PREFACE This paper was made to help the cadet to improve their basic knowledge to follow studying airframe. This paper consist of basic principle about airframe and that controlling devices. It is also contain of fundamentals and technical procedures to practice the airframe in the airframe shop. We hope this paper not just used by cadet, but also everyone that want two know deeper about basic aircraft. We would appreciate having error brought to our attention, as well as receiving for improving the usefulness of this paper.
Tangerang, September 2007
Writer
1
GENERAL The airframe of a fixed-wing aircraft is generally considered to consist of five principal units, the fuselage, wings, stabilizers, flight control surfaces, and landing gear. Helicopter airframes consist of the fuselage, main rotor and related gearbox, tail rotor (on helicopters with a single main rotor), and the landing gear. Thee airframe components are constructed from a wide variety of materials and are joined by rivets, bolts, screws, and welding or adhesives. The aircraft components are composed of various parts called structural members ( stringers, longerons, ribs, bulkheads, etc.). Aircraft structural members are designed to carry a load or to resist stress. A single member of the structure may be subjected to a combination of stresses. In most Cases the structural members are designed to carry end loads rather than side loads: that is, to be subjected to tension or compression rather than bending. Strength may be the principal requirement in certain structures, while others need entirely different qualities. For example, cowling, fairing, and similar parts usually are not required to carry the stresses imposed by flight or the landing loads. However, these parts must have such properties as neat appearance and streamlined shapes.
MAJOR STRUCTURAL STRESSES
In designing an aircraft, every square inch of wing and fuselage, every rib, spar, and even each metal fitting must be considered in relation to the physical characteristics of the metal of which it is made. Every part of the aircraft must be planned to carry the load to be' imposed upon it. The determination of such loads is called stress analysis. Although planning the design is not the function of the aviation mechanic, it is, nevertheless, important that he understand and appreciate the stresses involved in order to avoid changes in the original design through improper repairs.
2
There are five major stresses to which all aircraft are subjected (figure 1-1): (1)
Tension.
(2)
Compression.
(3)
Torsion.
(4)
Shear.
(5)
Bending.
The term “stress” is often used interchangeably with the word “strain." Stress is an internal force of a substance which opposes or resists deformation. "Strain is the deformation of a material or substance. Stress, the internal force , can cause strain. Tension (figure l-la) is the stress that resists a force that tends to pull apart. The engine pulls the aircraft forward, but air resistance tries to hold it back. The result is tension, which tries to stretch the aircraft. The tensile strength of a material is measured in p.s.i. (pounds per square inch) and is calculated by dividing the load (in pounds) required to pull the material apart by its crosssectional area (in square inches).
Compression (figure 1-1b) is the stress that resists a crushing force. The compressive strength of a material is also measured in p.s.i. Compression is the stress that tends to shorten or squeeze aircraft parts. Torsion is the stress that produces twisting (figure I-Ib). While moving the aircraft forward, the engine also tends to twist it to one side, but other aircraft components hold it on course. Thus, torsion is created. The torsional strength of a material is its resistance to twisting or torque.
Shear is the stress that resists the force tending to cause one layer of a material to slide over an adjacent layer. Two riveted plates in tension subject the rivets to a shearing force. Usually, the shearing strength of a material is either equal to or less than its tensile or compressive strength. Aircraft parts, especially screws, bolts, and rivets, are often subject to a shearing force.
3
FIXED-WING AIRCRAFT
The principal components of a single-engine, propeller-driven aircraft are shown in figure 1-2. Figure 1-3 illustrates the structural components of a typical turbine powered aircraft. One wing and the empennage assemblies .are shown exploded into the many components which, when assembled, form major structural units. FUSELAGE The fuselage is the main structure or body of the aircraft. It provides space for cargo, controls, accessories, passengers, and other equipment In single engine aircraft, it also houses the powerplant. In multi-engine aircraft the engines may either be in the fuselage, attached to the fuselage, or suspended from the wing structure. They vary principally in size and arrangement of the different compartment. There are two general types of fuselage construction, the truss type, and the monocoque type. A truss is a rigid framework made up of members such as beams, struts, and bars to resist deformation by applied loads. The truss-framed fuselage is generally covered with fabric.
Truss Type
The truss type fuselage frame (figure 1-4) is usually constructed of steel tubing welded together in such a manner that all members of the truss can carry both tension and compression loads. In some aircraft, principally the light, single-engine models, truss fuselage frames are constructed of aluminum alloy and may be riveted or bolted into one piece, with cross-bracing achieved by using solid rods or tubes.
4
Longeron (tubular steel)
Monocoque Type
The monocoque (single shell) fuselage relies largely on the strength of the skin or covering to carry the primary stresses. The design may be di· vided into three c18ll8ell: (1) Monocoque, (2) semi-monocoque, or (3) reinforced shell. The true monocoque construction (figure 1-5) uses formers, frame assemblies, and bulkheads to give shape to the fuselage, but the skin carries the primary stresses. Since no bracing members are present, the skin must be strong enough to keep the fuselage rigid. Thus, the biggest problem involved in monocoque construction is maintaining enough strength while keeping the weight within allowable limits. To overcome the strength/weight problem of monocoque construction, a modification called semi-monocoque construction (figure 1-6) was developed. In addition to formers, frame assemblies, and bulkheads, the semi-monocoque construction has the skin reinforced by longitudinal members. The reinforced shell has the skin reinforced by a complete framework of structural members. Different portions of the same fuselage may belong to anyone of the three classes, but most aircraft are considered to be of semi-monocoque type construction.
5
Semi-monocoque Type The semi-monocoque fuselage is constructed primarily of the alloys of aluminum and magnesium although steel and titanium are found in areas of high temperatures. Primary bending loads are taken by the longerons, which usually extend across several points of support. The longerons are supplemented by other longitudinal members, called stringers. Stringers are more numerous and lighter in weight than longerons. The vertical structural members are referred to as bulkhead, frames, and formers. The heaviest of these vertical members are located at intervals to carry concentrated loads and at points where fittings are used to attach other units, such as the wings, powerplants, and stabilizers. Figure 1-7 shows one form of the semimonocoque design now in use.
The stringers are smaller and lighter than longerons and serve as fill-ins. They have some rigidity, but are chiefly used for giving shape and for attachment of the skin. The strong, heavy longerons hold the bulkheads and formers, and these, in turn, hold the stringers. All of these joined together form a rigid fuselage framework. There is often little difference between some rings, frames, and formers. One manufacturer may call a brace a former, whereas another may call the same type of brace a ring or frame. Manufacturers' instructions and specifications for a specific aircraft are the best guides.
Fgure 1-6. Semimonocoque construction.
6
Stringers and longerons prevent tension and compression from bending the fuselage. Stringers are usually of a one piece aluminum alloy construction, and are manufactured in a variety of shapes by casting, extrusion, or forming. Longerons, like stringers, are usually made of aluminum alloy; however, they may be of either a one-piece or a built-up construction. By themselves, the structural members discussed do not give strength to a fuselage. They must first be joined together by such connective devices as gussets, rivets, nuts and bolts, or metal screws. A gusset (figure 1-7) is a type of connecting bracket. The bracing between longerons is often referred to as web members. They may be installed vertically or diagonally. The metal skin or covering is riveted to the longerons, bulkheads, and other structural members and carries part of the load. The fuselage skin thickness will vary with the load carried and the stresses sustained at a particular location. There are a number of advantages in the use of the semi-monocoque fuselage. The bulkheads, frames, stringers, and longerons, facilitate the design and construction of a streamlined fuselage, and add to the strength and rigidity of the structure. The main advantage, however, lies in the fact that it does not depend on a few members for strength and rigidity. This means that a semi-monocoque fuselage, because of its stressed-skin construction, may withstand considerable damage and still be, strong enough to hold together. Fuselages are generally constructed in two or more sections. On small aircraft, they are generally made in two or three "sections, while larger aircraft may be made up of as many as six sections. Quick access to the accessories and other equipment carried in the fuselage is provided for by numerous access doors, inspection plates, landing wheel wells, and other openings. Servicing diagrams showing the arrangement of equipment and location of access doors are supplied by the manufacturer in the aircraft maintenance manual.
7
Location Numbering System. There are various numbering systems in use to facilitate location of specific wing frame fuselage bulkheads or any other structural members on an aircraft. Most manufacturers use some system of station marking; for example, the nose of the aircraft may be designated zero station, and all other stations are located at measured distances in inches behind the zero station. Thus, when a blueprint reads "fuselage frame station 137," that particular frame station can be located 137 in. behind the nose of the aircraft. A typical station diagram is shown in figure 1-8. To locate structures to the right or left of the center line of an aircraft, many manufacturers consider the center line as a zero station for structural member location to its right or left. With such a system the stabilizer frames can be designated as being so many inches right or left of the aircraft center line. The applicable manufacturer's numbering system and abbreviated designations or symbols should always he reviewed before attempting to locate a structural member. The following list includes location designations typical of those used by many manufacturers. (1) Fuselage stations (Fus. Sta. or F.S.) are numbered in inches from a reference or zero point known as the reference datum. The reference datum is an imaginary vertical plane at or near the nose of the aircraft from which all horizontal distances are measured. The distance to a given point is measured in inches parallel to a center line extending through the aircraft from the nose through the center of the tail cone. Some manufacturers may call the fuselage station a body station, abbreviated B.S. (2) Buttock line or butt line (B.L.) is a width measurement left or right of, and parallel to, the vertical center line. (3) Water line (W.L.) is the measurement of height in inches perpendicular from a horizontal plane located a fixed number of inches below the bottom 'of the aircraft fuselage. (4) Aileron station (A.S.) is measured out· board from, and parallel to, the inboard edge of the aileron, perpendicular to the rear beam of the wing. (5) Flop station (F.S.) is measured perpendicular to the rear beam of the wing and parallel to, and outboard from, the inboard edge of the flap. (6) Nacelle station (N.C. or Nac. Sta.) is measured either forward of or behind the 8
front spar of the wing and perpendicular to a designated water line. In addition to the location stations listed above, other measurements are used, especially on large aircraft. Thus, there may he horizontal stabilizer stations (H.5.S.), vertical stabilizer stations (V.5.S.) or powerplant stations (P.P.S.). In every case the manufacturer's terminology and station location system should be consulted before locating a point on a particular aircraft.
