BAB IV STUDI KASUS DAN ANALISIS

BAB IV STUDI KASUS DAN ANALISIS

4.1 Pendahuluan Secara umum prosedur investigasi kecelakaan (accident) dan insiden penerbangan pesawat komersial diatur oleh badan International Civil Aviation Organization (ICAO) dalam Annex 13. Annex 13 diantaranya mengatur ketentuan dan prosedur investigasi serta mengatur pihak yang berwenang melakukan investigasi. Oleh karena hal itu pembahasan studi kasus dan analisis dalam bab ini keseluruhan mengacu pada laporan hasil investigasi yang telah ada terutama kasuskasus yang memiliki accident report dalam database ASN. Kasus-kasus kecelakaan yang dibahas adalah kasus-kasus kecelakaan Boeing 737 yang melibatkan kegagalan pada sistem rudder. Secara keseluruhan terdapat tiga kasus kegagalan sistem rudder dalam database ASN, ketiga kasus tersebut antara lain United Airlines Penerbangan 585, USAir Penerbangan 427, dan Eastwind Airlines Penerbangan 517. Selain ketiga kasus tersebut terdapat tiga kasus lain berupa insiden yang disebabkan kegagalan sistem rudder yang tidak terdapat pada database ASN. Pembahasan dalam studi kasus dan analisis ini terbagi atas beberapa bagian. Pembahasan pertama adalah membahas dan menganalisis history of flight dari setiap kasus yang ada sebagai dasar kejadian. Penyebab kecelakaan secara umum diuraikan pada langkah berikutnya berisi kesimpulan singkat penyebab kecelakaan yang menyebabkan kegagalan sistem rudder. Terakhir adalah analisis kasus yang ditampilkan secara ringkas dan jelas langsung menuju pokok permasalahan penyebab kegagalan. Secara umum pembahasan yang ditampilkan mengacu pada aturan secara umum 20/80 (20% informasi yang ditampilkan merepresentasikan 80% informasi kasus keseluruhan) seperti halnya data yang ditampilkan dalam sumber-sumber informasi ASN. Dalam hal ini pembahasan dititikberatkan pada kasus United Airlines Flight 585, USAir Flight 427 dan Eastwind Airlines Flight 517. 50

4.2 History of Flight 4.2.1 United Airlines Flight 585 Pada hari Rabu, 3 Maret 1991 pesawat Boeing 737 milik United Airlines dengan nomor penerbangan 585 melakukan operasi seperti biasanya melayani rute penerbangan Illinois - Colorado Springs dengan singgah terlebih dahulu di Moline dan Denver. Pesawat berangkat dari Stapleton International Airport, Denver pada pukul 09.23 dengan waktu estmasi tiba di Colorado pada 09.42 waktu setempat. Saat itu pesawat membawa 20 orang penumpang dan 5 awak pesawat. Kecelakaan terjadi ketika pesawat melakukan visual approach pada runway 35. Pada waktu itu

berlaku

Visual meteorological condition (VMC) dan

penerbangan menggunakan Instrument Flight Rules (IFR) sesuai rencana. Secara tiba-tiba ketika pesawat mulai turun (descent) saat approach pesawat mengalami roll ke arah kanan serta pitch nose down. Kru pesawat mencoba melakukan go-around dengan konfiguasi flap 150 dikombinasikan dengan penambahan thrust. Namun pesawat justru kehilangan ketinggian secara cepat. Beberapa saat kemudian pesawat menabrak permukaan tanah di daerah Widefield Park, 3.47 nm. sebelah selatan dari ujung runway. Pesawat mendarat hampir secara vertikal dengan kecepatan lebih dari 200 knot dengan tingkat akselerasi mencapai 4G. Seluruh penumpang serta 5 kru meninggal di tempat kejadian. 4.2.2 USAir Flight 427 Kecelakaan Flight 427 milik maskapai penerbangan USAir ini terjadi pada hari Kamis, 8 September 1994. Flight 427 yang beroperasi pada rute Chicago, Illinois menuju Pittsburgh, Pennsylvania hari itu jatuh saat memasuki fase approach menuju runway di Greater Pittsburgh Intternational Airport. Ketika itu pesawat terbang pada 6000 ft. dengan kecepatan 190 kts. Kemudian pesawat diperintahkan ATC berbelok menuju heading 1000. Kejadian terjadi hanya 4.2 mil dari pesawat Boeing 707 Flight 1083 milik Delta Airlines yang ketika itu sedang menurun (descend) menuju 6000 ft. pada heading yang sama. Ketika mendekati heading 1000 pesawat tiba-tiba mengalami roll ke arah kiri hampir mencapai 180 serta terdengar bunyi “gedebug” dari pesawat. Ketika itu auto throttle dan autopilot dalam keadaan beroperasi sementara landing gear masih dalam 51

