[AE3140] Studi Sertifikasi LRU Flight Data Recorder

LAPORAN TUGAS BESAR
STUDI SERTIFIKASI LINE REPLACEABLE UNIT (LRU)
FLIGHT DATA RECORDER (FDR)
AE3140 SERTIFIKASI KELAIKUDARAAN
Disusun oleh:
M. Kahlil Gibran R. P. (13617007)
M. Nurrafi Ihsan (13617009)
Andreas Budiarto (13617013)
Yasfiana Adji F. P. (13617041)
Martinus Jody T. S. (13617060)
PROGRAM STUDI TEKNIK DIRGANTARA
FAKULTAS TEKNIK MESIN DAN DIRGANTARA
INSTITUT TEKNOLOGI BANDUNG
2019

2
DAFTAR ISI
BAB I: PENDAHULUAN ...................................................................................................... 3
1.1 Latar Belakang............................................................................................................. 3
1.2 Tujuan ......................................................................................................................... 4
1.3 Limitasi ........................................................................................................................ 4
BAB II: DESKRIPSI PRODUK ............................................................................................. 5
2.1 Definisi Produk............................................................................................................. 5
2.2 Deskripsi Produk.......................................................................................................... 5
2.3 Produsen Luar dan Dalam Negeri ................................................................................. 8
2.4 Referensi Produk........................................................................................................ 10
BAB III: PROSES SERTIFIKASI........................................................................................ 12
3.1 Tujuan ....................................................................................................................... 12
3.2 Penerapan .................................................................................................................. 12
3.3 Persyaratan ................................................................................................................ 12
3.4 Penandaan (Marking).................................................................................................. 25
3.5 Data Persyaratan Pengajuan ....................................................................................... 25
3.6 Data Persyaratan Manufaktur..................................................................................... 27
BAB IV: PENGUJIAN......................................................................................................... 29
4.1 RTCA/DO-160E.......................................................................................................... 29
4.1.1 Uji Suhu dan Ketinggian....................................................................................... 29
4.1.2 Uji Variasi Suhu ................................................................................................... 33
4.1.3 Uji Kelembaban.................................................................................................... 36
4.1.4 Uji Ketahanan Air ................................................................................................ 39
4.1.5 Uji Ketahanan Api................................................................................................ 40
4.1.6 Uji Kerentanan Terhadap Fluida........................................................................... 41
4.2 RTCA/DO-178B.......................................................................................................... 42
4.3 RTCA/DO-254............................................................................................................ 46
BAB V: DIAGRAM ALUR .................................................................................................. 47
REFERENSI ....................................................................................................................... 48
LAMPIRAN........................................................................................................................ 49

3
BAB I
PENDAHULUAN
1.1 Latar Belakang
Pesawat terbang merupakan capaian besar dalam dunia teknologi transportasi karena
mampu menempuh jarak yang jauh dalam waktu singkat. Dengan terbang pada ketinggian
33,000 kaki hingga 42,000 kaki, pesawat terhindar dari berbagai halangan yang dihadapi oleh
transportasi darat maupun air. Maka dari itu, penting bagi pesawat terbang untuk memiliki
standar keamanan yang tinggi karena resiko yang fatal jika terjadi insiden.
Standar keamanan pesawat terbang yang tinggi mewajibkan implementasi sistem
pesawat udara yang kompleks. Dari sekian banyak data atau variabel yang dapat diamati
selama penerbangan, dibutuhkan suatu sistem atau perangkat yang merekam dan menyimpan
data – data tersebut. Diharapkan data yang terekam dapat memberikan letak kesalahan suatu
komponen dari performa selama pesawat terbang dioperasikan maupun menjadi pembelajaran
bagi penerbangan selanjutnya.
Flight Data Recorder (FDR) merupakan sistem yang menjawab kebutuhan akan
perekaman data – data penerbangan. Pada umumnya, FDR dipadukan dengan Cockpit Voice
Recorder (CVR) untuk merekam berbagai variabel yang berkaitan dengan operasi penerbangan
seperti kecepatan, ketinggian, sudut serang, dan lain – lain.
FDR berfungsi terutama pada skenario terjadinya sebuah kecelakaan. FDR merupakan
jendela bagi para investigator dalam menelusuri penyebab dan proses terjadinya kecelakaan.
Maka dari itu, FDR harus memenuhi kualifikasi tertentu yang diatur dalam regulasi agar
mampu bertahan dan berfungsi ketika terjadi kecelakaan.
Tugas ini ditulis dalam rangka pemenuhan tugas mata kuliah AE 3140 Sertifikasi
Kelaikudaraan agar penulis memahami Line Replaceable Unit (LRU) yaitu FDR dalam hal
definisi, komponen, sistem kerja, regulasi terkait, pengujian, dan sebagainya. Diharapkan
melalui tugas ini, penulis memahami regulasi terkait FDR dalam fungsinya memastikan
kelaikudaraan (fit dan safe) dari pesawat udara.

4
1.2 Tujuan
Tujuan penulisan tugas ini adalah sebagai berikut:
1. Mendeskripsikan FDR sebagai LRU sebuah pesawat.
2. Menjelaskan proses sertifikasi FDR berdasarkan prosedur TSO dari sudut pandang
manufaktur produk.
1.3 Limitasi
Beberapa limitasi yang ditemukan selama pengerjaan laporan ini antara lain:
1. Dokumen resmi seperti EUROCAE ED-112 untuk referensi yang merupakan dokumen
berbayar, sehingga penulis tidak dapat memperoleh akses atas dokumen tersebut.
2. Studi pustaka hanya menggunakan metode diskusi dan internet.

