TUGAS AKHIR KEBOCORAN KABIN YANG DIPERBOLEHKAN UNTUK PESAWAT BOEING DENGAN METODE PRESSURE DECAY

TUGAS AKHIR KEBOCORAN KABIN YANG DIPERBOLEHKAN UNTUK PESAWAT BOEING 737 - 700 DENGAN METODE PRESSURE DECAY

DIBUAT OLEH :

NAMA

: JAPAR SODIK

NIM

: 0130311-045

PROGRAM STUDI TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNOLOGI INDUSTRI UNIVERSITAS MERCU BUANA JAKARTA 2009

PROGRAM STUDI TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNOLOGI INDUSTRI UNIVERSITAS MERCU BUANA JAKARTA

LEMBAR PENGESAHAN Telah Diperiksa dan disahkan oleh,

Jakarta, Agustus 2009 Menyetujui

( Ir. ALFINO ALWIE. M.Sc ) Pembimbing Utama

PROGRAM STUDI TEKNIK MESIN FAKULTAS TEKNOLOGI INDUSTRI UNIVERSITAS MERCU BUANA JAKARTA

LEMBAR PENGESAHAN Telah Diperiksa dan disahkan oleh,

Jakarta, Agustus 2009 Menyetujui

( Dr.H.Abdul Hamid. M.Eng ) Ketua Koordinator Tugas Akhir

Teknik Mesin

[ Abstrak ]

ABSTRAK Perawatan berkala atau inspeksi berkala pada pesawat terbang Boeing 737 - 700 dilaksanakan dengan waktu yang sudah ditentukan oleh pabrik pembuat pesawat dan harus dilaksanakan sesuai dengan jadwal yang telah ditentukan. dalam pelaksanaan perawatan berkala pesawat terbang Boeing 737 - 700 dapat dibagi dalam beberapa waktu pengerjaannya, misal dapat dilaksanakan pada saat transit check, A - check, B check, C – check dan juga D - check ( Over haul ).

Seluruh aktifitas pengerjaan dapat dilakukan diluar hanggar maupun didalam hanggar dengan adanya pemeriksaan atau perawatan secara berkala, maka pesawat dapat dinyatakan layak terbang dengan ketentuan atau peraturan pabrik pembuat, maka setiap penumpang dapat menggunakan pesawat dengan aman, nyaman dan selamat.

Keterlambatan waktu pelaksanaan pekerjaan banyak disebabkan oleh faktor – faktor lain seperti : suku cadang tidak tersedia digudang, dan kalibrasi komponen untuk memenuhi kebutuhan pesawat yang sedang beroperasi, proses perbaikan komponen terlalu lama, pengetesan kebocoran kabin secara manual hanya untuk mengetahui turunnya tekanan dari 4 psid hingga 2.5 psid sesuai dengan prosedur, tetapi dengan menggunakan simulasi metode pressure decay kita dapat mengetahui luas kebocoran dari ketinggian 41000 ft ( 2.0 sq in ) sampai dengan landing.

Untuk kenyamanan bagi para penumpang maka sistem udara bertekanan dan juga sistem air conditioning didalam pesawat harus memenuhi keriteria yang sudah ditentukan oleh peraturan penerbangan internasional, dan harus dalam keadaan baik dan nyaman karena jika sistem tidak bekerja dengan baik maka tubuh kita akan mengalami kekurangan oksigen didalam tubuh dan menyebabkan terjadinya Hypoxia kerusakan pada organ tubuh manusia salah satunya adalah alat pendengaran akan sakit jika terkena udara bertekanan yang besar, maka dengan standart yang telah ditentukan para penumpang dapat merasakan nyamannya menggunakan pesawat terbang. Universitas Mercu Buana | iii

Teknik Mesin

[ Daftar Isi ]

DAFTAR ISI Halaman

Lembar Pengesahan. Surat Pernyataan. Kata Pengantar …………………………………………………………………... i Abstrak …………………………………………………………………………... iii Daftar Gambar …………………………………………………………………… iv Daftar Tabel …………………………………………………………………….... v Daftar Notasi ……………………………………………………………………... vi Daftar Isi ………………………………………………………………………….. viii

BAB I : PENDAHULUAN ………………………………………………………. 1 1.1 Latar Belakang Masalah ………………………………………………. 1 1.2 Perumusan Masalah …………………………………………………… 2 1.3 Pentingnya Pemecahan Masalah ……………………………………… 2 1.4 Pembatasan Masalah ………………………………………………….. 2 1.5 Maksud dan Tujuan …………………………………………………… 3 1.6 Metode Penelitian ……………………………………………………... 3 1.7 Sistematika Penulisan …………………………………………………. 3

BAB II : LANDASAN TEORI …………………………………………………… 5 2.1 Pendahuluan …………………………………………………………… 5 2.2 Sumber – sumber aliran udara bertekanan pada pesawat Boeing 737 700 …………………………………………………………………… 6 Universitas Mercu Buana | viii

Teknik Mesin

[ Daftar Isi ]

2.2.1 Engine bleed air system …………………………………………… 6 2.2.1.1 Precooler control valve ………………………………………... 7 2.2.1.2 Pressure regulator and shutoff valve ………………………….. 7 2.2.2 Auxiliry Power Unit ( APU ) Bleed air system …………………… 8 2.2.3 Pneumatic Ground connection ……………………………………. 8 2.3 Prinsip dasar sistem air conditioning pada pesawat B737 – 700 ……... 10 2.3.1 Komponen pada system air conditioning Boeing 737 - 700 ………. 12 2.3.1.1 Flow control and shutoff valve ………………………………... 12 2.3.1.2 Heat Exchangers ………………………………………………. 13 2.3.1.3 Air Cycle Machine …………………………………………….. 14 2.3.1.4 Water Extractor / Water Separator …..………………………... 14 2.3.1.5 Reheater ...........……………………………………………….. 14 2.3.1.6 Turbine ………………………………………………………... 15 2.3.1.7 Condenser……………………………………………………… 15 2.4 Pembagian udara bertekanan pada pesawat Boeing 737 – 700 ………. 17 2.4.1 Sistem utama dari distribusi udara bertekanan pada pesawat …….. 19 2.4.2 Sistem distribusi untuk daerah kokpit …………………………….. 20 2.4.3 Sistem sirkulasi udara didalam pesawat …………………………... 21 2.4.4 Sistem ventilasi ……………………………………………………. 21 2.4.5 Sistem pendinginan pada komponen avionic pesawat ……………. 22

BAB III : ANALISA DAN PEMBAHASAN…………………………………….. 24 3.1 Analisa udara bertekanan didalam kabin pesawat …………………….. 24 3.1.1 Cabin pressure control system …………………………………….. 25 3.1.2 Cabin pressure relief valve …………………………………………25 Universitas Mercu Buana | ix

Teknik Mesin

[ Daftar Isi ]

3.1.3 Cabin pressure indication and warning system ……………………. 25 3.2 Pembahasan udara bertekanan pada kabin pesawat saat akan melakukan tahapan terbang ……………………………………………………….. 29 3.2.1 Pada tahap posisi di Ground ………………………………………. 29 3.2.2 Pada tahap posisi Take off ………………………………………... 30 3.2.3 Pada tahap posisi Climb ………………………………………….. 31 3.2.4 Pada tahap posisi Cruise …………………………………………. 31 3.2.5 Pada tahap posisi Descent ………………………………………… 33 3.2.6 Pada tahap posisi Landing ………………………………………… 33 3.3 Valve yang mengatur tekanan udara didalam kabin pesawat Boeing 737 – 700……………………………………………………………………. 34 3.3.1 Outflow valve ……………………………………………………... 34 3.3.2 Positive pressure relief valve …………………………………….. 36 3.3.3 Negative pressure relief valve…………………………………….. 38 3.4 Analisa pengetesan kebocoran tekanan kabin pesawat B737NG – 700 yang diijinkan saat menjalani perawatan menggunakan stopwacth…… 39 3.4.1 Persiapan untuk melakukan pengetesan tekanan kabin…………… 40 3.4.2 Pengetesan tekanan udara didalam kabin………………………….. 41 3.4.3 Daerah yang sering terjadi kebocoran pada tekanan kabin………... 45

BAB IV : PERHITUNGAN………………………………………………………. 47 4.1 Analisa perhitungan luas penampang kebocoran kabin pesawat pada saat melakukan Descent……………………………………………………. 47

Universitas Mercu Buana | x

Teknik Mesin

[ Daftar Isi ]

BAB V : KESIMPULAN DAN SARAN………………………………………… 51 5.1 Kesimpulan…………………………………………………………….. 51 5.2 Saran saran……………………………………………………………... 52 Daftar pustaka……….…………………………………………………………….. 53 Lampiran – lampiran.

Universitas Mercu Buana | xi

Teknik Mesin

[ Daftar Table ]

DAFTAR TABEL

Tabel.

1

14 CFR Part 121. Persyaratan penambahan oksigen.

Tabel.

2

Tekanan udara yang hilang dihitung menggunakan waktu dengan penu – runan tekanan sebesar 0.15 psid pada saat pengetesan di area hangar.

Tabel.

3

Metode pressure decay untuk mencari luas kebocoran kabin.

Universitas Mercu Buana | v

Teknik Mesin

[ Daftar Gambar ]

DAFTAR GAMBAR A.

GAMBAR.1 : Sistem skematik udara bertekanan/pnuematik dari tiga sumber.

B.

GAMBAR.2 : Panel P5 - 10 untuk mengontrol udara bertekanan yang didapat dari tiga sumber utama.

C. GAMBAR.3 D.

: Sumber udara bertekanan dari kedua mesin pesawat. GAMBAR.4

: Skematik dari flow control and shutoff valve.

E.

GAMBAR.5 : Reheater.

F.

GAMBAR.6 : Condenser.

G.

GAMBAR.7 : Sistem skematik dari air conditioning pesawat Boeing 737 -700.

H.

GAMBAR.8 : Diagram distribusi udara bertekanan pesawat Boeing 737 - 700.

I.

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

J.

GAMBAR.10 : Skematik distribusi udara bertekanan yang diambil dari tiga sumber.

K.

GAMBAR.11 : Sistem sirkulasi udara bertekanan didalam pesawat.

L.

GAMBAR.12 : Overboard exhaust valve.

M.GAMBAR.13

: Skematik pengatur udara bertekanan yang masuk kedalam cabin pressure control ( CPC ) dengan mendapatkan input dari bebe rapa komponen dan gambar P5 – Panel.

N.GAMBAR.14

: Menunjukan perbedaan tekanan kabin dengan ketinggian pesawat pada saat akan melakukan tahap – tahap penerbangan.

O. GAMBAR.15

: Aft Outflow valve.

P. GAMBAR.16

: Positive pressure relief valve.

Q. GAMBAR.17

: Negative pressure relief valve.

R. GAMBAR.18

: Sumber udara bertekanan yang diambil dari udara di bawah – ( Ground source ) untuk melakukan pengetesan kabin.

S. GAMBAR.19

: Kurva kebocoran kabin setelah udara bertekanan dimatikan – menggunakan perhitungan sesuai dengan grafik dari pabrik Universitas Mercu Buana | iv

Teknik Mesin

[ Daftar Gambar ] pesawat dengan memakai stopwatch.

T. GAMBAR.20

: Kurva Allowable leak pada saat pesawat melakukan Descent.

Universitas Mercu Buana | v

Teknik Mesin

[ Daftar Notasi ]

m

Masa

kg

m

Massa aliran fluida ( cair atau gas )

kg/s

v

Volume

m³

V

Volume aliran udara

m³/s

v

Volume jenis

m³/kg

ρ

Masa jenis

kg/m³

F

Gaya

N ( kg.m/s² )

W

Kerja

Nm ( j )

W=P

Daya

kW ( kJ/s )

q

Panas ( Kalor ) 1 kg masa

kJ/kg

Q

Panas ( Kalor ) 1 kg masa

kJ

Q

Panas ( kalor ) aliran fluida gas / cair

kJ/s

t

Suhu

°C

T

Suhu kelvin ( absolut )

K

a

Percepatan

m/s²

g

Grafitasi

m/s²

M

Berat molekul

n

Jumlah molekul

mol ( kmol )

R

Konstanta gas

kJ/kg K

Ru

Konstanta gas universal

kJ/mol K

w

Kecepatan molekul

m/s

Ek

Energi kinetik

kJ

Ep

Energi potensial

Kj

η

Visikositas dinamik

m²/s, mm²/s, cSt

Tekanan kohesi

N/m² / (bar)

b

Konstanta

u

Energi dalam 1 kg masa zat

kJ/kg

U

Energi dalam m kg masa zat

kJ

h

Entalpi dalam 1 kg masa zat

kJ/kg

H

Entalpi m kg masa zat

kJ

Universitas Mercu Buana| vi

Teknik Mesin

[ Daftar Notasi ]

c

Kecepatan aliran gas

m/s

A

Luas penampang

m²

Cv

Panas jenis volume konstan

kJ/ kg K

Cp

Panas jenis tekanan konstan

kJ/ kg K

k

Indeks adiabata

1,4

n

Indeks politropi

1< n < 1,4

gn

Bagian masa campuran gas

% masa

rn

Bagian volume campuran gas

% volume

α

Sudut sumbu v

°

β

Sudut sumbu p

°

Suhu didih ( cairan jenuh )

K

Panas penguapan

kJ/kg

x

Kadar uap ( dryness franction )

% volume

s

Detik

sekonde

s

Entropi

kJ/ kg K

S

Entropi m kg masa zat

kJ/ K

hf

Entalpi cairan jenuh

kJ/kg

hg

Entalpi uap jenuh

kJ/kg

sf

Entropi cairan jenuh

kJ/ kg K

sg

Entropi uap jenuh

kJ/ kg K

sfg

Perbedaan entropi (Sg - Sf )

kJ/ kg K

Tf h/g r = hfg

Universitas Mercu Buana| vii

Teknik Mesin

[ BAB – I Pendahuluan ]

BAB I PENDAHULUAN

1.1

Latar Belakang Masalah

Dengan dilakukannya secara rutin atau berkala dalam pelaksanaan pada tekanan kabin maka suatu pesawat dapat dinyatakan aman dan layak untuk penerbangan, maka organisasi sipil yang mengatur sistem kelayakan suatu pesawat akan menstandarkan seberapa kebocoran dari kabin pesawat yang diperbolehkan atau diijinkan yang dapat merusak sistem pendengaran dari semua penumpang .