keadaan terlipat. Autopilot secara otomatis mencoba mengembalikan posisi pesawat dengan memulai roll ke arah kanan tetapi tidak sampai mencapai sikap sempurna. Dalam waktu kurang dari tiga detik pesawat mulai roll ke arah kiri kemudian ke arah kanan. Pada 19:03:01 heading pesawat berubah tiba-tiba secara drastis mengarah ke kiri (rudder kiri berdefleksi penuh). Dalam sepersekian detik kecepatan yaw pesawat ke kiri bertambah hingga 300. Pesawat akhirnya pitch down serta melanjutkan roll ke kiri hingga mencapai 55 0. Enam detik kemudian tingkat pitch pesawat mencapai -200 dengan kecepatan menurun mencapai 3.600 ft./menit. Pada kondisi ini pesawat stall diiringi gerakan yaw dan roll ke kiri yang terus berlanjut hingga akhirnya terbalik dengan posisi nose mencapai 900 tegak lurus pemukaan pada ketinggian 3.600 ft. pesawat terus mengalami roll tetapi nose mulai naik kembali. Pesawat menurun dan jatuh dengan cepat serta menumbuk permukaan dengan sikap nose down serta 600 left bank.. Tercatat dalam FDR kecepatan saat jatuh mencapai 261 kts. Seluruh penumpang dan awak pesawat berjumlah 132 orang meninggal di tempat kecelakaan. 4.2.3 Eastwind Airlines Flight 517 Pada 9 Juni 1996 Eastwind Airlines Flight 517 mengalami kehilangan kendali rudder ketika approach di bandara Richmond, VA. Amerika Serikat. Pada penerbangan tersebut ke-48 penumpang serta lima awak pesawat selamat tanpa terdapat luka-luka. Pada saat kejadian kecepatan pesawat sekitar 250 kts. berada pada 4.000 ft di atas permukaan laut. Tiba-tiba pilot merasakan adanya sedikit pergerakan rudder ke arah kanan. Setelah sempat bertanya kepada co-pilot tentang adanya pergerakan rudder tersebut pesawat mulai roll ke arah kanan. Pilot merespon dengan menggerakkan rudder ke arah berlawanan akan tetapi rudder terkunci. Pilot kemudian mempergunakan kendali aileron serta tenaga engine di setting pada kondisi tidak simetris guna mempertahankan sikap pesawat. Pilot dan co-pilot kemudian mengadakan emergency checklist setelah terlebih dahulu melaporkan keadaan darurat kepada pihak ATC. Pilot melaporkan bahwa setelah mematikan yaw damper yang merupakan salah satu prosedur checklist pesawat kembali dapat dikendalikan. Namun ketika itu pilot tidak yakin bahwa masalah pergerakan rudder tersebut hilang bersamaan dimatikannya yaw damper. 52

Sebelumnya pesawat dilaporkan juga pernah mengalami kejadian yang sama (defleksi rudder tanpa perintah). Berdasarkan laporan yang ada ketika itu pesawat mengalami pergeseran rudder lebih disebabkan karena pesawat tidak di-trim secara sempurna. 4.2.4 Beberapa Insiden Lain Terdapat beberapa insiden lain yang tidak terdapat dalam ASN berkenaan dengan masalah pada rudder Boeing 737. Insiden-insiden tersebut antara lain: 1. 19 Februari 1999 Pada tanggal 19 Februari 1999 pilot United Airlines 737-300 dilaporkan mengalami kemacetan pada kendali rudder pada saat ground check ketika sedang taxi di Tacoma International Airport, Seattle. National Transportation Safety Board (NTSB) menerangkan bahwa kejadian tersebut disebabkan valve-spring guide pada power control unit (PCU) tidak berada pada posisi yang seharusnya. 2. 23 Februari 1999 Pada tanggal 23 Februari 1999 sebuah Metrojet 737-200 melakukan pendaratan darurat di Baltimore setelah pesawat mengalami roll dalam skala kecil sehingga mengubah arah pesawat selama fase terbang jelajah. Rudder saat itu bergerak sendiri dengan dua tingkatan defleksi. Pertama rudder bergerak perlahan kemudian bergerak secara cepat hingga rudder mencapai posisi defleksi maksimum (hardover). Pilot segera melakukan prosedur penerbangan darurat seperti menonaktifkan autopilot dan yaw damper namun rudder masih tidak dapat digerakkan. Rudder baru dapat dikendalikan setelah menonaktifkan tekanan hidrolik pesawat. Meskipun kembali pada keadaan normal namun rudder terus bergetar sampai dilakukannya pendaratan darurat. Setelah melakukan investigasi terhadap Flight Data Recorder (FDR) dan PCU yang merupakan bagian dari sistem rudder yang rawan terjadi kegagalan pihak investigator NTSB membenarkan adanya defleksi rudder pada tingkatan hardover namun tidak dapat menemukan bukti penyebab kejadian tersebut.