WING STRUCTURE The wings of an aircraft are surfaces which are designed to produce lift when moved rapidly through the air. The particular design for any given aircraft depends on a number of factors, such as size, weight, use of the aircraft, desired speed in flight and at landing, and desired rate of climb. The wings of fixed-wing aircraft are designated left and right, corresponding to the left and right sides of the operator when seated in the cockpit. The wings of some aircraft are of cantilever design; that is, they are built so that no external racing is needed. The skin is part of the Wing structure and carries part of the wing stresses. Other aircraft wings use external bracings (struts, wires, etc.) to assist in supporting the wing and carrying the aerodynamic and landing loads. Both aluminum alloy and magnesium alloy are used in wing construction. The internal structure is made up of spars and stringers running spanwise, and rib and formers running chordwise. (leading edge to trailing edge). The spars are the principal structural members of the wing. The skin is attached to the internal members and may carry part of the wing stresses. During flight, applied loads which are imposed on the wing structure are primarily on the skin. From the skin they are transmitted to the ribs and from the ribs to the spars. The spars support all distributed loads as well as concentrated weights, such as fuselage, landing gear, and, on multi-engine aircraft, the nacelles or pylons. The wing, like the fuselage, may be constructed in sections. One commonly used type is made up of a center section with outer panels and wing tips. Another arrangement may have wing stubs as an integral part of the fuselage in place of the center section. Inspection openings and access doors are provided, usually on the lower surfaces of the wing. Drain holes are also placed in the lower surface to provide 9
for drainage of accumulated moisture or fluids. On some aircraft built in walkways are provided on the areas where it is safe to walk or step. On some aircraft jacking point are provided on the underside of each wing. Various points on the wing are located by station number. Wing station 0 (zero) is located at the center line of the fuselage, and all wing stations are measured outboard from that point, in inches. In general, wing construction is based on one of three fundamental designs: (1) Monospar, (2) multi-spar, or (3) box beam. Modifications of these basic designs may be adopted by various manufacturers. The monospar wing incorporates only one main longitudinal member in its construction. Ribs or bulkheads supply the necessary contour or shape to the airfoil. Although the strict monospar wing is not common, this type of design, modified by the addition of false spars or light shear webs along the trailing edge as support for the control surfaces, is sometimes used. The multi-spar wing incorporates more than one main longitudinal member in its construction. To give the wing contour, ribs or bulkheads are often included. The box beam type of wing construction uses two main longitudinal members with connecting bulkheads to furnish additional strength and to give contour to the wing. A corrugated sheet may be placed between the bulkheads and the smooth outer skin so that the wing can better carry tension and compression loads. In some cases, heavy longitudinal stiffeners are substituted for the corrugated sheets. A combination of corrugated sheets on the upper surface of the wing and stiffeners on the lower surface is sometimes used.
Wing Configurations Depending on the desired flight characteristics, wings are built in many shapes and sizes. Figure 1-9 shows a number of typical wing leading and trailing edge shapes. In addition to the particular configuration of the leading and trailing edges, wings are also designed to provide certain desirable flight characteristics, such as greater lift, balance, or stability. Figure 1-10 shows some common wing forms. Features of the wing will cause other variations in its design. The wing tip may be square, rounded, or even pointed. Both the leading edge and the trailing edge of the 10
wing may be straight or curved, or one edge may be straight and the other curved. In addition, one or both edges may be tapered so that the wing is narrower at the tip than at the root where it joins the fuselage. Many types of modern aircraft employ sweptback wings (figure 1-9).
Wing Spars The main structural parts of a wing are the spars, the ribs or bulkheads, and the stringers or stiffeners, as shown in figure I-11. Spars are the principal structural members of the wing. They correspond to the longerons of the fuselage. They run parallel to the lateral axis, or toward the tip of the wing, and are usually attached to the fuselage by wing fittings, plain beams, or a truss system. Wooden spars can be generally classified into four different types by their cross sectional configuration. As shown in figure 1-12, they may be partly hollow, in the shape of a box, solid or laminated, rectangular in shape, or in the form of an I-beam. Spars may be made of metal or wood depending on the design criteria of a specific aircraft. Most aircraft recently manufactured use spars of solid extruded aluminum or short aluminum extrusions riveted together to form a spar.
11
MAINTENANCE SPECIFICATION BEECHCRAFT SUNDOWNER C.23 A. S P E C I F I C A T I O N 1. Type of Aircraft
: BEECHCRAFT SUNDOWNER C.23
2. Registration Marks
: PK-ANY
3. A/C Serial Number : M-1701. 4. Owner Name
: SEKOLAH TINGGI PENERBANGAN INDONESIA
5. A d r e s s
: PLP Curug PO Box 509 Tangerang 15001. Phone (021) 5982204,5982205 Ext. 167 Fax. (021)
5982234.
The beechcraft Sundowner C.23 a four place all-metal, low~ wing, single engine monoplane powered by a Lycoming 0-360-A4G,four cylinder, horizontal opposed engine, rated at 180 horse power at 2700 rpm. The engine drives a two-blade, 76 inch diameter, fixed pitch propeller. FLIGHT CONTROLS The flight control surfaces are of the conventional three control type operated by the rudder pedals and control column combination STABILATOR TRIM CONTROL Stabilator trim is controlled by a handwheel located between the front seats. A stabilator tab indicator is located by the trim control handwheel.
12
WING FLAPS (Manual) The four position flaps are operated by a manual lever located between the front seats. In addition to the full flap down position of 35 degrees, intermediate positions are incorporated for short field purposes. As the handle is raised to lower the flaps, a definite detent and click of the thumb releas button will be felt at the 15 degrees and 25 degrees flap extended positions. Another detent will indicate the 35 degrees position. To retract the flaps, depress the thumb button and lower the handle to the floor. The thumb button does not need to be depressed, nor should it be, to lower the flaps. LANDING GEAR The fixed tricycle landing gear, fabricated from magnesium castings and aluminum forgings, uses rubberdisks for shock absorption. BAGGAGE A 19.5 cubic foot baggage space located behind the rear seat allows you ample room for bulky articles. In addition, a hat shelf, near the top of the cabin enclosure provides an out of the way space for light miscellaneous articles.both the luggage compartment and hat shelf are readly accessible in flight. SEATING To adjust either of the front. seats,pull up on the release bar below the seat corner and slide forward or aft,as desired. The backs of all the seats can be placed in any of four positions. Outboard armrests for the front seats are attached to the cabin doors. ENGINE Airplane equiped with ·a Lycoming 0-360-A4G, engine rated at 180 horse power. Take-off and maximum continuous operation (sea level): 2700 rpm full throttle. FUEL Aviation Gasoline 91/96 (blue) minimum grade.
13
PROPELLER Sensenich M76EMMS-O-60 fixed pitch, two blade propeller.Static rpm at maximum permissible throttle settings: Not over 2350 rpm and not under 2250 rpm. No additional tolerance permitted. ENGINE INSTRUMENT MARKINGS Oil Temperature; Caut ion (Yellow band) ....................................................…… 60⁰ to 120⁰ F Operating range (Green band) ..................................................120⁰ to 245⁰ F Maximum (Red line)……………………………………………..245⁰ F Oil Pressure; Minimum pressure (Red line) ...,............................................... 25 psi Caution range (Yellow band) .................................................... 25 to 50 psi Operating range (Green band) ................................................... 60 to 90 psi Maximum pressure (Red line) .................................................. 100 psi Tachometer ; Engine warm-up…………………………………………………. 1000 to 1200 rpm Restricted operation for 0-350-A2G engine onIy (Red band) ....2150 to 2350 rpm Normal operating range all engines (Green band) ......................1800 to 2700 rpm Maximum RPM (Red line) .........................................................2700 rpm Fuel Pressure ; Operating range (Green band) …………………………........... 0.5 to 6.0 psi Fuel Quantity (On M-1517 and after) ; Yellow arc ………………………………………………………E to 3/8 Full
AIRSPEED LIMITATIONS Never exceed (Glide or Dive,Smooth air) (Red line) ..................175 mph/152 kts
14
Caution range (Yellow arc) .........................................................156 to 175 mph/136 to 152 kts Operating range (Green arc) .... …………………………………...72 to 156 mph/ 63 to 136 kts Flap operating range (White arc)…………………………… …... 59 to 110 mph/ 51 to 96 kts Maximum design maneuvering speed... .................................... 136 mph/118 kts Maximum structural cruising speed........................................... 156 mph/136 kts MANEUVER
ENTRY
SPEED Chandelle ………………………..………....................................133 mph/116 kts Steep turn ..................................................................................133 mph/116 kts Lazy eight ................................................................................. 133 mph/116 kts Stall (Except whip) ................................................................... Slow deceleration FLIGHT LOAD FACTORS Normal category (2450 lbs) Flight maneuvering load factor
Flaps
up
+3.8, -1.9 Flight maneuvering load factor
Flaps
down +1.9 Utility category (2030 lbs) Flight maneuvering load factor
Flaps
up
+4.4, -2.2 Flight maneuvering load factor
Flaps
down +2.2 CATEGORY This airplane is approved for 4 place in the Normal category and for 2 place in the Utility category.
