LAPORAN PRAKTIK KERJA LAPANGAN
Judul ELECTRONIC INSTRUMENT SYSTEM (EIS) PADA PESAWAT TERBANG GARUDA AIRBUS A330
Disusun oleh Yuni Oktarina 4313020021
PROGRAM STUDI INSTRUMENTASI DAN KONTROL INDUSTRI JURUSAN TEKNIK ELEKTRO POLITEKNIK NEGERI JAKARTA 2016
HALAMAN PENGESAHAN LAPORAN PRAKTIK KERJA LAPANGAN
a. Judul
: Electronic Instrument System (EIS) Pada Pesawat Terbang GARUDA AIRBUS A330
b. Penyusun 1) Nama
: Yuni Oktarina
2) NIM
: 4313020021
c. Program Studi
: Instrumentasi dan Kontrol Industri
d. Jurusan
: Teknik Elektro
e. Waktu Pelaksanaan
: 18 Juli 2016 s/d 27 Agustus 2016
f. Tempat Pelaksanaan : PT. GMF AeroAsia Soekarno Hatta International Airport, Cengkareng, Kec. Tangerang, Banten 19100, Telepon (021) 5508609
Tangerang, 22 Agustus 2016 Pembimbing PNJ
Pembimbing Perusahaan
Syafrizal. S, Drs., ST., MT. NIP. 197011142008002 1 001
Judis.P.Utama NIK. 580616
Mengesahkan, KPS Instrumentasi dan Kontrol Industri
Rika Novita, S.T., M.T. NIP. 197011142008002 1 001
ii
KATA PENGANTAR
Puji syukur saya panjatkan kepada Tuhan Yang Maha Esa, karena atas berkat dan rahmat-Nya, penulis dapat menyelesaikan laporan Praktik Kerja Lapangan ini. Penulisan laporan Praktik Kerja Lapangan ini dilakukan dalam rangka memenuhi salah satu syarat untuk mencapai gelar Diploma Empat Politeknik. Penulis menyadari bahwa, tanpa bantuan dari pembimbing dari berbagai pihak, dari masa perkuliahan sampai pada penyusunan laporan Praktik Kerja Lapangan ini, sangatlah sulit bagi penulis untuk menyelesaikan laporan Praktik Kerja Lapangan ini. Oleh karena itu, penulis mengucapkan terima kasih kepada: 1.
Syafrizal S, Drs., ST., MT., selaku dosen pembimbing yang telah menyediakan waktu, tenaga, dan pikiran untuk mengarahkan penulis dalam penyusunan laporan Praktik Kerja Lapangan ini;
2.
Bapak Judis P.Utama, Ibu Viona Nauvalisya, Bapak Supriyadi, Ibu Rosdiana dan pihak dari PT. GMF AeroAsia yang telah banyak membantu dalam usaha memperoleh informasi dan data yang penulis perlukan;
3.
Orang tua dan keluarga penulis yang telah memberikan dukungan material dan moral;
4.
Sahabat yang telah membantu penulis dalam menyelesaikan laporan Praktik Kerja Lapangan ini. Akhir kata, penulis berharap Tuhan Yang Maha Esa berkenan membalas
segala kebaikan semua pihak yang telah membantu. Semoga laporan Praktik Kerja Lapangan ini membawa manfaat bagi pengembangan ilmu.
Depok,
Penulis
1
2
DAFTAR ISI
DAFTAR ISI ........................................................................................................... 1 DAFTAR GAMBAR .............................................................................................. 4 DAFTAR TABEL ................................................................................................... 5 BAB I PENDAHULUAN ...................................................................................... 6 1.1 Latar Belakang ......................................................................................... 6 1.2. Ruang Lingkup Kegiatan ........................................................................ 7 1.3. Waktu dan Lokasi Pelaksanaan Kerja Praktik ........................................ 7 1.6. Tujuan dan Kegunaan ............................................................................. 8 BAB II TINJAUAN PUSTAKA............................................................................ 9 2.1 AIRBUS A330 ......................................................................................... 9 2.2 Electronic Instrument System (EIS) ...................................................... 10 2.2.1 Electronic Flight Instrument System (EFIS) ................................ 12 2.2.2 Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM) .................. 16 2.3 Display Management Computer (DMC) ............................................... 19 2.4 Display Unit (DU) ................................................................................. 20 2.5 Switching Panel...................................................................................... 20 2.6 Control Panel ......................................................................................... 21 BAB III ................................................................................................................. 24 3.1
UNIT KERJA PKL ............................................................................. 24
3.1.1
Dinas Engineering Service ................................................................ 25
3.1.2
Sub-Dinas Aircraft Engineering.........Error! Bookmark not defined.
3.2
URAIAN PRAKTIK KERJA LAPANGAN .............................................. 26
3.3
PEMBAHASAN HASIL PKL ............................................................... 26
3.3.1 Arsitektur Electronic Instrument System (EIS) ......................................... 26 3.3.1.1 Arsitektur Electronic Flight Instrument System (EFIS) .................. 29 3.3.1.2 Arsitektur Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM) .... 29 3.3.2 Kontrol Electronic Instrument System (EIS) ............................................. 31 3.3.3 Operasi Electronic Instrument System (EIS)...................................... 36 3.3.3.1 Operasi Normal Electronic Instrument System (EIS) ...................... 37
3
3.3.3.2 Operasi Abnormal Electronic Instrument System (EIS) ................. 37 3.3.4 Perawatan Electronic Instrument System (EIS) Pada Pesawat Garuda A330 .............................................................................................................. 45 Identifikasi Kendali ............................................................................................... 46 BAB IV PENUTUP ............................................................................................ 47 4.1 KESIMPULAN ............................................................................................. 47 4.2 SARAN ........................................................................................................ 47 DAFTAR PUSTAKA ........................................................................................... 48 LAMPIRAN .......................................................................................................... 49 Lampiran 1. ........................................................................................................... 57 Lampiran 2. ........................................................................................................... 58 Lampiran 3. ........................................................................................................... 59 Lampiran 4. ........................................................................................................... 60
4
DAFTAR GAMBAR Gambar 1.1 Organisasi Dinas Engineering Service .......................................................... 25 Gambar 2.1 Pembagian Electronic Instrument System (EIS) pada AIRBUS A330 ........ 11 Gambar 2.2 Lokasi Komputer EIS .................................................................................... 11 Gambar 2.3 Tampilan Primary Flight Display (PFD) ...................................................... 14 Gambar 2.4 Navigation Display (ND) .............................................................................. 16 Gambar 2.5 Tampilan Engine Warning Display (EWD) ..Error! Bookmark not defined. Gambar 2.6 Tampilan System Display (SD) ..................................................................... 19 Gambar 2.7 EFIS switching panel .................................................................................... 21 Gambar 2.8 ECAM switching panel ................................................................................. 21 Gambar 2.9 Tampilan EFIS control panel ........................................................................ 23 Gambar 2.10 Tampilan ECAM control panel .................................................................. 23 Gambar 3.1 Arsitektur EIS ................................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.2 Arsitektur EFIS ..............................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.3 Arsitektur ECAM ...........................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.4 EFIS control ...................................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.5 ROSE-VOR ....................................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.6 ROSE-NAV ...................................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.7 ROSE-LS .......................................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.8 Mode ARC .....................................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.9 Mode PLAN ...................................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.11 ECAM control..............................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.12 Operasi Normal EIS .....................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.13. PFD atau ND failure ...................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.15 EWD/SD Failure .........................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.16 DMC 1(2) Failure ........................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.17 DMC3 Failure..............................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.18 DMC 1+3 Failure ........................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.19 DMC 1+2+3 Failure ....................................Error! Bookmark not defined. Gambar 3.20 EFIS switching not allowed .........................Error! Bookmark not defined.
5
DAFTAR TABEL
Tabel 1.1 Pembagian Areal Lahan PT. GMF AeroAsia..........................................3 Tabel 2.1 Spesifikasi pesawat AIRBUS A330........................................................5 Tabel 3.1 DU Message..........................................................................................35
6
BAB I PENDAHULUAN
1.1 Latar Belakang Pesawat terbang merupakan moda transportasi udara yang sangat digemari oleh berbagai kalangan. Fasilitas pelayanan yang efektif dan efisien yang diberikan dalam menjangkau tempat-tempat yang jauh letaknya dengan menghemat waktu perjalanan, menjadikan moda transportasi udara terus berkembang dengan pesat. Oleh karena itu, untuk menunjang perkembangan yang pesat tersebut, harus di dukung dengan unsur keselamatan atau safety . safety di sini, tidak hanya mengeni keselamatan individu atau penumpang, tetapi lebih dititiberatkan kepada keselamatan operasi dalam penerbangan atau safety in flight, yang yang meliputi penumpang, cabin crew (awak kabin), instrumen pesawat dan perangkat keselamatan khusus. Oleh karena itu sistem avionik perlu diperhatikan terkait safety in flight tersebut. Perkembangan teknologi yang semakin canggih khususnya di bidang teknologi avionic, pesawat modern telah mengadopsi sebuah sistem instrumentasi digital. Sistem instrumentasi digital ini menggantikan sistem konvensional sebelumnya pada pesawat terbang, yang mana semua indikator pada kokpit menggunakan prinsip elektromekanis. Inilah yang kemudian dilihat banyak perusahaan pengembang dan riset spesialis di instrumen penerbangan dunia, salah satunya pada perusahaan ST Aerospace (anak perusahaan ST Technology dari Singapura) untuk diubah dan di konversi menjadi kokpit digital atau biasa dikenal dengan istilah "Glass Cockpit" [1]. "Glass Cockpit" merupakan kokpit yang instrumen-instrumennya berupa layar monitor yang menampilkan berbagai data informasi yang meliputi navigasi (peta digital, kompas digital, peta cuaca, altimeter, barometer digital, dan sebagainya), indikator temperature mesin, tekanan dan temperature oli, baha bakar, sistem pendingin dan lainnya secara terkomputerisasi. Data informasi yang ditampilkan pada display layar monitor disebut Electronic Instrument System (EIS).
