5

BAB II

DASAR TEORI

2.1 Kecelakaan Secara Umum

2.1.1 Definisi dan Istilah-istilah Umum

Secara umum kecelakaan merupakan segala suatu yang terjadi tidak sesuai

dengan kondisi operasional yang diinginkan baik itu disebabkan karena adanya

kesalahan, kegagalan dan sebab-sebab lain atau kombinasi adanya antara kesalahan,

kegagalan dan sebab-sebab lain tersebut. Dalam hal ini tingkat bahaya, korban jiwa

dan luka-luka, atau kerugian biasanya tidak dipersoalkan. Dalam dunia penerbangan

serta dalam bidang investigasi istilah kecelakaan biasanya didefinisikan sebagai dua

kondisi yang berbeda, yaitu kecelakaan (accident) dan kejadian (incident). Lahirnya

kedua istilah ini didasarkan pada adanya perbedaan tingkat bahaya, korban jiwa,

luka-luka, serta tingkat kerugian yang terjadi.

International Civil Aviation Organization (ICAO) mendefinisikan kecelakaan

(accident) sebagai suatu kejadian yang berhubungan dengan suatu operasi

penerbangan dan terjadi pada waktu pesawat beroperasi dengan terdapat orang

(penumpang dan atau kru) yang menaiki pesawat tersebut yang melibatkan kondisi:

1. Pesawat mengalami kerusakan cukup parah, hilangnya bagian pesawat atau

hilangnya pesawat secara keseluruhan.

2. Terdapat korban jiwa (fatal injury) atau korban luka-luka yang cukup parah

(serious injury) yang meliputi:

Orang yang menaiki pesawat secara langsung,

Orang yang secara langsung maupun dengan perantara berhubungan dengan

pesawat tersebut, serta

Orang yang terkena semburan jet.

Sedangkan suatu kejadian (incident) ICAO definisikan sebagai suatu peristiwa selain

kecelakaan yang berkaitan dengan operasi penerbangan yang dikategorikan dapat

mempengaruhi keselamatan operasi penerbangan. Pembajakan (hijacking), sabotase

atau tindak kriminal didefinisikan tersendiri tanpa dimasukkan dalam kategori

6

kecelakaan dan insiden penerbangan. Hal ini dikarenakan pembajakan, sabotase dan

tindak kriminal tidak berkaitan langsung dengan interaksi operasi antara kru

penerbang (pilot dan co-pilot), pesawat, pihak bandara/ATC dan lingkungan luar

(cuaca, angin, awan dll.) meskipun kejadian tersebut terjadi pada saat operasi

penerbangan.

Beberapa istilah lain yang berhubungan dengan tingkat kerusakan pesawat

antara lain:

1. Hull Loss, yaitu kerusakan yang cukup parah pada pesawat serta secara ekonomis

tidak memungkinkan diperbaiki atau terlampau mahal. Dalam hal ini hull loss

meliputi hal-hal sebagai berikut:

Hilangnya pesawat.

Reruntuhan pesawat tidak ditemukan serta dihentikannya upaya pencarian.

Pesawat mengalami rusak parah dan tidak dapat dijangkau.

2. Substantial Damage, yaitu kerusakan atau kegagalan struktur yang berakibat

penurunan kekuatan struktur, prestasi terbang, atau karakteristik pesawat namun

dapat beroperasi kembali secara normal dengan membutuhkan perbaikan atau

penggantian komponen terkait yang rusak. Beberapa kerusakan terbatas yang

tidak termasuk dalam substantial damage adalah:

Kerusakan satu engine pesawat (dari dua atau lebih engine yang ada).

Bengkoknya fairing aerodinamik.

Penyoknya kulit pesawat.

Kerusakan landing gear.

Kerusakan roda landing gear.

Kerusakan ban pesawat.

Kerusakan pada flap.

2.1.2 Klasifikasi Penyebab Kecelakaan

Salah satu hasil investigasi kecelakaan penerbangan terutama pada pesawat

komersial yaitu penentuan penyebab terjadinya kecelakaan. Informasi penyebab

kecelakaan ini biasanya dijadikan pedoman pihak otoritas untuk menentukan

kebijakan yang akan diambil terkait kejadian tersebut. Biasanya kebijakan yang

dihasilkan berupa solusi dan rekomendasi untuk dijadikan rujukan agar tidak

terulangnya kasus serupa demi terjaminnya keselamatan di masa mendatang.

7

Beragamnya penyebab terjadinya sebuah kecelakaan mendorong ICAO dan

Commercial Aviation Safety Team (CAST) membentuk taksonomi kategori

kecelakaan yang diperkenalkan dengan maksud agar kalangan dunia penerbangan

lebih familiar dalam mengenal permasalahan umum yang sering muncul. Anggota

CAST sendiri berisikan perwakilan resmi pemerintah, dan perwakilan industri-

industri penerbangan. Berikut ini merupakan isi taksonomi tersebut:

ARC Abnormal Runway ContactAMAN Abrupt ManeuverADRM AerodromeATM Air Traffic Management/Communications, Navigation, SurveillanceCABIN Cabin Safety EventsCFIT Controlled Flight into or Toward TerrainEVAC EvacuationF-NI Fire/Smoke (Non-Impact)F-POST Fire/Smoke (Post-Impact)FUEL Fuel RelatedGCOL Ground CollisionRAMP Ground HandlingICE IcingLOC-G Loss of Control –GroundLOC-I Loss of Control –In flightLALT Low Altitude OperationsMAC Midair/Near Midair CollisionOTHR OtherRE Runway ExcursionRI-A Runway Incursion –AnimalRI-VAP Runway Incursion –Vehicle, Aircraft or PersonSEC Security RelatedSCF-NP System/Component Failure or Malfunction (Non-Powerplant)SCF-PP System/Component Failure or Malfunction (Powerplant)TURB Turbulence EncounterUSOS Undershoot/OvershootUNK Unknown or UndeterminedWSTRW Wind shear or Thunderstorm

Seluruh kasus di atas secara spesifik merinci penyebab kecelakaan yang

mungkin terjadi pada penerbangan secara luas dari sudut pandang teknik.