15
WEIGHT Gross weight - Normal category.............................................. 2450 lbs Gross weight - Utility category……………………………….... 2030 lbs DIMENSIONS Wing span ........................................ 32 ft 9 in. Length .............................................. 25 ft 9 in. Height to top of fin ............................8 ft 3 in. CABIN DIMENSIONS Lenght ……..…………………………95.0 in. Width..………………………………..44.0 in. Height ..............................................48.5 in. Entrance doors ............................... 36 in. x 38 in. Baggage door size ...........................18.5 in. x 23.6 in. OIL CAPACITY… …….…………8.0 quarts CENTER OF GRAVITY Normal Category Forward: 107.8 in. aft of datum to 1800 lbs. with straight line variation to 114.5 in. aft datum at 2450 lbs. Aft: 118.3 in. aft of datum at all weights. Utility Category Forward: 107.8 in. aft of datum to 1800 lbs. with straight line variation to 110.2 in. aft of datum at 2030 lbs. Aft: 114.0 in. aft of datum at all weights.
16
B. REFERENCES This Maintenance Specification has been prepared using the following references: - Beechcraft Sundowner C.23 Shop Manual. - Beechcraft Sundowner C.23 Illustrated Part Catalog. - Beechcraft Sundowner C.23 Pilot's Operating Manual. -Beechcraft SundownerC.23 Service Bulletin, Service Letter, Service Instructio.
17
AIRCRAFT RIGGING
Control surface should move a certain distance in either different direction from the neutral position. These movements must be synchronized with the movement of the cockpit control. The flight control system must be adjusted ( rigged ) to obtain these requirements. Generally speaking, the rigging consist of : 1. Positioning the flight control system in neutral position and temporarily locking it there with rig pins or blocks. 2. adjusting surface travel, system cable tension, linkage, and adjustable stops to the aircraft manufacturer’s specification. When rigging flight control system, certain items of rigging equipment are needed. Primarily, this equipment consist of : 1. Tensiometers 2. Cable rigging tension chart 3. Protractors 4. Rigging fixtures 5. Contour templates 6. Rules 1. Measuring Cable Tension To determine the amount of tension on a cable, a tensiometer is used. When properly maintained, a tensiometer 98% accurate. Cable tension is determined by measuring the amount of force needed to make an offset in the cable between two hardened stell blocks, called anvils. A riser or plunger is pressed against the cable to form the offset. Several manufacturers make avariety of tensiometers, each type designed for different kinds of cable, cable sizes and cable tensions. One type of tensiometers used the trigger lowered, place the cable to be tested under the two anvils. Then close the trigger ( move it up ). Movement of trigger 18
phuses up the riser, which phuses the cable at right angles to the two clamping points under the anvils. The force that is required to do this is indicated by the dial pointer. Different numbered riser are used with different size cable. Each riser has an identifying number and is easily inserted into the tensiometer. In addition each tensiometer has a calibration table which is used to convert the dial reading to pounds. The dial reading is converted to pounds of tension as follows. Using a No. 2 riser to measure the tension. When taking a reading, it may be difficult to see the dial. Therefore, a pointer lock is present on the tensiometer. Push it in to lock pointer. Then remove the tensiometer from the cable and observe the reading. After observe the reading, pull the lock out and the pointer will return to zero. 2. Surface Travel Measurement The tools for measuring surface travel primarily include protractors, rigging fixtures, contour templates and rulers. These tools are used when rigging flight control system to assure that the desired travel has been obtained. Protractor are tolls for measuring the angle in degrees. Various type of protractors are used to determine the travel of flight control surface. One protractor that can be used to measure aileron, elevator or wing flap travel is the universal propeller protractor. Notice that this protractor is made up of a frame, a disk, a ring, and two spirit levels. The disk and the ring turn independently of each other and of the frame
WEIGHT AND BALANCE 19
1. TINDAKAN PENCEGAHAN GROUND HANDLING LOADING Untuk mencegah dari beberapa kemungkinan dari model ujung pesawat 737 C pada saat prosedur pemuatan dan penurunan. Hal ini direkomendasikan bahwa tail stand digunakan disetiap wakt. Hal ini tidak mungkin, bagaimanapun juga, di bawah kondisi yang mempekerjakan prosedur pemuatan yang spesifik. Prosedur atau manajemen dari stand yang tidak dapat terpenuhi. Peraturan ground di bawah ini akan membantu menentukan bagian bawah stand dipenuhi atau tidak.
SUSUNAN SEMUA KARGO Bagian bawah stand terpenuhi ketika bagian terbesar pemuatan atau penggunaan pallet kargo kecuali ketika prosedur tersebut digunakan. Kombinasi minimum pemuatan dari 6000 LB ( 2.722 kg ) menahan di depan dibagian terendah dan posisi pallet ketika posisi pallet 5,6 dan 7 dimuat atau diturunkan.jika ada dr 6000LB(2,722kg) ditahan diposisi pallet dilokasi 1 dipindahkan ke semua posisi pallet yang cocok.Pallet diposisi 1 dilokasikan ke lokasi 2 dan pallet 3 ditaruh diatas dilokasi 1.Tanda tsb diulangi sampai lokasi 7,6 dan 5 hilang.Penurunan diakibatkan ketika sedang membalik pesanan.Pallet 1 selesai ketika pallet ketiga selesai dari pesawat.Pallet 4 dipindahkan ke lokasi pallet 1 dan pallet 5 ke lokasi pallet 2.Lokasi pallet 1 dihilangkan.Pallet dilokasi 2 dipindahkan ke lokasi 1.Tanda tersebut diulangi sampai dari pesawat diturunkan.
KOMBINASI KABIN CARGO UTAMA DAN KOFIGURASI PENUMPANG Tail stand dibutuhkan kecuali kabin cargo utama dan bagian depan dimuati sebelum penumpang naik dan diturunkan sebelum penumpang turun.
SUSUNAN PENUMPANG SECARA KESELURUHAN 20
Penimpukan penumpang adalah sebuah kondisi yang merugikan dan dapat menyebabkan seluruh penumpang pesawat terbalik.Oleh karena itu,jika terjadi kondisi seperti ini hindarkanlah terjadi pada bagian belakang pesawat dan tidak dibutuhkan untuk susunan penumpang secara keseluruhan. Perbedaan yang sangat besar antara penerangan pesawat dengan pusat gravitasi pada bagian belakang. Kelebihan pemuatan penurunan penumpang melalui pintu keluar bagian belakang saja Kurangnya bahan bakar Muatan bagian belakang yang penuh dan kekosongan pada bagian depan Adanya kondisi luar seperti kemiringan landasan dan kondisi cuaca.
TOWING Instruksi yang menyeluruh tentang towing dan batasan secara garis besar tentang panduan perawatan pesawat model 737(D6-12001).
2 PANDUAN PENGANTAR UNTUK LOAD CONTROL DEFINISI Load control adalah proses yang menjamin bahwa pesawat aman untuk dimuat dengan batasan khusus untuk mengangkat muatan dengan batas maksimum yang diperbolehkan. Proses load control terdiri dari: -Perencanaan yang tepat dari instruksi pemuatan. -Menyelesaikan susunan daftar pemuatan agar terjadi suatu keseimbangan muatan. -Menyelesaikan loadsheet -Pengiriman pesan-pesan pos.
PENTINGNYA LOAD CONTROL 21
Load Control Penting Karena Ketika sebuah pesawat penuh dengan penumpang,bagasi,cargo dan pos pesawat menjadi tertekan ketika pesawat akan meninggalkan darat(take-off)
OBJECTIVITAS DARI LOAD CONTROL: Transmile air adalah load control yang bertanggung jawab pada general manager perhubungan udara. Objectivitas yaitu sebagai berikut; A) Sebagian kepastian bahwa beban berat pesawat ketika take-off tidak melampaui: -Ketentuan maximum take-off weight dan batas keadaan zero fuel pada operating manual masing-masing tipe pesawat. -Berat dimana ketentuan pelaksanaan dapat dilihat untuk penerbangan. B) Meyakinkan bahwa distribusi dari load seperti berikut: -Batas structural loading tidak terlampaui -Batas dari lokasi centre of gravitasi pesawat.Laid down pada operating manual masing-masing tipe pesawat dipenuhi. C) Memastikan bahwa kompartement barang dari muatan seperti berikut: -Tidak ragu-ragu dan tidak dapat lepas. -Tidak merusak pesawat atau bahaya lain dari operasi. -Tidak menghalangi aisles,pintu emergensi atau passageways penahan yang dibutuhkan. D) Pastikan jumlah orang dalam pesawat tidak melebihi maksimumyang diijinkan. E) Pastikan muatan dan distribusinya di dalam pesawat benar-benar tercatat dalam berbagai dokumen yang terkait. Untuk alasan keselamatan penerbangan,kesetiaan yang benar pada peraturan dan regulasi dengan memperhatikan pengawasan muatan (load 22
control) mempunyai prioritas yang lebih dan perusahaan yang menangani pesawat di darat,termasuk kebijakan untuk operasi yang tepat pada waktunya. Pendistribusian penumpang,bagasi,cargo,surat,dan bahan bakar tidak sesuai dapat mempengaruhi keseimbangan pesawat. Jika pesawat terlalu berat selama mendarat,ini mungkin disebabkan oleh terlalu berat pada bagian bawah pesawat. Menempatkan (menahan) berat yang terlalu berat pada area yang khusus pada pesawat dapat menyebabkan kerusakan structural.Ini mungkin tidak terlihat,tetapi dapat memperpendek jangka hidup pesawat. Faktor yang telah disebutkan diatas jelas menunjukan bahwa pembatasan berat (muatan) dipaksakan pada pesawat. Dengan
perencanaan
dan
pengawasan
muatan
yang
tepat,dapat
memungkinkan kamu untuk: -
Memastikan pesawat tinggal landas dan mendarat dengan aman
-
Memaksimalkan bayaran muatan dan meminimalkan biaya dan membangkitkan hasil.
