BABIV STUDI KASUS DAN ANALISIS - · PDF fileKetika itu pesawat G-XLAD baru saja menjalani...
Transcript of BABIV STUDI KASUS DAN ANALISIS - · PDF fileKetika itu pesawat G-XLAD baru saja menjalani...
50
BAB IV
STUDI KASUS DAN ANALISIS
4.1 Pendahuluan
Secara umum prosedur investigasi kecelakaan (accident) dan insiden
penerbangan pesawat komersial diatur oleh badan International Civil Aviation
Organization (ICAO) dalam Annex 13. Annex 13 diantaranya mengatur ketentuan
dan prosedur investigasi serta mengatur pihak yang berwenang melakukan
investigasi. Oleh karena hal itu pembahasan studi kasus dan analisis dalam bab ini
keseluruhan mengacu pada laporan hasil investigasi yang telah ada terutama kasus-
kasus yang memiliki accident report dalam database ASN.
Kasus-kasus kecelakaan yang dibahas adalah kasus-kasus kecelakaan Boeing
737 yang melibatkan kegagalan pada sistem rudder. Secara keseluruhan terdapat tiga
kasus kegagalan sistem rudder dalam database ASN, ketiga kasus tersebut antara
lain United Airlines Penerbangan 585, USAir Penerbangan 427, dan Eastwind
Airlines Penerbangan 517. Selain ketiga kasus tersebut terdapat tiga kasus lain
berupa insiden yang disebabkan kegagalan sistem rudder yang tidak terdapat pada
database ASN.
Pembahasan dalam studi kasus dan analisis ini terbagi atas beberapa bagian.
Pembahasan pertama adalah membahas dan menganalisis history of flight dari setiap
kasus yang ada sebagai dasar kejadian. Penyebab kecelakaan secara umum diuraikan
pada langkah berikutnya berisi kesimpulan singkat penyebab kecelakaan yang
menyebabkan kegagalan sistem rudder. Terakhir adalah analisis kasus yang
ditampilkan secara ringkas dan jelas langsung menuju pokok permasalahan
penyebab kegagalan.
Secara umum pembahasan yang ditampilkan mengacu pada aturan secara
umum 20/80 (20% informasi yang ditampilkan merepresentasikan 80% informasi
kasus keseluruhan) seperti halnya data yang ditampilkan dalam sumber-sumber
informasi ASN. Dalam hal ini pembahasan dititikberatkan pada kasus United
Airlines Flight 585, USAir Flight 427 dan Eastwind Airlines Flight 517.
51
4.2History of Flight
4.2.1 United Airlines Flight 585
Pada hari Rabu, 3 Maret 1991 pesawat Boeing 737 milik United Airlines
dengan nomor penerbangan 585 melakukan operasi seperti biasanya melayani rute
penerbangan Illinois - Colorado Springs dengan singgah terlebih dahulu di Moline
dan Denver. Pesawat berangkat dari Stapleton International Airport, Denver pada
pukul 09.23 dengan waktu estmasi tiba di Colorado pada 09.42 waktu setempat. Saat
itu pesawat membawa 20 orang penumpang dan 5 awak pesawat.
Kecelakaan terjadi ketika pesawat melakukan visual approach pada runway
35. Pada waktu itu berlaku Visual meteorological condition (VMC) dan
penerbangan menggunakan Instrument Flight Rules (IFR) sesuai rencana. Secara
tiba-tiba ketika pesawat mulai turun (descent) saat approach pesawat mengalami roll
ke arah kanan serta pitch nose down. Kru pesawat mencoba melakukan go-around
dengan konfiguasi flap 150 dikombinasikan dengan penambahan thrust. Namun
pesawat justru kehilangan ketinggian secara cepat. Beberapa saat kemudian pesawat
menabrak permukaan tanah di daerah Widefield Park, 3.47 nm. sebelah selatan dari
ujung runway. Pesawat mendarat hampir secara vertikal dengan kecepatan lebih dari
200 knot dengan tingkat akselerasi mencapai 4G. Seluruh penumpang serta 5 kru
meninggal di tempat kejadian.
4.2.2 USAir Flight 427
Kecelakaan Flight 427 milik maskapai penerbangan USAir ini terjadi pada
hari Kamis, 8 September 1994. Flight 427 yang beroperasi pada rute Chicago,
Illinois menuju Pittsburgh, Pennsylvania hari itu jatuh saat memasuki fase approach
menuju runway di Greater Pittsburgh Intternational Airport. Ketika itu pesawat
terbang pada 6000 ft. dengan kecepatan 190 kts. Kemudian pesawat diperintahkan
ATC berbelok menuju heading 1000. Kejadian terjadi hanya 4.2 mil dari pesawat
Boeing 707 Flight 1083 milik Delta Airlines yang ketika itu sedang menurun
(descend) menuju 6000 ft. pada heading yang sama.