53

3. 23 Desember 2002 Pada tanggal 23 Desember 2002, Boeing 737-81Q G-XLAD mengalami masalah ketika akan mendarat di Gatwick Airport, West Sussex. Ketika itu pesawat G-XLAD baru saja menjalani perawatan di Manchester setelah mengalami getaran pada airframe pada penerbangan sebelumnya. Hasil inspeksi saat itu tidak ditemukan kesalahan apapun pada pesawat sehingga pesawat pun dipulangkan kembali dari Manchester. Namun saat melakukan descent ke FL150 di Tenerife tiba-tiba menyebar bau plastik terbakar dari dalam kabin dan tercium sampai kokpit. Ketika landing segera dilakukan investigasi terhadap pesawat tapi tidak ditemukan apapun. Keesokan harinya, 23 Desember 2002 pesawat melakukan operasi penerbangan sebagai pesawat charter dari Las Palmas menuju Brussel. Tidak terdapat kejadian aneh sampai pesawat melakukan descent pada FL120. Saat itu kembali terbakar tercium bau plastik terbakar dari dalam kabin. Karena kejadian tersebut pesawat langsung dipulangkan dari Brussel menuju pusat perawatan di Gatwick untuk dilakukan investigasi. Ketika sedang terbang jelajah menuju Gatwick pesawat tiba-tiba yaw ke suatu arah tertentu mulai dari 20 detik sampai dua menit lalu kemudian kembali normal. Kejadian tersebut terjadi secara berulang. Untuk mengembalikan sikap pesawat saat gangguan yawing terjadi pilot menginjak pedal kendali rudder namun tidak dapat digerakkan (macet). Rudder bisa kembali normal saat gangguan yawing hilang. Untuk mengendalikan sikap pesawat saat yawing pilot menggunakan kendali aileron sebelah kanan tanpa men-setting engine secara asimetris atau menonoperasikan yaw damper seperti pada kasus-kasus sebelumnya. Kejadian berlanjut hingga proses pendaratan darurat dengan roda pendarat utama sebelah kanan menyentuh landasan terlebih dahulu. Dalam mempertahankan sikap pesawat pilot menggunakan kemudi roda pendarat nosewheel karena pedal rudder masih tidak dapat digerakkan. Tidak ada korban jiwa maupun luka-luka pada peristiwa ini. Ke-delapan awak pesawat yang terdiri dari dua awak penerbang serta enam engineer dalam penerbangan tersebut mendarat dengan selamat.

54

4.3 Penyebab Kecelakaan Secara Umum Penyebab kecelakaan utama dalam kasus United Airlines Flight 585, USAir Flight 427 serta East Wind Airlines Flight 517 serta kasus-kasus lain adalah hilangnya kendali pesawat karena adanya pergerakan rudder tanpa adanya input perintah dari pilot. Hal ini disebabkan kemacetan Main Power Control Unit (MPCU) pada rudder. Penyebab utama dari kemacetan MPCU ini karena posisi netral komponen primary slide berada pada posisi berlawanan dengan posisi seharusnya (overtravel) ketika secondary slide servo valve dalam konfigurasi servo valve housing offset. Hal inilah yang menyebabkan rudder berdefleksi dalam arah yang berlawanan dengan perintah yang diberikan pilot.

