Aircraft Instrument & Autopilot

Kelas XI & XII

Aircraft Instrument & Autopilot

V 1.0 KelasXI & XII

V 1.0

DAFTAR ISI

Electronic Instrument System – V 1.0

DAFTAR ISI ..........................................................................................................................................................1 BAB 1 PRINSIP DASAR INSTRUMEN .........................................................................................................3 A. Persyaratan Instrumen Pesawat ...................................................................................................3 B. Klasifikasi Instrument Pesawat .....................................................................................................4 C. Instrumen Panel Dan Layout ..........................................................................................................8 D. Illumination System Pada Indicator Dan Instrument Panel ...............................................9 E. Penggolongan Instrumen Pada Panel ...................................................................................... 11 F. Tanda-Tanda Batas Pada Instrumen ........................................................................................ 12 BAB 2 PRINSIP DASAR PENGUKURAN PADA INSTRUMENT ........................................................ 14 A. Prinsip Dasar Pengukuran Ketinggian ..................................................................................... 14 B. Teori Pengukuran Tekanan .......................................................................................................... 15 C. Teori Pengukuran Suhu ................................................................................................................. 21 BAB 3 PITOT STATIC SYSTEM ................................................................................................................... 28 A. Pitot Tube Atau Pitot Head ........................................................................................................... 29 B. Static Vents ......................................................................................................................................... 30 C. Sistem Pemanas Pada Pitot Head ............................................................................................... 31 D. Cara Penempatan Pitot Tube Dan Static Port ....................................................................... 31 E. Skema Pitot System Pada ADC Dan DADC .............................................................................. 32 BAB 4 ENGINE INSTRUMENT .................................................................................................................... 37 A. Oil Pressure Indicator ..................................................................................................................... 37 B. Fuel Pressure Indicator ................................................................................................................. 38 C. Hidraulic Pressure Indicator ....................................................................................................... 39 D. Manifold Pressure Indicator ........................................................................................................ 40 E. Pressure Switch ................................................................................................................................ 41 F. Oil Temperature Indicator ............................................................................................................ 42 G. Cylinder Head Temperature Indicator (CHT) ....................................................................... 44 H. Exhaust Gas Temperature Indicator (EGT) ............................................................................ 47 I. Tachometer Indicator ..................................................................................................................... 49 J. Fuel Quantity Indicating System ................................................................................................ 53 K. Fuel Flow Indicator ......................................................................................................................... 58 L. Torquemeter Indicator .................................................................................................................. 59 BAB 5 FLIGHT INSTRUMEN ....................................................................................................................... 61 A. Altimeter .............................................................................................................................................. 61 B. Vertical Speed Indicator (VSI) ..................................................................................................... 65 C. Air Speed Indicator (ASI) .............................................................................................................. 69 D. Machmeter Indicator ...................................................................................................................... 72 E. Gyroscopic Instrument .................................................................................................................. 74 1

F. G. H. I.


Artifisial Horizontal Indicator ..................................................................................................... 79 Directional Gyro Indicator ............................................................................................................ 84 Turn And Bank Indicator .............................................................................................................. 86 Electronic Flight Instrumen System ( EFIS ) ......................................................................... 91

BAB 6 NAVIGASI INSTRUMENT ................................................................................................................ 93 A. Instrument Landing System ......................................................................................................... 93 B. Direct Reading Compass ................................................................................................................ 98 C. Radio Magnetic Indicator (RMI) ...............................................................................................106 D. Automation Direction Finder (ADF) .......................................................................................106 BAB 7 AUXILLIARY INSTRUMENT ........................................................................................................108 A. Stall Warning System ....................................................................................................................108 B. Angle Of Attack Indicator (AOA) ..............................................................................................110 C. Landing Gears Position Indicator ............................................................................................111 D. Flaps Position Indicator ...............................................................................................................113 E. Clock Atau Stop Watch .................................................................................................................114 F. Vacuum Gauge Atau Suction Gauge .........................................................................................115 BAB 8 AUTOPILOT .......................................................................................................................................117 A. Autopilots Dan Avionics ..............................................................................................................118 B. Prinsip Dasar Autopilot ...............................................................................................................119 C. Prinsip Kerja Autopilot ................................................................................................................120 D. Autopilot Control System ............................................................................................................122 E. Komponen Auto Pilot ...................................................................................................................123 F. Mode Autopilot ...............................................................................................................................124 G. Autopilot Failure ............................................................................................................................124 H. Modern Autopilot Systems .........................................................................................................125 DAFTAR PUSTAKA .......................................................................................................................................126

2

BAB 1 PRINSIP DASAR INSTRUMEN


A. Persyaratan Instrumen Pesawat Instrumen pada pesawat udara sangatlah penting keberadaanya, bila pesawat melakukan penerbangan pada malam hari, cuaca buruk, dengan jarak tempuh yang sangat jauh dengan mengarungi lautan dan daratan yang begitu luas rasanya sangat sulit tanpa dibantu dengan peralatan yang disebut dengan instrument.

Pada suatu pesawat terbang, kata “Instrument” adalah suatu alat yang berfungsi untuk memberikan data atau informasi kepada penerbang tentang kondisi, kedudukan, sikap, dan arah pesawat terbang yang diyakini kebenarannya. Instrument pada pesawat udara bertujuan untuk membantu pilot pada saat tinggal landas (take off), pengendalian pesawat diudara (manouvering) dan mendaratkan pesawat (landing) dengan selamat.

Gambar 1. Ruang cockpit pesawat

Data atau informasi yang diterima penerbang dapat berupa light dengan nyala lampunya atau berupa indikator dengan penunjukan angka atau simbolnya.

Dengan penjelasan tersebut diatas dapat ditarik pengertian bahwa instrument dapat meliputi komponen light dan atau indikator. Bisa dikatakan sebuah indikator pastilah instrument tetapi instrument tidak hanya berupa indicator saja. Instrumen yang dipergunakan didalam pesawat haruslah alat-alat yang bermutu dan memiliki ketelitian yang tinggi. Hal ini dikarenakan keselamatan penerbang, awak pesawat, penumpang dan pesawatnya sendiri, seluruhnya tergantung pada kinerja instrument itu sendiri. 3


Beberapa persyaratan minimum yang harus dipenuhi oleh sebuah instrument yang terpasang pada sebuah pesawat adalah; 1. Harus tahan terhadap getaran. Instrument tidak boleh bergetar selama engine berputar dan pada saat pesawat takeoff maupun pada saat landing. 2. Harus tahan kejutan. Instrument harus tahan terhadap hentakan pada saat landing atau ketika taxying di darat 3. Harus mudah di lakukan ajustment. Instrument harus mudah dilakukan penyetelan dan perbaikan. Ini harus segera dilaksanakan untuk menghindari kesalahan penunjukkan. 4. Jarum penunjukkan (pointer) harus bergerak cepat, tepat dan tenang. Jarum penunjukkan pada indikator tidak boleh berubah-ubah walau kedudukan dan posisi pesawat berubah dan walaupun pesawat, terbang lebih tinggi dimana tekanan udara semakin berkurang. 5. Penunjukkan pada skala harus terang. Hal ini agar dapat di lihat dan di baca dengan jelas baik pada saat terbang siang maupun malam, cuaca buruk maupun berkabut. 6. Instrument harus mudah dilepas dan dipasang, di-setting dan ukurannya harus standar. 7. Ringan dan tahan karat (anti corrosion) serta seimbang (balance). a) Material : Alluminium Alloy, Steel Alloy, Plastic and Ebonit. b) Ukuran dan bentuk sesuai dengan fungsi masing-masing.

B. Klasifikasi Instrument Pesawat

Kalau menurut kegunaan dan tujuan instrument pesawat, maka instrument dapat diklasifikan berdasarkan fungsinya. Klasifikasi fungsi instrument adalah sebagai berikut; 1. Engine instrument. Engine Instrument adalah suatu kelompok instrument yang berfungsi memberikan data atau informasi kepada penerbang tentang kondisi engine pada kondisi saat itu. 2. Flight instrument. Flight Instrument adalah suatu kelompok instrument yang berfungsi memberikan data atau informasi kepada penerbang tentang kondisi dan sikap pesawat saat itu.

3. Navigasi instrument. Navigasi Instrument adalah suatu kelompok instrument yang berfungsi memberikan data atau informasi kepada penerbang tentang arah atau navigasi pesawat saat melaksanakan penerbangan. Navigasi instrument digunakan untuk keperluan navigasi pesawat. 4


4. Auxilliary instrument. Auxilliary instrument juga disebut sebagai miscellineous instrument. Auxilliary instrument adalah suatu kelompok instrument yang berfungsi memberikan data atau informasi kepada penerbang tentang suhu sekitar pesawat, keadaan fuel, waktu dan sebagainya. Instrument yang tidak termasuk dalam kelompok di atas, tetapi sangat dibutuhkan keberadaanya maka termasuk auxilliary instrument.

Contoh instrument yang termasuk dalam kelompok flight instrument adalah; 1. 2. 3. 4. 5.

Airspeed indicator/ mach meter. Altimeter indicator. Vertical speed indicator (VSI)/ rate of climb indicator (ROCI). Artifisial horizontal indicator (AHI). Turn and bank indicator (T&B)/ turn and slip indicator.

Gambar 2. Flight instrument

Contoh instrument yang termasuk dalam kelompok engine instrument adalah; 1. RPM indicator/ tachometer indicator. 2. Fuel flow indicator/ fuel flow meter. 3. Fuel pressure indicator. 4. Manifold pressure indicator/ MAP. 5. Oil pressure indicator. 6. Oil temperature indicator. 7. Carburator intake air temperature indicator/ CATI (untuk piston engine). 8. Cylinder head temperature indicator (untuk piston engine). 9. Volt meter/ampere meter. 10. Turbine inlet air temperature indicator (untuk jet engine). 5

11. Exhaust gas temperature indicator/EGT. 12. Meter indicator (untuk turbo propeller engine).

Gambar 3. Engine instrument


Contoh instrument yang termasuk dalam kelompok navigation instrument adalah; 1. Magnetic compass indicator. 2. Kompas navigasi/ directional gyroscopic indicator. 3. Radio magnetic indicator/ RMI.

6

Gambar 4. Navigasi Instrument


Contoh instrument yang termasuk dalam kelompok auxilliary instrument adalah; 1. 2. 3. 4. 5. 6. 7. 8.

Penunjuk outside air temperature indicator (OAT. Penunjuk clock atau stopwatch. Penunjuk fuel quantity indicator. Penunjuk landing gears position indicator. Penunjuk flaps position indicator. Penunjuk vacuum indicator atau suction gauge. Penunjuk accelerometer atau G meter. Penunjuk angle of attack atau stall warning system.

Gambar 5. Auxilliary instrument

Menurut cara kerjanya, kelompok, yaitu;

instrument pesawat dapat dibagi menjadi 4 (empat)

1. Mechanical indicator. Instrument yang prinsip kerjanya berdasarkan sistem gerakan mekanik yang digerakkan oleh aliran udara, zat cair ataupun bekerjanya mesin. Contohnya: altimeter, ASI, VSI, pressure gauge, suction gauge. 2. Electrical indicator. Instrument yang prinsip kerjanya berdasarkan sistem kelistrikan pesawat. Contohnya: CHT, EGT, amperemeter, voltmeter. 3. Gyroscopic indicator. Instrument yang prinsip kerjanya berdasarkan sistem perputaran atau gerak memutar dari gyro. Contohnya: Turn and bank indicator, Gyro horizon indicator, DGI, autopilot.

7


C. Instrumen Panel Dan Layout Indikator-indikator pesawat udara ditempatkan pada suatu tempat yang disebut dengan nama instrument panel. Instrument Panel tersebut terletak di dalam cockpit. Untuk pesawat-pesawat yang berbadan lebar dan besar, ada juga beberapa indikator yang di tempatkan pada cabin atau passangers room. Instrumen panel adalah tempat kedudukan atau tempat dimana instrumen-instrumen pesawat terbang terpasang. Ada beberapa type jenis instrument panel dilihat dari cara penempatan posisinya yaitu :    

Main instrument panel (instrumen panel utama). Overhead instrument panel (di bagian atas). At the side instrument panel (di bagian samping). Control pedestal instrument panel (di antara tempat duduk pilot dan co-pilot).

Penempatan posisi instrument panel di atur sedemikian rupa sehingga dapat di lihat dan di baca dengan jelas. Indikator-indikator dalam instrument panel dikelompokkan sesuai fungsinya untuk memudahkan dalam pengamatannya.

Untuk kenyamanan dalam pengamatan tersebut, kursi tempat duduk pilot dan co-pilot dapat di sesuaikan kedepan-belakang atau keatas-kebawah. instrument panel terbuat dari bahan alluminium alloy karena sifat-sifatnya yang menguntungkan, yaitu :  Ringan dan tahan lenturan.  Kuat dan kokoh (rigid).  Tidak bersifat magnet (non magnetic).

Instrument panel harus di cat dengan warna yang tidak menyilaukan mata, misalnya warna hitam atau abu-abu muda. Pemasangan instrument panel pada rangka pesawat terbang (di bagian cockpit) dapat menggunakan dua metode, yaitu:

 The flange case method. Pada cara ini bagian lekukan (flange) dari instrument panel dipasang pada rangka pesawat dengan menggunakan mur baut dan sekrup.  The clamp method atau flangeless method. Pada cara ini, instrument panel dipasang pada rangka pesawat dengan menggunakan penjepit (clamp) yang terdapat dibelakang panel.

8


Gambar 6. Tampilan tataletak instrument

D. Illumination System Pada Indicator Dan Instrument Panel Pada saat penerbangan malam hari atau pada saat kondisi penglihatan (visibility) sangat buruk. Dalam menerbangkan pesawat, sangat tergantung pada indikatorindikator yang terpasang, Untuk dapat membaca penunjukkan pada indikator secara tepat dan teliti, penerbang harus memusatkan perhatiannya secara terus menerus. Hal ini dapat menimbulkan rasa letih dan membahayakan keselamatan dalam penerbangan. Untuk itulah pesawat terbang dilengkapi dengan sistem penerangan. Dalam sistem penerangan (illumination system/ lighting system), digunakan lampu yang sinarnya berwarna merah, karena warna merah lebih mudah diserap oleh mata dibandingkan dengan warna-warna lainnya. Terdapat tiga macam jenis sistem penerangan pada pesawat udara, yaitu :

 Fluorescent dial markings and ultra violet flood lighting. Jenis ini adalah yang pertama kali dipergunakan dalam sistem penerangan instrumen pada pesawat udara. Skala penunjukkan dan angka-angka yang terdapat pada indicator di cat dengan special fluorescent compound (bahan campuran atau senyawa yang berpijar).

9


Gambar 7. Dial markings instrument yang menyala

Pemberian warna tersebut dimaksudkan untuk mempercepat penafsiran pembacaan skala penunjukkan dan angka-angka pada indicator tersebut.

 Pillar and bridge lighting. Pada sistem ini, tiap-tiap indicator dilengkapi dengan lampu-lampu tersendiri, sedang penyinarannya di atur oleh sebuah switch yang terletak pada bagian bawah panel.

Konstruksi pillar light assembly terdiri dari lampu pijar yang dimasukkan ke dalam selubung (housing). Selubung tersebut dilengkapi dengan sebuah baut berulir serta dapat dipasang pada rangka canopy atau rangka instrument panel dengan posisi 90°. Bagian atas selubung diberi jendela yang dilengkapi dengan kaca berwarna merah. Jika lampu dinyalakan, sinar merah akan dipancarkan ke seluruh permukaan instrument panel melalui kaca berwarna merah pada selubungnya Bridge lighting sebenarnya adalah dua lampu yang konstruksinya sama dengan pillar light assembly, tetapi dihubungkan menjadi satu oleh suatu kerangka

Gambar 8. Pillar light dan bridge lighting 10


 Wedge type lighting. Wedge type lighting adalah sistem penerangan indikator yang terdapat pada tiaptiap indikator itu sendiri. Konstruksinya terdiri dari dua kaca khusus yang berbentuk pasak, dimana ujung masing-masing kaca di buat berbeda lebarnya (ujung yang satu lebih lebar dari lainnya). Kedua kaca tersebut di tempelkan menjadi satu dengan posisi berlawanan. Penerangannya menggunakan lampu 6V dan di letakkan di bagian atas dari kaca yang berujung lebar. Cara penyinarannya adalah dengan memantulkan sinar yang berasal dari lampu ke kaca indikator, kemudian dari kaca indikator di pantulkan ke skala penujukkan dial pointer. Sesuai dengan hukum cahaya, dimana sudut datang dari suatu sinar akan sama dengan sudut pantulnya. Maka dengan menggunakan dua buah kaca yang dipasang secara berlawanan, akan mendapatkan pantulan sinar dari kaca ke skala penunjukkan yang merata ke seluruh permukaannya.

Gambar 9. Konstruksi wedge type lighting

E. Penggolongan Instrumen Pada Panel

Instrument panel sebagai tempat pemasangan bermacam-macam indikator pesawat udara, dikelompokkan menjadi beberapa kelompok, yaitu :

 Engine Instrument grouping. Pengelompokkan dari engine instrument tergantung dari keadaan engine itu sendiri, pada pesawat terbang bermesin ganda (multi engine aircraft), indicatornya harus dilengkapi dengan duplikat indicator sesuai jumlah engine-nya. (demikian pula untuk pesawat-pesawat latih dengan kursi depan-belakang/ tandem seat). Engine instrument terletak disebelah kiri daripada instrument panel baik instrument panel depan atau belakang.  Flight instrument grouping.

Flight instrument terletak dibagian atas tengah dari instrument panel. Pada flight instrument grouping, ada beberapa indicator yang dikelompokkan dalam pemasangannya pada panel instrumen, yaitu ;  Blind flyng panel atau basic six. Pada kelompok ini, ada 6 buah indikator yang dipasangkan secara berurutan 11


Gambar 10. Tataletak basic six flight instrument

 Basic T. Pada kelompok ini ada 4 buah Indicator yang menjadi kunci, yang disusun membentuk huruf “T”.

Gambar 11. Tataletak basic T flight instrument

 Navigasi instrument grouping Navigasi instrument terletak ditengah-tengah daripada instrument panel, sedangkan untuk AOA indicator dan indexer light berada paling sebelah kiri instrument panel dan dashboard.  Auxilliary instrument grouping Auxilliary instrument terletak pada bagian sebelah kanan daripada insturment panel.

F. Tanda-Tanda Batas Pada Instrumen

Untuk lebih mempercepat penafsiran pembacaan angka-angka pada skala penunjukkan indikator dalam pengoperasiannya, perlu diberikan tanda-tanda tertentu yang berupa garis-garis busur dan garis-garis radial yang berwarna. 12


Gambar 12. Tanda warna pada instrument

Warna-warna yang dipilih antara lain : putih, hijau, kuning dan merah. Warna-warna tersebut masing-masing memiliki arti khusus, misalnya :    

Putih: adalah batas minimum yang diijinkan dalam pengoperasian Hijau: adalah batas pengoperasian normal/normal operating range. Kuning: adalah batas atau daerah peringatan/caution operating range. Merah: adalah batas maksimum/maximum operating range.

13


BAB 2 PRINSIP DASAR PENGUKURAN PADA INSTRUMENT A. Prinsip Dasar Pengukuran Ketinggian

Atmosfir bumi bagaikan selimut tebal yang berlapis-lapis dan menyelimuti bumi. Tebal atmosfir sendiri belum diketahui secara pasti tetapi kira-kira antara 500 sampai 700 nautical mile. Udara yang ada di atmosfir terdiri dari beberapa gas, antara lain 75,3% Nitrogen serta 23,15% Oksigen dan sisanya gas-gas yang lain. Lapisan udara yang terbawah akan memikul beban berat dari lapisan atmosfir diatasnya atau dengan kata lain lapisan yang diatas akan membebani lapisan yang dibawahnya. Tekanan lapisan atmosfir di atasnya ini akan mengakibatkan tekanan paling besar terdapat pada lapisan paling bawah. Makin keatas tekanan akan berkurang. Begitu pula kepadatan udara lapisan paling bawah paling padat, semakin keatas kepadatan udaranya akan berkurang. Tekanan dan kepadatan udara sangat penting dalam dunia penerbangan. Pada atmosfir terdapat beberapa lapisan yaitu sebagai berikut:

1. Troposphere. Lapisan paling bawah pada atmosfir dimana manusia hidup. Pada lapisan ini suhu akan berkurang pada setiap ketinggian yaitu tiap naik 1000 feet temperature turun 1,98°C. Lapisan ini mempunyai batas atas sekitar 50.000 feet. 2. Stratosphere. Pada lapisan ini suhu tetap -56,5°C dan mencapai suhu tertinggi 10°C. 3. Mesosphere. Merupakan lapisan tengah pada atmosfer. 4. Thermosphere. Pada lapisan ini suhu bertambah tinggi dengan bertambahnya ketinggian. 5. Tropopause, stratopause dan mesopause merupakan lapisan atmosfir pembatas daripada lapisan atas dan lapisan bawahnya.

