50

BAB IV

STUDI KASUS DAN ANALISIS

4.1 Pendahuluan

Secara umum prosedur investigasi kecelakaan (accident) dan insiden

penerbangan pesawat komersial diatur oleh badan International Civil Aviation

Organization (ICAO) dalam Annex 13. Annex 13 diantaranya mengatur ketentuan

dan prosedur investigasi serta mengatur pihak yang berwenang melakukan

investigasi. Oleh karena hal itu pembahasan studi kasus dan analisis dalam bab ini

keseluruhan mengacu pada laporan hasil investigasi yang telah ada terutama kasus-

kasus yang memiliki accident report dalam database ASN.

Kasus-kasus kecelakaan yang dibahas adalah kasus-kasus kecelakaan Boeing

737 yang melibatkan kegagalan pada sistem rudder. Secara keseluruhan terdapat tiga

kasus kegagalan sistem rudder dalam database ASN, ketiga kasus tersebut antara

lain United Airlines Penerbangan 585, USAir Penerbangan 427, dan Eastwind

Airlines Penerbangan 517. Selain ketiga kasus tersebut terdapat tiga kasus lain

berupa insiden yang disebabkan kegagalan sistem rudder yang tidak terdapat pada

database ASN.

Pembahasan dalam studi kasus dan analisis ini terbagi atas beberapa bagian.

Pembahasan pertama adalah membahas dan menganalisis history of flight dari setiap

kasus yang ada sebagai dasar kejadian. Penyebab kecelakaan secara umum diuraikan

pada langkah berikutnya berisi kesimpulan singkat penyebab kecelakaan yang

menyebabkan kegagalan sistem rudder. Terakhir adalah analisis kasus yang

ditampilkan secara ringkas dan jelas langsung menuju pokok permasalahan

penyebab kegagalan.

Secara umum pembahasan yang ditampilkan mengacu pada aturan secara

umum 20/80 (20% informasi yang ditampilkan merepresentasikan 80% informasi

kasus keseluruhan) seperti halnya data yang ditampilkan dalam sumber-sumber

informasi ASN. Dalam hal ini pembahasan dititikberatkan pada kasus United

Airlines Flight 585, USAir Flight 427 dan Eastwind Airlines Flight 517.

51

4.2History of Flight

4.2.1 United Airlines Flight 585

Pada hari Rabu, 3 Maret 1991 pesawat Boeing 737 milik United Airlines

dengan nomor penerbangan 585 melakukan operasi seperti biasanya melayani rute

penerbangan Illinois - Colorado Springs dengan singgah terlebih dahulu di Moline

dan Denver. Pesawat berangkat dari Stapleton International Airport, Denver pada

pukul 09.23 dengan waktu estmasi tiba di Colorado pada 09.42 waktu setempat. Saat

itu pesawat membawa 20 orang penumpang dan 5 awak pesawat.

Kecelakaan terjadi ketika pesawat melakukan visual approach pada runway

35. Pada waktu itu berlaku Visual meteorological condition (VMC) dan

penerbangan menggunakan Instrument Flight Rules (IFR) sesuai rencana. Secara

tiba-tiba ketika pesawat mulai turun (descent) saat approach pesawat mengalami roll

ke arah kanan serta pitch nose down. Kru pesawat mencoba melakukan go-around

dengan konfiguasi flap 150 dikombinasikan dengan penambahan thrust. Namun

pesawat justru kehilangan ketinggian secara cepat. Beberapa saat kemudian pesawat

menabrak permukaan tanah di daerah Widefield Park, 3.47 nm. sebelah selatan dari

ujung runway. Pesawat mendarat hampir secara vertikal dengan kecepatan lebih dari

200 knot dengan tingkat akselerasi mencapai 4G. Seluruh penumpang serta 5 kru

meninggal di tempat kejadian.

4.2.2 USAir Flight 427

Kecelakaan Flight 427 milik maskapai penerbangan USAir ini terjadi pada

hari Kamis, 8 September 1994. Flight 427 yang beroperasi pada rute Chicago,

Illinois menuju Pittsburgh, Pennsylvania hari itu jatuh saat memasuki fase approach

menuju runway di Greater Pittsburgh Intternational Airport. Ketika itu pesawat

terbang pada 6000 ft. dengan kecepatan 190 kts. Kemudian pesawat diperintahkan

ATC berbelok menuju heading 1000. Kejadian terjadi hanya 4.2 mil dari pesawat

Boeing 707 Flight 1083 milik Delta Airlines yang ketika itu sedang menurun

(descend) menuju 6000 ft. pada heading yang sama.