4.4 Analisis 4.4.1 Analisis secara Umum Terdapat beberapa faktor penyebab yang memungkinkan terjadinya berbagai kasus

sehingga

menyebabkan

kehilangan

kendali

terbang

pesawat

dan

ketidakmampuan flightcrew dalam mencegah terjadinya kecelakaan. Beberapa faktor penyebab kecelakaan tersebut antara lain kehilangan kendali direksional (defleksi rudder di luar perintah pilot), kehilangan kendali lateral (adanya kegagalan pada sistem kendali flaps, slats, spoilers, dan ailerons), gangguan atmosfir (karena windshear atau turbulen) atau kombinasi kegagalan pada pesawat, gangguan atmosfir, kegagalan struktural, kegagalan engine, atau kinerja flightcrew. Flightcrew pada kasus-kasus di atas secara keseluruhan memenuhi qualifikasi yang ditentukan dan terlatih serta tidak ditemukan adanya faktor error dari salah satu atau kedua flightcrew dalam operasi-operasi penerbangan tersebut. Pada kasus-kasus di atas pada umumnya terjadi pada cuaca yang bersahabat kecuali pada kasus United Airline Flight 585 menurut data Flight Data Recorder (FDR) ditemukan turbulensi namun berdasarkan rekaman percakapan pilot dan copilot hal tersebut sama sekali tidak menggangu. Secara umum berdasarkan hasil investigasi terhadap kasus-kasus di atas tidak ditemukan kesalahan sistem lain selain kegagalan sistem rudder. Modus kegagalan 55

adalah defleksi rudder tanpa ada perintah dari pilot sehingga menyebabkan pesawat mengalami yaw. Modus kegagalan rudder diperjelas dengan macetnya pedal penggerak yang berada dalam kokpit yang berfungsi sebagai salah satu alat pengkonversi perintah pilot terhadap pergerakan rudder.

4.4.2 Analisis Sistem Kendali Pesawat Dari sisi sistem kendali pesawat tidak ditemukan bukti yang mengarah pada kegagalan komponen kendali longitudinal. Elevator berfungsi dengan baik dan tidak mengindikasikan kegagalan, sementara horizontal stabilizer di-trim dan berada dalam kondisi normal. Upaya pilot mengembalikan pesawat dari posisi terbalik pada kasus United Airline Flight 585 menghasilkan penambahan load factor sampai 4G sehingga membutuhkan defleksi elevator, hal ini menguatkan fakta bahwa pada kasus tersebut pun elevator bekerja dengan baik hingga tabrakan. Komponen kendali lateral berupa aileron dan spoiler dikendalikan oleh kapten sedangkan kemudi dikendalikan co-pilot. Pada saat kasus-kasus di atas data investigasi menunjukkan power control unit dari aileron berada pada posisi netral. Selain itu aktuator juga tidak menunjukkan keanehan yang menunjukkan pergerakan di luar kendali. Sementara itu kondisi ground spoiler control valve slide berfungsi dengan baik saat operasi baik dalam dioperasikan untuk posisi retract (dilipat) ataupun extend (dipanjangkan). Kecelakaan akibat kegagalan sistem rudder pada kasus-kasus di atas sebagian besar terjadi pada fase approach ketika pesawat sedang terbang menurun. Adapun kegagalan yang terjadi pada saat fase terbang jelajah biasanya masih dapat diantisipasi dengan menggunakan peralatan kendali aileron dan asimetrical thrust disamping melaksanakan prosedur emergency checklist. Konsep dasar prosedur emergency checklist yang biasa dilakukan pada saat pesawat mengalami kegagalan sistem kendali adalah mengembalikan keseluruhan kerja sistem dalam prosedur manual seperti menonaktifkan yaw damper system, auto throttle, dan auto pilot. Namun untuk kasus defleksi rudder pada sudut maksimal (blowdown limit) pada fase approach, biasanya prosedur mengembalikan posisi pesawat tidak banyak membantu. Hal ini disebabkan tinggi terbang pada fase ini jauh lebih rendah dibandingkan ketinggian terbang jelajah.

56

4.4.3 Analisis Sistem Rudder Seperti telah dijelaskan dalam bagian 2.2.3 analisis kegagalan pada sistem rudder secara umum dapat dianalisis dengan dua metode, yaitu membangun lembar FMEA (Tabel 4.01 dan 4.02) dan FTA (Gambar 4.01 dan 4.02).