14


Gambar 13. Struktur atmosfir

Tekanan udara akan selau berubah-ubah pada seiap waktu. Perubahan tekanan udara ini dipengaruhi oleh perubahan suhu ataupun kepadatan (density) udara. Nilai, tekanan, suhu dan density yang berubah-ubah tersebut akan mempersukar dalam menghitung ketinggian (altitude), kecepatan di udara (air speed) dan kecepatan perubahan ketinggian (rate of altitude) dari suatu pesawat. I.C.A.N (international commission for aerial navigation) membuat standar atmosfer yaitu:

1. Tekanan atmosfer rata-rata pada permukaan laut sama dengan 1013,25 m.b atau 29,921 inHg 2. Suhu rata-rata permukaan laut +15°C atau 59°F 3. Suhu udara berkurang 1,98°C tiap naik 1000 feet, dari permukaan laut 15°C sampai ketinggian 36.089 feet dengan suhu -56,5°C. Diatas ketinggian tersebut, suhunya tetap -56,5°C.

B. Teori Pengukuran Tekanan

Tekanan (pressure) adalah jumlah gaya yang terjadi per satuan penampang. Satuan tekanan yang dipergunakan adalah kg/cm2, p.s i. (pounds per square inch) dan inch Hg (inch of Mercury).

Atmosfir bumi yang terdiri dari lapisan udara mempunyai tekanan pada permukaan laut (sea level) sebesar 29,92 inch Hg atau sama dengan 11,7 psi atau lkg/cm 2. Tekanan 15


udara pada sea level ini merupakan standar tekanan atmosfir dan dipakai sebagai referensi untuk menentukan jenis-jenis tekanan, seperti tekanan absolut (absolute pressure), gage pressure (tekanan gage) dan differential pressure. Tekanan secara umum terdiri atas tiga yaitu; 1. Tekanan absolut (absolute pressure)

Tekanan absolut adalah besarnya tekanan yang pengukurannya dimulai dari nol (dalam keadaan vacum). Pengukuran tekanan absolut ini dapat mempergunakan barometer mercury ataupun aneroid barometer. Barometer mercury mempergunakan sebuah tabung kaca yang salah satu ujungnya tertutup rapat dan diisi penuh dengan cairan mercury dan kemudian ujung yaug terbuka dimasukkan ke dalam gelas yang juga berisi cairan mercury dengan posisi tegak. Cairan mercury dalam tabung kaca akan turun hingga ada ruangan yang hampa pada bagian atas. Dalam keadaan demikian, tekanan atmosfir pada permukaan mercury dalam gelas akan mempertahankan posisi mercury pada tabung kaca dalam keaadaan vacum (hampa) dan dengan demikian terjadi perubahan tinggi permukaan. Selisih tinggi permukaan ini apabila diukur pada sea level adalah 29,92 inci dan ini adalah merupakan tekanan udara pada sea level.

Gambar 14. Barometer mercury

16


Aneroid barometer mempergunakan kapsul sebagai sensing element (elemen perasa) seperti pada gambar. Kapsul ini terdiri dari dua buah lempengan corrugated metal yang di lem menjadi satu dimana ruangan bagian dalam ini dibuat hampa udara (vacum) dan diantara kedua lempengan ini dipasangkan spring (per) untuk mengimbangi tekanan atmosfir.

Aneroid barometer ini bekerja atas dasar perubahan tekanan pada bagian luar dari kapsul, perubahan tekanan pada bagian luar dari kapsul akan menyebabkan pengembangan atau penyusutan kapsul karena adanya aksi dari spring. apabila tekanan diluar kapsul bertambah besar maka capsule ini menyusut hingga tekanan di luar tadi sama besar dengan aksi dari pada spring dan demikian juga sebaliknya apabila tekanan di luar berkurang maka spring akan mendorong kapsul mengembang hingga mendapatkan aksi dari spring dan tekanan di luar kapsul sama besar. Pergerakan kapsul ini diteruskan melalui lever dan mekanisme gigi yang akhirnya memutarkan pointer untuk memberikan penunjukkan pada dial yang dapat di kalibrasikan menjadi psi ataupun inch Hg.

Gambar 15. Aneroid barometer 17


2. Tekanan gage (gage pressure) Gage pressure adalah besarnya tekanan di atas tekanan standar atmosfir (sebagai titik nol adalah sebesar tekanan atmosfir pada sea level). Sebagai contoh apabila suatu gage pressure indicator menunjukkan tekanan sebesar 10 psi maka ini berarti menunjukkan tekanan 10 psi diatas tekanan standar atmosfir atau dengan kata lain apabila tekanan ini kita ukur dengan absolut pressure indicator akan menunjukkan 10 psi + 14,7 psi atau sama dengan 24,7 psi. Untuk mencegah kekeliruan pembacaan antara tekanan absolut dengan tekanan gage maka biasanya diberikan tanda pada satuan tekanannya tanda yang menunjukkan tekanan absolut ditambahkan huruf 'a' dibelakang satuannya, seperti, 10 psi a (10 psi absolut) dan tanda untuk satuan gage dengan menambahkan huruf 'g' dibelakang satuan tekanannya, seperti, 10 psi g (10 psi gage yang biasanya tidak dicantumkan).

Gambar 16. Gauge pressure

Pada dasarnya tekanan gage diukur dengan jalan memberikan tekanan pada penampang yang sudah ditentukan dan mengukur besarnya gaya yang terjadi, akan tetapi dalam penggunaannya pada instrumen pesawat terbang tekanan yang besar di ukur dengan mempergunakan mekanisme Bourdon Tube (Tabung Bourdon) seperti pada gambar.

Bourdon tube adalah suatu alat yang terbuat dari metal (logam) yang bagian dalamnya berlobang dan mempunyai penampang oval (elliptical shape) yang kemudian di bengkokkan hingga berbentuk bulan sabit (cresent moon). Salah satu ujungnya terbuka untuk menghubungkan dengan sumber tekanan dan ujung yang 18


satu lagi tertutup dan dapat bergerak.Ujung yang dapat bergerak ini dihubungkan dengan lever, sector gear dan pointer. Besarnya pergerakan tube (tabung) ini akan menentukan besarnya penunjukan dari tekanan. Tekanan di dalam bourdon tube berusaha untuk meluruskan bentuknya yang melingkar, pergerakan yang kecil ini diteruskan melalui lever, sector gear dan pinion untuk memutarkan pointer. Untuk pengukuran tekanan yang relatif rendah dapat dipergunakan capsule atau bellows, Tekanan yang akan diukur dimasukkan ke dalam bellows dimana salah satu ujungnya bebas bergerak dan ujung lain tidak bergerak (fixed). Tekanan yang dimasukkan ke dalam bellows ini akan mengakibatkan pergerak ujung yang bergerak bebas dan selanjutnya diteruskan melalui lever, sector gear dan pinion untuk memutar pointer.

Gambar 17. Mekanisme bourdon tube

3. Tekanan diferensial (differential pressure) Differential pressure adalah perbedaan antara dua tekanan. Perbedaan ini perlu diketahui apabila antara kedua tekanan tersebut saling berkaitan, seperti antara tekanan di dalam dan di luar kabin pesawat. Perbedaan ini dapat diukur dengan mempergunakan bellows ataupun dengan diaphragm (diafragma atau membran). Pada gambar menunjukkan penggunaan diafragma untuk mengukur perbedaan tekanan di dalam cabin dan di luar cabin.

Diafragma memisahkan ruangan tekanan menjadi dua, salah satu dihubungkan dengan tekanan kabin dan yang satu lagi dihubungkan dengan udara luar. Apabila 19


terjadi perbedaan tekanan maka diafragma ini akan bergerak ke arah tekanan yaug lebih rendah dan besarnya gerakan tergantung dari besarnya perbedaan antara kedua tekanan tersebut. Pada tengah-tengah dari diafragma dipasangkan lever untuk menggerakkan sector gear yang selanjutnya memutarkan pointer dan memberikan penunjukan perbedaan tekanan pada dial.

Gambar 18. Differensial pressure

Sistem dari pada pressure instrument (instrumen tekanan) pada pesawat ditinjau dari hubungan antara indikator dan sumber tekanan ada dua macam, yaitu : Direct Reading Indicator (sistim pembacaan langsung) dan Remote Indicating System (sistem pembacaan tidak langsung). Direct reading indikator mempunyai hubungan langsung antara indikator dengan sumber tekanan atau dengan kata lain bahwa tekanan dari sistem langsung ke lndikator dengan media yang sama seperti halnya oil pressure indikator. Remote indicating system mempergunakan transmitter (perantara) untuk meneruskan tekanan dari sistem ke indikator. 20


Transmitter ini bisa berupa Capsule atau Diaphragma yang dihubungkan dengan pipa Kapiler ke indikator dimana di dalamnya di isi dengan cairan, seperti Hepatane (paraffin hydrocarbon) yang dipergunakan sebagai media untuk memindahkan tekanan dari sistem. Gambar menunjukkan penggunaan capsule dan diafragma sebagai transmitter untuk remote indicating system.

Disc spring di bagian belakang diaphragm yang berusaha membawa switch ke posisi menentukan dilawan oleh helical spring yang tendensinya membuka switch. Tensi dari helical spring dapat di stel (adjustable), yang dimaksudkan agar supaya posisi switch dapat diatur dalam keadaan tertutup pada tekanan yang diinginkan.

Gambar 19. Konstruksi differensial pressure

C. Teori Pengukuran Suhu

Panas adalah suatu bentuk energi yang dimiliki benda akibat gerakan molekul-molekul benda tersebut. Semakin panas suatu benda maka semakin besar getaran dan gerakan dari molekul-molekulnya. Besarnya (kuantitas) panas yang dimiliki suatu benda tergantung dari besarnya temperatur, massa benda dan bahan (material) benda itu. Temperatur adalah suatu ukuran tingkat kepanasan atau kedinginan suatu benda yang tidak dapat diukur. Temperatur dari suatu benda hanya dapat dibandingkan dengan yang lain, dimana perbedaan itu dapat dilihat. Maka dari itu, nilai pengukuran temperatur adalah perbandingan dari perbedaan temperatur.

Metode-metode yang digunakan pada pengukuran temperature didasarkan pada perubahan-perubahan sifat beberapa benda terhadap panas, perubahan-perubahan ini dapat disimpulkan sebagai berikut: 21


1. Benda akan mengalami pemuaian (expansion) apabila temperaturnya bertambah, sehingga pengukuran temperature bias didapat dengan mengambil jumlah pengembangan yang sama untuk kenaikan temperature yang sama. 2. Benda cairan (liquids) yang apabila dinaikkan temperaturnya mengakibatkan pergerakan dari molekul-molekulnya dan akan merubah bentuk dari cairan menjadi uap. Penambahan temperature tersebut akan menghasilkan perubahan tekanan uap. 3. Benda mengalami perubahan tahanan listrik apabila terjadi perubahan temperature, dengan demikian perubahan temperature ditentukan dengan perubahan tahanan. 4. Apabila ada dua metal yang berbeda disambung jadi satu, maka akan timbul gaya gerak listrik tergantung dari perbedaan temperature antara kedua ujung sambungannya.

Tipe-tipe pengukuran suhu terbagi dua yaitu:

1. Non Electrical Pada tipe ini dengan berpedoman pada perubahan sifat suatu benda akibat penambahan temperature dengan menggunakan cairan, benda padat, dan gas.

a) Pemuaian cairan (expansion of a liquid). Dengan menggunakan suatu tabung gelas yang mempunyai lubang kecil satu bulb yang cukup besar pada ujungnya yang diisi dengan mercury atau alkohol. Contohnya adalah thermometer. b) Pemuaian logam (expansion of a solid). Elemen pengukur yang dipergunakan pada cara ini adalah metal strip terbuat dari dua logam (metal) yang berbeda dan di las (welded) menjadi satu. Metal strip ini kemudian dipuntir (twisted) dan pada satu ujungnya dipasangkan pointer dan ujung satunya dipasangkan pada instrument case. Apabila terkena panas yang berbeda dari ketetapan metalnya, maka metal strip ini mengalami perubahan sifat (expansion) yang berbeda dan mengakibatkan terpuntirnya (twist) metal strip tersebut yang sekaligus menggerakkan pointer dan memberikan penunjukan pada dial.

22


Gambar 20. Contoh instrument dengan metal twist

Gambar 21. Contoh penempatan instrumen dengan bimetallic coil

Gambar 22. Konstruksi instrument dengan bimetallic coil

23


Cara ini banyak sekali dipakai pada instrumen petunjuk temperatur udara luar (outside air temperatur) yang dapat kita lihat, dilekatkan pada windshield pada kebanyakan pesawat kecil.

c) Pemuaian gas (expansion of a gas). Media yang dipakai adalah dengan methyl chloride (berbentuk gas pada temperature standar) yang dimasukan dalam suatu bulb, bulb ini dipasangkan pada temperature yang akan diukur yang terhubung dengan bourdon tube.

Media pengukuran suhu yang dipakai adalah methyl chloride (berbentuk gas pada temperatur standar) yang dimasukkan dalam suatu bulb. Bulb ini dipasangkan pada tempat dimana temperatur akan diukur. Bulb dihubungkan ke bourdon tube sebuah pipa kapiler. Perubahan temperatur pada bulb akan mengakibatkan pemuaian gas, sehingga menaikan tekanan dalam bourdon tube.

Gambar 23. Contoh bulb pada oil temp

Tekanan yang masuk ke Bourdon tube akan menggerakkan pointer dan memberikan penunjukkan pada dial yang sudah dikalibrasikan menjadi skala temperatur.

2. Electrical Pada tipe ini dengan menggunakan listrik. Penggunaan cara-cara listrik ada dua macam yaitu:

a) Perubahan tahanan Sifat-sifat kelistrikan suatu logam (metal) seperti juga halnya dimensi fisiknya, berubah dengan perubahan temperature. Resistor ini pada umumnya terbuat dari bahan nikel ataupun platinum. 24


Gambar dibawah menunjukkan suatu resistor dibuat dari kawat nikel yang halus digulung pada inti mica dipasangkan pada tempat dimana temperaturnya akan diukur.

Gambar 24. Temperature bulb

Tipe-tipe temperature bulb yaitu:

1) Stem (sensitive temperature bulb) 2) Tip (sensitive temperature bulb) 3) Flush (mounted survive type temperature bulb) temperature bulb yang biasanya dipasangkan pada skin pesawat untuk mengukur temperature udara luar

Gambar 25. Tipe-tipe temperature bulb

Terdapat dua dasar untuk kalibrasi dari temperatur bulb di atas, yaitu yang satu mempunyai tahanan 50 Ohm pada temperatur nol derajat celcius, dan satunya lagi dengan tahanan 90,38 Ohm pada temperatur nol derajat celcius. 25


Indikator dari pengukuran temperatur dengan perubahan tahanan (resistance type) ini bisa menggunakan cara wheatstone bridge indicator atan dengan suatu ratiometer.

Gambar 26. (a) Wheatstone bridge, (b) Ratiometer

b) Thermo electric Dua buah kawat dari bahan yang berbeda yang disambungkan pada masingmasing ujungnya dengan las hingga membentuk loop akan menghasilkan perbedaan tegangan apabila terjadi perbedaan temperature antara kedua ujung tersebut, maka arus listrik akan mengalir dari ujung yang lebih tinggi ke ujung yang lebih rendah temperaturnya, sensing elemen ini dinamakan thermokopel. Besarnya tegangan yang dihasilkan tergantung dari jenis logam yang dipergunakan dan besarnya perbedaan temperatur pada kedua ujungnya.

Ujung yang dipergunakan sebagai temperatur sensing disebut hot junction dan ujung yang dihubungkan dengan indikator disebut cold junction. Jenis-jenis kombinasi logam yang biasanya dipakai untuk tenmokopel ini adalah bahan dari copper – constantan dan bahan chromel – alumel.

Group

Base metal

Rate metal

Metals and composittion

Positive wire

Negative Wire

Copper (Cu)

Constantan (Ni 40%; 60%) Constantan (Ni 40%; 60%) Alumel (Ni90%; Al2%) + Si + Mn Rhodium – platinum (Rh 1,3%; Pt 87%)

Iron (Fe)

Chromel ( Ni, 90%, Cr, 10%) Platinum (Pt)

26

Maximum Temperatur 0C (Continuous) 400 850

1100 1400

Aplication

Cylinder-head temperature measurement

Exhaust-gas temperature measurement Not utilized inaircraft temperatureindicating system


Thermokopel jenis copper – constantan pada masa yang lalu dipakai untuk mengukur temperatur kepala silinder dari motor piston, akan tetapi dewasa ini jarang dipakai karena kemampuannya terbatas pada temperatur yang relatif rendah dan dengan diketemukannya iron konstantan yang mempunyai kemampuan lebih tinggi sebagai pengganti copper – constantan untuk pengukuran temperatur kepala silinder. Chrom-alumel mempunyai kemampuan yang lebih tinggi dari kedua jenis termokopel di atas dan digunakan alat pengukur temperatur exhaust gas dari motor turbin atau tail pipe temperatur, juga dapat digunakan pada motor piston untuk temperatur exhaust gas dan turbin inlet temperatur dari exhaust driven turbo charger. Thermokopel yang dipakai pada pesawat udara terbagi menjadi dua tipe yaitu:

1) Surface contact. Didesain untuk pengukuran temperature dari komponen yang solid dan dipakai sebagai elemen sensor temperature pada kepala silinder. Thermokopel tipe ini berbahan copper-iron. Surface contact berbentuk shoe yang dipasang dengan mempergunakan baut pada bagian head cylinder pada bagian yang paling panas atau berbentuk washer yang dapat dipasangkan pada busi. 2) Immersion. Didesain untuk pengukuran temperature gas dan dipakai sebagai elemen sensor temperature gas pada motor turbin. Thermokopel tipe ini berbahan chrom-alumel. Sedangkan untuk kabel-kabelnya dibungkus dengan isolasi keramik ditempatkan metal protection sheath yang berbentuk probe. Probe thermokopel ini di benamkan ke dalam aliran gas (gas stream) pada tempat-tempat yang ditentukan.

27


Gambar 27. Prinsip thermoelektrik

BAB 3 PITOT STATIC SYSTEM Pitot static system adalah salah satu system yang akan selalu bagian dari suatu pesawat udara, mulai dari pesawat yang sederhana (kecil) sampai pesawat yang besar atau modern. Pengertian akan dasar-dasar bekerjanya system ini sangat penting untuk seorang ahli teknik pesawat udara, terutama dalam mencari sebab-sebab kerusakan yang terjadi pada system ini. Kekurangan mengertian akan cara-cara bekerja dari pitot static system akan dapat mengakibatkan kesulitan dalam melakukan perawatan atau perbaikan.

28

Gambar 28. Sistem pitot


Gambar Menunjukan diagram dari suatu dasar system pitot static, pitot static tube dihubungkan dengan air speed indicator, altimeter, vertical speed indicator oleh pitot line dan static line yang dilengkapi dengan drain yang berfungsi untuk membuang kotoran yang ada pada pitot line maupun static line. Sistem Pitot statik terdiri dari:      

Pitot tube Statik Vent Air speed indicator Vertical speed indicator Altimeter Machmeter (hanya terdapat pada pesawat jet)

A. Pitot Tube Atau Pitot Head Kata pitot berasal dari penemunya seorang berkebangsaan perancis yang bernama Henry Pitot. Pitot tube disebut juga pitot head atau pressure head. Jenis-jenis tekanan udara yang ada pada pitot head adalah :  Dinamic Pressure: disebut juga pitot pressure, ram pressure, impact pressure  Static pressure: disebut juga ambient pressure, atmospheric pressure

Gambar 29. Konstruksi pitot head

Pada konstruksi dalam pitot head, terdapat lubang dibagian depan yang menghadap langsung arah aliran udara yang akan menghasilkan pitot pressure, dan terdapat juga lubang static yaitu lobang yang akan menghasilkan tekanan static. Lubang static ini berada dibagian samping dari pada pitot head, dan tidak menghadap langsung arah aliran udara. 29


Pada bagian pitot head juga dilengkapi dengan alat pemanas (heating element) yang berfungsi untuk menghilangkan es di sekeliling pitot head sehingga lubang-lubang yang ada tidak tertutup es. Dalam pitot head juga dilengkapi dengan water trap untuk mencegah masuknya air ke dalam sistem pitot. Bentuk pitot head disesuaikan dengan dimana pitot head tersebut akan dipasang.

B. Static Vents

Gambar 30. Pitot head

Sebelum terbang, penerbang harus memeriksa static vent. Lubang ini harus selalu terbuka. Bila static hole tertutup atau tersumbet karena sesuatu hal, maka perangkat instrument altimeter dan vertical speed indicator tidak berfungsi. Untuk itu, penerbang harus memilih sumber tekanan alternate static source.