Ketika mendekati heading 1000 pesawat tiba-tiba mengalami roll ke arah kiri
hampir mencapai 180 serta terdengar bunyi “gedebug” dari pesawat. Ketika itu auto
throttle dan autopilot dalam keadaan beroperasi sementara landing gear masih dalam
52
keadaan terlipat. Autopilot secara otomatis mencoba mengembalikan posisi pesawat
dengan memulai roll ke arah kanan tetapi tidak sampai mencapai sikap sempurna.
Dalam waktu kurang dari tiga detik pesawat mulai roll ke arah kiri kemudian ke arah
kanan.
Pada 19:03:01 heading pesawat berubah tiba-tiba secara drastis mengarah ke
kiri (rudder kiri berdefleksi penuh). Dalam sepersekian detik kecepatan yaw pesawat
ke kiri bertambah hingga 300. Pesawat akhirnya pitch down serta melanjutkan roll ke
kiri hingga mencapai 550. Enam detik kemudian tingkat pitch pesawat mencapai -200
dengan kecepatan menurun mencapai 3.600 ft./menit. Pada kondisi ini pesawat stall
diiringi gerakan yaw dan roll ke kiri yang terus berlanjut hingga akhirnya terbalik
dengan posisi nose mencapai 900 tegak lurus pemukaan pada ketinggian 3.600 ft.
pesawat terus mengalami roll tetapi nose mulai naik kembali. Pesawat menurun dan
jatuh dengan cepat serta menumbuk permukaan dengan sikap nose down serta 600
left bank.. Tercatat dalam FDR kecepatan saat jatuh mencapai 261 kts. Seluruh
penumpang dan awak pesawat berjumlah 132 orang meninggal di tempat
kecelakaan.
4.2.3 Eastwind Airlines Flight 517
Pada 9 Juni 1996 Eastwind Airlines Flight 517 mengalami kehilangan
kendali rudder ketika approach di bandara Richmond, VA. Amerika Serikat. Pada
penerbangan tersebut ke-48 penumpang serta lima awak pesawat selamat tanpa
terdapat luka-luka. Pada saat kejadian kecepatan pesawat sekitar 250 kts. berada
pada 4.000 ft di atas permukaan laut. Tiba-tiba pilot merasakan adanya sedikit
pergerakan rudder ke arah kanan. Setelah sempat bertanya kepada co-pilot tentang
adanya pergerakan rudder tersebut pesawat mulai roll ke arah kanan. Pilot merespon
dengan menggerakkan rudder ke arah berlawanan akan tetapi rudder terkunci. Pilot
kemudian mempergunakan kendali aileron serta tenaga engine di setting pada
kondisi tidak simetris guna mempertahankan sikap pesawat.
Pilot dan co-pilot kemudian mengadakan emergency checklist setelah terlebih
dahulu melaporkan keadaan darurat kepada pihak ATC. Pilot melaporkan bahwa
setelah mematikan yaw damper yang merupakan salah satu prosedur checklist
pesawat kembali dapat dikendalikan. Namun ketika itu pilot tidak yakin bahwa
masalah pergerakan rudder tersebut hilang bersamaan dimatikannya yaw damper.
53
Sebelumnya pesawat dilaporkan juga pernah mengalami kejadian yang sama
(defleksi rudder tanpa perintah). Berdasarkan laporan yang ada ketika itu pesawat
mengalami pergeseran rudder lebih disebabkan karena pesawat tidak di-trim secara
sempurna.
4.2.4 Beberapa Insiden Lain
Terdapat beberapa insiden lain yang tidak terdapat dalam ASN berkenaan
dengan masalah pada rudder Boeing 737. Insiden-insiden tersebut antara lain:
1. 19 Februari 1999
Pada tanggal 19 Februari 1999 pilot United Airlines 737-300
dilaporkan mengalami kemacetan pada kendali rudder pada saat ground
check ketika sedang taxi di Tacoma International Airport, Seattle. National
Transportation Safety Board (NTSB) menerangkan bahwa kejadian tersebut
disebabkan valve-spring guide pada power control unit (PCU) tidak berada
pada posisi yang seharusnya.
