Allowable Leakage 4

8/16/2019 Allowable Leakage 4

1/89

TUGAS AKHIR

KEBOCORAN KABIN YANG DIPERBOLEHKAN UNTUK

PESAWAT BOEING 737 - 700 DENGAN METODE PRESSURE

DECAY

DIBUAT OLEH :

NAMA : JAPAR SODIK

NIM : 0130311-045

PROGRAM STUDI TEKNIK MESIN

FAKULTAS TEKNOLOGI INDUSTRI

UNIVERSITAS MERCU BUANA

JAKARTA

2009


2/89




JAKARTA

LEMBAR PENGESAHAN

Telah Diperiksa dan disahkan oleh,

Jakarta, Agustus 2009

Menyetujui

( Ir. ALFINO ALWIE. M.Sc )

Pembimbing Utama


3/89




JAKARTA

LEMBAR PENGESAHAN

Telah Diperiksa dan disahkan oleh,

Jakarta, Agustus 2009

Menyetujui

( Dr.H.Abdul Hamid. M.Eng )

Ketua Koordinator Tugas Akhir


4/89

Teknik Mesin [ Abstrak ]

Universitas Mercu Buana | iii

ABSTRAK

Perawatan berkala atau inspeksi berkala pada pesawat terbang Boeing 737 - 700

dilaksanakan dengan waktu yang sudah ditentukan oleh pabrik pembuat pesawat dan

harus dilaksanakan sesuai dengan jadwal yang telah ditentukan. dalam pelaksanaan

perawatan berkala pesawat terbang Boeing 737 - 700 dapat dibagi dalam beberapa

waktu pengerjaannya, misal dapat dilaksanakan pada saat transit check, A - check, B -

check, C – check dan juga D - check ( Over haul ).

Seluruh aktifitas pengerjaan dapat dilakukan diluar hanggar maupun didalam

hanggar dengan adanya pemeriksaan atau perawatan secara berkala, maka pesawat

dapat dinyatakan layak terbang dengan ketentuan atau peraturan pabrik pembuat, maka

setiap penumpang dapat menggunakan pesawat dengan aman, nyaman dan selamat.

Keterlambatan waktu pelaksanaan pekerjaan banyak disebabkan oleh faktor –

faktor lain seperti : suku cadang tidak tersedia digudang, dan kalibrasi komponen untuk

memenuhi kebutuhan pesawat yang sedang beroperasi, proses perbaikan komponen

terlalu lama, pengetesan kebocoran kabin secara manual hanya untuk mengetahuiturunnya tekanan dari 4 psid hingga 2.5 psid sesuai dengan prosedur, tetapi dengan

menggunakan simulasi metode pressure decay kita dapat mengetahui luas kebocoran

dari ketinggian 41000 ft ( 2.0 sq in ) sampai dengan landing.

Untuk kenyamanan bagi para penumpang maka sistem udara bertekanan dan juga

sistem air conditioning didalam pesawat harus memenuhi keriteria yang sudah

ditentukan oleh peraturan penerbangan internasional, dan harus dalam keadaan baik dan

nyaman karena jika sistem tidak bekerja dengan baik maka tubuh kita akan mengalami

kekurangan oksigen didalam tubuh dan menyebabkan terjadinya Hypoxia kerusakan

pada organ tubuh manusia salah satunya adalah alat pendengaran akan sakit jika terkena

udara bertekanan yang besar, maka dengan standart yang telah ditentukan para

penumpang dapat merasakan nyamannya menggunakan pesawat terbang.


5/89

Teknik Mesin [ Daftar Isi ]

Universitas Mercu Buana | viii

DAFTAR ISI

Halaman

Lembar Pengesahan.

Surat Pernyataan.

Kata Pengantar …………………………………………………………………... i

Abstrak …………………………………………………………………………... iii

Daftar Gambar …………………………………………………………………… iv

Daftar Tabel …………………………………………………………………….... v

Daftar Notasi ……………………………………………………………………... vi

Daftar Isi ………………………………………………………………………….. viii

BAB I : PENDAHULUAN ………………………………………………………. 1

1.1 Latar Belakang Masalah ………………………………………………. 1

1.2 Perumusan Masalah …………………………………………………… 2

1.3 Pentingnya Pemecahan Masalah ……………………………………… 2

1.4 Pembatasan Masalah ………………………………………………….. 2

1.5 Maksud dan Tujuan …………………………………………………… 3

1.6 Metode Penelitian ……………………………………………………... 3

1.7 Sistematika Penulisan …………………………………………………. 3

BAB II : LANDASAN TEORI …………………………………………………… 5

2.1 Pendahuluan …………………………………………………………… 5

2.2 Sumber – sumber aliran udara bertekanan pada pesawat Boeing 737 -

700 …………………………………………………………………… 6


6/89


Universitas Mercu Buana | ix

2.2.1 Engine bleed air system …………………………………………… 6

2.2.1.1 Precooler control valve ………………………………………... 7

2.2.1.2 Pressure regulator and shutoff valve ………………………….. 7

2.2.2 Auxiliry Power Unit ( APU ) Bleed air system …………………… 8

2.2.3 Pneumatic Ground connection ……………………………………. 8

2.3 Prinsip dasar sistem air conditioning pada pesawat B737 – 700 ……... 10

2.3.1 Komponen pada system air conditioning Boeing 737 - 700 ………. 12

2.3.1.1 Flow control and shutoff valve ………………………………... 12

2.3.1.2 Heat Exchangers ………………………………………………. 13

2.3.1.3 Air Cycle Machine …………………………………………….. 14

2.3.1.4 Water Extractor / Water Separator …..………………………... 14

2.3.1.5 Reheater ...........……………………………………………….. 14

2.3.1.6 Turbine ………………………………………………………... 15

2.3.1.7 Condenser……………………………………………………… 15

2.4 Pembagian udara bertekanan pada pesawat Boeing 737 – 700 ………. 17

2.4.1 Sistem utama dari distribusi udara bertekanan pada pesawat …….. 19

2.4.2 Sistem distribusi untuk daerah kokpit …………………………….. 20

2.4.3 Sistem sirkulasi udara didalam pesawat …………………………... 21

2.4.4 Sistem ventilasi ……………………………………………………. 21

2.4.5 Sistem pendinginan pada komponen avionic pesawat ……………. 22

BAB III : ANALISA DAN PEMBAHASAN…………………………………….. 24

3.1 Analisa udara bertekanan didalam kabin pesawat …………………….. 24

3.1.1 Cabin pressure control system …………………………………….. 25

3.1.2 Cabin pressure relief valve …………………………………………25


7/89


Universitas Mercu Buana | x

3.1.3 Cabin pressure indication and warning system ……………………. 25

3.2 Pembahasan udara bertekanan pada kabin pesawat saat akan melakukan

tahapan terbang ……………………………………………………….. 29

3.2.1 Pada tahap posisi di Ground ………………………………………. 29

3.2.2 Pada tahap posisi Take off ………………………………………... 30

3.2.3 Pada tahap posisi Climb ………………………………………….. 31

3.2.4 Pada tahap posisi Cruise …………………………………………. 31

3.2.5 Pada tahap posisi Descent ………………………………………… 33

3.2.6 Pada tahap posisi Landing ………………………………………… 33

3.3 Valve yang mengatur tekanan udara didalam kabin pesawat Boeing 737 –

700……………………………………………………………………. 34

3.3.1 Outflow valve ……………………………………………………... 34

3.3.2 Positive pressure relief valve …………………………………….. 36

3.3.3 Negative pressure relief valve…………………………………….. 38

3.4 Analisa pengetesan kebocoran tekanan kabin pesawat B737NG – 700

yang diijinkan saat menjalani perawatan menggunakan stopwacth…… 39

3.4.1 Persiapan untuk melakukan pengetesan tekanan kabin…………… 40

3.4.2 Pengetesan tekanan udara didalam kabin………………………….. 41

3.4.3 Daerah yang sering terjadi kebocoran pada tekanan kabin………... 45

BAB IV : PERHITUNGAN………………………………………………………. 47

4.1 Analisa perhitungan luas penampang kebocoran kabin pesawat pada saat

melakukan Descent……………………………………………………. 47


8/89


Universitas Mercu Buana | xi

BAB V : KESIMPULAN DAN SARAN………………………………………… 51

5.1 Kesimpulan…………………………………………………………….. 51

5.2 Saran saran……………………………………………………………... 52

Daftar pustaka……….…………………………………………………………….. 53

Lampiran – lampiran.


9/89

Teknik Mesin [ Daftar Table ]

Universitas Mercu Buana | v

DAFTAR TABEL

Tabel. 1 14 CFR Part 121. Persyaratan penambahan oksigen.

Tabel. 2 Tekanan udara yang hilang dihitung menggunakan waktu dengan penu –

runan tekanan sebesar 0.15 psid pada saat pengetesan di area hangar.

Tabel. 3 Metode pressure decay untuk mencari luas kebocoran kabin.


10/89

Teknik Mesin [ Daftar Gambar ]

Universitas Mercu Buana | iv

DAFTAR GAMBAR

A. GAMBAR.1 : Sistem skematik udara bertekanan/pnuematik dari

tiga sumber.

B. GAMBAR.2 : Panel P5 - 10 untuk mengontrol udara bertekanan

yang didapat

dari tiga sumber utama.

C. GAMBAR.3 : Sumber udara bertekanan dari kedua mesin pesawat.

D. GAMBAR.4 : Skematik dari flow control and shutoff valve.

E. GAMBAR.5 : Reheater.

F. GAMBAR.6 : Condenser.

G.

GAMBAR.7 : Sistem skematik dari air conditioning pesawat Boeing737 -700.

H. GAMBAR.8 : Diagram distribusi udara bertekanan pesawat Boeing

737 - 700.

I. GAMBAR.9 : Aliran udara bertekanan pada kabin penumpang

pesawat.

J. GAMBAR.10 : Skematik distribusi udara bertekanan yang diambil

dari tiga sumber.

K.

GAMBAR.11 : Sistem sirkulasi udara bertekanan didalam pesawat.L. GAMBAR.12 : Overboard exhaust valve.

M.GAMBAR.13 : Skematik pengatur udara bertekanan yang masuk kedalam cabin

pressure control ( CPC ) dengan mendapatkan input dari bebe -

rapa komponen dan gambar P5 – Panel.

N.GAMBAR.14 : Menunjukan perbedaan tekanan kabin dengan ketinggian pesawat

pada saat akan melakukan tahap – tahap penerbangan.