PEMBATASAN BERAT
23
DEFINISI Pembatasan berat diadakan (beberapa oleh pabrikan atau operator) untuk alasan keselamatan,jadi harus tidak melebihi batas berat maksimum,oleh karena keselamatan adalah faktor yang krusial.Untuk mencegah pesawat dari kerusakan yang disebabkan oleh kelebihan muatan.
BERAT Berat-berat (tahanan) yang ikut harus diamati selama proses pengawasan muatan (load control).
BERAT DASAR Berat pesawat termasuk peralatan yang ada pada pesawat tersebut.
DRY OPERATING WEIGHT Yaitu,berat dasar ditambah crew dan pantry.
OPERATING WEIGHT Yaitu berat dasar ditambah crew ditambah pantry dan take-off fuel CATATAN: Take-off fuel adalah jumlah bahan bakar yang diperlukan untuk penerbangan,jumlah yang termasuk didalamnya tidak hanya bahan bakar yang cukup untuk menuju tempat tujuan tetapi juga untuk menuju bandara pengganti pada kasus pengalihan penerbangan.Jumlah bahan bakar yang digunakan oleh pesawat untuk menuju runway (landasan pacu) dinamakan TAXI FUEL. Bagian-bagian dari berat yang telah disebutkan menunjukan bahasa pesawat tersusun atas 3 berat operasi utama.
ZERO FUEL WEIGHT(ZFW) Yaitu,berat dasar ditambah crew ditambah penumpang dan bagasi ditambah cargo dan surat.
MAXIMUM ZERO FUEL WEIGHT(MZFW)
24
Ini merupakan batasan structural utama, yaitu berat pesawat tanpa bahan bakar yang terbuat dari 2 jenis: -dry operating weight (DOW) atau berat pelayanan. -traffic load. Keduanya terdiri dari penumpang dan bagasinya,surat,cargo, dan barang. Jika terlalu banyak beban yang ada pada rangka pesawat diwaktu yang sama, ada atau tidak adanya bahan bakar pada sayap tidak perlu panik dan stress yang akan membuat rangka pesawat jatuh dan rangkaiannya rusak.Karena batasan dalam MZFW dan ketidakmampuan untuk mengurangi pelayanan pada berat (bahan bakar ini termasuk kedalamnya) faktor yang dapat diawasi hanya traffic load. Dibawah ini contoh dari pembatasan ZERO FUEL WEIGHT Gambar diatas menunjukan: -
Sayap / wing dipenuhi bahan bakar
-
Berat bahan bakar cenderung mengurangi lift dari sayap
-
Seedikit kecenderungan sayap akan melengkung.
-
Sayap akan lebih kuat jika dipenuhi bahan bakar.
Gambar diatas menunjukan: -
tidak ada bahan bakar pada sayap.
-
Muatan terkonsentrasi ditengah.
-
Lift dari sayap membengkokkan sayap ke atas seperti yang ditunjukan anak panah.
-
Gangguan tekanan pada wing root.
-
Oleh karena itu berat pada bagian tengah mesti dibatasi , inilah yang disebut dengan Zero Fuel Weight Limitation.
BERAT PADA SAAT TAKE-OFF(TOW) 25
Basic utama berat yaitu berat kru ditambah lemari makanan ditambah bagasi,tambah cargo,tambah surat dan bahan bakar pesawat udara.
BERAT MAKSIMUM PADA SAAT TAKE-OFF(MTOW) Berat dari pesawat udara saat take-off terdiri dari 3 hal, yaitu: -Dry operating weight -Bahan bakar saat lepas landas (take-off fuel) -Lalu lintas barang (Traffic load) Meskipun MTOW tidak akan melebihi/melapaui, Bagaimanapun itu akan mengurangi kapan itu menjadi RTOW. Sebuah penurunan dari MTOW ke RTOW yaitu umumnya satu atau lebih dari faktor-faktor pengikut/pendukung: -panjang kekuatan dari runway -kecepatan angin dan hubungannya dengan arah untuk runway yang digunakan -temperatur yang tinggi (ini mempengaruhi perfomance dari pesawat udara) -ketinggian (altitudes) (juga mempengaruhi performance) -area bandara, pegunungan, bangunan atau halangan-halangan lain. -sudut dari runway dan kondisi permukaannya (salju, Lumpur, salju) -peraturan untuk mengurangi kebisingan. Sebenarnya RTOW akan bergantung pada perubahan yang mana dari pemakaian batas-batas diatas. Dimana penurunan dari MTOW ke RTOW adalah kebutuhan,itu tidak mungkin mengurangi salah satu dari pelayanan berat atau bahan bakar
26
yana diperlukan dan oleh karena itu berat hanya akan dipengaruhi oleh lalu lintas barang/traffic load.
2. LOAD SHEET DEFINISI Loadsheet adalah sebuah dokumen total berat dari pesawat sesuai data yang tercatat . Loadsheet juga termasuk kedalam penggunaan peta yang sesuai atau tepat .Menurut hokum pada bagian seksi dari loadsheet. Loadsheet harus lengkap dan akurat menurut pedoman airline , Jadi pesawat harus sesuai dengan struktur dan operasional yang dibatasi. Dokumen tersebut mempunyai 2 tujuan yang tersedia atas 3 fungsi dasar: -
worksheet
-
loadsheet
-
loadmessage.
Dokumen dibagi kedalam 8 macam yang berbeda, terdiri dari: -
Part 1 – Alamat dan judul.
-
Part 2 – pengoperasian perhitungan berat.
-
Part 3 – perhitungan lalu lintas muatan yang diijinkan.
-
Part 4 – informasi pemuatan ketujuan keseluruhan.
-
Part 5 – perhitungan berat bruto sebenarnya.
-
Part 6 – perubahan menit terakhir.
-
Part 7 – lampiran informasi dan catatan.
-
Part 8 – keseimbangan dan kondisi tempat.
27
3. BUKU PETUNJUK PEMUATAN DEFINISI Buku petunjuk pemuatan adalah suatu informasi untuk perencanaan penempatan bagasi , cargo dan surat- surat oleh load planer dengan menggunakan buku petunjuk pemuatan , planer akan tahu berapa banyak pemuatan yang diijinkan pada masing – masing kawasan.Buku petunjuk pemuatan yang lengkap yang kemudian dipegang oleh personil pelayanan ramp sebelum mereka memulai pemuatan pada penerbangan.
PERUBAHAN BUKU PETUNJUK PEMUATAN Terkadang selama dalam jalannya pemuatan personil pelayanan ramp diijinkan untuk memaksa melakukan perubahan , yang mana mempengaruhi rencana pemuatan yang asli.sebelum beberapa perubahan di bawa keluar pengatur pemuatan harus diberi tahu.Perubahan dapat terjadi ketika mereka menemui muatan berlebihan dari volume yang telah ditetapkan.Pengatur pemuatan memerlukan informasi untuk menjamin pesawat masih dalam kondisi batas aman dan petunjuk pemuatan harus diubah sesuai dengan persetujuan.Pemberi informasi pengatur muatan juga diperlukan untuk memberi saran perubahan dalam petunjuk pemuatan ketika hal ini dibutuhkan untuk keadaan pesawat
4. MEAN AERO DYNAMIC CHORD(MAC) FORWARD dan AFT LIMITS digambarkan sebagai a% dari M.A.C. C.G pesawat harus selalu berada diantara 2 batasan ini.Kita sudah tentukan sebelumnya: MAC = lebar rata – rata pesawat. Kita juga dapat tentukan wilayah aman dalam satuan index.