Ketika mendekati heading 1000 pesawat tiba-tiba mengalami roll ke arah kiri

hampir mencapai 180 serta terdengar bunyi “gedebug” dari pesawat. Ketika itu auto

throttle dan autopilot dalam keadaan beroperasi sementara landing gear masih dalam

52

keadaan terlipat. Autopilot secara otomatis mencoba mengembalikan posisi pesawat

dengan memulai roll ke arah kanan tetapi tidak sampai mencapai sikap sempurna.

Dalam waktu kurang dari tiga detik pesawat mulai roll ke arah kiri kemudian ke arah

kanan.

Pada 19:03:01 heading pesawat berubah tiba-tiba secara drastis mengarah ke

kiri (rudder kiri berdefleksi penuh). Dalam sepersekian detik kecepatan yaw pesawat

ke kiri bertambah hingga 300. Pesawat akhirnya pitch down serta melanjutkan roll ke

kiri hingga mencapai 550. Enam detik kemudian tingkat pitch pesawat mencapai -200

dengan kecepatan menurun mencapai 3.600 ft./menit. Pada kondisi ini pesawat stall

diiringi gerakan yaw dan roll ke kiri yang terus berlanjut hingga akhirnya terbalik

dengan posisi nose mencapai 900 tegak lurus pemukaan pada ketinggian 3.600 ft.

pesawat terus mengalami roll tetapi nose mulai naik kembali. Pesawat menurun dan

jatuh dengan cepat serta menumbuk permukaan dengan sikap nose down serta 600

left bank.. Tercatat dalam FDR kecepatan saat jatuh mencapai 261 kts. Seluruh

penumpang dan awak pesawat berjumlah 132 orang meninggal di tempat

kecelakaan.

4.2.3 Eastwind Airlines Flight 517

Pada 9 Juni 1996 Eastwind Airlines Flight 517 mengalami kehilangan

kendali rudder ketika approach di bandara Richmond, VA. Amerika Serikat. Pada

penerbangan tersebut ke-48 penumpang serta lima awak pesawat selamat tanpa

terdapat luka-luka. Pada saat kejadian kecepatan pesawat sekitar 250 kts. berada

pada 4.000 ft di atas permukaan laut. Tiba-tiba pilot merasakan adanya sedikit

pergerakan rudder ke arah kanan. Setelah sempat bertanya kepada co-pilot tentang

adanya pergerakan rudder tersebut pesawat mulai roll ke arah kanan. Pilot merespon

dengan menggerakkan rudder ke arah berlawanan akan tetapi rudder terkunci. Pilot

kemudian mempergunakan kendali aileron serta tenaga engine di setting pada

kondisi tidak simetris guna mempertahankan sikap pesawat.

Pilot dan co-pilot kemudian mengadakan emergency checklist setelah terlebih

dahulu melaporkan keadaan darurat kepada pihak ATC. Pilot melaporkan bahwa

setelah mematikan yaw damper yang merupakan salah satu prosedur checklist

pesawat kembali dapat dikendalikan. Namun ketika itu pilot tidak yakin bahwa

masalah pergerakan rudder tersebut hilang bersamaan dimatikannya yaw damper.

53

Sebelumnya pesawat dilaporkan juga pernah mengalami kejadian yang sama

(defleksi rudder tanpa perintah). Berdasarkan laporan yang ada ketika itu pesawat

mengalami pergeseran rudder lebih disebabkan karena pesawat tidak di-trim secara

sempurna.

4.2.4 Beberapa Insiden Lain

Terdapat beberapa insiden lain yang tidak terdapat dalam ASN berkenaan

dengan masalah pada rudder Boeing 737. Insiden-insiden tersebut antara lain:

1. 19 Februari 1999

Pada tanggal 19 Februari 1999 pilot United Airlines 737-300

dilaporkan mengalami kemacetan pada kendali rudder pada saat ground

check ketika sedang taxi di Tacoma International Airport, Seattle. National

Transportation Safety Board (NTSB) menerangkan bahwa kejadian tersebut

disebabkan valve-spring guide pada power control unit (PCU) tidak berada

pada posisi yang seharusnya.