O. GAMBAR.15 : Aft Outflow valve.

P. GAMBAR.16 : Positive pressure relief valve.

Q. GAMBAR.17 : Negative pressure relief valve.

R. GAMBAR.18 : Sumber udara bertekanan yang diambil dari udara di bawah –

( Ground source ) untuk melakukan pengetesan kabin.

S. GAMBAR.19 : Kurva kebocoran kabin setelah udara bertekanan dimatikan –

menggunakan perhitungan sesuai dengan grafik dari pabrik


11/89

Teknik Mesin [ Daftar Gambar ]

Universitas Mercu Buana | v

pesawat dengan memakai stopwatch.

T. GAMBAR.20 : Kurva Allowable leak pada saat pesawat melakukan Descent.


12/89

Teknik Mesin [ Daftar Notasi ]

Universitas Mercu Buana| vi

m Masa kg

m Massa aliran fluida ( cair atau gas ) kg/s

v Volume m³

V Volume aliran udara m³/s

v Volume jenis m³/kg

ρ Masa jenis kg/m³

F Gaya N ( kg.m/s² )

W Kerja Nm ( j )

W = P Daya kW ( kJ/s )

q Panas ( Kalor ) 1 kg masa kJ/kg

Q Panas ( Kalor ) 1 kg masa kJQ Panas ( kalor ) aliran fluida gas / cair kJ/s

t Suhu °C

T Suhu kelvin ( absolut ) K

a Percepatan m/s²

g Grafitasi m/s²

M Berat molekul

n Jumlah molekul mol ( kmol )

R Konstanta gas kJ/kg K

R u Konstanta gas universal kJ/mol K

w Kecepatan molekul m/s

Ek Energi kinetik kJ

E p Energi potensial Kj

η Visikositas dinamik m²/s, mm²/s, cSt

Tekanan kohesi N/m² / (bar)

b Konstanta

u Energi dalam 1 kg masa zat kJ/kg

U Energi dalam m kg masa zat kJ

h Entalpi dalam 1 kg masa zat kJ/kg

H Entalpi m kg masa zat kJ


13/89

Teknik Mesin [ Daftar Notasi ]

Universitas Mercu Buana| vii

c Kecepatan aliran gas m/s

A Luas penampang m²

Cv Panas jenis volume konstan kJ/ kg K

Cp Panas jenis tekanan konstan kJ/ kg K

k Indeks adiabata 1,4

n Indeks politropi 1< n < 1,4

gn Bagian masa campuran gas % masa

r n Bagian volume campuran gas % volume

α Sudut sumbu v °

β Sudut sumbu p °

Tf

Suhu didih ( cairan jenuh ) Kh/g

r = hfg Panas penguapan kJ/kg

x Kadar uap ( dryness franction ) % volume

s Detik sekonde

s Entropi kJ/ kg K

S Entropi m kg masa zat kJ/ K

hf Entalpi cairan jenuh kJ/kg

hg Entalpi uap jenuh kJ/kg

sf Entropi cairan jenuh kJ/ kg K

sg Entropi uap jenuh kJ/ kg K

sfg Perbedaan entropi (Sg - Sf ) kJ/ kg K


14/89

Teknik Mesin [ BAB – I Pendahuluan ]

Universitas Mercu Buana | 1

BAB I

PENDAHULUAN

1.1 Latar Belakang Masalah

Dengan dilakukannya secara rutin atau berkala dalam pelaksanaan pada tekanan

kabin maka suatu pesawat dapat dinyatakan aman dan layak untuk penerbangan, maka

organisasi sipil yang mengatur sistem kelayakan suatu pesawat akan menstandarkan

seberapa kebocoran dari kabin pesawat yang diperbolehkan atau diijinkan yang dapat

merusak sistem pendengaran dari semua penumpang .

Organisasi yang mengatur kesalamatan penerbangan international International

civil aviation organization ( ICAO ) sudah mensyaratkan suatu penerbangan agar selalu

mentaati peraturan yang sudah ada di masing – masing suatu negara, dalam penulisan

tugas akhir ini akan diuraikan mengenai kebocoran kabin yang diijinkan pada pesawat

Boeing 737 - 700 dengan menggunakan sistem metode pressure decay untukkenyamanan penumpang pada saat penerbangan berlangsung sesuai dengan peraturan

yang berlaku untuk dunia internasional.

Adapun peraturan keselamatan penerbangan sipil indonesia Civil Aviation Safety

Regulation ( CASR ) tersebut terdiri dari beberapa bab yang mensyaratkan ketentuan –

ketentuan yang mencakup kegiatan didalam Penerbangan Sipil di Indonesia antara lain :

Part 43 : Tentang Maintenance Preventive, Rebuilding dan Alteration.

Part 45 : Indentification pesawat dan marking.

Part 65 : Aircraft Maintenance Engineering Licensi.

Part 121 : Certification and operating Requirement.

Part 145 : Approval Maintenance Organization.

Part 39 : Airworthiness Derective and service bulletin.


15/89



Dari hasil evaluasi ataupun hasil rapat setiap bulan atau minggu yang diadakan

oleh dinas perawatan pesawat ada kecenderungan mengalami gangguan pada sistem

udara bertekanan didalam kabin yang menyebabkan pada saat penerbangan

berlangsung, dalam jadwal penerbangan yang disebabkan oleh terlambatnya

penyelesaian pada pekerjaan sistem maka biaya yang dikeluarkan sangat banyak untuk

operator.

Untuk mengantisipasi kejadian tersebut yang dapat merugikan perusahaan

penerbangan dan perusahaan perawatan, penulis berusaha menyajikan metode atau cara

penanganan dalam menyelesaikan pekerjaan yang ada pada metode sistem pengontrol

pressure decay pada Boeing 737 - 700 dalam bentuk tulisan tesis.

1.2 Perumusan Masalah

Dengan meningkatnya jumlah frekuensi jadwal penerbangan, apakah metode yang

menggunakan metode sistem pengontrol pressure decay dapat menyelesaikan dan

mempermudah penanganannya untuk kenyamanan penerbangan pada saat ini.

1.3 Pentingnya Pemecahan Masalah

Analisis ini bertujuan untuk menekan nilai kerusakan penggunaan sistem

pressure decay dalam penyelesaian pelaksanaan perawatan pada pesawat Boeing 737 -

700 sehingga dapat menurunkan biaya perawatan pesawat, dapat menaikan pendapatan

perusahaan dan meningkatkan kepercayaan terhadap pengguna jasa perawatan atau

masyarakat yang menggunakan pesawat terbang.

1.4 Pembatasan Masalah

Dari uraian latar belakang masalah tersebut diatas dan keterbatasan waktu yang

tersedia, maka penulis menganggap penting untuk mencoba melakukan analisis

terhadap kebocoran kabin pesawat yang sering terjadi yang dapat menyebabkan

kerusakan pada telinga penumpang pada saat pesawat sedang terbang, untuk

meningkatkan kenyamanan bagi penumpang dan menyelesaikan masalah pekerjaan

perawatan.


16/89



Adapun pembatasan masalah yang dapat diambil dalam penyelesaian tugas akhir

ini adalah :

1. Tidak melakukan pengkajian masalah dari aspek biaya.

2.

Tidak membahas masalah kerugian yang dialami oleh perusahaan.

1.5 Maksud dan Tujuan

Sesuai dengan tujuan program pendidikan yang diikuti dan dari uraian latar

belakang masalah tersebut diatas serta keterbatasan waktu yang tersedia maka dalam

pembuatan tugas akhir ini akan dibatasi pada pembahasan analisa. sebagai akibat dari

kerusakan pada sistem Cabin pressure control system maka penulis mencoba untuk :

1. Mengetahui sistem udara bertekanan pada kabin pesawat.

2. Mengetahui besarnya perbedaan tekanan kabin saat pesawat sedang terbang.

3. Menganalisa pengetesan kebocoran kabin pesawat.

3. Mencoba metode sistem pressure decay.

1.6 Metode Penelitian

Dalam pengumpulan data guna mendukung dan melengkapi pembahasan

permasalahan ini digunakan metode sebagai berikut :

1. Penelitian Pustaka

2. Penelitian Lapangan

3. Konsultasi dengan para teman – teman dan pekerja.

1.7 Sistematika Penulisan

Dalam penulisan tugas akhir ini, penulis menyusun sedemikian rupa agar dapat

dengan mudah memahami permasalahannya sebagai berikut :

BAB I PENDAHULUAN

Bab ini menguraikan latar belakang masalah, perumusan, pentingnya masalah,

Pembatasan masalah, metode penelitian dan sistematika penulisan.


17/89



BAB II LANDASAN TEORI

Pada bab ini menjelaskan tentang metode sistem udara bertekanan didalam

kabin yang diambil dari tiga sumber untuk digunakan pada sistem air

conditioning di pesawat Boeing 737 - 700 uraian singkat mengenai teori dan

metode yang digunakan dalam pembatasan kasus.

BAB III ANALISA DAN PEMBAHASAN

Dalam bab ini diuraikan dari sistem bertekanan yang digunakan untuk tekanan

kabin pesawat pada saat terbang maupun cara pengetesan tekanan kabin pada

saat di hanggar ( Ground ) dikumpulkan dan digunakan untuk penelitian, dan

pemecahan masalah.

BAB IV PERHITUNGAN

Dalam bab ini berisikan pemecahan masalah berdasarkan sistematika model

perhitungan dengan formula kenyataan memakai komputer dan mencari luas

penampang kebocoran pada saat pesawat melakukan descent dengan waktu

yang dibutuhkan.

BAB V KESIMPULAN DAN SARAN

Dalam bab ini diuraikan kesimpulan yang didapat dari penelitian ataupun

perancangan yang dibuat serta saran – saran yang diusulkan untuk penerapan

hasil.


18/89




19/89

Teknik Mesin [ BAB – II Landasan Teori ]


BAB II

LANDASAN TEORI

2.1 Pendahuluan.

Dalam pembahasan landasan teori ini, penulis akan membahas teori dasar dari

sistem tata udara yang digunakan pada pesawat terbang untuk kenyamanan seluruh

penumpang dan awak pesawat terbang, sistem yang digunakan adalah : udara yang di

dinginkan oleh mesin, dan disebut juga “ Air Cycle” apakah yang dimaksud dari “ Air

Cycle” adalah udara yang dibuat alami, nyaman untuk dihirup dan murah dalam

pembiayaan pendinginan, didalam lingkungan untuk mengurangi masalah saat ini maka

sistem ini untuk mendukung undang – undang lingkungan hidup sebagai alternative dari

pemecahan masalah pencemaran udara, pada sistem air cycle mempunyai beberapa

spesifikasi yang menguntungkan dan dapat dipakai untuk semua permintaan yang

potensial sebagai berikut:

1. Bekerjanya cairan ( udara ) yang bebas, didalam lingkungan yang nyaman dan

tidak mengandung karbon ( toxic ).