2. 23 Februari 1999
Pada tanggal 23 Februari 1999 sebuah Metrojet 737-200 melakukan
pendaratan darurat di Baltimore setelah pesawat mengalami roll dalam skala
kecil sehingga mengubah arah pesawat selama fase terbang jelajah. Rudder
saat itu bergerak sendiri dengan dua tingkatan defleksi. Pertama rudder
bergerak perlahan kemudian bergerak secara cepat hingga rudder mencapai
posisi defleksi maksimum (hardover). Pilot segera melakukan prosedur
penerbangan darurat seperti menonaktifkan autopilot dan yaw damper namun
rudder masih tidak dapat digerakkan. Rudder baru dapat dikendalikan setelah
menonaktifkan tekanan hidrolik pesawat. Meskipun kembali pada keadaan
normal namun rudder terus bergetar sampai dilakukannya pendaratan
darurat. Setelah melakukan investigasi terhadap Flight Data Recorder (FDR)
dan PCU yang merupakan bagian dari sistem rudder yang rawan terjadi
kegagalan pihak investigator NTSB membenarkan adanya defleksi rudder
pada tingkatan hardover namun tidak dapat menemukan bukti penyebab
kejadian tersebut.
54
3. 23 Desember 2002
Pada tanggal 23 Desember 2002, Boeing 737-81Q G-XLAD
mengalami masalah ketika akan mendarat di Gatwick Airport, West Sussex.
Ketika itu pesawat G-XLAD baru saja menjalani perawatan di Manchester
setelah mengalami getaran pada airframe pada penerbangan sebelumnya.
Hasil inspeksi saat itu tidak ditemukan kesalahan apapun pada pesawat
sehingga pesawat pun dipulangkan kembali dari Manchester. Namun saat
melakukan descent ke FL150 di Tenerife tiba-tiba menyebar bau plastik
terbakar dari dalam kabin dan tercium sampai kokpit. Ketika landing segera
dilakukan investigasi terhadap pesawat tapi tidak ditemukan apapun.
Keesokan harinya, 23 Desember 2002 pesawat melakukan operasi
penerbangan sebagai pesawat charter dari Las Palmas menuju Brussel. Tidak
terdapat kejadian aneh sampai pesawat melakukan descent pada FL120. Saat
itu kembali terbakar tercium bau plastik terbakar dari dalam kabin. Karena
kejadian tersebut pesawat langsung dipulangkan dari Brussel menuju pusat
perawatan di Gatwick untuk dilakukan investigasi.
Ketika sedang terbang jelajah menuju Gatwick pesawat tiba-tiba yaw
ke suatu arah tertentu mulai dari 20 detik sampai dua menit lalu kemudian
kembali normal. Kejadian tersebut terjadi secara berulang. Untuk
mengembalikan sikap pesawat saat gangguan yawing terjadi pilot menginjak
pedal kendali rudder namun tidak dapat digerakkan (macet). Rudder bisa
kembali normal saat gangguan yawing hilang. Untuk mengendalikan sikap
pesawat saat yawing pilot menggunakan kendali aileron sebelah kanan tanpa
men-setting engine secara asimetris atau menonoperasikan yaw damper
seperti pada kasus-kasus sebelumnya.
Kejadian berlanjut hingga proses pendaratan darurat dengan roda
pendarat utama sebelah kanan menyentuh landasan terlebih dahulu. Dalam
mempertahankan sikap pesawat pilot menggunakan kemudi roda pendarat
nosewheel karena pedal rudder masih tidak dapat digerakkan. Tidak ada
korban jiwa maupun luka-luka pada peristiwa ini. Ke-delapan awak pesawat
yang terdiri dari dua awak penerbang serta enam engineer dalam
penerbangan tersebut mendarat dengan selamat.
55
4.3 Penyebab Kecelakaan Secara Umum
Penyebab kecelakaan utama dalam kasus United Airlines Flight 585, USAir
Flight 427 serta East Wind Airlines Flight 517 serta kasus-kasus lain adalah
hilangnya kendali pesawat karena adanya pergerakan rudder tanpa adanya input
perintah dari pilot. Hal ini disebabkan kemacetanMain Power Control Unit (MPCU)
pada rudder. Penyebab utama dari kemacetan MPCU ini karena posisi netral
komponen primary slide berada pada posisi berlawanan dengan posisi seharusnya
(overtravel) ketika secondary slide servo valve dalam konfigurasi servo valve
housing offset. Hal inilah yang menyebabkan rudder berdefleksi dalam arah yang
berlawanan dengan perintah yang diberikan pilot.
4.4 Analisis
4.4.1 Analisis secara Umum
Terdapat beberapa faktor penyebab yang memungkinkan terjadinya berbagai
kasus sehingga menyebabkan kehilangan kendali terbang pesawat dan
ketidakmampuan flightcrew dalam mencegah terjadinya kecelakaan. Beberapa faktor
penyebab kecelakaan tersebut antara lain kehilangan kendali direksional (defleksi
rudder di luar perintah pilot), kehilangan kendali lateral (adanya kegagalan pada
sistem kendali flaps, slats, spoilers, dan ailerons), gangguan atmosfir (karena
windshear atau turbulen) atau kombinasi kegagalan pada pesawat, gangguan
atmosfir, kegagalan struktural, kegagalan engine, atau kinerja flightcrew.
