SISTEM NAVIGASI PADA PESAWAT UDARA

Semua pesawat udara dilengkapi dengan system navigasi agar pesawat tidak tersesat dalam melakukan penerbangan. Panel - panel instrument navigasi pada kokpit pesawat memberikan berbagai informasi untuk system naviigasi mulai dari informasi tentang arah dan ketinggian pesawat. Pengecekan terhadap instrument system navigasi harus teliti dan seketat mungkin.

 

Sebagai contoh kejadian yang menimpa adam air pada bulan februari 2006 sewaktu menjalani penerbangan dari bandara soekarno - hatta menuju bandara hasanuddin di makasar. Ketidak telitian piak otoritas penerbangan yang mengijinkan pesawat adam air terbang dengan system navigasi yang tidak berfungsi menyeabkan paesawat adam air berputar - putar di udara tanpa tahu arah selama tiga jam, sebelum mendarat darurat di bandara El tari nusa tenggara timur. Kesalahan akibat tidak berfungsinya system navigasi adalah kesalahan yang fatal dalam dunia penerbangan. Sanksi yang diberikan adalah dicabutmya ijin operasi bagi maskapai penerbangan yang melanggar.

 

Fasilitas navigasi di bandara

 

Fasilitas navigasi dan pengamatan adalah salah satu prasarana penunjang operasi bandara. Faasilitas ini dibagi menjadi dua kelompok peralatan, yaitu :

1.  Pengamatan penerbangan

2.  Rambu udara radio

 

1.  Peralatan pengamatan penerbangan

Peralatan pengamatan penerbangan terdiri dari :

 

 



a.  Primary surveillance radar (psr)

PSR merupakan peralatan untuk mendeteksi dan mengetahui posisi dan tata target yang ada di sekelilingnya secara pasif, dimana pesawat tidak ikut aktif jika terkena pancaran sinyal RF radar primer. Pancaran tersebut dipantulkan oleh badan pesawat dan dapat diterima di system penerima radar.

 

b.  Secondary surveillance radar (ssr)

SSR merupakan peralatan untuk mendeteksi dan mengetahui posisi dan data target yang ada disekelilingnya secara aktif, dimana pesawat ikut aktif jika menerima pancaran sinyal RF radar sekunder. Pancaran radar ini berupa pulsa - pulsa mode, pesawat yang dipasangi transponder, akan menerima pulsa - pulsa tersebut dan akan menjawab berupa pulsa - pulsa code ke system penerima radar.

 

c.  Air traffic control automation (atc automation) terdiri dari RDPS, FDPS. ADBS-B Processing dan ADS-C processing

 

d.  Automatic dependent surveillance broadcast (ADS-B) dan Automatic dependent surveillance contract (ADS-C)

Merupakan teknologi pengamatan yang menggunakan pemancaran informasi posisi oleh pesawat sebagai dasar pengamatan.

 

e.  Airport survace movement ground control system (ASMGCS)

 

f.  Global navigation satellite system

 

 

2.  Peralatan rambu udara radio

 

Peralatan rambu udara radio yaitu peralatan navigasi udara yang berfungsi memberikan signal informasi berupa bearing (arah) dan jarak pesawat terhadap Ground Station, yang terdiri dari peralatan:

 

a.  Non Directional Beacon

Fasilitas navigasi penerbangan yang bekerja dengan menggunakan frekuensi rendah (low frequency) dan dipasang pada suatu lokasi tertentu didalam atau diluar lingkungan Bandar udara sesuai fungsinya.

 

b.  VHF Omnydirectional Range (VOR)

Fasilitas navigasi penerbangan yang bekerja dengan menggunakan frekuensi radio dan dipasang pada suatu lokasi tertentu didalam atau diluar lingkungan Bandar udara sesuai fungsinya.

 

c.  Distance Measuring Equipment (DME)

Alat bantu navigasi penerbangan yang berfungsi untuk memberikan panduan / informasi jarak bagi pesawat udara dengan station DME yang dituju (stant range distance)

 

 Penempatan DME pada umumnya berpasangan (collocated) dengan VOR atau Glide Path ILS yang ditempatkan didalam atau diluar lingkungan Bandar udara tergantung fungsinya.

 

 

Autopilot

 

Pilot otomatis (dari bahasa inggris; autopilot) adalah system mekanikal, elektrikal, atau hidrolik yang memandu sebuah kendaraan tanpa campur tangan dari manusia. Umumnya pilot otomatis dihubungkan dengan pesawat, tetapi pilot otomatis juga digunakan dikapal dengan istilah yang sama. Sistem pilot otomatis pertama diciptakan oleh Sperry Corporation pada tahun 1912. Lawrence Sperry (anak dari penemu ternama Elmer Sperry) mendemonstrasikan dua tahun kemudian pada 1914 serta membuktikan kredibilitas penemuannya itu dengan menerbangkan sebuah pesawat tanpa disetir olehnya. pilot otomatis menghubungkan indicator ketinggian menggunakan giroskop  dan kompas magnetic ke rudder, elevator dan aileron.

 

Sistem pilot otomatis tersebut dapat menerbangkan pesawat secara lurus dan rata menurut arah kompas tanpa campur tangan pilot, sehingga mencakup 80% dari keseluruhan beban kerja pilot dalam penerbangan secara umum. Sistem pilot otomatis lurus dan rata ini masih umum sekarang ini, lebih murah dan merupakan jenis pilot otomatis yang paling dipercaya. Sistem tersebut juga memiliki tingkat kesalahan terkecil karena kontrolnya yang tidak rumit. Awak pesawat yang bekerja didalam pesawat boeing 777 hanya mengawasi dan mengecek system autopilot, karena seua peralatan beroperasi secara otomatis.