Gambar 31. Static vent

Bila static pressure atau atmospheric pressure didapat melalui lubang static hole yang ada pada pitot head, maka akan ada udara bertekanan yang masuk melalui lubang static hole tersebut. Hal ini akan mengakibatkan kesalahan dalam pengukuran, karena udara bertekanan yang masuk bukan murninya static pressure. 30


Gambar 32. Static line Untuk menghindari hal tersebut, static holes tidak lagi berada pada pitot head. Melainkan dipisahkan dan umumnya berada pada fuselage. Static holes yang terdapat pada fuselage disebut sebagai static vent. Cara untuk memperoleh tekanan atmosfir dengan menggunakan static vent jauh lebih baik hasilnya dibandingkan menggunakan static hole yang terdapat pada pitot head. Static vent pada pesawat, umumnya terbentuk dari metal vent plate.

C. Sistem Pemanas Pada Pitot Head

Pitot head dilengkapi alat pemanas (pitot heater) yang terbuat dari elemen pemanas yang diletakan dibagian dalam dari pipa pitot. Fungsinya adalah untuk mencegah tertutupnya lubang-lubang pipa pitot akibat dari pembentukan es.

Gambar 33. Pitor heater 31


Pada penunjukan indicator, jika heater bekerja normal maka lampu indicator berwarna amber akan menyala, jika pitot heater tidak bekerja maka lampu indicator berwarna merah yang menyala.

D. Cara Penempatan Pitot Tube Dan Static Port

Pitot-head ataupitot tube ini selalu diletakkan di bagian luar pesawat di mana udara mengalir dengan tenang bebas dari gangguan aliran udara (air flow disturbances) misalkan: tekanan udara yang disebabkan oleh putaran baling-baling. Ini bertujuan agar udara yang masuk melalui lubang yang terdapat pada pitot head dan tekanan dinamis maupun tekanan statis masih murni nilainya. Artinya udara dengan tekanantekanan yang disebabkan oleh bagian-bagian lain dari badan pesawat tidak ikut masuk ke dalam lubang-lubang pitot head.

Gambar 34. Penempatan pitot pada pesawat

Pitot head ini biasanya dipasang di bagian bawah sayap atau di depan sayap (leading edge). Pada pesawat-pesawat jet kadang dipasang di bagian fuselage nose section di atas vertical stabilizer (fin). Pitot head harus dipasang sejajar dengan poros longitudinal pesawat dengan lubangnya menghadap kedepan atau kearah dari mana udara datang mengalir.

Sedangkan static vent (lubang statis) dipasang pada bagian samping badan pesawat (fuselage skin), hal ini untuk memperkecil adanya tekanan dinamis yang disebabkan gerakan yawing dari pesawat.

E. Skema Pitot System Pada ADC Dan DADC

Untuk pesawat yang lebih besar dengan performa tinggi, system pitot static akan lebih rumit. 32


Gambar 35. Skema pitot system static

Pesawat yang terbang pada ketinggian tertentu, di mana suhu bisa melebihi -50 °F, maka akan berpengaruh pada tekanan udara yang masuk ke pitot tube. Pada ketinggian ini, aliran udara di sekitar pesawat akan tidak stabil dan berubah-ubah. Hal ini mengakibatkan static pressure pada pitot tube akan tidak konstant.

33


Gambar 36. ADC Teledyne 90004TAS

Static pressure yang tidak konstant akan membuat penunjukan pointer instrumen menjadi tidak akurat. Untuk mengatasi hal itu, instrumen analog akan dihubungkan dengan perangkat Air Data Computer (ADC). Perangkat ADC ini berfungsi untuk mengendalikan suatu sistem instrument. Output perangkat ADC berupa listrik yang berguna untuk menggerakkan motor servo atau digunakan sebagai input dalam sistem bertekanan, unit kontrol penerbangan, dan sistem lainnya.

Selain perangkat ADC, ada juga perangkat Digital Air Data Computer (DADC). Perangkat DADC digunakan pada pesawat modern. Input dan ootput dari DADC adalah sinyal digital. DADC ini mengolah data dari transduser/ sensor instrument. Output transduser/ sensor instrument analog di konversi menjadi sinyal digital. Konversi sinyal ke data digital ini untuk memudahkan komputer dalam mengolah dan menampilkan informasi yang lebih akurat. Untuk mengkonversi sinyal analog pada instrument menjadi sinyal digital, menggunakan perangkat Analog to Digital Converter secara terpisah.

34


Gambar 37. Hasil proses DADC ditampilan dalam layar instrument

Hasil olahan data instrument DADC akan ditampilkan pada layar cockpit pilot menggunakan bus data digital. Penggunaan ADC dan DADC ini akan mempermudahkan pilot dalam menerbangkan pesawat dan menyederhanakan sistem instrument pesawat.

35


Gambar 38. Skema DADC

36

BAB 4 ENGINE INSTRUMENT


Engine Instrumen adalah suatu kelompok instrument yang berfungsi untuk memberikan data atau informasi kepada awak pesawat/ penerbang tentang kondisi engine pada kondisi saat itu. Beberapa instrumen pesawat udara yang termasuk engine instrumen adalah:       

Oil Pressure Indicator Fuel Pressure Indicator Hidraulic Pressure Indicator Manifold Pressure Indicator Pressure switch Oil Temperature Indicator Cylinder Head Temperature Indicator

 Exhaust Gas Temperature Indicator (EGT )  Tachometer Indicator  Fuel Quantity Indicating System  Fuel Flow Indicator  Torque Meter Indicator

A. Oil Pressure Indicator

Oil pressure indicator diperlukan untuk mengetahui besarnya tekanan oli yang digunakan untuk melumasi bearings dan bagian-bagian engine yang bergerak. Skala penunjukkan pada indikator menggunakan satuan Pounds Per Square Inch/PSI dan ada juga yang menggunakan satuan Kg/cm2.

Gambar 39. Oil pressure indicator

Pengukuran tekanan oli dilakukan dengan menggunakan bourdon tube yang dihubungkan dengan pipa kecil terbuat dari logam.

37


Gambar 40. Skema mekanik oil pressure indicator

B. Fuel Pressure Indicator

Fuel pressure indicator diperlukan untuk memberikan peringatan adanya kegagalan operasi engine akibat kerusakan pada sistem bahan bakar, memberi penunjukan bahwa fuel mengalir ke dalam sistem dengan tekanan constant dan juga untuk memberikan tanda adanya gangguan pada sistem aliran fuel yang masuk ke engine.

Gambar 41. Fuel pressure indicator

Sistem mekanis fuel pressure indicator menggunakan pressure differential instrument. Dalam pressure differential pada fuel pressure indicator terdapat bourdon tube atau bellows. Penunjukan jarum pointer pada dial merupakan perbedaan tekanan dalam sistem bahan bakar dengan tekanan atmosfir pada tiap ketinggian. 38


Pengaplikasian fuel pressure indicator pada pesawat yang ber-engine lebih dari satu, maka sistem tekanannya di gabung menjadi satu. Mekanisme untuk masing-masing engine di buat terpisah. Masing-masing fuel pressure indicator engine mempunyai bourdone tube dan penunjukan jarum pointer pada dial. Penggabungan sistem tekanan ini bertujuan untuk mengurangi berat instrumen secara keseluruhan dan juga untuk menghemat tempat dalam cockpit. Skala penunjukkan tekanan pada Indicator menggunakan satuan Pounds Per Squre Inch/PSI. Biasanya dipergunakan pada pesawat yang mempunyai engine lebih dari satu.

C. Hidraulic Pressure Indicator

Hidraulic pressure indicator diperlukan untuk memberikan penunjukan pada sistem hydraulic. Mekanisme kerjanya dipakai untuk menaikkan dan menurunkan landing gear atau flap dan brakes pada kebanyakan pesawat.

Mekanisme kerjanya dilakukan dengan menggunakan bourdon tube dan kemampuan penunjukan tekanan bisa mencapai 2000 Psi. Selain menggunakan bourdone tube, juga bisa juga menggunakan sensor tekanan elektrik yang dipasang pada sistem hidrolik. Sensor ini di pasang pada tekanan yang akan diukur. Selanjutnya besaran tekanan dikonversi menjadi besaran listrik dan dilanjutkan ke cockpit untuk penunjukan dial pointer hidraulic pressure indicator.

Gambar 42. Sensor tekanan elektrik pada hidraulic system

Sumber tekanan untuk sistem ini dihasilkan dari pompa hidrolik yang diputar oleh engine atau diputar oleh suatu motor listrik. Indikator pada sistem ini hanya bekerja selama sistem hidrolik digunakan. 39


D. Manifold Pressure Indicator

Manifold pressure indicator digunakan pada pesawat yang menggunakan piston engine. Dalam piston engine, campuran fuel dan udara dalam combusion chamber sangat mempengarhui tenaga engine.

Manifold pressure indicator digunakan untuk mengetahui besarnya tekanan absolute dalam intake manifold sebelum intake valve. Indicator ini sangat penting pada pesawat terbang yang menggunakan piston engine, karena tenaga yang dihasilkan oleh mesin akan sebanding dengan banyaknya campuran antara udara dan bahan bakar untuk pembakaran. Skala penunjukkan pada manifold pressure indicator menggunakan satuan Inch Hg.

Gambar 43. Skema konstruksi manifold pressure indicator

Dalam skema konstruksi manifold pressure indicator. ini terdiri dari aneroid capsule dan linkage (batang penghubung) untuk meneruskan gerakan dari capsule ke jarum penunjukan dial pointer.

Tekanan manifold masuk ke capsule melalui damping tube (tabung peredam) yang terdiri dari pipa kapiler dengan bentuk melingkar pada bagian belakang rumah instrumen. Damping tube ini berguna sebagai pengaman yaitu untuk mencegah kerusakan instrumen akibat terjadinya back firing pada engine. Selama engine tidak berputar, manifold pressure indicator memberikan penunjukan tekanan barometer setempat. Apabila engine berputar idling, maka tekanan pada manifold lebih rendah dari tekanan barometer setempat (kira-kira 12 sampai 15 inch Hg). Kerusakan manifold pressure indicator biasanya terjadi pada mekanismenya yang patah, bengkok, dsb (pointer tidak bisa bergerak), sehingga harus diganti dengan instrumen yang masih baik. 40


Gerakan dari kapsul (akibat adanya tekanan manifold yang masuk), akan menggerakkan batang penghubung dan selanjutnya akan menggerakkan jarum penunjukkan/Pointer pada Indicator. Pada saat mesin bekerja pada putaran rendah/Idle RPM, penunjukkan Indicator lebih rendah dari tekanan udara setempat (kira-kira 12-15 Inch Hg).

E. Pressure Switch

Pressure switch diperlukan untuk mendeteksi apabila terjadi tekanan dalam sistem terlalu rendah atau terlalu tinggi. Apabila terjadi tekanan yang terlalu rendah atau terlalu tinggi, maka pressure switch akan memberikan peringatan. Indikasi dari peringatan tersebut adalah berupa lampu dan suara yang biasanya ditempatkan pada instrumen panel dalam cockpit.

Gambar 44. Pressure switch

Cara kerja mekani pressure switch digerakkan oleh tekanan. Tekanan ini akan menggerakkan kontak switch elektrik yang ada di dalam pressure switch. Pressure switch dapat bekerja akibat adanya tekanan pada pressure inlet yang lebih tinggi dari pada atmospheric pressure.

41


Gambar 45. Konstruksi mekanik pressure switch

F. Oil Temperature Indicator

Oil temperature indicator diperlukan untuk mengetahui temperatur oil yang digunakan untuk melumasi engine. Sistem penunjukan oli terdiri dari resistansi sensing element (temperature probe), indikator dan kabel-kabel (wires) untuk menghubungkan probe dengan indikatornya.

Gambar 46. Oil temperature indicator

Setiap engine (untuk multi engine) mempunyai sistem penunjukkan oil temperature. Resistance sensing element (temperature probe) ditempatkan pada saluran pipa outlet 42


oil pressure pump. Temperature probe ini terdiri dari sebuah resistor yang sensitif terhadap perubahan suhu oil temperature.

Gambar 47. Sensing probe

Kenaikan atau penurunan suhu oil temperature akan menyebabkan nilai tahanan dari resistor berubah. Resistor pada temperature probe ini dihubungkan kesuatu rangkaian elektronik bridge circuit. Jarum penunjukan dial pointer akan bergerak bila terdapat ketidakseimbangan tahanan dalan bridge circuit.

Gambar 48. Skema electric oil temperature indicator

Perubahan tahanan pada temperature probe akan mengakibatkan keseimbangan pada bridge circuit berubah. Sehingga arus listrik yang mengalir dan kaki masing-masing 43


tahanan bridge circuit akan berubah. Perubahan arus listrik pada bridge circuit mempengaruhi herakan defleksi medan magnet pada moving coil yang terhubung dengan pointer. Skala penunjukan jarum pointer yang sudah dikalibrasi berkisar antara 25°C - 150°C.

Gambar 49. Skema bridge circuit oil temperature indicator

G. Cylinder Head Temperature Indicator (CHT)

Cylinder head temperature indicator diperlukan untuk mengetahui temperature cylinder head atau barrel pada engine engine yang berpendingin udara. Cylinder head temperature indicator terdiri dari sebuah indikator, thermokopel, dan thermokopel leads (kabel termokopel). Thermokopel dipasang pada master cylinder untuk radial engines atau pada bagian cylinder head yang mendapat pendinginan paling sedikit.

Gambar 50. Cylinder Head Temperature indicator

44


Thermokopel ini terdiri dari dua buah kawat dari bahan yang berbeda yang disambungkan pada masing – masing ujungnya dengan las hingga membentuk loop akan menghasilkan perbedaan tegangan apabila terjadi perbedaan temperatur antara kedua ujung tersebut. Dalam perbedaan temperatur tersebut terdapat aliran arus listrik dari ujung yang lebih tinggi temperaturnya ke ujung yang lebih rendah temperaluruya. Sensing elemen ini disebut thermokopel.

Besarnya tegangan yang dihasilkan tergantung dari jenis logam yang dirgunakan dan besarnya perbedaan temperatur pada kedua ujungnya. Ujung kawat yang dipergunakan sebagai temperatur sensing disebut hot junction dan ujung yang dihubungkan dengan indikator disebut cold junction. Jenis-jenis kombinasi logam yang biasanya dipakai untuk termokopel ini adalah bahan dari copper – constantan dan bahan chromel – alumel.

Gambar 51. Skema cylinder head temperature indicator

Thermocouple leads ini mempunyai panjang yang standar yaitu 15 feet, 25 feet dan 30 feet dan masing-masing mempunyai standar tahanan sebesar 2 Ohm. Untuk mendapatkan tahanan yang seragam dengan panjang yang berbeda maka dipakai kabel yang ukurannya berbeda pula, yaitu untuk lead 15 feet dipergunakan kawat (wire) no. 16, lead 25 feet mempergunakan no. 14 dan untuk yang 35 feet digunakan no. 12.

Pengamatan secara teliti dan akurat terhadap Indicator ini sangat diperlukan, karena apabila temperature pada head cylinder terlalu tinggi, dapat menyebabkan terjadinya pembakaran dalam combusion chamber tidak sempurna (disebut Detonasi). Hal ini akan mengurangi tenaga yang dihasilkan oleh mesin dan membahayakan keselamatan penerbangan. 45


Untuk mendapatkan penunjukan temperatur yang sebenarnya, maka perlu diperbandingkan terhadap perubahan temperatur pada cold junction. Cara mengatasinya dengan menggunakan bimetallic spiral spring. Ujung luar dari bimetallic spiral spring dipasangkan pada salah satu control spring dari indikator. Dengan demikian indikator ini tidak hanya digerakkan oleh voltage dari thermokopel, akan tetapi juga oleh temperatur sekeliling indikator itu sendiri.

Gambar 52. Cara pemasangan thermokopel

Gambar 53. Probe cylinder head temperature 46


Pemasangan thermokopel untuk cylinder head temperature indicator adalah pada spark-plug (busi) yang disebut gasket type thermocouple atau dimasukkan dalam lubang tersendiri pada cylinder head untuk bayonet type thermokopel

H. Exhaust Gas Temperature Indicator (EGT)

EGT digunakan untuk mengetahui temperature gas buang pada engine. EGT merupakan indikator factor yang kritis dalam pengoperasian mesin pesawat terbang. Apabila EGT naik melebihi batas yang ditentukan, dapat menyebabkan kerusakan pada komponen mesin. Pengukuran EGT dilakukan dengan meletakkan sensor temperatur pada bagian turbin outlet temperature (TOT), atau pengukuran EGT dapat dilakukan pada turbin inlet tempetarure (TIT).

Gambar 54. Thermokopel EGT

Sistim penunjukan EGT yang dipakai, umumnya adalah TOT. Hal ini karena sistim TIT mempunyai kerugian-kerugian seperti; jumlah thermokopel yang dibutuhkan lebih banyak dan temperatur sekeliling di mana thermokopel tersebut ditempatkan lebih tinggi.

Beberapa thermokopel dipasang di sekeliling turbin case dan ditempatkan pada jarak tertentu satu sama lainnya. Rangkaian thermokopel ini dihubungkan secara paralel satu sama lain. Maksud dirangkai pararel ini untuk mendapatkan rata-rata temperatur pada masing – masing thermokopel atau dengan kata lain temperatur rata-rata dari exhaust gas yang telah melewati turbin.

47


Gambar 55. Penempatan thermokopel EGT

Gambar 56. Skema thermokopel EGT

Untuk indikator pada exhaust gas temperature dapat mempergunakan moving coil atau moving magnet. Tegangan output dari thermokopel EGT tersebut dalam milivolt. Tegangan keluaran thermokopel ini merupakan hasil perbedaan antara hot junction dan cold junction dan kemudian arus listrik tersebut dialirkan ke indikator melalui resistor yang dapat diubah-ubah. Skala penunjukan EGT bisa mencapai suhu 1000°C.

48

I.


Tachometer Indicator

Tachometer adalah suatu instrumen yang digunakan untuk menunjukan kecepatan berputar crankshaft pada piston engine dan kecepatan main motor pada motor turbin. Skala penunjukannya pada piston engine dihitung dalam satuan Rotation Per Minute (RPM). Sedangkan skala penunjukan pada motor turbin dihitung dalam satuan “Presentase RPM/% RPM”.

Gambar 57. Tachometer

Cara kerja pengukuran tachometer indicator terdiri dua jenis, yaitu;  Pengukuran secara mekanik.  Pengukuran secara elektrikal.

1. Tachometer indicator dengan sistem mekanik Indicator jenis ini bekerjanya menggunakan sistem centrifugal. Sehingga disebit sebagai centrifugal type tachometer indicator. Sebagai sensor putaran shaft engine yang terhubung dengan indicator yanag ada di cockpit mempergunakan flexible cable. Indikator akan berkerja bila engine telah bekerja.

a) Tachometer indicator jenis flyweight Pada tachometer jenis flyweight, indicatornya terdiri dari komponenkomponen seperti spindle yang diputar oleh flexible drive shaft, flyweight yang terhubung dengan spindle, sliding collar yang bebas bergeser pada spindel yang berputar, coil spring, sektor gear, pinion gear pointer. Coil spring ini berguna untuk menstabilkan gerakan flyweight.

49


Gambar 58. Flyweight tachometer indicating device

b) Tachometer indicator jenis magnetic drag cup Pada tachometer jenis magnetic drag cup, indikator ini berdasarkan induksi putaran magnet permanent yang digerakkan oleh flexible drive shaft.

Apabila motor berputar, maka permanen magnet yang terhubung dengan flexible drive shaft pada indikator akan berputar sama dengan putaran motor. Karena adanya gerak relatif antara permanen magnet dengan darg cup maka drag cup akan mendapat induksi arus berputar (eddy current).

Arus berputar (eddy current) ini menimbulkan medan magnet pada drag cup. Hal ini menimbulkan reaksi torque dan medan-medan magnet dan menyebabkan drag cup berputar terus menerus searah dengan putaran permanent magnet dan pointer mendapat putaran yang sama dengan drag cup. Untuk menghindari perputaran drag cup yang terus menerus maka pada shaft penghubung dengan pointer dipasang spring (hair-spring) yang sudah dikalibrasikan untuk mengimbangi reaksi torque sehingga drag cup akan berhenti pada posisi tertentu apabila torque tersebut sudah seimbang dengan tensi dari spring.