Berdasarkan hubungan interaksinya kasus di atas dapat disederhanakan dalam

pengklasifikasiannya menjadi tiga kelompok saja, yaitu:

1. Kesalahan Manusia (Human Error)

Secara ringkas human error dapat diartikan sebagai suatu aksi atau

keputusan manusia yang mengakibatkan satu atau lebih hasil negatif yang tidak

8

dikehendaki. Human error biasanya timbul atas reaksi karena interaksi manusia

sebagai operator dengan pesawat sebagai alat (tools) yang meliputi dua

komponen utama yaitu software dan hardware disamping interaksi dengan

lingkungan luar3).

2. Faktor alam dan Cuaca (Weather)

Faktor alam merupakan sesuatu yang pengaturannya di luar kekuasaan

manusia. Setidaknya data menunjukkan bahwa sejak tahun 1975 tercatat dua

faktor utama yang menjadi salah satu penyebab kecelakaan yang termasuk dalam

klasifikasi cuaca buruk, yaitu adanya badai halilintar (thunderstrorm) serta angin

samping (windshear)4).

Beberapa sifat alam yang kurang bersahabat yang biasanya menjadi salah

satu penyebab kecelakaan penerbangan diantaranya:

a. air masses dan Front,

b. bentukan awan,

c. hujan dan badai halilintar,

d. microburst dan low-level windshear,

e. icing,

f. turbulence, dan

g. wake vortex turbulence.

3. Kegagalan Internal Pesawat (Aircraft Failure)

Secara umum dilihat dari fungsinya, suatu pesawat dapat dipecah ke

dalam tiga bagian sebagai berikut:

Gambar 2.01 Aircraft Technical DocumentationSumber: Edy Suwondo. Diktat Kuliah: Aircraft Maintenance Management. ITB.

Kegagalan internal pesawat secara ringkas dapat diartikan sebagai modus kegagalan

yang terjadi karena adanya airframe/sistem/powerplant pesawat yang tidak dapat

bekerja sesuai dengan fungsinya. Selain kegagalan sistem (mekanik, hidrolik,

pneumatik dll.), kegagalan struktur (airframe) dan powerplant (mesin) dikategorikan

3) Afi, Yafis. 2007. Kelalaian Manusia dalam Kecelakaan Penerbangan. ITB4) Annual Summaries of Air Crashes. Newsweek:23. MIT

9

pula sebagai kegagalan internal pesawat. Dalam hal ini struktur gagal memenuhi

fungsinya dalam menahan pembeban pada pesawat sedangkan powerplant gagal

menyediakan gaya dorong sebagai kemampuan utama untuk terbang. Kegagalan

internal biasanya bisa diakibatkan karena adanya cacat produksi pada komponen,

aircraft defect, mechanical deficiencies, atau karena kesalahan proses perawatan.

2.2 System Failure

2.2.1 Pengenalan sistem dan komponen

Sebelum membahas lebih jauh tentang kegagalan pada sistem pesawat ada

baiknya kita mengenal terlebih dahulu definisi komponen, fungsi, sistem, dan

subsistem. Hubungan apa yang ada pada sistem serta keterkaitannya dengan sistem-

sistem lain.

Secara umum sistem pada pesawat dapat diartikan sebagai suatu himpunan

bagian yang saling berhubungan dan bekerja bersama-sama menuju suatu tujuan

bersama5). Dari pernyataan di atas dapat kita jabarkan unsur-unsur pembentuk suatu

sistem sebagai berikut:

1. Komponen: Bagian sistem yang beroperasi dan meliputi input(masukkan), proses, dan output (keluaran). Setiapkomponen sistem mungkin mendapat berbagai nilai untukmenjabarkan tingkat keadaan sistem sebagaimana diaturoleh tindakan kendali (control action) dan satu atau lebihkendala.

2. Atribut: Sifat atau manifestasi yang dapat dicerna dan dimilikisuatu komponen sistem. Atribut ini memberikankarakteristik sistem.

3. Hubungan (relasi): Rantai antara komponen dan atribut.

Himpunan komponen di atas biasanya memiliki sifat dan tingkah laku seperti

saling mempengaruhi dan kebergantungan baik antara komponen dengan komponen

ataupun komponen dengan himpunan keseluruhan. Setiap subset (himpunan bagian)

komponen yang memiliki kedua sifat di atas, tidak dapat dibagi ke dalam subset yang

bebas (independen).

5)Pasaribu M, Hisar. Diktat Kuliah : Teknik Keamanan Sistem Pesawat. ITB.

10

Secara umum sistem dapat diklasifikasikan ke dalam dua jenis, yaitu sebagai

berikut:

1. Sistem statis, merupakan sistem yang keadaannya konstan terhadap waktu.

2. Sistem dinamis, merupakan sistem yang keadaannya bervariasi terhadap waktu.

Sistem ini dibedakan menjadi tiga yaitu:

Sistem kontinyu, yaitu variabel sistem berubah secara kontinyu terhadap

waktu.

Sistem diskrit, yaitu variabel sistem berubah tidak kontinyu terhadap waktu.

Sistem kombinasi, yaitu sistem yang memiliki perubahan diskrit dalam sistem

kontinyu.

Dalam memahami konsep komponen, sistem, dan subsistem maka perlu kita

ketahui bahwa suatu sistem bukan sekedar penjumlahan dan pengelompokkan

bagian-bagian komponen. Tetapi suatu komponen pun bisa berupa suatu sistem

tersendiri dan suatu sistem bisa merupakan bagian dari sistem yang lebih tinggi

sehingga menjadi subsistem dari sistem yang lebih tinggi tersebut.

Setiap sistem mencakup bagian-bagian/komponen memiliki fungsi tertentu.

Adapun suatu sistem secara utuh memiliki fungsi sistem tertentu seperti mengubah

material, energi atau informasi. Pengubahan ini mencakup masukkan, proses dan

keluaran.