Gambar 4.01 FTA secara umum pada rudder uncommand deflection Boeing 737

Gambar 4.02 FTA rudder uncommand deflection pada yaw damper Boeing 737 57

Dari FTA di atas secara ringkas dapat kita simpulkan terdapat tiga penyebab utama kegagalan sistem rudder berupa pergerakan rudder tanpa input perintah kendali. Ketiga faktor tersebut yaitu kegagalan subsistem yaw damper, kegagalan rudder Main Power Control Unit (MPCU), serta kegagalan mechanical linkage. Dalam hal ini FTA dan FMEA biasanya dijadikan bahan acuan dalam melakukan investigasi dan pengujian terhadap reruntuhan pesawat. Kegagalan sistem rudder berupa defleksi rudder tanpa input perintah kendali merupakan kegagalan dalam kategori fault dengan modus kegagalan intermittent failure. Kegagalan ini terjadi karena sistem tidak dapat bekerja sesuai fungsinya serta terjadi sewaktu-waktu ketika sistem dioperasikan. Analisis pedal dan kabel kendali rudder Dari ke-enam kasus yang telah disebutkan di atas menunjukkan tidak adanya kegagalan atau ketidaksesuaian fungsional dari pedal dan kabel kendali rudder. Hubungan mekanis pedal dan kabel kendali, toleransi kekuatan dan deformasi kabel kendali serta sambungan-sambungan yang saling berhubungan tidak menunjukkan adanya kegagalan. Hasil investigasi terhadap kasus-kasus tersebut tidak dapat menunjukkan hubungan langsung terjadinya pergerakan rudder tanpa kendali yang terjadi. Kegagalan yaw damper Khusus pada kasus United Flight 585, enam hari sebelum kecelakaan, 25 Februari 1991 dilaporkan bahwa pesawat mengalami yaw beberapa saat ke arah kanan di luar perintah flightcrew (uncommand yaw). Ketika itu kru menonoperasikan yaw damper sehingga gerakan uncommand yaw tersebut tidak terjadi lagi. Lalu pada hari berikutnya, 27 Februari peristiwa tersebut terulang lagi dan kondisi ini kembali dapat dihilangkan dengan menonaktifkan yaw damper. Padahal saat penerbangan tersebut pihak perawatan pesawat sudah melakukan langkah perbaikan atas kasus pertama dengan mengganti sepasang yaw damper. Dalam mengatasi kasus kedua tersebut akhirnya pihak perawatan UAL mengganti yaw damper transfer valve pada Main Power Control Unit rudder (MPCU). Masalah uncommand yaw kemudian tidak terjadi lagi sampai hari terjadinya kecelakaan. Penggantian komponen sendiri

58

dinilai kurang tepat karena setelah dilakukan tes terhadap komponen yang diganti, komponen ternyata masih beroperasi dengan normal. Mengacu pada FTA dan FMEA maka dilakukan investigasi pada MCPU pesawat United Flight 585. Hasil investigasi menemukan bahwa kabel solenoid terlepas sehingga kontinuitas pada sambungan sirkuit menjadi terputus-putus (intermittent). Adanya aliran pada sirkuit yang terputus-putus ini diduga menjadi salah satu penyebab timbulnya gerakan uncommand yaw pada dua penerbangan sebelumnya. Fenomena uncommand yaw pada kedua kasus tersebut terjadi ketika yaw damper dipergunakan dalam operasi. Tetapi hal tersebut tidak dapat dijadikan faktor penyebab terjadi kecelakaan karena sesuai peraturan pergerakan yaw damper hanya diijinkan 20 dari pergerakan rudder. Seandainya dalam kecelakaan tersebut pergerakan yaw damper mempengaruhi gerakan uncommand rudder sebanyak 20 tetap saja efek beban samping akibat defleksi rudder hanya berpengaruh sedikit atau bahkan tidak ada pengaruh terhadap kehilangan kendali pesawat. Pada kasus-kasus lain seperti yang dialami Eastwind Airlines penerbangan 517 terdapat kejadian dimana pergerakan yaw akibat pergerakan rudder tanpa input perintah hilang setelah menonaktifkan yaw damper. Namun berdasarkan hasil investigasi lanjut tidak ditemukan kejanggalan atau ketidaksesuaian yaw damper pada pesawat-pesawat tersebut. Untuk menghindari hal-hal yang tidak diinginkan dalam menyelesaikan permasalahan tersebut maka Federal Aviation Administration (FAA) mengeluarkan Airworthinnes Directive (AD) 97-09-15 yang mengatur pergntian solenoid valve serta AD 97-05-10 yang mengatur pergantian yaw damper secara keseluruhan. Kegagalan mechanical linkage Selain hal-hal yang disebutkan di atas uncommand yaw juga dapat diakibatkan karena tangkai input bearing yang terhubung pada standby actuator terjepit. Seperti telah disebutkan sebelumnya pergerakan rudder dapat diakibatkan pergerakan yaw damper. Dalam beberapa kasus pergerakan tersebut menghasilkan pergerakan sudut yang kecil pada standby actuator input crank. Jadi jika crank tidak bebas bergerak relatif terhadap actuator, feedback putaran kepada servo valve MPCU akan terpengaruhi sehingga sinyal intruksi defleksi rudder bisa terkirim ke MPCU melalui rotasi dari torque tube. Dengan demikian rudder dapat bergerak melewati 59

