Sistim Gyro Horizon Uraian dan cara kerja Umum. Posisi pesawat terhadap garis horizon dapat dilihat melalui 3 Gyro horizon indicator yang terp terpas asan ang g pada pada pane panell inst instrum rumen ent. t. Indic Indicat ator or-i -ind ndic icat ator or ini ini memp mempun unya yaii Gyro Gyro dan dan sist sistim im elektroniknya sendiri-sendiri. Gyro Horizon untuk pilot dan co pilot mempunyai pemancar synchro dimana sistim signal kelistrikan pitch dan roll dapat diperoleh dari automatic flight guidance system / sistim pemandu penerbangan otomatis dan dari r adar cuaca. Stand Stand by horizo horizon n biasan biasanya ya mendap mendapat at sumber sumber tenaga tenaga dari dari sistim sistim kelist kelistrik rikan an pesawa pesawat, t, atau atau melalui unit sumber daya darurat yang terdiri dari battery nikel cadmium. Uraian Sistim terdiri dari : - Indicator Indicator pilot pilot dan copilo copilott yang yang mendapa mendapatkan tkan sumber sumber daya dari bus 115 115 volt volt aC. aC. - Standby Standby giro giro horizon horizon indicator indicator menda mendapatka patkan n sumber sumber daya dari sumber sumber daya darurat darurat pada pada rak radio. - Lampu Lampu biru biru dan dan sakelar sakelar St By By Horizon Horizon terletak terletak pada panel panel diatas diatas kepala kepala - Lampu Lampu hijau hijau dan dan sakel sakelar ar Power Power St St By Hori Horizon zon pada pada test test panel. panel. Cara Kerja Pada Setiap indicator sebuah gyro akan segera bekerja begitu listrik disalurkan. Indicator terdiri dari sebuah roda gyro, yang dikendalikan oleh listrik dengan kecepatan tinggi. Roda gyro dipasang pada cincin yang dapat berputar pada rumah indicator. Sekali gyro telah mempunyai kecepa kecepatan tan tinggi tinggi dan telah telah diatur diatur pada pada kedudu kedudukan kan yang yang tepat, tepat, maka maka dia akan akan tetap tetap pada pada kedudukan ini terhadap kedudukan pesawat dan tetap mengarah penunjukannya terhadap pusat bumi. Suatu tabung penunjukan terhubung dengan gyro. Setengah bagian atas dari tabung berwarna biru, menunjukan warna langit, dan setengah bagian bawah berwarna hitam sebagai lambang dari bumi. Indica Indicator tor stand stand by pada pada pilot pilot dan copilo copilott menunj menunjuka ukan n kedudu kedudukan kan putar putar tanpa tanpa batas batas dan kedudukan menukik dalam batas 80 – 85 derajat keatas dan kebawah. Indicator pada pilot dan copilot akanberputar untuk mencapai kecepatan kerjanya dalam waktu 2 menit. Langsung begitu listrik masuk dan tombol cage diputar searah jarum jam dan dilepas, gyro akan bebas dan penunjukan OFF dari bendera akan perlahan-lahan menghilang. Sisa bendera akan segera menghilang menghilang bila putaran gyro telah telah mencapai 23000 rpm. Bila putaran sumbu gyro menyimpang lebih dari 10 derajat dari kedudukan vertikalnya, suatu Mekanisme pemutus akan melepas gyro dari mekanisme tegaknya.
-2Gyro Gyro dapa dapatt diat diatur ur pada pada posi posisi si vert vertik ikal al yang yang bena benarr deng dengan an menar enarik ik tomb tombol ol cage cage dan dan menyebabkan bendera muncul. Relay monitor pada indicator bekerja bila ada listrik dan putaran gyro lebih besar dari 18000. Setiap indicator mempunyai pemancar synchro pitch dan roll, dimana signal outputnya akan disalurkan untuk memberi sumber 200 –mV/derajat dan 50 –mV/derajat untuk digunakan pada pilot otomatis dan sistim sistim radar. Stand by indicator akan bekerja bila sakelar ST HORIZON pada panel diatas kepala pada posisi on. Tenaga battery sekarang disalurkan ke lampu biru pada panel diatas kepala dan ke sumber daya emergency. Battery ini akan menghidupkan static inverter yang akan mengubah DC menjadi AC. AC output sebesar 115 volt diberikan pada indicator St.by gyro horizon. Sebagian dari daya inverter diratakan dan digunakan untuk mengisi battery yang juga disambung ke battery bus. Pelepasan muatan dari emergency battery akan terjadi bila tegangan masuk pada inverter menurun dibawah 20 volt. Inverter itu sendiri akan berhenti bekerja bila tegangan masuk turun dibawah 16 volt. Bila switch ST BY HORIZON ditekan pada TEST, inverter berhenti bekerja sementara relay test test bekerj bekerjaa power power dari dari batter battery y bus tergan terganggu ggu.Me .Melal lalui ui kontak kontak dari dari relay relay lain lain suatu suatu beban beban pengganti dihubungkan ke emergency battery. Tegangan pada beban pengganti/dummy pengganti/dummy load berfungsi sebagai pengisi battery emergency/darurat dan bila dalam batasannya rangkaian detector menghubungkan ke ground untuk lampu hijau dari POWER ST BY HORIZON.Test kan berhenti setelah 4 detik. Battery emergency yang terisi penuh memungkinkan stand by gyro bekerja selama satu jam bila battery bus tidak berfungsi. berfungsi. Indicator stand by horizon akan mencapai kecepatan kerjanya dalam 5 menit dan putarannya kemudian akan mencapai 22000 rpm. Bendera(x) Bendera(x) akan menghil menghilang ang bila gyro mendapat mendapat sumber sumber 2 phase 115 volt AC dari sumber daya emergency menandakan bahwa tidak ada gangguan pada saluran. Note : Bila indicator st.by st.by horizon harus dilepas untuk diservis, diservis, tombol cage harus ditarik keluar dan diamankan dengan klip khusus.
-2Gyro Gyro dapa dapatt diat diatur ur pada pada posi posisi si vert vertik ikal al yang yang bena benarr deng dengan an menar enarik ik tomb tombol ol cage cage dan dan menyebabkan bendera muncul. Relay monitor pada indicator bekerja bila ada listrik dan putaran gyro lebih besar dari 18000. Setiap indicator mempunyai pemancar synchro pitch dan roll, dimana signal outputnya akan disalurkan untuk memberi sumber 200 –mV/derajat dan 50 –mV/derajat untuk digunakan pada pilot otomatis dan sistim sistim radar. Stand by indicator akan bekerja bila sakelar ST HORIZON pada panel diatas kepala pada posisi on. Tenaga battery sekarang disalurkan ke lampu biru pada panel diatas kepala dan ke sumber daya emergency. Battery ini akan menghidupkan static inverter yang akan mengubah DC menjadi AC. AC output sebesar 115 volt diberikan pada indicator St.by gyro horizon. Sebagian dari daya inverter diratakan dan digunakan untuk mengisi battery yang juga disambung ke battery bus. Pelepasan muatan dari emergency battery akan terjadi bila tegangan masuk pada inverter menurun dibawah 20 volt. Inverter itu sendiri akan berhenti bekerja bila tegangan masuk turun dibawah 16 volt. Bila switch ST BY HORIZON ditekan pada TEST, inverter berhenti bekerja sementara relay test test bekerj bekerjaa power power dari dari batter battery y bus tergan terganggu ggu.Me .Melal lalui ui kontak kontak dari dari relay relay lain lain suatu suatu beban beban pengganti dihubungkan ke emergency battery. Tegangan pada beban pengganti/dummy pengganti/dummy load berfungsi sebagai pengisi battery emergency/darurat dan bila dalam batasannya rangkaian detector menghubungkan ke ground untuk lampu hijau dari POWER ST BY HORIZON.Test kan berhenti setelah 4 detik. Battery emergency yang terisi penuh memungkinkan stand by gyro bekerja selama satu jam bila battery bus tidak berfungsi. berfungsi. Indicator stand by horizon akan mencapai kecepatan kerjanya dalam 5 menit dan putarannya kemudian akan mencapai 22000 rpm. Bendera(x) Bendera(x) akan menghil menghilang ang bila gyro mendapat mendapat sumber sumber 2 phase 115 volt AC dari sumber daya emergency menandakan bahwa tidak ada gangguan pada saluran. Note : Bila indicator st.by st.by horizon harus dilepas untuk diservis, diservis, tombol cage harus ditarik keluar dan diamankan dengan klip khusus.
-3-
Komponen-komponen dari sistim Gyro Horizon.
-4-
Indicator Gyro Horizon pada pilot dan copilot.
-5-
SISTIM MAGNETIC GYRO COMPASS 1. Umum Sistim compass atau magnetic gyro memberikan informasi kepada awak pesawat arah magnetic. Suatu kartu kompas pada indicator radio magnetic (RMI) pada panel instrument menunjukan arah tujuan/heading yang harus dibaca terhadap titik panduan/reference point atau lubber line. Arah kompas dikontrol oleh directional gyro yang mempunyai arah tetap. Karena pergeseran gyro terhadap medan magnit bumi yang tetap, arah yang dihasilkan flux valve digunakan. 2. Uraian Pesawat dilengkapi dengan 2 sistim gyro compass (sistim kiri dan kanan) dan dengan sebuah stand by compass. Setiap sistim gyro magneticterdiri dari komponen berikut : -
Sebuah flux valve pada ujung sayap Sebuah unit directional gyro Sebuah radio magnetic indicator (RMI) yang berlokasi pada panel instrument utama. Rak compass amplifier, yang terdiri dari amplifier kiri an kanan. Rak ini terletak pada rak radio. Swith slaving cut-out pada panel instrument utama.
Sistim mendapatkan sumber tegangan dari 115 volt bus AC. 3. Cara kerja A. Sistim magnetic gyro compass Elemen dasar dari sistim compass ini adalah sebuah directional gyro/gyro terarah. Bila sistim diberikan tegangan sumber 115 voltAC, roda gyro akan mulai berputar dan Menjadi elemen yang arahnya tetap. Servo loop Sebuah servo loop antara roda gyro dan piringan/kartu kompas pada RMI akan menjaga untuk Setiap perubahan arah tujuan dari pesawat yang sesuai dengan putaran darikartu kompas/compass card, tetapi berlawanan arah. Servo loopterdiri dari sebuah pemancar synchro(Tx) , sebuah transformator pengontrol (CT) .\, sebuah servo amplifier dan sebuah servo motor. Rotor dari pemancar synchro menunjuk pada arah yang sama seperti gyro. Rotor diberi sumber daya dengan signal 400hz yang menimbulkan medan magnit 400 hz. Ketiga medan magnit ini menghasilkan 3 tegangan pada gulungan stator dari pemancar synchro. Ketiga tegangan ini menimbulkan medan magnit pada control transformer.