5
BAB II
DESKRIPSI PRODUK
2.1 Definisi Produk
Flight Data Recorder (FDR)
Menurut dokumen Advisory Circular AC20-141 yang diterbitkan oleh FAA, Flight
Data Recorder (FDR) adalah perangkat rekaman yang menerima sinyal analog yang mewakili
berbagai fungsi pesawat udara secara langsung beberapa variabel prestasi pesawat meliputi
percepatan vertikal, heading, ketinggian, dan airspeed, serta merekam sinyal tersebut dalam
format digital atau analog. FDR tipe lama merekam sinyal berupa goresan jarum (stylus) di atas
media yang berosilasi, yang pada umumnya berbentuk lembaran berbahan dasar baja atau alloy
baja.
2.2 Deskripsi Produk
Menurut dokumen 14 CFR §23.1459, FDR harus dipasang di bagian pesawat yang
paling kecil kemungkinannya untuk terjadi tabrakan, biasanya yaitu berada pada bagian ekor
pesawat. Tujuan pemasangan FDR pada pesawat adalah agar saat terjadi kecelakaan pada
pesawat, pihak keselamatan transportasi nasional seperti Komite Nasional Kecelakaan
Transportasi (KNKT) dapat menelusuri penyebab terjadinya kecelakaan pesawat, apakah
karena kesalahan pilot, kejadian eksternal (seperti windshear), atau kesalahan dari sistem
pesawat. FDR terdiri dari beberapa komponen, yaitu sumber daya listrik, suar penanda lokasi
bawah laut, dan papan memori. Papan memori tersimpan di dalam sebuah kotak yang disebut
unit memori tahan kecelakaan. Kotak ini terbuat dari besi tahan karat yang dibungkus oleh
beberapa lapis bahan isolasi dan ditutupi oleh kerangka alumunium. Menurut TSO C124b,
FDR harus mampu memenuhi beberapa persyaratan berikut:
- Api (Intensitas Tinggi): Api dengan suhu 1100 °C menyelimuti seluruh bagian FDR
selama 30 menit
- Api (Intensitas Rendah): Dilakukan tes oven dengan suhu 260 °C selama 10 jam
- Toleransi terhadap Impak: Mampu menahan beban impak sebesar 3.400g selama 6,5
milidetik
- Beban Statik: Mampu menahan beban 5000 pounds selama 5 menit untuk setiap sumbu

6
- Fluida: Mampu terendam fluida-fluida pesawat udara seperti gel, minyak dll. selama
24 jam
- Air: Mampu terendam air laut selama 30 hari
- Ketahanan Tekanan Hidrostatik: Mampu menahan tekanan setara dengan kedalaman
20000 ft di bawah permukaan laut
- Ketahanan Penetrasi: Mampu menahan beban seberat 500 lb yang dijatuhkan dari
ketinggian 10 ft. Beban yang dijatuhkan harus memiliki ¼ inci diameter dengan titik
kontak
- Suar bawah laut: Memiliki frekuensi cahaya sebesar 37.5 kHz, baterai memiliki umur
simpan selama 6 tahun dan mampu menyala selama 30 hari sejak pengaktifan
Gambar 2.2.1 Gambar Komponen FDR Secara Umum
FDR dibuat dari beberapa komponen, yaitu sumber daya listrik, unit memori, electronic
controller board, input devices, dan signal beacon.
1. Power supply
FDR beroperasi dengan catu daya tegangan ganda (115 VAC atau 28 DC) yang
memberikan fleksibilitas kepada unit untuk menggunakannya dalam berbagai pesawat. Baterai
dirancang untuk beroperasi terus menerus selama 30 hari dan memiliki umur simpan selama 6
tahun.

7
2. Crash Survivable Memory Unit (CSMU)
Data yang terekna oleh FDR akan disimpan di dalam Cars Survivable Memory Unit.
Unit ini terbuat dari besi tahan karat yang dibungkus oleh beberapa lapis bahan isolasi dan
ditutupi oleh kerangka alumunium yang amat kuat dan tahan terhadap berbagai kondisi ekstrim.
CSMU dirancang untuk dapat menahan benturan sampai 3.400 G (gaya tarik bumi) dan
menahan beban seberat 5.000 lb (2.500 kg) selama 5 menit pada semua sumbunya. Lalu unit
ini juga mampu bertahan pada suhu 2.0000 F (1.1000 derajat celcius) selama satu jam, mampu
bertahan di kedalaman laut selama 30 hari, berbagai macam bahan kimia, dan
sebagainya.CSMU dapat menyimpan 25 jam informasi penerbangan. Informasi yang disimpan
memiliki kualitas yang sangat tinggi karena unit menyimpan data dalam bentuk yang tidak
terkompresi.
3. Integrated Controller and Circuitry Board (ICB)
Papan yang terintegrasi ini berisi sirkuit elektronik yang bertindak sebagai switchboard
untuk data yang terekam.
4. Aircraft Interface
Port ini berfungsi sebagai koneksi untuk perangkat input yang membuat kotak hitam
memperoleh semua informasi mereka tentang pesawat. FDR interface menerima dan
memproses sinyal dari berbagai instrumen di pesawat, seperti indikator kecepatan udara, alarm
peringatan di pesawat, altimeter, dll.
5. Underwater Locater Beacon (ULB)
FDR dilengkapi dengan ULB (suar pencari bawah air) untuk membantu
mengidentifikasi lokasi perekam jika terjadi kecelakaan di atas laut yang menyebabkan
pesawat tenggelam. Perangkat ini, yang dikenal sebagai "pinger," diaktifkan ketika perekam
tercelup ke dalam air. Suar dapat mentransmisikan dari kedalaman hingga 4.200 m. Pada
dasarnya suar terdiri dari baterai, modul elektronik, transduser dan saklar sensitif air yang
berfungsi saat direndam dalam air. Suar memancarkan 37,5 kHz sinyal ultrasonik berbunyi
sekali per detik terus menerus. Sinyal-sinyal ini dapat dilacak oleh kapal atau penyelam yang
dilengkapi dengan penerima sinyal terarah. Sinyal akan terus berbunyi hingga 30 hari setelah
terjadi kecelakaan.

8
2.3 Produsen Luar dan Dalam Negeri
a. Produsen Luar Negeri
1. Teledyne Controls
Gambar 2.3.1 Lambang Perusahaan Teledyne Controls LLC
Teledyne Controls LLC adalah anak perusahaan yang sepenuhnya dimiliki oleh
Teledyne Technologies Incorporated. Perusahaan ini berpusat di California Selatan,
Amerika dan memiliki kantor yang berlokasi di Amerika dan Canada serta memiliki
kantor pemasaran di Perancis, Jepang, China, Malaysia, Dubai dan Singapura. Sejak
1964 Teledyne Control bekerja dibidang operasi sipil dan militer. Perusahaan ini telah
bekerja untuk menyediakan produk OEM untuk manufaktur pesawat terbang seperti
Airbus dan Boeing. Beberapa produksi yang diproduksi antaranya adalah Flight Data
Analysis & Invertigation Solutions, Data Loading Solutions, Aircraft Network System,
dan Data Acquisition & Management System.
2. L3 Aviation Recorders
Gambar 2.3.1 Lambang Perusahaan L3 Aviation Recorders
L3 Aviation Recorders merupakan salah satu produsen CVR dan FDR terkemuka
di dunia dibawah naungan L3 Technologies Inc. Produk yang dipabrikasi diperuntukan
untuk pesawat komersial, sipil dan militer. Beberapa pesawat yang menggunakan
Flight Data Recorder ini antara lain, Airbus A220, Airbus A380, Boeing 737, Cessna
Citation Longitude. Selain memproduksi FDR, perusahaan ini juga memproduksi
Cockpit Voice Recorder (CVR), Cabin Surveillance System, Modular Recording