28
5. DEFINISI DARI ISTILAH WEIGHT DAN BALANCE Seperti mata pelajaran teknik lainnya , weigth and balance mempunyai bahasa sendiri . Bahasa ini disusun dari istilah pegawai Air movement dan Load Masters harus mengerti untuk performa kerja mereka secara efisien. WEIGHT berat dasar adalah berat pesawat yang dilengkapi untuk terbang , sebelum ditambah dengan crew, minyak , bahan bakar dan beban berat dasar termasuk berat mesin, bahan bakar dan minyak dan peralatan tetap yang diperbaiki dan disimpan dalam kapal. Aircraft less fuel dan payload (pesawat dengan bahan bakar dan beban sendiri) Adalah istilah yang diterapkan untuk pesawat transportasi , yang diukur dengan bebannya sendiri ditambah minyak , bagasi crew dan aksesori tambahan.Ini adalah berat yang dibutuhkan untuk pengoperasian pesawat sebelum ditambah bahan bakar dan beban. All up weight (AUW) adalah beban operasi termasuk bahan bakar dan beban. Maksimum tidak ada gunanya lagi menimbang (MAUW) adalah berat atau baban , dalam kaitannya mendesain atau pembatasan operasional , dimana suatu pesawat terbang diijinkan untuk berangkat. Payload adalah berat atau beban penumpang bagasi , muatan dan pos. Landasan pendaratan berat atau beban maksimum adalah berat atau beban dalam kaitan dengan mendesain atau pembatasan operasional , dimana suatu pesawat terbang diijinkan untuk mendarat. Basic C of G Merupakan suatu titik pada suatu badan jika besar berat atau beban semua adalah pada bagian yang vertical yang bercabang disamping dan poros horizontal lewat ini C.G mengangkut item yaitu pada titik keseimbangan Index basis dasar Saat momen yang membujur pada basis dasar yang dibagi oleh suatu ketetapan , pada ummnya 1000,10000, atau 50000 Suatu momen dasar
29
Berat atau beban dasar pada pesawat terbang yang mengapit lengan yang membujur , dua beban mengarah lain yaitu , cabang samping dan vartikal , kadang – kadang dipertimbangkan , tetapi hanya beban yang membujur pada muatan yang penting. 6.11 C of G titik awal Merupakan titik khusus atau ruang tertutup pada pesawat dari sebuah pengukuran
secara
langsung
untuk
tujuan
kalkulasi
berat
dan
penyeimbang.Ini merupakan titik dari perpotongan vertical , lateral ,longitudinal dan titik yang memadai lainnya. 6.12 C of G batas atau limit Didalam batas pada A.C c of g, harus berbohong untuk memastikan keselamatan penerbangan. The C of G dari muatan pesawat harus berada dalam batas batasan tersebut selama take-off dan landing. 6.13 Titik awal Ada beberapa petunjuk titik yang diketahui atau dikoordinasikan yang dianggap benar dengan kalkulasi pengukuran yang mungkin diambil. 6.14 M/D.P. Ini merupakan menciptakan titik acuan diberikan untuk membantu dalam kalkulasi untuk tujuan berat dan penyeimbang. 6.15 Muatan yang dapat diperluas Ini termasuk bahan bakar, minyak , peluru senjata perang atau muatan lain yang mana mungkin dihasilkan selama penerbangn barang yang mana dikonsumsi selama penerbangan. 6 16 Faktor G Perbandingan dari tenaga ini berada dalam pesawat dan ini berisi mempercepat atau mengurangi , dalam penerbangan langsung dengan massanya .Tenaga ini normalnya jelas berhubungan pada tenaga gravitasi bumi contohnya: Contohnya:jika sebuah barang beratnya 1000Lb dari ini berdasar pada 6 faktor dari 3000Lb atau 6 g selama percepatan. 6.17 Nilai index momen dari sebuah barang dibagi dengan konstan biasanya 1000,10000,atau 50000 dan nilai ini menahan nilai momen positif atau negatif yang sama. 6.18 Lengan muatan 30
ukuran dari jarak dalam feet atau inci yang digunakan pada berat pesawat dan keseimbangan pengukuran umumnya hanya lengan muatan longitudinal dari pentingnya pelaksanaan. Berat diatas untuk pesawat khusus yang dapat disetujui dari ringkasan lembar berat yang dapat dipakai. KESEIMBANGAN 6.19 Pusat gravitasi (CG) adalah titik pada badan yang mana resultan dari berat dari semua bagian dilewati.Badan tergantung dari titik ini akan mencapai keadaan keseimbangn keadaan sederhana ini adalah titik dari keseimbangan. 6.20 Titik referensi adalah garis vertical yang imajiner pada pesawat atau pada hidung pesawat dari semua jarak horizontal diukur dari tujuan keseimbangan . Diagram dari tiap pesawat ditunjukan data ini sebagai STATION ZERO. 6.21 Lengan adalah jarak horizontal dalam inci dari data referensi pada CG dari barang dari muatan atau peralatan di pesawat. 6.22 Rata-rata lengan adalah lengan dihasilkan oleh penambah berat dan momen dari jumlah barang dan dibagi jumlah berat . Jarak dari rata-rata lengan adalah jarak dari titik referensi dari pusat gravitasi dari kumpulan barang mempertimbangkan keseimbangan. 6.23 CG optimum adalah kelebihan atau keperluan posisi CG. 6.24 Momen adalah perkalian berat dengan lengan . Momen berputar atau memutari sebuah benda pada sebuah titik . Momen ditunjukan dalam inci atau pon. 6.25 Momen sederhana adalah momen (m/Lbs) yang mana telah dibagi dengan konstanta untuk mengurangi jumlah dari digit . Konstanta yang paling sering digunakan 1000 dan 10000. Batas CG CG yang extrim mungkin bergerak tanpa membuat pesawat tidak aman. 31
6.26 Station pesawat sejajar yang vertical untuk titik referensi , dikenal dengan jumlah yang mana menandakan jarak dalam dari titik – titik referensi contohnya:station 560 adalah titik 560 inci dari titik referensi. 6.27 Centroid adalah mengambil point keseimbangan untuk memberi ruang atau daerah (biasanya pusat longitudinal dari compartment) . ketika jelas dalam inci dari referensi data ini digunakan saat lengan menjumlahkan atau mengkalkulasi ruang atau daerah. 6.28 Chord adalah garis lurus seperti dari leading edge sampai triling edge di atau pada sayap. 6.29 Mean Aerodinamic Chord (MAC)pernyataan sederhana , MAC mewakili rata-rata lebar dri sayap aerodynamic . Sebenarnya panjang dari MAC diartikan 100% MAC leading edge dari MAC menandakan 0% MAC. 6.30 Lemac adalah istilah yang dipakai untuk menggambarkan jarak (inci) dari referensi data ke leading edge di dalam perlenganan tali aerodynamic.
7. KESEIMBANGAN
SEDERHANA
DAN
TEORI
PENERBANGAN 7.1.PENGANTAR Pesawat apa saja dalam penerbangan dapat diperhatikan muatannya bahwa seimbang diudara dan dibantu oleh tenaga pengangkat yang diberikan oleh sayap-sayapnya selama dilintasannya diudara pesawat bersayap tetap memerlukan pergerakan badannya diudara untuk mendapatkan pergerakan yang dibutuhkan oleh sayapnya pada pesawat sayap berputar , baling-baling bergerak untuk mendapatkan aliran udara tersendiri pada pergerakan badan pesawat. Hal ini terjadi oleh 2 faktor yang sangat penting yang mempengaruhi keselamatan dan efisiensi dari semua pesawat , yaitu a) all up weight yaitu total berat dari pesawat beserta awaknya dan muatannya dan b) the point on the aircraft yang mana beratnya dapat dikatakan sebagai pusat gravitasi dari pesawat bermuatan . Pernyataan ini berlaku bagi seluruh pesawat
32
tanpa memperhatikan tipe, ukuran ,sayap, struktur, sayap tetap atau sayap putar. Kesalahan pada muatan pesawat dapat menimbulkan kondisi yang tidak ideal atau hingga terjadinya keadaan darurat dan efisiensi operasional yang sangat menurun , jika terdapat kesalahan besar pada muatan atau jika kondisi darurat didapati yang mana disebabkan oleh kesalahan pada muatan , pesawat mungkin tidak dapat untuk tetap diudara , atau bahkan mengudara , dengan kemungkinan kehilangan nyawa dan kerusakan barang berharga. Tiga kondisi utama dari kesalahan muat barang:
7.2.PUSAT
GRAVITASI
MELEBIHI
BATAS
MISALNYA
PESAWAT YANG BERAT TUMPUAN DIDEPAN .HAL INI AKAN DISEBABKAN OLEH: -
Peningkatan pengwasan
-
Pengurangan kemampuan manuver
-
Pengurangan efektifitas pengawasan alat elevator
-
Pengurangan faktor keselamatan termasuk kerusakan ban atau bahaya kelebihan beban
-
Percepatan lepas landas dan pendaratan dari roda depan pesawat
-
Belok terlalu tajam pada roda balakang pesawat
-
Kesulitan menurunkan ekor untuk pendaratan
-
Peningkatan kejenuhan kerja pada pilot
7.3.PUSAT
GRAVITASI
MELEBIHI
BATAS,
PESAWAT
TERLALU BERAT DI EKOR PESAWAT . HAL INI AKAN MENYEBABKAN: -
Pengurangan pengawasan sehingga pesawat menjadi kelebihan tekanan
-
Tidak stabil posisi longitudinal , mengakibatkan kehilangan pengawasan 33
-
Pengurangan faktor keselamatan
-
Ketidakmampuan kembali menstabilkan putaran
-
Kesulitan menaikkan ekor pesawat saat lepas landas
-
Meningkatkan kejenuhan kerja pada pilot
7.4. KELEBIHAN MUATAN, DIDALAM POSISI YANG BENAR AKAN SELALU MENYANGKUT PADA TITIK BERAT. Kelebihan muatan akan menyebabkan : -
Kecepatan jatuh/ turun lebih tinggi
-
Faktor structural keselamatan berkurang
-
Runway harus diperpanjang (membutuhkan runway yang cukup panjang)
-
Mengurangi kemampuan kecepatan terbang
-
Kelebihan rate of climb dan rendahnya celling
-
Pemakaian bahan bakar akan lebih boros dan dapat menyebabkan kerusakan engine pesawat.
