = 5\ \mathrm{m/s}
w=5 mw = 5\ \mathrm{m}

maka:

Qtarget=20×5×5×6010000Q_{\text{target}} = \frac{ 20 \times 5 \times 5 \times 60 }{ 10000 }
Qtarget=3.0 L/min\boxed{ Q_{\text{target}} = 3.0\ \mathrm{L/min} }

6.5.3 Application rate pada pressure 20 psi

Dengan:

Q=3.18 L/minQ = 3.18\ \mathrm{L/min}

maka:

R=10000×3.1860×5×5R = \frac{ 10000 \times 3.18 }{ 60 \times 5 \times 5 }
R≈21.2 L/ha\boxed{ R \approx 21.2\ \mathrm{L/ha} }

Controller mengurangi command pompa untuk mencapai 3.0 L/min3.0\ \mathrm{L/min} apabila target tetap 20 L/ha20\ \mathrm{L/ha}.

6.5.4 Pengaruh lebar efektif

Jika pattern test menunjukkan:

weffective=4.0 mw_{\text{effective}} = 4.0\ \mathrm{m}

maka target flow untuk 20 L/ha20\ \mathrm{L/ha} pada 5 m/s5\ \mathrm{m/s} menjadi:

Qtarget=20×5×4×6010000Q_{\text{target}} = \frac{ 20 \times 5 \times 4 \times 60 }{ 10000 }
Qtarget=2.4 L/min\boxed{ Q_{\text{target}} = 2.4\ \mathrm{L/min} }

Menggunakan 3.0 L/min3.0\ \mathrm{L/min} dengan effective swath hanya 4 m4\ \mathrm{m} akan menghasilkan:

R=10000×360×5×4R = \frac{ 10000 \times 3 }{ 60 \times 5 \times 4 }
R=25 L/ha\boxed{ R = 25\ \mathrm{L/ha} }

Karena itu, controller harus menggunakan effective swath tervalidasi, bukan target swath teoretis.

6.5.5 Pengaruh kecepatan

Untuk RR dan ww konstan:

Qtarget∝vQ_{\text{target}} \propto v

Jika kecepatan turun dari:

5 m/s5\ \mathrm{m/s}

menjadi:

3 m/s3\ \mathrm{m/s}

maka:

Qtarget=20×3×5×6010000Q_{\text{target}} = \frac{ 20 \times 3 \times 5 \times 60 }{ 10000 }
Qtarget=1.8 L/min\boxed{ Q_{\text{target}} = 1.8\ \mathrm{L/min} }

6.5.6 Minimum controllable speed

Karena flowmeter mempunyai accuracy-guaranteed range mulai 0.5 L/min0.5\ \mathrm{L/min}, kecepatan minimum untuk target tertentu dapat ditentukan:

vmin⁡=10000Qmin⁡60Rwv_{\min} = \frac{ 10000Q_{\min} }{ 60Rw }

Dengan:

Qmin⁡=0.5 L/minQ_{\min} = 0.5\ \mathrm{L/min}
R=20 L/haR = 20\ \mathrm{L/ha}
w=5 mw = 5\ \mathrm{m}

maka:

vmin⁡=10000×0.560×20×5v_{\min} = \frac{ 10000 \times 0.5 }{ 60 \times 20 \times 5 }
vmin⁡≈0.83 m/s\boxed{ v_{\min} \approx 0.83\ \mathrm{m/s} }

Untuk margin kontrol, baseline menggunakan:

vspray-enable,min=1.5 m/s\boxed{ v_{\text{spray-enable,min}} = 1.5\ \mathrm{m/s} }

Ketika kecepatan turun di bawah nilai tersebut:

  • Pompa diramp down.
  • Master valve ditutup.
  • Integrator di-reset.
  • Sprayer masuk status HOLD.

6.5.7 Luas per tangki

Untuk application rate:

R=20 L/haR = 20\ \mathrm{L/ha}

dan volume:

Vtank=20 LV_{\text{tank}} = 20\ \mathrm{L}

luas teoritis:

A=VtankRA = \frac{ V_{\text{tank}} }{ R }
A=2020A = \frac{ 20 }{ 20 }
A=1 ha\boxed{ A = 1\ \mathrm{ha} }

Nilai ini belum memperhitungkan:

  • Priming.
  • Return flow.
  • Flush loss.
  • Edge overlap.
  • Turn overlap.
  • Residual volume.
  • Abort.

6.6 Flowmeter

6.6.1 Flowmeter final

Flowmeter baseline:

Aichi Tokei Denki VN10S
NPN output
Output 1: Frequency pulse
Output 2: Alarm

Spesifikasi utama:

ParameterNilai
Nominal diameter10 mm10\ \mathrm{mm}
Accuracy-guaranteed range0.50.5–10 L/min10\ \mathrm{L/min}
Low-flow cutoff0.25 L/min0.25\ \mathrm{L/min}
Maximum working pressure1 MPa1\ \mathrm{MPa} pada 25∘C25^\circ\mathrm{C}
Pressure loss≤0.02 MPa\le 0.02\ \mathrm{MPa} pada upper flow
Supply24 VDC±1024\ \mathrm{VDC}\pm10%
Consumption≤100 mA\le 100\ \mathrm{mA}
Default damping0.5 s0.5\ \mathrm{s}
Standard span frequency200 Hz200\ \mathrm{Hz}
OutputNPN atau PNP
ProtectionIP64 equivalent
Massasekitar 190 g190\ \mathrm{g}

Spesifikasi tersebut berasal dari product specification resmi VN series.

6.6.2 Frequency relationship

Span flow:

Qspan=10 L/minQ_{\text{span}} = 10\ \mathrm{L/min}

Span frequency:

fspan=200 Hzf_{\text{span}} = 200\ \mathrm{Hz}

Frequency coefficient:

Kf=fspanQspanK_f = \frac{ f_{\text{span}} }{ Q_{\text{span}} }
Kf=20010K_f = \frac{ 200 }{ 10 }
Kf=20 HzL/min\boxed{ K_f = 20\ \frac{ \mathrm{Hz} }{ \mathrm{L/min} } }

Flow:

Qraw=fKfQ_{\text{raw}} = \frac{ f }{ K_f }

atau:

Qraw=f20 L/min\boxed{ Q_{\text{raw}} = \frac{ f }{ 20 } \ \mathrm{L/min} }

Pada target 3.0 L/min3.0\ \mathrm{L/min}:

f=20×3.0f = 20 \times 3.0
f=60 Hz\boxed{ f = 60\ \mathrm{Hz} }

6.6.3 Pulse factor

Pada 10 L/min10\ \mathrm{L/min}:

Q=1060=0.1667 L/sQ = \frac{ 10 }{ 60 } = 0.1667\ \mathrm{L/s}

Pulse factor:

KP=2000.1667K_P = \frac{ 200 }{ 0.1667 }
KP≈1200 pulse/L\boxed{ K_P \approx 1200\ \mathrm{pulse/L} }

Volume dari jumlah pulse:

V=NpulseKPV = \frac{ N_{\text{pulse}} }{ K_P }

6.6.4 Akurasi flowmeter

Untuk frequency output VN10S:

  • Pada 5%–20% full-scale, standard accuracy adalah sekitar ±0.5\pm0.5% full scale.
  • Pada 20%–100% full-scale, standard accuracy adalah sekitar ±2.5\pm2.5% reading.

Pada target:

Q=3.0 L/minQ = 3.0\ \mathrm{L/min}

atau 30% dari span, theoretical sensor accuracy:

ΔQ≈±2.5%×3.0\Delta Q \approx \pm2.5\% \times 3.0
ΔQ≈±0.075 L/min\boxed{ \Delta Q \approx \pm0.075\ \mathrm{L/min} }

System target ±5\pm5% masih menyediakan margin untuk controller, installation, dan fluid effects.

6.6.5 Input capture STM32

Frequency output dibaca menggunakan timer input capture.

Jika timer clock:

ftimer=1 MHzf_{\text{timer}} = 1\ \mathrm{MHz}

dan flow frequency:

f=60 Hzf = 60\ \mathrm{Hz}

periode:

T=160T = \frac{ 1 }{ 60 }
T≈16.667 msT \approx 16.667\ \mathrm{ms}

Timer count:

N=ftimerTN = f_{\text{timer}}T
N≈16667\boxed{ N \approx 16667 }

Period measurement memberikan resolusi lebih baik daripada menghitung hanya beberapa pulse dalam window pendek.

6.6.6 Piping requirement

Aichi mensyaratkan sensor:

  • Selalu terisi cairan.
  • Tidak dipasang pada lokasi yang menahan udara.
  • Mengikuti arah panah.
  • Menghindari water hammer.
  • Memiliki straight-run yang memadai.
  • Menempatkan regulating valve pada downstream sensor.
  • Menggunakan tightening torque sekitar 5.0±0.5 N,m5.0\pm0.5\ \mathrm{N,m} untuk VN10S.

Baseline layout menempatkan:

  • Pressure regulator sebelum flowmeter sebagai bypass pressure limiter.
  • Final restriction dan master valve setelah flowmeter.
  • Sensor pada bagian pipa yang selalu penuh.
  • Discharge lebih tinggi daripada sensor bila diperlukan untuk menjaga wet pipe.

6.6.7 Pressure loss

VN10S mencantumkan:

ΔpVN,max≤0.02 MPa\Delta p_{\text{VN,max}} \le 0.02\ \mathrm{MPa}

pada maximum accuracy-guaranteed flow.

Dalam bar:

0.02 MPa=0.2 bar0.02\ \mathrm{MPa} = 0.2\ \mathrm{bar}

Pressure loss pada 3 L/min3\ \mathrm{L/min} harus diukur karena datasheet tidak memberikan lengkap Δp\Delta p terhadap QQ.

6.6.8 Kalibrasi gravimetrik

Reference flow diperoleh dari massa cairan:

Vref=mcollectedρliquidV_{\text{ref}} = \frac{ m_{\text{collected}} }{ \rho_{\text{liquid}} }

Reference flow:

Qref=60mcollectedρliquidtQ_{\text{ref}} = 60 \frac{ m_{\text{collected}} }{ \rho_{\text{liquid}}t }

dengan:

  • mcollectedm_{\text{collected}} dalam kg\mathrm{kg}.
  • ρliquid\rho_{\text{liquid}} dalam kg/L\mathrm{kg/L}.
  • tt dalam s\mathrm{s}.
  • QrefQ_{\text{ref}} dalam L/min\mathrm{L/min}.

Correction factor:

Kcorr=QrefQrawK_{\text{corr}} = \frac{ Q_{\text{ref}} }{ Q_{\text{raw}} }

Corrected flow:

Qmeasured=KcorrQrawQ_{\text{measured}} = K_{\text{corr}} Q_{\text{raw}}

6.6.9 Calibration points

PointTarget
FCAL-010.5 L/min0.5\ \mathrm{L/min}
FCAL-021.0 L/min1.0\ \mathrm{L/min}
FCAL-032.0 L/min2.0\ \mathrm{L/min}
FCAL-043.0 L/min3.0\ \mathrm{L/min}
FCAL-054.0 L/min4.0\ \mathrm{L/min}
FCAL-066.0 L/min6.0\ \mathrm{L/min}
FCAL-078.0 L/min8.0\ \mathrm{L/min}

Setiap titik diuji minimal tiga kali.

6.6.10 Calibration model

Jika satu correction factor tidak cukup:

Qmeasured=a2f2+a1f+a0Q_{\text{measured}} = a_2f^2 + a_1f + a_0

Model polynomial hanya digunakan bila:

  • Residual linear calibration terlalu besar.
  • Koefisien stabil antar-pengujian.
  • Tidak menghasilkan nonmonotonic mapping.
  • Rentang di luar kalibrasi dibatasi.

6.6.11 Conductivity dan fluid validation

VN10S memerlukan:

σfluid≥50 μS/cm\sigma_{\text{fluid}} \ge 50\ \mu\mathrm{S/cm}

Sebelum bahan operasional digunakan:

  1. Ukur conductivity.
  2. Lakukan no-water and bubble test.
  3. Bandingkan gravimetric flow.
  4. Lakukan soak test material.
  5. Periksa zero drift.
  6. Periksa deposit pada electrode.
  7. Periksa seal swelling.

Cairan nonconductive atau sangat rendah conductivity tidak boleh menggunakan VN10S.

6.7 Closed-loop controller

6.7.1 Arsitektur kontrol

Rendering diagram...

6.7.2 Flow error

eQ=Qtarget−Qmeasurede_Q = Q_{\text{target}} - Q_{\text{measured}}

6.7.3 PI controller

Continuous form:

uPI=KPeQ+KI∫eQ,dtu_{\text{PI}} = K_Pe_Q + K_I \int e_Q,dt

Discrete form:

Ik=Ik−1+KITsekI_k = I_{k-1} + K_IT_se_k
uPI,k=KPek+Iku_{\text{PI},k} = K_Pe_k + I_k

dengan:

  • TsT_s: sample period.
  • KPK_P: proportional gain.
  • KIK_I: integral gain.

6.7.4 Feedforward

Feedforward diperoleh dari pump map:

uFF=fpump−1(Qtarget,p,Vbattery)u_{\text{FF}} = f_{\text{pump}}^{-1} \left( Q_{\text{target}}, p, V_{\text{battery}} \right)

Total command:

uraw=uFF+uPIu_{\text{raw}} = u_{\text{FF}} + u_{\text{PI}}

Output clamp:

upump=clamp⁡(uraw,umin⁡,umax⁡)u_{\text{pump}} = \operatorname{clamp} \left( u_{\text{raw}}, u_{\min}, u_{\max} \right)

Feedforward mempercepat respons ketika kecepatan berubah. PI mengoreksi:

  • Variasi tegangan.
  • Filter loading.
  • Nozzle wear.
  • Fluid viscosity.
  • Pump temperature.
  • Manufacturing tolerance.

6.7.5 Anti-windup

Integrator tidak boleh terus bertambah ketika output saturasi.

Conditional integration:

Ik={Ik−1+KITsek,umin⁡<uraw<umax⁡ Ik−1,lainnyaI_k = \begin{cases} I_{k-1}+K_IT_se_k, & u_{\min} < u_{\text{raw}} < u_{\max} \ I_{k-1}, & \text{lainnya} \end{cases}

Alternatif back-calculation:

Ik=Ik−1+KITsek+KAW(upump−uraw)I_k = I_{k-1} + K_IT_se_k + K_{AW} \left( u_{\text{pump}} - u_{\text{raw}} \right)

6.7.6 Slew-rate limiting

Command pump dibatasi:

∣dudt∣≤Su\left| \frac{ du }{ dt } \right| \le S_u

Tujuannya:

  • Mengurangi pressure spike.
  • Mengurangi current transient.
  • Mengurangi overshoot.
  • Mengurangi hose movement.
  • Memperpanjang umur valve.

Emergency pump-off tidak dibatasi oleh normal slew rate.

6.7.7 Flow filtering

First-order filter:

Qf,k=Qf,k−1+α(Qraw,k−Qf,k−1)Q_{f,k} = Q_{f,k-1} + \alpha \left( Q_{\text{raw},k} - Q_{f,k-1} \right)

dengan:

α=Tsτf+Ts\alpha = \frac{ T_s }{ \tau_f+T_s }

Baseline:

Ts=0.05 sT_s = 0.05\ \mathrm{s}
τf=0.5 s\tau_f = 0.5\ \mathrm{s}

maka:

α=0.050.5+0.05\alpha = \frac{ 0.05 }{ 0.5+0.05 }
α≈0.0909\boxed{ \alpha \approx 0.0909 }

Nilai damping VN10S standar juga sekitar 0.5 s0.5\ \mathrm{s}, sehingga tuning controller harus memperhitungkan measurement lag tersebut.

6.7.8 Controller states

Rendering diagram...

6.7.9 Enable conditions

Sprayer hanya masuk Spraying bila:

  • Vehicle armed.
  • Mission berada dalam spray segment.
  • Ground speed di atas minimum.
  • Position valid.
  • Terrain height valid.
  • Flowmeter sehat.
  • Pressure sensor sehat.
  • Pump current sensor sehat.
  • Master valve feedback valid.
  • Tidak ada payload fault.
  • Operator sprayer inhibit tidak aktif.

6.7.10 Turn compensation

Pada ujung lintasan:

  • Sprayer dimatikan sebelum vehicle melakukan turn.
  • Controller tidak mencoba mempertahankan application rate ketika ground speed mendekati nol.
  • Sprayer kembali aktif setelah kendaraan stabil pada lintasan baru.
  • Integrator di-reset atau di-hold.

Enable delay dapat ditentukan dari:

dlead=vtresponsed_{\text{lead}} = v t_{\text{response}}

Jika:

v=5 m/sv = 5\ \mathrm{m/s}

dan:

tresponse=1.5 st_{\text{response}} = 1.5\ \mathrm{s}

maka:

dlead=7.5 m\boxed{ d_{\text{lead}} = 7.5\ \mathrm{m} }

Pompa perlu diramp sebelum memasuki polygon agar flow mencapai target tepat pada batas area aplikasi.

6.7.11 Pressure measurement

Pressure transmitter:

WIKA A-10
0–10 bar gauge
4–20 mA
316L wetted parts
G 1/4 connection

WIKA A-10 tersedia dalam range hingga dan melampaui 10 bar10\ \mathrm{bar}, output 44–20 mA20\ \mathrm{mA}, serta wetted part 316L. Untuk range di atas 1.6 bar1.6\ \mathrm{bar}, datasheet mencantumkan overpressure limit sampai dua kali span, bergantung process connection dan seal.

Current-loop conversion menggunakan shunt:

VADC=IloopRsV_{\text{ADC}} = I_{\text{loop}} R_s

Untuk:

Rs=165 ΩR_s = 165\ \Omega

pada 4 mA4\ \mathrm{mA}:

Vmin⁡=0.004×165V_{\min} = 0.004 \times 165
Vmin⁡=0.66 V\boxed{ V_{\min} = 0.66\ \mathrm{V} }

Pada 20 mA20\ \mathrm{mA}:

Vmax⁡=0.020×165V_{\max} = 0.020 \times 165
Vmax⁡=3.30 V\boxed{ V_{\max} = 3.30\ \mathrm{V} }

Pressure:

p=pmax⁡Iloop−4 mA16 mAp = p_{\max} \frac{ I_{\text{loop}} - 4\ \mathrm{mA} }{ 16\ \mathrm{mA} }

Untuk range 00–10 bar10\ \mathrm{bar}:

p=10Iloop−416 barp = 10 \frac{ I_{\text{loop}} - 4 }{ 16 } \ \mathrm{bar}

6.7.12 Controller pseudocode

enum class SprayState : uint8_t {
    Disabled,
    Priming,
    Ready,
    Spraying,
    Hold,
    Fault
};

struct SprayInputs {
    float groundSpeedMps;
    float effectiveWidthM;
    float applicationRateLHa;
    float measuredFlowLMin;
    float manifoldPressureBar;
    float pumpCurrentA;
    bool vehicleArmed;
    bool insideSprayArea;
    bool rangefinderHealthy;
    bool flowmeterHealthy;
    bool pressureSensorHealthy;
    bool operatorInhibit;
};

struct SprayCommand {
    uint16_t pumpPwmUs;
    bool masterValveOpen;
    SprayState state;
};

[[nodiscard]]
float calculateTargetFlowLMin(
    const float rateLHa,
    const float speedMps,
    const float widthM
) noexcept {
    if (rateLHa <= 0.0F || speedMps <= 0.0F || widthM <= 0.0F) {
        return 0.0F;
    }

    return rateLHa * speedMps * widthM * 60.0F / 10000.0F;
}

Pseudocode produksi harus menambahkan:

  • Range check.
  • NaN protection.
  • Sensor timeout.
  • Anti-windup.
  • Persistent fault code.
  • Watchdog.
  • Output safe state.
  • Unit test.
  • Hardware-in-loop test.

6.8 Fault detection

Fault detection menggunakan kombinasi:

  • Flow target.
  • Flow measured.
  • Pressure.
  • Pump current.
  • Valve command.
  • Tank-level estimate.
  • Consumed volume.
  • Vehicle state.

6.8.1 Residual flow

rQ=Qmeasured−Qtargetr_Q = Q_{\text{measured}} - Q_{\text{target}}

Normalized residual:

rQ,n=Qmeasured−Qtargetmax⁡(Qtarget,Qϵ)r_{Q,n} = \frac{ Q_{\text{measured}} - Q_{\text{target}} }{ \max \left( Q_{\text{target}}, Q_{\epsilon} \right) }

6.8.2 Expected nozzle flow dari pressure

Untuk NN nozzle identik:

Qexpected=NKNpQ_{\text{expected}} = N K_N \sqrt{ p }

Nozzle coefficient diperoleh dari calibration:

KN=Qtip,refprefK_N = \frac{ Q_{\text{tip,ref}} }{ \sqrt{ p_{\text{ref}} } }

Pressure-flow residual:

rQP=Qmeasured−Qexpected(pmeasured)r_{QP} = Q_{\text{measured}} - Q_{\text{expected}} \left( p_{\text{measured}} \right)

Residual ini membantu membedakan flowmeter error dan nozzle restriction.

6.8.3 Fault matrix

FaultFlowPressureCurrentIndikasi utama
No-flowSangat rendahRendah atau tinggiAktifTangki kosong, air lock, valve, blockage
Low-flowDi bawah targetNormal atau tinggiNormal/tinggiFilter atau nozzle tersumbat
Nozzle blockageRendahTinggiNormal/tinggiRestriction downstream
Hose ruptureTinggi/abnormalRendahNormalKebocoran downstream
Pump overcurrentRendahTinggiTinggiPump jam atau blocked line
Tank emptyTurun ke nolRendahDapat turunSuction kehilangan cairan
Regulator stuck closedRendahTinggiTinggiReturn restriction
Regulator stuck openRendahRendahNormalExcess bypass
Flowmeter bubbleFluktuatifRelatif stabilStabilAir dalam line
Pressure sensor failureNormalInvalid/fixedNormalElectrical/sensor fault

6.8.4 No-flow detection

Condition:

Qtarget>QenableQ_{\text{target}} > Q_{\text{enable}}

dan:

Qmeasured<Qno-flowQ_{\text{measured}} < Q_{\text{no-flow}}

selama:

t>tno-flowt > t_{\text{no-flow}}

Baseline:

Qenable=0.5 L/minQ_{\text{enable}} = 0.5\ \mathrm{L/min}
Qno-flow=0.2 L/minQ_{\text{no-flow}} = 0.2\ \mathrm{L/min}
tno-flow=1.0 st_{\text{no-flow}} = 1.0\ \mathrm{s}

Respons:

  1. Pump off.
  2. Valve close.
  3. Latch fault.
  4. Stop spray mission.
  5. Notify GCS.
  6. Allow flight controller to continue or land berdasarkan mission policy.

6.8.5 Low-flow detection

Condition:

Qmeasured<0.8QtargetQ_{\text{measured}} < 0.8Q_{\text{target}}

selama:

t>2 st > 2\ \mathrm{s}

Respons tahap pertama:

  • Naikkan command sesuai PI limit.
  • Periksa pressure.
  • Periksa current.

Jika tidak pulih:

  • Stop spray.
  • Set SPRAY_LOW_FLOW.
  • Abort spray segment.

6.8.6 Nozzle blockage

Nozzle blockage cenderung menghasilkan:

Qmeasured<QexpectedQ_{\text{measured}} < Q_{\text{expected}}

dan:

pmeasured>pnormalp_{\text{measured}} > p_{\text{normal}}

Diagnostic condition:

rQP<−rblockager_{QP} < -r_{\text{blockage}}

Jika satu nozzle tersumbat penuh, theoretical total-flow reduction:

14×100%=25%\frac{ 1 }{ 4 } \times 100\% = 25\%

Satu nozzle blockage seharusnya terlihat jelas oleh total flowmeter, tetapi partial blockage memerlukan threshold yang lebih sensitif.

6.8.7 Hose rupture

Hose rupture downstream flowmeter:

  • Pressure turun cepat.
  • Flow dapat naik.
  • Pump command tetap tinggi.
  • Application pattern hilang.

Condition:

pmeasured<prupturep_{\text{measured}} < p_{\text{rupture}}

dan:

Qmeasured>Qtarget+ΔQruptureQ_{\text{measured}} > Q_{\text{target}} + \Delta Q_{\text{rupture}}

Respons:

  • Valve close.
  • Pump off.
  • Abort spray.
  • Land di area aman jika chemical leak berlanjut.

6.8.8 Pump overcurrent

Pump-current baseline harus diperoleh dari test map.

Condition:

Ipump>IlimitI_{\text{pump}} > I_{\text{limit}}

selama:

t>tIt > t_I

Protection internal pompa tidak menggantikan monitoring eksternal. Internal protection dapat melakukan restart, yang dapat menyebabkan cycling berulang bila blockage masih ada. (HOBBYWING)

Respons payload controller:

  • Pump command off.
  • Jangan auto-restart berulang.
  • Tutup valve.
  • Latch fault.
  • Require operator acknowledgement.

6.8.9 Tank-empty detection

Consumed volume:

Vused=∫QmeasureddtV_{\text{used}} = \int Q_{\text{measured}} dt

Estimated remaining volume:

Vremaining=Vinitial−VusedV_{\text{remaining}} = V_{\text{initial}} - V_{\text{used}}

Tank empty dinyatakan bila salah satu kondisi terjadi:

  • VremainingV_{\text{remaining}} di bawah residual threshold.
  • Flow jatuh ketika pump command tinggi.
  • Pressure jatuh.
  • Bubble/no-water alarm muncul.
  • Tank-level sensor, bila tersedia, menyatakan kosong.

Flowmeter VN10S menyediakan opsi alarm termasuk no-water detection dan low-voltage detection. Output alarm dapat dibaca sebagai jalur diagnosis independen.

6.8.10 Pressure abnormal

Pressure high:

p>2.5 barp > 2.5\ \mathrm{bar}

selama lebih dari delay yang ditentukan.

Pressure critical:

p>3.0 barp > 3.0\ \mathrm{bar}

Respons:

  • Pump off.
  • Bypass open.
  • Valve close.
  • Latch critical fault.

Pressure low ketika spraying:

p<0.5 barp < 0.5\ \mathrm{bar}

dengan command tinggi menunjukkan:

  • Tangki kosong.
  • Suction leak.
  • Regulator stuck open.
  • Pump damage.
  • Hose rupture.

6.8.11 Fault severity

LevelContohRespons
INFOFlow settlingLog
WARNFlow error sementaraContinue dengan monitor
DEGRADEDRTK float atau pressure driftHold spraying
ABORTPersistent low flowStop spray mission
CRITICALHose rupture atau overpressurePump off, valve close, land policy

6.8.12 Fault supervisor

Rendering diagram...

6.9 Sistem granular opsional

Sistem granular tidak menjadi bagian baseline sprayer DF-01. Modul granular hanya dapat dipasang melalui design revision tersendiri karena mengubah:

  • Payload type.
  • Mass budget.
  • CG.
  • Power requirement.
  • Aerodynamics.
  • Mission logic.
  • Failure modes.
  • Cleaning procedure.

6.9.1 Arsitektur modular

Rendering diagram...

Liquid dan granular module tidak dioperasikan bersamaan pada baseline.

6.9.2 Granular application rate

Jika mass flow:

m˙dalamkg/min\dot{m} \quad \text{dalam} \quad \mathrm{kg/min}

maka granular application rate:

Rm=10000m˙60vwR_m = \frac{ 10000\dot{m} }{ 60vw }

dengan:

  • RmR_m dalam kg/ha\mathrm{kg/ha}.
  • m˙\dot{m} dalam kg/min\mathrm{kg/min}.
  • vv dalam m/s\mathrm{m/s}.
  • ww dalam m\mathrm{m}.

Target mass flow:

m˙target=Rmvw6010000\dot{m}_{\text{target}} = \frac{ R_mvw60 }{ 10000 }

6.9.3 Required validation

Modul granular memerlukan:

  • Hopper mass measurement.
  • Material bulk density.
  • Granule-size distribution.
  • Moisture test.
  • Gate calibration.
  • Spinner-speed calibration.
  • Jam detection.
  • Spread-pattern test.
  • Mass-flow test.
  • CG test penuh dan kosong.
  • Structural requalification.

Servo hobi tidak dapat langsung dianggap layak untuk gate utama tanpa:

  • Torque calculation.
  • Stall-current test.
  • Duty-cycle test.
  • Environmental sealing.
  • Position feedback.
  • Fail-safe return.

6.10 Verification dan acceptance plan

6.10.1 Hydraulic proof test

Sistem diisi air dan diuji pada:

pproof=1.5pdesignp_{\text{proof}} = 1.5 p_{\text{design}}

Dengan:

pdesign=10 barp_{\text{design}} = 10\ \mathrm{bar}

maka:

pproof=15 bar\boxed{ p_{\text{proof}} = 15\ \mathrm{bar} }

Proof test hanya diterapkan pada komponen dan assembly yang memang memiliki rating sesuai. Tangki atmosferik tidak dipressurize ke nilai tersebut. Jalur suction dan tangki diuji menggunakan metode terpisah.

6.10.2 Leak test

Leak test dilakukan pada:

  • Shutoff valve.
  • Filter housing.
  • Pump fitting.
  • Damper.
  • Regulator.
  • Flowmeter.
  • Pressure transmitter.
  • Manifold.
  • Master valve.
  • Nozzle bodies.
  • Return line.

Acceptance:

  • Tidak ada visible leak.
  • Tidak ada pressure decay abnormal.
  • Tidak ada air ingress.
  • Tidak ada hose movement.
  • Tidak ada fitting rotation.

6.10.3 Flow-response test

Command steps:

TestDariKe
STEP-01001.0 L/min1.0\ \mathrm{L/min}
STEP-021.01.02.0 L/min2.0\ \mathrm{L/min}
STEP-032.02.03.0 L/min3.0\ \mathrm{L/min}
STEP-043.03.04.0 L/min4.0\ \mathrm{L/min}
STEP-054.04.02.0 L/min2.0\ \mathrm{L/min}
STEP-063.03.000

Data:

  • Rise time.
  • Settling time.
  • Overshoot.
  • Steady-state error.
  • Pressure peak.
  • Current peak.
  • Valve response.

6.10.4 Dynamic-speed simulation

Ground-speed input disimulasikan:

v∈1.5,,2,,3,,4,,5,,6,,7 m/sv \in { 1.5,, 2,, 3,, 4,, 5,, 6,, 7 } \ \mathrm{m/s}

Controller harus menghasilkan target flow yang benar untuk setiap:

  • Application rate.
  • Effective swath.
  • Acceleration.
  • Deceleration.
  • Turn entry.
  • Turn exit.

6.10.5 Pattern test

Pattern test dilakukan dengan:

  • Air dan tracer.
  • Rotor aktif pada restrained test rig yang aman.
  • Beberapa tinggi.
  • Beberapa kecepatan simulasi atau flight pass.
  • Beberapa wind conditions.

Parameter:

  • Effective swath.
  • Edge deposition.
  • Coefficient of variation.
  • Center accumulation.
  • Left–right asymmetry.
  • Driftable fraction.
  • Rotor-to-rotor consistency.

Coefficient of variation:

CV=sx‾×100%CV = \frac{ s }{ \overline{x} } \times 100\%

dengan:

  • ss: standard deviation deposition.
  • x‾\overline{x}: mean deposition.

Internal acceptance awal:

CV≤15%\boxed{ CV \le 15\% }

Nilai final harus disesuaikan dengan metode uji dan kebutuhan agronomi.

6.10.6 Chemical qualification

Untuk setiap formulasi:

  1. Catat SDS.
  2. Ukur density.
  3. Ukur conductivity.
  4. Ukur viscosity.
  5. Lakukan material soak test.
  6. Lakukan static leak test.
  7. Lakukan flow calibration.
  8. Lakukan flush test.
  9. Periksa seal dan electrode.
  10. Terbitkan compatibility record.

6.10.7 Acceptance criteria

ParameterAcceptance
Flow steady-state±5\pm5%
Individual nozzle flow±5\pm5% dari mean
Rise time≤1.5 s\le1.5\ \mathrm{s}
Settling time≤2.0 s\le2.0\ \mathrm{s}
Overshoot≤10\le10%
Shutoff≤0.5 s\le0.5\ \mathrm{s}
Pressure normal1.01.0–1.5 bar1.5\ \mathrm{bar}
Pressure alarm responsePump off dan valve close
No-flow response≤1.0 s\le1.0\ \mathrm{s} setelah threshold
Chemical compatibilityApproved record
Effective swathHasil pattern test
Pattern CV≤15\le15% baseline

Keputusan desain yang dikunci

ParameterKeputusan
PumpHobbywing Pump 8 L
Pump supplyMain 14S14\mathrm{S} bus
Pump commandPWM 10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s}
Nominal total flow3.0 L/min3.0\ \mathrm{L/min}
Nozzle4 × TeeJet XR11003-VS
Nominal nozzle pressure≈1.2 bar\approx1.2\ \mathrm{bar}
Normal manifold pressure1.01.0–1.5 bar1.5\ \mathrm{bar}
Strainer50 mesh
RegulatorMechanical bypass regulator
Relief setting3.0 bar3.0\ \mathrm{bar}
FlowmeterAichi VN10S NPN
Flow outputFrequency, 200 Hz200\ \mathrm{Hz} span
Flow coefficient20 Hz/(L/min)20\ \mathrm{Hz/(L/min)}
Pressure sensorWIKA A-10, 00–10 bar10\ \mathrm{bar}
Master valveNormally closed
ControllerSTM32G474 payload controller
Control algorithmFeedforward + PI
Effective swathWajib diperoleh dari pattern test
Baseline qualification fluidWater
Granular payloadOptional, bukan baseline

Requirement update

IDRequirementHasil Bab 6Status
SPR-001Application rate nominal 20 L/ha20\ \mathrm{L/ha}Qtarget=3.0 L/minQ_{\text{target}}=3.0\ \mathrm{L/min}Calculated
SPR-002Envelope 1010–40 L/ha40\ \mathrm{L/ha}Controller formula ditetapkanDefined
SPR-003Variable flowFeedforward + PIDefined
SPR-004Flow accuracy±5\pm5%Test required
SPR-005Flow range0.50.5–8.0 L/min8.0\ \mathrm{L/min}Allocated
SPR-006Pressure monitoringWIKA A-10Added
SPR-007Nozzle droplet strategyXR11003-VS at low pressureRevised
SPR-008Effective swathHarus diujiOpen
SPR-009Chemical compatibilityPer-formulation approvalRequired
SPR-010Fail-closed valveNormally closedDefined
SAF-007Hose rupture detectionFlow-pressure residualDefined
SAF-008Pump blockage detectionCurrent-pressure-flow logicDefined
SAF-009Tank-empty detectionIntegrated flow + no-water logicDefined

Ringkasan Bab 6

Bab ini menghasilkan koreksi dan keputusan berikut:

  • XR11002-VS diganti menjadi XR11003-VS.
  • Perubahan nozzle memungkinkan debit sekitar 3 L/min3\ \mathrm{L/min} pada tekanan sekitar 1.2 bar1.2\ \mathrm{bar} dengan kategori droplet Medium.
  • Lebar kerja 5 m5\ \mathrm{m} belum boleh dianggap valid sebelum pattern test.
  • Sistem menggunakan bypass regulator, pressure damper, flowmeter, pressure transmitter, dan normally closed master valve.
  • Aichi VN10S memberikan frequency output sekitar 60 Hz60\ \mathrm{Hz} pada debit 3 L/min3\ \mathrm{L/min}.
  • Closed-loop controller menggunakan feedforward pump map dan PI feedback.
  • Sensor flow, pressure, dan current digunakan bersama untuk diagnosis fault.
  • VN10S hanya dispesifikasikan resmi untuk air konduktif; setiap formulasi bahan kimia memerlukan compatibility approval.
  • Kehilangan daya atau komunikasi payload harus menutup valve dan mematikan pompa.
  • Sistem granular bukan bagian baseline liquid sprayer.

Referensi bab

  1. ArduPilot — Crop Sprayer dan speed-based pump control. (ArduPilot.org)
  2. Hobbywing — Pump 8 L, tegangan, daya, pressure, flow, current, PWM, dan protection. (HOBBYWING)
  3. TeeJet — XR extended-range nozzle, flow, pressure, droplet category, strainer, dan spray-height guidance. (TeeJet)
  4. Aichi Tokei Denki — VN10S range, pressure, supply, response, material, accuracy, output, dan installation requirements.
  5. WIKA — A-10 pressure-transmitter range, output signal, accuracy, process connection, dan wetted materials.
  6. Allegro MicroSystems — ACS724 isolated Hall-effect current sensor. (allegromicro.com)

Kembali ke Atas

7. BOM dan Drawing Konstruksi

Bab ini mengubah keputusan desain pada Bab 2–6 menjadi paket konstruksi terkendali yang terdiri atas:

  • Bill of Materials.
  • Drawing mekanik.
  • Drawing elektrikal.
  • Drawing hidraulik.
  • Tabel harness.
  • Tabel torque.
  • Daftar hold point.
  • Configuration-control record.

Setiap item diberi identitas unik agar dapat ditelusuri dari pembelian, inspeksi, pemasangan, hingga pengujian.

Status release sebelum konstruksi

Sebelum BOM dinyatakan final, terdapat konflik konfigurasi yang harus diselesaikan.

Manual resmi EFT G620 mencantumkan:

mMTOW,G620=51.2 kgm_{\text{MTOW,G620}} = 51.2\ \mathrm{kg}

Sementara predicted MTOW AGHEX-20-R1 pada Bab 2 adalah:

mMTOW,pred=58.060 kgm_{\text{MTOW,pred}} = 58.060\ \mathrm{kg}

Selisihnya:

Δm=58.060−51.2\Delta m = 58.060-51.2
Δm=6.860 kg\boxed{ \Delta m = 6.860\ \mathrm{kg} }

Persentase kelebihan:

ϵm=6.86051.2×100%\epsilon_m = \frac{ 6.860 }{ 51.2 } \times100\%
ϵm≈13.4%\boxed{ \epsilon_m \approx 13.4\% }

Manual G620 yang sama merekomendasikan propeller 34 inci, sedangkan baseline Bab 2–6 menggunakan X9 G2L dengan propeller 36 inci. Katalog EFT yang lebih baru juga tetap memasangkan G620 dengan X9 34 inci. Selain itu, manual lama mencantumkan frame weight 10.85 kg10.85\ \mathrm{kg} tanpa sistem semprot, sedangkan katalog yang lebih baru mencantumkan frame net weight 9.66 kg9.66\ \mathrm{kg} dan tank weight 1.62 kg1.62\ \mathrm{kg}. Perbedaan revisi tersebut harus diselesaikan melalui identifikasi unit fisik dan konfirmasi tertulis dari EFT. (Effort Tech)

Dengan demikian, status paket konstruksi pada akhir Bab 7 adalah:

DESIGN PACKAGE: AGHEX-20-R1
BOM REVISION: BOM-A
DRAWING REVISION: DRW-A
CONSTRUCTION RELEASE: HOLD
HOLD ID: HOLD-STR-001

HOLD-STR-001 hanya dapat ditutup melalui salah satu jalur berikut:

  1. EFT memberikan persetujuan tertulis bahwa revisi G620 yang dibeli dapat membawa MTOW minimal 60 kg60\ \mathrm{kg} dan menggunakan rotor 36 inci.
  2. MTOW diturunkan hingga tidak melebihi rating frame yang disetujui.
  3. Frame diganti dengan platform yang secara resmi mendukung massa dan propeller tersebut, kemudian Bab 2–7 dihitung ulang.

Bab ini tetap menyusun BOM dan drawing karena keduanya diperlukan untuk design review, tetapi pemesanan dan fabrikasi struktur utama tidak boleh dilakukan sebelum hold ditutup.

7.1 Bill of Materials final

7.1.1 Tingkat BOM

BOM dibagi menjadi tiga tingkat:

TingkatIsi
L0Kendaraan lengkap
L1Subassembly utama
L2Komponen yang dibeli atau difabrikasi

Struktur produknya:

Rendering diagram...

7.1.2 Kode status validasi

StatusMakna
MFG-VERSpesifikasi pabrikan telah diverifikasi
FIT-OPENKesesuaian mekanik belum diverifikasi
ELEC-OPENIntegrasi listrik belum diuji
BENCH-OPENBelum lulus bench test
CHEM-OPENKompatibilitas bahan kimia belum disetujui
MEAS-REQMassa aktual wajib ditimbang
HOLDTidak boleh dirilis untuk konstruksi
RELEASEDSeluruh acceptance terkait telah lulus

7.1.3 BOM mekanik dan propulsi

Item IDManufacturerPart numberDeskripsiQtyMassa acuanRating atau dimensiSupplierStatus
MEC-001EFTG620Hexacopter frame19.66 kg9.66\ \mathrm{kg} katalogWheelbase 2028 mm2028\ \mathrm{mm}EFT resmi/authorizedHOLD
MEC-002EFTG620 20 L tankTangki plug-in11.62 kg1.62\ \mathrm{kg}20 L20\ \mathrm{L}EFT resmi/authorizedMFG-VER, CHEM-OPEN
MEC-003InternalAGH-MECH-BAT-R1Battery tray1Target ≤0.80 kg\le0.80\ \mathrm{kg}Baterai 333×237×92.5 mm333\times237\times92.5\ \mathrm{mm}Fabricator approvedFIT-OPEN
MEC-004InternalAGH-MECH-TANK-R1Secondary tank restraint1Target ≤0.45 kg\le0.45\ \mathrm{kg}Ultimate vertical ≥954 N\ge954\ \mathrm{N}Fabricator approvedBENCH-OPEN
MEC-005InternalAGH-MECH-BOOM-R1Spray boom assembly1Target ≤1.20 kg\le1.20\ \mathrm{kg}Nozzle spacing 500 mm500\ \mathrm{mm}Fabricator approvedBENCH-OPEN
MEC-006InternalAGH-MECH-AV-R1Avionics plate1Target ≤0.25 kg\le0.25\ \mathrm{kg}Isolated mountingFabricator approvedFIT-OPEN
PROP-001HobbywingX9 G2LIntegrated motor and ESC61.532 kg1.532\ \mathrm{kg} termasuk propeller1212–14S14\mathrm{S}; 77–12 kg12\ \mathrm{kg}/axisHobbywing authorizedMFG-VER, FIT-OPEN
PROP-002HobbywingMFP 36x11Folding propeller6Termasuk PROP-001Diameter nominal 36 inciHobbywing authorizedFIT-OPEN
PROP-003HobbywingX9 G2L clamp hardwareTube clamp and fasteners6 setTermasuk PROP-001Tube OD 40 mm40\ \mathrm{mm}Hobbywing authorizedMFG-VER
PROP-004InternalAGH-PROP-GUARD-R1Cable and hose rotor-envelope guard6MEAS-REQTidak masuk rotor envelopeFabricator approvedFIT-OPEN

G620 mempunyai expanded envelope sekitar 2641×2568×885 mm2641\times2568\times885\ \mathrm{mm} pada katalog terbaru, sedangkan manual sebelumnya mencantumkan 2642×2569×885 mm2642\times2569\times885\ \mathrm{mm}. Nilai final pada drawing harus berasal dari pengukuran unit yang diterima. X9 G2L menggunakan tube 40 mm40\ \mathrm{mm}, motor berdiameter sekitar 104 mm104\ \mathrm{mm}, kabel daya 12 AWG sepanjang 1000±10 mm1000\pm10\ \mathrm{mm}, kabel sinyal sekitar 1090±10 mm1090\pm10\ \mathrm{mm}, dan massa total 1532±10 g1532\pm10\ \mathrm{g} termasuk propeller. (Effort Tech)

7.1.4 BOM sistem daya

Item IDManufacturerPart numberDeskripsiQtyMassa acuanRatingSupplierStatus
BAT-001TattuTA-4.0-35C-30000-14S1P-HV MolexSmart LiHV battery111.40 kg11.40\ \mathrm{kg}53.2 V53.2\ \mathrm{V}, 30 Ah30\ \mathrm{Ah}, 1596 Wh1596\ \mathrm{Wh}Tattu resmiMFG-VER
BAT-002MolexMating set untuk 46562-2657Battery mating connector1 setMEAS-REQEXTreme Ten60PowerMolex authorizedFIT-OPEN
PWR-001Eaton BussmannAMG-200Main fuse1≈0.013 kg\approx0.013\ \mathrm{kg}200 A200\ \mathrm{A}, 70 VDC70\ \mathrm{VDC}Eaton authorizedMFG-VER, BENCH-OPEN
PWR-002Eaton BussmannHMEGMain fuse holder1MEAS-REQCompatible AMGEaton authorizedFIT-OPEN
PWR-003MauchPL-200/8 120VMain current/voltage sensor1MEAS-REQ200 A200\ \mathrm{A}, 120 V120\ \mathrm{V}Mauch directMFG-VER, BENCH-OPEN
PWR-004InternalAGH-PWR-BUS-R1Enclosed HV busbar1Target ≤0.45 kg\le0.45\ \mathrm{kg}70 VDC70\ \mathrm{VDC}, 200 A200\ \mathrm{A}Fabricator approvedBENCH-OPEN
PWR-005InternalAGH-PWR-DISC-R1Main service disconnect1MEAS-REQ≥70 VDC\ge70\ \mathrm{VDC}, ≥200 A\ge200\ \mathrm{A}Approved vendorBENCH-OPEN
PWR-006InternalAGH-PWR-PRE-R1Pre-charge assembly1MEAS-REQ60.9 V60.9\ \mathrm{V} busFabricator approvedBENCH-OPEN
PWR-007RECOMREC30E-4805SZIsolated 5 V5\ \mathrm{V} DC-DC3MEAS-REQInput 1818–75 V75\ \mathrm{V}, 30 W30\ \mathrm{W}RECOM authorizedMFG-VER, BENCH-OPEN
PWR-008RECOMREC30E-4812SZIsolated 12 V12\ \mathrm{V} DC-DC2MEAS-REQInput 1818–75 V75\ \mathrm{V}, 30 W30\ \mathrm{W}RECOM authorizedMFG-VER, BENCH-OPEN
PWR-009RECOMREC30E-4824SZIsolated 24 V24\ \mathrm{V} DC-DC1MEAS-REQInput 1818–75 V75\ \mathrm{V}, 30 W30\ \mathrm{W}RECOM authorizedMFG-VER, BENCH-OPEN
PWR-010InternalAGH-PWR-FUSE6-R1Six ESC branch-protection module1MEAS-REQ70 VDC70\ \mathrm{VDC}Fabricator approvedBENCH-OPEN
PWR-011InternalAGH-PWR-FUSEAUX-R1Auxiliary fuse block1MEAS-REQ70 VDC70\ \mathrm{VDC}Fabricator approvedBENCH-OPEN

Tattu mencantumkan dimensi baterai 333×237×92.5 mm333\times237\times92.5\ \mathrm{mm}, massa sekitar 11.4 kg11.4\ \mathrm{kg}, dan connector Molex 46562-2657. Eaton AMG-200 mempunyai rating 200 A200\ \mathrm{A}, 70 VDC70\ \mathrm{VDC}, dan interrupt rating 2.5 kA2.5\ \mathrm{kA} pada 70 VDC70\ \mathrm{VDC}. Mauch PL-200/8 120 V menggunakan Hall sensor ACS770-250U dan dilengkapi kabel 8 AWG. RECOM REC30E-Z menggunakan input 1818–75 VDC75\ \mathrm{VDC}, isolasi 2 kVDC2\ \mathrm{kVDC}, dan output hingga 30 W30\ \mathrm{W}. (Genstattu)

7.1.5 BOM avionik dan komunikasi

Item IDManufacturerPart numberDeskripsiQtyMassa acuanRating atau fungsiSupplierStatus
AV-001CubePilotCube Orange+ Standard SetFlight controller1Target assembly 0.30 kg0.30\ \mathrm{kg}STM32H757CubePilot authorizedMFG-VER, BENCH-OPEN
AV-002CubePilotHere4RTK GNSS and compass1≈0.060 kg\approx0.060\ \mathrm{kg} tanpa bracketDroneCANCubePilot authorizedMFG-VER, BENCH-OPEN
AV-003BenewakeTF03Downward rangefinder1≈0.086 kg\approx0.086\ \mathrm{kg}UART/CAN, IP67Benewake authorizedMFG-VER, BENCH-OPEN
AV-004CubePilotHerelink 1.1Air and Ground Unit1 setAir Unit ≈0.098 kg\approx0.098\ \mathrm{kg}RC, video, MAVLinkCubePilot authorizedMFG-VER, BENCH-OPEN
AV-005InternalAGH-SPR-CTRL-R1STM32G474 payload controller1Target ≤0.20 kg\le0.20\ \mathrm{kg}Closed-loop flow controlInternal fabricationBENCH-OPEN
AV-006InternalAGH-PWM-ISO-R1Isolated pump PWM interface1MEAS-REQ10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s}Internal fabricationBENCH-OPEN
AV-007InternalAGH-CAN2-HUB-R1Passive CAN2 trunk junction1MEAS-REQDroneCAN, no star wiringInternal fabricationBENCH-OPEN
AV-008InternalAGH-AV-ENC-R1Avionics enclosure1Target ≤0.30 kg\le0.30\ \mathrm{kg}Splash resistant and ventedFabricator approvedFIT-OPEN

CubePilot mendokumentasikan Standard Carrier Board footprint dan connector interface terpisah untuk power, CAN, telemetry, RC, dan PWM. Housing atau plate custom harus mempertahankan akses terhadap SD card, USB, safety input, dan connector locking. (CubePilot)

7.1.6 BOM sistem semprot

Item IDManufacturerPart numberDeskripsiQtyMassa acuanRatingSupplierStatus
SPR-001HobbywingPump 8 LBrushless pump10.698 kg0.698\ \mathrm{kg}4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}, 8 L/min8\ \mathrm{L/min}Hobbywing authorizedMFG-VER, CHEM-OPEN
SPR-002Aichi Tokei DenkiVN10S-NPNElectromagnetic flowmeter1≈0.190 kg\approx0.190\ \mathrm{kg}0.50.5–10 L/min10\ \mathrm{L/min}Aichi authorizedMFG-VER, CHEM-OPEN
SPR-003WIKAA-10, 00–10 bar10\ \mathrm{bar}Pressure transmitter1MEAS-REQ44–20 mA20\ \mathrm{mA}WIKA authorizedMFG-VER, CHEM-OPEN
SPR-004TeeJetXR11003-VSFlat-fan nozzle4MEAS-REQ110∘110^\circ, stainless steelTeeJet authorizedMFG-VER, CHEM-OPEN
SPR-005TeeJet50/80-mesh strainer assemblySuction or line strainer1MEAS-REQ≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar} pressure-side ratingTeeJet authorizedFIT-OPEN
SPR-006TeeJet23120-1/2-PP-60 candidateBypass pressure relief/regulator1MEAS-REQ1/21/2-inch portTeeJet authorizedBENCH-OPEN, CHEM-OPEN
SPR-007InternalAGH-SPR-DAMP-R1Pressure damper1MEAS-REQ≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Approved vendorBENCH-OPEN
SPR-008InternalAGH-SPR-MANI-R1Four-way manifold1MEAS-REQFour balanced branchesFabricator approvedBENCH-OPEN
SPR-009TeeJetQuick TeeJet diaphragm bodyNozzle check-valve body4MEAS-REQFKM or approved sealTeeJet authorizedCHEM-OPEN
SPR-010InternalAGH-SPR-VALVE-R1Normally closed master valve1MEAS-REQ1212 atau 24 VDC24\ \mathrm{VDC}Approved vendorHOLD
SPR-011InternalAGH-SPR-HOSE-R1Pressure hose set1 setMEAS-REQChemical-compatibleApproved vendorCHEM-OPEN
SPR-012InternalAGH-SPR-RETURN-R1Return and drain set1 setMEAS-REQLow-aeration returnApproved vendorCHEM-OPEN

Pompa mempunyai envelope sekitar 139×95×70 mm139\times95\times70\ \mathrm{mm} dengan inlet dan outlet untuk hose ID 12 mm12\ \mathrm{mm}. VN10S menggunakan nominal diameter 10 mm10\ \mathrm{mm}, koneksi R1/2, suplai 24 VDC24\ \mathrm{VDC}, kabel shielded 0.5 m0.5\ \mathrm{m}, dan massa sekitar 190 g190\ \mathrm{g}. TeeJet menyediakan relief valve seri 23120 dan nozzle-body diaphragm check valves, tetapi kecocokan seal terhadap cairan aktual tetap harus diverifikasi. (HOBBYWING)

7.1.7 Rekonsiliasi massa BOM

Massa aktual kendaraan:

mBOM=∑i=1nqimim_{\text{BOM}} = \sum_{i=1}^{n} q_im_i

dengan:

  • qiq_i: quantity.
  • mim_i: measured mass satu item.

Acceptance mass-budget:

∣mBOM−mbudget∣≤0.02mbudget\left| m_{\text{BOM}} - m_{\text{budget}} \right| \le 0.02m_{\text{budget}}

Setiap nilai MEAS-REQ harus ditimbang sebelum BOM berstatus RELEASED. Spreadsheet mass-budget harus menggunakan:

  • Massa aktual.
  • Toleransi pabrikan.
  • Posisi CG.
  • Nomor seri.
  • Revisi hardware.
  • Foto timbangan.

7.2 Mechanical drawings

7.2.1 Drawing register

Drawing IDJudulRevisiStatus
AGH-MECH-001General ArrangementAHOLD
AGH-MECH-002Motor Coordinates and Rotor EnvelopeAFIT-OPEN
AGH-MECH-003Arm and X9 G2L InterfaceAFIT-OPEN
AGH-MECH-004Battery TrayABENCH-OPEN
AGH-MECH-005Tank Primary and Secondary RestraintABENCH-OPEN
AGH-MECH-006Landing Gear Inspection DrawingAFIT-OPEN
AGH-MECH-007Spray Boom and Nozzle CoordinatesABENCH-OPEN
AGH-MECH-008Avionics Plate and Sensor LocationsAFIT-OPEN
AGH-MECH-009Folded Configuration EnvelopeAFIT-OPEN

7.2.2 Drawing convention

Seluruh drawing menggunakan:

  • Unit linear: mm\mathrm{mm}.
  • Sudut: derajat.
  • Massa: kg\mathrm{kg}.
  • Koordinat body: +x+x ke depan, +y+y ke kanan.
  • Datum mekanik OO: pusat geometris keenam motor pada bidang rotor.
  • Datum vertikal Z0Z_0: bidang pusat motor.
  • Toleransi umum nonkritis: ±1 mm\pm1\ \mathrm{mm}.
  • Toleransi posisi motor: sesuai Bab 3.
  • Toleransi lubang interface: ditentukan per drawing.
  • Tidak boleh mengukur dimensi dari ilustrasi Mermaid.

7.2.3 General arrangement — top view

Rendering diagram...

Koordinat nominal menggunakan radius:

R=20282=1014 mmR = \frac{ 2028 }{ 2 } = 1014\ \mathrm{mm}

Untuk konfigurasi dengan dua motor depan dan dua motor belakang:

x=Rcos⁡30∘x = R\cos30^\circ
x=1014×0.866025x = 1014 \times 0.866025
x≈878.1 mm\boxed{ x \approx 878.1\ \mathrm{mm} }

Koordinat lateral:

y=Rsin⁡30∘y = R\sin30^\circ
y=507.0 mm\boxed{ y = 507.0\ \mathrm{mm} }

7.2.4 Tabel koordinat motor nominal

Geometric IDxxyyRadiusCatatan
M1+878.1+878.1+507.0+507.010141014Front-right
M200+1014.0+1014.010141014Right
M3−878.1-878.1+507.0+507.010141014Rear-right
M4−878.1-878.1−507.0-507.010141014Rear-left
M500−1014.0-1014.010141014Left
M6+878.1+878.1−507.0-507.010141014Front-left

Geometric ID belum otomatis sama dengan nomor motor ArduPilot. Mapping output final ditetapkan pada Bab 8.

Koordinat aktual:

xi,meas=xi,nom+Δxix_{i,\text{meas}} = x_{i,\text{nom}} + \Delta x_i
yi,meas=yi,nom+Δyiy_{i,\text{meas}} = y_{i,\text{nom}} + \Delta y_i

Acceptance:

Δxi2+Δyi2≤3 mm\sqrt{ \Delta x_i^2+ \Delta y_i^2 } \le 3\ \mathrm{mm}

7.2.5 Rotor envelope

Radius propeller:

Rprop=914.42R_{\text{prop}} = \frac{ 914.4 }{ 2 }
Rprop=457.2 mmR_{\text{prop}} = 457.2\ \mathrm{mm}

Rotor keep-out radius:

Rkeep-out=Rprop+25R_{\text{keep-out}} = R_{\text{prop}} + 25
Rkeep-out=482.2 mm\boxed{ R_{\text{keep-out}} = 482.2\ \mathrm{mm} }

Seluruh hose, kabel, landing gear, boom, antena, bracket, dan fastener harus berada di luar cylindrical keep-out volume.

7.2.6 General arrangement — side view

Rendering diagram...

Nilai zz di atas adalah design coordinates dari Bab 2, bukan hasil pengukuran. Seluruhnya harus diganti dengan measured values pada AGH-MECH-001 Rev B.

7.2.7 Arm dimension

Manual EFT menunjukkan penggunaan tube arm ϕ40 mm\phi40\ \mathrm{mm} dan pada langkah tertentu menyebut komponen arm ϕ40×750 mm\phi40\times750\ \mathrm{mm}. Panjang aktual setiap posisi arm harus mengikuti kit dan drawing supplier; tube tidak boleh dipotong berdasarkan angka artikel tanpa verifikasi.

Tabel inspeksi arm:

Arm IDODWall thicknessTotal lengthMotor-center radiusStatus
A14040MeasureMeasure10141014 nominalOpen
A24040MeasureMeasure10141014 nominalOpen
A34040MeasureMeasure10141014 nominalOpen
A44040MeasureMeasure10141014 nominalOpen
A54040MeasureMeasure10141014 nominalOpen
A64040MeasureMeasure10141014 nominalOpen

Wall thickness diperlukan untuk menghitung:

I=π64(Do4−Di4)I = \frac{ \pi }{ 64 } \left( D_o^4-D_i^4 \right)

7.2.8 Motor mount dan hole pattern

X9 G2L menggunakan clamp untuk tube diameter 40 mm40\ \mathrm{mm}. Manual menunjukkan:

  • Tiga baut M4 pada tube clamp.
  • Torque clamp 2.3 N,m2.3\ \mathrm{N,m}.
  • Optional anti-slip rivet holes.
  • Diameter rivet hole sekitar ϕ4.1\phi4.1 atau prep hole ϕ4.2 mm\phi4.2\ \mathrm{mm} sesuai drawing pabrikan.
  • Motor envelope sekitar ϕ104×49.3 mm\phi104\times49.3\ \mathrm{mm}.
  • Mount body envelope sekitar ϕ130.4 mm\phi130.4\ \mathrm{mm}. (HOBBYWING)
Rendering diagram...

Larangan:

  • Jangan mengebor carbon tube tanpa jig.
  • Jangan mengebor di luar hole pattern pabrikan.
  • Jangan memperbesar lubang rivet.
  • Jangan menggunakan rivet sebagai pengganti clamp preload.
  • Jangan memindahkan motor tanpa mengulang clearance inspection.

7.2.9 Battery tray

Dimensi baterai:

Lb=333 mmL_b = 333\ \mathrm{mm}
Wb=237 mmW_b = 237\ \mathrm{mm}
Hb=92.5 mmH_b = 92.5\ \mathrm{mm}

Internal clear envelope tray:

Lt=345 mmL_t = 345\ \mathrm{mm}
Wt=249 mmW_t = 249\ \mathrm{mm}
Ht=105 mmH_t = 105\ \mathrm{mm}

Clearance longitudinal per sisi:

cL=345−3332c_L = \frac{ 345-333 }{ 2 }
cL=6 mm\boxed{ c_L = 6\ \mathrm{mm} }

Clearance lateral:

cW=249−2372c_W = \frac{ 249-237 }{ 2 }
cW=6 mm\boxed{ c_W = 6\ \mathrm{mm} }

Battery tray specification:

ParameterNilai
Internal envelope345×249×105 mm345\times249\times105\ \mathrm{mm}
Primary straps2
Secondary restraint1 independent
End stopFront and rear
Side stopLeft and right
PadChemical-resistant elastomer
Drain holesMinimum 4
Connector clearanceMinimum 40 mm40\ \mathrm{mm}
Battery removal directionRear or vertical per frame revision

Ultimate vertical battery load:

Fz,ult=1.5×3×11.4×9.80665F_{z,\text{ult}} = 1.5 \times 3 \times 11.4 \times 9.80665
Fz,ult≈503 N\boxed{ F_{z,\text{ult}} \approx 503\ \mathrm{N} }

Ultimate longitudinal/lateral load:

Fxy,ult=1.5×2×11.4×9.80665F_{xy,\text{ult}} = 1.5 \times 2 \times 11.4 \times 9.80665
Fxy,ult≈335 N\boxed{ F_{xy,\text{ult}} \approx 335\ \mathrm{N} }

7.2.10 Tank bracket

Tank restraint harus menahan load case Bab 2:

Fz,ult≥954 NF_{z,\text{ult}} \ge 954\ \mathrm{N}
Fxy,ult≥636 NF_{xy,\text{ult}} \ge 636\ \mathrm{N}

Konfigurasi:

Rendering diagram...

Secondary restraint tidak boleh menggunakan latch, fastener, atau anchor point yang sama dengan primary restraint.

7.2.11 Landing gear

Landing gear baseline menggunakan komponen EFT yang termasuk frame kit. Drawing inspeksi harus mencatat:

  • Jarak antar-foot.
  • Ground clearance tangki.
  • Ground clearance nozzle.
  • Sudut tipping.
  • Clearance rangefinder.
  • Clearance rotor.
  • Deformasi di bawah load.

Landing gear tidak boleh dimodifikasi sebelum load test karena manual frame menggabungkan landing gear dengan diagonal brace dan radar crossbar.

7.2.12 Spray boom

Boom baseline:

ParameterNilai
Jumlah nozzle4
Spacing500 mm500\ \mathrm{mm}
Outer-nozzle span1500 mm1500\ \mathrm{mm}
Hose branchID 6 mm6\ \mathrm{mm}
Mount typeBreakaway
Secondary tetherWajib
Height adjustment±100 mm\pm100\ \mathrm{mm} target
Roll alignment≤1∘\le1^\circ

Nozzle coordinates relatif terhadap boom center:

Nozzleyy
N1−750 mm-750\ \mathrm{mm}
N2−250 mm-250\ \mathrm{mm}
N3+250 mm+250\ \mathrm{mm}
N4+750 mm+750\ \mathrm{mm}

Boom tidak boleh masuk ke rotor keep-out volume pada kondisi:

  • Normal.
  • Terdefleksi.
  • Breakaway partially released.
  • Landing gear compressed.
  • Hose under pressure.

7.3 Electrical drawings

7.3.1 Drawing register

Drawing IDJudul
AGH-ELEC-001Main Power Single-Line Diagram
AGH-ELEC-002HV Bus and ESC Branches
AGH-ELEC-003Avionics Power
AGH-ELEC-004Flight Controller Wiring
AGH-ELEC-005CAN1 and CAN2
AGH-ELEC-006UART, SBUS, and PWM
AGH-ELEC-007Pump Driver and Valve Driver
AGH-ELEC-008Emergency Disconnect
AGH-ELEC-009Grounding and Shielding
AGH-ELEC-010Connector and Pinout Schedule

7.3.2 Main power schematic

Rendering diagram...

7.3.3 Avionics power

Rendering diagram...

FC A dan FC B tidak boleh berbagi:

  • Input fuse.
  • Connector.
  • Output harness.
  • Solder joint.
  • DC-DC converter.

Keduanya tetap berbagi satu main battery dan bukan independent energy sources.

7.3.4 Flight-controller wiring

Rendering diagram...

7.3.5 CAN topology

CAN1:

Cube CAN1 ---- Here4
termination only at both physical ends

CAN2:

Cube CAN2 -- ESC1 -- ESC2 -- ESC3 -- BMS -- ESC4 -- ESC5 -- ESC6

Bus-off resistance ketika tanpa daya:

RCAN≈60 ΩR_{\text{CAN}} \approx 60\ \Omega

Manual X9 G2L menyatakan setiap ESC tidak mempunyai terminal resistor internal dan default CAN baud rate 500 kbit/s500\ \mathrm{kbit/s}. Karena Bab 5 sebelumnya menggunakan asumsi 1 Mbit/s1\ \mathrm{Mbit/s}, parameter CAN2 harus dikoreksi agar sama dengan konfigurasi ESC atau ESC harus dikonfigurasi ulang secara eksplisit. Tidak boleh ada node dengan bit rate berbeda pada bus yang sama. (HOBBYWING)

Keputusan baseline yang lebih konservatif:

RCAN2=500 kbit/s\boxed{ R_{\text{CAN2}} = 500\ \mathrm{kbit/s} }

sampai seluruh node, termasuk BMS, terbukti mendukung bit rate lain.

7.3.6 UART, SBUS, dan PWM

InterfaceCableShieldMaximum design length
Herelink UARTTX/RX/GNDOptional shield0.40 m0.40\ \mathrm{m}
Payload UARTTX/RX/GNDShielded0.50 m0.50\ \mathrm{m}
TF03 UARTTX/RX/GNDShielded1.0 m1.0\ \mathrm{m}
SBUSSignal/GNDTwisted pair0.40 m0.40\ \mathrm{m}
Motor PWMSignal/GNDPairedIntegrated 1.09 m1.09\ \mathrm{m} harness
CANCAN_H/CAN_L/GNDTwisted pairTrunk ≤3 m\le3\ \mathrm{m}

7.3.7 Pump driver

Pump driver mempunyai dua lapisan shutdown:

  1. PWM command.
  2. Pump-power kill device.
Rendering diagram...

Safe state:

MCU reset       -> pump-power switch opens
PWM missing     -> pump command becomes OFF
Payload timeout -> pump-power switch opens
Overpressure    -> pump-power switch opens

Pump-power switch harus mempunyai rating:

Vswitch≥70 VDCV_{\text{switch}} \ge 70\ \mathrm{VDC}
Iswitch≥5 AI_{\text{switch}} \ge 5\ \mathrm{A}

dan telah diuji terhadap inductive/transient behavior pump electronics.

7.3.8 Emergency disconnect

Rendering diagram...

Emergency disconnect:

  • Harus dapat dijangkau tanpa memasuki rotor disk.
  • Diberi label merah.
  • Mempunyai physical guard terhadap accidental activation.
  • Tidak digunakan sebagai normal in-flight motor stop.
  • Hanya dioperasikan setelah rotor berhenti atau ketika prosedur crash recovery mengizinkan.

7.4 Hydraulic drawings

7.4.1 Drawing register

Drawing IDJudul
AGH-HYD-001Hydraulic Process and Instrumentation Diagram
AGH-HYD-002Suction Hose Routing
AGH-HYD-003Pressure Line Routing
AGH-HYD-004Manifold and Nozzle Branches
AGH-HYD-005Return and Drain
AGH-HYD-006Flowmeter Installation Detail
AGH-HYD-007Pressure Sensor Installation
AGH-HYD-008Cleaning and Flush Connections

7.4.2 Hydraulic P&ID

Rendering diagram...

7.4.3 Hose schedule

Hose IDFromToID nominalPressure classRequirement
H01TankShutoff12 mm12\ \mathrm{mm}SuctionAnti-collapse
H02ShutoffStrainer12 mm12\ \mathrm{mm}SuctionAnti-collapse
H03StrainerPump12 mm12\ \mathrm{mm}SuctionMinimum bends
H04PumpDamper12 mm12\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Reinforced
H05DamperRegulator12 mm12\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Reinforced
H06RegulatorFlowmeter12 mm12\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Straight approach
H07FlowmeterPressure/manifold1010–12 mm12\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}No air pocket
H08RegulatorReturn1010–12 mm12\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Low-aeration return
H09TankDrain10 mm10\ \mathrm{mm}Low pressureCapped
H10ManifoldFlush10 mm10\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Capped
H11ManifoldNozzle 16 mm6\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Equal length target
H12ManifoldNozzle 26 mm6\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Equal length target
H13ManifoldNozzle 36 mm6\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Equal length target
H14ManifoldNozzle 46 mm6\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Equal length target

7.4.4 Flowmeter installation

VN10S installation requirements:

  • Flow direction mengikuti arrow.
  • Measuring tube selalu terisi cairan.
  • Tidak dipasang pada lokasi yang menahan udara.
  • Upstream straight run sekurangnya 5D5D untuk kondisi akurasi datasheet.
  • Regulating restriction ditempatkan downstream bila memungkinkan.
  • R1/2 connection dikencangkan sesuai torque pabrikan.
  • Kabel tidak menjadi penahan massa sensor.