9
System, Quick Access Recorder, Flight Data Acquisition Unit, Electronic Flight Bag
Class II & III, dan lain – lain. Perusahaan ini sudah di sertifikasi oleh Air Agency
Certificate, European Aviation Safety Agency, U.S. Departement of Transportation dan
National quality Certification yang berbasis untuk ISO9001:2000/AS9100B:2004.
3. Universal Avionics Systems Corporation
Gambar 2.3.3 Lambang Perusahaan Universal Avionics Systems Corporation
Universal Avionics Systems Corporation didirikan pada tahun 1981 oleh Hubert
L. Naimer dan berkantor pusat di Tucson, Arizona di Amerika Serikat. Perusahaan ini
melakukan penelitian, desain, pengembangan, dan pembuatan sistem avionik
dan menawarkan produk termasuk sistem manajemen penerbangan, tampilan
instrumen kokpit, kesadaran medan dan sistem peringatan, dan sensor posisi navigasi.
Universal Avionics menyediakan produk yang digunakan dalam helikopter, pesawat
turbin, dan pesawat komersial. Salah satu produknya yaitu FDR-25 yang sudah
tersertifikasi dengan TSO-C124b.
b. Produsen Dalam Negeri
Saat ini, belum ada perusahaan asal Indonesia yang memproduksi FDR. Namun,
perusahaan yang tertulis di bawah ini merupakan perusahaan yang penulis kira berpotensial
untuk memproduksi FDR di masa yang akan datang.
1. PT Aering
Gambar 2.3.4 Lambang Perusahaan PT Aering Indonesia

10
PT Aering adalah perusahaan Indonesia di bidang Aviasi yang menyediakan jasa
berupa pembacaan Flight Data Recorder (Download dan Analysis), juga membaca
Cockpit Voice Recorder dan Flight Data Acquisition, DITS Calibration, dsb. Dalam
beberapa tahun mendatang, diharapkan perusahan ini dapat mulai bergerak dalam
produksi FDR, atau menjadi tempat dilakukannya uji perangkat lunak milik FDR.
2.4 Referensi Produk
Gambar 2.4.1 FDR-25 Produksi Universal Avionics
Dalam pengerjaan tugas besar ini, penulis memilih FDR-25 (Part Number: 1607-00-
00) produksi Universal Avionics Systems Corporation, sebuah FDR yang dapat digunakan baik
pesawat terbang ataupun helikopter. Produk ini sudah tersertifikasi TSOA di bawah dokumen
TSO-C124b pada 14 Juli 2010. Fitur yang dimiliki oleh FDR ini adalah sebagai berikut:
• Flight Data Recorder (FDR)
• Solid-State flash memory
• Lightest CVFDR combo solution available
• Internal Recorder Independent Power Supply (RIPS*) Option
• Meets ED-112
• No internal batteries to maintain

11
• Provides 25 hours of flight data recording and interfaces with data downloader tools
to allow quick download of data
• Features an Ethernet interface for on-aircraft data downloading
• RIPS* optional backup power allows the CVFDR to record data for 10 minutes after
power failure
• Recording Time:
o 120 minutes of cockpit voice and ambient audio
o 25 hours of flight data (minimum)
o 120 minutes of data link messaging
o No requirement for periodic maintenance (excluding ULB)
• ARINC 757 Compatible Recorded Inputs:
o 3 crew microphones
o 1 area microphone
• HELICOPTER ROTOR SPEED
• Datalink ARINC 758
• Bulk Erase allowed with parking brake in place
• ARINC 717 flight data recording
• Single control unit for CVR & FDR functionality
• PC-based ramp testing/diagnostic
• Manufacturer 2-year warranty
• CVFDR meets the following certifications:
o TSO-C123b, CVR Systems
o TSO-C124b, FDR Systems
o TSO-C155, RIPS*
o TSO-C177, Data Link Recorder Systems
o EUROCAE ED-112
Lalu, FDR-25 memiliki spesifikasi sebagai berikut:
• Dimensi: 6.1” H x 4.9” W x 8”D
• Berat: 8.86 lbs dengan RIPS, 7.90 lbs tanpa RIPS
• Daya: 28 Vdc/ 115 Vac
• Mounting: circular connector, bolt-down mount

12
BAB III
PROSES SERTIFIKASI
Pengajuan sertifikasi FDR dilakukan melalui pemenuhan TSO-C124b kepada FAA
Aircraft Certification Service dengan tujuan memperoleh TSOA.
3.1 Tujuan
TSO ini ditujukan pada manufaktur yang mendaftarkan diri untuk pemenuhan TSO sebagai
upaya pengajuan sertifikasi (TSOA) atau surat tanda persetujuan desain (LODA). Dalam
pengeluaran TSO ini, FAA berperan untuk memberikan standar prestasi minimum (MPS) yang
harus dicapai oleh komponen FDR untuk disetujui apabila telah memenuhi persyaratan yang
tertera dalam TSO yang berlaku.
3.2 Penerapan
TSO-C124b berlaku untuk aplikasi baru pasca tanggal berlaku TSO ini.
a. FAA tidak menerima aplikasi revisi terhadap TSO yang berlaku sebelum ini setelah
TSO-C124b diberlakukan.
b. Komponen FDR yang telah disetujui atas TSOA yang berlaku sebelum TSO ini masih
dapat diproduksi di bawah ketentuan persetujuan aslinya. Akan tetapi, aplikasi untuk
revisi masih dapat diterima apabila perubahan terhadap MPS yang dilakukan sebelum
tanggal efektif TSO ini sebelumnya telah diberitahukan kepada FAA, tidak lewat 6
bulan dari diberlakukannya TSO ini.
c. Perubahan major pada desain pada sistem FDR yang tersertifikasi di bawah TSO ini
akan memerlukan proses pengesahan baru. Lihat 14 CFR §21.611(b) untuk keterangan
lebih lanjut.
3.3 Persyaratan
Model terbaru dari komponen FDR yang dimanufaktur setelah TSO ini terbilang efektif harus
mencapai kualifikasi MPS dan persyaratan tertulis yang tercantum dalam dokumen European
Organization for Civil Aviation Equipment (EUROCAE) ED-112A, Minimum Operational
Performance Specification for Crash Protected Airborne Recorder Systems, tertanda
September 2013. Pada Tabel 3.3.1, tertera jenis FDR serta bagian ED-112A terkait dan bagian
dengan MPS untuk tiap-tiap komponennya.