2. 23 Februari 1999

Pada tanggal 23 Februari 1999 sebuah Metrojet 737-200 melakukan

pendaratan darurat di Baltimore setelah pesawat mengalami roll dalam skala

kecil sehingga mengubah arah pesawat selama fase terbang jelajah. Rudder

saat itu bergerak sendiri dengan dua tingkatan defleksi. Pertama rudder

bergerak perlahan kemudian bergerak secara cepat hingga rudder mencapai

posisi defleksi maksimum (hardover). Pilot segera melakukan prosedur

penerbangan darurat seperti menonaktifkan autopilot dan yaw damper namun

rudder masih tidak dapat digerakkan. Rudder baru dapat dikendalikan setelah

menonaktifkan tekanan hidrolik pesawat. Meskipun kembali pada keadaan

normal namun rudder terus bergetar sampai dilakukannya pendaratan

darurat. Setelah melakukan investigasi terhadap Flight Data Recorder (FDR)

dan PCU yang merupakan bagian dari sistem rudder yang rawan terjadi

kegagalan pihak investigator NTSB membenarkan adanya defleksi rudder

pada tingkatan hardover namun tidak dapat menemukan bukti penyebab

kejadian tersebut.

54

3. 23 Desember 2002

Pada tanggal 23 Desember 2002, Boeing 737-81Q G-XLAD

mengalami masalah ketika akan mendarat di Gatwick Airport, West Sussex.

Ketika itu pesawat G-XLAD baru saja menjalani perawatan di Manchester

setelah mengalami getaran pada airframe pada penerbangan sebelumnya.

Hasil inspeksi saat itu tidak ditemukan kesalahan apapun pada pesawat

sehingga pesawat pun dipulangkan kembali dari Manchester. Namun saat

melakukan descent ke FL150 di Tenerife tiba-tiba menyebar bau plastik

terbakar dari dalam kabin dan tercium sampai kokpit. Ketika landing segera

dilakukan investigasi terhadap pesawat tapi tidak ditemukan apapun.

Keesokan harinya, 23 Desember 2002 pesawat melakukan operasi

penerbangan sebagai pesawat charter dari Las Palmas menuju Brussel. Tidak

terdapat kejadian aneh sampai pesawat melakukan descent pada FL120. Saat

itu kembali terbakar tercium bau plastik terbakar dari dalam kabin. Karena

kejadian tersebut pesawat langsung dipulangkan dari Brussel menuju pusat

perawatan di Gatwick untuk dilakukan investigasi.

Ketika sedang terbang jelajah menuju Gatwick pesawat tiba-tiba yaw

ke suatu arah tertentu mulai dari 20 detik sampai dua menit lalu kemudian

kembali normal. Kejadian tersebut terjadi secara berulang. Untuk

mengembalikan sikap pesawat saat gangguan yawing terjadi pilot menginjak

pedal kendali rudder namun tidak dapat digerakkan (macet). Rudder bisa

kembali normal saat gangguan yawing hilang. Untuk mengendalikan sikap

pesawat saat yawing pilot menggunakan kendali aileron sebelah kanan tanpa

men-setting engine secara asimetris atau menonoperasikan yaw damper

seperti pada kasus-kasus sebelumnya.

Kejadian berlanjut hingga proses pendaratan darurat dengan roda

pendarat utama sebelah kanan menyentuh landasan terlebih dahulu. Dalam

mempertahankan sikap pesawat pilot menggunakan kemudi roda pendarat

nosewheel karena pedal rudder masih tidak dapat digerakkan. Tidak ada

korban jiwa maupun luka-luka pada peristiwa ini. Ke-delapan awak pesawat

yang terdiri dari dua awak penerbang serta enam engineer dalam

penerbangan tersebut mendarat dengan selamat.

55

4.3 Penyebab Kecelakaan Secara Umum

Penyebab kecelakaan utama dalam kasus United Airlines Flight 585, USAir

Flight 427 serta East Wind Airlines Flight 517 serta kasus-kasus lain adalah

hilangnya kendali pesawat karena adanya pergerakan rudder tanpa adanya input

perintah dari pilot. Hal ini disebabkan kemacetanMain Power Control Unit (MPCU)

pada rudder. Penyebab utama dari kemacetan MPCU ini karena posisi netral

komponen primary slide berada pada posisi berlawanan dengan posisi seharusnya

(overtravel) ketika secondary slide servo valve dalam konfigurasi servo valve

housing offset. Hal inilah yang menyebabkan rudder berdefleksi dalam arah yang

berlawanan dengan perintah yang diberikan pilot.

4.4 Analisis

4.4.1 Analisis secara Umum

Terdapat beberapa faktor penyebab yang memungkinkan terjadinya berbagai

kasus sehingga menyebabkan kehilangan kendali terbang pesawat dan

ketidakmampuan flightcrew dalam mencegah terjadinya kecelakaan. Beberapa faktor

penyebab kecelakaan tersebut antara lain kehilangan kendali direksional (defleksi

rudder di luar perintah pilot), kehilangan kendali lateral (adanya kegagalan pada

sistem kendali flaps, slats, spoilers, dan ailerons), gangguan atmosfir (karena

windshear atau turbulen) atau kombinasi kegagalan pada pesawat, gangguan

atmosfir, kegagalan struktural, kegagalan engine, atau kinerja flightcrew.