Dengan:

D=10 mmD = 10\ \mathrm{mm}

minimum upstream straight length:

Lstraight≥5DL_{\text{straight}} \ge 5D
Lstraight≥50 mm\boxed{ L_{\text{straight}} \ge 50\ \mathrm{mm} }

Pada desain final gunakan target:

Lstraight,target=100 mm\boxed{ L_{\text{straight,target}} = 100\ \mathrm{mm} }

untuk memberi margin terhadap fitting dan disturbance.

7.4.5 Manifold balance

Branch lengths ditargetkan sama:

∣Li−L‾∣≤50 mm\left| L_i-\overline{L} \right| \le 50\ \mathrm{mm}

Diameter dan fitting setiap branch harus identik. Flow masing-masing nozzle tetap diverifikasi dengan collection test karena equal hose length tidak menjamin equal flow sepenuhnya.

7.5 Harness table

7.5.1 Design rules

Voltage-drop limits:

CircuitBatas
Main HV≤1\le1%
ESC branch≤1\le1%
Avionics input≤2\le2%
5 V5\ \mathrm{V} rail≤3\le3%
SignalTidak boleh menyebabkan logic-threshold violation

Resistance loop:

Rloop=ρ2LAR_{\text{loop}} = \rho \frac{ 2L }{ A }

Voltage drop:

Vdrop=IRloopV_{\text{drop}} = IR_{\text{loop}}

Power loss:

Ploss=I2RloopP_{\text{loss}} = I^2R_{\text{loop}}

7.5.2 Power harness

Wire IDSourceDestinationVoltageDesign currentGaugeLength targetConnectorFuse
PW-BAT-01BatteryService disconnect4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}200 A200\ \mathrm{A}35 mm235\ \mathrm{mm^2}250 mm250\ \mathrm{mm}Molex mating / bolted lugMain branch
PW-MAIN-01DisconnectAMG holder4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}200 A200\ \mathrm{A}35 mm235\ \mathrm{mm^2}150 mm150\ \mathrm{mm}M8 lugAMG-200
PW-MAIN-02AMG holderMauch sensor4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}200 A200\ \mathrm{A}35 mm235\ \mathrm{mm^2} or validated transition150 mm150\ \mathrm{mm}M8/crimpAMG-200
PW-MAIN-03Mauch sensorHV bus4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}200 A200\ \mathrm{A}35 mm235\ \mathrm{mm^2}200 mm200\ \mathrm{mm}Bolted lugAMG-200
PW-ESC-01HV busESC 14444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}30 A30\ \mathrm{A} continuous12 AWG integrated1000±10 mm1000\pm10\ \mathrm{mm}Approved HV connectorBranch fuse
PW-ESC-02HV busESC 2SamaSama12 AWG1000±10 mm1000\pm10\ \mathrm{mm}SameBranch fuse
PW-ESC-03HV busESC 3SamaSama12 AWG1000±10 mm1000\pm10\ \mathrm{mm}SameBranch fuse
PW-ESC-04HV busESC 4SamaSama12 AWG1000±10 mm1000\pm10\ \mathrm{mm}SameBranch fuse
PW-ESC-05HV busESC 5SamaSama12 AWG1000±10 mm1000\pm10\ \mathrm{mm}SameBranch fuse
PW-ESC-06HV busESC 6SamaSama12 AWG1000±10 mm1000\pm10\ \mathrm{mm}SameBranch fuse
PW-PUMP-01HV busPump-power switch4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}5 A5\ \mathrm{A} design16 AWG500 mm500\ \mathrm{mm}Locking connector5 A5\ \mathrm{A} candidate
PW-PUMP-02Pump switchPump4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}5 A5\ \mathrm{A} design16 AWG300 mm300\ \mathrm{mm}Pump connectorBranch fuse
PW-DCA-01Aux fuseDC-DC AHV1 A1\ \mathrm{A}20 AWG400 mm400\ \mathrm{mm}Locking2 A2\ \mathrm{A}
PW-DCB-01Aux fuseDC-DC BHV1 A1\ \mathrm{A}20 AWG400 mm400\ \mathrm{mm}Locking2 A2\ \mathrm{A}
PW-HL-01Aux fuseHerelink DC-DCHV1 A1\ \mathrm{A}20 AWG400 mm400\ \mathrm{mm}Locking2 A2\ \mathrm{A}
PW-PAY-01Aux fusePayload DC-DCHV1 A1\ \mathrm{A}20 AWG400 mm400\ \mathrm{mm}Locking2 A2\ \mathrm{A}
PW-FLOW-01Aux fuse24 V24\ \mathrm{V} DC-DCHV1 A1\ \mathrm{A}20 AWG400 mm400\ \mathrm{mm}Locking2 A2\ \mathrm{A}

X9 G2L menyediakan kabel daya 12 AWG sepanjang sekitar 1000 mm1000\ \mathrm{mm}. Kabel bawaan tidak boleh dipanjangkan sebelum voltage-drop dan EMI impact dianalisis. (HOBBYWING)

7.5.3 Avionics and signal harness

Wire IDSourceDestinationVoltageCurrentGaugeLengthConnectorFuse
AV-PWR1DC-DC ACube POWER15.2 V5.2\ \mathrm{V}≤3 A\le3\ \mathrm{A}22 AWG pair250 mm250\ \mathrm{mm}Molex Clik-MateInput-side fuse
AV-PWR2DC-DC BCube POWER25.2 V5.2\ \mathrm{V}≤3 A\le3\ \mathrm{A}22 AWG pair250 mm250\ \mathrm{mm}Molex Clik-MateInput-side fuse
AV-CAN1-H4Cube CAN1Here45 V5\ \mathrm{V} + CANPer device24 AWG twisted≤700 mm\le700\ \mathrm{mm}JST-GHProtected rail
AV-CAN2-01Cube CAN2ESC/BMS trunkSignalLow24 AWG twistedTotal ≤3 m\le3\ \mathrm{m}LockingNone
AV-UART1-HLCube TELEM1Herelink3.3 V3.3\ \mathrm{V} logicLow26 AWG400 mm400\ \mathrm{mm}JST-GHNone
AV-RCIN-HLHerelink SBUSCube RCIN3.3 V3.3\ \mathrm{V} logicLow26 AWG paired400 mm400\ \mathrm{mm}RCIN/JSTNone
AV-UART2-PAYCube TELEM2Payload controller3.3 V3.3\ \mathrm{V} logicLow26 AWG shielded500 mm500\ \mathrm{mm}JST-GHNone
AV-UART4-RNGCube SERIAL4TF033.3 V3.3\ \mathrm{V} logicLow26 AWG shielded≤1 m\le1\ \mathrm{m}JST-GH/customNone
AV-PWM-M1Cube MAIN1ESC 1PWMLowHarness bawaan1090±10 mm1090\pm10\ \mathrm{mm}JR/locking retrofitNone
AV-PWM-M2Cube MAIN2ESC 2PWMLowHarness bawaanSamaSameNone
AV-PWM-M3Cube MAIN3ESC 3PWMLowHarness bawaanSamaSameNone
AV-PWM-M4Cube MAIN4ESC 4PWMLowHarness bawaanSamaSameNone
AV-PWM-M5Cube MAIN5ESC 5PWMLowHarness bawaanSamaSameNone
AV-PWM-M6Cube MAIN6ESC 6PWMLowHarness bawaanSamaSameNone
AV-FLOW-01VN10SPayload controller24 V24\ \mathrm{V} + NPN pulse≤0.1 A\le0.1\ \mathrm{A}AWG28 supplied500 mm500\ \mathrm{mm}Sealed custom0.5 A0.5\ \mathrm{A}
AV-PRES-01WIKA A-10Payload controller24 V24\ \mathrm{V} loop44–20 mA20\ \mathrm{mA}24 AWG shielded500 mm500\ \mathrm{mm}M12/cable0.5 A0.5\ \mathrm{A}
AV-PUMP-PWMPayload controllerPump interfacePWMLow24 AWG paired400 mm400\ \mathrm{mm}LockingNone
AV-VALVE-01Payload controllerValve driver1212 atau 24 V24\ \mathrm{V}Per valve20–22 AWGRoute-measuredSealed lockingBranch fuse

7.5.4 Harness acceptance

Setiap harness harus lulus:

  • Point-to-point continuity.
  • Pinout inspection.
  • Polarity.
  • Short-to-ground test.
  • Insulation inspection.
  • Pull test.
  • Connector-lock test.
  • Label inspection.
  • Shield-termination check.
  • Voltage-drop test.
  • Temperature-rise test untuk power harness.

Minimum crimp pull-test acceptance harus ditetapkan dari terminal manufacturer, bukan dari nilai umum.

7.6 Torque table

7.6.1 Prinsip penetapan torque

Torque bukan hanya fungsi diameter baut. Nilainya dipengaruhi oleh:

  • Property class fastener.
  • Lubrication.
  • Threadlocker.
  • Washer.
  • Parent material.
  • Thread engagement.
  • Carbon-tube crush limit.
  • Plastic strip torque.
  • Joint stiffness.

Hubungan perkiraan:

T=KFpdT = KF_pd

dengan:

  • TT: tightening torque.
  • KK: nut factor.
  • FpF_p: target preload.
  • dd: nominal bolt diameter.

Bossard menyatakan tabel torque merupakan nilai pendekatan dan tidak menggantikan analisis joint sesuai metode seperti VDI 2230. Karena banyak joint G620 melibatkan plastic housing, carbon tube, dan self-tapping screws, torque generik berdasarkan ukuran baut tidak boleh diterapkan secara otomatis. (Bossard)

7.6.2 Released torque values

Joint IDLokasiFastener atau fittingTorqueSumberStatus
TQ-001X9 G2L tube clamp3 × M42.3 N,m2.3\ \mathrm{N,m}Hobbywing manualRELEASED
TQ-002VN10S R1/2 connectionR1/2 fitting5.0±0.5 N,m5.0\pm0.5\ \mathrm{N,m}Aichi manualRELEASED
TQ-003EFT flight-controller plateM3 × 6Manufacturer value unavailableJoint qualificationHOLD
TQ-004EFT arm and center-body boltsSupplier hardwareManufacturer value unavailableEFT confirmationHOLD
TQ-005Landing-gear tripodM3 × 10/12Manufacturer value unavailableStrip/preload testHOLD
TQ-006Pump mountM4 × 10 self-tappingManufacturer value unavailableStrip-torque testHOLD
TQ-007Boom bracketM4 customDrawing-specificJoint qualificationHOLD
TQ-008Battery trayM6 customDrawing-specificJoint qualificationHOLD
TQ-009Tank primary restraintCustom latch boltsDrawing-specificLoad testHOLD
TQ-010AMG fuse M8 studsM8Per Eaton holder instructionEaton controlled dataHOLD
TQ-011Main busbar terminalsM6/M8Per lug and stud manufacturerJoint qualificationHOLD
TQ-012WIKA pressure fittingProcess fittingPer fitting/seal specificationWIKA/fitting supplierHOLD

Hobbywing secara eksplisit menetapkan 2.3 N,m2.3\ \mathrm{N,m} untuk tiga baut M4 tube clamp X9 G2L. Aichi menetapkan 5.0±0.5 N,m5.0\pm0.5\ \mathrm{N,m} untuk VN10S dan melarang sekadar menambah torque ketika fitting masih bocor; thread dan sealing method harus diperiksa. (HOBBYWING)

7.6.3 Self-tapping and plastic joints

Untuk joint self-tapping, lakukan strip-torque test pada minimum lima sample.

Internal release criterion:

Tassembly≤0.50Tstrip,minT_{\text{assembly}} \le 0.50T_{\text{strip,min}}

dengan:

  • Tstrip,minT_{\text{strip,min}}: strip torque terendah dari sample.
  • TassemblyT_{\text{assembly}}: production assembly torque.

Nilai 50% merupakan kebijakan konservatif internal dan harus dikaji ulang terhadap clamp-load requirement.

7.6.4 Carbon clamp joints

Untuk carbon-tube clamp:

  • Gunakan torque wrench terkalibrasi.
  • Kencangkan secara bertahap.
  • Pastikan clamp gap tetap seragam.
  • Jangan menggunakan grease pada interface clamp.
  • Jangan meningkatkan torque untuk mengatasi slip.
  • Gunakan optional rivet hanya sesuai drawing Hobbywing.
  • Periksa tube ovalization.

Ovalization:

ΔD=Dmax⁡−Dmin⁡\Delta D = D_{\max} - D_{\min}

Internal acceptance setelah tightening:

ΔD≤0.20 mm\boxed{ \Delta D \le 0.20\ \mathrm{mm} }

Nilai ini harus dikonfirmasi dengan clamp qualification test.

7.6.5 Threadlocker

Manual EFT meminta medium-strength screw glue selama pemasangan frame. Jenis threadlocker harus:

  • Sesuai material.
  • Kompatibel dengan plastic.
  • Tidak merusak carbon composite.
  • Tidak digunakan pada self-tapping plastic joint tanpa persetujuan.
  • Tidak masuk ke bearing atau hinge.
  • Mempunyai curing record.

Threadlocker application dicatat:

RecordIsi
ProductManufacturer dan grade
BatchBatch number
ExpiryTanggal kedaluwarsa
Surface prepCleaning method
CureMinimum cure time
WitnessInspector initials

7.6.6 Torque marking

Setelah torque:

  1. Beri witness mark.
  2. Catat tool ID.
  3. Catat calibration expiry.
  4. Catat actual torque.
  5. Catat operator.
  6. Catat tanggal.
  7. Jangan melakukan re-torque tanpa prosedur.

Format:

jointRecord:
  jointId: TQ-001-M1
  fastener: M4 X9 clamp
  targetTorqueNm: 2.3
  toolId: TW-003
  calibrationExpiry: 'YYYY-MM-DD'
  operator: '<id>'
  witnessMark: true
  inspectionResult: pass

7.7 Drawing and BOM change control

Perubahan berikut memerlukan ECR:

  • Frame.
  • Arm length.
  • Propeller diameter.
  • Motor position.
  • Battery model.
  • Battery tray.
  • Tank or baffle.
  • Pump.
  • Nozzle.
  • Hose diameter.
  • Valve.
  • Fuse.
  • Connector.
  • Wire gauge.
  • DC-DC converter.
  • Flight controller carrier.
  • Sensor location.
Rendering diagram...

7.8 Construction release checklist

BOM dan drawing hanya dapat berubah dari HOLD menjadi RELEASED jika seluruh kondisi berikut terpenuhi:

GateAcceptance
Frame ratingManufacturer approval untuk MTOW dan rotor
Actual frame revisionIdentified and recorded
Frame massMeasured
Motor coordinatesMeasured
Static rotor clearanceLulus
Dynamic rotor clearanceLulus
Arm wall thicknessMeasured
Battery tray loadLulus
Tank restraint loadLulus
Landing gear loadLulus
BOM massDalam 2% budget
Main bus thermal testLulus
Fuse coordinationLulus
Pre-chargeLulus
Harness continuityLulus
CAN topologyLulus
Pump shutdownLulus
Hydraulic leak testLulus
Flowmeter installationLulus
Chemical compatibilityApproved
Torque tableSeluruh critical joint released

Keputusan desain Bab 7

AreaKeputusan
BOM baselineBOM-A diterbitkan
Drawing baselineDRW-A diterbitkan
FrameEFT G620 masih HOLD
MTOW conflictKelebihan 6.86 kg6.86\ \mathrm{kg} terhadap manual
Propeller conflict36 inci belum disetujui untuk G620
Motor coordinatesNominal tersedia, pengukuran wajib
Battery trayInternal envelope 345×249×105 mm345\times249\times105\ \mathrm{mm}
Spray boomEmpat nozzle, spacing 500 mm500\ \mathrm{mm}
Main bus70 VDC70\ \mathrm{VDC}, 200 A200\ \mathrm{A}
CAN2 baseline500 kbit/s500\ \mathrm{kbit/s}
Pump shutdownPWM + independent power kill
Hydraulic main lineID 12 mm12\ \mathrm{mm}
Nozzle branchID 6 mm6\ \mathrm{mm}
Released torqueX9 clamp dan VN10S fitting
Construction releaseHOLD-STR-001

Requirement update

IDRequirementHasil Bab 7Status
BOM-001Seluruh COTS memiliki manufacturer dan P/NBaseline tersediaPartial
BOM-002Seluruh massa diketahuiBeberapa custom item belum ditimbangOpen
DRW-001General arrangement tersediaRev AConditional
DRW-002Motor coordinates tersediaNominal tersediaMeasurement required
DRW-003Battery tray tersediaDesign requirement definedTest required
DRW-004Hydraulic P&ID tersediaRev APass
ELEC-001Main power schematic tersediaRev APass
ELEC-002Harness table tersediaRev ATest required
MECH-001Frame mendukung MTOWBelum terbuktiHold
MECH-002Frame mendukung 36-inch propellerBelum terbuktiHold
TQ-001Critical torque values tersediaSebagianOpen
SAF-010Independent pump shutdownDefinedTest required
SAF-011Emergency disconnectDefinedTest required

Ringkasan Bab 7

Bab ini menghasilkan paket BOM, drawing, harness, dan torque baseline. Namun, design review menemukan konflik yang tidak boleh diabaikan:

  • Manual resmi G620 mencantumkan MTOW 51.2 kg51.2\ \mathrm{kg}.
  • Predicted MTOW desain adalah 58.06 kg58.06\ \mathrm{kg}.
  • Konfigurasi melebihi angka tersebut sekitar 13.413.4%.
  • G620 direkomendasikan untuk propeller 34 inci, bukan 36 inci.
  • Massa dan dimensi G620 berbeda antara manual lama dan katalog baru.
  • CAN2 harus menggunakan bit rate yang sama dengan node X9 G2L; default ESC adalah 500 kbit/s500\ \mathrm{kbit/s}.
  • Sebagian torque belum dapat dilepas karena pabrikan frame tidak memberi nilai numerik.
  • Komponen custom wajib ditimbang dan diuji sebelum BOM disebut final tervalidasi.

Karena itu, status profesional yang benar adalah:

BOM-A dan DRW-A merupakan paket design review, bukan paket fabrication release.

Konstruksi struktur utama hanya boleh dimulai setelah HOLD-STR-001 ditutup dan perubahan terkait direfleksikan kembali pada mass budget, CG, propulsi, baterai, BOM, dan drawing.

Referensi bab

  1. EFT — G620 installation manual, frame configuration, installation hardware, dan MTOW. (Effort Tech)
  2. EFT — katalog G420/G620/G630, dimensi, massa, motor, baterai, dan propeller yang direkomendasikan. (Effort Tech)
  3. Hobbywing — X9 G2L dimensions, cable lengths, tube diameter, torque clamp, dan CAN configuration. (HOBBYWING)
  4. Tattu — dimensi, massa, energi, dan connector baterai 14S 30 Ah. (Genstattu)
  5. Eaton Bussmann — AMG-200 fuse specification. (Eaton)
  6. Mauch — PL-200/8 120 V current sensor. (MAUCH Electronic)
  7. RECOM — REC30E-Z isolated DC-DC converters. (RECOM)
  8. CubePilot — Standard Carrier dimensions, interface, dan ecosystem wiring. (CubePilot)
  9. Hobbywing — Pump 8 L dimensions dan electrical/hydraulic ratings. (HOBBYWING)
  10. Aichi Tokei Denki — VN10S specifications, installation, wiring, dan tightening torque.
  11. TeeJet — spray components, relief valve, strainers, dan diaphragm check valves. (TeeJet)
  12. Bossard — preload dan tightening-torque engineering guidance. (Bossard)

Kembali ke Atas

8. Firmware dan Parameter Final

Bab ini membekukan konfigurasi firmware, pemetaan output, sensor, failsafe, RTL, LAND, serta antarmuka payload untuk AGHEX-20-R1.

Istilah final pada bab ini harus dibaca dalam konteks configuration control. Paket parameter hanya dapat berstatus final setelah:

  • Revisi hardware seluruh perangkat telah dicatat.
  • HOLD-STR-001 pada Bab 7 ditutup.
  • Seluruh sensor telah dikalibrasi pada kendaraan aktual.
  • Nilai battery-voltage failsafe telah diperoleh dari load test.
  • Motor order dan arah putaran telah diverifikasi tanpa propeller.
  • SITL, ground test, dan flight acceptance test telah lulus.
  • Parameter export akhir telah diberi checksum.

Sebelum syarat tersebut terpenuhi, status yang benar adalah:

Firmware package : FW-RC1
Parameter package: PRM-RC1
Release status   : COMMISSIONING ONLY
Flight release   : HOLD

Paket firmware mengikuti prinsip berikut:

Rendering diagram...

8.1 Firmware version pinning

8.1.1 Firmware autopilot

Konfigurasi baseline menggunakan:

AtributNilai
AutopilotArduPilot Copter
Versi4.6.3 stable
Board targetCubeOrangePlus
Flight controllerCube Orange+
CarrierCubePilot Standard Carrier
BootloaderDicatat dari unit aktual
Firmware binaryDisimpan dalam release package
Firmware hashDihitung setelah binary diunduh
Automatic updateDinonaktifkan untuk kendaraan yang telah dirilis

ArduPilot menyediakan build Copter 4.6.3 dan parameter metadata untuk target Cube Orange+. Parameter release harus selalu dikaitkan dengan versi firmware yang sama karena nama, unit, nilai enum, serta perilaku parameter dapat berubah antarversi. (ArduPilot.org)

8.1.2 Ground Control Station

Ground Control Station yang dibekukan adalah:

AtributNilai
GCS utamaMission Planner
Versi release1.3.83
Platform baselineWindows
QGroundControlTidak menjadi baseline
Mission-file formatMission Planner / MAVLink
Parameter exportMission Planner .param
Log downloadMission Planner

Mission Planner 1.3.83 merupakan release stabil yang ditandai sebagai Latest pada repositori resmi, sedangkan development dan beta build tidak digunakan untuk acceptance test. (GitHub)

Jika versi Mission Planner berubah, lakukan minimal:

  • Parameter read-back.
  • Mission upload/download.
  • Motor test.
  • RTK correction test.
  • MAVLink signing test.
  • Log download test.
  • Parameter comparison.

8.1.3 Identitas release

Manifest release:

design:
  code: AGHEX-20-R1
  designRevision: R1
  bomRevision: BOM-A
  drawingRevision: DRW-A

flightController:
  model: Cube Orange+
  boardTarget: CubeOrangePlus
  hardwareRevision: PENDING-INCOMING-INSPECTION
  serialNumber: PENDING-INCOMING-INSPECTION
  bootloaderVersion: PENDING-COMMISSIONING

firmware:
  family: ArduPilot Copter
  version: 4.6.3
  binaryFile: arducopter.apj
  binarySha256: PENDING-DOWNLOAD-AND-HASH

groundStation:
  application: Mission Planner
  version: 1.3.83

parameterPackage:
  releaseCandidate: PRM-RC1
  finalFile: aghex-20-r1-final.param
  sha256: PENDING-ACCEPTANCE

testing:
  commissioningDate: PENDING
  groundTestReport: PENDING
  flightTestReport: PENDING

releaseStatus: HOLD
holdReference: HOLD-STR-001

8.1.4 Tanggal pengujian

Tanggal artikel tidak boleh dipakai sebagai tanggal pengujian. Gunakan tiga tanggal terpisah:

TanggalMakna
Document dateTanggal penerbitan artikel
Commissioning dateTanggal konfigurasi dan kalibrasi
Acceptance dateTanggal kendaraan dinyatakan lulus

Format ISO:

YYYY-MM-DD

Contoh:

documentDate: '2026-06-11'
commissioningDate: 'PENDING'
acceptanceDate: 'PENDING'

8.1.5 Parameter checksum

Checksum dihitung dari parameter export yang telah dinormalisasi.

Proses normalisasi:

  1. Export seluruh parameter.
  2. Hapus baris kosong.
  3. Hapus komentar.
  4. Gunakan line ending LF.
  5. Urutkan berdasarkan nama parameter.
  6. Simpan sebagai UTF-8 tanpa BOM.
  7. Hitung SHA-256.

Secara konseptual:

Hparam=SHA256⁡(sort⁡(normalize⁡(P)))H_{\text{param}} = \operatorname{SHA256} \left( \operatorname{sort} \left( \operatorname{normalize} \left( P \right) \right) \right)

Contoh Python:

from __future__ import annotations

import hashlib
from pathlib import Path


def normalize_parameter_file(source: Path) -> bytes:
    lines: list[str] = []

    for raw_line in source.read_text(encoding="utf-8-sig").splitlines():
        line = raw_line.strip()

        if not line or line.startswith("#"):
            continue

        lines.append(line)

    lines.sort(key=lambda item: item.split(",", maxsplit=1)[0])
    return ("\n".join(lines) + "\n").encode("utf-8")


def calculate_sha256(source: Path) -> str:
    normalized = normalize_parameter_file(source)
    return hashlib.sha256(normalized).hexdigest()


if __name__ == "__main__":
    parameter_file = Path("aghex-20-r1-final.param")

    if not parameter_file.is_file():
        raise FileNotFoundError(parameter_file)

    print(calculate_sha256(parameter_file))

Output checksum dicatat dalam:

parameterFile:
  name: aghex-20-r1-final.param
  normalization: sorted-name-lf-utf8
  sha256: '<64-hexadecimal-characters>'

8.2 Frame configuration

8.2.1 Frame class dan frame type

AGHEX-20-R1 menggunakan flat hexacopter dengan geometri X:

FRAME_CLASS = 2
FRAME_TYPE  = 1

Pada ArduPilot, FRAME_CLASS=2 memilih Hexa, sedangkan FRAME_TYPE=1 memilih konfigurasi X. (ArduPilot.org)

8.2.2 Motor order

Motor order ArduPilot untuk Hexa X:

Motor ArduPilotPosisi geometrisSudutArah propeller dilihat dari atasOutput
Motor 1Front-right+30∘+30^\circCCWMAIN1
Motor 2Right+90∘+90^\circCWMAIN2
Motor 3Rear-right+150∘+150^\circCCWMAIN3
Motor 4Rear-left−150∘-150^\circCWMAIN4
Motor 5Left−90∘-90^\circCCWMAIN5
Motor 6Front-left−30∘-30^\circCWMAIN6

Urutan dan arah tersebut berasal dari motor matrix Hexa X ArduPilot. (GitHub)

Rendering diagram...

Diagram harus diverifikasi terhadap diagram motor resmi di Mission Planner. Jangan memasang propeller hanya berdasarkan warna kabel atau nomor arm mekanik.

8.2.3 Output mapping

SERVO1_FUNCTION = 33
SERVO2_FUNCTION = 34
SERVO3_FUNCTION = 35
SERVO4_FUNCTION = 36
SERVO5_FUNCTION = 37
SERVO6_FUNCTION = 38

Function ID 33 sampai 38 memetakan output menjadi Motor 1 sampai Motor 6. (ArduPilot.org)

Output lain tetap dinonaktifkan sampai fungsi dan wiring-nya dikunci:

SERVO7_FUNCTION = 0
SERVO8_FUNCTION = 0

8.2.4 Motor-test sequence

Motor test dilakukan tanpa propeller.

Urutan:

  1. Arm tetap dinonaktifkan.
  2. Baterai terhubung melalui current-limited commissioning procedure.
  3. Buka Mission Planner Motor Test.
  4. Jalankan motor pada throttle rendah.
  5. Verifikasi motor yang bergerak sesuai posisi.
  6. Verifikasi arah putaran dengan marker atau airflow indicator.
  7. Catat hasil.
  8. Hentikan bila satu motor salah posisi atau arah.

ArduPilot secara eksplisit mengharuskan propeller dilepas ketika melakukan motor test. Motor-test order digunakan untuk memverifikasi posisi, bukan untuk menguji thrust. (ArduPilot.org)

8.2.5 Motor-order inspection record

motorMapping:
  motor1:
    position: front-right
    output: MAIN1
    rotation: CCW
    verified: false
  motor2:
    position: right
    output: MAIN2
    rotation: CW
    verified: false
  motor3:
    position: rear-right
    output: MAIN3
    rotation: CCW
    verified: false
  motor4:
    position: rear-left
    output: MAIN4
    rotation: CW
    verified: false
  motor5:
    position: left
    output: MAIN5
    rotation: CCW
    verified: false
  motor6:
    position: front-left
    output: MAIN6
    rotation: CW
    verified: false

8.3 ESC configuration

8.3.1 Command protocol

Baseline ESC command:

PWM standard

Parameter:

MOT_PWM_TYPE = 0
MOT_PWM_MIN  = 1050
MOT_PWM_MAX  = 1950
RC_SPEED     = 400

X9 G2L menerima PWM dengan rentang tetap sekitar 10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s} dan frequency 5050–500 Hz500\ \mathrm{Hz}. ESC tersebut tidak memerlukan dan tidak mendukung throttle-range calibration seperti ESC konvensional. ArduPilot menggunakan MOT_PWM_TYPE=0 untuk normal PWM output. (HOBBYWING)

Karena rentang input ESC tetap, prosedur berikut dilarang:

  • ESC calibration menggunakan full-throttle power-up.
  • Mengubah MOT_PWM_MIN berdasarkan eksperimen tanpa data.
  • Menggunakan DShot tanpa dukungan eksplisit X9 G2L.
  • Menggunakan PWM lebih dari 500 Hz500\ \mathrm{Hz}.

8.3.2 Spool dan takeoff slew

X9 G2L memiliki startup delay sekitar ratusan milidetik. Manualnya merekomendasikan nilai spool dan takeoff slew sekitar dua detik untuk integrasi ArduPilot. (HOBBYWING)

Baseline:

MOT_SPOOL_TIME = 2.0
TKOFF_SLEW_TIME = 2.0

Nilai tersebut mengurangi lonjakan command ketika:

  • Arming.
  • Takeoff.
  • Perubahan mode.
  • Recovery dari low command.

8.3.3 Telemetri ESC

Baseline telemetry:

Protocol : DroneCAN
Bus      : CAN2
Bit rate : 500000 bit/s

X9 G2L mendukung HWCAN dan DroneCAN, tetapi default perangkat dapat berada pada HWCAN. Setiap unit harus dikonfigurasi menjadi DroneCAN sebelum dipasang pada bus ArduPilot. Manual X9 G2L menyatakan default CAN rate sekitar 500 kbit/s500\ \mathrm{kbit/s} dan tidak menyediakan termination resistor internal. (HOBBYWING)

Parameter:

CAN_P2_DRIVER  = 2
CAN_P2_BITRATE = 500000
CAN_D2_PROTOCOL = 1

CAN1 dan CAN2 menggunakan driver logis terpisah agar:

  • Here4 dapat berjalan pada bit rate yang sesuai.
  • Traffic ESC/BMS tidak bercampur dengan navigation bus.
  • Diagnosis bus lebih mudah.
  • Kegagalan CAN2 tidak otomatis memutus GNSS CAN1.

8.3.4 Pole count dan RPM

Motor X9 G2L menggunakan konfigurasi 36N40P, sehingga jumlah kutub magnet adalah:

Npole=40N_{\text{pole}} = 40

Jumlah pole-pair:

Npair=Npole2N_{\text{pair}} = \frac{ N_{\text{pole}} }{ 2 }
Npair=20\boxed{ N_{\text{pair}} = 20 }

Jika perangkat melaporkan electrical RPM:

RPMmechanical=RPMelectricalNpairRPM_{\text{mechanical}} = \frac{ RPM_{\text{electrical}} }{ N_{\text{pair}} }

Namun, DroneCAN ESC telemetry dapat melaporkan RPM dalam format yang telah dinormalisasi oleh firmware ESC. Karena itu, parameter BLHeli pole count tidak digunakan secara otomatis pada baseline ini.

Verifikasi dilakukan menggunakan tachometer:

ϵRPM=RPMCAN−RPMtachometerRPMtachometer×100%\epsilon_{\text{RPM}} = \frac{ RPM_{\text{CAN}} - RPM_{\text{tachometer}} }{ RPM_{\text{tachometer}} } \times100\%

Acceptance awal:

∣ϵRPM∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_{\text{RPM}} \right| \le 5\% }

Jika error mendekati faktor 20, telemetry kemungkinan masih berupa electrical RPM.

8.3.5 ESC node identity

Setiap ESC harus mempunyai identitas unik:

ESCNode IDMotorSerial numberFirmware
ESC 1Assigned1RecordRecord
ESC 2Assigned2RecordRecord
ESC 3Assigned3RecordRecord
ESC 4Assigned4RecordRecord
ESC 5Assigned5RecordRecord
ESC 6Assigned6RecordRecord

Duplicate node ID harus dianggap sebagai commissioning failure.

8.3.6 ESC acceptance

PemeriksaanKriteria
PWM idleTidak ada unexpected start
StartupKeenam motor start konsisten
CAN nodesEnam ESC terdeteksi
RPMSesuai tachometer
CurrentSesuai thrust-map
TemperatureDi bawah limit yang disetujui
Fault logTidak ada critical fault
CAN errorTidak ada bus-off
DesyncTidak terjadi
DirectionSesuai motor matrix

8.4 Sensor configuration

8.4.1 CAN1 dan Here4

Baseline:

CAN_P1_DRIVER   = 1
CAN_P1_BITRATE  = 1000000
CAN_D1_PROTOCOL = 1
GPS_TYPE        = 9
NTF_LED_TYPES   = 231

Dokumentasi Here4 untuk ArduPilot menggunakan DroneCAN, GPS_TYPE=9, dan pengaktifan CAN driver/protocol. Here4 membawa GNSS RTK dan magnetometer eksternal pada satu node. (CubePilot)

Bit rate CAN1 harus dikonfirmasi pada node Here4 aktual. Jika perangkat atau AP_Periph firmware menggunakan nilai berbeda, seluruh node pada CAN1 harus disamakan.

8.4.2 GNSS configuration

Requirement:

  • Here4 menjadi primary GNSS.
  • RTK Fixed diwajibkan untuk precision spraying.
  • Antenna offset dimasukkan setelah diukur.
  • GPS blending tidak diaktifkan tanpa GNSS kedua.
  • Home tidak ditetapkan sebelum position health stabil.

Parameter posisi:

GPS_POS1_X = MEASURED
GPS_POS1_Y = MEASURED
GPS_POS1_Z = MEASURED

Nilai tidak dimasukkan ke core parameter file sebelum pengukuran aktual karena coordinate sign mengikuti body-frame ArduPilot.

8.4.3 Compass configuration

External RM3100 pada Here4 digunakan sebagai primary compass.

Prosedur:

  1. Pastikan Here4 terdeteksi.
  2. Catat COMPASS_DEV_ID.
  3. Kalibrasikan setelah semua wiring dan power system final.
  4. Jalankan motor-interference test.
  5. Jadikan external compass sebagai priority 1.
  6. Nonaktifkan internal compass yang gagal interference test.

Parameter seperti COMPASS_PRIO1_ID tidak boleh dicopy dari kendaraan lain karena device ID bersifat unit-specific.

8.4.4 TF03 rangefinder

Baseline:

SERIAL4_PROTOCOL = 9
SERIAL4_BAUD     = 115
RNGFND1_TYPE     = 20
RNGFND1_MIN      = 0.10
RNGFND1_MAX      = 6.00
RNGFND1_ORIENT   = 25
RNGFND1_GNDCLR   = MEASURED

ArduPilot menggunakan protocol 9 untuk lidar serial, baud code 115 untuk 115200 bit/s115200\ \mathrm{bit/s}, dan type 20 untuk Benewake serial. Untuk penggunaan outdoor, dokumentasi menyarankan maximum range konservatif sekitar 6 m6\ \mathrm{m} daripada memakai angka maksimum katalog sensor. (ArduPilot.org)

RNGFND1_GNDCLR dihitung dari:

hground-clearance=zground−zsensorh_{\text{ground-clearance}} = z_{\text{ground}} - z_{\text{sensor}}

Nilainya diukur ketika kendaraan berada pada permukaan datar dengan landing gear terpasang.

8.4.5 Battery monitor utama

Mauch analog monitor menjadi sumber utama battery failsafe:

BATT_MONITOR  = 4
BATT_VOLT_PIN = 2
BATT_CURR_PIN = 3
BATT_CAPACITY = 30000

ArduPilot menggunakan battery monitor type 4 untuk analog voltage and current monitoring. Voltage multiplier dan current scaling harus dikalibrasi terhadap alat ukur referensi. (ArduPilot.org)

Parameter berikut tidak dibekukan sebelum kalibrasi:

BATT_VOLT_MULT = CALIBRATION_REQUIRED
BATT_AMP_PERVLT = CALIBRATION_REQUIRED
BATT_AMP_OFFSET = CALIBRATION_REQUIRED

Calibration error:

ϵV=VAP−VDMMVDMM×100%\epsilon_V = \frac{ V_{\text{AP}} - V_{\text{DMM}} }{ V_{\text{DMM}} } \times100\%
ϵI=IAP−IreferenceIreference×100%\epsilon_I = \frac{ I_{\text{AP}} - I_{\text{reference}} }{ I_{\text{reference}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵV∣≤1%\left| \epsilon_V \right| \le 1\%
∣ϵI∣≤3%\left| \epsilon_I \right| \le 3\%

8.4.6 Smart-battery telemetry

Tattu smart BMS mempunyai interface DroneCAN, tetapi kompatibilitas message set, battery instance, current sign, capacity, dan failsafe integration harus diuji pada unit aktual. Karena itu:

BATT2_MONITOR = 0

pada PRM-RC1.

Setelah integrasi tervalidasi, kandidatnya:

BATT2_MONITOR = 8

untuk DroneCAN BatteryInfo. ArduPilot mendukung multiple battery monitors dan DroneCAN battery telemetry, tetapi secondary monitor tidak boleh diaktifkan hanya karena connector CAN tersedia. (ArduPilot.org)

8.4.7 Flowmeter configuration

VN10S tidak dihubungkan langsung sebagai ArduPilot flow sensor. Flowmeter dibaca oleh payload controller STM32.

Arsitektur:

Rendering diagram...

Data minimum yang dikirim:

  • Target flow.
  • Measured flow.
  • Pressure.
  • Pump current.
  • Pump command.
  • Valve state.
  • Consumed volume.
  • Fault code.
  • Payload heartbeat.

8.4.8 Payload UART

SERIAL2_PROTOCOL = 2
SERIAL2_BAUD     = 115

TELEM2 menggunakan MAVLink 2 pada 115200 bit/s115200\ \mathrm{bit/s}.

Payload controller harus mengirim heartbeat. Jika heartbeat hilang:

  • Pump power kill dibuka.
  • Master valve ditutup.
  • Flight controller menerima payload-fault status.
  • Mission spraying dihentikan.

8.5 Failsafe

8.5.1 Failsafe hierarchy

Rendering diagram...

Failsafe tidak boleh diarahkan untuk melanjutkan penyemprotan.

8.5.2 RC loss

Baseline:

FS_THR_ENABLE = 1
FS_OPTIONS    = 0

FS_THR_ENABLE=1 memerintahkan RTL ketika radio failsafe terjadi; jika posisi tidak dapat mendukung RTL, ArduPilot menggunakan tindakan yang lebih aman seperti LAND. FS_OPTIONS=0 berarti tidak ada pengecualian untuk melanjutkan AUTO atau mode lain selama failsafe. (ArduPilot.org)

RC-loss acceptance:

  • Matikan Ground Unit atau putuskan RF pada test procedure.
  • Verifikasi failsafe terdeteksi.
  • Verifikasi sprayer off.
  • Verifikasi mode berubah sesuai parameter.
  • Verifikasi tidak ada RC override tersisa.
  • Verifikasi recovery tidak otomatis melanjutkan spray segment.

8.5.3 GCS and telemetry loss

Baseline:

FS_GCS_ENABLE  = 1
FS_GCS_TIMEOUT = 5

ArduPilot GCS failsafe memonitor MAVLink heartbeat. Timeout hanya berlaku setelah heartbeat pernah diterima. (ArduPilot.org)

Karena Herelink membawa SBUS dan MAVLink pada RF system yang sama, total link loss dapat memicu RC dan GCS failsafe hampir bersamaan. Hasil akhir harus diverifikasi dalam SITL dan hardware test.

8.5.4 Battery low dan critical

Kapasitas nominal:

Cnom=30000 mAhC_{\text{nom}} = 30000\ \mathrm{mAh}

Low threshold pada 30% remaining:

Clow=0.30×30000C_{\text{low}} = 0.30 \times 30000
Clow=9000 mAh\boxed{ C_{\text{low}} = 9000\ \mathrm{mAh} }

Critical threshold pada 25% remaining:

Ccritical=0.25×30000C_{\text{critical}} = 0.25 \times 30000
Ccritical=7500 mAh\boxed{ C_{\text{critical}} = 7500\ \mathrm{mAh} }

Parameter:

BATT_LOW_MAH    = 9000
BATT_CRT_MAH    = 7500
BATT_FS_LOW_ACT = 2
BATT_FS_CRT_ACT = 1

Baseline action:

  • Low battery: RTL.
  • Critical battery: LAND.

ArduPilot menyediakan tindakan battery failsafe terpisah untuk low dan critical threshold. (ArduPilot.org)

8.5.5 Voltage thresholds

Nilai berikut tidak boleh dibuat dari nominal cell voltage:

BATT_LOW_VOLT
BATT_CRT_VOLT

Nilai final diperoleh dari flight-load test karena pack voltage dipengaruhi oleh:

  • SOC.
  • Current.
  • Internal resistance.
  • Temperature.
  • Connector loss.
  • Cell imbalance.
  • Battery age.

Loaded pack voltage:

Vload=VOC−IRtotalV_{\text{load}} = V_{\text{OC}} - IR_{\text{total}}

Commissioning requirement:

PWR-COMM-001:
Determine low and critical voltage thresholds
from full-payload hover and mission load data.

Sebelum PWR-COMM-001 selesai, kendaraan tidak boleh menerima flight-release status.

8.5.6 EKF failsafe

Baseline:

FS_EKF_ACTION = 1

Untuk multirotor, action tersebut diarahkan ke LAND ketika EKF failsafe terjadi pada mode yang bergantung pada position estimate. (ArduPilot.org)

Dead-reckoning failsafe tidak diaktifkan sebagai baseline karena memerlukan validasi wind estimation, attitude health, dan maximum dead-reckoning time. (ArduPilot.org)

8.5.7 Geofence

Baseline:

FENCE_ENABLE = 1
FENCE_ACTION = 1

Geofence harus mencakup:

  • Altitude ceiling.
  • Circular containment.
  • Polygon area kerja.
  • Exclusion zone.
  • Buffer terhadap manusia dan obstacle.

ArduPilot mendukung altitude, circular, dan polygon fence serta tindakan RTL/LAND ketika breach terjadi. (ArduPilot.org)

Nilai berikut merupakan site-specific mission package dan tidak dimasukkan permanen ke core parameter:

FENCE_ALT_MAX
FENCE_RADIUS
Polygon vertices
Inclusion zones
Exclusion zones

8.5.8 GNSS failure

GNSS failure dideteksi melalui:

  • GPS health.
  • EKF status.
  • Innovation.
  • Position variance.
  • RTK state.
  • Correction age.

Respons:

KondisiRespons
RTK Fixed menjadi FloatHold spray atau abort segment
RTK hilang tetapi 3D position sehatStop precision spray
Position estimate unhealthyLAND
Compass inconsistentStop AUTO, transition sesuai failsafe
GNSS node hilangEKF/GPS failsafe
Correction age tinggiJangan mulai spray segment

GNSS degradation bukan alasan untuk melanjutkan AUTO dengan effective swath yang sama.

8.5.9 Failsafe matrix

FaultPumpValveFlight response
RC lossOffClosedRTL
GCS lossOffClosedRTL
Battery lowOffClosedRTL
Battery criticalOffClosedLAND
EKF unhealthyOffClosedLAND
Fence breachOffClosedRTL/LAND
GNSS precision lostOffClosedHold or abort
Motor faultOffClosedLAND
Payload heartbeat lostOffClosedFlight continues or aborts safely
Flow/pressure faultOffClosedAbort spraying

8.6 RTL dan LAND

8.6.1 RTL strategy

RTL baseline menggunakan altitude relative to Home, bukan terrain-relative RTL.

Alasannya:

  • TF03 dibatasi pada sekitar 6 m6\ \mathrm{m} untuk outdoor validation.
  • Return altitude lebih tinggi daripada rangefinder envelope.
  • Terrain map availability tidak boleh diasumsikan.
  • Farm obstacle profile harus disurvey sebelum misi.

Baseline untuk ArduCopter 4.6.3:

RTL_ALT        = 1000
RTL_CLIMB_MIN  = 300
RTL_ALT_TYPE   = 0
RTL_ALT_FINAL  = 0
RTL_LOIT_TIME  = 2000

Pada firmware 4.6.3, RTL_ALT menggunakan sentimeter pada file parameter. Nilai 10001000 berarti 10 m10\ \mathrm{m}. ArduPilot RTL naik menuju minimum return altitude, kembali ke Home, menunggu RTL_LOIT_TIME, lalu mendarat ketika final altitude disetel ke nol. (ArduPilot.org)

8.6.2 RTL altitude selection

Return altitude harus memenuhi:

hRTL≥hobstacle,max+hmarginh_{\text{RTL}} \ge h_{\text{obstacle,max}} + h_{\text{margin}}

Contoh:

hobstacle,max=6 mh_{\text{obstacle,max}} = 6\ \mathrm{m}
hmargin=4 mh_{\text{margin}} = 4\ \mathrm{m}

maka:

hRTL≥10 mh_{\text{RTL}} \ge 10\ \mathrm{m}

Nilai 10 m hanya berlaku bila site survey menunjukkan obstacle maksimum tidak lebih dari 6 m. Jika obstacle lebih tinggi, RTL_ALT harus disesuaikan dalam site-specific configuration package.

8.6.3 Return strategy

Urutan RTL:

Rendering diagram...

8.6.4 Landing parameters

Initial commissioning values:

LAND_SPEED      = 50
LAND_SPEED_HIGH = 100

Pada parameter legacy ArduCopter, nilai tersebut menggunakan cm/s\mathrm{cm/s}:

LANDSPEED=50 cm/s=0.5 m/sLAND_SPEED = 50\ \mathrm{cm/s} = 0.5\ \mathrm{m/s}
LANDSPEEDHIGH=100 cm/s=1.0 m/sLAND_SPEED_HIGH = 100\ \mathrm{cm/s} = 1.0\ \mathrm{m/s}

Nilai tersebut merupakan starting point. Final landing speed harus diperoleh dari progressive-payload test karena landing gear, tank slosh, ground effect, dan payload mass memengaruhi touchdown.

8.6.5 Rangefinder-assisted landing

Rangefinder digunakan pada fase rendah ketika:

  • Sensor sehat.
  • Jarak berada dalam range tervalidasi.
  • Beam tidak terhalang tanaman.
  • Permukaan tidak menghasilkan invalid return.

Jika rangefinder menjadi invalid, autopilot tidak boleh menganggap nilai terakhir tetap benar.

8.6.6 Payload state selama RTL dan LAND

Payload state diwajibkan:

Pump        : OFF
Master valve: CLOSED
Integrator  : RESET
Flow target : 0 L/min
Fault log   : PRESERVED

Pump tidak boleh restart otomatis ketika:

  • RC link kembali.
  • GCS heartbeat kembali.
  • RTK berubah dari Float menjadi Fixed.
  • Vehicle kembali memasuki polygon saat RTL.
  • Mission resume command diterima tanpa operator acknowledgement.

8.7 Sprayer parameters

8.7.1 Pemisahan ArduPilot dan payload controller

Fitur crop sprayer bawaan ArduPilot dapat mengendalikan output pompa berdasarkan kecepatan dan menggunakan output function SprayerPump. Namun, baseline AGHEX-20-R1 memakai STM32 closed-loop controller dengan flow dan pressure feedback. Mengaktifkan kedua controller sekaligus dapat membentuk dua loop kontrol yang saling bertentangan. (ArduPilot.org)

Karena itu:

SPRAY_ENABLE = 0

ArduPilot berfungsi sebagai:

  • Source ground speed.
  • Source mission state.
  • Source armed state.
  • Source navigation health.
  • Source operator inhibit.
  • Recipient payload status.

STM32 berfungsi sebagai:

  • Flow-target calculator.
  • Feedforward pump mapper.
  • PI controller.
  • Pressure monitor.
  • Current monitor.
  • Valve controller.
  • Payload fault supervisor.

8.7.2 Pump output

Payload-controller parameters:

pump:
  pwmMinUs: 1050
  pwmMaxUs: 1950
  pwmOffUs: 1050
  normalMaxCommand: 0.85
  emergencyOffBypassSlewLimit: true
  spoolTimeS: 1.0

Normalized command:

upump∈[0,1]u_{\text{pump}} \in [0,1]

PWM:

PWM=1050+900upumpPWM = 1050 + 900u_{\text{pump}}

Normal command dibatasi:

0≤upump≤0.850 \le u_{\text{pump}} \le 0.85

sampai full-range pump test selesai.

8.7.3 Valve output

masterValve:
  type: normallyClosed
  energizedState: open
  safeState: closed
  feedbackRequired: true
  closeOnControllerReset: true
  closeOnHeartbeatLoss: true

Valve tidak boleh bergantung pada satu software command. Hardware output harus kembali ke safe state ketika MCU reset.

8.7.4 Flow limits

flow:
  minimumValidatedLMin: 0.5
  nominalLMin: 3.0
  maximumValidatedLMin: 8.0
  steadyStateTolerancePercent: 5.0
  noFlowThresholdLMin: 0.2
  lowFlowRatio: 0.8

8.7.5 Speed compensation

Target flow:

Qtarget=Rvw6010000Q_{\text{target}} = \frac{ Rvw60 }{ 10000 }

Baseline:

speedCompensation:
  enabled: true
  minimumEnableSpeedMps: 1.5
  nominalSpeedMps: 5.0
  maximumValidatedSpeedMps: 7.0
  effectiveWidthM: PENDING-PATTERN-TEST

Spraying hanya aktif bila:

v≥1.5 m/sv \ge 1.5\ \mathrm{m/s}

dan:

Qtarget≥0.5 L/minQ_{\text{target}} \ge 0.5\ \mathrm{L/min}

8.7.6 PI gains

Gains tidak boleh dibuat tanpa hydraulic step test.

controller:
  kp: PENDING-HYD-STEP-TEST
  ki: PENDING-HYD-STEP-TEST
  samplePeriodS: 0.05
  measurementFilterTimeConstantS: 0.5
  antiWindup: backCalculation

Parameter final diperoleh dari:

  • Open-loop pump map.
  • Step-response data.
  • Flowmeter delay.
  • Pressure dynamics.
  • Voltage variation.
  • Fluid type.

8.7.7 Enable logic

Spray enable:

Senable=A∧M∧V∧N∧H∧¬I∧¬FS_{\text{enable}} = A \land M \land V \land N \land H \land \neg I \land \neg F

dengan:

  • AA: vehicle armed.
  • MM: mission berada pada spray segment.
  • VV: speed valid.
  • NN: navigation healthy.
  • HH: height sensor healthy.
  • II: operator inhibit.
  • FF: payload fault.
Rendering diagram...

8.8 Parameter release file

8.8.1 Core release-candidate file

File berikut hanya memuat parameter yang dapat ditetapkan sebelum commissioning.

AHRS_ORIENTATION,0
FRAME_CLASS,2
FRAME_TYPE,1

SERVO1_FUNCTION,33
SERVO2_FUNCTION,34
SERVO3_FUNCTION,35
SERVO4_FUNCTION,36
SERVO5_FUNCTION,37
SERVO6_FUNCTION,38
SERVO7_FUNCTION,0
SERVO8_FUNCTION,0

MOT_PWM_TYPE,0
MOT_PWM_MIN,1050
MOT_PWM_MAX,1950
RC_SPEED,400
MOT_SPOOL_TIME,2.0
TKOFF_SLEW_TIME,2.0

CAN_P1_DRIVER,1
CAN_P1_BITRATE,1000000
CAN_D1_PROTOCOL,1
CAN_P2_DRIVER,2
CAN_P2_BITRATE,500000
CAN_D2_PROTOCOL,1

GPS_TYPE,9
NTF_LED_TYPES,231

SERIAL1_PROTOCOL,2
SERIAL1_BAUD,115
SERIAL2_PROTOCOL,2
SERIAL2_BAUD,115
SERIAL4_PROTOCOL,9
SERIAL4_BAUD,115

RNGFND1_TYPE,20
RNGFND1_MIN,0.10
RNGFND1_MAX,6.00
RNGFND1_ORIENT,25

BATT_MONITOR,4
BATT_VOLT_PIN,2
BATT_CURR_PIN,3
BATT_CAPACITY,30000
BATT2_MONITOR,0

FS_THR_ENABLE,1
FS_GCS_ENABLE,1
FS_GCS_TIMEOUT,5
FS_OPTIONS,0

BATT_LOW_MAH,9000
BATT_CRT_MAH,7500
BATT_FS_LOW_ACT,2
BATT_FS_CRT_ACT,1

FS_EKF_ACTION,1
FENCE_ENABLE,1
FENCE_ACTION,1

RTL_ALT,1000
RTL_CLIMB_MIN,300
RTL_ALT_TYPE,0
RTL_ALT_FINAL,0
RTL_LOIT_TIME,2000

LAND_SPEED,50
LAND_SPEED_HIGH,100

SPRAY_ENABLE,0

8.8.2 Commissioning overlay

Parameter berikut harus berasal dari pengukuran dan tidak boleh diisi menggunakan contoh:

commissioningRequired:
  - GPS_POS1_X
  - GPS_POS1_Y
  - GPS_POS1_Z
  - INS_POS1_X
  - INS_POS1_Y
  - INS_POS1_Z
  - RNGFND1_GNDCLR
  - COMPASS_PRIO1_ID
  - compass device enable states
  - BATT_VOLT_MULT
  - BATT_AMP_PERVLT
  - BATT_AMP_OFFSET
  - BATT_LOW_VOLT
  - BATT_CRT_VOLT
  - FENCE_ALT_MAX
  - FENCE_RADIUS
  - flight mode channel mapping
  - RC calibration values
  - attitude and position-control gains
  - notch-filter parameters
  - payload PI gains
  - effective spray width

8.8.3 File package

AGHEX-20-R1/
├── firmware/
│   ├── arducopter-4.6.3-CubeOrangePlus.apj
│   └── firmware.sha256
├── parameters/
│   ├── aghex-20-r1-core-rc1.param
│   ├── aghex-20-r1-final.param
│   ├── aghex-20-r1-default-diff.txt
│   └── parameters.sha256
├── payload/
│   ├── spray-controller.bin
│   ├── spray-controller.yaml
│   └── payload-firmware.sha256
├── missions/
│   ├── acceptance-test.waypoints
│   └── site-mission.waypoints
├── manifests/
│   └── release-manifest.yaml
└── reports/
    ├── commissioning-report.pdf
    ├── ground-test-report.pdf
    └── flight-test-report.pdf

8.8.4 Parameter-release gate

GateKriteria
Firmware binaryHash tercatat
Board identitySerial dan hardware revision tercatat
Parameter read-backSama dengan file
Reboot testParameter bertahan
Motor mappingLulus
Sensor healthLulus
Battery calibrationLulus
FailsafeLulus
RTLLulus
LANDLulus
Payload inhibitLulus
Parameter checksumTercatat
Test reportDisetujui
Structural holdDitutup

Ringkasan Bab 8

Bab ini menetapkan:

  • ArduPilot Copter 4.6.3 pada target CubeOrangePlus.
  • Mission Planner 1.3.83 sebagai GCS baseline.
  • Hexa X menggunakan FRAME_CLASS=2 dan FRAME_TYPE=1.
  • Motor 1–6 dipetakan ke MAIN1–MAIN6.
  • X9 G2L menggunakan PWM 10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s} dan tidak dikalibrasi seperti ESC biasa.
  • CAN1 digunakan untuk Here4 dan CAN2 untuk ESC/BMS.
  • TF03 menggunakan UART 115200 bit/s115200\ \mathrm{bit/s}.
  • Mauch analog monitor menjadi sumber utama battery failsafe.
  • Low battery memicu RTL dan critical battery memicu LAND.
  • Voltage thresholds menunggu full-load test.
  • RTL baseline adalah 10 m relative Home.
  • Built-in ArduPilot sprayer dinonaktifkan agar tidak berkonflik dengan STM32 closed-loop controller.
  • Paket parameter tetap berstatus PRM-RC1 sampai acceptance test dan structural hold selesai.

Kembali ke Atas

9. Prosedur Assembly

Bab ini menetapkan prosedur perakitan AGHEX-20-R1 dari incoming inspection sampai integrated inspection gate.

Assembly dilakukan berdasarkan work package terkendali:

Rendering diagram...

Assembly safety rules

Sebelum pekerjaan dimulai:

  • Propeller tidak dipasang.
  • Baterai tidak terhubung.
  • Main fuse dilepas.
  • Tangki kosong dan bersih.
  • Sistem semprot hanya menggunakan air pada tahap commissioning.
  • Torque tools memiliki kalibrasi valid.
  • Seluruh komponen diberi label.
  • Area kerja bebas benda logam lepas.
  • Emergency fire equipment tersedia.
  • Setiap penyimpangan dicatat sebagai nonconformance.

Manual EFT mengarahkan urutan umum berupa unpacking inspection, frame, arm, landing gear, propulsion, spray system, flight controller, dan option installation. Manual tersebut juga menyatakan power baru boleh dihubungkan setelah seluruh instalasi dan koneksi selesai.

9.1 Incoming inspection

9.1.1 Receiving area

Incoming inspection dilakukan pada area terpisah dari assembly bench.

Setiap komponen menerima:

  • Item ID.
  • Manufacturer.
  • Part number.
  • Serial number.
  • Lot number.
  • Supplier.
  • Purchase-order number.
  • Tanggal penerimaan.
  • Status inspeksi.
  • Foto.

Status:

QUARANTINE
ACCEPTED
REJECTED
CONDITIONAL

Komponen tidak boleh masuk assembly area sebelum berstatus ACCEPTED atau CONDITIONAL dengan concession tertulis.

9.1.2 Verifikasi part number

ItemVerifikasi
FrameEFT G620, revisi dan manual yang sesuai
Motor/ESCX9 G2L, bukan X9 Plus atau varian lain
PropellerMFP 36x11, CW/CCW correct pair
BatteryTattu 4.0 14S 30 Ah LiHV Molex
Flight controllerCube Orange+
GNSSHere4
RangefinderTF03
PumpHobbywing Pump 8 L
FlowmeterVN10S NPN frequency output
NozzleXR11003-VS
Pressure sensorWIKA A-10, correct range/output

9.1.3 Mass inspection

Setiap item ditimbang dengan scale yang sesuai.

Measurement uncertainty:

mreported=mmeasured±umm_{\text{reported}} = m_{\text{measured}} \pm u_m

Scale resolution:

Massa itemMinimum resolution
Di bawah 0.5 kg0.5\ \mathrm{kg}1 g1\ \mathrm{g}
0.50.5–5 kg5\ \mathrm{kg}5 g5\ \mathrm{g}
Di atas 5 kg5\ \mathrm{kg}10 g10\ \mathrm{g}

Mass deviation:

ϵm=mmeasured−mBOMmBOM×100%\epsilon_m = \frac{ m_{\text{measured}} - m_{\text{BOM}} }{ m_{\text{BOM}} } \times100\%

Jika:

∣ϵm∣>2%\left| \epsilon_m \right| > 2\%

lakukan:

  • Part-number recheck.
  • Packaging exclusion check.
  • Supplier clarification.
  • Mass-budget update.

9.1.4 Frame inspection

Periksa:

  • Carbon tube retak.
  • Delamination.
  • Crushed tube.
  • Hole damage.
  • Center-plate warp.
  • Folding-joint play.
  • Locking-buckle operation.
  • Landing-gear damage.
  • Tank bracket.
  • Thread damage.
  • Missing hardware.

Manual EFT menyebut arm lateral dan front/rear memiliki panjang tube berbeda dan menggunakan M8 attachment hardware. Posisi dan jenis arm tidak boleh dipertukarkan.

9.1.5 Motor dan ESC inspection

Untuk setiap X9 G2L:

  • Catat serial number.
  • Periksa clamp.
  • Periksa motor bell.
  • Putar motor dengan tangan.
  • Periksa bearing roughness.
  • Periksa phase wire.
  • Periksa power cable.
  • Periksa PWM/CAN harness.
  • Periksa connector.
  • Periksa prop adapter.
  • Verifikasi firmware ESC bila alat tersedia.

Acceptance:

  • Tidak ada axial play abnormal.
  • Tidak ada suara gesekan.
  • Tidak ada magnet rubbing.
  • Tidak ada potongan insulation.
  • Tidak ada connector pin mundur.
  • Tidak ada contamination.

9.1.6 Propeller inspection

Untuk setiap propeller:

  • Verifikasi diameter dan pitch.
  • Verifikasi CW atau CCW.
  • Periksa root.
  • Periksa hinge.
  • Periksa blade edge.
  • Periksa delamination.
  • Periksa warpage.
  • Timbang blade pair.
  • Catat pair ID.

X9 G2L menggunakan paired folding propeller; blade yang rusak tidak boleh diganti dengan blade acak dari pair lain tanpa rebalancing dan approval. (HOBBYWING)

Propeller tetap disimpan terpisah sampai seluruh motor test selesai.

9.1.7 Battery inspection

Periksa:

  • SKU.
  • Chemistry LiHV.
  • Pack voltage.
  • Cell voltage.
  • Cell delta.
  • BMS fault.
  • Connector.
  • Housing.
  • Swelling.
  • Impact damage.
  • Temperature.
  • Cycle count.

Cell-voltage spread:

ΔVcell=Vmax⁡−Vmin⁡\Delta V_{\text{cell}} = V_{\max} - V_{\min}

Batas penerimaan harus mengikuti manual BMS dan supplier record. Pack dengan BMS fault atau mechanical damage dikarantina.

Tattu 4.0 14S 30 Ah menggunakan smart BMS dan connector khusus; produk mendukung high-current heavy-payload operation, tetapi rating aktual harus mengikuti SKU dan dokumentasi yang diterima bersama pack. (genstattu.com)

9.1.8 Avionics inspection

Cube Orange+:

  • Periksa housing.
  • Periksa carrier.
  • Periksa connector.
  • Catat hardware ID.
  • Verifikasi SD card.
  • Periksa USB.
  • Periksa pin damage.

Here4:

  • Periksa radome.
  • Periksa CAN cable.
  • Periksa mounting surface.
  • Catat node firmware.

Herelink:

  • Periksa air unit.
  • Periksa antenna connector.
  • Periksa antenna.
  • Periksa UART/SBUS harness.
  • Jangan mengoperasikan tanpa antenna.

CubePilot mensyaratkan pemasangan antenna Herelink dengan benar dan melarang pemaksaan rotasi antenna di luar mekanisme yang disediakan. (CubePilot)

9.1.9 Hydraulic components inspection

Periksa:

  • Flow direction arrow.
  • Thread damage.
  • Seal material.
  • Pressure rating.
  • Hose rating.
  • Valve fail state.
  • Nozzle code.
  • Filter mesh.
  • Pump inlet/outlet.
  • Chemical compatibility record.

VN10S harus sesuai dengan ordered model, output type, dan range. Aichi meminta label produk serta output configuration diperiksa sebelum instalasi. (aichitokei.net)

9.1.10 Incoming inspection record

incomingInspection:
  itemId: PROP-001-04
  manufacturer: Hobbywing
  partNumber: X9-G2L
  serialNumber: '<record>'
  measuredMassKg: '<record>'
  visualInspection: pass
  connectorInspection: pass
  rotationInspection: pass
  firmwareVersion: '<record>'
  disposition: accepted
  inspector: '<id>'
  date: 'YYYY-MM-DD'

9.2 Perakitan frame

9.2.1 Structural hold

Sebelum frame assembly:

VERIFY HOLD-STR-001 = CLOSED

Jika hold masih terbuka, pekerjaan yang diizinkan hanya:

  • Incoming inspection.
  • Measurement.
  • CAD mockup.
  • Harness fabrication.
  • Avionics bench test.
  • Hydraulic bench test.

Penerbangan, structural proof loading, dan full assembly tidak diizinkan.

9.2.2 Workbench setup

Gunakan:

  • Flat assembly table.
  • Protective nonconductive mat.
  • Soft jaws.
  • Calibrated torque wrench.
  • Digital level.
  • Angle gauge.
  • Vernier caliper.
  • Thread gauge.
  • Witness marker.
  • Approved threadlocker.

9.2.3 Center-plate inspection

Sebelum assembly:

  1. Tempatkan center assembly pada meja datar.
  2. Periksa warp.
  3. Periksa hole alignment.
  4. Periksa arm socket.
  5. Periksa landing-gear interfaces.
  6. Bersihkan contact surface.
  7. Jangan melakukan drilling tambahan.

9.2.4 Arm installation

Urutan:

  1. Identifikasi arm depan, belakang, kiri, dan kanan.
  2. Masukkan folding or threaded components sesuai posisi.
  3. Pasang hardware finger-tight.
  4. Bentangkan seluruh arm.
  5. Verifikasi radius motor nominal.
  6. Verifikasi sudut arm.
  7. Kencangkan bertahap secara simetris.
  8. Verifikasi folding lock.
  9. Beri witness mark.

Manual EFT menggunakan arm ϕ40 mm\phi40\ \mathrm{mm} dengan panjang berbeda untuk posisi lateral dan front/rear serta mengharuskan locking buckle pada keenam arm.

9.2.5 Folding mechanism

Periksa setiap joint pada kondisi:

  • Terbuka.
  • Terkunci.
  • Dilipat.
  • Diberi beban ringan.
  • Digetarkan secara manual.

Acceptance:

  • Lock engages penuh.
  • Tidak ada false lock.
  • Tidak ada cable pinch.
  • Tidak ada hose pinch.
  • Tidak ada excessive radial play.
  • Secondary lock terpasang.

Play angular diukur:

θplay=θmax⁡−θmin⁡\theta_{\text{play}} = \theta_{\max} - \theta_{\min}

Target internal:

θplay≤0.25∘\boxed{ \theta_{\text{play}} \le 0.25^\circ }

9.2.6 Landing gear

Urutan:

  1. Balik frame dengan fixture.
  2. Pasang landing-gear support.
  3. Pasang diagonal braces.
  4. Pasang radar/rangefinder crossbar.
  5. Kencangkan sesuai released torque.
  6. Verifikasi seluruh foot menyentuh plane yang sama.
  7. Periksa lateral stiffness.

Manual G620 memasang diagonal brace dan radar crossbar sebagai bagian dari landing-gear structure.

9.2.7 Frame alignment

Dengan frame terbentang:

  • Level center plate.
  • Ukur center-to-center setiap motor.
  • Ukur opposite wheelbase.
  • Ukur motor-plane height.
  • Ukur diagonal.
  • Catat coordinate correction.

Distance:

dij=(xi−xj)2+(yi−yj)2d_{ij} = \sqrt{ \left( x_i-x_j \right)^2 + \left( y_i-y_j \right)^2 }

Frame tidak boleh dilanjutkan ke motor installation bila coordinate tolerance Bab 3 gagal.

9.3 Instalasi motor dan ESC

9.3.1 Motor allocation

Sebelum pemasangan, tempel permanent label:

M1
M2
M3
M4
M5
M6

Label harus ada pada:

  • Motor mount.
  • Power branch.
  • PWM cable.
  • CAN node record.
  • PDB output.
  • Arm.

9.3.2 Clamp installation

X9 G2L dipasang pada tube 40 mm40\ \mathrm{mm}.

Urutan:

  1. Bersihkan tube dan clamp.
  2. Pastikan tidak ada grease.
  3. Pasang unit pada posisi CAD.
  4. Align motor axis vertikal.
  5. Kencangkan tiga M4 secara bertahap.
  6. Gunakan torque:
Tclamp=2.3 N,m\boxed{ T_{\text{clamp}} = 2.3\ \mathrm{N,m} }
  1. Periksa clamp-gap symmetry.
  2. Ukur tube ovalization.
  3. Beri witness mark.