13
Tabel 3.3.1 Jenis FDR dan bagian ED-112A terkait
Jenis FDR Referensi ED-112A
Single FDR Section 2 dan Part II
FDR function in a deployable recorder Section 2, Section 3, dan Part II
FDR function in a combined recorder Section 2, Section 4, dan Part II
a. Pengecualian untuk ED-112A
Karena ada beberapa pasal ED-112A yang bertentangan dengan 14 CFR, maka ada
pengecualian. Berikut adalah pengecualian untuk ED-112A dan bagian-bagian yang tertulis
pada Tabel 3.3.1 di atas. Sebagai bagian dari TSO ini, FAA tidak menyaratkan:
• Waktu recorder mulai atau berhenti merekam (Bab 2-1.5).
• Lokasi recorder (Bab 2-5.4.1).
• Parameter recorder (Annex II-A).
• Seluruh persyaratan ED-112 untuk tingkat pemasangan alat, pengujian, dan
perawatan pesawat terbang.
b. Kegunaan
Standar TSO-C124b diberlakukan untuk sebuah komponen yang berfungsi
mengumpulkan dan merekam parameter yang menunjukkan kondisi dan prestasi pesawat
terbang sebagai penunjang investigasi kecelakaan maupun insiden serta analisis terbang.
c. Klasifikasi Kondisi Kegagalan
(1) Kegagalan fungsional sesuai dengan definisi pada paragraf 3.3.b adalah kondisi
kegagalan minor.
(2) Kehilangan secara fungsional sesuai dengan definisi pada paragraf 3.3.b adalah kondisi
kegagalan minor.
(3) Sistem harus dirancang untuk memenuhi sekurang-kurangnya kedua pengelompokan
kondisi kegagalan di atas.

14
Gambar 3.3.1. Grafik untuk FHA
Berdasarkan limitasi yang dituliskan pada Bab 1.3, Functional Hazard Assessment
(FHA) dilakukan berdasarkan dokumen SAE ARP 4754A. Kegagalan yang umum ditemukan
pada FDR serta tingkat kegagalan yang ditentukan tercantum dalam dokumen BEA “Flight
Data Recorder Read-Out: Technical and Regulatory Aspects” sebagai alternatif dari ED-112.
Berikut adalah hasil dari FHA yang telah dilakukan terhadap FDR:
Tabel 3.3.2 FHA yang dilakukan pada FDR
Jenis Kegagalan
Konsekuensi/
Akibat
Probabilitas
Data hilang/ tidak lengkap Minor 10-3
s.d. 10-5
Dokumen data frame layout yang tidak
lengkap ataupun tersedia
Minor 10-3
s.d. 10-5
Permasalahan pada kalibrasi Minor 10-3
s.d. 10-5
Berdasarkan hasil FHA yang tertera pada tabel di atas, dapat dikatakan bahwa
kerusakan pada FDR tidak akan mempengaruhi kelaikan udara serta tidak mempengaruhi
keselamatan terbang dari pesawat secara langsung. Akan tetapi, perlu untuk tetap melakukan
perawatan pada FDR serta pengolahan data yang dilakukan secara berkala untuk mengganti
memori FDR pada waktu yang telah ditentukan.

15
d. Kualifikasi Fungsional
TSO berlaku untuk komponen yang dirancang untuk mengumpulkan dan merekam
parameter yang mencerminkan kondisi dan performa pesawat yang mendukung proses
investigasi insiden dan kecelakaan pesawat atau analisis penerbangan. Parameter yang harus
dipenuhi beserta definisi FDR sendiri didasarkan atas dokumen ICAO Annex 6 Part 1.
Sebagaimana yang tertulis pada dokumen ICAO Annex 6 Part 1:
2. Flight Data Recorder (FDR)
2.1 FDR dianjurkan untuk mulai merekam sebelum pesawat udara melaju
menggunakan sumber dayanya sendiri (tanpa GPU) dan terus melakukan perekaman
hingga penerbangan dihentikan ketika pesawat sudah tidak mampu menggunakan
sumber dayanya untuk melaju.
a. Parameter yang direkam oleh FDR
2.2.1 FDR diklasifikasikan sebagai Tipe I, Tipe IA, Tipe II, dan Tipe IIA bergantung
pada jumlah parameter yang direkam dan waktu perekaman data yang dibutuhkan.
2.2.2 Parameter yang harus dipenuhi FDR tercantum di bawah ini. Parameter tanpa
tanda bintang (*) adalah parameter wajib, sementara parameter dengan tanda bintang
(*) direkam apabila data terkait diperlukan oleh awak pesawat untuk mengendalikan
pesawat udara.
2.2.2.1 Parameter berikut harus memenuhi persyaratan untuk flight path and speed:
- Pressure altitude (ketinggian pada tekanan terkait)
- Indicated airspeed or calibrated airspeed
- Air-ground status and each landing gear air-ground sensor when practicable
- Total or outside air temperature
- Heading (primary flight crew reference)
- Normal acceleration
- Lateral acceleration
- Longitudinal acceleration (body axis)
- Time or relative time count
- Navigation data*: drift angle, wind speed, wind direction, latitude/ longitude
- Groundspeed*

16
- Radio altitude*
2.2.2.2 Parameter berikut harus memenuhi persyaratan untuk altitude:
- Pitch altitude
- Roll altitude
- Yaw or sideslip angle*
- Angle of attack*
2.2.2.3 Parameter berikut harus memenuhi persyaratan untuk engine power:
- Engine thrust/ power: propulsive thrust/ power on each engine, cockpit thrust/
power lever position
- Thrust reverse status*
- Engine thrust command*
- Engine thrust target*
- Engine bleed valve position*
- Additional engine parameters*: EPR, 𝑁1, indicated vibration level, 𝑁2, EGT,
TLA, fuel flow, fuel cut-off lever position, 𝑁3
2.2.2.4 Parameter berikut harus memenuhi persyaratan untuk configuration:
- Pitch trim surface position
- Flaps*: trailing edge flap position, cockpit control selection
- Slats*: leading edge flap (slat) position, cockpit control selection
- Landing gear*: landing gear, gear selector position
- Yaw trim surface position*
- Roll trim surface position*
- Cockpit trim control input position pitch*
- Cockpit trim control input position roll*
- Cockpit trim control input position yaw*
- Ground spoiler and speed brake*: Ground spoiler position, ground spoiler
selection, speed brake position, speed brake selection
- De-icing and/ or anti-icing systems selection*
- Hydraulic pressure (each system)*
- Fuel quantity in CG trim tank*
- AC electrical bus status*