2.2.2 Prinsip dasar kegagalan sistem

Kegagalan pada sistem didefinisikan sebagai kondisi ketidaksesuaian suatu

sistem terhadap kriteria prestasi/fungsi yang telah ditetapkan. Adanya sifat dan

perilaku sistem yang saling mempengaruhi dan kebergantungan antar himpunan

pembentuk sistem menyebabkan kegagalan yang terjadi pada suatu

komponen/subsistem mempengaruhi keseluruhan kinerja sistem yang dapat

berdampak pada kegagalan. Oleh karena itu dalam analisis suatu sistem, fungsi setiap

komponen/subsistem pembentuk sistem perlu dipelajari terlebih dahulu. pemahaman

terhadap fungsi setiap unsur pembentuk sistem inilah yang mempermudah proses

penentuan modus kegagalan potensial. Dengan ditentukannya modus kegagalan

potensial inilah dapat dianalisis bagaimana suatu obyek mengalami kegagalan.

11

Suatu modus kegagalan tidak dapat telepas dari dua faktor utama yaitu

penyebab (cause) dan akibat (effect). Mempelajari sebab-akibat pada kegagalan suatu

sistem tidak semudah mengeja kedua kata tersebut. Kenyataan di lapangan

memperlihatkan bahwa sebagian besar sistem di dunia ini tidak mengikuti model

sebab-akibat yang sederhana. Suatu penyebab tunggal dapat memiliki akibat yang

jamak. Suatu kombinasi penyebab mungkin menuntun pada suatu akibat atau

mungkin menimbulkan berbagai akibat. Terkadang pada suatu kasus terdapat suatu

penyebab yang juga memiliki penyebab lain dapat menjadi suatu modus kegagalan.

Sedangkan pada kasus lain suatu kejadian tunggal dapat menjadi suatu penyebab,

suatu dampak, dan suatu modus kegagalan. Oleh karena itu dalam menganalisis suatu

kegagalan perlu melibatkan seluruh unsur pembentuk sistem.

Pemodelan analisis kegagalan pada gambar 2.02 mempergunakan bentuk

pentagon asimetrik sebagai lambang lima modus kegagalan. Ini berarti bahwa modus

kegagalan dapat dikelompokkan ke dalam salah satu dari lima modus kegagalan. Arti

lain penggunaan pentagonal asimetrik ini menunjukkan bahwa modus kegagalan

dapat juga dinyatakan sebagai anti-fungsi.

Gambar 2.02 Hubungan antara fungsi, penyebab, modus kegagalan dan dampakSumber: Pasaribu M, Hisar. Diktat Kuliah : Keamanan Sistem Pesawat. ITB.

Adapun penggolongan kelima modus kegagalan tersebut adalah sebagai

berikut:

1. Complete failure, yaitu kegagalan fungsional secara keseluruhan dimana

kondisi obyek tidak dapat dioperasikan sama sekali.

2. Partial failure, yaitu kegagalan yang terjadi pada kondisi obyek yang tidak

dapat bekerja secara optimal memenuhi fungsinya seratus persen.

12

3. Intermittent failure, kegagalan terjadi sewaktu-waktu di tengah

pengoperasian baik itu dalam intensitas tinggi maupun rendah.

4. Failure over time, yaitu degradasi kegagalan seiring dengan pertambahan

usia pakai obyek (life time).

5. Over perfomance of function, ada kalanya obyek sebelum mengalami salah

satu dari keempat modus di atas memiliki kemampuan melebihi fungsi dan

kinerja yang ditetapkan – biasanya sering terjadi sebelum mengalami

complete failure-.

Selain ditinjau dari segi modus terjadinya kegagalan, penggolongan

kegagalan dapat diklasifikasikan berdasarkan penyebab (cause), tingkat dan

penggunaannya sebagai berikut:

1. Defect, yaitu kondisi obyek yang teridentifikasi mengalami telah kegagalan

potensial namun masih dapat bekerja sampai mencapai kegagalan

fungsionalnya.

2. Malfunction, kegagalan terjadi akibat obyek tidak dapat dioperasikan atau

gagal dioperasikan dan biasanya terjadi pada waktu yang tidak terduga tanpa

memperlihatkan tanda-tanda kegagalan terlebih dahulu. Misalnya emergency

door yang tidak bisa dibuka saat dibutuhkan.

3. Failure, yaitu kegagalan obyek yang mengalami kerusakan fungsional.

Misalnya jadwal penggantian ban pesawat tidak dilakukan saat ban mulai

memperlihatkan keausan sehingga ban bocor dan tidak dapat dipakai.

4. Fault, kegagalan yang terjadi pada obyek yang bekerja tidak sesuai

fungsinya. Misalnya rudder yang berdefleksi tidak sesuai dengan input yang

diberikan pilot.

5. Reject, tipe kegagalan dengan kondisi obyek tidak sesuai dengan fungsinya

dengan menolak input yang diberikan.

Model pentagonal di atas merupakan salah satu teknik pemodelan secara

sederhana analisis kegagalan pada keterkaitan unsur-unsur pembentuk sistem.

Namun pada suatu sistem dengan integrasi tinggi dan memanfaatkan redundansi

untuk mencapai tingkat keandalan yang tinggi, modus kegagalan timbul karena

adanya kegagalan modus bersama (common cause failure). Pada kegagalan ini, satu

kejadian, atau penyebab, menghasilkan kegagalan beruntun pada lebih dari satu jalur

redundan, dan dapat menimbulkan kegagalan besar (major).