Organisasi yang mengatur kesalamatan penerbangan international International civil aviation organization ( ICAO ) sudah mensyaratkan suatu penerbangan agar selalu mentaati peraturan yang sudah ada di masing – masing suatu negara, dalam penulisan tugas akhir ini akan diuraikan mengenai kebocoran kabin yang diijinkan pada pesawat Boeing 737 - 700 dengan menggunakan sistem metode pressure decay untuk kenyamanan penumpang pada saat penerbangan berlangsung sesuai dengan peraturan yang berlaku untuk dunia internasional. Adapun peraturan keselamatan penerbangan sipil indonesia Civil Aviation Safety Regulation ( CASR ) tersebut terdiri dari beberapa bab yang mensyaratkan ketentuan – ketentuan yang mencakup kegiatan didalam Penerbangan Sipil di Indonesia antara lain : Part 43 : Tentang Maintenance Preventive, Rebuilding dan Alteration. Part 45 : Indentification pesawat dan marking. Part 65 : Aircraft Maintenance Engineering Licensi. Part 121 : Certification and operating Requirement. Part 145 : Approval Maintenance Organization. Part 39 : Airworthiness Derective and service bulletin.

Universitas Mercu Buana | 1

Teknik Mesin


Dari hasil evaluasi ataupun hasil rapat setiap bulan atau minggu yang diadakan oleh dinas perawatan pesawat ada kecenderungan mengalami gangguan pada sistem udara bertekanan didalam kabin yang menyebabkan pada saat penerbangan berlangsung, dalam jadwal penerbangan yang disebabkan oleh terlambatnya penyelesaian pada pekerjaan sistem maka biaya yang dikeluarkan sangat banyak untuk operator. Untuk mengantisipasi kejadian tersebut yang dapat merugikan perusahaan penerbangan dan perusahaan perawatan, penulis berusaha menyajikan metode atau cara penanganan dalam menyelesaikan pekerjaan yang ada pada metode sistem pengontrol pressure decay pada Boeing 737 - 700 dalam bentuk tulisan tesis.

1.2

Perumusan Masalah Dengan meningkatnya jumlah frekuensi jadwal penerbangan, apakah metode yang

menggunakan metode sistem pengontrol pressure decay dapat menyelesaikan dan mempermudah penanganannya untuk kenyamanan penerbangan pada saat ini.

1.3

Pentingnya Pemecahan Masalah Analisis ini bertujuan untuk menekan nilai kerusakan penggunaan sistem

pressure decay dalam penyelesaian pelaksanaan perawatan pada pesawat Boeing 737 700 sehingga dapat menurunkan biaya perawatan pesawat, dapat menaikan pendapatan perusahaan dan meningkatkan kepercayaan terhadap pengguna jasa perawatan atau masyarakat yang menggunakan pesawat terbang.

1.4

Pembatasan Masalah Dari uraian latar belakang masalah tersebut diatas dan keterbatasan waktu yang

tersedia, maka penulis menganggap penting untuk mencoba melakukan analisis terhadap kebocoran kabin pesawat yang sering terjadi yang dapat menyebabkan kerusakan pada telinga penumpang pada saat pesawat sedang terbang, untuk meningkatkan kenyamanan bagi penumpang dan menyelesaikan masalah pekerjaan perawatan. Universitas Mercu Buana | 2

Teknik Mesin


Adapun pembatasan masalah yang dapat diambil dalam penyelesaian tugas akhir ini adalah : 1. Tidak melakukan pengkajian masalah dari aspek biaya. 2. Tidak membahas masalah kerugian yang dialami oleh perusahaan.

1.5

Maksud dan Tujuan Sesuai dengan tujuan program pendidikan yang diikuti dan dari uraian latar

belakang masalah tersebut diatas serta keterbatasan waktu yang tersedia maka dalam pembuatan tugas akhir ini akan dibatasi pada pembahasan analisa. sebagai akibat dari kerusakan pada sistem Cabin pressure control system maka penulis mencoba untuk :

1. Mengetahui sistem udara bertekanan pada kabin pesawat. 2. Mengetahui besarnya perbedaan tekanan kabin saat pesawat sedang terbang. 3. Menganalisa pengetesan kebocoran kabin pesawat. 3. Mencoba metode sistem pressure decay.

1.6

Metode Penelitian Dalam pengumpulan data guna mendukung dan melengkapi pembahasan

permasalahan ini digunakan metode sebagai berikut : 1. Penelitian Pustaka 2. Penelitian Lapangan 3. Konsultasi dengan para teman – teman dan pekerja.

1.7

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

dengan mudah memahami permasalahannya sebagai berikut :

BAB I

PENDAHULUAN Bab ini menguraikan latar belakang masalah, perumusan, pentingnya masalah, Pembatasan masalah, metode penelitian dan sistematika penulisan. Universitas Mercu Buana | 3

Teknik Mesin BAB II

[ BAB – I Pendahuluan ] LANDASAN TEORI

Pada bab ini menjelaskan tentang metode sistem udara bertekanan didalam kabin yang diambil dari tiga sumber untuk digunakan pada sistem air conditioning di pesawat Boeing 737 - 700 uraian singkat mengenai teori dan metode yang digunakan dalam pembatasan kasus.

BAB III

ANALISA DAN PEMBAHASAN

Dalam bab ini diuraikan dari sistem bertekanan yang digunakan untuk tekanan kabin pesawat pada saat terbang maupun cara pengetesan tekanan kabin pada saat di hanggar ( Ground ) dikumpulkan dan digunakan untuk penelitian, dan pemecahan masalah.

BAB IV

PERHITUNGAN

Dalam bab ini berisikan pemecahan masalah berdasarkan sistematika model perhitungan dengan formula kenyataan memakai komputer dan mencari luas penampang kebocoran pada saat pesawat melakukan descent dengan waktu yang dibutuhkan.

BAB V

KESIMPULAN DAN SARAN

Dalam bab ini diuraikan kesimpulan yang didapat dari penelitian ataupun perancangan yang dibuat serta saran – saran yang diusulkan untuk penerapan hasil. Universitas Mercu Buana | 4

Teknik Mesin



Teknik Mesin

[ BAB – II Landasan Teori ]

BAB II LANDASAN TEORI 2.1

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

sistem tata udara yang digunakan pada pesawat terbang untuk kenyamanan seluruh penumpang dan awak pesawat terbang, sistem yang digunakan adalah : udara yang di dinginkan oleh mesin, dan disebut juga “ Air Cycle” apakah yang dimaksud dari “ Air Cycle”

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

pembiayaan pendinginan, didalam lingkungan untuk mengurangi masalah saat ini maka sistem ini untuk mendukung undang – undang lingkungan hidup sebagai alternative dari pemecahan masalah pencemaran udara, pada sistem air cycle mempunyai beberapa spesifikasi yang menguntungkan dan dapat dipakai untuk semua permintaan yang potensial sebagai berikut: 1. Bekerjanya cairan ( udara ) yang bebas, didalam lingkungan yang nyaman dan tidak mengandung karbon ( toxic ). 2. Sistem air cycle sangat bagus dan dapat dipercaya untuk mengurangi biaya dari perawatan dan waktu melaksanakan perawatan berat ( over haul ). 3. Kemampuan dari air cycle dapat dihandalkan dan tidak buruk, tidak seperti halnya menggunakan vapour-compression ketika pada saat penggunaannya dan dari segi perancangan tidak terlalu sulit. 4. Pada saat pengoperasian selain sebagai pendingin ruangan kabin, juga dapat berfungsi memperoduksi udara panas dan bertekanan yang dibutuhkan dan bermanfaat untuk sistem yang lainnya. Dasar dari penggunaan udara pendingin pada prinsipnya adalah kapan gas akan menguap menjadi isentropically dari suhu udara yang diberikan, suhu udara akhir dari tekanan yang baru banyak menurunkan, yang diakibatkan oleh gas dingin didalam tempat udara dapat digunakan sebagai pendingin salah satunya sebagai petunjuk dalam membuka sistem atau bukan petunjuk yang diartikan sebagai pengganti panas didalam penutup sistem. Universitas Mercu Buana | 5

Teknik Mesin 2.2


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

Sumber - sumber aliran udara bertekanan yang digunakan untuk sistem dan ruangan kabin pesawat didapat dari beberapa sumber, ada tiga ( 3 ) sumber yang berbeda yaitu : ( Ref : Maintenance manual, chapter 36-00-00 )

1. Engine Bleed Air System 2. Auxiliary Power Unit ( APU ) Bleed Air System 3. Pnuematic Ground Air Connection

Pada saat normal atau pesawat dalam keadaan terbang sistem udara bertekanan untuk kabin pesawat disuplai oleh mesin, yang bersumber dari udara yang dihasilkan oleh kompresor mesin, pada saat pesawat di darat akan disuplai oleh mobil ground cart, , dan bisa didapat melalui auxiliary power unit ( APU ), dengan dikontrol oleh beberapa katup pengontrol aliran udara bertekanan, beberapa sistem yang menggunakan sumber pneumatik pada sistem pesawat. 1. Sistem untuk start engine. 2. Sistem untuk Air Conditioning and Pressurization cabin. 3. Sistem untuk Engine Inlet Cowl and anti- ice. 4. Sistem untuk Wing thermal anti –ice. 5. Sistem untuk Water tank Pressurization. 6. Sistem untuk Reservoir Pressurization. Sistem pneumatik dikontrol dan indikasinya berada panel kokpit P5-10 dengan menggunakan listrik 28 volt DC dan 115 AC, sistem pneumatik juga menyuplai udara panas dan tekanan udara tinggi yang digunakan untuk sistem yang lainnya.

2.2.1

Engine Bleed Air System. Setiap mesin mempunyai masing – masing satu bleed air dan engine

bleed system yaitu untuk mengontrol suhu udara dan tekanan udara yang keluar dari mesin pesawat, Engine bleed air berasal dari stage 5th compressor dan stage 9th high pressure compressor pada stage 9 terdapat dua valve yaitu : Universitas Mercu Buana | 6

Teknik Mesin


high stage regulator and high stage valve control untuk mengontrol aliran udara, dan pada stage 5 hanya terdapat satu valve yaitu : Check valve untuk mencegah aliran balik udara bertekanan dari stage 9 masuk kedalam stage 5, pada saat putaran engine low speed atau rendah maka udara yang bertekanan diambil dari stage 9th dan pada saat putaran engine high speed atau tinggi, maka udara bertekanan untuk tekanan kabin diambil dari stage 5th, pada saat putaran mesin tinggi maka high stage valve akan menutup dan check valve pada stage 5th akan membuka untuk menyuplai udara bertekanan kedalam pressure regulating shutoff valve, sebelum udara bertekanan masuk kedalam sistem maka udara akan dikontrol lagi oleh dua buah valve yaitu : 1. precooler control valve. 2. pressure regulating and shutoff valve.

2.2.1.1

Precooler control valve. Komponen valve ini akan mengontrol suhu tekanan udara yang

akan masuk kedalam sistem tekanan kabin dengan menggunakan sensor thermostat, posisi normal adalah membuka valvenya, yang terdapat didalam pipa pnuematik setelah aliran valve dan juga untuk mengontrol wing thermal anti ice ( WTAI ), kemudian sinyal akan dikirim kedalam Air Conditioning Accessories Unit ( ACAU ) yang berisikan relay yang bekerja secara elektrik dengan suhu 390 - 440°F ( 199 - 227°C ) switch pada saat pengoperasian normal, valve ini dipasang untuk mencegah kerusakan pada sistem udara bertekanan yang keluar dari mesin pesawat yang akan masuk dalam kabin pesawat agar suhu dan udara bertekanan selalu terjaga dengan baik.

2.2.1.2

Pressure regulating and shutoff valve. Komponen ini berfungsi untuk mematikan aliran udara yang

keluar dari mesin, mengatur tekanan udara yang keluar dari mesin sebesar 42 psi nominal yang akan masuk kedalam Precooler dengan menggunakan sensor thermostat akan mengirim sinyal kedalam Air Conditioning Accessories Unit berisikan relay yang bekerja secara elektrik dan juga secara manual, dengan suhu udara tidak boleh lebih dari 450°F / 232°C maka thermostat akan mengirim sinyal. Universitas Mercu Buana | 7

Teknik Mesin


untuk Pressure Regulating and Shutoff Valve yang dikontrol oleh Bleed Air Regulator secara pneumatik maka PRSOV akan menuju pada posisi menutup, ketika suhu sudah mencapai 490°F / 254°C dengan tekanan udara mencapai 220 psi maka terdeteksi tekanan udara dari mesin yang berlebihan dan lampu di Air conditioning control panel cockpit akan menyala dengan tulisan Bleed trip off.

2.2.2

Auxiliry Power Unit ( APU ) Bleed Air System. Pada APU putaran kompresor adalah putaran konstan / stabil yang dapat

mensuplai pneumatik dan listrik untuk digunakan di darat ( Ground ), tetapi untuk di udara APU generator dapat mensuplai listrik 90 KVA pada ketinggian 32,000 ft ( 9,754 meter ) dan 66 KVA pada ketinggian 41,000 ft ( 12,500 meter ), listrik dan pneumatik dapat disuplai pada saat ketinggian pesawat 10,000 ft ( 3,048 meter ), dan APU hanya dapat mensuplai udara bertekanan sampai dengan ketinggian 17,000 ft ( 5,183 meter ), pada pipa aliran udara bertekanan dipasang check valve untuk mencegah aliran udara yang datang dari mesin agar tidak merusak sistem udara bertekanan dari APU.

2.2.3

Pnuematic Ground Connection. Udara bertekanan yang diambil dari ground atau mobil yang dapat

menghasilkan udara bertekanan sebesar 2000 cfm ( 56.6^3M/minute ) atau bertekanan sebesar 10 psig ( 69 kpa ), pada pipa pneumatik ground dipasang sebuah Check valve untuk mencegah udara yang datang dari mesin pesawat maupun APU, udara yang diambil dari ground dipakai untuk sistem pesawat yaitu untuk memutar mesin dan juga bisa dipakai untuk Air conditioning system.