50


Gambar 59. Magnetic drag cup tachometer indicating device

2. Tachometer indicator dengan sistem elektrikal Sebagai pengganti sistem mekanik, maka dikembangkan penggunaan tachometer elektrik. Tachometer elektrik dibagi menjadi dua jenis, yaitu; a) DC tachometer system (menggunakan DC Generator)

Gambar 60. Skema DC tachometer system 51


Sistem ini menggunakan sebuah DC generator yang sederhana diputar oleh engine, di mana arus listrik yang dihasilkan diteruskan ke suatu voltmeter yang sudah dikalibrasikan menjadi skala RPM di cockpit. Tegangan arus listrik yang dihasilkan DC. generator ini berbanding lurus dengan besarnya putaran engine. Dengan demikian penunjukan dari voltrneter adalah menunjukkan besarnya putaran engine setiap menit (RPM).

b) AC tachometer system (menggunakan alternator generator)

Gambar 61. Skema AC tachometer system

Tachometer yang banyak dan umum dipakai untuk penunjukan engine RPM adalah dengan menggunakan alternator tiga phase yang diputar oleh engine. Arus AC tiga phase di mana frequensinya ditentukan oleh besarnya RPM engine. Arus dari alternator ini dialirkan ke suatu synchronous motor tiga phase pada tachometer indikator.

Kecepatan putaran motor pada indikator ditentukan oleh frequensi arus yang dihasilkan alternator generator dari putaran engine. Alternator generator yang diputar oleh engine menghasilkan arus AC tiga phasa yang kemudian disalurkan melalui kawat-kawat listrik ke synchronous motor. Arus tiga phase ini menimbulkan medan magnet yang berputar pada stator dari synchronous motor. Rotor dari synchronous motor ini berupa magnet permanen yang akan mengikuti arah medan magnet yang berputar dan hasilnya rotor dari synchronous motor ini akan berputar sebesar putaran alternator. Synchronous motor tersebut dipergunakan memutar sebuah magnet di dalam drag cup. Sehingga menyebabkan drag cup berputar dan menggerakkan indicating needle (pointer).

52

J.


Fuel Quantity Indicating System

Fuel quantity indicating system berfungsi untuk mengetahui jumlah bahan bakar dalam tank pesawat udara. Tujuan penunjukan fuel quantity adalah agar penerbang dapat mengoperasikan pesawatnya sesuai dengan jumlah bahan bakar yang ada.

Gambar 62. Fuel quantity indicating

Penunjukan jumlah bahan bakar biasa dalam satuan volume atau dalam satuan berat. Pada umumnya satuan fuel quantity yang digunakan adalah satuan berat. Penunjukan dalam Lbs, antara 0 – 420 Lbs. Keuntungan menggunakan satuan berat adalah;  Satuan berat mengukur jumlah bahan bakar yang sebenarnya dapat dipakai untuk operasi suatu engine. Satuan berat tidak dipengaruhi oleh density (kepadatan) dan temperatur.  Berat bahan bakar dapat langsung memberikan gambaran dalam gross weight (berat keseluruhan) dari suatu pesawat.

Ada beberapa tipe fuel quantity indicating system yang berbeda dalam prinsip kerja dan konstruksinya. Sedangkan penggunaan dari tipe-tipe ini tergantung pada tipe pesawat dan sistem bahan bakarnya. Tipe fuel quantity indicating system berdasarkan prinsip kerja dan konstruksinya yaitu: 1. Direct reading Indicator

Gambar 63. Skema direct reading fuel quantity 53


Sistem ini menggunakan pelampung yang bergerak naik turun diatas permukaan fuel di dalam tank sebagai penggerak bevel gear untuk memutar magnet. Pada ujung lain diluar tank terdapat pointer yang terbuat dari magnet, sehingga pergerakan magnet dalam tank yang sesuai dengan tinggi rendahnya permukaan fuel akan diikuti oleh pointer untuk memberikan penunjukan jumlah fuel di dalam tank

2. DC electrical Indicator

Gambar 64. Skema electrical fuel quantity

Prinsip konstruksi fuel quantity indicating system yang menggunakan DC electrical terdiri dari pelampung, transmitting arm dan resistor. Pelampung bergerak naik turun sesuai dengan tinggi rendahnya permukaan bahan bakar di dalam tank, gerakan ini diteruskan oleh transmitter arm untuk menunjukkan besar kecilnya harga dari resistor. Indicator yang digunakan adalah suatu moving magnet instrument. Perubahan jumlah fuel di dalam tank akan mengakibatkan perubahan harga tahanan dari transmitter, sehingga menyebabkan perubahan besar arus yang mengalir melalui coil A dan B pada indicator. Besar kecilnya arus pada coil tersebut akan menentukan besar kecilnya medan magnet yang timbul. Permanen magnet yang jadi satu dengan pointer akan bergerak ke arah coil yang mempunyai medan magnet lebih besar. Pada keadaan kosong maka, nilai tahanan pada transmitter lebih besar dari tahanan R, arus listrik melalui coil A lebih besar, sehingga pointer bergerak ke arah E (Empty). Dalam keadaan setengah penuh, harga tahanan transmitter sama besar dengan R, sehingga arus listrik pada kedua coil mengalir sama besar, medan magnet yang timbul juga sama besar dan akibatnya posisi pointer berada di tengah – tengah. Apabila tank diisi penuh, maka nilai tahanan pada transmitter lebih kecil dari R, arus listrik yang mengalir melalui coil B lebih besar dan medan magnet yang timbul juga mengalir lebih besar, akibatnya pointer mengarah ke F (Full) dan satuan volume (gallon atau liter). 54


Kerugian fuel quantity indicating system yang menggunakan sistem DC electrical adalah;

 Tank transmitter mempunyai komponen-komponen bergerak, hal ini dapat menyebabkan bahaya, khususnya kontak antara transmitter arm dan resistor yang dialiri arus listrik (bahaya percikan bunga api).  Penunjukkan tidak tepat dengan perubahan posisi dari pesawat.  Pemuaian bahan bakar di dalam tank akibat pertambahan temperature menjadikan penunjukkan indikator bertambah akan tetapi yang sebenarnya fuel quantity tidak tambah.

3. Capacitor fuel quantity indicator

Gambar 65. Capacitor fuel quantity

Dalam perkembangan, pengukuran fuel quantity mulai menggunakan capacitance bridge. Sistem ini menggunakan prinsip perubahan kapasitansi. Capasitance bridge adalah sebuah balanced circuit (rangkaian keseimbangan) yang terdiri dari; Inductor A-B, Capasitor C1, inductor B-C, Capasitor C2, dan indikator.

Gambar 66. Circuit electric capacitor fuel quantity

Apabila nilai dari kedua inductor dan kedua capasitor sama besar, maka jembatan tersebut dalam keadaan seimbang (balanced). Ini karena phase arus dari kedua rangkaian ini adalah 180 derajat satu sama lain, akibatnya tidak akan ada arus listrik yang mengalir melalui indikator. 55


Gambar 67. Ilustrasi capacitor fuel quantity

Besarnya nilai kapasitansi dari suatu capasitor dalam rangkaian tersebut tergantung pada:  Luas permukaan dari plat capacitor.  Jarak antar kedua plat.  Besarnya dielektric constant (dielektrik konstanta) dari media pemisah kedua plat tersebut.

Capasitor ini yang dipakai untuk pengukuran jumlah bahan bakar dibuat dari dua buah plat atau lebih yang dibentuk melingkar berbentuk silinder (disebut dengan sensing probe) dimana plat bagian luar berlubang – lubang sehingga fuel dapat masuk diantara kedua plat.

Luas permukaan dari plat dan jarak antar kedua plat tersebut adalah tetap, jadi hanya dielektrik konstanta yang dapat berubah. Udara digunakan sebagai dielektrik pemisah apabila tank dalam keadaan kosong, dimana konstanta-nya satu, Pada fuel dalam kondisi penuh dan digunakan sebagai dielektrik pemisah pada, maka dielektrik konstant-nya sekitar dua.

56


Gambar 68. Penempatan capacitor fuel quantity

Apabila tank terisi penuh, probe akan mempunyai kapasitansi yang jauh lebih besar daripada waktu tank dalam keadaan kosong. Pada saat setiap terjadi perubahan isi tank antara penuh dan kosong akan memberikan suatu perubahan kapasitansi yang bertautan.

Gambar 69. Rangkaian fuel quantity system tipe DC capasitive

Apabila kapasitansi dari probe berubah karena perubahan permukaan fuel, maka amplifier akan menerima signal bahwa rangkaian bridge tidak seimbang. Amplifier akan memperbesar signal tersebut dan menghubungkannya pada motor servo dua phase pada indikator dan induktor pada transformator dari rangkaian bridge. Phase listrik pada induktor transmormator yang terhubung seri dengan capasitor akan bergeser 900. Motor servo ini tidak hanya memutar pointer, melainkan juga menggerakkan rebalancing potentiometer agar supaya pointer berhenti menunjuk pada posisi yang tepat setelah rangkaian bridge seimbang. 57


Cara penyetelan rangkaian lengkap fuel quantity system tipe DC capasitive;

 Pertama : Tank dikosongkan, kemudian empty adjustment potentiometer digerakkan hingga indicator menunjuk pada posisi empty.  Kedua : Tank diisi penuh, kemudian full adjustment potentiometer digerakkan hingga indicator menunjuk pada posisi full.

K. Fuel Flow Indicator

Fuel flowmeter indicator berfungsi untuk mengetahui pemakaian bahan bakar selama engine bekerja. Fuel flowmeter ditunjukan dalam satuan lbs/jam atau Kg/jam. Instrumen ini pada umumnya dipergunakan pada pesawat-pesawat multi engine yang besar, akan tetapi pada pesawat – pesawat kecil juga kadang-kadang dapat kita jumpai. Fuel flow indicator ada yang bekerja secara mekanik dan ada juga yang bekerja secara elektrikal. Secara mekanik menggunakan prinsip bourdon tube, sedangkan elektrikal menggunakan transmitter.

Prinsip kerja fuel flowmeter digerakkan secara elektrikal. Fuel flowmeter yang dipergunakan pada piston engine terdiri dari sebuah flowmeter transmitter dan sebuah indicator. Transmitter ini biasanya dihubungkan dengan saluran fuel yang keluar dari karburator menuju fuel feed valve. Fuel masuk melalui fuel inlet yang diarahkan pada matering vane, yang akan mengakibatkan vane bergerak berputar (swing ) pada porosnya. Apabila gaya yang timbul akibat aliran fuel sama besar dengan tensi dari spring, maka vane akan berhenti bergerak.

Gambar 70. Konstruksi fuel flow indicator

Dengan berubahnya posisi vane akan mengakibatkan perubahan posisi rotor yang dialiri arus listrik di dalam stator yang berupa coil dihubungkan rangkain elektrinik segitiga. Pada stator akan timbul signal yang kemudian dikirimkan ke stator dari 58


indicator. Sehingga rotor dari indikator akan bergerak sebesar gerakan rotor transmitter dan apabila sudah sama akan berhenti pada posisi tersebut. Rotor dari indikator ini dipergunakan untuk menggerakkan pointer dan memberikan penunjukkan pada skala yang sudah dikalibrasikan menjadi jumlah bahan baker yang mengalir setiap jam.

Gambar 71. Skema electric fuel flow indicator

L. Torquemeter Indicator

Torquemeter Indicator yang berfungsi untuk mengetahui tenaga dari engin dengan cara mengukur tekanan yang ditimbulkan oleh torquemeter system. Torqueneter system merupakan bagian dari mesin itu sendiri dan terdapat di dalam reduction gear assembly di antara crankshaft dan propeller shaft. Konstruksi dari sistem ini tergantung dari jenis engine, akan tetapi prinsip dan sistem kerjanya sama yaitu dengan tendensi berputar beberapa bagian dari reduction gear yang kemudian ditahan oleh piston pada hydraulic cylinder yang ditempatkan pada case gear.

Gambar 72. Skema torquemeter 59


Oil dari engine oil system dialirkan ke dalam cylinder melalui sebuah pompa torquemeter yang khusus dan menyerap (absorb) beban yang disebabkan gerakan piston. Oil di dalam silinder menghasilkan tekanan yang sebanding dengan beban atau torque yang ditimbulkan oleh engine, dan tekanan ini dipindahkan ke suatu torque pressure indicator yang terdapat di panel instrumen. Setiap penambahan power dari engine akan mengakibatkan torque bertambah. Dengan demikian beban pada piston bertambah dan piston bergerak menutup lubang bleed. Dengan semakin menutupnya lubang bleed, maka tekanan oil di dalam cylinder bertambah dan penunjukan pada indikator bertambah. Apabila beban atau torque tersebut sudah seimbang dengan tekanan oil, maka piston berhenti bergerak dan gerakan pointer juga berhenti pada posisi terakhir ini.

60

BAB 5 FLIGHT INSTRUMEN


Flight instrument adalah suatu kelompok instrument yang berfungsi untuk mengontrol pengemudian pesawat terbang yang meliputi kecepatan, ketinggian, kemiringan dan belokan serta besarnya sudut naik dan turun sebuah pesawat terbang selama dalam pengoperasiannya. Beberapa Indicator yang termasuk dalam kelompok flight instrument adalah :     

Altimeter Indicator. Vertical Speed Indicator (VSI) atau Rate of Climb Indicator (ROCI). Air Speed Indicator atau Mach Meter Indicator. Artificial Horizontal Indicator (AHI). Turn and Bank Indicator atau Turn and Slip Indicator.

A. Altimeter

Altimeter adalah suatu instrumen yang dipakai untuk mengetahui ketinggian pesawat terbang terhadap suatu landasan atau tinggi pesawat terhadap permukaan laut. Altimeter indicator menggunakan pitot static system sebagai sumber tenaga penggeraknya.

Gambar 73. Altimeter indicator

Penunjukkan pada indicator menggunakan satuan “FEET”. Pressure altimeter sebetulnya adalah sebuah barometer atau pengukur tekanan atau pengukur perbedaan tekanan yang hasil pengukurannya dinyatakan dalam satuan feet. Altimeter indicator juga dikenal dengan nama barometer indicator atau pressure altimeter. 61


Gambar 74. Tabel tekanan atmosfir

Pembacaan indicator ini terpengaruh juga oleh perubahan tekanan di tanah yang disebabkan karena perubahan-perubahan keadaan atmosfir meliputi tekanan, temperature dan kelembaban udara / humidity.

Sebagaimana diketahui bahwa udara di permukaan bumi lebih padat daripada udara di atasnya. Jadi secara sederhana altimeter ini sesungguhnya adalah sebuah barometer logam (aneroid barometer) yang pembacaannya dalam satuan dalam feet. Apabila ketinggiannya makin bertambah maka tekanan udaranya makin berkurang. Karena gas memuai bila tekanan berkurang, maka jumlah bagian-bagian udara pada kesatuan isi juga berkurang. Dengan pengertian lain berat jenis udara menjadi kecil atau kepadatannya menjadi tipis. Tekanan udara yang berbeda-beda pada ketinggian yang berlainan ini dipakai pada altimeter untuk menunjukkan perubahan ketinggian. 62

1. Cara kerja dan konstruksi altimeter indicator


Gambar 75. Cara kerja mekanik altimeter

a) Mekanisme di dalam altimeter indicator terdiri dari 2 atau 3 buah aneroid logam hampa udara. Mengembang dan mengempisnya aneroid karena adanya tekanan static. b) Mekanisme ini terpasang di dalam case instrument yang kedap udara (air tight). c) Indicator dihubungkan dengan tekanan atmosfir melalui lubang static (static head atau static vent).

 Aneroid yang terdapat di dalam case instrument akan “mengembang“ bila pesawat “naik“. Hal ini disebabkan karena tekanan di dalam aneroid “lebih besar“ dari tekanan static.  Aneroid yang terdapat di dalam case instrument akan “mengkerut“ bila pesawat “turun“. Hal ini disebabkan karena tekanan didalam aneroid “lebih kecil“ dari tekanan static.  Mengembang dan mengkerutnya aneroid ini disambungkan dengan diteruskan melalui sebuah tuas mekanik. Tuas mekanik ini pada satu ujungnya dihubungkan pada rocking shaft sehingga berputar. Rocking shaft ini memutar gear yang di hubungkan dengan 3 (tiga) buah jarum penunjuk dial pointer.  Jarum penunjuk dial pointer akan diam bila terjadi keseimbangan tekanan udara di dalam aneroid dan di dalam case instrument.

d) Sebuah penunjukan counter pada sisi sebelah kanan skala penunjukkan terlihat skala barometrik dalam satuan Inch Hg atau Milibar yang dihubungkan dengan roda – roda gigi ke zerro setting knob.

63


Gambar 76. Konstruksi mekanik altimeter

e) Untuk mengkoreksi kesalahan pengukuran altimeter yang disebabkan oleh perubahan temperatur yang mempengaruhi aneroid, maka pada mekanik altimeter digunakan bi-metalic strip atau bi-metallic u-spring. Bi-metallic uspring adalah per dengan bentuk huruf U dan dibuat dari lapisan yang berasal dari dua logam yang berbeda koeffisien muainya, sehingga bila terjadi perubahan suhu maka mulut huruf U akan makin terbuka atau makin tertutup

2. Cara membaca altimeter indicator Altimeter indicator dilengkapi dengan 3 (tiga) buah jarum penujukan dial pointer

a) Jarum panjang menunjukkan ratusan feet, jarum pendek ribuan feet dan jarum panjang dengan segitiga di ujungnya menunjukkan puluhan ribu feet. b) 1 X putaran jarum panjang sama dengan 1000 feet c) 1 X putaran jarum pendek sama dengan 10.000 feet

3. Kesalahan – kesalahan pada altimeter indicator

a) Instrument error Adalah kesalahan yang disebabkan oleh usia umur dari indicator yang menyebabkan berkurangnya elastisitas peralatan penggerak dalam indicator. Besarnya kesalahan tidak boleh melebihi + 30 atau – 45 feet pada permukaan laut. b) Position error atau installation error Adalah kesalahan yang disebabkan karena pitot tube tidak menghadap penuh ke arah air flow (aliran udara) dan tekanan dinamis yang memasuki static head atau static vent. 64


c) Lag error (hysterisis error) Adalah kesalahan yang disebabkan karena terlambatnya tekanan dalam case instrument untuk menyesuaikan diri dengan tekanan atmosfir. Kesalahan ini terutama terjadi bila pesawat menukik atau menanjak dengan tajam.

4. Jenis – jenis ketinggian / altitude

a) Indicated altitude. Adalah tinggi yang dibaca dari altimeter indicator. b) Pressure altitude. Adalah tinggi yang dibaca pada altimeter indicator apabila skala barometric di set pada 29, 92 inch hg atau 1013,25 milibar. c) True altitude. Adalah tinggi pesawat terhadap permukaan laut (sea level). d) Absolute altitude. Adalah tinggi pesawat terhadap suatu landasan (dataran).

Gambar 77. Jenis ketinggial altitude

B. Vertical Speed Indicator (VSI)

Vertical speed indicator atau rate of climb indicator atau vertical velocity indicator berfungsi untuk mengetahui kecepatan naik turun dan kecepatan vertical dari pesawat saat melakukan penerbangan.

Gambar 78. Vertical speed indicator 65


Vertical speed indicator (VSI) menggunakan “pitot static system” sebagai sumber tenaga penggeraknya. Skala penunjukan dial pointer vertical speed incator menggunakan satuan feet per menit. 1. Konstruksi vertical speed indicator terdiri dari;

 Diaphragma atau aneroid  Indicating element  Metering unit atau jarum penunjuk dan skala

Diaphragma berada di dalam case instrument yang kedap udara dan dibuat dari bahan yang tidak mudah terpengaruh oleh perubahan suhu udara luar.

Gambar 79. Cara kerja mekanik VSI

Case instrument dihubungkan dengan tekanan udara Atmosfir melalui lubang static dan capillary tube melalui lubang pengontrol. Lubang pengontrol ini kadangkadang dinamakan "Metering unit atau restricted chore". Tekanan udara atmosfir masuk langsung ke bagian dalam dari diaphragma melalui lubang static (static vent, static tube dan capillary tube). Lubang pengontrol ini khusus dibuat untuk mengkoreksi kesalahan yang disebabkan karena perubahan kepadatan udara (density) dan perubahan temperatur. Untuk pengontrolan ini dipakai klep dural (diffuser valve assembly)

66


Gambar 80. Konstruksi VSI

Jarum penunjuk dial pointer akan berada pada posisi horizontal (jam 9) pada saat pesawat terbang lurus dan mendatar (straight and level flight). Hal ini berarti skala pada indicator menunjuk titik nol (0). Jarum penunjuk dial pointer akan bergerak ke atas pada saat pesawat climbinging dan akan bergerak ke bawah pada waktu pesawat descending.

