tugas akhir kebocoran kabin yang diperbolehkan untuk pesawat

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 [ BAB – I Pendahuluan ] 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 [ BAB – I Pendahuluan ] 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 [ BAB – I Pendahuluan ] Universitas Mercu Buana | 5 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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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.
Universitas Mercu Buana | 8
Teknik Mesin
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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.
Universitas Mercu Buana | 11
Teknik Mesin
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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.
Universitas Mercu Buana | 16
Teknik Mesin
[ BAB – II Landasan Teori ]
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.
Universitas Mercu Buana | 17
Teknik Mesin
[ BAB – II Landasan Teori ]
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.
Universitas Mercu Buana | 18
Teknik Mesin
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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
[ BAB – II Landasan Teori ]
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.
Universitas Mercu Buana | 22
Teknik Mesin
[ BAB – II Landasan Teori ]
Gambar 12. Overboard exhaust valve.
( Ref : Aircraft Maintenance Manual Boeing, 21-00-00 )
Universitas Mercu Buana | 23
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.
Universitas Mercu Buana | 24
Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]
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
Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]
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
Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]
Ga
mbar 13. Skematik pengatur udara bertekanan yang masuk kedalam Cabin pressure
Universitas Mercu Buana | 27
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 :
ƒ
AUTO FAIL ( indikasi lampu ini menyala jika sistem otomatis rusak atau
gagal maka lampu akan menyala dengan warna amber ).
ƒ
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 ).
ƒ
ALTN ( indikasi lampu ini menyala jika sistem otomatis tidak bekerja maka
sistem cadangan otomatis sedang bekerja dengan indikasi lampu dengan
warna hijau).
ƒ
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
Universitas Mercu Buana | 32
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.
Universitas Mercu Buana | 33
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.
Universitas Mercu Buana | 34
Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]
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.
Universitas Mercu Buana | 36
Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]
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
Universitas Mercu Buana | 37
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.
Universitas Mercu Buana | 38
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 ).
Universitas Mercu Buana | 39
Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]
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.
Universitas Mercu Buana | 40
Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]
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.
Universitas Mercu Buana | 42
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
Universitas Mercu Buana | 43
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
Universitas Mercu Buana | 46
Teknik Mesin [ BAB – III Analisa dan Pembahasan ]
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.
Universitas Mercu Buana | 47
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.
Universitas Mercu Buana | 48
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
[ BAB – IV Perhitungan ]
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.
Universitas Mercu Buana | 48
Teknik Mesin
[ BAB – IV Perhitungan ]
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.
Universitas Mercu Buana | 49
Teknik Mesin
[ BAB – IV Perhitungan ]
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
Universitas Mercu Buana | 50
Teknik Mesin
[ BAB – IV Perhitungan ]
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.
Universitas Mercu Buana | 51
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 )
Universitas Mercu Buana | 51
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.
Universitas Mercu Buana | 53
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 )
Universitas Mercu Buana | 53
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
TABLE 1. Preferred Metric Units (Cont’d)
Quantity
3.7
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
TABLE 1. Preferred Metric Units (Cont’d)
Quantity
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
TABLE 1. Preferred Metric Units (Cont’d)
Quantity
5.4
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)
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
TABLE 1. Preferred Metric Units (Cont’d)
Quantity
6.10
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
TABLE 1. Preferred Metric Units (Cont’d)
Quantity
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
TABLE 1. Preferred Metric Units (Cont’d)
Quantity
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
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
NASA-HDBK-1001
August 11, 2000
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