Flightcrew pada kasus-kasus di atas secara keseluruhan memenuhi qualifikasi
yang ditentukan dan terlatih serta tidak ditemukan adanya faktor error dari salah satu
atau kedua flightcrew dalam operasi-operasi penerbangan tersebut.
Pada kasus-kasus di atas pada umumnya terjadi pada cuaca yang bersahabat
kecuali pada kasus United Airline Flight 585 menurut data Flight Data Recorder
(FDR) ditemukan turbulensi namun berdasarkan rekaman percakapan pilot dan co-
pilot hal tersebut sama sekali tidak menggangu.
Secara umum berdasarkan hasil investigasi terhadap kasus-kasus di atas tidak
ditemukan kesalahan sistem lain selain kegagalan sistem rudder. Modus kegagalan
56
adalah defleksi rudder tanpa ada perintah dari pilot sehingga menyebabkan pesawat
mengalami yaw. Modus kegagalan rudder diperjelas dengan macetnya pedal
penggerak yang berada dalam kokpit yang berfungsi sebagai salah satu alat
pengkonversi perintah pilot terhadap pergerakan rudder.
4.4.2 Analisis Sistem Kendali Pesawat
Dari sisi sistem kendali pesawat tidak ditemukan bukti yang mengarah pada
kegagalan komponen kendali longitudinal. Elevator berfungsi dengan baik dan tidak
mengindikasikan kegagalan, sementara horizontal stabilizer di-trim dan berada
dalam kondisi normal. Upaya pilot mengembalikan pesawat dari posisi terbalik pada
kasus United Airline Flight 585 menghasilkan penambahan load factor sampai 4G
sehingga membutuhkan defleksi elevator, hal ini menguatkan fakta bahwa pada
kasus tersebut pun elevator bekerja dengan baik hingga tabrakan.
Komponen kendali lateral berupa aileron dan spoiler dikendalikan oleh
kapten sedangkan kemudi dikendalikan co-pilot. Pada saat kasus-kasus di atas data
investigasi menunjukkan power control unit dari aileron berada pada posisi netral.
Selain itu aktuator juga tidak menunjukkan keanehan yang menunjukkan pergerakan
di luar kendali. Sementara itu kondisi ground spoiler control valve slide berfungsi
dengan baik saat operasi baik dalam dioperasikan untuk posisi retract (dilipat)
ataupun extend (dipanjangkan).
Kecelakaan akibat kegagalan sistem rudder pada kasus-kasus di atas
sebagian besar terjadi pada fase approach ketika pesawat sedang terbang menurun.
Adapun kegagalan yang terjadi pada saat fase terbang jelajah biasanya masih dapat
diantisipasi dengan menggunakan peralatan kendali aileron dan asimetrical thrust
disamping melaksanakan prosedur emergency checklist. Konsep dasar prosedur
emergency checklist yang biasa dilakukan pada saat pesawat mengalami kegagalan
sistem kendali adalah mengembalikan keseluruhan kerja sistem dalam prosedur
manual seperti menonaktifkan yaw damper system, auto throttle, dan auto pilot.
Namun untuk kasus defleksi rudder pada sudut maksimal (blowdown limit) pada fase
approach, biasanya prosedur mengembalikan posisi pesawat tidak banyak
membantu. Hal ini disebabkan tinggi terbang pada fase ini jauh lebih rendah
dibandingkan ketinggian terbang jelajah.
57
4.4.3 Analisis Sistem Rudder
Seperti telah dijelaskan dalam bagian 2.2.3 analisis kegagalan pada sistem
rudder secara umum dapat dianalisis dengan dua metode, yaitu membangun lembar
FMEA (Tabel 4.01 dan 4.02) dan FTA (Gambar 4.01 dan 4.02).
Gambar 4.01 FTA secara umum pada rudder uncommand deflection Boeing 737
Gambar 4.02 FTA rudder uncommand deflection pada yaw damper Boeing 737
58
Dari FTA di atas secara ringkas dapat kita simpulkan terdapat tiga penyebab
utama kegagalan sistem rudder berupa pergerakan rudder tanpa input perintah
kendali. Ketiga faktor tersebut yaitu kegagalan subsistem yaw damper, kegagalan
rudder Main Power Control Unit (MPCU), serta kegagalan mechanical linkage.