2. Sistem air cycle sangat bagus dan dapat dipercaya untuk mengurangi biaya dari

perawatan dan waktu melaksanakan perawatan berat ( over haul ).

3. Kemampuan dari air cycle dapat dihandalkan dan tidak buruk, tidak seperti

halnya menggunakan vapour-compression ketika pada saat penggunaannya dan

dari segi perancangan tidak terlalu sulit.

4. Pada saat pengoperasian selain sebagai pendingin ruangan kabin, juga dapat

berfungsi memperoduksi udara panas dan bertekanan yang dibutuhkan dan

bermanfaat untuk sistem yang lainnya.

Dasar dari penggunaan udara pendingin pada prinsipnya adalah kapan gas akanmenguap menjadi isentropically dari suhu udara yang diberikan, suhu udara akhir dari

tekanan yang baru banyak menurunkan, yang diakibatkan oleh gas dingin didalam

tempat udara dapat digunakan sebagai pendingin salah satunya sebagai petunjuk dalam

membuka sistem atau bukan petunjuk yang diartikan sebagai pengganti panas didalam

penutup sistem.


20/89



2.2 Sumber – sumber aliran udara bertekanan pada pesawat Boeing 737 – 700.

Sumber - sumber aliran udara bertekanan yang digunakan untuk sistem dan

ruangan kabin pesawat didapat dari beberapa sumber, ada tiga ( 3 ) sumber yang

berbeda yaitu : ( Ref : Maintenance manual, chapter 36-00-00 )

1. Engine Bleed Air System

2. Auxiliary Power Unit ( APU ) Bleed Air System

3. Pnuematic Ground Air Connection

Pada saat normal atau pesawat dalam keadaan terbang sistem udara bertekananuntuk kabin pesawat disuplai oleh mesin, yang bersumber dari udara yang dihasilkan

oleh kompresor mesin, pada saat pesawat di darat akan disuplai oleh mobil ground cart,

, dan bisa didapat melalui auxiliary power unit ( APU ), dengan dikontrol oleh beberapa

katup pengontrol aliran udara bertekanan, beberapa sistem yang menggunakan sumber

pneumatik pada sistem pesawat.

1. Sistem untuk start engine.

2. Sistem untuk Air Conditioning and Pressurization cabin.

3. Sistem untuk Engine Inlet Cowl and anti- ice.

4. Sistem untuk Wing thermal anti –ice.

5. Sistem untuk Water tank Pressurization.

6. Sistem untuk Reservoir Pressurization.

Sistem pneumatik dikontrol dan indikasinya berada panel kokpit P5-10 dengan

menggunakan listrik 28 volt DC dan 115 AC, sistem pneumatik juga menyuplai udara

panas dan tekanan udara tinggi yang digunakan untuk sistem yang lainnya.

2.2.1 Engine Bleed Air System.

Setiap mesin mempunyai masing – masing satu bleed air dan engine

bleed system yaitu untuk mengontrol suhu udara dan tekanan udara yang keluar dari

mesin pesawat, Engine bleed air berasal dari stage 5th compressor dan stage 9th high

pressure compressor pada stage 9 terdapat dua valve yaitu :


21/89



high stage regulator and high stage valve control untuk mengontrol aliran udara, dan

pada stage 5 hanya terdapat satu valve yaitu : Check valve untuk mencegah aliran balik

udara bertekanan dari stage 9 masuk kedalam stage 5, pada saat putaran engine low

speed atau rendah maka udara yang bertekanan diambil dari stage 9th dan pada saat

putaran engine high speed atau tinggi, maka udara bertekanan untuk tekanan kabin

diambil dari stage 5th, pada saat putaran mesin tinggi maka high stage valve akan

menutup dan check valve pada stage 5th akan membuka untuk menyuplai udara

bertekanan kedalam pressure regulating shutoff valve, sebelum udara bertekanan masuk

kedalam sistem maka udara akan dikontrol lagi oleh dua buah valve yaitu :

1. precooler control valve.

2.

pressure regulating and shutoff valve.

2.2.1.1 Precooler control valve.

Komponen valve ini akan mengontrol suhu tekanan udara yang

akan masuk kedalam sistem tekanan kabin dengan menggunakan sensor thermostat ,

posisi normal adalah membuka valvenya, yang terdapat didalam pipa pnuematik setelah

aliran valve dan juga untuk mengontrol wing thermal anti ice ( WTAI ), kemudian sinyal

akan dikirim kedalam Air Conditioning Accessories Unit ( ACAU ) yang berisikan relay

yang bekerja secara elektrik dengan suhu 390 - 440°F ( 199 - 227°C ) switch pada saat

pengoperasian normal, valve ini dipasang untuk mencegah kerusakan pada sistem udara

bertekanan yang keluar dari mesin pesawat yang akan masuk dalam kabin pesawat agar

suhu dan udara bertekanan selalu terjaga dengan baik.

2.2.1.2 Pressure regulating and shutoff valve.

Komponen ini berfungsi untuk mematikan aliran udara yang

keluar dari mesin, mengatur tekanan udara yang keluar dari mesin sebesar 42 psi

nominal yang akan masuk kedalam Precooler dengan menggunakan sensor thermostat

akan mengirim sinyal kedalam Air Conditioning Accessories Unit berisikan relay yang

bekerja secara elektrik dan juga secara manual, dengan suhu udara tidak boleh lebih dari

450°F / 232°C maka thermostat akan mengirim sinyal.


22/89



untuk Pressure Regulating and Shutoff Valve yang dikontrol oleh Bleed Air Regulator

secara pneumatik maka PRSOV akan menuju pada posisi menutup, ketika suhu sudah

mencapai 490°F / 254°C dengan tekanan udara mencapai 220 psi maka terdeteksi

tekanan udara dari mesin yang berlebihan dan lampu di Air conditioning control panel

cockpit akan menyala dengan tulisan Bleed trip off .

2.2.2 Auxiliry Power Unit ( APU ) Bleed Air System.

Pada APU putaran kompresor adalah putaran konstan / stabil yang dapat

mensuplai pneumatik dan listrik untuk digunakan di darat ( Ground ), tetapi untuk di

udara APU generator dapat mensuplai listrik 90 KVA pada ketinggian 32,000 ft ( 9,754

meter ) dan 66 KVA pada ketinggian 41,000 ft ( 12,500 meter ), listrik dan pneumatikdapat disuplai pada saat ketinggian pesawat 10,000 ft ( 3,048 meter ), dan APU hanya

dapat mensuplai udara bertekanan sampai dengan ketinggian 17,000 ft ( 5,183 meter ),

pada pipa aliran udara bertekanan dipasang check valve untuk mencegah aliran udara

yang datang dari mesin agar tidak merusak sistem udara bertekanan dari APU.

2.2.3 Pnuematic Ground Connection.

Udara bertekanan yang diambil dari ground atau mobil yang dapat

menghasilkan udara bertekanan sebesar 2000 cfm ( 56.6^3M/minute ) atau bertekanan

sebesar 10 psig ( 69 kpa ), pada pipa pneumatik ground dipasang sebuah Check valve

untuk mencegah udara yang datang dari mesin pesawat maupun APU, udara yang

diambil dari ground dipakai untuk sistem pesawat yaitu untuk memutar mesin dan juga

bisa dipakai untuk Air conditioning system.


23/89



Gambar 1. Sistem skematik udara bertekanan/pnuematik dari tiga sumber.

( Ref : Maintenance Manual Boeing, chapter 36-00-00 )

Gambar 2 . Panel P5-10 untuk mengontrol udara bertekanan yang di dapat dari tiga

sumber utama. ( Ref : Kokpit Boeing 737 - 700 )


24/89



2.3 Prinsip dasar sistem air conditioning pada pesawat Boeing 737 – 700.

Sumber udara bertekanan dari sistem mesin diambil dari dua tingkat kompresor

yang berbeda dari dua mesin pesawat yaitu :1. Compressors Stage 9th stage ini digunakan pada saat putaran mesin rendah

( Idle ) dengan dikontrol dua buah valve yaitu high stage regulator dan high

stage valve control pada saat putaran mesin tinggi dan tekanan lebih dari

110 psi maka valve tingkat 9 akan menutup.

2. Compressors Stage 5th stage ini digunakan pada saat putaran mesin dengan

kecepatan tinggi pada stage ini juga dipasang check valve yang berfungsi

untuk mencegah udara yang datang dari tingkat 9 pada saat putaran rendah,

agar tidak merusak komponen yang berada pada tingkat 5, untuk menyuplai

( PRSOV ).

Gambar 3. Sumber udara bertekanan dari kedua mesin pesawat.

( Ref : General Electric CFM56 – 7 )

Udara bertekanan yang diambil dari mesin kemudian masuk kedalam engine

bleed valve system yang beroperasi secara pneumatik dan dapat mengatur udara


25/89



bertekanan setelah melewati valve sekitar 60 psi dan tidak boleh melebihi karena dapat

menyebabkan kerusakan pada komponen pnuematik, juga dapat melukai manusia.

Pressure regulating and shutoff valve ( PRSOV ) akan menutup secara otomatis

apabila kelebihan tekanan udara dan suhu yang berlebihan, dan terdeteksi oleh over

pressure valve dipasang pada Bleed air regulator yang berfungsi untuk melindungi

bleed valve system, suhu udara yang didapat dari mesin sangat panas sekali oleh karena

itu dipasang precooler yang berfungsi untuk mengatur suhu yang datang dari mesin

pesawat sebelum masuk kedalam pipa – pipa pneumatik, precooler valve menggunakan

udara dingin didapat dari fan kompresor bagian depan mesin yang diatur oleh Precooler

control valve sensor untuk menghembuskan udara kedalam Precooler denganmenggunakan Type ball valve akan mulai membuka jika suhu sudah mencapai 390°F (

199°C ) dan akan penuh membuka jika suhu sudah mencapai 440°F ( 227°C ) untuk

menjaga suhu yang akan masuk kedalam pipa – pipa pneumatik, apabila suhu dari

mesin tidak terlalu panas maka precooler valve akan menuju secara otomatis menutup,

untuk memonitor dari engine bleed system dengan menggunakan lampu indikasi yang

berada didalam panel kokpit.