2. Cara kerja vertical speed indicator (VSI) Vertical speed indicator secara sensitif mengukur perbedaan tekanan atmosfir yang disebabkan karena perubahan ketinggian. Bila pesawat terbang berubah ketinggiannya, maka tekanan static akan berubah juga. Tekanan udara di dalam diaphragma akan berubah lebih cepat daripada tekanan udara di dalam tabung indicator, sehingga diaphragma akan bergerak. Bila pesawat terbang mendatar (level flight) maka tekanan di dalam diaphragma akan sama dengan atmosfir. Selama pesawat masih bergerak naik atau turun maka selama itu akan terdapat perbedaan tekanan antara diafragma dan rumah instrumen.

Makin cepat pesawat naik atau turun akan makin besar perbedaan tekanan tersebut. Bila pesawat berhenti naik atau turun, dengan kata lain terbang mendatar kembali, maka perbedaan tekanan tersebut akan segera hilang, karena kedua ruangan yaitu diafragma dan rumah instrumen saling berhubungan. Perbedaan tekanan inilah yang menyebabkan diafragma mengembang dan mengempis. a) Pada saat pesawat terbang mendatar (straight and level flight), maka tekanan di dalam diaphragma akan sama dengan tekanan atmosfir.

67


Gambar 81. Posisi pesawat terbang mendatar

b) Apabila pesawat climbing, tekanan static di dalam diaphragma akan berubah lebih cepat daripada tekanan udara dari dalam case instrument, sehingga diaphragma akan mengempis.

Gambar 82. Posisi pesawat terbang climbing

c) Apabila pesawat bergerak descending, maka tekanan udara di dalam diaphragma akan menyesuaikan dengan tekanan static, sedangkan tekanan dalam case instrument akan lebih lambat menyesuaikan karena hubungan ke atmosfir harus melalui calibrated leak atau lubang pengontrol, sehingga tekanan didalam diaphragma akan lebih besar dan mengembang.

68


Gambar 83. Posisi pesawat terbang descending

d) Selama pesawat bergerak naik–turun, maka perbedaan tekanan static antara diaphragma dengan case instrument masih ada. e) Bila pesawat berhenti naik–turun (level flight), maka perbedaan tekanan diaphragma dengan case instrument akan hilang. f) Mengembang dan mengempisnya diaphragma akan diteruskan melalui sebuah tuas mekanik yang akan memutarkan rocking shaft. Rocking shaft ini akan memutarkan sektor bergigi yang selanjutnya memutarkan jarum penunjuk pada skala penunjukkan.

C. Air Speed Indicator (ASI)

Airspeed indacator berfungsi untuk menunjukkan kecepatan gerak pesawat terhadap udara di sekelilingnya. Airspeed indacator (ASI) menggunakan pitot static system sebagai sumber tenaga penggeraknya. Airspeed Indicator bekerja atas dasar tekanan static dan tekanan dinamis. Skala penunjukkan indicator dinyatakan dalam satuan “knot” atau “mph”.

Gambar 84. Air speed indicator

69

Keterangan :

1 KNOT


= 1 Nautical Mile Per Hour (ukuran Mil Laut) = 1,15 Mile Per Hour (MPH) → 1 MPH = 1,609 KM/H = 6.080 Feet Per Hour

Gambar 85. Cara kerja ASI

1. Cara kerja airspeed indicator (ASI)

a) Sebuah diaphragma dalam indicator dihubungkan dengan pitot tube melalui air pressure dynamic line. Apabila pesawat bergerak maju, maka tekanan udara dinamis masuk melalui lubang pitot tube, sehingga menyebabkan diaphragma mengembang. Mengembang dan mengempisnya diaphragma sesuai dengan besar kecilnya tekanan dinamis yang masuk melalui pitot tube. b) Tekanan yang masuk dalam diafragma, disamping dinamis juga ada tekanan statis, kedua tekanan ini dinamakan tekanan pitot (pitot pressure). Tekanan statis ini tidak tergantung pada kecepatan, jadi diafragma harus bebas dari pengaruh tekanan ini. Untuk menghilangkan pengaruh tekanan statis, diafragma ditempatkan dalam case instrument yang kedap udara dan dihubungkan dengan tekanan atmosfir melalui lubang static (static vent). Dengan demikian static pressure yang terdapat dalam diafragma dinetralkan dengan static pressure yang berada di luar diafragma. Jadi diafragma hanya mengembang dan mengempis karena pengaruh tekanan dinamis saja

70


Gambar 86. Mengembang dan mengempisnya diaphragma

c) Gerakan mengembang dan mengempisnya Diaphragma, diteruskan melalui sebuah tuas mekanik yang akan memutar Rocking Shaft, selanjutnya menggerakkan sektor bergigi.

Gambar 87. Gerakan dial pointer akibat tekanan dinamis dan static

d) Sektor bergigi akan menggerakkan jarum penunjukkan dial pointer pada Indicator.

2. Kesalahan-kesalahan pada airspeed indicator (ASI).

a) Instrument error. Adalah kesalahan yang disebabkan oleh kurang sempurnanya sistem transmisi atau sistem penggerak dalam indicator.

b) Position error atau installation error. Adalah kesalahan yang disebabkan oleh posisi atau kedudukan pitot tube tidak menghadap penuh ke arah aliran udara. Sehingga tekanan dinamis tidak sepenuhnya masuk kedalam pitot tube. Keadaan ini terjadi bila pesawat climbing, descending dan pada saat low speed.

71


Gambar 88. Posisi pitot head tidak sejajar dengan air flow

c) Compressibility error. Adalah kesalahan yang disebabkan oleh kecepatan pesawat yang terlalu tinggi. Pada kondisi ini, terjadi pemampatan udara di dalam rongga-rongga pitot tube. Pada kecepatan di bawah 250 Knots/450 Kilometer Per Jam, compressibility error dapat di abaikan. Tetapi pada Kecepatan tinggi harus diperhitungkan.

3. Istilah – istilah pada airspeed indicator (ASI) di antaranya Adalah :

a) Indicated airspeed. Adalah besarnya kecepatan yang ditunjukkan oleh jarum pada airspeed indicator. b) Calibrated airspeed. Adalah indicated airspeed yang sudah dikoreksi terhadap kesalahan–kesalahan indicator dan kesalahan kedudukan/position error. c) Equivalent air speed. Adalah calibrated air speed yang sudah dikoreksi terhadap compressibility. d) True air speed. Adalah equivalent air speed yang sudah dikoreksi terhadap kepadatan udara (density) dan suhu (temperature).

D. Machmeter Indicator

Mach meter indicator adalah juga pengukur kecepatan pesawat terbang yang menunjukkan perbandingan antara True Air Speed (TAS) dengan kecepatan suara (Speed Of Sound) secara terus menerus.

Gambar 89. Machmeter indicator 72


Mach number dari suatu pesawat terbang di definisikan sebagai suatu perbandingan True Air Speed (TAS) terhadap kecepatan suara di suatu ketinggian dimana pesawat sedang terbang. Perbandingan ini dinyatakan dalam angka decimal.

Penunjukkan mach number sangat penting bagi seorang penerbang pesawat modern yang berkecepatan tinggi, karena “CRITICAL MACH NUMBER” pesawat terbang bersangkutan tidak boleh dilampaui demi faktor keamanan dalam penerbangan.

Bila dilampaui akan ada molekul-molekul udara yang memberikan tekanan yang besar pada “FUSELAGE SKIN” atau disebut “SHOCK WAVE” yang berakibat pesawat akan bergetar dan sulit dikendalikan lagi. Mach number tidak tergantung pada temperature udara, akan tetapi hanya tergantung dari tekanan pitot dan tekanan statik saja. Bisa dirumuskan dengan

=

=

Mekanisme machmeter indicator terdiri dari 2 diafragma. Diafragma pertama adalah yang mengukur perbedaan tekanan dinamis (pitot) dan tekanan statik (seperti pada ASI) yang disebut dengan disebut airspeed diafragma. Diafragma kedua adalah yang mengukur perbedaan tekanan statik dengan vakum (seperti pada altimeter) yang disebut dengan altitude diafragma. Kalau dua diafragma tersebut, dimasukan ke dalam sebuah case instrumen yang kedap udara dan dihubungkan dengan static vent, maka akan didapat mach number (M).

Gambar 90. Mekanisme kerja machmeter 73


Pengembangan dari airspeed diafragma dan altitude diafragma diteruskan melalui mainshaft dan ringing arm ke ratio arm dan ke jarum penunjukan dial pointer. Hubungan mekanisme tersebut dibentuk sedemikian rupa sehingga gerakan dari pointer sebanding dengan angka mach ( M )

E. Gyroscopic Instrument

Gyroscope Indicator adalah Indicator yang bekerjanya berdasarkan perputaran/gaya putar. Dengan pengertian lain : Gyroscope adalah suatu benda didalam Indicator yang berbentuk seperti roda bola yang berputar pada porosnya. Gyroscope terbuat dari metal dengan berat tertentu dan dipasang pada suatu rangka khusus. Roda bola ini disebut “gymbal”.

Gambar 91. Bagian gyroscopes

Gambar 92. Gyroscopes

Gambar 93. Posisi gyro dalam posisi bernagai lokasi 74


1. Terdapat 2 macam gymbal yang membentuk sebuah gyroscope yaitu : a) Inner gymbal. b) Outer gymbal.

2. Gyroscope mempunyai satu atau lebih bidang putar. Gyro dapat berputar bebas pada ke tiga sumbu, yaitu; a) Spinning Fredom pada sumbu Longitudinal (x. x’) b) Tilting Fredom pada sumbu Lateral (y. y’) c) Veering Fredom pada sumbu Vertical (z. z’)

Gambar 94. Sumbu putar gyroscope

Apabila Gyro berputar dengan kecepatan yang cukup besar, maka Gyro akan mengambil suatu kedudukan dan akan tetap pada kedudukan tersebut selama tidak ada gaya dari luar yang mempengaruhinya.

3. Sifat-sifat gyro yaitu:

a) Rigidity in space (ketetapan). Sifat pada gyro untuk mempertahankan poros putarnya sehingga akan selalu menunjuk arah yang sama atau rotor gyro akan tetap pada bidang putarnya. Contoh; Sepeda apabila berjalan (rodanya berputar) sepeda ini mempunyai kestabilan jadi tidak jatuh, makin cepat sepeda tersebut berjalan ia akan makin stabil. Demikian juga dengan rotor gyro, makin cepat putaran rotornya akan makin stabil. (rigid). 75


Besarnya rigidity tergantung pada kecepatan sudut dari gyro, berat dari massa gyro tersebut, dan panjang jari-jari poros gyro.

b) Gyro Precession. Sifat pada gyro untuk merubah sudut arah bidang putar gyro. Arah dari precession tergantung pada gaya yang mengganggu dan arah dari putaran gyro rotor

ialah sifat kedua dari gyro yaitu, perubahan sudut arah dari bidang putar gyro. Arah dari precession tergantung dari gaya yang mengganggu dan arah dari putaran gyro rotor.

Apabila pada suatu gyro yang sedang berputar diberikan gaya ganggu 90 derajat searah dengan putaran gyro, maka gyro precession-nya akan terus ada selama gaya ganggu masih diberikan sampai bidang putar dari gyro segaris dengan bidang gaya ganggu.

Makin besar gaya ganggu (external force), makin besar precession-nya. Makin besar jari jari makin cepat perputaran gyro, makin kecil precessinya. Untuk jelasnya perhatikan gambar

Gambar 95. Gaya gyro precession

4. Gyroscope digerakkan dan diputar dengan dua cara, yaitu;

a) Menggunakan vacuum system atau suction system Terdapat dua cara untuk memutar gyro rotor bila menggunakan vacuum system atau suction system, yaitu;

 Menggunakan vacuum pump Yang memakai pompa vakum, apabila mesin pesawat bekerjaakan memutar pompa vakum, sehingga pompa vakum mempunyai daya hisap sebesar 10 inch Hg. Pompa vakum dihubungkan dengan rumah-rumah instrumen gyro melalui pipa-pipa penghubung. Pompa vacum akan menghisap udara dalam rumah/kotak-kotak instrumen. 76


Karena udara dalam case instrumen dihisap, maka tekanannya menjadi berkurang. Berkurangnya tekanan ini menyebabkan ada semprotan udara luar yang masuk ke dalam case instrumen.

Semprotan udara (air jet) ini digunakan untuk memutar roda-roda gyro (gyro rotor). Tekanan 10 inch Hg lebih dari cukup untuk memutar gyro instrumen, dimana tekanan yang dibutuhkan hanya kurang lebih 4 inch Hg, sehingga sebuah relief valve digunakan untuk menurunkan tekanan menjadi 4 inch Hg. Pada sistem ini juga dilengkapi dengan saringan udara (air filter), gunanya untuk mencegah kotoran-kotoran udara luar yang ikut masuk ke dalam lubang poros putar gyro.

1) Bila engine bekerja, vacuum pump juga akan berputar. Pompa vakum menghasilkan daya hisapan sebesar ± 10 inch Hg.

Gambar 96. Sumber penggerak sistem gyro jenis vacuum pump

2) Melalui pipa penghubung, vacuum pump dihubungkan dengan case instrument gyro. Vacuum pump akan menghisap udara yang berada dalam case instrument. Karena udara dalam case instrumen dihisap, maka tekanannya menjadi berkurang. Berkurangnya tekanan ini menyebabkan ada semprotan udara luar yang masuk ke dalam case instrumen. 3) Semprotan udara (air jet) ini digunakan untuk memutar gyro rotor. Tekanan 10 inch Hg lebih dari cukup untuk memutar gyro instrumen, dimana tekanan yang dibutuhkan hanya kurang lebih 4 inch Hg, sehingga sebuah relief valve digunakan untuk menurunkan tekanan menjadi 4 inch Hg. 77


Pada sistem ini juga dilengkapi dengan air filter yang berguna untuk mencegah kotoran-kotoran udara luar yang ikut masuk ke dalam lubang poros putar gyro.

 Menggunakan ventury tube Menggunakan prinsip tekanan udara rendah yang melalui tabung venturi. Ventury tube yang bertekanan lebih rendah dari udara sekelilingnya dihubungkan dengan pipa ke dalam case instrument gyro.

Gambar 97. Sumber penggerak sistem gyro jenis ventury tube

Udara dalam kotak instrumen berhembus ke luar menuju tabung venturi yang mempunyai tekanan yang lebih rendah atau terhisap oleh tabung venturi. Sehingga di dalam case instrumen terjadi pengurangan tekanan udara, sehingga melalui pipa yang berhubungan dengan udara luar terjadilah semprotan udara luar ke dalam kotak instrumen. Semprotan udara luar inilah yang digunakan untuk memutar rotor instrumen gyro.

Sistim ini mempunyai kerugian-kerugian dibandingkan dengan sumber penggerak listrik, terutama pesawat terbang besar yang mempunyai kemampuan terbang tinggi (hight altitude aircraft). Semakin tinggi pesawat itu terbang, semakin rendah tekanan udara yang dapat menyebabkan terjadinya penyusutan tekanan. Demikian juga terhadap instrumennya sendiri, yang mana umumnya instrumen giro sistem vakum banyak menggunakan bearings. Pada waktu tertentu akan lebih mudah mengalami kerusakan, terutama terhadap udara yang lembab. Maka dari itu, sistem ventury tube ini jarang di pakai.

b) Menggunakan electrical (DC atau AC) :

 DC = 14 Volt maupun 28 Volt (yang dihasilkan dari battery / accu)  AC = 115 Volt (yang dihasilkan dari inverter maupun alternator) 78


Sumber tenaga penggerak rotor gyro yang menggunakan listrik dc dengan tegangan 14 vdc maupun 28 vdc menggunakan prinsip conventional permanent magnet. Indicator yang menggunakan prinsip ini adalah turn & bank indicator atau turn & slip indicator.

Sumber tenaga penggerak rotor gyro yang menggunakan listrik AC tegangan 115 Volt 400 Hz 3 phase. Indicator yang menggunakan prinsip arus AC adalah artifisial horizontal indicator (AHI) dan directional gyroscopic indicator (DGI).

F. Artifisial Horizontal Indicator

Artifisial horizontal indicator (AHI) digunakan untuk mengetahui atau menunjukkan sikap pesawat atau gerakan pesawat terhadap sumbu longitudinal axis dan sumbu lateral axis. Indicator ini seolah-olah menggantikan garis horizon bumi.

Gambar 98. Artifisial horizontal indicator

Artificial horizon indicator bisa disebut juga dengan mana gyro horizon dan kadang disebut juga attitude indicator. Intrumen ini menggunakan prinsip kerja space gyro. Dimana gyro mempunyai tiga sikap gerak yang bebas, yaitu pitching, rolling dan yawing. Artifisial horizontal indicator menggunakan vacuum system atau suction system atau electrical system sebagai sumber tenaga penggeraknya.

Gambar 99. Gerakkan sikap pesawat 79


1. Rotor gyro pada indicator mempunyai tiga sikap gerak yang bebas, yaitu; a) Sikap ROLLING → Menggelundung ke samping Ialah sikap dimana pesawat berputar melalui sumbu longitudinal. b) Sikap PITCHING → Mengangguk Ialah sikap dimana pesawat berputar melalui sumbu lateral. Bila posisi pesawat naik disebut climbing. Bila posisi pesawat turun disebut descending.

c) Sikap YAWING → Menggeleng Ialah sikap dimana pesawat berputar melalui sumbu vertical.

Gambar 100. Penunjukan tampilan AHI 80

2. Cara kerja artifisial horizontal indicator


a) Menggunakan ventury tube atau vacuum pump Ventury tube dipasang sejajar dengan sumbu longitudinal untuk mendapatkan air stream. Bila menggunakan vacuum pump, air stream didapatkan dari reduction gear yang terhubung dengan crank shaft engine.

Gambar 101. Konstruksi mekanik AHI

b) Menggunakan electrical system Pada gyro horizon yang digerakkan oleh listrik pada dasarnya menggunakan konstruksi mekanik yang sama dengan gyro horizon yang digerakkan oleh air vacuum. Gyro horizon yang menggunakan elektrikal terdapat vertical gyroscope.

Gambar 102. Konstruksi elektrikal AHI

Vertical gyroscope menggunakan motor 3 phase jenis squirrel cage induction, yaitu yang terdiri dari sebuah rotor yang berputar 21.000 rpm. Listrik untuk menggerakkan rotor ini menggunakan tegangan 115 VAC, 400 Hz 3 Phase. 81


Pada instrument gyro horizontal penyimpangan gymbal dapat terjadi karena adanya gesekan dari pada bearing dan perputaran bumi atau pergerakkan pesawat itu sendiri. Maka dari itu, gyro horizontal harus dilengkapi dengan sebuah alat pengatur yang dinamakan pengatur sistem ereksi (erection system).

Erection system ini berguna untuk menegakan kembali dan menjaga poros rotor gyro pada posisi tegak. Ada beberapa erection system pada pemakaian gyro horizontal yaitu: 1. Sistem mekanik:

a) Sistim mekanik sirip tegak (pendulous vane unit) Cara kerja sistem ini didasarkan udara yang keluar dari dalam case rotor. Unit dari sistem ini dipasang di bagian bawah case rotor gyro dan terdiri dari empat buah pisau (jendela) secara berpasangan pada dua buah poros yang saling bersilangan. Udara dari case rotor akan keluar melalui 4 jendela setelah rotor berputar. Reaksi udara yang keluar dari lubang jendela, akan menimbulkan gaya pada case-nya. Karena pengaruh dari pada beratnya, maka udara yang keluar dari lubang jendela berfungsi sebagai gaya kontrol terhadap giro dari reaksi udara. Bilamana giro sudah berdiri tegak lagi, maka aliran udara yang keluar dari 4 lubang jendela akan terbagi sama, sehingga reaksi tekanan udaranya pun sama dan gaya resultante setiap sumbu berada dalam keadaan seimbang.

Gambar 103. Ereksi sistem mekanik sirip tegak

b) Sistem mekanik tipe bola (ball type erection unit) Unit ini mempergunakan gaya presesi yang diakibatkan adanya berat dari pada bola-bola pada piringan putar yang diletakkan di case gyro.

Jumlah bola-bola tersebut tergantung pada tipe instrumennya. Bola dapat bergerak bebas dan digunakan untuk memberikan reaksi, bila terjadi presesi 82


yang ditimbulkan oleh pengaruh putaran bumi dan gesekan bola maupun ketidakseimbangan dari pada operasinya giro itu sendiri. Ruangan bola dibuat sedemikian rupa sehingga dapat mengatur gerak bola tersebut, bila gyroscope miring, sehingga massa bola dikembalikan sesuai dengan kedudukan pada piring ereksinya, untuk mendapatkan gaya yang diperlukan.

Bola-bola akan berubah posisi, sewaktu holder berputar. Tetapi titik berat tetap di pusat piringan ereksi. Dengan keadaan demikian titik berat berada pada pusat titik berat. Oleh karena itu gaya disekitar sumbu berada dalam keadaan seimbang.