Teknik Mesin


Gambar 1. Sistem skematik udara bertekanan/pnuematik dari tiga sumber. ( Ref : Maintenance Manual Boeing, chapter 36-00-00 )

Gambar 2 . Panel P5-10 untuk mengontrol udara bertekanan yang di dapat dari tiga sumber utama. ( Ref : Kokpit Boeing 737 - 700 ) Universitas Mercu Buana | 9

Teknik Mesin 2.3


Prinsip dasar sistem air conditioning pada pesawat Boeing 737 – 700. Sumber udara bertekanan dari sistem mesin diambil dari dua tingkat kompresor

yang berbeda dari dua mesin pesawat yaitu : 1. Compressors Stage 9th stage ini digunakan pada saat putaran mesin rendah ( Idle ) dengan dikontrol dua buah valve yaitu high stage regulator dan high stage valve control pada saat putaran mesin tinggi dan tekanan lebih dari 110 psi maka valve tingkat 9 akan menutup. 2. Compressors Stage 5th stage ini digunakan pada saat putaran mesin dengan kecepatan tinggi pada stage ini juga dipasang check valve yang berfungsi untuk mencegah udara yang datang dari tingkat 9 pada saat putaran rendah, agar tidak merusak komponen yang berada pada tingkat 5, untuk menyuplai ( PRSOV ).

Gambar 3. Sumber udara bertekanan dari kedua mesin pesawat. ( Ref : General Electric CFM56 – 7 )

Udara bertekanan yang diambil dari mesin kemudian masuk kedalam engine bleed valve system yang beroperasi secara pneumatik dan dapat mengatur udara Universitas Mercu Buana | 10

Teknik Mesin


bertekanan setelah melewati valve sekitar 60 psi dan tidak boleh melebihi karena dapat menyebabkan kerusakan pada komponen pnuematik, juga dapat melukai manusia.

Pressure regulating and shutoff valve ( PRSOV ) akan menutup secara otomatis apabila kelebihan tekanan udara dan suhu yang berlebihan, dan terdeteksi oleh over pressure valve dipasang pada Bleed air regulator yang berfungsi untuk melindungi bleed valve system, suhu udara yang didapat dari mesin sangat panas sekali oleh karena itu dipasang precooler yang berfungsi untuk mengatur suhu yang datang dari mesin pesawat sebelum masuk kedalam pipa – pipa pneumatik, precooler valve menggunakan udara dingin didapat dari fan kompresor bagian depan mesin yang diatur oleh Precooler control valve sensor untuk menghembuskan udara kedalam Precooler dengan menggunakan Type ball valve akan mulai membuka jika suhu sudah mencapai 390°F ( 199°C ) dan akan penuh membuka jika suhu sudah mencapai 440°F ( 227°C ) untuk menjaga suhu yang akan masuk kedalam pipa – pipa pneumatik, apabila suhu dari mesin tidak terlalu panas maka precooler valve akan menuju secara otomatis menutup, untuk memonitor dari engine bleed system dengan menggunakan lampu indikasi yang berada didalam panel kokpit.

Lampu yang menyala dengan berwarna amber yang ditempatkan pada P5-10 panel yang berada pada kokpit dengan tulisan ( Bleed Trip Off ), maka pada saat itu suhu terdeteksi dengan menggunakan dua buah sensor berupa thermostat 450°F / 232ºC, maka yang terjadi adalah Pressure regulating and shutoff valves akan bergerak menuju menutup, dan pada suhu 490°F / 254°C atau tekanan udara mencapai 220 psi maka Pressure regulating and shutoff valves akan penuh menutup untuk mencegah suhu dan tekanan udara yang berlebihan yang datang dari mesin, juga untuk mencegah kerusakan dari pipa - pipa pneumatik, setelah keadaan suhu udara bertekanan yang datang dari mesin sudah normal maka kemudian udara dari bleed system masuk kedalam Air conditioning system.


Teknik Mesin


2.3.1 Komponen pada system air conditioning Boeing 737 – 700. Ada beberapa komponen pendukung dari sistem pendinginan didalam ruang kabin pesawat terbang untuk memberikan rasa nyaman pada setiap kru maupun penumpang pesawat, disamping itu komponen ini sebagai pemanas pada saat terbang dengan ketinggian tertentu, yaitu : ( Ref : Maintenance Manual, chapter 21-50-00 ). 1

Flow control and shutoff valve.

2

Heat Exchangers.

3

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

4

Water Separator / Water Extractor.

5

Reheater.

6

Turbine.

7

Condenser.

2.3.1.1 Flow control and shutoff valve. Komponen ini dikontrol menggunakan listrik 28v dc dan pneumatik, jika tidak terpakai maka akan kembali menutup, pada valve ini mempunyai tiga posisi switch yaitu : OFF, AUTO, HIGH. ¾ Ketika switch posisi OFF maka pada coil solenoid C akan mendorong Butterfly plate akan menuju posisi menutup valve. ¾ Ketika switch posisi AUTO menggerakkan coil solenoid C untuk membuka, ketika solenoid C membuka maka Butterfly plate akan membuka, bergeraknya switch juga akan memberikan sinyal kepada sistem yang lain seperti : Flight management computer system, Common display system, Pressurization system, Temperature control system, Recirculation system, jumlah udara normal yang dikontrol kira – kira sebesar 75 pound per minute ( ppm ). ¾ Ketika switch posisi HIGH akan menggerakkan coil solenoid B untuk siap bergerak dengan membuka lebih besar lagi kira – kira sebesar 105 ppm, solenoid A akan bergerak dan geraknya solenoid A hanya untuk aliran udara yang keluar dari APU valve akan mengalirkan udara kira – kira sebesar 131 ppm, jika semua kondisi sudah memenuhi yang Universitas Mercu Buana | 12

Teknik Mesin


disyaratkan seperti : Pack switch HIGH position, APU Bleed switch ON position, APU operates above 95%, Airplane in ground.

Gambar 4. Skematik dari Flow control and shutoff valve. ( Ref : Maintenance Manual Boeing, chapter 21-50-00 )

2.3.1.2 Heat Exchangers. Pada komponen ini terdiri dari dua bagian yaitu : Primary heat exchangers dan Secondary heat exchangers, fungsi keduanya sama yaitu untuk mendinginkan udara bertekanan yang datang dari mesin pesawat terbang, tetapi setiap bagian komponen mempunya fungsi masing – masing, pada primary heat exchangers mempunyai tipe plate pin, cross flow heat exchanger pendinginan dengan cara aliran udara yang menyilang yaitu udara dari mesin akan di dinginkan oleh udara luar pesawat melalui Ram air inlet, pada saat kondisi didarat maka pintu dari ram air mendapat sinyal dari ACAU untuk posisi membuka, pada saat akan take off maka pintu dari ram air akan menutup untuk menghindari benda asing yang masuk kedalam, tetapi pada saat pesawat sudah dalam keadaan terbang maka akan menerima Universitas Mercu Buana | 13

Teknik Mesin


sinyal dari pack/zone temperature controller kemudian udara akan dialirkan ke dalam kompresor ( ACM ). Pada Secondary heat exchanger tipe dan penerima sinyalnya sama, tetapi pendinginan udara dilakukan setelah kompresor menaikkan kembali tekanan udara dan suhu dari sebagian udara yang sudah dingin kemudian menekan udara untuk masuk kedalam secondary heat exchanger lalu udara luar yang masuk dari ram air akan mendinginkan kembali, udara dari kompresor kemudian masuk kedalam water extractor.

2.3.1.3 Air Cycle Machine. ( ACM ) Pada komponen ini berfungsi untuk menurunkan suhu udara dengan putaran yang sangat tinggi dengan gesekan kecil, komponen ini terbagi menjadi tiga bagian yaitu : ¾ Turbine. ¾ Compressore. ¾ Impeller Fan.

2.3.1.4 Water Extractor / Water separator. Pada komponen ini adalah alat untuk memisahkan antara air dan udara yang sudah di dinginkan oleh Secondary heat exchanger, bekerjanya komponen ini dengan memakai static swirl vanes dengan aliran udara secara centripugal maka air dan udara akan memisah tetapi pada komponen ini tidak seratus persen dapat dipisahkan antara air dan udara dingin, air yang sudah dipisahkan akan dimasukkan kedalam saluran Ram air inlet duct sebagai pendingin aliran udara.

2.3.1.5 Reheater. Pada komponen ini adalah Plate-fin, single pass, kemudian komponen ini terbuat dari alumunium dengan aliran udara menyilang, pada komponen ini mempunyai dua fungsi yaitu : ¾

Untuk mendinginkan udara pack yang datang dari Secondary heat exchanger sebelum masuk kedalam Condenser. Universitas Mercu Buana | 14

Teknik Mesin ¾


Memanaskan udara pack yang datang dari Water extractor sebelum masuk kedalam turbin ( ACM ).

Gambar 5. Reheater. ( Ref : Maintenance Manual Boeing, chapter 21-50-00 )

2.3.1.6 Turbine. Pada komponen turbin adalah berfungsi untuk melanjutkan udara yang datang dari reheater setelah proses menaikkan suhu udara kembali agar bekerjanya turbin dapat menjadi effisien, kemudian udara dari turbin disalurkan kedalam Condenser. 2.3.1.7 Condenser. Pada komponen ini berfungsi untuk menurunkan kembali suhu udara yang datang dari turbin pada Air conditioning pack sampai dibawah titik embun, dan sampai menyebabkan aliran pada uap udara sampai menjadi bentuk cairan. Komponen ini terbuat dari aluminium, plate-fin, single pass, crossflow, jika udara sudah cukup dingin atau menjadi bentuk cairan maka udara sudah dapat dialirkan kedalam pipa – pipa aliran distribusi udara untuk daerah yang memerlukan, untuk mencegah terjadinya es didalam condenser maka aliran udara dari Reheater dapat masuk kedalam ruang condenser. Universitas Mercu Buana | 15

Teknik Mesin


Gambar 6. Condenser. ( Ref: Maintenance Manual Boeing, chapter 21-50-00 )

Pada Air conditioning pack mempunyai sensor panas untuk mencegah kerusakan pada komponen dan akan secara otomatis akan berhenti beroperasi jika terdeteksi panas yang berlebihan, komponen pendeteksinya yaitu : ¾

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

¾

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

¾

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

juga menyediakan udara untuk pengeringan, membersihkan dari debu bebas dari bakteri dan mensterilkan udara yang akan masuk kedalam kabin pesawat dengan suhu aliran udara yang sudah diatur oleh kru pesawat dan juga tekanan udara yang di isyaratkan untuk dikontrol pada kapasitas yang sama.


Teknik Mesin


Gambar 7. Sistem skematik dari air conditioning pesawat Boeing 737 – 700. ( Ref : Maintenance Manual Boeing, chapter 21-50-00 )

2.4

Pembagian udara bertekanan pada pesawat Boeing 737 – 700.

Udara bertekanan yang datang dari mesin pesawat melalui Bleed Air System yaitu aliran udara yang panas yang belum diatur sistem pendinginannya untuk digunakan pada pesawat, fungsi dari udara panas yang diambil dari mesin yaitu: ¾ menyediakan untuk pesawat yang terbagi oleh dua area ( zone ). ¾ sebagai alat sirkulasi pada system air conditioning pesawat. ¾ menyediakan sebagai alat untuk tata ruang udara pada galleys dan lavatories. ¾ untuk menyuplai udara sebagai pendingin pada komponen elektronik.


Teknik Mesin


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

Sistem distribusi pada pesawat didapat dari dua buah air conditioning pack yang dialirkan untuk sistem distribusi utama yang menyuplai untuk daerah penumpang melalui bagian atas dari kabin pesawat menggunakan pipa – pipa dan lubang – lubang yang berada pada dibawah samping kaki penumpang, udara didalam pesawat tidak semuanya diambil dari mesin tetapi setelah udara sampai pada komponen utama dari sistem distribusi maka udara dari mesin pesawat akan dicampur oleh udara yang diambil dari area kabin dan kargo pesawat, tetapi sebelum udara yang diambil dari area kabin dan kargo udara akan disaring terlebih dahulu dengan menggunakan filter yang terdapat diarea kargo depan dengan menggunakan Recirculation fan kemudian udara setelah proses pencampuran akan disalurkan kedaerah penumpang dan kokpit.


Teknik Mesin


Gambar 9. Aliran udara bertekanan pada kabin penumpang pesawat.

Pada sistem distribusi aliran udara bertekanan pada pesawat mempunyai beberapa sub-sistem yang dibagi yaitu : 1. sistem utama dari distribusi pesawat. 2. sistem distribusi untuk area kokpit ( flight compartment ). 3. sistem sirkulasi udara didalam pesawat. 4. sistem ventilasi. 5. sistem pendinginan pada komponen avionic pesawat.

2.4.1 Sistem utama dari distribusi udara bertekanan pada pesawat. Pada sistem ini udara akan disalurkan kebeberapa daerah yang membutuhkan seperti pada bagian kokpit kru, bagian depan dan belakang kabin penumpang, juga ruang kargo depan dan belakang pesawat, sistem distribusi berfungsi sebagai : ¾ Penyedia udara bertekanan untuk tiga ruang pesawat terbang. ¾ Sebagai pensirkulasi udara bertekanan pada kabin penumpang. ¾ Menyediakan sistem ventilasi untuk lavatory dan galley. ¾ Mensuplai udara pendingin untuk pendinginan komponen elektronik. Universitas Mercu Buana | 19

Teknik Mesin


Pada sistem ini mendapatkan udara bertekanan dari tiga sumber yaitu: ¾ Air conditioning pack. ¾ Ground conditioned air. ¾

Recirculation system.

Gambar 10. Skematik distribusi udara bertekanan yang diambil dari tiga sumber. ( Ref : Aircraft Miantenance Manual Boeing, chapter 21-00-00 )

2.4.2 Sistem distribusi untuk area kokpit. Pada sistem ini mendapatkan udara dengan secara mandiri dengan aliran udara yang stabil dan menyediakan udara yang segar bagi pilot dan kopilot dengan menggunakan sirkulasi, dengan diaturnya suhu dan aliran udara yang digunakan, udara diambil dari bagian kiri pack dan bagian pipa pencampuran udara, udara masuk dari bagian sisi kiri melalui pipa – pipa dan dikontrol masuk dan keluar udara dari kabin dengan menggunakan valve. Universitas Mercu Buana | 20

Teknik Mesin


2.4.3 Sistem sirkulasi udara didalam pesawat. Pada sistem ini mendapatkan udara dari mix manifold dari hasil pencampuran udara dari dalam kabin menggunakan Recirculation fan yang diambil dari area kargo pesawat tetapi sebelum masuk kedalam mix manifold udara disaring terlebih dahulu oleh filter dengan jenis High efficiency particulate air ( HEPA ) dan untuk udara dari mesin setelah melalui proses air cycle machine, setelah itu kemudian udara dialirkan melalui pipa yang berada diatas dari ceiling kabin dengan pipa utama kemudian dibagi dengan beberapa pipa dan bagian bawah sisi kiri dari kursi agar sistem pembagian udaranya dapat secara merata kebagian kabin, lavatory dan galley.