Lampu yang menyala dengan berwarna amber yang ditempatkan pada P5-10

panel yang berada pada kokpit dengan tulisan ( Bleed Trip Off ), maka pada saat itu

suhu terdeteksi dengan menggunakan dua buah sensor berupa thermostat 450°F / 232ºC,

maka yang terjadi adalah Pressure regulating and shutoff valves akan bergerak menuju

menutup, dan pada suhu 490°F / 254°C atau tekanan udara mencapai 220 psi maka

Pressure regulating and shutoff valves akan penuh menutup untuk mencegah suhu dan

tekanan udara yang berlebihan yang datang dari mesin, juga untuk mencegah kerusakan

dari pipa - pipa pneumatik, setelah keadaan suhu udara bertekanan yang datang dari

mesin sudah normal maka kemudian udara dari bleed system masuk kedalam Air

conditioning system.


26/89



2.3.1 Komponen pada system air conditioning Boeing 737 – 700.

Ada beberapa komponen pendukung dari sistem pendinginan didalam ruang

kabin pesawat terbang untuk memberikan rasa nyaman pada setiap kru maupun

penumpang pesawat, disamping itu komponen ini sebagai pemanas pada saat terbang

dengan ketinggian tertentu, yaitu : ( Ref : Maintenance Manual, chapter 21-50-00 ).

1 Flow control and shutoff valve.

2 Heat Exchangers.

3 Compressor machine ( disebut Air Cycle Machine ( ACM )).

4 Water Separator / Water Extractor.

5 Reheater.

6

Turbine. 7 Condenser.

2.3.1.1 Flow control and shutoff valve.

Komponen ini dikontrol menggunakan listrik 28v dc dan pneumatik,

jika tidak terpakai maka akan kembali menutup, pada valve ini mempunyai tiga posisi

switch yaitu : OFF, AUTO, HIGH.

Ketika switch posisi OFF maka pada coil solenoid C akan mendorong

Butterfly plate akan menuju posisi menutup valve.

Ketika switch posisi AUTO menggerakkan coil solenoid C untuk

membuka, ketika solenoid C membuka maka Butterfly plate akan

membuka, bergeraknya switch juga akan memberikan sinyal kepada

sistem yang lain seperti : Flight management computer system,

Common display system, Pressurization system, Temperature control

system, Recirculation system, jumlah udara normal yang dikontrol kira

– kira sebesar 75 pound per minute ( ppm ).

Ketika switch posisi HIGH akan menggerakkan coil solenoid B untuk

siap bergerak dengan membuka lebih besar lagi kira – kira sebesar 105

ppm, solenoid A akan bergerak dan geraknya solenoid A hanya untuk

aliran udara yang keluar dari APU valve akan mengalirkan udara kira

– kira sebesar 131 ppm, jika semua kondisi sudah memenuhi yang


27/89



disyaratkan seperti : Pack switch HIGH position, APU Bleed switch ON position, APU

operates above 95%, Airplane in ground .

Gambar 4. Skematik dari Flow control and shutoff valve.


2.3.1.2 Heat Exchangers.

Pada komponen ini terdiri dari dua bagian yaitu : Primary heat

exchangers dan Secondary heat exchangers, fungsi keduanya sama yaitu untuk

mendinginkan udara bertekanan yang datang dari mesin pesawat terbang, tetapi setiap

bagian komponen mempunya fungsi masing – masing, pada primary heat exchangers

mempunyai tipe plate pin, cross flow heat exchanger pendinginan dengan cara aliran

udara yang menyilang yaitu udara dari mesin akan di dinginkan oleh udara luar

pesawat melalui Ram air inlet , pada saat kondisi didarat maka pintu dari ram air

mendapat sinyal dari ACAU untuk posisi membuka, pada saat akan take off maka

pintu dari ram air akan menutup untuk menghindari benda asing yang masuk

kedalam, tetapi pada saat pesawat sudah dalam keadaan terbang maka akan menerima


28/89



sinyal dari pack/zone temperature controller kemudian udara akan dialirkan ke dalam

kompresor ( ACM ). Pada Secondary heat exchanger tipe dan penerima sinyalnya

sama, tetapi pendinginan udara dilakukan setelah kompresor menaikkan kembali

tekanan udara dan suhu dari sebagian udara yang sudah dingin kemudian menekan

udara untuk masuk kedalam secondary heat exchanger lalu udara luar yang masuk

dari ram air akan mendinginkan kembali, udara dari kompresor kemudian masuk

kedalam water extractor .

2.3.1.3 Air Cycle Machine. ( ACM )

Pada komponen ini berfungsi untuk menurunkan suhu udara dengan

putaran yang sangat tinggi dengan gesekan kecil, komponen ini terbagi menjadi tiga bagian yaitu :

Turbine.

Compressore.

Impeller Fan.

2.3.1.4 Water Extractor / Water separator.

Pada komponen ini adalah alat untuk memisahkan antara air dan

udara yang sudah di dinginkan oleh Secondary heat exchanger , bekerjanya komponen

ini dengan memakai static swirl vanes dengan aliran udara secara centripugal maka air

dan udara akan memisah tetapi pada komponen ini tidak seratus persen dapat

dipisahkan antara air dan udara dingin, air yang sudah dipisahkan akan dimasukkan

kedalam saluran Ram air inlet duct sebagai pendingin aliran udara.

2.3.1.5 Reheater.

Pada komponen ini adalah Plate-fin, single pass, kemudian

komponen ini terbuat dari alumunium dengan aliran udara menyilang, pada komponen

ini mempunyai dua fungsi yaitu :

Untuk mendinginkan udara pack yang datang dari Secondary heat exchanger

sebelum masuk kedalam Condenser .


29/89


30/89



Gambar 6. Condenser.

( Ref: Maintenance Manual Boeing, chapter 21-50-00 )

Pada Air conditioning pack mempunyai sensor panas untuk mencegah

kerusakan pada komponen dan akan secara otomatis akan berhenti beroperasi jika

terdeteksi panas yang berlebihan, komponen pendeteksinya yaitu :

Compressore discharge overheat switch 390°F ( 199°C ).

Turbine inlet overheat switch 210°F ( 99°C ).

Pack discharge overheat switch 250°F ( 121°C ).

juga menyediakan udara untuk pengeringan, membersihkan dari debu bebas dari bakteri

dan mensterilkan udara yang akan masuk kedalam kabin pesawat dengan suhu aliran

udara yang sudah diatur oleh kru pesawat dan juga tekanan udara yang di isyaratkan

untuk dikontrol pada kapasitas yang sama.


31/89



Gambar 7. Sistem skematik dari air conditioning pesawat Boeing 737 – 700.


2.4 Pembagian udara bertekanan pada pesawat Boeing 737 – 700.

Udara bertekanan yang datang dari mesin pesawat melalui Bleed Air System

yaitu aliran udara yang panas yang belum diatur sistem pendinginannya untuk

digunakan pada pesawat, fungsi dari udara panas yang diambil dari mesin yaitu:

menyediakan untuk pesawat yang terbagi oleh dua area ( zone ).

sebagai alat sirkulasi pada system air conditioning pesawat.

menyediakan sebagai alat untuk tata ruang udara pada galleys dan lavatories.

untuk menyuplai udara sebagai pendingin pada komponen elektronik.


32/89



Gambar 8. Diagram distribusi udara bertekanan pesawat Boeing 737 – 700.

Sistem distribusi pada pesawat didapat dari dua buah air conditioning

pack yang dialirkan untuk sistem distribusi utama yang menyuplai untuk daerah

penumpang melalui bagian atas dari kabin pesawat menggunakan pipa – pipa dan

lubang – lubang yang berada pada dibawah samping kaki penumpang, udara didalam

pesawat tidak semuanya diambil dari mesin tetapi setelah udara sampai pada komponen

utama dari sistem distribusi maka udara dari mesin pesawat akan dicampur oleh udara

yang diambil dari area kabin dan kargo pesawat, tetapi sebelum udara yang diambil dari

area kabin dan kargo udara akan disaring terlebih dahulu dengan menggunakan filter

yang terdapat diarea kargo depan dengan menggunakan Recirculation fan kemudian

udara setelah proses pencampuran akan disalurkan kedaerah penumpang dan kokpit.


33/89



Gambar 9. Aliran udara bertekanan pada kabin penumpang pesawat.

Pada sistem distribusi aliran udara bertekanan pada pesawat mempunyai

beberapa sub-sistem yang dibagi yaitu :

1. sistem utama dari distribusi pesawat.

2. sistem distribusi untuk area kokpit ( flight compartment ).

3. sistem sirkulasi udara didalam pesawat.

4. sistem ventilasi.

5. sistem pendinginan pada komponen avionic pesawat.

2.4.1 Sistem utama dari distribusi udara bertekanan pada pesawat.

Pada sistem ini udara akan disalurkan kebeberapa daerah yang

membutuhkan seperti pada bagian kokpit kru, bagian depan dan belakang kabin

penumpang, juga ruang kargo depan dan belakang pesawat, sistem distribusi berfungsi

sebagai :

Penyedia udara bertekanan untuk tiga ruang pesawat terbang.

Sebagai pensirkulasi udara bertekanan pada kabin penumpang.

Menyediakan sistem ventilasi untuk lavatory dan galley.

Mensuplai udara pendingin untuk pendinginan komponen elektronik.


34/89



Pada sistem ini mendapatkan udara bertekanan dari tiga sumber yaitu:

Air conditioning pack .

Ground conditioned air .

Recirculation system.

Gambar 10. Skematik distribusi udara bertekanan yang diambil dari tiga sumber.

( Ref : Aircraft Miantenance Manual Boeing, chapter 21-00-00 )

2.4.2 Sistem distribusi untuk area kokpit.

Pada sistem ini mendapatkan udara dengan secara mandiri dengan aliran

udara yang stabil dan menyediakan udara yang segar bagi pilot dan kopilot dengan

menggunakan sirkulasi, dengan diaturnya suhu dan aliran udara yang digunakan, udara

diambil dari bagian kiri pack dan bagian pipa pencampuran udara, udara masuk dari

bagian sisi kiri melalui pipa – pipa dan dikontrol masuk dan keluar udara dari kabin

dengan menggunakan valve.