Common caus

sebutan multiple failu

oleh penyebab yang

lain seperti cross link

Khusus untuk kasus c

berbeda, yaitu:

1. Kegagalan jam

2. Kegagalan yan

Pengkategoria

dasar dalam mengan

memperkenalkan ko

(Gambar 2.03). Kons

setiap proses industri

pengkhususan dari

dirumuskan pria dari

Gambar 2.0Sumber: Pasa

6) Edwards, G. T. dan W

(E)

Design

(ED)

FunctionalDeficiencies

(EDF)

se failure (CCF) yang bagi sebagian kalang

ure due to a common cause (kegagalan jama

sama) memiliki keterkaitan dengan beberapa

ked, systematic failure, common disaster d

coupled failures terdapat dua bentuk CCF da

mak (multiple failures ) karena satu penyebab

ng bergantung pada kegagalan lain.

an penyebab terjadinya CCF merupakan s

nalisis CCF. Karena kebutuhan itulah pa

onsepnya perihal pengkategorian penyebab

sep yang dikemukakan dapat diaplikasikan

i. Konsep penyebab CCF pada pesawat beri

konsep CCF proses proses industri sec

National Centre of System Reability, Inggris

03 Penyebab CCF pada pesawat berbasis konsep Waribu M, Hisar. Diktat Kuliah : Keamanan Sistem

Watson, I. A., A Study of Common Mode Failure,

Aircraft

CCF

ring

alisation

Faults

(EDR)

Manufacture

(ECM)

Operation

(O)

Maintenance

(OM)

Flight Operation

(OF)

Normal

(OEN)

13

gan populer dengan

ak yang disebabkan

a modus kegagalan

an coupled failure.

dalam tinjauan yang

yang sama.

salah satu langkah

ada 1979 Watson

b terjadinya CCF

secara umum pada

ikut ini merupakan

cara umum yang

tersebut.

Watson 6)Pesawat. ITB.

SRD R146.

Storage

(OS)

ronment

(OE)

External

(OEE)

14

2.2.3 Analisis Kegagalan pada Sistem Pesawat

Dalam menganalisis kegagalan pada sistem pesawat terdapat dua metode

yang biasa digunakan. Kedua metode ini yaitu metode Analisis Modus dan Efek

Kegagalan (Failure Mode and Effect Analisis, FMEA), serta metode Analisis Pohon

kesalahan (Fault Tree Analysis, FTA). FMEA biasanya banyak digunakan sebagai

prosedur analisis pada pengembangan awal sistem, sementara FTA merupakan

tingkatan analisis lanjutan dari FMEA dalam memeriksa keandalan dan keamanan

sistem yang rumit dan besar.

Failure Mode and Effect Analisis, FMEA

FMEA bertujuan mengidentifikasi berbagai kegagalan dan modus

kegagalan yang dapat terjadi pada komponen, subsistem, atau sistem dan

untuk mengevaluasi konsekuensi kegagalan tersebut. Dengan adanya hasil

identifikasi ini maka diharapkan rancangan sistem terhindar dari perubahan

dan modifikasi yang mahal karena defisiensi rancangan dalam reability dan

safety tidak ditemukan saat pengembangan sistem.

Salah satu keutamaan dalam metode FMEA yaitu kemampuan

mengidentifikasi kelemahan-kelemahan perancangan, seperti:

Modus kegagalan titik tunggal pada sistem yang memiliki laju

kegagalan tinggi.

Modus kegagalan yang dapat memicu kegagalan-kegagalan lain (dan

dalam beberapa kejadian menyebabkan downtime yang telah lama

atau masalah perawatan yang rumit).

Modus kegagalan yang berbahaya (hazardous) terhadap elemen

sistem lain, terutama unsur manusia pada personil operasi dan

perawatan.

Biasanya metode FMEA yang sering digunakan selama fase

konseptual dan fase desain awal sistem juga diiringi dengan penggunaan

metode analisis kekritisan kegagalan. Metode ini kemudian dikenal dengan

sebutan Failure Modes, Effects and Criticality Analysis (FMECA). FMECA

ini digunakan untuk membantu membuat analisis diagram blok keandalan dan

memeriksa perencanaan untuk tujuan perbaikan.

15

Adapun beberapa prosedur yang dicakup dalam FMECA diringkaskan

sebagai berikut:

1. Mengidentifikasi semua modus kegagalan potensial sistem.

2. Menghubungkan penyebab, pengaruh dan bahaya tiap modus kegagalan.

3. Memprioritaskan modus kegagalan tertentu relatif terhadap probabilitas

kejadian, kekritisan, kegagalan dan kemampuan pendeteksian.

4. Menyediakan kelanjutan/aksi perbaikan yang pas untuk tiap-tiap modus

kegagalan.

Prosedur FMECA dapat diimpletasikan menggunakan formulir berkas

FMECA yang telah distandarkan. Meskipun demikian detail berkas

seharusnya mencerminkan kebutuhan khusus dan karakteristik bagian sistem

yang dianalisis. Biasanya detail yang harus ada pada berkas FMECA adalah

serial number, modus kegagalan, frequensi kegagalan, efek kegagalan,

metode menidentifikasi kegagalan, tingkat kegagalan, probabilitas

ditemukannya kegagalan, serta langkah-langkah koreksi. Keempat prosedur

di atas dapat dimodelkan lebih jelas menjadi beberapa proses FMECA seperti

pada gambar 2.04.

Gambar 2.04 Proses Analisis, Modus, Efek dan Kritikalitas KegagalanSumber: Pasaribu M, Hisar. Diktat Kuliah : Keamanan Sistem Pesawat. ITB.

16

Analisis Pohon Kesalahan (Fault Tree Analysis, FTA)

FTA digunakan dalam mengembangkan struktur hubungan logis yang

sederhana dan digunakan untuk mengekspresikan hubungan probabilistik di

antara berbagai kejadian yang mengawali kejadian sistem. Proses FTA hanya

dapat dilakukan apabila telah melalui proses FMEA dengan

mengidentifikasikan penyebab dan pengaruh kegagalan sistem.

Sesuai dengan namanya, FTA adalah representasi grafis hubungan

kejadian yang biasanya bersifat katastrofik antara kombinasi kejadian khusus

tertentu dan kejadian puncak yang tidak diinginkan seperti adanya kegagalan

sistem. Grafis analisis FT menggunakan penjelasan diagram alir dalam

mengidentifikasi suatu urutan fungsional dalam hubungan logis antar

berbagai komponen sistem. Sedangkan metode analisis FTA sendiri

menggunakan teknik top-down dengan identifikasi pertama pada kejadian

puncak (Top Event, TE) baru kemudian mendefinisikan kejadian yang tidak

diinginkan (biasanya bersifat katastrofik) dan mengkaji logika yang

memungkinkan hal ini terjadi.