7
Oleh karena itu, dalam laporan ini penulis akan membahas mengenai Electronic Instrument System (EIS) pada pesawat jenis AIRBUS A330, mengingat EIS merupakan salah satu bagian sistem utama yang ada pada sistem avionik pada pesawat, yang berkaitan dengan instrumen penerbangan. EIS akan mengolah tampilan (display) data informasi melalui liquid crystal display (LCD) pada pilot saat tinggal landas (Take-Off), pengendalian pesawat di udara (Manouvering) dan mendaratkan pesawat (Landing) dengan selamat melalui indikator-indikator penunjukkanya. Maka dari itu EIS memiliki peran yang sangat vital dalam penerbangan karena menampilkan semua Data informasi selama penerbangan dan sistem pesawat agar pesawat dapat bekerja dengan baik dan selamat.
1.2. Ruang Lingkup Kegiatan Dalam penulisan laporan ini akan dibahas mengenai Electronic Instrument System (EIS) yang merupakan salah satu bagian dari Indicating system pada pesawat AIRBUS A330. Dalam laporan ini penulis membatasi pembahasan yang mencakup sebagai berikut : a. Subject pembahasan hanya mencakup Electronic Instrument System (EIS) pada pesawat AIRBUS A330 yang dioperasikan oleh PT. GARUDA INDONESIA b. Komponen pada Electronic Instrument System (EIS) c. Arsiterktur pada Electronic Instrument System (EIS) d. Operasi pada Electronic Instrument System (EIS) e. Perawatan pada Electronic Instrument System (EIS) 1.3. Waktu dan Lokasi Pelaksanaan Kerja Praktik Kerja praktek dilaksanakan di PT. GMF-Aeroasia: Bagian / Divisi
: Unit Engineering (TEA-1) PT. GMF-Aeroasia
Tanggal
: 18 July s.d. 27 Agustus
Hari
: Senin s.d. Jum’at
Waktu
: 7.00 s.d. 16.00
8
1.6. Tujuan dan Kegunaan a. Tujuan : (1). Memahami Electronic Instrument System (EIS) yang ada pada pesawat GARUDA AIRBUS A330 (2). Membuka wawasan mengenai komponen elektronika yang digunakan pada Electronic Instrument System (EIS). (3). Menambah wawasan dan pengetahuan yang tidak didapat dalam perkulihaan terkait perawatan (maintenance) pesawat terbang. b. Kegunaan : (1). Memperluas kemampuan layar monitor dengan sistem EIS, untuk mengintegrasikan
lebih
tampilan
(display)
Data
instrumen
penerbangan. (2). Mengurangi kerumitan panel instrumen dan memfokuskan perhatian pilot hanya pada hal-hal paling penting pada pesawat terbang. (3). Membantu Pilot dan Co-pilot dalam melakukan pemantauan pada sistem pesawat secara realtime.
9
BAB II TINJAUAN PUSTAKA
2.1 AIRBUS A330 AIRBUS A330 merupakan sebuah pesawat terbang jet sipil komersil bermesin ganda (twinjet) jarak menengah hingga jauh berkapasitas besar, berbadan lebar Airbus A330 mempunyai dua varian utama yaitu A330-300 dan A330-200. Airbus A330 memiliki fitur navigasi, avionik dan komunikasi berbasis digital yang cukup canggih. Hal ini sangat tampak pada sistem EIS (Electronic Instrument System) yang terletak pada bagian Cockpit, tampilan atau display nya menggunakan sistem EFIS (Electronic Flight Instrument System) yang di dalamnya sudah terdiri (include) EADI atau ditunjukkan untuk PFD (Primay Flight Display) dan EHSI atau ditunjukkan untuk ND (Navigation Display). EADI (Electronic Atitude Director Indicator) merupakan sistem avionik untuk mengetahui posisi pesawat, apakah pesawat dalam kondisi pitch atau roll. Selain itu, sistem ini berfungsi untuk menunjukkan glideslope dan localizer pada sistem ILS (Instrument Landing System). Kemudian EHSI (Electronic Horizontal Situation Indicator) berfungsi sebagai penunjuk heading pesawat. Selain itu juga berfungsi untuk mengetahui arah VOR (Very high frequency Omnidirectional Range) dan arah NDB (Non-Directional Bearing). Kemudian sistem komunikasi yang digunakan ialah VOR (Very high frequency Omnidirectional Range), ADF (Automatic Direction Finder), DME (Distance Measuring Equipment) dan NDB (NonDirectional Bearing). Kemudian pada pesawat AIRBUS A330 juga sudah dilengkapi dengan ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitoring) yang berfungsi untuk memonitor fungsi-fungsi pesawat terbang serta kerusakan yang terjadi pada sistem pesawat. Karakteristik pesawat A330 yaitu sama seperti pesawat bersayap lainnya yaitu memiliki rangka pesawat (airframe), badan pesawat (fuelsage), sayap, horizontal stabilizier, vertical stabilizier (tailplane), roda pesawat (landing gear), mesin jet, dan controller. AIRBUS A330 mempunyai spesifikasi yang dapat dilihat pada tabel 2.1 berikut.
9
10
Aircraft type
AIRBUS A330
Cockpit crew
2
Passanger capacity
247 – 406 Passangers
Cabin Length
45,00 m
Wing Span
60,30 m
Empenage Height
17,39 m
MTOW (Takeoff)
230,0 (242,0) kg
Overall lenght
58,82 m
Fuselage widht
5,64 m
Engine
PW4000, GE CF6-80E1, RR Trent 700
Max Fuel Capacity
139 090 L
Tabel 2.1 Spesifikasi pesawat AIRBUS A330 2.2 Electronic Instrument System (EIS) Electronic Instrument System (EIS) merupakan salah satu bagian instrumen utama yang ada pada pesawat GARUDA AIRBUS A330 yang terletak pada bagian Cockpit pesawat. Khasnya, sistem EIS tersusun atas instrumen-instrumen dasar yang terletak di depan pilot dan co-pilot yang terdiri dari instrumen display yang biasa disebut dengan bentuk T arrangement. Adapun instrumen-instrumen yang berada pada display yang meliputi Airspeed Indicator, Atitude Indicator, Altimeter, Heading Indicator, Turn Indicator, dan Vertical Speed Indicator. Namun seiring dengan perkembangan teknologi di bidang avionic, tampilan T arrangement mengalami perluasan fungsi dalam menampilkan Data tampilan atau displaynya yang berbasis digital melalui Liquid Crsytal Display (LCD) unit. Fungsi digital tersebut adalah EFIS (Electronic Flight Instrument System) dan ECAM (Electronic Flight Instrument System). EIS terbagi atas dua bagian yaitu Electronic Flight Instrument System (EFIS) dan Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM). EFIS terdiri atas dua bagian yaitu Primary Flight Display (PFD) dan Navigation Display (ND).
10
11
ECAM terdiri atas dua bagian yaitu Engine Warning Display (EWD) dan System Display (SD). Pembagian Electronic Instrument System (EIS) pada AIRBUS A330 ditunjukkan pada Gambar 2.1
Gambar 2.1 Pembagian Electronic Instrument System (EIS) pada AIRBUS A330 EIS memiliki karakteristik yang terdiri dari 7 komputer yaitu 3 Display Management Computers (DMC), 2 Flight Warning Computer (FWC), dan 2 System Data Acquisition Concentrators (SDAC). Perangkat komputer EIS diletakan pada rak elektronik di alamat (800VU) sebagaimana terlihat pada Gambar 2.2.
Gambar 2.2 Lokasi Komputer Electronic Instrument System (EIS)
11
12
2.2.1 Electronic Flight Instrument System (EFIS) Electronic Flight Instrument System (EFIS) merupakan instrumen penerbangan (flight instrument) yang pertama mengadopsi teknologi computer dengan memanfaatkan liquid crystal display (LCD). Sebelumnya, EFIS menggunakan pembangkit sinyal untuk menamapilkan display dalam T arrangement. Attitude indikator dan directional gyro diganti oleh cathode ray tubes (CRT) unit digunakan untuk display EADI dan EHSI pada awalnya. EADI (Electronic Atitude Director Indicator) merupakan sistem avionik untuk mengetahui posisi pesawat, apakah pesawat dalam kondisi pitch atau roll. Selain itu, sistem ini berfungsi untuk menunjukkan glideslope dan localizer pada sistem ILS (Instrument Landing System). Kemudian EHSI (Electronic Horizontal Situation Indicator) berfungsi menyajikan informasi navigasi untuk seluruh penerbangan. EADI dan EHSI teknologi yang sangat diperlukan untuk mengurangi beban kerja pilot dan penggabungan informasi navigasi lainnya. Instalasi EFIS meliputi display, control, dan data processor. Fungsi dari EFIS ialah untuk menyediakan tampilan visual kepada kru penerbangan mengenai semua Data informasi penerbangan yang meliputi informasi EADI dan EHSI. Dalam sistem EFIS, EADI dan EHSI biasanya ditunjukkan sebagai PFD (Primary Flight Display) dan ND (Navigation Display). Adapun masing-masing penjabaran dari PFD dan ND sebagai berikut:
a.