35/89



2.4.3 Sistem sirkulasi udara didalam pesawat.

Pada sistem ini mendapatkan udara dari mix manifold dari hasil

pencampuran udara dari dalam kabin menggunakan Recirculation fan yang diambil dari

area kargo pesawat tetapi sebelum masuk kedalam mix manifold udara disaring terlebih

dahulu oleh filter dengan jenis High efficiency particulate air ( HEPA ) dan untuk udara

dari mesin setelah melalui proses air cycle machine, setelah itu kemudian udara

dialirkan melalui pipa yang berada diatas dari ceiling kabin dengan pipa utama

kemudian dibagi dengan beberapa pipa dan bagian bawah sisi kiri dari kursi agar sistem

pembagian udaranya dapat secara merata kebagian kabin, lavatory dan galley.

Gambar 11. Sistem sirkulasi udara bertekanan didalam pesawat.

( Ref : Maintenance Manual Boeing, Chapter 21-00-00 )

2.4.4 Sistem Ventilasi.

Pada sistem ventilasi ini menggunakan perbedaan tekanan, antara

tekanan kabin dengan udara luar kabin untuk menekan udara keluar dari pesawat,

komponen utama dari sistem ventilasi ini adalah Galley ventilation muffler sebagai alat

untuk memperkecil kebisingan udara pada saat udara bergerak keluar dari tekanan kabin

melalui celah Exhaust Nozzle dari area kabin galley dan lavatory pesawat.


36/89



2.4.5 Sistem pendinginan pada komponen avionic pesawat.

Pada sistem ini menggunakan sistem kipas dengan tujuan membuang

panas dari setiap komponen dengan mengambil udara dari area kabin melalui pipa –

pipa dan setiap unit komponen mempunyai masing – masing kipas utama dan cadangan,

hasil dari pendinginan komponen ada satu valve yang akan mengatur kapan udara hasil

pendinginan dibuang dan digunakan kembali untuk menjadi udara pemanas ruangan

kargo depan yaitu Overboard Exhaust Valve yang berfungsi sebagai :

Pengontrol jumlah udara untuk pendinginan komponen yang dikeluarkan.

Dan dioperasikan untuk membuang udara yang berasap.

Pada valve ini diameternya sebesar 4 inch dan mempunyai dua buah posisi

indikasi ( NORMAL / SMOKE ), valve ini dikontrol secara aerodinamik ( Aerodinamic

controlled shutoff vakve ). Ketika actuator dari valve menunjukan posisi NORMAL

maka valve disk dapat diputar dari posisi membuka ke posisi menutup, dan ketika

actuator menunjukan posisi SMOKE maka valve disk dapat diputar dari posisi pull

membuka dan juga bisa untuk tidak pull membuka kira – kira membukanya valve

sekitar ( 54 derajat ). kekuatan spring untuk membuka valve yaitu ketika pesawat sudah

mulai bertekanan didalam kabin aliran udara yang melalui valve akan naik, maka valve

akan menutup ketika aliran udara yang melalui valve lebih dari 30 lbs/min ( 14 kg/min )

kapan valve akan menutup, selama terjadinya perbedaan tekanan sebesar 1 psid maka

valve akan menutup. dengan menutupnya valve maka udara yang berasal dari

komponen pendingin yang berada dibawah bagian depan kargo dimanfaatkan untuk

sebagai pemanas dari lantai kargo juga untuk seluruh ruangan kargo depan pesawat

pada saat pesawat dalam keadaan terbang, ketika pesawat berada dibawah maka udara

dari hasil pendinginan komponen akan langsung dibuang keluar melalui overboardexhaust valve akan membuka.


37/89



Gambar 12. Overboard exhaust valve.

( Ref : Aircraft Maintenance Manual Boeing, 21-00-00 )


38/89

Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]


BAB III

ANALISA DAN PEMBAHASAN

3.1 Analisa udara bertekanan didalam kabin.

Pada bab analisa berikut ini akan diketengahkan tentang pembahasan yang

berhubungan dengan bab sebelumnya, untuk mengetahui kebocoran yang terjadi pada

pesawat dan berapakah perbedaan tekanan didalam pesawat pada saat terbang dengan

tekanan udara yang ada diluar pesawat dan tekanan yang di ijinkan, dimana pesawatdioperasikan dengan ketinggian tekanan udara yang lebih kecil dan kerapan udara (

oksigen ) yang semakin sedikit dan tidak cukup untuk membantu pernapasan para

penumpang, maka pada pesawat terdapat system cabin pressurization dimana sistem ini

menyimpan atau mengatur dari tekanan udara yang ada didalam pesawat dengan

tekanan udara yang berada diluar pesawat yang berfungsi untuk menyelamatkan

penumpang dan pilot agar dapat menghirup udara segar dan agar menghindari effek dari

hypoxia ( oxygen starvation ).

Pada sistem air conditioning pack yang mensuplai udara bertekanan pada ruang

kabin pesawat, untuk mengontrol tekanan agar stabil dan aman pada ketinggian kabin,

maka sistem pengontrol udara bertekanan mempunyai tiga sub - sistem yaitu :

( Ref : Maintenance Manual Boeing )

1. Cabin pressure control system.

2.

Cabin pressure relief system.

3. Cabin pressure indication and warning system.


39/89



3.1.1 Cabin Pressure Control System.

Pada sistem pengontrol tekanan kabin ini digunakan untuk mengontrol

jumlah udara yang masuk dan yang keluar pada ruang kabin pesawat dengan beberapa

komponen pengontrol yaitu :

Cabin pressure control module.

Two digital cabin pressure controllers. ( CPC )

Outflow valve assembly with three drive motors.

Overboard exhaust valve.

3.1.2 Cabin Pressure Relief System.

Pada cabin pressure relief system, sistem ini digunakan jika komponen

utama dari CPC rusak atau tidak bekerja lagi maka sistem ini digunakan untuk

mencegah struktur dari badan pesawat dari tekanan yang berlebihan dari dalam pesawat

dan juga tekanan negative dari luar pesawat sistem ini juga digunakan jika sistem

normal tekanan pada kabin rusak, beberapa komponen pada sistem ini :

Two positive pressure relief valves

Negative pressure relief valve

3.1.3 Cabin Pressure Indication and Warning System.

Pada sistem ini memberikan pilot data tentang sistem tekanan yang ada

didalam kabin pesawat bagaimana status dari sistem bertekanannya, beberapakomponen yang digunakan yaitu :

Cabin altitude panel

Aural warning module

Cabin altitude warning switch


40/89



Pada sistem udara bertekanan untuk ruang kabin pesawat mempunyai

dua pengontrol yang dapat digunakan secara otomatis dan manual, secara otomatis

komponen tersebut adalah Two digital cabin pressure controllers ( CPCs ), setiap CPCmempunyai sistem penghubung dengan pengontrol yang lain dan sistem valve motor,

dengan posisi switch ditempatkan pada AUTO maka sistem dikontrol oleh Dual

redundant architecture, dan hanya satu CPC yang dikontrol oleh outflow valve sewaktu

– waktu, sistem CPC yang lain hanya sebagai cadangan, secara manual dihubungkan

dengan pengontrol sistem valve motor, memberikan sistem pengontrol bertekanan

dikontrol oleh Triple redundant architecture.

Pada saat terbang data yang terhubung diambil dari cabin pressure

control didapat dari beberapa komponen yaitu :

Pressurization Mode

Flight Altitude

Landing Altitude

Pada CPC mempunyai sensor yang terdapat pada kabin dan juga

mendapatkan data udara dari kedua Air Data Inertial Reference Units ( ADIRUs ),

Engine Speed Data diambil dari Stall Management and Yaw Damper Computers (

SMYDCs ) dan dari Air/ground logic didapat dari Proximity Switch Electronics Unit (

PSEU ). dan pada setiap CPC menggunakan posisi umpan balik dari setiap valve yang

mempengaruhi sistem udara bertekanan pada ruang kabin yaitu:

Left pack valve

Right pack valve

Overboard exhaust valve

untuk mengontrol tekanan kabin dan ketinggian kabin pesawat dapat dikontrol melalui

P5 panel yang berada tepat diatas kepala dari pilot pada saat pesawat akan memulai

beberapa tahapan terbang.


41/89


42/89



control ( CPC ) dengan mendapatkan input dari beberapa komponen dan gambar P5-

panel. ( Ref : kokpit Boeing 737-700 )

Pada P5- panel dimana udara bertekanan dan ketinggian kabin dapat

dikontrol dan isi dari panel tersebut adalah :

Mode selector terdiri dari : AUTO, ALT ( sistem cadangan otomatis ),

MAN ( sistem ini menggunakan manual switch dengan tiga posisi untuk

membuka outflow valve, Close, Neutral, Open ).

FLT ALT ( Flight altitude ) : menggunakan display dan penggunaannya

untuk memprogram sampai cruise altitude dari – 1,000 sampai 42,000 ft dengan

laju batas kenaikan sebesar 500 feet.

LAND ALT ( Landing altitude ) : menggunakan display dan

penggunaannya untuk memprogram landing field altitude dari – 1,000 sampai

14,000 ft dengan laju batas penurunan sebesar 50 feet.

System status light : yang mempunyai empat lampu indikasi yaitu :

AUTO FAIL ( indikasi lampu ini menyala jika sistem otomatis rusak atau

gagal maka lampu akan menyala dengan warna amber ).

OFF SCHED DESCENT ( indikasi lampu ini menyala jika sistem otomatis

terjadi penyimpangan dari rencana yang sudah ditentukan oleh pilot maka

lampu akan menyala dengan warna amber ).

ALTN ( indikasi lampu ini menyala jika sistem otomatis tidak bekerja maka

sistem cadangan otomatis sedang bekerja dengan indikasi lampu dengan

warna hijau).

MANUAL ( indikasi lampu ini menyala jika semua sistem tidak bekerja

secara otomatis maka sistem manual yang sedang dipakai dengan warna

lampu hijau ).


43/89



Cabin altitude / differential pressure indicator : Pada sistem ini terhubung

dengan alternate static system dengan penunjukan jarum besar dengan lingkaran

luar pada indikator menunjukan perbedaan tekanan kabin dengan satu garis kecil

seharga 0.2 psid, untuk penunjukan jarum kecil dengan lingkaran dalam pada

indikator yaitu menunjukan ketinggian kabin dengan satu garis kecil seharga

1000 feet.

Cabin rate of climb indicator : Pada indikator ini menunjukan besarnya aliran

udara bertekanan yang masuk kedalam ruang kabin, penunjukan jarum dalam

lingkaran berupa garis maka dengan satu garis kecil seharga 100 fpm.