FTA biasanya dibangun dengan tiga kelas kejadian/kesalahan tak

diinginkan:

Kelas 1 : Kejadian/kesalahan yang menyebabkan kematian, luka berat ataukerusakan peralatan yang ekstensif.

Kelas 2 : Kesalahan sistem untuk melakukan fungsi yang diinginkan ataukejadian yang menyebabkan luka ringan atau kerusakanperalatan yang kecil.

Kelas 3 : Kesalahan sistem yang meyebabkan tidak dapat melaksanakanfungsinya, tetapi dapat mengakibatkan luka pribadi ataukerusakan pada peralatan lain, misalnya ketepatan pengukurkarena keausan.

Dalam membangun pohon kesalahan perlu adanya klasifikasi

kesalahan terlebih dahulu. Pemahaman dalam membedakan suatu kesalahan

dan kegagalan, kemampuan pengklasifikasian kesalahan ke dalam kesalahan

primer, kesalahan sekunder dan kesalahan komando serta kemampuan

pengklasifikasian kesalahan ke dalam kesalahan aktif dan pasif merupakan

fondasi awal dalam membangun FT.

17

Mengkaji sistem serta menemu-kenali kesalahan-kesalahan potensial

sistem tersebut merupakan langkah awal membangun FT. Materi dasar

pemahaman sistem yang akan dibangun pohon kesalahannya seperti

“pengetahuan tentang kesalahan yang mungkin terjadi pada sistem dan

kondisi yang menyebabkan kesalahan-kesalahan tersebut, serta mengenali

komponen atau prosedur yang berkontribusi terhadap kesalahan-kesalahan

yang ada” merupakan salah satu dasar pembangunan FT. Materi dan

pengetahuan dasar sistem tersebut kemudian secara grafis digambarkan untuk

menunjukkan dalam suatu diagram logika apa yang berkontribusi terhadap

kejadian yang tidak diinginkan.

Metode FT secara umum melibatkan tiga kemungkinan logis dan dua

simbol utama sebagai media pendeskripsian secara grafis. Proses ini akan

melibatkan gates (gerbang) sedemikian rupa sehingga masukkan (input) di

bawah gerbang memiliki kesalahan. Secara umum simbol-simbol dan gates

yang digunakan dalam FT dapat dilihat pada gambar 2.05.

Berikut beberapa langkah yang biasa dijadikan referensi dalam

meyusun FT:

1. Mengidentifikasi TE, yaitu kesalahan sistem yang serius.

2. Memeriksa kejadian-kejadian tertentu sehingga terdeteksi apakah

kejadian tersebut dapat menyebabkan TE, baik secara sendiri-sendiri atau

bila bersama kejadian lain.

3. Prosedur dilanjutkan sampai didapatkan kejadian dasar yang tersedia

datanya.

4. Himpunan kejadian yang semuanya diperlukan untuk menghasilkan

kejadian yang diamati, dihubungkan dengan gerbang AND.

5. Himpunan kejadian yang masing-masing dapat menghasilkan kejadian

yang diperhatikan, dihubungkan dengan gerbang OR.

6. Analisis selanjutnya dilakukan dengan mengubah data dan hubungan

yang telah dibangun.

18

Gambar 2.05 Simbol-simbol pohon kesalahanSumber: Pasaribu M, Hisar. Diktat Kuliah : Keamanan Sistem Pesawat. ITB.

2.2.4 Regulasi Keandalan dan Keamanan Sistem

Dasar dalam menentukan standar keamanan suatu pesawat terhindar dari

kegagalan katastrofik telah ditetapkan sejak tahun 1960-an oleh Air Registration

Board (ARB), sekarang Civil Airworthinness Authority (CAA). Aturan standar

keselamatan ini kemudian sekarang ini diadopsi sebagian besar otoritas kelaikan

udara Eropa dalam Joint Airworthinnes Regulation (JAR 25) serta Federal Aviation

Administration (FAA) dalam Advisory Circular 25.1309.

Dalam peraturan tersebut ditetapkan peluang kegagalan katastrofik harus

lebih kurang dari 10-9 per jam terbang. Artinya dalam setiap satu milyar jam terbang

jumlah kegagalan katastrofik tidak boleh terjadi lebih dari satu kali. Peraturan lain

19

perihal kegagalan berdasar kategori pengaruhnya diklasifikasikan menjadi empat

kelompok yang dinyatakan secara numerik, sebagai berikut:

Tabel 2.01 Pengaruh Kegagalan dan Peluang Kejadian KecelakaanSumber: Pasaribu M, Hisar. Diktat Kuliah : Keamanan Sistem Pesawat. ITB.

Pengaruh Kegagalan Peluang Kejadian(per jam terbang)

MINOR 10-3MAJOR 10-5HAZARDOUS 10-7CATASTROPHIC 10-9

Pendekatan probabilistik inilah yang menjadi standar perancangan dan perawatan

dalam menjamin adanya keamanan dan tercapainya sasaran-sasaran kelaikan udara.

Kelaikan udara suatu pesawat udara tidak terlepas dari kelaikan setiap sistem

yang terpasang pada pesawat udara tersebut. Pihak manufaktur biasanya dalam

menjamin kelaikan suatu sistem mengacu pada peraturan Joint Airworthinnes

Regulation (JAR) dan atau Federal Aviation Regulation (FAR). Hal ini disebabkan

karena sebagian besar negara tempat pemasaran mengacu pada kedua peraturan ini.

Selain itu pesawat harus memenuhi peraturan yang dibuat otoritas negara

bersangkutan, dalam hal ini Civil Aviation Safety Regulation (CASR) negara tempat

manufaktur.