Torque 2.3 N,m2.3\ \mathrm{N,m} untuk tiga M4 merupakan nilai manual X9 G2L. (HOBBYWING)

9.3.3 Motor direction

Jangan memasang propeller untuk memeriksa arah.

Gunakan:

  • Marker pada motor bell.
  • Low-speed motor test.
  • Video slow-motion.
  • Airflow ribbon yang aman.

Direction record:

MotorRequiredMeasured
M1CCWRecord
M2CWRecord
M3CCWRecord
M4CWRecord
M5CCWRecord
M6CWRecord

Jika arah salah:

  • Jangan menukar phase wire internal integrated propulsion tanpa instruksi pabrikan.
  • Gunakan konfigurasi ESC yang disetujui.
  • Jangan memindahkan propeller CW ke motor yang salah untuk menyamarkan direction error.

9.3.4 Cable routing

Power cable:

  • Mengikuti sisi arm.
  • Dijepit pada interval teratur.
  • Tidak tertarik ketika arm dilipat.
  • Tidak berada pada sharp edge.
  • Tidak masuk rotor envelope.
  • Positive dan negative berdekatan.

PWM/CAN cable:

  • Dipisahkan dari power conductor sejauh praktis.
  • Signal dan ground dipasangkan.
  • CAN_H dan CAN_L tetap twisted.
  • Tidak mempunyai unsupported connector.
  • Tidak melintasi folding hinge tanpa strain relief.

9.3.5 Strain relief

Strain relief disediakan pada:

  • Motor exit.
  • Arm root.
  • Folding joint.
  • Entry ke fuselage.
  • PDB connector.
  • CAN junction.

Cable bend radius:

Rbend≥Rmanufacturer,minR_{\text{bend}} \ge R_{\text{manufacturer,min}}

Jika manufacturer tidak memberikan nilai, cable tidak boleh dibengkokkan hingga insulation berubah bentuk atau conductor terasa tertahan.

9.3.6 Pendinginan

Integrated ESC harus:

  • Terpapar airflow.
  • Tidak tertutup tape.
  • Tidak bersentuhan dengan hose panas.
  • Tidak terkena spray langsung.
  • Tidak dibungkus foam.
  • Tidak berada di bawah thermal cover tanpa test.

9.3.7 Propeller installation hold

PROP-INSTALL-HOLD = ACTIVE

Propeller baru dipasang setelah:

  • Motor order lulus.
  • Direction lulus.
  • PWM response lulus.
  • CAN telemetry lulus.
  • Emergency stop lulus.
  • Ground vibration test tanpa propeller lulus.
  • Semua personnel keluar dari exclusion area.

9.4 Instalasi tangki dan boom

9.4.1 Tank installation

Urutan:

  1. Pasang primary tank bracket.
  2. Pasang elastomer interface.
  3. Masukkan tangki kosong.
  4. Aktifkan primary lock.
  5. Pasang secondary restraint.
  6. Verifikasi outlet di titik terendah.
  7. Verifikasi vent.
  8. Periksa removal path.
  9. Timbang assembly.
  10. Catat posisi CG tangki kosong.

9.4.2 Secondary restraint

Secondary restraint harus:

  • Independen dari primary latch.
  • Mempunyai anchor terpisah.
  • Tidak mengompresi tangki berlebihan.
  • Tidak menghalangi vent.
  • Tidak menyentuh hose.
  • Tetap terpasang pada vibration test.

9.4.3 CG inspection

CG dihitung kembali:

xCG=∑mixi∑mix_{\text{CG}} = \frac{ \sum m_ix_i }{ \sum m_i }
yCG=∑miyi∑miy_{\text{CG}} = \frac{ \sum m_iy_i }{ \sum m_i }

Horizontal radial CG:

rCG=xCG2+yCG2r_{\text{CG}} = \sqrt{ x_{\text{CG}}^2+ y_{\text{CG}}^2 }

Requirement:

rCG≤30 mm\boxed{ r_{\text{CG}} \le 30\ \mathrm{mm} }

Uji pada:

  • Tangki kosong.
  • Tangki setengah.
  • Tangki penuh.
  • Baterai terpasang.
  • Seluruh avionik dan boom terpasang.

9.4.4 Boom installation

Urutan:

  1. Pasang breakaway mounts.
  2. Pasang boom.
  3. Set nozzle coordinates.
  4. Level boom.
  5. Pasang secondary tether.
  6. Route hose.
  7. Pastikan hose tidak tertarik ketika breakaway bergerak.
  8. Periksa rotor clearance.
  9. Periksa ground clearance.
  10. Periksa landing-gear clearance.

9.4.5 Nozzle spacing

Baseline coordinates:

N1 = -750 mm
N2 = -250 mm
N3 = +250 mm
N4 = +750 mm

Spacing:

s=500 mms = 500\ \mathrm{mm}

Maximum spacing error:

∣Δs∣≤5 mm\boxed{ \left| \Delta s \right| \le 5\ \mathrm{mm} }

9.4.6 Propeller clearance

Static clearance:

cstatic=dadjacent−Dpropellerc_{\text{static}} = d_{\text{adjacent}} - D_{\text{propeller}}

Measured clearance harus dicatat pada setiap pasangan rotor, bukan hanya menggunakan wheelbase nominal.

Boom clearance:

cboom=dminimum from boom to rotor sweepc_{\text{boom}} = d_{\text{minimum from boom to rotor sweep}}

Acceptance:

cboom≥25 mm\boxed{ c_{\text{boom}} \ge 25\ \mathrm{mm} }

pada worst-case boom deflection dan joint tolerance.

9.4.7 Leak test awal

Tangki diisi air bertahap:

5 L -> 10 L -> 15 L -> 20 L

Pada setiap tahap:

  • Periksa bracket.
  • Periksa deformation.
  • Periksa outlet.
  • Periksa vent.
  • Periksa leak.
  • Periksa CG.
  • Periksa landing-gear deflection.

Tidak menggunakan bahan kimia pada tahap ini.

9.5 Instalasi power system

9.5.1 Installation order

Rendering diagram...

9.5.2 Main disconnect dan fuse

Pasang dengan urutan:

Battery
-> service disconnect
-> main fuse
-> current sensor
-> HV bus

Tujuannya agar downstream bus dapat diisolasi dan dilindungi.

Fuse holder harus:

  • Terlindung dari sentuhan.
  • Tidak membawa structural load kabel.
  • Dapat diinspeksi.
  • Tidak dekat tangki outlet.
  • Memiliki arc-resistant enclosure yang sesuai.

9.5.3 PDB dan busbar

PDB dipasang:

  • Dekat center of current distribution.
  • Jauh dari GNSS.
  • Dengan cover.
  • Dengan positive dan negative bus berdekatan.
  • Dengan branch labels.
  • Dengan strain relief.
  • Dengan thermal access untuk inspection.

Larangan:

  • Exposed copper.
  • Unsupported busbar.
  • Solder-only high-current joint.
  • Carbon frame sebagai return.
  • Connector tanpa locking.

9.5.4 DC-DC converters

DC-DC A dan B:

  • Dipasang pada lokasi berbeda bila memungkinkan.
  • Memiliki fuse input terpisah.
  • Memiliki output harness terpisah.
  • Tidak diparalelkan.
  • Diuji pada load dummy sebelum Cube dihubungkan.

Output no-load dan load:

Vreg=5.2 VV_{\text{reg}} = 5.2\ \mathrm{V}

Acceptance rail:

4.9≤VFC≤5.3 V4.9 \le V_{\text{FC}} \le 5.3\ \mathrm{V}

Nilai harus tetap berada dalam operating range Cube dan menyisakan margin cable drop.

9.5.5 Power monitor

Mauch sensor dipasang:

  • Sesuai arah current.
  • Dengan cable lug yang sesuai.
  • Tidak diberi mechanical load.
  • Jauh dari compass.
  • Dengan signal cable terpisah dari HV.
  • Dengan enclosure.

9.5.6 Continuity dan polarity

Sebelum baterai:

  • Main fuse dilepas.
  • Periksa positive-to-negative resistance.
  • Periksa positive-to-frame.
  • Periksa negative-to-frame.
  • Periksa branch polarity.
  • Periksa DC-DC input polarity.
  • Periksa output polarity.
  • Periksa connector keying.

Tidak ada satu resistance threshold universal karena input capacitor dan converter memengaruhi reading. Yang dicari adalah:

  • Tidak ada hard short.
  • Resistance tidak tetap mendekati nol.
  • Charging response capacitor terlihat normal.
  • Tidak ada continuity ke carbon frame.

9.5.7 Current-limited first power

Urutan:

  1. Lepas ESC branches.
  2. Gunakan bench supply dengan current limit.
  3. Aktifkan auxiliary bus.
  4. Verifikasi DC-DC A.
  5. Verifikasi DC-DC B.
  6. Verifikasi Herelink rail.
  7. Verifikasi payload rail.
  8. Hubungkan Cube.
  9. Periksa current.
  10. Hubungkan peripheral satu per satu.

Jika current melonjak melebihi expected value:

  • Matikan supply.
  • Jangan menaikkan current limit.
  • Cari reverse polarity atau short.
  • Catat nonconformance.

9.5.8 Battery installation

Baterai dipasang setelah seluruh low-voltage test lulus.

Urutan:

  1. Battery OFF.
  2. Main disconnect open.
  3. Main fuse installed.
  4. Connector inspected.
  5. Battery inserted pada tray.
  6. Primary straps dikencangkan.
  7. Secondary restraint dipasang.
  8. Connector dihubungkan.
  9. Pre-charge dijalankan.
  10. Main path ditutup.
  11. Battery/BMS diaktifkan.

9.6 Instalasi avionik

9.6.1 Flight controller

Cube dipasang:

  • Arrow forward.
  • Sejajar motor plane.
  • Dekat CG.
  • Pada mounting yang tervalidasi.
  • Tanpa harness tension.
  • Dengan akses SD card dan USB.
  • Terlindung dari spray.
  • Tidak kedap tekanan.

Setelah pemasangan:

AHRS_ORIENTATION = 0

ArduPilot meminta orientation parameter sesuai pemasangan fisik dan accelerometer calibration dilakukan setelah orientasi ditetapkan. (ArduPilot.org)

9.6.2 Here4

Here4 dipasang:

  • Di atas avionics deck.
  • Dengan clear sky view.
  • Jauh dari PDB.
  • Jauh dari main connector.
  • Jauh dari Herelink Air Unit.
  • Dengan CAN cable ber-strain relief.
  • Dengan mounting surface kaku.

CubePilot mendokumentasikan Here4 sebagai dual-band RTK device dengan DroneCAN, integrated magnetometer, dan centimeter-level nominal positioning ketika RTK tersedia. (CubePilot)

Air Unit:

  • Mendapat dedicated DC-DC.
  • UART ke TELEM1.
  • SBUS ke RCIN.
  • Antenna terhubung sebelum power.
  • Antenna tidak menempel carbon.
  • Coax tidak dilipat tajam.
  • Air unit mendapat airflow.
  • Tidak dipasang dekat pump controller.

Assembly dan antenna orientation mengikuti panduan CubePilot. (CubePilot)

9.6.4 TF03

TF03 dipasang:

  • Beam ke bawah.
  • Dekat centerline.
  • Tidak melihat landing gear.
  • Tidak melihat boom.
  • Tidak berada dalam nozzle spray.
  • Dengan window yang dapat dibersihkan.
  • Dengan UART shielded cable.
  • Dengan supply eksternal.

Alignment:

∣θsensor∣≤2∘\left| \theta_{\text{sensor}} \right| \le 2^\circ

Target tersebut merupakan internal installation tolerance.

9.6.5 Antenna separation

Lakukan layout inspection:

  • GNSS tidak tertutup.
  • Herelink antenna tidak saling shadowing.
  • Antenna tidak masuk rotor disk.
  • RF cable tidak melintasi HV bus.
  • Antenna tidak terkena chemical spray.
  • Compass jauh dari magnetic fastener dan high-current conductor.

9.6.6 Avionics connection sequence

  1. POWER1.
  2. POWER2.
  3. CAN1 Here4.
  4. TELEM1 Herelink.
  5. RCIN.
  6. SERIAL4 TF03.
  7. TELEM2 payload controller.
  8. CAN2 ESC/BMS trunk.
  9. MAIN1–MAIN6 PWM.
  10. USB service connection.

Setiap koneksi dilakukan tanpa power.

9.7 Instalasi sistem semprot

9.7.1 Hydraulic installation sequence

Rendering diagram...

9.7.2 Suction line

Requirements:

  • ID 12 mm12\ \mathrm{mm}.
  • Anti-collapse hose.
  • Minimum bends.
  • No high loop.
  • No air pocket.
  • Shutoff accessible.
  • Filter accessible.
  • Hose clamp tidak memotong hose.

Manual EFT juga menggunakan hose 12 mm12\ \mathrm{mm} pada pump inlet dan outlet, tetapi layout final mengikuti P&ID AGH-HYD-001, bukan layout sprayer lama EFT.

9.7.3 Pump installation

Pump:

  • Arrow flow direction benar.
  • Mounting tidak mentransmisikan vibration ke Cube.
  • Power connector terlindung.
  • PWM cable terpisah dari HV.
  • Current sensor terpasang.
  • Pump body dapat didinginkan.
  • Tidak menerima structural load dari hose.

9.7.4 Flowmeter installation

VN10S:

  • Arrow sesuai flow.
  • Tube selalu penuh.
  • Tidak berada pada air trap.
  • Straight run tersedia.
  • Downstream restriction.
  • Cable tidak menopang sensor.
  • Fitting dikencangkan:
TVN10S=5.0±0.5 N,m\boxed{ T_{\text{VN10S}} = 5.0 \pm 0.5\ \mathrm{N,m} }

Jika masih bocor pada torque tersebut, fitting tidak boleh sekadar dikencangkan lebih keras. Periksa thread, seal tape, dan fitting. Aichi juga meminta udara dikeluarkan dan sensor tidak dipasang pada lokasi yang mudah menahan bubble.

9.7.5 Valve dan manifold

Master valve:

  • Normally closed.
  • Dipasang setelah measurement section.
  • Memiliki feedback.
  • Dapat diganti tanpa membongkar tangki.
  • Tidak menyebabkan hose kink.

Manifold:

  • Empat branch.
  • Branch diameter sama.
  • Branch length mendekati sama.
  • Fitting identik.
  • Dapat di-flush.
  • Tidak menahan udara.

9.7.6 Nozzle installation

Untuk setiap nozzle:

  • Verifikasi XR11003-VS.
  • Verifikasi orientation.
  • Verifikasi check valve.
  • Verifikasi strainer.
  • Verifikasi seal.
  • Verifikasi spacing.
  • Verifikasi tidak tersumbat.
  • Beri nozzle ID N1–N4.

Nozzle tidak dibersihkan menggunakan kawat atau benda keras karena dapat mengubah orifice.

9.7.7 Return line

Return line:

  • Kembali ke tangki.
  • Tidak mengarah langsung ke suction outlet.
  • Tidak jatuh bebas dari tinggi besar.
  • Tidak menciptakan foam.
  • Tidak menggeser cairan lateral.
  • Tidak terlipat saat tangki dilepas.

9.7.8 Flush and drain

Sediakan:

  • Tank drain.
  • Manifold flush.
  • Hose drain.
  • Capped service port.
  • Collection container.
  • Label direction.

Sistem harus dapat dikuras tanpa memiringkan seluruh drone.

9.7.9 Hydraulic leak test

Tahap:

  1. Isi air 5 L5\ \mathrm{L}.
  2. Buka manual shutoff.
  3. Prime pump.
  4. Jalankan pada low command.
  5. Naikkan pressure bertahap.
  6. Tahan pada normal pressure.
  7. Uji alarm pressure.
  8. Matikan pump.
  9. Periksa pressure decay.
  10. Periksa seluruh fitting.

Acceptance:

  • Tidak ada visible leak.
  • Tidak ada air ingress.
  • Tidak ada hose ballooning.
  • Tidak ada fitting movement.
  • Nozzle berhenti menetes setelah shutoff delay.
  • Flowmeter stabil.

9.7.10 Flow and pressure sensor check

Flowmeter:

Qmeasured≈QcollectionQ_{\text{measured}} \approx Q_{\text{collection}}

Pressure transmitter:

psensor≈preferencep_{\text{sensor}} \approx p_{\text{reference}}

Error:

ϵp=psensor−preferencepreference×100%\epsilon_p = \frac{ p_{\text{sensor}} - p_{\text{reference}} }{ p_{\text{reference}} } \times100\%

Acceptance awal:

∣ϵp∣≤2%\left| \epsilon_p \right| \le 2\%

atau sesuai accuracy class transmitter dan reference instrument.

9.8 Inspection gate

9.8.1 Gate structure

Rendering diagram...

9.8.2 Mechanical inspection

ItemAcceptance
Structural holdClosed
Frame revisionRecorded
Arm positionCorrect
Folding locksFully engaged
Motor coordinatesWithin tolerance
Motor planeWithin tolerance
X9 clamp torque2.3 N,m2.3\ \mathrm{N,m}
Witness marksPresent
Tank primary restraintPass
Tank secondary restraintPass
Battery restraintPass
Landing gearPass
BoomPass
Rotor clearancePass
Cable/hose rotor clearancePass
CG empty/half/fullWithin envelope

9.8.3 Fastener audit

Setiap critical fastener diperiksa untuk:

  • Correct part number.
  • Correct length.
  • Washer.
  • Nut.
  • Thread engagement.
  • Torque record.
  • Threadlocker record.
  • Witness mark.
  • No interference.

Tidak ada fastener boleh hanya diberi witness mark tanpa torque record.

9.8.4 Electrical inspection

ItemAcceptance
Main polarityCorrect
Main fuseCorrect rating
Service disconnectFunctional
Pre-chargeFunctional
Bus coverInstalled
Positive-to-frame shortNone
Negative-to-frame shortNone
Branch labelsCorrect
Cable gaugeMatches drawing
Connector lockEngaged
Strain reliefPresent
POWER1Correct voltage
POWER2Correct voltage
Herelink railCorrect voltage
Payload railCorrect voltage
Current monitorCalibratable
Temperature sensorsFunctional

9.8.5 CAN inspection

Dengan power off:

RCAN≈60 ΩR_{\text{CAN}} \approx 60\ \Omega

Periksa:

  • CAN_H/CAN_L tidak tertukar.
  • Dua terminator per bus.
  • Tidak ada star topology.
  • No duplicate node.
  • CAN1 bit rate benar.
  • CAN2 500 kbit/s500\ \mathrm{kbit/s}.
  • Here4 hanya pada CAN1.
  • ESC/BMS hanya pada CAN2.

9.8.6 Avionics inspection

ItemAcceptance
Cube arrowForward
Cube mountingSecure
SD cardInstalled
Here4Clear sky
TF03Vertical and unobstructed
Herelink antennasCorrect
RCINValid
TELEM1MAVLink valid
TELEM2Payload heartbeat
Sensor healthNo critical error
Firmware4.6.3
Parameter coreCorrect
Parameter checksumRecorded after final export

9.8.7 Hydraulic inspection

ItemAcceptance
Hose IDMatches drawing
Hose routingNo kink
ShutoffFunctional
FilterInstalled
Pump directionCorrect
Flowmeter directionCorrect
VN10S torque5.0±0.5 N,m5.0\pm0.5\ \mathrm{N,m}
RegulatorFunctional
Pressure sensorCalibrated
Valve safe stateClosed
NozzlesXR11003-VS
Return lineCorrect
Leak testPass
Flush portAccessible

9.8.8 Propeller-clearance inspection

Dengan propeller dummy gauge atau actual propeller tanpa power:

  • Unfold blade.
  • Putar rotor manual.
  • Ukur tip clearance.
  • Deflect boom.
  • Deflect hose.
  • Move folding joint through tolerance.
  • Check landing gear.
  • Check antenna.

Minimum measured static clearance:

cstatic,min≥50 mm\boxed{ c_{\text{static,min}} \ge 50\ \mathrm{mm} }

Operational clearance tetap harus dibuktikan melalui structural deflection test.

9.8.9 Integrated CG check

Three-point scale:

mtotal=m1+m2+m3m_{\text{total}} = m_1+m_2+m_3

CG dapat dihitung dari reaction forces dan scale coordinates. Hasil harus dibandingkan dengan CAD model.

Kondisi:

ConditionRequired
Battery installed, tank emptyYes
Battery installed, 10 L waterYes
Battery installed, 20 L waterYes
Boom installedYes
All covers installedYes

9.8.10 Nonconformance classes

ClassContohDisposition
CriticalReverse polarity, frame rating unresolvedStop work
MajorWrong motor mapping, leak, CG outside limitRework
MinorLabel missing, cosmetic damageCorrect before release
ObservationImprovement suggestionRecord

9.8.11 Release certificate

assemblyRelease:
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  bomRevision: BOM-A
  drawingRevision: DRW-A
  firmwarePackage: FW-RC1
  parameterPackage: PRM-RC1

  structuralHoldClosed: false
  mechanicalInspection: pending
  electricalInspection: pending
  avionicsInspection: pending
  hydraulicInspection: pending
  cgInspection: pending
  rotorClearanceInspection: pending

  releaseToGroundTest: false
  inspector: PENDING
  approver: PENDING
  date: PENDING

releaseToGroundTest hanya boleh berubah menjadi true ketika seluruh critical dan major item ditutup.

Ringkasan Bab 9

Prosedur assembly menetapkan bahwa:

  • Seluruh komponen masuk melalui incoming inspection.
  • Struktur tidak boleh dirakit untuk penerbangan sebelum HOLD-STR-001 selesai.
  • Propeller tetap dilepas selama assembly dan motor commissioning.
  • Motor, power branch, PWM, dan CAN node diberi ID yang sama.
  • X9 G2L clamp dikencangkan ke 2.3 N,m2.3\ \mathrm{N,m}.
  • Tangki menggunakan primary dan independent secondary restraint.
  • Baterai dipasang setelah continuity, polarity, DC-DC, dan current-limited power test lulus.
  • Cube dipasang arrow-forward dan dekat CG.
  • Here4, Herelink, dan TF03 dipasang dengan mempertimbangkan EMI, antenna clearance, dan sensor field of view.
  • VN10S dipasang pada jalur yang selalu penuh dan dikencangkan 5.0±0.5 N,m5.0\pm0.5\ \mathrm{N,m}.
  • Sistem semprot diuji dengan air sebelum menggunakan bahan kimia.
  • Release ke ground test memerlukan mechanical, electrical, avionics, hydraulic, CG, dan clearance inspection yang lengkap.

Referensi Bab 8 dan 9

  1. ArduPilot — parameter list Copter 4.6.3, frame, failsafe, battery, RTL, dan output configuration. (ArduPilot.org)
  2. ArduPilot — RTL behavior dan parameter return/landing. (ArduPilot.org)
  3. ArduPilot — motor output functions, ESC configuration, dan motor test. (ArduPilot.org)
  4. Hobbywing — X9 G2L PWM range, CAN, bit rate, motor specification, startup, wiring, dan clamp torque. (HOBBYWING)
  5. CubePilot — Here4 specifications dan DroneCAN integration. (CubePilot)
  6. ArduPilot — Benewake serial rangefinder configuration. (ArduPilot.org)
  7. ArduPilot — analog battery monitor configuration dan calibration. (ArduPilot.org)
  8. ArduPilot — RC, GCS, EKF, geofence, dan battery failsafe. (ArduPilot.org)
  9. ArduPilot — crop-sprayer function and speed compensation. (ArduPilot.org)
  10. Mission Planner — release 1.3.83. (GitHub)
  11. EFT — G620 installation sequence, arm, landing gear, propulsion, spray system, dan flight-controller installation.
  12. CubePilot — Herelink antenna and connection guidance. (CubePilot)
  13. Aichi Tokei Denki — VN10S installation, air removal, flow direction, fitting torque, dan piping precautions.
  14. Tattu — 14S 30 Ah smart-battery identity and BMS features. (genstattu.com)

Kembali ke Atas

10. Verification and Validation Plan

Bab ini menetapkan strategi Verification and Validation atau V&V untuk membuktikan bahwa AGHEX-20-R1:

  1. Dibangun sesuai requirement dan drawing.
  2. Memenuhi batas struktur, daya, propulsi, navigasi, komunikasi, dan sistem semprot.
  3. Berperilaku aman ketika terjadi kegagalan.
  4. Mampu menjalankan misi penyemprotan dalam kondisi operasi yang telah ditentukan.
  5. Memiliki bukti pengujian yang dapat diaudit dan direproduksi.

Verification menjawab pertanyaan:

Apakah sistem dibuat sesuai requirement dan desain?

Validation menjawab pertanyaan:

Apakah sistem yang dibuat benar-benar sesuai untuk menjalankan operasi penyemprotan yang dimaksud?

NASA memisahkan V&V tingkat komponen, subsistem, integrasi, dan sistem lengkap, serta menggunakan metode test, analysis, inspection, dan demonstration. NASA juga menekankan bahwa acceptance unit akhir harus membuktikan kesesuaian desain, workmanship, serta fungsi unit aktual. (NASA)

Status awal V&V

Pada awal Bab 10, status kendaraan adalah:

vehicle:
  designCode: AGHEX-20-R1
  bomRevision: BOM-A
  drawingRevision: DRW-A
  firmwarePackage: FW-RC1
  parameterPackage: PRM-RC1

verificationStatus: planned
validationStatus: not-started
flightRelease: false

activeHold:
  id: HOLD-STR-001
  description: >
    Rating MTOW dan kompatibilitas propeller 36 inci
    pada frame EFT G620 belum diselesaikan.

Selama HOLD-STR-001 masih terbuka, aktivitas yang tetap diizinkan adalah:

  • Review analisis.
  • Verifikasi BOM.
  • Pengujian payload controller.
  • Pengujian hidraulik.
  • Pengujian power subsystem dengan dummy load.
  • SITL.
  • Pengujian avionik tanpa propeller.
  • Pengujian satu unit propulsi pada thrust stand independen.

Aktivitas berikut tidak diizinkan:

  • Full-vehicle restrained thrust test.
  • Flight test.
  • Progressive payload test.
  • Operational spraying validation.
  • Penerbitan acceptance certificate.

10.1 Verification strategy

10.1.1 Prinsip umum

Strategi V&V menggunakan alur bertingkat. Pengujian dengan energi atau risiko lebih tinggi hanya boleh dilakukan setelah tahap sebelumnya lulus.

Rendering diagram...

Urutan tersebut tidak boleh dibalik. Sebagai contoh:

  • Flight test tidak digunakan untuk menemukan kesalahan polaritas.
  • Full-load hover tidak digunakan untuk pertama kali menguji motor order.
  • Bahan kimia tidak digunakan untuk pertama kali menguji kebocoran.
  • Propeller tidak dipasang untuk pertama kali menguji PWM.
  • Motor-out tidak diuji di udara sebelum simulator dan control-allocation analysis selesai.

10.1.2 Metode verification

Metode verification diberi kode berikut:

KodeMetodeTujuan
AAnalysisMembuktikan requirement melalui perhitungan atau model
IInspectionMembuktikan dimensi, konfigurasi, workmanship, dan identitas
BTBench testMenguji komponen atau subsistem pada fixture
GTGround testMenguji kendaraan terintegrasi tanpa penerbangan bebas
FTFlight testMenguji performa dan perilaku selama penerbangan
OVOperational validationMembuktikan kesesuaian untuk misi pertanian aktual

Satu requirement dapat menggunakan lebih dari satu metode. Sebagai contoh, kemampuan propulsi memerlukan:

A+BT+GT+FTA + BT + GT + FT

bukan hanya data katalog.

10.1.3 Analysis

Analysis digunakan untuk:

  • Mass budget.
  • Center of gravity.
  • Propeller clearance.
  • Struktur.
  • Thrust requirement.
  • Energy budget.
  • Endurance.
  • Voltage drop.
  • Fuse coordination.
  • CAN utilization.
  • Hydraulic pressure loss.
  • Application rate.
  • Motor-out capability.
  • Failure Modes and Effects Analysis.

Analysis hanya sah bila:

  • Input data mempunyai sumber.
  • Asumsi dicatat.
  • Satuan konsisten.
  • Calculation sheet mempunyai revision ID.
  • Perhitungan diperiksa oleh reviewer kedua.
  • Hasil tidak diekstrapolasi di luar domain data tanpa justifikasi.

Analysis record:

analysisRecord:
  analysisId: ANA-PROP-001
  title: Full-MTOW thrust sizing
  inputRevision: BOM-A
  calculationRevision: CALC-PROP-A
  software: '<name-and-version>'
  author: '<id>'
  independentReviewer: '<id>'
  assumptionsApproved: false
  result: pending

10.1.4 Inspection

Inspection membuktikan kondisi yang dapat diamati atau diukur tanpa mengoperasikan sistem pada beban penuh.

Inspection mencakup:

  • Part number.
  • Serial number.
  • Firmware version.
  • Massa.
  • Dimensi.
  • Motor coordinates.
  • Propeller clearance.
  • Connector locking.
  • Wire gauge.
  • Hose diameter.
  • Torque witness mark.
  • Valve orientation.
  • Flow direction.
  • Nozzle code.
  • Label keselamatan.
  • Configuration checksum.

Inspection tidak dapat membuktikan:

  • Kemampuan thrust.
  • Endurance.
  • Thermal margin.
  • Flow-control accuracy.
  • Failsafe behavior.
  • Flight stability.

10.1.5 Bench test

Bench test menguji komponen atau subsystem secara terisolasi.

Contoh:

  • Motor–ESC–propeller pada thrust stand.
  • Battery bus pada programmable load.
  • DC-DC pada electronic load.
  • Flow controller pada hydraulic bench.
  • Rangefinder pada target terukur.
  • GNSS dan RTK pada static survey point.
  • Payload controller dengan simulated MAVLink input.
  • CAN bus dengan seluruh node aktif.
  • Failsafe dengan injected link loss.

Bench test digunakan untuk menemukan kegagalan sebelum energi sistem lengkap digunakan.

10.1.6 Ground test

Ground test menggunakan kendaraan yang telah terintegrasi, tetapi tidak dalam penerbangan bebas.

Ground test mencakup:

  • First power-up.
  • Motor order tanpa propeller.
  • Motor direction tanpa propeller.
  • Full-system communication.
  • EMI test.
  • Pump test.
  • Failsafe test.
  • Restrained propulsion test.
  • Tank slosh test.
  • Landing-gear proof test.
  • CG measurement.
  • Rangefinder field-of-view test.

Ground test dengan propeller hanya boleh dilakukan pada test rig yang dirancang dan dianalisis secara khusus.

Tether sederhana pada landing gear tidak dianggap sebagai restrained test rig. Tether dapat menambah mode osilasi, menyebabkan kendaraan terbalik, atau menyimpan energi elastis yang berbahaya.

10.1.7 Flight test

Flight test dilakukan bertahap:

Rendering diagram...

Payload progression:

0%→25%→50%→75%→100%0\% \rightarrow 25\% \rightarrow 50\% \rightarrow 75\% \rightarrow 100\%

Setiap tahap membutuhkan:

  • Review log.
  • Pemeriksaan struktur.
  • Pemeriksaan temperatur.
  • Pemeriksaan baterai.
  • Pemeriksaan propeller.
  • Pemeriksaan motor dan ESC.
  • Persetujuan Test Director.

ArduPilot menyarankan mode penerbangan dikembangkan secara bertahap: stabilitas dasar diuji sebelum mode position hold, RTL diuji sebelum AUTO, dan pre-arm failure harus diselesaikan sebelum penerbangan. (ArduPilot.org)

10.1.8 Operational validation

Operational validation dilakukan setelah technical verification lulus.

Operational validation membuktikan bahwa sistem dapat:

  • Disiapkan oleh operator terlatih.
  • Mengisi dan menguras tangki dengan aman.
  • Mengunggah misi.
  • Memperoleh RTK Fixed.
  • Menjaga tinggi di atas tanaman.
  • Menjaga jalur.
  • Menghasilkan application rate.
  • Menutup aliran pada turn.
  • Menyelesaikan satu tangki.
  • Mendarat dengan reserve.
  • Di-flush dan dibersihkan.
  • Menghasilkan dokumentasi operasi.

Operational validation menggunakan:

  • Lingkungan representatif.
  • Operator representatif.
  • Mission profile representatif.
  • Payload air atau tracer yang telah disetujui.
  • Prosedur operasi final.
  • Checklist final.

Bahan kimia pertanian aktual tidak digunakan sebelum chemical-compatibility approval, prosedur keselamatan, dan izin operasi yang relevan tersedia.

10.1.9 Test-article pedigree

NASA merekomendasikan V&V plan menjelaskan pedigree test article, misalnya engineering unit, qualification unit, atau flight unit, agar hasil tidak salah diterapkan pada konfigurasi yang berbeda. (NASA)

Test article AGHEX-20-R1 didefinisikan sebagai:

IDTest articleFungsi
TA-SIM-01SITL modelSoftware dan failsafe simulation
TA-PROP-01Single propulsion unitThrust, current, RPM, thermal
TA-PWR-01Power-bus engineering unitFuse, bus, pre-charge, DC-DC
TA-HYD-01Hydraulic benchPump, valve, flow, pressure
TA-AV-01Avionics integration rigCAN, UART, RC, telemetry
TA-GTV-01Ground test vehicleIntegrated ground test
TA-FTV-01Flight test vehicleProgressive flight test
TA-OPV-01Operational configurationMission validation

Hasil TA-PROP-01 hanya dapat digunakan untuk TA-FTV-01 bila:

  • Motor part number sama.
  • ESC firmware sama.
  • Propeller part number sama.
  • Battery voltage sama.
  • Wiring resistance sebanding.
  • Temperatur dan density altitude dicatat.
  • Tidak ada perubahan mounting yang signifikan.

10.1.10 Qualification, verification, dan acceptance

Ketiga istilah dibedakan:

JenisTujuan
Qualification testMembuktikan desain mempunyai margin
Verification testMembuktikan requirement terpenuhi
Acceptance testMembuktikan unit aktual dibuat dan berfungsi dengan benar

Contoh:

  • Satu arm dapat diuji sampai ultimate load untuk qualification.
  • Arm flight unit diuji pada acceptance load yang tidak merusak.
  • Setiap kendaraan produksi menerima acceptance inspection.
  • Tidak setiap flight unit diuji sampai failure.

10.1.11 Measurement uncertainty dan guard band

Pass/fail tidak boleh hanya membandingkan angka display terhadap limit tanpa mempertimbangkan uncertainty.

Combined standard uncertainty:

uc=u12+u22+⋯+un2u_c = \sqrt{ u_1^2 + u_2^2 + \cdots + u_n^2 }

Expanded uncertainty:

U=kucU = ku_c

Untuk coverage factor:

k=2k = 2

umumnya digunakan sebagai pendekatan interval cakupan tinggi, tetapi nilai final harus mengikuti certificate dan metode calibration.

Untuk requirement dua sisi:

Lmin⁡≤x≤Lmax⁡L_{\min} \le x \le L_{\max}

guard-banded acceptance:

Lmin⁡+U≤x≤Lmax⁡−U\boxed{ L_{\min}+U \le x \le L_{\max}-U }

Untuk batas maksimum:

x+U≤Lmax⁡\boxed{ x+U \le L_{\max} }

Untuk batas minimum:

x−U≥Lmin⁡\boxed{ x-U \ge L_{\min} }

Peralatan pengujian dan kalibrasi harus mempunyai hasil yang dapat dipercaya, status kalibrasi yang jelas, serta rekaman uncertainty. Prinsip tersebut sejalan dengan ISO/IEC 17025 untuk kompetensi dan validitas hasil laboratorium. (ISO)

10.1.12 Repeatability

Untuk nn pengukuran:

x‾=1n∑i=1nxi\overline{x} = \frac{1}{n} \sum_{i=1}^{n}x_i

Standard deviation:

s=∑i=1n(xi−x‾)2n−1s = \sqrt{ \frac{ \sum_{i=1}^{n} \left( x_i-\overline{x} \right)^2 }{ n-1 } }

Coefficient of variation:

CV=sx‾×100%CV = \frac{s}{\overline{x}} \times100\%

Performance requirement utama seperti endurance, application rate, dan cross-track error diuji minimal tiga kali dalam kondisi yang sebanding.

10.2 Requirement Traceability Matrix

10.2.1 Alur traceability

Rendering diagram...

Tidak ada requirement yang boleh ditandai PASS tanpa evidence reference.

10.2.2 Status code

StatusMakna
PLANNEDMetode dan test sudah ditentukan
READYTest article dan prosedur siap
HOLDTest diblokir oleh unresolved issue
IN-TESTPengujian sedang berlangsung
PASSAcceptance criteria terpenuhi
FAILAcceptance criteria tidak terpenuhi
PARTIALSebagian bukti tersedia
CLOSED-NCRPernah gagal, corrective action telah diverifikasi

Kolom hasil menggunakan:

  • PENDING.
  • Nilai pengukuran.
  • Reference analysis report.
  • Reference test report.
  • Nomor NCR jika gagal.

10.2.3 Test catalogue

Analysis dan inspection

Test IDAktivitas
ANA-001Requirement dan configuration audit
ANA-002Mass budget dan CG
ANA-003Struktur, thrust, dan clearance
ANA-004Power, energy, dan endurance
ANA-005Hydraulic dan application-rate analysis
ANA-006Motor-out dan failure analysis
INS-001BOM dan part identity
INS-002Mechanical dimensions dan clearance
INS-003Wiring, connector, dan harness
INS-004Hydraulic installation
INS-005Torque dan fastener audit

Bench test

Test IDAktivitas
BT-PROP-001Propulsion thrust, current, RPM, efficiency
BT-PROP-002Propulsion thermal endurance
BT-STR-001Arm, joint, tray, dan restraint proof test
BT-PWR-001Main bus, fuse, dan voltage-drop test
BT-PWR-002Pre-charge dan voltage-transient test
BT-PWR-003Battery-monitor calibration
BT-AV-001Avionics integration
BT-CAN-001CAN node, utilization, dan fault isolation
BT-COM-001RC, telemetry, signing, dan link-loss test
BT-SPR-001Pump curve dan hydraulic pressure test
BT-SPR-002Flowmeter calibration
BT-SPR-003Closed-loop step response
BT-SPR-004Hydraulic fault injection
BT-SIM-001SITL mission dan failsafe simulation

Ground test

Test IDAktivitas
GT-001Current-limited first power
GT-002Motor order dan direction tanpa propeller
GT-003Full-system EMI dan sensor interference
GT-004Integrated restrained propulsion test
GT-005Integrated failsafe test
GT-006CG, tank, slosh, dan landing-gear test
GT-007Integrated sprayer water test

Flight test

Test IDAktivitas
FT-001Empty hover dan basic control
FT-00225% payload
FT-00350% payload
FT-00475% payload
FT-005100% payload
FT-006Loiter, AUTO, RTK, dan terrain-following
FT-007RTL, LAND, dan link failsafe
FT-008Endurance dan battery reserve
FT-009Water-spray flight

Operational validation

Test IDAktivitas
OV-001Spray-pattern dan effective-swath validation
OV-002Full mission satu tangki
OV-003Repeatability tiga misi
OV-004Operator, turnaround, flushing, dan maintenance
OV-005Representative field operation

ArduPilot SITL dapat digunakan untuk mengubah lingkungan, menguji konfigurasi optional equipment, dan menyimulasikan failure mode sebelum hardware test. (ArduPilot.org)

10.2.4 RTM — system dan mechanical requirements

RequirementMetodeTest IDAcceptance criteriaHasilStatus
SYS-001I, GT, FTINS-001, GT-001, FT-001Kendaraan terkonfigurasi sebagai hexacopter sprayerPENDINGHOLD
SYS-002IINS-001Tangki nominal 20 L20\ \mathrm{L}PENDINGPLANNED
SYS-003A, IANA-002, INS-001Payload tidak melebihi 20 kg20\ \mathrm{kg}PENDINGPLANNED
SYS-004BT, FTBT-SIM-001, FT-006Manual, semiotomatis, dan AUTO berfungsiPENDINGHOLD
SYS-005BT, FTBT-AV-001, FT-006Terrain/surface following lulus envelopePENDINGHOLD
GEO-001A, IANA-003, INS-002Motor coordinates sesuai drawingPENDINGHOLD
GEO-002IINS-002Static propeller clearance ≥50 mm\ge50\ \mathrm{mm}PENDINGHOLD
GEO-003BT, GTBT-STR-001, GT-004Operational clearance ≥25 mm\ge25\ \mathrm{mm}PENDINGHOLD
STR-001A, BTANA-003, BT-STR-001Struktur menahan hover limit loadPENDINGHOLD
STR-002A, BTANA-003, BT-STR-001Struktur menahan maneuver limit loadPENDINGHOLD
STR-003A, BTANA-003, BT-STR-001Landing structure menahan required loadPENDINGHOLD
MECH-001A, supplier evidenceANA-003Frame disetujui untuk MTOW finalBelum ada approvalHOLD
MECH-002A, I, BTANA-003, INS-002, BT-STR-001Frame disetujui untuk propeller 36 inciBelum ada approvalHOLD
DRW-001IINS-002General arrangement sesuai unit aktualPENDINGPLANNED
DRW-002IINS-002Seluruh motor coordinate terukurPENDINGPLANNED
DRW-003BTBT-STR-001Battery tray lulus proof loadPENDINGPLANNED
DRW-004IINS-004Hydraulic installation sesuai P&IDPENDINGPLANNED
TQ-001IINS-005Seluruh critical torque mempunyai recordPENDINGPLANNED

10.2.5 RTM — propulsion dan power requirements

RequirementMetodeTest IDAcceptance criteriaHasilStatus
PROP-001A, BT, FTANA-003, BT-PROP-001, FT-005Hover pada MTOW tanpa saturationPENDINGHOLD
PROP-002BT, FTBT-PROP-001, FT-005Transient thrust reserve tervalidasiPENDINGHOLD
PROP-003BT, FTBT-PROP-001, FT-008Current dan temperatur dalam limitPENDINGPLANNED
PROP-004A, BT-SIMANA-006, BT-SIM-001Tidak ada klaim full-payload motor-out tanpa evidenceAnalysis preliminaryPARTIAL
PWR-001A, FTANA-004, FT-008Mission endurance ≥10 min\ge10\ \mathrm{min}PENDINGHOLD
PWR-002FTFT-008Reserve saat touchdown ≥25\ge25%PENDINGHOLD
PWR-003I, BTINS-003, BT-PWR-001Semua komponen bus valid pada 60.9 V60.9\ \mathrm{V}PENDINGPLANNED
PWR-004BTBT-PWR-001Main bus lulus 200 A200\ \mathrm{A} thermal testPENDINGPLANNED
PWR-005BT, GTBT-AV-001, GT-005POWER1/POWER2 failover lulusPENDINGPLANNED
PWR-006BTBT-PWR-003Voltage error ≤1\le1%, current error ≤3\le3%PENDINGPLANNED
PWR-007BTBT-PWR-002Inrush dan overshoot dalam rating komponenPENDINGPLANNED
PWR-008BT, GTBT-PWR-001, GT-004Semua temperature channel berfungsiPENDINGPLANNED
PWR-009IINS-001Tidak ada battery parallel pada DF-01PENDINGPLANNED
ELEC-001IINS-003Main-power wiring sesuai schematicPENDINGPLANNED
ELEC-002I, BTINS-003, BT-PWR-001Harness continuity, polarity, dan drop lulusPENDINGPLANNED

10.2.6 RTM — avionik, navigasi, dan komunikasi

RequirementMetodeTest IDAcceptance criteriaHasilStatus
AV-001IINS-001Cube Orange+ dan carrier teridentifikasiPENDINGPLANNED
AV-002IINS-001Firmware dan hash sesuai releasePENDINGPLANNED
AV-003BT, GTBT-AV-001, GT-005Redundant power failover tidak me-reset FCPENDINGPLANNED
AV-004BT, GTBT-CAN-001, GT-003Enam ESC telemetry node stabilPENDINGPLANNED
NAV-001FTFT-006Cross-track RMS ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}PENDINGHOLD
NAV-002FTFT-006Tinggi 22–4 m4\ \mathrm{m} sesuai commandPENDINGHOLD
NAV-003BT, GTBT-AV-001, GT-003Here4 compass primary dan interference lulusPENDINGPLANNED
NAV-004FTFT-006Precision segment hanya saat RTK FixedPENDINGHOLD
COM-001BT, FTBT-COM-001, FT-007RC mampu mode change dan abortPENDINGHOLD
COM-002BT, FTBT-COM-001, FT-006Mission upload dan monitoring stabilPENDINGPLANNED
COM-003I, BTINS-003, BT-COM-001RC menggunakan SBUS, telemetry menggunakan UARTPENDINGPLANNED
COM-004AANA-001RF link dicatat sebagai nonredundantLimitation documentedPARTIAL
SEC-001BTBT-COM-001Packet dengan signature invalid ditolakPENDINGPLANNED
SEC-002BTBT-COM-001External IP link hanya melalui VPNPENDINGPLANNED
SEC-003I, BTINS-003, BT-COM-001Tidak ada public MAVLink portPENDINGPLANNED

10.2.7 RTM — sprayer requirements

RequirementMetodeTest IDAcceptance criteriaHasilStatus
SPR-001A, BT, OVANA-005, BT-SPR-003, OV-002Nominal 20 L/ha20\ \mathrm{L/ha}PENDINGPLANNED
SPR-002BTBT-SPR-003Control valid pada 1010–40 L/ha40\ \mathrm{L/ha}PENDINGPLANNED
SPR-003BT, FTBT-SPR-003, FT-009Variable flow mengikuti speedPENDINGPLANNED
SPR-004BT, OVBT-SPR-003, OV-003Steady-state flow error ≤5\le5%PENDINGPLANNED
SPR-005BTBT-SPR-001, BT-SPR-002Rentang tervalidasi 0.50.5–8 L/min8\ \mathrm{L/min}PENDINGPLANNED
SPR-006BTBT-SPR-001Pressure reading dan alarm lulusPENDINGPLANNED
SPR-007BT, OVBT-SPR-001, OV-001XR11003-VS bekerja pada pressure targetPENDINGPLANNED
SPR-008OVOV-001Effective swath diperoleh dari pattern testPENDINGPLANNED
SPR-009I, BTINS-004, BT-SPR-001Fluid mempunyai compatibility approvalPENDINGPLANNED
SPR-010BT, GTBT-SPR-004, GT-007Kehilangan daya menutup valvePENDINGPLANNED

10.2.8 RTM — safety requirements

RequirementMetodeTest IDAcceptance criteriaHasilStatus
SAF-001I, OVINS-001, OV-005Spraying tidak dimulai di atas 5 m/s5\ \mathrm{m/s}PENDINGPLANNED
SAF-002IINS-001Overpayload terdeteksi sebelum armingPENDINGPLANNED
SAF-003IINS-004Hanya cairan approved digunakanPENDINGPLANNED
SAF-004A, BT-SIM, FTANA-006, BT-SIM-001, FT-007Motor fault menghasilkan LAND strategyPENDINGHOLD
SAF-005GTGT-001Emergency disconnect dapat diakses amanPENDINGPLANNED
SAF-006BT, FTBT-COM-001, FT-007Total Herelink loss memicu failsafePENDINGHOLD
SAF-007BTBT-SPR-004Hose rupture terdeteksi dan flow dihentikanPENDINGPLANNED
SAF-008BTBT-SPR-004Pump blockage terdeteksiPENDINGPLANNED
SAF-009BTBT-SPR-004Tank-empty response lulusPENDINGPLANNED
SAF-010BT, GTBT-SPR-004, GT-007Independent pump shutdown lulusPENDINGPLANNED
SAF-011GTGT-001, GT-005Emergency isolation procedure lulusPENDINGPLANNED

10.2.9 RTM — BOM dan documentation requirements

RequirementMetodeTest IDAcceptance criteriaHasilStatus
BOM-001IINS-001Semua COTS mempunyai manufacturer dan P/NPENDINGPLANNED
BOM-002IINS-001Semua installed mass telah diukurPENDINGPLANNED
DRW-001IINS-002General arrangement sesuai as-builtPENDINGPLANNED
DRW-002IINS-002As-built motor coordinates tercatatPENDINGPLANNED
DRW-003BTBT-STR-001Battery tray lulus load testPENDINGPLANNED
DRW-004IINS-004Hydraulic P&ID sesuai instalasiPENDINGPLANNED
ELEC-001IINS-003Power schematic sesuai as-builtPENDINGPLANNED
ELEC-002IINS-003Harness table lengkap dan benarPENDINGPLANNED
TQ-001IINS-005Semua critical joint mempunyai torque evidencePENDINGPLANNED

10.2.10 RTM completeness

RTM coverage:

CRTM=Nrequirement-with-evidenceNtotal-requirement×100%C_{\text{RTM}} = \frac{ N_{\text{requirement-with-evidence}} }{ N_{\text{total-requirement}} } \times100\%

Release requirement:

CRTM=100%\boxed{ C_{\text{RTM}} = 100\% }

Requirement dengan waiver tidak dianggap otomatis lulus. Waiver harus mempunyai:

  • Identitas requirement.
  • Alasan.
  • Risk assessment.
  • Compensating control.
  • Approver.
  • Batas waktu.
  • Configuration applicability.

10.3 Test equipment

10.3.1 Prinsip pengelolaan alat

Setiap alat uji harus mempunyai:

  • Equipment ID.
  • Manufacturer.
  • Model.
  • Serial number.
  • Range.
  • Accuracy atau uncertainty.
  • Calibration certificate.
  • Calibration date.
  • Due date.
  • Status label.
  • Environmental limitations.
  • Pre-use inspection.

Alat dengan calibration expired tidak boleh digunakan untuk acceptance data.

10.3.2 Daftar alat minimum

Equipment IDAlatCapability minimumTarget accuracyPenggunaan
TE-DMM-01Digital multimeter≥100 VDC\ge100\ \mathrm{VDC}≤0.5\le0.5% readingTegangan, resistance, continuity
TE-CLAMP-01DC clamp meter00–300 A300\ \mathrm{A}≤2\le2% readingMain-bus current
TE-SCOPE-01Oscilloscope≥100 MHz\ge100\ \mathrm{MHz}Timebase calibratedPWM, transient, CAN
TE-DIFF-01HV differential probe≥100 V\ge100\ \mathrm{V} common-modePer certificateBus overshoot
TE-CURR-01Current probe≥300 A\ge300\ \mathrm{A} peakPer certificateInrush dan transient
TE-THRUST-01Thrust stand≥300 N\ge300\ \mathrm{N}≤1\le1% full scaleRotor thrust
TE-SCALE-01Platform scale≥100 kg\ge100\ \mathrm{kg}Resolution ≤10 g\le10\ \mathrm{g}Vehicle mass
TE-SCALE-02Precision scale≥5 kg\ge5\ \mathrm{kg}Resolution ≤1 g\le1\ \mathrm{g}Components dan flow
TE-TACH-01Optical tachometer00–5000 RPM5000\ \mathrm{RPM}≤1\le1% readingPropeller RPM
TE-THERM-01Thermal camera−20-20–150∘C150^\circ\mathrm{C}±2∘C\pm2^\circ\mathrm{C} targetBus, ESC, connector
TE-TC-01Thermocouple loggerMinimum 16 channel±1∘C\pm1^\circ\mathrm{C} targetLong-duration thermal
TE-ANEM-01Anemometer00–15 m/s15\ \mathrm{m/s}±0.3 m/s\pm0.3\ \mathrm{m/s} targetWind
TE-PRES-01Reference pressure gauge00–10 bar10\ \mathrm{bar}≤0.5\le0.5% full scaleHydraulic calibration
TE-FLOW-01Calibration vessel≥10 L\ge10\ \mathrm{L}Traceable volumeFlow calibration
TE-LOAD-01Electronic loadInput sesuai DC-DC≤1\le1%DC-DC test
TE-MEGOHM-01Insulation testerSesuai low-voltage assemblyControlled useWiring insulation
TE-LCR-01LCR meterCapacitance dan resistancePer certificatePre-charge model
TE-RTK-01Survey referenceKnown positionTraceable surveyGNSS validation
TE-CAN-01CAN analyzer500 kbit/s500\ \mathrm{kbit/s} dan 1 Mbit/s1\ \mathrm{Mbit/s}TimestampedCAN diagnosis
TE-LOG-01Time-synchronized logger≥1 kHz\ge1\ \mathrm{kHz} selected channelCalibratedIntegrated data

Angka capability pada tabel adalah requirement internal test equipment, bukan spesifikasi produk tertentu.

10.3.3 Multimeter

Multimeter digunakan untuk:

  • Battery voltage.
  • DC-DC output.
  • Continuity.
  • CAN termination resistance.
  • Signal reference.
  • Connector polarity.

Multimeter tidak digunakan untuk mengukur arus propulsion secara seri kecuali perangkat dan fixture dirancang untuk arus tersebut.

10.3.4 Clamp meter

Clamp meter digunakan sebagai reference check untuk Mauch current sensor.

Current-monitor calibration dilakukan pada beberapa titik:

I∈0,,20,,50,,100,,150,,180 AI \in { 0,, 20,, 50,, 100,, 150,, 180 } \ \mathrm{A}

Linear-fit error:

ei=Iautopilot,i−Ireference,ie_i = I_{\text{autopilot},i} - I_{\text{reference},i}

Maximum normalized error:

emax⁡=max⁡i∣eiIreference,i∣×100%e_{\max} = \max_i \left| \frac{ e_i }{ I_{\text{reference},i} } \right| \times100\%

Acceptance:

emax⁡≤3%\boxed{ e_{\max} \le 3\% }

10.3.5 Oscilloscope

Oscilloscope digunakan untuk:

  • Pre-charge transient.
  • HV-bus overshoot.
  • PWM pulse width.
  • UART signal integrity.
  • CAN differential waveform.
  • DC-DC ripple.
  • Valve-driver transient.
  • Pump shutdown timing.

Untuk pengukuran high-side bus:

  • Gunakan differential probe.
  • Jangan menghubungkan ground clip oscilloscope secara langsung ke high-voltage node tanpa memahami earth reference.
  • Probe rating harus melebihi maximum bus dan transient.
  • Loop probe harus pendek.

10.3.6 Thrust stand

Thrust stand harus mengukur:

  • Thrust.
  • Torque bila tersedia.
  • RPM.
  • Voltage.
  • Current.
  • Input power.
  • Temperature.
  • Vibration.

Efficiency:

ηT=TPelectrical\eta_T = \frac{ T }{ P_{\text{electrical}} }

Jika thrust dalam gram-force dan power dalam watt:

ηg/W=TgP\eta_{g/W} = \frac{ T_g }{ P }

Load cell harus dikalibrasi menggunakan sekurangnya lima titik naik dan lima titik turun untuk memeriksa hysteresis.

Hysteresis:

H=max⁡∣Tup−Tdown∣H = \max \left| T_{\text{up}} - T_{\text{down}} \right|

10.3.7 Timbangan

Three-point CG measurement menggunakan tiga scale yang telah diperiksa zero dan span.

Total mass:

mtotal=m1+m2+m3m_{\text{total}} = m_1+m_2+m_3

Posisi CG dihitung dari reaction forces dan koordinat scale:

xCG=m1x1+m2x2+m3x3m1+m2+m3x_{\text{CG}} = \frac{ m_1x_1+m_2x_2+m_3x_3 }{ m_1+m_2+m_3 }
yCG=m1y1+m2y2+m3y3m1+m2+m3y_{\text{CG}} = \frac{ m_1y_1+m_2y_2+m_3y_3 }{ m_1+m_2+m_3 }

10.3.8 Tachometer

Tachometer digunakan untuk memvalidasi ESC telemetry.

RPM error:

ϵRPM=RPMtelemetry−RPMreferenceRPMreference×100%\epsilon_{\text{RPM}} = \frac{ RPM_{\text{telemetry}} - RPM_{\text{reference}} }{ RPM_{\text{reference}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵRPM∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_{\text{RPM}} \right| \le 5\% }

10.3.9 Thermal camera dan thermocouple

Thermal camera digunakan untuk screening, sedangkan thermocouple digunakan untuk quantitative acceptance pada komponen critical.

Emissivity error dapat menghasilkan temperature reading yang salah. Karena itu:

  • Gunakan emissivity setting yang sesuai.
  • Gunakan reference tape pada permukaan reflektif bila aman.
  • Catat ambient temperature.
  • Catat airflow.
  • Catat waktu sejak start.
  • Jangan hanya mengambil satu gambar setelah power dimatikan.

Temperature rise:

ΔT=Tcomponent−Tambient\Delta T = T_{\text{component}} - T_{\text{ambient}}

10.3.10 Pressure dan flow calibration

Flow reference gravimetrik:

Qref=60mcollectedρtQ_{\text{ref}} = 60 \frac{ m_{\text{collected}} }{ \rho t }

dengan:

  • mcollectedm_{\text{collected}} dalam kg\mathrm{kg}.
  • ρ\rho dalam kg/L\mathrm{kg/L}.
  • tt dalam s\mathrm{s}.
  • QrefQ_{\text{ref}} dalam L/min\mathrm{L/min}.

Untuk air, density harus disesuaikan dengan temperatur jika accuracy target memerlukannya.

Flow error:

ϵQ=Qsensor−QrefQref×100%\epsilon_Q = \frac{ Q_{\text{sensor}} - Q_{\text{ref}} }{ Q_{\text{ref}} } \times100\%

10.3.11 Equipment calibration register

testEquipment:
  equipmentId: TE-DMM-01
  manufacturer: '<record>'
  model: '<record>'
  serialNumber: '<record>'
  range: '0-100 VDC minimum'
  calibrationCertificate: '<certificate-id>'
  calibrationLaboratory: '<record>'
  calibrationDate: 'YYYY-MM-DD'
  dueDate: 'YYYY-MM-DD'
  expandedUncertainty: '<record>'
  status: in-calibration

10.4 Test safety

10.4.1 Test Readiness Review

Setiap test berenergi tinggi harus melalui Test Readiness Review atau TRR.

TRR memastikan:

  • Procedure telah disetujui.
  • Test article sesuai revision.
  • Risiko telah dinilai.
  • Alat uji siap.
  • Calibration valid.
  • Emergency response tersedia.
  • Cuaca sesuai.
  • Exclusion zone dapat dikendalikan.
  • Abort criteria dipahami.
  • Seluruh personel mempunyai peran.
Rendering diagram...

10.4.2 Test roles

PeranTanggung jawab
Test DirectorOtoritas memulai, menghentikan, dan menerima test
Pilot in CommandMengendalikan kendaraan selama flight test
Safety OfficerMemantau risiko dan exclusion zone
Test EngineerMenjalankan procedure dan instrumentation
Data EngineerMemastikan logging dan time synchronization
Payload EngineerMengawasi hydraulic system
Electrical Safety OfficerMengawasi HV bus dan battery
Visual ObserverMemantau udara dan area operasi
Fire WatchSiap menjalankan battery-emergency procedure

Satu orang tidak boleh merangkap terlalu banyak peran pada first-flight test.

10.4.3 Exclusion zone

Baseline internal:

AktivitasSterile zone awal
Low-voltage avionics benchControlled bench area
Hydraulic pressure testRadius 5 m5\ \mathrm{m}
Single-rotor thrust standRadius 15 m15\ \mathrm{m}
Full-vehicle test dengan propellerRadius 30 m30\ \mathrm{m}
Initial free hoverRadius 50 m50\ \mathrm{m}
Progressive-payload flightRadius 50 m50\ \mathrm{m} atau lebih
AUTO mission testSite-specific containment zone

Nilai tersebut merupakan minimum planning value internal. Risk assessment dapat memperbesar zona dan tidak boleh memperkecilnya tanpa approval.

Exclusion zone harus mempertimbangkan:

  • Rotor fragment.
  • Vehicle runaway.
  • Hose rupture.
  • Battery event.
  • Downwash.
  • Chemical release.
  • Wind direction.
  • Landing approach.
  • Emergency landing area.

10.4.4 Propeller safety

Untuk seluruh motor test di meja:

  • Propeller dilepas.
  • Safety state diaktifkan.
  • Area motor clear.
  • Power hanya diberikan ketika procedure memerintahkan.
  • Main disconnect dapat dijangkau.

ArduPilot secara eksplisit meminta propeller dilepas saat motor-range test dan failsafe ground test yang menggunakan flight battery. Pre-arm checks juga tidak boleh dinonaktifkan untuk penerbangan; penyebab failure harus diselesaikan. (ArduPilot.org)

10.4.5 Emergency stop architecture

Tiga tingkat stop:

Rendering diagram...

Penggunaan:

LevelKondisi
Level 1Fault normal yang masih dapat dikendalikan
Level 2Motor behavior berbahaya atau control loss dekat tanah
Level 3Setelah rotor berhenti atau pada crash recovery

Main service disconnect tidak boleh dioperasikan oleh personel yang harus memasuki rotor envelope.

10.4.6 Battery dan fire protection

Sebelum test:

  • Battery condition diperiksa.
  • Cell voltage diperiksa.
  • BMS fault diperiksa.
  • Battery temperature dicatat.
  • Fire-response plan tersedia.
  • Jalur evakuasi tersedia.
  • Area quarantine battery tersedia.
  • Emergency contact tersedia.

Media dan metode pemadaman harus mengikuti:

  • Battery SDS.
  • Instruksi pabrikan.
  • Local fire authority.
  • Site emergency plan.

Jangan mengasumsikan satu jenis extinguisher cocok untuk seluruh battery event. Personel tidak boleh menyentuh battery yang swelling, venting, atau mengalami thermal runaway.

10.4.7 PPE

AktivitasPPE minimum
Electrical benchSafety glasses dan insulated tools
HV-bus testFace shield, eye protection, dan insulated gloves sesuai risk assessment
Hydraulic testFace shield dan chemical-resistant gloves
Propulsion testEye, hearing, dan impact protection
Flight testEye protection dan high-visibility vest
Chemical validationPPE berdasarkan SDS
Battery incidentPPE berdasarkan emergency plan

Loose clothing, lanyard, dan aksesori yang dapat masuk ke rotor atau machinery dilarang.

10.4.8 Wind dan weather

Sebelum flight test, catat:

  • Mean wind.
  • Gust.
  • Wind direction.
  • Temperature.
  • Humidity.
  • Visibility.
  • Precipitation.
  • Density altitude.

Abort jika:

vwind>5 m/sv_{\text{wind}} > 5\ \mathrm{m/s}

untuk test penyemprotan, atau bila gust menyebabkan kendaraan keluar dari test envelope.

Untuk early hover test, batas yang lebih rendah dapat ditetapkan oleh Test Director.

10.4.9 General abort criteria

Test dihentikan segera bila:

  • Personel memasuki exclusion zone.
  • Kehilangan komunikasi yang tidak direncanakan.
  • Emergency-stop link tidak tersedia.
  • Sensor critical unhealthy.
  • Pre-arm failure muncul.
  • Part atau fastener terlepas.
  • Propeller menunjukkan crack atau delamination.
  • Vibration abnormal.
  • ESC fault.
  • Current melebihi limit.
  • Voltage turun di bawah abort threshold.
  • Temperature melebihi test limit.
  • Smoke, smell, atau discoloration muncul.
  • Hydraulic leak.
  • Pressure abnormal.
  • Flow abnormal.
  • Wind melebihi limit.
  • Aircraft keluar dari geofence.
  • Test data tidak direkam.
  • Konfigurasi tidak sama dengan test procedure.

10.4.10 Vibration abort criteria

ArduPilot menggunakan log VIBE dan clipping counters untuk menilai vibrasi. Dokumentasinya menyebut vibration level yang sebagian besar di bawah sekitar 30 m/s230\ \mathrm{m/s^2} sebagai kisaran normal, sedangkan level lebih tinggi memerlukan investigasi; clipping yang terus bertambah menunjukkan masalah serius. (ArduPilot.org)

Baseline early-flight abort:

max⁡(VIBEX,VIBEY,VIBEZ)>30 m/s2\max \left( VIBE_X, VIBE_Y, VIBE_Z \right) > 30\ \mathrm{m/s^2}

secara berkelanjutan, atau:

dNclipdt>0\frac{ dN_{\text{clip}} }{ dt } > 0

secara terus-menerus selama hover stabil.

Peak singkat harus dianalisis terhadap event seperti touchdown, tetapi clipping yang terus bertambah tidak boleh diterima.

10.4.11 Hydraulic-test abort

Hentikan hydraulic test jika:

  • Visible leak.
  • Hose ballooning.
  • Fitting bergerak.
  • Pump current abnormal.
  • Pressure melebihi test limit.
  • Sensor membaca invalid.
  • Valve gagal menutup.
  • Flowmeter kehilangan cairan.
  • Tangki berubah bentuk.
  • Return menghasilkan aerasi berat.

10.4.12 Fault-injection safety

Fault injection dilakukan dari risiko terendah menuju tertinggi:

  1. Software heartbeat loss pada SITL.
  2. Simulated sensor timeout.
  3. CAN-node disconnect tanpa propeller.
  4. RC/GCS loss tanpa propeller.
  5. Hydraulic blockage pada pressure-limited bench.
  6. Full-system failsafe tanpa propeller.
  7. Controlled flight-link test pada altitude dan area yang disetujui.

Motor failure tidak diinjeksi dengan memutus motor pada full-payload free flight sebagai pengujian awal.

10.5 Test documentation

10.5.1 Configuration baseline

Sebelum test, simpan:

  • BOM revision.
  • Drawing revision.
  • Firmware binary.
  • Firmware hash.
  • Parameter file.
  • Parameter hash.
  • Payload firmware.
  • Mission file.
  • Mission hash.
  • ESC firmware.
  • Sensor firmware.
  • Battery ID.
  • Propeller pair ID.

Configuration fingerprint:

Htest-config=SHA256⁡(Hfirmware∥Hparameter∥Hpayload∥Hmission)H_{\text{test-config}} = \operatorname{SHA256} \left( H_{\text{firmware}} \Vert H_{\text{parameter}} \Vert H_{\text{payload}} \Vert H_{\text{mission}} \right)

Test report tanpa configuration fingerprint tidak boleh digunakan untuk release final.

10.5.2 Test procedure

Setiap procedure harus memuat:

testProcedure:
  testId: BT-SPR-003
  title: Closed-loop flow step-response test
  revision: A
  requirementIds:
    - SPR-003
    - SPR-004

  testArticle:
    id: TA-HYD-01
    configurationRevision: HYD-A

  prerequisites:
    - Flowmeter calibration valid
    - Pressure gauge calibration valid
    - Water only
    - Relief valve verified

  equipment:
    - TE-PRES-01
    - TE-SCALE-02
    - TE-LOG-01

  safety:
    exclusionZoneM: 5
    requiredPPE:
      - eye-protection
      - face-shield
    abortCriteria:
      - visible-leak
      - pressure-limit
      - valve-failure

  steps:
    - '<controlled-step>'
  acceptanceCriteria:
    steadyStateErrorPercent: 5
    riseTimeS: 1.5
    settlingTimeS: 2.0
    overshootPercent: 10

Procedure harus disetujui sebelum test. Perubahan langkah saat test berlangsung dicatat sebagai deviation.

10.5.3 Raw data

Raw data tidak boleh diedit atau ditimpa.

Aturan:

  • Gunakan UTC.
  • Gunakan unit SI.
  • Simpan original binary.
  • Simpan export CSV terpisah.
  • Simpan checksum.
  • Catat sample rate.
  • Catat sensor scaling.
  • Catat time offset.
  • Catat missing sample.
  • Jangan menghapus outlier tanpa justifikasi.

Raw-data manifest:

rawData:
  testId: FT-005
  files:
    - name: flight.bin
      type: ArduPilotDataflash
      sha256: '<hash>'
    - name: telemetry.tlog
      type: MAVLinkTelemetry
      sha256: '<hash>'
    - name: thermal.csv
      type: TemperatureLog
      sha256: '<hash>'
    - name: weather.csv
      type: WeatherLog
      sha256: '<hash>'

10.5.4 Foto dan video

Foto minimum:

  • Test article sebelum test.
  • Equipment setup.
  • Equipment calibration label.
  • Wiring.
  • Safety zone.
  • Payload condition.
  • Test result.
  • Post-test inspection.
  • Setiap kerusakan atau anomaly.