17
- DC electrical bus status*
- APU bleed valve position*
- Computed centre of gravity*
2.2.2.5 Parameter berikut harus memenuhi persyaratan untuk operation:
- Warnings
- Primary flight control surface and primary flight control pilot input: pitch axis,
roll axis, yaw axis
- Marker beacon passage
- Each navigation receiver frequency selection
- Manual radio transmission keying and CVR/ FDR synchronization reference
- Autopilot/ autothrottle/ AFCS mode and engagement status*
- Selected barometric setting*: pilot, first officer
- Selected altitude (all pilot selectable modes of operation)*
- Selected speed (all pilot selectable modes of operation)*
- Selected Mach (all pilot selectable modes of operation)*
- Selected vertical speed (all pilot selectable modes of operation)*
- Selected heading (all pilot selectable modes of operation)*
- Selected flight path (all pilot selectable modes of operation)*: course/ DSTRK,
path angle
- Selected decision height*
- EFIS display format*: pilot, first officer
- Multi-function/ engine/ alerts display format*
- GPWS/ TAWS/ GCAS, status*: selection of terrain display mode including pop-
up display status, terrain alerts, both cautions and warnings, and advisories,
on/ off switch porision
- Low pressure warning*: hydraulic pressure, pneumatic pressure
- Computer failure*
- Loss of cabin pressure*
- TCAS/ ACAS (traffic alert and collision avoidance system/ airborne collision
avoidance system)*
- Ice detection*
- Engine warning each engine vibration*
- Engine warning each engine over temperature*
- Engine warning each engine oil pressure low*

18
- Engine warning each engine over speed*
- Wind shear warning*
- Operational stall protection, stick shaker and pusher activation*
- All cockpit flight control input forces*: control wheel, control column, rudder
pedal cockpit input forces
- Vertical deviation*: ILS glide path, MLS elevation, GNSS approach path
- Horizontal deviation*: ILS glide path, MLS elevation, GNSS approach path
- DME 1 and 2 distances*
- Primary navigation system reference*: GNSS, INS, VOR/ DME, MLS, Loran C,
ILS
- Brakes*: left and right brake pressure, left and right brake pedal position
- Date*
- Event marker*
- Head up display in use*
- Para visual display on*

19
Penjelasan tiap parameter tercantum dalam Tabel A8-1 ICAO Annex 6 Part I:
Tabel 3.1 Acuan Parameter untuk Crash Protected FDR (bagian 1)

20

21

22

23
2.2.2.6 Type IA FDR harus dapat merekam ke-78 parameter yang tercantum dalam
Tabel A8-1.
2.2.2.7 Type I FDR harus dapat merekam sekurang-kurangnya 32 parameter pertama
yang tercantum dalam Tabel A8-1.
2.2.2.8 Type II dan IIA FDR harus dapat merekam sekurang-kurangnya 16 parameter
pertama yang tercantum dalam Tabel A8-1.
2.2.2.9 Parameter yang memenuhi persyaratan untuk flight path and speed sesuai
dengan yang ditampilkan pada pilot adalah sebagai berikut:
- Pressure altitude
- Indicated airspeed or calibrated airspeed
- Heading (primary flight crew reference)
- Pitch altitude
- Roll altitude
- Engine thrust/ power
- Landing-gear status*
- Total or outside air temperature*
- Time*
- Navigation data*: drift angle, wind speed, wind direction, latitude/ longitude
- Radio altitude*
Dengan keterangan parameter tanpa (*) adalah parameter yang wajib direkam,
sedangkan parameter dengan (*) masuk ke dalam persyaratan apabila dapat ditampilkan
pada pilot.
e. Kualifikasi Lingkungan
Kualifikasi lingkungan mewajibkan pengujian yang merujuk pada dokumen
RTCA/DO-160E, Environmental Conditions and Test Procedure for Airborne Equipment.
Dokumen ini menjelaskan standar minimum yang harus dimiliki oleh instrumentasi dari
pesawat terbang. RTCA/DO-160E terbagi menjadi beberapa bagian:
- Section 4.0 = Temperature and Altitude
- Section 5.0 = Temperature Variation
- Section 6.0 = Humidity

24
- Section 7.0 = Operational Shocks and Crash Safety
- Section 8.0 = Vibration
- Section 9.0 = Explosion Proofness
- Section 10.0 = Waterproofness
- Section 11.0 = Fluids Susceptibility
- Section 12.0 = Sand and Dust
- Section 13.0 = Fungus Resistance
- Section 14.0 = Salt Spray
- Section 15.0 = Magnetic Effect
- Section 16.0 = Power Input
- Section 17.0 = Voltage Spike
- Section 18.0 = Audio Frequency Conducted Susceptibility - Power Inputs
- Section 19.0 = Induced Signal Susceptibility
- Section 20.0 = Radio Frequency Susceptibility (Radiated and Conducted)
- Section 21.0 = Emission of Radio Frequency Energy
- Section 22.0 = Lightning Induced Transient Susceptibility
- Section 23.0 = Lightning Direct Effects
- Section 24.0 = Icing
- Section 25.0 = Electrostatic Discharge
- Section 26.0 = Fire, Flammability
f. Kualifikasi Software (Perangkat Lunak)
Apabila artikel terkait (LRU) menggunakan komputer digital untuk beroperasi,
perangkat lunak harus dikembangkan berdasarkan dokumen RTCA/DO-178B, Design
Assurance Guidance for Airborne Electronic Hardware, diterbitkan pada 1 Desember 1992,
atau revisi terakhir. Tingkat kepastian desain perangkat lunak harus konsisten dengan
klasifikasi kegagalan yang dinyatakan pada paragraf 3.3.c.
g. Kualifikasi Hardware (Perangkat Lunak)
Apabila artikel terkait (LRU) menggunakan komponen micro-coded kompleks,
komponen tersebut harus dikembangkan berdasarkan dokumen FAA Advisory Circular (AC)
20-152, RTCA/DO-254, Design Assurance Guidance for Airborne Electronic Hardware.
Tingkat kepastian desain perangkat keras harus konsisten dengan klasifikasi kegagalan yang
dinyatakan pada paragraf 3.3.c.