Aturan FAR, CASR dan JAR yang mengatur secara khusus perihal keamanan

sistem pesawat yaitu CASR 25, FAR 25 dan JAR 25 dengan pasal utama

CASR/FAR/JAR 25.1309. Ketiga aturan tersebut merupakan pedoman dan standar

keamanan sistem pada semua varian Boeing 737 karena memiliki dasar aturan yang

wajib diterapkan pada pesawat yang memiliki MTOW 12.500 lbs. (5.670 kg.).

adapun inti dari isi peraturan FAR/JAR 25.1309 adalah sebagai berikut:

Tabel2.02DeskripsiPengaruhdanPeluangKegagalanSistemmenurutFAR25.1309danJAR25.1309

Sumber:PasaribuM,Hisar.DiktatKuliah:KeamananSistemPesawat.IT

Pengaruh

kond

isikegagalan

yang

dikenalipada

pesawat

danpe

numpang

Definisim

enurut

FAR

AdvisoryCircular

AC

25.1309-1A

Tidakadade

gradasiyang

berartidalam

kemam

puan

pesawat

udara.Tind

akan

yang

dipe

rlukan

dariaw

akpe

sawat

berada

dalam

batas-batas

kemam

puan

yang

wajar.

Pengurangandalam

kemam

puan

manuver

pesawat

udara

atau

kemam

puan

awak

pesawat

untukmen

gatasikond

isi

operasiyangbu

ruk.

Halanganterhadap

pene

rbanganlanjutan

dan

pend

aratan

pesawat

udara

yang

aman

Definisim

enurut

JARACJ

25.130

9Pe

ngurangankecildalam

marginkeselamatan.

Penambahankecildalam

bebankerjamisalnya

perubahanrutin

dalam

rencanape

erbangan

(Flight

plan

),atau

tidak

ada

penu

mpang

yang

terluka.

Mun

gkinpe

rlutransisi

manuver

secara

minor.

Pengurangansecara

berartidalam

margin

keselamatan.

Pengurangankemam

puan

awak

pesawat

untuk

men

gatasikond

isiope

rasi

yang

buruk,Ke

mun

gkinan

men

yebabkan

luka

pada

penu

mpang.

Penguranganbe

sardalam

marginkeselamatan,

Gangguanfisikatau

beban

kerjasede

mikiansehingga

awak

pene

rbangtid

akdapat

diandalkan

lagiun

tuk

melaksanakantugasnya

secara

akurat

atau

lengkap,

Kemun

gkinan

luka

serius

atau

kematianpada

sebagian

kecilpen

umpang.

Kehilangan

pesawat

udara

danatau

fasilitasnya.

KategoriEfek

FARmen

urut

FARAC25.1309-1A

Minor

Major

Catasthrop

hic

KategoriEfek

JARmen

urut

ACJ

No.

1JAR25

.130

9dan

versiEurop

eCae

DO17

8AMinor

Major

Hazardo

usCa

tasthrop

hic

KategoriKritikalitas

untukfungsisistem

berdasarkan

RTCA

DO-178A

Non

-essentia

lEssential

Critical

Term

inologiPeluang

Kualita

tifmen

urut

FAR

Prob

able

Improb

able

Extrem

elyIm

prob

able

Term

inologiPeluang

Kualita

tifmen

urut

FAR

Frequent

Reason

ably

Prob

able

Remote

Extrem

elyRe

mote

Extrem

elyIm

prob

able

KisaranPe

luangKu

alita

tifmen

urut

FARdanJAR

10-3

10-5

10-7

10-9

21

2.3 Sistem Rudder Boeing 737

Alat kendali 737-series dari sistem rudder berada pada ekor vertikal yang

berupa rudder tunggal. Sebagai komponen utama pengendali gerakan yaw, sistem

rudder digerakkan oleh sebuah rudder Power Control Unit (PCU) yang mendapat

sumber tenaga dari sistem hidrolik A dan atau sistem hidrolik B. 737-series

merupakan satu-satunya pesawat kategori pesawat besar yang memiliki rudder serta

sistem penggerak/aktuator tunggal.

Secara umum sistem kendali pada 737-series terpusat di tiga tempat pada

pesawat, antara lain di flight deck, kompartemen pesawat sepanjang bawah lantai

kabin, serta pada bagian ekor (Gambar 2.06). Pada ketiga tempat tersebut terdapat

beberapa subsistem dan komponen yang kompleks misalnya saja pada flight deck

terdapat beberapa komponen dan subsistem utama seperti Rudder pedals, Pedals

position transmitter, Trim control indicator, dan Forward quadrant. Namun dalam

pokok bahasan ini tidak semua komponen dan subsistem akan dibahas, akan tetapi

terbatas pada subsistem utama saja. Adapun subsistem-subsistem utama sistem

rudder antar lain rudder (control surface), rudder pedals, rudder aft control

quadrant, rudder control torque tube, rudder trim control mechanism, rudder trim

actuator, rudder feel and centering mechanism, serta main rudder power control

unit (PCU).

2.06 Sistem rudderBoeing 737-series

22

Sumber: Service Bulletin Boeing 737-200 No. 27-21-1

2.3.1 Panel Rudder

Panel rudder (control surface) merupakan alat kendali pesawat pembangkit

kendali gerakan yaw. Seperti halnya sayap rudder terbentuk dari spar yang berupa

monospar dan beberapa rib. Pada 737-NG (-600/700/800/900) material yang

digunakan sebagai struktur rangka panel rudder adalah grafit/komposit sedangkan

pada seri-seri sebelumnya masih berupa materal aluminium. Dari sisi luar, beberapa

rudder seri 737 dibungkus material honeycomb atau fiberglass sedangkan pada seri-

seri lain terbuat dari campuran grafit.

Rudder 737-series seperti telah disebutkan di atas merupakan seri pesawat

besar yang hanya memiliki satu panel rudder. Mengingat 737 memiliki konfigurasi

dua engine yang terdapat pada kedua bawah sayap maka pemilihan panel rudder

secara tunggal dianggap sudah cukup. Rudder pada pesawat yang memiliki

konfigurasi engine dibawah kedua sayap dari sisi aerodinamik jauh lebih efisien

dibanding tipe pesawat yang memiliki konfigurasi engine yang menempel pada

fuselage bagian belakang. Hal ini disebabkan aliran udara yang mengalir pada

rudder pesawat dengan konfigurasi engine pada fuselage belakang relatif lebih

terganggu dibanding aliran udara pada rudder pesawat dengan engine dibawah kedua

sayap.