-6-
Rotor dari control transformator menghasilkan error signal Setiap kali rotor ini tidak tegak lurus dengan arah medan magnit. Signal error ini melalui servo amplifier disalurkan kemotor dimana motor ini akan menggerakkan compass card dan rotor dari control transformator.Ketika rangkaian berputar, error signal akan berkurang menjadi nol dan motor berhenrti berputar. Bila pesawat berganti arah, arah dari medan magnit 400 hz dalam pemancar synchro berubah sesuai dengan gulungan stator dan karenanya arah dari medan magnit pada control transformer juga berubah. Sebuah signal error akan muncul dan setelah dikuatkan arah dari kartu kompas,compass card dan rotor dari control transformer berubah menyesuaikan dan kartu kompas/piringan kompas akan menunjukan arah pesawat yang baru. Dengan cara menggunakan tombol manual synchronizing pada RMI , posisi stator pada control transformer dapat dirubah dan pilot dapat mengatur compass card keposisi yang diinginkan yang digunakannya sepagai referensi/acuan. Penjelasan diatas menjelaskan sistim yang dikenal dengan Directional Gyro (DG). Slaving Loop. Untuk mendapatkan acuan umum bagi semua pesawat, digunakan medan magnit bumi, yaitu arah yang dideteksi oleh flux valve. Kontrol transformer kedua pada RMI membandingkan pembacaan pada piringan kompas dengan arah dari medan magnit bumi. Setiap perbedaan antara keduanya menyebabkan timbulnya sebuah error signal pada output pada rotor dari control transformer. Signal error diperkuat pada slaving amplifier dan signal ini akan menggerakkkan sebuah torquer motor pada unit directional gyro. Torquer motor akan merubah posisi dari stable element dan juga rotor dari pemancar synchro. Sebagaimana diuraikan pada servo loop , piringan kompas/compass card dan rotor-rotor dari kedua kontrol transformer berputar menyesuaikan sampai error signal mencapai nol. Error signal yang telah diperkuat pada output dari slaving amplifier juga akan menyalakan titik-titik silang . Setiap keadaan yang tidak synchronized dari sistim kompas akan ditunjukkan baik oleh tanda silang atau titik yang ditunjukan pada RMI. Tanda silang/titik dapat digunakan untuk synchronisasi manual dari sistim kompas dengan memutar tombol manual synchronisasi pada RMI baik pada silang atau titik sampai silang atau titik menghilang. Slaving otomatik dapat ditahan dengan membuka guarded slaving cut out switch. Pemancar synchro pada RMI dan pada unit directional gyro digunakan untuk memancarkan informasi arah tujuan ke sistim berikut :
-7-
pilot otomatis sistim flight director course indicator sistim flight data recorder
Kontak kedua pada slaving cut out switch digunakan pada sistim flight guidance caution. Flags/bendera Bendera pada RMI akan muncul bila sumber daya 115volt AC ke servo amplifier terputus. Radio pointer Didepan piringan kompas terdapat dua jarum penunjuk (single dan double pointer) yang dapat berputar. Pointer ini akan menunjukan arah dari VOR dan ADF atau statsiun lainnya. Pointer dikontrol oleh penerima synchro yang menerima informasi dari pemancar synchro pada penerima ADF dan VOR. Stand By Compass Stand By Compass terpasang ditengah post windshield dibawah panel atas.Kompas yang terisi cairan, menunjukan arah tujuan pesawat bila pesawat lurus dan datar. Piringan kompas yang berisi magnit. Ditandai dengan cardinal point dengan peningkatan 10 derajat. Compas ini dimaksudkan untuk membetulkan arah pesawat terhadap gangguan medan magnit bumi.
-8-
-9-
- 10 -
- 11 SISTIM KOMUNIKASI GETARAN TINGGI/HF COMMUNICATION SYSTEM 1. Umum Sistim komunikasi hf digunakan utuk berkomunikasi kesegala penjuru dunia antara awak pesawat dengan ground station. Untuk ini digunakan sistim modulasi getaran pembawa/carrier dengan signal suara. Daerah getaran HF yang digunakan pada pesawat terbang adalah 2 -29.999 mhz.
2. Uraian
-
Sistim komunikasi HF terdiri dari : sebuah panel pengontrol sebuah antenna coupler sebuah antenna sebuah celah penghantar percikan bunga api listrik/spark gap sumber listrik didapatkan dari 115 volt AC dan 28 volt dari DC bus.
3. Cara kerja Sistim komunikasi HF akan bekerja bila tombol pemilih pada control panel berada bukan pada posisi OFF. Bila tombol Press To Talk /PTT dioperasikan/ditekan, pemancar-penerima akan berada pada posisi memancar. Tombol Ptt ini berada pada microphone, pada selector panel atau dapat juga pada roda kemudi aileron pada posisi R/T. Signal dari mikrophone dimasukkan ke mode converter dimana signal ini dimodulasi dengan getaran IF 500 khz /getaran antara/intermediate frequency . Ada 2 standard modulasi yang digunakan, yaitu amplituda modulasi /AM dan single side band baik band atas maupun band bawah /upper side band and lower side band. Signal IF kemudian dikirim ke pencampur getaran/mixer dimana getaran IF ini diubah menjadi getaran kerja HF/High Frequency. Signal HF ini kemudian dikirim ke HF power amplifier dan melalui kabel coaxial 50 ohm dikirim ke antenna coupler, yang berfungsi sebagai penyesuai. Signal HF meninggalkan antenna coupler melalui relay pancar/terima dan diteruskan ke antenna untuk dipancarkan. Bila pemancar berfungsi dengan baik, signal side tone dapat didengar pada headset dari penerima atau pada sistim suara terintegrasi. Pada panel pemilih audio harus dipilih audio
- 12 HF untuk mendengarkan side tone. Lemah atau kuatnya side tone dapat diatur dengan menggunakan potentiometer yang berada dibelakang transciever/pemancar-penerima. Kerja dari antenna coupler ditunjukan olehlampu warna hijau OPR/operation pada bagian depan dari coupler. Bila diatur pada mode receive/menerima,signal dari antenna diteruskan oleh coupler dan juga oleh Penguat Daya HF. Dalam pencampur getaran, signal HF yang dipilihdisaring dan diubah menjadi signal IF 500 khz. IF ini kemudian diperkuat dalam penguat IF. Penguatan dari penguat IF dan HF dapat dikontrol dengan menggunakan tombol RF SENS atau RF GAIN pada control panel. IF kemudian dideteksi pada mode converter dan audio-nya diteruskan ke sistim audio terintegrasi. Kuat/lemahnya audio dapat diatur dengan mengguakan potentiometer dibelakang tutup panel depan dari transceiver. Tombol SQUELCH yang berada dipanel depan digunakan untuk mengatur ambang noise/gangguan dan menekan gangguan ketika signal HF diterima. Mode pilihan dapat juga CW dan DATA. Pada mode CW (continuous wave atau A2) signal pembawa HF dimodulasi dengan signal 1000 hz dan dipancarkan ketika PTT ditekan (pengiriman kode morse dengan menggunakan PTT) .Pada sistim audio/headset akan terdengar nada 1000 hz ini yang menandakan bahwa pemancar bekerja dengan baik. Pada mode DATA kerja transciever dikontrol oleh peralatan data seperti telex. Bila getran baru dipilih atau mode dipilih, prosedur berikut harus diikuti : A. Setelah pemilihan tunggu sekitar 8 sampai 10 detik. Selama waktu 8 – 10 detik ini transceiver akan menala getaran baru dan antenna coupler akan memilih getaran tengah. B. Tekan tombol PTT sebentar. Pada saat ini antenna coupler akan mencari penyesuaian Yang tepat. Selama operasi ini nada 1000 hz dapat didengar pada headset. Berakhirnya nada 1000 hz menandakan bahwa proses penalaan berakhir dan transceiver siap untuk digunakan. Selama waktu penalaan lampu TUNE warna amber pada panel depan pada coupler akan menyala, setelah penalaan selesai lampu OPR hijau menyala. Bila antenna coupler tidak tertala dengan baik, lampu TUNE tidak akan padam. Nada 1000 hz akan berhenti setelah 30 detik.
- 13 Bila antenna coupler tipe 490T-1A digunakan, hanya satu coaxial kabel yang menghubungkan transceiver dengan coupler. Dengan menggunakan switch ANTENNA JUMPER , yang berada dibelakang panel depan, relay pancar/terima bekerja. Pesawat yang menggunakan 2 buah transceiver komunikasi HF mempunyai relay interlock, yang mencegah kedua transceiver bekerja bersamaan.kerja relay dikontrol melalui PTT. Sebuah Spark Gap mencegah sistim komunikasi HF dari gangguan kilat. Operator harus mencegah /tidak menggunakan getaran berikut : - GETARAN KALIBRASI: 2,5 – 5 – 10 – 15 – 20 – dan 25 Mhz. - Getaran emergency : 2,182 dan 8,364 Mhz.
HF COMM CONTROL PANEL.
- 14 -
TRANSCIEVER HF
- 15 -
ANTENNA COUPLER 490T-1/1A
- 16 -
BLOK DIAGRAM SISTIM KOMUNIKASI HF
- 17 SISTIM KOMUNIKASI VHF Umum Sistim komunikasi VHF memungkinkan komunikasi tanpa kawat antara awak pesawat didalam pesawat dengan ground station. Untuk ini digunakan sistim signal modulasi amplitude/AM dengan daerah getaran antara 116.000 – 151.975 Mhz atau antara 118.00 – 135.975 Mhz. Sistim komunikasi VHF adalah komunikasi jarak dekat sejauh pandangan mata. Uraian Sistim komunikasi VHF terdiri dari 2 sistim yang identik ( VHF com 1 dan 2 ). Tiap sistim terdiri dari : A. sebuah transceiver (618M-2B/2D/3/3A) yang terdapat pada rak radio B. Sebuah control panel C. Sebuah antenna (antenna VHF 1 pada perut pesawat dan Vhf 2 pada bagian atas) Sistim komunikasi VHF 1 diberi sumber daya 28 volt DC dari sumber essential, dan VHF 2 dari sumber DC non essential. Cara kerja Ketika switch on, sistim komunikasi VHF secara otomatis pada mode menerima dan signal yang masuk terpilih sesuai posisi tombol pemilih pada control panel, diterima, diproses dan dideteksi. Volume dari audio pada penerima diatur dengan menggunakan tombol VOLUME pada VHF control panel. Audio akan terdengar bila pemilihan yang tepat pada control audio di panel pemilih. Dengan menggunakan tombol squelch (SQ) pada control panel VHF operator dapat menghilangkan noise/gaduh pada saat menerima.Bila tombol squelch diputar kebalikan arah jarum jam noise akan hilang dan bila tidak ada signal pilot tidak mendengar apa-apa pada headsetnya.Dan bila ada signal masuk, pilot dapat mendengarnya tanpa terganggu. Bila tidak ada penerimaan pada signal VHF dan noise telah ditekan, kerja penerima dapat dicheck dengan memilih baik TEST pada VHF COMM control panel atau SQUELCH DISABLED pada transceiver front panel. Bila dipilih rangkaian squelch pada disabled, noise akan terdengar. Transciever 618M-3/3A telah dilengkapi dengan rangkaian squelch otomatis. Bila operator menghubungkan mikrophonenya ke VHF 1 atau 2 dan menekan tombol PTT, transceiver dari mode menerima berpindah kemode memancar. Side tone dapat terdengar yang menunjukan bahwa pemancar berfungsi dengan baik
- 18 Pada panel depan dari transceiver, lampu POWER yang berwarna amber akan menyala bila daya pancarnya mencapai 10 watt yang menandakan pancaran baik dan memuaskan. Pada beberapa tipe 618M-2B/2D selain lampu warna amber, juga terdapat meter atau push button pada panel depannya. Meter menunjukan tenaga pancaran normal tetapi bila tombol ditekan maka akan terbaca reflected power. Meter harus menunjuk pada tengah-tengah skala untuk tenaga pancar keluar dan nol untuk tenaga pancar balik/ reflected power. Kontrol panel VHF COMM dengan sebuah transfer switch (TFR) mempunyai 2 set getaran dan bila posisi switch dirubah maka getaran sebenarnya menjadi terpilih dan getaran yang telah dipilih sebelumnya menjadi sebenarnya. Daerah getaran dari sistim VHF ditentukan oleh kemampuan pemilihan dari control panel VHF COMM dan transceiver. Tipe 618M-2B/3 mempunyai daerah getaran antara 118,000 – 135,975 Mhz, 618M – 2 D/3A mempunyai daerah getaran 116.000 – 151.975 Mhz. Spasi antara saluran adalah 25 khz atau 50 khz yang ditentukan oleh control panel. Operator tidak boleh menggunakan getaran 121.50 Mhz kecuali pada saat emergency.