Video minimum:

  • Propulsion test.
  • Restrained ground test.
  • First hover.
  • Progressive payload.
  • Failsafe test.
  • Spray-pattern test.

Video harus mempunyai:

  • Timestamp.
  • Test ID.
  • Camera location.
  • Orientation reference.
  • Tidak menggantikan raw instrumentation.

10.5.5 ArduPilot logs

ArduPilot DataFlash log disimpan pada autopilot dan secara default dibuat setelah kendaraan di-arm. Mission Planner dapat mengunduh log tersebut, sementara telemetry log atau tlog menyimpan data yang diterima GCS. Keduanya harus disimpan karena DataFlash dan tlog mempunyai cakupan serta timing yang berbeda. (ArduPilot.org)

Minimum log groups yang dianalisis:

AreaLog data
AttitudeDesired dan actual roll/pitch/yaw
NavigationPosition, velocity, EKF innovations
VibrationVIBE dan clipping
MotorsMotor output dan saturation
ESCRPM, current, voltage, temperature
BatteryVoltage, current, consumed capacity
GNSSFix, accuracy, RTK status
RangefinderDistance dan health
FailsafeMode changes dan event
MissionCommand execution
SprayerPayload telemetry dan target flow

10.5.6 Time synchronization

Seluruh data source harus disinkronkan.

Reference:

UTC time from GNSS or trusted test clock

Untuk source ii:

tUTC=ti+Δtit_{\text{UTC}} = t_i + \Delta t_i

Offset Δti\Delta t_i ditentukan sebelum atau sesudah test menggunakan common event, misalnya:

  • Pump-command step.
  • LED flash.
  • Audible marker.
  • Digital trigger.
  • Power-on edge.

Maximum allowed synchronization error bergantung test:

TestMaximum time offset
Endurance1 s1\ \mathrm{s}
Flight dynamics20 ms20\ \mathrm{ms} target
Pump response20 ms20\ \mathrm{ms} target
Power transientSesuai oscilloscope trigger
Video correlation100 ms100\ \mathrm{ms} target

10.5.7 Test report

Test report minimum:

  1. Cover.
  2. Test ID.
  3. Revision.
  4. Objective.
  5. Requirement references.
  6. Test article.
  7. Configuration.
  8. Equipment.
  9. Environmental conditions.
  10. Safety controls.
  11. Procedure.
  12. Deviations.
  13. Raw-data references.
  14. Calculations.
  15. Uncertainty.
  16. Results.
  17. Acceptance comparison.
  18. Anomalies.
  19. Conclusion.
  20. Approval signatures.

Result table:

RequirementMeasured resultUncertaintyLimitDecision
SPR-004PENDINGPENDING±5\pm5%PENDING
PWR-002PENDINGPENDING≥25\ge25%PENDING
NAV-001PENDINGPENDING≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m} RMSPENDING

10.5.8 Nonconformance report

NCR dibuat jika:

  • Acceptance criterion gagal.
  • Procedure tidak diikuti.
  • Alat calibration expired.
  • Configuration salah.
  • Data hilang.
  • Hardware rusak.
  • Safety limit terlampaui.
  • Hasil tidak dapat diulang.

Template:

nonconformance:
  ncrId: NCR-2026-001
  testId: BT-PWR-002
  requirementId: PWR-007

  description: '<objective-description>'
  detectionTimeUtc: '<timestamp>'
  configurationHash: '<hash>'

  immediateAction:
    - test-stopped
    - battery-isolated

  disposition: pending
  rootCause: pending
  correctiveAction: pending
  verificationTestId: pending
  closureApproval: pending

10.5.9 Corrective action

Alur corrective action:

Rendering diagram...

Corrective action tidak cukup berupa:

  • “Test diulang.”
  • “Operator lebih berhati-hati.”
  • “Parameter dinaikkan sampai berhasil.”

Root cause harus dikaitkan dengan:

  • Requirement.
  • Design.
  • Component.
  • Workmanship.
  • Procedure.
  • Software.
  • Test setup.
  • Measurement system.

10.5.10 Data-folder structure

AGHEX-20-R1-VV/
├── 00_configuration/
│   ├── release-manifest.yaml
│   ├── firmware/
│   ├── parameters/
│   ├── payload-firmware/
│   ├── bom/
│   └── drawings/
├── 01_analysis/
│   ├── ANA-001/
│   ├── ANA-002/
│   ├── ANA-003/
│   ├── ANA-004/
│   ├── ANA-005/
│   └── ANA-006/
├── 02_inspection/
├── 03_bench-test/
├── 04_ground-test/
├── 05_flight-test/
├── 06_operational-validation/
├── 07_ncr/
├── 08_calibration-certificates/
├── 09_rtm/
└── 10_acceptance/

10.5.11 File naming

Format:

<TestID>_<VehicleID>_<UTC-DateTime>_<DataType>_<Revision>.<ext>

Contoh:

FT-005_AGHEX-20-R1-001_2026-09-18T031500Z_DATAFLASH_A.bin
BT-SPR-003_TA-HYD-01_2026-08-04T080000Z_FLOW_A.csv

10.5.12 Evidence linkage

Setiap RTM row mempunyai evidence link:

requirementEvidence:
  requirementId: SPR-004
  method:
    - BT
    - OV
  evidence:
    - report: TR-BT-SPR-003-A
    - rawData: BT-SPR-003_TA-HYD-01_FLOW_A.csv
    - calibration: CAL-FLOW-2026-04
    - operationalReport: TR-OV-003-A
  result: pending
  status: planned

10.6 Verification execution sequence

10.6.1 Phase 0 — configuration audit

Activities:

  • Close requirement baseline.
  • Audit BOM.
  • Audit drawing.
  • Audit firmware.
  • Audit parameter file.
  • Audit open holds.
  • Audit test-equipment calibration.

Exit criteria:

No unidentified component
No uncontrolled drawing
No expired critical calibration
No unknown firmware
No missing requirement owner

10.6.2 Phase 1 — analysis review

Required reports:

AnalysisReport
Mass and CGAR-MASS-A
Propulsion sizingAR-PROP-A
Structural loadsAR-STR-A
Power and enduranceAR-PWR-A
Hydraulic sizingAR-HYD-A
Motor-outAR-MO-A
FMEAAR-FMEA-A

Exit criteria:

  • Independent review complete.
  • Units checked.
  • Assumptions approved.
  • No unresolved calculation error.
  • HOLD-STR-001 resolved before complete-system testing.

10.6.3 Phase 2 — component and subsystem bench tests

Sequence:

  1. Payload controller.
  2. DC-DC.
  3. Power monitor.
  4. CAN.
  5. Rangefinder.
  6. GNSS and RTK.
  7. Pump and flowmeter.
  8. Propulsion unit.
  9. Structural fixtures.
  10. Integrated avionics.

Exit criteria:

  • No critical NCR.
  • Component calibration complete.
  • All safety outputs return to safe state.
  • Test results within requirements.

10.6.4 Phase 3 — integrated ground test

Sequence:

  1. Current-limited first power.
  2. FC power failover.
  3. Sensor enumeration.
  4. CAN termination.
  5. RC and telemetry.
  6. Motor order without propellers.
  7. Motor direction without propellers.
  8. Pump and valve.
  9. Failsafe.
  10. EMI.
  11. Restrained propulsion.
  12. Post-test inspection.

Exit criteria:

  • No unexpected reset.
  • No wiring overtemperature.
  • No CAN instability.
  • No sensor-health loss.
  • No structural movement.
  • No hydraulic leak.
  • Emergency shutdown verified.

10.6.5 Phase 4 — initial flight

Initial flight uses:

  • Empty tank.
  • No chemical.
  • Sprayer inhibited.
  • Stabilize as initial mode.
  • Large containment area.
  • Conservative altitude.
  • Short duration.

Exit criteria:

  • Stable attitude.
  • No excessive vibration.
  • No motor saturation.
  • No thrust-loss warning.
  • Battery and temperature normal.
  • Landing controlled.
  • Log accepted.

10.6.6 Phase 5 — progressive payload

Payload test progression:

TestPayload
FT-0025 kg5\ \mathrm{kg}
FT-00310 kg10\ \mathrm{kg}
FT-00415 kg15\ \mathrm{kg}
FT-00520 kg20\ \mathrm{kg}

Setiap payload diulang bila:

  • Tuning berubah.
  • Propeller berubah.
  • Battery berubah.
  • CG berubah.
  • Frame berubah.
  • Firmware control behavior berubah.

10.6.7 Phase 6 — navigation dan failsafe

Urutan mode:

Stabilize→AltHold→Loiter→RTL→AUTO\text{Stabilize} \rightarrow \text{AltHold} \rightarrow \text{Loiter} \rightarrow \text{RTL} \rightarrow \text{AUTO}

AUTO tidak diuji sebelum RTL lulus. Pendekatan bertahap tersebut sejalan dengan checklist first-flight ArduPilot. (ArduPilot.org)

10.6.8 Phase 7 — operational validation

Operational validation mencakup:

  • Site survey.
  • Pre-flight.
  • Water filling.
  • Mission upload.
  • RTK acquisition.
  • One-hectare-equivalent mission.
  • Application-rate measurement.
  • Pattern evaluation.
  • Landing reserve.
  • Draining.
  • Flushing.
  • Post-flight inspection.
  • Log review.
  • Turnaround time.

10.7 Test release gates

Gate VG-0 — Analysis release

RequirementStatus
Requirement baselineApproved
Mass budgetReviewed
Structural ratingApproved
Propeller compatibilityApproved
Power analysisReviewed
Hydraulic analysisReviewed

Gate VG-1 — Bench release

RequirementStatus
Propulsion benchPass
Power benchPass
Avionics benchPass
Hydraulic benchPass
Safety shutdownPass
Equipment calibrationValid

Gate VG-2 — Ground-test release

RequirementStatus
Assembly inspectionPass
Wiring inspectionPass
CGPass
Static clearancePass
Motor orderPass
Motor directionPass
Failsafe without propellerPass

Gate VG-3 — Flight-test release

RequirementStatus
Structural holdClosed
Restrained testPass
EMI testPass
Full-system failsafePass
Test site approvedYes
Weather within limitYes
Pilot and observer readyYes

Gate VG-4 — Operational-validation release

RequirementStatus
Empty flightPass
Progressive payloadPass
Full-payload hoverPass
RTL/LANDPass
EndurancePass
Water sprayingPass

Gate VG-5 — Final acceptance

Final acceptance membutuhkan:

CRTM=100%C_{\text{RTM}} = 100\%

dan:

Ncritical-NCR-open=0N_{\text{critical-NCR-open}} = 0

serta:

Nmajor-NCR-open=0N_{\text{major-NCR-open}} = 0

Minor NCR hanya dapat tetap terbuka jika:

  • Tidak memengaruhi keselamatan.
  • Tidak memengaruhi requirement.
  • Mempunyai batas waktu.
  • Disetujui acceptance board.

10.8 Acceptance board

Acceptance board minimum terdiri atas:

  • Chief engineer.
  • Test director.
  • Flight-test pilot.
  • Safety officer.
  • Mechanical engineer.
  • Electrical/avionics engineer.
  • Payload engineer.
  • Quality representative.

Board meninjau:

  • RTM.
  • Test reports.
  • Raw-data integrity.
  • Calibration records.
  • NCR.
  • Corrective actions.
  • As-built BOM.
  • As-built drawings.
  • Firmware hash.
  • Parameter hash.
  • Maintenance limitations.
  • Operational limitations.

Output board:

acceptanceDecision:
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  decision: pending
  approvedConfigurationHash: pending
  openCriticalNcr: 0
  openMajorNcr: 0
  operatingLimitations: []
  approvalDate: pending
  signatures: []

Keputusan desain yang dikunci

AreaKeputusan
V&V strategyAnalysis → Inspection → Bench → Ground → Flight → Operational
Technical verificationHarus selesai sebelum operational validation
Progressive payload00%, 2525%, 5050%, 7575%, 100100%
Minimum repeatTiga kali untuk performance validation
RTM coverage100100%
Critical open NCRNol
CalibrationValid dan traceable
Raw dataImmutable dan diberi checksum
SITLWajib sebelum flight failsafe test
Propeller motor testSelalu dilepas
Initial flight fluidTidak ada chemical
First spray validationAir atau approved tracer
Flight testDiblokir sampai HOLD-STR-001 selesai
Final statusHanya setelah acceptance board

Requirement update

IDRequirementHasil Bab 10Status
VV-001Setiap requirement memiliki metode verificationRTM ditetapkanPLANNED
VV-002Setiap requirement memiliki Test IDTest catalogue ditetapkanPLANNED
VV-003Setiap test mempunyai acceptance criteriaStruktur procedure ditetapkanPLANNED
VV-004Seluruh alat mempunyai calibration recordRegister ditetapkanPLANNED
VV-005Test berisiko tinggi melalui TRRProses ditetapkanPLANNED
VV-006Raw data tidak diubahData policy ditetapkanPLANNED
VV-007Setiap kegagalan mempunyai NCRNCR process ditetapkanPLANNED
VV-008Corrective action diuji efektivitasnyaCAPA flow ditetapkanPLANNED
VV-009RTM coverage finalWajib 100100%PLANNED
VV-010Final acceptance melalui review boardBoard ditetapkanPLANNED

Ringkasan Bab 10

Bab ini menetapkan bahwa:

  • Verification dan validation merupakan dua aktivitas yang berbeda.
  • Verification membuktikan kesesuaian terhadap requirement.
  • Validation membuktikan kesesuaian terhadap operasi pertanian.
  • Pengujian dilakukan bertingkat dari analysis sampai operational validation.
  • Tidak ada flight test sebelum analysis, inspection, bench, dan ground gate selesai.
  • Setiap requirement telah dipetakan ke metode, Test ID, acceptance criteria, hasil, dan status.
  • Seluruh alat ukur harus mempunyai identitas, calibration status, dan uncertainty.
  • Pass/fail mempertimbangkan measurement uncertainty.
  • Test berenergi tinggi membutuhkan Test Readiness Review.
  • Propeller dilepas selama motor commissioning.
  • Raw data, log, foto, video, configuration hash, dan calibration certificate menjadi bagian evidence.
  • Kegagalan menghasilkan NCR dan corrective action yang harus diverifikasi.
  • Flight test tetap berstatus HOLD sampai konflik rating frame dan propeller diselesaikan.
  • Status “final tervalidasi” hanya dapat diterbitkan ketika RTM mencapai 100100%, tidak ada critical atau major NCR terbuka, dan acceptance board menyetujui konfigurasi.

Referensi bab

  1. NASA Systems Engineering Handbook — verification, validation, integration, acceptance, dan technical review. (NASA)
  2. NASA Systems Engineering Handbook Appendix — struktur V&V plan, verification method, test article, qualification, acceptance, dan evidence package. (NASA)
  3. ISO/IEC 17025 — kompetensi laboratorium serta validitas hasil testing dan calibration. (ISO)
  4. ArduPilot — SITL untuk konfigurasi, environmental variation, dan failure-mode simulation. (ArduPilot.org)
  5. ArduPilot — DataFlash dan telemetry-log collection melalui Mission Planner. (ArduPilot.org)
  6. ArduPilot — pre-arm safety checks dan larangan menerbangkan kendaraan dengan unresolved arming failure. (ArduPilot.org)
  7. ArduPilot — motor test dan radio-failsafe test dengan propeller dilepas. (ArduPilot.org)
  8. ArduPilot — initial tuning dan urutan pengujian mode penerbangan. (ArduPilot.org)
  9. ArduPilot — vibration measurement, clipping, dan vibration-failsafe implications. (ArduPilot.org)
  10. ArduPilot — GCS, battery, EKF, dan general failsafe behavior. (ArduPilot.org)

Kembali ke Atas

11. Ground Test dan Flight Test

Bab ini menerjemahkan Verification and Validation Plan pada Bab 10 menjadi prosedur pengujian yang dapat dilaksanakan untuk AGHEX-20-R1.

Pengujian dilakukan secara bertingkat:

Rendering diagram...

Setiap tahap harus menghasilkan:

  • Test report.
  • Raw data.
  • Foto dan video.
  • DataFlash log.
  • Telemetry log.
  • Configuration manifest.
  • Daftar anomaly.
  • Keputusan PASS, FAIL, atau HOLD.

Status sebelum pengujian

Konfigurasi struktural masih mempunyai hold dari Bab 7:

vehicle:
  designCode: AGHEX-20-R1
  firmwarePackage: FW-RC1
  parameterPackage: PRM-RC1
  bomRevision: BOM-A
  drawingRevision: DRW-A

activeHold:
  id: HOLD-STR-001
  reason: >
    Rating MTOW dan kompatibilitas propeller 36 inci
    pada frame EFT G620 belum dibuktikan.

allowedTests:
  - component-test
  - SITL
  - dry-integration-without-propellers
  - single-propulsion-bench
  - power-bench
  - hydraulic-bench
  - avionics-bench

prohibitedTests:
  - full-vehicle-propeller-test
  - restrained-full-vehicle-test
  - flight-test
  - full-mission-test

Seluruh prosedur penerbangan pada bab ini merupakan prosedur yang telah direncanakan, bukan bukti bahwa kendaraan telah lulus uji.

Configuration lock

Sebelum setiap test, catat:

testConfiguration:
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  testId: PENDING
  bomRevision: BOM-A
  drawingRevision: DRW-A
  firmwareVersion: ArduCopter-4.6.3
  firmwareHash: PENDING
  parameterFile: aghex-20-r1-final.param
  parameterHash: PENDING
  payloadFirmwareHash: PENDING
  missionHash: PENDING
  batteryId: PENDING
  propellerPairIds: []
  dateUtc: PENDING

ArduPilot 4.6.3 tetap menjadi firmware yang dikunci. Parameter yang dipakai selama test harus berasal dari metadata versi tersebut, bukan dari dokumentasi versi lain yang mungkin memiliki enum atau perilaku berbeda. (ArduPilot.org)

11.1 Component test

Component test membuktikan bahwa setiap komponen berfungsi sebelum dipasang pada kendaraan lengkap.

11.1.1 Matriks component test

KomponenTest IDParameter utama
MotorCT-MOT-001Bearing, rotation, winding, RPM
ESCCT-ESC-001Startup, PWM, CAN, fault log
PropellerCT-PROP-001Dimensi, massa, balance, damage
BatteryCT-BAT-001Capacity, resistance, sag, temperature
PompaCT-PUMP-001Flow, pressure, current, temperature
FlowmeterCT-FLOW-001Pulse, accuracy, zero, alarm
ValveCT-VALVE-001Response, leakage, fail-closed
GNSSCT-GNSS-001Fix, RTK, update rate, position stability
RangefinderCT-RNG-001Accuracy, dropout, target response

11.1.2 Motor test

Motor diuji tanpa propeller pada tahap awal.

Pemeriksaan mekanik:

  • Housing tidak retak.
  • Motor bell tidak bergesekan.
  • Bearing berputar halus.
  • Tidak ada axial play abnormal.
  • Clamp tidak rusak.
  • Kabel tidak terpotong.
  • Connector pin tidak mundur.
  • Motor serial number tercatat.

Winding resistance diukur antarfasa bila terminal motor dapat diakses tanpa membongkar integrated propulsion system:

RAB≈RBC≈RCAR_{AB} \approx R_{BC} \approx R_{CA}

Normalized phase-resistance deviation:

ϵR=Rmax⁡−Rmin⁡R‾×100%\epsilon_R = \frac{ R_{\max} - R_{\min} }{ \overline{R} } \times100\%

Internal investigation threshold:

ϵR>5%\boxed{ \epsilon_R > 5\% }

Nilai resistance yang sangat rendah membutuhkan metode four-wire Kelvin. Multimeter dua-kawat tidak cukup untuk acceptance measurement pada winding dengan resistance mendekati resistance test lead.

No-load test:

Test pointCommandDurasi
MOT-NL-01Minimum start10 s10\ \mathrm{s}
MOT-NL-022020%30 s30\ \mathrm{s}
MOT-NL-033030%30 s30\ \mathrm{s}

Parameter:

  • Startup consistency.
  • Rotation direction.
  • RPM.
  • No-load current.
  • Suara.
  • Vibration.
  • ESC fault.

Propeller harus dilepas selama motor-number dan direction test. ArduPilot dan manual X9 G2L sama-sama menekankan bahwa pengujian motor tanpa flight load harus dilakukan tanpa propeller terpasang. (ArduPilot.org)

Acceptance:

  • Motor start pada command yang konsisten.
  • Tidak ada intermittent start.
  • Tidak ada suara gesekan.
  • Tidak ada fault CAN.
  • Tidak ada fault ESC.
  • Rotation sesuai motor matrix.
  • Current antarunit berada dalam repeatability band.

11.1.3 ESC test

ESC X9 G2L diuji terhadap:

  • PWM 10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s}.
  • Frequency command 400 Hz400\ \mathrm{Hz}.
  • DroneCAN pada 500 kbit/s500\ \mathrm{kbit/s}.
  • Telemetry RPM.
  • Voltage.
  • Current.
  • Temperature.
  • Fault logging.
  • Loss-of-throttle behavior.

X9 G2L mendukung PWM dan CAN, mempunyai continuous-current rating 30 A30\ \mathrm{A}, peak rating 120 A120\ \mathrm{A} selama tiga detik, tidak mendukung throttle-range calibration, dan default CAN bit rate 500 kbit/s500\ \mathrm{kbit/s}. (HOBBYWING)

PWM verification:

thigh=PWMμst_{\text{high}} = PWM_{\mu s}

Acceptance pulse-width error:

∣tmeasured−tcommand∣≤5 μs\boxed{ \left| t_{\text{measured}} - t_{\text{command}} \right| \le 5\ \mu\mathrm{s} }

Nilai tersebut merupakan acceptance internal pada output flight controller dan isolator, bukan spesifikasi Hobbywing.

CAN acceptance:

  • Node terdeteksi.
  • Node ID unik.
  • Protocol DroneCAN aktif.
  • Tidak ada HWCAN node pada bus ArduPilot.
  • CAN error counter tidak meningkat.
  • Telemetry update stabil.
  • Disconnect satu node tidak menyebabkan seluruh bus berhenti.

Throttle-loss test:

  1. Jalankan motor tanpa propeller pada command rendah.
  2. Putuskan PWM melalui test switch.
  3. Verifikasi ESC masuk kondisi aman.
  4. Verifikasi event tersimpan.
  5. Sambungkan kembali PWM.
  6. Pastikan motor tidak restart pada command nonzero tanpa sequence yang disetujui.

11.1.4 Propeller test

Setiap folding propeller diperlakukan sebagai matched pair.

Periksa:

  • Part number MFP 36x11.
  • Arah CW atau CCW.
  • Blade-pair code.
  • Root.
  • Hinge.
  • Fastener.
  • Leading edge.
  • Trailing edge.
  • Delamination.
  • Warpage.
  • Chemical damage.
  • Impact damage.

Manual X9 G2L menyatakan jika satu blade dari satu pasangan rusak, kedua blade dalam pasangan harus diganti. (HOBBYWING)

Massa blade:

Δmb=∣mb1−mb2∣\Delta m_b = \left| m_{b1} - m_{b2} \right|

Static balance:

Mimbalance=ΔmbrbM_{\text{imbalance}} = \Delta m_b r_b

dengan:

  • Δmb\Delta m_b: selisih massa blade.
  • rbr_b: jarak effective mass dari sumbu.

Tidak ditetapkan batas universal hanya dari massa karena distribusi massa sepanjang blade juga berpengaruh. Acceptance final menggunakan propeller balancer dan vibration result pada propulsion bench.

Propeller ditolak jika ditemukan:

  • Crack.
  • Bent blade root.
  • Hinge binding.
  • Loose adapter.
  • Permanent twist.
  • Delamination.
  • Blade-pair code berbeda.
  • Repair lapangan.

11.1.5 Battery test

Battery test dilakukan pada Tattu smart LiHV 14S14\mathrm{S}.

Pemeriksaan awal:

  • Housing.
  • Swelling.
  • Connector.
  • Contact discoloration.
  • BMS status.
  • Cycle count.
  • Cell voltage.
  • Pack temperature.
  • Fault history.

Cell spread:

ΔVcell=Vmax⁡−Vmin⁡\Delta V_{\text{cell}} = V_{\max} - V_{\min}

Nilai acceptance mengikuti manual baterai dan BMS. Jika produsen tidak memberikan limit numerik, nilai baseline harus dibentuk dari battery acceptance fleet dan tidak dibuat sembarang dari satu pack.

Capacity test

Measured capacity:

Cmeasured=∫I(t),dtC_{\text{measured}} = \int I(t),dt

Dalam ampere-hour:

Cmeasured,Ah=13600∫I(t),dtC_{\text{measured,Ah}} = \frac{1}{3600} \int I(t),dt

Capacity ratio:

ηC=CmeasuredCrated×100%\eta_C = \frac{ C_{\text{measured}} }{ C_{\text{rated}} } \times100\%

Acceptance battery baru:

ηC≥95%\boxed{ \eta_C \ge 95\% }

Acceptance maintenance:

ηC≥80%\boxed{ \eta_C \ge 80\% }

Nilai 95% dan 80% merupakan kebijakan internal. Test harus mengikuti charge, temperature, current, dan cutoff procedure yang disetujui produsen.

Internal resistance

Pulse method:

Rpack=V0−V1I1−I0R_{\text{pack}} = \frac{ V_0-V_1 }{ I_1-I_0 }

Gunakan beberapa pulse pada SOC dan temperatur yang sama.

Temperature-normalized comparison hanya dilakukan jika hubungan temperatur telah dikarakterisasi. Resistance pack dingin tidak boleh dibandingkan langsung dengan baseline pack hangat.

Voltage sag

Vsag=VOC−VloadV_{\text{sag}} = V_{\text{OC}} - V_{\text{load}}

Sag percentage:

SV=VsagVOC×100%S_V = \frac{ V_{\text{sag}} }{ V_{\text{OC}} } \times100\%

Acceptance tidak hanya didasarkan pada persentase sag. Loaded voltage harus tetap:

  • Di atas low-voltage protection ESC.
  • Di atas DC-DC undervoltage lockout.
  • Di atas battery-critical threshold.
  • Stabil selama hover-current equivalent load.

Thermal test

Battery heat generation:

Ploss=I2RpackP_{\text{loss}} = I^2R_{\text{pack}}

Test points:

PointCurrentDurasi
BAT-LD-0130 A30\ \mathrm{A}5 min5\ \mathrm{min}
BAT-LD-0260 A60\ \mathrm{A}5 min5\ \mathrm{min}
BAT-LD-03120 A120\ \mathrm{A}Mission equivalent
BAT-LD-04150 A150\ \mathrm{A}Short duration
BAT-LD-05TransientBerdasarkan propulsion profile

Test dihentikan jika:

  • BMS critical fault.
  • Cell voltage divergence abnormal.
  • Connector overheating.
  • Swelling.
  • Smoke.
  • Odor.
  • Temperature melewati internal limit Bab 4.

11.1.6 Pump test

Pompa diuji menggunakan air bersih.

Test loop:

Rendering diagram...

Parameter:

  • PWM.
  • Flow.
  • Pressure.
  • Voltage.
  • Current.
  • Power.
  • Pump temperature.
  • Fluid temperature.
  • Noise.
  • Fault state.

Pump map:

Q=f(u,p,V,T)Q = f \left( u,p,V,T \right)

Electrical power:

Ppump=VIP_{\text{pump}} = VI

Hydraulic power:

Phyd=ΔpQP_{\text{hyd}} = \Delta p Q

Dalam SI, QQ harus dikonversi menjadi m3/s\mathrm{m^3/s}.

Pump efficiency:

ηpump=PhydPpump\eta_{\text{pump}} = \frac{ P_{\text{hyd}} }{ P_{\text{pump}} }

Test matrix:

CommandPressure
Minimum stable0.50.5, 1.01.0, 1.5 bar1.5\ \mathrm{bar}
2525%0.50.5, 1.01.0, 1.51.5, 2.0 bar2.0\ \mathrm{bar}
5050%0.50.5, 1.01.0, 1.51.5, 2.0 bar2.0\ \mathrm{bar}
7575%0.50.5, 1.01.0, 1.51.5, 2.5 bar2.5\ \mathrm{bar}
Maximum allowedSesuai test procedure

Pompa tidak dijalankan kering kecuali terdapat prosedur yang disetujui produsen.

11.1.7 Flowmeter test

VN10S mempunyai accuracy-guaranteed flow range 0.50.5–10 L/min10\ \mathrm{L/min}, low-flow cutoff nominal 0.25 L/min0.25\ \mathrm{L/min}, supply 24 VDC24\ \mathrm{VDC}, serta frequency output standar 200 Hz200\ \mathrm{Hz} pada full-scale. Sensor membutuhkan cairan konduktif dan spesifikasi resminya menggunakan air sebagai media.

Calibration points:

Q∈0.5,,1,,2,,3,,4,,6,,8 L/minQ \in { 0.5,, 1,, 2,, 3,, 4,, 6,, 8 } \ \mathrm{L/min}

Gravimetric reference:

Qref=60m2−m1ρΔtQ_{\text{ref}} = 60 \frac{ m_2-m_1 }{ \rho\Delta t }

Flow error:

ϵQ=Qmeasured−QrefQref×100%\epsilon_Q = \frac{ Q_{\text{measured}} - Q_{\text{ref}} }{ Q_{\text{ref}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵQ∣≤3%\boxed{ \left| \epsilon_Q \right| \le 3\% }

untuk flowmeter subsystem setelah calibration, sehingga system-level controller masih mempunyai margin terhadap requirement ±5\pm5%.

Test tambahan:

  • Empty-pipe.
  • Bubble.
  • Reverse flow.
  • Supply undervoltage.
  • Pulse loss.
  • Electrical noise.
  • Zero-flow.
  • Power cycle.

11.1.8 Valve test

Master valve harus fail-closed.

Opening time:

topen=tflow-start−tcommand-opent_{\text{open}} = t_{\text{flow-start}} - t_{\text{command-open}}

Closing time:

tclose=tflow-stop−tcommand-closet_{\text{close}} = t_{\text{flow-stop}} - t_{\text{command-close}}

Acceptance:

tclose≤0.5 s\boxed{ t_{\text{close}} \le 0.5\ \mathrm{s} }

Leakage test:

Qleak=VcollectedtQ_{\text{leak}} = \frac{ V_{\text{collected}} }{ t }

Acceptance internal:

Qleak≤0.01 L/min\boxed{ Q_{\text{leak}} \le 0.01\ \mathrm{L/min} }

atau tidak ada tetesan berkelanjutan setelah pressure decay, whichever is more restrictive.

Test cases:

  • Command open.
  • Command close.
  • Loss of power.
  • Loss of MCU heartbeat.
  • Driver short diagnostic.
  • Pressure at normal limit.
  • Pressure at relief setting.
  • Repeated cycle test.

Minimum cycle test:

Ncycle=500N_{\text{cycle}} = 500

untuk engineering qualification awal.

11.1.9 GNSS test

Here4 diuji sebagai RTK rover melalui DroneCAN. Here4 menggunakan u-blox F9P dan mendukung multi-constellation dual-band RTK positioning. (CubePilot)

Static test dilakukan pada titik referensi yang telah disurvey.

Horizontal error:

eh=(x−xref)2+(y−yref)2e_h = \sqrt{ \left( x-x_{\text{ref}} \right)^2 + \left( y-y_{\text{ref}} \right)^2 }

Mean horizontal error:

e‾h=1N∑i=1Neh,i\overline{e}_h = \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N}e_{h,i}

Position repeatability:

σh=σx2+σy2\sigma_h = \sqrt{ \sigma_x^2+\sigma_y^2 }

Test sequence:

  1. Cold start.
  2. Warm start.
  3. RTK correction enabled.
  4. Time to 3D fix.
  5. Time to RTK Float.
  6. Time to RTK Fixed.
  7. Correction interruption.
  8. Correction restoration.
  9. CAN power cycle.
  10. Full avionics EMI state.

Acceptance internal:

ParameterKriteria
Node discoveryKonsisten
RTK FixedTercapai pada clear-sky site
Position jumpTidak ada jump abnormal
CAN resetTidak terjadi
Correction recoveryOtomatis
Static horizontal RMS≤0.10 m\le0.10\ \mathrm{m} pada RTK Fixed

Target 0.10 m0.10\ \mathrm{m} merupakan acceptance sistem terintegrasi; target tersebut lebih longgar daripada nominal GNSS agar mencakup antenna, correction path, dan installation effects.

11.1.10 Rangefinder test

TF03 diuji pada target dengan jarak referensi:

dref∈0.5,,1,,2,,3,,4,,5,,6 md_{\text{ref}} \in { 0.5,, 1,, 2,, 3,, 4,, 5,, 6 } \ \mathrm{m}

Error:

ed=dmeasured−drefe_d = d_{\text{measured}} - d_{\text{ref}}

Relative error:

ϵd=eddref×100%\epsilon_d = \frac{ e_d }{ d_{\text{ref}} } \times100\%

Test target:

  • Matte board.
  • Dark surface.
  • Soil.
  • Grass.
  • Crop canopy.
  • Wet leaves.
  • Oblique surface.
  • Partial obstruction.
  • Spray mist.

Acceptance:

∣ed∣≤0.15 m\boxed{ \left| e_d \right| \le 0.15\ \mathrm{m} }

pada range 11–6 m6\ \mathrm{m} untuk target operasi yang tervalidasi.

Sensor harus ditandai unhealthy bila:

  • Data timeout.
  • Out-of-range.
  • Reading stuck.
  • Sudden impossible jump.
  • Signal quality buruk bila field tersedia.

11.2 SITL

SITL digunakan untuk memverifikasi mission logic, mode transition, failsafe, geofence, dan interaksi sprayer sebelum hardware dioperasikan.

SITL tidak membuktikan:

  • Structural strength.
  • Propeller clearance.
  • EMI.
  • Sensor mounting.
  • Motor thrust.
  • Battery sag.
  • Pump dynamics aktual.
  • Real RF loss.
  • Real CAN failure.

ArduPilot menyediakan SITL untuk menguji vehicle behavior, mission, perubahan lingkungan, dan failure injection. Simulation parameters juga menyediakan mekanisme seperti SIM_RC_FAIL untuk mensimulasikan kehilangan RC. (ArduPilot.org)

11.2.1 SITL architecture

Rendering diagram...

11.2.2 Model sprayer

Simplified pump-flow plant:

τQdQdt+Q=Kuu−Kpp\tau_Q \frac{ dQ }{ dt } + Q = K_uu - K_pp

Valve state:

Qout={Q,valve open 0,valve closedQ_{\text{out}} = \begin{cases} Q, & \text{valve open} \ 0, & \text{valve closed} \end{cases}

Pressure approximation:

p=KQQ2+p0p = K_QQ^2 + p_0

Fault injection:

  • No-flow.
  • Partial blockage.
  • Valve stuck.
  • Hose rupture.
  • Flowmeter stuck.
  • Pressure sensor stuck.
  • Pump overcurrent.
  • Payload heartbeat loss.

11.2.3 SITL mission

Mission minimum:

  1. Takeoff.
  2. Transit.
  3. Enter spray polygon.
  4. Activate sprayer.
  5. Fly parallel lines.
  6. Disable sprayer before turn.
  7. Turn.
  8. Reactivate sprayer.
  9. Exit polygon.
  10. Disable sprayer.
  11. RTL.
  12. LAND.
Rendering diagram...

11.2.4 AUTO test

AUTO hanya dinyatakan layak untuk test hardware setelah:

  • Takeoff command benar.
  • Altitude frame benar.
  • Waypoint order benar.
  • Speed command benar.
  • Turn geometry benar.
  • RTL command benar.
  • Sprayer command tidak aktif di luar polygon.

ArduPilot AUTO menggabungkan altitude control dari AltHold dan position control dari Loiter, sehingga AUTO tidak boleh digunakan pada flight test sebelum AltHold dan Loiter berfungsi baik. (ArduPilot.org)

11.2.5 RTL test

SITL RTL harus memverifikasi:

  • Sprayer berhenti sebelum climb.
  • Valve menutup.
  • Integrator payload reset.
  • Vehicle climb ke RTL_ALT.
  • Vehicle kembali ke Home.
  • Vehicle loiter sesuai parameter.
  • Vehicle mendarat.
  • Pump tidak restart ketika melewati spray polygon.

RTL ArduPilot kembali menuju posisi Home dan behavior-nya dikendalikan oleh parameter RTL yang telah ditetapkan pada Bab 8. (ArduPilot.org)

11.2.6 LAND test

LAND test memverifikasi:

  • Descent rate.
  • Payload off.
  • Valve closed.
  • Landing detection.
  • Automatic disarm.
  • No mission resume.

ArduPilot menentukan landing berdasarkan kombinasi motor command, climb rate, throttle, attitude request, dan attitude error; karena itu landing detection harus diverifikasi pada log, bukan hanya dari kontak visual dengan tanah. (ArduPilot.org)

11.2.7 Geofence test

Test cases:

  • Maximum altitude breach.
  • Circular fence breach.
  • Polygon inclusion breach.
  • Polygon exclusion entry.
  • Fence active during AUTO.
  • Fence active during RTL.
  • Rally or Home inside fence.
  • Return path not crossing exclusion zone.

ArduPilot mendukung altitude, circular, dan polygon fences melalui parameter FENCE_ serta configuration interface GCS. (ArduPilot.org)

Acceptance:

  • Sprayer off pada breach.
  • Action sesuai parameter.
  • No uncontrolled mission continuation.
  • GCS menerima fence event.
  • Log mencatat event.
  • Return path tetap berada dalam area aman.

11.2.8 RC-loss simulation

MAVProxy example:

param set SIM_RC_FAIL 1

Recovery:

param set SIM_RC_FAIL 0

Test harus memverifikasi:

  • RC failsafe terdeteksi.
  • Sprayer off.
  • Valve closed.
  • Flight mode berubah ke RTL atau LAND sesuai health.
  • Mission tidak langsung resume setelah RC kembali.
  • Operator harus memberikan mode command yang disengaja.

SIM_RC_FAIL memodelkan kehilangan input RC dalam simulator. Hasilnya tetap harus diverifikasi pada Herelink hardware karena SITL tidak memodelkan seluruh RF transport dan SBUS timing aktual. (ArduPilot.org)

11.2.9 Telemetry-loss simulation

Telemetry loss disimulasikan dengan:

  • Menghentikan GCS heartbeat.
  • Memutus UDP endpoint.
  • Menghentikan MAVLink router.
  • Menutup GCS connection.

Test:

  1. Mulai AUTO.
  2. Pastikan GCS heartbeat aktif.
  3. Putuskan telemetry.
  4. Tunggu FS_GCS_TIMEOUT.
  5. Verifikasi action.
  6. Pulihkan link.
  7. Verifikasi mode tidak berubah tanpa command yang disengaja.

11.2.10 GNSS and EKF fault simulation

Fault cases:

  • GPS disabled.
  • Position jump.
  • GPS delay.
  • Compass offset.
  • High vibration.
  • Rangefinder loss.
  • Barometer bias.

ArduPilot simulation parameters dapat digunakan untuk menginjeksikan sensor failure dan vibration effects. (ArduPilot.org)

Acceptance:

  • Precision spray tidak dimulai tanpa navigation health.
  • Sprayer berhenti ketika position solution tidak memenuhi requirement.
  • EKF failsafe action sesuai parameter.
  • Vehicle tidak meneruskan grid mission dengan invalid position.

11.2.11 SITL test matrix

Test IDKondisiAcceptance
SITL-001Nominal missionMission selesai
SITL-002RC loss saat transitRTL atau LAND
SITL-003RC loss saat sprayingSprayer off, safe flight action
SITL-004GCS lossAction sesuai configuration
SITL-005Geofence breachSprayer off, fence action
SITL-006GNSS lossSpray abort
SITL-007Rangefinder lossSpray abort atau mode degradation
SITL-008Payload heartbeat lossPump off, valve closed
SITL-009Hose rupturePump off, valve closed
SITL-010Battery lowRTL
SITL-011Battery criticalLAND
SITL-012RTL crossing polygonPump remains off

11.3 Dry integration test

Dry integration dilakukan pada kendaraan terintegrasi tanpa propeller.

Istilah dry integration berarti rotor tidak menghasilkan thrust. Hydraulic subsystem tetap harus berisi air jika pompa dioperasikan.

11.3.1 Preconditions

  • Propeller tidak terpasang.
  • Kendaraan di atas maintenance stand.
  • Tank berisi air secukupnya untuk pump test.
  • Main disconnect dapat dijangkau.
  • Current-limited supply digunakan untuk tahap awal.
  • Firmware dan parameter hash tercatat.
  • Semua output mempunyai label.
  • Emergency stop telah diuji.

11.3.2 Dry-integration sequence

Rendering diagram...

11.3.3 Flight-controller power test

Test cases:

TestPOWER1POWER2Acceptance
DRY-PWR-01OnOffFC tetap aktif
DRY-PWR-02OffOnFC tetap aktif
DRY-PWR-03OnOnNormal
DRY-PWR-04Putus AOnTidak reset
DRY-PWR-05OnPutus BTidak reset

Record:

  • Rail voltage.
  • Rail current.
  • Power-source flags.
  • Brownout.
  • Reboot.
  • Log continuity.

11.3.4 Sensor enumeration

Wajib terdeteksi:

  • Internal IMUs.
  • Barometer.
  • Here4 GNSS.
  • Here4 compass.
  • TF03.
  • Mauch voltage/current monitor.
  • Six ESC nodes.
  • Payload controller.
  • RC input.
  • GCS heartbeat.

Sensor-health record:

sensorStatus:
  imu1: pass
  imu2: pass
  imu3: pass
  barometer: pass
  gnssHere4: pass
  compassExternal: pass
  rangefinder: pass
  powerMonitor: pass
  escNodesDetected: 6
  payloadHeartbeat: pass

11.3.5 RC test

Verify:

  • Channel direction.
  • Endpoint.
  • Trim.
  • Mode switch.
  • RTL switch.
  • LAND switch.
  • Sprayer inhibit.
  • Emergency motor stop.
  • Failsafe flag.

No channel may jump when:

  • Pump starts.
  • Herelink video transmits.
  • CAN traffic increases.
  • DC-DC load changes.

11.3.6 Telemetry test

Verify:

  • MAVLink heartbeat.
  • Parameter download.
  • Mission upload.
  • Mission read-back.
  • RTK correction.
  • Payload status.
  • ESC status.
  • Signing.
  • Invalid-signature rejection.
  • Data rate.

Mission read-back must be identical to uploaded mission:

Hmission,upload=Hmission,readbackH_{\text{mission,upload}} = H_{\text{mission,readback}}

11.3.7 Motor output test

Mission Planner Motor Test digunakan tanpa propeller.

Untuk setiap output:

  1. Command Motor 1.
  2. Verifikasi physical motor.
  3. Verifikasi rotation.
  4. Verifikasi RPM telemetry source.
  5. Verifikasi current channel.
  6. Verifikasi node ID.
  7. Ulangi Motor 2–6.

Motor test tidak boleh diteruskan jika:

  • Dua motor berputar bersamaan.
  • Motor salah posisi.
  • Rotation salah.
  • RPM tidak sesuai.
  • CAN node salah mapping.
  • ESC fault muncul.

11.3.8 ESC synchronization without propellers

Pada command yang sama:

RPM‾=16∑i=16RPMi\overline{RPM} = \frac{1}{6} \sum_{i=1}^{6}RPM_i

RPM spread:

ϵRPM,i=RPMi−RPM‾RPM‾×100%\epsilon_{\text{RPM},i} = \frac{ RPM_i-\overline{RPM} }{ \overline{RPM} } \times100\%

Acceptance no-load:

max⁡∣ϵRPM,i∣≤5%\boxed{ \max \left| \epsilon_{\text{RPM},i} \right| \le 5\% }

No-load RPM bukan bukti thrust matching, tetapi dapat menemukan:

  • Incorrect settings.
  • Bearing drag.
  • Sensor scaling error.
  • Wrong motor mode.
  • Electrical anomaly.

11.3.9 Pump and valve output

Pump test dilakukan dengan water loop.

Verify:

  • Pump PWM output.
  • Independent power kill.
  • Valve open command.
  • Valve close command.
  • Valve feedback.
  • Flow pulse.
  • Pressure reading.
  • Pump current.
  • Fault response.

Reset test:

  1. Pump running pada flow rendah.
  2. Reset payload MCU.
  3. Pump power harus terputus.
  4. Valve harus menutup.
  5. Flight controller menerima loss-of-heartbeat.
  6. GCS menampilkan payload fault.

11.3.10 Logging test

DataFlash logs umumnya dibuat setelah vehicle di-arm; telemetry logs menyimpan data yang diterima GCS. Keduanya harus diuji karena kehilangan SD card logging tidak selalu berarti telemetry log juga hilang. (ArduPilot.org)

Verify log groups:

  • ATT.
  • RATE.
  • VIBE.
  • BAT.
  • POWR.
  • GPS.
  • XKF.
  • MAG.
  • RNGF.
  • ESC.
  • RCIN.
  • RCOU.
  • MODE.
  • EV.
  • Payload telemetry.

Acceptance:

  • DataFlash file tersedia.
  • Timestamps monotonic.
  • Tidak ada log gap abnormal.
  • SD-card error tidak muncul.
  • Payload log dapat disinkronkan.

11.4 Propulsion bench test

Propulsion bench test menguji satu integrated propulsion unit pada satu waktu.

X9 G2L mempunyai maximum static thrust katalog 24 kgf24\ \mathrm{kgf} pada sea level dan rated single-axis load 77–12 kg12\ \mathrm{kg}. Data tersebut merupakan batas pabrikan, bukan operating clearance kendaraan. (HOBBYWING)

11.4.1 Test cell

Test cell harus:

  • Berada di luar ruangan atau ruang khusus yang dirancang untuk propeller test.
  • Dioperasikan jarak jauh.
  • Mempunyai physical barrier.
  • Mempunyai fragment containment sesuai risk assessment.
  • Mempunyai rigid foundation.
  • Tidak mengarahkan prop wash ke personel.
  • Mempunyai emergency power isolation.
  • Mempunyai camera dan instrumentation remote.

Manual X9 G2L melarang indoor motor testing dengan propeller terpasang kecuali propeller dilepas. Karena itu, bench dengan propeller hanya dilakukan di test cell yang memang dirancang sebagai propulsion-test facility.

11.4.2 Instrumentation

Minimum channels:

ChannelSample rate
Thrust≥200 Hz\ge200\ \mathrm{Hz}
Torque≥200 Hz\ge200\ \mathrm{Hz}
Voltage≥1 kHz\ge1\ \mathrm{kHz}
Current≥1 kHz\ge1\ \mathrm{kHz}
RPM≥100 Hz\ge100\ \mathrm{Hz}
ESC telemetryMaximum available
Temperature≥1 Hz\ge1\ \mathrm{Hz}
Vibration≥2 kHz\ge2\ \mathrm{kHz}
PWM commandOscilloscope

11.4.3 Load-cell calibration

Calibration model:

T=aV+bT = aV+b

dengan:

  • VV: load-cell amplifier output.
  • aa: scale.
  • bb: offset.

Use at least five points:

T∈0,,50,,100,,150,,200,,250 NT \in { 0,, 50,, 100,, 150,, 200,, 250 } \ \mathrm{N}

Linearity error:

ϵL=Tmeasured−TreferenceTfull-scale×100%\epsilon_L = \frac{ T_{\text{measured}} - T_{\text{reference}} }{ T_{\text{full-scale}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵL∣≤1%\boxed{ \left| \epsilon_L \right| \le 1\% }

11.4.4 Test points

Initial test points:

PointThrust targetDuration
PB-014 kgf4\ \mathrm{kgf}60 s60\ \mathrm{s}
PB-027 kgf7\ \mathrm{kgf}180 s180\ \mathrm{s}
PB-0310 kgf10\ \mathrm{kgf}600 s600\ \mathrm{s}
PB-0412 kgf12\ \mathrm{kgf}300 s300\ \mathrm{s}
PB-0514 kgf14\ \mathrm{kgf}30 s30\ \mathrm{s}
PB-0616 kgf16\ \mathrm{kgf}10 s10\ \mathrm{s}
PB-07Approved peak≤3 s\le3\ \mathrm{s}

Point di atas 12 kgf12\ \mathrm{kgf} diperlakukan sebagai transient characterization karena berada di atas rated single-axis operating load.

11.4.5 Thrust and power

Thrust:

T=Fload-cellT = F_{\text{load-cell}}

Electrical power:

Pe=VIP_e = VI

Thrust efficiency:

ηT=TgfPe\eta_T = \frac{ T_{\mathrm{gf}} }{ P_e }

dengan satuan:

ηTdalamg/W\eta_T \quad \text{dalam} \quad \mathrm{g/W}

Mechanical propeller power jika torque diukur:

Pm=τωP_m = \tau\omega

Angular velocity:

ω=2πRPM60\omega = 2\pi \frac{ RPM }{ 60 }

Drive efficiency:

ηdrive=PmPe\eta_{\text{drive}} = \frac{ P_m }{ P_e }

11.4.6 Thrust repeatability

Untuk setiap set point, lakukan minimum tiga run.

Mean thrust:

T‾=1n∑i=1nTi\overline{T} = \frac{1}{n} \sum_{i=1}^{n}T_i

Coefficient of variation:

CVT=sTT‾×100%CV_T = \frac{ s_T }{ \overline{T} } \times100\%

Acceptance:

CVT≤3%\boxed{ CV_T \le 3\% }

11.4.7 Six-unit matching

Setelah seluruh unit diuji, pada nominal hover thrust:

Thover≈10 kgfT_{\text{hover}} \approx 10\ \mathrm{kgf}

Hitung:

ϵT,i=Ti−T‾T‾×100%\epsilon_{T,i} = \frac{ T_i-\overline{T} }{ \overline{T} } \times100\%

Initial acceptance:

max⁡∣ϵT,i∣≤5%\boxed{ \max \left| \epsilon_{T,i} \right| \le 5\% }

RPM mismatch:

ϵRPM,i=RPMi−RPM‾RPM‾×100%\epsilon_{\text{RPM},i} = \frac{ RPM_i-\overline{RPM} }{ \overline{RPM} } \times100\%

Current mismatch:

ϵI,i=Ii−I‾I‾×100%\epsilon_{I,i} = \frac{ I_i-\overline{I} }{ \overline{I} } \times100\%

Unit yang menyimpang harus diperiksa terhadap:

  • Propeller pair.
  • Bearing.
  • ESC mode.
  • CAN RPM scaling.
  • Supply cable resistance.
  • Temperature.
  • Load-cell repeatability.

11.4.8 Temperature

Temperature rise:

ΔTi=Ti−Tambient\Delta T_i = T_i-T_{\text{ambient}}

Monitor:

  • ESC MOS area.
  • ESC capacitor area.
  • Motor winding proxy.
  • Motor bearing housing.
  • Connector.
  • Power cable.
  • Clamp.

Test dihentikan jika:

  • ESC temperature warning.
  • Motor temperature warning.
  • Temperature slope tidak menurun pada steady condition.
  • Connector temperature meningkat abnormal.
  • Odor atau discoloration.

Temperature slope:

dTdt\frac{ dT }{ dt }

Operating point belum dianggap thermal steady state jika:

∣dTdt∣>0.5∘C/min\left| \frac{ dT }{ dt } \right| > 0.5^\circ\mathrm{C/min}

Nilai tersebut merupakan screening criterion internal.

11.4.9 Vibration

Acceleration RMS:

aRMS=1N∑k=1Nak2a_{\text{RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{k=1}^{N}a_k^2 }

Frequency spectrum digunakan untuk menemukan:

  • Fundamental rotor frequency.
  • Blade-pass frequency.
  • Motor electrical frequency.
  • Structural resonance.

Rotor frequency:

fr=RPM60f_r = \frac{ RPM }{ 60 }

Blade-pass frequency untuk dua blade:

fBPF=2frf_{\text{BPF}} = 2f_r

ArduPilot dynamic harmonic notch dapat menggunakan rotor-speed atau ESC telemetry untuk mengikuti motor rotational frequency dan harmonics. Filter baru dikonfigurasi setelah RPM telemetry dan FFT benar-benar diverifikasi. (ArduPilot.org)

11.4.10 Bench-test abort criteria

Hentikan test bila:

  • Propeller crack.
  • Blade hinge abnormal.
  • Fixture movement.
  • Load-cell overload.
  • Current di atas limit test point.
  • Voltage di luar envelope.
  • ESC fault.
  • RPM dropout.
  • Excessive vibration.
  • Temperature warning.
  • CAN loss.
  • Smoke.
  • Abnormal sound.
  • Personel masuk exclusion zone.

11.5 Restrained ground test

Restrained ground test menggunakan kendaraan lengkap dengan propeller, tetapi hanya setelah:

  • HOLD-STR-001 ditutup.
  • Single-propulsion bench lulus.
  • Dry integration lulus.
  • Fixture analysis disetujui.
  • TRR disetujui.

11.5.1 Fixture bukan tether

Fixture harus:

  • Menahan translasi xx, yy, dan zz.
  • Membatasi roll, pitch, dan yaw.
  • Tidak memberi preload asimetris pada frame.
  • Tidak menggunakan landing gear sebagai satu-satunya load path.
  • Tidak memiliki elastic line panjang.
  • Tidak memungkinkan rotor menyentuh fixture.
  • Tidak mengganggu prop wash secara asimetris.
  • Mempunyai load monitoring.
Rendering diagram...

11.5.2 Fixture load rating

Maximum catalog total thrust:

Tcatalog,total=6×24 kgfT_{\text{catalog,total}} = 6 \times 24 \ \mathrm{kgf}
Tcatalog,total=144 kgfT_{\text{catalog,total}} = 144\ \mathrm{kgf}

Dalam newton:

Tcatalog,total=144×9.80665T_{\text{catalog,total}} = 144 \times 9.80665
Tcatalog,total≈1412 NT_{\text{catalog,total}} \approx 1412\ \mathrm{N}

Dengan fixture dynamic factor:

kf=1.5k_f = 1.5

minimum vertical design load:

Fz,fixture≥kfTcatalog,totalF_{z,\text{fixture}} \ge k_fT_{\text{catalog,total}}
Fz,fixture≥2118 N\boxed{ F_{z,\text{fixture}} \ge 2118\ \mathrm{N} }

Nilai tersebut merupakan minimum preliminary load. Final fixture rating harus memasukkan:

  • Vehicle weight.
  • Asymmetric rotor load.
  • Emergency shutdown transient.
  • Resonance.
  • Lateral load.
  • Attachment geometry.
  • Safety factor.

11.5.3 Test configuration

Initial restrained test:

  • Tank kosong.
  • Pump disabled.
  • Propeller inspected.
  • Battery fully restrained.
  • Vehicle level.
  • All personnel outside exclusion zone.
  • Remote operation.
  • Multiple cameras.
  • Real-time current, RPM, and temperature.

Progressive configuration:

  1. Empty.
  2. 5 kg5\ \mathrm{kg} water.
  3. 10 kg10\ \mathrm{kg} water.
  4. 15 kg15\ \mathrm{kg} water.
  5. 20 kg20\ \mathrm{kg} water.

Full water load hanya digunakan jika fixture and frame approval mencakup mass tersebut.

11.5.4 Test sequence

StageCommandDuration
RGT-01Arm idle20 s20\ \mathrm{s}
RGT-021010% thrust20 s20\ \mathrm{s}
RGT-032525% thrust30 s30\ \mathrm{s}
RGT-045050% expected hover power30 s30\ \mathrm{s}
RGT-05Near empty-hover thrust60 s60\ \mathrm{s}
RGT-06Full-MTOW hover equivalent60 s60\ \mathrm{s}
RGT-07Controlled roll commandShort
RGT-08Controlled pitch commandShort
RGT-09Controlled yaw commandShort
RGT-10Emergency motor stopOnce

Control commands harus kecil agar tidak menerapkan load tak teranalisis pada fixture.

11.5.5 Parameters recorded

  • Total vertical reaction.
  • Lateral reactions.
  • Motor commands.
  • RPM per motor.
  • Current per ESC.
  • Total current.
  • Voltage.
  • ESC temperature.
  • Motor temperature.
  • Arm deflection.
  • Folding-joint displacement.
  • Propeller-tip clearance.
  • IMU vibration.
  • Compass field.
  • CAN errors.
  • Fixture vibration.

11.5.6 Arm deflection

Measure displacement at each motor:

δi=zi,loaded−zi,unloaded\delta_i = z_{i,\text{loaded}} - z_{i,\text{unloaded}}

Differential deflection:

Δδ=δmax⁡−δmin⁡\Delta\delta = \delta_{\max} - \delta_{\min}

Operational propeller clearance:

coper=cstatic−δframe−δprop−δjointc_{\text{oper}} = c_{\text{static}} - \delta_{\text{frame}} - \delta_{\text{prop}} - \delta_{\text{joint}}

Acceptance:

coper,min≥25 mm\boxed{ c_{\text{oper,min}} \ge 25\ \mathrm{mm} }

11.5.7 Restrained-test acceptance

  • Fixture remains stable.
  • No fastener movement.
  • No joint slip.
  • No progressive arm deflection.
  • No propeller contact.
  • No motor saturation at hover-equivalent point.
  • No thrust-loss warning.
  • No CAN fault.
  • No ESC overtemperature.
  • No connector overheating.
  • No abnormal vibration mode.
  • Emergency stop works.

Restrained test cannot fully validate free-flight stability because fixture alters vehicle dynamics. Hasil control-loop attitude pada fixture tidak digunakan untuk final PID tuning.

11.6 Empty flight test

Empty flight test berarti:

  • Tangki kosong.
  • Sprayer inhibited.
  • Boom tetap terpasang jika merupakan configuration item final.
  • Battery final terpasang.
  • Semua cover final terpasang.

11.6.1 Preconditions

  • VG-3 flight-test release lulus.
  • Weather within limit.
  • Site approved.
  • Geofence loaded.
  • RTL altitude verified.
  • Home position verified.
  • Emergency landing area clear.
  • Pilot in Command siap.
  • Observer siap.
  • Data logging siap.
  • Sprayer physically inhibited.
  • No critical or major NCR open.

11.6.2 Flight-mode progression

Urutan:

Stabilize→AltHold→Loiter→RTL→LAND→AUTO\text{Stabilize} \rightarrow \text{AltHold} \rightarrow \text{Loiter} \rightarrow \text{RTL} \rightarrow \text{LAND} \rightarrow \text{AUTO}

Advanced tuning ArduPilot juga merekomendasikan pengembangan bertahap dari Stabilize, kemudian altitude control, Loiter, dan waypoint navigation. (ArduPilot.org)

11.6.3 First-lift procedure

  1. Arm pada Stabilize.
  2. Naikkan thrust secara perlahan.
  3. Lift-off hingga sekitar 0.5 m0.5\ \mathrm{m}.
  4. Periksa yaw tendency.
  5. Periksa roll/pitch tendency.
  6. Naik ke sekitar 2 m2\ \mathrm{m}.
  7. Hover 2020–30 s30\ \mathrm{s}.
  8. Land.
  9. Disarm.
  10. Review log sebelum flight kedua.

Abort immediately jika:

  • Rapid yaw.
  • Large roll/pitch.
  • Oscillation.
  • Motor warning.
  • Vibration abnormal.
  • Throttle near saturation.
  • Position jump.
  • Battery sag abnormal.

Initial-tuning guidance ArduPilot menekankan motor numbering, orientation, frame type, dan takeoff behavior harus diverifikasi sebelum tuning lebih lanjut. (ArduPilot.org)

11.6.4 Stabilize test

Test maneuvers:

  • Hover.
  • Small roll input.
  • Small pitch input.
  • Small yaw input.
  • Return to level.
  • Climb and descent.

Acceptance internal:

ParameterKriteria
No uncontrolled yawWajib
Attitude oscillationTidak berkelanjutan
Hover motor saturationTidak terjadi
Stick responsePredictable
Vibration clippingTidak berkelanjutan
LandingControlled

11.6.5 AltHold test

AltHold automatically controls throttle to maintain altitude while roll, pitch, and yaw remain pilot-controlled. (ArduPilot.org)

Test:

  1. Enter AltHold at stable hover.
  2. Release throttle near center.
  3. Hold for 20 s20\ \mathrm{s}.
  4. Command climb.
  5. Stop climb.
  6. Command descent.
  7. Stop descent.
  8. Land.

Altitude error:

eh=hmeasured−hcommande_h = h_{\text{measured}} - h_{\text{command}}

Hover segment RMS:

eh,RMS=1N∑i=1Neh,i2e_{h,\text{RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N}e_{h,i}^2 }

Initial acceptance empty flight:

eh,RMS≤0.30 m\boxed{ e_{h,\text{RMS}} \le 0.30\ \mathrm{m} }

pada calm-air test segment, excluding takeoff and landing.

11.6.6 Loiter test

Loiter maintains location, heading, dan altitude ketika sticks dilepas. Kinerja Loiter bergantung pada GNSS health, compass interference, dan vibration. (ArduPilot.org)

Test:

  • Enter Loiter.
  • Hold 30 s30\ \mathrm{s}.
  • Translate 5 m5\ \mathrm{m}.
  • Release sticks.
  • Repeat four directions.
  • Apply yaw.
  • Repeat hold.

Horizontal position error:

ep=(x−xtarget)2+(y−ytarget)2e_p = \sqrt{ \left( x-x_{\text{target}} \right)^2 + \left( y-y_{\text{target}} \right)^2 }

RMS:

ep,RMS=1N∑i=1Nep,i2e_{p,\text{RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N}e_{p,i}^2 }

Initial empty-flight acceptance:

ep,RMS≤0.50 m\boxed{ e_{p,\text{RMS}} \le 0.50\ \mathrm{m} }

Precision mission requirement ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m} diuji kemudian dengan RTK Fixed dan mission path.

11.6.7 RTL test

RTL test pertama dilakukan:

  • Dari jarak pendek.
  • Pada altitude rendah tetapi aman.
  • Dengan clear return path.
  • Tanpa active sprayer.
  • Dengan pilot siap mengambil alih.

Verify:

  • Vehicle climbs correctly.
  • Return heading stabil.
  • Return path benar.
  • Vehicle reaches Home.
  • Hover delay benar.
  • Descent stabil.
  • LAND occurs.
  • Disarm occurs.

11.6.8 LAND test

LAND tested both:

  • Manual mode switch to LAND.
  • RTL final descent.

Verify:

  • Descent rate.
  • Horizontal drift.
  • Rangefinder transition.
  • Ground effect.
  • Touchdown.
  • Landing detection.
  • Motor shutdown.
  • Disarm.

11.6.9 AUTO test

AUTO pertama menggunakan mission sederhana:

  1. Takeoff.
  2. Waypoint 10 m10\ \mathrm{m} ke depan.
  3. Waypoint 10 m10\ \mathrm{m} ke kanan.
  4. Return waypoint.
  5. LAND.

Tidak menggunakan:

  • Sprayer.
  • Terrain following.
  • Complex spline.
  • Tight turns.
  • Large altitude changes.

AUTO baru diperluas setelah flight sederhana lulus.

11.6.10 Empty-flight acceptance

  • All requested modes function.
  • No EKF failsafe.
  • No thrust-loss warning.
  • No yaw-imbalance warning.
  • No sustained vibration issue.
  • No motor saturation.
  • No temperature exceedance.
  • Battery telemetry valid.
  • RTL and LAND successful.
  • Data logs complete.
  • Post-flight fastener inspection pass.

11.7 Progressive payload test

Payload dinaikkan bertahap:

StagePayloadPersentase
PL-000 kg0\ \mathrm{kg}00%
PL-255 kg5\ \mathrm{kg}2525%
PL-5010 kg10\ \mathrm{kg}5050%
PL-7515 kg15\ \mathrm{kg}7575%
PL-10020 kg20\ \mathrm{kg}100100%

11.7.1 Payload medium

Gunakan dua tahap:

  1. Secured solid ballast untuk initial control assessment.
  2. Water payload untuk slosh and operational behavior.

Solid ballast harus:

  • Terletak pada CG tangki.
  • Terkunci.
  • Tidak mengubah load path.
  • Tidak menjadi projectile.
  • Mempunyai massa terukur.

Water test wajib karena solid ballast tidak memodelkan sloshing.

11.7.2 CG verification

Sebelum setiap stage:

xCG=∑mixi∑mix_{\text{CG}} = \frac{ \sum m_ix_i }{ \sum m_i }
yCG=∑miyi∑miy_{\text{CG}} = \frac{ \sum m_iy_i }{ \sum m_i }

Requirement:

xCG2+yCG2≤30 mm\boxed{ \sqrt{ x_{\text{CG}}^2+y_{\text{CG}}^2 } \le 30\ \mathrm{mm} }

11.7.3 Test profile per stage

Each payload stage:

  1. Short Stabilize hover.
  2. AltHold.
  3. Loiter.
  4. Slow translation.
  5. Controlled stop.
  6. Small yaw.
  7. Small climb.
  8. Small descent.
  9. LAND.
  10. Post-flight review.

After initial pass:

  1. RTL.
  2. Short AUTO.
  3. Turn maneuver.
  4. Simulated spray-speed pass.

11.7.4 Hover thrust utilization

Measured hover utilization:

Ui=ui,hoverumax⁡×100%U_i = \frac{ u_{i,\text{hover}} }{ u_{\max} } \times100\%

Mean utilization:

U‾=16∑i=16Ui\overline{U} = \frac{1}{6} \sum_{i=1}^{6}U_i

Control reserve:

Ru=100%−Umax⁡,hoverR_u = 100\% - U_{\max,\text{hover}}

Initial full-payload target:

Ru≥20%\boxed{ R_u \ge 20\% }

Target ini merupakan internal control-authority requirement. Jika motor hover command telah berada di atas 80%, gust dan attitude correction margin menjadi terlalu kecil.

11.7.5 Motor balance

Motor-output spread:

Δu=umax⁡−umin⁡\Delta u = u_{\max} - u_{\min}

Normalized spread:

ϵu=umax⁡−umin⁡u‾×100%\epsilon_u = \frac{ u_{\max} - u_{\min} }{ \overline{u} } \times100\%

Large persistent spread dapat menunjukkan:

  • CG error.
  • Motor mismatch.
  • Arm geometry error.
  • Motor tilt.
  • Propeller mismatch.
  • Wind.
  • Yaw torque imbalance.

Initial steady-hover acceptance:

ϵu≤15%\boxed{ \epsilon_u \le 15\% }

pada calm-air segment.

11.7.6 Payload-stage gate

Stage berikutnya hanya dilakukan jika:

  • Hover stable.
  • Motor reserve sufficient.
  • No thermal anomaly.
  • No vibration growth.
  • No fastener movement.
  • No arm/joint damage.
  • Battery sag acceptable.
  • Landing controlled.
  • Log reviewed.
  • Test Director approves.
Rendering diagram...

11.7.7 Water slosh test

At 50% tank volume, perform:

  • Straight acceleration.
  • Straight deceleration.
  • 90∘90^\circ turn.
  • 180∘180^\circ turn.
  • Short hover after stop.

Analyze:

  • Attitude overshoot.
  • Position overshoot.
  • Motor imbalance.
  • Oscillation duration.
  • Tank restraint movement.

Settling time:

ts=t(∣e(t)∣≤eband)−tmaneuver-endt_s = t \left( \left| e(t) \right| \le e_{\text{band}} \right) - t_{\text{maneuver-end}}

Initial target:

ts≤3 s\boxed{ t_s \le 3\ \mathrm{s} }

for attitude and position to return to the defined steady-state band after moderate maneuver.

11.8 Water spray test

Water spray test dilakukan sebelum seluruh chemical validation.

Test dibagi menjadi:

  1. Static hydraulic test.
  2. Restrained rotor-on pattern test.
  3. Free-flight water test.
  4. Deposition and drift test.

11.8.1 Static test

Verify:

  • Priming.
  • Flow.
  • Pressure.
  • Valve.
  • Shutoff.
  • Return line.
  • Leakage.
  • Individual nozzle flow.