ALT HORN CUTOUT : Indikasi ini digunakan jika terjadinya kelebihan dari

ketinggian kabin yang di ijinkan sudah melebihi batas yang ditentukan, maka

alarm dipesawat akan berbunyi dan untuk mematikan alarm tersebut dengan

menekan tombol ALT HORN CUTOUT .

Stiker yang ada pada kontrol panel adalah sebagai referensi pada saat

pengoperasian secara manual, yaitu menyediakan informasi :

1. Untuk perbedaan tekanan pada saat Take off dan Landing.

2. Untuk mengetahui ketinggian pesawat dan perbedaan tekanan kabin.

3.2 Pembahasan udara bertekanan pada kabin saat tahapan terbang.

Untuk otomatis ( AUTO atau ALTN ) akan mengontrol tekanan udara yang ada

didalam pesawat dengan beberapa tahap pada saat akan mulai terbang yaitu :

1. Ground .

2. Take off .

3. Climb.

4. Cruise.


44/89



5. Descent .

6. Landing.

3.2.1 Pada tahap posisi di Ground.

Ketika pesawat berada di bawah sistem akan mulai bekerja sesuai

dengan tahapnya yaitu :

Udara / Sistem dibawah menunjukan posisi dari kiri dan kanan pada roda

pendarat bahwa pesawat berada di landasan.

N1 ( Fan and Booster, Low pressure turbine rotor ) Pada kedua mesin pesawat

menunjukan kurang dari 50% untuk waktu yang dibutuhkan paling sedikit 1,5

detik.

N2 ( High pressure compressor and High pressure turbine rotor ) Pada kedua

mesin pesawat menunjukan kurang dari 84 % untuk waktu yang dibutuhkan

paling sedikit 1,5 detik.

Ketika pesawat berada pada tahap untuk melakukan taxi atau berjalan

diatas landasan pasawat tidak dalam keadaan bertekanan dan posisi dari outflow valve

yang berada dibagian belakang pesawat posisinya membuka.

3.2.2 Pada tahap Posisi Take Off.

Pada tahap ini maka sistem pesawat mulai menunjukan perubahan pada

tekanan yang terjadi didalam kabin dengan tahap yaitu :

N1 ( Fan and Booster, Low pressure turbine rotor ) Dengan kedua mesin akan

mulai naik menuju lebih dari 60 % untuk waktu yang dibutuhkan paling sedikit

1,5 detik.


45/89



N2 ( High pressure compressor and High pressure turbine rotor ) Dengan

kedua mesin akan mulai naik menuju lebih dari 89 % untuk waktu yang

dibutuhkan paling sedikit 1,5 detik.

Pada saat tahap take off , sistem bertekanan pada kabin akan mulai bekerja

dengan ditunjukan melalui indikator 0,1 psid dibawah dari ketinggian dengan tujuan

untuk mencegah dari perasaan tidak nyaman pada tekanan yang naik dirasakan oleh

penumpang atau disebut juga ( Pressure bump ) dan dapat mencegah kerusakan kulit

pesawat, tekanan didalam kabin akan naik selama tahap take off sebesar 350 slfpm.

3.2.3 Pada tahap posisi Climb.

Ketika pesawat sudah menunjukan indikasi dari kedua roda pendarat

sudah berada diatas dengan diketahui melalui switch dan dapat dilihat oleh pilot dengan

indikasi lampu roda pendarat dikokpit mati maka roda pendarat tidak lagi menyentuh

dari landasan dengan penunjukan instrumen yang ada dengan ketinggian yang sudah

mencapai maka sudah dimulainya ke tahap climb. tekanan udara yang dijinkan untuk

penumpang agar tidak terjadi sakitnya kuping maka maximum cabin pressurization rate

of change yaitu sebesar 600 slfpm apabila kurang dari itu maka lebih bagus dan nyamanuntuk telinga penumpang, dan tidak boleh lebih dari 600 slfpm.

3.2.4 Pada tahap posisi Cruise.

Pada saat pesawat sudah mencapai ketinggian yang diinginkan oleh

seorang pilot untuk menerbangkan pesawat, maka tekanan udara akan mulai

menunjukan perbedaan tekanan udara yang berada didalam pesawat dan diluar pesawat,

ketika udara bertekanan diluar pesawat mulai menunjukan turun dari 0.25 Psid pada

display FLT ALT ( Cruise altitude ) maka dimulailah tahap Cruise.

Pada saat tahap cruise maka sistem dipesawat akan mulai menstabilkan

secara konstan dari ketinggian kabin dengan ketinggian pesawat, ketinggian / tekanan

dari kabin pesawat akan ditentukan dengan Landing field elevation pada saat pesawat

terbang dengan ketinggian 18,500 feet atau kurang dari itu, untuk penerbangan dengan


46/89



ketinggian pesawat diatas 18,500 feet maka tekanan kabin yang ada didalam pesawat

akan naik untuk perbedaan tekanan dengan ketinggian pesawat harus dengan batas

aman yang sudah ditentukan.

Maka diatas ketinggian pesawat dengan tekanan yang ada didalam kabin

akan terjadi perbedaan, terkadang terjadi penyimpangan dari ketinggian pada saat

terbang yang dapat menyebabkan perbedaan tekanan dari kabin akan naik mencapai

8.35 psid untuk menstabilkan dari ketinggian kabin.

Table 1. 14 CFR PART 121. Persyaratan Penambahan Oksigen

Ketinggian Kabin ( Feet ) Persyaratan Penambahan Oksigen ( O₂ )

10,000 ≤ 12,000Oksigen harus digunakan dari setiap awak pesawatterbang pada saat didalam ruangan awak pesawat, dan

juga harus menyediakan untuk awak yang lain, untukketinggian kabin tersebut pesawat boleh terbang lebihdari selama 30 menit.

AwakPesawatTerbang Oksigen harus digunakan dari setiap awak pesawat


47/89



Ref : * 14 CFR 121.327 : Supplemental Oxygen ; Reciprocating engine powered airplanes.

+ 14 CFR 121.329 : Supplemental Oxygen for sustenance ; Turbine engine powered

airplanes.

Batas maksimum dari ketinggian kabin pesawat yang diijinkan secara

umum sesuai dengan standart peraturan FARs ( Federal Aviation Regulations). Part 25

Subpart D.FAR.25.841 dan FAR 25.843 yang berisikan tentang desain dan kontruksi

pesawat terbang yang dibuat oleh pabrik dengan ketinggian kabin tidak lebih dari 8,000

feet pada saat pengoperasian kondisi normal.

Sebagai peringatan untuk pilot maka ketika pesawat dengan ketinggian

tekanan kabin melebihi dari 10,000 feet, maka ketinggian kabin akan diperingatin

dengan alarm yang berbunyi bahwa tekanan didalam kabin melebihi, untuk mematikan

alarm dengan cara menekan ALT HORN CUTOUT .

3.2.5 Pada tahap posisi Descent.

Ketika pesawat dengan tekanan yang berada diluar dengan perbedaan

tekanan naik mencapai 0.25 psid atau lebih dari switch FLT ALT yang sudah

ditentukan, maka dimulailah tahap Descent .

( Crew ) > 12,000 terbang pada saat didalam ruangan awak pesawat, dan juga harus menyediakan untuk awak yang lain, selamawaktu pesawat sedang terbang dengan ketinggian kabintersebut.

* Pesawat mesin Propeller( Reciprocating Engine

Aircraft ). 8000 ≤ 14,000

Oksigen harus tersedia 10% dari jumlah penumpang padasaat pesawat sedang terbang lebih dari 30 menit.

+ Pesawat mesin turbin (Turbine Aircraft ) 10,000 ≤ 15,000

Oksigen harus tersedia 10% dari jumlah penumpang padasaat pesawat sedang terbang lebih dari 30 menit.

Untuk semua tipe pesawat (For All Aircraft ) 14,000 ≤ 15,000

Oksigen harus tersedia 30% dari jumlah penumpang,untuk pada saat pesawat sedang terbang denganketinggian kabin tersebut.

Penumpang pesawatterbang( Passengers )

Untuk semua tipe pesawat (For All Aircraft ) >15,000

Oksigen harus tersedia untuk setiap penumpang pesawat pada saat pesawat sedang terbang dengan ketinggiankabin tersebut.


48/89



Pada tahap ini maka maximum dari tekanan kabin ( cabin pressurization

rate of change ) untuk tekanan yang diberikan adalah 350 slfpm. dan tekanan kabin juga

dikontrol oleh CPC ( Cabin pressure control ) yang mana sudah diset dengan cabin

pressurization rate of change untuk tekanan sebesar 750 slfpm, ketika terjadi api

dikargo sistem ini berfungsi sebagai faktor penghambat pada saat dibawah dan sistem

akan menekan kabin dengan tekanan 0.15 psid dibawah LAND ALT ( Landing field

elevation ) yang sudah ditentukan. kenapa tekanan harus 0.15 psid untuk mencegah

kerusakan / benjolan pada body struktur dari pesawat ( Pressure Bumps ) selama

pesawat akan mendarat dari udara sampai mencapai landasan.

3.2.6 Pada tahap posisi Landing.

Pada saat pesawat akan melakukan pendaratan dan apa yang disyaratkanuntuk mendarat maka dimulailah tahap Landing. Pada sistem tekanan dikabin mulai

dikurangi cabin of rate sebesar 500 slfpm, ketika tekanan kabin sudah sama dengan

tekanan yang ada diluar maka outflow valve akan membuka, jika tekanan didalam kabin

masih besar dengan tekanan udara luar maka semua pintu – pintu pesawat tidak dapat

dibuka.