7.5. TITIK BERAT DARI SUATU PESAWAT TERBANG Setiap pesawat ter bang memiliki suatu posisi titik berat. Jika titik berat suatu pesawat tidak tepat maka pesawat akan mengakibatkan : -
Faktor keselamatan berkurang
-
Kecepatan turun/ jatuhnya suatu pesawat akan menjadi tinggi
-
Rate of climb-nya berkurang
-
Ceilling-nya akan bertambah rendah
-
Kemampuan pencapaian titik simetris akan menjadi kurang baik
Titik berat ini menyangkut pesawat terbang yang hanya dihitung sepanjang poros yang membujur. Momenlateral dan vertical ditimbulkan oleh muatan pesawat yang terlalu kecil
34
dikarenakan adanya kerelatifan dari bagian kecil yang menyilang. Kondisi dari ketidakseimbangan ini mengganti kerugian dari penggunaan label keseimbangan.
8. LOODSHEET 8.1.INTRODUCTION Transimile air mempergunakan suatu bentuk standart loodsheet.Data dasar untuk menyiapkan loodsheet didapati dari atau dalam instruksi arus pemuatan seperti yang dikeluarkan oleh pengelola atau pemimpin armada atau ketua pilot untuk setiap tipe pesawat udara yang terkait. TUJUAN DARI LOODSHEET ADALAH: -
untuk menghitung berat yang dimuat oleh pesawat udara tersebut dan jumlah kebutuhan untuk melengkapi dari tabel keseimbangan
-
untuk mengecek maksimum operasi keberangketan beban dalam pendaratan dan berat meksimum tanpa bahan bakar seperti kapasitas maksimum compartment yang tidak dilebihkan
-
untuk mengontrol jumlah maksimum orang dalam pesawat
-
untuk menunjukan distribusi beban
8.2.PERSIAPAN LOODSHEET Loadsheet akan disiapkan oleh personil station atau anggota crew yang merupakan kebijaksaan dari pilot in command dan dicek , disetujui dan didesain oleh pilot in command Pilot in command akan diberikan loodsheet berupa tabel keseimbangan dalam penerbangannya dan akan mengecek: -
nomer penerbangan
-
registrasi pesawat udara
-
tujuan untuk rute berikutnya
-
jumlah tempat duduk 35
-
berat dasar dan index untuk rute berikutnya
-
bahan bakar untuk take-off dan selama perjalanan
-
berat maksimum take-off dengan mempertimbangan bandara keberangkatan dan rute yang dilalui
-
berat maksimum landing dengan mempertimbangkan bandara tujuan dan bandara alternatif
8.3.LOODSHEET DAN LOADMESSAGE – B737 a) Loodsheet (pernyataan dalam weight dan balance) harus dilengkapi sebelum keberangkatan b) Loodsheet biasanya dilengkapi dengan dua salinan . Satu salinan diletakkan di bandara keberangkatan sampai penerbangan berakhir, salinan yang lain diberikan kepada bandara tujuan dan dokumen asli dibawa untuk disimpan di Departemen Perhubungan Udara , dimana dokumen ini akan disimpan dalam waktu 6 bulan c) Kotak dan kolom loodsheet berisi tentang data-data sebagai berikut: 1. From three letter code bandara asal 2. To three letter code bandara tujuan 3. Two originator two letter atau three latter singkatan untuk call sign 4. Flight no nomor penerbangan 5. Aircraft Registration Lima huruf registrasi pesawat 6. Version Cargo, pax atau keduanya 7. Crew
Jumlah dari crew yang aktif dibagi secara diagonal. Seorang crew yang gesit ditempatkan pada cockpit selama take off dan landing. Crew yang lain 36
ditempatkan dalam cabin selama take off dan landing. 8. Tanggal Tanggal (dua digit), bulan (tiga digit), dan tahun (dua digit) 9. Dry Operating Weight Saat dalam box mengartikan Dry Operating Weight (ialah berat dasar pesawat ditambah dua pilot, sparepart atau suku cadang dan 50 Kg barang di compartment). Dikolom setelah operating weight dapat diartikan Dry Operating index unit. 10. Observer Observer adalah kru pasif atau penumpang yang berjalan dicockpit seberat lebih kurang 80 Kg dan 1 unit index per orang. 11. Fwd. Crew (for pax flight only) Kru yang duduk dikabin depan. Seberat lebih kurang 80 Kg dan dikurangi 1 unit index per orang. 12. Fwd. Pantry (for pax flight only) Dikolom mwngartikan muatan cattering atau makanan dan index unit didapat dari traffic. 13. Aft Crew Crew yang duduk dikabin belakang. Seberat lebih kurang 80 Kg dan dibagi 1 unit index per orang. 14. Aft Pantry Dikolom mengartikan muatan cattering atau makanan dan index unit didapat dari traffic. 15. (Adj.) Dry Operating weight Pada kolom teratas yang mengindikasikan jumlah berat dari nomor 9 hingga 14 diatas. 16. Take Off Fuel Pada kolom yang mengindikasikan bahan bakar pada saat lepas landas (yaitu, jumlah total bahan bakar dikurangi
37
bahan bakar yang digunakan saat taxi) seperti yang diterima pada saat permintaan pengisian bahan bakar. 17. Operating Weight Pada kolom yang mengindikasikan jumlah dari nomor 15 dan 16 diatas. 18. Max Weight For Pada masing – masing kolom teratas yang mengindikasikan MZFW, take off weight berdasarkan pengaturan flap terbaik dan MLW ini didapat dari crew teknisi. 19. Take Off Fuel Pada kolom A teratas mengindikasikan bahan bakar pada saat lepas landas, pada kolom C mengindikasikan bahan bakar dalam perjalanan. 20. R Tow Max Allowed Total kolom A, B dan C diatas. 21. Operating weight Mengindikasikan berat saat beroperasi seperti yang diperoleh pada nomor 17, dibawah yang terendah diantara kolom A, B dan C diatas. 22. Muatan yang diinginkan Mengurangi berat operasi dalam para 20 untuk memperoleh izin muatan, pemindahan para 36. 23. Destination dalam kotak yang menunjukkan 3 kode huruf untuk tujuan bandara. 24. Nomor Penumpang Dewasa M(Pria), F(Wanita), CH(anak – anak), Inf(Bayi). Menunjukkan nomor penumpang dalam menyocokkan kolom nama diikuti dengan one top line, penumpang yang transit, diantara garis penumpang dan jumlah garis transit dan embarking penumpang. 25. Jumlah Kgs Menetapkan
muatan
dalam
TR(Transit),
B(Bagasi),
C(Cargo), M(Pos) dan jumlah muatan jika diperlukan. 38
26. Distribusi Beban Dalam Kabin Menetapkan distribusi untuk category muatan dalam compartment untuk penumpang class 1 digunakan kolom A, B, C, D dan tetap. Muatannya penuh, menggunakan semua A ke G dan tetap. 27. Jumlah Menetapkan jumlah nomor penumpang dalam colom yang tepat, jumlah muatan Kgs dan jumlah nuatan dalam compartment. 28. Take Off Weight Dikolom atas menyatakan sejumlah ZFW (Zero Fuel Weight) dan take off fuel. Pada kotakmenyatakan tarikan rendah R didapatkan pada nomor 20. Peninjauan terbatas. 29. Trip Fuel Di kolom atas menyatakan trip feul sama yang ada pada nomor 19 c 30. Landing Weight Dikolom atas menyatakan take off weight dikurang trip fuel. Pada kotak mengindikasikan MLW (Maximum Landing Weight).Peninjauan terbatas. 31. AllowedTraffic Laod Pada kolom atas menyatakan bagian pesawat udara diperoleh dari nomor 22. 32. Under Load Before LMC Pada Kolom Atas allowed trafficloadmengurangi total traffic load.
A. DISASSEMBLY NO
DESCRIPTION
QTY
Condition
P/N
TOOLS
DATE
Done By 39
Sign
1.
2
3
4.
- Inspection door under right wing Screw (Oval)
8 pcs
Good
- Remove inspect door
1 pcs
Good
- Inspect door round - Inspect door rear right
1 Pcs 17Pcs
Lost 5 good
fuselage screw
/13lost
- Remove inspect door
1 pcs
- Inspect door rear left
17pcs
fuselage screw
/ 6lost
- Remove inspect door - Inspect door under
1 pcs 59 pcs /
fuselage screw
13lost
- Remove inspect door - Remove wingtip screw
1 pcs 34pcs /
(RH)
2loss
Phillips SD
29-05-07
STRO
Phillips
29-05-07
STRO
Phillips SD
29-05-07
STRO
-Phillips
29-05-07
Ahmad
SD Good 11 good Good 46 good/ bad Good 32 good
DK76XZ8-6
SD
- pull out wing tip from the wing (RH)
1 Pc
Not good
169-110000-286
- Remove Nav.light cable 5.
-Phillips
in wing tip (RH) - Remove wingtip screw
1 pc 34Pcs /
(LH)
2loss
- pull out wingtip from the
1 Pc
Bad Good
Dorlan
SD DK76XZ8-6
Bad
wing (LH)
6.
Byhand
Ahmad Phillips SD
29-05-07
169-110000-285
Dorlan
- Remove Nav.Light cable
1 pc
Bad
in left wingtip - Loosen bracket screw
4 pcs
Good
- Remove bracket RH
1 pc
Good
169-130005-7
* inboard bolt
1 pc
Good
AN 4 – 5 A
- 7/16 “
* Outboard bolt
1 pc
Good
AN 4 – 6A
Open
* Remove bushing
2 pcs
Good
169-110000-347
1 pc 4pcs/ 2
Good Good
169-130005-2
-Phillips
Ahmad
SD
- Loosen Aileron bolt
7.