Gambar 104. Ereksi sistem mekanik tipe bola

2. Sistem torque motor dan tombol datar (torquemotor dan levelling swicth system) Sistem ini digunakan pada gyro horizon yang operasinya digerakkan oleh listrik. Sistem ini terdiri dari dua buah torque motor yang dioperasikan oleh mercury levelling switch (tombol datar dengan air raksa) yang dipasang sejajar dengan sumbu melintang dan satu lagi sejajar dengan sumbu depan dan belakang. Switch yang dipasang melintang digunakan untuk mendeteksi perubahan roll (gaya guling) pada gyroscope dan dihubungkan dengan torque motor, di mana torque yang tepat terjadi pada sumbu pitch (pitch axis). Switch yang dipasang pada sumbu depan dan belakang gyro digunakan untuk mendeteksi perubahan pitch, di mana torque yang tepat terjadi pada sumbu guling (roll axis).

83


Gambar 105. Ereksi sistem mekanik elektrik

Susunan konstruksi sistem ereksi in adalah adalah

a) Pitch torque motor terpasang dibelakang coil dan stator pada ring bagian luar. b) Roll torque motor yaitu terpasang pada ring luar dan stator pada case gyro

G. Directional Gyro Indicator

Directional gyro indicator digunakan untuk mengetahui atau menunjukkan arah pesawat selama dalam penerbangannya (seperti halnya magnetic compass indicator) dan memberi informasi kepada penerbang tentang besarnya derajat penyimpangan dari arah semula. Directional gyro indicator merupakan kompas buatan.

Gambar 106. Directional gyro indicator

DGI bisa disebut kompas buatan atau kompas navigasi. DGI menggunakan gyroscope sebagai sumber tenaga penggeraknya, dimana gyro tersebut dapat digerakkan dengan vacuum pump atau dengan electrical system. 84


Gambar 107. Konstruksi mekanik DGI

Skala penunjukkan pada DGI adalah suatu plat logam yang mempunyai derajat 360°, dimana setiap garis berinterval 5° (seperti halnya magnetic compass), dan dilengkapi dengan lubber line (garis penuntun) sebagai pedoman pembacaan. Penyimpangan penunjukkan pada DGI tidak boleh melebihi 5°. Dengan menekan dan memutar tombol pada indicator, skala penunjukkan dapat diselaraskan dengan magnetic compass indicator. Dalam fungsinya sebagai penunjuk arah, directional gyro indicator lebih baik daripada magnetic compass, dimana DGI tanpa banyak mengalami gangguan maupun kesalahan yang disebabkan adanya leading (keterdepanan) atau lagging (keterbelakangan) seperti halnya yang dialami oleh magnetic compass.

85


Keunggulan DGI bila dibandingkan dengan magnetic compass indicator adalah sebagai berikut : a) DGI tidak terpengaruh oleh gaya kemagnetan. b) Bebas dari ayunan dan penunjukannya sangat peka. c) Penunjukkan Indicator tidak terpengaruh oleh gerakan pesawat pada saat :  Pesawat melakukan gerakan rolling.  Pesawat melakukan gerakan pitching.  Pesawat melakukan gerakan yawing.

H. Turn And Bank Indicator

Turn and bank indicator berfungsi untuk mengetahui bahwa pesawat membuat suatu belokan dan menunjukkan besar-kecilnya sudut belokan tersebut. Turn and bank indicator menggunakan prinsip gyroscope sebagai penggeraknya.

Gambar 108. Turn & slip indicator

Instrumen ini termasuk instrumen utama di dalam penggunaan instrumen terbang buta (blind flying instrument). Pada pesawat-pesawat besar, seperti pesawat transport dan pesawat yang lebih komplek lagi, instrumen ini digunakan oleh penerbang untuk membantu melakukan gerakan-gerakan membelok dengan sudut yang tepat sesuai dengan prosedure pesawatnya. 1. Turn indicator Turn & bank indicator terdiri dari dua mekanisme, 1) Mekanisme jarum pointer yang dikontrol gyroscope untuk menunjukkan laju belokan (rate of turn); 2) Mekanisme untuk mengetahui dan menunjukkan kemiringan (bank).

86


Gambar 109. Turn & bank indicator sesuai sumbu pesawat

Untuk mengetahui simpangan laju belokan, maka didasarkan pada sifat gyroscope dan gyroscope precession (penyimpangan gyroscope). Gyroscope yang ada pada turn & bank indicator ini, berbeda dengan gyroscope yang ada pada instrumen directional gyro indicator atau pada gyroscope horizon. Gyroscope yang ada pada turn & bank indicator hanya mempunyai satu ring gymbal dan spring yang menghubungkan ring gymbal dengan case, yang berguna untuk membatasi gerak pada sumbunya. Bila instrument berada pada posisi normal karena ditahan oleh spring, maka sumbu putar gyroscope akan tetap horizontal dan jarum pointer tetap pada penunjukan nol (zero). Karena putaran rotor, maka sifat rigidity akan menahan posisi ini. Apabila pesawat belok ke kiri, ring gymbal pada sumbu longitudinal akan juga berbelok, tetapi karena gerakan ini ditekan oleh rigidity, maka rotor akan precess (menyimpang).

Arah penyimpangan jarum pointer didapat dari sifat-sifat gyroscope. Suatu belokan ke kiri menyebabkan force (gaya) yang menekan sumbu bagian depan dari ring gymbal. Hal ini akan mendorong rotor pada titik F. Kemudian tenaga-tenaga dorong ini dipindah 900 searah putaran rotor (di titik P) yang menyebabkan ring gymbal menyimpang (tilt) pada sumbu longitudinal. Alur kerja ini merupakan prinsip dasar untuk mendeteksi laju belokan pesawat (rate of turn). Untuk penunjukan membatasi sudut penyimpangan (angular deflection), maka ring gymbal di pasangi spring yang terhubung dengan case. Gyroscope yang menyimpang atau miring akan menarik spring tersebut dan mencegah gerak giro lebih lanjut. Dengan kata lain spring force merupakan ukuran laju belokan pada instrument turn & bank indicator .

87


Gambar 110. Konstruksi turn & slip indicator

Suatu sistem peredam getaran (oscillation damper) juga dipasang dan dapat disesuaikan (ajustable) hingga pointer perubahan arah belokan menujukkan laju belokan yang cepat dan tepat.

Turn & bank indicator (rate giro) tidak memerlukan suatu "erecting device" seperti halnya artificial horizon, karena penunjukan selalu dikembalikan oleh adanya spring (per). Juga sebab lain adalah karena pada turn & bank indicator kecepatan putar rotor tidak terlalu tinggi, kira-kira hanya antara 4000 - 4500 Rpm.

Dalam turn & bank indicator terdapat dua indicator yang dijadikan satu agar memudahkan dalam memonitor gerakan pesawat terbang. Suatu penyimpangan dari jarum pointer memberi informasi tentang besarnya derajat belokan pesawat. Sedangkan tempat dimana bola hitam berada memberi informasi kemiringan pesawat. Indicator ini bekerja berdasarkan sifat penyimpangan dan rigidity dari Gyroscope.

2. Slip indicator atau bank indicator Penunjukan pada instrumen turn and bank indicator, disamping penunjukan rate of turn, juga dilengkapi dengan slip indicator instrumen. Slip indicator ini untuk menunjukkan apakah pesawat sudah tepat pada sudut kemiringannya pada suatu laju pembelokan yang dikehendaki. Alat ini dapat bekerja berdasarkan atas dua macam gaya, yaitu:  Gaya gravitasi  Gaya centrifugal

88


Gambar 111. Turn coordinator

Prinsip mekanisme slip indicator ada dua cara, yaitu;

 Memakai pemberat dengan pointer Mekanisme pemberat pada slip indicator dengan memanfaatkan gaya grafitasi. Gaya gravitasi menahan pemberat hingga jarum pointer menunjuk nol.

Gambar 112. Posisi pemberat pada sikap pesawat

Jika dalam normal flight, gaya gravitasi akan menahan pemberat hingga jarum pointer menunjuk nol. Gambar di bawah merupakan contoh pesawat belok ke kiri pada sudut dengan kecepatan tertentu. Pada saat pesawat membelok, indicator case dan skala pointer bergerak bersama-sama dengan pesawat. Saat belok ini terjadi gaya centrifugal yang mendorong pemberat ke luar dari titik belokan, tetapi apabila sudut pembelokan tepat, maka gaya gravitasi dan gaya centrifugal akan sama besar dan jarum pointer tetap pada posisi nol dan segaris dengan resultante dari pada kedua gaya tersebut.

89


Gambar 113. Gaya centrifugal lebih besar dari gaya grafitasi

Jika sudut pembelokan kurang (under banked), maka pesawat akan "skid" (terlempar ke luar dari belokan). Dalam hal ini gaya centrifugal lebih besar dari pada gravitasi, sehingga pemberat dan jarum bergerak ke luar.

Demikian juga sebaliknya, apabila sudut pembelokan diperbesar (over banked) maka pesawat akan terjadi "slip". Hal ini karena gaya gravitasi akan lebih besar daripada gaya centrifugal, sehingga jarum pointer dan pemberat akan bergerak berlawanan dengan pada waktu under banked.

 Memakai tabung yang berisi cairan (inclinometer).

Pada slip indicator tipe bola dengan gelas melengkung (inclinometer), pada prinsipnya adalah sama dengan tipe pemberat dan jarum. Perbedaan hanya terletak pada gerakan dari bola, dimana gerakannya berlawanan dengan tipe pemberat dan jarum, karena gaya yang bekerja langsung pada bolanya.

Pada saat belok (turning), gaya yang bekerja pada bola adalah gaya berat (grafitasi) dan gaya centrifugal. Jika kedua gaya tersebut tidak sama, maka akan terjadi “ SLIP “ atau “ SKID “ .

 NORMAL : Terjadi apabila rate of turn sebanding dengan sudut angle of bank. Bola akan berada di tengah (zero).  SLIP : Terjadi apabila rate of turn terlalu pelan bila dibandingkan dengan sudut angle of bank. Bola akan ke arah turning ( kurang rudder).  SKID : Terjadi apabila rate of turn lebih besar daripada angle of bank. Pada kondisi ini bola akan keluar (terlalu banyak rudder).

90


Gambar 114. Penunjukan bank indicator

I.

Sumber penggerak turn and bank indicator dengan listrik arus searah umumnya dengan menggunakan voltase 12 volt atau 24 volt DC. Electronic Flight Instrumen System ( EFIS )

Dalam perkembangan teknologi intrument pesawat udara, telah mengadopsi teknologi microprosesor yang menggunakan screen monitor dan multifunctional sisplay (MFD). Keuntungan dari penggunaan teknologi microprosesor ini sangat membantu dalam kerumitan panek instrument dan membantu penerbang untuk memfokuskan pada halhal instrument yang penting saja. Selain itu, penggunaan microposesor juga dimaksudkan untuk menghemat ruang dan berat instrument. Pesawat keluaran terbaru, kebanyakan sudah menggunakan teknologi microprosesor ini.

Flight instrument, sudah menggunakan metode EFIS (electronic flight instrument system) dalam menampilkan indikatornya. Dalam tampilan layar EFIS akan menampilkan semua flight instrument. Tampilan EFIS terdiri dari EADI (electronic attitude director indicator) dan EHSI (electronic horizontal situation indicator). EFIS mempunyai cara kerja menggunakan sistem digital.

91


Gambar 115. Tampilan layar EFIS

92

BAB 6 NAVIGASI INSTRUMENT


A. Instrument Landing System Instrument landing system (ILS) merupakan instrument elektronika yang fungsi sebagai sistem pemandu pendaratan pesawat udara. Sistem ini membantu pesawat udara untuk mendarat tepat pada centre line (garis tengah) runway dan dengan sudut pendaratan yang tepat.  Pemanduan dilakukan agar pilot mengetahui jarak pesawat terhadap area pendaratan (touchdown zone) pada runway.  Pemanduan dilakukan untuk mengatur posisi kanan kiri (center line) pesawat, sehingga dapat landing dengan tepat di garis tengah landasan.  Pemanduan dilakukan untuk mengatur posisi atas bawah pesawat, sehingga dapat landing dengan tepat pada sudut ± 30 terhadap landasan.

Berdasarkan fungsi pemanduaan, terdapat tiga komponen peralatan yang terdapat [ada ILS, yaitu : Marker beacon; Localizer; Glide slope.

93


Gambar 116. Skema kerja instrument landing system

1. Marker beacon Yaitu peralatan navigasi yang memberikan informasi berupa audio dan visual untuk mengetahui jarak pesawat terhadap runway. Terdiri dari OM (Outer Marker), MM (Middle Marker), IM (Inner Marker).

94


Gambar 117. Marker beacon

 Outer marker (OM) Outer marker adalah peralatan navigasi yang memancarkan gelombang elektromagnetik untuk memberikan informasi ke pilot bahwa posisi pesawat berada pada jarak 7 – 12 Km dari threshold (ujung runway). Peralatan pemancar outer marker diletakkan pada jarak 7 – 12 Km dari ujung runway, sehingga pada saat pesawat berada tepat di atas outer marker maka pesawat akan menerima informasi bahwa pesawat berada pada jarak 7-12 km dari threshold. Informasi yang diterima pesawat berupa identifikasi nada panjang terputusputus (dash tone) (___ ___) secara terus menerus sampai pesawat tidak lagi berada pada pancaran sinyal outer marker atau tidak berada di atas peralatan outer marker. Selain terdengar dash tone, pilot juga akan memonitor indicator lampu berwarna biru yang akan menyala saat pesawat menerima sinyal outer marker.

 Middle marker (MM) Sama halnya seperti outer marker, middle marker juga memancarkan gelombang elektromagnetik untuk memberikan informasi ke pilot dengan jarak yang berbeda dari OM yaitu 1,050 Km dari threshold (ujung runway). Peralatan pemancar outer marker diletakkan pada jarak 1,050 Km dari ujung runway, sehingga pada saat pesawat berada tepat di atas outer marker maka pesawat akan menerima informasi bahwa pesawat berada pada jarak 1,050 km dari threshold. Pada area ini, pilot harus sudah mengambil keputusan apakah dia sudah siap dan pada posisi yang tepat untuk landing atau tidak. Jika pilot merasa belum siap landing, dia harus segera memutuskan untuk go arround (kembali lagi pada posisi pendekatan).

Informasi yang diterima pesawat berupa identifikasi nada panjang dan singkat bergantian (dash dot tone) (___ o ___) secara terus menerus sampai 95


pesawat tidak lagi berada pada pancaran sinyal middle marker atau tidak berada di atas peralatan middle marker. Selain terdengar dash dot tone, pilot juga akan memonitor indicator lampu berwarna amber yang akan menyala saat pesawat menerima sinyal middle marker.

 Inner marker (IM) Inner marker, tidak seperti marker beacon lainnya, inner marker jarang dipakai pada bandar udara di Indonesia kerena jarak pandang (visibility) pilot masih relatif baik. Inner marker biasanya digunakan di bandar udara yang berada pada daerah bersalju dan berkabut dimana visibility dekat. Peralatan ini memancarkan gelombang elektromagnetik untuk memberikan informasi ke pilot dengan jarak 450 m dari threshold (ujung runway). Informasi yang diterima pesawat berupa identifikasi nada singkat terputusputus (dot tone) (___ o ___) secara terus menerus sampai pesawat tidak lagi berada pada pancaran sinyal inner marker atau tidak berada di atas peralatan inner marker.

Selain terdengar dot tone, pilot juga akan memonitor indicator lampu berwarna putih yang akan menyala saat pesawat menerima sinyal middle marker.

2. Localizer Yaitu peralatan navigasi yang memberikan informasi mengenai kelurusan pesawat dengan garis tengah landasan

Gambar 118. Localizer

Localizer bekerja pada range frekuensi 108.00 - 112.00 Mhz, dengan jarak persepuluhan ganjil. Persepuluhan genap digunakan untuk VOR (VHF Omnidirectional Radio Range). Sebagai contoh ILS WIII (kode bandara Sukarno Hatta) runway 07 right memiliki frekuensi localizer 110.50 Mhz, sedangkan frekuensi VOR-nya adalah 113.60 Mhz. Frekuensi ini dipancarkan oleh antena carrier yang diletakkan di tengah antara antena 150 Hz dan 90 Hz. Antena loop memancarkan sinyal yang kemudian 96


dimodulasikan dengan frekuensi carrier di udara. Modulasi seperti ini disebut Space Modulation. Antena Localizer terdiri dari 16-24 buah antenna loop dan 1 buah antena carrier.

3. Glide slope Yaitu Peralatan Navigasi yang memberikan informasi sudut pendaratan pesawat ± 30 terhadap runway. Glide slope berfungsi untuk mengarahkan pesawat agar dapat mendarat pada sudut luncur tertentu secara aman sehingga terhindar dari kemungkinan ‘Overshoot’ maupun ‘Undershood’.

Gambar 119. Glide slope

Peralatan navigasi glide slope tidak jauh berbeda dengan localizer pada bentuk modulasi dan frekuensi loopnya. Glide slope juga memancarkan frekuensi carrier dan loop. Glide slope memberikan informasi sudut pendaratan 30 dengan mengkombinasikan frekuensi loop 150 Hz dan 90 Hz menggunakan 2 buah antena vertikal dalam 1 buah tiang. Sudut 30 dihasilkan jika loop 150 Hz sebanding dengan 150 Hz. Kedua frekuensi ini akan dibandingkan setelah diterima oleh pesawat udara untuk melihat apakah pesawat sudah memmbentuk sudut 30 atau belum. Indicator yang terlihat di cockpit pesawat berupa jarum sebagai tanda sudut 30. Jika pesawat mendapatkan frekuensi loop dominan 150 Hz, jarum akan bergerak ke atas, artinya sudut pendaratan pesawat terlalu rendah atau peswat talu rendah untuk landing, maka pilot harus menaikkan pesawat sampai jarum tepat di tengah. Begitu juga sebaliknya jika pesawat mendapatkan frekuensi loop dominan 90 Hz, jarum akan bergerak ke bawah, artinya sudut pendaratan pesawat berada terlalu besar atau pesawat terlalu tinggi untuk landing, maka pilot harus menurunkan ketinggian pesawat sampai jarum tepat di tengah. Saat komposisi frekuensi loop 150 Hz dan 90 Hz seimbang, artinya pesawat berada pada sudut pendaratan yang aman (tepat) dan pesawat sudah dalam posisi yang benar untuk landing. Antena glide slope dipasang 3 buah bertingkat vertikal, 1 buah antena carrier dipasang diantara 2 buah antena loop seperti gambar di bawah. 97


B. Direct Reading Compass Direct reading magnetic compass digunakan untuk mengetahui atau menunjukkan arah pesawat selama dalam penerbangannya atau arah pesawat terhadap magnet bumi maupun terhadap salah satu arah (misalnya utara, selatan, timur dan barat) sesuai dengan meridian magnet bumi.

Gambar 120. Magnetic compass

Prinsip kerja pada kompas magnet didasarkan atas suatu reaksi antara medan magnet dari permanent magnet dan medan magnet di sekeliling bumi. Direct reading magnetic compass merupakan alat navigasi yang penting dalam pertolongan pertama di dalam pesawat. Dalam keadaan darurat, magnetic compass indicator digunakan sebagai dasar penunjukkan dan perhitungan bagi Indicator yang lain (DGI dan RMI).

98

Gambar 121. Magnet bumi


Magnetic compass digunakan pada pesawat terbang kecil (pesawat dulu) sebagai penunjuk arah yang utama. Sedangkan pada pesawat terbang sekarang yang mempunyai peralatan instrument yang lebih lengkap (seperti indicating compass dan pertolongan advanced navigasi lain), Magnetic compass digunakan sebagai referensi penunjuk arah. Secara prinsip, magnet mempunyai tiga sifat umum, yaitu;

 Magnet permanen akan selalu menarik potongan-potongan besi dan baja.  Daya tarik magnet permanen akan berkonsentrasi pada tiap-tiap ujungnya.  Apabila magnet permanen digantungkan horizontal, maka ia akan diam dan menunjuk arah utara dan selatan.

Gambar 122. Sifat magnet permanen

Ujung magnet yang menunjuk utara disebut kutub utara dan ujung yang menunjuk selatan disebut juga kutub selatan. Apabila dua buah magnet dibawa bersama-sama dan ujung dengan ujung didekatkan, lalu ujung-ujung dari pada kedua magnet itu saling tarik-menarik, maka ujung-ujung dari pada kedua magnet itu adalah tidak senama (kutub utara dan kutub selatan). Tetapi apabila kedua ujung-ujung magnet itu saling tolak-menolak, maka kedua ujung-ujung magnet itu senama, yaitu kutub selatan dengan kutub selatan atau kutub utara dengan kutub utara. Sifat-sifat kemagnetan tersebut di atas adalah salah satu hukum kemagnetan. Gaya tarik menarik atau tolakmenolak antara ke dua kutub berbanding terbalik dengan kuadrat jarak antara magnet dengan magnet. Momen magnet dari pada suatu magnet mempunyai suatu tendensi untuk memutarkan atau diputar oleh magnet lain. 99


Momen magnet inilah yang dipakai sebagai syarat untuk mendesain kompas pada pesawat terbang. Kekuatan momen sedemikian rupa dan sistem deteksi magnet akan segera bereaksi dengan gaya medan magnet (dipengaruhi oleh panjang dan kekuatan kutup magnet harus diperhatikan).