Gambar 2.07 Pa

Pada keadaan

berdefleksi maksimu

kecepatan sudut defle

mendukung keluwes

pembebanan aerodina

yang menghubungkan

engsel yang paling b

rudder dari PCU.

2.3.2 Rudder Pedals

Kendali pilot

tertutup dimana input

pedal kendali pada ko

kabel kendali yang m

Sum

Pedal pada sis

kendali pilot/copilot.

dan copilot pada kok

anel rudder 737 (kanan) serta batasan pergerakan

n normal tanpa pembebanan aerodinamik

um sebesar 260 baik ke arah kiri maup

eksi maksimum mencapai 660 per detik (Gam

san gerakan serta dalam menahan pemb

amik ataupun beban dari rudder itu sendiri te

n rudder dengan bagian ekor vertikal. Dari

awah dari rudder berfungsi sebagai engsel p

terhadap rudder 737 secara umum merup

t kendali perintah dari pilot ditransmisikan pe

okpit kemudian sinyal kendali diteruskan mel

enghubungkan kokpit dengan bagian ekor pes

Gambar 2.08 Pedal kendali ruddermber: Service Bulletin Boeing 737-200 No. 27-21-

stem rudder berfungsi sebagai alat pertama p

Pedal kendali rudder terdapat di bawah pan

kpit pesawat -yang di kalangan kru 737 dik

23

rudder (kiri)

rudder 737 dapat

un kanan dengan

mbar 2.07). Dalam

bebanan baik itu

erdapat tujuh engsel

ketujuh engsel ini

penggerak gerakan

pakan sistem loop

ertama kali melalui

lalui sebuah sistem

sawat.

-1

pengkonversi input

nel instrument pilot

kenal dengan nama

24

doghouse-. Pedal kendali sendiri berjumlah satu pasang (kiri dan kanan) sesuai

dengan tugasnya mengkonversi gerakan yaw arah kiri dan kanan.

Dalam operasi penerbangan normal diperlukan tenaga antara 9 sampai 70 lbf

untuk menggerakan pedal. Tetapi apabila pilot ingin mempercepat defleksi rudder

diperlukan gaya tambahan sebesar 300 lbf. Dengan gaya sebesar itu rudder dapat

bergerak sejauh 1 inci. Untuk menghasilkan defleksi rudder sampai batas maksimal

(blowdown limit) sebesar 260 diperlukan pergerakan rudder pedal sejauh 4 inci. Hal

ini berarti untuk setiap pergerakan rudder pedal sejauh 1 inci maka rudder

berdefleksi sebesar 6.50.

2.3.3 Rudder Aft Control Quadrant dan Rudder Control Torque Tube

Rudder aft control quadrant merupakan komponen sistem rudder yang

berfungsi mentransmisikan pergerakan dari kabel kendali pada torque tube. Rotasi

dari quadrant ini berputar menarik atau mendorong quadrant input rod yang

tersambung pada crank pada control torque tube (Gambar 2.09)

Mekanisasi control torque tube berfungsi mentransimisikan input dari pedal

kendali rudder yang berupa pergerakan dari quadrant input rod menuju rudder feel

and centering unit, PCU utama rudder, serta standby PCU. Komponen-komponen

yang terlibat dalam mekanisasi control torque tube ini meliputi load path torque

tube, load path lower crank assembly, serta beberapa komponen penghubung input

pada PCU.

25

Gambar 2.09 Rudder aft control quadrant dan torque tubeSumber: Service BulletinBoeing 737-200 No. 27-21-1

2.3.4 Rudder Trim Control Mechanism

Rudder trim mechanism ini memiliki fungsi sebagai pengendali

keseimbangan pesawat, terdapat pada dua bagian pesawat yaitu di bagian depan

pesawat pada kokpit (Gambar 2.10) serta pada bagian ekor di belakang kendali

quadrant dan torque tube (Gambar 2.11). Komponen-komponen pembentuk

mekanisme kendali sendiri meliputi tombol dan indikator rudder trim yang

terhubung pada bagian belakang komponen control stand (di bawah kokpit), serta

sebuah kabel yang terhubung pada tombol melalui vertical shaft.

Rudder trim biasanya diaplikasikan untuk menyeimbangkan perbedaan

momen akibat konfigurasi gaya dorong mesin yang tidak simetris. Untuk

menyeimbangkan posisi terbang pesawat ekor vertikal dalam hal ini rudder harus

diatur pada defleksi tertentu. Hal ini akan membangkitkan gaya pada ekor yang

melawan momen tersebut sehingga pesawat dalam kondisi seimbang.

Pergerakan maksimal dari rudder trim 737 dibatasi hanya 120 pada baik arah

kiri maupun arah kanan. Rudder trim ini dapat dioperasikan dengan cara memutar

tombol pada kokpit

rudder trim 737 dibag

GambSum

GambSum

yang telah dibuat dengan indikator skala. S

gi atas 10 bagian dalam kedua arah.

bar 2.10 Rudder Trim Control Unit 737 bagian depmber: Service Bulletin Boeing 737 200 No. 27 21

bar 2.11 Rudder Trim Control Unit 737 bagian ekmber: Service Bulletin Boeing 737 200 No. 27 21

26

Skala pada tombol

pan1

kor1

2.3.4 Rudder Trim

Rudder trim a

ke dalam bentuk gay

centering mechanism

sebuah cable drum

compression spring, t

Rotasi dari c

bergerak secara linier

pada actuator housing

lebih rendah pada ac

centering spring dan f

Sum

Actuator

actuator berfungsi mengkonversi pergerakan

a linear yang diaplikasikan sebagai input pad

m. Komponen-komponen pembentuk mekanis

m dan jackscrew nut, actuator housing,

thrust bearing, serta spring guide (Gambar 2.1

able drum menyebabkan drum, nut serta

r pada skrup. Sementara itu gaya dari jacks

g melalui thrust bearing yang terletak pada

tuator. Pergerakan actuator housing inilah y

feel unit berotasi.