Primary Flight Display (PFD)
PFD adalah instrumen-instrumen yang terdapat di dalam Cockpit pesawat yang berfungsi menampilkan data-data primer mengenai situasi penerbangan dari pesawat, yang sedang dikendalikan dan terletak pada bagian luar Display Unit (DU) tepat pada arah pandang pilot atau co-pilot. PFD terdiri dari PFD 1 dan PFD 2 untuk menampilkan semua Data informasi penerbangan yang meliputi sebagai berikut : Altimeter Indikator
12
13
Altimeter indicator adalah suatu instrumen yang dipakai untuk mengetahui ketinggian (Altitude) pesawat terbang terhadap suatu landasan atau tinggi pesawat terhadap permukaan laut. Atitude Indikator instrumen ini dikenal juga dengan Artificial Horizon yang berfungsi menunjukkan letak pesawat terhadap garis horison. Instrumen ini dapat memberi informasi ketinggian nose pesawat terhadap garis horison saat sedang mengudara sehingga dapat menghindari peristiwa stall (kehilangan daya dorong) akibat nose pesawat yang terlalu tinggi atau terlalu rendah. Airspeed Indikator instrumen ini berguna untuk menunjukkan kecepatan pesawat relative terhadap keadaan udara di sekitar pesawat dengan pengukuran dalam knot, dimana 1 knot = 1.852 km/jam. Heading Indikator Heading Indikator atau Directional Gyro merupakan instrumen yang menunjukkan heading dari pesawat relatif terhadap arah utara berdasarkan letak geografis bumi. Instrumen ini dikalibrasi berdasarkan arah utara kutub magnet bumi (dari kompas magnetik) untuk meningkatkan kepresisian penunjukan arah. Vertical speed indikator (VSI) Instrumen ini menampilkan kecepatan pendakian atau penurunan pesawat setiap waktu (dinyatakan dalam feet atau minute). Jika bernilai positif, artinya pesawat sedang melakukan pendakian (climbing) dengan nilai maksimum yang umum saat naik 700 fpm, sebaliknya jika negatif artinya pesawat sedang menurun (descending) dengan nilai maksimum saat turun yaitu 500 fpm. Flight Mode Annunciator (FMA) Flight Mode Annunciator (FMA) berfungsi untuk mengaktifkan mode Auto Flight System (AFS) . Trajectory Deviation
13
14
Trajectory Deviation berfungsi untuk menampilkan kemiringan dan vertikal deviasi pada pesawat seperti Instrument Landing System (ILS).
Untuk menunjukkan data-data informasi yang ditampilkan oleh PFD dapat dilihat pada Gambar 2.3.
Gambar 2.3 Tampilan Primary Flight Display (PFD) Sumber : b.
Navigation Display (ND)
Navigation Display (ND) adalah instrumen-instrumen yang terdapat di dalam Cockpit pesawat yang memberikan informasi seputar navigasi dan menghitung posisi secara otomatis dan menampilkan pada pilot dan co-pilot dalam display peta bergerak. ND terdiri atas ND 1 dan ND 2 yang masing-masing menampilkan informasi penting pada pesawat melalui indikator pada navigasi instrument yang dijelaskan dan ditunjukkan pada gambar 2.4 sebagai berikut: VOR (Very High Frequency (VHF) Omnidirectional Radio Range) VOR Merupakan salah satu sistem navigasi yang menggunakan frekuensi radio atau berbasis satelit dan dipasang pada suatu lokasi tertentu di dalam atau di luar lingkungan bandar udara sesuai fungsinya. Frekuensi yang digunakan untuk navigasi mulai dari 108 MHz- 117.975 MHz. Instrument Landing System (ILS) ILS merupakan instrument elektronika yang fungsi sebagai sistem pemandu pendaratan pesawat udara. Sistem ini membantu pesawat udara untuk mendarat tepat pada garis tengah runway dan dengan sudut pendaratan yang tepat. Berdasarkan fungsi pemanduaan, terdapat tiga
14
15
komponen peralatan yang terdapat pada ILS, yaitu : Marker Beacon; Localizer; Glide Slope. Automatic Direction Finder (ADF) Automation direction finder (ADF) berfungsi untuk menentukan arah bearing atau arah heading pesawat terhadap suatu station radio yang sedang diterima. Selain itu, dengan berdasarkan dua atau lebih station radio yang diterima, dapat diketahui posisi pesawat berdasarkan peta penerbangan. Cara kerja sistem ADF bearing station adalah bagaian depan (kepala) pesawat dianggap selalu menghadap ke arah utara. Bearing Indikator yang terdapat di pesawat menampilkan arah Bearing suatu radio station relative terhadap arah heading pesawat. Traffic Collision Avoidance System (TCAS ) report Traffic Collision Avoidance System (TCAS) merupakan sistem anti tabrakan lalu lintas yang dirancang untuk mengurangi kejadian tabrakan udara antara pesawat terbang dengan memberikan peringatan dini. TCAS dapat mendeteksi pesawat lainyang dilengkapi dengan Mode S Transponder yang akan mengirimkan sinyal ke pesawat yang memiliki TCAS tersebut. Weather Radar Mapping (WRM) Weather Radar Mapping merupakan sistem cuaca / radar cuaca berfungsi untuk membantu penglihatan (sensed) pilot dalam menghindari beberapa kondisi yang tidak terjangkau seperti curah hujan yang deras, aktivitas petir, dan turbulensi yang parah pada saat menerbangkan pesawat di malam hari. Cara kerja WRM menggunakan radar sebagai sensed Flight Management System (FMS) Flight Management System (FMS) merupakan sistem manajemen penerbangan yang mengotomatisasi berbagai tugas dalam penerbangan, mengurangi beban kerja pada awak pesawat, menggunakan berbagai sensor (seperti GPS dann INS sering didukung oleh navigasi radio) untuk menentukan posisi pesawat. FMS dapat memandu pesawat sepanjang rencana penerbangan. Dari cockpit, FMS biasanya dikendalikan melalui
15
16
control unit tampilan (CDU) yang menggabungkan layar kecil dan keyboard atau layar sentuh. FMS mengirimkan rencana penerbangan untuk display ke instrumen elektronik sistem penerbangan (EFIS), navigasi tampilan (ND), atau Mulfifungsi Tampilan (MFD).
Gambar 2.4 Tampilan Navigation Display (ND)
2.2.2 Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM) Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM) adalah sistem yang dikembangkan oleh AIRBUS, yang berfungsi untuk memonitor secara otomatis keseluruhan sistem pesawat termasuk bahan bakar, elektrikal, dan sistem mesin. Selain itu, ECAM juga membuat detail informasi mengenai gangguan dalam operasi Abnormal yang berisi prosedur untuk memperbaiki masalah-masalah yang terjadi dalam bentuk peringatan/ warning dan alarm/ alert. ECAM dalam menampilkan Data informasi dibagi menjadi dua bagian yaitu engine warning display (EWD) atau biasa disebut upper ECAM Display Unit (DU) dan System Display (SD) atau biasa disebut lower ECAM DU.
a. Engine Warning Display (EWD) Engine Warning Display (EWD) berfungsi menampilkan bagian upper Display Unit (DU) yang diletakkan dibagian tengah instrument panel untuk memberikan informasi yang terdiri dari mesin (engines primary parameter), bahan bakar pesawat (Fuel On Board) , slat and flap position (wing configuration), peringatan (warning) dan alarm / alaerts. Tampilan EWD didesain seperti “speedometer” untuk membaca digital output dari paramater. Tampilan EWD ini dapat dilihat 16
17
pada Gambar 2.5. Beberapa instrumen pesawat udara yang termasuk engine parameter yaitu: -
Oil Pressure Indicator
-
Fuel Pressure Indicator
-
Tachometer Indicator
-
HidraulicPressure Indicator
-
Fuel
-
Manifold Pressure Indicator
System
-
Pressure switch
-
Fuel Flow Indicator
-
Oil Temperature Indicator
-
Torque Meter Indicator
-
Cylinder Head Temperature
-
Exhaust Gas Temperature
Quantity
Indicating
Indicator
Indicator
Gambar 2.5 Tampilan Engine Warning Display (EWD)
b.
System Display (SD) System Display (SD) merupakan tampilan pada bagian lower Display Unit
(DU) yang dipasang pada bagian tengah panel instrumen. untuk menampilkan pesan peringatan, larangan, secondary failures dan pesan memo. SD juga disebut sebagai lower ECAM DU, yang terbagi atas dua bagian area yaitu area tampilan atas (upper area display) atau status pages, bagian ini dimunculkan secara otomatis atau secara manual melalui ECAM control panel (ECP). Area tampilan bawah (lower area display) data yang dtampilakn berupa data permanen yang terdiri dari Total Air Temperature (TAT), Static Air Temperature (SAT), Delta International Stanard Atmosphere (ISA), Gross Weight (GW), Center Of Gravity (GWCG), dan
17
18
Universal Coordinated Time (UTC). Tampilan Sistem display (SD) ini dapat dilihat pada gambar 2.6
18
19
Gambar 2.6 Tampilan System Display (SD)
2.3 Display Management Computer (DMC) Display Management Computer (DMC) mempunyai tiga buah DMC yang diidentifikasi sebagai DMC1, DMC2, dan DMC3. DMC memperoleh dan memproses sinyal yang diterima dari sensor dan komputer lain untuk menghasilkan sinyal grafis yang akan ditampilkan pada display unit. DMC diletakkan dalam rak elektronik (800VU). Setiap DMC mampu memonitor critical parameter yang ditampilkan pada 6 DU (2 PFD, 2 ND, 1 EWD dan 1 SD) secara bersamaan. Dalam konfigurasi normal, setiap DMC di digerakan oleh dua Display Unit (DU) yang diikuti diantaranya :
DMC 1 digerakan oleh CAPT PFD DU dan CAPT ND DU
DMC 2 digerakan oleh F/O (co-pilot) PFD DU dan F/O (co-pilot) ND DU
DMC 3 digerakan oleh EWD DU dan SD DU
DMC memerlukaan beberapa jenis sinyal yaitu discrete signal, ARINC 429, programmable bus (High Speed or low speed), ARINC 453 sebagai data radar, RS232 bus sebagai shop test. Secara aturan umum, semua sinyal dari berbagai sensor di pesawat dan sistem komputer (FWC dan SDAC) dikirim secara redundant pada 3 DMC. Contohnya DMC3 tersedia sebagai cadangan jika DMC1 atau 2 mengalami kegagalan, DMC3 dapat secara manual dipilih untuk
20
menggantikan unit yang gagal (redudancy). Kegagalan dari satu atau lebih saluran dalam DMC akan menyebabkan garis diagonal muncul pada unit layar yang sesuai.