49/89



Gambar 14. Menunjukan perbedaan tekanan kabin dengan ketinggian pesawat pada

saat akan melakukan tahap - tahap penerbangan. ( Ref : Aircraft Maintenance Manual

Boeing, chapter 21-00-00 )

3.3 Valve yang mengatur tekanan udara didalam kabin pesawat Boeing737 – 700.

Valve yang mengatur tekanan kabin dipesawat pada saat pesawat dalam keadaan

terbang yaitu:

3.3.1 Outflow valve.

Tujuan dari penggunaan Outflow valve adalah untuk mengontrol aliran

udara bertekanan didalam kabin dengan cara dibuang keluar melalui bodi pesawat, pada

valve terdiri dari beberapa bagian komponen yaitu :

1. Two valve gates.


50/89



2. Actuator Assembly and Linkage.

3. Position Transducer.

4. Two automatic mode control and one manual mode motor.

5. Two electronic actuator.

Dari valve ini juga dapat mengembalikan tekanan kabin dengan

sempurna dengan model mempunyai dua buah pintu valve, valve digerakkan dengan

menggunakan dua buah motor listrik 28v dc dan satu buah motor listrik 48v dc, hanya

satu motor listrik saja yang dapat menggerakkan valve setiap saat, dari jumlah ketiga

motor listrik semuanya sama menggunakan mekanisme aktuator. Pada valve

mempunyai tiga posisi switch ( OPEN, NEUTRAL, CLOSE ) dengan posisi normal

maka posisi switch akan spring- loaded kembali ke posisi Neutral, setiap elektrikal

aktuator pada valve mempunyai Fail-safe aneroid switch yaitu switch pada valve dapat

menyebabkan valve akan pull menutup jika ketinggian tekanan didalam kabin mencapai

14,500 ft dengan pengoperasiannya hanya dikontrol secara otomatis, dan jangan

menggunakan manual operasi. Pada position transducer untuk rangkaian valve

menyediakan sinyal ke valve posisi indikator yang berada pada P5 bagian depan diatas

kepala dari pilot selama semua model dioperasikan, Valve position transducer juga

mengirimkan sinyal kepada kedua buah cabin pressure controllers ( CPC ) yang

memberikan indikasi umpan balik dari sinyal untuk secara model otomatis maupun

model cadangan yang dioperasikan.


51/89



Gambar 15. Aft Outflow valve. ( Ref : Aircraft Training manual Boeing,

chapter 21-31-029 )

3.3.2 Positive pressure relief valve

Tujuan dari valve ini adalah untuk mencegah tekanan yang berlebihan

dari dalam pesawat dan dapat menyebabkan kerusakan pada struktur badan pesawat jika

outflow valve tidak dapat menutup, pada pesawat ini mempunyai dua buah Positive

pressure relief valve yang digerakkan secara mekanikal dengan sendirinya tanpa


52/89



hubungan dengan sistem bertekanan kabin pesawat juga tanpa membutuhkan awak

pesawat untuk mengoperasikannya.

Pada valve ini di operasikan dengan udara pneumatik tekanan didalam

kabin dengan perbedaan tekanan udara luar pesawat, valve akan mengontrol perbedaan

tekanan sebesar 8.95 +/- 0.15 psi lebih besar dari tekanan udara luar. ketika perbedaan

tekanan tinggi sudah mencapai ambang batas yang ditentukan maka valve akan

membuka membuang udara yang ada didalam pesawat membebaskan tekanan yang

berlebihan didalam kabin, ketika udara bertekanan didalam kabin dengan tekanan udara

diluar kabin sudah aman maka valve akan menutup kembali, pada valve ini mempunyai

filter yang digunakan untuk membersihkan udara yang digunakan didalam Internal

servo dan aktuator mekanikal.


53/89



Gambar 16. Positive pressure relief valve. ( Ref : Aircraft Maintenance manual


3.3.3 Negative pressure relief valve

Tujuan dari valve ini adalah untuk mencegah perbedaan tekanan yang

negative ( Vacuum pressure ) yang dapat menyebabkan kerusakan pada struktur badan

pesawat, juga dapat mencegah kerusakan badan pesawat pada saat pesawat melakukan

descent secara tiba – tiba dengan kecepatan tinggi, valve ini juga digerakkan secara

mekanikal dan dioperasikan secara mandiri tanpa berhubungan dengan sistem

bertekanan yang lain, juga tidak perlu awak pesawat untuk mengoperasikannya, tipe

dari valve ini adalah Flapper type valve menggunakan engsel spring yang dipasang

pada badan pesawat dengan membuka valve kearah dalam pesawat, perbedaan tekanan

yang negative antara didalam pesawat dengan udara luar pesawat akan membuka valve

ketika tekanan diluar pesawat sebesar 1.0 psi atau lebih kemudian tekanan didalam

pesawat sebesar ( - 1.0 psid ).


54/89



Gambar 17. Negative pressure relief valve. ( Ref : Aircraft Maintenance manual


3.4 Analisa Pengetesan kebocoran tekanan kabin pesawat Boeing 737 - 700 yang

diijinkan saat menjalani perawatan menggunakan stopwacth.

Pada pengetesan kebocoran tekanan kabin yang di ijinkan harus menggunakan

prosedur yang sudah dibuat oleh pabrik pembuat pesawat dengan keadaan disekitar

pengetesan harus aman dan harus melakukan inspeksi keadaan dari pada bodi pesawat

maupun pintu – pintu dari pesawat karena jika terjadi kebocoran sekecil apapun. dapat

mempengaruhi tekanan didalam kabin, selama pada saat inspeksi ditemukan kebocoran

maka harus melihat prosedur yang harus dilakukan, pada saat akan melakukan

pengetesan kebocoran kabin maka orang yang akan melakukannya harus dalam kondisi

fisik sehat dan memastikan tekanan didalam sama dengan telinga yang melakukan.

Sumber utama dari udara bertekanan yang diambil adalah dari APU ( Auxiliary

Power Unit ) untuk digunakan sebagai pengetesan kabin dan jika sumber dari APU

tidak bisa maka sumber udara bertekanan dapat diambil dari Engine Bleed valve atau

juga dapat diambil dari udara dibawah ( Ground Source ), Jika menggunakan udara dari

bawah maka tekanan yang dibutuhkan sebesar 2000 cfm ( 56.6M^3/minute ) atau

udaranya bertekanan 10 psig ( 69 kpa ). Perbedaan tekanan kabin dan harga pada

tekanan kabin pada saat turun maupun naik dapat dimonitor dengan pengontrol tekanan

kabin yang ada diatas kokpit P5-panel.


55/89



Gambar 18. Sumber udara bertekanan yang diambil dari udara bawah ( Ground -

source ) untuk melakukan pengetesan kabin.

3.4.1 Persiapan untuk melakukan pengetesan tekanan kabin.

1. Pasang jaring pengaman sekeliling dari badan pesawat untuk mencegah jika

terjadi pada pintu – pintu, jendela maupun komponen yang lain yang dapat lepas

jika terjadi adanya tekanan udara didalam kabin agar lebih aman.

Perhatian : Pastikan jika kamu ingin melepas power untuk semua komponen

yang menggunakan Propeller atau Impeller tipe kipas ( kecuali ki-

pas untuk pendinginan ) dengan tekanan didalam kabin jika tekan-

an sebesar 15.7 psia (108.2 kpa) tekanan akan lebih besar lagi akan

menyebabkan kipas akan bekerja lebih kencang dan panas, juga

dapat menyebabkan kerusakan pada kipas.

2. Tempatkan switch pada Recirc fan dari Air conditioning panel pada P5 pada

posisi Off untuk bagian kanan dari recirculation fan.

3. Tempatkan switch pada Recirc fan dari Air conditioning panel pada P5 pada

posisi Off untuk bagian kiri dari recirculation fan.


56/89



4. Lepas oxygen mask regulator dari sistem oksigen dan dari kabin kru.

Catatan : jika ingin melepas maka harus mengikuti prosedur yang sudah

ditentukan, sistem oksigen dapat tidak dilepas jika tekanan udara normal tidak

lebih dari 20 psi ( 138 kpa ) atau juga jika perbedaan tekanan didalam kabin dan

diluar tidak melebihi 7 psi ( 48 kpa ).

5. Sebagai catatan untuk cara menghitung tekanan absolute adalah sebagai berikut:

tentukan udara luar dari keseluruhan tekanan atmosfir inHG ( in inches of

mercury ). maka pembagi dari udara tekanan atmosfir yaitu sebesar 2.036 dan

ditambah drengan standar tekanan dari perbedaan tekanan didalam kabin untuk

memberikan tekanan normal ( PSIA ). Contoh : jika udara tekanan luar sebesar

29.86 inHG dan perbedaan tekanan pada kabin sebesar 4.0 psid, maka hargatekanan 29.86 dibagi dengan 2.036 dengan hasil 14.67 psi.

ditambah dengan perbedaan tekanan ( psi ) dari tekanan luar yaitu ( 4.0 psi +

14.67 psi = 18.67 psi ) didapat tekanan absolute sebesar 18.67 psi.

6. Pastikan semua pitot static system telah dilakukan pengetesan sebelumnya dan

tidak ada kebocoran.

a) Jika terpasang, lepas semua cadangan Air Data Unit dan Air Data Unit

yang sedang dipakai pastikan tidak tersambung dengan jalur pitot statik

dari pesawat sebelum kamu melakukan pengetesan kebocoran pesawat,

karena dapat menyebabkan kerusakan pada komponen dapat terjadi jika

pitot statik tidak dipasang dengan lengkap dan tekanan tinggi.

b) Setelah membuka pitot statik harus ditutup kembali menggunakan karet

penutup.

7. Kemudian mulai hidupkan APU sebagai sumber utama dari udara bertekanan

yang digunakan untuk tekanan kabin.


57/89



8. Kemudian operasikan air cycle cooling pack , untuk mensuplai udara bertekanan

yang diambil dari APU, setelah melalui pendinginan kemudian udara bertekanan

dialirkan kedalam kabin dengan membuka pack valve baik memakai yang

sebelah kiri maupun kanan, Pastikan switch yang berada pada P5 panel diatas

kepala pada posisi AUTO, pengoperasian pada posisi AUTO kira – kira suhu

yang masuk 70°F ( 21°C ) Kemudian pastikan posisi dari outflow valve pada

indikasi menunjukan pada posisi pull membuka.

3.4.2 Pengetesan tekanan udara didalam kabin.

Pastikan semua pintu – pintu yang ada dipesawat tertutup dan diseal

dengan rapih dan rapat.

Kemudian tempatkan switch untuk tekanan udara yang berada pada P5

diatas pada posisi MAN untuk mematikan auto control pada valve.

Tempatkan switch untuk outflow valve ( AOV ) yang berada di P5

bagian depan diatas kepala dengan posisi menutup.

Catat keadaan dari udara sekitar seperti suhu didalam kabin, tekanan

udara diluar kabin dan suhu udara yang berada diluar kabin pesawat.

Setelah itu mulai menutupnya Aft outflow valve ketika udara bertekanan

masuk kedalam kabin.

Peringatan : Jangan menaikan tekanan udara lebih dari 1000 FPM,

ketika kamu menaikan tekanan lebih dari 1000 FPM, dapat

menyebabkan kerusakan pada struktur badan pesawat atau dapat terjadikecelakaan fisik pada orang yang ada didalam kabin pesawat.