Flightcrew pada kasus-kasus di atas secara keseluruhan memenuhi qualifikasi

yang ditentukan dan terlatih serta tidak ditemukan adanya faktor error dari salah satu

atau kedua flightcrew dalam operasi-operasi penerbangan tersebut.

Pada kasus-kasus di atas pada umumnya terjadi pada cuaca yang bersahabat

kecuali pada kasus United Airline Flight 585 menurut data Flight Data Recorder

(FDR) ditemukan turbulensi namun berdasarkan rekaman percakapan pilot dan co-

pilot hal tersebut sama sekali tidak menggangu.

Secara umum berdasarkan hasil investigasi terhadap kasus-kasus di atas tidak

ditemukan kesalahan sistem lain selain kegagalan sistem rudder. Modus kegagalan

56

adalah defleksi rudder tanpa ada perintah dari pilot sehingga menyebabkan pesawat

mengalami yaw. Modus kegagalan rudder diperjelas dengan macetnya pedal

penggerak yang berada dalam kokpit yang berfungsi sebagai salah satu alat

pengkonversi perintah pilot terhadap pergerakan rudder.

4.4.2 Analisis Sistem Kendali Pesawat

Dari sisi sistem kendali pesawat tidak ditemukan bukti yang mengarah pada

kegagalan komponen kendali longitudinal. Elevator berfungsi dengan baik dan tidak

mengindikasikan kegagalan, sementara horizontal stabilizer di-trim dan berada

dalam kondisi normal. Upaya pilot mengembalikan pesawat dari posisi terbalik pada

kasus United Airline Flight 585 menghasilkan penambahan load factor sampai 4G

sehingga membutuhkan defleksi elevator, hal ini menguatkan fakta bahwa pada

kasus tersebut pun elevator bekerja dengan baik hingga tabrakan.

Komponen kendali lateral berupa aileron dan spoiler dikendalikan oleh

kapten sedangkan kemudi dikendalikan co-pilot. Pada saat kasus-kasus di atas data

investigasi menunjukkan power control unit dari aileron berada pada posisi netral.

Selain itu aktuator juga tidak menunjukkan keanehan yang menunjukkan pergerakan

di luar kendali. Sementara itu kondisi ground spoiler control valve slide berfungsi

dengan baik saat operasi baik dalam dioperasikan untuk posisi retract (dilipat)

ataupun extend (dipanjangkan).

Kecelakaan akibat kegagalan sistem rudder pada kasus-kasus di atas

sebagian besar terjadi pada fase approach ketika pesawat sedang terbang menurun.

Adapun kegagalan yang terjadi pada saat fase terbang jelajah biasanya masih dapat

diantisipasi dengan menggunakan peralatan kendali aileron dan asimetrical thrust

disamping melaksanakan prosedur emergency checklist. Konsep dasar prosedur

emergency checklist yang biasa dilakukan pada saat pesawat mengalami kegagalan

sistem kendali adalah mengembalikan keseluruhan kerja sistem dalam prosedur

manual seperti menonaktifkan yaw damper system, auto throttle, dan auto pilot.

Namun untuk kasus defleksi rudder pada sudut maksimal (blowdown limit) pada fase

approach, biasanya prosedur mengembalikan posisi pesawat tidak banyak

membantu. Hal ini disebabkan tinggi terbang pada fase ini jauh lebih rendah

dibandingkan ketinggian terbang jelajah.

57

4.4.3 Analisis Sistem Rudder

Seperti telah dijelaskan dalam bagian 2.2.3 analisis kegagalan pada sistem

rudder secara umum dapat dianalisis dengan dua metode, yaitu membangun lembar

FMEA (Tabel 4.01 dan 4.02) dan FTA (Gambar 4.01 dan 4.02).

Gambar 4.01 FTA secara umum pada rudder uncommand deflection Boeing 737

Gambar 4.02 FTA rudder uncommand deflection pada yaw damper Boeing 737

58

Dari FTA di atas secara ringkas dapat kita simpulkan terdapat tiga penyebab

utama kegagalan sistem rudder berupa pergerakan rudder tanpa input perintah

kendali. Ketiga faktor tersebut yaitu kegagalan subsistem yaw damper, kegagalan

rudder Main Power Control Unit (MPCU), serta kegagalan mechanical linkage.

Dalam hal ini FTA dan FMEA biasanya dijadikan bahan acuan dalam melakukan

investigasi dan pengujian terhadap reruntuhan pesawat.