2.4 Display Unit (DU) Display Unit (DU) merupakan salah satu dari komponen utama pada EIS yang mempunyai 6 LCD unit yaitu 2 PFD, 2 ND, 1 EWD dan 1 SD. Setiap display LCD unit mempunyai kemampuan untuk memproses tampilan yang dibutuhan pada PFD, ND, EWD atau SD. LCD unit menerima dan memproses data melalui ARINC 629 high speed (HS) bus dari 3 DMC dan melalui ARINC 453 untuk weather radar (WXR) dan EGPWS (BITMAP image) yang berikan dari DMC1 dan DMC 2. LCD menampilkan operasi normal sebagai berikut :
CAPT or F/O PFD,
CAPT or F/O ND,
EWD,
SD
2.5 Switching Panel Switching panel merupakan salah satu bagian komponen utama EIS yang terdiri dari CAPT EFIS switching panel, F/O EFIS switching panel, dan ECAM switching panel. Switching panel berfungsi sebagai rotary selector untuk mengatur mode DMC dan mengatur kecerahan pada tampilan Display Unit secara manual maupun otomatis. Switching panel terdiri atas: a. CAPT EFIS dan F/O EFIS switching panel CAPT EFIS dan F/O switching panel terdiri dari empat bagian masing-masing yaitu 1 mode rotary selector yang didalamnya sudah terdapat satu relay yang untuk mengatur mode DMC (Auto, 1, 2, 3 ), PFD/ND push bottom, 2 rotary selector yang berfungsi untuk mengatur kecerahan pada tampilan PFD display dan ND display. EFIS switching panel dapat dilihat pada Gambar 2.7
21
Gambar 2.7 EFIS switching panel
b. ECAM switching panel ECAM switching panel terdiri 2 rotary selector yang didalamnya terdapat dua relay. Rotary selector bagian atas berfungsi sebagai switching mode DMC (1, auto, 2, 3). Rotary selector bagian bawah berfungsi sebagai switching CAPT, auto, F/O). ECAM switching panel ini dapat dilihat pada Gambar 2.8.
Gambar 2.8 ECAM switching panel 2.6 Control Panel Control panel merupakan salah satu bagian komponen utama EIS yang berfungsi untuk mengontrol dan mengoperasikan EIS. Control panel terdiri dari EFIS control panel dan ECAM control panel, yang dijabarkan sebagai berikut: a. EFIS control panel
22
EFIS control panel merupakan bagian dari flight control unit (FCU) dan terdiri dari PFD control panel dan ND control panel sebagai berikut: ND control panel PFD control panel terdiri dari set rotary selector dan pushbottons untuk menampilkan display ND yang berbeda. Selector mode ILS, VOR, NAV, ARC, PLAN, dan ENG digunakan untuk mengubah layout pada display, selector 10 sampai 320 NM berfungsi sebagi mengubah skala pada display ND, CSTR sampai ARPT digunakan untuk menambahkan kondisi penerbangan (flight information) seperti navaids, airport atau constraint data. Informasi ADF atau VOR dapat ditambahkan untuk display ND page menggunakan switch ADF/VOR 1 dan 2. - CSTR
= CONSTRANT
- WPT
= WAYPOINT
- VORD
= VOR/DME
- NDB
= NON DIRECTIONAL BEACON
- ARPT
= AIRPORT
PFD control panel ND control panel terdiri dari switch rotary selector dan pushbottons. Switch rotary selector berfungsi untuk mengatur barometric dalam satuan inches atau mercury (In Hg) atau dalam hecto Pascal (hPa). Pengaturan baro knob dapat di pulled atau pushed. FD Pushbottons berfungsi sebagai flight director,
LS
pushbottons berfugsi untuk menampilkan informasi display LS. Tampilan EFIS control panel ini dapat dilihat pada Gambar 2.9. b. ECAM control panel ECAM control panel berfungsi untuk menampilkan pilhan data-data informasi pada tampilan sistem display (SD) yang meliputi: -
Engine secondary parameters . . . . . . ENGINE
-
Air Bleed . . . . . . . . . . . . . . . ...............BLEED
-
Cabin pressurization. . . . . . . . . . ........CAB PRESS
-
Electrical power supply (AC). . . . . . ..ELEC/AC
-
Electrical power supply (DC). . . . . . ..ELEC/DC
23
-
Hydraulic power . . . . . . . . . . . . .........HYD
-
Circuit breaker status. . . . . . . . ........ .C/B
-
Fuel. . . . . . . . . . . . . . . . . . .................FUEL
-
APU . . . . . . . . . . . . . . . . . . ...............APU
-
Air conditioning. . . . . . . . . . . .......... COND
-
Doors and oxygen. . . . . . . . . . . . ......DOOR/OXY
-
Landing gear, wheels, brakes. . . . . . .WHEEL
-
Flight controls . . . . . . . . . . . ............. F/CTL
-
Cruise phase parameters . . . . . . . . ....CRUISE
-
Operational status. . . . . . . . . . . .......STATUS
ECAM control panel ini dapat dilihat pada Gambar 2.10.
Gambar 2.9 Tampilan EFIS control panel
Gambar 2.10 Tampilan ECAM control panel
BAB III HASIL PELAKSANAAN PKL
3.1 Unit Kerja PKL GMF AeroAsia merupakan anak perusahaan PT.Garuda Indonesia. GMF AeroAsia berasal dari GMF (Garuda Maintenance Facility) yang merupakan sebuah strategy Business unit dari PT.Garuda Indonesia. GMF AeroAsia resmi didirikan pada bulan Agustus 2003. GMF AeroAsia ditempatkan di Bandar Udara Soekarno-Hatta, Cengkareng, 5 km dari sebelah barat gerbang utama dan dibangun pada lahan seluas 115 Ha dengan pembagian areal yang ditunjukkan pada tabel 3.1. Tabel 3.1 Pembagian Areal Lahan PT. GMF Aeroasia No
Fasilitas
Pembagian Areal (Ha)
1
Hangar
8,7 Ha
2
Workshop
9,7 Ha
3
Engine test cell and utility
1,5 Ha
4
Appron, taxy way, run up bay
44,4 Ha
5
Central store and engine shop
1,7 Ha
6
Perkantoran
0,6 Ha
7
Pertamanan
53,4 Ha
8
Gedung management dan pusat olahraga
0,96 Ha
GMF memiliki empat buah hangar dimana setiap hangar dilengkapi dengan service fits untuk sumber listrik 50 Hz dan 400 Hz, pressure air, contitoned air untuk kabin dan ventilasi pesawat. Masing-masing hangar digunakan untuk: Hangar 1: Digunakan untuk perawatan besar pesawat bersayap lebar dan dilengkapi dengan bridge care yang dipasangi pada etsuliter atap untuk 10 ton, 3,5 ton, dan 1 ton masing-masing 2 buah dan 1 buah dock untuk pesawat. Hangar 2: Digunakan untuk perawatan ringan semua jenis pesawat yang dilengkapi genset yang berkapasitas maksimal 1560 KVA.
24
Hangar 3: Digunakan untuk perawatan besar Fokker 28, DC-9, dan DC-10, B737 dan A-300 dilengkapi dengan bridge crane dengan kapasitas 8 ton sebanyak 2 buah dan kapasitas 3,5 ton sebanyak 4 buah dan sebuah dock. Hangar 4: Demi memenuhi kebutuhan pelanggan, GMF AeroAsia telah menambah fasilitas dengan membangun Hangar 4. Hangar baru yang memiliki luas total 66.940 m ini melayani hingga 16 pesawat narrow body dan satu line untuk mengecat pesawat 3.1.1
Struktur Organisasi Engineering Service (Unit TE)
Engineering Service (unit TE) memiliki tanggung jawab dalam melaksanakan proses analisa program perawatan dan memastikan program perawatan tersebut dapat berjalan efektif dan efisien pada pesawat A320, A330, ATR72, B737-800, B747-400, B777-300ER, dan CRJ1000. Adapun struktur organisasi Engneering Service dapat dilihat pada bagan berikut :
Gambar 3.1 Organisasi Dinas Engineering Service Penulis ditempatkan di bagian Subdinas Aircraft Engineering (TEA) yang bertugas untuk menganalisa proses perawatan secara langsung di lapangan sehingga dapat meningkatkan kehandalan pesawat. Subdinas TEA dibagi menjadi 4 grup, yaitu TEA-1 (Avionic & System), TEA-2 (Power Plant), TEA-3 (Cabin), TEA-4 (Structure & Material Process).