 

 

Kontrol lalu lintas udara

 

Segala aktifitas pengaturan lalulintas udara dikendalikan dari ruang air traffic control. Sedangkan ruang air traffic control sendiri terdiri dari empat unit tugas, yaitu :

1. Data Analizing Room

2. En-Route Control Unit

3. Pilot Unit

4. Terminal Control Unit

 

Pada ruang air traffic control bekerja para petugas pengatur lalulintas udara (air traffic controller) yang bertugas memantau dan mengarahkan lalulintas pergerakan semua pesawat yang terpantau diangkasa. Dalam menjalankan tugasnya, para petugas pengatur lalulintas udara memantau pergerakan pesawat dari alat air traffic control display.

 

 

ATMOSFER

ATMOSFER 

Atmosfer adalah lapisan gas yang melingkupi sebuah planet, termasuk bumi, dari permukaan planet tersebut sampai jauh di luar angkasa.Di bumi, atmosfer terdapat dari ketinggian 0 km di atas permukaan tanah, sampai dengan sekitar 560 km dari atas permukaan bumi.Atmosfer tersusun atas beberapa lapisan, yang dinamai menurut fenomena yang terjadi di lapisan tersebut. Transisi antara lapisan yang satu dengan yang lain berlangsung bertahap. Studi tentang atmosfer mula-mula dilakukan untuk memecahkan masalah cuaca, fenomena pembiasan sinar matahari saat terbit dan tenggelam, serta kelap-kelipnya bintang.Dengan peralatan yang sensitif yang dipasang di wahana luar angkasa, kita dapat memperoleh pemahaman yang lebih baik tentang atmosfer berikut fenomena-fenomena yang terjadi di dalamnya.

Atmosfer Bumi terdiri atas nitrogen (78.17%) dan oksigen (20.97%), dengan sedikit argon (0.9%), karbondioksida (variabel, tetapi sekitar 0.0357%), uap air, dan gas lainnya. Atmosfer melindungi kehidupan di bumi dengan menyerap radiasi sinar ultraviolet dari matahari dan mengurangi suhu ekstrem di antara siang dan malam. 75% dari atmosfer ada dalam 11 km dari permukaan planet.

Atmosfer tidak mempunyai batas mendadak, tetapi agak menipis lambat laun dengan menambah ketinggian, tidak ada batas pasti antara atmosfer dan angkasa luar.

A) Troposfer

Lapisan ini berada pada level yang terendah, campuran gasnya paling ideal untuk menopang kehidupan di bumi. Dalam lapisan ini kehidupan terlindung dari sengatan radiasi yang dipancarkan oleh benda-benda langit lain. Dibandingkan dengan lapisan atmosfer yang lain, lapisan ini adalah yang paling tipis (kurang lebih 15 kilometer dari permukaan tanah). Dalam lapisan ini, hampir semua jenis cuaca, perubahan suhu yang mendadak, angin tekanan dan kelembaban yang kita rasakan sehari-hari berlangsung.Suhu udara pada permukaan air laut sekitar 27 derajat Celsius, dan semakin naik ke atas, suhu semakin turun. Dan setiap kenaikan 100m suhu berkurang 0,61 derajat Celsius (sesuai dengan Teori Braak). Pada lapisan ini terjadi peristiwa cuaca seperti hujan, angin, musim salju, kemarau, dsb. Ketinggian yang paling rendah adalah bagian yang paling hangat dari troposfer, karena permukaan bumi menyerap radiasi panas dari matahari dan menyalurkan panasnya ke udara. Biasanya, jika ketinggian bertambah, suhu udara akan berkurang secara tunak (steady), dari sekitar 17℃ sampai -52℃. Pada permukaan bumi yang tertentu, seperti daerah pegunungan dan dataran tinggi dapat menyebabkan anomali terhadap gradien suhu tersebut. Di antara stratosfer dan troposfer terdapat lapisan yang disebut lapisan Tropopause, yang membatasi lapisan troposfer dengan stratosfer.

B) Stratosfer

Perubahan secara bertahap dari troposfer ke stratosfer dimulai dari ketinggian sekitar 11 km. Suhu di lapisan stratosfer yang paling bawah relatif stabil dan sangat dingin yaitu − 70oF atau sekitar − 57oC.Pada lapisan ini angin yang sangat kencang terjadi dengan pola aliran yang tertentu.Disini juga tempat terbangnya pesawat.Awan tinggi jenis cirrus kadang-kadang terjadi di lapisan paling bawah, namun tidak ada pola cuaca yang signifikan yang terjadi pada lapisan ini.

Dari bagian tengah stratosfer keatas, pola suhunya berubah menjadi semakin bertambah semakin naik, karena bertambahnya lapisan dengan konsentrasi ozon yang bertambah.Lapisan ozon ini menyerap radiasi sinar ultra violet.Suhu pada lapisan ini bisa mencapai sekitar 18oC pada ketinggian sekitar 40 km. Lapisan stratopause memisahkan stratosfer dengan lapisan berikutnya.

C) Mesosfer

Kurang lebih 25 mil atau 40km diatas permukaan bumi terdapat lapisan transisi menuju lapisan mesosfer.Pada lapisan ini, suhu kembali turun ketika ketinggian bertambah, sampai menjadi sekitar − 143oC di dekat bagian atas dari lapisan ini, yaitu kurang lebih 81 km diatas permukaan bumi. Suhu serendah ini memungkinkan terjadi awan noctilucent, yang terbentuk dari kristal es.



D) Thermosfer

Transisi dari mesosfer ke termosfer dimulai pada ketinggian sekitar 81 km. Dinamai termosfer karena terjadi kenaikan temperatur yang cukup tinggi pada lapisan ini yaitu sekitar 1982oC. Perubahan ini terjadi karena serapan radiasi sinar ultraviolet.

Radiasi ini menyebabkan reaksi kimia sehingga membentuk lapisan bermuatan listrik yang dikenal dengan namaionosfer, yang dapat memantulkan gelombang radio. Sebelum munculnya era satelit, lapisan ini berguna untuk membantu memancarkan gelombang radio jarak jauh.