Kemudian naikkan tekanan udara kabin secara perlahan – lahan dengan

secara manual pada pengontrol, dengan tekanan udara kira – kira 300


58/89



feet per minute. dengan cara manual tekanan udara dapat ditambah tetapi

tidak boleh melebihi dari 1000 feet per minute.

Kemudian sesuaikan outflow valve pada posisi yang diijinkan dan dapat

membuat nyaman dari orang yang ada didalam kabin dengan sambil

menaikkan tekanan kedalam kabin.

Catatan : Dengan menaikkan tekanan kedalam kabin maka dapat

menyebabkan lavatory and galley smoke detector yang mempunyai

alarm akan bunyi ketika tidak terjadi asap didalam kabin.

Peringatan : Indikasi pada perbedaan didalam kabin pada indikator

tekanan tidak boleh melebihi perbedaan tekanan didalam pesawat lebih

dari 4 psi selama kondisi normal, karena ketika menaikkan tekanan

melebihi dari 4 psi akan menyebabkan kerusakan pada struktur pesawat

maupun manusianya.

Kemudian naikkan tekanan kabin sampai perbedaan tekanan yang

ditunjukkan pada indikator mencapai 4 psi.

Catatan : Komponen kipas pendingin akan bekerja cepat jika tekanan

kabin lebih dari 15.7 psia, batas operasional dari kipas pada saat tekanan

kabin sedang tinggi adalah kurang dari 30 menit. Jika kipas dengan

panas yang berlebihan dan berhenti selama tingginya tekanan kabin saat

operasional, pada komponen pendingin akan menyebabkan lampu akan

menyala ( OFF ). Jika terjadi tempatkan switch posisi ALTERNATE

untuk memperbaiki komponen aliran udara pendingin, setelah dimatikan

secara periodik maka bagian dalam thermostat pada kipas dengan panas

yang berlebihan akan secara otomatis kembali semula, dan kipas dapat

kembali beroperasi lagi.

Tutup outflow valve ketika kamu sudah mencapai perbedaan tekanan 4.0

psi, dan juga harus memastikan posisi indikasi dari valve sudah menutup.


59/89



Kemudian matikan sistem dari air conditioning pack pada posisi OFF,

setelah itu matikan APU ( atau sumber lain yang digunakan ) jika tidak

dibutuhkan lagi.

Kurang dari 5 menit setelah anda mematikan sistem dari air conditioning

pack maka buat catatan data.

Catatan : Jika outflow valve bagian belakang tidak tetap pull menutup

pada saat proses pengetesan kebocoran kabin maka tekanan / waktu data

yang didapat tidak akurat.

Setelah itu membuat catatan berapa perbedaan tekanan dan waktu selama

tekanan kabin yang turun.

a) Dimulai dari angka 4.0 psi dengan perbedaan tekanan (waktu nol)

b) Kemudian berhenti jika mencapai tekanan 2.5 psi setelah tekanan

dari APU dimatikan kemudian kita hitung memakai stopwatch.

Kemudian buat data dari lima sampai sepuluh set setiap hal berikut ini:

1. Waktu pada stopwatch

2. Perbedaan tekanan pada kabin

3. Suhu dari kabin

4. Tekanan ambient kabin

Setelah melakukan pengetesan pada tekanan kabin pesawat Boeing 737 - 700

dan mendapatkan data – data dari hasil pengetesan, maka kita dapat membuat tabel

berapakah kebocoran kabin yang di ijinkan. dan dapat dilihat pada tabel 2, dimana data

– data yang didapat dari hasil catatan setelah tekanan kabin dimatikan dan dilakukan


60/89



metode decay dengan menggunakan stopwatch berapakah tekanan udara yang hilang

dengan waktu yang dibutuhkan dan diijinkan menurut pabrik pembuat pesawat agar

nyaman pada saat terbang untuk penumpang.

Tabel 2. Tekanan udara yang hilang dihitung dengan menggunakan waktu dengan

perbedaan tekanan sebesar 0.15 psid pada saat pengetesan di area hangar.

TIME CABIN

( SECOND ) ( PSID )

10 4

20 3.85

30 3.7

40 3.55

50 3.4

60 3.25

70 3.1

80 2.95

90 2.8

100 2.65


61/89



Gambar 19. Kurva kebocoran kabin setelah udara bertekanan dimatikan menggunakan

perhitungan sesuai dengan grafik dari boeing memakai stopwatch.

3.4.3 Daerah yang sering terjadi kebocoran pada tekanan kabin.

Lakukanlah pengecekan pada saat sedang melakukan pengetesan kabin ada

beberapa daerah yang sering terjadinya kebocoran kabin yaitu :

Pastikan pendingin dari system elektronic pada automatic flow control valve

pada posisi pull menutup, valve akan menutup jika terjadi perbedaan tekanan

sebesar 1.1 psi.

Pastikan Bilge drain yang mana terdapat pada bagian bawah badan pesawat

pada posisi menutup, Bilge drain akan menutup kira – kira jika tekanan 2.0 psi.

Pastikan semua pintu – pintu dari pesawat dengan karet yang berada disamping

tidak terjadi kebocoran.


62/89



Pastikan semua bagian atas dari kaca – kaca penumpang maupun kokpit tidak

ada kebocoran.

Pastikan daerah Aft flow valve bagian belakang maupun karetnya tidak bocor.

Pastikan semua tekanan kabin Safety relief valve tidak bocor.

Pastikan tekanan kabin Negative relief valve maupun karetnya tidak bocor.

Pastikan water service panel seal tidak ada kebocoran.

Pastikan semua daerah dari air conditioning dan APU pipa , bulkhead bagian

belakang tidak ada kebocoran.

Pastikan semua control cable seal and pressure bulkhead penetration tidak

melebihi dari kebocoran.


63/89

Teknik Mesin [ BAB – IV Perhitungan ]


BAB IV

PERHITUNGAN

Analisa perhitungan kebocoran tekanan kabin pesawat menggunakan formula

kenyataan / keadaan pada pesawat menggunakan metode yang dibuat oleh Chester

W.Smith pada tahun 1945, ( Ref : Journal of the Aeronautical Science, June 1946 ).

Yaitu:

Dasar dari perhitungan Chester Smith’s dengan menggunakan komputer

program untuk menganalisa dan menentukan kunci dari kebocoran tekanan kabin dankomponen beberapa keriterianya yaitu :

Outflow valve(s), positive and negative pressure relief valve (s), overboard exhaust

valve (s), emergency descent, MMEL / failure case, and minimum repressurization

inflow analys.

Pada sistem udara bertekanan didalam kabin menyediakan perbedaan tekanan

kabin dan udara tekanan luar dari kabin, untuk mencari perbedaan tekanan udara yang

diukur dari ketinggian pesawat diatas sea level adalah.

4.1 Analisa Perhitungan luas penampang kebocoran kabin pesawat pada saat

descent.

Dengan parameter – parameter :

Gravimetric flow, ( W ) : 75 lb/min

Tekanan absolute, ( Ptot ) : 14.70 psia

Tekanan dalam kabin maks, ( Pcab ) : 10.92 psig

Konstanta, ( K ) : 31.82

Restriction Faktor, ( N ) : 1.3947

Supply Temperature, ( Ttot ) : 10°C

Discharge Coefficient, ( Cd ) :


64/89



Catatan :

- Discharge Coefficient ( Cd ), tidak konstan dasarnya adalah Pcab/Pamb untuk

mewakili perhitungan dari polynomial ( perbedaannya dari lubang udara dan udara yang

tidak terkontrol ).

- Maksimal perbedaan tekanan untuk pesawat Boeing 737 – 700 adalah sebesar 8.35

psid.

( Ref : Aeronautical Vestpocket Handbook, United Technologies Pratt & Whitney,

Government Engine and Space Propulsion, P&W 79500 September 1991 ).

Besarnya tekanan luar pesawat pada saat pesawat akan memulai Descent dengan

ketinggian 41000 ft.

Pamb =

2561.53

45.145

)10)((17.14 ⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡ ×−

− ft Altitude

2561.53

45.145

)10)(41000(17.14 ⎥

⎦

⎤⎢⎣

⎡ ×−=

− ft

2.579 psia

Luas penampang daerah kebocoran pada ketinggian 41000 ft.


65/89



A = 2.072187001 sq in

Maka dari hasil perhitungan luas daerah penampang kebocoran dan waktu yang

dibutuhkan dapat dibuat table dan kurva untuk mengetahui Allowable leak test

menggunakan Metode pressure decay.

Table 3. Metode pressure decay untuk mencari luas kebocoran kabin.


66/89



No Gravimetric Supply Tekanan Discharge Tekanan Luas daerah Diff Waktu

flow Temp luar kabin Coefficient Kabin kebocoran Press ( Menit )

( lb/min ) ( ° C ) ( Pamb ) ( Cd ) ( Pcab ) ( Sq in ) ( ps id )

1 41000 75 10°C 2.579 0.23617216 10.92 2.072187001 8.341 1

2 39000 75 10°C 2.849 0.26089744 10.92 1.875805643 8.071 2

3 37000 75 10°C 3.142 0.28772894 10.92 1.700881692 7.778 3

4 35000 75 10°C 3.459 0.31675824 10.92 1.545004416 7.461 4

5 33000 75 10°C 3.800 0.34798535 10.92 1.406360599 7.120 5

6 31000 75 10°C 4.169 0.38177656 10.92 1.281883012 6.751 6

7 29000 75 10°C 4.567 0.41822344 10.92 1.170170851 6.353 7

8 27000 75 10°C 4.994 0.45732601 10.92 1.070118197 5.926 8

9 25000 75 10°C 5.454 0.49945055 10.92 0.979862537 5.466 9

10 23000 75 10°C 5.947 0.54459707 10.92 0.898632971 4.973 10

11 21000 75 10°C 6.475 0.59294872 10.92 0.825354483 4.445 11

12 19000 75 10°C 7.041 0.64478022 10.92 0.759007282 3.879 12

13 17000 75 10°C 7.647 0.70027473 10.92 0.698858412 3.273 13

14 15000 75 10°C 8.294 0.75952381 10.92 0.644341726 2.626 14

15 13000 75 10°C 8.986 0.82289377 10.92 0.59472182 1.934 15

16 11000 75 10°C 9.722 0.89029304 10.92 0.54969865 1.198 16

17 9000 75 10°C 10.51 0.96245421 10.92 0.508484327 0.41 17

18 7000 75 10°C 11.34 1.03846154 10.92 0.47126722 -0.42 18

19 5000 75 10°C 12.23 1.11996337 10.92 0.436972222 -1.31 19

Documents

Allowable Leakage 4