25
3.2 Uraian Praktik Kerja Lapangan Dalam pelaksanaan Praktik Kerja Lapangan (PKL) di PT. GMF AeroAsia, tahapan awal yang dilakukan penulis dengan pembimbing PKL yaitu berdiskusi. Diskusi tersebut mengenai topik apa yang sesuai untuk penulis kerjakan yang berhubungan dengan instrumentasi dan avionik. Pada minggu kedua, penulis diajak oleh pembimbing untuk mengunjungi workshop 2 dimana tempat kalibrasi dilakukan. Namun penulis tidak dapat mengikuti proses kalibrasi instrumen seperti airspeed indicator karena waktu pelaksanaan kalibrasi tidak menentu, tergantung dari adanya orderan komponen tersebut atau tidak. Selanjutnya penulis diberikan beberapa materi tentang Indicating dan Recording System pada pesawat AIRBUS A330 yang di dalamnya terdapat submateri berupa Electronic Instrument System (EIS). Penulis memutuskan untuk mempelajari lebih dalam tentang sistem dari Electronic Instrument System (EIS) yang di dalamnya terdapat instrumen –instrumen penerbangan. Atas bantuan dan arahan dari pembimbing PKL, penulis mempelajari dan membahas tentang kerja sistem tersebut pada pesawat, serta ikut dalam proses pengetesan dalam pengoperasian sistem Electronic Instrument System (EIS) pada pesawat jenis AIRBUS A330.
3.3 Pembahasan Hasil PKL Pada pelaksanaan Praktik Kerja lapangan ini penulis akan membahas mengenai salah satu sub-materi dari Indicating System di pesawat yaitu Sistem EIS (Electronic Instrument System) pada jenis pesawat AIRBUS A330. 3.3.1 Arsitektur Electronic Instrument System (EIS) Arsitektur EIS dirancang dengan Display Unit (DU) yang terdiri dari 6 Liquid Crystal Display (LCD) unit dan 3 Display Management Computers (DMC). Untuk bagian ECAM sistem, data di proses melalui 2 System Data Acquistion Concentrators (SDAC) dan 2 Flight Warning Computer (FWC). Arsitektur EIS terdiri atas arsitektur EFIS dan ECAM yang dijelaskan pada sub-bab 3.1.
26
SDAC terdiri atas SDAC 1 dan SDAC 2 yang memiliki sifat yang sama (identik) dan interchangeable. Sistem ini memiliki 3 fungsi dasar yaitu data acquistion, data concentration, dan data digitization. Data yang diterima SDAC berupa sinyal (descrete, analog, digital), dari sensor yang ada pada sistem pesawat di fokuskan dan di konversikan dalam format digital melalui ARINC 429. data yang telah diolah oleh SDAC dikirimkan ke 3 DMC dan FWC. FWC terdiri dari FWC 1 dan FWC2 yang memiliki sifat yang sama (identik) dan interchangeable. Sistem ini memiliki 3 fugsi dasar yaitu data acquistion, data warning computation untuk keadaan darurat (warning situation), dan flight phase computation. Setiap FWC mengaktifkan semua peringatan dan pesan (caution message) yang ditampilkan pada ECAM Display Unit (DU). 3 DMC (DMC1, DMC2, DMC3) yang memliki sifat yang mirip (identik) dan interchangeable. DMC ini menerima dan memproses sinyal dari sensor pesawat atau melalui input SDAC, untuk menampilkan data-data informasi pada Display Unit (DU). DU mengatur dan menampilkan informasi pada setiap unit. Dalam operasi normal DMC menggerakkan CAPT Primary Flight Display (PFD), CAPT Navigation Display (ND), Engine/ Warning Display (EWD) dan System Display (SD). Dalam operasi normal DMC 2 menggerakkan F/O PFD dan ND DU. Jika DMC 1 gagal, secara otomatis digantikan oleh DMC 2 hanya untuk ECAM. DMC 2 tidak dapat digerakkan oleh CAPT PFD dan ND, manual
27
28
switching untuk DMC 3 diperlukan. DMC 3 dan digerakkan oleh 6 DU. DMC 3 digunakan jika terjadi kegagalan pad DMC 1 dan DMC 3, dimana dapat dilakukan dengan memutar secara manual pada EFIS switching panel. DU terdiri dari 6 LCD unit yang memiliki sifat yang sama (identik) dan interchangeable. Setiap LCD unit memiliki kemampuan untuk memproses dan mengaktifkan tampilan yang dibutuhkan pada PFD, ND, EWD, dan SD melalui ARINC 629 High Speed (HS) bus dari 3DMC dan melalui ARINC 453 untuk weather radar (WXR) dan EGPWS (gambar BITMAP) data yang diberikan dari DMC 1 dan 2. Antarmuka EFIS switching panel untuk memperbaiki kegagalan dan redudancy yang telah dilakukan oleh discrete dan sinyal analog. LCD mengirimkan sinyal kembali pada DMC untuk monitoring DU critical parameter feedback via ARINC 629 bus.
Gambar 3.1 Arsitektur EIS
29
3.3.1.1 Arsitektur Electronic Flight Instrument System (EFIS) Arsistektur EFIS sistem ditunjukkan pada Gambar 3.2. Arsitektur EFIS tersusun atas 3 DMC (DMC 1, DMC 2, dan DMC 3) yang memiliki sifat identik satu sama lain dan interchangeable. 3 DMC ini untuk menampilkan data-data informasi pada 4 Display Unit (DU), dengan memproses data yang diperoleh dari input sensor berupa parameter-parameter yang terukur pada pesawat. Dalam operasi normal, DMC 1 menggerakan CAPT PFD1 dan ND1, DMC 2 menggerakan F/O PFD2 dan ND2. DMC 3 dalam posisi standby dan dapat digunakan jika DMC 1 dan/ atau DMC 3 mengalami kegagalan. Untuk display EFIS, data dari Air Data and Intertial Reference System (ADIRS) dan data navigasi dari Flight Management Guidance and Envelope System (FMGES) dikirimkan langsung kepada DMC melalui ARINC 429.
Gambar 3.2 Arsitektur EFIS [Sumber : A330-200/300 Training Manual]
3.3.1.2 Arsitektur Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM) Arsistektur ECAM
sistem ditunjukkan pada Gambar 3.3. DMC 3
menggerakan EWD dan SD. Fungsi ECAM dicapai oleh SDAC dan FWC. SDAC
30
memenuhi 3 fungsi dasar yaitu data acquistion dari sistem pesawat, data concentration, data digitizing yang akan dikirim DMC untuk menampilkan pada SD. DMC menerima data yang ada pada sistem pesawat secara langsung untuk menampilkan pada bagian upper dari EWD. SDAC menerima input sensor berupa parameter dari sistem pesawat untuk diolah ke dalam bentuk format digital yang akan dikirimkan kepada FWC. FWC memeuhi 3 fungsi dasar yaitu data akuisisi dari beberapa sistem pesawat, data peringatan meliputi (semua peringatan, memo, dan status), dan flight pahse computation termasuk untuk konfigurasi pesawat. FWC mengaktifkan semua pesan peringatan dan attention getters ( MASTER WARning, MASTER CAUTion dan AUTOLAND) serta dua sinyal audio dan panggilan (call-out) yang disiarkan melalui dua pengeras suara (laoudspeaker). Saat kondisi normal, DMC3 menggerakan EWD dan SD. DMC1 dan DMC2 dalam kondisi standby dan dapat digunakan jika DMC mengalami kegagalan.
Gambar 3.3 Arsitektur ECAM [Sumber : A330-200/300 Training Manual]
31
3.3.2 Kontrol Electronic Instrument System (EIS) Pada kontrol EIS sistem ini yaitu mengontrol operasi berupa tampilan grafis dan data penulisan pada Flight Management System (FMS) yang akan ditampilkan pada Display Unit (DU). Dalam mengontrol operasi EIS, sistem ini terdiri atas EFIS control dan ECAM control yang masing-masing dijelaskan sebagai berikut:
EFIS control
Gambar 3.4 EFIS control [Sumber : A330-200/300 Training Manual]
Gambar 3.4. menunjukkan EFIS control yang terdiri dari EFIS control panel dan EFIS switching panel. EFIS control panel ini memiliki beberapa tombol atau saklar yang digunakan untuk mengaktifkan kinerja PFD dan ND, tombol-tombol PFD dan ND terdiri dari : a. BARO reference selector knob BARO reference selector knob merupakan sebuah selector knob yang mempunyai dua fungsi yaitu sebagai saklar putar (rotary selector) dan pushbotton. Saklar putar berfungsi untuk memilih QNH baro dalam satuan Hg atau hPa. Penunjukan QNH pada PFD display ditampilkan pada bagian bawah altitude scale. Pushbotton berfungsi sebagai pengatur ulang (RESET) QNH baro, jika nilai baro tidak tampilkan pada display PFD saat saklar putar (rotary selector) tidak bekerja.
32
b. Flight Director (FD) pushbotton switch FD pushbottons switch merupakan saklar push-on / push-off digunakan untuk mengaktifkan FD bar yang terdiri dari pitch, roll, dan yaw pada tampilan PFD. c. Landing System (LS) pushbotton switch LS pushbotton switch merupakan saklar push-on / push-off yang berfungsi unuk mengaktifkan GLIDE / SLOPE/ LOCALIZER scale dan simbol standar (deviation Scale) pada tampilan dispaly PFD.
d. Mode selector switch Mode selector switch merupakan saklar putar (rotary switch ) yang mempunyai 3 buah mode/modus operasi untuk ditampilkan display ND. 3 buah mode tersebut adalah: Mode ROSE Mode ROSE ini berfungsi menampilkan full heading pada pesawat. Mode ROSE ini terdiri dari 3 sub-mode yaitu : ROSE-NAV ROSE NAV berfungsi menampilkan flight plan dan posisi navaids. Mode ROSE-NAV ini dapat dilihat pada Gambar 3.5. ROSE-VOR ROSE VOR berfungsi menampilkan HSI. Mode ROSE-VOR ini dapat dilihat pada Gambar 3.6. ROSE-LS ROSE LS berfungsi menampilkan ILS dan standar localizer. Mode ROSELS ini dapat dilihat pada Gambar 3.7. Mode ARC Mode ARC ini memiliki mode yang mirip dengan ROSE-NAV, hanya berbeda tampilan. Mode ARC sering digunakan pilot selama penerbangan. Mode ROSEARC ini dapat dilihat pada Gambar 3.8. Mode PLAN
33
Mode PLAN ini berfungsi utuk menampilkan rute secara visual dengan menunjukkan Waypoint setelah diprogram. Waypoint ditunjukkan dibagian tengah dari display melalui MCDU control. Mode ROSE- PLAN ini dapat dilihat pada Gambar 3.9. Mode ENG Mode ENG berfungsi untuk mengaktifkan halaman engine (engine page) pada display EFIS, jika terjadi kegagalan pada display ECAM.