Gambar 11. Sistem sirkulasi udara bertekanan didalam pesawat. ( Ref : Maintenance Manual Boeing, Chapter 21-00-00 )

2.4.4 Sistem Ventilasi. Pada sistem ventilasi ini menggunakan perbedaan tekanan, antara tekanan kabin dengan udara luar kabin untuk menekan udara keluar dari pesawat, komponen utama dari sistem ventilasi ini adalah Galley ventilation muffler sebagai alat untuk memperkecil kebisingan udara pada saat udara bergerak keluar dari tekanan kabin melalui celah Exhaust Nozzle dari area kabin galley dan lavatory pesawat. Universitas Mercu Buana | 21

Teknik Mesin


2.4.5 Sistem pendinginan pada komponen avionic pesawat. Pada sistem ini menggunakan sistem kipas dengan tujuan membuang panas dari setiap komponen dengan mengambil udara dari area kabin melalui pipa – pipa dan setiap unit komponen mempunyai masing – masing kipas utama dan cadangan, hasil dari pendinginan komponen ada satu valve yang akan mengatur kapan udara hasil pendinginan dibuang dan digunakan kembali untuk menjadi udara pemanas ruangan kargo depan yaitu Overboard Exhaust Valve yang berfungsi sebagai : ¾

Pengontrol jumlah udara untuk pendinginan komponen yang dikeluarkan.

¾

Dan dioperasikan untuk membuang udara yang berasap.

Pada valve ini diameternya sebesar 4 inch dan mempunyai dua buah posisi indikasi ( NORMAL / SMOKE ), valve ini dikontrol secara aerodinamik ( Aerodinamic controlled shutoff vakve ). Ketika actuator dari valve menunjukan posisi NORMAL maka valve disk dapat diputar dari posisi membuka ke posisi menutup, dan ketika actuator menunjukan posisi SMOKE maka valve disk dapat diputar dari posisi pull membuka dan juga bisa untuk tidak pull membuka kira – kira membukanya valve sekitar ( 54 derajat ). kekuatan spring untuk membuka valve yaitu ketika pesawat sudah mulai bertekanan didalam kabin aliran udara yang melalui valve akan naik, maka valve akan menutup ketika aliran udara yang melalui valve lebih dari 30 lbs/min ( 14 kg/min ) kapan valve akan menutup, selama terjadinya perbedaan tekanan sebesar 1 psid maka valve akan menutup. dengan menutupnya valve maka udara yang berasal dari komponen pendingin yang berada dibawah bagian depan kargo dimanfaatkan untuk sebagai pemanas dari lantai kargo juga untuk seluruh ruangan kargo depan pesawat pada saat pesawat dalam keadaan terbang, ketika pesawat berada dibawah maka udara dari hasil pendinginan komponen akan langsung dibuang keluar melalui overboard exhaust valve akan membuka.


Teknik Mesin


Gambar 12. Overboard exhaust valve. ( Ref : Aircraft Maintenance Manual Boeing, 21-00-00 )


Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]

BAB III ANALISA DAN PEMBAHASAN 3.1

Analisa udara bertekanan didalam kabin. Pada bab analisa berikut ini akan diketengahkan tentang pembahasan yang

berhubungan dengan bab sebelumnya, untuk mengetahui kebocoran yang terjadi pada pesawat dan berapakah perbedaan tekanan didalam pesawat pada saat terbang dengan tekanan udara yang ada diluar pesawat dan tekanan yang di ijinkan, dimana pesawat dioperasikan dengan ketinggian tekanan udara yang lebih kecil dan kerapan udara ( oksigen ) yang semakin sedikit dan tidak cukup untuk membantu pernapasan para penumpang, maka pada pesawat terdapat system cabin pressurization dimana sistem ini menyimpan atau mengatur dari tekanan udara yang ada didalam pesawat dengan tekanan udara yang berada diluar pesawat yang berfungsi untuk menyelamatkan penumpang dan pilot agar dapat menghirup udara segar dan agar menghindari effek dari hypoxia ( oxygen starvation ). Pada sistem air conditioning pack yang mensuplai udara bertekanan pada ruang kabin pesawat, untuk mengontrol tekanan agar stabil dan aman pada ketinggian kabin, maka sistem pengontrol udara bertekanan mempunyai tiga sub - sistem yaitu : ( Ref : Maintenance Manual Boeing ) 1. Cabin pressure control system. 2. Cabin pressure relief system. 3. Cabin pressure indication and warning system.



3.1.1

Cabin Pressure Control System. Pada sistem pengontrol tekanan kabin ini digunakan untuk mengontrol

jumlah udara yang masuk dan yang keluar pada ruang kabin pesawat dengan beberapa komponen pengontrol yaitu : ¾ Cabin pressure control module. ¾ Two digital cabin pressure controllers. ( CPC ) ¾ Outflow valve assembly with three drive motors. ¾ Overboard exhaust valve. 3.1.2

Cabin Pressure Relief System.

Pada cabin pressure relief system, sistem ini digunakan jika komponen utama dari CPC rusak atau tidak bekerja lagi maka sistem ini digunakan untuk mencegah struktur dari badan pesawat dari tekanan yang berlebihan dari dalam pesawat dan juga tekanan negative dari luar pesawat sistem ini juga digunakan jika sistem normal tekanan pada kabin rusak, beberapa komponen pada sistem ini : ¾ Two positive pressure relief valves ¾ Negative pressure relief valve 3.1.3

Cabin Pressure Indication and Warning System. Pada sistem ini memberikan pilot data tentang sistem tekanan yang ada

didalam kabin pesawat bagaimana status dari sistem bertekanannya, beberapa komponen yang digunakan yaitu : ¾ Cabin altitude panel ¾ Aural warning module ¾ Cabin altitude warning switch Universitas Mercu Buana | 25


Pada sistem udara bertekanan untuk ruang kabin pesawat mempunyai dua pengontrol yang dapat digunakan secara otomatis dan manual, secara otomatis komponen tersebut adalah Two digital cabin pressure controllers ( CPCs ), setiap CPC mempunyai sistem penghubung dengan pengontrol yang lain dan sistem valve motor, dengan posisi switch ditempatkan pada AUTO maka sistem dikontrol oleh Dual redundant architecture, dan hanya satu CPC yang dikontrol oleh outflow valve sewaktu – waktu, sistem CPC yang lain hanya sebagai cadangan, secara manual dihubungkan dengan pengontrol sistem valve motor, memberikan sistem pengontrol bertekanan dikontrol oleh Triple redundant architecture. Pada saat terbang data yang terhubung diambil dari cabin pressure control didapat dari beberapa komponen yaitu : ¾ Pressurization Mode ¾ Flight Altitude ¾ Landing Altitude Pada CPC mempunyai sensor yang terdapat pada kabin dan juga mendapatkan data udara dari kedua Air Data Inertial Reference Units ( ADIRUs ), Engine Speed Data diambil dari Stall Management and Yaw Damper Computers ( SMYDCs ) dan dari Air/ground logic didapat dari Proximity Switch Electronics Unit ( PSEU ). dan pada setiap CPC menggunakan posisi umpan balik dari setiap valve yang mempengaruhi sistem udara bertekanan pada ruang kabin yaitu: ¾ Left pack valve ¾ Right pack valve ¾ Overboard exhaust valve untuk mengontrol tekanan kabin dan ketinggian kabin pesawat dapat dikontrol melalui P5 panel yang berada tepat diatas kepala dari pilot pada saat pesawat akan memulai beberapa tahapan terbang. Universitas Mercu Buana | 26


Ga mbar 13. Skematik pengatur udara bertekanan yang masuk kedalam Cabin pressure


Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] control ( CPC ) dengan mendapatkan input dari beberapa komponen dan gambar P5panel. ( Ref : kokpit Boeing 737-700 )

Pada P5- panel dimana udara bertekanan dan ketinggian kabin dapat dikontrol dan isi dari panel tersebut adalah : ¾

Mode selector terdiri dari : AUTO, ALT ( sistem cadangan otomatis ), MAN ( sistem ini menggunakan manual switch dengan tiga posisi untuk membuka outflow valve, Close, Neutral, Open ).

¾

FLT ALT ( Flight altitude ) : menggunakan display dan penggunaannya untuk memprogram sampai cruise altitude dari – 1,000 sampai 42,000 ft dengan laju batas kenaikan sebesar 500 feet.

¾

LAND ALT ( Landing altitude ) : menggunakan display dan penggunaannya untuk memprogram landing field altitude dari – 1,000 sampai 14,000 ft dengan laju batas penurunan sebesar 50 feet.

¾

System status light : yang mempunyai empat lampu indikasi yaitu :

AUTO FAIL ( indikasi lampu ini menyala jika sistem otomatis rusak atau gagal maka lampu akan menyala dengan warna amber ).

OFF SCHED DESCENT ( indikasi lampu ini menyala jika sistem otomatis terjadi penyimpangan dari rencana yang sudah ditentukan oleh pilot maka lampu akan menyala dengan warna amber ).

ALTN ( indikasi lampu ini menyala jika sistem otomatis tidak bekerja maka sistem cadangan otomatis sedang bekerja dengan indikasi lampu dengan warna hijau).

MANUAL ( indikasi lampu ini menyala jika semua sistem tidak bekerja secara otomatis maka sistem manual yang sedang dipakai dengan warna lampu hijau ). Universitas Mercu Buana | 28

Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] ¾ Cabin altitude / differential pressure indicator : Pada sistem ini terhubung dengan alternate static system dengan penunjukan jarum besar dengan lingkaran luar pada indikator menunjukan perbedaan tekanan kabin dengan satu garis kecil seharga 0.2 psid, untuk penunjukan jarum kecil dengan lingkaran dalam pada indikator yaitu menunjukan ketinggian kabin dengan satu garis kecil seharga 1000 feet.

¾ Cabin rate of climb indicator : Pada indikator ini menunjukan besarnya aliran udara bertekanan yang masuk kedalam ruang kabin, penunjukan jarum dalam lingkaran berupa garis maka dengan satu garis kecil seharga 100 fpm. ¾ ALT HORN CUTOUT : Indikasi ini digunakan jika terjadinya kelebihan dari ketinggian kabin yang di ijinkan sudah melebihi batas yang ditentukan, maka alarm dipesawat akan berbunyi dan untuk mematikan alarm tersebut dengan menekan tombol ALT HORN CUTOUT. ¾ Stiker yang ada pada kontrol panel adalah sebagai referensi pada saat pengoperasian secara manual, yaitu menyediakan informasi : 1. Untuk perbedaan tekanan pada saat Take off dan Landing. 2. Untuk mengetahui ketinggian pesawat dan perbedaan tekanan kabin. 3.2

Pembahasan udara bertekanan pada kabin saat tahapan terbang. Untuk otomatis ( AUTO atau ALTN ) akan mengontrol tekanan udara yang ada

didalam pesawat dengan beberapa tahap pada saat akan mulai terbang yaitu : 1. Ground. 2. Take off. 3. Climb. 4. Cruise. Universitas Mercu Buana | 29

Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] 5. Descent. 6. Landing.

3.2.1 Pada tahap posisi di Ground. Ketika pesawat berada di bawah sistem akan mulai bekerja sesuai dengan tahapnya yaitu :

¾ Udara / Sistem dibawah menunjukan posisi dari kiri dan kanan pada roda pendarat bahwa pesawat berada di landasan. ¾ N1 ( Fan and Booster, Low pressure turbine rotor ) Pada kedua mesin pesawat menunjukan kurang dari 50% untuk waktu yang dibutuhkan paling sedikit 1,5 detik. ¾ N2 ( High pressure compressor and High pressure turbine rotor ) Pada kedua mesin pesawat menunjukan kurang dari 84 % untuk waktu yang dibutuhkan paling sedikit 1,5 detik. Ketika pesawat berada pada tahap untuk melakukan taxi atau berjalan diatas landasan pasawat tidak dalam keadaan bertekanan dan posisi dari outflow valve yang berada dibagian belakang pesawat posisinya membuka. 3.2.2 Pada tahap Posisi Take Off. Pada tahap ini maka sistem pesawat mulai menunjukan perubahan pada tekanan yang terjadi didalam kabin dengan tahap yaitu : ¾ N1 ( Fan and Booster, Low pressure turbine rotor ) Dengan kedua mesin akan mulai naik menuju lebih dari 60 % untuk waktu yang dibutuhkan paling sedikit 1,5 detik. Universitas Mercu Buana | 30

Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] ¾ N2 ( High pressure compressor and High pressure turbine rotor ) Dengan kedua mesin akan mulai naik menuju lebih dari 89 % untuk waktu yang dibutuhkan paling sedikit 1,5 detik. Pada saat tahap take off, sistem bertekanan pada kabin akan mulai bekerja dengan ditunjukan melalui indikator 0,1 psid dibawah dari ketinggian dengan tujuan untuk mencegah dari perasaan tidak nyaman pada tekanan yang naik dirasakan oleh penumpang atau disebut juga ( Pressure bump ) dan dapat mencegah kerusakan kulit pesawat, tekanan didalam kabin akan naik selama tahap take off sebesar 350 slfpm.