- 19 -
-20SISTIM NAVIGASI VHF 1. UMUM. Sistim navigasi VHF memberikan informasi tentang posisi pesawat terhadap statsiun radio beacon tertentu. Informasi ini didistribusikan ke course indicator, radio magnetic indicator , kepada sistim pilot otomatis, ke sistim flight director dan kesistim gr ound proximity warning system. Tergantungdari getaran yang dipilih, penerima navigasi VHF dapat dioperasikan dengan 2 sistim beacon darat yang berbeda, dengan VOR (VHF omnirange beacon) dan ILS (instrument landing system) Sistim VOR memberikan panduan horizontal, selama jalur penerbangan dan untuk penerbangan dekat bandara (dalam hal ini terminal VOR.TVOR) . ILS memberikan panduan terhadap penerbangan untuk phase pendaratan, bagaimana menerbangkan pesawat lurus menuju landasan pacu dan menurun pada sudut yang telah ditentukan ke landasan pacu (sistim VHF untuk panduan horizontal, sistim UHF untuk panduan vertical). 2. Dua sistim Navigasi VHF terpasang dalam pesawat terbang. Setiap sistim terdiri dari : -
sebuah penerima sebuah control panel sebuah antenna VHF NAV atau kombinasi antenna VHF/COMM sebuah antenna glide slope sebuah course indicator (CI) sebuah radio magnetic indicator (RMI) sebuah antenna power divider
Sumber daya listrik untuk penerima navigasi VHF didapatkan dari 26 volt dc bus dan 26 volt ac bus. Pada kebanyakan installasi sistim navigasi VHF 1 diberi sumber dari sumber essential. 3. Cara kerja Umum. Sistim akan bekerja bila tombol VOL (volume) pada control panel diputar searah jarum jam. Bila sebuah getaran ILS dipilih, hanya sebagian dari sistim ILS yang bekerja. Penerima UHF (glideslope) memberikan informasi kerangkaian penyimpangan glideslope dan kepenerima VHF (VOR/LOC) memberikan informasi kerangkaian penyimpangan localizer.
- 21 Kedua penerima VHF dan UHF ditala dengan control panel yang sama, karena persetujuan internasional getaran tetap glideslope selalu berdampingan dengan getaran localizer tertentu.Dari detector signal penyimpangan didistribusikan ke instrument-instrument yang tepat. Bila sebuah getaran VOR dipilih, hanya penerima VHF yang bekerja dan memberikan informasi kesaluran VOR otomatis dan kesaluran VOR manual. 1. Saluran VOR manual memberikan informasi tentang penyimpangan pesawat dari arah yang telah dipilih, yang telah dipilih pada CI dan menunjukan informasi pada penunjuk penyimpangan lateral pada CI yang tepat. Sebuah course/tujuan, adalah garis imaginer dari VOR beacon. Nomor-nomor pada course (CRS) sama dengan sudut dimana course memotong garis-garis medan magnit bumi. 2. Saluran VOR otomatis menghitung arah dari statsiun VOR berkaitan dengan hidung pesawat. Jarum penunjuk yang tepat pada RMI menunjukan VOR bearing. Signal localizer dan VOR yang diterima dimodulasi dengan nada yang mudah dikenal (1020 hz) dan ATIS (Automatic terminal information service) . Ident dan ATIS dideteksi pada penerima VOR/LOC dan melalui pengatur volume pada control panel ke sistim audio terpadu. B. Instrument Landing System/ILS ILS memberikan panduan horizontal ke landasan pacu melalui localizer beacon dan panduan vertical ke landasan pacu dengan mengguakan glideslope beacon. Localizer beacon bekerja pada getaran VHF antara 108.10 dan 111.95 Mhz pada nomor decimal ganjil. Beacon memancarkan dua berkas, satu dimodulasi dengan getaran 90 hz, yang lainnya dengan getaran 150 hz. Signal yang diterima oleh pesawat dideteksi dan diteruskan ke penyaring 90 hz dan 150 hz. Output yang telah tersaring diberikan ke pointer driver yang memperbandingkan amplitude dari kedua signal. Hasilnya ( tegangan DC baik positif maupun negative) akan menggerakkan penunjuk pada CI. Glideslope beacon bekerja pada getaran UHF antara 329.3 dan 335 Mhz. Penyimpangan dideteksi sepertihalnya localizer. Signal penyimpangan diteruskan ke penunjuk glideslope pada CI. Catatan : Bila sebuah getaran ILS telah dipilih, penunjuk pada RMI, yang terhubung dengan penerima ini akan menunjuk pada jam 3. Penyimpangan localizer dan glideslope juga ditunjukan pada Flight Director Indicator (FDI) .Penyimpangan localizer pada FDI hanya terlihat bila sistim flight director telah menangkap signal glideslope.
- 22 D. VHF Omnidirectional Range (VOR) VOR beacon adalah beacon kesegala arah dan memancarkan getaran pembawa yang dimodulasi dengan cara khusus dengan 2 signal audio, signal referensi 30 hz dan signal variable 30 hz. Modulasi dilakukan dengan cara, bila diterima pada beacon pada utara magnit, kedua signal 30 hz menjadi sephase.Sebelah timur dari beacon kedua signal 90 derajat out of phase, selatan dari beacon 180 derajat out of phase, barat dari beacon 270 derajat out of phase. Pada kenyataannya beacon memancarkan sejumlah garis-garis yang disebut radial. Bila sebuah pesawat masuk dalam daerah pancaran beacon, kedua signal 30 hz terdeteksi oleh penerima. Variable 30 hz (Var) dan signal referensi 30 hz (ref) diteruskan ke phase detector, yang signal outputnya berbentuk digital radial kemana pesawat terbang. Signal digital radial diberikan ke pointer driver. Pada RMI, bearing ke beacon ditunjukan oleh kartu azimuth yang berputar, kombinasi dari informasi radial dan heading digunakan untuk menempatkan penunjuk pada RMI. Signal digital radial diubah menjadi signal synchro dan dikirim ke CI, dimana informasi radial sebenarnya dibandingkan dengan course yang telah dipilih. Bila terdapat perbedaan antara kedua signal ini, resolver akan memberikan output ke deviation detector dalam penerima,yang memberikan penyimpangan lateral ke penunjuk pada CI. Signal penyimpangan lateral ini sebanding dengan perbedaan antara posisi pesawat sebenarnya dan course yang dipilih sebelumnya. Penunjuk TO-FROM menunjukan arah dari station terhadap penunjuk course, apabila pesawat pada atau dekat dengan course yang dipilih sebelumnya. Bila getaran VOR telah dipilih, penunjuk glideslope dan flag/bendera pada receiver akan hilang dari pandangan. 4. TEST Untuk Setiap sistim VHF NAV ada 2 test kerja, test ILS dan Test VOR. Test ILS dapat dilakukan, bila sistim ditala pada getaran ILS. Bila tombol test ILS pada kontrol panel VHF NAV ditekan baik UP/LT (atas dan kiri) atau pada DN/RT (bawah dan kanan) test signal diberikanke penerima VOR/LOC dan penerima GS sampai penunjuk penyimpangan lateral bergerak satu tiik kekiri atau kanan dan penunjuk glideslope bergerak satu titik keatas atau kebawah. ILS test start dengan VOR/LOC dan bendera GS akan muncul dan kemudian akan menghilang selama 20 detik dan muncul kembali. Test VOR dapat dilakukan bila sistim ditala pada getaran VOR. Bila tombol test VOR ditekan penunjukan 0 derajat radial akan disimulasikan dan nada 900hz untuk pegechekan audio dapat
- 23 didengar. Test VOR dimulai dengan munculnya bendera VOR/LOC, kemudian akan menhilang selama 20 detik dan muncul kembali. Untuk pengetestan fungsional diperlukan ramp tester dimana dapat disimulasikan beacon darat ILS dan VOR.
- 24 -
-25-
- 25 -
- 26 -
-27SISTIM MARKER BEACON
1. Umum Marker beacon dipasang pada jarak yang tetap dari ambang landasan pacu untuk memberikan jarak dan check ketinggian sepanjang glideslope dengan cara memberikan signal audio dan lampu-lampu. Sekitar 8,3 km (4,5 mil) dari ambang , outer marker (OM) memancarkan getaran 75 MHZ yang dimodulasi dengan getaran 400 hz. Tergantung dari kondisi geografis bandara, jarak dari beacon ke ambang/threshold dapat bervariasi antara 7,4 dan 11,3 km ( 4 – 7 mil ). Sekitar 1066 meter (3500 feet) dari threshold, middle marker (MM) memancarkan carrier yang dimodulasi dengan getaran 1300 hz pada getaran 75 Mhz, ketinggian pesawat pada titik ini sekitar 61 meter (200 ft) (category 1 decision height). Sekitar 300 meter (1000 feet) dari threshold, inner marker (IM) memancarkan getaran 75 Mhz yang dimodulasi dengan getaran 3000 hz, ketinggian pesawat pada titik ini sekitar 30 meter (100 feet) (category 2 decision height) Fan marker (A), yang juga memancarkan signal yang dimodulasi dengan getaran 3000 hz berada sepanjang jalur penerbangan untuk memberikan jarak yang tetap. Warna dari lampu-lampu adalah : OM (400 hz) ---- biru MM ( 1300 hz) ---- amber I(A)M (3000 hz)----- putih.
2.Uraian Sistim Marker Beacon terdiri dari : - penerima marker beacon pada rak radio - antenna marker beacon dibawah badan pesawat - lampu-lampu marker beacon ( pada panel instrument utama) - Hi-Lo test pada panel diatas kepala. - Switch Hi-Lo dan switch test pada pedestal 3. Cara kerja Penerima marker beacon bekerja pada getaran 75 Mhz, Tergantung dari jalur dari OM,MM atau IM audio output dari penerima akan terdengar 400hz,1300 hz atau 3000 hz. - 28 -
Audio ini, melalui penguat audio, disalurkan ke sistim audio terpadu pesawat terbang.Audio juga disalurkan ke penyaring audio. Penyaring audio terdiri dari 3 penyaring yang ditala berturut-turut 400 hz, 1300 hz, dan 3000 hz dan juga 3 switch lampu. Selama pada jalur OM, penerima akan memperdengarkan nada 400 hz dan penyaring akan meloloskan signal ini ke sakelar lampu. Sakelar lampu akan menyalakan lampu biru. Pada MM ( 1300HZ) ATAU im (3000 HZ) PENERIMA MARKER BEACON BEKERJA DENGAN CARA YANG SAMA. Bila switch HI_LO berada pada posisi LO, kepekaan penerima dikurangi, sehingga selama terbang pada jalur ini lampu hanya menyala pada signal yang kuat untuk mengetahui dengan baik posisi marker.Bila antenna yang baru harus dipasang, kepekaannya harus diatur dengan menggunakan signal generator 75 Mhz. 4 Test Untuk mengecheck kerja marker beacon, tombol TEST harus ditekan, Test generator 75 Mhz pada penerima akan bekerja dan signal test akan dimodulasi dengan 400hz, 1300 hz atau 3000 hz. Harus diperiksa pada tiap posisi lampu dan suara yang benar akan terdengar pada headset.Untuk fungsional check diperlukan sebuah marker beacon ramp tester.