Dalam hal ini FTA dan FMEA biasanya dijadikan bahan acuan dalam melakukan
investigasi dan pengujian terhadap reruntuhan pesawat.
Kegagalan sistem rudder berupa defleksi rudder tanpa input perintah kendali
merupakan kegagalan dalam kategori fault dengan modus kegagalan intermittent
failure. Kegagalan ini terjadi karena sistem tidak dapat bekerja sesuai fungsinya serta
terjadi sewaktu-waktu ketika sistem dioperasikan.
Analisis pedal dan kabel kendali rudder
Dari ke-enam kasus yang telah disebutkan di atas menunjukkan tidak adanya
kegagalan atau ketidaksesuaian fungsional dari pedal dan kabel kendali rudder.
Hubungan mekanis pedal dan kabel kendali, toleransi kekuatan dan deformasi kabel
kendali serta sambungan-sambungan yang saling berhubungan tidak menunjukkan
adanya kegagalan. Hasil investigasi terhadap kasus-kasus tersebut tidak dapat
menunjukkan hubungan langsung terjadinya pergerakan rudder tanpa kendali yang
terjadi.
Kegagalan yaw damper
Khusus pada kasus United Flight 585, enam hari sebelum kecelakaan, 25
Februari 1991 dilaporkan bahwa pesawat mengalami yaw beberapa saat ke arah
kanan di luar perintah flightcrew (uncommand yaw). Ketika itu kru menonoperasikan
yaw damper sehingga gerakan uncommand yaw tersebut tidak terjadi lagi. Lalu pada
hari berikutnya, 27 Februari peristiwa tersebut terulang lagi dan kondisi ini kembali
dapat dihilangkan dengan menonaktifkan yaw damper. Padahal saat penerbangan
tersebut pihak perawatan pesawat sudah melakukan langkah perbaikan atas kasus
pertama dengan mengganti sepasang yaw damper. Dalam mengatasi kasus kedua
tersebut akhirnya pihak perawatan UAL mengganti yaw damper transfer valve pada
Main Power Control Unit rudder (MPCU). Masalah uncommand yaw kemudian
tidak terjadi lagi sampai hari terjadinya kecelakaan. Penggantian komponen sendiri
59
dinilai kurang tepat karena setelah dilakukan tes terhadap komponen yang diganti,
komponen ternyata masih beroperasi dengan normal.
Mengacu pada FTA dan FMEA maka dilakukan investigasi pada MCPU
pesawat United Flight 585. Hasil investigasi menemukan bahwa kabel solenoid
terlepas sehingga kontinuitas pada sambungan sirkuit menjadi terputus-putus
(intermittent). Adanya aliran pada sirkuit yang terputus-putus ini diduga menjadi
salah satu penyebab timbulnya gerakan uncommand yaw pada dua penerbangan
sebelumnya. Fenomena uncommand yaw pada kedua kasus tersebut terjadi ketika
yaw damper dipergunakan dalam operasi. Tetapi hal tersebut tidak dapat dijadikan
faktor penyebab terjadi kecelakaan karena sesuai peraturan pergerakan yaw damper
hanya diijinkan 20 dari pergerakan rudder. Seandainya dalam kecelakaan tersebut
pergerakan yaw damper mempengaruhi gerakan uncommand rudder sebanyak 20
tetap saja efek beban samping akibat defleksi rudder hanya berpengaruh sedikit atau
bahkan tidak ada pengaruh terhadap kehilangan kendali pesawat.
Pada kasus-kasus lain seperti yang dialami Eastwind Airlines penerbangan
517 terdapat kejadian dimana pergerakan yaw akibat pergerakan rudder tanpa input
perintah hilang setelah menonaktifkan yaw damper. Namun berdasarkan hasil
investigasi lanjut tidak ditemukan kejanggalan atau ketidaksesuaian yaw damper
pada pesawat-pesawat tersebut. Untuk menghindari hal-hal yang tidak diinginkan
dalam menyelesaikan permasalahan tersebut maka Federal Aviation Administration
(FAA) mengeluarkan Airworthinnes Directive (AD) 97-09-15 yang mengatur
pergntian solenoid valve serta AD 97-05-10 yang mengatur pergantian yaw damper
secara keseluruhan.