Gambar 3.5 ROSE-VOR
Gambar 3.6 ROSE-NAV
34
Gambar 3.7 ROSE-LS Gambar 3.8 Mode ARC
Gambar 3.9 Mode
PLAN
e. Scale selector switch Scale selector switch merupakan saklar putar (rotary switch ) yang berfungsi untuk mengatur skala navigasi, TCAS, dan Weather Radar (WXR) pada tampilan display ND. Scale selector switch ini memiliki pilihan skala mulai dari 10, 20, 40, 80, 160, 320 Nautical Miles (NM). f. ADF-VOR selector switch ADF-VOR selector switch merupakan sebuah toggle yang memiliki 3 posisi selector yaitu ADF, OFF, dan VOR yang berfungsi sebagai penunjuk karakteristik Navigasi pada tampilan display ND. g. Selection of data stored in the FMGEC database Selection of data stored in the FMGEC database merupakan sebuah pilihan data yang memiliki fungsi khusus untuk menghindari tampilan display yang tidak tersusun rapi. Pilihan data ditunjukkan melalui 5 pushbottons switch yang terdiri dari: ARPT pushbotton switch ARPT pushbotton switch berfungsi untuk menampilkan informasi di seluruh lingkungan bandara pada tampilan ND
35
NDB pushbotton switch NDB pushbotton switch berfungsi untuk menampilkan semua ADF ground pada tampilan ND. VOR-D pushbotton switch VOR-D pushbotton switch berfungsi untuk menampilkan semua VOR dan DME pada tampilan ND WPT pushbotton switch WPT pushbotton switch berfungsi menampilkan semua waypoint yang termasuk dalam flight plan pada tampilan ND CSTR pushbotton switch CSTR pushbotton switch berfungsi menampilkan waypoint selanjutnya yang termasuk dalam flight plan pada tampilan ND. EFIS switching panel ini berfungsi sebagai panel alternatif bagi awak pesawat (flight crew), jika terjadi kerusakan pada komponen EIS. EFIS switching panel ini terdiri dari PFD potensiometer, ND potensiometer, PFD/ND pushbottons, dan EFIS DMC selector switch.
ECAM control
Gambar 3.11 ECAM control
36
[Sumber : A330-200/300 Training Manual]
Gambar 3.11 ini menunjukkan ECAM control yang terdiri dari ECAM control panel dan ECAM switching panel. ECAM control panel memiliki beberapa tombol dan saklar putar (rotary sewitch) yang digunakan untuk mengaktifkan kinerja EWD dan SD, masing-masing tombol itu adalah: 2 potensiometer untuk mengatur kecerahan (brightness) pada display ECAM 4 tombol yang terdiri dari: o 2 tombol CLR yang sama yang berfungsi untuk menghapus warning atau caution message dan untuk mengubah display ECAM jika, parameter engine tidak berpengaruh) o 1 tombol RCL berfungsi untuk menyalakan alarm kembali o 1 tombol STS berfungsi untuk mengaktifkan status page pesawat secara manual o 13 tombol sistem yang dipilih secara manual berfungsi untuk menampilkan Synoptic Diagram (SD) pada pesawat o 1 tombol ALL berfungsi untuk menampilkan semua system pages dan juga untuk mengaktifkan kembali system page jika terjadi failure pada ECAM control panel. o 1 tombol EMER CANC berfungsi untuk awak pesawat (flight crew) membatalkan warning/caution. ECAM switching panel berfungsi sebagai panel alternatif bagi awak pesawat (flight crew), jika terjadi kerusakan pada komponen EIS. ECAM switching panel dalam mengontrol sistemnya dilakukan secara manual dengan menggunakan switching panel yang terdiri dari 2 potensiometer yaitu DMC selector switch dan ECAM/ND transfer control manual. 3.3.3 Operasi Electronic Instrument System (EIS) Dalam mengoperasikan EIS sistem terdiri atas Operasi Normal EIS dan Operasi Abnormal EIS. Operasi-Operasi tersebut yaitu:
37
3.3.3.1 Operasi Normal Electronic Instrument System (EIS) Dalam operasi normal, beberapa hal yang perlu diperhatikan oleh setiap DMC yaitu input dari sensor, data/parameter yang dihasilkan dalam keaadan power dihidupkan (ONSIDE source). Dalam operasi normal, setiap DMC digerakkan oleh 2 Display Unit (DU) yaitu:
DMC 1 digerakkan oleh CAPT PFD DU dan CAPT ND DU
DMC 2 digerakkan oleh F/O PFD DU dan F/O ND DU
DMC 3 digerakkan oleh EWD DU dan SD DU
Operasi Normal EIS sistem ini ditunjukkan pada Gambar 3.12
Gambar 3.12 Operasi Normal EIS [Sumber : A330-200/300 Aircraft Maintenance Manual (AMM)]
3.3.3.2 Operasi Abnormal Electronic Instrument System (EIS) Operasi Abnormal EIS merupakan operasi tidak normal pada EIS sistem yang disebabkan oleh kegagalan fungsi (functional failure). Operasi-operasi tidak normal (Abnormal) EIS meliputi: a.
PFD atau ND failure
PFD atau ND failure yaitu keadaan ketika Primary Flight Display (PFD) gagal atau off, maka display PFD secara otomatis akan dikirim pada Navigation Display (ND). Dalam hal ini, display PFD dapat ditampilkan kembali melalui display ND dengan
38
menekan tombol pushbotton PFD/ND pada switching panel. Sebaliknya posisi tersebut juga berlaku untuk ND failure. PFD dan ND failure ini ditunjukkan pada Gambar 3.13.
Gambar 3.13. PFD atau ND failure [Sumber : A330-200/300 Training Manual]
b. EWD/SD Failure EWD/SD Failure ini terbagi atas dua failure yaitu EWD atau SD failure EWD atau SD failure merupakan keadaan ketika Engine/ Warning Display (EWD) gagal atau dalam keadaan off. Display EWD secara otomatis akan dikirim kepada System display (SD). Dalam hal ini, satu Display Unit (DU) mampu untuk menunjukkan display ECAM, posisi ini disebut mode ECAM single display. Dalam mode ini, EWD mempunyai prioritas tetapi system page yang akan ditampilkan sementara, jika salahsatu tombol pada ECAM control panel (ECP) ditekan. Jika failure terjadi pada lower display, EWD ditampilkan pada upper display dan posisi ini juga disebut mode ECAM single display. Untuk memulihkan failure ini, pilot dapat menggunakan pilihan ECAM/ND switching panel. EWD dan SD failure
39
EWD dan SD failure merupakan posisi dimana kedua ECAM DU gagal atau keadaan off. Awak pesawat (flight crew) dapat menampilkan display EWD pada ND melalui ECAM/ND selector switch CAPT or F/O switching panel. Penunjukkan kedua failure ini dapat dilihat pada Gambar 3.15.
Gambar 3.15 EWD/SD Failure [Sumber : A330-200/300 Training Manual]
c.
DMC Failure
DMC Failure terdiri atas DMC 1(2) failure, DMC 3 failure, DMC 1+3 failure, dan DMC 1+2+3 failure. Masing-masing failure tersebut yaitu: DMC 1(2) failure Dalam konfigurasi normal, captain (F/O) PFD dan ND dipengaruhi oleh failure dari Display Management Computer 1(2) (DMC). Dalam hal ini caution message dan amber message
muncul pada EWD dalam format “INVALID DATA” yang
ditampilkan ditengah display PFD dan ND. Jadi captain (F/O) harus memilih EFIS DMC selector switch pada EFIS switching panel untuk memulihkan kembali informasi PFD dan ND. DMC 1 (2) failure ini dapat ditunjukkan pada Gambar 3.16.
40
Gambar 3.16 DMC 1(2) Failure [Sumber : A330-200/300 Training Manual] DMC 3 Failure DMC 3 Failure terjadi ketika DMC3 gagal, DMC 1 secara otomatis mengambil alih, sebuah pesan ditampilkan pada kedua EWD dan SD untuk satu detik “INVALID DATA”. Awak pesawat memilih ECAM switching /DMC selector switch untuk memilih DMC1. DMC3 failure ini dtunjukkan pada Gambar 3.17.
Gambar 3.17 DMC3 Failure
41
[Sumber : A330-200/300 Training Manual] DMC 1+3 Failure DMC 1+3 Failure merupakan posisi failure ketika DMC 1 dan 3 gagal. CAPT PFD, ND, EWD, dan SD , amber message “INVALID DATA” ditampilkan ditengah display. CAPT harus memutar (switch) pada EFIS DMC selector dan ECAM DMC switching untuk posisi 2. Dalam hal ini caution message muncul pada EWD. Akibatnya DMC 2 digerakkan 6 DU. Pesannya “ EFIS SINGLE SOURCE 2” ditampilkan pada kedua PFD. (mode COPY). DMC 1+3 failure ini ditunjukkan pada Gambar 3.18.