3.2.3 Pada tahap posisi Climb. Ketika pesawat sudah menunjukan indikasi dari kedua roda pendarat sudah berada diatas dengan diketahui melalui switch dan dapat dilihat oleh pilot dengan indikasi lampu roda pendarat dikokpit mati maka roda pendarat tidak lagi menyentuh dari landasan dengan penunjukan instrumen yang ada dengan ketinggian yang sudah mencapai maka sudah dimulainya ke tahap climb. tekanan udara yang dijinkan untuk penumpang agar tidak terjadi sakitnya kuping maka maximum cabin pressurization rate of change yaitu sebesar 600 slfpm apabila kurang dari itu maka lebih bagus dan nyaman untuk telinga penumpang, dan tidak boleh lebih dari 600 slfpm. 3.2.4

Pada tahap posisi Cruise. Pada saat pesawat sudah mencapai ketinggian yang diinginkan oleh

seorang pilot untuk menerbangkan pesawat, maka tekanan udara akan mulai menunjukan perbedaan tekanan udara yang berada didalam pesawat dan diluar pesawat, ketika udara bertekanan diluar pesawat mulai menunjukan turun dari 0.25 Psid pada display FLT ALT ( Cruise altitude ) maka dimulailah tahap Cruise. Pada saat tahap cruise maka sistem dipesawat akan mulai menstabilkan secara konstan dari ketinggian kabin dengan ketinggian pesawat, ketinggian / tekanan dari kabin pesawat akan ditentukan dengan Landing field elevation pada saat pesawat terbang dengan ketinggian 18,500 feet atau kurang dari itu, untuk penerbangan dengan Universitas Mercu Buana | 31

Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] ketinggian pesawat diatas 18,500 feet maka tekanan kabin yang ada didalam pesawat akan naik untuk perbedaan tekanan dengan ketinggian pesawat harus dengan batas aman yang sudah ditentukan. Ketinggian Kabin ( Feet ) 10,000 ≤ 12,000 Awak Pesawat Terbang

Persyaratan Penambahan Oksigen ( O₂ ) Oksigen harus digunakan dari setiap awak pesawat terbang pada saat didalam ruangan awak pesawat, dan juga harus menyediakan untuk awak yang lain, untuk ketinggian kabin tersebut pesawat boleh terbang lebih dari selama 30 menit. Oksigen harus digunakan dari setiap awak pesawat

Maka diatas ketinggian pesawat dengan tekanan yang ada didalam kabin akan terjadi perbedaan, terkadang terjadi penyimpangan dari ketinggian pada saat terbang yang dapat menyebabkan perbedaan tekanan dari kabin akan naik mencapai 8.35 psid untuk menstabilkan dari ketinggian kabin.

Table 1.

14 CFR PART 121. Persyaratan Penambahan Oksigen


Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] ( Crew )

Penumpang pesawat terbang ( Passengers )

> 12,000

terbang pada saat didalam ruangan awak pesawat, dan juga harus menyediakan untuk awak yang lain, selama waktu pesawat sedang terbang dengan ketinggian kabin tersebut.

* Pesawat mesin Propeller ( Reciprocating Engine Aircraft ). 8000 ≤ 14,000 + Pesawat mesin turbin ( Turbine Aircraft ) 10,000 ≤ 15,000 Untuk semua tipe pesawat ( For All Aircraft ) 14,000 ≤ 15,000 Untuk semua tipe pesawat ( For All Aircraft ) >15,000

Oksigen harus tersedia 10% dari jumlah penumpang pada saat pesawat sedang terbang lebih dari 30 menit. Oksigen harus tersedia 10% dari jumlah penumpang pada saat pesawat sedang terbang lebih dari 30 menit. Oksigen harus tersedia 30% dari jumlah penumpang, untuk pada saat pesawat sedang terbang dengan ketinggian kabin tersebut. Oksigen harus tersedia untuk setiap penumpang pesawat pada saat pesawat sedang terbang dengan ketinggian kabin tersebut.

Ref : * 14 CFR 121.327 : Supplemental Oxygen ; Reciprocating engine powered airplanes. + 14 CFR 121.329 : Supplemental Oxygen for sustenance ; Turbine engine powered airplanes.

Batas maksimum dari ketinggian kabin pesawat yang diijinkan secara umum sesuai dengan standart peraturan FARs ( Federal Aviation Regulations). Part 25 Subpart D.FAR.25.841 dan FAR 25.843 yang berisikan tentang desain dan kontruksi pesawat terbang yang dibuat oleh pabrik dengan ketinggian kabin tidak lebih dari 8,000 feet pada saat pengoperasian kondisi normal. Sebagai peringatan untuk pilot maka ketika pesawat dengan ketinggian tekanan kabin melebihi dari 10,000 feet, maka ketinggian kabin akan diperingatin dengan alarm yang berbunyi bahwa tekanan didalam kabin melebihi, untuk mematikan alarm dengan cara menekan ALT HORN CUTOUT.

3.2.5

Pada tahap posisi Descent. Ketika pesawat dengan tekanan yang berada diluar dengan perbedaan

tekanan naik mencapai 0.25 psid atau lebih dari switch FLT ALT

yang sudah

ditentukan, maka dimulailah tahap Descent.


Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] Pada tahap ini maka maximum dari tekanan kabin ( cabin pressurization rate of change ) untuk tekanan yang diberikan adalah 350 slfpm. dan tekanan kabin juga dikontrol oleh CPC ( Cabin pressure control ) yang mana sudah diset dengan cabin pressurization rate of change untuk tekanan sebesar 750 slfpm, ketika terjadi api dikargo sistem ini berfungsi sebagai faktor penghambat pada saat dibawah dan sistem akan menekan kabin dengan tekanan 0.15 psid dibawah LAND ALT ( Landing field elevation ) yang sudah ditentukan. kenapa tekanan harus 0.15 psid untuk mencegah kerusakan / benjolan pada body struktur dari pesawat ( Pressure Bumps ) selama pesawat akan mendarat dari udara sampai mencapai landasan. 3.2.6 Pada tahap posisi Landing. Pada saat pesawat akan melakukan pendaratan dan apa yang disyaratkan untuk mendarat maka dimulailah tahap Landing. Pada sistem tekanan dikabin mulai dikurangi cabin of rate sebesar 500 slfpm, ketika tekanan kabin sudah sama dengan tekanan yang ada diluar maka outflow valve akan membuka, jika tekanan didalam kabin masih besar dengan tekanan udara luar maka semua pintu – pintu pesawat tidak dapat dibuka.



Gambar 14. Menunjukan perbedaan tekanan kabin dengan ketinggian pesawat pada saat akan melakukan tahap - tahap penerbangan. ( Ref : Aircraft Maintenance Manual Boeing, chapter 21-00-00 )

3.3 Valve yang mengatur tekanan udara didalam kabin pesawat Boeing737 – 700. Valve yang mengatur tekanan kabin dipesawat pada saat pesawat dalam keadaan terbang yaitu: 3.3.1 Outflow valve. Tujuan dari penggunaan Outflow valve adalah untuk mengontrol aliran udara bertekanan didalam kabin dengan cara dibuang keluar melalui bodi pesawat, pada valve terdiri dari beberapa bagian komponen yaitu :

1. Two valve gates. Universitas Mercu Buana | 35

Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] 2. Actuator Assembly and Linkage. 3. Position Transducer. 4. Two automatic mode control and one manual mode motor. 5. Two electronic actuator.

Dari valve ini juga dapat mengembalikan tekanan kabin dengan sempurna dengan model mempunyai dua buah pintu valve, valve digerakkan dengan menggunakan dua buah motor listrik 28v dc dan satu buah motor listrik 48v dc, hanya satu motor listrik saja yang dapat menggerakkan valve setiap saat, dari jumlah ketiga motor listrik semuanya sama menggunakan mekanisme aktuator. Pada valve mempunyai tiga posisi switch ( OPEN, NEUTRAL, CLOSE ) dengan posisi normal maka posisi switch akan spring- loaded kembali ke posisi Neutral, setiap elektrikal aktuator pada valve mempunyai Fail-safe aneroid switch yaitu switch pada valve dapat menyebabkan valve akan pull menutup jika ketinggian tekanan didalam kabin mencapai 14,500 ft dengan pengoperasiannya hanya dikontrol secara otomatis, dan jangan menggunakan manual operasi. Pada position transducer untuk rangkaian valve menyediakan sinyal ke valve posisi indikator yang berada pada P5 bagian depan diatas kepala dari pilot selama semua model dioperasikan, Valve position transducer juga mengirimkan sinyal kepada kedua buah cabin pressure controllers ( CPC ) yang memberikan indikasi umpan balik dari sinyal untuk secara model otomatis maupun model cadangan yang dioperasikan.



Gambar 15. Aft Outflow valve. ( Ref : Aircraft Training manual Boeing, chapter 21-31-029 )

3.3.2

Positive pressure relief valve Tujuan dari valve ini adalah untuk mencegah tekanan yang berlebihan

dari dalam pesawat dan dapat menyebabkan kerusakan pada struktur badan pesawat jika outflow valve tidak dapat menutup, pada pesawat ini mempunyai dua buah Positive pressure relief valve yang digerakkan secara mekanikal dengan sendirinya tanpa


Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] hubungan dengan sistem bertekanan kabin pesawat juga tanpa membutuhkan awak pesawat untuk mengoperasikannya.

Pada valve ini di operasikan dengan udara pneumatik tekanan didalam kabin dengan perbedaan tekanan udara luar pesawat, valve akan mengontrol perbedaan tekanan sebesar 8.95 +/- 0.15 psi lebih besar dari tekanan udara luar. ketika perbedaan tekanan tinggi sudah mencapai ambang batas yang ditentukan maka valve akan membuka membuang udara yang ada didalam pesawat membebaskan tekanan yang berlebihan didalam kabin, ketika udara bertekanan didalam kabin dengan tekanan udara diluar kabin sudah aman maka valve akan menutup kembali, pada valve ini mempunyai filter yang digunakan untuk membersihkan udara yang digunakan didalam Internal servo dan aktuator mekanikal.


Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] Gambar 16. Positive pressure relief valve. ( Ref : Aircraft Maintenance manual Boeing, chapter 21-00-00 )

3.3.3

Negative pressure relief valve Tujuan dari valve ini adalah untuk mencegah perbedaan tekanan yang

negative ( Vacuum pressure ) yang dapat menyebabkan kerusakan pada struktur badan pesawat, juga dapat mencegah kerusakan badan pesawat pada saat pesawat melakukan descent secara tiba – tiba dengan kecepatan tinggi, valve ini juga digerakkan secara mekanikal dan dioperasikan secara mandiri tanpa berhubungan dengan sistem bertekanan yang lain, juga tidak perlu awak pesawat untuk mengoperasikannya, tipe dari valve ini adalah Flapper type valve menggunakan engsel spring yang dipasang pada badan pesawat dengan membuka valve kearah dalam pesawat, perbedaan tekanan yang negative antara didalam pesawat dengan udara luar pesawat akan membuka valve ketika tekanan diluar pesawat sebesar 1.0 psi atau lebih kemudian tekanan didalam pesawat sebesar ( - 1.0 psid ).



Gambar 17. Negative pressure relief valve. ( Ref : Aircraft Maintenance manual Boeing, chapter 21-00-00 )

3.4 Analisa Pengetesan kebocoran tekanan kabin pesawat Boeing 737 - 700 yang diijinkan saat menjalani perawatan menggunakan stopwacth. Pada pengetesan kebocoran tekanan kabin yang di ijinkan harus menggunakan prosedur yang sudah dibuat oleh pabrik pembuat pesawat dengan keadaan disekitar pengetesan harus aman dan harus melakukan inspeksi keadaan dari pada bodi pesawat maupun pintu – pintu dari pesawat karena jika terjadi kebocoran sekecil apapun. dapat mempengaruhi tekanan didalam kabin, selama pada saat inspeksi ditemukan kebocoran maka harus melihat prosedur yang harus dilakukan, pada saat akan melakukan pengetesan kebocoran kabin maka orang yang akan melakukannya harus dalam kondisi fisik sehat dan memastikan tekanan didalam sama dengan telinga yang melakukan. Sumber utama dari udara bertekanan yang diambil adalah dari APU ( Auxiliary Power Unit ) untuk digunakan sebagai pengetesan kabin dan jika sumber dari APU tidak bisa maka sumber udara bertekanan dapat diambil dari Engine Bleed valve atau juga dapat diambil dari udara dibawah ( Ground Source ), Jika menggunakan udara dari bawah maka tekanan yang dibutuhkan sebesar 2000 cfm ( 56.6M^3/minute ) atau udaranya bertekanan 10 psig ( 69 kpa ). Perbedaan tekanan kabin dan harga pada tekanan kabin pada saat turun maupun naik dapat dimonitor dengan pengontrol tekanan kabin yang ada diatas kokpit P5-panel.



Gambar 18. Sumber udara bertekanan yang diambil dari udara bawah ( Ground source ) untuk melakukan pengetesan kabin.

3.4.1 Persiapan untuk melakukan pengetesan tekanan kabin. 1. Pasang jaring pengaman sekeliling dari badan pesawat untuk mencegah jika terjadi pada pintu – pintu, jendela maupun komponen yang lain yang dapat lepas jika terjadi adanya tekanan udara didalam kabin agar lebih aman. Perhatian : Pastikan jika kamu ingin melepas power untuk semua komponen yang menggunakan Propeller atau Impeller tipe kipas ( kecuali kipas untuk pendinginan ) dengan tekanan didalam kabin jika tekanan sebesar 15.7 psia (108.2 kpa) tekanan akan lebih besar lagi akan menyebabkan kipas akan bekerja lebih kencang dan panas, juga dapat menyebabkan kerusakan pada kipas. 2. Tempatkan switch pada Recirc fan dari Air conditioning panel pada P5 pada posisi Off untuk bagian kanan dari recirculation fan. 3. Tempatkan switch pada Recirc fan dari Air conditioning panel pada P5 pada posisi Off untuk bagian kiri dari recirculation fan. Universitas Mercu Buana | 41

Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] 4. Lepas oxygen mask regulator dari sistem oksigen dan dari kabin kru. Catatan : jika ingin melepas maka harus mengikuti prosedur yang sudah ditentukan, sistem oksigen dapat tidak dilepas jika tekanan udara normal tidak lebih dari 20 psi ( 138 kpa ) atau juga jika perbedaan tekanan didalam kabin dan diluar tidak melebihi 7 psi ( 48 kpa ). 5. Sebagai catatan untuk cara menghitung tekanan absolute adalah sebagai berikut: tentukan udara luar dari keseluruhan tekanan atmosfir inHG ( in inches of mercury ). maka pembagi dari udara tekanan atmosfir yaitu sebesar 2.036 dan ditambah drengan standar tekanan dari perbedaan tekanan didalam kabin untuk memberikan tekanan normal ( PSIA ). Contoh : jika udara tekanan luar sebesar 29.86 inHG dan perbedaan tekanan pada kabin sebesar 4.0 psid, maka harga tekanan 29.86 dibagi dengan 2.036 dengan hasil 14.67 psi.

ditambah dengan perbedaan tekanan ( psi ) dari tekanan luar yaitu ( 4.0 psi + 14.67 psi = 18.67 psi ) didapat tekanan absolute sebesar 18.67 psi. 6. Pastikan semua pitot static system telah dilakukan pengetesan sebelumnya dan tidak ada kebocoran. a) Jika terpasang, lepas semua cadangan Air Data Unit dan Air Data Unit yang sedang dipakai pastikan tidak tersambung dengan jalur pitot statik dari pesawat sebelum kamu melakukan pengetesan kebocoran pesawat, karena dapat menyebabkan kerusakan pada komponen dapat terjadi jika pitot statik tidak dipasang dengan lengkap dan tekanan tinggi. b) Setelah membuka pitot statik harus ditutup kembali menggunakan karet penutup. 7. Kemudian mulai hidupkan APU sebagai sumber utama dari udara bertekanan yang digunakan untuk tekanan kabin.


Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] 8. Kemudian operasikan air cycle cooling pack, untuk mensuplai udara bertekanan yang diambil dari APU, setelah melalui pendinginan kemudian udara bertekanan dialirkan kedalam kabin dengan membuka pack valve baik memakai yang sebelah kiri maupun kanan, Pastikan switch yang berada pada P5 panel diatas kepala pada posisi AUTO, pengoperasian pada posisi AUTO kira – kira suhu yang masuk 70°F ( 21°C ) Kemudian pastikan posisi dari outflow valve pada indikasi menunjukan pada posisi pull membuka. 3.4.2 Pengetesan tekanan udara didalam kabin. ¾ Pastikan semua pintu – pintu yang ada dipesawat tertutup dan diseal dengan rapih dan rapat. ¾ Kemudian tempatkan switch untuk tekanan udara yang berada pada P5 diatas pada posisi MAN untuk mematikan auto control pada valve.

¾ Tempatkan switch untuk outflow valve ( AOV ) yang berada di P5 bagian depan diatas kepala dengan posisi menutup. ¾ Catat keadaan dari udara sekitar seperti suhu didalam kabin, tekanan udara diluar kabin dan suhu udara yang berada diluar kabin pesawat. ¾ Setelah itu mulai menutupnya Aft outflow valve ketika udara bertekanan masuk kedalam kabin. Peringatan : Jangan menaikan tekanan udara lebih dari 1000 FPM, ketika kamu menaikan tekanan lebih dari 1000 FPM, dapat menyebabkan kerusakan pada struktur badan pesawat atau dapat terjadi kecelakaan fisik pada orang yang ada didalam kabin pesawat. ¾ Kemudian naikkan tekanan udara kabin secara perlahan – lahan dengan secara manual pada pengontrol, dengan tekanan udara kira – kira 300


Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] feet per minute. dengan cara manual tekanan udara dapat ditambah tetapi tidak boleh melebihi dari 1000 feet per minute. ¾ Kemudian sesuaikan outflow valve pada posisi yang diijinkan dan dapat membuat nyaman dari orang yang ada didalam kabin dengan sambil menaikkan tekanan kedalam kabin. Catatan : Dengan menaikkan tekanan kedalam kabin maka dapat menyebabkan

lavatory and galley smoke detector yang mempunyai

alarm akan bunyi ketika tidak terjadi asap didalam kabin. Peringatan : Indikasi pada perbedaan didalam kabin pada indikator tekanan tidak boleh melebihi perbedaan tekanan didalam pesawat lebih dari 4 psi selama kondisi normal, karena ketika menaikkan tekanan melebihi dari 4 psi akan menyebabkan kerusakan pada struktur pesawat maupun manusianya. ¾ Kemudian naikkan tekanan kabin sampai perbedaan tekanan yang ditunjukkan pada indikator mencapai 4 psi.

Catatan : Komponen kipas pendingin akan bekerja cepat jika tekanan kabin lebih dari 15.7 psia, batas operasional dari kipas pada saat tekanan kabin sedang tinggi adalah kurang dari 30 menit. Jika kipas dengan panas yang berlebihan dan berhenti selama tingginya tekanan kabin saat operasional, pada komponen pendingin akan menyebabkan lampu akan menyala ( OFF ). Jika terjadi tempatkan switch posisi ALTERNATE untuk memperbaiki komponen aliran udara pendingin, setelah dimatikan secara periodik maka bagian dalam thermostat pada kipas dengan panas yang berlebihan akan secara otomatis kembali semula, dan kipas dapat kembali beroperasi lagi. ¾ Tutup outflow valve ketika kamu sudah mencapai perbedaan tekanan 4.0 psi, dan juga harus memastikan posisi indikasi dari valve sudah menutup. Universitas Mercu Buana | 44

Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] ¾ Kemudian matikan sistem dari air conditioning pack pada posisi OFF, setelah itu matikan APU ( atau sumber lain yang digunakan ) jika tidak dibutuhkan lagi. ¾ Kurang dari 5 menit setelah anda mematikan sistem dari air conditioning pack maka buat catatan data. Catatan : Jika outflow valve bagian belakang tidak tetap pull menutup pada saat proses pengetesan kebocoran kabin maka tekanan / waktu data yang didapat tidak akurat. ¾ Setelah itu membuat catatan berapa perbedaan tekanan dan waktu selama tekanan kabin yang turun. a) Dimulai dari angka 4.0 psi dengan perbedaan tekanan (waktu nol) b) Kemudian berhenti jika mencapai tekanan 2.5 psi setelah tekanan dari APU dimatikan kemudian kita hitung memakai stopwatch.

¾ Kemudian buat data dari lima sampai sepuluh set setiap hal berikut ini: 1. Waktu pada stopwatch 2. Perbedaan tekanan pada kabin 3. Suhu dari kabin 4. Tekanan ambient kabin Setelah melakukan pengetesan pada tekanan kabin pesawat Boeing 737 - 700 dan mendapatkan data – data dari hasil pengetesan, maka kita dapat membuat tabel berapakah kebocoran kabin yang di ijinkan. dan dapat dilihat pada tabel 2, dimana data – data yang didapat dari hasil catatan setelah tekanan kabin dimatikan dan dilakukan Universitas Mercu Buana | 45

Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] metode decay dengan menggunakan stopwatch berapakah tekanan udara yang hilang dengan waktu yang dibutuhkan dan diijinkan menurut pabrik pembuat pesawat agar nyaman pada saat terbang untuk penumpang.

Tabel 2. Tekanan udara yang hilang dihitung dengan menggunakan waktu dengan perbedaan tekanan sebesar 0.15 psid pada saat pengetesan di area hangar.

TIME ( SECOND ) 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100

CABIN ( PSID ) 4 3.85 3.7 3.55 3.4 3.25 3.1 2.95 2.8 2.65



Gambar 19. Kurva kebocoran kabin setelah udara bertekanan dimatikan menggunakan perhitungan sesuai dengan grafik dari boeing memakai stopwatch.

3.4.3 Daerah yang sering terjadi kebocoran pada tekanan kabin. Lakukanlah pengecekan pada saat sedang melakukan pengetesan kabin ada beberapa daerah yang sering terjadinya kebocoran kabin yaitu : ¾ Pastikan pendingin dari system elektronic pada automatic flow control valve pada posisi pull menutup, valve akan menutup jika terjadi perbedaan tekanan sebesar 1.1 psi. ¾ Pastikan Bilge drain yang mana terdapat pada bagian bawah badan pesawat pada posisi menutup, Bilge drain akan menutup kira – kira jika tekanan 2.0 psi. ¾ Pastikan semua pintu – pintu dari pesawat dengan karet yang berada disamping tidak terjadi kebocoran.


Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ] ¾ Pastikan semua bagian atas dari kaca – kaca penumpang maupun kokpit tidak ada kebocoran. ¾ Pastikan daerah Aft flow valve bagian belakang maupun karetnya tidak bocor. ¾ Pastikan semua tekanan kabin Safety relief valve tidak bocor. ¾ Pastikan tekanan kabin Negative relief valve maupun karetnya tidak bocor. ¾ Pastikan water service panel seal tidak ada kebocoran. ¾ Pastikan semua daerah dari air conditioning dan APU pipa , bulkhead bagian belakang tidak ada kebocoran. ¾ Pastikan semua control cable seal and pressure bulkhead penetration tidak melebihi dari kebocoran.


Teknik Mesin

[ BAB – IV Perhitungan ]

BAB IV PERHITUNGAN

Analisa perhitungan kebocoran tekanan kabin pesawat menggunakan formula kenyataan / keadaan pada pesawat menggunakan metode yang dibuat oleh Chester W.Smith pada tahun 1945, ( Ref : Journal of the Aeronautical Science, June 1946 ). Yaitu: Dasar dari perhitungan Chester Smith’s dengan menggunakan komputer program untuk menganalisa dan menentukan kunci dari kebocoran tekanan kabin dan komponen beberapa keriterianya yaitu : Outflow valve(s), positive and negative pressure relief valve (s), overboard exhaust valve (s), emergency descent, MMEL / failure case, and minimum repressurization inflow analys. Pada sistem udara bertekanan didalam kabin menyediakan perbedaan tekanan kabin dan udara tekanan luar dari kabin, untuk mencari perbedaan tekanan udara yang diukur dari ketinggian pesawat diatas sea level adalah.

4.1 Analisa Perhitungan luas penampang kebocoran kabin pesawat pada saat descent. Dengan parameter – parameter : Gravimetric flow, ( W )

: 75 lb/min

Tekanan absolute, ( Ptot )

: 14.70 psia

Tekanan dalam kabin maks, ( Pcab )

: 10.92 psig

Konstanta, ( K )

: 31.82

Restriction Faktor, ( N )

: 1.3947

Supply Temperature, ( Ttot )

: 10°C

Discharge Coefficient, ( Cd )

: Universitas Mercu Buana | 47

Teknik Mesin


Catatan : - Discharge Coefficient ( Cd ), tidak konstan dasarnya adalah Pcab/Pamb untuk mewakili perhitungan dari polynomial ( perbedaannya dari lubang udara dan udara yang tidak terkontrol ). - Maksimal perbedaan tekanan untuk pesawat Boeing 737 – 700 adalah sebesar 8.35 psid. ( Ref : Aeronautical Vestpocket Handbook, United Technologies Pratt & Whitney, Government Engine and Space Propulsion, P&W 79500 September 1991 ). Besarnya tekanan luar pesawat pada saat pesawat akan memulai Descent dengan ketinggian 41000 ft. ⎡ ( Altitude ( ft ) × 10 −3 ) ⎤ Pamb = 14.7 ⎢1 − ⎥ 145.45 ⎦ ⎣

⎡ ( 41000( ft ) × 10 −3 ) ⎤ = 14.7 ⎢1 − ⎥ 145.45 ⎦ ⎣

2.579 psia

5.2561

5.2561

Luas penampang daerah kebocoran pada ketinggian 41000 ft.


Teknik Mesin


A = 2.072187001 sq in

Maka dari hasil perhitungan luas daerah penampang kebocoran dan waktu yang dibutuhkan dapat dibuat table dan kurva untuk mengetahui Allowable leak test menggunakan Metode pressure decay.

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


Teknik Mesin


No Ketinggian Gravimetric Supply Tekanan Pesawat flow Temp luar kabin ( 1000 FT ) ( lb/min ) (°C) ( Pamb ) 10°C 41000 2.579 1 75 2

39000

75

3

37000

75

4

35000

75

5

33000

75

6

31000

75

7

29000

75

8

27000

75

9

25000

75

10

23000

75

11

21000

75

12

19000

75

13

17000

75

14

15000

75

15

13000

75

16

11000

75

17

9000

75

18

7000

75

19

5000

75

20

3000

75

21

1500

75

22

1000

23

0

Discharge

Tekanan Luas daerah

Coefficient

Kabin

kebocoran ( Sq in )

Diff

Waktu

Press ( Menit )

( Cd )

( Pcab )

0.23617216

10.92

2.072187001

( psid ) 8.341

1

10°C 10°C

2.849

0.26089744

10.92

1.875805643

8.071

2

3.142

0.28772894

10.92

1.700881692

7.778

3

10°C 10°C

3.459

0.31675824

10.92

1.545004416

7.461

4

3.800

0.34798535

10.92

1.406360599

7.120

5

10°C 10°C

4.169

0.38177656

10.92

1.281883012

6.751

6

4.567

0.41822344

10.92

1.170170851

6.353

7

10°C 10°C

4.994

0.45732601

10.92

1.070118197

5.926

8

5.454

0.49945055

10.92

0.979862537

5.466

9

10°C 10°C 10°C

5.947

0.54459707

10.92

0.898632971

4.973

10

6.475

0.59294872

10.92

0.825354483

4.445

11

7.041

0.64478022

10.92

0.759007282

3.879

12

10°C 10°C

7.647

0.70027473

10.92

0.698858412

3.273

13

8.294

0.75952381

10.92

0.644341726

2.626

14

10°C 10°C

8.986

0.82289377

10.92

0.59472182

1.934

15

9.722

0.89029304

10.92

0.54969865

1.198

16

10°C 10°C

10.51

0.96245421

10.92

0.508484327

0.41

17

11.34

1.03846154

10.92

0.47126722

-0.42

18

10°C 10°C

12.23

1.11996337

10.92

0.436972222

-1.31

19

13.17

1.20604396

10.92

0.40578362

-2.25

20

13.92

1.27472527

10.92

0.383920278

-3.00

21

75

10°C 10°C

14.17

1.29761905

10.92

0.377146808

-3.25

22

75

10°C

14.70

1.34615385

10.92

0.363548998

-3.78

23


Teknik Mesin


Gambar 20. Kurva Allowable leak pada saat pesawat melakukan Descent.

Dari hasil gambar 20 yang didapat, maka dapat ditarik garis / diplot hasil dari pengetesan kebocoran pesawat menggunakan pressure decay. Bilamana hasil dari grafik dibawah garis yang tercantum dalam gambar maka pengetesan kebocoran pesawat kurang bagus, maka pesawat terbang harus banyak diberikan perekat dari karet ( Sealant ) untuk mengatasi kebocoran yang ada pada pesawat terbang.