Gambar 2.12 Rudder Trim Actuatormber: Service Bulletin Boeing 737-200 No. 27-21-

27

n kabel rudder trim

da rudder feel and

sme ini terdiri dari

actuator screw ,

12).

a actuator housing

kscrew nut di kirim

bagian ujung yang

yang menyebabkan

-1

2.3.5 Rudder Feel an

Rudder feel a

sistem rudder yang d

unit. Subsistem ini b

pedal serta mengemb

gaya diberikan pada p

mencegah rudder ber

centering unit ini terl

S

2.3.6 Main Rudder

Rudder Powe

rudder hasil konversi

dari yaw damper mel

penggerak utama. Ser

nd Centering Mechanism

and centering mechanism (Gambar 2.13) me

di dalamnya mencakup komponen komponen

berfungsi menghasilkan artificial feel atau g

balikan rudder pada posisi netral (seimbang

pedal (tidak ada input dari pilot). Subsistem

rgerak bebas seandainya kabel kendali rudder

letak di bagian belakang torque tube pada eko

Gambar 2.13 Rudder Feel and Centering UnSumber: Service Bulletin Boeing 737 200 No. 27

Power Control Unit (PCU)

er Control Unit (PCU) merupakan pengger

i input dari pergerakan pedal, rudder trim,

lalui hubungan mekanis dengan servo valve

rvo valve menggerakan rudder dengan cara m

28

erupakan subsistem

n feel and centering

gaya feedback pada

g) ketika tidak ada

ini juga berfungsi

r terputus. Feel and

or vertikal.

nit21 1

rak utama defleksi

atau sinyal electris

sebagai komponen

memanjang (extend)

29

atau memendek (retract) dengan menggunakan aliran fluida hidrolik. Dengan

mekanisme pergerakan servo valve tersebut tangkai aktuator PCU dapat

menggerakan engsel panel rudder. PCU terletak pada ekor vertikal dengan badan

utama menempel pada struktur sementara bagian penggerak tersambung pada

rudder.

Sebagai subsistem yang terdiri dari konfigurasi rangkap hydro-mechanical

servo, PCU memiliki sumber tenaga yang berasal dari sistem hidrolik A dan B.

Tenaga total yang dihasilkan PCU untuk menggerakan rudder dengan kecepatan

660/detik pada kondisi tanpa pembebanan aerodinamik dapat mencapai 6.000 lbf.

Tetapi hal tersebut dipenuhi apabila kedua sistem hidrolik beroperasi secara normal

dimana masing-masing sistem menghasilkan tekanan 2.950 psi.

Input yang berasal dari pedal kendali dan rudder trim ditransmisikan pada

external input crank PCU melalui sambungan mekanis external summing lever.

Selain karena kedua input di atas external input crank juga dapat bergerak berupa

reaksi feedback karena pergerakan rudder yang berasal dari hubungan mekanis dari

sistem. Pergerakan external input crank memicu input shaft berotasi dan

menggerakan internal summing lever yang kemudian menggerakan secondary slides

dari servo valve (Gambar 2.14).

30

Gambar 2.14 PCU utama rudder Boeing 737-200Sumber: Service BulletinBoeing 737-200 No. 27-21-1

Servo valve PCU yang merupakan mekanisme dual-consentric tandem valve

terdiri dari primary slide yang bergerak di dalam secondary slide dimana keduanya

terdapat dalam servo valve housing (Gambar 2.15). Primary dan secondary concentric

slide digerakkan oleh primary dan secondary internal summing lever yang

merupakan input dari yaw damper dan atau external input crank yang diterjemahkan

dalam pergerakan aksial dari kedua slide.

31

Gambar 2.15 Main rudder PCU servo valve Boeing 737Sumber: Service BulletinBoeing 737-200 No. 27-21-1

2.3.7 Standby Rudder Actuator

Standby rudder actuator merupakan penggerak rudder alternatif apabila

sistem hidrolik A dan B tidak berfungsi. Tekanan hidrolik dipenuhi dari sistem

standby yang selanjutnya mengoperasikan aktuator. Rotasi dari input crank akan

menggerakan control valve dalam menampung fluida untuk menggerakan silinder.

Gambar 2.16 Standby rudder actuatorSumber: Service BulletinBoeing 737-200 No. 27-21-1

32

2.3.8 Yaw Damper

Yaw damper merupakan subsistem dari sistem rudder yang berfungsi

mendeteksi adanya gangguan yaw pesawat yang diakibatkan oleh turbulensi atau

karena faktor pesawat itu sendiri serta membangkitkan defleksi rudder guna

melawan gangguan yaw tersebut. Yaw damper bekerja secara otomatis tanpa input

perintah terhadap pedal kendali serta dapat beroperasi secara terus menerus selama

penerbangan. Operasi sistem yaw damper dikendalikan langsung oleh pilot/copilot

melalui saklar on/off yang terdapat pada overhead panel pada kokpit. Pada overhead

panel ini juga dilengkapi indikator dalam memonitor aktivitas yaw damper.

Sistem yaw damper terdiri dari saklar on/off serta yaw damper coupler yang

di dalamnya terdapat rate gyro yang berfungsi mendeteksi pergerakan pesawat

dalam arah yaw serta mengkonversikannya dalam sinyal elektris dan mengirimnya

pada PCU rudder. Dalam PCU ini sinyal elektris dikonversi oleh komponen

electrohidroulic servo valve (transfer valve) menjadi pergerakan PCU oleh

pergerakan langsung fluida hidrolik yang berasal dari fluida sistem hidrolik B.

Pergerakan PCU inilah yang kemudian menggerakan rudder dalam melawan arah

gangguan yaw.

Pada 737-200 pergerakan rudder karena system yaw damper dalam melawan

gangguan yaw terbatas hanya 20 dengan kecepatan 500/detik baik arah kiri maupun

arah kanan.

Gambar 2.17 Batasan defleksi rudder dan batasan defleksi yaw damperSumber: Aviation Mechanics Bulletin March-April 1997