Kegagalan sistem rudder berupa defleksi rudder tanpa input perintah kendali

merupakan kegagalan dalam kategori fault dengan modus kegagalan intermittent

failure. Kegagalan ini terjadi karena sistem tidak dapat bekerja sesuai fungsinya serta

terjadi sewaktu-waktu ketika sistem dioperasikan.

Analisis pedal dan kabel kendali rudder

Dari ke-enam kasus yang telah disebutkan di atas menunjukkan tidak adanya

kegagalan atau ketidaksesuaian fungsional dari pedal dan kabel kendali rudder.

Hubungan mekanis pedal dan kabel kendali, toleransi kekuatan dan deformasi kabel

kendali serta sambungan-sambungan yang saling berhubungan tidak menunjukkan

adanya kegagalan. Hasil investigasi terhadap kasus-kasus tersebut tidak dapat

menunjukkan hubungan langsung terjadinya pergerakan rudder tanpa kendali yang

terjadi.

Kegagalan yaw damper

Khusus pada kasus United Flight 585, enam hari sebelum kecelakaan, 25

Februari 1991 dilaporkan bahwa pesawat mengalami yaw beberapa saat ke arah

kanan di luar perintah flightcrew (uncommand yaw). Ketika itu kru menonoperasikan

yaw damper sehingga gerakan uncommand yaw tersebut tidak terjadi lagi. Lalu pada

hari berikutnya, 27 Februari peristiwa tersebut terulang lagi dan kondisi ini kembali

dapat dihilangkan dengan menonaktifkan yaw damper. Padahal saat penerbangan

tersebut pihak perawatan pesawat sudah melakukan langkah perbaikan atas kasus

pertama dengan mengganti sepasang yaw damper. Dalam mengatasi kasus kedua

tersebut akhirnya pihak perawatan UAL mengganti yaw damper transfer valve pada

Main Power Control Unit rudder (MPCU). Masalah uncommand yaw kemudian

tidak terjadi lagi sampai hari terjadinya kecelakaan. Penggantian komponen sendiri

59

dinilai kurang tepat karena setelah dilakukan tes terhadap komponen yang diganti,

komponen ternyata masih beroperasi dengan normal.

Mengacu pada FTA dan FMEA maka dilakukan investigasi pada MCPU

pesawat United Flight 585. Hasil investigasi menemukan bahwa kabel solenoid

terlepas sehingga kontinuitas pada sambungan sirkuit menjadi terputus-putus

(intermittent). Adanya aliran pada sirkuit yang terputus-putus ini diduga menjadi

salah satu penyebab timbulnya gerakan uncommand yaw pada dua penerbangan

sebelumnya. Fenomena uncommand yaw pada kedua kasus tersebut terjadi ketika

yaw damper dipergunakan dalam operasi. Tetapi hal tersebut tidak dapat dijadikan

faktor penyebab terjadi kecelakaan karena sesuai peraturan pergerakan yaw damper

hanya diijinkan 20 dari pergerakan rudder. Seandainya dalam kecelakaan tersebut

pergerakan yaw damper mempengaruhi gerakan uncommand rudder sebanyak 20

tetap saja efek beban samping akibat defleksi rudder hanya berpengaruh sedikit atau

bahkan tidak ada pengaruh terhadap kehilangan kendali pesawat.

Pada kasus-kasus lain seperti yang dialami Eastwind Airlines penerbangan

517 terdapat kejadian dimana pergerakan yaw akibat pergerakan rudder tanpa input

perintah hilang setelah menonaktifkan yaw damper. Namun berdasarkan hasil

investigasi lanjut tidak ditemukan kejanggalan atau ketidaksesuaian yaw damper

pada pesawat-pesawat tersebut. Untuk menghindari hal-hal yang tidak diinginkan

dalam menyelesaikan permasalahan tersebut maka Federal Aviation Administration

(FAA) mengeluarkan Airworthinnes Directive (AD) 97-09-15 yang mengatur

pergntian solenoid valve serta AD 97-05-10 yang mengatur pergantian yaw damper

secara keseluruhan.

Kegagalan mechanical linkage

Selain hal-hal yang disebutkan di atas uncommand yaw juga dapat

diakibatkan karena tangkai input bearing yang terhubung pada standby actuator

terjepit. Seperti telah disebutkan sebelumnya pergerakan rudder dapat diakibatkan

pergerakan yaw damper. Dalam beberapa kasus pergerakan tersebut menghasilkan

pergerakan sudut yang kecil pada standby actuator input crank. Jadi jika crank tidak

bebas bergerak relatif terhadap actuator, feedback putaran kepada servo valve MPCU

akan terpengaruhi sehingga sinyal intruksi defleksi rudder bisa terkirim ke MPCU

melalui rotasi dari torque tube. Dengan demikian rudder dapat bergerak melewati

60

batas normal yaw damper. Hal ini bisa terus terjadi sampai ada beban yang cukup

untuk melawan dan mengatasi gaya yang menjepit tangkai input standby actuator

dengan bearing tersebut. Pada kondisi ini MPCU servo valve bisa normal kembali.