batas normal yaw damper. Hal ini bisa terus terjadi sampai ada beban yang cukup untuk melawan dan mengatasi gaya yang menjepit tangkai input standby actuator dengan bearing tersebut. Pada kondisi ini MPCU servo valve bisa normal kembali. Resultan defleksi akibat adanya gaya yang menjepit tangkai input bisa mencapai 5.50. Tetapi dalam tes simulasi dapat dibuktikan bahwa pergerakan rudder dalam kasus ini dapat dengan mudah dikendalikan dengan kendali lateral pesawat, sehingga tidak dimungkinkan pesawat kehilangan kendali. Pergerakan rudder tanpa input perintah juga bisa disebabkan karena getaran dari control rod. Hal ini terjadi akibat rusaknya dual load fastener terutama bagian vernier control bolt yang menghubungkan torue tube dengan vernier control rod. Getaran pada vernier control rod akan menggerakkan torque tube sehingga input perintah kendali pada MCPU terganggu. Untuk mengantisipasi hal tersebut maka dikeluarkan AD 97-05-10 serta AD 97-04-14 yang masing-masing mengatur tentang pergantian dual load fastener dan vernier control bolt.

4.4.4 Analisis Main Power Control Unit (MPCU) Sistem Rudder Hal lain yang mungkin menjadi penyebab kasus kegagalan sistem rudder adalah adanya overtravel pada MPCU primary slide (Gambar 4.03 dan 4.04). Dalam beberapa preflight control check ditemukan adanya degradasi input tuas pengungkit (input lever mechanism) MPCU servo valve, valve housing serta adanya pergeseran yang dapat menimbulkan degradasi kemampuan MPCU secara keseluruhan sehingga menimbulkan adanya pergerakan piston yang berlawanan dengan arah perintah yang diberikan. Kemungkinan pertama dari overtravel

MPCU primary slide disebabkan

bentuk dimensional secondary slide yang berhubungan dengan valve body menyebabkan fluida hidrolik mengalir keluar dari saluran normal. Dalam kasus tersebut primary slide bergerak melebihi batas gerakan normal sehingga terjadi kondisi overtravel. Aliran hidraulik di luar saluran normal mengalir cukup deras sehingga mampu menghasilkan tetesan tekanan hidraulik atau tekanan reversal yang mengakibatkan hilangnya momen engsel rudder bahkan dalam kasus yang ekstrim, rudder bergerak berlawanan arah dengan input perintah yang diberikan.

60

Hasil pemeriksaan pada MPCU servo valve pesawat United Airlines Flight 585 didapatkan bahwa toleransi dari maximum travel komponen primary slide apabila dibandingkan dengan posisi secondary slide tidak dapat menimbulkan diferensiasi tekanan reversal yang menyeberang pada piston aktuator. Adapun kemungkinan terburuk adalah kebocoran internal yang yang menimbulkan penurunan perbedaan tekanan maksimum sampai 66%. Kondisi tersebut membatasi tingkat pergerakan rudder dan defleksi maksimum yang digunakan untuk melawan beban aerodinamik. Solusi dari permasalahan kegagalan MPCU servo valve adalah pergantian dual concentric servo valve dengan batang input kendali secara terpisah, pergantian control valve dan aktuator yaitu satu perangkat aktuator pada masing-masing sistem hidrolik A dan B. Standby PCU dikendalikan oleh batang input kendali secara terpisah sedangkan suplai tenaga untuk control valve dipenuhi oleh standby hydraulic system. Batang input kendali pada PCU harus didesain lebih dari satu dimana apabila salah satu batang input kendali mengalami kemacetan maka sinyal kendali tetap akan diteruskan batang input kendali yang lain. Realisasi dari penyelesaian kegagalan MPCU ini adalah Rudder System Enhancement Program (RSEP) yang dikeluarkan Boeing dalam Service Bulletin (SB) 737-27-1252/3/5. Program yang lahir pada tahun 2003 ini selambat-lambatnya harus sudah diaplikasikan pada seluruh varian Boeing 737 paling lambat 12 November 2008. Dalam RSEP sendiri dicantumkan kembali beberapa AD yang mengatur tentang MPCU, diantaranya adalah AD 99-11-05 yang mengatur prosedur pemeriksaan berkala primary dan secondary slide. RSEP merupakan program wajib yang harus dijalankan setiap operator Boeing 737. RSEP sendiri lahir terutama dari masukan pihak-pihak yang terlibat dalam dunia penerbangan khususnya pihak FAA. Para operator Boeing 737 yang belum bisa menjalankan RSEP sampai batas waktu yang ditentukan masih memiliki alternatif dengan menjalankan ketentuan-ketentuan AD yang telah disebutkan di atas. Pelaksanaan AD yang berkaitan dengan sistem rudder dinilai cukup efektif dalam mengurangi tingkat kegagalan sistem rudder yang bersifat nonkatastropik seperti kegagalan yaw damper. Namun untuk kasus dimana kemungkinan kegagalan bersumber dari kesalahan mekanisme dual consectric servo valve yang bersifat