Lapisan ionosfir ini juga merupakan lapisan pelindung Bumi dari batu meteor yang berasal dari luar angkasa karena ditarik oleh grafitasi bumi, dilapisan ionosfir ini batu meteor terbakar dan terurai, jika sangat besar dan tidak habis dilapisan udara ionosfir ini maka akan jatuh sampai kepermukaan Bumi yang disebut Meteorit.

Fenomena aurora yang dikenal juga dengan cahaya utara atau cahaya selatan terjadi disini. Pengertian Lapisan Termosfer sebagai Lapisan Atmosfir

Pengertian Lapisan Termosfer sebagai Lapisan Atmosfir) – Lapisan Termosfer Berada di atas mesopouse dengan ketinggian sekitar 75 km sampai pada ketinggian sekitar 650 km. Pada lapisan ini, gas-gas akan terionisasi, oleh karenanya lapisan ini sering juga disebut lapisan ionosfer. Molekul oksigen akan terpecah menjadi oksegen atomik di sini. Proses pemecahan molekul oksigen dan gas-gas atmosfer lainnya akan menghasilkan panas, yang akan menyebabkan meningkatnya suhu pada lapisan ini. Suhu pada lapisan ini akan meningkat dengan meningkatnya ketinggian. Ionosfer dibagi menjadi tiga lapisan lagi, yaitu :

1. Lapisan Udara Terletak antara 80 – 150 km dengan rata-rata 100 km dpl. Lapisan ini tempat terjadinya proses ionisasi tertinggi. Lapisan ini dinamakan juga lapisan udara KENNELY dan HEAVISIDE dan mempunyai sifat memantulkan gelombang radio. Suhu udara di sini berkisar – 70° C sampai +50° C
2. Lapisan udara F terletak antara 150 – 400 km. Lapisan ini dinamakan juga lapisan udara APPLETON.
3. Lapisan udara atom. Pada lapisan ini, materi-materi berada dalam bentuk atom. Letaknya lapisan ini antara 400 – 800 km. Lapisan ini menerima panas langsung dari matahari, dan diduga suhunya mencapai 1200° C .

5) Eksosfer

Eksosfer adalah lapisan bumi yang terletak paling luar.Adanya refleksi cahaya matahari yang dipantulka n oleh partikel debu meteoritik. Cahaya matahari yang dipantulkan tersebut juga disebut sebagai cahaya Zodiakal



Tekanan Atmosfir

Kita berada dilapisan atmosfir yang terbawah dan andaikata kita menimbang berat sekolom udara dengan penampang satu inci persegi seperti terlihat pada gambar 2, maka akan mendapatkan angka kira-kira 14,7 lbs (sea - level pressure), yaitu 14,7 psi (pounds per 19 square inch) dan bila kita masukkan air raksa (mercury/Hg) seberat 14,7 lbs kedalam tabung dengan penampang satu inci persegi maka air raksa tersebut (By. Hg =13,6) akan mencapai ketinggian 29,92 inci atau 76 cm, seperti terlihat pada gambar . Dari sinilah didapatkan satuan tekanan dengan menggunakan tinggi air raksa. Satuan satuan tekanan tersebut yaitu 29,92 in Hg atau 76 cm atau sama dengan 1013,25 ml pada rata-rata permukaan laut. Jadi tekanan atmosfir menggunakan satuan-satuan sebagai berikut :pounds per-square inch, inches of merqury dan millibars.

Tekanan udara akan selalu berubah-ubah pada setiap waktu, hal ini mungkin dipengaruhi oleh perubahan suhu ataupun kepadatan (density) udara. Harga tekanan, suhu dan density yang berubah-ubah tersebut akan mempersukar dalam menghitung ketinggian (altitude), kecepatan di udara (air speed) dan kecepatan perubahan ketinggian (rate of altitude) dari suatu pesawat terbang. Untuk mengatasi persoalan ini maka oleh I.C.A.N. (International Commission for Aerial Navigation) dibuatlah suatu standar atmosfir atau dikenal dengan I.C.A.N atmosfir

I.C.A.N atmosfir sebagai berikut:

•  Tekanan atmosfir rata-rata pada permukaan laut sama dengan 1013,25 m.h. atau 29.921 in. Hg.
•  Suhu rata-rata pada permukaan laut + 15°C (59°F).
•  Suhu udara berkurang 1,98°C tiap naik 1000 feet, dari + 15°C (sea level) sampai - 56,5°C (69,7°F) pada ketinggian 36.089 feet. Di atas ketinggian tersebut suhu tetap (- 56,5°C).

Tekanan, suhu dan kepadatan di dalam Atmosfir standar dapat dilihat pada Tabel

Tabel : Atmospheric Pressure and Barometer Readings at Different Altitudes

 

ELECTRONIC FLIGHT INFORMATION SYSTEMS / EFIS (basic)

Dalam upaya untuk meningkatkan keselamatan operasi yang lebih complicated pada pesawat terbang, telah dimasukkan komputer dan sistem komputer. Flight and engine instrument dan pemantauan badan pesawat adalah sangat cocok dan keuntungan dari penggunaan komputer ini sangat membantu mengurangi kerumitan panel instrumen dan memfokuskan perhatian pilot hanya pada hal-hal paling penting .

 

" "Glass cockpit"" adalah istilah yang mengacu pada penggunaan instrument panel layar datar di kokpit . Pada kenyataannya , juga mengacu pada penggunaan gambar komputer yang diproduksi yang memiliki diganti pengukur mekanis individu. Selain itu , komputer dan sistem komputer memantau proses dan komponen dari sebuah pesawat operasional di luar kemampuan manusia sambil menghilangkan stres pilot dari keharusan untuk melakukannya .