Gambar 3.18 DMC 1+3 Failure [Sumber : A330-200/300 Training Manual] DMC 1+2+3 Failure DMC 1+2+3 Failure merupakan posisi failure ketika ketiga DMC tidak menampilkn informasi EFIS dan ECAM, amber message “INVALID DATA” ditampilkan pada 6 DU. Awak pesawat (flight crew) menggunakan Integrated Standby Instrument System (ISIS). DMC 1+2+3 failure ditunjukkan pada Gambar 3.19.
42
Gambar 3.19 DMC 1+2+3 Failure [Sumber : A330-200/300 Training Manual EFIS switching tidak diijinkan (not allowed) Beberapa EFIS switching tidak diijinkan karena dapat mempengaruhi konfigurasi dari sistem. Dalam hal ini, awak pesawat (flight crew) dapat memutar (switch) pada konfigurasi EFIS switching panel. Selanjutnya amber message muncul ditengah tampillan display PFD. Penunjukkan failure ini dapat dilihat pada Gambar 3.20.
Gambar 3.20 EFIS switching not allowed d.
ECAM Failure
ECAM Failure terdiri dari FWC failure, SDAC failure, dan ECP failure. Masing – masing failure tersebut yaitu: FWC Failure
43
FWC failure merupakan posisi failure ketika satu Flight Warning Computer (FWC) 1(2) gagal, yang lainnya akan secara otomatis mengambil alih. LED pada setiap MASTER WARNing dan MASTER CAUTion dihilangkan. Ketika failure ini terjadi, sebuah caution message muncul pada EWD. Setelah kehilangan 2 FWC, ECAM warning tidak mengaktifkan altitude alert, status, auto call out, dan memo. Dalam hal ini caution message muncul pada EWD. SDAC Failure SDAC Failure merupakan failure ketika satu SDAC 1(2) gagal, yang lainnya secara otomatatis mengambil alih. Ketika failure terjadi sebuah caution message muncul pada EWD. Setelah kehilangan 2 SDAC, amber caution tidak muncul, tetapi semua red message tetap tersedia pada EWD. Pada SD beberapa system page tetep tersedia. Ketika failure terjadi caution message muncul pada EWD. ECAM Control panel (ECP) failure Dalam hal ini, ECP failure, menyediakan beberapa tombol yang tersedia: - ALL - CleaR - ReCalL - StaTus - EMERgency CANCel
44
Display Unit (DU) message DU message merupakan sebuah pesan yang ditampilkan pada DU jika terjadi failure. Masing-masing DU message ditunjukkan pada tabel 3.1
45
Tabel 3.1 DU message Sumber : [A330-200/300 Training Manual]
3.3.4 Perawatan Electronic Instrument System (EIS) Pada Pesawat Garuda A330 Dalam melakukan perawatan (maintenance) Electronic Instrument System (EIS) terdiri dari 2 perawatan yaitu perawatan rutin dan perawatan non rutin. Perawatan rutin merupakan kegiatan pemeliharaan dan perawatan yang dilakukan secara terjadwal dengan interval waktu tertentu. Untuk melakukan prosedur perawatan rutin EIS mengacu pada CAMP (Continuous Airworthniess Maintenance Program) ATA 31. CAMP berisi kolom data yang meliputi CAMP item number, CAMP-item title task description, task code, A/C EFF./ENG.EFF, interval NUM-DIM, sign code-REF.NUM, CAT, RV CD, CAMP RESP, effect date, dan QTY/AC. Kolom data tersebut dapat dilihat pada form lampiran. Perawatan non rutin merupakan perawatan yang dilakukan karena adanya kerusakan pada komponen EIS misalnya Display Unit yang tidak tampil pada display tetapi power dalam kondisi ON, EFIS/ ECAM switching panel yang tidak bekerja atau kerusakan lainnya pada EIS. Perawatan non rutin ini dapat dilakukan secara manual dengan mengacu pada beberapa dokumen seperti “AMM” (Aircraft Maintenance Manual), “TSM” (Trouble Shooting Manual), atau “ASM” (Aircraft Schematic Diagram
Identifikasi Kendali
46
BAB IV PENUTUP
4.1 Kesimpulan Dari penulisan laporan dan kerja praktek yag dilakukan di PT. GMF AeroAsia selama 1 bulan ada beberapa kesimpulan yang dapat penulis ambil, antra lain: 1.
Electronic Instrument System (EIS) terdiri atas 2 fungsi yaitu EFIS (Electronic Flight Instrument System) dan ECAM (Electronic Centralized Aircraft Monitoring).
2.
Electronic Instrument System (EIS) memiliki 6 display LCD unit.
3.
EIS ini terdiri dari EIS terdiri dari atas 7 komputer yaitu 3 Display Management Computers (DMC), 2 Flight Warning Computer (FWC), dan 2 System Data Acquisition Concentrators (SDAC).
4.2 Saran
Penambahan Fitur baru Electronic Instrument System (EIS) pada Display Unit (DU) khusunya pada AIRBUS A330
Perbaikan dan peningkatan manajemen dari PT.GMF AeroAsia perlu terus ditingkatkan untuk memeberikan pelayanan yang terbaik bagi para customer.
47
DAFTAR PUSTAKA
[1]
PT.GMF AeroAsia. 2015. A330-200/Training Manual.Manual No: JCT0031.
[2]
GIA. 2016.Aircraft Maintenance Manual.
[3]
http://apritos.com/wp-content/uploads/2014/07/modul-EIS.pdf, diakses pada 28 Juli 2016
[4]
https://id.scribd.com/doc/64243457/Airbus-A320-ATA-31-EISPresentation, diakses pada 1 Agustus 2016
[5]
http://www.slideshare.net/lpapadop/51-electronic-instrument-systems, diakses pada 1 Agustus 2016
[6]
Nasiri Asro, Ismail Tohir.2010. Visualisasi Navigasi Pesawat Dalam Format Tiga Demensi. Jurnal Dasi Vol.11 No.1.
[7]
http://www.airbusdriver.net/EFIS5.pdf, diakses pada 15 Agustus 2016
[8]
https://en.wikipedia.org/wiki/Electronic_flight_instrument_system #Control_panels, diakses pada 5 agustus 2016
48
LAMPIRAN
Lampiran 1.
1.1
Sejarah Singkat PT.GMF AeroAsia Garuda Indonesia Airways mulai beroperasi pada tanggal 1 Maret 1950.
Garuda Indonesia Airways dalam pengoperasiannya memiliki divisi-divisi yang menyokong kehidupan penerbangan. Salah satunya adalah Divisi Teknik. Divisi ini menangani perawatan dan perbaikan pesawat milik garuda secara eksklusif. Sesuai dengan rencana induk Garuda Indonesia 2002-2006 yang telah disetujui kementerian BUMN, maka pada 19 Agustus 2002, Garuda Indonesia melakukan pelepasan (spin off) terhadap Divisi Teknik perawatan dan perbaikan pesawatnya dan melambangkannya sebagai perusahaan mandiri dengan nama PT Garuda Maintenance Facility AeroAsia atau disingkat GMF AeroAsia. PT. GMF AeroAsia didirikan berdasarkan Akta No. 93 tanggal 26 April 2002 dari Notaris Arry Supratno, S.H. Akta pendirian ini telah disahkan oleh Menteri Kehakiman dan Hak Asasi Manusia Republik indonesia dalam Surat Keputusan No. C-11688 HT.01.01.TH.2002 tanggal 25 Juni 2002, serta diumumkan dalam Berita Negara Republik Indonesia NO.78 tanggal 27 September 2002, Tambahan No. 11677. Berdasarkan Keputusan Menteri Keuangan Republik Indonesia No. 387/KMK.04/2002 tanggal 30 Agustus 2002 menetapkan kawasan berikat dan pemberian persetujuan penyelenggaraan kawasan berikat merangkap pengusaha di kawasan berikat kepada Perusahaan. Sesuai dengan pasal 3 Anggaran Dana Perusahaan, ruang lingkup kegiatan Perusahaan adalah bidang jasa perawatan pesawat terbang, perawatan komponen dan kalibrasi, perawatan engine, pembuatan dan perawatan serta jasa engineering Perusahaan beroperasi secara komersial mulai 1 Agustus 2002. Perusahaan beralamat di Gedung Manajemen Garuda Indonesia, Bandara Soekarno-Hatta, Cengkareng, Tangerang, dengan jumlah karyawan perusahaan sebanyak 2.448 karyawan pada tanggal 25 Maret 2009.