Nozzle flow mean:

Q‾n=14∑i=14Qi\overline{Q}_{n} = \frac{ 1 }{ 4 } \sum_{i=1}^{4}Q_i

Nozzle deviation:

ϵn,i=Qi−Q‾nQ‾n×100%\epsilon_{n,i} = \frac{ Q_i-\overline{Q}_{n} }{ \overline{Q}_{n} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵn,i∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_{n,i} \right| \le 5\% }

11.8.2 Flow-control test

Target flow generated from:

Qtarget=Rvw6010000Q_{\text{target}} = \frac{ Rvw60 }{ 10000 }

Steady-state error:

eQ=Qmeasured−Qtargete_Q = Q_{\text{measured}} - Q_{\text{target}}

Percentage error:

ϵQ=eQQtarget×100%\epsilon_Q = \frac{ e_Q }{ Q_{\text{target}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵQ∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_Q \right| \le 5\% }

11.8.3 Step response

Flow step:

Q1→Q2Q_1 \rightarrow Q_2

Evaluate:

  • Delay time.
  • Rise time.
  • Peak flow.
  • Overshoot.
  • Settling time.
  • Steady-state error.

Overshoot:

Mp=Qpeak−QtargetQtarget×100%M_p = \frac{ Q_{\text{peak}} - Q_{\text{target}} }{ Q_{\text{target}} } \times100\%

Acceptance:

Mp≤10%\boxed{ M_p \le 10\% }
tr≤1.5 s\boxed{ t_r \le 1.5\ \mathrm{s} }
ts≤2.0 s\boxed{ t_s \le 2.0\ \mathrm{s} }

11.8.4 Shutoff test

Shutoff distance:

dshutoff=vtshutoffd_{\text{shutoff}} = v t_{\text{shutoff}}

Pada:

v=5 m/sv = 5\ \mathrm{m/s}

dan:

tshutoff=0.5 st_{\text{shutoff}} = 0.5\ \mathrm{s}

diperoleh:

dshutoff=2.5 m\boxed{ d_{\text{shutoff}} = 2.5\ \mathrm{m} }

Mission boundary lead and lag harus memasukkan jarak tersebut.

11.8.5 Coverage test

Coverage test menggunakan:

  • Water-sensitive paper.
  • Collection trays.
  • Approved tracer.
  • Grid sampling.

Test matrix:

VariableLevels
Height22, 33, 4 m4\ \mathrm{m}
Speed33, 55, 7 m/s7\ \mathrm{m/s}
FlowSesuai application rate
WindCalm dan approved upper condition
Tank stateFull, half, low
Flight directionUpwind, downwind, crosswind

Tidak seluruh kombinasi harus diterbangkan sekaligus. Gunakan Design of Experiments yang mengutamakan worst cases.

11.8.6 Deposition uniformity

Untuk collection points xix_i:

x‾=1N∑i=1Nxi\overline{x} = \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N}x_i

Standard deviation:

s=∑i=1N(xi−x‾)2N−1s = \sqrt{ \frac{ \sum_{i=1}^{N} \left( x_i-\overline{x} \right)^2 }{ N-1 } }

Coefficient of variation:

CV=sx‾×100%CV = \frac{ s }{ \overline{x} } \times100\%

Initial acceptance:

CV≤15%\boxed{ CV \le 15\% }

inside validated effective swath.

Edge samples di luar swath tidak dimasukkan untuk membuat nilai CV terlihat lebih baik. Batas effective swath harus didefinisikan sebelum menghitung CV final.

11.8.7 Effective swath

Define minimum accepted deposition:

xmin⁡=kdx‾centerx_{\min} = k_d\overline{x}_{\text{center}}

Dengan internal initial value:

kd=0.70k_d = 0.70

Effective swath adalah interval lintas jalur tempat:

x(y)≥0.70x‾centerx(y) \ge 0.70\overline{x}_{\text{center}}

Nilai 70% merupakan initial engineering criterion. Final criterion harus disetujui agronomist dan sesuai metode aplikasi.

11.8.8 Application-rate validation

Applied volume:

Vapplied=∫Q(t),dtV_{\text{applied}} = \int Q(t),dt

Treated area:

Atreated=∫v(t)weffective,dtA_{\text{treated}} = \int v(t)w_{\text{effective}},dt

Actual application rate:

Ractual=10000VappliedAtreatedR_{\text{actual}} = 10000 \frac{ V_{\text{applied}} }{ A_{\text{treated}} }

dengan VV dalam liter dan AA dalam m2\mathrm{m^2}.

Application-rate error:

ϵR=Ractual−RcommandRcommand×100%\epsilon_R = \frac{ R_{\text{actual}} - R_{\text{command}} }{ R_{\text{command}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵR∣≤10%\boxed{ \left| \epsilon_R \right| \le 10\% }

System flow loop tetap ditargetkan ±5\pm5%, sedangkan field application-rate tolerance lebih luas karena mencakup swath, turn, wind, dan deposition uncertainty.

11.8.9 Drift test

Place collectors:

  • Inside swath.
  • At swath edge.
  • Downwind 11, 22, 55, dan 10 m10\ \mathrm{m}.
  • Upwind control point.

Drift fraction:

Df=Moutside-targetMtotal-collected×100%D_f = \frac{ M_{\text{outside-target}} }{ M_{\text{total-collected}} } \times100\%

Karena allowable drift bergantung label chemical, crop, nozzle, jurisdiction, dan risk assessment, bab ini tidak menetapkan satu universal numerical limit.

Water/tracer validation harus menentukan:

  • Relative drift versus height.
  • Relative drift versus speed.
  • Relative drift versus wind.
  • Relative drift versus flow.
  • Edge deposition.

11.8.10 Water-spray flight acceptance

  • Flow error within limit.
  • Pressure stable.
  • No nozzle blockage.
  • No air ingestion.
  • No leak.
  • Sprayer stops at turn.
  • Sprayer remains off outside polygon.
  • Rangefinder remains healthy.
  • GNSS remains healthy.
  • No compass interference.
  • Flight stability unchanged.
  • Coverage CV within target.
  • Effective swath established.
  • Drift envelope documented.

11.9 Full mission test

Full mission test merupakan pengujian satu siklus operasi lengkap menggunakan air atau approved tracer.

11.9.1 Mission profile

Rendering diagram...

11.9.2 Preflight conditions

  • Battery approved.
  • Cell balance approved.
  • Tank filled to measured 20 L20\ \mathrm{L} or specified mission volume.
  • CG within envelope.
  • Wind below limit.
  • RTK Fixed.
  • Geofence active.
  • Mission read-back verified.
  • Sprayer calibration valid.
  • Flowmeter zero valid.
  • Pressure sensor zero valid.
  • Valve feedback valid.
  • Emergency landing zone clear.

11.9.3 Mission segments

SegmentData utama
TakeoffPeak current, attitude, CG response
TransitSpeed, power, position
EntryFlow rise time, lead distance
Straight sprayFlow error, height, cross-track
TurnFlow shutoff, overshoot, slosh
Re-entryFlow settling, position
ExitShutoff response
RTLEnergy, path, payload off
LANDDescent, rangefinder, reserve

11.9.4 Cross-track error

For each sample:

eXT,i=d(pi,planned path)e_{\text{XT},i} = d \left( \mathbf{p}_i, \text{planned path} \right)

RMS cross-track error:

eXT,RMS=1N∑i=1NeXT,i2e_{\text{XT,RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N} e_{\text{XT},i}^2 }

Requirement:

eXT,RMS≤0.30 m\boxed{ e_{\text{XT,RMS}} \le 0.30\ \mathrm{m} }

Maximum cross-track error juga dicatat:

eXT,max=max⁡∣eXT,i∣e_{\text{XT,max}} = \max \left| e_{\text{XT},i} \right|

Initial maximum target:

eXT,max≤0.75 m\boxed{ e_{\text{XT,max}} \le 0.75\ \mathrm{m} }

excluding intentional turns.

11.9.5 Height tracking

Surface-height error:

eh=hmeasured−hcommande_h = h_{\text{measured}} - h_{\text{command}}

RMS:

eh,RMS=1N∑i=1Neh,i2e_{h,\text{RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N}e_{h,i}^2 }

Initial acceptance:

eh,RMS≤0.30 m\boxed{ e_{h,\text{RMS}} \le 0.30\ \mathrm{m} }

and:

∣eh∣max⁡≤0.75 m\boxed{ \left| e_h \right|_{\max} \le 0.75\ \mathrm{m} }

for validated surface types.

Surface tracking uses rangefinder at low altitude, while autonomous terrain following can use terrain data. These two functions are not interchangeable and must be tested separately. (ArduPilot.org)

11.9.6 Energy and reserve

Battery energy used:

Eused=∫V(t)I(t),dtE_{\text{used}} = \int V(t)I(t),dt

When tt is in seconds:

Eused,Wh=13600∫V(t)I(t),dtE_{\text{used,Wh}} = \frac{1}{3600} \int V(t)I(t),dt

Capacity used:

Cused,Ah=13600∫I(t),dtC_{\text{used,Ah}} = \frac{1}{3600} \int I(t),dt

Landing reserve:

RC=1−CusedCavailableR_C = 1 - \frac{ C_{\text{used}} }{ C_{\text{available}} }

Requirement:

RC≥25%\boxed{ R_C \ge 25\% }

Battery failsafe depends on working voltage/current measurement and can be configured from voltage or remaining capacity thresholds. (ArduPilot.org)

11.9.7 Full-mission repeatability

Perform minimum three complete runs:

n≥3n \ge 3

Metrics:

  • Mission time.
  • Energy used.
  • Volume applied.
  • Application rate.
  • Cross-track RMS.
  • Height RMS.
  • Flow error.
  • Landing reserve.

For metric xx:

CVx=sxx‾×100%CV_x = \frac{ s_x }{ \overline{x} } \times100\%

Initial repeatability target:

CVx≤10%\boxed{ CV_x \le 10\% }

for energy, mission time, and applied volume under comparable conditions.

11.9.8 Full-mission acceptance

  • Takeoff stable.
  • RTK remains acceptable.
  • Cross-track RMS within limit.
  • Height RMS within limit.
  • Flow error within limit.
  • Sprayer off during turns.
  • Sprayer off outside polygon.
  • No uncontrolled leak.
  • Mission completes.
  • RTL and LAND complete.
  • Landing reserve ≥25\ge25%.
  • No critical warning.
  • No hardware damage.
  • Three-run repeatability acceptable.

11.10 Log analysis

Log analysis dilakukan setelah setiap ground test dengan propeller dan setiap flight test.

ArduPilot menyediakan DataFlash onboard logs dan Mission Planner telemetry logs. DataFlash menyimpan flight-controller data dengan detail tinggi, sedangkan telemetry log hanya memuat data yang berhasil dikirim ke GCS. (ArduPilot.org)

11.10.1 Data sources

SourceFile
ArduPilot DataFlash.bin
Mission Planner telemetry.tlog
ESC internal logVendor format
Payload controller.csv atau binary
Thermal logger.csv
Thrust stand.csv
Weather station.csv
Video.mp4
Test notes.yaml atau .pdf

11.10.2 Time synchronization

For source ii:

tUTC=ti+Δtit_{\text{UTC}} = t_i + \Delta t_i

Alignment event:

  • Arm event.
  • Pump-command edge.
  • LED flash.
  • Audible marker.
  • Digital trigger.

All plots must state:

  • Time base.
  • Applied offset.
  • Sampling frequency.
  • Missing-data treatment.

11.10.3 Vibration

ArduPilot vibration analysis uses VIBE and clipping counts. High vibration can corrupt altitude and horizontal position estimates and degrade AltHold, Loiter, and AUTO performance. (ArduPilot.org)

Analyze:

  • VibeX.
  • VibeY.
  • VibeZ.
  • Clip0.
  • Clip1.
  • Clip2.
  • FFT.
  • RPM correlation.

RMS vibration:

VRMS=1N∑i=1NVi2V_{\text{RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N}V_i^2 }

Peak:

Vpeak=max⁡∣Vi∣V_{\text{peak}} = \max \left| V_i \right|

Initial acceptance:

  • Most stable-hover vibration below approximately 30 m/s230\ \mathrm{m/s^2}.
  • Clipping does not continuously increase.
  • No narrow structural resonance causing attitude oscillation.

The 30 m/s230\ \mathrm{m/s^2} value follows ArduPilot guidance as a diagnostic region, not as a structural qualification limit. (ArduPilot.org)

11.10.4 EKF analysis

Analyze:

  • Position innovation.
  • Velocity innovation.
  • Height innovation.
  • Magnetometer innovation.
  • Innovation variances.
  • Lane switches.
  • EKF failsafe flags.
  • GPS quality.

Normalized innovation:

νn=νS\nu_n = \frac{ \nu }{ \sqrt{S} }

dengan:

  • ν\nu: innovation.
  • SS: innovation variance.

Large sustained normalized innovation menunjukkan measurement tidak konsisten dengan filter estimate.

Acceptance:

  • No EKF failsafe.
  • No unexplained lane switching.
  • Innovation remains bounded.
  • GNSS transition does not create position jump.
  • Rangefinder fusion does not produce height discontinuity.

11.10.5 Compass analysis

Analyze:

  • Field magnitude.
  • Heading.
  • Current correlation.
  • Pump correlation.
  • Motor-command correlation.
  • Compass priority.
  • Compass variance.

Current-correlation coefficient:

rBI=cov⁡(B,I)σBσIr_{BI} = \frac{ \operatorname{cov} \left( B,I \right) }{ \sigma_B\sigma_I }

Strong correlation between magnetic field and propulsion current indicates installation interference.

Compass interference test phases:

  1. Avionics only.
  2. Pump on.
  3. Low motor command.
  4. Hover command.
  5. High transient.

Acceptance:

  • External compass remains primary.
  • No compass variance warning.
  • Heading does not jump with pump operation.
  • Magnetic field remains consistent enough for EKF.

Loiter performance requires good GPS, low compass interference, and low vibration. (ArduPilot.org)

11.10.6 Motor-output analysis

Motor command mean:

u‾=16∑i=16ui\overline{u} = \frac{1}{6} \sum_{i=1}^{6}u_i

Motor-output imbalance:

ϵu,i=ui−u‾u‾×100%\epsilon_{u,i} = \frac{ u_i-\overline{u} }{ \overline{u} } \times100\%

Check:

  • Persistent high motor.
  • Persistent low motor.
  • Saturation.
  • Roll/pitch correction.
  • Yaw correction.
  • Correlation with wind and CG.

Thrust-loss or yaw-imbalance messages must trigger engineering review even if the flight appeared visually stable.

11.10.7 RPM analysis

Mean RPM:

RPM‾=16∑i=16RPMi\overline{RPM} = \frac{1}{6} \sum_{i=1}^{6}RPM_i

RPM residual:

rRPM,i=RPMi−RPM^ir_{\text{RPM},i} = RPM_i-\widehat{RPM}_i

where RPM^i\widehat{RPM}_i is the expected RPM from command, voltage, and thrust map.

RPM mismatch:

ϵRPM,i=RPMi−RPM‾RPM‾×100%\epsilon_{\text{RPM},i} = \frac{ RPM_i-\overline{RPM} }{ \overline{RPM} } \times100\%

Analyze:

  • RPM dropout.
  • Telemetry scaling.
  • Sudden RPM loss.
  • RPM-command hysteresis.
  • RPM-current mismatch.
  • RPM-temperature trend.

11.10.8 Voltage sag

Instantaneous sag:

Vsag=Vbaseline−VloadV_{\text{sag}} = V_{\text{baseline}} - V_{\text{load}}

Estimated total resistance:

Rtotal=ΔVΔIR_{\text{total}} = \frac{ \Delta V }{ \Delta I }

Trend resistance across flights:

ΔR=Rcurrent−Rbaseline\Delta R = R_{\text{current}} - R_{\text{baseline}}

Analyze:

  • Takeoff sag.
  • Full-payload hover sag.
  • Turn transient.
  • Pump startup.
  • End-of-flight sag.
  • Connector contribution.
  • Cell-level minimum if available.

Voltage threshold final harus didasarkan pada loaded behavior, bukan open-circuit voltage saja.

11.10.9 Current and power

Power:

P(t)=V(t)I(t)P(t) = V(t)I(t)

Mean power over segment:

Pavg=1t2−t1∫t1t2P(t),dtP_{\text{avg}} = \frac{ 1 }{ t_2-t_1 } \int_{t_1}^{t_2}P(t),dt

Peak current:

Ipeak=max⁡I(t)I_{\text{peak}} = \max I(t)

Analyze:

  • Full-payload hover.
  • Climb.
  • Turn.
  • Pump operation.
  • RTL.
  • Landing.

Compare total current with sum of ESC telemetry:

Iresidual=Imain−∑i=16IESC,i−IauxI_{\text{residual}} = I_{\text{main}} - \sum_{i=1}^{6}I_{\text{ESC},i} - I_{\text{aux}}

Large residual can indicate:

  • Sensor calibration error.
  • Missing ESC telemetry.
  • Auxiliary load.
  • Sign convention error.
  • Time misalignment.

11.10.10 Temperature

Analyze:

  • Battery.
  • Main connector.
  • Main fuse.
  • Busbar.
  • Current sensor.
  • ESCs.
  • Motors.
  • DC-DC.
  • Pump.
  • Payload electronics.

Temperature rise:

ΔTi=Ti−Tambient\Delta T_i = T_i-T_{\text{ambient}}

Maximum temperature:

Ti,max⁡=max⁡Ti(t)T_{i,\max} = \max T_i(t)

Temperature slope:

T˙i=dTidt\dot{T}_i = \frac{ dT_i }{ dt }

A component that remains under an absolute temperature limit but has continuously increasing T˙\dot{T} may still fail on a longer mission.

11.10.11 Position error

Cross-track RMS:

eXT,RMS=1N∑i=1NeXT,i2e_{\text{XT,RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N} e_{\text{XT},i}^2 }

Along-track error:

eAT=sactual−scommande_{\text{AT}} = s_{\text{actual}} - s_{\text{command}}

Analyze separately:

  • Straight segments.
  • Entry.
  • Exit.
  • Turns.
  • RTL.
  • Landing.

Do not combine turn errors into straight-line cross-track requirement.

11.10.12 Flow error

Flow error:

eQ(t)=Qtarget(t)−Qmeasured(t)e_Q(t) = Q_{\text{target}}(t) - Q_{\text{measured}}(t)

Mean absolute error:

MAEQ=1N∑i=1N∣eQ,i∣MAE_Q = \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N} \left| e_{Q,i} \right|

RMS error:

RMSEQ=1N∑i=1NeQ,i2RMSE_Q = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N} e_{Q,i}^2 }

Normalized RMS:

NRMSEQ=RMSEQQ‾target×100%NRMSE_Q = \frac{ RMSE_Q }{ \overline{Q}_{\text{target}} } \times100\%

Steady-state acceptance:

NRMSEQ≤5%\boxed{ NRMSE_Q \le 5\% }

Analyze separately:

  • Flow rise.
  • Steady spray.
  • Turn shutoff.
  • Re-entry.
  • Tank-near-empty.
  • Pressure transient.

11.10.13 Pump and hydraulic fault analysis

Correlate:

  • Pump PWM.
  • Flow.
  • Pressure.
  • Current.
  • Valve command.
  • Valve feedback.
  • Tank volume estimate.

Examples:

PatternPossible cause
Command high, flow low, pressure highBlockage
Command high, flow low, pressure lowEmpty tank or suction leak
Flow high, pressure lowHose rupture or bypass fault
Current high, flow lowPump jam
Flow oscillatory, pressure stableBubble or sensor noise
Flow zero, valve feedback openValve or pump failure

11.10.14 Flight-test review flow

Rendering diagram...

11.11 Test-result register

Test IDTestStatus sebelum eksekusi
CT-MOT-001MotorPLANNED
CT-ESC-001ESCPLANNED
CT-PROP-001PropellerPLANNED
CT-BAT-001BatteryPLANNED
CT-PUMP-001PumpPLANNED
CT-FLOW-001FlowmeterPLANNED
CT-VALVE-001ValvePLANNED
CT-GNSS-001GNSSPLANNED
CT-RNG-001RangefinderPLANNED
SITL-001–012Simulation suitePLANNED
DIT-001Dry integrationPLANNED
PB-001Propulsion benchPLANNED
RGT-001Restrained testHOLD
FT-EMPTY-001Empty flightHOLD
FT-PL-2525% payloadHOLD
FT-PL-5050% payloadHOLD
FT-PL-7575% payloadHOLD
FT-PL-100100% payloadHOLD
FT-SPR-001Water sprayHOLD
FT-MIS-001Full missionHOLD

11.12 Release gate

Bab 11 dinyatakan lulus jika:

AreaAcceptance
Component testSeluruh critical component pass
SITLSeluruh nominal dan failsafe scenarios pass
Dry integrationNo wrong mapping atau unsafe output
Propulsion benchThrust, current, RPM, thermal pass
Restrained testFixture dan vehicle pass
Empty flightStabilize sampai AUTO pass
Progressive payloadSeluruh tahap pass
Water sprayFlow, coverage, shutoff, drift characterized
Full missionTiga mission repeatable
Log analysisNo unresolved anomaly
NCRZero critical dan major open
ConfigurationHash dan revisions recorded
Structural holdClosed

Requirement update

IDRequirementVerification Bab 11Status
PROP-001Hover pada MTOWBench, restrained, full-payload flightHOLD
PROP-002Thrust reservePropulsion bench dan flight logHOLD
PROP-003Current dan thermal marginBench dan flightPLANNED
PWR-001Endurance ≥10 min\ge10\ \mathrm{min}Full missionHOLD
PWR-002Landing reserve ≥25\ge25%Full missionHOLD
PWR-005FC power failoverDry integrationPLANNED
PWR-006Power-monitor accuracyComponent testPLANNED
NAV-001Cross-track RMS ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}AUTO/full missionHOLD
NAV-002Height controlWater flight/full missionHOLD
NAV-004RTK Fixed precision missionGNSS and flight testHOLD
COM-001RC abortSITL, dry, flightHOLD
COM-002Mission monitoringSITL and AUTOPLANNED
SPR-00120 L/ha20\ \mathrm{L/ha}Water missionHOLD
SPR-003Variable flowHydraulic and flight testPLANNED
SPR-004Flow accuracy ±5\pm5%Bench and flightPLANNED
SPR-008Effective swathCoverage testHOLD
SAF-004Motor-fault responseSITL only pada tahap iniPARTIAL
SAF-006Total Herelink lossSITL, dry, flightHOLD
SAF-007Hose-rupture responseFault-injection benchPLANNED
SAF-008Pump-blockage responseFault-injection benchPLANNED
SAF-010Independent pump shutdownDry and water testPLANNED

Ringkasan Bab 11

Bab ini menetapkan bahwa:

  • Pengujian dimulai dari komponen dan SITL sebelum kendaraan lengkap diberi energi tinggi.
  • Propeller harus dilepas selama dry integration dan motor-mapping test.
  • Motor, ESC, propeller, battery, pompa, flowmeter, valve, GNSS, dan rangefinder mempunyai test procedure tersendiri.
  • SITL menguji mission, AUTO, RTL, LAND, geofence, link loss, navigation fault, dan sprayer logic.
  • SITL tidak menggantikan hardware test.
  • Propulsion bench mengukur thrust, current, RPM, efficiency, thermal behavior, dan vibration.
  • Restrained test wajib menggunakan fixture yang dianalisis, bukan tether sederhana.
  • Flight test dimulai dari tangki kosong dan mode Stabilize.
  • AltHold dan Loiter harus lulus sebelum AUTO.
  • Payload dinaikkan menjadi 55, 1010, 1515, dan 20 kg20\ \mathrm{kg} secara bertahap.
  • Water spray test memverifikasi flow, pressure, shutoff, coverage, effective swath, uniformity, dan drift.
  • Full mission harus mencakup takeoff sampai landing serta menghasilkan reserve minimum 25%.
  • DataFlash, telemetry, ESC, payload, thermal, dan weather logs harus dianalisis bersama.
  • Flight progression hanya boleh dilanjutkan setelah log dan post-test inspection disetujui.
  • Seluruh flight test tetap HOLD sampai konflik struktur G620 dan propeller 36 inci diselesaikan.

Referensi bab

  1. ArduPilot — motor connection, motor-number test, dan larangan memasang propeller selama motor test. (ArduPilot.org)
  2. ArduPilot — SITL simulation dan simulation fault parameters. (ArduPilot.org)
  3. ArduPilot — Stabilize, AltHold, Loiter, AUTO, RTL, dan LAND. (ArduPilot.org)
  4. ArduPilot — initial flight, tuning order, dan motor-orientation checks. (ArduPilot.org)
  5. ArduPilot — DataFlash, telemetry logs, vibration, dan log-message definitions. (ArduPilot.org)
  6. ArduPilot — battery monitor dan battery failsafe. (ArduPilot.org)
  7. ArduPilot — surface tracking serta autonomous terrain following. (ArduPilot.org)
  8. Hobbywing — X9 G2L thrust, current, voltage, PWM, CAN, motor, propeller, dan test precautions. (HOBBYWING)
  9. Aichi Tokei Denki — VN10S flow range, supply, response, frequency output, dan fluid requirements.
  10. CubePilot — Here4 GNSS dan RTK capability. (CubePilot)

Kembali ke Atas

12. Acceptance Criteria

Bab ini menetapkan batas kelulusan final untuk kendaraan AGHEX-20-R1. Acceptance bukan sekadar pernyataan bahwa kendaraan “dapat terbang” atau “pompa bekerja”. Setiap keputusan harus didukung oleh:

  • Requirement yang telah disetujui.
  • Metode pengujian yang terkendali.
  • Data pengukuran.
  • Measurement uncertainty.
  • Configuration fingerprint.
  • Test report yang disetujui.
  • Tidak adanya defect kritis atau mayor yang masih terbuka.

Status akhir hanya dapat diberikan kepada satu konfigurasi spesifik:

acceptanceConfiguration:
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  designRevision: R1
  bomRevision: PENDING-AS-BUILT
  drawingRevision: PENDING-AS-BUILT
  firmwareVersion: ArduCopter-4.6.3
  parameterRevision: PENDING-FINAL
  payloadFirmwareRevision: PENDING-FINAL
  configurationHash: PENDING
  acceptanceStatus: HOLD

Acceptance mengikuti alur berikut:

Rendering diagram...

12.0 Aturan keputusan acceptance

12.0.1 Status acceptance

StatusMakna
PASSSeluruh acceptance criteria terpenuhi
FAILSatu atau lebih criteria tidak terpenuhi
HOLDEvidence belum cukup atau terdapat unresolved dependency
N/ARequirement tidak berlaku dan telah disetujui secara formal
CLOSED-NCRPernah gagal, corrective action dan retest telah lulus

CONDITIONAL PASS tidak digunakan untuk item keselamatan kritis. Item kritis hanya boleh berstatus:

PASS
FAIL
HOLD

12.0.2 Acceptance dengan measurement uncertainty

Untuk requirement maksimum:

x≤Lmax⁡x \le L_{\max}

kelulusan diberikan jika:

x+U≤Lmax⁡\boxed{ x+U \le L_{\max} }

Untuk requirement minimum:

x≥Lmin⁡x \ge L_{\min}

kelulusan diberikan jika:

x−U≥Lmin⁡\boxed{ x-U \ge L_{\min} }

Untuk requirement dua sisi:

Lmin⁡≤x≤Lmax⁡L_{\min} \le x \le L_{\max}

kelulusan diberikan jika:

Lmin⁡+U≤x≤Lmax⁡−U\boxed{ L_{\min}+U \le x \le L_{\max}-U }

dengan:

  • xx: hasil pengukuran.
  • UU: expanded measurement uncertainty.
  • Lmin⁡L_{\min}: batas minimum requirement.
  • Lmax⁡L_{\max}: batas maksimum requirement.

Jika uncertainty tidak diketahui, data tidak dapat digunakan sebagai final acceptance evidence.

12.0.3 Hierarki acceptance criteria

Urutan prioritas:

  1. Batas wajib hukum atau regulator.
  2. Batas eksplisit pabrikan.
  3. Requirement sistem yang disetujui.
  4. Batas hasil qualification test.
  5. Internal engineering limit.
  6. Advisory atau target optimasi.

Jika dua batas berbeda, gunakan batas yang lebih ketat.

12.0.4 Mandatory acceptance evidence

Setiap item PASS harus mempunyai:

acceptanceEvidence:
  requirementId: PENDING
  testId: PENDING
  testReport: PENDING
  rawDataHash: PENDING
  equipmentCalibrationIds: []
  measuredResult: PENDING
  measurementUncertainty: PENDING
  acceptanceLimit: PENDING
  decision: PENDING
  reviewer: PENDING
  approvalDate: PENDING

12.1 Mechanical acceptance

Mechanical acceptance membuktikan bahwa struktur:

  • Tidak rusak.
  • Tidak mengalami permanent deformation yang berbahaya.
  • Tidak mempunyai joint yang bergeser.
  • Mampu mempertahankan geometri rotor.
  • Mampu menahan baterai dan tangki.
  • Tidak memungkinkan kabel, hose, boom, atau landing gear masuk ke rotor envelope.

12.1.1 Visual acceptance

Kendaraan dinyatakan lulus hanya jika tidak ditemukan:

  • Retak pada carbon tube.
  • Delamination.
  • Crushing pada arm.
  • Retak pada center plate.
  • Retak pada motor mount.
  • Deformasi landing gear.
  • Crack pada battery tray.
  • Crack pada tank bracket.
  • Damage pada folding joint.
  • Corrosion.
  • Chemical attack.
  • Heat discoloration.
  • Fastener hole elongation.
  • Propeller damage.

Acceptance:

Ncritical-structural-defect=0\boxed{ N_{\text{critical-structural-defect}} = 0 }

Defect kosmetik hanya dapat diterima jika terbukti tidak memengaruhi:

  • Strength.
  • Stiffness.
  • Environmental protection.
  • Fatigue life.
  • Inspection visibility.

12.1.2 Fastener acceptance

Setiap critical fastener harus mempunyai:

  • Correct part number.
  • Correct length.
  • Correct washer dan nut.
  • Thread engagement cukup.
  • Torque record.
  • Valid torque-tool calibration.
  • Approved threadlocker bila diwajibkan.
  • Witness mark.
  • Tidak ada movement setelah test.

Critical fastener movement dinilai dari witness mark dan dimensional inspection.

Acceptance:

Nloose-critical-fastener=0\boxed{ N_{\text{loose-critical-fastener}} = 0 }

Witness mark tidak menggantikan torque record.

12.1.3 Permanent deflection

Permanent deflection:

δperm=δafter−δbefore\delta_{\text{perm}} = \delta_{\text{after}} - \delta_{\text{before}}

Untuk motor-center position setelah acceptance load:

∣δperm∣≤1.0 mm\boxed{ \left| \delta_{\text{perm}} \right| \le 1.0\ \mathrm{mm} }

Untuk folding joint dan structural interface:

∣δjoint,perm∣≤0.5 mm\boxed{ \left| \delta_{\text{joint,perm}} \right| \le 0.5\ \mathrm{mm} }

Batas tersebut merupakan internal acceptance limit. Nilai yang lebih kecil dapat diberlakukan jika dibutuhkan untuk mempertahankan rotor clearance.

Tidak boleh terdapat:

  • Progressive deformation antar-load cycle.
  • Audible cracking.
  • Joint slip.
  • Fiber whitening.
  • Rivet movement.
  • Clamp movement.

12.1.4 Arm deflection

Loaded arm deflection:

δi=zi,loaded−zi,unloaded\delta_i = z_{i,\text{loaded}} - z_{i,\text{unloaded}}

Differential deflection:

Δδ=δmax⁡−δmin⁡\Delta\delta = \delta_{\max} - \delta_{\min}

Tidak digunakan satu angka defleksi universal tanpa mempertimbangkan clearance. Acceptance utama adalah operational rotor clearance:

coper=cstatic−δarm−δjoint−δprop−δtolerancec_{\text{oper}} = c_{\text{static}} - \delta_{\text{arm}} - \delta_{\text{joint}} - \delta_{\text{prop}} - \delta_{\text{tolerance}}

Requirement:

coper,min≥25 mm\boxed{ c_{\text{oper,min}} \ge 25\ \mathrm{mm} }

12.1.5 Static propeller clearance

Static clearance minimum:

cstatic,min≥50 mm\boxed{ c_{\text{static,min}} \ge 50\ \mathrm{mm} }

Clearance diukur terhadap:

  • Propeller bersebelahan.
  • Boom.
  • Hose.
  • Cable.
  • GNSS mast.
  • Antenna.
  • Landing gear.
  • Tank.
  • Battery restraint.
  • Frame cover.

Pengukuran dilakukan pada kondisi worst case:

  • Arm lock tolerance maksimum.
  • Boom terdefleksi.
  • Propeller unfolded.
  • Landing gear loaded.
  • Hose bertekanan.
  • Cable service loop bergerak.
  • Tank penuh.

12.1.6 Folding-joint acceptance

Angular free play:

θplay=θmax⁡−θmin⁡\theta_{\text{play}} = \theta_{\max} - \theta_{\min}

Acceptance:

θplay≤0.25∘\boxed{ \theta_{\text{play}} \le 0.25^\circ }

Selain itu:

  • Primary lock harus fully engaged.
  • Secondary lock harus terpasang.
  • Tidak ada false-lock condition.
  • Kabel dan hose tidak terjepit.
  • Joint tidak terbuka akibat vibration test.
  • Witness mark tidak bergerak.

12.1.7 Tank restraint

Tank displacement:

dtank=Δx2+Δy2+Δz2d_{\text{tank}} = \sqrt{ \Delta x^2+ \Delta y^2+ \Delta z^2 }

Acceptance setelah load, vibration, dan full-mission test:

dtank≤5 mm\boxed{ d_{\text{tank}} \le 5\ \mathrm{mm} }

Syarat tambahan:

  • Primary restraint tetap terkunci.
  • Secondary restraint tidak bergeser.
  • Outlet tidak terbebani oleh tank mass.
  • Vent tidak tertutup.
  • Tidak ada contact dengan rotor envelope.
  • Tidak ada wear pada tank wall.
  • Tidak ada leak.
  • Tidak ada deformation permanen.

12.1.8 Battery restraint

Battery displacement:

dbattery=Δx2+Δy2+Δz2d_{\text{battery}} = \sqrt{ \Delta x^2+ \Delta y^2+ \Delta z^2 }

Acceptance:

dbattery≤3 mm\boxed{ d_{\text{battery}} \le 3\ \mathrm{mm} }

Baterai juga harus:

  • Tidak dapat keluar dari tray jika primary strap gagal.
  • Tidak menekan connector.
  • Tidak bergerak saat landing test.
  • Tidak menyentuh sharp edge.
  • Tidak mengalami crushing.
  • Dapat dilepas tanpa memotong restraint.

12.1.9 Landing gear

Landing gear dinyatakan lulus jika:

  • Tidak retak.
  • Tidak mengalami permanent deformation lebih dari 2 mm2\ \mathrm{mm} pada foot position.
  • Seluruh foot menyentuh ground plane setelah test.
  • Kendaraan tidak tip-over saat acceptance landing.
  • Tangki dan nozzle tidak menyentuh tanah.
  • Rangefinder field of view tidak terhalang.
  • Load tidak diteruskan ke tangki.

12.1.10 Mechanical acceptance matrix

ParameterAcceptance
Critical structural crack00
Loose critical fastener00
Motor-center permanent deflection≤1.0 mm\le1.0\ \mathrm{mm}
Joint permanent displacement≤0.5 mm\le0.5\ \mathrm{mm}
Folding-joint play≤0.25∘\le0.25^\circ
Static rotor clearance≥50 mm\ge50\ \mathrm{mm}
Operational rotor clearance≥25 mm\ge25\ \mathrm{mm}
Tank displacement≤5 mm\le5\ \mathrm{mm}
Battery displacement≤3 mm\le3\ \mathrm{mm}
Landing-foot permanent displacement≤2 mm\le2\ \mathrm{mm}
Rotor contact event00

12.2 Propulsion acceptance

Propulsion acceptance harus membuktikan bahwa:

  • Thrust mencukupi.
  • Hover tidak berada dekat saturation.
  • Motor dan ESC berada dalam rating.
  • Tidak terjadi desynchronization.
  • RPM telemetry valid.
  • Temperatur terkendali.
  • Vibration tidak merusak navigation solution.

X9 G2L mempunyai recommended thrust per axis 77–12 kgf12\ \mathrm{kgf}, maximum thrust katalog 24 kgf24\ \mathrm{kgf} pada sea level, input 1818–63 V63\ \mathrm{V}, continuous ESC current 30 A30\ \mathrm{A}, serta peak current 120 A120\ \mathrm{A} selama tiga detik. Nilai katalog tetap harus dibuktikan pada unit, propeller, tegangan, dan kondisi lingkungan aktual. (HOBBYWING)

12.2.1 Measured thrust-to-weight ratio

Measured total maximum thrust:

Tmax,total=∑i=16Tmax,iT_{\text{max,total}} = \sum_{i=1}^{6} T_{\text{max},i}

Thrust-to-weight ratio:

kTW=Tmax,totalmMTOWgk_{TW} = \frac{ T_{\text{max,total}} }{ m_{\text{MTOW}}g }

Final acceptance:

kTW≥2.0\boxed{ k_{TW} \ge 2.0 }

Nilai thrust harus:

  • Diukur, bukan hanya diambil dari katalog.
  • Dikoreksi terhadap worst-case density altitude.
  • Menggunakan nominal aged-battery voltage.
  • Menggunakan propeller final.
  • Menggunakan unit motor final.
  • Mempertimbangkan production spread.

Corrected thrust:

Tcorrected=TmeasuredKρKVKTT_{\text{corrected}} = T_{\text{measured}} K_\rho K_V K_T

dengan:

  • KρK_\rho: correction density.
  • KVK_V: correction voltage.
  • KTK_T: correction temperature atau condition factor.

Jika correction model belum tervalidasi, test harus dilakukan langsung pada worst-case operating condition.

12.2.2 Hover operating point

Hover thrust per motor:

Thover,motor=mMTOWg6T_{\text{hover,motor}} = \frac{ m_{\text{MTOW}}g }{ 6 }

Dengan predicted MTOW sebelumnya:

mMTOW=58.06 kgm_{\text{MTOW}} = 58.06\ \mathrm{kg}

maka equivalent mass load per axis:

maxis=58.066m_{\text{axis}} = \frac{ 58.06 }{ 6 }
maxis≈9.68 kg\boxed{ m_{\text{axis}} \approx 9.68\ \mathrm{kg} }

Nilai tersebut berada di dalam recommended per-axis thrust range 77–12 kgf12\ \mathrm{kgf} X9 G2L, tetapi final acceptance tetap bergantung pada measured system performance dan penyelesaian structural hold. (HOBBYWING)

12.2.3 Hover command reserve

Maximum motor command saat steady hover:

uhover,max=max⁡(u1,…,u6)u_{\text{hover,max}} = \max \left( u_1,\ldots,u_6 \right)

Acceptance:

uhover,max≤0.80\boxed{ u_{\text{hover,max}} \le 0.80 }

Control reserve:

Ru=1−uhover,maxR_u = 1-u_{\text{hover,max}}

Requirement:

Ru≥0.20\boxed{ R_u \ge 0.20 }

Nilai tersebut harus dipenuhi pada:

  • MTOW.
  • Wind di dalam test envelope.
  • Battery voltage pada bagian akhir misi.
  • Pump aktif.
  • Nominal spray-speed flight.

12.2.4 Motor-output balance

Mean motor output:

u‾=16∑i=16ui\overline{u} = \frac{1}{6} \sum_{i=1}^{6}u_i

Normalized spread:

ϵu=umax⁡−umin⁡u‾×100%\epsilon_u = \frac{ u_{\max}-u_{\min} }{ \overline{u} } \times100\%

Acceptance pada calm-air steady hover:

ϵu≤15%\boxed{ \epsilon_u \le 15\% }

Persistent imbalance di atas batas mewajibkan investigasi terhadap:

  • CG.
  • Motor tilt.
  • Arm geometry.
  • Propeller.
  • Motor efficiency.
  • ESC scaling.
  • Yaw torque.
  • Aerodynamic interference.

12.2.5 Current acceptance

Continuous current per ESC:

IESC,cont≤30 AI_{\text{ESC,cont}} \le 30\ \mathrm{A}

Acceptance:

IESC,i,steady+UI≤30 A\boxed{ I_{\text{ESC},i,\text{steady}} + U_I \le 30\ \mathrm{A} }

Transient current:

IESC,peak≤120 AI_{\text{ESC,peak}} \le 120\ \mathrm{A}

dengan:

tpeak≤3 st_{\text{peak}} \le 3\ \mathrm{s}

Rating tersebut berasal dari spesifikasi resmi X9 G2L. (HOBBYWING)

Namun, acceptance kendaraan menggunakan batas lebih ketat jika:

  • Cable.
  • Fuse.
  • Connector.
  • Battery.
  • Thermal condition.

memiliki rating lebih rendah.

12.2.6 Desynchronization

Acceptance:

Ndesync=0\boxed{ N_{\text{desync}} = 0 }

Event yang dianggap desynchronization:

  • Sudden RPM drop tanpa command.
  • Sudden current spike.
  • ESC fault.
  • Thrust-loss message.
  • Motor restart.
  • CAN fault yang bertepatan dengan thrust loss.
  • Audible commutation loss.

Tidak ada desynchronization yang boleh diterima sebagai “isolated anomaly” tanpa root-cause closure.

12.2.7 RPM acceptance

Telemetry error:

ϵRPM=RPMtelemetry−RPMreferenceRPMreference×100%\epsilon_{\text{RPM}} = \frac{ RPM_{\text{telemetry}} - RPM_{\text{reference}} }{ RPM_{\text{reference}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵRPM∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_{\text{RPM}} \right| \le 5\% }

RPM telemetry juga harus:

  • Tidak dropout selama flight.
  • Tidak menunjukkan factor-of-pole scaling error.
  • Mempunyai correct motor identity.
  • Dapat dikorelasikan dengan PWM dan current.

12.2.8 Propulsion temperature

Karena public product data tidak menetapkan satu angka limit telemetry internal yang dapat diterapkan ke seluruh sensor ESC dan motor, final temperature limit harus diperoleh dari:

  1. Manufacturer fault threshold.
  2. Telemetry warning threshold.
  3. Qualification test.
  4. Internal margin.

Final criterion:

Tmeasured,max≤Tmanufacturer-limit−10∘C\boxed{ T_{\text{measured,max}} \le T_{\text{manufacturer-limit}} - 10^\circ\mathrm{C} }

dan:

Novertemperature-warning=0\boxed{ N_{\text{overtemperature-warning}} = 0 }

Sebelum threshold pabrikan dikonfirmasi, internal commissioning limits adalah:

ChannelInterim limit
ESC MOS telemetry≤80∘C\le80^\circ\mathrm{C}
ESC capacitor telemetry≤75∘C\le75^\circ\mathrm{C}
Motor housing≤90∘C\le90^\circ\mathrm{C}
Power connector≤70∘C\le70^\circ\mathrm{C}

Lower limit always governs.

Operating-environment rating X9 G2L dinyatakan sekitar −20-20 sampai 50∘C50^\circ\mathrm{C}; angka ini adalah kondisi lingkungan produk dan tidak boleh disamakan dengan allowable internal MOS atau winding temperature. (HOBBYWING)

12.2.9 Vibration acceptance

ArduPilot menyatakan vibration di bawah sekitar 30 m/s230\ \mathrm{m/s^2} umumnya dapat diterima, di atas 30 m/s230\ \mathrm{m/s^2} dapat menimbulkan masalah, dan di atas 60 m/s260\ \mathrm{m/s^2} hampir selalu menimbulkan masalah position atau altitude hold. Accelerometer clipping juga dapat membuat EKF kehilangan kemampuan memperkirakan vertical acceleration secara benar. (ArduPilot.org)

Final acceptance pada steady hover dan straight flight:

VIBEX<30 m/s2\boxed{ VIBE_X < 30\ \mathrm{m/s^2} }
VIBEY<30 m/s2\boxed{ VIBE_Y < 30\ \mathrm{m/s^2} }
VIBEZ<30 m/s2\boxed{ VIBE_Z < 30\ \mathrm{m/s^2} }

dan:

ΔNclip=0\boxed{ \Delta N_{\text{clip}} = 0 }

untuk stable-flight evaluation window.

Touchdown transient dapat menghasilkan peak singkat, tetapi tidak boleh menyebabkan:

  • Sustained clipping.
  • EKF fault.
  • Altitude jump.
  • Position jump.
  • Persistent resonance.

12.2.10 Propulsion acceptance matrix

ParameterAcceptance
Measured thrust-to-weight≥2.0\ge2.0
Full-MTOW hover command≤80\le80%
Control reserve≥20\ge20%
Steady motor-output spread≤15\le15%
Continuous ESC current≤30 A\le30\ \mathrm{A}
Peak ESC current≤120 A\le120\ \mathrm{A} selama ≤3 s\le3\ \mathrm{s}
Desynchronization00
Thrust-loss event00
RPM error≤5\le5%
Overtemperature warning00
Stable-flight vibration<30 m/s2<30\ \mathrm{m/s^2}
Stable-flight clipping increase00

12.3 Power acceptance

Power acceptance membuktikan bahwa:

  • Tegangan tetap dalam envelope.
  • Wiring loss sesuai batas.
  • Main bus tidak overheat.
  • Power supplies tidak reset.
  • Battery monitor akurat.
  • Battery reserve cukup.
  • Tidak ada konektor mengalami thermal degradation.

12.3.1 Main-bus voltage drop

Voltage drop:

Vdrop=Vbattery-terminal−Vload-terminalV_{\text{drop}} = V_{\text{battery-terminal}} - V_{\text{load-terminal}}

Voltage-drop percentage:

ϵV=VdropVbattery-terminal×100%\epsilon_V = \frac{ V_{\text{drop}} }{ V_{\text{battery-terminal}} } \times100\%

Acceptance main HV bus:

ϵV,main≤1%\boxed{ \epsilon_{V,\text{main}} \le 1\% }

Acceptance individual ESC branch:

ϵV,ESC≤1%\boxed{ \epsilon_{V,\text{ESC}} \le 1\% }

Acceptance low-voltage avionics rail:

ϵV,LV≤3%\boxed{ \epsilon_{V,\text{LV}} \le 3\% }

Measurement dilakukan pada:

  • Full-MTOW hover current.
  • End-of-mission battery voltage.
  • Pump active.
  • Maximum auxiliary load.

12.3.2 Connector temperature

Temperature rise:

ΔTconnector=Tconnector−Tambient\Delta T_{\text{connector}} = T_{\text{connector}} - T_{\text{ambient}}

Acceptance:

ΔTconnector≤30∘C\boxed{ \Delta T_{\text{connector}} \le 30^\circ\mathrm{C} }

dan:

Tconnector≤70∘C\boxed{ T_{\text{connector}} \le 70^\circ\mathrm{C} }

Lower limit governs.

Tidak boleh terdapat:

  • Housing softening.
  • Discoloration.
  • Contact pitting.
  • Odor.
  • Increased contact resistance.
  • Loose locking mechanism.

12.3.3 Main-bus temperature

Acceptance:

ItemMaximum temperature
Main cable insulation surfaceSesuai cable rating dengan margin ≥10∘C\ge10^\circ\mathrm{C}
Fuse bodySesuai manufacturer limit
Fuse holderSesuai manufacturer limit
Busbar enclosure≤70∘C\le70^\circ\mathrm{C} internal limit
Current sensor connection≤70∘C\le70^\circ\mathrm{C}
Crimp joint≤70∘C\le70^\circ\mathrm{C}

Selain absolute temperature, thermal slope harus menurun menuju steady condition.

∣dTdt∣≤0.5∘C/min\left| \frac{ dT }{ dt } \right| \le 0.5^\circ\mathrm{C/min}

pada akhir thermal-soak acceptance segment.

12.3.4 Current sharing

Baseline satu baterai

DF-01 menggunakan satu battery pack. Dengan demikian, current sharing antar-battery branch:

N/A

Tidak boleh ditandai PASS seolah-olah dua battery branches telah diuji.

ESC branch distribution

Pada equal-thrust restrained condition:

I‾ESC=16∑i=16Ii\overline{I}_{\text{ESC}} = \frac{1}{6} \sum_{i=1}^{6}I_i

Current spread:

ϵI=Imax⁡−Imin⁡I‾ESC×100%\epsilon_I = \frac{ I_{\max}-I_{\min} }{ \overline{I}_{\text{ESC}} } \times100\%

Acceptance:

ϵI≤15%\boxed{ \epsilon_I \le 15\% }

setelah correction terhadap thrust dan RPM.

Redundant avionics supply

POWER1 dan POWER2 masing-masing harus mampu membawa full flight-controller load.

Acceptance:

  • Putus POWER1 tidak me-reset flight controller.
  • Putus POWER2 tidak me-reset flight controller.
  • Tidak terjadi brownout.
  • Logging tetap berjalan.
  • Sensor tetap terdeteksi.
  • Power-source status berubah sesuai kondisi.

Future parallel-battery configuration

Jika desain masa depan menggunakan dua pack:

ϵshare=∣IA−IB∣IA+IB×100%\epsilon_{\text{share}} = \frac{ \left| I_A-I_B \right| }{ I_A+I_B } \times100\%

Acceptance candidate:

ϵshare≤10%\boxed{ \epsilon_{\text{share}} \le 10\% }

Requirement tersebut tidak berlaku pada DF-01.

12.3.5 Battery-monitor accuracy

Voltage error:

ϵV,mon=VFC−VreferenceVreference×100%\epsilon_{V,\text{mon}} = \frac{ V_{\text{FC}} - V_{\text{reference}} }{ V_{\text{reference}} } \times100\%

Current error:

ϵI,mon=IFC−IreferenceIreference×100%\epsilon_{I,\text{mon}} = \frac{ I_{\text{FC}} - I_{\text{reference}} }{ I_{\text{reference}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵV,mon∣≤1%\boxed{ \left| \epsilon_{V,\text{mon}} \right| \le 1\% }
∣ϵI,mon∣≤3%\boxed{ \left| \epsilon_{I,\text{mon}} \right| \le 3\% }

Consumed-capacity error:

ϵC=CFC−CreferenceCreference×100%\epsilon_C = \frac{ C_{\text{FC}} - C_{\text{reference}} }{ C_{\text{reference}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵC∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_C \right| \le 5\% }

12.3.6 Pre-charge acceptance

Peak inrush current:

Iinrush,peak=max⁡I(t)I_{\text{inrush,peak}} = \max I(t)

Acceptance:

  • Tidak ada visible arc.
  • Tidak ada connector damage.
  • Tidak ada BMS fault.
  • Tidak ada DC-DC reset.
  • Bus mencapai minimum 9595% battery voltage sebelum main path ditutup.
  • Pre-charge resistor tidak melebihi pulse-energy rating.
  • Main contact tidak menutup pada excessive voltage difference.

Pre-charge completion:

Vbus≥0.95VbatteryV_{\text{bus}} \ge 0.95V_{\text{battery}}

12.3.7 Battery failsafe

ArduPilot battery failsafe dapat menggunakan voltage threshold atau estimated remaining capacity dan mendukung low serta critical layers dengan tindakan seperti RTL atau LAND. Failsafe memerlukan power monitor yang berfungsi benar. (ArduPilot.org)

Acceptance:

ConditionAction
Battery lowSprayer off, RTL
Battery criticalSprayer off, LAND
Position unavailable saat RTL requestLAND
Monitor invalidMission abort
Sensor disagreementAbort dan LAND/RTL sesuai energy state

Final threshold harus berasal dari loaded-flight data.

12.3.8 Battery reserve

Landing capacity reserve:

RC=CremainingCavailable,start×100%R_C = \frac{ C_{\text{remaining}} }{ C_{\text{available,start}} } \times100\%

Energy reserve:

RE=EremainingEavailable,start×100%R_E = \frac{ E_{\text{remaining}} }{ E_{\text{available,start}} } \times100\%

Acceptance:

RC−UR≥25%\boxed{ R_C-U_R \ge 25\% }

dan:

RE−UR≥25%\boxed{ R_E-U_R \ge 25\% }

Jika capacity-based dan energy-based estimates berbeda, gunakan nilai reserve yang lebih rendah untuk acceptance.

12.3.9 Power acceptance matrix

ParameterAcceptance
Main-bus drop≤1\le1%
ESC-branch drop≤1\le1%
Low-voltage rail drop≤3\le3%
Connector temperature rise≤30∘C\le30^\circ\mathrm{C}
Connector absolute temperature≤70∘C\le70^\circ\mathrm{C}
Flight-controller power reset00
Voltage-monitor error≤1\le1%
Current-monitor error≤3\le3%
Capacity-integration error≤5\le5%
Landing reserve≥25\ge25%
Visible arc during connection00
Battery critical fault00

12.4 Navigation acceptance

Navigation acceptance mencakup:

  • Position hold.
  • Path tracking.
  • Altitude tracking.
  • RTL.
  • LAND.
  • Terrain atau surface following.
  • GNSS degradation behavior.

Here4 menggunakan u-blox F9P dan mempunyai nominal RTK positioning accuracy 0.01 m+1 ppm0.01\ \mathrm{m}+1\ \mathrm{ppm} CEP. Nilai tersebut adalah specification sensor dan tidak sama dengan vehicle path-tracking accuracy, yang juga dipengaruhi control tuning, wind, frame flex, antenna placement, dan EKF. (CubePilot)

12.4.1 Navigation preconditions

Precision-navigation acceptance segment hanya valid jika:

  • RTK Fixed.
  • No GNSS health fault.
  • No compass fault.
  • EKF healthy.
  • Wind berada dalam test envelope.
  • Correct antenna offsets loaded.
  • Test-reference track tervalidasi.
  • Mission speed stabil.

Data saat RTK Float dianalisis secara terpisah dan tidak boleh digunakan untuk membuktikan precision requirement.

12.4.2 Position hold

Horizontal error:

ep=(x−xtarget)2+(y−ytarget)2e_p = \sqrt{ \left( x-x_{\text{target}} \right)^2 + \left( y-y_{\text{target}} \right)^2 }

RMS:

ep,RMS=1N∑i=1Nep,i2e_{p,\text{RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N} e_{p,i}^2 }

Acceptance pada RTK Fixed dan calm-air hold segment:

ep,RMS≤0.50 m\boxed{ e_{p,\text{RMS}} \le 0.50\ \mathrm{m} }

Maximum position error:

ep,max⁡≤1.00 m\boxed{ e_{p,\max} \le 1.00\ \mathrm{m} }

Test dilakukan pada:

  • Tank empty.
  • Tank half-full.
  • Tank full.
  • Pump off.
  • Pump active.

12.4.3 Path tracking

Cross-track error:

eXT,i=d(pi,planned path)e_{\text{XT},i} = d \left( \mathbf{p}_i, \text{planned path} \right)

RMS cross-track error:

eXT,RMS=1N∑i=1NeXT,i2e_{\text{XT,RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N} e_{\text{XT},i}^2 }

Acceptance straight spray segments:

eXT,RMS≤0.30 m\boxed{ e_{\text{XT,RMS}} \le 0.30\ \mathrm{m} }

Maximum:

eXT,max≤0.75 m\boxed{ e_{\text{XT,max}} \le 0.75\ \mathrm{m} }

Turn segments dianalisis terpisah dan tidak digunakan untuk mengurangi atau menaikkan straight-line RMS.

12.4.4 Altitude tracking

Altitude error:

eh=hmeasured−hcommande_h = h_{\text{measured}} - h_{\text{command}}

RMS:

eh,RMS=1N∑i=1Neh,i2e_{h,\text{RMS}} = \sqrt{ \frac{1}{N} \sum_{i=1}^{N}e_{h,i}^2 }

Acceptance:

eh,RMS≤0.30 m\boxed{ e_{h,\text{RMS}} \le 0.30\ \mathrm{m} }

Maximum transient during straight spray:

∣eh∣max⁡≤0.75 m\boxed{ \left| e_h \right|_{\max} \le 0.75\ \mathrm{m} }

Test harus menggunakan surface yang telah divalidasi untuk TF03.

12.4.5 Terrain dan surface following

Terrain following dan rangefinder-based surface tracking bukan fungsi yang identik. Acceptance harus membedakan:

ModeReference
Surface trackingRangefinder ke permukaan di bawah kendaraan
Terrain followingTerrain database atau mission terrain reference
Barometric altitudeRelative atau absolute altitude estimate

Surface-following acceptance:

  • Rangefinder healthy sepanjang spray segment.
  • Tidak ada stuck reading.
  • Tidak ada invalid jump.
  • Height RMS memenuhi batas.
  • Sprayer berhenti jika rangefinder unhealthy.
  • Landing gear atau spray plume tidak menghalangi beam.

Sensor dropout:

DRNG=NinvalidNtotal×100%D_{\text{RNG}} = \frac{ N_{\text{invalid}} }{ N_{\text{total}} } \times100\%

Acceptance pada validated surface:

DRNG≤0.1%\boxed{ D_{\text{RNG}} \le 0.1\% }

dan tidak boleh ada continuous invalid period lebih dari:

tinvalid,max≤0.5 s\boxed{ t_{\text{invalid,max}} \le 0.5\ \mathrm{s} }

12.4.6 RTL acceptance

ArduPilot RTL behavior bergantung pada position estimate dan parameter RTL. Failsafe yang telah memindahkan kendaraan ke mode RTL tidak otomatis mengembalikan kendaraan ke mode sebelumnya ketika link kembali; perubahan mode harus dilakukan secara disengaja. (ArduPilot.org)

RTL acceptance:

  • Sprayer off sebelum climb.
  • Valve closed.
  • Vehicle mencapai safe return altitude.
  • Vehicle kembali melalui path yang tidak melanggar exclusion zone.
  • Vehicle mencapai Home.
  • Vehicle memulai LAND.
  • Tidak ada unexpected mode transition.
  • Tidak ada pump restart.
  • Tidak ada geofence breach.
  • Battery reserve tetap memenuhi requirement.

Horizontal return error di atas Home sebelum final descent:

ehome≤1.0 m\boxed{ e_{\text{home}} \le 1.0\ \mathrm{m} }

Touchdown distance dari designated landing point:

etouchdown≤1.5 m\boxed{ e_{\text{touchdown}} \le 1.5\ \mathrm{m} }

pada calm wind dan RTK Fixed.

12.4.7 LAND acceptance

LAND dinyatakan lulus jika:

  • Descent stabil.
  • Roll dan pitch tetap di dalam safe attitude envelope.
  • Tidak ada rebound besar.
  • Tidak terjadi tip-over.
  • Landing detection benar.
  • Motor berhenti setelah landing.
  • Vehicle disarm.
  • Pump tetap off.
  • Valve tetap closed.
  • Landing gear tidak mengalami permanent damage.

Touchdown vertical speed:

vz,touchdown≤0.7 m/s\boxed{ v_{z,\text{touchdown}} \le 0.7\ \mathrm{m/s} }

unless a lower structural limit is established.

12.4.8 GNSS failure acceptance

When GNSS or position solution becomes invalid:

  • Precision spraying stops.
  • Valve closes.
  • Pump stops.
  • AUTO spray mission does not continue.
  • Vehicle enters RTL only if position remains valid.
  • Vehicle enters LAND if reliable RTL is unavailable.
  • Fault is logged.
  • GCS receives warning when link exists.

ArduPilot radio, GCS, battery, dan position-related failsafes can be configured to select RTL, SmartRTL, or LAND depending on available navigation state. (ArduPilot.org)

12.4.9 Navigation acceptance matrix

ParameterAcceptance
Position-hold RMS≤0.50 m\le0.50\ \mathrm{m}
Position-hold maximum≤1.00 m\le1.00\ \mathrm{m}
Cross-track RMS≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}
Cross-track maximum≤0.75 m\le0.75\ \mathrm{m}
Altitude RMS≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}
Altitude maximum≤0.75 m\le0.75\ \mathrm{m}
Rangefinder invalid samples≤0.1\le0.1%
Continuous rangefinder loss≤0.5 s\le0.5\ \mathrm{s}
RTL Home error≤1.0 m\le1.0\ \mathrm{m}
Touchdown error≤1.5 m\le1.5\ \mathrm{m}
Touchdown vertical speed≤0.7 m/s\le0.7\ \mathrm{m/s}
Tip-over00
Unexpected spray during RTL/LAND00

12.5 Sprayer acceptance

Sprayer acceptance membuktikan bahwa:

  • Flow mengikuti target.
  • Pressure stabil.
  • Nozzle seragam.
  • Tidak terdapat kebocoran.
  • Shutoff cepat.
  • Effective swath diketahui.
  • Application rate memenuhi target.
  • Fault menghasilkan safe state.

VN10S mempunyai standard frequency-output accuracy sekitar ±2.5\pm2.5% of reading pada 20%–100% full-scale dan sekitar ±0.5\pm0.5% full-scale pada flow yang lebih rendah, dalam kondisi media, temperatur, conductivity, dan piping yang ditentukan produsen. System-level limit tetap dibuat lebih longgar untuk memasukkan calibration, controller, dan installation effects.

12.5.1 Flow accuracy

Flow error:

eQ=Qmeasured−Qtargete_Q = Q_{\text{measured}} - Q_{\text{target}}

Relative error:

ϵQ=eQQtarget×100%\epsilon_Q = \frac{ e_Q }{ Q_{\text{target}} } \times100\%

Steady-state acceptance:

∣ϵQ∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_Q \right| \le 5\% }

Requirement diterapkan pada:

0.5≤Qtarget≤8.0 L/min0.5 \le Q_{\text{target}} \le 8.0 \ \mathrm{L/min}

Titik minimum 0.5 L/min0.5\ \mathrm{L/min} sesuai lower accuracy-guaranteed range VN10S yang dipilih.

12.5.2 Dynamic response

Rise time:

tr≤1.5 s\boxed{ t_r \le 1.5\ \mathrm{s} }

Settling time:

ts≤2.0 s\boxed{ t_s \le 2.0\ \mathrm{s} }

Overshoot:

Mp=Qpeak−QtargetQtarget×100%M_p = \frac{ Q_{\text{peak}} - Q_{\text{target}} }{ Q_{\text{target}} } \times100\%

Acceptance:

Mp≤10%\boxed{ M_p \le 10\% }

12.5.3 Pressure stability

Nominal operating range:

1.0≤pmanifold≤1.5 bar\boxed{ 1.0 \le p_{\text{manifold}} \le 1.5 \ \mathrm{bar} }

Pressure coefficient of variation:

CVp=spp‾×100%CV_p = \frac{ s_p }{ \overline{p} } \times100\%

Acceptance steady spraying:

CVp≤5%\boxed{ CV_p \le 5\% }

Pressure alarm:

p>2.5 barp > 2.5\ \mathrm{bar}

harus memicu:

  • Pump off.
  • Valve close.
  • Fault latch.

Mechanical relief:

prelief=3.0 barp_{\text{relief}} = 3.0\ \mathrm{bar}

dengan calibration tolerance yang ditetapkan pada regulator test report.

12.5.4 Nozzle uniformity

Mean nozzle flow:

Q‾tip=14∑i=14Qi\overline{Q}_{\text{tip}} = \frac{1}{4} \sum_{i=1}^{4}Q_i

Individual deviation:

ϵQ,i=Qi−Q‾tipQ‾tip×100%\epsilon_{Q,i} = \frac{ Q_i-\overline{Q}_{\text{tip}} }{ \overline{Q}_{\text{tip}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵQ,i∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_{Q,i} \right| \le 5\% }

Nozzle final adalah XR11003-VS dengan 50-mesh strainer. TeeJet menyatakan lower pressure 1515–20 psi20\ \mathrm{psi} menghasilkan droplet lebih besar dan mengurangi drift dibandingkan higher-pressure operation, tetapi actual drone deposition tetap harus dibuktikan melalui pattern test. (TeeJet)

12.5.5 Leak acceptance

Visible external leak:

Nvisible-leak=0\boxed{ N_{\text{visible-leak}} = 0 }

Closed-valve leakage:

Qleak=VcollectedtQ_{\text{leak}} = \frac{ V_{\text{collected}} }{ t }

Acceptance:

Qleak≤0.01 L/min\boxed{ Q_{\text{leak}} \le 0.01\ \mathrm{L/min} }

Tidak boleh terdapat:

  • Dripping berkelanjutan.
  • Air ingress.
  • Hose sweating.
  • Loose fitting.
  • Pressure decay yang tidak dijelaskan.
  • Leak menuju avionics atau battery.

12.5.6 Shutoff delay

Shutoff delay:

tshutoff=tflow-zero−tcommand-offt_{\text{shutoff}} = t_{\text{flow-zero}} - t_{\text{command-off}}

Acceptance:

tshutoff≤0.5 s\boxed{ t_{\text{shutoff}} \le 0.5\ \mathrm{s} }

Shutoff distance:

dshutoff=vtshutoffd_{\text{shutoff}} = vt_{\text{shutoff}}

Pada 5 m/s5\ \mathrm{m/s}:

dshutoff≤2.5 md_{\text{shutoff}} \le 2.5\ \mathrm{m}

Mission boundary logic harus memasukkan lead dan lag tersebut.

12.5.7 Effective swath dan uniformity

Deposition coefficient of variation:

CV=sx‾×100%CV = \frac{ s }{ \overline{x} } \times100\%

Acceptance:

CV≤15%\boxed{ CV \le 15\% }

di dalam validated effective swath.

Effective swath tidak boleh diambil dari:

  • Boom length.
  • Geometrical fan width saja.
  • Product brochure.
  • Visual observation.

Effective swath harus diturunkan dari:

  • Collection trays.
  • Water-sensitive paper.
  • Approved tracer.
  • Repeated flight passes.

12.5.8 Application-rate acceptance

Applied volume:

Vapplied=∫Q(t),dtV_{\text{applied}} = \int Q(t),dt

Treated area:

Atreated=∫v(t)weffective,dtA_{\text{treated}} = \int v(t)w_{\text{effective}},dt

Actual application rate:

Ractual=10000VappliedAtreatedR_{\text{actual}} = 10000 \frac{ V_{\text{applied}} }{ A_{\text{treated}} }

Application-rate error:

ϵR=Ractual−RtargetRtarget×100%\epsilon_R = \frac{ R_{\text{actual}} - R_{\text{target}} }{ R_{\text{target}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵR∣≤10%\boxed{ \left| \epsilon_R \right| \le 10\% }

pada repeated representative field passes.

12.5.9 Fault shutdown

Untuk fault berikut:

  • No-flow.
  • Persistent low-flow.
  • Overpressure.
  • Pump overcurrent.
  • Payload heartbeat loss.
  • Valve-feedback mismatch.
  • Hose rupture.
  • Tank empty.
  • Invalid flowmeter.
  • Invalid pressure sensor.

required safe state:

Pump command  = OFF
Pump power    = DISCONNECTED
Master valve  = CLOSED
Flow target   = 0
PI integrator = RESET
Fault         = LATCHED

Safe-state response time:

tsafe-state≤1.0 s\boxed{ t_{\text{safe-state}} \le 1.0\ \mathrm{s} }

kecuali hose-rupture detection, yang harus menggunakan fastest validated hardware response.

12.5.10 Sprayer acceptance matrix

ParameterAcceptance
Steady-state flow error≤5\le5%
Rise time≤1.5 s\le1.5\ \mathrm{s}
Settling time≤2.0 s\le2.0\ \mathrm{s}
Flow overshoot≤10\le10%
Normal pressure1.01.0–1.5 bar1.5\ \mathrm{bar}
Pressure CV≤5\le5%
Individual nozzle deviation≤5\le5%
Visible leak00
Closed-valve leakage≤0.01 L/min\le0.01\ \mathrm{L/min}
Shutoff delay≤0.5 s\le0.5\ \mathrm{s}
Coverage CV≤15\le15%
Application-rate error≤10\le10%
Fault safe-state response≤1.0 s\le1.0\ \mathrm{s}

12.6 Endurance acceptance

Endurance acceptance tidak menggunakan unloaded hover atau empty-flight duration sebagai bukti. Pengujian harus menjalankan representative mission profile:

  1. Takeoff.
  2. Transit.
  3. Sprayer activation.
  4. Grid spraying.
  5. Turns.
  6. Sprayer shutdown.
  7. Return.
  8. LAND.
  9. Disarm.

12.6.1 Mission duration

Mission duration:

tmission=tdisarm−ttakeofft_{\text{mission}} = t_{\text{disarm}} - t_{\text{takeoff}}

Requirement:

tmission≥10 min\boxed{ t_{\text{mission}} \ge 10\ \mathrm{min} }

Durasi harus dicapai dengan:

  • Payload awal 20 kg20\ \mathrm{kg} atau approved equivalent.
  • Final boom configuration.
  • Pump operating.
  • Final avionics configuration.
  • Representative mission speed.
  • Representative turns.
  • Battery with accepted condition.