 

Komputerisasi sistem instrumen penerbangan elektronik memiliki manfaat tambahan . Solid-state sifat komponen meningkatkan keandalan .Juga , mikroprosesor , bus data, dan LCD semua menghemat ruang dan berat . Sistem berikut telah dikembangkan dan digunakan pada pesawat untuk nomor tahun . Sistem baru dan arsitektur komputer yakin untuk datang di masa depan .

 

Sebuah EHSI menyajikan informasi navigasi untuk seluruh penerbangan.pilot dapat memilih mode dalam fase penerbangan tertentu mulai dari navigation planning ke instrument approach to landing. MAP mode digunakan selama penerbangan

 

Approach and VOR mode presentation of an electronic horizontal situation indicator

Electronic Flight Instrumen System ( EFIS )

 

Instrumen penerbangan adalah yang pertama untuk mengadopsi komputer teknologi dan memanfaatkan layar datar, multifunctional displays ( MFD ) . EFIS menggunakan sinyal generator untuk menggerakkan dua menampilkan independen di tengah T. dasar Sikap Indikator dan gyro directional digantikan oleh cathode raytubes ( CRT ) digunakan untuk menampilkan presentasi EADI dan EHSI .

 

Instrumen ditingkatkan beroperasi bersama biasa mekanik dan listrik instrumen dengan integrasi yang terbatas .Namun , EADI dan teknologi EHSI sangat diinginkan , mengurangi beban kerja dan memindai panel dengan keamanan tambahan yang disediakan oleh integrasi informasi navigasi seperti yang dijelaskan . Sistem EFIS awal memiliki teknologi analog , sementara baru model mungkin sistem digital . Sinyal generator menerima informasi dari sikap dan peralatan navigasi .melalui pengontrol layar , pilot dapat memilih berbagai modus atau fitur layar yang ingin ditampilkan . independen percontohan berdedikasi dan sistem kopilot normal . Yang ketiga, Generator simbol cadangan tersedia untuk mengasumsikan operasi harus salah satu dari dua unit utama gagal.Penggambaran Elektronik ADI dan informasi HSI inti Tujuan dari sistem EFIS .Ukuran diperluas dan kemampuan lebih dari alat pengukur tradisional memungkinkan untuk integrasi lebih Data instrumen penerbangan. Sebuah skala kecepatan udara vertikal biasanya ditampilkan hanya meninggalkan bidang sikap . Hal ini sama posisi relatif sebagai indikator kecepatan udara di dasar analog T panel instrumen . Di sebelah kanan bidang sikap , banyak Sistem EFIS menampilkan ketinggian dan skala kecepatan vertikal

 

Karena sebagian EFIS EADI penggambaran termasuk inklinometer tersebut , biasanya bagian dari pergantian koordinator , semua penerbangan dasar instrumen digambarkan oleh layar EFIS . [ Gambar dibawah ]

 

An EFIS EADI displays an airspeed scale to theleft of the horizon sphere and an altimeter and vertical speed scaleto the right. The slip indicator is the small rectangle under thedirection triangles at the top. This EFIS display presents all of theflight information in the conventional cockpit basic T.

 

A simplified diagram of an EFIS system. The EADI and EHSI displays are CRT units in earlier systems. Modern systems use digital displays, sometimes with only one multifunctional display unit replacing the two shown. Independent digital processors can also be located in a single unit to replace the three separate symbol generators

 

TORQUE METER (basic)

Indikator ini dipergunakan untuk mengetahui tenaga dari suatu engine dengan cara mengukur tekanan yang timbulkan oleh torquemeter system. Torquemeter sistem adalah bagian dari engine itu sendiri yang biasanya terdapat di dalam reduction gear assembly diantara crankshaft (Poros engkol) dan poros propellershaft.(poros baling-baling).

Konstruksi dari sistem ini tergantung dari jenis engine, akan tetapi kerjanya berdasarkan prinsip yang sama, yaitu tendensi berputar beberapa bagian dari reduction gear dilawan (ditahan) oleh piston pada silinder hidrolis (hydraulic cylinder ) yang ditempatkan pada rumah gear seperti terlihat pada gambar Oli dari engine oil system dialirkan ke dalam silinder melalui sebuah pompa torquemeter yang khusus dan menyerap ( absorb ) beban yang disebabkan gerakan piston.

 

 

Oli di dalam silinder menghasilkan tekanan yang sebanding dengan beban atau torque yang ditimbulkan oleh engine, dan tekanan ini dipindahkan ke suatu torque pressure indicator yang terdapat di panel instrumen. Setiap penambahan power dari engine akan mengakibatkan torque bertambah; dengan demikian beban pada piston bertambah dan piston bergerak menutup lobang bleed. Dengan semakin menutupnya lobang bleed, maka tekanan oli di dalam silinder bertambah dan penunjukan pada indikator bertambah. Apabila beban atau torque tersebut sudah seimbang dengan tekanan oli maka piston berhenti bergerak dan gerakan pointer juga berherti pada posisi terakhir ini.

 

FUEL QUANTITY INDICATOR (basic)

 

Fuel quantity indicator adalah suatu instrument penunjuk jumlah bahan bakar pada pesawat udara.Untuk operasi pesawat terbang, penunjukkan jumlah bahan bakar yang tepat setiap saat di dalam tangki sangat diperlukan agar penerbangan dapat mengoperasikan pesawatnya sesuai dengan jumlah bahan bakar yang ada. Penunjukan jumlah ini biasa dalam satuan volume atau satuan berat, akan tetapi umumnya mempergunakansatuan berat, karena mempunyai dua keuntungan, yaitu:

 

1) Satuan berat mengukuri jumlah bahan bakar yang sebenarnya dapat dipakai untuk operasi suatu engine dimana satuan berat tidak dipengaruhi oleh density (kepadatan) dan temperatur.

2) Bahan bakar dapat langsung memberikan figur dalam gross weight (berat keseluruhan) dari suatu pesawat.