49
50
Dengan telah diresmikannya sebagai lembaga usaha yang mandiri maka pada bulan Agustus 2002 yang lalu, PT. GMF AeroAsia melaksanakan penandatanganan kerja sama dengan PT. Garuda Indonesia dengan pelaksanaan perawatan pesawat secara total. Penandatanganan tersebut merupakan momentum sekaligus menandai dimulainya babak baru dari rangkaian kegiatan dalam proses pembentukan Strategis Bussiness Unit. GMF menjadi salah satu anak perusahaan PT. Garuda Indonesia yaitu PT. GMF AeroAsia. PT. GMF AeroAsia terletak di atas tanah seluas 115 hektar yang berada di area Bandara Soekarno-Hatta, dengan luas keseluruhan yang meliputi fasilitas Hangar, Workshop, Engine Cell, Apron, Taxi Ways, Run Up Bay, Pertamanan, Perkantoran, Central Store, Engine Shop, Gedung Manajemen dan Pusat Olah Raga. GMF
berencana
memperbesar
kapasitasnya
untuk
mengantisipasi
pertumbuhan industri penerbangan untuk tahun-tahun kedepannya. GMF sedang dalam proses membangun Hangar 4 untuk narrow-body aircraft dengan kapasitas 16 lines dan Hangar 5 untuk wide-body aircraft dengan kapasitas 4 lines. Fasilitas lainnya yang dimiliki PT. GMF AeroAsia adalah gudang penyimpanan untuk material, mesin-mesin, dan gedung utility sebagai penyedia tenaga listrik dan air conditioning untuk semua unit bangunan, gudang khusus penyimpanan bahan bakar dan lahan parkir. Disamping lahan yang sangat luas, PT. GMF AeroAsia juga memiliki sumber daya manusia yang berasal dari lembaga dan perguruan tinggi seperti IPTN, BPPT, ITS. ITB, UGM, UI, STTA dan instansi-instansi terkait lainnya. 1.2
Visi dan Misi Perusahaan - Visi PT. GMF AeroAsia adalah Top 10 MROS in the World in 2020. - Misi PT. GMF AeroAsia adalah : To provide integrated and reliable aircraft maintenance solution for saver sky and secure quality of life of mankind.
1.3
Fasilitas Perusahaan GMF AeroAsia berdiri di atas lahan seluas 115 Ha di dalam kompleks
Bandara Internasional Soekarno-Hatta, Cengkareng, Banten.
Semua fasilitas
51
perawatan ini terdiri dari bangunan 480.000 m2 termasuk di dalamnya tiga hangar, satu spares warehouse, workshops, utility buildings, ground support equipment building, chemical stores, engine test cell dan management building. Selain itu, GMF AeroAsia juga memiliki sebuah apron yang mampu menangani 50 pesawat, taxiways, run-up bay dan waste treatment area. Dengan lahan yang luas dan peralatan yang baik, GMF AeroAsia memiliki kemampuan untuk melakukan major modification pada pesawat saat perawatan besar-besaran. Proses pembangunan fasilitas ini dilakukan secara bertahap, sejak tahun 1986 hingga 1991, proses pembangunan ini terdiri dari pembangunan tempat parkir pesawat dan run-up yang selesai pada tahun 1986, hangar II pada tahun 1987, hangar III pada tahun 1988 dan hangar I pada tahun 1991. Pembangunan terakhir yang dilakukan adalah pembangunan gedung serba guna dan manajemen pada tahun 1993, dalam rentan waktu pembangunan pada tahun 1986-1991, juga dibangun sejumlah fasilitas pendukung lainya seperti workshop I dan workshop II, general store, komplek ground support equipment (GSE), tempat pengolahan limbah, engine shop, engine test cell,dan sebagainya , khusus untuk pembangunan fasilitas engine test cell, pihak Garuda Indonesia melalui pemerintah Indonesia mendapat pinjaman lunak dari pemerintah Prancis. Hangar 1. Sebenarnya dimaksudkan untuk perawatan Boeing 747. Hangar ini memiliki luas 22.000 m2 dan cukup untuk 2 pesawat Boeing 747. Dilengkapi dengan satu bay yang digunakan untuk heavy maintenance dari Boeing 747, memperbarui kabin dan memodifikasi wing pylon dari pesawat milik Garuda Indonesia dan klien GMF yang lain.
52
Gambar 2. 1 Hangar 1 (Sumber: Dokumentasi oleh Yuni okatarina) Hangar 2. Memiliki luas area 23.000 m2. Hangar ini terdiri dari tiga aircraft bays yang digunakan untuk perawatan minor, A dan B check. Hangar ini dapat menampung satu pesawat berbadan lebar dan satu pesawat berbadan kecil dalam masing-masing bay.
Gambar 2.2 Hangar 2 (Sumber: Dokumentasi oleh Yuni Oktarina) Hangar 3. Memiliki luas area 23.000 m2. Hangar ini terdiri dari tiga aircraft bays dan digunakan khusus untuk heavy maintenance, apabila diperlukan, layout dapat memuat satu pesawat berbadan lebar dan satu pesawat berbadan kecil di masing-masing bay. Dilengkapi dengan enam roofmounted cranes dan satu bay khusus yang dilengkapi dengan purpose-built docking untuk memfasilitasi pengerjaan pada MD11/DC10 dan pesawat Airbus berbadan lebar.
53
Gambar 2.3 Hangar 3 (Sumber: Dokumentasi oleh Yuni Oktarina) Hangar 4. Dibangun di atas lahan seluas 66.940 m2 dan bisa menampung 16 pesawat narrow body, dimana salah satu line dikhususkan untuk pekerjaan painting. Hangar ini menjadi salah satu hangar terluas dan termodern di Asia. Hangar ini baru selesai dibangun pada tahun 2015.
Gambar 2. 4 Hangar 4 (Sumber: Dokumentasi oleh Yuni Oktarina) Workshop I. Memiliki luas area 10.785 m². Workshop ini merupakan tempat perbaikan komponen yang dilepas dari pesawat. Pada workshop I terdapat unit kerja seperti composit, sheet metal, dan machining. Workshop ini mempunyai kemampuan untuk memperbaiki dan merawat komponen Boeing 747, Boeing 737,
54
Airbus 300, DC9, DC10, Fokker 28. Diantara komponen pesawat yang bisa diperbaiki diantaranya yaitu flight control surface, leading gear, break system and wheel, radar domes galeys, engine pylons, thust reverse doors, dan perlengkapan kabin pesawat. Workshop II. Memiliki luas area 11.814 m². Workshop II merupakan bengkel untuk memperbaiki komponen pesawat yang rusak, workshop ini memiliki 2 buah bengkel yaitu
IERA shop (Instrument Electronic Radio and Avionic) Workshop ini dilengkapi dengan pendingin udara dan ruangan bebas debu, IERA memiliki kemampuan memperbaiki dan merawat komponen pesawat seperti flight instrument, navigation and communication instrument, radar flight, data recorder dan instrument digital modern.
ELMO shop (Electrical Maintenance and Oxygen) Workshop ini untuk perbaikan dan perawatan sistem pneumatik dan hidrolik. ELMO shop dilengkapi dengan CSD (constan speed drive) test stand, fuel flow ring dan hidrolik test machine. Utility Building. Merupakan pusat kelistrikan GMF seluas 3.240 m².
Fasilitas ini memuat peralatan utama yang diperlukan sebagai sumber tenaga penggerak bagi fasilitas yang ada dilingkungan GMF. Beberapa sumber tenaga penggerak ini yaitu generator, transformator serta air pressure untuk keperluan hangar, bengkel dan gedung perkantoran. Ground Support Equipment (GSE). Fasilitas ini merupakan bengkel perawatan dan perbaikan semua peralatan penunjang kebutuhan peasawat seluas 6.813 m². Pada tempat ini juga terdapat kendaraan untuk mengangkut perlengkapan pesawat. Engine Test Cell. Merupakan ruangan khusus untuk menguji mesin pesawat yang telah atau yang akan dioperasikan seluas 1.577 m². Pengujian ini bertujuan untuk menghindari hal-hal yang tidak diinginkan akibat dari adanya kerusakan pada engine ketika pesawat dijalankan. Fasilitas ini dapat melakukan pengetesan APU (Axulary Power Unit) yang memiliki daya dorong sekitar 100.000 lb (240 KN) dan dilengkapi dengan pengontrol komputer dalam pengoperasiannya,
55
pengujian didalam engine test cell ini meliputi temparature, vibration, thrust, speed N1&N2 dan fuel flow. Industrial Waste Treatment. Merupakan tempat khusus dengan luas 573 m² yang digunakan untuk menampung limbah seperti sampah dan kotoran dari pesawat dan bengkel. Selain itu dilengkapi dengan sistem pengolahan limbah yang baik sesuai dengan AMDAL. Apron. Merupakan tempat parkir pesawat yang akan mengalami perbaikan atau yang sudah diperbaiki. Tempat ini mempunyai luas 343.650 m². Mampu menampung sekitar 50 pesawat yang terletak didepan seluruh hangar. Selain itu juga tempat ini dilengkapi oleh dua buah bay untuk pencucian pesawat dan area seluas 15.625 m² untuk engine run-up dan swing compas area.
Gambar 2.5 Apron (Sumber: Dokumentasi oleh Yuni Oktarina) Management Building. Ruangan perkantoran yang digunakan sebagai tempat melakukan kegiatan administrasi para karyawan dengan luas 17.000 m². Dilengkapi dengan ruangan pertemuan, ruangan kelas, ruangan seba guna, ruangan ibadah, dan sarana olah raga. 2.1
Struktur Perusahaan PT. GMF AeroAsia dipimpin oleh seorang Chief Executive Officer (CEO)
atau President (Direktur Utama) yang membawahi beberapa dinas, setiap dinas di pimpin oleh seorang Executive Vice President (EVP). Dinas-dinas tersebut mempunyai subdinas. Masing-masing subdinas tersebut dipimpin oleh Vice President (VP). Secara global struktur organisasi PT. GMF AeroAsia terbagi
56
menjadi dua unit, yaitu Service Unit dan Business Unit. Bussines Unit merupakan inti dari kegiatan yang dilakukan PT. GMF AeroAsia. Dalam struktur juga terdapat EVP Quality Assurance dan Internal Audit & Control, sebagai badan independen yang bertugas mengawasi kinerja dari sistem kualitas GMF untuk selanjutnya dilaporkan kepada President/CEO. Untuk lebih jelasnya, pada gambar dibawah ini terdapat gambar struktur organisasi PT. GMF AeroAsia.
Gambar 2. 6 Struktur Organisasi PT.GMF AeroAsia
Lampiran 1.
57
58
Lampiran 2.
59
Lampiran 3.
60
Lampiran 4.