12.6.2 Energy calculation

Energy used:

Eused=13600∫t0t1V(t)I(t),dtE_{\text{used}} = \frac{1}{3600} \int_{t_0}^{t_1} V(t)I(t),dt

Capacity used:

Cused=13600∫t0t1I(t),dtC_{\text{used}} = \frac{1}{3600} \int_{t_0}^{t_1} I(t),dt

Remaining energy:

Eremaining=Eavailable−EusedE_{\text{remaining}} = E_{\text{available}} - E_{\text{used}}

12.6.3 Reserve acceptance

Capacity reserve:

RC=1−CusedCavailableR_C = 1 - \frac{ C_{\text{used}} }{ C_{\text{available}} }

Energy reserve:

RE=1−EusedEavailableR_E = 1 - \frac{ E_{\text{used}} }{ E_{\text{available}} }

Acceptance:

RC≥25%\boxed{ R_C \ge 25\% }
RE≥25%\boxed{ R_E \ge 25\% }

dengan uncertainty guard band.

ArduPilot battery failsafe dapat menggunakan estimated remaining capacity atau sustained low voltage; karena itu reserve acceptance memerlukan calibrated voltage dan current monitor. (ArduPilot.org)

12.6.4 Voltage reserve

Minimum cell voltage during mission:

Vcell,min,load=min⁡(Vcell,i(t))V_{\text{cell,min,load}} = \min \left( V_{\text{cell},i}(t) \right)

Acceptance:

  • Tidak melewati BMS lower limit.
  • Tidak memicu critical battery fault.
  • Tidak menyebabkan ESC undervoltage warning.
  • Tidak menyebabkan DC-DC dropout.
  • Tidak menyebabkan autopilot reset.

12.6.5 Repeatability

Minimum number of complete mission runs:

n≥3\boxed{ n \ge 3 }

Mean:

t‾=1n∑i=1nti\overline{t} = \frac{1}{n} \sum_{i=1}^{n}t_i

Coefficient of variation:

CVt=stt‾×100%CV_t = \frac{ s_t }{ \overline{t} } \times100\%

Acceptance:

CVt≤10%\boxed{ CV_t \le 10\% }

Untuk landing reserve:

CVR=sRR‾×100%CV_R = \frac{ s_R }{ \overline{R} } \times100\%

Acceptance:

CVR≤10%\boxed{ CV_R \le 10\% }

12.6.6 Worst-case mission

Salah satu acceptance run harus menggunakan conservative condition:

  • Highest approved ambient temperature.
  • Aged but serviceable battery.
  • Full initial tank.
  • End-of-envelope mission distance.
  • Wind mendekati approved limit.
  • Normal turn count.
  • Pump active.

Tidak diperbolehkan menggunakan:

  • Newest battery saja.
  • Unusually low wind saja.
  • Shortened mission.
  • Reduced payload.
  • Reduced application rate.

untuk menyatakan endurance final.

12.6.7 Endurance acceptance matrix

ParameterAcceptance
Complete mission duration≥10 min\ge10\ \mathrm{min}
Capacity reserve≥25\ge25%
Energy reserve≥25\ge25%
Critical battery event00
DC-DC dropout00
Autopilot reset00
Minimum repeated missions33
Mission-duration CV≤10\le10%
Landing-reserve CV≤10\le10%

12.7 FMEA

FMEA diperlakukan sebagai living risk document dan harus diperbarui ketika desain, material, operational parameter, process, firmware, atau evidence test berubah. Pendekatan tersebut sesuai dengan NASA GSFC FMECA guidance. (NASA Standards)

12.7.1 FMEA process

Rendering diagram...

12.7.2 Severity classification

SeverityClassificationEffect
S1NegligibleTidak memengaruhi mission atau safety
S2MinorMission degradation tanpa vehicle hazard
S3MajorMission abort atau controlled landing
S4HazardousLoss of major control margin atau serious ground hazard
S5CatastrophicUncontrolled crash, fire, atau severe injury potential

12.7.3 Likelihood classification

LikelihoodClassification
L1Extremely improbable
L2Remote
L3Occasional
L4Probable
L5Frequent

Likelihood tidak boleh ditetapkan hanya berdasarkan opini. Sumbernya harus berupa:

  • Qualification test.
  • Fleet data.
  • Manufacturer reliability data.
  • Field history.
  • Fault-injection result.
  • Engineering analysis.

12.7.4 Risk rule

Risk score:

R=S×LR = S \times L

Namun, score tidak boleh digunakan untuk menutupi failure dengan severity tinggi.

Acceptance rules:

  • S5 single-point failure tidak dapat diterima tanpa explicit system-safety approval dan compensating control.
  • S4 membutuhkan design mitigation dan verification.
  • S3 membutuhkan deterministic detection dan recovery.
  • S1–S2 dapat diterima dengan documented rationale.

12.7.5 Motor failure

FieldEvaluation
Failure modeMotor berhenti, bearing jam, propeller loss
Local effectSatu axis kehilangan thrust
System effectRoll/yaw disturbance, motor saturation, possible uncontrolled descent
SeverityS4 atau S5
DetectionRPM drop, current anomaly, ESC fault, thrust-loss warning
Immediate actionPump off, valve closed, LAND atau controlled descent
Design mitigationThrust margin, low payload, fault monitoring
VerificationAnalysis, SITL, control-allocation simulation
Flight injectionTidak dilakukan sebagai initial full-payload test
AcceptanceControlled response harus dibuktikan untuk approved payload envelope

Satu motor gagal tidak boleh otomatis diklaim aman hanya karena total nominal thrust lima motor masih melebihi berat. Yaw authority, mixer saturation, motor geometry, response delay, dan remaining battery voltage harus dianalisis.

Release condition:

No claim of full-payload motor-out recovery
unless separately demonstrated and approved.

12.7.6 ESC failure

FieldEvaluation
Failure modeESC open, short, desync, thermal shutdown
Local effectMotor thrust hilang atau abnormal
System effectSama dengan motor failure; short juga dapat membebani HV bus
SeverityS4 atau S5
DetectionESC telemetry, current, RPM, fault log
IsolationBranch fuse untuk short circuit
Flight responsePump off, LAND
AcceptanceTidak ada desync dan branch protection bekerja

Branch fuse tidak dapat memulihkan thrust; fungsinya membatasi propagation ke main bus.

12.7.7 Battery branch failure

Baseline hanya mempunyai satu battery pack dan satu principal energy source.

FieldEvaluation
Failure modeConnector open, fuse open, BMS disconnect, internal battery fault
Local effectMain HV bus hilang
System effectSeluruh thrust dan avionics power hilang
SeverityS5
DetectionVoltage, BMS, current, connector temperature
RecoveryTidak tersedia in flight
MitigationInspection, connector lock, restraint, pre-charge, thermal monitoring
Residual limitationSingle-point energy-source failure

Acceptance desain tidak boleh menyebut sistem mempunyai battery redundancy.

Final release harus mencantumkan limitation:

Single main battery remains a catastrophic single-point failure.

Jika residual risk tidak diterima oleh project authority, desain harus diubah sebelum release.

12.7.8 GNSS failure

FieldEvaluation
Failure modeNode loss, jamming, multipath, RTK loss, invalid position
Local effectNavigation accuracy turun atau position solution hilang
System effectPath deviation, spray outside area, inability to RTL
SeverityS3–S4
DetectionGNSS health, RTK state, EKF innovation, node timeout
Payload responsePump off, valve closed
Flight responseHold, RTL, atau LAND berdasarkan valid position
AcceptanceNo precision spray without RTK Fixed

Here4 nominal centimeter-level capability tidak menghilangkan kebutuhan fault detection dan vehicle-level path validation. (CubePilot)

12.7.9 RC loss

FieldEvaluation
Failure modeHerelink RF loss, Air Unit failure, SBUS disconnect
Local effectManual command hilang
System effectOperator tidak dapat abort secara manual
SeverityS3–S4
DetectionSBUS failsafe flag, RC timeout
ResponsePump off, RTL jika position valid, LAND jika tidak
RecoveryTidak auto-resume spray
AcceptanceDeterministic response pada SITL, dry test, dan flight test

ArduPilot radio failsafe dapat dikonfigurasi untuk LAND, RTL, SmartRTL, atau tindakan lain. Konfigurasi final harus dibuktikan melalui test. (ArduPilot.org)

12.7.10 Telemetry loss

FieldEvaluation
Failure modeGCS heartbeat loss, UART failure, RF link loss
Local effectMonitoring dan mission update hilang
System effectOperator kehilangan situational awareness
SeverityS2–S4
DetectionMAVLink heartbeat timeout
ResponsePump off dan configured flight failsafe
RecoveryTetap dalam failsafe mode sampai deliberate command
AcceptanceNo unsafe automatic resume

ArduPilot GCS failsafe dipicu setelah MAVLink heartbeat hilang selama configured timeout; ketika link kembali, kendaraan tetap berada pada mode failsafe sampai mode diubah secara disengaja. (ArduPilot.org)

Herelink RC dan telemetry menggunakan interface terpisah tetapi berbagi RF system. Total link loss dapat menghilangkan keduanya secara bersamaan.

12.7.11 Pump jam

FieldEvaluation
Failure modeRotor pump jam atau hydraulic blockage
Local effectFlow rendah, current dan pressure dapat naik
System effectUnder-application, overheating, hose failure
SeverityS2–S4
DetectionPump current, flow, pressure residual
ResponsePump power disconnected, valve closed
AcceptanceFault detected dan latched dalam ≤1 s\le1\ \mathrm{s}

No automatic repeated restart is allowed.

12.7.12 Hose rupture

FieldEvaluation
Failure modePressure hose burst atau fitting separation
Local effectFlow loss dan chemical release
System effectExposure, contamination, CG change, pump overspeed
SeverityS3–S4
DetectionPressure drop, unexpected flow, volume mismatch
ResponsePump off, valve closed, mission abort
AcceptanceSafe state within validated detection time

Jika leak berada upstream master valve, valve closure saja tidak cukup. Pump-power isolation wajib bekerja.

12.7.13 Nozzle blockage

FieldEvaluation
Failure modePartial atau total nozzle obstruction
Local effectUnequal flow dan distorted pattern
System effectUnder-application pada satu swath region
SeverityS2–S3
DetectionTotal flow reduction, pressure increase, preflight cup test
ResponseAbort spraying jika error melewati limit
AcceptanceIndividual nozzle flow within ±5\pm5%

Satu dari empat nozzle yang tersumbat total secara ideal mengurangi total discharge sekitar:

14×100%=25%\frac{1}{4} \times100\% = 25\%

Partial blockage lebih sulit dideteksi dan memerlukan pressure-flow residual serta inspection.

12.7.14 FMEA summary

Failure modeSeverityPrimary detectionRequired safe responseRelease condition
Motor failureS4/S5RPM, current, ESC faultLANDPayload envelope documented
ESC failureS4/S5ESC telemetryLAND, fuse isolationNo propagation
Battery branch failureS5Voltage, BMSNo in-flight recoveryLimitation accepted or redesign
GNSS failureS3/S4EKF, GNSS healthStop spray, RTL/LANDTest pass
RC lossS3/S4RC timeoutStop spray, RTL/LANDTest pass
Telemetry lossS2/S4Heartbeat timeoutConfigured failsafeTest pass
Pump jamS2/S4Current, pressure, flowPump off, valve close≤1 s\le1\ \mathrm{s}
Hose ruptureS3/S4Flow-pressure residualPump off, valve closeFault injection pass
Nozzle blockageS2/S3Flow, pressure, inspectionAbort sprayUniformity pass

12.8 Final release criteria

Desain hanya dapat diberi status final setelah seluruh technical dan configuration gates lulus.

12.8.1 Mandatory release conditions

Rendering diagram...

Condition 1 — Mandatory tests

Semua mandatory test harus berstatus PASS:

  • Analysis.
  • Inspection.
  • Component bench.
  • Power bench.
  • Hydraulic bench.
  • Propulsion bench.
  • Dry integration.
  • Restrained test.
  • Empty flight.
  • Progressive payload.
  • Navigation.
  • Failsafe.
  • Water spray.
  • Full mission.
  • Endurance.
  • Operational validation.

Condition 2 — Defect closure

Ncritical-NCR-open=0\boxed{ N_{\text{critical-NCR-open}} = 0 }
Nmajor-NCR-open=0\boxed{ N_{\text{major-NCR-open}} = 0 }

Minor NCR hanya dapat tetap terbuka jika:

  • Tidak memengaruhi requirement.
  • Tidak memengaruhi safety.
  • Tidak memengaruhi configuration control.
  • Mempunyai corrective-action owner.
  • Mempunyai closure date.
  • Disetujui acceptance board.

Condition 3 — Structural hold

HOLD-STR-001 harus ditutup melalui:

  • Manufacturer approval.
  • Requalified frame.
  • Reduced MTOW.
  • Frame replacement.

Tanpa closure:

FINAL RELEASE = PROHIBITED

Condition 4 — Requirement Traceability Matrix

RTM coverage:

CRTM=Nrequirements-with-approved-evidenceNtotal-requirements×100%C_{\text{RTM}} = \frac{ N_{\text{requirements-with-approved-evidence}} }{ N_{\text{total-requirements}} } \times100\%

Requirement:

CRTM=100%\boxed{ C_{\text{RTM}} = 100\% }

Condition 5 — Parameter freeze

Final parameter file harus memuat:

  • Hardware-specific sensor IDs.
  • Measured offsets.
  • Calibrated battery scaling.
  • Final voltage failsafe thresholds.
  • Final RC calibration.
  • Flight-mode mapping.
  • Final control gains.
  • Final notch-filter parameters.
  • Final fence defaults.
  • Final RTL and LAND parameters.

Checksum:

Hparam=SHA256⁡(Pnormalized)H_{\text{param}} = \operatorname{SHA256} \left( P_{\text{normalized}} \right)

Acceptance:

  • Export file sama dengan read-back.
  • Reboot tidak mengubah parameter.
  • Hash tersimpan pada release manifest.
  • No unknown parameter.
  • No undocumented deviation.

Condition 6 — Firmware freeze

Final firmware package harus mempunyai:

  • ArduPilot binary.
  • Payload-controller binary.
  • ESC firmware versions.
  • Here4 firmware version.
  • Bootloader version.
  • SHA-256 hashes.
  • Build date.
  • Source commit bila custom firmware digunakan.

Condition 7 — BOM freeze

Final BOM harus menggunakan as-built data:

  • Manufacturer.
  • Part number.
  • Serial number.
  • Quantity.
  • Measured mass.
  • Revision.
  • Supplier.
  • Validation status.
  • Installed location.

Tidak boleh ada:

  • Unidentified connector.
  • Unlisted adapter.
  • Unrecorded fastener substitution.
  • Unknown cable gauge.
  • Unknown hose material.
  • Unapproved nozzle substitution.

Condition 8 — Drawing freeze

As-built drawing package harus mencakup:

  • General arrangement.
  • Motor coordinates.
  • Rotor envelopes.
  • Battery tray.
  • Tank restraint.
  • Landing gear.
  • Spray boom.
  • Electrical schematic.
  • CAN topology.
  • Harness drawings.
  • Hydraulic P&ID.
  • Connector schedule.
  • Torque table.

Drawing revision harus sesuai fisik kendaraan.

Condition 9 — Test reports

Mandatory reports:

AR-MASS
AR-STRUCTURE
AR-PROPULSION
AR-POWER
AR-HYDRAULIC
AR-FMEA
TR-COMPONENT
TR-SITL
TR-DRY-INTEGRATION
TR-PROPULSION-BENCH
TR-RESTRAINED
TR-EMPTY-FLIGHT
TR-PAYLOAD
TR-NAVIGATION
TR-FAILSAFE
TR-SPRAYER
TR-ENDURANCE
TR-FULL-MISSION
TR-OPERATIONAL-VALIDATION

Setiap report harus disetujui oleh author, independent reviewer, dan responsible approver.

Condition 10 — Operating limitations

Final release harus mencantumkan:

  • Maximum MTOW.
  • Maximum liquid mass.
  • Approved liquid formulations.
  • Wind limit.
  • Temperature limit.
  • Maximum flight altitude.
  • Spray-height range.
  • Mission-speed range.
  • Maximum effective swath.
  • Minimum reserve.
  • Required RTK state.
  • Required preflight inspections.
  • Battery retirement criteria.
  • Maintenance intervals.
  • Known single-point failures.

Condition 11 — Operator documentation

Dokumen minimum:

  • Aircraft Flight Manual.
  • Standard Operating Procedure.
  • Preflight checklist.
  • Postflight checklist.
  • Battery procedure.
  • Chemical handling procedure.
  • Emergency response.
  • Maintenance manual.
  • Troubleshooting guide.
  • Configuration-update procedure.

12.8.2 Final acceptance register

AreaFinal criterionStatus
Structural holdClosedHOLD
MechanicalAll criteria passPENDING
PropulsionAll criteria passPENDING
PowerAll criteria passPENDING
NavigationAll criteria passPENDING
SprayerAll criteria passPENDING
EnduranceThree missions passPENDING
FailsafeAll mandatory scenarios passPENDING
FMEAResidual risks approvedPENDING
Critical NCRZeroPENDING
Major NCRZeroPENDING
RTM coverage100100%PENDING
Firmware freezeCompletePENDING
Parameter freezeCompletePENDING
BOM freezeCompletePENDING
Drawing freezeCompletePENDING
Test reportsApprovedPENDING
Acceptance boardApprovedPENDING

12.8.3 Release designation

Setelah seluruh gate lulus:

finalRelease:
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  designRevision: R1
  releaseRevision: REL-A
  bomRevision: ASBUILT-A
  drawingRevision: ASBUILT-A
  firmwarePackage: FW-REL-A
  parameterPackage: PRM-REL-A
  configurationHash: '<sha256>'
  acceptanceDate: 'YYYY-MM-DD'
  releaseStatus: ACCEPTED

Sebelum itu, status tetap:

releaseStatus: HOLD
reason:
  - structural-approval-pending
  - verification-incomplete
  - final-configuration-not-frozen

12.8.4 Post-release change control

Setelah release, perubahan berikut membatalkan applicability acceptance sebelumnya:

  • Frame.
  • Motor.
  • Propeller.
  • ESC firmware.
  • Battery.
  • Battery connector.
  • PDB.
  • Flight-controller firmware.
  • Parameter critical.
  • GNSS.
  • Rangefinder.
  • Pump.
  • Flowmeter.
  • Nozzle.
  • Boom geometry.
  • Tank.
  • Maximum payload.

Change impact:

Rendering diagram...

Final acceptance summary

DomainPrincipal release limit
MechanicalNo crack, no loose fastener, operational clearance ≥25 mm\ge25\ \mathrm{mm}
PropulsionMeasured thrust-to-weight ≥2.0\ge2.0, hover command ≤80\le80%
ESCContinuous current ≤30 A\le30\ \mathrm{A}, no desync
VibrationStable-flight values <30 m/s2<30\ \mathrm{m/s^2}, no continuous clipping
PowerMain voltage drop ≤1\le1%, connector ≤70∘C\le70^\circ\mathrm{C}
ReserveCapacity dan energy reserve ≥25\ge25%
Position holdRMS ≤0.50 m\le0.50\ \mathrm{m}
Path trackingCross-track RMS ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}
Height trackingRMS ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}
Sprayer flowError ≤5\le5%
Nozzle uniformityDeviation ≤5\le5%
Application rateError ≤10\le10%
Shutoff≤0.5 s\le0.5\ \mathrm{s}
CoverageCV≤15CV\le15%
EnduranceRepresentative mission ≥10 min\ge10\ \mathrm{min}
RepetitionMinimum tiga complete missions
Critical NCRZero
Major NCRZero
RTM100100%
Structural holdWajib closed

Keputusan desain Bab 12

Bab ini menetapkan bahwa:

  • Kelulusan harus mempertimbangkan measurement uncertainty.
  • Tidak ada conditional acceptance untuk safety-critical item.
  • Static rotor clearance minimum adalah 50 mm50\ \mathrm{mm}.
  • Operational rotor clearance minimum adalah 25 mm25\ \mathrm{mm}.
  • Measured thrust-to-weight minimum adalah 2.02.0.
  • Hover motor command maksimum adalah 8080%.
  • ESC continuous current tidak boleh melebihi 30 A30\ \mathrm{A}.
  • Desynchronization tidak diperbolehkan.
  • Stable-flight vibration harus berada di bawah 30 m/s230\ \mathrm{m/s^2} tanpa continuous clipping.
  • Main-bus voltage drop dibatasi 11%.
  • Landing battery reserve minimum adalah 2525%.
  • Cross-track RMS dibatasi 0.30 m0.30\ \mathrm{m}.
  • Flow error dibatasi ±5\pm5%.
  • Application-rate error dibatasi ±10\pm10%.
  • Full mission harus diulang sekurangnya tiga kali.
  • Single main battery tetap menjadi catastrophic single-point failure yang harus dinyatakan pada release limitation.
  • Desain tidak boleh disebut final selama HOLD-STR-001 belum ditutup.
  • Final release membutuhkan RTM 100100%, zero critical dan major open NCR, serta freeze firmware, parameter, BOM, drawing, dan test reports.

Requirement update

IDRequirementAcceptance criteriaStatus
ACC-001Mechanical integrityNo critical defectPENDING
ACC-002Rotor clearanceStatic ≥50 mm\ge50\ \mathrm{mm}PENDING
ACC-003Operational clearance≥25 mm\ge25\ \mathrm{mm}PENDING
ACC-004Thrust marginkTW≥2.0k_{TW}\ge2.0PENDING
ACC-005Hover authorityCommand ≤80\le80%PENDING
ACC-006Propulsion reliabilityZero desyncPENDING
ACC-007Vibration<30 m/s2<30\ \mathrm{m/s^2}PENDING
ACC-008Power lossMain drop ≤1\le1%PENDING
ACC-009Battery reserve≥25\ge25%PENDING
ACC-010Position holdRMS ≤0.50 m\le0.50\ \mathrm{m}PENDING
ACC-011Path trackingRMS ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}PENDING
ACC-012Height trackingRMS ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}PENDING
ACC-013Flow controlError ≤5\le5%PENDING
ACC-014Application rateError ≤10\le10%PENDING
ACC-015Endurance≥10 min\ge10\ \mathrm{min}PENDING
ACC-016Final RTM100100% coveragePENDING
ACC-017Open defectsZero critical dan majorPENDING
ACC-018Configuration freezeCompletePENDING

Referensi bab

  1. NASA GSFC — FMECA sebagai living risk-assessment document dan metode pembaruan selama development. (NASA Standards)
  2. ArduPilot — vibration level, clipping, dan dampaknya pada position serta altitude estimation. (ArduPilot.org)
  3. ArduPilot — low dan critical battery failsafe berbasis voltage atau remaining capacity. (ArduPilot.org)
  4. ArduPilot — radio-loss failsafe behavior. (ArduPilot.org)
  5. ArduPilot — GCS heartbeat loss dan behavior setelah telemetry kembali. (ArduPilot.org)
  6. Hobbywing — X9 G2L thrust range, maximum thrust, voltage, current, PWM, temperature environment, dan fault protection. (HOBBYWING)
  7. CubePilot — Here4 GNSS, RTK capability, sensor set, update rate, dan nominal positioning accuracy. (CubePilot)
  8. Aichi Tokei Denki — VN10S accuracy, output, conductivity, dan piping conditions.
  9. TeeJet — XR11003-VS, strainer, pressure, droplet classification, dan lower-pressure drift guidance. (TeeJet)

Kembali ke Atas

13. Operasi, Perawatan, dan Regulasi

Bab ini menetapkan prosedur operasional, inspeksi berkala, respons darurat, kepatuhan regulasi, dan strategi suku cadang untuk AGHEX-20-R1.

Tujuan utama bab ini adalah memastikan bahwa kendaraan yang telah lulus acceptance test:

  • Dioperasikan hanya dalam configuration envelope yang disetujui.
  • Tidak diterbangkan tanpa otorisasi ruang udara dan personel yang sesuai.
  • Tidak membawa cairan yang belum disetujui.
  • Tidak dioperasikan dengan defect kritis.
  • Dipelihara berdasarkan jam operasi, jumlah siklus, kondisi komponen, dan riwayat fault.
  • Mempunyai rekaman operasi yang dapat diaudit.
  • Dapat dihentikan secara aman ketika kondisi lapangan menyimpang dari rencana.
Rendering diagram...

Status regulasi proyek

Baseline regulasi bab ini adalah Indonesia dan diperiksa terhadap sumber resmi yang tersedia pada 12 Juni 2026. JDIH Kementerian Perhubungan masih mencatat PM 37 Tahun 2020 dan PM 63 Tahun 2021 sebagai peraturan yang berlaku. Regulasi, AIP, NOTAM, persyaratan daerah, dan ketentuan bahan kimia tetap harus diperiksa kembali sebelum setiap kampanye operasi. (JDIH Dephub)

Predicted MTOW dari desain adalah:

mMTOW=58.06 kgm_{\text{MTOW}} = 58.06\ \mathrm{kg}

Konversi ke pound:

mMTOW,lb=58.06×2.20462m_{\text{MTOW,lb}} = 58.06 \times 2.20462
mMTOW,lb≈128.0 lb\boxed{ m_{\text{MTOW,lb}} \approx 128.0\ \mathrm{lb} }

Batas pesawat udara kecil tanpa awak dalam PM 37 Tahun 2020 adalah:

msUAS,max=55 lb≈25 kgm_{\text{sUAS,max}} = 55\ \mathrm{lb} \approx 25\ \mathrm{kg}

Dengan demikian:

58.06 kg>25 kg58.06\ \mathrm{kg} > 25\ \mathrm{kg}

AGHEX-20-R1 bukan pesawat udara kecil tanpa awak yang dapat mengandalkan jalur CASR Part 107 saja. PM 37 Tahun 2020 mengatur bahwa pesawat tanpa awak di atas 55 lb55\ \mathrm{lb} masuk jalur sertifikasi dan operasi yang berbeda, antara lain experimental certificate untuk kegiatan tertentu, special flight permit untuk production flight testing, atau restricted-category type certification sesuai penggunaan dan CASR terkait. Jalur final untuk operasi penyemprotan komersial harus dikonfirmasi secara tertulis dengan Direktorat Jenderal Perhubungan Udara.

Status regulasi proyek dikunci sebagai:

regulatoryStatus:
  jurisdictionBaseline: Indonesia
  aircraftPredictedMtowKg: 58.06
  smallUasPart107Eligible: false

  activeHolds:
    - id: HOLD-REG-001
      description: >
        Jalur sertifikasi dan persetujuan operasi untuk pesawat
        tanpa awak di atas 55 lb belum disetujui DJPU.
    - id: HOLD-CHEM-001
      description: >
        Formulasi cairan dan metode aplikasi udara belum
        memiliki approval record.
    - id: HOLD-RF-001
      description: >
        Sertifikasi perangkat radio, pita, daya pancar, dan
        konfigurasi antena final belum diaudit.

  operationalRelease: prohibited

Penyelesaian HOLD-STR-001 tidak otomatis menyelesaikan HOLD-REG-001. Kelaikan struktur dan legalitas operasi merupakan dua gate yang berbeda.

13.1 Site survey

Site survey dilakukan untuk setiap lokasi baru dan diulang bila terjadi perubahan:

  • Batas lahan.
  • Tanaman.
  • Pemukiman.
  • Jalur listrik.
  • Tower.
  • Aktivitas manusia.
  • Ruang udara.
  • Jaringan telekomunikasi.
  • Kondisi GNSS.
  • Lokasi takeoff.
  • Emergency landing area.

13.1.1 Site-survey workflow

Rendering diagram...

13.1.2 Ruang udara

Site survey harus menentukan:

  • Controlled atau uncontrolled airspace.
  • Kedekatan terhadap bandar udara.
  • Batas KKOP.
  • Helipad.
  • Prohibited area.
  • Restricted area.
  • Temporary restricted area.
  • NOTAM aktif.
  • Aktivitas helikopter pertanian, medis, kepolisian, atau militer.
  • Jalur penerbangan rendah.
  • Kebutuhan koordinasi dengan unit pelayanan navigasi penerbangan.

PM 37 Tahun 2020 mewajibkan persetujuan Direktur Jenderal untuk operasi di controlled airspace. Di uncontrolled airspace, aturan umum mengizinkan operasi sampai 400 ft400\ \mathrm{ft} atau 120 m120\ \mathrm{m} tanpa persetujuan umum Direktur Jenderal, sedangkan operasi di atas batas tersebut memerlukan persetujuan. Aturan umum ini tidak menghapus persyaratan khusus untuk drone pertanian, operasi komersial, KKOP, area terlarang/terbatas, dan pesawat di atas 55 lb55\ \mathrm{lb}.

Operasi dalam KKOP, pada radius 3 NM3\ \mathrm{NM} dari helipad di luar KKOP, atau pada prohibited/restricted area memerlukan persetujuan yang relevan. Prohibited dan restricted area dipublikasikan melalui AIP Indonesia.

Internal operating ceiling proyek:

hmission,max=10 m AGLh_{\text{mission,max}} = 10\ \mathrm{m\ AGL}

kecuali approval operasi menetapkan nilai yang lebih rendah. Batas ini adalah limit internal, bukan pengganti batas atau izin ruang udara.

13.1.3 Batas khusus operasi pertanian

PM 37 Tahun 2020 menyatakan drone dengan peralatan pertanian hanya boleh beroperasi pada areal pertanian atau perkebunan yang dijelaskan dalam pengajuan rencana penerbangan. Persetujuan kegiatan penyemprotan atau penaburan benih mensyaratkan tidak adanya pemukiman dalam radius 500 m500\ \mathrm{m} dari batas terluar areal.

Site survey harus membuat buffer:

dsettlement=500 md_{\text{settlement}} = 500\ \mathrm{m}

dari seluruh sisi polygon operasi.

Rendering diagram...

Yang dianggap pemukiman harus ditentukan secara konservatif dan mencakup:

  • Rumah permanen.
  • Rumah sementara.
  • Sekolah.
  • Tempat ibadah.
  • Pasar.
  • Fasilitas umum.
  • Area kerja dengan konsentrasi manusia.
  • Camp pekerja.
  • Bangunan yang digunakan secara berkala.

13.1.4 Obstacle

Obstacle survey mencakup:

  • Pohon.
  • Tiang.
  • Kabel.
  • Tower.
  • Bangunan.
  • Irigasi.
  • Crane.
  • Antena.
  • Kincir angin.
  • Jaring pertanian.
  • Burung dan sarang.
  • Kendaraan tinggi.

Setiap obstacle dicatat sebagai:

obstacle:
  id: OBS-001
  type: power-line
  latitude: PENDING
  longitude: PENDING
  estimatedHeightM: PENDING
  horizontalBufferM: PENDING
  verticalBufferM: PENDING
  visibilityCondition: PENDING
  mitigation: PENDING

13.1.5 Jalur listrik

Jalur listrik diperlakukan sebagai hazard gabungan:

  • Sulit dilihat.
  • Menghasilkan obstacle tipis.
  • Dapat mengganggu compass.
  • Dapat menimbulkan medan elektromagnetik.
  • Dapat menyebabkan kebakaran jika terjadi tabrakan.
  • Dapat menghalangi jalur emergency landing.

Internal rule:

Tidak ada takeoff, landing, turn, atau spray line
yang direncanakan melewati kabel listrik.

Buffer final ditentukan dari:

  • Tinggi kabel.
  • Sag kabel.
  • Wind.
  • GNSS error.
  • Braking distance.
  • Turn radius.
  • Loss-of-position scenario.

13.1.6 Manusia dan hewan

Site survey harus memetakan:

  • Operator.
  • Ground crew.
  • Pemilik lahan.
  • Pekerja.
  • Pengamat.
  • Jalan umum.
  • Jalur ternak.
  • Kandang.
  • Area penggembalaan.
  • Sekolah.
  • Rumah.
  • Sumber air.

Sterile area minimum ditetapkan melalui risk assessment. Tidak ada orang yang tidak berkepentingan di:

  • Takeoff area.
  • Landing area.
  • Spray polygon.
  • Drift area.
  • Emergency descent corridor.
  • Battery handling area.
  • Chemical mixing area.

Hewan harus dipindahkan atau dibatasi dari area yang dapat terkena:

  • Downwash.
  • Noise.
  • Droplet.
  • Emergency landing.
  • Battery fire.

13.1.7 Emergency landing area

Sekurangnya tiga emergency landing options ditentukan:

IDFungsi
ELA-AArea utama
ELA-BArea alternatif di sisi berlawanan
ELA-CImmediate descent area

Emergency area harus:

  • Bebas manusia.
  • Tidak berada di jalan.
  • Tidak berada di atas air jika battery recovery diperlukan.
  • Tidak dekat jalur listrik.
  • Tidak memiliki tanaman tinggi yang dapat menangkap rotor.
  • Dapat dicapai pada low-battery condition.
  • Dapat diakses tim recovery.
  • Tidak mengarahkan chemical spill ke saluran air.

13.1.8 Kondisi GNSS

GNSS survey mencatat:

  • Jumlah satelit.
  • RTK state.
  • Correction age.
  • HDOP atau estimated accuracy.
  • Multipath.
  • Obstruction mask.
  • Interference.
  • Position jump.
  • Base-station coverage.

Minimum survey duration per takeoff point:

tGNSS-survey≥10 mint_{\text{GNSS-survey}} \ge 10\ \mathrm{min}

Acceptance:

  • RTK Fixed stabil.
  • Tidak ada position jump abnormal.
  • Correction link stabil.
  • Home position repeatable.
  • Compass tidak terganggu kendaraan, power system, atau pump.

13.1.9 Coverage RC dan telemetry

Coverage survey menggunakan kendaraan atau test node pada ground level dan pada titik elevasi representatif.

Record:

  • RC link quality.
  • Telemetry RSSI.
  • Latency.
  • Packet loss.
  • Video quality.
  • Cellular coverage bila digunakan.
  • Dead zone.
  • Multipath.
  • Obstruction.

Packet-loss ratio:

Ploss=Nsent−NreceivedNsent×100%P_{\text{loss}} = \frac{ N_{\text{sent}} - N_{\text{received}} }{ N_{\text{sent}} } \times100\%

Internal site acceptance:

Ploss≤1%\boxed{ P_{\text{loss}} \le 1\% }

pada nominal mission area, tanpa link-failsafe event.

Herelink membawa fungsi RC dan telemetry melalui satu ekosistem RF. Pemisahan interface SBUS dan MAVLink tidak boleh dianggap sebagai independensi RF.

13.1.10 Site-release form

siteRelease:
  siteId: PENDING
  coordinates: PENDING
  surveyDate: PENDING
  airspaceClass: PENDING
  kkOpStatus: PENDING
  prohibitedRestrictedStatus: PENDING
  nearestAirport: PENDING
  nearestHelipadDistanceNm: PENDING
  settlementBuffer500mClear: false
  powerLinesMapped: false
  emergencyLandingAreas:
    - PENDING
  rtkSurveyPass: false
  rcCoveragePass: false
  telemetryCoveragePass: false
  weatherWindowApproved: false
  regulatoryApprovalReference: PENDING
  release: NO-GO

13.2 Pre-flight checklist

Pre-flight checklist adalah dokumen eksekusi, bukan sekadar panduan. Checklist harus ditandatangani atau direkam secara elektronik oleh:

  • Pilot in Command.
  • Payload operator.
  • Safety observer.
  • Ground crew lead.
ItemAcceptance
Operation approvalValid untuk lokasi, tanggal, dan waktu
Aircraft approvalSesuai MTOW dan kategori
Pilot authorizationValid dan sesuai operasi
Airspace conditionsTidak berubah
NOTAM/AIPDiperiksa
Landowner approvalTersedia
Third-party insuranceValid
Chemical approvalValid
RF device complianceValid
Local-government requirementDipenuhi
Flight planSesuai approval

SIDOPI GO menyediakan layanan untuk sertifikat pesawat udara kecil tanpa awak, Remote Pilot Certificate, dan pengajuan persetujuan operasi. Karena kendaraan ini berada di atas batas small UAS, pemakaian SIDOPI tidak boleh diasumsikan sebagai satu-satunya jalur approval; applicability harus dikonfirmasi dengan DJPU. (imsis-djpu.dephub.go.id)

PM 37 Tahun 2020 menetapkan pengajuan persetujuan paling lambat 1414 hari kerja sebelum operasi dan meminta dokumen seperti identitas operator, spesifikasi sistem udara dan darat, tujuan operasi, rencana penerbangan, prosedur operasi, prosedur emergency, kompetensi pilot, safety assessment, registrasi, dokumen kelaikudaraan, assessment AirNav, dan asuransi pihak ketiga.

13.2.2 Weather gate

Periksa:

  • Mean wind.
  • Gust.
  • Wind direction.
  • Temperature.
  • Humidity.
  • Precipitation.
  • Thunderstorm.
  • Visibility.
  • Solar heating.
  • Forecast selama mission dan reserve period.

Baseline spraying limit:

vwind,mean≤5 m/sv_{\text{wind,mean}} \le 5\ \mathrm{m/s}

Gust factor:

G=vgust−vmeanG = v_{\text{gust}} - v_{\text{mean}}

Internal limit:

G≤2 m/sG \le 2\ \mathrm{m/s}

Penerbangan dibatalkan jika:

  • Hujan.
  • Lightning terdeteksi atau diperkirakan.
  • Gust melebihi limit.
  • Wind mengarah ke pemukiman, manusia, ternak, atau perairan sensitif.
  • Drift risk tidak dapat diterima.
  • Temperature berada di luar aircraft atau chemical envelope.

13.2.3 Struktur

Periksa:

  • Center body.
  • Arm.
  • Folding lock.
  • Secondary lock.
  • Landing gear.
  • Tank bracket.
  • Battery tray.
  • Boom.
  • GNSS mast.
  • Rangefinder bracket.
  • Avionics enclosure.

Tidak boleh ditemukan:

  • Crack.
  • Delamination.
  • Permanent deformation.
  • Loose fastener.
  • Witness-mark movement.
  • Cable chafing.
  • Hose chafing.
  • Chemical residue pada composite joint.

13.2.4 Propeller

Untuk setiap rotor:

  • Correct part number.
  • Correct direction.
  • Correct matched pair.
  • No crack.
  • No delamination.
  • Hinge moves freely.
  • Fastener secure.
  • Adapter secure.
  • No chemical residue.
  • No impact mark.
  • Blade folds symmetrically.
propellerCheck:
  M1: pass
  M2: pass
  M3: pass
  M4: pass
  M5: pass
  M6: pass

13.2.5 Motor dan ESC

Periksa:

  • Motor bell.
  • Bearing.
  • Axial play.
  • Clamp witness mark.
  • Power connector.
  • PWM cable.
  • CAN cable.
  • Cooling.
  • Last-flight ESC faults.
  • Temperature history.
  • RPM mismatch history.

Propeller tidak diputar dengan tangan ketika battery main connector terpasang.

13.2.6 Baterai

Battery acceptance:

  • Correct battery ID.
  • No swelling.
  • No impact damage.
  • Connector clean.
  • BMS healthy.
  • Temperature acceptable.
  • SOC sufficient.
  • Cell imbalance within approved limit.
  • Cycle count within life.
  • Capacity estimate above retirement threshold.

Available capacity:

Cavailable=CmeasuredηtemperatureηagingC_{\text{available}} = C_{\text{measured}} \eta_{\text{temperature}} \eta_{\text{aging}}

Mission may start only if:

Crequired+Creserve≤CavailableC_{\text{required}} + C_{\text{reserve}} \le C_{\text{available}}

13.2.7 Avionik

Periksa:

  • Cube boots normally.
  • Firmware correct.
  • Parameter checksum correct.
  • SD card healthy.
  • No unexpected reset.
  • POWER1 healthy.
  • POWER2 healthy.
  • IMUs healthy.
  • Barometers healthy.
  • Rangefinder healthy.
  • Battery monitor plausible.
  • Six ESC nodes visible.
  • Payload heartbeat present.

13.2.8 GNSS dan compass

Acceptance:

  • Here4 detected.
  • External compass primary.
  • No compass variance warning.
  • RTK Fixed.
  • Correction age acceptable.
  • Home position correct.
  • Heading agrees with physical orientation.
  • No position jump.

Mission spraying tidak dimulai pada RTK Float hanya karena vehicle masih dapat Loiter.

13.2.9 RC dan telemetry

Verify:

  • Control sticks.
  • Flight modes.
  • RTL command.
  • LAND command.
  • Sprayer inhibit.
  • Emergency motor stop.
  • RC failsafe indication.
  • GCS heartbeat.
  • Mission upload.
  • Mission read-back.
  • Telemetry alarm.
  • Battery voice/visual warning.

13.2.10 Sistem semprot

Periksa:

  • Fluid approval.
  • Tank cap.
  • Vent.
  • Outlet.
  • Manual shutoff.
  • Filter.
  • Pump.
  • Flowmeter.
  • Pressure transmitter.
  • Regulator.
  • Master valve.
  • Manifold.
  • Nozzles.
  • Return line.
  • Drain.
  • No visible leak.

Prime flow:

Qprime>0Q_{\text{prime}} > 0

Pressure at idle:

pidle<pnormal,maxp_{\text{idle}} < p_{\text{normal,max}}

Valve power-loss test dilakukan sesuai maintenance schedule, bukan dengan menumpahkan cairan di preflight area.

13.2.11 Mission

Verify:

  • Correct polygon.
  • Correct coordinate datum.
  • Correct altitude frame.
  • Correct takeoff point.
  • Correct landing point.
  • Correct emergency areas.
  • Correct swath.
  • Correct speed.
  • Correct application rate.
  • Correct turn direction.
  • Sprayer off outside polygon.
  • Geofence contains all planned paths.
  • RTL path clear.
  • Mission hash matches release.

13.2.12 Pre-flight decision

Rendering diagram...

13.3 Prosedur pengisian cairan

13.3.1 Chemical-release gate

Hanya produk yang:

  • Terdaftar.
  • Belum kedaluwarsa.
  • Mempunyai label terbaca.
  • Mempunyai SDS terbaru.
  • Disetujui untuk tanaman dan organisme sasaran.
  • Mempunyai metode aplikasi yang kompatibel dengan operasi udara.
  • Lulus compatibility assessment sistem.

yang boleh dimuat.

Permentan Nomor 43 Tahun 2019 tentang Pendaftaran Pestisida masih tercatat berlaku. Label pestisida merupakan sumber wajib untuk identitas produk, penggunaan, dosis, target, peringatan, dan batasan aplikasi. (Database Peraturan | JDIH BPK)

Internal policy:

Tidak ada aplikasi off-label.
Tidak ada pengenceran tanpa prosedur.
Tidak ada pencampuran dua produk tanpa compatibility approval.
Tidak ada aerial application bila label atau persetujuan tidak mendukungnya.

13.3.2 PPE

PPE mengikuti SDS dan risk assessment, sekurangnya mempertimbangkan:

  • Chemical-resistant gloves.
  • Eye protection.
  • Face shield saat mixing.
  • Protective clothing.
  • Chemical-resistant footwear.
  • Respiratory protection bila diwajibkan SDS.
  • Wash water.
  • Eyewash.
  • Spill kit.

Pengendalian bahan kimia berbahaya di tempat kerja tetap tunduk pada ketentuan K3, termasuk identifikasi bahaya, prosedur kerja aman, dan penanggulangan keadaan darurat. KEP.187/MEN/1999 masih dicatat berlaku oleh JDIH Kementerian Ketenagakerjaan. (JDIH Kemnaker)

13.3.3 Mixing area

Mixing area harus:

  • Berada di luar rotor area.
  • Berada di atas secondary containment.
  • Jauh dari drain.
  • Jauh dari sumur.
  • Jauh dari badan air.
  • Jauh dari food handling.
  • Mempunyai akses spill kit.
  • Mempunyai air bersih untuk dekontaminasi.
  • Berada di sisi upwind dari personel lain.

13.3.4 Filtrasi

Filtrasi dilakukan sebelum cairan masuk tangki.

Mesh loading tidak boleh lebih halus dari batas yang menyebabkan excessive suction loss. Baseline:

Fill filter     : sesuai product particle size
Suction strainer: 50 mesh
Nozzle strainer : sesuai TeeJet XR11003-VS

Cairan yang mengandung:

  • Sedimen besar.
  • Gel.
  • Endapan.
  • Kristal.
  • Floc.
  • Bahan tidak larut.

tidak boleh dimasukkan sebelum formulation review.

13.3.5 Densitas cairan

Payload ditentukan berdasarkan massa:

mliquid=ρliquidVfillm_{\text{liquid}} = \rho_{\text{liquid}} V_{\text{fill}}

Volume maksimum berdasarkan payload mass:

Vmax⁡,mass=mpayload,maxρliquidV_{\max,\text{mass}} = \frac{ m_{\text{payload,max}} }{ \rho_{\text{liquid}} }

Jika:

mpayload,max=20 kgm_{\text{payload,max}} = 20\ \mathrm{kg}

dan:

ρliquid=1.10 kg/L\rho_{\text{liquid}} = 1.10\ \mathrm{kg/L}

maka:

Vmax⁡,mass=201.10V_{\max,\text{mass}} = \frac{ 20 }{ 1.10 }
Vmax⁡,mass≈18.18 L\boxed{ V_{\max,\text{mass}} \approx 18.18\ \mathrm{L} }

Tangki 20 L20\ \mathrm{L} tidak boleh otomatis diisi penuh bila densitas cairan melebihi:

1.00 kg/L1.00\ \mathrm{kg/L}

Allowable fill volume:

Vfill≤min⁡(Vtank,max,mpayload,maxρliquid)\boxed{ V_{\text{fill}} \le \min \left( V_{\text{tank,max}}, \frac{ m_{\text{payload,max}} }{ \rho_{\text{liquid}} } \right) }

13.3.6 Fill-mass verification

Sebelum mengisi:

maircraft,dry=mmeasuredm_{\text{aircraft,dry}} = m_{\text{measured}}

Setelah mengisi:

maircraft,loaded=maircraft,dry+mliquidm_{\text{aircraft,loaded}} = m_{\text{aircraft,dry}} + m_{\text{liquid}}

Requirement:

maircraft,loaded≤mapproved,MTOW\boxed{ m_{\text{aircraft,loaded}} \le m_{\text{approved,MTOW}} }

Nilai approved MTOW, bukan predicted MTOW, yang digunakan.

13.3.7 Fill sequence

  1. Verifikasi product release.
  2. Baca label dan SDS.
  3. Pasang PPE.
  4. Siapkan spill containment.
  5. Ukur densitas atau gunakan certificate batch.
  6. Hitung maksimum volume.
  7. Tutup tank outlet.
  8. Pasang fill filter.
  9. Masukkan sebagian carrier water.
  10. Tambahkan produk sesuai mixing order.
  11. Tambahkan carrier sampai volume target.
  12. Homogenisasi sesuai product instruction.
  13. Tutup tangki.
  14. Bersihkan exterior.
  15. Timbang atau verifikasi massa.
  16. Catat batch.
  17. Periksa leak.
  18. Perbarui CG/load record.

13.3.8 Mixing record

chemicalLoad:
  missionId: PENDING
  productTradeName: PENDING
  registrationNumber: PENDING
  batchNumber: PENDING
  expiryDate: PENDING
  sdsRevision: PENDING
  crop: PENDING
  targetOrganism: PENDING
  labelRate: PENDING
  commandedApplicationRateLHa: PENDING
  liquidDensityKgL: PENDING
  loadedVolumeL: PENDING
  loadedMassKg: PENDING
  operator: PENDING
  checker: PENDING

13.3.9 Spill prevention

Required controls:

  • Secondary containment.
  • Drip tray.
  • Closed transfer container.
  • Funnel or pump.
  • Absorbent.
  • Waste bags or containers.
  • Drain cover.
  • Clearly labeled rinse container.
  • No unattended open chemical.

13.4 Pelaksanaan misi

13.4.1 Operating roles

PeranOtoritas
Pilot in CommandFinal authority terhadap flight
Payload operatorSprayer enable, flow, pressure
Safety observerStop-work authority
Ground crew leadAircraft, battery, fill area
Visual observerAirspace dan ground monitoring
Site coordinatorPeople, animals, vehicles

Siapa pun dapat menyatakan:

ABORT

bila melihat kondisi tidak aman.

13.4.2 Arming

Arming dilakukan hanya setelah:

  • Sterile area clear.
  • Propeller area clear.
  • Tank secured.
  • Battery secured.
  • Pump inhibited.
  • Master valve closed.
  • Mission loaded.
  • Home correct.
  • RTK Fixed.
  • Observer ready.
  • Emergency plan confirmed.

Callout:

Pilot: CLEAR PROP
Observer: AREA CLEAR
Payload: SPRAYER SAFE
Pilot: ARMING

13.4.3 Takeoff

Takeoff dilakukan dalam mode yang telah disetujui oleh flight-test program.

Sequence:

  1. Arm.
  2. Verify all motors at idle.
  3. Lift to low hover.
  4. Check yaw.
  5. Check attitude.
  6. Check motor balance.
  7. Check battery sag.
  8. Check vibration warning.
  9. Climb to transit altitude.
  10. Hold before AUTO transition.

Sprayer remains:

Pump  : OFF
Valve : CLOSED
Target: 0 L/min

13.4.4 Transisi AUTO

AUTO hanya dipilih bila:

  • Vehicle stabil.
  • Position solution healthy.
  • Correct mission active.
  • Geofence active.
  • RTK requirement met.
  • Rangefinder healthy.
  • Battery sufficient.
  • No warning.
  • Pilot has positive mode confirmation.

13.4.5 Sprayer activation

Sprayer enable requires:

Senable=A∧M∧V∧N∧H∧C∧¬FS_{\text{enable}} = A \land M \land V \land N \land H \land C \land \neg F

dengan:

  • AA: aircraft armed.
  • MM: berada dalam spray segment.
  • VV: speed valid.
  • NN: navigation healthy.
  • HH: height measurement healthy.
  • CC: chemical release valid.
  • FF: fault aktif.
Rendering diagram...

13.4.6 Monitoring

Pilot monitors:

  • Flight mode.
  • Attitude.
  • Position.
  • Height.
  • Cross-track.
  • Battery.
  • Motor warning.
  • EKF.
  • RC link.
  • Geofence.

Payload operator monitors:

  • Target flow.
  • Measured flow.
  • Pressure.
  • Pump current.
  • Valve feedback.
  • Consumed volume.
  • Tank estimate.
  • Fault state.

Safety observer monitors:

  • People.
  • Animals.
  • Vehicles.
  • Low aircraft.
  • Birds.
  • Drift.
  • Weather.
  • Obstacle.
  • Emergency landing areas.

13.4.7 Operational abort criteria

Immediate sprayer abort:

  • Person enters buffer.
  • Animal enters spray area.
  • Vehicle enters site.
  • RTK Fixed lost.
  • Rangefinder unhealthy.
  • Wind exceeds limit.
  • Drift toward sensitive area.
  • Flow error exceeds limit.
  • Pressure fault.
  • Leak.
  • Hose rupture.
  • Pump overcurrent.
  • Nozzle blockage.
  • Payload heartbeat loss.

Flight abort:

  • Motor or ESC anomaly.
  • Battery critical.
  • EKF fault.
  • Compass fault.
  • Excessive vibration.
  • RC loss.
  • Geofence breach.
  • Unexpected aircraft.
  • Obstacle conflict.
  • Structural anomaly.
  • Smoke or unusual odor.

13.4.8 RTL versus LAND

Rendering diagram...

Gunakan LAND bila:

  • Position invalid.
  • Motor authority menurun.
  • Energy tidak cukup.
  • Return path tidak aman.
  • Leak sedang berlangsung.
  • Aircraft harus segera dijauhkan dari manusia atau sumber air.

Gunakan RTL bila:

  • Position healthy.
  • Return path clear.
  • Energy sufficient.
  • Aircraft control normal.
  • RTL altitude aman.

13.4.9 VLOS dan BVLOS

PM 37 Tahun 2020 memprioritaskan VLOS. BVLOS mensyaratkan kemampuan Detect and Avoid dan tracking system.

Baseline proyek:

Operational mode: VLOS ONLY
BVLOS           : PROHIBITED

sampai:

  • DAA telah dikualifikasi.
  • Tracking system disetujui.
  • Communication architecture disetujui.
  • Contingency procedure disetujui.
  • Regulatory approval diterbitkan.

13.4.10 Daylight operation

PM 37 Tahun 2020 menetapkan operasi pada prinsipnya dilakukan dari matahari terbit sampai matahari tenggelam. Operasi malam memerlukan persetujuan dan safety assessment.

Baseline:

Night operation: PROHIBITED

13.5 Post-flight

13.5.1 Shutdown sequence

  1. Confirm vehicle landed.
  2. Confirm landing detection.
  3. Disarm.
  4. Verify all propellers stopped.
  5. Apply sprayer inhibit.
  6. Pump off.
  7. Valve closed.
  8. Open service disconnect.
  9. Power battery off.
  10. Disconnect battery.
  11. Fit propeller safety covers if used.
  12. Establish maintenance-safe condition.

Tidak ada personel yang mendekati kendaraan sebelum Pilot in Command menyatakan:

AIRCRAFT SAFE

13.5.2 Battery removal

Periksa:

  • Battery temperature.
  • Connector temperature.
  • Swelling.
  • Odor.
  • BMS fault.
  • Cell minimum.
  • Cell spread.
  • Consumed capacity.
  • Impact marks.

Battery dengan anomaly dipindahkan menggunakan emergency procedure dan dikarantina. Jangan memasukkan battery panas atau rusak ke kendaraan tertutup.

13.5.3 Thermal inspection

Dalam lima menit setelah landing, ukur:

  • Battery.
  • Main connector.
  • Fuse.
  • Busbar.
  • Current sensor.
  • ESC.
  • Motor housing.
  • DC-DC.
  • Pump.
  • Payload controller.

Temperature record:

postFlightThermal:
  ambientC: PENDING
  batteryC: PENDING
  mainConnectorC: PENDING
  escMaxC: PENDING
  motorMaxC: PENDING
  pumpC: PENDING
  dcDcMaxC: PENDING

13.5.4 Mechanical inspection

Periksa:

  • Propeller impact.
  • Arm.
  • Joint.
  • Motor clamp.
  • Landing gear.
  • Battery restraint.
  • Tank restraint.
  • Boom.
  • Nozzle.
  • Hose.
  • Cable.
  • Witness marks.

13.5.5 Download log

Download:

  • DataFlash .bin.
  • Telemetry .tlog.
  • Payload log.
  • ESC telemetry.
  • Battery/BMS log.
  • Mission file.
  • Weather.
  • Photos.
  • Video.

Minimum quick-look:

  • Vibration.
  • Clipping.
  • EKF.
  • Motor output.
  • RPM.
  • Battery sag.
  • Flow error.
  • Pressure.
  • Faults.
  • Mode changes.

Aircraft remains grounded if:

  • Log unavailable.
  • Critical warning.
  • Unknown reset.
  • Motor anomaly.
  • Flow anomaly.
  • Unexplained position jump.

13.5.6 Flush system

Flush sequence depends on product label and SDS.

General sequence:

  1. Recover usable residual according to product procedure.
  2. Drain approved collection.
  3. Add approved rinse fluid.
  4. Circulate through pump and return.
  5. Spray rinse into approved treatment area only when legally and environmentally permitted.
  6. Flush each nozzle.
  7. Drain manifold.
  8. Clean filter.
  9. Inspect seals.
  10. Record rinse volume.
  11. Manage rinse and waste according to classification.

Residual concentrate, contaminated absorbent, rinse water, filter material, and packaging must be assessed under applicable hazardous-material and waste rules. PP 22 Tahun 2021 and Permen LHK Nomor 6 Tahun 2021 govern environmental protection and B3-waste management pathways; site procedures must be aligned with local environmental authority requirements. (Database Peraturan | JDIH BPK)

Dilarang:

  • Membuang sisa ke drain.
  • Membuang ke sungai.
  • Mencuci dekat sumur.
  • Membuang container di lahan.
  • Membakar kemasan.
  • Menggunakan container chemical untuk fungsi lain.

13.5.7 Flight record

flightRecord:
  flightId: PENDING
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  pilotId: PENDING
  payloadOperatorId: PENDING
  siteId: PENDING

  takeoffUtc: PENDING
  landingUtc: PENDING
  flightTimeMin: PENDING

  takeoffMassKg: PENDING
  initialLiquidL: PENDING
  appliedLiquidL: PENDING
  remainingLiquidL: PENDING

  batteryId: PENDING
  consumedCapacityAh: PENDING
  landingReservePercent: PENDING

  windMeanMps: PENDING
  windGustMps: PENDING

  maximumVibrationMps2: PENDING
  maximumEscTemperatureC: PENDING
  maximumMotorTemperatureC: PENDING

  flowErrorPercent: PENDING
  applicationRateLHa: PENDING
  faults: []
  maintenanceRequired: false

13.6 Maintenance schedule

Maintenance dilakukan berdasarkan kombinasi:

  • Calendar time.
  • Flight hours.
  • Motor hours.
  • Pump hours.
  • Battery cycles.
  • Valve cycles.
  • Flight count.
  • Environmental exposure.
  • Condition monitoring.

Interval yang lebih pendek selalu berlaku.

Rendering diagram...

Interval pabrikan yang lebih ketat menggantikan interval internal. Tidak ada komponen yang boleh melewati life limit pabrikan karena tabel ini.

13.6.1 Setiap penerbangan

AreaTindakan
StrukturVisual crack dan witness mark
PropellerRoot, hinge, edge, pair
MotorRotation feel, play, clamp
ESCFault history dan connector
BatteryPhysical, BMS, temperature
WiringChafing dan connector lock
GNSSMount dan cable
RangefinderWindow dan alignment
TankRestraint, vent, leak
BoomAlignment dan tether
HoseKink, wear, leak
NozzleCode, blockage, drip
LogQuick-look critical channels

13.6.2 Harian

Dilakukan pada akhir hari operasi:

  • Bersihkan kendaraan.
  • Flush hydraulic system.
  • Bersihkan filter.
  • Inspeksi seluruh nozzle.
  • Inspeksi chemical exposure.
  • Periksa arm locks.
  • Periksa landing gear.
  • Download dan archive logs.
  • Update flight-hour record.
  • Update battery cycle record.
  • Charge atau storage battery sesuai procedure.
  • Tutup semua defect.

13.6.3 Setiap 10 jam

SubsystemMaintenance
FastenersAudit witness mark dan sample torque
PropellerDetailed root dan hinge inspection
MotorsBearing noise, play, RPM comparison
ESCFault history dan CAN error
ConnectorVisual dan thermal trend
ArmsDetailed visual dan dimensional check
Folding jointsFree play measurement
Battery trayRestraint and wear
TankBracket and baffle inspection
PumpCurrent-flow-pressure trend
ValveOpen/close and fail-closed test
FlowmeterQuick gravimetric verification
RangefinderReference-distance check
CompassInterference trend review

13.6.4 Setiap 25 jam

  • Lepas propeller.
  • Inspeksi adapter dan shaft.
  • Ukur motor bearing play.
  • Periksa motor-clamp torque.
  • Periksa arm ovalization.
  • Ukur folding-joint play.
  • Inspeksi center structure.
  • Load-check battery and tank restraint.
  • Battery capacity and resistance test.
  • Full flowmeter calibration.
  • Pressure-sensor calibration check.
  • Nozzle cup test.
  • Regulator and relief test.
  • Valve cycle test.
  • CAN physical inspection.
  • FC power-failover test.
  • RC/GCS failsafe dry test.

13.6.5 Setiap 50 jam

  • Detailed structural inspection.
  • Compare motor coordinates against as-built drawing.
  • Inspect composite tubes using approved visual and tap-test procedure.
  • Remove and inspect landing gear interfaces.
  • Inspect all high-current crimps.
  • Measure connector resistance where practical.
  • Thermal test main bus.
  • Full propulsion-unit comparison.
  • Battery serviceability review.
  • Replace hoses, seals, filters, or check valves that have reached approved life or show deterioration.
  • Inspect avionics vibration mounts.
  • Recalibrate battery monitor.
  • Revalidate effective flow and pressure map.
  • Review all trend data and FMEA assumptions.

13.6.6 Unscheduled inspection triggers

Aircraft immediately grounded after:

  • Hard landing.
  • Tip-over.
  • Propeller strike.
  • Motor desync.
  • Thrust-loss warning.
  • Overcurrent.
  • Overtemperature.
  • Battery fault.
  • Water or chemical ingress.
  • Frame impact.
  • Hose rupture.
  • Fly-away or geofence breach.
  • Lightning proximity.
  • Transportation accident.
  • Unknown firmware reset.

13.6.7 Component trend monitoring

For parameter xx:

Δxn=xn−xbaseline\Delta x_n = x_n-x_{\text{baseline}}

Rate of change:

x˙=xn−xn−1tn−tn−1\dot{x} = \frac{ x_n-x_{n-1} }{ t_n-t_{n-1} }

Trend items:

  • Motor current at fixed thrust.
  • RPM at fixed command.
  • ESC temperature.
  • Bearing vibration.
  • Battery internal resistance.
  • Battery capacity.
  • Connector temperature.
  • Pump current at fixed flow.
  • Flowmeter correction factor.
  • Valve closing time.
  • Joint free play.

Maintenance may be triggered before numerical limit if deterioration is monotonic and unexplained.

13.6.8 Maintenance record

maintenanceRecord:
  workOrder: PENDING
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  maintenanceType: scheduled
  trigger:
    flightHours: PENDING
    flightCount: PENDING
    pumpHours: PENDING
    batteryCycles: PENDING

  findings: []
  replacedParts: []
  torqueRecords: []
  firmwareChanges: []
  parameterChanges: []

  functionalTest: PENDING
  returnToService: false
  technician: PENDING
  inspector: PENDING
  date: PENDING

13.7 Emergency response

13.7.1 Prioritas respons

Urutan prioritas:

  1. Lindungi manusia.
  2. Hentikan penyemprotan.
  3. Kendalikan aircraft jika masih memungkinkan.
  4. Lindungi sumber air dan lingkungan.
  5. Isolasi energi.
  6. Hubungi layanan darurat.
  7. Pertahankan bukti dan log.
  8. Laporkan kejadian.
Rendering diagram...

13.7.2 Fly-away

Indications:

  • Vehicle does not follow command.
  • Position diverges.
  • GCS position continues moving away.
  • RC and telemetry degraded.
  • AUTO path incorrect.

Actions:

  1. Command sprayer off.
  2. Close valve.
  3. Attempt approved mode recovery.
  4. Attempt RTL only if navigation valid.
  5. Warn all personnel.
  6. Record direction, altitude, and last coordinates.
  7. Notify airspace/ATS authority according to approval and emergency plan.
  8. Notify landowners or public-safety authority if ground risk exists.
  9. Do not chase under the flight path.
  10. Preserve logs and controller state.

13.7.3 Motor anomaly

Indications:

  • RPM loss.
  • Current spike.
  • ESC fault.
  • Strong yaw.
  • Motor saturation.
  • Thrust-loss warning.

Actions:

  1. Sprayer off.
  2. Valve closed.
  3. Reduce maneuver demand.
  4. LAND at nearest safe area.
  5. Use RTL only if control authority and energy are confirmed.
  6. Warn personnel.
  7. Do not re-arm.
  8. Quarantine motor, ESC, and propeller.
  9. Open NCR.

13.7.4 Battery fire or thermal event

Indications:

  • Smoke.
  • Hissing.
  • Swelling.
  • Rapid temperature increase.
  • Flame.
  • BMS thermal fault.
  • Pungent odor.

Actions:

  1. Abort operation.
  2. Keep personnel away.
  3. Contact emergency services.
  4. Follow battery SDS and site fire-response plan.
  5. Do not pick up, puncture, compress, or transport an unstable battery.
  6. Prevent propagation to chemicals and other batteries.
  7. Establish isolation and monitoring.
  8. Treat runoff or contaminated absorbent according to environmental procedure.
  9. Quarantine adjacent equipment after the incident.

Fire-extinguishing media and cooling strategy must follow the battery manufacturer, SDS, fire authority, and site plan; one generic extinguisher instruction is not valid for every battery event.

13.7.5 Hard landing

  1. Disarm.
  2. Do not approach until rotors stop.
  3. Isolate battery if safe.
  4. Check for battery damage.
  5. Check chemical leak.
  6. Establish exclusion zone.
  7. Photograph aircraft before moving.
  8. Record final position.
  9. Download logs if safe.
  10. Perform unscheduled inspection.
  11. Ground aircraft until engineering release.

13.7.6 Chemical spill

  1. Stop source if safe.
  2. Move upwind.
  3. Establish exclusion zone.
  4. Use SDS-required PPE.
  5. Protect drains, wells, and surface water.
  6. Contain with compatible absorbent.
  7. Collect contaminated material.
  8. Label waste.
  9. Notify site and environmental authority if reportable.
  10. Decontaminate equipment and personnel.
  11. Record product, volume, location, and exposure.

13.7.7 Operator exposure

Routes:

  • Eye.
  • Skin.
  • Inhalation.
  • Ingestion.

Actions:

  1. Remove person from exposure.
  2. Stop aircraft and chemical operation.
  3. Follow SDS first-aid instructions.
  4. Use eyewash or emergency shower when required.
  5. Remove contaminated clothing safely.
  6. Contact medical or emergency service.
  7. Bring product label and SDS.
  8. Do not induce vomiting unless directed by SDS or medical professional.
  9. Record exposure time, product, route, and approximate dose.

13.7.8 Propeller strike

  1. Emergency stop.
  2. Call emergency medical service.
  3. Control bleeding using trained first-aid procedure.
  4. Do not move the casualty unless immediate danger exists.
  5. Isolate battery after rotor stop if safe.
  6. Preserve the scene.
  7. Quarantine aircraft.
  8. Report as serious safety occurrence.
  9. Suspend all fleet operations pending preliminary review.

13.7.9 Emergency contact card

emergencyContacts:
  ambulance: PENDING
  fireService: PENDING
  police: PENDING
  aviationAuthority: PENDING
  airNavigationUnit: PENDING
  environmentalAuthority: PENDING
  poisonOrMedicalCenter: PENDING
  landowner: PENDING
  projectSafetyManager: PENDING

13.8 Regulasi

13.8.1 Hierarki compliance

Rendering diagram...

Memenuhi satu lapisan tidak menggantikan lapisan lain. Contoh:

  • Izin pemilik lahan tidak menggantikan persetujuan ruang udara.
  • Remote Pilot Certificate tidak menggantikan aircraft certification.
  • Produk pestisida terdaftar tidak otomatis mengizinkan aerial application.
  • Perangkat radio bekerja secara teknis tidak berarti legal digunakan.
  • Persetujuan operasi drone tidak menggantikan K3 atau pengelolaan limbah.

13.8.2 Ruang udara dan izin operasi

Regulasi baseline:

DokumenLingkup
PM 37 Tahun 2020Pengoperasian pesawat tanpa awak di ruang udara Indonesia
PM 63 Tahun 2021CASR Part 107 untuk small UAS
AIP IndonesiaAirspace, prohibited dan restricted area
NOTAMPembatasan temporer dan informasi operasional
Operation approvalLokasi, waktu, aircraft, pilot, mission

JDIH Kemenhub mencatat PM 37 Tahun 2020 berlaku dan PM 63 Tahun 2021 berlaku. (JDIH Dephub)

13.8.3 Batas ketinggian

Aturan umum PM 37:

Ruang udaraKetentuan umum
ControlledPersetujuan Direktur Jenderal
Uncontrolled ≤120 m\le120\ \mathrm{m}Tidak memerlukan persetujuan umum ketinggian
Uncontrolled >120 m>120\ \mathrm{m}Persetujuan Direktur Jenderal
KKOP/helipad areaPersetujuan sesuai ketentuan
Prohibited/restrictedPersetujuan instansi berwenang

Untuk proyek ini, general 120 m120\ \mathrm{m} rule bukan operational release karena:

  • Aircraft di atas 55 lb55\ \mathrm{lb}.
  • Operasi bersifat pertanian.
  • Mission membawa liquid payload.
  • Sertifikasi dan approval khusus masih diperlukan.