25
h. Penyimpangan
Terdapat ketentuan khusus apabila menggunakan alternatif MOC yang sepadan untuk
pemenuhan kriteria pada MPS pada TSO ini. Apabila permohonan atas ketentuan tersebut
diperlukan, pihak manufaktur harus dapat menunjukkan peralatannya dapat berada dalam
tingkat keselamatan yang sesuai. Pengaplikasian atas penyimpangan ini harus berdasarkan 14
CFR § 21.609.
3.4 Penandaan (Marking)
Minimal satu komponen utama harus ditandai secara permanen dan jelas dengan segala
informasi yang terdapat pada 14 CFR § 21.607.
a. Penandaan secara permanen dan jelas juga harus dilakukan dengan setidaknya nama
dari pihak manufaktur, nomor bagian subassembly, dan nomor TSO. Berikut adalah
ketentuan dari komponen ditandai:
2. Tiap komponen yang dapat dilepas/ dipisahkan (tanpa menggunakan hand tools),
3. Tiap elemen yang dapat digantikan/ ditukar, dan
4. Tiap subassembly dari alat yang dianggap dapat digantikan/ ditukar.
b. Apabila komponen menggunakan komputer digital, maka penomoran harus diberikan
beserta identifikasi perangkat keras dan lunaknya. Atau, penomoran terpisah pada
perangkat keras dan lunak. Untuk keduanya, status modifikasi (apabila ada) perlu
dicantumkan. Versi dari perangkat keras dan lunak harus dapat dibedakan melalui
penomoran.
c. Jika dapat diaplikasikan, identifikasi alat sebagai sebuah sistem tidak lengkap atau
bahwa pengaplikasian dari alat tersebut memiliki fungsi yang belum dijelaskan pada
paragraf 3.3.b.
3.5 Data Persyaratan Pengajuan
Syarat untuk pengajuan sertifikasi flight data recorder adalah memberikan manajer FAA
Aircraft Certification Office (ACO) beberapa data sebagai berikut :
1. Pernyataan conformance sesuai pada 14 CFR § 21.603(a)(1)
2. Satu salinan dari masing - masing data teknis yaitu :
a. Sebuah pedoman yang berisi :

26
■ Instruksi pengoperasian dan batasan peralatan untuk mendeskripsikan
kemampuan operasional peralatan.
■ Pendeskripsian deviasi secara rinci.
■ Prosedur pemasangan dan batasan yang mencukupi untuk memastikan
bahwa FDR masih memenuhi persyaratan TSO ketika dipasang sesuai
dengan prosedur pemasangan atau operasi.
■ Untuk setiap konfigurasi perangkat lunak dan perangkat keras udara,
direferensikan sebagai berikut :
● Nomor bagian perangkat lunak berikut revisi dan design
assurance level
● Nomor bagian perangkat keras elektronik udara berikut revisi
dan design assurance level
● Deskripsi fungsional
■ Rangkuman kondisi pengujian yang digunakan untuk kualifikasi
lingkungan masing - masing artikel komponen.
■ Gambar skematik, diagram pemasangan kabel, dan dokumentasi lainnya
yang diperlukan untuk pemasangan FDR.
■ Daftar komponen yang dapat diganti menurut nomor bagian yang
membentuk FDR. Cantumkan nomor bagian vendor untuk referensi
silang jika memungkinkan.
b. Instruksi mencakup perawatan periodik, kalibrasi, dan perbaikan untuk
kelaikudaraan berkelanjutan dari FDR, termasuk rekomendasi interval inspeksi
dan service life
c. Jika terdapat perangkat lunak: rencana untuk sertifikasi aspek perangkat lunak
(PSAC), indeks konfigurasi perangkat lunak, dan rangkuman capaian perangkat
lunak.
d. Gambar yang mendeskripsikan bagaimana artikel akan ditandai dengan
informasi yang dibutuhkan paragraf 4 TSO ini.
e. Identifikasi fungsionalitas atau performa yang tidak dijelaskan dalam paragraf
3 TSO ini (fungsi non-TSO). Untuk fungsi non-TSO agar dapat diterima, fungsi
tersebut harus dideklarasikan dan dicantumkan dalam informasi berikut beserta
pengajuan TSO:
• Deskripsi dari fungsi non-TSO, seperti spesifikasi performa, klasifikasi
kondisi kegagalan, perangkat lunak, perangkat keras, dan tingkat

27
kualifikasi lingkungan. Cantumkan pernyataan konfirmasi bahwa fungsi
non-TSO tidak akan mengganggu pemenuhan artikel dengan
persyaratan dari paragraf 3.
• Prosedur pemasangan dan batasan yang mencukupi untuk memastikan
fungsi non-TSO memenuhi spesifikasi fungsi dan performa yang telah
dideklarasikan di paragraf 5.e.(1).
• Instruksi untuk performa berkelanjutan yang dapat diterapkan untuk
fungsi non-TSO
• Persyaratan antarmuka dan prosedur uji pemasangan untuk memastikan
pemenuhan data performa yang didefinisikan di paragraf 5.e.(1).
• Rencana uji, analisis, dan hasil, yang sesuai untuk verifikasi bahwa
performa dari TSO utama tidak terpengaruhi fungsi non-TSO.
• Rencana uji, analisis, dan hasil, yang sesuai untuk verifikasi bahwa
performa dari TSO utama sesuai dengan deskripsi pada paragraf 5.e.(1).
f. Deskripsi kualitas sistem yang dibutuhkan 14 CFR § 21.608, termasuk
spesifikasi uji fungsional. Sistem kualitas memastikan segala perubahan
terhadap desain yang telah disetujui yang dapat mempengaruhi pemenuhan
TSO MPS, lalu menolak artikel bersangkutan.
g. Daftar spesifikasi material dan proses.
h. Daftar semua gambar dan proses, termasuk revisi, yang dapat mendefinisikan
desain dari artikel.
i. Laporan kualifikasi TSO manufaktur yang menunjukan hasil pengujian yang
telah memenuhi paragraf 3.d dari TSO ini.
3.6 Data Persyaratan Manufaktur
Selain data yang diberikan secara langsung untuk ACO, berikut data teknis yang akan ditinjau
oleh ACO:
a. Spesifikasi kualifikasi fungsional untuk kualifikasi masing - masing produksi artikel
untuk memastikan pemenuhan TSO ini.
b. Prosedur kalibrasi peralatan.
c. Gambar skematik.
d. Diagram kabel.
e. Spesifikasi material dan proses.

28
f. Hasil uji kualifikasi lingkungan yang telah dilakukan sesuai dengan paragraf 3.3 TSO
ini.
g. Jika artikel mencakup perangkat lunak, dokumentasi yang sesuai dengan definisi di
RTCA/DO-178B termasuk segala data pendukung tujuan di RTCA/DO-178B Annex A,
Process Objectives and Outputs by Software Level.
h. Jika artikel mencakup fungsi non-TSO, maka harus ada dokumen 3.6.a hingga 3.6.g.