-29-
- 30 -
SISTIM DISTANCE MEASURING EQUIPMENT/DME 1. Umum Sistim DME menghitung jarak pesawat dengan statsiun navigasi DME-VHF dipilihnya.Awak pesawat dapat membacanya pada distance indicator. Sistim menggunakan airborne interrogator dengan indicator dan DME ground statsiun.
yang
2. Uraian Sistim dipesawat terdiri dari : - satu atau dua interrogator terletak pada rak radio - dua distance indicator terletak pada panel instrument utama atau distance display pada tiap course indicator. - satu atau dua antenna tipe blade terletak dibawah tengah dari pesawat - Panel kontrol DME dan kontrol VHF navigation. Sumber daya untuk sistim didapatkan dari 115 volt AC bus. 3. Cara kerja DME interrogator akan bekerja bila tombol control DME pada control panel VHF navigation ditempatkan pada DME. Bila hanya satu interrogator yang dipasang, penalaan dari interrogator dikontrol oleh instrument switching, sehingga baik melalui control panel VHF navigation 1 atau 2 dapat dilakukan. Bila 2 interrogator yang dipasang DME 1 dikontrol oleh control panel VHF navigation 1 dan DME 2 dikontrol dengan control panel VHF navigation 2. Pada instalasi 2 DME petunjuk jarak diperoleh baik oleh DME1 atau DME2 tergantung dari switching instrument. DME interrogator memancarkan pulsa berpasangan pada tingkat 22.5 atau 90 hz, yang dikontrol oleh PRF generator (PRF = pulse repetition rate) . Getaran pemancar tergantung dari getaran navigasi VHF yang dipilih yang berada antara 1025 dan 1150 Mhz. Pulsa kedua pada Setiap pasangan mulai menghitung dalam computer yang menghitung waktu dari pulsa yang dibangkitkan pada computer itu sendiri. Statsiun didarat menerima pulsa-pulsa yang dipancarkan dan memancarkan balasan berupa pasangan pulsa pada getaran pembawa. Getarannya antara 962 dan 1213 Mhz. Pulsa jawaban diterima dalam sistem pesawat terbang.Sebuah decoder pada interrogator mengecheck pulsa pulsa tentang kebenarannya (baik amplitudanya, kelebarannya dan jaraknya) . Pulsa-pulsa kedua dari tiap pasangan menghentikan perhitungannya dalam range computer. Jumlah pulsa yang terhitung sebanding dengan jarak antara pesawat dengan statsiun didarat. - 31 -
Statsiun didarat tidak hanya memancarkan jawaban dari DME tetapi juga pasangan pulsa TACAN (tactical air navigation). Jumlah pasangan pulsa selalu 2700 pasangan per detik. Range computer memisahkan pasangan pulsa DME dari masing –masing pesawat dan pulsa bearing dari TACAN. Memory search-track dalam interrogator mengecheck apakah perubahan dalam jarak yang dihitung beralasan. Bila tidak, sistim dalam kondisi mencari dan PRF adalah 90, sehingga sistim mencari dengan kecepatan tinggi untuk jarak yang benar. Bila beralasan, sistim dalam jalur dan PRF menurun menjadi 22.5 hz yang cukup tinggi untuk memperbaharui jarak. Tujuan kedua dari search memory track adalah untuk menjaga jarak yang dihitung tetap ditunjukan bila tidak ada jawaban yang diterima. Bila track hilang lebih dari 10 detik, sistim akan kembali ke mode mencari. Signal-signal jarak dari range computer akan berguna bila : - berupa signal digital. Indicator jarak menerima serangkaian pulsa, dimana kombinasinya mewakili jarak dan data yang benar. Bila sistim in track, jarak ditunjukan, dan bila sedang mencari dan stand by, 4 garis ditunjukan/diperagakan. Bila sistim gagal atau mati, suatu penutup warna merah menutupi indicator jarak atau tetap kosong. - Signal synchro. Bila interrogator dalam proses mencari,stand by, mati atau gagal, bendera atau signal tunda dihilangkan dan penutup muncul. - Signal-signal analog. Data jarak dimungkinkan sebagai rangkaian pasangan pulsa, dimana jarak/spasinya mewakili jarak data. Rangkaian range rate membedakan signal-signal jarak dan menghasilkan signal sebanding dengan perubahan jarak. Ground speed yang sama dari pesawat dapat dilihat pada indicator khusus. Memory penyimpan getaran, bila ada, menjaga interrogator tetap pada getaran yang sama sehingga bila getaran lain dipilih sistim DME akan terkunci pada getaran lama. Selama DME dan ATC bekerja pada band getaran yang sama, pulsa yang ditekan dikirim dari ATC transponder ke interrogator ketika transponder memancar dan dari DME interrogator ke transponder bila interrogator memancar. Hal ini untuk mencegah saling mengganggu dari kedua sistim. Pasangan pulsa jawaban 2700 yang diterima dari statsiun darat di modulasi dengan identification /ident audio (1350 hz) . Dekoder mendeteksi audio ini dan memberikannya ke sistim audio terpadu.
- 32 -
Rangkaian monitor secara terus menerus mengecheck kondisi operasi dari sistim.Bila terjadi kegagalan atau kerusakan , penutup/shutter akan muncul (synchro distance indicator) atau peraga 7 segment tetap kosong. 4.TEST Test operasional dari sistim DME digunakan apakah penunjukan jarak terhadap statsiun DMEVOR yang ditala telah tepat. Bila tidak ada statsiun DME – VOR yang dapat ditangkap, tombol test DME harus ditekan. Hal ini akan menunjukan 000.0 – n .Test fungsional dilakukan dengan menggunakan DME ramp tester dimana jarak dapat disimulasikan dalam berbagai kondisi. Dengan ramp tester dapat mengecheck output power dan sensitivity dari penerima pada interrogator.
SISTIM VOICE RECORDER 1.Umum Voice recorder dipasang untuk fasilitas investigation/penyelidikan bila terjadi suatu kecelakaan.Sistim voice recorder merekam percakapan awak pesawat dan komunikasi pesawat. Semua informasi secara berlanjut/terus menerus dicatat dan direkam untuk setengah jam. Memainkan kembali tidak mungkin kecuali perekam dilepas dari pesawat terbang. Pita dapat dihapus hanya didarat, untuk mencegah penggunaan yang tidak berhak atas informasi yang ada dalam pita. 2. Uraian. Sistim terdiri dari sebuah voice recorder dan kontrol panel, yang berlokasi di cockpit. Sistim bekerja pada 115 volt AC. 3. Cara kerja Sistim voice recorder mulai bekerja bila sumber 115 volt AC dimasukkan. Sistim terdiri dari penggunaan 4 saluran yang sama dan merekam sendiri-sendiri. Saluran-saluran digunakan untuk merekam hal-hal berikut : Saluran 1 untuk komunikasi awak pesawat kelompok 3
- 33 Saluran 2 untuk komunikasi copilot Saluran 3 untuk komunikasi pilot Saluran 4 untuk semua percakapan cockpit melalui microphone, yang berada di control panel. Informasi direkam pada pita 4 jalur tanpa terputus. Panjang pita cukup untuk merekam setengah jam. Empat masukan audio dimasukan ke penguat rekam/record amplifier dan kemudian dicampur dengan bias signal rekam 65 khz dari bias oscillator. Signal diberikan ke – 4 kepala rekam, yang dirakit dalam satu tempat, yang memungkinkan merekam sekaligus 4 jalur. Setelah merekam, pita melalui kepala monitor/monitor head, yang mengambil rekaman signalsignal dari keempat jalur dan secara serentak meneruskannya ke penguat monitor. Output dari penguat ini diteruskan kedua tusukan headset, satu berlokasi pada panel depan dari recorder dan satunya pada control panel. Sebelum merekam, pita melalui kepala hapus, yang menerima signal hapus 65 khzdari bias oscillator. Pita secara terus menerus dihapus sebelum mencapai kepala rekam. Selama operasi normal rangkaian bulk erase dihubungkan pendek. Relay bulk erase, yang dihubungkan melalui ground flight relay hanya dapat dioperasikan bila pesawat berada didarat dan tombol penghapus/erase warna merah pada kontrol panel ditekan selama paling kurang 2 detik. Bila bekerja, tegangan sebesar 115 volt AC diberikan ke kumparan bulk erase. Medan magnit yang kuat dibangkitkan yang akan menghapus semua informasi pada pita. Bila tombol hijau TEST yang mana saja pada control panel atau tombol TEST ALL pada bagian depan recorder ditekan, rangkaian test bekerja. Rangkaian test oscillator membangkitkan nada 600 hz yang diberikan ke sebuah ringcounter. Counter memberikan nada berurutan ke keempat saluran. Nada-nada dipungut oleh kepala monitor dan diteruskan ke tusukan headset. Pada waktu yang sama rangkaian meter bekerja. Signal audio sekarang diubah menjadi signal-signal DC dan diteruskan ke testmeter, yang berlokasi di panel depan dari recorder dan satu dari control panel.
- 34 Bila semua saluran bekerja benar, meter-meter ini akan memberikan penunjukan pada daerah hijau. Urutan test berjalan terus selama tombol test ditekan. Bila pada control panel recorder tombol TEST 1,2,3 dan 4 ditekan, ring counter akan mengirim nada test hanya kesaluran yang dipilih. Tombol-tombol ini memungkinkan mengetest tiap-tiap saluran sendiri-sendiri.
- 35 -
- 36 -
SISTIM FLIGHT DATA RECORDER 1. Umum Berdasarkan penguasa kelaikan udara, kebutuhan untuk memasang sebuah flight data recorder diperlukan untuk penyelidikan pada suatu kecelakaan agar tidak terjadi kecelakaan yang sama. Bermacam-macam data disimpan dalam perekam pada sebuah kotak baja tak berkarat, tahan api, tahan air garam dan tahan terhadap benturan pada sebuah pita yang di ukir/dicetak. Dalam wadah flight data recorder terdapat pita ukuran sedang sepanjang kira-kira 200 kaki yang dapat merekam selama 300 jam. Kotak ini dapat dengan mudah dilepas dan dapat ditukar. 2. Uraian Pada dasarnya sistim terdiri dari komponen-komponen berikut : - sebuah flight data recorder - Sebuah trip dan date recorder - Sebuah vertical accelerometer - Sebuah lampu tidak bekerja Tegangan kerjanya adalah 115 volt AC. 26 volt diperlukan untuk heading channel, sementara 28 volt DC diperlukan untuk lampu tidak bekerjanya flight data recorder. Sistim mulai bekerja secara otomatis dan bila kondisi berikut didapatkan : - bila mendapatkan sumber daya 115 volt AC dan gustloch handle pada posisi UNLOCK. - bila 115 volt AC ada, sumber daya dari luar tidak diperlukan dan gustlock handle pada posisi off. Bila mengoperasikan switch test FLIGHT RECORD pada test panel dibelakang copilot, sumber daya akan dihidupkan dan gustlock handle pada posisi ON. A. Flight Data Recorder Data-data berikut akan direkam : - Ketinggian (dari -1000 sampai + 50.000 kaki) - Indicated air speed ( dari 0 sampai 450 knot) - Vertical acceleration (dari -3g sampai +6g) - Even Mark - Trip and Date
- 37 – -
Heading (360 derajat azimuth) Signal-signal marker beacon.
Informasi Airspeed dan altitude didapatkan dari sistim pitot static Hubungan untuk tekanan pitot dan static pada sebelah depan dari recorder. Accelerometer menyalurkan signal-signal listrik sebanding dengan vertical acceleration pesawat. Even mark, trip dan date didapatkan dari encorder trip dan date dan direkam pada jalur yang sama. Signal heading dari radio magnetic indicator direkam pada 2 jalur. Pada satu jalur direkam, heading antara 270 derajat – 0 derajat – 90 derajat atau 270 derajat – 180 derajat – 90 derajat. Jalur kedua menunjukan apakah heading pada daerah 270 derajat-0 derajat- 90 derajat atau pada daerah 270 derajat- 180 derajat -90 derajat. Signal marker beacon yang diterima oleh penerima marker beacon,diumpankan ke flight data recorder melalui unit audio accessory. Semua data dimasukan ke penggores/sciber melalui rangkaian control yang berkaitan. Sciber dioperasikan secara mekanis baik oleh servo motor atau oleh solenoid. Pada panel depan dari recorder terdapat : -
sebuah access door, untuk memasang dan mencopot medium magazine. Sebuah indicator RECORDING TIME REMAINING.
Magazine mempunyai kapasitas rekam 300 jam. Pertukaran magazine dianjurkan bila indicator menunjuk pada sisa pita 10 jam. Suatu rangkaian sensing tidak berfungsinya recorder terdapat dalam recorder yang menyebabkan lampu tidak bekerjanya recorder menyala, bila : -
sumber daya mati medium motion tidak tepat.