Kegagalan mechanical linkage
Selain hal-hal yang disebutkan di atas uncommand yaw juga dapat
diakibatkan karena tangkai input bearing yang terhubung pada standby actuator
terjepit. Seperti telah disebutkan sebelumnya pergerakan rudder dapat diakibatkan
pergerakan yaw damper. Dalam beberapa kasus pergerakan tersebut menghasilkan
pergerakan sudut yang kecil pada standby actuator input crank. Jadi jika crank tidak
bebas bergerak relatif terhadap actuator, feedback putaran kepada servo valve MPCU
akan terpengaruhi sehingga sinyal intruksi defleksi rudder bisa terkirim ke MPCU
melalui rotasi dari torque tube. Dengan demikian rudder dapat bergerak melewati
60
batas normal yaw damper. Hal ini bisa terus terjadi sampai ada beban yang cukup
untuk melawan dan mengatasi gaya yang menjepit tangkai input standby actuator
dengan bearing tersebut. Pada kondisi ini MPCU servo valve bisa normal kembali.
Resultan defleksi akibat adanya gaya yang menjepit tangkai input bisa mencapai
5.50. Tetapi dalam tes simulasi dapat dibuktikan bahwa pergerakan rudder dalam
kasus ini dapat dengan mudah dikendalikan dengan kendali lateral pesawat,
sehingga tidak dimungkinkan pesawat kehilangan kendali.
Pergerakan rudder tanpa input perintah juga bisa disebabkan karena getaran
dari control rod. Hal ini terjadi akibat rusaknya dual load fastener terutama bagian
vernier control bolt yang menghubungkan torue tube dengan vernier control rod.
Getaran pada vernier control rod akan menggerakkan torque tube sehingga input
perintah kendali pada MCPU terganggu. Untuk mengantisipasi hal tersebut maka
dikeluarkan AD 97-05-10 serta AD 97-04-14 yang masing-masing mengatur tentang
pergantian dual load fastener dan vernier control bolt.
4.4.4 AnalisisMain Power Control Unit (MPCU) Sistem Rudder
Hal lain yang mungkin menjadi penyebab kasus kegagalan sistem rudder
adalah adanya overtravel pada MPCU primary slide (Gambar 4.03 dan 4.04). Dalam
beberapa preflight control check ditemukan adanya degradasi input tuas pengungkit
(input lever mechanism) MPCU servo valve, valve housing serta adanya pergeseran
yang dapat menimbulkan degradasi kemampuan MPCU secara keseluruhan sehingga
menimbulkan adanya pergerakan piston yang berlawanan dengan arah perintah yang
diberikan.
Kemungkinan pertama dari overtravel MPCU primary slide disebabkan
bentuk dimensional secondary slide yang berhubungan dengan valve body
menyebabkan fluida hidrolik mengalir keluar dari saluran normal. Dalam kasus
tersebut primary slide bergerak melebihi batas gerakan normal sehingga terjadi
kondisi overtravel. Aliran hidraulik di luar saluran normal mengalir cukup deras
sehingga mampu menghasilkan tetesan tekanan hidraulik atau tekanan reversal yang
mengakibatkan hilangnya momen engsel rudder bahkan dalam kasus yang ekstrim,
rudder bergerak berlawanan arah dengan input perintah yang diberikan.
61
Hasil pemeriksaan pada MPCU servo valve pesawat United Airlines Flight
585 didapatkan bahwa toleransi dari maximum travel komponen primary slide
apabila dibandingkan dengan posisi secondary slide tidak dapat menimbulkan
diferensiasi tekanan reversal yang menyeberang pada piston aktuator. Adapun
kemungkinan terburuk adalah kebocoran internal yang yang menimbulkan
penurunan perbedaan tekanan maksimum sampai 66%. Kondisi tersebut membatasi
tingkat pergerakan rudder dan defleksi maksimum yang digunakan untuk melawan
beban aerodinamik.
Solusi dari permasalahan kegagalan MPCU servo valve adalah pergantian
dual concentric servo valve dengan batang input kendali secara terpisah, pergantian
control valve dan aktuator yaitu satu perangkat aktuator pada masing-masing sistem
hidrolik A dan B. Standby PCU dikendalikan oleh batang input kendali secara
terpisah sedangkan suplai tenaga untuk control valve dipenuhi oleh standby
hydraulic system. Batang input kendali pada PCU harus didesain lebih dari satu
dimana apabila salah satu batang input kendali mengalami kemacetan maka sinyal
kendali tetap akan diteruskan batang input kendali yang lain. Realisasi dari
penyelesaian kegagalan MPCU ini adalah Rudder System Enhancement Program
(RSEP) yang dikeluarkan Boeing dalam Service Bulletin (SB) 737-27-1252/3/5.
Program yang lahir pada tahun 2003 ini selambat-lambatnya harus sudah
diaplikasikan pada seluruh varian Boeing 737 paling lambat 12 November 2008.
Dalam RSEP sendiri dicantumkan kembali beberapa AD yang mengatur tentang
MPCU, diantaranya adalah AD 99-11-05 yang mengatur prosedur pemeriksaan
berkala primary dan secondary slide.