Bahan material magnet buatan terbagi menjadi dua jenis, hard iron (besi keras) dan soft iron (besi lunak). Istilah ini digunakan untuk memberi bermacam-macam sifat kemagnetan sesuai dengan material yang dapat dibuat. Material seperti cobalt dan tungsten adalah tipe hard material, karena material tersebut sulit untuk dijadikan magnet tetapi sekali jadi magnet, ia akan tahan lama, seperti halnya permanent magnetism (magnet tetap). Material yang digolongkan dalam soft material, adalah material yang mudah dijadikan magnet seperti silicon dan biasanya sifat kemagnetannya mudah hilang. 1. Cara kerja magnetic compass indicator Suatu peristiwa yang terjadi pada sebuah pesawat terbang yang akan terbang hanya mempunyai tujuan untuk terbang dari suatu titik ke titik lain pada suatu bagian bumi dengan cara yang cepat dan tepat dengan menggunakan navigasi udara.

Gambar 123. Garis gaya magnet bumi

Permukaan bumi dibagi menjadi garis-garis lintang dan garis-garis bujur, yang memberikan sistim kisi-kisi (a grid system) untuk suatu penempatan dan arah. Magnet kecil yang berputar tergantung, baik itu di udara atau mengembang pada cairan di sebuah case, akan selalu menyesuaikan sendiri dengan garis-garis gaya magnet bumi. Penggunaan kompas ini, sebagai patokan (referensi) navigasi.

100


Gambar 124. Konstruksi magnetic compass

Sumber tenaga penggerak magnetic compass indicator ini adalah gaya kemagnetan. Penunjukkan pada indicator menggunakan satuan “derajat”. Terdiri dari beberapa garis, dimana setiap garis berinterval 50. Bagian metal yang mengandung besi dan kawat-kawat (cable) yang dialiri arus listrik, cenderung menarik magnet pada compass indicator, dan akan menyebabkan terjadinya kesalahan (error) dalam penunjukaannya. Kesalahan-kesalahan ini yang disebut “deviasi”.

2. Persyaratan magnetic compass indicator Untuk dapat digunakan secara tepat dan effisien, maka setiap instrument magnet compass harus memenuhi 3 syarat, yaitu posisinya garus selalu datar (horizontality), sensitif (sensitivity), aperiodik/dead beat (apriodicity). a) Horizontality Bagian utama dari sebuah kompas adalah batang magnet atau jarum magnet. Untuk mendapatkan suatu penunjukan yang tepat dan efisien pada kompas, jarum magnet harus benar-benar dalam posisi mendatar atau horizontal.

Untuk memenuhi ketentuan di atas, batang magnet digantungkan pada suatu rangka yang melengkung kemudian ditumpu atau disangga oleh pivot yang diletakkan di atas sebuah magkok (cup). Secara keseluruhan alat ini menyerupai suatu bantul pendulum (pendulous system).

101


Gambar 125. Konstruksi magnetic compass

Sudah menjadi sifat kemagnetan, maka batang magnet yang tergantung bebas akan selalu lurus segaris dengan garis gaya magnet bumi. Arah garis-garis gaya magnet tidak selalu horizontal. Semakin dekat ke kutub magnet bumi, garisgaris gayanya akan semakin lurus vertikal. Makin jauh batang magnet dari equator magnet bumi, maka magnet tersebut makin menunduk ke bawah. Makin dekat dengan kutub-kutub magnet bumi, makin sulit untuk mencoba meletakkan batang magnet pada posisi mendatar. Hingga pada suatu batas daerah tertentu, mulai dari lintang 70° utara atau selatan ke atas, magnet kompas di pesawat sudah tidak berfungsi lagi. Kesimpulan dari keterangan diatas ialah, bahwa pembacaan instrument magnet kompas yang paling tepat, jika pesawat terbang dalam posisi terbang lurus dan datar (straight and Level flight).

b) Sensitivity Syarat kedua yang harus dipenuhi agar magnet kompas dapat dipakai secara efisien adalah harus sensitive. Sensitivity atau kepekaaan suatu kompas ditentukan oleh beberapa factor antara lain, bahwa setiap batang magnet yang tergantung bebas akan selalu meluruskan dengan garis-garis gaya magnet bumi, sehingga kemampuan melurus dari batang magnet bumi tersebut sangat tergantung dari kuat atau lemahnya gaya magnet bumi yang mempengaruhinya. Yang dimaksud gaya magnet bumi disini ialah garis-garis gaya yang arahnya mendatar/ horizontal. Faktor yang lain adalah momen magnet, artinya makin besar momen magnet suatu batang magnet kompas maka kompas akan lebih sensitive dalam menunjuk arah Utara dan Selatan. Momen magnet tergantung dari panjang batang magnet dan kekuatan medan magnetnya. Hal ini bisa dipenuhi dengan memasang dua hingga 4 batang magnet pada unit kompas. Dengan banyak batang magnet, maka kutub-kutub 102


magnetnya akan kuat. Dengan kutub magnet yang kuat maka kompas akan senstitive. Kepekaan juga dapat bertambah dengan konstruksi dari kompasnya sendiri,

Batang magnet yang tergantung bebas mempunyai titik putar yang disangga oleh sebuah jarum atau pivot yang ditempatkan ke dalam suatu mangkuk sapphire (sapphire cup) dan menumpu pada suatu penyangga (support).

Dengan konstruksi kompas seperti diatas maka koefisien geseran (pivot friction) dapat diperkecil. Pada jenis kompas dengan penunjukkan vertical (vertical card compass) didalam mangkuk atau ruangan kompas (compass bowl) diisi dengan suatu cairan. Cairan ini disamping dimaksud untuk memperkecil koefisien geseran juga sekaligus untuk melumasi (lubrication) pivot dan mangkuknya.

c) Aperiodik/dead beat (apriodicity) Suatu unit magnet kompas dimana batang magnitnya menunjuk arah utara dan selatan kutub magnit bumi, kemudian batang magnet tersebut dirubah arahnya, maka unit kompas tersebut akan berossilasi (oscillate) terlebih dulu kemudian akan kembali menunjuk arah utara dan selatan kutub magnet bumi. Tendensi ossilasi inilah yang disebut periode atau cycle. Yang dimaksud dengan aperiodik adalah, apabila unit magnit kompas diselewengkan arah kutub-kutubnya, maka untuk kembali ke arah semula tanpa harus mengalami ossilasi dan penunjukkannya harus tepat seperti semula tidak menggeser (overshooting). Untuk ini dipakai beberapa cara antara lain:  Panjang batang magnet diperpendek sehingga momennya kecil.  Di dalam mangkuk (cup) atau dalam ruangan kompas (compass bowl) diisi dengan suatu cairan khusus, yang fungsinya adalah sebagai peredam (damping) ossilasi. Pada jenis kompas yang lain peredam ossilasi dapat juga memakai sepasang kawat peredam (damping wire) yang dipasangkan mendatar dan saling tegak lurus.

3. Kesalahan – kesalahan pada compass

a) Variation Variation adalah suatu garis-garis dari suatu kutub-kutuh ilmu Bumi yang dipakai sebagai patokan dalam ilmu penerbangan dan tidak sama dengan kutub-kutub magnet bumi, yang dapat kita lihat pada gambar pada peta Amerika Serikat garis-garis variasi sama, yaitu melintang terhadap negara tersebut, sehingga kedua kutubnya sejajar, maka tidak perlu pembetulan, Akan tetapi untuk garis argonic timur, kesalahan variasi harus dikurangkan dari true course, untuk mendapatkan magnetic course begitupun garis-garis barat 103


magnetic course yang lebih besar daripada true course. Pembetulan dilakukan secara perhitungan yang teliti (mathematical computation) oleh penerbang.

Gambar 126. Garis variation

b) Deviation (deviasi) Bagian metal yang mengandung besi dan kawat-kawat (cable) yang dialiri arus listrik, cenderung menarik magnet pada kompas, dan akan menimbulkan kesalahan (error).

Kesalahan ini yang disebut deviasi. Dengan adanya kesalahan-kesalahan ini pesawat perlu diadakan swing compas, di mana kesalahan tersebut dikoreksi sampai sekecil mungkin. Untuk mengadakan swing compass maka pesawat dibawa ke kompas rose, yaitu suatu jalur yang terdekat di luar landasan, yang mana tempat tersebut tidak ada medan magnet dari luar. Lihat gambar

Gambar 127. Compass rose

4. Swing compass Betulkan kedudukan kompas dalam pesawat, sehingga lubber line dalam kompas sejajar dengan posisi dari pada pesawat. Putar dan atur screw pengatur pada magnetik kompensator sehingga titik (dot) yang ada pada kompensator itu bertemu dengan titik (dot), pada masing-masing pengatur. 104


Pesawat diarahkan sepanjang garis magnet utara dengan kondisi engine berputar, serta perangkat kelistrikan dan radio dihidupkan, dimana alat alat tersebut mempengaruhi adanya deviasi, (penyimpangan) compass magnetic. Catat deviasi yang ada pada arah ini. Dan selanjutnya pesawat arahkan pada posisi selatan, demikian juga catat deviasinya. Sehingga dapat dihitung koeficiennya, yaitu koficien C. Di mana deviasi utara dikurangi deviasi selatan dibagi dua.

Atur screw pengatur utara - selatan ( N-S ), sesuai dengan pengurangan atau penambahan dari pada penunjukan kompas dengan hasil dari koefficien C. Demikian juga untuk kita hitung koefiecien B, yaitu deviation (deviasi) timur kurangi deviasi barat dibagi dua, sehingga penunjukan arah barat dikurangi atau ditambah dengan koefficien B. Putar dot (titik) pada kompensator dan lihat penunjukkan pada kompas sampai menunjuk lubber-line dan angka pada dial sesuai dengan hasil koreksi. Setelah koreksi koefficien B, barulah sekali lagi pada tiap-tiap titik dalam kompas rose kita periksa, sehingga kita mendapatkan suatu daftar penunjukan kompas yang akan kita catat pada kartu kompas (compass card) yang akan kita tempel dalam ruangan pilot yang mudah dilihat sebagai patokan dalam menentukan arah terbang pesawat tersebut.

a) Alasan dilakukan swing compass Sebagai peralatan penunjuk arah bagi pesawat terbang, magnetic compass indicator harus mendapatkan kalibrasi secara berkala dengan cara dilakukan swing compass, Hal ini bertujuan untuk membetulkan sampai sekecil mungkin terjadinya kesalahan-kesalahan dalam penunjukkan.  Apabila terjadi penyimpangan penunjukkan maksimum +2,5° dan -2,5°.  Setiap 2 tahun usia pemakaian. (sejak baru/pelaksanaan Swing Compass terakhir)  Setiap melaksanakan penggantian Engine pesawat, wings dan flight control system.  Pesawat menjalani perbaikan tingkat berat (baik terhadap engine maupun aircraft structure).

b) Tatacara dan persyaratan melaksanakan swing compass :

 Laksanakan di tempat yang luas dan jauh dari gedung atau bangunan yang mengandung magnet atau tenaga listrik.  Petugas tidak diijinkan menggunakan barang perlengkapan yang mengandung besi atau magnet (senjata, arloji, cincin dll).

105


C. Radio Magnetic Indicator (RMI)

Radio magnetic indicator berfungsi sebagai compass, ADF dan VOR

Gambar 128. RMI berwarna kuning, ADF berwarna hijau, compass berwarna putih

D. Automation Direction Finder (ADF)

Automation direction finder berfungsi untuk menentukan arah bearing atau arah heading pesawat terhadap suatu station radio yang sedang diterima. Selain itu, dengan berdasarkan dua atau lebih station radio yang diterima, dapat diketahui posisi pesawat berdasarkan peta penerbangan.

Gambar 129. ADF bearing station

Cara kerja sistem ADF bearing station adalah kepala pesawat dianggap selalu menghadap ke arah utara. Bearing Indicator yang terdapat di pesawat menampilkan arah Bearing suatu radio station relative terhadap arah hidung pesawat.

106


Gambar 130. Penunjukan tarck ADF indicator

107

BAB 7 AUXILLIARY INSTRUMENT


Auxilliary (miscellaneous) instrument adalah peralatan didalam sebuah pesawat terbang yang dipergunakan untuk mengetahui keadaan pesawat dimana instrument tersebut tidak termasuk dalam engine instrument, flight instrument dan navigation instrument. Auxilliary Miscellaneous

: Peralatan bantu : Rupa-rupa, Jenis-jenis.

Auxilliary instrument tambahan ini dimaksudkan untuk memberikan indikasi petunjuk kepada penerbang yang lain agar dapat mengetahui keadaan pesawat secara lebih pasti pada waktu menerbangkan pesawatnya, sehingga akan lebih menjamin keselamatan penerbangan dan juga terbang yang lebih menyenangkan. Macam-macam instrumen tambahan pada sebuah pesawat terbang antara lain :  Stall Warning System  Angle Of Attack  Landing Gears Position Indicator

 Flaps Position Indicator  Clock atau Stop Watch  Vacuum Gage atau Suction Gauge

A. Stall Warning System

Stall warning system berfungsi untuk mengingatkan penerbang apabila pesawat sudah mendekati keadaan stall. Stall warning system menunjukkan kecepatan pesawat sudah sangat rendah dan pesawat mendekati keadaan stall atau kehilangan daya angkat (lift). Peralatan stall warning system terdiri dari dua macam, yaitu

a) Electric stall warning system. Menggunakan sebuah lift tranducer atau stall warning vane yang ditempatkan agak menonjol keluar pada leading edge wing pada bagian tengah. Penempatan stall warning vane pada titik stagnasi (stagnation point), yaitu titik dimana aliran udara terpisah menjadi dua bagian. Sebagian mengalir di atas sayap dan sebagian lagi mengalir di bawah sayap.

108

Gambar 131. Stall warning vane


Apabila bagian nose section pesawat naik, sudut udara yang mengalir menabrak sayap akan bertambah. Sehingga stagnation point bergerak turun. Pada kecepatan sekitar 5-10 knots di atas stalling speed, stall warning vane akan terangkat dan menggerakkan sebuah microswitch. Microswitch ini akan menyalakan sebuah lampu berwarna merah pada instrument panel atau membunyikan sebuah buzzer untuk mengingatkan penerbang bahwa pesawat terbang mendekati stall.

b) Non electric stall warning system. Sistem ini menggunakan mekanisme aliran udara yang melalui sebuah vibrating reed. Non electric stall warning system ini sama sekali tidak tergantung pada sistem kelistrikan, akan tetapi digerakkan oleh aliran udara melalui sebuah vibrating reed. Pada saat pesawat normal flight (level flight), lubang udara yang terdapat pada daerah sebelum stall warning reed mendapat tekanan positip dan akibatnya reed tidak bergetar (un-vibrate).

Gambar 132. Lubang vibrating reed 109


Tetapi bila angle of attack (AOA) bertambah, daerah yang bertekanan rendah diatas stagnation point bergerak keatas lubang masuk ke reed, dan hasilnya reed mulai bergetar.

Setiap perubahan angle of attack akan mengakibatkan perubahan nada (tone) dari getaran reed, sehingga pilot dapat mengetahui seberapa jauh dari keadaan stall dengan mendengarkan besar-kecilnya nada yang ditimbulkan oleh vibrating reed.

B. Angle Of Attack Indicator (AOA)

Angle of attack indicator berfungsi untuk menunjukkan besar kecilnya sudut serang pada keadaan normal untuk menghindari terjadinya stall, spin dan high sink rate. AOA merupakan rangkaian pengganti dari stall warning system.

Gambar 133. Angle of attack indicator

Cara kerja indicator ini mempergunakan mekanisme yang sejenis dengan electric stall warning vane, akan tetapi vane ini bukan menggerakkan microswitch untuk menyalakan lampu atau menghidupkan buzzer, melainkan vane tersebut digunakan menggerakkan suatu resistor.

Gambar 134. Konstruksi angle of attack indicator 110


Perubahan arus mengalir karena perubahan harga tahanan resistor, ini akan menggerakkan pointer dari indicator pada keadaan angle of attack yang besar, kecil atau tepat pada posisi normal ataupun dalam posisi climbing.

Gambar 135. Probe dan slots pada case transmitter

Transmitter dari system ini lebih rumit dari pada jenis vane. Probe yang di tempatkan pada aliran udara (air stream) dan dua celah (slots) sebagai jalan masuk udara ke dalam dua buah ruangan pada case transmitternya. Kedua ruangan ini dipisahkan oleh sebuah paddle yang bergerak, dengan melalui sebuah shaft untuk menggerakkan sebuah variable resistor. Susunan demikian ini menghasilkan gerakan halus (smooth) dari resistor pada setiap angle of attack.

Gambar 136. Kontruksi probe pada case transmitter

C. Landing Gears Position Indicator

Landing gears position indicator berfungsi untuk menunjukkan posisi landing gears dalam keadaan “UP LOCK” atau “DOWN LOCK”. Gerakan landing gears pada saat ”UP” atau “DOWN” digerakkan oleh sebuah motor listrik dengan menggunakan arus listrik DC. Dalam keadaan darurat, karena landing gears dapat digerakkan secara manual dengan cara memutar cranking handle yang ada di cockpit depan, yang hanya dapat digunakan untuk “Landing Gears Down”. (Lihat Gambar 6-6) 111


 Konstruksinya terdiri dari 1) 2) 3) 4) 5) 6)

Motor Landing Gears. Indicator. Contact Arm. Locked Switch. Transmitter. Kabel-Kabel Penghubung Arus Listrik.

 Landing Gears memiliki beberapa posisi yang dapat dilihat pada Indicator

1) Tulisan “UP” berarti landing gears berada pada posisi terlipat ke atas (retractable) dan LOCKED. 2) Gambar “DOWN” berarti landing gears berada pada posisi memanjang ke bawah (full down) dan LOCKED. 3) Gambar “ZEBRA CROSS ////” berarti landing gears dalam keadaan transisi atau batteray off (burble). berada pada posisi tidak aman serta tidak terkunci (trouble).

 Warning pada landing gears position indicator

1) Whell Warning Light. Lampu ini berada ditengah bagian kiri atas dari instrument panel yang berfungsi memberikan nyala lampu saat akan melakukan pendaratan agar segera penerbang mengaktifkan landing gear down. Lampu akan mati dengan sendirinya apabila L/G sudah pada posisi DOWN dan lock.

2) Master Caution Light. Juga berupa lampu merah yang berada di tengah-tengah bersebelahan dengan wheel warning light. Master caution light akan menyala bila sistem landing gear saat transisi atau mengalami trouble /kondisi burble. Lampu ini juga akan menyala bila setiap sistem apapun dalam pesawat terbang mengalami /terjadi suatu gangguan kerusakan. 3) L/G handle Light. Lampu yang berada di dalam landing gear handle. Lampu akan menyala saat L/G posisi transisi. Lampu akan mati apabila posisi L/G sudah pada posisi UP lock maupun DOWN lock. Lampu ini akan terus menyala apabila salah satu dari ketiga landing gear mengalami “burble”.

4) Horn berfungsi sebagai pemberi peringatan berupa suara bekerja secara bersamaan dengan wheel warning Light. Horn akan berherti bersuara dengan sendirinya apabila posisi L/G sudah pada posisi UP lock maupun DOWN lock. Suara horn dapat dihilangkan saat bersuara dengan menekan switch horn SILENCE yang terletak di panel sebelah kiri dari instrument panel.

Cara kerja landing gears position indicator hampir sama dengan flap position indicator. Hanya saja, pada rangkaian landing gears position indicator ditambahkan sebuah lock 112


switch. Kegunaan dari rangkaian tambahan ini adalah untuk menunjukan kalau landing gear sudah dalam keadaan UP dan locked atau DOWN dan locked. Lock-switch ini dihubungkan dengan ketiga kawat penghubung antara transmitter dan indicator.

Gambar 137. Cara kerja landing gears position indicator

D. Flaps Position Indicator

Position indicator seperti flap position indicator dan landing gear indicator pada pesawat terbang adalah penunjukan tidak langsung dari suatu gerakan mekanis. Flaps position indicator berfungsi untuk menunjukkan posisi flaps pada pesawat terbang, sehingga penerbang dapat melihat posisi flaps melalui indicator yang berada di cockpit. (flaps merupakan auxilliary flight control system dalam pesawat terbang). Penunjukan indicator dinyatakan dalam persen (%) dimana 100 % berarti flap bergerak sebesar 30 derajad plus minus 2 drajad down. Flap switch lever mempunyai tiga posisi UP – OFF – DOWN.