 

Beberapa tipe Fuel Quantity Indicator;
1)  Direct Reading Indicator (System Penunjukkan Langsung)

 

 

Sistem ini merupakan sistem yang paling sederhana.Sistem ini menggunakan pelampung yang bergerak naik turun di atas permukaan bahan bakar di dalam tangki sebagai penggerak bevel gear untuk memutar magnet. Pada ujung lainnya di luar tank terdapat pointer yang juga terbuat dari magnet, sehingga pergerakan dari magnet di dalam tank yang sesuai dengan tinggi rendahnya permukaan bahan bakar akan diikuti oleh pointer dan memberikan penunjukkan jumlah bahan bakar di dalam tank.

2)  D.C. Electrical Indicator

 

Terdiri dari pelampung, transmitting arm dan resistor.Pelampung bergerak naik turun sesuai dengan tinggi rendahnya permukaan bahan bakar di dalam tank, gerakan ini diteruskan oleh transmitter arm untuk menunjukkan besar kecilnya harga dari resistor.

Indicator yang digunakan adalah suatu moving magnet instrument. Perubahan jumlah bahan bakar di dalam tank akan mengakibatkan perubahan harga tahanan dari transmitter, sehingga menyebabkan perubahan besar arus yang mengalir melalui coil A dan B pada

indicator. Besar kecilnya arus pada coil tersebut akan menentukan besar kecilnya medan magnet yang timbul. Permanen magnet yang jadi satu dengan pointer akan bergerak ke arah coil yang mempunyai medan magnet lebih besar.

 

 

Pada keadaan kosong maka harga tahanan transmitter lebih besar dari tahanan R, arus listrik melalui coil A lebih besar, sehingga pointer bergerak ke arah E (Empty).

 

Dalam keadaan setengah penuh, harga tahanan transmitter sama besar dengan R, sehingga arus listrik pada kedua coil mengalir sama besar , medan magnet yang timbul juga sama besar dan akibatnya posisi pointer berada di tengah-tengah. Apabila tank diisi penuh, maka harga tahanan transmitter lebih kecil dari R, arus listrik yang mengalir melalui coil B lebih besar dan medan magnet yang timbul juga mengalir lebih besar, akibatnya pointer mengarah ke F (Full) dan satuan volume (gallon atau liter).

 

Kerugian dari sistem ini:

 Tank transmitter mempunyai komponen-komponen bergerak, hal ini dapat menyebabkan bahaya, khususnya kontak antara transmitter arm dan resistor yang dialiri arus listrik (bahaya percikan bunga api).

 Penunjukkan tidak tepat dengan perubahan posisi dari pesawat.

 Ekspansi bahan bakar di dalam tank akibat pertambahan temperature menjadikan penunjukkan inikator bertambah yang sebenarnya tidak tambah.
 

 
3)  Capacitor Fuel Quantity Indicator

Dalam evolusi pengukuran jumlah bahan bakar, capacitance bridge sistem mempunyai banyak keuntungan. Pada prinsipnya capasitance bridge adalah sebuah balanced circuit (Rangkaian keseimbangan), terdiri dari : Inductor A-B,

Capasitor C 1,inductor B-C, Capasitor C2
, dan indikator.

 

 

Apabila harga dari kedua inductor dan kedua capasitor sama besar, maka jembatan tersebut dalam keadaan seimbang (balanced), karena phase dari kedua rangkaian ini adalah 180 derajat satu sama lain, akibatnya tidak akan ada arus listrik yang mengalir melalui indikator. Kapasitas dari suatu capasitor tergantung pada:

 

• Luas permukaan dari plat capacitor. (A)

• Jarak antar kedua plat. (d)

• Besarnya dielektric constant (dielektrik konstanta) dari media pemisah kedua plat tersebut. (e)

Capasitor ini yang dipakai untuk pengukuran jumlah bahan bakar dibuat dari dua buah plat atau lebih yang dibentuk melingkar berbentuk silinder (disebut dengan sensing probe) dimana plat bagian luar berlubang-lubang sehingga bahan bakar diantara kedua plat dan di luar lingkaran saling berhubungan.

 

Luas permukaan dari plat dan jarak antar kedua plat tersebut adalah tetap, jadi hanya dielektrik konstanta yang dapat berubah.

 

Udara adalah sebagai dielektrik pemisah apabila tank dalam keadaan kosong, dimana konstanta-nya satu, dan bahan bakar sebagai dielektrik pemisah pada saat tank penuh dengan dielektrik konstant-nya kira-kira dua.

 

Apabila tank terisi penuh, probe akan mempunyai kapasitansi yang jauh lebih besar daripada waktu tank dalam keadaan kosong, dan pada setiap keadaan dari isi tank antara penuh dan kosong akan memberikan suatu perubahan kapasitansi yang bertautan.

 

Apabila kapasitas dari probe berubah karena perubahan permukaan bahan bakar, amplifier akan menerima signal bahwa jembatan tidak seimbang. Amplifier akan memperbesar signal tersebut, yaitu untuk memberikan energi listrik yang cukup pada satu gulungan (variable phase winding) dari servo motor dua phase pada indikator dan gulungan satunya lagi yang disebut dengan fixed phase winding mendapat arus listrik yang selalu konstan pada transformer dari rangkaian jembatan, akan tetapi Phase-nya dipindahkan 900C dengan menggunakan capacitor dihubungkan seri. Servo motor ini tidak hanya memutar pointer, melainkan juga menggerakkan rebalancing potentiometer agar supaya pointer berhenti menunjuk pada posisi yang tepat setelah jembatan seimbang.

 

 

Cara penyetelan :

 Pertama : Tank dikosongkan, kemudian empty adjustment potentiometer digerakkan hingga indicator menunjuk pada posisi empty.

 Kedua : Tank diisi penuh, kemudian full adjustment potentiometer digerakkan hingga indicator menunjuk pada posisi full.