B.Trip dan Data recorder Kontrol dan indicator berikut terpasang pada trip dan data encoder dalam kokpit : - 4 digit trip setting thumb wheel - 2 digit date setting thumb wheel
-38-
-
sebuah tombol REPEAT, digunakan untuk menstart manually siklus engraving/mengukir dari angka-angka trip dan date. Sebuah lampu indicator yang menunjukan siklus mengukir 15 menit dari angka-angka trip dan data sedang berlangsung. Tombol EVENT digunakan untuk menandai pita untuk memperjelas saat suatu event.Bila tombol tidak tertekan sementara lampu indication menyala, gangguan informasi pada trip dan date akan terjadi Sebuah indicator RECORDING TIME REMAINING>
C. Under Water Location Beacon (ULB) Terpasang pada access door dari recorder sebuah ULB tahan benturan yang berisi battery dan akan beroperasi sendiri dari sistim recorder. ULB akan bekerja otomatis ketika tercebur diair dan akan memancarkan pulsa-pulsa ultra sonic kesegala arah.Pulsa-pulsa akan diterima oleh kapal penncari SAR = search and rescue= pencarian dan pertolongan ) pada daerah sekitar 1 nautical mil.
- 39 -
- 40 -
-411. Umum Sistim radar memberikan peragaan/penunjukan visual dari kondisi cuaca pada sudut azimuth baik 120 derajat atau 40 derajat, berpusat pada arah pesawat. Juga memungkinkan untuk fasilitas pemetaan bumi. 2.Uraian Sistim terdiri dari : - antenna terdapat didalam hidung pesawat tertutup kubah/radome - unit pemancar-penerima (tx/rx) - Plan Position Indicator (PPI), yang berada pada panel instrument. Sumber daya untuk sistim didapatkan dari 115 volt AC bus dan 28 volt DC bus. 3.Cara kerja Pada sistim radar konvensional pulsa-pulsa dengan waktu yang sangat pendek dipancarkan dari antenna yang bergerak. Pantulan yang diterima diproses dan diperagakan pada PPI. Hubungan listrik atau elektronik diperlukan untuk memperagakan echo pada titik yang tepat pada PPI. Teknik semi konduktor yang baru telah berhasil dikembangkan pada sistim radar cuaca. Pada sistim yang baru ini pulsa-pulsa dipancarkan, diterima dan diproses, tetapi informasi tidak langsung diperagakan pada PPI. Informasi dibentuk dalam digital dan disimpan dalam memory, yang terus menerus diperbaharui. Memory kedua dengan program yang tetap (read only memory) membangkitkan kata-kata seperti : TEST, SRCH 1, SRCH 2, SRCH 3, WX, WXA, BCN, 2.5-.5 , 5-1, 10-2, 20-4, 40-10, 80-20, 160-40, 240-60. Mode kata muncul pada sebelah kiri dari peraga dan daerah dan kata tanda pada sebeah kanan dari peraga/display. Memory dikontrol oleh tombol pemilih range/daerah, tombol mode selector dan tombol scan/stab, sehingga untuk tiap daerah yang dipilih dan mode kata-kata tersebut diperagakan. Isi dari kedua memory diperagakan pada PPI, 50 kali per detik. Semua control kerja dari sistim terletak pada indicator. Kerja sistim dapat dengan mudah dimengerti dengan memahami fungsi dari control-kontrol ini.
- 42 -
A. Mode selector knob/tombol pemilih mode Tombol ini adalah switch/sakelar dengan 9 posisi yang mengontrol daya ke sistim., memilih mode kerja dan memungkinkan fungsi self test bagi sistim. (1) OFF selection Sumber daya pada unit TX/RX disalurkan kesemua sistim yang membutuhkan. Tegangan 28 Volt DC pada pesawat selalu ada pada sistim daya, tetapai pada posisi OFF dari tombol pemilih mode sumber daya dimatikan dan sistim tidak bekerja. (2) STBY selection Bila sumber daya dari unit TX/RX dinyalakan, semua sistim sumber tegangan rendah juga hidup. Pada indicator,memori utama kosong,juga tegangan tinggi belum ada , pulse repetition frequency generatoe (PRF) dan ranfkaian azimuth drive juga tidak ada. Jadi tidak ada daya untuk tabung sinar katoda, tidak ada input trigger pada unit penerima dari TX/RX dan antenna tidak melakukan sapuan/scan. (3) TEST selection Pada mode ini, semua rangkaian tidak bekerja dan pada STBY bekerja dan sistim bekerja juga.Tetapi pemancar tidak bekerja dan test generator pada unit TX/RX bekerja.Bentuk gelombang dari generator diinjeksikan kerangkaian video dari penerima dan pola bentuk gelombang diperagakan oleh indicator. (4) SRCH Selection Ketiga mode pencarian, dengan 4 daerah, dapat mendeteksi dan memperagakan sasaran permukaan sampai batas terendah 550 meter, bahkan pada kondisi sebaliknya, sasaran berupa perahu kecil dapat dideteksi. Mode pencarian dapat melakukan pemetaan darat atau mencari bentuk-bentuk tertentu dibumi seperti air,pulau-pulau, dataran tinggi, jembatan dan lainlain.Pada daerah tertentu dari pesawat terhadap pantulan sasaran didarat, dalam daerah sapuan dapat ditentukan pada peraga. Pencarian 1/search 1, menggunakan rangkaian penangkal bayangan dan dirancang untuk pemetaan jarak dekat pada daerah laut yang tidak terlihat. Search 2 dirancang untuk pemetaan secara teliti dari daratan dengan resolusi tinggi pada jarak dekat. Search 3 dirancang untuk menerima pantulan banyangan yang diperlukan untuk pemetaan limbah oli.
- 43 (5) WX selection Dengan menggunakan gema radar yang diperagakan pada indicator, sistim dapat meliput secara terus menerus informasi cuaca dalam perjalanannya berkaiatn dengan informasi hujan, rata-rata curah hujan, badai dan daerah yang mengalami kondisi es. Rangkaian Iso-echo contour memungkinkan menentukan kepadatan daerah curah hujan. Dengan contour(lingkaran) pilot dapat melihat daerah badai dalam jalur penerbangsnnys dan dapat menentukan jalur yang aman dari badai. Lingkaran /bentuk mendeteksi kepadatan tinggi dari curah hujan dan mengubahnya menjadi daerah yang gelap pada monitor radar. Daerah ini dikelilingi dengan daerah yang agak renggang/cerah berupa lingkaran-lingkaran yang menandakan tingkat hujan yang rendah. (6) WXA Selection Bila tombol pemilih mode pada posisi WXA, pada monitor dari indicator akan akan mengulang-ulang untuk menguji lubang/daerah gelap adalah contour atau bagian dari badai, dan penampilannya akan meningkat dari bayangan tergelap ke bayangan terterang sekitar 1,5 kali per detik. Bila lubang/daerah gelap tetap pada kekuatannya pada mode WXA, kemudian daerah ini tidak menunjukan suatu contour ataupun bagian dari badai. (7) BCN Selection (hanya 1400) Dalam mode beacon, sistim dapat menginterogasi dan menerima pulsa-pulsa dari suatu transponder tetap yang berlokasi pada daerah/jarak sampai 240 nautical mile. Balasan yang berupa kode-kode diterima pada getaran beacon khusus (9310 MHZ). Indicator radar akan memperagakan bearing dan jarak dari transponder dari signal sebagai penunjukan terpisah dari hanya informasi beacin, bebas dari pantulan daratan atau radar echo lain. Fungsi beacon akan membantu pilot untuk menentukan lokasi pesawat didarat diluar daerah deteksi dari mode pencarian atau menentuka sumur minyak tertentu dari lainnya yang mengelilinginya. B.Tombol Range Selector 2.5 Memilih jarak maksimum 2.5 nautical mile dengan tanda jarak 0.5 nautical mile. Nomor pada layer tertulis “ 2.5 - .5 “ 5
Memilih jarak maksimum 5 nautical mile denganjaral 1 nautical mile. Terbaca pada layar “5–1“
- 44 10 Memilih jarak maksimum 10 nautical nautical mile dengan tanda tanda 2 nautical nautical mile tertulis tertulis pada layar “ 10 – 2 “ 20 Memilih jarak maksimum 20 nautical nautical mile dengan tanda tanda 4 nautical nautical mile tertulis tertulis pada layar “ 20 – 4 “ 40 Memilih jarak maksimum 40 nautical nautical mile dengan tanda tanda jarak 10 nautical mile, mile, nomor pada layer tertulis “ 40 – 10 “ 80 Memilih jarak maksimum 80 nautical nautical mile dengan tanda tanda 20 nautical nautical mile. Pada layar tertulis “ 80 – 20 “. 160 Memilih jarak maksimum 160 nautical nautical mile mile dengan tanda tanda 40 nautical nautical mile dan pada layer tyertulis tyertulis :160 – 40 “ 240 Memilih jarak maksimum 240 nautical nautical mile dengan tanda 60 60 nautical mile. Pada layar layar terbaca “ 240 – 60 “
C. Tombol pengatur GAIN Gain penerima dapat diatur hanya pada mode search dan beacon. Gain penerima telah disetel pada TEST,WX atau WXA. Pada mode –mode ini pengaturan dengan tombol Gain tidak menimbulkan pengaruh. D. Tombol pemilih Scan/Stab. Switch memungkinkan pemilihan dari sapuan antenna dari 40 derajat atau 120 derajat yang dikontrol oleh rangkaian azimuth drive pada indicator. Bila Bila dile dileta takk kkan an pada pada HOLD HOLD,, perag peragaa akan akan diam diam menc menceg egah ah rang rangka kaia ian n memo memory ry beru beruba bah h posisi.Antenna tetap berayun, tetapi garis tidak berubah posisi. Sasaran akan tetap diperagakan terus menerus sampai mode scan dipilih lagi. Fasilitas ini memungkinkan arah dan kecepatan pergerakan sasaran ditentukan. Switch juga memungkinkan rangkaian stabilisasi antenna dimatikan. Normalnya kedudukan pitch dan roll data data dari dari vertyi vertyical cal gyro gyro diguna digunakan kan pada pada rangka rangkaian ian stabil stabilisa isasi si antenn antennaa untuk untuk mensta menstabil bilkan kan antenna pada pitch dan roll pada daerah pergerakan mekanisnya. Bila posisi STAB OFF dipilih, input untuk kedudukan dimatikan dan tidak ada stabilisasi. Tombol pengatur control manual tetap berfungsi.
- 45 -
E. Tombol tilt control Kontrol ini memungkinkan sudut elevasi dari antenna array diatur pada susdut antara +15 derajat dan sudut – 15 derajat terhadap sumbu horizontal atau sumbu pesawat tergantung pada posisi dari pemilih scan/stab. scan/stab. F. Tombol BRT kontrol Memungkinkan kecerahan dari peraga sampai tingkat yang diinginkan. G. Fault Lamp Akan menyala bila unit TX/RX tidak berfungsi.
.