Gambar 138. Flap position indicator 113


Gerakan flaps dikontrol oleh sebuah motor flaps yang menggunakan arus listrik DC. Suatu sistem flap position indicator terdiri dari transmitter, indicator dan kabel-kabel penghubung arus listrik yang dipergunakan untuk menjalankan system ini diambil dari system listrik pesawat itu sendiri. Transmitternya terdiri dari sebuah gulungan tahanan yang melingkar dan contact arm yang dapat berputar, contact arm berputar pada poros di tengah-tengah gulungan tahanan dimana kedua ujung dari arm ini digerakan oleh gerakan flap melalui penggerak-penggerak mekanis, gerakan flap menyebabkan poros transmitter berputar, sehingga contact arm berputar dan arus listrik dapat mengalir melalui dua titik di sekeliling gulungan.

Gambar 139. Cara kerja flap position indicator

Bilamana ada perubahan arah medan magnet akibat perubahan posisi contact arm, maka polarized motor dari indicator akan berputar dan meluruskan diri dengan posisi medan magnet yang terjadi. Maka, dengan demikian rotor akan menunjukan posisi dari transmitter arm, posisi ini dirubah menjadi derajat pergerakan dari flap pada indicatornya di cockpit.

E. Clock Atau Stop Watch

Clock digunakan untuk mengetahui atau menunjukkan waktu. Bekerja secara mechanical atau electrical , sehingga penerbang dapat menyesuaikan langsung untuk mengetahui limitasi atau batasan waktu pada saat mengoperasikan pesawat terbang.

Gambar 140. Clock atau stop watch 114


Clock ini adalah standard 12 jam 7 hari. Menggunakan spring wound clock (mechanical system) dengan sebuah penunjuk detik yang dapat dikontrol. Jarum penunjuk detik ini juga dapat dipergunakan sebagai stop watch. Pada beberapa pesawat terbang modern, clock sudah menggunakan digital system dan electrical system.

Pada clock dengan mechanical system, ada dua buah control knob pada indicator ini. Yaitu yang satu pada bagian sudut kiri bawah dipakai untuk memberi tenaga (winding) dan penyetelan (setting). Yang kedua adalah push button knob yang terletak pada sudut kanan atas. Tombol ini dipergunakan untuk start - stop dan mengembalikan jarum penunjuk detik ke posisi jam 12/reset Bekerjanya knob yang ke dua ini berurutan dimana apabila ditekan akan start, ditekan lagi akan stop, dan sekali tekan lagi menjadi reset. Dengan kata lain, setiap tekanan pada knob ini akan berubah.

F. Vacuum Gauge Atau Suction Gauge

Vacuum gage (suction gage) adalah indicator yang berguna untuk menunjukkan besarnya pengurangan tekanan udara atau menunjukkan jumlah tekanan kerendahan dari udara vacuum pressure yang dihasilkan oleh vacuum pump.

Vacuum pump adalah peralatan yang digunakan untuk menggerakkan gyroscope yang terdapat dalam directional gyroscopic indicator dan artifisial horizontal indicator. Skala penunjukkan pada pengukur kevakuman menggunakan satuan inch of mercury (Inch Hg) dengan limitasi antara 0 – 10 (normally 4,5 - 5,4 Inch Hg).  Cara kerja sistem pengukur kevakuman:

1) Pengukur kevakuman adalah indicator yang terdiri dari sebuah diaphragma yang dihubungkan dengan saluran vakum ke vacuum pump, DGI dan AHI. 2) Bila engine bekerja, maka vacuum pump juga bekerja untuk menghisap udara di dalam dgi, ahi dan suction gage. Maka DGI dan AHI dan suction gage juga bekerja. 3) Akibat berkurangnya tekanan udara di dalam diaphragma suction gage, menyebabkan diapraghma mengempis. Gerakan ini diteruskan ke rocking shaft, gear unit, hair spring, yang akhirnya menggerakkan jarum penunjukkan dial pointer pada indicator ke suatu harga kevakuman. 4) Adapun sumber udara yang dihisap adalah udara dari cockpit pesawat terbang, dimana besar-kecilnya hisapan udara dapat diatur dengan menyetel sebuah suction regulating valve.

115


Gambar 141. Suction gage

116

BAB 8 AUTOPILOT


Pilot otomatis (dari bahasa Inggris: autopilot) adalah sistem mekanikal, elektrikal, atau hidrolik yang memandu pada sebuah kendaraan tanpa campur tangan dari manusia. Umumnya pilot otomatis dihubungkan dengan pesawat, tetapi pilot otomatis juga digunakan di kapal dengan istilah yang sama. Sekarang ini, autopilot merupakan sistem yang sangat mutakhir yang mampu melakukan tugas yang sama selayaknya seorang pilot yang sudah sangat terlatih. Pada kenyataannya untuk beberapa prosedur dan rutinitas penerbangan, autopilot bahkan lebih baik dari pada sepasang tangan manusia.

Sistem pilot otomatis tersebut dapat menerbangkan pesawat secara lurus dan rata menurut arah kompas tanpa campur tangan pilot, sehingga mencakup 80% dari keseluruhan beban kerja pilot dalam penerbangan secara umum. Sistem pilot otomatis lurus-dan-rata ini masih umum sekarang ini, lebih murah dan merupakan jenis pilot otomatis yang paling dipercaya. Sistem tersebut juga memiliki tingkat kesalahan terkecil karena kontrolnya yang tidak rumit. Awak pesawat yang bekerja di dalam pesawat Boeing 777 hanya mengawasi dan mengecek sistem autopilot, karena semua peralatan beroperasi secara otomatis.

Autopilot tidak hanya membuat penerbangan menjadi lebih lancar tetapi juga lebih aman dan lebih efisien. Autopilot menghubungkan indikator ketinggian menggunakan gyriscope dan compass magnetic ke rudder, elevator dan aileron.

117


Gambar 142. Gerakkan pesawat

A. Autopilots Dan Avionics

Pilot automatis atau autopilot merupakan seperangkat peralatan untuk mengendalikan pesawat luar angkasa (spacecraft), pesawat udara (aircraft), kapal laut, misil (peluru kendali), dan kendaraan lain tanpa intervensi tangan manusia secara konstan. Banyak orang beranggapan bahwa autopilot hanya terdapat pada pesawat udara sebagaimana yang sering kita dapati dalam setiap pesawat terbang saat ini, namun pada dasarnya prinsip kerjanya adalah sama dimanapun alat ini dipasang.

Dalam dunia pesawat udara, lebih dikenal dengan sebutan Automatic Flight Control System (AFCS). AFCS merupakan salah satu bagian dari aircraft's avionics (sistem elektronik dan peralatan yang digunakan untuk mengendalikan sistem-sistem penting dari pesawat terbang dan penerbangan). Sistem pengendalian penerbangan meliputi sistem elektronik untuk komunikasi, navigasi, dan cuaca. Penggunaan awal AFCS adalah untuk memberikan bantuan bagi pilot selama tahap penerbangan. Contohnya keyika terbang lurus datar pada ketinggian tertentu. Banyak lagi yang bisa dilakukan 118


oleh sistem autopilot, seperti membuat pesawat bermanuver dengan sangat tepat seperti mendaratkan pesawat pada kondisi jarak pandang nol (zero visibility).

Walaupun terdapat banyak variasi dari sistem autopilot, kebanyakan sistem autopilot dapat diklasifikasikan berdasarkan jumlah bagian (part/surface) yang dikendalikan. Untuk membantu memahaminya kita perlu familiar dengan tiga bagian pengendali dasar (basic control surface) yang mempengaruhi kinerja pesawat. Bagian pengendalai dasar gerak pesawat udara yaitu elevator, rudder, aileron. Sistem autopilot mampu mengendalikan salah satu atau semua bagian-bagian tersebut. Berdasarkan jumlah bagian yang dikendalikan inilah sistem autopilot dibagi lagi menjadi tiga.  Single-axis autopilot (autopilot sumbu tunggal) hanya mengendalikan salah satu dari ketiga bagian tadi, bagian yang dikendalikan biasanya aileron. Tipe sederhana dari autopilot ini dikenal juga dengan "wing leveler" karena dengan mengendalikan roll (gerakan berguling/berputar pesawat) alat pengendali ini akan menjaga sayap pesawat dalam keadaan stabil.  Two-axis autopilot (autopilot dua sumbu ) mengendalikan elevator dan aileron.  Three-axis autopilot (autopilot tiga sumbu) mengendalikan ketiga sistem pengendali tersebut: aileron, elevator dan rudder.

Kemampuan autopilot dapat dibagi dalam beberapa kategori yaitu

 Kategori I. Dapat dipergunakan sampai ketinggian pesawat 200ft  Kategori II. Dapat dipergunakan sampai ketinggian pesawat 100ft  Kategori III. Dapat dipergunakan sampai pesawat dapat mendarat secara otomatis

B. Prinsip Dasar Autopilot

Auto pilot merupakan suatu system yang bekerja secara otomatis untuk mengembalikan posisi pesawat terbang bila keluar dari posisi atau arah yang telah ditentukan. Auto pilot juga dipergunakan untuk memelihara kestabilan pesawat pada sumbu horizontal dan lateral. Kegunaan autopilot adalah untuk mengurangi tugas penerbang dalam penerbangan jarak jauh yang dapat menimbulkan ketegangan dan keletihan. Pada dasarnya system autopilot terdiri dari: 1) Gyro untuk mendeteksi posisi pesawat terbang, unit ini dinamakan SENSOR 2) Amplifier atau computer, untuk memperkuat sinyal yang dihasilkan sensor guna menjalankan servo motor 3) Servo motor untuk menggerakan control kendali

System auto pilot bekerja atas dasar sinyal listrik yang dihasilkan dalam unit sensor, sensor unit dihubungkan ke instrument seperti system kompas, turn and bank. 119


Sehingga, kalau pesawat menyimpang dari arahnya maka system gyro yang berada didalam instrument akan berubah posisinya menghasilkan voltase induksi atau disebut sinyal listrik. Sinyal listrik tersebut dirubah menjadi tenaga mekanis oleh servo motor untuk menggerakan kemudi. Sistem auto pilot terdiri dari tiga chanel yaitu  Rudder Chanel  Aileron Channel  Elevator channel

C. Prinsip Kerja Autopilot

Sebenarnya, yang menjadi jantung dari sistem pengendali penerbangan otomatis modern adalah sebuah komputer dengan beberapa prosesor yang berkecepatan tinggi. Untuk mendapatkan kepintaran yang dibutuhkan untuk mengendalikan pesawat, prosesor berkomunikasi dengan sensor yang diletakkan pada bagian-bagian pengendali utama. Prosesor ini juga mampu mengumpulkan data dari sistem dan peralatan pesawat terbang lain termasuk gyroscope, accelerometer, altimeter, kompas, dan indikator kecepatan udara (airspeed indicator).

120


Gambar 143. Prinsip dasar autopilot

Prosesor dalam AFCS akan mengambil data input, kemudian dengan menggunakan perhitungan yang kompleks untuk membandingkannya dengan pengaturan mode pengendali. Setting mode pengendali dimasukkan oleh pilot yang mendefinisikan detail penerbangan. Misalnya mode pengendali mendefinisikan bagaimana ketinggian pesawat ditentukan. Ada juga mode pengendali lain seperti menentukan kecepatan udara dan jalur penerbangan.

Perhitungan tersebut menentukan apakah pesawat telah menjalankan perintah yang diatur oleh mode pengendali atau belum. Prosesor kemudian mengirimkan signal ke berbagai unit servo mechanism. Servo mechanism atau sering disingkat servo merupakan alat yang memberikan pengendalian mekanis pada suatu jarak tertentu. Satu servo cukup untuk semua bagian kendali yang termasuk dalam sistem autopilot. Servo akan menerima instruksi komputer dan menggunakan motor atau hydraulic 121


untuk menggerakkan bagaian kendali pesawat, menjamin pesawat berada dalam posisi dan jalur yang tepat.

Gambar 144. Skema pengendalian rudder

Ilustrasi diatas menunjukkan bagaimana elemen-elemen dasar dari sistem autopilot dihubungkan. Untuk menyederhanakannya, hanya satu bagian kendali (yaitu rudder) yang ditunjukkan, setiap bagian kendali akan memiliki susunan yang sama seperti yang diperlihatkan pada ilustrasi diatas. Terlihat bahwa skema dasar dari autopilot tampak seperti sebuah loop (rangkaian tertutup) dengan sensor pengirim data ke komputer autopilot yang memproses informasi dan mengirim signal ke servo, dan servo akan segera menggerakkan bagian kendali yang akan merubah posisi pesawat, dan kemudian akan membuat data baru yang dikirim ke sensor, dan keseluruhan proses ini akan diulangi lagi. Jenis feedback loop diatas adalah sistem operasi dari autopilot.

D. Autopilot Control System

Autopilot merupakan salah satu contoh dari sistem kontrol. Sistem kontrol bertindak berdasarkan pada pengukuran dan hampir selalu memiliki dampak pada nilai yang diukurnya.

Gambar 145. Loop control system

Sistem pengendali penerbangan otomatis bekerja dengan cara loop tertutup. Contoh control system pada single-axis autopilot yang juga disebut dengan wing leveler seperti yang telah dikemukakan diatas. 122


1. Pilot mengatur mode pengendalian untuk menjaga posisi sayap pada suatu level tertentu. 2. Bagaimanapun atau walaupun dalam keadaan udara yang tenang, sayap pesawat akan turun. 3. Sensor yang terletak di sayap akan mendeteksi penurunan sayap ini dan kemudian mengirim signal ke komputer autopilot. 4. Komputer autopilot memproses data dan menyatakan bahwa sayap pesawat tidak lagi berada pada level yang diinginkan. 5. Komputer autopilot mengirim signal ke servo untuk mengendalikan aileron pesawat. Signal yang dikirim merupakan sebuah perintah yang sangat spesifik yang memerintahkan servo untuk membuat suatu penyesuaian yang tepat. 6. Setiap servo memiliki sebuah motor elektrik kawat kabel untuk menarik kabel aileron. Ketika kawat kabel tersebut bergerak bagian kendalipun akan ikut bergerak mengikuti arah pergerakan kawat kabel. 7. Karena aileron disesuaikan berdasarkan pada data input, sayap pesawat akan bergerak kembali ke level semula. 8. Komputer autopilot menghapus perintah ketika sensor yang terletak di sayap pesawat mendeteksi bahwa sayap telah berada pada level yang diinginkan lagi. 9. Servo berhenti menggunakan tekanan terhadap kawat kabel aileron untuk menggerakkan sayap pesawat.

Loop seperti yang ditunjukkan pada diagram blok diatas bekerja secara kontinyu selama beberapa kali dalam satu detik melibatkan banyak prosesor untuk mengendalikan banyak bagian kendali. Bahkan beberapa pesawat terbang memiliki komputer pendorong otomatis (autothrust computers) untuk mengendalikan gaya dorong mesin. Sistem autopilot dan sistem autothrust mampu bekerja bersama-sama untuk melakukan manuver-manuver yang sangat kompleks.

E. Komponen Auto Pilot

Pada dasarnya, komponen auto pilot terdiri atas empat macam unit ditambah beberapa unit lainnya seperti switch dan lain-lain. Keempat unti tersebut yaitu: 1) Command element Unit command element dikerjakan secara manual untuk memberikan sinyal agar pesawat melakukan maneuver seperti climb, dive dan sebagainya. Disamping itu system navigasi juga merupakan sinyal input terhadap system autopilot

2) Sensing Element Sensing element terdiri dari DGI, turn and bank, horizon gyro dan sensing lain yang dipergunakan untuk mengontrol ketinggian pesawat

3) Computing element Computing element terdiri dari servo amplifier atau disebut juga computer. Amplifier menerima sinyal dari sensing element dan memperkuatnya. Sinyal123


sinyal itu mengakibatkan berputarnya servo motor untuk menggerakan rudder, aileron dan elevator sesuai dengan sinyal input yang diterima

4) Output Element Output elemen merupakan servo motor yang menggerakan control surface. Pada umumnya pesawat mempunyai 3 servo motor, untuk menggerakan aileron, elevator dan rudder

F. Mode Autopilot

Bekerjanya autopilot dapat dibuat dalam berbagai jenis. Hal ini ditentukan oleh sumber sinyal mana yang sedang dipergunakan secara aktif. Mode operasi autopilot meliputi: 1) Basic mode Basic mode merupakan inner loop yang bertugas khusus untuk mempertahankan stabilisasi pesawat selama terbang 2) Command mode Command mode dianggap sebagai outer loop terdiri dari manual control, heading, altitude hold, airspeed lock, dan navigation air radio beam

3) Coordination and correction Pada waktu autopilot menggerakan aileron agar pesawat membelok, sinyal diberikan ke roll channel dan yaw chanel untuk memperoleh koordinasi yang baik antara membeloknya dan miringnya pesawat. Demikian juga saat pesawat membelok, maka sinyal diberikan ke pitch chanel untuk menggerakan elevator ke atas untuk menambah lift sehingga mencegah pesawat tendensi pesawat untuk decending selama mengadakan turn

4) Safety and limitation Untuk menjamin bahwa autopilot bekerja sebagaimana mestinya dan tidak akan mengurangi keselamatan penerbangan, maka system autopilot dilengkapi dengan system pencegah bahaya dan kerusakan yang dikenal dengan safety feature yang terdiri dari interlock system, automatic cut off dan servo torque limitter

G. Autopilot Failure

Autopilot bisa berfungsi dengan baik dan bisa juga gagal. Masalah yang paling sering ditemui pada sistem autopilot adalah kegagalan (failure) servo baik karena motornya yang buruk ataupun koneksi yang buruk. Sensor posisi pun bisa juga tidak berfungsi sehingga menghasilkan tidak ada data input ke komputer autopilot. Untungnya sistem autopilot untuk pesawat terbang dirancang supaya aman dari kegagalan-kegagalan tersebut. Untuk menghentikan sistem autopilot sangat sederhana, penerbang hanya perlu melakukan pemutusan sistem autopilot dengan cara menarik tuas power switch 124


autopilot atau apabila cara tersebut masih belum berhasil dapat juga dilakukan dengan menarik autopilot circuit breaker.

Beberapa kecelakaan pesawat terbang disebabkan karena penerbang yang gagal untuk memutuskan sistem pengendali penerbangan automatis. Penerbang, berhenti berusaha untuk mengatur pengendalian yang dilakukan autopilot, tidak mampu memahami mengapa pesawat tidak melakukan perintah yang diberikan. Oleh sebab itulah mengapa pada skenario kondisi yang demikian program-program intruksi penerbangan sangat menegangkan untuk dipraktekkan. Penerbang harus tahu bagaimana menggunakan setiap fitur yang tersedia pada AFCS (automatic flight control system) dan penerbang juga harus tahu bagaimana memutuskan sistem AFCS dan terbang tanpa menggunakan sistem tersebut. Pesawat juga harus mengikuti jadwal maitenance yang ketat untuk menjamin semua sensor dan servo bekerja dengan baik. Penyesuaian dan perbaikan apapun yang dilakukan terhadap komponen-komponen utama perlu dilakukan penyesuaian lagi terhadap komputer autopilot. Misalnya apabila ada perbaikan pada instrumen gyro, maka perlu dilakukan pengaturan ulang pada komputer autopilot.

H. Modern Autopilot Systems

Banyak sistem autopilot modern sudah mampu menerima data global positioning system (GPS) yang terpasang pada pesawat. Penerima GPS dapat menetukan posisi pesawat di udara dengan mengkalkulasi jarak pesawat dari tiga atau lebih satelit yang terhubung dalam jaringan GPS. Dilengkapi dengan alat pemberi informasi posisi tersebut, autopilot dapat melakukan lebih dari menjaga pesawat tetap berada pada posisi dan ketinggian yang sama. Bahkan, sistem autopilot mampu melakukan perencanaan penerbangan yang baik. Sistem autopilot terbaru mampu melakukan seluruh rencana penerbangan. Kebanyakan jet komersial telah memiliki kemampuan untuk melakukan perencanaan penerbangan walaupun hanya sesaat, bahkan pesawat-pesawat kecilpun telah dilengkapi dengan sistem autopilot yang canggih.

125

DAFTAR PUSTAKA


Aircraft Instrument Kelas XI, Kemdikbud RI; 2013

Aircraft Instrument And Autopilot Kelas XI, Kemdikbud RI; 2013

Aviation Maintenance Technician Handbook Airframe - Volume 2, U.S. Department Transportation; 2012 Instrument flying handbook, U.S.Department of transportation; 2001

Trenggono, Yusuf dan Priyono Raharjo, Instrumen Pesbang I, Depdikbud, Dirdik Menengah Kejuruan

126

Aircraft Instrument & Autopilot

Recommend Documents