29
BAB IV
PENGUJIAN
4.1 RTCA/DO-160E
Environmental Conditions and Test Procedure for Airborne Equipment
Dari seluruh bagian di atas, diambil lima kualifikasi lingkungan yang memiliki jenis
pengujian paling umum untuk FDR: Suhu dan ketinggian, variasi suhu, kelembaban, getaran,
ketahanan terhadap air, serta api dan sifat mudah terbakar.
4.1.1 Uji Suhu dan Ketinggian
Gambar 4.1.2.1 Uji suhu dan ketinggian yang dilakukan oleh D.L.S. Electronic Systems, Inc.
(Sumber: Laman resmi D.L.S. Electronic Systems, Inc.
https://www.dlsemc.com/environmental-rtca-do-160-testing/rtca-do-160-temperature-
altitude-testing/)

30
1. Operasi Pada Suhu Rendah
Untuk uji suhu rendah, akan dilakukan uji menggunakan test air chamber sesuai dengan
suhu rendah sesuai dengan yang tertera pada Tabel 4.1.1 untuk tekanan di suhu ruang. Uji
dilakukan selama 2 jam dengan mempertahankan suhu di dalam test air chamber beroperasi
pada suhu rendah.
2. Uji Ketahanan di Permukaan Bumi untuk Suhu Rendah dan Operasi Singkat
Uji ini dilakukan untuk tekanan di suhu ruang saat peralatan tidak bekerja. Peralatan harus
mampu menstabilkan suhu rendah saat di permukaan bumi sesuai dengan Tabel 4.1.1. Uji dapat
dilakukan dengan cara menjaga suhu rendah ini selama 3 jam. Untuk operasi singkat dapat
dilakukan dengan cara menjaga suhu peralatan pada suhu rendah sesuai dengan Tabel 4.1.1
dan mengoperasikan peralatan selama 30 menit
3. Uji Ketahanan di Permukaan Bumi untuk Suhu Tinggi dan Operasi Singkat
Uji ini dilakukan untuk tekanan di suhu ruang saat peralatan tidak bekerja. Peralatan harus
mampu menstabilkan suhu tinggi saat di permukaan bumi sesuai dengan Tabel 4.1.1. Uji dapat
dilakukan dengan cara menjaga suhu tinggi ini selama 3 jam. Untuk operasi singkat dapat
dilakukan dengan cara menjaga suhu peralatan pada suhu tinggi sesuai dengan Tabel 4.1.1 dan
mengoperasikan peralatan selama 30 menit.
- Operasi Pada Suhu Tinggi
Untuk uji suhu rendah, akan dilakukan uji menggunakan test air chamber sesuai dengan
suhu rendah sesuai dengan yang tertera pada Tabel 4.1.1 untuk tekanan di suhu ruang.
Uji dilakukan selama 2 jam dengan mempertahankan suhu di dalam test air chamber
beroperasi pada suhu tinggi. Menurut dokumen ED-112, FDR harus dapat bertahan di
bawah suhu melebihi 1000 derajat celcius.
- Uji Ketinggian
Uji ketinggian dapat dilakukan dengan meletakkan peralatan pada test chamber.
Caranya adalah dengan mengoperasikan peralatan pada siklus kerja maksimum
kemudian kurangi tekanan di dalam test chamber sesuai dengan ketinggian maksimum
operasi peralatan yang tertera pada Tabel 4.1.2. Tekanan ini harus dijaga selama 2 jam.

31
- Uji Dekompresi
Uji ini dilakukan di test chamber pada suhu ruang dengan peralatan dalam kondisi
beroperasi. Kemudian atur tekanan absolut saat pengujian sama dengan tekanan pada
ketinggian 8000 kaki. Kemudian, tekanan absolut dikurangi hingga nilai tekanan setara
dengan tekanan sesuai dengan ketinggian maksimum operasi pesawat. Pengurangan
tekanan harus dilakukan selama 10 menit.
- Uji Overpressure
Uji ini dilakukan saat peralatan tidak beroperasi. Uji dilakukan dengan cara
memberikan tekanan absolut kepada peralatan sebesar 170 kPa. Uji dilakukan dengan
menjaga kondisi ini selama 10 menit..

32
Tabel 4.1.1 Temperature and Altitude Criteria

33
Tabel 4.1.2 Pressure Values for Various Pressure Altitude Levels
4.1.2 Uji Variasi Suhu
Uji variasi suhu menentukan karakteristik prestasi dari komponen untuk variasi suhu di
antara suhu ekstrim pengoperasiannya (rendah dan tinggi). Bagi FDR, tata uji yang digunakan
termasuk pada Kategori A untuk komponen eksternal/internal pesawat udara dengan variasi
suhu minimum (laju) diketahui sebesar 10 derajat celcius per menit.

34
Gambar 4.1.2.1 Uji variasi suhu kategori A yang dilakukan oleh D.L.S. Electronic Systems,
Inc. (Sumber: Laman resmi D.L.S. Electronic Systems, Inc.
https://www.dlsemc.com/environmental-rtca-do-160-testing/rtca-do-160-temperature-
variation-testing/)
Tata uji Kategori A, B, dan C dapat digabungkan dengan tata uji ketahanan suhu
tinggi/rendah permukaan bumi (ground survival low temperature test) dan uji suhu operasi
tinggi/rendah. Tata cara pengujian yang harus dipenuhi adalah sebagai berikut (untuk uji
independen):
a.) FDR dimasukkan ke dalam chamber (bilik) berada dalam kondisi bekerja pada suhu
ruangan, lalu suhu chamber diturunkan hingga suhu operasi rendah dengan laju 10 derajat
celcius.
b.) Menstabilkan FDR untuk tetap berada dalam kondisi bekerja (pengoperasian).
c.) Menaikkan suhu chamber hingga suhu operasi tinggi dengan laju 10 derajat celcius. Pada
tahap ini, pemenuhan atas standar prestasi komponen yang diaplikasikan diperiksa kembali.
d.) Menstabilkan FDR untuk tetap berada dalam kondisi bekerja (pengoperasian) pada suhu
operasi tinggi. Kemudian, FDR dibiarkan dalam kondisi mati selama minimal 2 menit.