- 46 -
- 47 SISTIM AUTOMATIC DIRECTION FINDING (ADF) 1. Umum Sistim Sistim ADF memberi memberikan kan inform informasi asi arah arah dan inform informasi asi audio audio dari dari ststsi ststsiun un AM/amp AM/amplit litude ude modu modula lasi si,, yang yang beke bekerj rjaa pada pada geta getaran ran 190 190 samp sampai ai 1750 1750 Khz. Khz. ( gelo gelomb mban ang g panj panjan ang g dan dan gelombang menengah). 2. Uraian Normalnya Setiap pesawat pesawat diperlengkapi dengan dua dua unit sistim ADF. Tiap sistim terdiridari : - sebuah penerima ( 51Y-7/7A) yang berlokasi di rak radio - sebuah control panel - sebuah sense antenna dengan coupler (hanya untuk tipe 51Y-7) - sebuah antenna loop dengan sebuah quadrantal error corrector ( QE) - sebuah pointer pada radio magnetic indicator (RMI) catata catatan n : ada dua buah buah pointe pointerr pada pada Setiap Setiap RI, pointe pointerr tungga tunggall dan pointer pointer ganda. ganda. Sebuah Sebuah tombol pemilih pointer baik pada RMI atau diluar RMI memungkinkan pointer tunggal dapat diposisikan baik oleh ADF 1 atau VOR 1 dan pointer ganda oleh ADF 2 atau VOR 2. Sistim mendapatkan sumber daya 28 Volt DC, dan 26 volt AC diperlukan untuk synchro output. 3. Cara Kerja A. Sistim ADF Bagian utama dari sistim adalah penerima, yang dapat beroperasi baik pada mode ADF Atau mode ANT. Mode operasi dan getaran dapat dipilih melalui control panel. Pada mode ADF, penerima menyebabkan ADF pointer pada RMI untuk menunjuk relative bearing dari statsiun yang dipilih. Relati Relative ve bearin bearing g adalah adalah sudut sudut antara antara sumbu sumbu longit longitudi udinal nal pesawa pesawatt dan garis garis imagin imaginer er yang yang menghubungkan pesawat dengan antenna dari statsiun. Pada mode ANT penerima berfungsi sebagai penerima broadcast/siaran. ADF pointer pada RMI mempunyai posisi horizontal. Mode ini utamanya digunakan untuk penalaan statsiun.
- 48 Untuk mendeteksi signal-signal continuous wave, suatu TONE switch pad control panel harus diposisikan pada TONE. B. Prinsip ADF Signal radio dari statsiun AM menginduksikan tegangan RF pada loop antenna. Signal RF ini diteruskan ke sebuah goniometer pada penerima yang menimbulkan medan magnetic RF, yang arahnya mengacu kepada bearing dari statsiun. Signal RF diproses dan diberikan ke penerima dan hanya signal RF dari statsiun AM yang diplih diteruskan dan diproses lebih lanjut. Bila suatu waktu suatu bearing yang tidak benar ditunjukan oleh pointer RMI suatu signal Error RF di induksikan pada gulungan rotor dari goniometer. RF error signal dimodulasi dengan reference signal 90 hz dan dijumlahkan dengan signal RF sense antenna. Tergantung pada arah dari bearing error(baik kekiri atau kekanan) modulasi 90 hz adalah bergeser 180 derajat atau tidak. Signal RF yang telah dijumlahkan diberikan ke penerima yang akan menyaring signal dari statsiun yang dipilih dan kemudian dideteksi. Audio yang terdeteksi dan signal 90 hz didistribusikan antara rangkaian audio dan rangkaian driver. Driver membandingkan 90hz yang terdeteksi dengan 90hz referensi dan tergantung pada perbedaan phase, driver menyebabkan motor listrik DC berputar searah jarum jam atau kebalikan arah jarum jam. Bila motor berputar, rotor goniometer juga berputar dan error signal RF berkurang sampai error signal RF menjadi nol. Bila hal ini terjadi rotor dari motor listrik, goniometer dan pemancar synchro akan terarah ke bearing yang benar. Setiap kali bearing dan arah pesawat berubah sebuah error RF signal akan dibangkitkan oleh goniometer. Pemrosesan signal RF error ini menyebabkan motor listrik berputar dan mengarahkan goniometer ke bearing yang baru. C. Quadrantal Error Corrector Tanpa Quadrantal error corrector, struktur pesawat dapat menyebabkan salah tunjuk pada sistim ADF. Corrector mengurangi kesalahan sampai nol bila pesawat terbang menuju ke statsiun yang dipilihnya. Pada pesawat F-27 , kesalahan ADF 1 = 12 derajat ADF 2 = 12 derajat F-28 ADF 1 = -ADF 2 = 2 derajat
- 49 4.TEST Untuk mengecheck operasi dari sistim, TEST harus dipilih pada control panel. Penunjukan bearing pada RMI adalah 315 derajat (F 27) atau 225 derajat (F28). Nada dengan getaran 1020 hz harus terdengar pada headset. Bila mode ANT dipilih pointer bearing harus horizontal. Untuk mengecheck fungsi yang benar dari pemilihan getaran, sistim harus ditala ke satu getaran pada Setiap band berikut. Untuk Setiap getaran penunjukan bearing harus dichek. 190 280 400 600
- 279.5 khz - 399.5 khz - 599.5 khz - 899.5 khz
900 - 1399.5 khz 1400 - 1749.5 khz
- 50 -
-51-
-
- 53 -
SISTIM AIR TRAFFIC CONTROL (ATC) TRANSPONDER 1.Umum Sistim ATC memungkinkan pengontrolan lalu lintas udara dengan informasi tentang identifikasi dan ketinggian pesawat. Sistim menggunakan statsiun radar didarat dan airborne transponder, yang merespon semua interrogasi yang disetujui dengan menggunakan jawaban signal yang menggunakan kode. Signal ini digunakan untuk mengidentifikasi pesawat dan untuk mengetahui ketinggian dan posisi pesawat pada layer monitor radar dari pengontrol. 2. Uraian Pada pesawat terbang, sistim ATC terdiri dari komponen berikut : -
sebuah transponder yang bekerja pada getaran 1090 Mhz dan sebuah penerima yang bekerja pada getaran 1030 Mhz. Transponder berada di rak radio. - Sebuah control panel - Sebuah antenna polarisasi vertical berbentuk pisau yang berlokasi pada bagian bawah tengah badan pesawat. Sumber daya untuk sistim adalah 115 v0lt AC dari Bus. 3. Cara kerja Bila pemilih daya pada control panel pada posisi STBY, daya diberikan ke transponder, tetapi bagian penjawab tidak bekerja sampai pemilih daya dipindahkan pada posisi STBY. Statsiun didarat menginterogasi dalam mode A atau B bila petugas pengontrol lalu lintas udara ingin mengidentifikasi pesawat dan mode C untuk pengecheckan ketinggian. Interogasi pada mode A dan B diterima dan diproses di penerima pada transponder. Rangkaian decoder mengecheck apakah mode interogasi sesuai dengan mode yang dipilih atau tidak. Bila sesuai, suatu pulsa trigger diberikan kesebuah encoder. Encoder menghasilkan signal code jawaban yang memodulasi pemancar. Bentuk dari jawaban ditentukan oleh pengaturan pada tombol pemilih kode pada kontrol panel. Bila tombol IDENT pada kontrol panel ditekan, biasanya sesuai permintaan dari pengontrol lalu lintas udara , pulsa tambahan ditambahkan pada setiap akhir dari kode jawaban. Bila statsiun darat menginterogasi pada mode C (laporan ketinggian), dan switch laporan ketinggian pada kontrol panel pada ALT RPTG (altitude reporting), encoder menghasilkan pulsa-pulsa jawaban, dimana kode ditentukan oleh ketinggian atau oleh encoding altimeter (altitude selalu berkaitan dengan 1013.2 millibar)
- 54 Switch pemilih ALT SOURCE memungkinkan untuk memilih apakah encoding altimeter pilot atau copilot.. Pilihan selalu pada encoding altimeter co-pilot. Selama distance measuring equipment da Sistim ATC bekerja pada band getaran yang sama, pulsa yang ditekan diberikan dari ATC transponder ke DME interrogator bila transponder memancar dan dari DME interrogator ke ATC transponder bila interrogator memancar, sehingga terjadinya saling mengganggu dari kedua sistim dapat dihindarkan. Bila transponder bekerja baik, suatu rangkaian monitor menghasilkan suatu tegangan untuk menyalakan lampu REPLY pada control panel dan lampu replay pada tombol SELF TEST pada panel depan transponder. Gangguan pada sistim airborne ditunjukan oleh menyalanya lampu FAULT pada control panel dan oleh magnetic indicator pada panel depan transponder. Magnetic indicator menjadikuning bila antenna dan /atau antenna cable menyebabkan voltage standing wave ratio (VSWR) menjadi terlalu tinggi. Indicator magnetic R/T menjadi kuning bila transponder gagal. Penunjukan ini dapat di reset dengan menekan tombol RESET. 4. TEST Untuk mengecheck beroperasinya sistim, tombol TEST pada control panel atau tombol SELF TEST pada panel depan transponder harus ditekan. Tindakan ini akan mengaktifkan test generator yang menginterogasi transponder pada mode yang dipilih.Harus dicheck bahwa lampu REPLY pada control panel atau lampu SELF TEST pada panel depan transponder menyala. Untuk check fungsional diperlukan sebuah transponder ramp test set.
- 56 ELECTRICAL POWER/LIGHT 1.Umum ada 2 jenis sumber daya listrik pada F-27, yaitu: - Sumber daya listrik arus searah (DC) - Sumber daya listrik arus bolak-balik (AC) Ketika pesawat terbang/mengudara, sumber listrik DC dibangkitkan oleh generator yang diputar oleh mesin. Dalam hal kondisi darurat,sumber listrik ditunjang oleh battery. Bila pesawat berada didarat, baik battery atau sumber daya dari luar dapat digunakan. Sumber listrik arus bolak-balik utamanya dihasilkan oleh alternator yang diputar oleh mesin. Getaran dari generator ini tergantung kecepatan putaran mesin dan hanya digunakan untuk tujuan pemanasan. Kebutuhan sumber listrik arus bolak-balik pada pesawat terbang dihasilkan oleh inverter yang adalah generator AC yang diputar oleh motor DC. Lampu-lampu diatas pesawat terbang dapat menggunakan lampu pijar atau lampu neon. Lampu neon diberi sumber tegangan dari static (electronic) inverter, yang didayai oleh sumber listrik DC. Untuk lampu instrument juga digunakan static inverter. Sumber-sumber listrik tersebut diatas dayanya disalurkan ke bus bar – bus bar dan dari bus-bus ini sumber daya listrik didistribusikan melalui circuit breaker-circuit breaker/pemutus rangkaian kesemua peralatan yang membutuhkan sumber listrik. Untuk peralatan avionic diberi tegangan dari avionic bus yang mendapatkan dayanya dari bus-bus umum yang disalurkan melalui switch MASTER RADIO pada panel diatas kepala yang pada posisi ON> 2. Uraian Sumber daya listrik dibangkitkan oleh : -
Dua DC generator, 28 V DC, masing-masing 375 A. Dua battery, 24 volt, masing-masing 40 A, 30 menit Dua alternator, 120/208 volt, 3 phase, masing-masing 15 KVA Dua inverter utama, 115 Volt, 400 hz, 2 phase, masing-masing 1500 VA Satu emergency inverter, 115 volt, 400 hz, 2 phase, 250 VA Satu atau dua static inverter, 115 volt, 400 hz, satu phase.
3. Cara Kerja A. DC buses 1. DC tie bus utama, yang diberi sumber daya oleh : - Unit sumber daya luar
- 57 - Battery - generator DC a. Sumber daya luar, bila ada, akan menyalakan lampu putih pada panel BATTERIES Sebelum menghidupkannya, tegangan harus diperikasa dengan switch DC meter pada Panel DC POWER pada posisi EXT PWR. Pembacaan meter akan menunjukan 22 dan 30 volt. b. Battery power akan mendayai bus bila dipilih BATT pada panel BATTERY.Bila generator hidup battery akan diisi. Bila temperature battery melebihi 70 derajat celcius ,lampu O` HEAT merah pada BATTETIES panel menyala. Switch-switch yang dibungkus merah pada battery panel Dapat digunakan untuk mengisolasi tiap battery sendiri-sendiri. Tegangan tiap battery dapat diukur dengan menggunakan switch DC meter pada panel DC POWER pada posisi BATT 1 dan BATT 2 bersama switch yang diisolasi dan meter. Arus battery dapat dibaca pada indicator pada panel BATTERY MONITORING. c. Tiap generator mempunyai pengatur tegangan masing-masing dan juga control pencegah pada kotak hubungan utama/main junction box. Tiap generator mempunyai lampu merah O`HEAT pada panel GENERATOR, yang akan menyala bila temperature generator meLebihi tingkat yang ditentukan dan juga mempunyai lampu warna amber INOPERATIVE pada panel yang sama, yang akan menyala bila generator tidak memberikan sumber Dayanya pada main DC tie bus. Bila kedua generator tidak bekerja lambu BOTH pada panel GENERATOR akan menyaLa. Bila main DC tie bus mendapatkan sumber daya , pada indicator bus MAIN DC kiri Pada panel GENERATOR menyala. 2.Main DC bus, diberi daya oleh main DC tie bus maka satu dari kondisi berikut akan terpenuhi : - Sumber daya luar memungkinkan - Sebuah generator bekerja, atau - Switch guarded LOAD SHEDDING pada panel DC power pada posisi MANUAL. Bila main DC bus diberi sumber daya, indicator MAIN DC bus kanan pada panel GENERATOR akan menyala. 3. Ground service bus 1, yang diberi sumber daya oleh main DC tie bus atau, bila memungkinkan oleh unit sumber daya luar. 4. Ground service bus 2, yang diberi sumber daya oleh main DC tie bus atau bila memung
Kinkan oleh unit sumber daya luar.