Resultan defleksi akibat adanya gaya yang menjepit tangkai input bisa mencapai

5.50. Tetapi dalam tes simulasi dapat dibuktikan bahwa pergerakan rudder dalam

kasus ini dapat dengan mudah dikendalikan dengan kendali lateral pesawat,

sehingga tidak dimungkinkan pesawat kehilangan kendali.

Pergerakan rudder tanpa input perintah juga bisa disebabkan karena getaran

dari control rod. Hal ini terjadi akibat rusaknya dual load fastener terutama bagian

vernier control bolt yang menghubungkan torue tube dengan vernier control rod.

Getaran pada vernier control rod akan menggerakkan torque tube sehingga input

perintah kendali pada MCPU terganggu. Untuk mengantisipasi hal tersebut maka

dikeluarkan AD 97-05-10 serta AD 97-04-14 yang masing-masing mengatur tentang

pergantian dual load fastener dan vernier control bolt.

4.4.4 AnalisisMain Power Control Unit (MPCU) Sistem Rudder

Hal lain yang mungkin menjadi penyebab kasus kegagalan sistem rudder

adalah adanya overtravel pada MPCU primary slide (Gambar 4.03 dan 4.04). Dalam

beberapa preflight control check ditemukan adanya degradasi input tuas pengungkit

(input lever mechanism) MPCU servo valve, valve housing serta adanya pergeseran

yang dapat menimbulkan degradasi kemampuan MPCU secara keseluruhan sehingga

menimbulkan adanya pergerakan piston yang berlawanan dengan arah perintah yang

diberikan.

Kemungkinan pertama dari overtravel MPCU primary slide disebabkan

bentuk dimensional secondary slide yang berhubungan dengan valve body

menyebabkan fluida hidrolik mengalir keluar dari saluran normal. Dalam kasus

tersebut primary slide bergerak melebihi batas gerakan normal sehingga terjadi

kondisi overtravel. Aliran hidraulik di luar saluran normal mengalir cukup deras

sehingga mampu menghasilkan tetesan tekanan hidraulik atau tekanan reversal yang

mengakibatkan hilangnya momen engsel rudder bahkan dalam kasus yang ekstrim,

rudder bergerak berlawanan arah dengan input perintah yang diberikan.

61

Hasil pemeriksaan pada MPCU servo valve pesawat United Airlines Flight

585 didapatkan bahwa toleransi dari maximum travel komponen primary slide

apabila dibandingkan dengan posisi secondary slide tidak dapat menimbulkan

diferensiasi tekanan reversal yang menyeberang pada piston aktuator. Adapun

kemungkinan terburuk adalah kebocoran internal yang yang menimbulkan

penurunan perbedaan tekanan maksimum sampai 66%. Kondisi tersebut membatasi

tingkat pergerakan rudder dan defleksi maksimum yang digunakan untuk melawan

beban aerodinamik.

Solusi dari permasalahan kegagalan MPCU servo valve adalah pergantian

dual concentric servo valve dengan batang input kendali secara terpisah, pergantian

control valve dan aktuator yaitu satu perangkat aktuator pada masing-masing sistem

hidrolik A dan B. Standby PCU dikendalikan oleh batang input kendali secara

terpisah sedangkan suplai tenaga untuk control valve dipenuhi oleh standby

hydraulic system. Batang input kendali pada PCU harus didesain lebih dari satu

dimana apabila salah satu batang input kendali mengalami kemacetan maka sinyal

kendali tetap akan diteruskan batang input kendali yang lain. Realisasi dari

penyelesaian kegagalan MPCU ini adalah Rudder System Enhancement Program

(RSEP) yang dikeluarkan Boeing dalam Service Bulletin (SB) 737-27-1252/3/5.

Program yang lahir pada tahun 2003 ini selambat-lambatnya harus sudah

diaplikasikan pada seluruh varian Boeing 737 paling lambat 12 November 2008.

Dalam RSEP sendiri dicantumkan kembali beberapa AD yang mengatur tentang

MPCU, diantaranya adalah AD 99-11-05 yang mengatur prosedur pemeriksaan

berkala primary dan secondary slide.