RSEP merupakan program wajib yang harus dijalankan setiap operator
Boeing 737. RSEP sendiri lahir terutama dari masukan pihak-pihak yang terlibat
dalam dunia penerbangan khususnya pihak FAA. Para operator Boeing 737 yang
belum bisa menjalankan RSEP sampai batas waktu yang ditentukan masih memiliki
alternatif dengan menjalankan ketentuan-ketentuan AD yang telah disebutkan di
atas. Pelaksanaan AD yang berkaitan dengan sistem rudder dinilai cukup efektif
dalam mengurangi tingkat kegagalan sistem rudder yang bersifat nonkatastropik
seperti kegagalan yaw damper. Namun untuk kasus dimana kemungkinan kegagalan
bersumber dari kesalahan mekanisme dual consectric servo valve yang bersifat
62
katastropik karena dapat mengakibatkan rudder terkunci pada blowdown limit maka
RSEP satu-satunya solusi terbaik.
(a)
.(b)
Gambar 4.03 konfigurasi PCU 737 pada posisi netral dan full rate.a. Operasi normal, servo valve pada posisi netralb. Operasi normal, slide pada servo valve berada pada posisi perintah full rate (no jam)
Sumber: NTSB/AAR 01/01
63
(a)
(b)
Gambar 4.04 konfigurasi operasi PCU 737a. Konfigurasi yang diharapkan, secondary slide pada posisi servo valve
housing diikuti oleh primary slideb. Konfigurasi yang salah, secondary slide pada posisi servo valve housing
namun primary slide pada kondisi overtravelSumber: NTSB/AAR 01/01
64
Tabel 4.01 Failure Mode and Effect Analisis, FMEA pada sistem rudder Boeing 737
System: Rudder SystemIdentificationNumber:
Function/Mission:Mengendalikan pesawat pada sumbulateral Date: December, 8 2007
Analysit:Wenda Kalubis R.
Mode of Failure Failure Effect CriticallyCorrectiveAction
Name of Subsystem Failure Mode Cause Frequencyof
Occurrence
Effect Failure DetectionMode
Degree of Severity Probability ofDetection
Priority of Risk CorrectiveAction
Rudder Pedals Pedal macet ,pilotkesulitanmemberikanperintah padarudder
adanya korosi, atauadanya kegagalanpada mekanismepedal
10-9 Rudder tidak dapatberdefleksi sesuaiperintah yangdiinginkan
Pre-flight checkserta pemeriksaanfungsional sistem
Menimbulkankecelakaandengan kerusakanpesawat, korbanjiwa, Hargakomponenrendah
Mudah di deteksibaik saat prosespemeriksaanfungsional systemserta saat pre-flightcheck.
Harus segeradilakukanperbaikansebelumpenerbanganberikutnya
Pergantiankomponendanmodifikasi
Rudder CablesSystem
Putus kabel kendalirudder
Prosedurpergantian tidaksesuai yangdisyaratkan
sehingga timbuldegradasi dan
korosi
10-9
Rudder tidak dapatdidefleksikan
Pemeriksaanfungsional sistem
Menimbulkankecelakaandengan kerusakanpesawat, korbanjiwa, Hargakomponenrendah
Biasanya dideteksikurangnya sudutdefleksi akibatdeformasi barukemudian terjadiputusnya kabelkendali
Harus segeradilakukanperbaikansebelumpenerbanganberikutnya
Pergantiankomponen
Kabel kendali rudderberdeformasi lebihdari toleransi
Defleksi rudderkurang, tidak sesuaidengan perintah yangdiberikan
Pemeriksaanfungsional sistem
Kurangnyaketerkendalianpesawat
Dapat ditundasampai akhiroperasi sebelumhari berikutnya
Pergantiankomponen
Rudder PowerControl Unit (PCU)
PCU tidak dapatmendefleksikanrudder sesuai
Overtravel servovalve secondary,kebocoran fluida
10-9 Rudder tidak dapatberdefleksi sesuaiperintah dan atau
Pemeriksaanfungsional sistem
Menimbulkankecelakaandengan kerusakan
Tinggi. Dapatterdeteksi padapemeriksaan
Harus segeradilakukanperbaikan
Pergantiankomponen
65
perintah baik daripilot ataupun dariyaw damper
hidraulik PCUuncommanddeflection
pesawat, korbanjiwa, Hargakomponen tinggi
fungsional sistemproses perawatanserta saat pesawatberoperasi
sebelumpenerbanganberikutnya
StandbyRudderPower Control Unit
(PCU)