- 58 5. Pantry bus, diberi daya dari main DC bus bila : - sumber daya dari luar memungkinkan - dua generator bekerja 6. Battery bus, diberi sumber daya dari battery. 7. DC essential bus 1 dan 2, normalnya diberi sumber daya dari main DC tie bus.Dengan menggunakan ESSEN POWER yang dibungkus merah pada posisi ON, menghidupkan panel panel BATTERY dan bus-bus ditransfer ke battery bus. Bila bus-bus telah diberi sumber daya, indicator ESS DC1 dan ESS DC 2 pada panel BATTERY akan bekerja. 8. Avionic main DC tie bus, diberi sumber daya oleh main DC tie bus bila switch MASTER RADIO I dan II pada panel diatas kepala ON. 9. Avionic DC essential bus 1 dan 2, yang mendapatkan sumber daya dari main DC tie bus memungkinkan MASTER RADIO switches I dan II ON.Bila ESSEN PWR dipilih, bus-bus langsung diberi sumber daya dari battery bus. B. AC Alternator bus, Setiap alternator memberi daya ke bus-nya masing-masing. Transfer tidak memungkinkan. Switches, warning light dan meter berlokasi pada panel ALTERNATOR. C. AC inverter bus 1. 115 V primary AC bus, diberi sumber daya dari inverter 1 dan 2. -
Inverter 1 memberikan sumber pada bus bila switch inverter ini ON sementara main DC tie bus telah diberi sumber.Dalam hal inverter 1 tidak beroperasi lampu merah INOP pada panel INVERTER hidup dan inverter 2 harus digunakan.
-
Inverter 2 memberikan daya ke bus bila switch inverter ini ON dan bus transfer switch Pada panel INVERTER ditekan kekanan.
Bila bus telah diberi sumber daya, indicator PRIM AC pada panel INVERTER akan bekerja. 2. 26 V primary AC bus.diberi sumber daya dari 115 V primary AC bus melalui sebuah transformator. 3. 115 V avionic primary AC bus, diberi sumber daya dari 115 V primary AC bus memungkinkan swtch MASTER RADIO I ON. 4. 26 V avionic primary AC bus, diberi sumber daya oleh 26 V primary AC bus memung-
- 59 kinkan switch MASTER RADIO II ON. 5. 115 V secondary AC bus, diberi sumber daya oleh inverter 2 kecuali bus transfer switch dioperasikan. Bila bus mendapatkan sumber daya indicator SEC AC bus pada inverter panel akan menunjuk. 6. 26 V secondary AC bus, diberi sumber daya oleh 115 V secondary AC bus. 7. 115 V essential AC bus, mendapatkan sumber daya dari 115 V primary AC bus. Tetapi bila ESSEN PWR telah dipilih pada panel bateery, bus memperoleh sumber daya Dari essential inverter yang mendapatkan sumber daya dari battery bus. 8. 26 V essential AC bus, mendapatkan sumber daya dari 115 V essential AC bus melalui sebuah transformator. 9. 26 V avionic essential AC bus, mendapatkan sumber daya dari 26 V essential AC bus bila MASTER RADIO switch I dan II ON atau ESSEN PWR telah dipilih pada panel BATTERIES. Pilihan 1 : Pada beberapa pesawat tidak terdapat secondary AC bus. Inverter 2 mulai memberi sumber primary dan essential AC bus bila inverter 2 dihidupkan. D. Lampu-lampu warning dan master warning. Setiap kali lampu merah warning menyala, dua lampu master warning pada panel instruMent utama juga akan menyala. Lampu akan padam bila penyebab pemberian warning juga hilang. Bila hal ini tidak terJadi lampu master warning dapat ditekan untuk mematikan lampu master warning. Lampu warning dan master warning dapat ditest dengan menekan test switch ( RED M.LT) pada test panel untuk TEST. E. lampu ruangan cargo. Lampu-lampu ini dikontrol oleh sebuah switch dilangit-langit pintu masuk kokpit. F. Lampu-lampu ruang service Lampu-lampu ini berada dalam ruang penyimpanan roda pendarat dan ruang air conditiOning dan dikontrol oleh switch hijau berselubung pada dinding kiri dari pintu masuk Kokpit. G. Lampu-lampu bagian luar Lampu-lampu bagian luar ini dikontrol oleh swtch-switch pada panel diatas kepala (LIGHT) Lampu-lampu dan switch adalah :
- 60 -
Lampu-lampu pendarat/landing light Lampu taxi/Taxi light Lampu wing ice inspection Lampu-lampu navigasi Lampu anti collision Lampu formasi (pilihan)
H. Lampu-lampu cabin Pada pesawat penumpang digunakan lampu neon untuk menerangi cabin. Lampu-lampu Dikontrol melalui panel pramugari Pada pesawat pengangkut pasukan digunakan lampu pijar yang dikontrol melalui swich Dipintu masuk kokpit. Pada ketika sumber listrik normal tidak berfungsi, lampu emergency yang mendapatkan sumber dari essential DC bus dapat dihidupkan melalui switch EMERGENCY LIGHT> Bila essential DC bus tidak ada, lampu evakuasi akan menyala.Lampu ini mendapatkan sumber dari sumber daya khusus dan dapat beroperasi selama 20 menitbila switch EMER LIGHT pada posisi ARM. I. Lampu-lampu kokpit Lampu dome ( putih atau merah) digunakan untuk menerangikokpit. Tombol tekan dilangitlangit kokpit harus ditekan untuk lampu putih. Untuk lampu merah dikontrol melalui panel diatas kepala.Untuk lampu instrument utama digunakan panel floog light. Untuk instrument dan control panel, lampu-lampu dapat diatur dengan memutar switch putar.
- 61 -
- 62 SISTIM PITOT STATIC 1. Umum Sistim pitot static memberikan pesawat terbang sumber total dan tekanan static ke instrument pilot dan co- pilot pada panel instrument utama dan ke pelbagai sistim lainnya. 2. Uraian Sistim pitot static terdiri dari component berikut : -
Dua tabung pitot static pada sebelah kiri dan kanan ujung sayap Suatu lubang alternative pada bagian tertentu dari bulkhead bertekanan Dua katup NORMAL-ALTERNATE Dua katup ISOLATE, yang akan memberikan data ke flight data recorder Dua altimeter Dua air speed indicator Dua Vertical speed indicator Sembilan katup pembuangan/drain valves Switch overspeed warning (pilihan) Sebuah propeller airspeed switch Sebuah fatigue meter air speed switch
3. OPERATION A. Static pressure/tekanan ststic Bila ketinggian pesawat bertambah, tekanan atmosfir sekitar pesawat akan berkurang. Untuk dapat mengukur tekanan atmosfir ini, suatu tabung pitot gabunfan dipasang, deNgan lubang static pada kulit dari tabung. Lubang ini ditempatkan sedemikian rupa Dimana kecepatan pesawat tidak berpengaruh pada tekanan atmosfir (static) yang diPerlukan dari lubang ini. Tekanan static ini, dengan koreksi sedikit, sama dengan tekaNan udara sekitar pesawat, dan yang biasa disebut P. B. Tekanan Pitot/Pitot pressure Untuk mengukur tekanan ini 2 tabung pitot static telah dipasang. Bila pesawat maju, Tekanan pada tabung pitot (Ptot) adalah sama dengan tekanan static ditambah tekanan Benturan (q), disebabkan oleh kecepatan pesawat.
- 63 C. Sistim Pitot Static Sistim dapat dibagi menjadi : (1) sistim pitot static kiri (2) sistim pitot static kanan (3) sistim altenate static (1) Sistim pitot static kiri Tekanan pitot didapatkan dari tabung yang dipanasi dengan listrik pada sebelah kiri ujung Sayap. Sumber daya listrik untuk pemanasan ini diambil dari 28V DC essential bus. Tekanan pitot digunakan untuk airspeed indicator kiri dan untuk propeller airspeed swaitch. Tekanan static didapatkan dari lubang kecil didinding tabung. Tekanan ini diberikan kepada : - Airspeed indicator kiri - Altimeter kiri - Vertical speed indicator kiri - Propeller airspeed switch (2) Sistim pitot static kanan Tekanan pitot didapatkan dari tabung yang dipanasi listrik pada sebelah kanan dari ujung Sayap kanan.Sumber listrik untuk pemanas didapatkan dari main DC bus. Tekanan ini diberikan ke : - Airspeed indicator kanan - Fatigue meter airspeed switch - Overspeed warning switch - True airspeed computer (pilihan) - Ground proximity warning system (pilihan) dan melalui suatu katup ISOLATE diberikan ke : - Flight data recorder. Tekanan static didapatkan dari lubang kecil didinding tabung pitot. Tekanan ini diperuntukan bagi : - Airspeed indicator kanan - Altimeter kanan - Vertical speed indicator kanan - Overspeed warning switch - Autopilot coupling unit
- 64 - Cabin altitude dan differential pressure indicator - Fatigue meter airspeed switch - True airspeed computer ( pilihan/optional) - Ground proximity warning system ( Optional) - Flight data recorder (3) Alternate static system Tekanan alternate static didapatkan dari lubang static pada bulkhead bertekanan. Tekanan ini disalurkan ke 2 katup NORMAL-ALTERNATE, satu untuk Setiap pilot. Dengan katup ini pilot dapat mengganti tekanan static normal yang disalurkan ke flight Instrumentnya dan propeller airspeed switch dengan tekanan Alternate. Co-pilot dapat meng ganti sumber tekanan static normal ke flight instrument, fatigue meter airspeed switch, kabin altitude dn indicator differential pressure dengan tekanan ststic alternate. Tekanan alternate static juga disalurkan ke indicator suction dan pressure dari sistim anti Es. D. Drain valves/katup pembuang Katup buang dipasang pada semua sistim pitot dan static untuk mencegah kerusakan ins Trument terhadap air dan untuk mencegah penyumbatan pipa-pipa oleh air beku selama Penerbangan. Lima katup pembuangan dipasang dibawah lantai kokpit dan dua katup pembuangan dipasang pada setiap ruang gear box. E. Airspeed Indicator Penunjukan airspeed tergantung pada tekanan benturan/impact pressure (q), yang didapatKan dengan mengurangkan tekanan static (p) dari tekanan pitot (Ptot) F. Vertical speed indicator Vertical speed indicator mengukur tingkat perubahan tekanan static dan ditunjukkan dengan feet per minute / kaki per menit. Tekanan static, perubahan tekanan static, disalurkan langsung kekapsul, dan melalui restricttor perubahan tekanan static pada rumah indicator diperlambat. Perbedaan teknan antara capsule dan rumah/wadah akan mengembang/kempiskan capsule Suatu pengatur dengan obeng pada sebelah kiri bawah dari indicator digunakan untuk peng aturan nol. G. Altimeter Altimeter mengukur tekanan static dan ditunjukan dalam kaki , oleh pengembang/kempisan
- 65 kapsul pada indicator. Penunjukan dapat dikoreksi dengan menggunakan knob/tombol pada instrument. Tekanan barometric yang diatur dengan knob ini ditunjukan oleh sub scale pada altimeter. Nilai perbedaan dapat diatur pada subscale, seperti QNH dan QFE. QNH : Bila QNH dipilih pada subscale, altimeter akan membaca ketinggian pesawat Diatas atau dibawah mean sea level. QFE : Ini adalah tekanan barometric pada permukaan bandara. Altimeter akan membaca 0 feet bila pesawat berada didarat. Penunjuk pada instrument menunjukan 1000 kaki (305 meter) dalam satu putaran, seMentara informasi coarse altitude diberikan dalam bentuk digital. Pada beberapa altimeter mempunyai electrical vibrator didalamnya, untuk mengurangi Salah tunjuk. H. Overspeed warning system Switch overspeed warning diposisikan operate pada altitude compensated airspeed. Kotak switch yang bertekanan static, termasuk altitude capsule yang disekat dan air speed capsule yang bagian dalamnya bertekanan pitot. Relay secara normal selalu bekerja karena control contack dalam rangkaian kumparan Tertutup melepas tanda warning dari tegangan 28 V DC. Control contact akan bekerja Melalui penyambung/penghubung, oleh gabungan gerakan kapsul airspeed dan altitude, Dan bila batas kecepatan 225 kn (420 km/jam) terlampaui control kontak akan terbuka. Relay akan tidak bekerja, kontak berubah kedudukan, dan sumber tegangan ke suara warIng terhubung. Test switch akan menghubung singkatkan kumparan relay, yang menjadikan relay tidak Bekerja dan suara warning berbunyi. J. Airspeed switch Switch propeller air speed terhubung dengan sistim pitot static pilot dan co-pilot. Bila kecepatan kurang dari 55 kn (100 km/jam) kontak dari propeller airspeed switch terTutup dan ground fine pitch tidak dipilih, suara berbunyi. Fatigue meter airspeed switch terhubung ke sistim pitot static co-pilot. Kontak dari switch akan tertutup bila kecepatan melebihi 110 kn ( 200 km/jam) dan akan Terbuka kembal bila kecepatan turun dibawah 100 kn ( 185 km/jam). Fatigue meter airspeed switch mengontrol fatigue meter.