 

Fuel flowmeter dipergunakan untuk menunjukkan pemakaian hahan bakar selama engine bekerja dalam satuan lbs/jam atau Kg/jam. Instrumen ini pada umumnya dipergunakan pada pesawat-pesawat multi engine yang besar, akan tetapi pada pesawat-pesawat kecil juga kadang-kadang dapat kita jumpai.

 

 

 

Prinsip Kerja:

 

Suatu tupical fuel low meter yang dipergunakan pada piston engine terdiri dari sebuah flowmeter transmitter dan sebuah indicator.

Transmitter ini biasanya dihubungkan dengan saluran bahan bakar yang keluar dari karburator menuju fuel feed valve. Bahan bakar masuk melalui fuel inlet yang diarahkan pada matering vane, akan mengakibatkan vane bergerak berputar (swing ) pada porosnya. Apabila gaya yang timbul akibat aliran bahan bakar sama besar dengan tensi dari spring, maka vane akan berhenti bergerak.

 

 

Dengan berubahnya posisi vane akan mengakibatkan perubahan posisi rotor yang dialiri arus listrik di dalam stator yang berupa coil dihubungkan segitiga. Pada stator akan timbul signal yang kemudian dikirimkan ke stator dari indicator, sehingga rotor dari indikator akan bergerak sebesar gerakan rotor transmitter dan apabila sudah sama akan berhenti pada posisi tersebut. Rotor dari indikayor ini dipergunakan untuk menggerakkan pointer dan memberikan penunjukkan pada skala yang sudah dikalibrasikan menjadi jumlah bahan baker yang mengalir setiap jam

 

 

 

 

 

 

 

 

PRESSURE SWITCH (basic)

Sangat penting bagi pilot untuk segera mengetahui sistem (fuel. oli, hydrolic dsb) dari pesawat dalam keadaan bahaya, pada situasi demikian; sebagian sistem pesawat mempergunakan pressure switch sebagai alat untuk memberikan peringatan (warning) apabila tekanan di dalam sistem terlalu rendah atau terlalu tinggi. Pada umumnya lampu-lampu peringatan ditempatkan di instrument panel sebagai indikasi dan ada juga yang mempergunakan signal suara (audible signal) sebagai indikasi di kokpit atau kedua-duanya. Pressure switch adalah suatu mekanisme yang digerakkan tekanan untuk membuka atau menutup kontak-kontak listrik (electrical switches) sesuai dengan keadaan tekanan di dalam system. Gambar menunjukkan salah satu pressure switch yang dipergunakan untuk memberikan indikasi peringatan (warning) apabila fuel pressure rendah Pressure port dihubungkan dengan pressure inlet dari karburator atau fuel control unit dan vent port ke udara luar.Fuel pressure berada pada bagian bawah diaphragma ini bergerak; gerakan ini diteruskan oleh batang penggerak (actuating arms) untuk menggerakkan micro switch membuka atau menutup.

 

 

MANIFOLD PRESSURE INDICATOR (basic)

Manifold pressure indicator adalah salah satu instrumen yang sangat penting pada pesawat terbang yang mempergunakan motor piston, karena tenaga Yang dihasilkan oleh motor piston akan sebanding dengan banyaknya campuran bahan bakar dan udara untuk pembakaran.

 

Jumlah massa campuran ini sangat sulit diukur dari yang dapat dipakai sebagai referensi adalah mengukur besarnya tekanan absolut di dalam intake manifold sebelum intake valve (klep masuk).

 

Gambar memperlihatkan skema dari salah satu tipe manifold pressure indicator. Lobang pada bagian belakang dari rumah instrumen ini adalah tempat untuk menghubungkan manifold dan indikatornya melalui pipa kapiler. Indikator ini terdiri dari aneroid capsule dan linkage (batang penghubung) untuk meneruskan gerakan dari capsule ke pointer dengan skala pengukuran pada dial dalam inch Hg. Tekanan manifold masuk ke capsule melalui damping tube (tabung peredam) yang terdiri dari pipa kapiler dengan bentuk melingkar pada bagian belakang rumah instrumen. Damping tube ini berguna sebagai pengaman yaitu untuk mencegah kerusakan instrumen akibat terjadinya back firing pada engine.

 

 

Selama engine tidak berputar, manifold pressure indicator memberikan penunjukan tekanan barometer setempat dan apabila engine berputar idling tekanan pada manifold lebih rendah dari tekanan barometer setempat (kira-kira 12 sampai 15 inch Hg). Semakin jauh throttle dimajukan ke depan, maka semakin banyak campuran bahan bakar dan udara yanng masuk ke dalam intake manifold dan akibatnya tekanan manifold semakin besar.

 

Engine yang tidak mempergunakan supercharger mempunyai tekanan manifold, yang selalu lebih rendah dari tekanan atmosfir meskipun pada maximum power, sedangkan supercharger engine tekanan manifold bisa melebihi tekanan atmosfir, kerusakan manifold pressure indicator biasanya terjadi pada mekanismenya yang patah, bengkok, dsb (pointer tidak bisa bergerak), sehingga harus diganti dengan instrumen yang masih baik.

 

Adakalanya instrumen ini memberikan penunjukan tetapi tidak telili, kemungkinannya adalah adanya kebocoran pada pipa atau kapsulnya sendiri. untuk mengetahui kebocoran ini dimasukkan udara bertekanan melalui pipa penghubung hingga pointer menunjukkan tekanan 50 inch Hg, kemudian pipa penghubung tadi ditutup dan apabila tekanannya berkurang hingga mencapai tekanan atmosfir maka ini menunjukkan adanya kebocoran dan dengan demikiau dapat ditelusuri di bagian mana yang bocor.