61

katastropik karena dapat mengakibatkan rudder terkunci pada blowdown limit maka RSEP satu-satunya solusi terbaik.

(a)

. (b) Gambar 4.03 konfigurasi PCU 737 pada posisi netral dan full rate. a. Operasi normal, servo valve pada posisi netral b. Operasi normal, slide pada servo valve berada pada posisi perintah full rate (no jam) Sumber: NTSB/AAR 01/01

62

(a)

(b) Gambar 4.04 konfigurasi operasi PCU 737 a. Konfigurasi yang diharapkan, secondary slide pada posisi servo valve housing diikuti oleh primary slide b. Konfigurasi yang salah, secondary slide pada posisi servo valve housing namun primary slide pada kondisi overtravel Sumber: NTSB/AAR 01/01

63

Tabel 4.01 Failure Mode and Effect Analisis, FMEA pada sistem rudder Boeing 737

System: Function/Mission:

Identification Number:

Rudder System Mengendalikan pesawat pada sumbu lateral

Date:

December, 8 2007 Wenda Kalubis R.

Analysit: Mode of Failure Name of Subsystem

Failure Mode

Rudder Pedals

Pedal macet ,pilot kesulitan memberikan perintah pada rudder

Rudder Cables System

Putus kabel kendali rudder

Kabel kendali rudder berdeformasi lebih dari toleransi

Rudder Power Control Unit (PCU)

PCU tidak dapat mendefleksikan rudder sesuai

Cause

Frequency of Occurrence

adanya korosi, atau adanya kegagalan pada mekanisme pedal

10-9

Prosedur pergantian tidak sesuai yang disyaratkan sehingga timbul degradasi dan korosi

Overtravel servo valve secondary, kebocoran fluida

Failure Effect Effect

Failure Detection Mode

Degree of Severity

Probability of Detection

Rudder tidak dapat berdefleksi sesuai perintah yang diinginkan

Pre-flight check serta pemeriksaan fungsional sistem

Mudah di deteksi baik saat proses pemeriksaan fungsional system serta saat pre-flight check.

Rudder tidak dapat didefleksikan

Pemeriksaan fungsional sistem

Menimbulkan kecelakaan dengan kerusakan pesawat, korban jiwa, Harga komponen rendah Menimbulkan kecelakaan dengan kerusakan pesawat, korban jiwa, Harga komponen rendah

10-9

10-9

Defleksi rudder kurang, tidak sesuai dengan perintah yang diberikan

Pemeriksaan fungsional sistem

Kurangnya keterkendalian pesawat

Rudder tidak dapat berdefleksi sesuai perintah dan atau

Pemeriksaan fungsional sistem

Menimbulkan kecelakaan dengan kerusakan

Biasanya dideteksi kurangnya sudut defleksi akibat deformasi baru kemudian terjadi putusnya kabel kendali

Tinggi. Dapat terdeteksi pada pemeriksaan

Critically Priority of Risk

Corrective Action Corrective Action

Harus segera dilakukan perbaikan sebelum penerbangan berikutnya

Pergantian komponen dan modifikasi

Harus segera dilakukan perbaikan sebelum penerbangan berikutnya

Pergantian komponen

Dapat ditunda sampai akhir operasi sebelum hari berikutnya

Pergantian komponen

Harus segera dilakukan perbaikan

Pergantian komponen

64

Standby Rudder Power Control Unit (PCU)