Teknik Mesin

[ BAB – V Kesimpulan dan Saran ]

BAB V KESIMPULAN DAN SARAN

5.1 Kesimpulan. ¾ Jika pengetesan kabin menggunakan prosedur yang ada pada maintenance manual pesawat kita hanya dapat mengetahui kebocoran kabin pada saat didarat ( Ground ) yaitu dengan metode secara manual maka kebocoran kabin dapat ditentukan dengan metode perbedaan tekanan didalam kabin dengan tekanan luar kabin seberapa besar tekanan yang hilang sampai batas yang sudah ditentukan oleh pabrik pembuat dengan pembacaan garis kurva menggunakan waktu ( stopwatch )


Teknik Mesin [ BAB – V Kesimpulan dan Saran ] ¾ Jika pengetesan kabin menggunakan metode pressure decay dengan memakai formula kenyataan dengan menggunakan komputer maka kita dapat menentukan besarnya kebocoran kabin pada saat pesawat sedang

melakukan descent pada ketinggian 41000 ft sampai dengan pesawat landing dengan membaca tabel 3 dan kurva pada gambar, jika garis kurva dibaca dibawah dari grafik garis maka kebocoran kabin kurang bagus dan harus ditambahkan dengan sealant.

5.2 Saran – saran. ¾ Jika ingin melakukan pengetesan pada kabin maka jangan melupakan prosedur perintah larangan – larangan yang diberikan oleh pabrik pembuat. ¾ Kebocoran lubang sekecil apapun dapat mempengaruhi tekanan didalam kabin pesawat, dapat membuat tidak nyamannya penumpang dan juga dapat membuat Universitas Mercu Buana | 52

Teknik Mesin [ BAB – V Kesimpulan dan Saran ] sakit telinga dari penumpang karena kekurangan oksigen pada saat pesawat akan melakukan penerbangan.


Teknik Mesin

[ Daftar Pustaka ]

DAFTAR PUSTAKA Charles E.Otis. Aircraft Gas Turbine Powerplants, Basin, Wyomingm 82410 Copyright 1979. Davies mark, dieter, shorlz: The Standart Handbook For Aeronautical and Astronautical Engineers Newyork: Mc Grow – Hill - 2003. Hejun, zhao, jing-quan; Dynamic simulation of the aircraft environmental control system ( 2001 ). Ind J Aerospace Med: Spesial Commemorative Volume May 2007. Paul van staden, Ian stoner: Journal Cabin pressurization leak rate deterioration, LCCS. Hanger 410, RAAF Base Amberley QLD 4306 Australia. Smith, Chester W. Calculation of flow of air and Diatomic Gases, Journal of the Aeronautical Sciences, June 1946. Aeronautical Vestpoket Handbook, United Technologies Pratt & Whitney, U.S. Standart Atmosphere ( Geopotential Altitude ), 1976. Maintenance Training Manual, Boeing 737NG series. Flow Measurement – 1940, A.S.M.E. Power Test Code PTC 19.5.4 - 1940, Table 7, p.30 and Sect.VIII, p.59; American Society of Mechanical Engineering, New York, 1940. Federal Aviation Administration. Pressurized Cabins. Design and

Contruction

Washington,DC: FAA; 2006. 14 CFR Part 25.841, Part 25.843. Federal Aviation Administration.Supplemental Oxygen for sustenance: Turbine Powered Aircraft, Washington DC: FAA; 2006 CFR 121.329. SAE: Aircraft Compartment Automatic Temperature Control Systems. Warrendale, PA: Society of Automotive Engineers 1995 ( ARP 89D )


NASA-HDBK-1001 August 11, 2000

TABLE OF CONTENTS SECTION

PAGE

15. CONVERSION UNITS............................................................................................ 15-1 15.1 Physical Constants and Conversion Factors...................................... ......... 15-1 References............................................................................................. ..............................15-13

15-i


SECTION 15 CONVERSION UNITS 15.1 Physical Constants and Conversion Factors. This section lists the preferred metric units, alternative units, and conversion factors for a number of commonly used quantities in the aerospace industry. The selection presented, while not intended to be restrictive, will prove helpful in presenting values of quantities in an identical manner in similar contexts within the industry. The preferred metric units, alternative units, and conversion factors are presented and grouped according to the categories listed below. For convenience, tables 1 through 6 list the (1) SI base units, (2) supplementary units, (3) derived units, (4) acceptable non-SI units, (5)standard prefixes, and (6)definition for selected physical constants and non-SI units. 1. Space and Time 2. Mass 3. Force 4. Mechanics 5. Flow 6. Thermodynamics 7. Electricity and Magnetism 8. Light 9. Acoustics 10. SI Base and Supplementary Units 11. SI-Derived Units 12. Non-SI Units Accepted for Use With SI 13. Prefixes for SI Units 14. SI Definitions for Selected Physical Constants and Non-SI Units. When the preferred unit appears without a prefix, multiples of that unit per table 15-5 may be used as necessary at the user’s discretion. When a prefix appears with the unit, it is the preferred prefix. When the prefix is left to the user’s discretion, however, units shall be consistent within any given document. The conversion factors given are exact, unless the last digit is underlined. The level of error is 0.1 percent or less.

15-1


TABLE 1. Preferred Metric Units.

1.1

Time

1.2

Plane angle

1.3

Solid Angle

Preferred Alternative Metric Unit Units 1. SPACE & TIME min (minute) s (second) h (hour) d (day) ° (degree) rad (radian) ' (minute) " (second) sr (steradian)

1.4

Length

mm (millimeter)

1.4.1

Distance

km (kilometer)

1.4.2

Distance

m (meter)

1.4.3 1.4.4 1.4.5

Visibility Altitude Vibration amplitude Porosity; surface texture; thickness of surface coating

km (kilometer) m (meter) mm (millimeter)

Quantity

1.4.6

1 in = 2.54 cm = 25.4 mm 1 ft = 0.3048 m = 304.8 mm 1 yd = 0.9144 m = 914.4 mm 1 statute mile = 1.609 344 km nautical mile 1 nautical mile (US) = 1.852 km 1 in = 2.54 cm = 25.4 mm 1 ft = 0.3048 m = 304.8 mm 1 yd = 0.9144 m = 914.4 mm 1 statute mile = 1.609 344 km 1 ft = 0.3048 m 1 in = 25.4 mm

µm (micrometer)

1.5

Area

m2

1.6

Volume

m3 (cubic meter)

1.6.1

Fluid tank; water heating tank; high pressure oxygen

L (liter)

1 microinch = 0.0254 µm

(square meter)

m3 (cubic meter)

15-2

Conversion Factors

1 in2 = 645.16 mm2 = 6.4516 cm2 1 ft2 = 0.092 903 04 m2 1 acre = 0.4047 hectare 1 sq. mile = 2.590 km2 1 in3 = 16 387.064 mm3 1 ft3 = 0.028 316 847 m3 1 yd3 = 0.764 554 86 m3 1 gal (dry) = 0.004 405 m3 1 ft3 = 28.317 L 1 gal (liquid) = 3.785 412 L 1 fl oz = 29.573 53 cm3


TABLE 1. Preferred Metric Units (Cont’d) Quantity

Preferred Alternative Metric Unit Units 2. MASS

2.1

Mass

kg (kilogram)

2.1.1 2.1.2 2.1.3 2.1.4

kg (kilogram) kg (kilogram) kg (kilogram) kg (kilogram)

2.2

Gross mass; payload Hoisting provision Cargo capacity Fuel capacity (gravimetric) Linear density

2.3

Density, concentration

2.3.1

Air density

2.3.2

Cargo density

2.3.3

Gas density

2.3.4

Liquid density

2.4

Ambient humidity

2.5

Balance moment

2.6

Moment of inertia

2.7

Momentum

2.8

Moment of momentum

kg/m (kilogram per meter) kg/m3 (kilogram per cubic meter)

kg/m3 (kilogram per cubic meter) kg/m3 (kilogram per cubic meter) kg/m3 (kilogram per cubic meter) kg/m3 (kilogram per cubic meter) mg/g (milligram per gram) kg m (kilogram meter) kg m2 (kilogram square meter) kg m/s (kilogram meter per second) kg m2/s (kilogram square meter per second)

15-3

Conversion Factors 1 oz (avoir) = 28.349 52 g 1 lb (avoir) = 0.453 592 37 kg 1 long ton (2,240 lb) = 1016.047 kg 1 short ton (2,000 lb) = 907.1847 kg 1 long ton = 1.016 047 metric ton 1 short ton = 0.907 185 metric ton

t (tonne) t (tonne) t (tonne) t (tonne)

g/L (grams per liter)

1 lb/ft = 1.488 16 kg/m 1 lb/yd = 0.496 055 kg/m 1 lb/in 3 = 27 679.9 kg/m3 1 lb/ft3 = 16.018 46 kg/m3 1 short ton/yd3 = 1186.5526 kg/m3 1 lb/gal = 119.8264 kg/m3 1 oz/gal = 8.489 152 kg/m3 1 slug/ft3 = 515.379 kg/m3

t/m3 (tonne per cubic meter)

g/L (gram per liter)

g mm (gram millimeter) 1 lb in2 = 2.9264x10–4 kg m2 1 lb ft2 = 0.031 140 kg m2 1 lb ft/s= 0.138 255 kg m/s 1 lb ft2/s = 0.042 140 kg m2/s


TABLE 1. Preferred Metric Units (Cont’d) Quantity 2.9

Floor loading

2.10

Wing loading

3.1 3.1.1

Force Handle operating load Jet and rocket engine thrust Rocket engine total impulse

Preferred Metric Unit kg/m2 (kilogram per square meter) kg/m2 (kilogram per square meter)

Alternative Units t/m2 (tonne per square meter) t/m2 (tonne per square meter)

Conversion Factors

3. Force

3.1.2 3.1.3 3.1.4

Rocket engine specific impulse

3.2

Vacuum

N (newton) N (newton)

1 lbf = 4.448 222 N

kN (kilonewton) N s (newton second) N s/kg (newton second per kilogram) Pa (pascal)

3.3

Pressure

kPa (kilopascal)

3.3.1

Air pressure (general) Air pressure (meteorological) Hydraulic pressure

kPa (kilopascal)

1 psi = 6.894 757 kPa 1 in H2O (39.2 °F) = 0.249 08 kPa 1 in H2O (60 °F) = 0.248 84 kPa 1 in Hg (32 °F) = 3.386 39 kPa 1 in Hg (60 °F) = 3.376 85 kPa 1 atmos (std) = 101.325 kPa

kPa (kilopascal)

1 torr = 133.322 Pa = 0.133 32 kPa

3.3.2 3.3.3 3.4 3.4.1 3.4.2

3.5 3.6

kPa (kilopascal) mPa Stress (megapascal) Elastic limit; proportional mPa limit; endurance limit (megapascal) Modulus of elasticity; mPa Young’s modulus; (megapascal) modulus of rigidity mPa . m1/2 Fracture toughness (megapascal meter1/2) Strain energy per unit J/m3 (joule per volume cubic meter)

15-4

1 psi = 6.894 757 kPa 1 ksi = 6.894 757 mPa

106 psi = 6894.747 mPa

1 ksi in1/2 = 1.098 843 mPa • m1/2



Torque; moment of force

3.8

Bending moment

3.9

Bending moment per unit length; torque per unit length

3.10

Stiffness

3.11

Surface tension

Preferred Metric Unit N m (newtonmeter) N m (newtonmeter)

Alternative Units

Conversion Factors 1 in lbf = 0.112 984 8 N m 1 in lbf = 1.355 818 N m

N m/m (newtonmeter per meter)

1 lbf ft/in = 53.378 66 N m/m 1 lbf in/in = 4.428 222 N m/m

N/m (newton per meter) mN/m (millinewton per meter)

1 lbf/in = 175.127 N/m

4. Mechanics 4.1

Section modulus

4.2 4.3

Second moment of area Frequency

4.4

Rotational frequency

4.4.1

Rotational speed

4.5

Angular velocity

4.5.1

Rate of trim

4.6

Angular acceleration

4.7

Velocity

4.7.1

Air speed

4.7.2

Land speed

4.7.3

Wind speed

4.7.4

Vertical speed

cm3

(cubic centimeter) cm4 Hz (hertz)

1 in3 = 16.387 064 cm3 1 in4 = 41.623 1 cm4

r/s (revolutions per second)

r/min (revolutions per minute)

r/min (revolutions per minute) rad/s (radian per second) °s (degree per second) rad/s2 (radian per second2) m/s (meter per second) km/h (kilometer per hour) km/h (kilometer per hour) km/h (kilometer per hour) m/s (meter per second)

15-5

km/h (kilometer per hour)

1 ft/s = 0.304 8 m/s 1 mile/hour = 1.609 344 km/h 1 knot (US) = 1.8532 km/h 1 mile/hour = 1.609 344 km/h

ms–1 (meter per second)

1 mile/hour = 1.609 344 km/h 1 ft/s = 0.3048 m/s 1 ft/min = 0.005 08 m/s



Preferred Metric Unit m/s2 (meter per second2)

4.8

Linear acceleration

4.9

Energy; work

J (joule)

4.9.1

Kinetic energy absorbed by brakes

mJ (megajoule)

4.10

Impact

4.11

Power Shaft power; equivalent 4.11.1 shaft power

Alternative Units

Conversion Factors

1 ft lb/f = 1.355 818 J 1 hp H = 2.6845 mJ 1 kw H = 3.6 mJ

J/m2 (joule per square meter) W (watt) kW (kilowatt)

5. Flow 5.1

Mass flow

5.2

Gas flow

5.2.1

Ventilation air

5.2.2

Gas leakage

5.2.3

Engine airflow

5.3

Liquid flow (gravimetric)

5.3.1

Fuel flow

5.3.2

Fuel tank filling rate (gravimetric)

5.3.3

Fuel consumption

5.3.4

Oil flow

1 lb/h = 0.000 125 998 kg/s 1 lb/min = 0.007 56 kg/s 1 lb/s = 0.453 59 kg/s

kg/s (kilogram per second) kg/s (kilogram per second) g/s (gram per second) m3/min (cubic meter per minute) kg/s (kilogram per second) g/s (gram per second)

1 lb/min = 7.560 g/s kg/h (kilogram per hour)

g/s (gram per second) kg/min (kilogram per minute) kg/h (kilogram per hour) L/min (liter per minute)

15-6

1 lb/hour = 0.4536 kg/h 1 lb/s = 453.6 g/s 1 lb/min = 0.4536 kg/min 1 lb/hour = 0.4536 kg/h