 

HYDRAULIC PRESSURE INDICATOR (basic)

Mekanisme yang dipakai untuk menaikkan dan menurunkan landing gear (roda pendarat) atau flaps dan brakes pada kebanyakan pesawat terbang besar dipergunakan sistem hidrolik, dengan demikian diperlukan penunjuk tekanan untuk dapat memberikan indikasi berfungsi tidaknya sistem hidrolik tersebut. Hydraulic pressure indicator di disain untuk memberikan indikasi tekanan pada seluruh sistem atau tekanan masing-masing unit pada sistem.

 

 

Instrrumen tekanan hidrolik ini pada umumnya mempergunakan mekanisme Bourdon tube seperti terlihat pada gambar. Bisa juga menggunakan sensor tekanan yang dipasang pada sistem hidrolik dimana tekananya diukur , selanjutnya besaran tekanan dikonversi menjadi besaran listrik terus dilanjutakan ke cockpit untuk penunjukan dan kemampuan menunjukkan tekanan bisa mencapai 2000 psi. Sumber tekanan untuk sistem hidrolik ini di hasilkan dari pompa hidrolik yang diputar oleh engine atau diputar oleh suntu motor listrik. Pada beberapa pesawat dipergunakan accumulator untuk mempertahankan sistem dalam keadaan bertekanan, sehingga indikator akan terus menunjuk, sedangkan pada sistem yang hanya membutuhkan tekanan selama bekerja maka, indikatornya hanya menunjuk selama sistem hidrolik digunakan

FUEL PRESSURE INDICATOR (basic)

Fuel pressure indicator adalah suatu pressure differential instrument yang mekanisme indikatornya dapat mempergunakan Bourdon tube ataupun belows. Indikator ini juga dapat menggunakan sistem langsung atau tidak langsung seperti halnya oil pressure indicator, di mana transmitternya berupa kapsul atau diafragma. Rumah instrumen ini dihubungkan dengan udara luar (dengan tekanan atmosfir) sehingga penunjukan pada dial adalah merupakan perbedaan tekanan dalam sistem bahan bakar dengan tekanan atmosfir pada setiap ketinggian.

 

 

Instrumen ini berguna untuk memberikan peringatan kepada pilot kegagalan operasi engine akibat kerusakan pada sistem bahan bakar dan juga memberikan penunjukan bahwa bahan bakar mengalir normal dengan tekanan yang konstan ke karburator sebelum pesawat tinggal landas (take-off) dan juga memberikan tanda-tanda adanya gangguan aliran bahan bakar dari sistem hingga karburator. Konstruksi bellows yang dipergunakan sebagai mekanisme penggerak. pada sistem penunjukan langsung tertera seperti pada gambar dan sebagai penggerak pointer dipergunakan mekanisme konvensional.

Dalam gambar juga terdapat tipe suatu fuel pressure indicator dimana dua sistem tekanan digabung menjadi satu tempat, akan tetapi pointer maupun mekanismenya terpisah untuk masing-masing sistem. Instrumen jenis ini biasanya dipergunakan pada pesawat yang mempunyai engine lebih dari satu (multi engine) Seperti fuel pressure indicator untuk engine No. 1 dan engine No. 2, atau engine kiri dan engine kanan. Hal ini bertujuan untuk mengurangi berat instrumen secara keseluruhan dan juga untuk menghemat tempat dalam kokpit Fuel pressure indicator sistem tidak langsung umumnya transmitternya ditempatkan pada Firewall dari pesawat, sehingga mengurangi bahaya kebakaran dalam kokpit apabila terjadi kebocoran pada.instrumen

OIL PRESSURE INDICATOR (basic)

Oil pressure indicator diperlukan pada pesawat terbang supaya kita dapat mengetahui besarnya tekanan oli yang dipergunakan untuk melumasi bearings (bantalan) dan bagian-bagian engine yang bergerak.Pengukuran oli ini dilakukan dengan menggunakan Bourdon Tube. Indikator Bourdon Tube dihubungkan dengan sumber tekanan ili di engine dengan pipa kecil yang terbuat dari logam. Gambar dibawah ini menunjukkan konstruksi bagian dalam dari suatu oil pressure indicator dengan mekanisme Bourdon Tube.

 

 

 

Dengan menggunakan lever, sector gear dan pinion untuk memutar pointer kita dapat mengetahui besarnya tekanan dengan melihat posisi pointer pada dial yang angka-angkanya sudah dikalibrasikan menjadi satuan tekanan dalam psi.

 

 

Di dalam waktu yang tekanan oli ini mengalami penurunan dan penambahan dalam waktu yang relatif singkat, hal ini disebabkan karena pressure regulator yang bekerjanya membuka dan menutup, sehingga pointer pada indikator memberikan penunjukkan yang fluctuate (bergetar).

Untuk menghindari penunjukkan yang bergetar ini dipasang suatu alat yang dinamakan ORIFICE dan ditempatkan sebelum indikator.

Orifice ini merupakan suatu lubang kecil yang berfungsi sebagai restrictor.Apabila tekanan dalam sistem bergetar maka orifice ini meredam getaran tersebut, sehingga tekanan oli yang masuk kedalam bourdon tube tidak mengalami getaran.

 

Selain mencegah penunjukkan yang bergetar, orifice ini juga dimaksudkan untuk mencegah terlalu banyaknya oli yang hilang apabila terjadi kebocoran pada indikatornya.

 

Untuk mengetahui apakah indikator ini masih baik atau tidak, maka perlu dikalibrasi penunjukkannya, yaitu dengan menggunakan tester yang dinamakan "DEAD WEIGHT TESTER"

 

EXHAUST GAS TEMPERATURE INDICATOR.(basic)

EGT. (Exhaust Gas Temperature) adalah suatu factor yang kritis dalam operasi suatu motor turbin, sehingga sangat penting untuk mengetahui temperatur gas dalam engine selama engine tersebut bekerja.

 

Apabila EGT naik melebihi limit tertentu, makaakan menyebabkan kerusakan yang serius pada komponen-komponen dari engine. Dengan alasan-alasan tersebut di atas, maka EGT indikator dipasangkan untuk dapat memonitor temperatur dari exhaust gas.