13.8.4 Kompetensi operator

PM 63 Tahun 2021 memberlakukan CASR Part 107 untuk sistem pesawat udara kecil tanpa awak, sedangkan SIDOPI GO melayani Remote Pilot Certificate dan approval terkait. Untuk aircraft 58.06 kg58.06\ \mathrm{kg}, project authority harus memperoleh konfirmasi DJPU mengenai lisensi, rating, training, dan check yang berlaku untuk kategori di atas 55 lb55\ \mathrm{lb}. (JDIH Dephub)

Internal minimum competence:

  • Aviation regulation.
  • Airspace.
  • Weather.
  • Human factors.
  • Aircraft system.
  • Battery safety.
  • Emergency procedures.
  • Agricultural spraying.
  • Chemical handling.
  • Mission planning.
  • Log analysis.
  • Practical flight check.
  • Type-specific familiarization.

13.8.5 VLOS dan BVLOS

PM 37 memprioritaskan VLOS. BVLOS memerlukan DAA dan tracking.

Project operational limitation:

VLOS: permitted only with valid operation approval
BVLOS: prohibited

Observer tidak memperluas operasi menjadi BVLOS secara otomatis. Observer placement, communication, handover, dan visual coverage harus menjadi bagian approval.

13.8.6 Daylight dan malam

Baseline:

  • Daylight only.
  • Night flight prohibited.
  • No operation in reduced visibility.
  • No operation inside cloud.
  • No operation when aircraft orientation cannot be maintained visually.

PM 37 menetapkan operasi daylight sebagai prinsip umum dan night operation membutuhkan approval setelah safety assessment.

13.8.7 Koordinasi pelayanan navigasi

Untuk operasi yang melibatkan koordinasi unit pelayanan navigasi, PM 37 mengatur penyampaian informasi jadwal, performance limits, C2-link capability, dan termination procedure; koordinasi dilakukan sebelum, selama, dan setelah operasi, dengan ketentuan paling lambat 24 jam sebelum pengoperasian pada prosedur tersebut.

Operator tidak boleh menafsirkan informasi informal melalui telepon sebagai pengganti operation approval atau flight coordination record.

13.8.8 Radio frequency dan telekomunikasi

Perangkat RC, telemetry, Wi-Fi, LTE modem, GNSS correction radio, dan radio komunikasi harus:

  • Memiliki sertifikasi alat/perangkat yang berlaku bila diwajibkan.
  • Beroperasi pada pita yang diizinkan.
  • Memenuhi power dan emission limits.
  • Menggunakan antenna yang sesuai sertifikasi.
  • Tidak dimodifikasi untuk menaikkan daya.
  • Tidak menimbulkan harmful interference.
  • Memenuhi izin kelas, ISR, atau skema lain yang berlaku.

Permen Kominfo Nomor 3 Tahun 2024 mengatur sertifikasi alat dan perangkat telekomunikasi, termasuk konsekuensi penggunaan perangkat yang tidak memiliki sertifikat atau tidak sesuai standar teknis. Permen Kominfo Nomor 7 Tahun 2021 mengatur penggunaan spektrum dan mendefinisikan izin kelas sebagai izin yang melekat pada perangkat yang memenuhi standar teknis serta digunakan sesuai persyaratan. (JDIH Kemkomdigi)

RF compliance record:

rfCompliance:
  herelinkCertificate: PENDING
  lteModemCertificate: PENDING
  rtkRadioCertificate: PENDING
  operatingBands: []
  maximumPower: PENDING
  antennaModels: []
  licenseType: PENDING
  auditStatus: HOLD

13.8.9 Penggunaan pestisida

Operational chemical gate:

  • Product registered.
  • Label current.
  • Correct crop.
  • Correct target.
  • Correct concentration.
  • Correct application rate.
  • Correct pre-harvest interval.
  • Correct re-entry interval.
  • Aerial method permitted or formally approved.
  • Environmental restrictions met.
  • SDS available.
  • Operator trained.

Permentan Nomor 43 Tahun 2019 mengenai pendaftaran pestisida masih berstatus berlaku. (Database Peraturan | JDIH BPK)

Artikel ini tidak menetapkan:

  • Jenis pestisida.
  • Dosis.
  • Konsentrasi.
  • Tank mix.
  • Pre-harvest interval.
  • Re-entry interval.

Nilai tersebut hanya berasal dari label, SDS, agronomist, dan approval yang berlaku.

13.8.10 SDS dan K3

Dokumen berikut harus tersedia di lokasi:

  • Label.
  • SDS.
  • Chemical inventory.
  • Risk assessment.
  • PPE matrix.
  • Spill procedure.
  • Exposure procedure.
  • Emergency contacts.
  • Training record.

Kepmenaker KEP.187/MEN/1999 mengenai pengendalian bahan kimia berbahaya masih dicatat berlaku, sedangkan Permenaker Nomor 5 Tahun 2018 mengatur K3 lingkungan kerja. (JDIH Kemnaker)

13.8.11 Limbah

Limbah operasi dapat mencakup:

  • Residual concentrate.
  • Diluted residual.
  • Rinse water.
  • Used absorbent.
  • Contaminated PPE.
  • Filter.
  • Seal.
  • Hose.
  • Empty packaging.
  • Contaminated soil.
  • Damaged battery.

Setiap limbah diklasifikasikan sebelum:

  • Penyimpanan.
  • Transportasi.
  • Pengolahan.
  • Pemanfaatan.
  • Penyerahan kepada pengelola.

Permen LHK Nomor 6 Tahun 2021 mengatur tata cara dan persyaratan pengelolaan limbah B3. (Database Peraturan | JDIH BPK)

13.8.12 Dokumentasi penerbangan

Dokumen yang dibawa atau dapat diakses:

DokumenStatus
Aircraft identityWajib
Aircraft approvalWajib
Operation approvalWajib
Pilot credentialsWajib
InsuranceWajib sesuai approval
Flight planWajib
Site surveyWajib
Risk assessmentWajib
Weather recordWajib
Pre-flight checklistWajib
Chemical label dan SDSWajib
Landowner permissionWajib
Emergency planWajib
Maintenance releaseWajib
RF compliance recordWajib
Flight logSetelah operasi

13.8.13 Regulatory compliance matrix

AreaRequirementProject status
Airworthiness/categoryApproval untuk >55 lb>55\ \mathrm{lb}HOLD
Pilot authorityCategory-appropriateHOLD
Operation approvalSite/time/mission specificHOLD
AirspaceAIP/NOTAM/KKOP checkedPENDING
Agricultural bufferNo settlement within 500 m500\ \mathrm{m}SITE-SPECIFIC
VLOSRequired baselineDEFINED
BVLOSDAA/tracking/approvalPROHIBITED
DaylightBaselineDEFINED
RFCertified and compliantHOLD
ChemicalRegistered and approvedHOLD
SDS/K3Available and implementedPENDING
WasteApproved handling routePENDING
InsuranceThird-party coveragePENDING

13.9 Cost dan spare strategy

13.9.1 Cost structure

Total cost of ownership:

CTCO=CCAPEX+COPEX+Cmaintenance+Ccompliance+Cdowntime−VresidualC_{\text{TCO}} = C_{\text{CAPEX}} + C_{\text{OPEX}} + C_{\text{maintenance}} + C_{\text{compliance}} + C_{\text{downtime}} - V_{\text{residual}}

CAPEX mencakup:

  • Aircraft.
  • Battery.
  • Charger.
  • Ground station.
  • RTK base.
  • Tools.
  • Test equipment.
  • Transport case.
  • Spill equipment.
  • PPE.
  • Initial spares.

OPEX mencakup:

  • Energy.
  • Labor.
  • Chemical.
  • Water.
  • Travel.
  • Insurance.
  • Approval.
  • Calibration.
  • Consumables.
  • Waste handling.
  • Data storage.

13.9.2 Cost per mission

Cmission=Cenergy+Clabor+Cchemical+Cmaintenance-reserve+Cdepreciation+CcomplianceC_{\text{mission}} = C_{\text{energy}} + C_{\text{labor}} + C_{\text{chemical}} + C_{\text{maintenance-reserve}} + C_{\text{depreciation}} + C_{\text{compliance}}

Cost per hectare:

Cha=CmissionAtreated\boxed{ C_{\text{ha}} = \frac{ C_{\text{mission}} }{ A_{\text{treated}} } }

Maintenance reserve per hour:

Cmaintenance-reserve=rmtflightC_{\text{maintenance-reserve}} = r_m t_{\text{flight}}

dengan:

  • rmr_m: maintenance reserve rate.
  • tflightt_{\text{flight}}: flight time.

13.9.3 Depreciation

Straight-line depreciation:

Cdepreciation,year=Cacquisition−VresidualNlife,yearC_{\text{depreciation,year}} = \frac{ C_{\text{acquisition}} - V_{\text{residual}} }{ N_{\text{life,year}} }

Usage-based depreciation:

Cdepreciation,hour=Cacquisition−VresidualHservice-lifeC_{\text{depreciation,hour}} = \frac{ C_{\text{acquisition}} - V_{\text{residual}} }{ H_{\text{service-life}} }

Usage-based method lebih tepat untuk:

  • Motor.
  • ESC.
  • Propeller.
  • Battery.
  • Pump.
  • Valve.

13.9.4 Downtime cost

Cdowntime=tdown(Ccrew,idle+Clost-production+Creschedule)C_{\text{downtime}} = t_{\text{down}} \left( C_{\text{crew,idle}} + C_{\text{lost-production}} + C_{\text{reschedule}} \right)

Komponen murah dengan lead time panjang dapat mempunyai economic criticality lebih tinggi daripada komponen mahal yang tersedia lokal.

13.9.5 Spare classification

ClassDeskripsi
AOGKegagalan menghentikan seluruh aircraft
MISSIONAircraft dapat terbang tetapi tidak dapat menyemprot
SAFETYKomponen keselamatan yang tidak boleh disubstitusi
CONSUMABLEDiganti rutin
STRATEGICMahal atau lead time panjang

13.9.6 Minimum commissioning stock

ItemMinimum awalClass
X9 G2L integrated unit1AOG
CW propeller pair2AOG
CCW propeller pair2AOG
Motor clamp hardware2 setSAFETY
Main fuse3AOG
ESC branch fuse2 per ratingAOG
DC-DC 5 V5\ \mathrm{V}1AOG
DC-DC 12 V12\ \mathrm{V}1MISSION
DC-DC 24 V24\ \mathrm{V}1MISSION
Here4 cable1AOG
CAN cable and terminator2 setAOG
TF031MISSION
Pump 8 L1MISSION
VN10S flowmeter1MISSION
Pressure transmitter1MISSION
Master valve1SAFETY
XR11003-VS nozzle8CONSUMABLE
Nozzle strainer12CONSUMABLE
Filter element6CONSUMABLE
Hose set1 aircraft setCONSUMABLE
Seal kit3 setCONSUMABLE
Battery1 service spareAOG

Minimum stock harus disesuaikan dengan:

  • Fleet size.
  • Failure rate.
  • Lead time.
  • Import time.
  • Customs.
  • Local support.
  • Storage life.
  • Chemical compatibility.

13.9.7 Reorder point

Deterministic reorder point:

ROP=dL+SSROP = dL + SS

dengan:

  • dd: average demand per period.
  • LL: lead time.
  • SSSS: safety stock.

Statistical safety stock:

SS=zσdLSS = z\sigma_d\sqrt{L}

Sehingga:

ROP=dL+zσdL\boxed{ ROP = dL + z\sigma_d\sqrt{L} }

Untuk AOG component, safety stock tidak boleh nol hanya karena historical demand masih nol pada prototype fleet.

13.9.8 Spare traceability

Setiap spare mempunyai:

sparePart:
  itemId: PENDING
  manufacturer: PENDING
  partNumber: PENDING
  serialOrLot: PENDING
  supplier: PENDING
  purchaseDate: PENDING
  receiptInspection: PENDING
  shelfLife: PENDING
  storageCondition: PENDING
  compatibilityRevision: PENDING
  installationHistory: []

13.9.9 Supplier strategy

Gunakan:

  • Authorized supplier.
  • Certificate of conformity.
  • Batch traceability.
  • Incoming inspection.
  • Counterfeit-control procedure.
  • Approved substitution process.
  • Dual source hanya setelah equivalence validation.

Tidak boleh melakukan substitusi langsung untuk:

  • Propeller.
  • Motor/ESC.
  • Battery.
  • Fuse.
  • Connector.
  • Flight controller.
  • GNSS.
  • Pump.
  • Valve.
  • Flowmeter.
  • Nozzle.
  • Hose material.
  • Seal material.

13.9.10 Battery spare strategy

Battery fleet dibagi:

StatusFungsi
SERVICEABLEBoleh digunakan
RESERVESiap sebagai spare
TESTHanya untuk bench
QUARANTINEMenunggu evaluasi
RETIREDTidak boleh digunakan
DISPOSALMenunggu approved waste route

Battery rotation harus menghindari satu pack menerima seluruh siklus.

Cycle imbalance:

ΔNcycle=Nmax⁡−Nmin⁡\Delta N_{\text{cycle}} = N_{\max} - N_{\min}

Internal target:

ΔNcycle≤10\boxed{ \Delta N_{\text{cycle}} \le 10 }

untuk battery packs dengan umur dan revision yang setara.

13.10 Operational release checklist

Aircraft hanya dapat beroperasi jika:

GateAcceptance
HOLD-STR-001Closed
HOLD-REG-001Closed
HOLD-CHEM-001Closed untuk fluid yang digunakan
HOLD-RF-001Closed
Aircraft approvalValid
Pilot approvalValid
Operation approvalValid
Site releaseGO
Settlement bufferPass
WeatherPass
Pre-flightPass
MaintenanceReleased
BatteryServiceable
Mission hashVerified
Emergency planBriefed
Chemical SDSAvailable
Waste routeAvailable
operationalRelease:
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  missionId: PENDING

  structuralRelease: false
  regulatoryRelease: false
  chemicalRelease: false
  rfRelease: false
  siteRelease: false
  maintenanceRelease: false
  preflightRelease: false

  pilotInCommand: PENDING
  safetyOfficer: PENDING
  operationStatus: NO-GO

Keputusan desain Bab 13

AreaKeputusan
Jurisdiction baselineIndonesia
Regulatory review date12 Juni 2026
Aircraft categoryDi atas 55 lb55\ \mathrm{lb}
CASR Part 107 aloneTidak memadai
Regulatory holdHOLD-REG-001
Operation modeVLOS dan daylight
BVLOSDilarang pada baseline
Agricultural areaHarus tercantum dalam flight plan
Settlement buffer500 m500\ \mathrm{m}
Internal mission ceiling10 m AGL10\ \mathrm{m\ AGL}
Wind limit≤5 m/s\le5\ \mathrm{m/s}
ChemicalRegistered, on-label, approved
Maximum fillBerdasarkan massa dan densitas
Log reviewWajib setelah penerbangan
MaintenanceFlight, daily, 10 h, 25 h, 50 h
Critical defectAircraft grounded
Emergency priorityPeople, spray stop, aircraft, environment
RadioCertified and band-compliant
WasteClassified and handled through approved route
Spare strategyAOG, mission, safety, consumable, strategic

Requirement update

IDRequirementHasil Bab 13Status
OPS-001Site surveyProcedure definedPLANNED
OPS-002Pre-flight checklistDefinedPLANNED
OPS-003Chemical fillingMass-based procedureDEFINED
OPS-004Mission executionDefinedPLANNED
OPS-005Post-flightDefinedPLANNED
OPS-006Maintenance scheduleDefinedPLANNED
OPS-007Emergency responseDefinedPLANNED
REG-001Aircraft regulatory categoryAbove 55 lb55\ \mathrm{lb}HOLD
REG-002Operation approvalRequiredHOLD
REG-003Pilot authorizationCategory-specificHOLD
REG-004Agricultural buffer500 m500\ \mathrm{m}SITE-SPECIFIC
REG-005VLOSBaseline mandatoryDEFINED
REG-006BVLOSProhibitedDEFINED
REG-007RF complianceAudit requiredHOLD
REG-008Chemical registrationPer-productHOLD
REG-009Waste routeSite-specificPENDING
COST-001TCO modelDefinedPLANNED
SPARE-001Minimum stockInitial list definedPLANNED

Ringkasan Bab 13

Bab ini menetapkan bahwa:

  • Site survey harus mencakup ruang udara, pemukiman, obstacle, jalur listrik, manusia, hewan, GNSS, telemetry, dan emergency landing area.
  • Operasi penyemprotan memerlukan buffer pemukiman 500 m500\ \mathrm{m} sesuai baseline PM 37 Tahun 2020.
  • Predicted MTOW 58.06 kg58.06\ \mathrm{kg} berada jauh di atas batas small UAS 25 kg25\ \mathrm{kg}.
  • CASR Part 107 dan Remote Pilot Certificate small UAS saja tidak cukup untuk melegalkan konfigurasi ini.
  • Jalur sertifikasi aircraft, personel, dan operasi harus disetujui DJPU sebelum flight release.
  • Baseline operasi dibatasi pada VLOS dan daylight.
  • Pengisian cairan ditentukan oleh massa dan densitas, bukan kapasitas geometris tangki saja.
  • Tidak ada aplikasi pestisida off-label.
  • Semua penerbangan memerlukan pre-flight, post-flight, log review, dan maintenance release.
  • Defect kritis langsung meng-ground aircraft.
  • Limbah cair, kemasan, absorbent, dan komponen terkontaminasi harus melalui jalur pengelolaan yang disetujui.
  • Cost model harus memasukkan compliance, maintenance, downtime, dan waste handling.
  • Spare strategy memprioritaskan integrated propulsion, propeller, fuse, power converter, sensor navigasi, dan hydraulic components.
  • Status operasi tetap NO-GO sampai seluruh structural, regulatory, chemical, dan RF hold ditutup.

Referensi bab

  1. Kementerian Perhubungan — PM 37 Tahun 2020 tentang Pengoperasian Pesawat Udara Tanpa Awak di Ruang Udara yang Dilayani Indonesia; status berlaku, klasifikasi berat, ruang udara, VLOS/BVLOS, operasi pertanian, persetujuan, dan dokumen pengajuan. (JDIH Dephub)
  2. Kementerian Perhubungan — PM 63 Tahun 2021 tentang CASR Part 107 Sistem Pesawat Udara Kecil Tanpa Awak; status berlaku. (JDIH Dephub)
  3. Direktorat Jenderal Perhubungan Udara — SIDOPI GO untuk sertifikasi small UAS, Remote Pilot Certificate, dan persetujuan operasi. (imsis-djpu.dephub.go.id)
  4. Kementerian Komunikasi dan Digital — Permen Kominfo Nomor 3 Tahun 2024 tentang sertifikasi alat/perangkat telekomunikasi. (JDIH Kemkomdigi)
  5. Kementerian Komunikasi dan Informatika — Permen Kominfo Nomor 7 Tahun 2021 tentang penggunaan spektrum frekuensi radio. (JDIH Kemkomdigi)
  6. Kementerian Pertanian — Permentan Nomor 43 Tahun 2019 tentang Pendaftaran Pestisida; status berlaku. (Database Peraturan | JDIH BPK)
  7. Kementerian Ketenagakerjaan — KEP.187/MEN/1999 tentang Pengendalian Bahan Kimia Berbahaya di Tempat Kerja dan Permenaker Nomor 5 Tahun 2018 tentang K3 Lingkungan Kerja. (JDIH Kemnaker)
  8. Pemerintah Republik Indonesia dan Kementerian Lingkungan Hidup dan Kehutanan — PP Nomor 22 Tahun 2021 dan Permen LHK Nomor 6 Tahun 2021 mengenai pengelolaan lingkungan dan limbah B3. (Database Peraturan | JDIH BPK)

Kembali ke Atas

14. Lampiran Teknis

Lampiran teknis merupakan paket data engineering terkendali, bukan bab naratif. Isinya harus dipelihara sebagai dokumen terpisah yang mempunyai:

  • Nomor dokumen.
  • Revisi.
  • Tanggal penerbitan.
  • Status release.
  • Penyusun.
  • Pemeriksa independen.
  • Approver.
  • Hubungan dengan BOM, drawing, firmware, parameter, dan laporan pengujian.

Status paket lampiran

technicalAppendix:
  designCode: AGHEX-20-R1
  appendixRevision: APPX-RC2
  bomRevision: BOM-A
  drawingRevision: DRW-A
  firmwarePackage: FW-RC1
  parameterPackage: PRM-RC2
  status: ENGINEERING-REVIEW
  constructionRelease: false
  flightRelease: false

activeHolds:
  - HOLD-STR-001
  - HOLD-AV-001
  - HOLD-CHEM-002
  - HOLD-REG-001
  - HOLD-RF-001

Koreksi konfigurasi yang berlaku pada lampiran

Lampiran ini mengoreksi tiga bagian penting dari draft sebelumnya.

IDTemuanKoreksi
COR-APPX-001EFT mencantumkan G620 dengan wheelbase 2028 mm2028\ \mathrm{mm} dan recommended propulsion X9 34 inciPropeller 36 inci tetap HOLD-STR-001
COR-APPX-002Dokumentasi Here4 terkini mencantumkan DroneCAN FD 8 Mbit/s8\ \mathrm{Mbit/s}Parameter CAN klasik 1 Mbit/s1\ \mathrm{Mbit/s} untuk Here4 tidak boleh dirilis tanpa compatibility test
COR-APPX-003Parameter ArduPilot untuk TF03 serial adalah RNGFND1_TYPE=27Nilai 20 pada draft sebelumnya dibatalkan
COR-APPX-004VN10S dispesifikasikan untuk air dengan conductivity minimum 50 μS/cm50\ \mu\mathrm{S/cm}Pemakaian campuran pestisida membutuhkan calibration dan compatibility approval tersendiri

EFT saat ini memasangkan G620 dengan X9 34 inci, sementara X9 G2L yang dibekukan pada desain menggunakan propeller MFP 36x11. Ketidaksesuaian tersebut tidak boleh diselesaikan hanya melalui pemeriksaan static clearance. Rating struktur, dynamic clearance, fatigue, dan approval pabrikan tetap diperlukan. (Effort Tech)

Dokumentasi Here4 yang diperbarui mencantumkan CAN FD dan DroneCAN 8 Mbit/s8\ \mathrm{Mbit/s}. Konfigurasi sebelumnya yang menggunakan CAN_P1_BITRATE=1000000 tidak dapat dianggap kompatibel tanpa bukti bahwa flight controller, carrier, firmware, kabel, connector, dan termination mendukung mode tersebut. (CubePilot)

ArduPilot mengarahkan TF03 serial menggunakan RNGFND1_TYPE=27, SERIALx_PROTOCOL=9, dan baud code 115. Nilai maksimum operasional boleh dibuat lebih rendah dari kemampuan sensor berdasarkan hasil validasi lapangan. (ArduPilot.org)

VN10S mempunyai nominal diameter 10 mm10\ \mathrm{mm}, accuracy-guaranteed range 0.50.5–10 L/min10\ \mathrm{L/min}, suplai 24 VDC±1024\ \mathrm{VDC}\pm10%, maximum working pressure 1 MPa1\ \mathrm{MPa}, serta media terukur yang dinyatakan sebagai air.

Struktur file paket final

AGHEX-20-R1-TECHNICAL-PACKAGE/
├── A_BOM/
│   ├── AGH-BOM-001_as-designed.xlsx
│   ├── AGH-BOM-002_as-built.xlsx
│   └── AGH-MASS-001_mass-cg.xlsx
├── B_MECHANICAL/
│   ├── AGH-MECH-001_general-arrangement.pdf
│   ├── AGH-MECH-002_motor-coordinates.pdf
│   ├── AGH-MECH-003_rotor-envelope.pdf
│   ├── AGH-MECH-004_battery-tray.pdf
│   ├── AGH-MECH-005_tank-restraint.pdf
│   ├── AGH-MECH-006_landing-gear.pdf
│   ├── AGH-MECH-007_spray-boom.pdf
│   └── AGH-MECH-008_avionics-layout.pdf
├── C_ELECTRICAL/
│   ├── AGH-ELEC-001_main-power.pdf
│   ├── AGH-ELEC-002_avionics-power.pdf
│   ├── AGH-ELEC-003_fc-wiring.pdf
│   ├── AGH-ELEC-004_can-uart.pdf
│   ├── AGH-ELEC-005_pump-valve-driver.pdf
│   └── AGH-ELEC-006_emergency-disconnect.pdf
├── D_HYDRAULIC/
│   ├── AGH-HYD-001_pid.pdf
│   ├── AGH-HYD-002_hose-routing.pdf
│   └── AGH-HYD-003_flush-drain.pdf
├── E_HARNESS/
│   ├── AGH-HAR-001_harness-table.xlsx
│   ├── AGH-HAR-002_connector-pinout.xlsx
│   └── AGH-HAR-003_harness-test.xlsx
└── F_PARAMETERS/
    ├── aghex-20-r1-core-rc2.param
    ├── aghex-20-r1-final.param
    ├── parameter-release-manifest.yaml
    ├── parameter-diff.txt
    └── parameters.sha256

Lampiran A — Bill of Materials

A.1 Aturan penggunaan BOM

Terdapat dua BOM yang berbeda:

BOMFungsi
As-designed BOMMenyatakan konfigurasi yang direncanakan
As-built BOMMenyatakan seluruh komponen yang benar-benar terpasang

Final acceptance hanya menggunakan as-built BOM.

Setiap item wajib mempunyai:

  • Item ID.
  • Manufacturer.
  • Part number.
  • Quantity.
  • Serial atau lot number.
  • Hardware revision.
  • Firmware revision bila berlaku.
  • Measured mass.
  • Installed position.
  • Supplier.
  • Validation status.
  • Life limit.
  • Replacement history.

Total massa as-built:

mas-built=∑i=1nqimi,measuredm_{\text{as-built}} = \sum_{i=1}^{n} q_i m_{i,\text{measured}}

Selisih terhadap mass budget:

Δm=mas-built−mbudget\Delta m = m_{\text{as-built}} - m_{\text{budget}}

Acceptance:

∣Δm∣≤0.02mbudget\boxed{ \left| \Delta m \right| \le 0.02m_{\text{budget}} }

A.2 Kode status BOM

StatusMakna
SPEC-VERSpesifikasi pabrikan diperiksa
PN-VERPart number diperiksa pada komponen
SN-RECSerial number direkam
MASS-REQMassa aktual belum ditimbang
FIT-REQKesesuaian mekanik belum diuji
BENCH-REQBench test belum selesai
CHEM-REQKompatibilitas kimia belum selesai
HOLDTidak boleh dirilis
ACCEPTEDDapat digunakan pada konfigurasi final

A.3 BOM struktur dan propulsi

Item IDManufacturerPart numberDeskripsiQtyRating utamaMassa acuanStatus
MEC-001EFTG620Hexacopter frame1Wheelbase 2028 mm2028\ \mathrm{mm}MeasureHOLD
MEC-002EFTG620 tank 20 LTangki plug-in120 L20\ \mathrm{L}MeasureCHEM-REQ
MEC-003InternalAGH-BAT-TRAY-R1Battery tray1Ultimate vertical load ≥503 N\ge503\ \mathrm{N}MeasureBENCH-REQ
MEC-004InternalAGH-TANK-RES-R1Secondary tank restraint1Ultimate vertical load ≥954 N\ge954\ \mathrm{N}MeasureBENCH-REQ
MEC-005InternalAGH-SPR-BOOM-R1Four-nozzle boom1Span nozzle luar 1500 mm1500\ \mathrm{mm}MeasureBENCH-REQ
MEC-006InternalAGH-AV-PLATE-R1Avionics plate1Isolated mountingMeasureFIT-REQ
PROP-001-CWHobbywingX9 G2L CWIntegrated motor dan ESC31212–14S14\mathrm{S}MeasureBENCH-REQ
PROP-001-CCWHobbywingX9 G2L CCWIntegrated motor dan ESC31212–14S14\mathrm{S}MeasureBENCH-REQ
PROP-002-CWHobbywingMFP 36x11 CWFolding propeller pair336 inciMeasureHOLD
PROP-002-CCWHobbywingMFP 36x11 CCWFolding propeller pair336 inciMeasureHOLD
PROP-003HobbywingX9 clamp hardwareTube clamp6 setTube interface finalIncludedFIT-REQ
PROP-004InternalAGH-ROTOR-GUARD-R1Cable/hose keep-out hardware6 setRotor-envelope protectionMeasureFIT-REQ

X9 G2L mempunyai rated thrust per axis 77–12 kgf12\ \mathrm{kgf}, maximum thrust 24 kgf24\ \mathrm{kgf}, MFP 36x11, PWM 10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s}, dan dukungan throttle melalui PWM serta CAN. Konfigurasi unit aktual tetap harus diverifikasi karena halaman pabrikan menyatakan default protocol CAN tertentu dapat berbeda dari protocol yang diperlukan ArduPilot. (HOBBYWING)

A.4 BOM sistem daya

Item IDManufacturerPart numberDeskripsiQtyRatingStatus
BAT-001Tattu14S 30 Ah Smart LiHVMain flight battery153.2 V53.2\ \mathrm{V} nominalBENCH-REQ
BAT-002MolexMating connector approvedMain battery connector1 set≥200 A\ge200\ \mathrm{A} system designFIT-REQ
PWR-001Eaton BussmannAMG-200Main fuse1200 A200\ \mathrm{A}, 70 VDC70\ \mathrm{VDC}BENCH-REQ
PWR-002Eaton BussmannHMEGFuse holder1AMG-compatibleFIT-REQ
PWR-003MauchPL-200/8 120VVoltage/current monitor1200 A200\ \mathrm{A} classBENCH-REQ
PWR-004InternalAGH-HV-BUS-R1Enclosed HV bus170 VDC70\ \mathrm{VDC}, 200 A200\ \mathrm{A}BENCH-REQ
PWR-005Internal/COTSAGH-DISC-R1Service disconnect1≥70 VDC\ge70\ \mathrm{VDC}BENCH-REQ
PWR-006InternalAGH-PRECHARGE-R1Pre-charge circuit160.9 V60.9\ \mathrm{V} maximum packBENCH-REQ
PWR-007ARECOMREC30E-4805SZFC supply A1Isolated 5 V5\ \mathrm{V}BENCH-REQ
PWR-007BRECOMREC30E-4805SZFC supply B1Isolated 5 V5\ \mathrm{V}BENCH-REQ
PWR-008RECOMREC30E-4812SZHerelink supply1Isolated 12 V12\ \mathrm{V}BENCH-REQ
PWR-009RECOMREC30E-4824SZSensor supply1Isolated 24 V24\ \mathrm{V}BENCH-REQ
PWR-010InternalAGH-ESC-FUSE6-R1Six ESC branch protection170 VDC70\ \mathrm{VDC}BENCH-REQ
PWR-011InternalAGH-AUX-FUSE-R1Auxiliary fuse block170 VDC70\ \mathrm{VDC}BENCH-REQ
PWR-012InternalAGH-PUMP-KILL-R1Independent pump disconnect1≥70 VDC\ge70\ \mathrm{VDC}BENCH-REQ

A.5 BOM avionik dan komunikasi

Item IDManufacturerPart numberDeskripsiQtyInterfaceStatus
AV-001CubePilotCube Orange+ Standard SetFlight controller1Carrier-board I/OBENCH-REQ
AV-002CubePilotHere4RTK GNSS dan compass1CAN FD atau UART, pendingHOLD
AV-003BenewakeTF03Downward rangefinder1UART 115200115200BENCH-REQ
AV-004CubePilotHerelink 1.1RC, telemetry, video1 setSBUS dan UARTBENCH-REQ
AV-005InternalAGH-SPR-CTRL-R1STM32G474 payload controller1MAVLink, timer captureBENCH-REQ
AV-006InternalAGH-PWM-ISO-R1Pump PWM isolation1Isolated PWMBENCH-REQ
AV-007InternalAGH-CAN2-TRUNK-R1ESC CAN trunk1500 kbit/s500\ \mathrm{kbit/s} candidateBENCH-REQ
AV-008InternalAGH-AV-ENC-R1Avionics enclosure1Splash protectionFIT-REQ
AV-009InternalAGH-LOG-SYNC-R1Payload/time sync interface1Digital syncBENCH-REQ

Here4 saat ini didokumentasikan dengan NEO-F9P, STM32H757, RM3100, CAN FD, DroneCAN 8 Mbit/s8\ \mathrm{Mbit/s}, update RTK hingga 20 Hz20\ \mathrm{Hz}, dan massa sekitar 60 g60\ \mathrm{g}. Seluruh interface tersebut harus diperlakukan sebagai hardware-revision-specific. (CubePilot)

A.6 BOM sistem semprot

Item IDManufacturerPart numberDeskripsiQtyRating utamaStatus
SPR-001HobbywingPump 8 LBrushless pump1Up to 8 L/min8\ \mathrm{L/min} candidateBENCH-REQ
SPR-002Aichi Tokei DenkiVN10S-NPNElectromagnetic flowmeter10.50.5–10 L/min10\ \mathrm{L/min}CHEM-REQ
SPR-003WIKAA-10, 00–10 bar10\ \mathrm{bar}Pressure transmitter144–20 mA20\ \mathrm{mA}CHEM-REQ
SPR-004TeeJetXR11003-VSFlat-fan nozzle4110∘110^\circCHEM-REQ
SPR-005TeeJet/COTS50-mesh strainerSuction or line filter1Pressure-compatibleCHEM-REQ
SPR-006TeeJet/COTSBypass regulatorPressure regulator1AdjustableBENCH-REQ
SPR-007COTSAGH-DAMPER-R1Pressure damper1≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}BENCH-REQ
SPR-008InternalAGH-MANIFOLD4-R1Four-way manifold1Balanced branchesBENCH-REQ
SPR-009TeeJetDiaphragm check-valve bodyNozzle body4Seal material approvedCHEM-REQ
SPR-010COTSAGH-MASTER-VALVE-R1Normally closed valve1Fail-closedBENCH-REQ
SPR-011COTSAGH-HOSE12-R1Main hose set1 setID 12 mm12\ \mathrm{mm}CHEM-REQ
SPR-012COTSAGH-HOSE6-R1Nozzle branch set1 setID 6 mm6\ \mathrm{mm}CHEM-REQ
SPR-013COTSAGH-FLUSH-R1Flush and drain kit1Capped service portsCHEM-REQ

VN10S tidak boleh otomatis dianggap kompatibel dengan semua pestisida hanya karena wetted materials mencantumkan PPS, SUS316L, SUS316, dan FKM. Media resmi yang disebutkan dalam datasheet adalah air, sehingga campuran aktual harus diuji terhadap conductivity, viscosity, chemical attack, calibration shift, dan seal compatibility.

A.7 Ground-support equipment

Item IDDeskripsiQty minimum
GSE-001Approved 14S charger1
GSE-002Battery isolation container1
GSE-003RTK base1
GSE-004Ground station1
GSE-005Calibrated torque tools1 set
GSE-006Multimeter dan clamp meter1 set
GSE-007Flow calibration vessel1
GSE-008Pressure reference gauge1
GSE-009Spill kit1
GSE-010PPE kitSesuai crew
GSE-011Fire/emergency equipmentSesuai plan
GSE-012Propeller transport protectors6

A.8 As-built mass record

Item IDQuantityUnit massTotal massxxyyzzEvidence
MEC-0011MeasureCalculateMeasureMeasureMeasurePhoto/scale
PROP-0016MeasureCalculatePer motorPer motorPer motorPhoto/scale
BAT-0011MeasureCalculateMeasureMeasureMeasurePhoto/scale
SPR-*SetMeasureCalculateMeasureMeasureMeasurePhoto/scale
AV-*SetMeasureCalculateMeasureMeasureMeasurePhoto/scale

Center of gravity:

xCG=∑mixi∑mix_{\text{CG}} = \frac{ \sum m_i x_i }{ \sum m_i }
yCG=∑miyi∑miy_{\text{CG}} = \frac{ \sum m_i y_i }{ \sum m_i }
zCG=∑mizi∑miz_{\text{CG}} = \frac{ \sum m_i z_i }{ \sum m_i }

Lampiran B — Mechanical Drawings

Diagram pada artikel ini menjelaskan relasi dan datum. Mermaid bukan drawing fabrikasi dan tidak boleh digunakan untuk mengukur panjang, hole pattern, atau tolerance.

B.1 Drawing register

Drawing IDJudulSheetStatus
AGH-MECH-001General Arrangement1/2HOLD
AGH-MECH-002Motor Coordinates1/1REVIEW
AGH-MECH-003Rotor and Keep-Out Envelope1/1HOLD
AGH-MECH-004Battery Tray1/2REVIEW
AGH-MECH-005Tank Restraint1/2REVIEW
AGH-MECH-006Landing Gear Inspection1/1REVIEW
AGH-MECH-007Spray Boom1/2REVIEW
AGH-MECH-008Avionics and Sensor Layout1/2HOLD
AGH-MECH-009Folded Envelope1/1REVIEW
AGH-MECH-010Cable and Hose Keep-Out1/1REVIEW

B.2 Title block minimum

drawingTitleBlock:
  project: AGHEX-20-R1
  drawingId: AGH-MECH-XXX
  title: PENDING
  revision: A
  units: mm
  scale: PENDING
  projection: third-angle
  material: PENDING
  finish: PENDING
  generalTolerance: PENDING
  massKg: PENDING
  drawnBy: PENDING
  checkedBy: PENDING
  approvedBy: PENDING
  status: NOT-RELEASED

B.3 Coordinate system

Body coordinate:

  • +x+x: depan.
  • +y+y: kanan.
  • +z+z: bawah.
  • Origin OO: pusat geometris rotor atau CG datum yang disetujui.
  • Rotor plane: z=0z=0 pada datum motor.
Rendering diagram...

B.4 Top-view arrangement

Rendering diagram...

Nominal motor radius:

R=20282=1014 mmR = \frac{ 2028 }{ 2 } = 1014\ \mathrm{mm}

Coordinate component:

x=Rcos⁡30∘≈878.1 mmx = R\cos30^\circ \approx 878.1\ \mathrm{mm}
y=Rsin⁡30∘=507.0 mmy = R\sin30^\circ = 507.0\ \mathrm{mm}

B.5 Motor-coordinate table

MotorPosisixxyyzzRotation
M1Front-right+878.1+878.1+507.0+507.000CCW
M2Right00+1014.0+1014.000CW
M3Rear-right−878.1-878.1+507.0+507.000CCW
M4Rear-left−878.1-878.1−507.0-507.000CW
M5Left00−1014.0-1014.000CCW
M6Front-left+878.1+878.1−507.0-507.000CW

Position error:

ep,i=(xi,measured−xi,nominal)2+(yi,measured−yi,nominal)2e_{p,i} = \sqrt{ \left( x_{i,\text{measured}} - x_{i,\text{nominal}} \right)^2 + \left( y_{i,\text{measured}} - y_{i,\text{nominal}} \right)^2 }

Acceptance:

ep,i≤3 mm\boxed{ e_{p,i} \le 3\ \mathrm{mm} }

B.6 Rotor envelope

Nominal propeller diameter:

Dprop=36 in×25.4D_{\text{prop}} = 36\ \mathrm{in} \times 25.4
Dprop=914.4 mmD_{\text{prop}} = 914.4\ \mathrm{mm}

Rotor radius:

Rprop=457.2 mmR_{\text{prop}} = 457.2\ \mathrm{mm}

Static keep-out radius:

Rkeep-out=Rprop+25R_{\text{keep-out}} = R_{\text{prop}} + 25
Rkeep-out=482.2 mm\boxed{ R_{\text{keep-out}} = 482.2\ \mathrm{mm} }

Rotor keep-out berbentuk volume silindris, bukan hanya lingkaran pada top view.

Rendering diagram...

B.7 Critical dimension schedule

Dimension IDDescriptionNominalTolerance
D-001Opposite motor distance2028 mm2028\ \mathrm{mm}±3 mm\pm3\ \mathrm{mm}
D-002Adjacent motor distance1014 mm1014\ \mathrm{mm}Derived/measure
D-003Motor-plane variation00 datum±2 mm\pm2\ \mathrm{mm}
D-004Battery internal length345 mm345\ \mathrm{mm}+2/−0+2/-0
D-005Battery internal width249 mm249\ \mathrm{mm}+2/−0+2/-0
D-006Battery internal height105 mm105\ \mathrm{mm}Minimum
D-007Nozzle spacing500 mm500\ \mathrm{mm}±5 mm\pm5\ \mathrm{mm}
D-008Outer-nozzle span1500 mm1500\ \mathrm{mm}±10 mm\pm10\ \mathrm{mm}
D-009Static rotor clearance≥50 mm\ge50\ \mathrm{mm}Minimum
D-010Loaded rotor clearance≥25 mm\ge25\ \mathrm{mm}Minimum

B.8 Battery-tray drawing requirements

Battery design envelope:

345×249×105 mm345 \times 249 \times 105\ \mathrm{mm}

Tray must include:

  • Front stop.
  • Rear stop.
  • Side stops.
  • Two primary straps.
  • Independent secondary restraint.
  • Drain openings.
  • Connector service clearance.
  • Nonabrasive pad.
  • No exposed conductive edge.
Rendering diagram...

B.9 Tank restraint

Tank restraint mempunyai dua load paths:

Rendering diagram...

Primary dan secondary restraint tidak boleh berbagi:

  • Latch.
  • Single bolt.
  • Single bracket.
  • Single composite insert.
  • Single cable tie.

B.10 Spray-boom drawing

Nozzle coordinates:

Nozzlexxyyzz
N1Drawing-defined−750 mm-750\ \mathrm{mm}Drawing-defined
N2Drawing-defined−250 mm-250\ \mathrm{mm}Drawing-defined
N3Drawing-defined+250 mm+250\ \mathrm{mm}Drawing-defined
N4Drawing-defined+750 mm+750\ \mathrm{mm}Drawing-defined
Rendering diagram...

B.11 As-built mechanical inspection sheet

FeatureDrawingNominalMeasuredInstrumentResult
WheelbaseMECH-00120282028RecordTape/CMMPending
M1 coordinateMECH-002Table B.5RecordJig/CMMPending
Rotor clearanceMECH-003≥50\ge50RecordGaugePending
Battery envelopeMECH-004Table B.7RecordCaliperPending
Tank displacementMECH-005≤5\le5RecordIndicatorPending
Nozzle spacingMECH-007500500RecordTapePending

Lampiran C — Electrical Schematics

C.1 Main-power single-line diagram

Rendering diagram...

C.2 Avionics power

Rendering diagram...

POWER1 dan POWER2 tidak boleh berbagi:

  • Input fuse.
  • DC-DC converter.
  • Output connector.
  • Harness splice.
  • Ground-return crimp.

Keduanya masih berbagi main flight battery sehingga merupakan redundant supply path, bukan redundant energy source.

C.3 Flight-controller interface diagram

Rendering diagram...

C.4 Here4 interface hold

Current Here4 documentation describes DroneCAN FD at 8 Mbit/s8\ \mathrm{Mbit/s} and also exposes UART pins for use as a GNSS unit. The final connection may therefore be released only after one of these paths is qualified: (CubePilot)

OptionInterfaceRelease condition
NAV-ACAN FD / DroneCAN 8 Mbit/s8\ \mathrm{Mbit/s}Cube, carrier, firmware, cable, and termination proven
NAV-BUART GNSS plus approved compass pathGNSS, compass, update rate, and failsafe proven
NAV-CReplace GNSS with compatible unitNew design freeze and regression test

Status:

navigationInterface:
  selectedOption: PENDING
  holdId: HOLD-AV-001
  wiringRelease: false
  parameterRelease: false

C.5 TF03 interface

Cube SERIAL4 RX  <- TF03 TX
Cube SERIAL4 TX  -> TF03 RX
Signal Ground    <-> TF03 Ground
External Supply  -> TF03 Power

ArduPilot configuration for TF03 serial uses:

SERIAL4_PROTOCOL = 9
SERIAL4_BAUD     = 115
RNGFND1_TYPE     = 27
RNGFND1_ORIENT   = 25

RNGFND1_MIN and RNGFND1_MAX must reflect the validated mounting and operating surface. (ArduPilot.org)

C.6 Pump and valve control

Rendering diagram...

Required de-energized state:

Payload MCU reset  -> pump disconnected
Payload heartbeat lost -> pump disconnected
Valve supply lost  -> valve closed
Flight disarmed    -> pump disabled
RTL or LAND        -> pump disabled

C.7 Port schedule

FC portDeviceProtocolVoltageRateStatus
POWER1DC-DC A and monitorAnalog power5.2 V5.2\ \mathrm{V}N/AReview
POWER2DC-DC BRedundant power5.2 V5.2\ \mathrm{V}N/AReview
MAIN1–MAIN6X9 G2LPWMSignal-level400 Hz400\ \mathrm{Hz} candidateTest
TELEM1HerelinkMAVLink 2Logic-level115200115200Test
RCINHerelinkSBUSLogic-levelProtocol-definedTest
TELEM2Payload controllerMAVLink 2Logic-level115200115200Test
SERIAL4TF03Benewake serialLogic-level115200115200Corrected
CAN1Here4PendingPendingPendingHOLD
CAN2ESC telemetryDroneCAN candidateCAN500000500000 candidateTest

C.8 Grounding and shielding

Rules:

  • Carbon frame is not a power return.
  • Main positive and negative conductors are routed as a pair.
  • Signal ground accompanies every single-ended signal.
  • CAN_H and CAN_L remain twisted.
  • Cable shield is terminated according to the interface-specific EMI plan.
  • VN10S shield termination must not create a high-current ground return.
  • GNSS and compass are separated from main bus, battery connector, pump, and high-current conductors.
  • No exposed copper is permitted.

Lampiran D — Hydraulic Diagram

D.1 Hydraulic P&ID

Rendering diagram...

D.2 Hydraulic line schedule

Hose IDSourceDestinationIDPressure classRequirement
H01TankShutoff12 mm12\ \mathrm{mm}SuctionAnti-collapse
H02ShutoffStrainer12 mm12\ \mathrm{mm}SuctionLow restriction
H03StrainerPump12 mm12\ \mathrm{mm}SuctionNo high loop
H04PumpDamper12 mm12\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Reinforced
H05DamperRegulator12 mm12\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Reinforced
H06RegulatorFlowmeter12 mm12\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Straight approach
H07FlowmeterSensor/valve1010–12 mm12\ \mathrm{mm}≥10 bar\ge10\ \mathrm{bar}Always full
H08RegulatorTank return1010–12 mm12\ \mathrm{mm}Pressure sideLow aeration
H09TankDrain10 mm10\ \mathrm{mm}Low pressureCapped
H10ManifoldFlush10 mm10\ \mathrm{mm}Pressure sideCapped
H11–H14ManifoldNozzles6 mm6\ \mathrm{mm}Pressure sideMatched length

D.3 VN10S installation

VN10S must:

  • Follow the flow arrow.
  • Remain full of liquid.
  • Avoid air pockets.
  • Avoid excessive piping load.
  • Place flow-regulating devices downstream where practical.
  • Use the specified tightening torque.
  • Provide straight pipe according to disturbance type.

The manufacturer specifies 5.0±0.5 N,m5.0\pm0.5\ \mathrm{N,m} for VN10S. If a leak remains, the sensor must not simply be tightened further; thread and sealing method must be inspected.

For control valves, the manual recommends downstream straight length of at least 2D2D where practical. An upstream expansion can require at least 10D10D.

For:

D=10 mmD = 10\ \mathrm{mm}

minimum lengths are:

2D=20 mm2D = 20\ \mathrm{mm}
10D=100 mm10D = 100\ \mathrm{mm}

Baseline drawing uses:

Lupstream,target=100 mm\boxed{ L_{\text{upstream,target}} = 100\ \mathrm{mm} }

D.4 Sensor-output configuration

Selected VN10S variant:

flowmeter:
  model: VN10S
  outputElectricalType: NPN
  output1: frequency-pulse
  output2: alarm
  lowFlowCutoffLMin: 0.25
  dampingS: 0.5
  fullScaleFrequencyHz: 200
  validationStatus: HOLD-CHEM-002

VN10S supports selectable frequency-pulse output with a standard value of 200 Hz200\ \mathrm{Hz} and a standard low-flow cutoff of 0.25 L/min0.25\ \mathrm{L/min} for this model.

For frequency output:

Q=QFSffFSQ = Q_{\text{FS}} \frac{ f }{ f_{\text{FS}} }

Dengan:

QFS=10 L/minQ_{\text{FS}} = 10\ \mathrm{L/min}
fFS=200 Hzf_{\text{FS}} = 200\ \mathrm{Hz}

maka:

Q=0.05f\boxed{ Q = 0.05f }

dengan QQ dalam L/min\mathrm{L/min} dan ff dalam Hz\mathrm{Hz}.

Hubungan ini harus diperiksa terhadap configuration sheet unit yang benar-benar diterima.

D.5 Hydraulic setpoints

ParameterBaseline
Normal pressure1.01.0–1.5 bar1.5\ \mathrm{bar}
High-pressure alarm2.5 bar2.5\ \mathrm{bar}
Mechanical relief target3.0 bar3.0\ \mathrm{bar}
Validated flow0.50.5–8.0 L/min8.0\ \mathrm{L/min}
No-flow threshold0.2 L/min0.2\ \mathrm{L/min}
Flow-control tolerance±5\pm5%
Valve close time≤0.5 s\le0.5\ \mathrm{s}

These are project baselines and must be replaced by values from pump-curve, nozzle, regulator, and hydraulic qualification results.

D.6 Hydraulic tag register

TagDeviceFail state
TK-01TankContained
HV-01Manual shutoffClosed manually
STR-01FilterMay block
P-01PumpOff
PR-01RegulatorBypass
FT-01FlowmeterFault alarm
PT-01Pressure transmitterFault alarm
MV-01Master valveClosed
M-01ManifoldPassive
N1–N4NozzlesPassive

Lampiran E — Wiring Harness Table

E.1 Harness-identification format

<SYSTEM>-<FUNCTION>-<SEQUENCE>

Examples:

PW-MAIN-01
PW-ESC-03
AV-CAN2-01
AV-UART4-RNG
SPR-VALVE-01

Each physical cable carries:

  • Wire ID.
  • Source.
  • Destination.
  • Pin numbers.
  • Voltage class.
  • Current rating.
  • Gauge.
  • Length.
  • Connector.
  • Fuse.
  • Revision.
  • Inspection mark.

E.2 Voltage-class code

CodeClass
HV-AMain battery bus
HV-BBranch battery bus
LV-2424 V24\ \mathrm{V}
LV-1212 V12\ \mathrm{V}
LV-55 V5\ \mathrm{V}
SIG-DDigital single-ended
SIG-CANDifferential CAN
SIG-AAnalog

E.3 Main-power harness

Wire IDSourceDestinationVoltageDesign currentConductorLength targetConnectorProtection
PW-BAT-01BatteryDisconnect4444–60.9 V60.9\ \mathrm{V}200 A200\ \mathrm{A}35 mm235\ \mathrm{mm^2} candidateMeasureApproved HVMain fuse downstream
PW-MAIN-01DisconnectMain fuseSame200 A200\ \mathrm{A}35 mm235\ \mathrm{mm^2}MeasureBolted lugAMG-200
PW-MAIN-02Main fusePower monitorSame200 A200\ \mathrm{A}Validated transitionMeasureBolted/crimpAMG-200
PW-MAIN-03Power monitorHV busSame200 A200\ \mathrm{A}35 mm235\ \mathrm{mm^2}MeasureBolted lugAMG-200
PW-ESC-01HV busESC M1SameDesign-specificX9 harnessRoute-measuredLockingBranch fuse
PW-ESC-02HV busESC M2SameDesign-specificX9 harnessRoute-measuredLockingBranch fuse
PW-ESC-03HV busESC M3SameDesign-specificX9 harnessRoute-measuredLockingBranch fuse
PW-ESC-04HV busESC M4SameDesign-specificX9 harnessRoute-measuredLockingBranch fuse
PW-ESC-05HV busESC M5SameDesign-specificX9 harnessRoute-measuredLockingBranch fuse
PW-ESC-06HV busESC M6SameDesign-specificX9 harnessRoute-measuredLockingBranch fuse
PW-PUMP-01HV busPump killSame5 A5\ \mathrm{A} design16 AWG candidateMeasureLockingPump fuse
PW-PUMP-02Pump killPumpSame5 A5\ \mathrm{A} design16 AWG candidateMeasurePump connectorPump fuse

E.4 Auxiliary-power harness

Wire IDSourceDestinationVoltageCurrentGauge candidateFuse
PW-DCA-INAux busFC DC-DC AHV≤1 A\le1\ \mathrm{A}20 AWG2 A2\ \mathrm{A}
PW-DCB-INAux busFC DC-DC BHV≤1 A\le1\ \mathrm{A}20 AWG2 A2\ \mathrm{A}
PW-HL-INAux busHerelink DC-DCHV≤1 A\le1\ \mathrm{A}20 AWG2 A2\ \mathrm{A}
PW-SEN-INAux busSensor DC-DCHV≤1 A\le1\ \mathrm{A}20 AWG2 A2\ \mathrm{A}
AV-PWR1DC-DC ACube POWER15.2 V5.2\ \mathrm{V}Measured22 AWG pairInput side
AV-PWR2DC-DC BCube POWER25.2 V5.2\ \mathrm{V}Measured22 AWG pairInput side
AV-HL-PWR12 V DC-DCHerelink12 V12\ \mathrm{V}Measured20–22 AWGInput side
AV-PAY-PWRPayload DC-DCSTM32 controllerProject railMeasured22 AWGInput side
AV-FLOW-PWR24 V DC-DCVN10S24 V24\ \mathrm{V}≤0.1 A\le0.1\ \mathrm{A}Supplied cable0.5 A0.5\ \mathrm{A}
AV-PRES-PWR24 V DC-DCPressure sensor24 V24\ \mathrm{V}Loop current24 AWG0.5 A0.5\ \mathrm{A}

E.5 Signal harness

Wire IDSourceDestinationProtocolCableLength limitStatus
AV-RCIN-HLHerelinkCube RCINSBUSSignal/GND pair0.4 m0.4\ \mathrm{m} targetTest
AV-UART1-HLCube TELEM1HerelinkMAVLink 2TX/RX/GND0.4 m0.4\ \mathrm{m} targetTest
AV-UART2-PAYCube TELEM2Payload controllerMAVLink 2Shielded TX/RX/GND0.5 m0.5\ \mathrm{m} targetTest
AV-UART4-RNGTF03Cube SERIAL4Benewake serialShielded TX/RX/GND1.0 m1.0\ \mathrm{m} maxCorrected
AV-PWM-M1Cube MAIN1ESC M1PWMSignal/GND pairIntegratedTest
AV-PWM-M2Cube MAIN2ESC M2PWMSignal/GND pairIntegratedTest
AV-PWM-M3Cube MAIN3ESC M3PWMSignal/GND pairIntegratedTest
AV-PWM-M4Cube MAIN4ESC M4PWMSignal/GND pairIntegratedTest
AV-PWM-M5Cube MAIN5ESC M5PWMSignal/GND pairIntegratedTest
AV-PWM-M6Cube MAIN6ESC M6PWMSignal/GND pairIntegratedTest
AV-CAN2-01Cube CAN2ESC trunkDroneCAN candidateTwisted pair≤3 m\le3\ \mathrm{m} trunkTest
AV-NAV-01Here4CubePendingPendingPendingHOLD
SPR-FLOW-01VN10SPayload controllerNPN pulseShielded0.5 m0.5\ \mathrm{m} suppliedTest
SPR-PRES-01Pressure transmitterPayload controller44–20 mA20\ \mathrm{mA}Shielded pairRoute-measuredTest
SPR-PWM-01Payload controllerPump isolationPWMSignal/GND pairRoute-measuredTest
SPR-VALVE-01Valve driverMaster valveSwitched DCPairRoute-measuredTest

E.6 VN10S wire assignment

From the manufacturer specification:

ColorFunction
RedPower positive
BlueGround
WhiteOutput 1
YellowOutput 2

The supplied VN-series cable is shielded and approximately 0.5 m0.5\ \mathrm{m} long.

Project assignment:

vn10sWiring:
  red: +24V
  blue: isolated-sensor-ground
  white: timer-capture-frequency
  yellow: hardware-alarm-input
  shield: chassis-or-reference-per-emi-plan

E.7 Voltage-drop verification

Loop resistance:

Rloop=ρ2LAR_{\text{loop}} = \rho \frac{ 2L }{ A }

Voltage drop:

Vdrop=IRloopV_{\text{drop}} = IR_{\text{loop}}

Power dissipation:

Ploss=I2RloopP_{\text{loss}} = I^2R_{\text{loop}}

Acceptance:

CircuitMaximum drop
Main HV bus11%
ESC branch11%
DC-DC input22%
5 V5\ \mathrm{V} avionics33%

E.8 Harness workmanship acceptance

Every harness must pass:

  • Point-to-point continuity.
  • No cross-wire.
  • Polarity check.
  • Short-to-ground check.
  • Connector keying.
  • Connector-lock inspection.
  • Crimp pull test.
  • Shield inspection.
  • Label inspection.
  • Bend-radius inspection.
  • Strain-relief inspection.
  • Voltage-drop test.
  • Thermal-rise test where applicable.
harnessTest:
  harnessId: AV-UART4-RNG
  drawingRevision: A
  continuity: pending
  pinout: pending
  polarity: pending
  insulation: pending
  shield: pending
  connectorLock: pending
  pullTest: pending
  disposition: HOLD

Lampiran F — Parameter File

F.1 Prinsip release parameter

Parameter final tidak boleh dibentuk hanya dengan menyalin code block dari artikel.

Urutannya:

Rendering diagram...

Final package must contain:

  1. Full parameter export.
  2. Diff from firmware default.
  3. Parameter checksum.
  4. Firmware binary checksum.
  5. Hardware revision.
  6. Test-report references.
  7. Known limitations.
  8. Approvals.

F.2 Status correction

The following draft settings are superseded:

Draft parameterPrevious valueCorrect action
RNGFND1_TYPE20Change to 27 for TF03 serial
CAN_P1_BITRATE1000000Remove until Here4 interface is qualified
GPS_TYPE or GPS1_TYPE9 candidateResolve from the actual firmware metadata and selected interface
CAN_D1_PROTOCOL1 candidateDo not release before Here4 compatibility test

ArduPilot’s TF03 documentation explicitly assigns type 27 for TF03 and related Benewake sensors. (ArduPilot.org)

ArduPilot parameter naming has evolved, including newer GPS1_* position-offset naming. The final file must use parameter names obtained directly from the pinned firmware and vehicle export, not names copied from older releases. (ArduPilot.org)

F.3 Core release-candidate file

File:

aghex-20-r1-core-rc2.param

AHRS_ORIENTATION,0

FRAME_CLASS,2
FRAME_TYPE,1

SERVO1_FUNCTION,33
SERVO2_FUNCTION,34
SERVO3_FUNCTION,35
SERVO4_FUNCTION,36
SERVO5_FUNCTION,37
SERVO6_FUNCTION,38
SERVO7_FUNCTION,0
SERVO8_FUNCTION,0

MOT_PWM_TYPE,0
MOT_PWM_MIN,1050
MOT_PWM_MAX,1950
RC_SPEED,400
MOT_SPOOL_TIME,2.0
TKOFF_SLEW_TIME,2.0

CAN_P2_DRIVER,2
CAN_P2_BITRATE,500000
CAN_D2_PROTOCOL,1

SERIAL1_PROTOCOL,2
SERIAL1_BAUD,115
SERIAL2_PROTOCOL,2
SERIAL2_BAUD,115

SERIAL4_PROTOCOL,9
SERIAL4_BAUD,115
RNGFND1_TYPE,27
RNGFND1_MIN,1.0
RNGFND1_MAX,6.0
RNGFND1_ORIENT,25

BATT_MONITOR,4
BATT_VOLT_PIN,2
BATT_CURR_PIN,3
BATT_CAPACITY,30000

FS_THR_ENABLE,1
FS_GCS_ENABLE,1
FS_GCS_TIMEOUT,5
FS_OPTIONS,0

BATT_LOW_MAH,9000
BATT_CRT_MAH,7500
BATT_FS_LOW_ACT,2
BATT_FS_CRT_ACT,1

FS_EKF_ACTION,1

FENCE_ENABLE,1
FENCE_ACTION,1

RTL_ALT,1000
RTL_CLIMB_MIN,300
RTL_ALT_TYPE,0
RTL_ALT_FINAL,0
RTL_LOIT_TIME,2000

LAND_SPEED,50
LAND_SPEED_HIGH,100

SPRAY_ENABLE,0

This file is a seed configuration, not a final flight parameter file.

The normal PWM selection and X9 G2L pulse range are consistent with the ArduPilot normal-PWM method and Hobbywing’s published 10501050–1950 μs1950\ \mu\mathrm{s} input. (ArduPilot.org)

F.4 Parameters intentionally excluded

The following values are not included because they require measurement or test:

commissioningParameters:
  navigation:
    - GPS interface selection
    - GPS type
    - CAN1 driver and bitrate
    - GNSS node ID
    - GPS1_POS_X
    - GPS1_POS_Y
    - GPS1_POS_Z
    - compass device IDs
    - compass priority
    - compass enable states

  inertial:
    - INS_POS1_X
    - INS_POS1_Y
    - INS_POS1_Z
    - vibration filter parameters
    - harmonic notch configuration

  rangefinder:
    - RNGFND1_GNDCLR
    - RNGFND1_POS_X
    - RNGFND1_POS_Y
    - RNGFND1_POS_Z
    - operational maximum after surface test

  power:
    - BATT_VOLT_MULT
    - BATT_AMP_PERVLT
    - BATT_AMP_OFFSET
    - BATT_LOW_VOLT
    - BATT_CRT_VOLT

  control:
    - attitude PID
    - rate PID
    - position control gains
    - motor hover learn result
    - yaw headroom
    - autotune-derived values

  mission:
    - FENCE_ALT_MAX
    - FENCE_RADIUS
    - polygon fence
    - flight modes
    - RC calibration

  payload:
    - pump feedforward map
    - PI gains
    - pressure alarm calibration
    - flow calibration factor
    - effective swath

F.5 Payload-controller release configuration

payloadController:
  hardwareRevision: AGH-SPR-CTRL-R1
  firmwareRevision: PENDING
  firmwareSha256: PENDING

  communication:
    protocol: MAVLink2
    baudRate: 115200
    heartbeatTimeoutMs: 1000

  flowmeter:
    model: VN10S
    outputMode: frequency
    fullScaleFlowLMin: 10.0
    fullScaleFrequencyHz: 200.0
    lowFlowCutoffLMin: 0.25
    calibrationFactor: PENDING

  pump:
    pwmOffUs: 1050
    pwmMinimumUs: PENDING-BENCH
    pwmMaximumUs: 1950
    normalMaximumCommand: 0.85
    spoolTimeS: 1.0

  valve:
    type: normallyClosed
    openFeedbackRequired: true
    closeTimeoutMs: 500

  control:
    samplePeriodS: 0.05
    kp: PENDING
    ki: PENDING
    antiWindup: backCalculation
    measurementFilterS: 0.5

  safety:
    noFlowThresholdLMin: 0.2
    heartbeatLossAction: pumpOffValveClose
    overpressureBar: 2.5
    safeStateTimeoutS: 1.0

For the default 200 Hz200\ \mathrm{Hz} full-scale frequency:

Q=10f200Q = 10 \frac{ f }{ 200 }
Q=0.05f\boxed{ Q = 0.05f }

This nominal conversion must be replaced by the calibration slope and offset obtained from the installed unit.

F.6 Release manifest

releaseManifest:
  project: AGHEX-20-R1
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001

  hardware:
    bomRevision: ASBUILT-PENDING
    drawingRevision: ASBUILT-PENDING
    flightControllerSerial: PENDING
    here4Serial: PENDING
    rangefinderSerial: PENDING
    batteryId: PENDING

  firmware:
    autopilot:
      family: ArduPilot Copter
      version: 4.6.3
      boardTarget: CubeOrangePlus
      binary: arducopter.apj
      sha256: PENDING

    payload:
      binary: spray-controller.bin
      version: PENDING
      sha256: PENDING

    esc:
      model: X9-G2L
      protocol: PENDING-CONFIGURATION-AUDIT
      firmwareVersions: []

  parameters:
    coreSeed: aghex-20-r1-core-rc2.param
    finalExport: aghex-20-r1-final.param
    defaultDiff: aghex-20-r1-default-diff.txt
    sha256: PENDING

  evidence:
    groundTestReport: PENDING
    flightTestReport: PENDING
    failsafeReport: PENDING
    sprayerReport: PENDING
    enduranceReport: PENDING

  unresolvedHolds:
    - HOLD-STR-001
    - HOLD-AV-001
    - HOLD-CHEM-002
    - HOLD-REG-001
    - HOLD-RF-001

  releaseStatus: HOLD

F.7 Parameter checksum script

from __future__ import annotations

import hashlib
from pathlib import Path


def normalize_parameter_file(path: Path) -> bytes:
    """Normalize a Mission Planner parameter export before hashing."""
    normalized: list[str] = []

    for raw_line in path.read_text(encoding="utf-8-sig").splitlines():
        line = raw_line.strip()

        if not line or line.startswith("#"):
            continue

        normalized.append(line)

    normalized.sort(key=lambda item: item.split(",", maxsplit=1)[0])
    return ("\n".join(normalized) + "\n").encode("utf-8")


def sha256_parameter_file(path: Path) -> str:
    normalized = normalize_parameter_file(path)
    return hashlib.sha256(normalized).hexdigest()


def main() -> None:
    parameter_path = Path("aghex-20-r1-final.param")

    if not parameter_path.is_file():
        raise FileNotFoundError(
            f"Parameter file was not found: {parameter_path.resolve()}"
        )

    digest = sha256_parameter_file(parameter_path)
    print(f"{digest}  {parameter_path.name}")


if __name__ == "__main__":
    main()

F.8 Parameter-release checklist

CheckAcceptance
Correct firmware installedPass
Board target verifiedPass
Full parameter export availablePass
Parameter names valid for pinned firmwarePass
Reboot persistence testedPass
Read-back equals release filePass
Here4 interface resolvedPass
TF03 type equals 27Pass
Battery calibration completedPass
Voltage failsafe derived from load testPass
Motor order verifiedPass
ESC protocol verifiedPass
Failsafe testedPass
RTL and LAND testedPass
Payload safe state testedPass
Parameter checksum recordedPass
Test reports approvedPass
Open critical holdsZero

F.9 Release decision

Rendering diagram...

Lampiran G — Test Procedures

Lampiran G berisi prosedur pengujian terkendali yang dapat dieksekusi. Bab 10 dan Bab 11 menjelaskan strategi dan urutan pengujian, sedangkan lampiran ini menjadi work instruction bagi personel pengujian.

NASA membedakan verification sebagai pembuktian bahwa sistem memenuhi requirement dan validation sebagai pembuktian bahwa sistem memenuhi kebutuhan penggunaan. V&V plan harus mengidentifikasi aktivitas, fasilitas, test article, metode, acceptance criteria, dan evidence yang digunakan. (NASA)

G.1 Daftar prosedur pengujian

Procedure IDJudulTest articleTahap
TP-000Configuration and Test Readiness AuditSemuaSebelum test
TP-001Motor, ESC, dan Propeller InspectionTA-PROP-01Component
TP-002Battery Capacity, Resistance, dan Load TestTA-PWR-01Component
TP-003Power Bus dan DC-DC Bench TestTA-PWR-01Bench
TP-004Pump, Flowmeter, Pressure, dan Valve TestTA-HYD-01Bench
TP-005GNSS, Compass, dan Rangefinder TestTA-AV-01Bench
TP-006SITL Mission and Failsafe TestTA-SIM-01Simulation
TP-007Dry Integration TestTA-GTV-01Ground
TP-008Single Propulsion Bench TestTA-PROP-01Bench
TP-009Restrained Ground TestTA-GTV-01Ground
TP-010Empty Flight TestTA-FTV-01Flight
TP-011Progressive Payload Flight TestTA-FTV-01Flight
TP-012Water Spray and Pattern TestTA-FTV-01Flight
TP-013Full Mission and Endurance TestTA-OPV-01Operational
TP-014Hardware Failsafe TestTA-GTV-01/TA-FTV-01Ground/flight
TP-015Flight and Payload Log AnalysisSemuaData review
TP-016Post-Test InspectionSemua hardwareInspection

ArduPilot SITL dapat digunakan untuk menjalankan autopilot tanpa flight hardware, mengubah lingkungan simulasi, mengonfigurasi perangkat opsional, dan menginjeksikan failure mode. SITL tetap tidak menggantikan pengujian struktur, EMI, RF, propulsi, baterai, dan hidraulik aktual. (ArduPilot.org)

G.2 Format wajib prosedur

Setiap prosedur harus memuat:

testProcedure:
  procedureId: TP-XXX
  title: PENDING
  revision: A
  status: DRAFT

  objective: PENDING
  requirementIds: []
  testArticleId: PENDING
  configurationBaseline: PENDING

  prerequisites: []
  personnel: []
  testEquipment: []
  calibrationRequirements: []
  safetyControls: []
  abortCriteria: []

  testConditions:
    ambientTemperatureC: PENDING
    windMps: PENDING
    humidityPercent: PENDING
    fluid: PENDING

  steps: []
  dataChannels: []
  acceptanceCriteria: []

  expectedEvidence:
    - raw-data
    - test-report
    - photographs
    - video
    - configuration-manifest

  author: PENDING
  independentReviewer: PENDING
  approver: PENDING

G.3 Aturan eksekusi

Prosedur menggunakan tiga jenis langkah:

KodeJenisAturan
AActionPersonel melakukan tindakan
VVerificationPersonel kedua memeriksa hasil
RRecordNilai atau evidence direkam

Contoh:

A-001  Hubungkan current-limited power supply.
V-001  Verifikasi polaritas dan current limit.
R-001  Rekam tegangan, arus, dan Equipment ID.