- Remove Aileron (RH) - Loosen bracket screw
1 pc
spanner Ahmad
SD Good
169-130005-7
- Loosen Aileron bolt
8.
Fajri
-Phillips
loss - Remove bracket (LH)
30-05-07
- 7/16”
* inboard bolt
1 pc
Good
AN 4 – 5 A
Open
* Outboard bolt
1 pc
Good
AN 4 – 6 A
spanner
* Remove bushing
2 pcs
Good
169-110000-347
- Remove Aileron (LH)
1 pc
Good
169-130005-1
- remove bolt from flaps
1 pc
Good
30-05-07 Fajri
-7/16”
40
hinge bracket (RH) - Remove actuator rod bolt
Open 1 pc
Good
Spanner
8 pcs 1 pc
Good Good
- 7/16”
30-05-07
Dorlan
30-05-07
Ahmad
30-05-07
Ari
(RH) 9.
- Remove washer in hinge - remove bolt from flaps hinge bracket (LH) - Remove actuator rod bolt
Open 1 pc
Good
Spanner
8 pcs
Good
- remove cotter pin
1 pc
Good
-Special
- Remove nut
1 pc
Good
tool
- Remove bolt
1 pc
Good
- 3/8” Open
- Remove washer
1 pc
Good
spanner
- Remove nut
2 pcs
Good
- 7/16”
30-05-07
Fajri
- Remove bolt
2 pcs
Good
Open
30-05-07
Fajri
- Remove washer Stabilator Assy
4 pcs
Good
Spanner - ½ “ Open
- Remove bolt
2 pcs
Good
Spanner
30-05-07
Rizal
- Remove nut
2 pcs
Good
13.
Disconnect cable from
2 pcs
Good
Phillips SD
30-05-07
Muh.
14.
rudder bellcrank( screw) - Remove bolt from rudder
3 bolt
Good
- special
hinge bracket assy and lift
3 nut
Good
tool
rudder, clear pivot poit at
3cotterpin
Good
- 7/16”
(LH) - Remove washer in hinge 10.
11.
12.
15
Tab actuator Rod
Balancing at Tail cone
nugraha
the top of rodder
open
- Remove rudder
Spanner
- Remove fairleads in tail
1 pc 4 pcs
Good Good
- diagonal
compartment and cabin
cutter
compatrmet
- special
- Cutting safety wire ,
tool
loosen turnbuckle and
- Phillips
disconnect rudder cable
SD
30-05-07 Rahmat
Satriyo
- Remove bellcrank pulleys 16.
- Remove cable INTERIOR CABIN a. Seat
-4 pcs / 1
3 Bad
41
loss b. Cabin Floor Screw
9 pcs
Good
c. Skin Cover cabin Screw
-26Screw
Good
d. Cabin door screw
-2 bolt
f. Remove selector valve
-30 pcs
Good
(screw)
- 4 pcs
Good
Ahmad
7/16”
Rahmat
O.Spanner
g. Remove Safety belt
30-05-07 Muh
3/8” Open
Nugrah
Spanner - 4 bolt &
17
Phillips SD
Good
h. Remove inspect door in
Nut
cabin ( screw) NOSE LANDING GEAR
17 Screw
- Disconnect Shimmy
- Bolt 1pc
- 3/8” open
damper, Nose Gear
- washer
Spanner
steering
3 pcs - castle
Good
Satriyo Good
nut 1 pc
- Special tools
- Cotter
31-05-07
ARI
pin 1 pc - Cutting locking wire at
Good
adapter - Remove adapter
- diagonal cutter
- 6 bolt /
Good
1loss
- 3/8” open spanner
- Remove centering cable
-2 bolt, 1
Good
(2 bolt & nut Locking)
screw
- Remove collar
1 pcs
Good
- Remove nose landing
1 pcs
Good
1 pcs
Good
4 screw
Good
- 9/16”open Spanner
Gear from engine mount - Remove nose gear 18
bearing MAIN LANDING GEAR - Remove main landing gear cover
- Phillips SD
- Loosen bolt in main
1 bolt and
landing gear
nut
Good
- 9/16” ring
Ahmad 31-05-07 Rizal
spanner
- Remove main landing gear
42
CLEANING
NO.
DESCRIPTION
QUANTITY
DONE
CLEANER
DATE
BY 1.
Engine Cowling
1
Rizal
Fuel
6 juni 07
2.
Engine Nacelle
1
Nugraha
Fuel
6 juni 07
3.
Whindsield
1
Nugraha
Water
6 juni 07
4.
Window
6
Nugraha
Water
6 juni 07
5.
Door
2
Nugraha
Fuel
6 juni 07 43
6.
R/H Aileron
1
Nugraha
Fuel
7 juni 07
7.
L/H Aileron
1
Rizal
Fuel
7 juni 07
8.
R/H Flap
1
Rizal
Fuel
7 juni 07
9.
L/H Flap
1
Rizal
Fuel
7 juni 07
10.
Rudder
1
Rizal
Fuel
8 juni 07
11.
Stabilator
1
Rizal
Fuel
8 juni 07
12.
R/H Wing Tip
1
Fajri
Fuel
8 juni 07
13.
L/H Wing Tip
1
Fajri
Fuel
8 juni 07
14.
Vertical Stabilizer
1
Fajri
Fuel
8 juni 07
15.
Exterior Fuselage
1
Fajri
Fuel
9 juni 07
16.
Interior Fuselage
1
Fajri
Air
9 juni 07
17.
R/H Wing
1
Satriyo
Fuel
9 juni 07
18.
L/H Wing
1
Satriyo
Fuel
9 juni 07
19.
Main L/G Right
1
Satriyo
Fuel
9 juni 07
20.
Assy.
1
Satriyo
Fuel
9 juni 07
21.
Main L/G Left Assy.
1
Satriyo
Fuel
9 juni 07
DATE
REMARK
12 juni
Good
Nose L/G Assy.
PAINT REMOVER
NO.
FESCRIPTION
QUANTITY
DONE BY
1.
2.
L/H Aileron -
L/H Hinge
1
-
R/H Hinge
1
Dorlan
07
R/H Aileron -
L/H Hinge
1
Dorlan
12 juni
Good 44
3.
4.
5.
R/H Hinge
1
07
L/H Flap -
Actuator
2
-
Hinge
1
Dorlan
12 juni
Good
07
R/H Flap -
Actuator
2
-
Hinge
1
Dorlan
13 juni
Good
07
Stabilator -
Hinge
2
Dorlan
13 juni
Good
07 6.
Rudder -
Hinge
1
Rizal
13 juni
Good
07 7.
8.
9.
Main L/G Right -
Fork
1
-
Housing
1
Rizal
13 juni
Good
07
Main L/G Left -
Fork
1
-
Housing
1
Rizal
13 juni
Good
07
Nose L/G -
Fork
1
-
Housing
1
Rizal
13 juni
Good
07
45
DYE CHECK
NO.
FESCRIPTION
QUANTITY
DONE
DATE
REMARK
14 juni
Good
BY 1.
2.
3.
L/H Aileron -
L/H Hinge
1
-
R/H Hinge
1
Ari
07
R/H Aileron -
L/H Hinge
1
-
R/H Hinge
1
Ari
14 juni
Good
07
L/H Flap 46
4.
5.
-
Actuator
2
-
Hinge
1
Ari
14 juni
Good
07
R/H Flap -
Actuator
2
-
Hinge
1
Ari
14 juni
Good
07
Stabilator -
Hinge
2
Fajri
14 juni
Good
07 6.
Rudder -
Hinge
1
Fajri
14 juni
Good
07 7.
8.
9.
Main L/G Right -
Fork
1
-
Housing
1
Fajri
14 juni
Good
07
Main L/G Left -
Fork
1
-
Housing
1
Fajri
14 juni
Good
07
Nose L/G -
Fork
1
-
Housing
1
Fajri
14 juni
Good
07
47
PAINTING NO.
FESCRIPTION
QUANTITY
DONE
DATE
REMARK
15 juni
Good
BY 1.
2.
3.
4.
L/H Aileron -
L/H Hinge
1
-
R/H Hinge
1
Nugraha
07
R/H Aileron -
L/H Hinge
1
-
R/H Hinge
1
Nugraha
15 juni
Good
07
L/H Flap -
Actuator
2
-
Hinge
1
Nugraha
15 juni
Good
07
R/H Flap -
Actuator
2
Nugraha
15 juni
Good 48
5.
Hinge
1
07
Stabilator -
Hinge
2
Nugraha
15 juni
Good
07 6.
Rudder -
Hinge
1
Ahmad
15 juni
Good
07 7.
8.
9.
Main L/G Right -
Fork
1
-
Housing
1
Ahmad
15 juni
Good
07
Main L/G Left -
Fork
1
-
Housing
1
Ahmad
15 juni
Good
07
Nose L/G -
Fork
1
-
Housing
1
Ahmad
15 juni
Good
07
49
B. ASSEMBLY
NO
DESCRIPTION
QTY
Condition
P/N
TOOLS
DATE
Done
Phillips SD
29-05-07
Satriyo
Phillips
29-05-07
Satriyo
Phillips SD
29-05-07
Satriyo
-Phillips
29-05-07
Ahmad
By 1.
2
3
4.