RSEP merupakan program wajib yang harus dijalankan setiap operator

Boeing 737. RSEP sendiri lahir terutama dari masukan pihak-pihak yang terlibat

dalam dunia penerbangan khususnya pihak FAA. Para operator Boeing 737 yang

belum bisa menjalankan RSEP sampai batas waktu yang ditentukan masih memiliki

alternatif dengan menjalankan ketentuan-ketentuan AD yang telah disebutkan di

atas. Pelaksanaan AD yang berkaitan dengan sistem rudder dinilai cukup efektif

dalam mengurangi tingkat kegagalan sistem rudder yang bersifat nonkatastropik

seperti kegagalan yaw damper. Namun untuk kasus dimana kemungkinan kegagalan

bersumber dari kesalahan mekanisme dual consectric servo valve yang bersifat

62

katastropik karena dapat mengakibatkan rudder terkunci pada blowdown limit maka

RSEP satu-satunya solusi terbaik.

(a)

.(b)

Gambar 4.03 konfigurasi PCU 737 pada posisi netral dan full rate.a. Operasi normal, servo valve pada posisi netralb. Operasi normal, slide pada servo valve berada pada posisi perintah full rate (no jam)

Sumber: NTSB/AAR 01/01

63

(a)

(b)

Gambar 4.04 konfigurasi operasi PCU 737a. Konfigurasi yang diharapkan, secondary slide pada posisi servo valve

housing diikuti oleh primary slideb. Konfigurasi yang salah, secondary slide pada posisi servo valve housing

namun primary slide pada kondisi overtravelSumber: NTSB/AAR 01/01

64

Tabel 4.01 Failure Mode and Effect Analisis, FMEA pada sistem rudder Boeing 737

System: Rudder SystemIdentificationNumber:

Function/Mission:Mengendalikan pesawat pada sumbulateral Date: December, 8 2007

Analysit:Wenda Kalubis R.

Mode of Failure Failure Effect CriticallyCorrectiveAction

Name of Subsystem Failure Mode Cause Frequencyof

Occurrence

Effect Failure DetectionMode

Degree of Severity Probability ofDetection

Priority of Risk CorrectiveAction

Rudder Pedals Pedal macet ,pilotkesulitanmemberikanperintah padarudder

adanya korosi, atauadanya kegagalanpada mekanismepedal

10-9 Rudder tidak dapatberdefleksi sesuaiperintah yangdiinginkan

Pre-flight checkserta pemeriksaanfungsional sistem

Menimbulkankecelakaandengan kerusakanpesawat, korbanjiwa, Hargakomponenrendah

Mudah di deteksibaik saat prosespemeriksaanfungsional systemserta saat pre-flightcheck.

Harus segeradilakukanperbaikansebelumpenerbanganberikutnya

Pergantiankomponendanmodifikasi

Rudder CablesSystem

Putus kabel kendalirudder

Prosedurpergantian tidaksesuai yangdisyaratkan

sehingga timbuldegradasi dan

korosi

10-9

Rudder tidak dapatdidefleksikan

Pemeriksaanfungsional sistem

Menimbulkankecelakaandengan kerusakanpesawat, korbanjiwa, Hargakomponenrendah

Biasanya dideteksikurangnya sudutdefleksi akibatdeformasi barukemudian terjadiputusnya kabelkendali

Harus segeradilakukanperbaikansebelumpenerbanganberikutnya

Pergantiankomponen

Kabel kendali rudderberdeformasi lebihdari toleransi

Defleksi rudderkurang, tidak sesuaidengan perintah yangdiberikan

Pemeriksaanfungsional sistem

Kurangnyaketerkendalianpesawat

Dapat ditundasampai akhiroperasi sebelumhari berikutnya

Pergantiankomponen

Rudder PowerControl Unit (PCU)

PCU tidak dapatmendefleksikanrudder sesuai

Overtravel servovalve secondary,kebocoran fluida

10-9 Rudder tidak dapatberdefleksi sesuaiperintah dan atau

Pemeriksaanfungsional sistem

Menimbulkankecelakaandengan kerusakan

Tinggi. Dapatterdeteksi padapemeriksaan

Harus segeradilakukanperbaikan

Pergantiankomponen

65

perintah baik daripilot ataupun dariyaw damper

hidraulik PCUuncommanddeflection

pesawat, korbanjiwa, Hargakomponen tinggi

fungsional sistemproses perawatanserta saat pesawatberoperasi

sebelumpenerbanganberikutnya

StandbyRudderPower Control Unit

(PCU)

PCU tidak dapatmendefleksikanrudder sesuaiperintah ketikasistem hidrolik Adan atau Bmengalamikegagalan