Rudder feel and centering unit

Yaw Damper System

perintah baik dari pilot ataupun dari yaw damper PCU tidak dapat mendefleksikan rudder sesuai perintah ketika sistem hidrolik A dan atau B mengalami kegagalan Rudder tidak kembali ke posisi netral (trimed) saat tidak ada input dari pedal, tidak adanya gaya feedback pada pedal Rudder tidak dapat melawan adanya ketidakstabilan gerakan yaw pesawat

uncommand deflection

hidraulik PCU

Overtravel servo valve secondary, kebocoran fluida hidraulik PCU

Putusnya aliran sinyal elektris dari yaw damper ke PCU

-9

pesawat, korban jiwa, Harga komponen tinggi

10

Rudder tidak dapat berdefleksi ketika sistem hidrolik A dan atau B gagal

Pemeriksaan fungsional sistem dan pendeteksian pilot pada saat operasi

Menimbulkan kecelakaan dengan kerusakan pesawat, korban jiwa, Harga komponen tinggi

10-9

Rudder tidak kembali ke posisi netral dan terkunci di posisi tertentu, tidak adanya gaya feedback pada pedal

Pemeriksaan preflight, pemeriksaan fungsional sistem

Menimbulkan kecelakaan dengan kerusakan pesawat, korban jiwa, Harga komponen tinggi

Pesawat mengalami ketidakstabilan yaw dalam skala kecil

Pemeriksaan fungsional sistem

Kurangnya kenyamanan terbang. Tidak berpengaruh besar terhadap keselamata.

-7

10

fungsional sistem proses perawatan serta saat pesawat beroperasi Tinggi. Dapat terdeteksi pada pemeriksaan fungsional sistem proses perawatan serta saat pesawat beroperasi Tinggi. Dapat terdeteksi pada pemeriksaan fungsional sistem proses perawatan serta saat pesawat beroperasi Dapat dideteksi apabila sudah terjadi kegagalan atau pada pemeriksaan fungsional sistem

sebelum penerbangan berikutnya Harus segera dilakukan perbaikan sebelum penerbangan berikutnya

Pergantian komponen

Harus segera dilakukan perbaikan sebelum penerbangan berikutnya

Pergantian komponen

Dapat ditunda sampai akhir operasi sebelum hari berikutnya

Pergantian komponen dan modifikasi

65

Tabel 4.02 Ringkasan FMEA pada sistem rudder Boeing 737 No 1

2

3

4

5

Komponen Rudder Pedals

Rudder Cables System

Rudder Power Control Unit (PCU)

Fungsi

Modus Kegagalan

Input perintah sikap pesawat

Pedal macet/jam

Input perintah sikap pesawat

Kabel kendali putus atau berdeformasi

Pengkonversi input perintah menjadi gerakan rudder

Pengaruh kegagalan pada rakitan yang lebih tinggi Tidak berpengaruh

Tidak berpengaruh

Cara dan Kemudahan mendeteksi kegagalan

Penilaian kritikalitas

Mudah dideteksi pada pemeriksaan fungsional sistem atau pemeriksaan pre-light

2.8

Mudah dideteksi apabila sudah mengalami kegagalan potensial

Sudut defleksi rudder kurang, arah defleksi berlawanan, rudder terkunci

Tidak berpengaruh, kecuali kegagalan terjadi akibat bocornya fluida hidrolik yang menimbulkan kegagalan hidrolik sistem A dan atau sistem B

Susah dideteksi, hanya dapat dideteksi apabila sudah terjadi kegagalan atau pada pemeriksaan fungsional sistem

Rudder feel and Mengembalikan centering unit sikap rudder pada posisi netral saat tidak ada input perintah

Rudder tidak dapat kembali, terkunci, atau lambat kembali ke posisi netral

Mudah dideteksi saat operasi, pemeriksaan pre-light, atau pada pemeriksaan fungsional sistem atau

Yaw Damper System

Yaw damper tidak beroperasi atau arah gerakan rudder tidak dapat melawan arah yaw

Tidak berpengaruh, kecuali kegagalan terjadi akibat bocornya fluida hidrolik yang menimbulkan kegagalan hidrolik sistem A dan atau sistem B Tidak berpengaruh, kecuali kegagalan terjadi akibat bocornya fluida hidrolik yang menimbulkan kegagalan hidrolik sistem B

Menstabilkan pesawat saat terjadi yawing kecil akibat turbulensi

4

5.2

Catatan Biasanya tidak pernah ditemukan kegagalan Probabilitas kegagalan sangat kecil kecuali terbengkalainya proses perawatan Kegagalan pada PCU yang diakibatkan servo valve biasanya tidak meninggalkan bekas sehingga sulit dideteksi

Biasanya jadi deduksi pertama kegagalan akibat macetnya rudder 1.04

Susah dideteksi kecuali sudah terjadi kegagalan saat opeasi 1.04

Merupakan emergency list yang harus dinonoperasikan saat terjadi masalah pada sistem kendali

66