- 66 -
- 67 -
- 68 SISTIM PRE-STALL WARNING 1. Umum Sistim pre-stall warning memberikan indikasi warning ketika sudut serang pesawat melebihi 16.5 derajat dimana pesawat sedang melakukan pendekatan/approach. 2. Uraian Sistim pre-stall warning terdiri dari komponen berikut : - Sebuah control column shaker motor, terpasang pada sebelah kiri control column - Sebuah vane type transducer pada sebelah kanan fuselage depan - Sebuah Test Switch (TEST) yang ditempatkan baik pada dinding ruang pneumatic atau pa nel sebelah kiri kokpit. Sumber listrik diperoleh dari 28 V DC main bus.
3. Cara kerja Control column shaker motor akan bekerja bila kondisi berikut telah terpenuhi : - Pesawat harus diudara - Flap harus menjulur penuh ( 40 derajat) - Sudut serang harus melebihi 16.5 derajat Pada beberapa pesawat flap down limit switch di bypass (pilihan) Pada pesawat ini sebuah pre-stall warning dapat juga didapatkan selama tinggal landas dan jelajah bukan dalam pendekatan. Vane type sudut serang transducer dipanasi dengan listrik bila switch Pitot Heater kiri ON.
- 69 -
- 70 -
- 71 -
- 72 -
- 73 -
- 74 -
- 75 -
Ground proximity warning system (GPWS ) GPWS adalah suatu system Visual dan Audio yang akan memperingatkan penerbang akan adanya kemungkinan yang berbahaya bagi pesawat terhadap tanah/daratan. Sistem terdiri dari computer, tempat dudukan, loudspeaker, lampu-lampu dan sakelar-sakelar. 1. Komputer GPWS ; akan memproses bermacam-macam masukan/input. Bila masukan melebihi batasan tertentu, computer akan mengeluarkan peringatan berupa suara atau peringatan berupa visual. Komputer ini ditempatkan pada wadah yang bebas debu disebelah kanan rak Navigator. 2. Air Data Computer; bekerja mengubah tekanan pitot static menjadi informasi naik dan turun dan menjadikannya masukan ke computer GPWS. 3. Loudspeaker; akan menghasilkan signal peringatan audio ke pilot bila GPWS mendeteksi adanya situasi yang berbahaya. 4. Nose landing gear (NLG) down and locked limit switch ; akan melaporkan ke computer GPWS bila NLG keluar dan berada pada posisi terkunci 5. PULL UP Lights; menyediakan peringatan visual secara serempak bersamaan dengan peringatan audio bila computer GPWS mendeteksi adanya bahaya yang membutuhkan pesawat harus segera naik/PULL UP. Lampu ini dapat digunakan untuk self test. 6. BELOW GS Lights; akan memberikan peringatan visual bila computer GPWS mendeteksi pesawat menurun dibawah ketinggian glideslope yang dipilih. 7. GPWS INOP lights; akan memberikan peringatan visual bila computer GPWS mendeteksi suatu kesalahan dalam system atau computer gagal bekerja. 8. 45 percent Flap Switch; switch ini berada pada pedestal tengah utuk mengontrol flap dan menghasilkan peringatan bila pilot mencoba mendarat pada posisi flap yang salah. Bila pesawat menurun dibawah ketinggian yang telah diatur dan tangkai flap tidak ditempatkan pada posisi lebih besar dari 45 persen, switch akan tetap tertutup dan mengirim signal ke rangkaian peringatan TOO LOW FLAP dan menyebabkan lamp[u menyala.Bila tangkai flap ditempatkan pada posisi lebih besar dari 45 persen, rangkaian akan terbuka dan lampu padam.Pilot secara manual dapat memutuskan rangkaian warning bila melakukan pendaratan dengan flap up, dengan memilih posisi OVERRIDE pada GPWS flap override switch panel. Hal ini akan mengirim signal yang mengharuskan rangkaian tertutup.
Sistem Daya dan keterkaitan:
Daya : Daya untuk GPWS didapatkan dari sumber listrik 28 VDC dan 115 VAC. 28 VDC digunakan untuk menyalakan lampu-lampu peringatan, sedangkan 115 VAC digunakan untuk menyalakan computer GPWS dan ADC/Air data computer..
Keterkaitan; dua system terkait dengan GPWS yaitu system radio altimeter dan system penerima VOR/ILS. Radio altimeter akan memberikan masukan untuk informasi peringatan ketinggian. Hal ini akan terjadi bila ketinggian pesawat berada dibawah MDA/minimum decision Altitude yang telah diatur pada indicator radio altimeter. Penerima VOR/ILS akan menghasikan informasi glideslope ke computer GPWS. Informasi ini digunakan untuk menentukan data yang dibutuhkan pada system peringatan BELOW GS.
Komponen GPWS dan letaknya
GPWS indicators dan Switches Cara kerja 1. Mode kerja; GPWS mempunyai 6 mode kerja yang aktif secara otomatis pada computer
GPWS.Mode-mode ini akan ditentukan oleh kondisi penerbangan pesawat atau dengan menggunakan control-kontrol pada pesawat.. Mode-mode ini digunakan pada ketinggian radio diatas 50 kaki dan dibawah 450 kaki. Pesan-pesan audio dipergunakan untuk semua keenam mode. Kedipan lampu PULL UP akan muncul selama mode 1 sampai 4. Lampu BELOW GS akan menyala pada mode 5. Mode 6 menyediakan peringatan audio “MINIMUMS” dan tanpa lampu.Semua peringatan akan tidak tidak berfungsi bila ketinggian radio dibawah 50 kaki. Mode 1 – Excessive sink rate/tingkat terlalu menukik; Audio Mode 1, peringatan “SINK RATE “ akan terdengar pada speaker dan pada interphone bila tingkat/kecepatan penurunan terlampaui. Tingkat penurunan ditentukan dengan memperbandingkan signal dari radio altimeter dengan signal ketinggian dari ADC.Bila peringatan “SINK RATE”
berbunyi, pilot harus mengurangi tingkat penurunan/kecepatan penurunan . Bila bila kecepatan turun dimungkinkan untuk bertambah 500 kaki permenit, pesan audio akan berganti bunyi menjadi “WHOOP-WHOOP-PULL UP “
Mode 2 – Excessive Closure Rate / tingkat terlalu dekat; Peringatan mode 2 akan muncul bila GPWS mendeteksi tingkat pendekatan dataran yang melebihi batas.Batasan ditentukan oleh perbandingan antara signal dari radio altimeter dengan dignal ketinggian dari ADC. Terdapat 2 peringatan ; pesan audio “TERRAIN” dan bila pesawat tidak pull up pada waktunya signal pesan audio “WHOOP-WHOOP- PULL UP “. Sinar lampu PULL UP akan berkedip. Pesan kedua akan muncul sampai tingkat pendekatan dikurangi. Pesan akan kembali ke “TERRAIN” sampai pesawat mempunyai ketinggian 300 kaki dati ketinggian pull up.
TACTICAL AIR NAVIGATION SYSTEM (TACAN) TACAN adalah gabungan dari system Distance measuring system dan bearing indicating. Sistem ini pada awalnya dikembangkan oleh Angkatan laut untuk kapal induk dan instalasi Angkatan laut lainnya yang sekarang ini juga digunakan untuk navigasi penerbangan sipil dan juga militer. Kombinasi dari VOR dan TACAN yang memberikan informasi jarak dan bearing disebut VORTAC. Untuk ini pesawat harus diperlengkapi dengan unit radio UHF yang dapat beroperasi pada getaran TACAN. Pada band rendah dari Tacan mempunyai getaran penerima dari 1025 sampai 1087 MHZ dan getaran pemancar dari 962 MHZ sampai 1024 MHZ. Pada band tinggi dari Tacan mempunyai getaran penerima 1088 sampai 1140 MHZ, dan getaran pemancar 1115 sampai 1213 Mhz.
Panel pengontrol
Unit Pemancar/penerima TACAN
Unit pemancar dan penerima , memancarkan, menerima dan memproses informasi dari pesawat lain atau dari statsiun didarat. Alat ini juga menerima dan memproses bearing/arah dan informasi identifikasi dari statsiun didarat. Unit Adapter bekerja mengubah informasi output digital dari unit TACAN menjadi signal analog. Ouput dari unit R/T Tacan adalah berupa signal digital dan harus diubah menjadi signal yang dapat digunakan oleh instrument.
Sistem tacan bekerja sama dengan C-12 compass, navigation instruments switching, flight control, interphone dan system navigasi inertial. Informasi Heading diterima dari system C-1 compass dan digunakan sebagai referensi bearing dari statsiun Tacan didarat ke magnetic heading pesawat. Unit adapter menyalurkan signal Range dan Bearing ke BDHI dank e rangkaian navigation instrument switching. Rangkaian NIS mengirim signal ke indicator terkait pada instrument panel pilot, co pilot dan navigator. Signal digital distance dikirim ke HIS oleh unit R/T melalui computer dan autopilot dalam mode TACAN. Penerbangan TACAN terdiri dari pemilihan suatu course yang diinginkan pada Course indicator (HIS), dan dengan mengikuti course ini ke/dari statsiun didarat. Bearing dari Statsiun didarat diperagakan oleh jarum penunjuk bearing HIS dan BDHI. Penyimpangan diperagakan oleh indicator penyimpangan, dan oleh TO-FROM, suatu panah penunjuk pada Course indicator. Jarak TACAN dan Keabsahannya diperagakan pada Jendela jarak pada BDHI dan HIS. Bila suatu statsiun didarat telah terlewati, arah yang dipilih Outbond (From) daripada Inbound (To). Melewati statsiun didarat ditunjukan oleh berbaliknya jarum penunjuk bearing pada HIS dan BHDI pada 180 derajat. Daya yang dibutuhkan oleh Unit Tacan adalah 115 VAC dan 28 VDC dari essential buses.