- Inspection door under right wing Screw (Oval)
8 pcs
Good
- Remove inspect door
1 pcs
Good
- Inspect door round - Inspect door rear right
1 Pcs 17Pcs
Lost 5 good
fuselage screw
/13lost
- Remove inspect door
1 pcs
- Inspect door rear left
17pcs
fuselage screw
/ 6lost
- Remove inspect door - Inspect door under
1 pcs 59 pcs /
fuselage screw
13lost
- Remove inspect door - Remove wingtip screw
1 pcs 34pcs /
(RH)
2loss
SD Good 11 good Good 46 good/ bad Good 32 good
DK76XZ8-6
SD
- pull out wing tip from the wing (RH)
1 Pc
Not good
169-110000-286
- Remove Nav.light cable 5.
in wing tip (RH) - Remove wingtip screw
Byhand -Phillips
1 pc 34Pcs /
Bad Good
Dorlan
SD DK76XZ8-6
Ahmad
50
Sign
(LH)
2loss
- pull out wingtip from the
1 Pc
Bad
wing (LH)
6.
Phillips SD
29-05-07
169-110000-285
Dorlan
- Remove Nav.Light cable
1 pc
Bad
in left wingtip - Loosen bracket screw
4 pcs
Good
- Remove bracket RH
1 pc
Good
169-130005-7
* inboard bolt
1 pc
Good
AN 4 – 5 A
- 7/16 “
* Outboard bolt
1 pc
Good
AN 4 – 6A
Open
* Remove bushing
2 pcs
Good
169-110000-347
1 pc 4pcs/ 2
Good Good
169-130005-2
-Phillips
Ahmad
SD
- Loosen Aileron bolt
7.
- Remove Aileron (RH) - Loosen bracket screw
1 pc
spanner
Good
169-130005-7 - 7/16”
* inboard bolt
1 pc
Good
AN 4 – 5 A
Open
* Outboard bolt
1 pc
Good
AN 4 – 6 A
spanner
* Remove bushing
2 pcs
Good
169-110000-347
- Remove Aileron (LH)
1 pc
Good
169-130005-1
- remove bolt from flaps
1 pc
Good
hinge bracket (RH) - Remove actuator rod bolt
Ahmad
SD
- Loosen Aileron bolt
8.
Fajri
-Phillips
loss - Remove bracket (LH)
30-05-07
30-05-07 Fajri
-7/16” Open
1 pc
Good
Spanner
8 pcs 1 pc
Good Good
- 7/16”
30-05-07
Dorlan
30-05-07
Ahmad
30-05-07
ARI
(RH) 9.
- Remove washer in hinge - remove bolt from flaps hinge bracket (LH) - Remove actuator rod bolt
Open 1 pc
Good
Spanner
8 pcs
Good
- remove cotter pin
1 pc
Good
-Special
- Remove nut
1 pc
Good
tool
- Remove bolt
1 pc
Good
- 3/8” Open
- Remove washer
1 pc
Good
spanner
- Remove nut
2 pcs
Good
- 7/16”
30-05-07
Fajri
- Remove bolt
2 pcs
Good
Open
30-05-07
Fajri
- Remove washer
4 pcs
Good
Spanner
(LH) - Remove washer in hinge 10.
11.
Tab actuator Rod
Balancing at Tail cone
51
12.
Stabilator Assy
- ½ “ Open
- Remove bolt
2 pcs
Good
- Remove nut
2 pcs
Good
13.
Disconnect cable from
2 pcs
14.
rudder bellcrank( screw) - Remove bolt from rudder
15
Spanner
30-05-07
Rizal
Good
Phillips SD
30-05-07
Muh
3 bolt
Good
- special
hinge bracket assy and lift
3 nut
Good
tool
rudder, clear pivot poit at
3cotterpin
Good
- 7/16”
nugraha
the top of rodder
open
- Remove rudder
Spanner
- Remove fairleads in tail
1 pc 4 pcs
Good Good
- diagonal
compartment and cabin
cutter
compatrmet
- special
- Cutting safety wire ,
tool
loosen turnbuckle and
- Phillips
disconnect rudder cable
SD
30-05-07 Rahmat
Satriyo
- Remove bellcrank pulleys - Remove cable
52
N
QUAN
O DESCRIPTION
TITY
CONDITIO
P/N
INSTALLER
TOOL
DATE
N
1
LEFT L/G
27 juni 2007
1.Install sim fork
1
2. Install housing
1
assy L/G 3. Install break
GOOD
169-8100
GOOD 1
assy 4. Install main
GOOD
bearing to A/C 5. Install left & right L/G
GOOD 1
6.Install plate L/G into rod
GOOD 8
7.install disk shock
26 juni 2007 GOOD
absorber to rod (give powder)
Fajri & Ahmad Fajri
1
8.Install disk
GOOD
Ahmad
GOOD
shock absorber to
Ahmad
fork & axle assy
1
GOOD
9.Insttall pin
1
GOOD
Satriyo
10.Install pin + washer to lock & split pin
53
2
NOSE L/G
27 juni 2007
1.Install bearing
169-
rose gear into
81006-3
Satriyo
engine mount 2.Install collar
Satriyo
nose L/G assy to engine mount 3.install bolt 9/16
Spanner 9/16
centering cable+ spacer
Spanner 9/16
4.Give space between stop assy and bolt 9/16 is
Spanner 9/16
3,23 cm 5.Tighten bolt
Satriyo
locking centering cable (9/16) & tighten screw into collar (9/16) 6.install centering cable with spring 7.Install adapter
Spanner 3/8 1 lost & locking wire
8.Tighten bolt 3/8 with locking wire Spanner 3/8
9.Install shimmy damper to adapter bolt 3/8 & locking with split pin 10.Install arm assy nose wheel 54
steering to adapter 3
RIGHT L/G
27 juni 2007
1.Install Sim fork
1
GOOD
2. Install housing
1
GOOD
1
GOOD
169-8100
assy L/G 3. Install break assy
GOOD
4. Install main bearing to A/C
GOOD
5. Install left & right L/G
1
GOOD
6.Install plate L/G into rod
26 juni 2007 8
GOOD
Fajri & Ahmad
7.install disk shock absorber to rod (give powder)
Fajri 1
GOOD
Ahmad
8.Install disk shock absorber to
Ahmad
fork & axle assy
1
GOOD
9.Insttall pin
1
GOOD
Satriyo
10.Install pin + washer to lock & split pin
55
4
INTERIOR
28 juni 2007
1.Install inspection
7 (17
door with screw
screw)
2.Install cover
15 screw
GOOD GOOD
cabin door (R/H) with screw
2 screw
3.Door handle (R/H) with screw cabin door (L/H)
15 screw GOOD 2 screw
with screw 5.Install Door
Philips screw
Rahmat
driver
Nugraha &
Philips screw
Rahmat
driver
Nugraha & GOOD
4.Install cover
Nugraha &
Rahmat
Philips screw
Nugraha &
driver
Rahmat
Philips screw
Nugraha &
driver
Rahmat
Philips screw
GOOD
driver
handle (L/H) with screw
26 screw
Nugraha &
2 bolt
Rahmat GOOD
9
Nugraha & Rahmat
4
GOOD Nugraha &
6. Install skin
4
1 lost, 3 bad
cover cabin
Rahmat Nugraha
2
(4
& Rahmat
bolt & nut) 7.Install cabin floor with screw
16 juni 2007 Philips screw driver Spanner 7/16 Philips screw
Nugraha &
driver
Rahmat Philips screw driver
8.Install sit
Spanner 3/8
56
9.Install fuel selector valve with screw 10.Install safety belt with bolt & nut
RIGGING TEST 1. STABILATOR Temp.
83 ˚F
Tension
30 lbs
Netral
Pull Up
Pull Up
Pull
Pull Down
Limit
Down
Limit
Remark
9˚
14˚
15˚ ± 2˚
3˚
2˚ +2˚ /- 1˚
Good
Netral
Pull Up
Pull Up
Pull
Pull Down
Remark
Limit
Down
Limit
1˚ +1˚ /- 0.5˚
14˚
10˚ +2˚/- 1˚
2. TRIM TAB Temp.
83 ˚F
Tension
10 lbs
9˚
1,5˚
Good
57
3. R/H FLAP Temp.
83 ˚F
Tension
-
Netral
Pull Up
Pull Up
Pull
Pull Down
Limit
Down
Limit
Remark
22,5˚
0˚
0˚
35˚
35˚ ± 1˚
Good
Netral
Pull Up
Pull Up
Pull
Pull Down
Remark
Limit
Down
Limit
0˚
0˚
35˚
35˚ ± 1˚
Good
Pull Up
Pull Up
Pull
Pull Down
Remark
Limit
Down
Limit
19,5˚
20˚ ± 2˚
9˚
10˚ ± 2˚
Good
Pull Up
Pull Up
Pull
Pull Down
Remark
Limit
Down
Limit
20˚ ± 2˚
9˚
10˚ ± 2˚
4. L/H FLAP Temp.
83 ˚F
Tension
-
22,5˚
5. R/H AILERON Temp.
83 ˚F
Tension
22 lbs
Netral
18˚
6. L/H AILERON Temp.
83 ˚F
Tension
22 lbs
Netral
18˚
22,5˚
Good
58
7. RUDDER Temp.
83 ˚F
Tension
30 lbs
Netral
0˚
Pull Up
25˚
Pull Up
Pull
Pull Down
Limit
Down
Limit
25˚ ± 2˚
25˚
25˚ ± 2˚
Remark
Good
59