Liquid flow (volumetric)

5.4.1

Pump capacity; fuel tank filling rate (volumetric)

5.4.2

Oil leakage

5.5

Viscosity (dynamic)

5.6

Viscosity (kinematic)

Preferred Metric Unit cm3/s (cubic centimeter per second) L/min (liter per minute) cm3/min (cubic centimeter per minute) mPa s (millipascal second) mm2/s (square millimeter per second)

Alternative Units L/s (liter per second)

Conversion Factors 1 in3 /min = 0.273 cm3/s 1 U.S. gal/min = 0.063 08 L/s 1 U.S. gal/min = 3.785 L/min 1 in3 /min = 16.39 cm3/min 1 lb/ft s = 1.488 164 Pa s 1 lbf s/ft2 = 47.880 26 Pa s 1 ft2/s = 92 903 mm2/s

6. Thermodynamics 6.1

Temperature

6.3

Standard day temperature; ambient temperature Coefficient of linear expansion Quantity of heat

6.4

Heat flow per unit area

6.5

Heat flow rate

6.5.1

Heat rate

6.6

Density of heat flow rate

6.7

Thermal conductivity

6.8

Thermal conductance

6.9

Coefficient of heat transfer

6.1.1 6.2

°C (° Celsius)

K (kelvin)

°C = (°F – 32)/1.8 K = °C + 273.15

°C (° Celsius) K–1 (kelvin –1) J (joule) J/m2 (joule per square meter) kW (kilowatt) mJ/kW h) (megajoule per kilowatt hour) W/m2 (watt per square meter) W/(m K) (watt per meter kelvin) W/(m2 K) (watt per square meter kelvin) W/(m2 K) (watt per square meter kelvin)

15-7

°C–1 (°Celsius –1) 1 Btu (60 °F) = 1.05468 kJ

1 Btu/h = 0.293 071 W 1 Btu/(hp h) = 1.415 kJ/(kW h) 1 Btu/(h ft2) = 3.154 59 W/m2 1 Btu–in/ft2.h. °F = 0.144 23 W/ (m K) 1 Btu/(ft2.h. °F) = 5.678 26 W/ (m2 K)



Thermal diffusivity

6.11

Thermal resistivity

6.12

Thermal resistance

6.13

Heat capacity

6.14

Specific heat capacity

6.14.1 Specific heat 6.15

Entropy

6.16

Specific entropy

6.17

Gas constant

6.17.1 Molar gas constant 6.18

Specific energy

6.18.1 Heating value; enthalpy 6.19

Specific latent heat

Preferred Metric Unit mm2/s (square millimeter per second) m K/W (meter kelvin per watt) m2 K/W (square meter kelvin per watt) kJ/K (kilojoule per kelvin) kJ/(kg K) (kilojoule per kilogram kelvin) kJ/(kg K) (kilojoule per kilogram kelvin) kJ/K (kilojoule per kelvin) kJ/(kg K) (kilojoule per kilogram kelvin) J/(kg K) (joule per kilogram kelvin) J/(mol K) (joule per mole kelvin) J/kg (joule per kilogram) mJ/kg (megajoule per kilogram) J/kg (joule per kilogram)

15-8

Alternative Units

Conversion Factors

1 Btu/(lb °F) = 4.1868 kJ/(kg K)

1 Btu/°R = 1.8991 kJ/K 1 Btu/(lb °R) = 4.1868 kJ/(kg K) 1 ft lb/(lb °F) = 5.382 J/(kg K) Ro = 8.3143 J/(mol K)

1 Btu/lb = 2326 J/kg



Preferred Metric Unit

Alternative Units

Conversion Factors

7. Electricity and Magnetism 7.1

Electric current

7.2

Current density

7.3

Dielectric strength

7.4

Electric potential

7.5

Electric field strength

A (ampere) A/m2 (ampere per square meter) V/mm (volt per millimeter) V (volt) V/m (volt per meter)

7.6

Power

W (watt)

7.7

Power (apparent)

VA (volt ampere)

7.8 7.9 7.10 7.11 7.12 7.13 7.14 7.15 7.16 7.17 7.18 7.19 7.20 7.21 7.22 7.23

1 A/in2 = 1.550 kA/m2

1 hp (550 ft lbf /s) = 0.7457 kW 1 hp (metric) = 0.7355 kW 1 hp (electric) = 0.746 kW

Electric resistance; impedance; modulus of Ω (ohm) impedance; reactance Resistivity Ωm (ohm meter) Conductance; admittance; modulus of admittance; S (siemens) susceptance S/m (siemens Conductivity per meter) Quantity of electricity C (coulomb) Electric capacitance F (farad) F/mm (farad per Permittivity millimeter) Self inductance; mutual H (henry) inductance Permeance H (henry) Reluctance H–1 (henry–1) H/m (henry per Permeability meter) Magnetic flux Wb (weber) Magnetic flux density T (tesla) A/m (ampere per Magnetic field strength meter) Electromagnetic moment; A m2 (ampere magnetic moment square meter) Electric dipole moment (coulomb meter)

15-9

1 Ah = 3,600.0 C

1 maxwell = 0.01 µWb 1 gauss = 0.1 MT 1 oersted = 1,000/4π A/M



Preferred Metric Unit

Alternative Units

Conversion Factors

8. Light 8.1 8.2

Luminous intensity Luminous Flux

8.3

Luminous exitance

8.4 8.4.1

Illuminance Cabin illumination

8.5

Luminance

9.1 9.2 9.3 9.4

Noise level; sound level Period; periodic time Frequency Wavelength

9.5

Mass density

cd (candela) lm (lumen) lm/m2 (lumen per square meter) lx (lux) lx (lux) cd/m2 (candela per square meter)

9. Acoustics

9.6 9.7 9.8

Static pressure, instantaneous sound pressure Instantaneous sound particle velocity Instantaneous volume velocity

9.9

Velocity of sound

9.10

Sound energy flux; sound power

9.11

Sound intensity

9.12

Specific acoustic impedance

9.13

Acoustic impedance

9.14

Mechanical impedance

dB (decibel) s (second) Hz (hertz) m (meter) kg/m3 (kilogram per cubic meter) Pa (pascal) m/s (meter per second) m3/s (cubic meter per second) m/s (meter per second) W (watt) W/m2 (watt per square meter) Pa s/m (pascal second per meter) Pa s/m3 (pascal second per cubic meter) N s/m (newton second per meter)

15-10

1 ft candle = 10.764 lx 1 foot lambert = 3.426 26 cd/m2 1 lambert = 3183.1 cd/m2


TABLE 2. SI Base And Supplementary Units Quantity

Name Base Units: Length meter Mass kilogram Time second Electric current ampere Thermodynamic temperature kelvin Amount of substance mole Luminous intensity candela Supplementary Units: Plane angle radian Solid angle steradian

Symbol m kg s A K mol cd rad sr

TABLE 3. SI Derived Units. Quantity Frequency Force Pressure; stress Energy; work; quantity of heat Power Electric charge; quantity of electricity Electric potential; electromotive force Electric capacitance Electric resistance Electric conductance Magnetic flux Magnetic flux density; magnetic induction Inductance Luminous flux Illuminance

Name hertz newton pascal joule watt coulomb volt farad ohm siemens weber tesla henry lumen lux

15-11

Symbol Hz N Pa J W C V F Ω S Wb t h lm lx

Derivation 1 Hz = 1 s–1 1 N = 1 kg m/s2 1 Pa = 1 n/m2 1J=1Nm 1 W = 1 J/s 1C=1As 1 V = 1 W/A 1 F = 1 A s/V 1Ω = 1 V/A 1 S = 1 A/V 1 Wb = 1 V s 1 t = 1 V s/m2 1 h = 1 V s/A 1 lm = 1 cd sr 1 lx = 1 lm/m2


TABLE 4. Non-SI Units Accepted For Use With SI. Quantity

Name minute hour day week month year degree minute second liter hectare bar kilowatt-hour degree Celsius metric ton

Time

Plane angle Volume Area Pressure Energy Temperature Mass

Symbol min h d wk mo yr ° ' " L ha Bar kWh °C t

Definition 1 min = 60 s 1 h = 60 min = 3,600 s 1 d = 24 h = 86,400 s 1 wk = 7 d 1 mo 1 yr = 365.26 days 1°= (π/180) rad 1' = (1/60) ° 1" = (1/60)' 1 L = 1 dm3 = 10–3 m3 1 ha = 1 hm2 = 104 m2 1 Bar = 105 Pa 1 kWh = 3.6 mJ 1 t = 103 kg

TABLE 5. Prefixes For SI Units. Factor by Which the Unit Is Multiplied 1018 1015 1012 109 106 103 102 101

Prefix Factor by Which the Unit is Multiplied Name Symbol exa E 10–1 peta P 10–2 tera T 10–3 giga G 10–6 mega M 10–9 kilo k 10–12 hecto* h 10–15 deka* da 10–18

Prefix Name Symbol deci* d centi c milli m micro µ nano n pico p femto f atto a

* To be avoided where possible Table 6. SI Definitions For Selected Physical Constants And Non-SI Units

Unit Angstrom unit (Å) Micron (µ) Light year Speed of light Speed of sound (sea level US76) Gravitational constant (GN) Centistoke

SI Equivalent 10–10 meter 10–6 meter 9.460 55 x1012 kilometer 299,792.4580±0.0012 kilometer per second 340.294 meter per second 9.806 65 newton-meter/kilogram-second 2 10–6 square meter/second

15-12


REFERENCES 15.1 Mechtly, E.A.: “The International System of Units: Physical Constants and Conversion Factors.” NASA SP-7012. Second Revision, National Aeronautics and Space Administration, Washington, DC, 1973. 15.2 List, R.J.: “Smithsonian Meteorological Tables—Sixth Revised Edition.” Smithsonian Miscellaneous Collections, vol. 114 (whole volume), Smithsonian Institution Press, Washington, DC, Fifth Reprint, 1984. 15.3 “Units of Weight and Measure (United States Customary and Metric) Definitions and Tables of Equivalents.” United States Department of Commerce, National Bureau of Standards, Miscellaneous Publication 233, 1960. 15.4 “NBS Guidelines for Use of the Metric System.” U.S. Department of Commerce, National Bureau of Standards, LC 1056, November 1974.

15-13


This Page Left Blank Intentionally

15-14

Teknik Mesin

[ Lampiran ]

DAFTAR KONVERSI SATUAN

Besaran

Dari satuan

Ke satuan metrik

1. Panjang

mil feet In mikron

km meter mm μm

1.609 344 0.3048 25.4 1

km/h km/h m/s mm/s

1.609344 1.8519998 0.3048 25.4

( km/h )/s m/s²

1.609344 0.3048

2. Kecepatan

3. Percepatan

mil/h knot (internasional) ft/s in/s

( mil/h )/s ft/s²

Kalikan dengan

4. Luas

in² ft² mil²

m² m² km²

0.00064516 0.09290304 2.589998

5. Volume

yd³ ft³ ft³ in³ in³ gal

m³ m³ l cm³ l l

0.7645549 0.02831685 28.31685 16.38706 0.01638706 3.785412

6. Massa

ton (long) ton (short) lb slug

Mg,t Mg,t kg kg

1.016047 0.9071847 0.4535924 14.59390

7. Massa per satuan panjang

lb/ft lb/yd

kg/m kg/m

1.488164 0.4960547

8. Massa per satuan luas

lb/ft²

kg/m²

4.882428

Teknik Mesin

[ Lampiran ]

Besaran 9. Berat spesifik

Dari Satuan

Ke satuan metrik

Kalikan dengan 16.01846 27679.90 0.1198264

lb/ft³ lb/in³ lb/gal

kg/m³ kg/m³ kg/l

10. Volume aliran

ft³/s gal/men

m³/s l/men

0.02831685 3.785412

11. Laju aliran massa

lb/men lb/s

kg/men kg/s

0.4535924 0.4535924

12. Gaya

lbf kgf dyne

N N N

4.448222 9.806650 0.00001

13. Tekanan

lbf/in² lbf/ft² in Hg ( 60°F ) in H₂O ( 60°F ) mm Hg ( 0°C ) kgf/cm² Bar atm(standar= 760 tor) lbf/in²

kpa kpa kpa kpa kpa kpa kpa kpa pa

14. Energi, kerja entalpi, kalor

ft.lbf Btu kkal kW.h hp.h

J kJ kJ MJ MJ

15. Energi spesifik

16. Daya

Btu/lb mol Btu/lb mol kal/g Btu/lb

kkal/s Btu/men PS (75mkgf/s) Hp (550 ft lbf/s)

kal/gmol J/gmol J/g kJ/kg

W W kW kW

6.894757 0.04788026 3.37685 0.24884 0.133322 98.0665 100 101.325 6894.757

1.355818 1.055056 4.1868 3.6 2.684520

1/1.8 2.326 4.1868 2.326

4148 17.572504 0.735499 0.7456

Teknik Mesin

Besaran

[ Lampiran ]

Dari satuan

Ke satuan metrik

Kalikan dengan

17. Daya persatuan luas

Btu/( ft²h )

18. Momen gaya

lbf.in lbf.ft kgf.cm ozf in

19. Modulus elastisitas

lbf./in²

MPa

20. Modulus penampang

in³

mm³

16387.06

21. Momen inersia

lb.ft²

kgm²

0.04214011

22. Momen massa

oz.in

kg.mm

0.7200778

°F = 9/5 ( °C ) + 32 °C = 5/9 ( °F – 32 )

W/m²

N.m N.m N.m mN.m

27. Temperatur

°F °C

°C °F

28. Selisih temperatur

°F

K

3.154591

0.1129848 1.355818 0.0980665 7.061552

0.006894757

1K = 1 °C = 1.8 °F

29. Pemakaian bahan bakar spesifik

g/(PS.h) lb/(hp.h) lb/(hp.h) lb/(lbf.h)

g/(kW.h) g/(kW.h) g/MJ kg(kN.h)

1.3596 608.2774 168.9659 101.9716

30. Viskositas dinamik

cP

mPa.s

1

31. Frekuensi

Mc/s kc/s

MHz kHz

1 1

TUGAS AKHIR KEBOCORAN KABIN YANG DIPERBOLEHKAN UNTUK PESAWAT BOEING DENGAN METODE PRESSURE DECAY

Recommend Documents