Sistem petunjukan EGT memberikan penunjukan temperatur yang dapat dilihat di dalam kokpit, dimana pengukuran Temperatur inidiambil dari temperatur gas setelah meninggalkan turbin. (Turbine Outlet Temperatur disingkat menjadi TOT) pada suatu jenis motor turbin ada kalanya pengukuran temperatur ini diambil dari temperatur gas sebelum memasuki turbin. (Turbine Inlet Temperature) yang disingkat dengan TIT.)

 

 

Sistim penunjukan yang umum dipakai adalah TOT, karena sistim TIT mempunyai kerugian-kerugian seperti : jumlah termokopel yang dibutuhkan lebih banyak dan temperatur sekeliling di mana termokopel tersebut ditempatkan lebih tinggi.

Beberapa termokopel dipasang di sekeliling rumah turbin dan ditempatkan pada jarak tertentu satu sama lainnya, di mana rangkaian termokopel ini dihubungkan secara paralel satu sama lain, yaitu untuk mendapatkan Temperatur rata-rata pada masing-masing termokopel atau dengan kata lain temperatur rata-rata dari exhaust gas yang telah melewati turbin.

 

Pada gambar tampak penempatan termokopel pada salah satu jenis motor turbin dan gambar adalah termokopelnya sendiri. Termokopel-termokopel ini mengukur EGT dalam millivolt, yaitu hasil dari perbedaan temperatur pada hot junction dan coil junction dan kemudian arus listrik tersebut dialirkan ke indikator melalui resistor yang dapat di-ubah-ubah tahanannya.

 

 

Resistor termokopel ini ditempatkan dibagian belakang instrumen dalam indikator, dihubungkan seri dengan rangkaian termokopel yang dipergunakan menyetel tahanan rangkaian untuk mendapatkan sensitivitas dan ketepatan yang maximum.Untuk indikatornya dapat dipergunakan moving coil instruumn atau moving magnet instrumen.

Hubungan antara termokopel dan indicator yang dapat menunjukkan temperatur hingga 1000°C terlihat pada gambar

 

 

 

CYLINDER HEAD TEMPERATURE INDICATOR (basic)

Instrumen ini dipakai untuk mengukur temperatur kepala silinder dan Barrel (silinder Block) pada engines berpendingin udara.

Dua buah kawat dari bahan yang berbeda yang disambungkan pada masing - masing ujungnya dengan las hingga membentuk loop akan menghasilkan perbedaan tegangan apabila terjadi perbedaan temperatur antara kedua ujung tersebut; hasilnya sebagai arus listrik mengalir dari ujung yang lebih tinggi temperaturnya ke ujung yang lebih rendah temperaluruya. Sensing elemen ini disebut termokopel

Besarnya tegangan yang dihasilkan tergantung dari jenis logani yang dipergunakan dan besarnya perbedaan temperatur pada kedua ujungnya.

 

Ujung yang dipergunakan sebagai temperatur sensing disebut hot junction dan ujung yang dihubungkan dengan indikator disebut cold junction. Jenis-jenis kombinasi logam yang biasanya dipakai untuk tenmokopel ini adalah bahan dari copper - constantan, dan bahan chromel – alumel

 

Cylinder head temperatur indicator terdiri dari sebuah Indicator, termokopel dan termokopel leads (kabel termokopel) seperti terlihat pada gambar

 

 

 

Termokopel ini pada umumnya dipasangkan pada master,silinder untuk radial engines, atau pada cylinder yang mendapat pendinginan paling sedikit (silinder paling belakang).

 

 

Untuk indikatornya bisa mempergunakan tipe moving coil atau moving magnet. Indikator pada gambar adalah tipe moving coil. Coil tersebut apabila mendapat arus listrik dari hasil perbedaan temperatur antara hot-junction dan cold junction bergerak berputar membawa pointer dan untuk mengimbangi gerakan ini dipergunakan dua buah phosphor bronze spring (control spring) agar supaya pointer berhenti menunjuk pada posisi tertentu apabila kedua gaya yang herlawanan antara coil dan spring dalam keadaan seimbang, dan spring ini juga berguna sebagai penghantar arus ke coil; skala penunjukan berkisar antara 0 sampai 350°C.

 

Mekanisme ini ditempatkan pada kotak bakelit (bakelite case) dan ditutup dengan static shield thermocouple lead dibuat dari bahan besi (iron) dan constantan (campuran tembaga dan nikel).

 

Thermocouple leads ini mempunyai panjang yang standar yaitu 15 feet, 25 feet dan 30 feet dan masing-masing mempunyai standar tahanan sebesar 2 Ohm. Untuk mendapatkan tahanan yang seragam dengan panjang yang berbeda maka dipakai kabel yang ukurannya berbeda pula, yaitu untuk lead 15 feet dipergunakan kawat (wire) no. 16, lead 25 feet mempergunakan no. 14 dan untuk yang 35 feet digunakan no. 12. Leads (kabel-2) ini di isolasi dan mempunyai terminal yang baik untuk menghubungkan kedua ujungnya.

 

Untuk mendapatkan penunjukan temperatur yang sebenarnya, maka perlu dikompensasikan terhadap perubahan temperatur pada cold junction. Hal ini bisa diatasi dengan mempergunakan bimetallic spiral Spring dimana ujung luarnya dipasangkan pada salah satu control spring dari indikator, dan dengan demikian indikator ini tidak hanya digerakkan oleh voltage dari termokopel, akan tetapi juga oleh temperatur sekeliling indikator itu sendiri.

 

Pemasangan termokopel untuk silinder head temperature indicator adalah pada spark-plug (busi) yang disebut gasket type thermocouple dan dibuatkan lobang tersendiri pada kepala silinder untuk bayonet type thermokopel