Setiap langkah mandatory diberi kotak sign-off:

[ ] Completed
[ ] Verified
[ ] Recorded
Initial: ______
UTC time: ______

Completion ratio:

Cprocedure=Nmandatory-steps-completedNmandatory-steps-total×100%C_{\text{procedure}} = \frac{ N_{\text{mandatory-steps-completed}} }{ N_{\text{mandatory-steps-total}} } \times100\%

Prosedur hanya dapat dinyatakan selesai jika:

Cprocedure=100%\boxed{ C_{\text{procedure}} = 100\% }

Langkah tidak boleh dilewati dengan menulis PASS. Langkah yang tidak berlaku harus diberi:

N/A — approved justification and approver identity

G.4 Test Readiness Review

Rendering diagram...

TRR dinyatakan lulus jika:

  • Prosedur telah disetujui.
  • Test article mempunyai identitas.
  • Configuration manifest lengkap.
  • Firmware dan parameter checksum cocok.
  • Alat uji masih dalam masa kalibrasi.
  • Exclusion zone telah ditetapkan.
  • Emergency stop telah diuji.
  • Abort criteria dipahami.
  • Seluruh open hold telah dinilai.
  • Tidak ada critical NCR terbuka.

G.5 TP-000 — Configuration and Test Readiness Audit

Tujuan

Memastikan test article dan test setup sama dengan konfigurasi yang tercantum pada prosedur.

Langkah

  1. Rekam vehicle atau test-article ID.
  2. Verifikasi BOM revision.
  3. Verifikasi drawing revision.
  4. Verifikasi firmware binary.
  5. Verifikasi parameter checksum.
  6. Verifikasi payload firmware.
  7. Verifikasi ESC firmware dan configuration.
  8. Verifikasi battery ID.
  9. Verifikasi propeller pair ID jika dipasang.
  10. Verifikasi alat ukur dan calibration due date.
  11. Verifikasi test-site release.
  12. Verifikasi personel dan role.
  13. Verifikasi emergency equipment.
  14. Verifikasi active hold.
  15. Terbitkan keputusan GO, NO-GO, atau CONDITIONAL HOLD.

Configuration fingerprint:

Hconfiguration=SHA256⁡(HBOM∥Hdrawing∥Hfirmware∥Hparameter∥Hpayload)H_{\text{configuration}} = \operatorname{SHA256} \left( H_{\text{BOM}} \Vert H_{\text{drawing}} \Vert H_{\text{firmware}} \Vert H_{\text{parameter}} \Vert H_{\text{payload}} \right)

Acceptance

No unidentified component
No unknown firmware
No expired critical calibration
No configuration mismatch
No unauthorized deviation
No open critical NCR

G.6 TP-001 — Motor, ESC, dan Propeller Inspection

Preconditions

  • Battery tidak terhubung.
  • Propeller belum dipasang pada motor.
  • Motor dan ESC diberi ID M1–M6.
  • Semua serial number telah direkam.

Pemeriksaan motor

LangkahPemeriksaan
MOT-01Housing dan motor bell
MOT-02Bearing roughness
MOT-03Axial dan radial play
MOT-04Cable insulation
MOT-05Clamp dan thread
MOT-06Rotation direction
MOT-07No-load current
MOT-08No-load RPM
MOT-09CAN telemetry
MOT-10Fault history

No-load RPM spread:

ϵRPM=RPMmax⁡−RPMmin⁡RPM‾×100%\epsilon_{\text{RPM}} = \frac{ RPM_{\max}-RPM_{\min} }{ \overline{RPM} } \times100\%

Acceptance:

ϵRPM≤5%\boxed{ \epsilon_{\text{RPM}} \le 5\% }

Pemeriksaan propeller

  • Correct part number.
  • Correct CW/CCW orientation.
  • Matched blade pair.
  • Tidak retak.
  • Tidak delaminasi.
  • Hinge tidak macet.
  • Tidak ada permanent twist.
  • Tidak ada chemical damage.
  • Massa dan balance tercatat.

Imbalance moment:

Mimbalance=ΔmrM_{\text{imbalance}} = \Delta m r

Propeller ditolak bila satu blade dari matched pair rusak atau pair identity tidak dapat dibuktikan.

G.7 TP-002 — Battery Capacity, Resistance, dan Load Test

Test sequence

Rendering diagram...

Measured capacity:

Cmeasured=13600∫I(t),dtC_{\text{measured}} = \frac{1}{3600} \int I(t),dt

Capacity ratio:

ηC=CmeasuredCrated×100%\eta_C = \frac{ C_{\text{measured}} }{ C_{\text{rated}} } \times100\%

Acceptance battery baru:

ηC≥95%\boxed{ \eta_C \ge 95\% }

Service retirement criterion:

ηC<80%\boxed{ \eta_C < 80\% }

Pulse resistance:

Rpack=V0−V1I1−I0R_{\text{pack}} = \frac{ V_0-V_1 }{ I_1-I_0 }

Abort:

  • Swelling.
  • Hissing.
  • Odor.
  • BMS critical fault.
  • Rapid temperature increase.
  • Connector overheating.
  • Cell divergence abnormal.

G.8 TP-003 — Power Bus dan DC-DC Bench Test

Test cases

IDTest
PWR-01Continuity dan polarity
PWR-02Pre-charge
PWR-03Main fuse path
PWR-04ESC branch voltage drop
PWR-05Auxiliary fuse branches
PWR-06POWER1 operation
PWR-07POWER2 operation
PWR-08POWER1 failover
PWR-09POWER2 failover
PWR-10Thermal soak
PWR-11Current-monitor calibration
PWR-12Transient and ripple

Voltage drop:

Vdrop=Vsource−VloadV_{\text{drop}} = V_{\text{source}} - V_{\text{load}}

Acceptance main bus:

VdropVsource×100%≤1%\boxed{ \frac{ V_{\text{drop}} }{ V_{\text{source}} } \times100\% \le 1\% }

Current-monitor error:

ϵI=Imonitor−IreferenceIreference×100%\epsilon_I = \frac{ I_{\text{monitor}} - I_{\text{reference}} }{ I_{\text{reference}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵI∣≤3%\boxed{ \left| \epsilon_I \right| \le 3\% }

Flight controller tidak boleh reset ketika salah satu dari POWER1 atau POWER2 dilepas.

G.9 TP-004 — Hydraulic Bench Test

Fluid

Gunakan air bersih pada qualification awal. Formulasi kimia hanya boleh digunakan setelah HOLD-CHEM-002 ditutup.

Test points

Q∈0.5,,1,,2,,3,,4,,6,,8 L/minQ \in { 0.5,, 1,, 2,, 3,, 4,, 6,, 8 } \ \mathrm{L/min}

Reference flow:

Qref=60mcollectedρtQ_{\text{ref}} = 60 \frac{ m_{\text{collected}} }{ \rho t }

Flow error:

ϵQ=Qmeasured−QrefQref×100%\epsilon_Q = \frac{ Q_{\text{measured}} - Q_{\text{ref}} }{ Q_{\text{ref}} } \times100\%

Flowmeter calibration acceptance:

∣ϵQ∣≤3%\boxed{ \left| \epsilon_Q \right| \le 3\% }

Closed-loop system acceptance:

∣ϵQ∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_Q \right| \le 5\% }

Fault injection

FaultInjection methodRequired response
No-flowClose test restriction safelyPump off, valve close
Partial blockageControlled restrictionFault and shutdown
Hose ruptureOpen approved bypassPump off
Flowmeter lossDisconnect signalPump off
Pressure-sensor lossSimulated invalid inputPump off
Valve stuckMechanical fixtureFault latched
Payload resetReset MCUPump power removed
Heartbeat lossStop MAVLink heartbeatPump off, valve close

Safe-state time:

tsafe≤1.0 s\boxed{ t_{\text{safe}} \le 1.0\ \mathrm{s} }

G.10 TP-005 — GNSS, Compass, dan Rangefinder Test

GNSS test

  • Cold start.
  • Warm start.
  • RTK Float.
  • RTK Fixed.
  • Correction interruption.
  • Correction recovery.
  • EMI state with pump active.
  • EMI state with propulsion current.
  • Static position repeatability.

Horizontal error:

eh=(x−xref)2+(y−yref)2e_h = \sqrt{ \left( x-x_{\text{ref}} \right)^2 + \left( y-y_{\text{ref}} \right)^2 }

Integrated static acceptance:

eh,RMS≤0.10 m\boxed{ e_{h,\text{RMS}} \le 0.10\ \mathrm{m} }

during stable RTK Fixed operation.

Rangefinder test

Reference points:

dref∈1,,2,,3,,4,,5,,6 md_{\text{ref}} \in { 1,, 2,, 3,, 4,, 5,, 6 } \ \mathrm{m}

Error:

ed=dmeasured−drefe_d = d_{\text{measured}} - d_{\text{ref}}

Acceptance:

∣ed∣≤0.15 m\boxed{ \left| e_d \right| \le 0.15\ \mathrm{m} }

Test surfaces:

  • Soil.
  • Grass.
  • Crop canopy.
  • Wet leaves.
  • Dark target.
  • Oblique target.
  • Spray mist.
  • Partial obstruction.

G.11 TP-006 — SITL Mission and Failsafe Test

Required scenarios

Scenario IDCondition
SIM-001Nominal AUTO mission
SIM-002RTL during transit
SIM-003RTL during spray
SIM-004LAND command
SIM-005RC loss
SIM-006GCS heartbeat loss
SIM-007Battery low
SIM-008Battery critical
SIM-009GNSS loss
SIM-010EKF fault
SIM-011Geofence breach
SIM-012Rangefinder loss
SIM-013Payload heartbeat loss
SIM-014Flow fault
SIM-015Pressure fault
SIM-016Mission restart attempt after failsafe

SITL acceptance:

  • Sprayer inactive outside spray segment.
  • Sprayer off during RTL and LAND.
  • RC loss results in configured safe action.
  • Telemetry recovery does not automatically resume spray.
  • Position loss stops precision spraying.
  • Battery critical results in LAND.
  • No mission resumes without deliberate command.

ArduPilot documents DataFlash and telemetry logs as separate evidence sources: DataFlash is stored on the autopilot, while telemetry logs are stored by the ground station. Both must be retained for simulation and hardware tests. (ArduPilot.org)

G.12 TP-007 — Dry Integration Test

Conditions

  • Propeller removed.
  • Vehicle secured.
  • Tank empty or hydraulic loop filled with water only.
  • Current-limited power used for initial activation.

Steps

  1. Verify polarity.
  2. Apply auxiliary power.
  3. Verify FC boot.
  4. Verify POWER1 and POWER2.
  5. Enumerate sensors.
  6. Verify Here4 interface.
  7. Verify TF03.
  8. Verify RC channels.
  9. Verify telemetry.
  10. Verify motor output M1–M6.
  11. Verify motor rotation.
  12. Verify RPM identities.
  13. Verify pump command.
  14. Verify valve command.
  15. Reset payload controller.
  16. Inject RC loss.
  17. Inject GCS loss.
  18. Verify logging.
  19. Power down.
  20. Inspect wiring and connectors.

Acceptance:

No wrong motor mapping
No wrong motor direction
No unexpected motor start
No FC reset
No CAN bus-off
No sensor critical fault
Pump reset returns to safe state
Valve returns to closed state
Logs are complete

G.13 TP-008 — Single Propulsion Bench Test

Instrumentation

  • Load cell.
  • Voltage.
  • Current.
  • RPM.
  • ESC telemetry.
  • Motor temperature.
  • ESC temperature.
  • Vibration.
  • PWM command.

Test points:

PointThrustDuration
PB-014 kgf4\ \mathrm{kgf}60 s60\ \mathrm{s}
PB-027 kgf7\ \mathrm{kgf}180 s180\ \mathrm{s}
PB-0310 kgf10\ \mathrm{kgf}600 s600\ \mathrm{s}
PB-0412 kgf12\ \mathrm{kgf}300 s300\ \mathrm{s}
PB-05Approved transientProcedure-defined

Electrical power:

Pe=VIP_e = VI

Thrust efficiency:

ηT=TgfPe\eta_T = \frac{ T_{\mathrm{gf}} }{ P_e }

Repeatability:

CVT=sTT‾×100%CV_T = \frac{ s_T }{ \overline{T} } \times100\%

Acceptance:

CVT≤3%\boxed{ CV_T \le 3\% }

No:

  • Desynchronization.
  • RPM dropout.
  • ESC fault.
  • Propeller damage.
  • Fixture movement.
  • Overtemperature warning.

G.14 TP-009 — Restrained Ground Test

Restrained testing is permitted only after:

HOLD-STR-001 = CLOSED
TP-007 = PASS
TP-008 = PASS
Fixture analysis = APPROVED
TRR = PASS

Mandatory controls

  • Rigid analyzed fixture.
  • Remote operation.
  • Exclusion zone.
  • Remote emergency isolation.
  • Load measurement.
  • Multiple cameras.
  • No person inside rotor fragment zone.

The fixture must not be a flexible tether attached only to the landing gear.

Test sequence

  1. Empty configuration.
  2. Arm idle.
  3. Low command.
  4. Partial thrust.
  5. Empty-hover equivalent.
  6. Full-MTOW hover equivalent.
  7. Limited roll command.
  8. Limited pitch command.
  9. Limited yaw command.
  10. Emergency stop.
  11. Post-test inspection.

Operational clearance:

coper=cstatic−δarm−δjoint−δpropc_{\text{oper}} = c_{\text{static}} - \delta_{\text{arm}} - \delta_{\text{joint}} - \delta_{\text{prop}}

Acceptance:

coper≥25 mm\boxed{ c_{\text{oper}} \ge 25\ \mathrm{mm} }

G.15 TP-010 — Empty Flight Test

Mode progression:

Stabilize→AltHold→Loiter→RTL→LAND→AUTO\text{Stabilize} \rightarrow \text{AltHold} \rightarrow \text{Loiter} \rightarrow \text{RTL} \rightarrow \text{LAND} \rightarrow \text{AUTO}

Each mode requires a separate flight segment and explicit pass decision.

First-lift profile:

  1. Take off to approximately 0.5 m0.5\ \mathrm{m}.
  2. Check yaw and lateral tendency.
  3. Climb to approximately 2 m2\ \mathrm{m}.
  4. Hover for 2020–30 s30\ \mathrm{s}.
  5. Land.
  6. Review log before the next flight.

Abort:

  • Rapid yaw.
  • Attitude oscillation.
  • Motor saturation.
  • Battery sag abnormal.
  • ESC or motor fault.
  • EKF warning.
  • Vibration clipping.
  • Unexpected mode change.

G.16 TP-011 — Progressive Payload Flight Test

Payload stages:

0%→25%→50%→75%→100%0\% \rightarrow 25\% \rightarrow 50\% \rightarrow 75\% \rightarrow 100\%

For a 20 kg20\ \mathrm{kg} payload:

StagePayload
PL-000 kg0\ \mathrm{kg}
PL-255 kg5\ \mathrm{kg}
PL-5010 kg10\ \mathrm{kg}
PL-7515 kg15\ \mathrm{kg}
PL-10020 kg20\ \mathrm{kg}

Each stage must include:

  • CG measurement.
  • Stabilize hover.
  • AltHold.
  • Loiter.
  • Translation.
  • Braking.
  • Yaw.
  • Landing.
  • Thermal inspection.
  • Structural inspection.
  • Log review.

Maximum steady-hover motor utilization:

uhover,max≤0.80\boxed{ u_{\text{hover,max}} \le 0.80 }

The next payload stage is prohibited until the preceding stage is approved.

G.17 TP-012 — Water Spray and Pattern Test

Test matrix:

VariableValues
Height22, 33, 4 m4\ \mathrm{m}
Speed33, 55, 7 m/s7\ \mathrm{m/s}
FlowMission range
WindCalm through approved limit
Tank stateFull, half, low

Flow error:

ϵQ=Qmeasured−QtargetQtarget×100%\epsilon_Q = \frac{ Q_{\text{measured}} - Q_{\text{target}} }{ Q_{\text{target}} } \times100\%

Acceptance:

∣ϵQ∣≤5%\boxed{ \left| \epsilon_Q \right| \le 5\% }

Deposition uniformity:

CV=sx‾×100%CV = \frac{ s }{ \overline{x} } \times100\%

Acceptance:

CV≤15%\boxed{ CV \le 15\% }

Shutoff delay:

tshutoff≤0.5 s\boxed{ t_{\text{shutoff}} \le 0.5\ \mathrm{s} }

G.18 TP-013 — Full Mission and Endurance Test

Mission:

  1. Preflight.
  2. Fill.
  3. RTK Fixed.
  4. Takeoff.
  5. Transit.
  6. Spray entry.
  7. Grid mission.
  8. Turns.
  9. Spray exit.
  10. RTL.
  11. LAND.
  12. Post-flight.

Mission duration:

tmission=tlanding−ttakeofft_{\text{mission}} = t_{\text{landing}} - t_{\text{takeoff}}

Acceptance:

tmission≥10 min\boxed{ t_{\text{mission}} \ge 10\ \mathrm{min} }

Capacity reserve:

RC=1−CusedCavailableR_C = 1 - \frac{ C_{\text{used}} }{ C_{\text{available}} }

Acceptance:

RC≥25%\boxed{ R_C \ge 25\% }

Minimum repeat runs:

n≥3\boxed{ n \ge 3 }

G.19 TP-014 — Hardware Failsafe Test

TestInitial environment
RC lossGround without propeller, then controlled flight
GCS lossGround, SITL, then controlled flight
Battery lowSimulated first, controlled threshold later
Battery criticalSimulated first
GNSS lossSITL and hardware disconnect without propeller
Rangefinder lossBench and low-risk test
Payload heartbeat lossHydraulic bench
Pump overcurrentCurrent-limited bench
Valve failureHydraulic bench
CAN-node lossGround without propeller

Flight fault injection is not used as the first proof of a failure response.

G.20 TP-015 — Log Analysis

Analyze:

  • VIBE and clipping.
  • EKF innovations.
  • Compass.
  • Motor output.
  • RPM.
  • Voltage.
  • Current.
  • Temperature.
  • Position error.
  • Height error.
  • Flow.
  • Pressure.
  • Mode changes.
  • Failsafe events.

ArduPilot recommends inspecting DataFlash logs for ERR events when unexpected behavior or failsafe activation occurs. (ArduPilot.org)

G.21 Deviation during test

A procedure deviation requires:

testDeviation:
  deviationId: TD-YYYY-NNN
  procedureId: TP-XXX
  stepId: PENDING
  description: PENDING
  reason: PENDING
  safetyImpact: PENDING
  requirementImpact: PENDING
  approvedBeforeExecution: false
  disposition: PENDING

A deviation affecting:

  • Safety.
  • Test configuration.
  • Acceptance criteria.
  • Measurement method.
  • Calibration.
  • Environmental limits.

invalidates the associated acceptance result unless formally reviewed.

Lampiran H — Test Reports

Lampiran H defines the format of test reports and evidence packages.

H.1 Test-report register

Report IDSource procedure
TR-000TP-000
TR-001TP-001
TR-002TP-002
TR-003TP-003
TR-004TP-004
TR-005TP-005
TR-006TP-006
TR-007TP-007
TR-008TP-008
TR-009TP-009
TR-010TP-010
TR-011TP-011
TR-012TP-012
TR-013TP-013
TR-014TP-014
TR-015TP-015

H.2 Report structure

Every report must include:

  1. Cover.
  2. Revision history.
  3. Objective.
  4. Scope.
  5. Requirement references.
  6. Test article.
  7. Configuration.
  8. Equipment.
  9. Environmental conditions.
  10. Safety controls.
  11. Procedure and deviations.
  12. Raw data.
  13. Data processing.
  14. Measurement uncertainty.
  15. Results.
  16. Acceptance comparison.
  17. Anomalies.
  18. NCR references.
  19. Conclusions.
  20. Signatures.

H.3 Cover template

testReport:
  reportId: TR-XXX
  title: PENDING
  revision: A
  procedureId: TP-XXX
  testArticleId: PENDING
  vehicleId: PENDING
  testDateUtc: PENDING
  testLocation: PENDING
  reportStatus: DRAFT

  author: PENDING
  reviewer: PENDING
  approver: PENDING

H.4 Configuration section

testedConfiguration:
  configurationHash: PENDING
  bomRevision: PENDING
  drawingRevision: PENDING
  autopilotFirmware: PENDING
  autopilotFirmwareHash: PENDING
  parameterFile: PENDING
  parameterHash: PENDING
  payloadFirmware: PENDING
  payloadFirmwareHash: PENDING
  missionFile: PENDING
  missionHash: PENDING
  batteryId: PENDING
  propellerIds: []

Any difference between planned and tested configuration must be listed explicitly.

H.5 Test-equipment section

Equipment IDModelSerialCalibration certificateDue dateUsed for
TE-DMM-01RecordRecordRecordRecordVoltage
TE-CLAMP-01RecordRecordRecordRecordCurrent
TE-THRUST-01RecordRecordRecordRecordThrust
TE-PRES-01RecordRecordRecordRecordPressure
TE-FLOW-01RecordRecordRecordRecordFlow
TE-THERM-01RecordRecordRecordRecordTemperature

H.6 Environmental section

environment:
  ambientTemperatureC:
    minimum: PENDING
    maximum: PENDING
  humidityPercent: PENDING
  pressureHpa: PENDING
  wind:
    meanMps: PENDING
    gustMps: PENDING
    directionDeg: PENDING
  densityAltitudeM: PENDING
  precipitation: none
  fluidTemperatureC: PENDING

H.7 Raw-data manifest

rawDataManifest:
  reportId: TR-XXX
  files:
    - name: test-data.csv
      type: processed-export
      sha256: PENDING
    - name: flight.bin
      type: ArduPilot-DataFlash
      sha256: PENDING
    - name: telemetry.tlog
      type: MAVLink-telemetry
      sha256: PENDING
    - name: payload.bin
      type: payload-controller-log
      sha256: PENDING
    - name: thermal.csv
      type: temperature-log
      sha256: PENDING
    - name: test-video.mp4
      type: video
      sha256: PENDING

DataFlash logs and GCS telemetry logs are distinct records and should both be retained. DataFlash is stored by the autopilot, while telemetry logs record what reached the ground station. (ArduPilot.org)

H.8 Data-processing record

Any data transformation must be documented:

dataProcessing:
  sourceFile: PENDING
  sourceHash: PENDING
  scriptName: PENDING
  scriptRevision: PENDING
  scriptHash: PENDING
  operator: PENDING

  operations:
    - time-alignment
    - unit-conversion
    - segmentation

  filters:
    - channel: PENDING
      type: PENDING
      cutoffHz: PENDING

  deletedSamples: 0
  interpolationUsed: false

Raw data must never be overwritten by a processed file.

H.9 Measurement uncertainty

Measured result:

x=xmeasured±Ux = x_{\text{measured}} \pm U

For a maximum limit:

xmeasured+U≤Lmax⁡x_{\text{measured}}+U \le L_{\max}

For a minimum limit:

xmeasured−U≥Lmin⁡x_{\text{measured}}-U \ge L_{\min}

Result table:

RequirementMeasuredExpanded uncertaintyLimitDecision
PROP-001RecordRecordkTW≥2.0k_{TW}\ge2.0Pending
SPR-004RecordRecordError ≤5\le5%Pending
NAV-001RecordRecordRMS ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}Pending
PWR-002RecordRecordReserve ≥25\ge25%Pending

H.10 Required plots

Propulsion report

  • Thrust versus command.
  • Current versus thrust.
  • Power versus thrust.
  • Efficiency versus thrust.
  • RPM versus thrust.
  • Temperature versus time.
  • Vibration spectrum.
  • ESC-to-ESC comparison.

Flight report

  • Desired and actual attitude.
  • Position and planned path.
  • Cross-track error.
  • Height error.
  • Motor output.
  • RPM.
  • Battery voltage and current.
  • Vibration.
  • EKF innovations.
  • Mode and failsafe events.

Sprayer report

  • Target and measured flow.
  • Pressure.
  • Pump command.
  • Pump current.
  • Valve command and feedback.
  • Application rate.
  • Deposition profile.
  • Drift collectors.

H.11 Result classification

ClassificationMeaning
PASSAll criteria met
FAILAt least one criterion not met
HOLDEvidence incomplete
INVALIDConfiguration or procedure invalid
PARTIALOnly part of scope completed

A report with a failed requirement cannot conclude that the complete test passed.

H.12 Anomaly record

testAnomaly:
  anomalyId: TA-YYYY-NNN
  reportId: TR-XXX
  utcTime: PENDING
  description: PENDING
  affectedChannels: []
  immediateAction: PENDING
  safetyImpact: PENDING
  requirementImpact: PENDING
  ncrRequired: false
  disposition: PENDING

H.13 Report conclusion

testConclusion:
  procedureCompletionPercent: 100
  requirementsEvaluated: []
  requirementsPassed: []
  requirementsFailed: []
  requirementsOnHold: []
  anomalies: []
  ncrReferences: []

  overallDecision: HOLD
  authorizedNextStage: none

H.14 Approval

RoleNameDecisionSignature/date
Test engineerRecordRecommendRecord
Data reviewerRecordAccept/reject dataRecord
Safety officerRecordSafety concurrenceRecord
Chief engineerRecordTechnical approvalRecord
Quality representativeRecordConfiguration approvalRecord

Lampiran I — Checklists

Checklists are controlled execution aids. A completed checklist becomes part of the test or flight record.

I.1 Checklist rules

  • Use ink or authenticated electronic entry.
  • No blank mandatory fields.
  • Corrections remain legible.
  • Initial every completed group.
  • Record absolute time for critical steps.
  • Record N/A with justification.
  • Do not reuse completed checklists.

I.2 Test Readiness Review checklist

TRR CHECKLIST — AGHEX-20-R1

DOCUMENTATION
[ ] Approved procedure available
[ ] Correct procedure revision
[ ] Requirement IDs identified
[ ] Acceptance criteria identified
[ ] Configuration manifest complete
[ ] Active holds reviewed
[ ] Open NCR reviewed

TEST ARTICLE
[ ] Test article ID verified
[ ] BOM revision verified
[ ] Drawing revision verified
[ ] Firmware hash verified
[ ] Parameter hash verified
[ ] Battery ID verified
[ ] Propeller IDs verified where applicable

EQUIPMENT
[ ] Equipment IDs recorded
[ ] Calibration valid
[ ] Range adequate
[ ] Sampling rates adequate
[ ] Time synchronization verified

SAFETY
[ ] Risk assessment approved
[ ] Exclusion zone established
[ ] Emergency stop tested
[ ] Emergency equipment available
[ ] Safety observer assigned
[ ] Abort criteria briefed
[ ] Communication method tested

DECISION
[ ] GO
[ ] NO-GO
[ ] HOLD

Test Director: __________
Safety Officer: _________
UTC time: ______________

I.3 Pre-power checklist

PRE-POWER CHECKLIST

[ ] Propellers removed
[ ] Main fuse removed or branch isolated
[ ] Battery disconnected
[ ] Positive and negative identified
[ ] No short to frame
[ ] Connector pinout verified
[ ] DC-DC polarity verified
[ ] Current limit set
[ ] Service disconnect open
[ ] Emergency isolation available
[ ] Personnel clear
[ ] Fire-response equipment available

I.4 Motor-test checklist

MOTOR TEST — PROPELLERS REMOVED

[ ] Propellers physically removed
[ ] Vehicle restrained against movement
[ ] Motor labels M1–M6 visible
[ ] Mission Planner motor-test page open
[ ] Low command selected

M1 [ ] Position [ ] Direction [ ] RPM identity
M2 [ ] Position [ ] Direction [ ] RPM identity
M3 [ ] Position [ ] Direction [ ] RPM identity
M4 [ ] Position [ ] Direction [ ] RPM identity
M5 [ ] Position [ ] Direction [ ] RPM identity
M6 [ ] Position [ ] Direction [ ] RPM identity

[ ] No unexpected motor start
[ ] No duplicate output
[ ] No ESC fault
[ ] No CAN fault
[ ] Test log saved

I.5 Restrained-test checklist

RESTRAINED TEST

RELEASE
[ ] HOLD-STR-001 closed
[ ] Fixture analysis approved
[ ] Fixture proof test passed
[ ] TP-007 passed
[ ] TP-008 passed

SETUP
[ ] Aircraft structural interfaces correct
[ ] Fixture anchors secured
[ ] Rotor clearance verified
[ ] Load cells zeroed
[ ] Remote emergency stop tested
[ ] Video recording active
[ ] Exclusion zone clear

RUN
[ ] Arm idle
[ ] Low thrust
[ ] Intermediate thrust
[ ] Hover-equivalent thrust
[ ] Control-axis checks
[ ] Emergency stop

POST-TEST
[ ] Battery isolated
[ ] Propellers inspected
[ ] Arms inspected
[ ] Joints inspected
[ ] Fixture inspected
[ ] Logs downloaded

I.6 First-flight checklist

FIRST FLIGHT

LEGAL AND SITE
[ ] Flight release valid
[ ] Site release valid
[ ] Airspace clear
[ ] Weather within limit
[ ] Emergency areas clear

AIRCRAFT
[ ] Structure pass
[ ] Propellers pass
[ ] Motor and ESC pass
[ ] Battery pass
[ ] Tank empty
[ ] Sprayer physically inhibited
[ ] CG within envelope

AVIONICS
[ ] Firmware and parameters correct
[ ] GNSS healthy
[ ] RTK Fixed where required
[ ] Compass healthy
[ ] Rangefinder healthy
[ ] RC healthy
[ ] Telemetry healthy
[ ] Logging active
[ ] Geofence active
[ ] RTL altitude correct

CREW
[ ] Pilot ready
[ ] Observer ready
[ ] Safety officer ready
[ ] Abort call understood

FLIGHT
[ ] Stabilize selected
[ ] Low hover completed
[ ] No yaw anomaly
[ ] No oscillation
[ ] No motor saturation
[ ] Landing completed

POST-FLIGHT
[ ] Aircraft safe
[ ] Battery isolated
[ ] Thermal inspection
[ ] Mechanical inspection
[ ] Logs reviewed before next flight

I.7 Progressive-payload checklist

PAYLOAD STAGE

Stage:
[ ] 25 percent
[ ] 50 percent
[ ] 75 percent
[ ] 100 percent

[ ] Payload mass measured
[ ] Payload secured
[ ] CG measured
[ ] Tank restraint checked
[ ] Battery restraint checked
[ ] Previous stage report approved
[ ] No major NCR open

[ ] Stabilize hover
[ ] AltHold
[ ] Loiter
[ ] Translation
[ ] Braking
[ ] Yaw
[ ] LAND

[ ] Hover utilization <= 80 percent
[ ] No saturation
[ ] Vibration acceptable
[ ] Temperature acceptable
[ ] Structure acceptable
[ ] Next stage approved

I.8 Water-spray checklist

WATER SPRAY TEST

[ ] Water only or approved tracer
[ ] Tank volume measured
[ ] Tank mass calculated
[ ] Filter installed
[ ] Pump primed
[ ] Flowmeter zero checked
[ ] Pressure sensor zero checked
[ ] Valve fail-closed verified
[ ] No visible leak
[ ] Collectors installed
[ ] Wind measured
[ ] Sensitive areas protected

[ ] Flow target reached
[ ] Pressure stable
[ ] Valve closes on command
[ ] Sprayer off during turn
[ ] Sprayer off outside polygon
[ ] Coverage samples collected
[ ] Drift samples collected
[ ] Flush completed
[ ] Waste collected

I.9 Full-mission checklist

FULL MISSION

[ ] Mission checksum verified
[ ] Flight plan verified
[ ] Geofence verified
[ ] RTL verified
[ ] Payload and MTOW verified
[ ] Battery capacity sufficient
[ ] Reserve prediction >= 25 percent
[ ] RTK Fixed
[ ] Weather within limit

[ ] Takeoff
[ ] Transit
[ ] Spray entry
[ ] Grid lines
[ ] Turn shutoff
[ ] Spray re-entry
[ ] Spray exit
[ ] RTL
[ ] LAND
[ ] Disarm

[ ] Mission complete
[ ] Reserve >= 25 percent
[ ] No critical warning
[ ] Logs complete
[ ] Post-flight inspection complete

I.10 Post-test checklist

POST-TEST

[ ] Vehicle disarmed
[ ] Rotors stopped
[ ] Service disconnect open
[ ] Battery disconnected
[ ] Battery temperature recorded
[ ] Connector temperature recorded
[ ] ESC and motor temperatures recorded
[ ] Structure inspected
[ ] Propellers inspected
[ ] Harness inspected
[ ] Hydraulic leak check
[ ] Logs downloaded
[ ] Raw data hashed
[ ] Photos and video stored
[ ] Anomalies recorded
[ ] NCR opened where required
[ ] Return-to-service status assigned

Lampiran J — FMEA

FMEA is maintained as a living risk-assessment document. It must be revised when hardware, firmware, materials, operating parameters, maintenance processes, or test evidence changes. (NASA Standards)

J.1 FMEA workflow

Rendering diagram...

J.2 Rating scales

Severity

ScoreClassificationEffect
1NegligibleNo mission or safety impact
2MinorLimited mission degradation
3MajorMission abort or controlled landing
4HazardousSerious control or ground hazard
5CatastrophicUncontrolled crash, fire, severe injury

Occurrence

ScoreClassification
1Extremely improbable
2Remote
3Occasional
4Probable
5Frequent

Detection

ScoreClassification
1Almost certain detection before effect
2High probability of detection
3Moderate probability
4Low probability
5No reliable detection

Risk Priority Number:

RPN=SODRPN = SOD

where:

  • SS: severity.
  • OO: occurrence.
  • DD: detection score.

J.3 Risk rules

ConditionDecision
S=5S=5Cannot be accepted through low RPN alone
S=4S=4Design mitigation and verification mandatory
RPN≥40RPN\ge40Unacceptable
20≤RPN<4020\le RPN<40Mitigation and approval required
RPN<20RPN<20Review residual risk
Single-point catastrophic failureExplicit project-authority decision required

J.4 FMEA master table — flight vehicle

IDFailure modeSystem effectSDetectionRequired mitigationVerificationStatus
FM-001Frame crackLoss of geometry or vehicle5Inspection, vibration trendStructural qualification, life limitANA-003, BT-STR-001HOLD
FM-002Folding lock opensArm movement, loss of control5Lock inspection, witness markPrimary and secondary lockGround and proof testHOLD
FM-003Tank shiftsCG movement, instability4Position mark, restraint inspectionIndependent secondary restraintPayload and slosh testPLANNED
FM-004Battery shiftsCG change, connector damage5Restraint inspectionTray stops and secondary restraintProof and landing testPLANNED
FM-005Propeller crackBlade release, thrust loss5Preflight inspection, vibrationMatched pairs, retirement ruleBench and inspectionPLANNED
FM-006Motor failureLoss of one thrust axis5RPM, current, ESC faultThrust margin, immediate LANDAnalysis and simulationHOLD
FM-007ESC open failureMotor stops5RPM and ESC telemetryLAND strategySITL and system analysisHOLD
FM-008ESC short failureBus disturbance or fire5Current, fuse eventBranch fuse and bus protectionFault-isolation benchPLANNED
FM-009ESC desynchronizationIntermittent thrust loss5RPM drop, current spikeCorrect settings and propellerPropulsion benchPLANNED
FM-010Main battery opensTotal thrust loss5Voltage collapseConnector assurance onlyInspection and load testOPEN-RISK
FM-011Battery thermal runawayFire and vehicle loss5BMS and temperatureInspection, isolation, emergency planBattery testPLANNED
FM-012Main connector resistance risesVoltage sag and heat4Thermal and voltage dropQualified crimp and inspectionPower thermal testPLANNED
FM-013Main fuse nuisance opensTotal power loss5Voltage collapseFuse coordinationPower analysis/testPLANNED
FM-014DC-DC A failsOne FC supply lost3Power statusPOWER2 independent pathFailover testPLANNED
FM-015Both DC-DC supplies failFC reset5Power status and resetPhysical separation, qualificationDual-fault analysisOPEN-RISK
FM-016Flight-controller resetLoss of control5Log reset reasonStable power, watchdog, configurationGround power testPLANNED
FM-017GNSS lostPath and RTL degradation4GNSS health, EKFStop spray, LAND if neededSITL and flightPLANNED
FM-018RTK Fixed lostReduced path accuracy3RTK stateStop precision spraySITL and field testPLANNED
FM-019Compass interferenceHeading error4EKF and magnetic-field trendSeparation and interference testGround and flightPLANNED
FM-020Rangefinder invalidHeight error4Timeout and plausibilityStop spray or degrade modeBench and flightPLANNED
FM-021RC lossManual abort unavailable4RC failsafeRTL or LANDSITL and flightPLANNED
FM-022Telemetry lossSituational awareness lost3Heartbeat timeoutConfigured GCS failsafeSITL and flightPLANNED
FM-023Common Herelink RF lossRC and telemetry lost4Dual timeoutAutonomous safe responseIntegrated link testOPEN-RISK
FM-024Wrong mission uploadedFlight outside intended path5Mission checksum/read-backTwo-person verificationDry and SITL testPLANNED
FM-025Geofence absentContainment unavailable4Preflight configuration auditArming or procedure gateSITL and checklistPLANNED

J.5 FMEA master table — sprayer

IDFailure modeEffectSDetectionMitigationVerificationStatus
FM-101Pump jamNo flow, current high3Current, flow, pressurePower kill, valve closeFault injectionPLANNED
FM-102Pump runs unexpectedlyUncommanded application4Current and valve stateHardware watchdog and killReset testPLANNED
FM-103Flowmeter reads lowOver-application4Volume reconciliationCalibration and plausibilityHydraulic benchPLANNED
FM-104Flowmeter reads highUnder-application3Collection referenceCalibrationHydraulic benchPLANNED
FM-105Pressure sensor failsProtection unavailable4Range and timeout checkPump shutdownFault injectionPLANNED
FM-106Valve stuck openFluid continues after command4Valve feedback and flowPump power isolationValve testPLANNED
FM-107Valve stuck closedNo application2No-flow alarmMission abortHydraulic testPLANNED
FM-108Hose ruptureSpill and rapid loss4Pressure-flow residualPump off, LANDFault injectionPLANNED
FM-109Suction leakAir and unstable flow3Flow oscillationHose inspectionHydraulic testPLANNED
FM-110Nozzle blockedUneven coverage3Flow-pressure residual, cup testFilter and inspectionPattern testPLANNED
FM-111Nozzle lostLeak and asymmetric pattern3Flow anomalyRetention and inspectionGround testPLANNED
FM-112Tank outlet blockedNo flow2Low flow and low pressureFilter and inspectionBench testPLANNED
FM-113Return line aerates tankFlow instability2Flow oscillationReturn-line placementHydraulic testPLANNED
FM-114Payload MCU resetsControl lost4Heartbeat lossPump off and valve closeReset testPLANNED
FM-115Chemical attacks sealLeak4Inspection and compatibilityApproved material listSoak testHOLD

J.6 Residual-risk acceptance

residualRiskDecision:
  fmeaId: FM-XXX
  preMitigation:
    severity: PENDING
    occurrence: PENDING
    detection: PENDING
    rpn: PENDING

  mitigationImplemented: []
  verificationEvidence: []

  postMitigation:
    severity: PENDING
    occurrence: PENDING
    detection: PENDING
    rpn: PENDING

  acceptedBy: PENDING
  acceptanceDate: PENDING
  limitations: []

Lampiran K — Requirement Traceability Matrix

Traceability associates requirements with parent requirements, allocated system elements, verification activities, and evidence. Bidirectional traceability must allow a requirement to be followed both to its source and to lower-level implementation. (NASA)

NASA’s Requirements Verification Matrix example specifies that uniquely identified mandatory requirements should be linked to definitive sources and verification methods. (NASA)

K.1 RTM field definitions

FieldDescription
Requirement IDUnique identifier
ParentSource or higher-level requirement
Requirement statementMandatory harus statement
AllocationResponsible subsystem
MethodAnalysis, inspection, test, demonstration
ProcedureTest-procedure ID
AcceptanceNumeric or deterministic criterion
EvidenceReport, drawing, or calculation
ResultMeasured result
StatusPlanned, hold, pass, fail
OwnerResponsible engineer

K.2 Verification-method code

CodeMethod
AAnalysis
IInspection
BTBench test
GTGround test
FTFlight test
OVOperational validation

K.3 System and mass requirements

IDRequirementMethodProcedure/evidenceAcceptanceStatus
SYS-001Sistem harus berfungsi sebagai agricultural hexacopter sprayerI, GT, FTTP-007, TP-010Configuration verifiedHOLD
SYS-002Tangki harus mempunyai kapasitas geometris 20 L20\ \mathrm{L}IDrawing and inspectionVolume verifiedPLANNED
SYS-003Liquid payload tidak boleh melebihi 20 kg20\ \mathrm{kg}A, IMass sheet, checklist≤20 kg\le20\ \mathrm{kg}PLANNED
SYS-004Loaded aircraft tidak boleh melebihi approved MTOWA, IMass record≤mMTOW,approved\le m_{\text{MTOW,approved}}HOLD
SYS-005Sistem harus mendukung manual, assisted, dan AUTO modesSITL, FTTP-006, TP-010All modes passPLANNED
SYS-006Sprayer harus berhenti di luar spray segmentSITL, FTTP-006, TP-012Zero unintended applicationPLANNED
MASS-001As-built mass harus ditimbangIBOM and mass reportAll installed items recordedPLANNED
MASS-002CG radial offset harus ≤30 mm\le30\ \mathrm{mm}A, ICG sheet≤30 mm\le30\ \mathrm{mm}PLANNED
MASS-003CG harus diperiksa pada tank empty, half, dan fullICG recordThree states completedPLANNED
MASS-004Fill volume harus dikoreksi terhadap densitasA, IFill checklistPayload mass compliantPLANNED

K.4 Mechanical requirements

IDRequirementMethodProcedureAcceptanceStatus
GEO-001Wheelbase harus sesuai drawingITP-0162028±3 mm2028\pm3\ \mathrm{mm}HOLD
GEO-002Motor-coordinate error harus ≤3 mm\le3\ \mathrm{mm}ITP-016≤3 mm\le3\ \mathrm{mm}PLANNED
GEO-003Static rotor clearance harus ≥50 mm\ge50\ \mathrm{mm}ITP-016≥50 mm\ge50\ \mathrm{mm}HOLD
GEO-004Loaded rotor clearance harus ≥25 mm\ge25\ \mathrm{mm}GTTP-009≥25 mm\ge25\ \mathrm{mm}HOLD
STR-001Frame harus disetujui untuk MTOW finalA, BTStructural reportApprovedHOLD
STR-002Propeller 36 inci harus disetujui pada frame finalA, BTStructural/clearance reportApprovedHOLD
STR-003Tidak boleh ada critical structural crackITP-016ZeroPLANNED
STR-004Folding-joint play harus ≤0.25∘\le0.25^\circIMaintenance/test record≤0.25∘\le0.25^\circPLANNED
STR-005Tank displacement harus ≤5 mm\le5\ \mathrm{mm}GT, FTTP-011≤5 mm\le5\ \mathrm{mm}PLANNED
STR-006Battery displacement harus ≤3 mm\le3\ \mathrm{mm}GT, FTTP-009, TP-011≤3 mm\le3\ \mathrm{mm}PLANNED

K.5 Propulsion requirements

IDRequirementMethodProcedureAcceptanceStatus
PROP-001Measured thrust-to-weight harus ≥2.0\ge2.0BT, ATP-008≥2.0\ge2.0HOLD
PROP-002Full-MTOW hover command harus ≤80\le80%FTTP-011≤80\le80%HOLD
PROP-003Continuous ESC current harus di bawah released ratingBT, FTTP-008, TP-011Limit metPLANNED
PROP-004Desynchronization tidak boleh terjadiBT, FTTP-008, logsZeroPLANNED
PROP-005ESC RPM error harus ≤5\le5%BTTP-008≤5\le5%PLANNED
PROP-006Vibration harus berada dalam released limitFTTP-015Stable flight <30 m/s2<30\ \mathrm{m/s^2}PLANNED
PROP-007Clipping tidak boleh meningkat pada stable flightFTTP-015Zero increasePLANNED
PROP-008Motor-output spread harus ≤15\le15%FTTP-011≤15\le15%PLANNED

K.6 Power requirements

IDRequirementMethodProcedureAcceptanceStatus
PWR-001Main-bus voltage drop harus ≤1\le1%BTTP-003≤1\le1%PLANNED
PWR-002ESC branch voltage drop harus ≤1\le1%BTTP-003≤1\le1%PLANNED
PWR-003POWER1 loss tidak boleh me-reset FCGTTP-007No resetPLANNED
PWR-004POWER2 loss tidak boleh me-reset FCGTTP-007No resetPLANNED
PWR-005Voltage-monitor error harus ≤1\le1%BTTP-003≤1\le1%PLANNED
PWR-006Current-monitor error harus ≤3\le3%BTTP-003≤3\le3%PLANNED
PWR-007Connector temperature harus berada dalam limitBT, FTTP-003, TP-013Released limit metPLANNED
PWR-008Pre-charge tidak boleh menghasilkan visible arcBTTP-003Zero visible arcPLANNED
PWR-009Landing reserve harus ≥25\ge25%FTTP-013≥25\ge25%HOLD
PWR-010Autopilot reset selama misi tidak boleh terjadiFTTP-013ZeroHOLD

K.7 Navigation and communication requirements

IDRequirementMethodProcedureAcceptanceStatus
NAV-001Position-hold RMS harus ≤0.50 m\le0.50\ \mathrm{m}FTTP-010≤0.50 m\le0.50\ \mathrm{m}HOLD
NAV-002Cross-track RMS harus ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}FTTP-013≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}HOLD
NAV-003Height RMS harus ≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}FTTP-012, TP-013≤0.30 m\le0.30\ \mathrm{m}HOLD
NAV-004Precision spray hanya boleh aktif saat navigation healthySITL, FTTP-006, TP-012No violationPLANNED
NAV-005Here4 interface harus dikualifikasiBT, GTTP-005, TP-007Stable interfaceHOLD
NAV-006Rangefinder error harus ≤0.15 m\le0.15\ \mathrm{m}BTTP-005≤0.15 m\le0.15\ \mathrm{m}PLANNED
NAV-007RTL harus menonaktifkan sprayerSITL, FTTP-006, TP-014Pump off, valve closedPLANNED
NAV-008LAND harus berakhir dengan disarmFTTP-010Controlled landingHOLD
COM-001RC loss harus memicu safe actionSITL, GT, FTTP-006, TP-014RTL/LANDPLANNED
COM-002GCS loss harus memicu configured actionSITL, FTTP-006, TP-014Defined actionPLANNED
COM-003Mission upload harus diverifikasi dengan read-backI, GTTP-007Hash matchPLANNED
COM-004Invalid MAVLink signature harus ditolakBTCommunication reportRejectedPLANNED

K.8 Sprayer requirements

IDRequirementMethodProcedureAcceptanceStatus
SPR-001Validated flow range harus 0.50.5–8 L/min8\ \mathrm{L/min}BTTP-004Full range passPLANNED
SPR-002Flow error harus ≤5\le5%BT, FTTP-004, TP-012≤5\le5%PLANNED
SPR-003Flow rise time harus ≤1.5 s\le1.5\ \mathrm{s}BTTP-004≤1.5 s\le1.5\ \mathrm{s}PLANNED
SPR-004Flow settling time harus ≤2.0 s\le2.0\ \mathrm{s}BTTP-004≤2.0 s\le2.0\ \mathrm{s}PLANNED
SPR-005Flow overshoot harus ≤10\le10%BTTP-004≤10\le10%PLANNED
SPR-006Nozzle flow deviation harus ≤5\le5%BTTP-012≤5\le5%PLANNED
SPR-007Visible leak tidak boleh terjadiI, BTTP-004ZeroPLANNED
SPR-008Valve shutoff harus ≤0.5 s\le0.5\ \mathrm{s}BTTP-004≤0.5 s\le0.5\ \mathrm{s}PLANNED
SPR-009Coverage CV harus ≤15\le15%OVTP-012≤15\le15%HOLD
SPR-010Application-rate error harus ≤10\le10%OVTP-013≤10\le10%HOLD
SPR-011Chemical compatibility harus disetujuiA, BTCompatibility reportApprovedHOLD
SPR-012Payload reset harus menghasilkan safe stateBTTP-004≤1 s\le1\ \mathrm{s}PLANNED

K.9 Safety, operations, and documentation requirements

IDRequirementMethodEvidenceAcceptanceStatus
SAF-001Propeller harus dilepas selama dry motor testIChecklistAlways compliedPLANNED
SAF-002Test berenergi tinggi harus melalui TRRITRR recordApprovedPLANNED
SAF-003Emergency stop harus diujiGTTP-009FunctionalPLANNED
SAF-004Motor failure tidak boleh diklaim recoverable tanpa evidenceAFMEA/reportLimitation documentedPARTIAL
SAF-005Pump fault harus menghasilkan safe stateBTTP-004≤1 s\le1\ \mathrm{s}PLANNED
SAF-006Battery critical harus memicu LANDSITL, FTTP-006, TP-014LANDPLANNED
OPS-001Site survey harus diselesaikanISite recordApprovedSITE-SPECIFIC
OPS-002Preflight checklist harus selesaiIChecklist100100%PLANNED
OPS-003Full mission harus diulang minimum tiga kaliFTTP-013n≥3n\ge3HOLD
OPS-004Maintenance release harus validIMaintenance recordServiceablePLANNED
DOC-001As-built BOM harus lengkapIBOM100100% identifiedPLANNED
DOC-002As-built drawings harus sesuai kendaraanIDrawing auditNo mismatchPLANNED
DOC-003Parameter file harus mempunyai checksumIManifestValid SHA-256PLANNED
DOC-004Raw data harus mempunyai checksumITest reportCompletePLANNED
DOC-005Critical and major NCR open harus nolINCR registerZeroHOLD

K.10 RTM completeness

CRTM=Nrequirements-with-approved-evidenceNtotal-mandatory-requirements×100%C_{\text{RTM}} = \frac{ N_{\text{requirements-with-approved-evidence}} }{ N_{\text{total-mandatory-requirements}} } \times100\%

Final release requires:

CRTM=100%\boxed{ C_{\text{RTM}} = 100\% }

Lampiran L — Maintenance Record

Lampiran L defines the operational and maintenance logbook for each aircraft and serialized critical component.

L.1 Serviceability states

StateMeaning
SERVICEABLEApproved for operation
LIMITEDApproved with documented limitations
MAINTENANCE-DUEScheduled maintenance required
GROUNDEDOperation prohibited
QUARANTINEAwaiting technical assessment
RETIREDPermanently removed from service

Safety-critical defects cannot be assigned LIMITED.

L.2 Master aircraft record

aircraftMasterRecord:
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  serialNumber: PENDING
  manufactureDate: PENDING
  currentConfigurationHash: PENDING

  totalFlightHours: 0.0
  totalFlightCycles: 0
  totalSprayHours: 0.0
  totalPumpHours: 0.0

  status: GROUNDED
  statusReason:
    - development-aircraft
    - active-holds

  lastMaintenanceDate: PENDING
  nextMaintenanceDue:
    flightHours: PENDING
    calendarDate: PENDING

  currentBatteryId: null
  openDefects: []
  openNcr: []

L.3 Flight and utilization record

Flight IDDateFlight timePayloadBattery IDMissionDefects
RecordRecordRecordRecordRecordRecordRecord

Total flight time:

Htotal,n=Htotal,n−1+tflight,nH_{\text{total},n} = H_{\text{total},n-1} + t_{\text{flight},n}

Total cycle count:

Ncycle,n=Ncycle,n−1+1N_{\text{cycle},n} = N_{\text{cycle},n-1} + 1

L.4 Scheduled-maintenance record

scheduledMaintenance:
  workOrder: WO-YYYY-NNN
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  maintenanceInterval:
    type: flight-hours
    value: 10

  dueAt:
    flightHours: PENDING
    calendarDate: PENDING

  tasks:
    - taskId: M-10H-001
      description: Inspect folding joints
      result: PENDING
      measurement: PENDING
      limit: PENDING

  defectsFound: []
  partsReplaced: []
  functionalTests: []
  technician: PENDING
  inspector: PENDING
  returnToService: false

L.5 Defect record

defectRecord:
  defectId: DEF-YYYY-NNN
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  detectedDate: PENDING
  detectedDuring: PENDING
  subsystem: PENDING
  description: PENDING
  severity: PENDING

  immediateAction:
    - aircraft-grounded

  suspectedCause: PENDING
  correctiveAction: PENDING
  partsRemoved: []
  partsInstalled: []
  testRequired: PENDING
  testResult: PENDING

  disposition: OPEN
  closedBy: PENDING
  closureDate: PENDING

L.6 Battery record

batteryRecord:
  batteryId: BAT-001-01
  manufacturer: Tattu
  partNumber: PENDING
  serialNumber: PENDING

  commissioningDate: PENDING
  ratedCapacityAh: 30.0
  measuredCapacityAh: PENDING
  cycleCount: 0

  baselineResistanceOhm: PENDING
  currentResistanceOhm: PENDING
  maximumTemperatureC: PENDING
  minimumCellVoltageV: PENDING
  maximumCellDeltaV: PENDING

  incidents: []
  status: QUARANTINE

Capacity retention:

ηC=CcurrentCbaseline×100%\eta_C = \frac{ C_{\text{current}} }{ C_{\text{baseline}} } \times100\%

Resistance growth:

GR=Rcurrent−RbaselineRbaseline×100%G_R = \frac{ R_{\text{current}}-R_{\text{baseline}} }{ R_{\text{baseline}} } \times100\%

Battery retirement is required when any approved criterion is exceeded, including capacity, resistance, cell balance, physical damage, or BMS fault.

L.7 Motor and ESC record

propulsionRecord:
  propulsionId: PROP-M1-001
  vehiclePosition: M1
  motorSerial: PENDING
  escSerial: PENDING
  firmware: PENDING
  propellerPairId: PENDING

  installationDate: PENDING
  totalHours: 0.0
  totalCycles: 0

  baseline:
    noLoadCurrentA: PENDING
    noLoadRpm: PENDING
    currentAt10kgfA: PENDING
    rpmAt10kgf: PENDING
    vibrationRms: PENDING

  latestMeasurement:
    noLoadCurrentA: PENDING
    noLoadRpm: PENDING
    currentAt10kgfA: PENDING
    rpmAt10kgf: PENDING
    vibrationRms: PENDING

  faults: []
  status: QUARANTINE

Trend deviation:

Δx=xcurrent−xbaseline\Delta x = x_{\text{current}} - x_{\text{baseline}}

Normalized deviation:

ϵx=xcurrent−xbaselinexbaseline×100%\epsilon_x = \frac{ x_{\text{current}}-x_{\text{baseline}} }{ x_{\text{baseline}} } \times100\%

L.8 Propeller record

Propeller pair IDDirectionMotorInstall dateHoursInspectionStatus
RecordCW/CCWM1–M6RecordRecordRecordRecord

Any propeller pair is grounded after:

  • Strike.
  • Crack.
  • Delamination.
  • Unknown impact.
  • Hinge deformation.
  • Chemical attack.
  • Pair identity lost.

L.9 Hydraulic-maintenance record

hydraulicMaintenance:
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  date: PENDING
  fluidLastUsed: PENDING

  pump:
    hours: PENDING
    currentAtReferenceFlowA: PENDING
    temperatureC: PENDING

  flowmeter:
    calibrationDate: PENDING
    correctionSlope: PENDING
    correctionOffset: PENDING

  valve:
    cycleCount: PENDING
    closeTimeS: PENDING
    leakageLMin: PENDING

  hoses:
    condition: PENDING
    replacementDue: PENDING

  nozzles:
    individualFlowLMin: []
    maximumDeviationPercent: PENDING

  flushCompleted: false
  leakCheckPass: false

L.10 Calibration record

Instrument or sensorCalibration IDDateDueResultStatus
Battery voltageRecordRecordRecordRecordRecord
Current sensorRecordRecordRecordRecordRecord
FlowmeterRecordRecordRecordRecordRecord
Pressure sensorRecordRecordRecordRecordRecord
RangefinderRecordRecordRecordRecordRecord
Torque wrenchRecordRecordRecordRecordRecord

L.11 Firmware and parameter change record

softwareChangeRecord:
  changeId: SWC-YYYY-NNN
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001

  previous:
    firmwareVersion: PENDING
    firmwareHash: PENDING
    parameterHash: PENDING

  new:
    firmwareVersion: PENDING
    firmwareHash: PENDING
    parameterHash: PENDING

  reason: PENDING
  affectedRequirements: []
  regressionTests: []
  testResults: []
  approvedBy: PENDING
  returnToService: false

L.12 Return-to-service record

returnToService:
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001
  workOrder: PENDING

  allTasksComplete: false
  allToolsAccountedFor: false
  allConnectorsSecured: false
  allTorqueMarksApplied: false
  configurationUpdated: false
  functionalTestPassed: false
  openCriticalDefects: 0
  openMajorDefects: 0

  serviceabilityStatus: GROUNDED
  technician: PENDING
  inspector: PENDING
  approver: PENDING
  date: PENDING

L.13 Life-limited item register

ItemLife basisInstalled valueCurrent valueRemainingStatus
BatteryCycles/capacityRecordRecordCalculatePending
PropellerHours/cyclesRecordRecordCalculatePending
Motor bearingHours/conditionRecordRecordCalculatePending
PumpHoursRecordRecordCalculatePending
ValveCyclesRecordRecordCalculatePending
HoseCalendar/chemicalRecordRecordCalculatePending
SealCalendar/chemicalRecordRecordCalculatePending

Remaining life:

Lremaining=Lapproved−LconsumedL_{\text{remaining}} = L_{\text{approved}} - L_{\text{consumed}}

Operation is prohibited when:

Lremaining≤0\boxed{ L_{\text{remaining}} \le 0 }

Lampiran M — Revision History

Lampiran M controls all modifications to the article, engineering package, vehicle, firmware, parameters, test procedures, and operating limitations.

M.1 Revision designation

CodeMeaning
D0, D1Draft
RC1, RC2Release candidate
REL-AInitial released baseline
REL-BMajor released revision
A1, A2Minor controlled change under a release
OBSOLETENo longer applicable

M.2 Change classification

ClassDescriptionRequired review
C1Editorial, no technical impactDocument owner
C2Minor technical clarificationDiscipline engineer
C3Design or requirement changeChief engineer and test
C4Safety-critical or regulatory changeAcceptance board

Changes to the following are always at least C3:

  • Frame.
  • Motor.
  • ESC.
  • Propeller.
  • Battery.
  • Main fuse.
  • Flight controller.
  • GNSS.
  • Rangefinder.
  • Pump.
  • Flowmeter.
  • Valve.
  • Nozzle.
  • MTOW.
  • Firmware.
  • Safety-critical parameters.

M.3 Engineering change process

Rendering diagram...

M.4 Change-request template

engineeringChangeRequest:
  ecrId: ECR-YYYY-NNN
  title: PENDING
  requestor: PENDING
  date: PENDING

  currentConfiguration: PENDING
  proposedChange: PENDING
  reason: PENDING

  affected:
    requirements: []
    bomItems: []
    drawings: []
    software: []
    parameters: []
    procedures: []
    maintenance: []
    regulation: []

  preliminaryClass: C3
  safetyImpact: PENDING
  massImpactKg: PENDING
  cgImpact: PENDING
  powerImpact: PENDING
  verificationImpact: PENDING
  approvalStatus: OPEN

M.5 Revision-history table

RevisionDateDescriptionClassStatus
D0InitialOutline awal belum dikunciC1Obsolete
D1InitialOutline sempat berkembang menjadi 25 babC2Obsolete
RC1Project baselineOutline dikunci menjadi 14 kelompok utamaC3Superseded
RC2Technical reviewChapters 1–13 and appendices A–F developedC3Superseded
RC3CurrentAppendices G–M, corrected appendix numberingC3Current
REL-APendingInitial construction and test releaseC4HOLD

M.6 Known technical corrections

Correction IDPrevious conditionCorrected conditionAffected documents
COR-001Outline ambiguously used 14 versus 25 chaptersFinal structure uses 13 narrative chapters plus technical appendices under item 14Master outline
COR-002Propeller 36-inch compatibility assumedCompatibility remains HOLD-STR-001BOM, drawings, test plan
COR-003Here4 interface assumed classic CANInterface remains HOLD-AV-001 pending hardware-specific validationSchematics, parameters
COR-004TF03 type used value 20TF03 serial seed parameter changed to 27Parameter file
COR-005VN10S treated as generally chemical-compatiblePer-formulation compatibility and calibration requiredHydraulic, FMEA
COR-006Previous temporary Lampiran G/H duplicated numberingConfiguration deviation and package gate moved to M.7/M.8Appendix index
COR-007Seed parameters risked being interpreted as finalFile explicitly classified as release candidateParameter package

M.7 Configuration Deviation Register

Deviation IDRequirement or baselineActual conditionRiskDisposition
DEV-001Frame-propeller compatibilityG620 and 36-inch propulsion not approved togetherStructuralHOLD-STR-001
DEV-002Frame MTOW ratingPredicted MTOW not yet approvedStructuralHOLD-STR-001
DEV-003GNSS interfaceHere4 final interface unresolvedNavigationHOLD-AV-001
DEV-004Flowmeter mediumVN10S baseline data based on waterChemical/measurementHOLD-CHEM-002
DEV-005Energy redundancySingle main batteryCatastrophic single pointOperating limitation
DEV-006Communication redundancyRC and telemetry share Herelink RF ecosystemCommon-mode lossFailsafe limitation
DEV-007Regulatory categoryPredicted MTOW exceeds small-UAS rangeRegulatoryHOLD-REG-001
DEV-008RF complianceFinal equipment audit incompleteRegulatoryHOLD-RF-001

Deviation closure record:

deviationClosure:
  deviationId: DEV-XXX
  correctiveAction: PENDING
  affectedDocuments: []
  verificationEvidence: []
  closedBy: PENDING
  closureDate: PENDING
  newBaselineRevision: PENDING

M.8 Final Technical-Package Gate

Rendering diagram...

Release conditions:

Ncritical-holds=0N_{\text{critical-holds}} = 0
Ncritical-NCR=0N_{\text{critical-NCR}} = 0
Nmajor-NCR=0N_{\text{major-NCR}} = 0
CRTM=100%C_{\text{RTM}} = 100\%
Cas-built=100%C_{\text{as-built}} = 100\%

M.9 Document compatibility matrix

PackageRequired matching revision
BOMAs-built hardware
DrawingsAs-built BOM
FirmwareBoard target and hardware revision
ParametersFirmware version and hardware revision
Test procedureTested configuration
Test reportProcedure revision and configuration hash
FMEACurrent design and operating envelope
RTMCurrent requirements and evidence
Maintenance manualReleased hardware and software
Operating procedureReleased limitations and regulatory approval

A test result cannot be reused after a change unless an impact assessment confirms that the changed item does not affect the test result.

M.10 Release manifest

finalTechnicalRelease:
  project: AGHEX-20-R1
  packageRevision: APPX-REL-A
  vehicleId: AGHEX-20-R1-001

  requirementsBaseline: PENDING
  bomRevision: PENDING
  drawingRevision: PENDING
  firmwarePackage: PENDING
  parameterPackage: PENDING
  testProcedureRevision: PENDING
  testReportIndex: PENDING
  fmeaRevision: PENDING
  rtmRevision: PENDING
  maintenanceManualRevision: PENDING

  checksums:
    packageSha256: PENDING
    parameterSha256: PENDING
    firmwareSha256: PENDING

  openCriticalHolds: []
  openCriticalNcr: []
  openMajorNcr: []

  approvedBy:
    chiefEngineer: PENDING
    safetyOfficer: PENDING
    qualityRepresentative: PENDING
    acceptanceBoard: PENDING

  releaseStatus: HOLD

Status akhir Lampiran G–M

LampiranIsiStatus
GExecutable test proceduresRC
HTest-report templatesRC
IControlled checklistsRC
JFMEA master registerOPEN
KRequirement Traceability MatrixPLANNED/HOLD
LMaintenance recordsRC
MRevision and deviation controlCURRENT

Paket ini dapat digunakan untuk:

  • Engineering review.
  • Test planning.
  • Bench-test execution setelah procedure approval.
  • Data-record preparation.
  • Configuration audit.
  • Maintenance-system preparation.

Paket ini belum dapat digunakan untuk:

  • Unrestricted fabrication.
  • Flight release.
  • Chemical application.
  • Commercial operation.
  • Pernyataan bahwa desain telah tervalidasi.
appendixDecision:
  package: APPX-RC3
  engineeringUse: permitted
  benchTestUse: procedure-approval-required
  flightUse: prohibited
  commercialUse: prohibited

  blockingItems:
    - HOLD-STR-001
    - HOLD-AV-001
    - HOLD-CHEM-002
    - HOLD-REG-001
    - HOLD-RF-001

  finalStatus: HOLD

Referensi lampiran

  1. EFT — konfigurasi G420/G620/G630, wheelbase, tank capacity, dan recommended propulsion. (Effort Tech)
  2. Hobbywing — X9 G2L, MFP 36x11, thrust range, PWM, CAN, current, dan performance data. (HOBBYWING)
  3. CubePilot — Here4 hardware, GNSS, CAN FD, DroneCAN rate, pinout, dan physical specification. (CubePilot)
  4. ArduPilot — Copter 4.6.3 parameter metadata dan frame configuration. (ArduPilot.org)
  5. ArduPilot — TF03 serial configuration dan rangefinder type. (ArduPilot.org)
  6. ArduPilot — GPS dan sensor position-offset convention. (ArduPilot.org)
  7. Aichi Tokei Denki — VN10S range, medium, conductivity, power, material, output, dan pressure rating.
  8. Aichi Tokei Denki — VN10S tightening torque dan piping conditions.
  9. NASA Systems Engineering Handbook Appendix — definisi product verification, product validation, dan technical evidence. (NASA)
  10. NASA Verification and Validation Plan Outline — struktur dan tujuan V&V plan. (NASA)
  11. NASA Requirements Management — definisi traceability dan bidirectional traceability. (NASA)
  12. NASA Requirements Verification Matrix — penggunaan requirement identifier, source, dan verification method. (NASA)
  13. NASA GSFC-HDBK-8004 — FMECA sebagai living risk-assessment document. (NASA Standards)
  14. ArduPilot — SITL untuk environment variation, configuration, dan failure-mode simulation. (ArduPilot.org)
  15. ArduPilot — perbedaan DataFlash log dan GCS telemetry log. (ArduPilot.org)
  16. ArduPilot — diagnosis failsafe dan unexpected errors melalui flight logs. (ArduPilot.org)

Kembali ke Atas

Catatan Penyusunan Artikel ini disusun sebagai materi edukasi dan referensi umum berdasarkan berbagai sumber pustaka, praktik lapangan, serta bantuan alat penulisan. Pembaca disarankan untuk melakukan verifikasi lanjutan dan penyesuaian sesuai dengan kondisi serta kebutuhan masing-masing sistem.