Overtravel servovalve secondary,kebocoran fluidahidraulik PCU

10-9 Rudder tidak dapatberdefleksi ketikasistem hidrolik A danatau B gagal

Pemeriksaanfungsional sistemdan pendeteksianpilot pada saatoperasi

Menimbulkankecelakaandengan kerusakanpesawat, korbanjiwa, Hargakomponen tinggi

Tinggi. Dapatterdeteksi padapemeriksaanfungsional sistemproses perawatanserta saat pesawatberoperasi

Harus segeradilakukanperbaikansebelumpenerbanganberikutnya

Pergantiankomponen

Rudder feel andcentering unit

Rudder tidakkembali ke posisinetral (trimed) saattidak ada input daripedal, tidak adanyagaya feedback padapedal

10-9 Rudder tidak kembalike posisi netral danterkunci di posisitertentu, tidakadanya gaya feedbackpada pedal

Pemeriksaan pre-flight, pemeriksaanfungsional sistem

Menimbulkankecelakaandengan kerusakanpesawat, korbanjiwa, Hargakomponen tinggi

Tinggi. Dapatterdeteksi padapemeriksaanfungsional sistemproses perawatanserta saat pesawatberoperasi

Harus segeradilakukanperbaikansebelumpenerbanganberikutnya

Pergantiankomponen

Yaw DamperSystem

Rudder tidak dapatmelawan adanyaketidakstabilangerakan yawpesawat

Putusnya aliransinyal elektris dariyaw damper ke PCU

10-7 Pesawat mengalamiketidakstabilan yawdalam skala kecil

Pemeriksaanfungsional sistem

Kurangnyakenyamananterbang. Tidakberpengaruhbesar terhadapkeselamata.

Dapat dideteksiapabila sudahterjadi kegagalanatau padapemeriksaanfungsional sistem

Dapat ditundasampai akhiroperasi sebelumhari berikutnya

Pergantiankomponendanmodifikasi

66

Tabel 4.02 Ringkasan FMEA pada sistem rudder Boeing 737

No Komponen Fungsi Modus Kegagalan Pengaruh kegagalan padarakitan yang lebih tinggi

Cara dan Kemudahanmendeteksi kegagalan

Penilaiankritikalitas

Catatan

1 Rudder Pedals Input perintahsikap pesawat

Pedal macet/jam Tidak berpengaruh Mudah dideteksi padapemeriksaan fungsional sistematau pemeriksaan pre-light

2.8Biasanya tidak pernahditemukan kegagalan

2 Rudder CablesSystem

Input perintahsikap pesawat

Kabel kendali putusatau berdeformasi

Tidak berpengaruh Mudah dideteksi apabilasudah mengalami kegagalanpotensial 4

Probabilitas kegagalansangat kecil kecualiterbengkalainya prosesperawatan

3 Rudder PowerControl Unit(PCU)

Pengkonversi inputperintah menjadigerakan rudder

Sudut defleksirudder kurang, arahdefleksiberlawanan, rudderterkunci

Tidak berpengaruh,kecuali kegagalan terjadiakibat bocornya fluidahidrolik yangmenimbulkan kegagalanhidrolik sistem A dan atausistem B

Susah dideteksi, hanya dapatdideteksi apabila sudah terjadikegagalan atau padapemeriksaan fungsional sistem 5.2

Kegagalan pada PCUyang diakibatkan servovalve biasanya tidakmeninggalkan bekassehingga sulit dideteksi

4 Rudder feel andcentering unit

Mengembalikansikap rudder padaposisi netral saattidak ada inputperintah

Rudder tidak dapatkembali, terkunci,atau lambatkembali ke posisinetral

Tidak berpengaruh,kecuali kegagalan terjadiakibat bocornya fluidahidrolik yangmenimbulkan kegagalanhidrolik sistem A dan atausistem B

Mudah dideteksi saat operasi,pemeriksaan pre-light, ataupada pemeriksaan fungsionalsistem atau 1.04

Biasanya jadi deduksipertama kegagalanakibat macetnya rudder

5 Yaw DamperSystem

Menstabilkanpesawat saatterjadi yawing kecilakibat turbulensi

Yaw damper tidakberoperasi atauarah gerakanrudder tidak dapatmelawan arah yaw

Tidak berpengaruh,kecuali kegagalan terjadiakibat bocornya fluidahidrolik yangmenimbulkan kegagalanhidrolik sistem B

Susah dideteksi kecuali sudahterjadi kegagalan saat opeasi

1.04

Merupakan emergencylist yang harusdinonoperasikan saatterjadi masalah padasistem kendali