PCU tidak dapatmendefleksikanrudder sesuaiperintah ketikasistem hidrolik Adan atau Bmengalamikegagalan
Overtravel servovalve secondary,kebocoran fluidahidraulik PCU
10-9 Rudder tidak dapatberdefleksi ketikasistem hidrolik A danatau B gagal
Pemeriksaanfungsional sistemdan pendeteksianpilot pada saatoperasi
Menimbulkankecelakaandengan kerusakanpesawat, korbanjiwa, Hargakomponen tinggi
Tinggi. Dapatterdeteksi padapemeriksaanfungsional sistemproses perawatanserta saat pesawatberoperasi
Harus segeradilakukanperbaikansebelumpenerbanganberikutnya
Pergantiankomponen
Rudder feel andcentering unit
Rudder tidakkembali ke posisinetral (trimed) saattidak ada input daripedal, tidak adanyagaya feedback padapedal
10-9 Rudder tidak kembalike posisi netral danterkunci di posisitertentu, tidakadanya gaya feedbackpada pedal
Pemeriksaan pre-flight, pemeriksaanfungsional sistem
Menimbulkankecelakaandengan kerusakanpesawat, korbanjiwa, Hargakomponen tinggi
Tinggi. Dapatterdeteksi padapemeriksaanfungsional sistemproses perawatanserta saat pesawatberoperasi
Harus segeradilakukanperbaikansebelumpenerbanganberikutnya
Pergantiankomponen
Yaw DamperSystem
Rudder tidak dapatmelawan adanyaketidakstabilangerakan yawpesawat
Putusnya aliransinyal elektris dariyaw damper ke PCU
10-7 Pesawat mengalamiketidakstabilan yawdalam skala kecil
Pemeriksaanfungsional sistem
Kurangnyakenyamananterbang. Tidakberpengaruhbesar terhadapkeselamata.
Dapat dideteksiapabila sudahterjadi kegagalanatau padapemeriksaanfungsional sistem
Dapat ditundasampai akhiroperasi sebelumhari berikutnya
Pergantiankomponendanmodifikasi
66
Tabel 4.02 Ringkasan FMEA pada sistem rudder Boeing 737
No Komponen Fungsi Modus Kegagalan Pengaruh kegagalan padarakitan yang lebih tinggi
Cara dan Kemudahanmendeteksi kegagalan
Penilaiankritikalitas
Catatan
1 Rudder Pedals Input perintahsikap pesawat
Pedal macet/jam Tidak berpengaruh Mudah dideteksi padapemeriksaan fungsional sistematau pemeriksaan pre-light
2.8Biasanya tidak pernahditemukan kegagalan
2 Rudder CablesSystem
Input perintahsikap pesawat
Kabel kendali putusatau berdeformasi
Tidak berpengaruh Mudah dideteksi apabilasudah mengalami kegagalanpotensial 4
Probabilitas kegagalansangat kecil kecualiterbengkalainya prosesperawatan
3 Rudder PowerControl Unit(PCU)
Pengkonversi inputperintah menjadigerakan rudder
Sudut defleksirudder kurang, arahdefleksiberlawanan, rudderterkunci
Tidak berpengaruh,kecuali kegagalan terjadiakibat bocornya fluidahidrolik yangmenimbulkan kegagalanhidrolik sistem A dan atausistem B
Susah dideteksi, hanya dapatdideteksi apabila sudah terjadikegagalan atau padapemeriksaan fungsional sistem 5.2
Kegagalan pada PCUyang diakibatkan servovalve biasanya tidakmeninggalkan bekassehingga sulit dideteksi
4 Rudder feel andcentering unit
Mengembalikansikap rudder padaposisi netral saattidak ada inputperintah
Rudder tidak dapatkembali, terkunci,atau lambatkembali ke posisinetral
Tidak berpengaruh,kecuali kegagalan terjadiakibat bocornya fluidahidrolik yangmenimbulkan kegagalanhidrolik sistem A dan atausistem B
Mudah dideteksi saat operasi,pemeriksaan pre-light, ataupada pemeriksaan fungsionalsistem atau 1.04
Biasanya jadi deduksipertama kegagalanakibat macetnya rudder
5 Yaw DamperSystem
Menstabilkanpesawat saatterjadi yawing kecilakibat turbulensi
Yaw damper tidakberoperasi atauarah gerakanrudder tidak dapatmelawan arah yaw
Tidak berpengaruh,kecuali kegagalan terjadiakibat bocornya fluidahidrolik yangmenimbulkan kegagalanhidrolik sistem B
Susah dideteksi kecuali sudahterjadi kegagalan saat opeasi
1.04
Merupakan emergencylist yang harusdinonoperasikan saatterjadi masalah padasistem kendali