35
e.) FDR dinyalakan kembali dan suhu chamber diturunkan hingga batas suhu rendah dengan
laju 10 derajat celcius. Pada tahap ini, pemenuhan atas standar prestasi komponen yang
diaplikasikan diperiksa kembali.
f.) Menstabilkan FDR dengan kondisi chamber berada pada suhu operasi rendah, lalu FDR
dibiarkan beroperasi selama setidaknya 1 jam. Lalu, FDR dimatikan selama 30 menit, dan
dinyalakan kembali dengan tetap menjaga suhu chamber.
g.) Mengubah suhu chamber hingga suhu ruangan dengan laju 10 derajat celcius.
h.) Menstabilkan chamber dan FDR pada suhu ruangan. Pada tahap ini, pemenuhan atas standar
prestasi komponen yang diaplikasikan diperiksa kembali.
Prosedur di atas harus dilakukan sebanyak minimal 2 siklus (1 kali pengulangan). Apabila
standar prestasi minimum sudah terpenuhi pada tiap perubahan suhu untuk satu siklus, maka
pengujian yang dikehendaki dilakukan pada siklus kedua saja. Apabila 2 siklus belum cukup
untuk memenuhi standar prestasi minimum, maka pengujian dianjurkan untuk terus dilanjutkan
hingga berhasil memenuhi standar tersebut. Apabila kenaikan suhu memicu risiko kondensasi
pada FDR dalam proses pengujian, tingkat kelembaban dari udara di dalam chamber harus
diatur untuk menghilangkan kemungkinan kondensasi. Profil pengujian ditunjukkan oleh
Gambar 4.1.2.2 di bawah ini:
Gambar 4.1.2.2 Profil umum uji variasi suhu

36
Uji variasi suhu Kategori S1 dan S2 juga dapat dilakukan pada FDR apabila ingin
mengevaluasi efek dari perubahan suhu yang terbilang lebih cepat, seperti thermal shock.
Kategori S1 diterapkan untuk perubahan suhu dengan laju di atas 10 derajat celcius dan
diketahui besarnya, sementara Kategori S2 apabila tidak diketahui.
Pengujian dapat dilakukan oleh D.L.S. Electronic Systems yang berlokasi di Wheeling, Illinois,
Amerika Serikat.
4.1.3 Uji Kelembaban
Gambar 4.1.3.1 Uji kelembaban kategori A yang dilakukan oleh D.L.S. Electronic Systems,
Inc. (Sumber: Laman resmi D.L.S. Electronic Systems, Inc.
https://www.dlsemc.com/environmental-rtca-do-160-testing/rtca-do-160-humidity-testing/)
Pengujian ini menentukan kemampuan dari FDR untuk bertahan dalam kondisi
atmosfer alami (normal) atau lembab. Uji kelembaban tidak boleh dilakukan sebelum uji
suhu/ketinggian dan uji getar. Ragam perubahan pada komponen yang diantisipasi antara lain:

37
a. Korosi
b. Perubahan sifat dari komponen yang diakibatkan oleh penyerapan kelembaban,
meliputi:
● Sifat mekanik (logam)
● Sifat elektrik (konduktor dan isolator)
● Sifat kimia (elemen higroskopis)
● Sifat termal (isolator)
Kategori untuk uji kelembaban dibagi menjadi tiga kategori: A (kelembaban
lingkungan standar), B (kelembaban lingkungan berat), dan C (kelembaban lingkungan
eksternal). Untuk FDR yang ingin dipasangkan pada pesawat sipil, Kategori A pada umumnya
telah memiliki pengujian yang memadai. Langkah-langkah uji kelembaban pada FDR adalah
sebagai berikut:
Langkah 1: Memasukkan FDR ke dalam chamber pengujian, dengan sebelumnya memastikan
bahwa konfigurasinya telah mewakili bentuk sebenarnya yang dioperasikan.
Langkah 2: Menstabilkan FDR pada suhu 30±2 derajat celcius dan tingkat kelembaban 85±4
% relative humidity (RH).
Langkah 3: Setelah 2 jam ±10 menit, menaikkan suhu chamber hingga 50±2 derajat celcius
dan meningkatkan RH menjadi 95±4%.
Langkah 4: Menjaga suhu chamber pada suhu di atas selama minimal 6 jam.
Langkah 5: Dalam 16 jam ±15 menit berikutnya, suhu chamber diturunkan secara bertahap
hingga atau lebih rendah dari 38±2 derajat celcius. Pada langkah ini, nilai RH harus tetap dijaga
setinggi mungkin dan berada di atas 85%.
Langkah 6: Mengulang langkah 3, 4, dan 5 sebagai sebuah siklus sebanyak 2 kali (FDR
terpapar suhu chamber selama 48 jam).
Langkah 7: Setelah langkah 6 terpenuhi, FDR dikeluarkan dari chamber dan dikeringkan dari
udara yang terkondensasi pada FDR (tidak boleh diseka). Dalam waktu satu jam setelah kedua
siklus terpenuhi, FDR diberikan daya normal dan dibiarkan menyala selama maksimal 15 menit
sehingga komponen dipanaskan oleh daya yang diberikan. Apabila pemberian daya tidak
diberikan, maka komponen dipanaskan selama maksimal 15 menit dan tidak melebihi suhu
operasi tinggi (jangka pendek) sesuai kategori FDR. Segera setelah pemanasan, pemenuhan
atas standar prestasi komponen yang diaplikasikan diperiksa kembali.

38
Profil uji kelembaban untuk Kategori A ditunjukkan dalam Gambar 4.1.3.2 di bawah ini:
Gambar 4.1.3.2 Profil uji kelembaban Kategori A
Pemeriksaan conducting spot pada prestasi FDR dalam pengujian dapat dilakukan tiap
6 atau 10 siklus selama kurang 15 menit. Apabila komponen dikeluarkan dari chamber untuk
diperiksa, pemeriksaan tidak boleh melebihi 20 menit, dan FDR tidak boleh dioperasikan
melebihi 15 menit. Apabila pemeriksaan lain diperlukan untuk menguji pemenuhan standar
minimum prestasi komponen, maka ketentuan yang sama harus dipenuhi.
Amerika Serikat.

39
4.1.4 Uji Ketahanan Air
Gambar 4.1.4.1 Uji ketahanan air yang dilakukan oleh D.L.S. Electronic Systems, Inc.
https://www.dlsemc.com/environmental-rtca-do-160-testing/rtca-do-160-waterproofness-
testing/)
Uji ketahanan air diklasifikasikan menjadi berberapa kategori berdasarkan paparan alat
yang diuji kepada air:
- Kategori Y untuk alat yang dalam pengoperasiannya ia yang terendam air.
- Kategori W untuk alat yang dalam pengoperasiannya terkena tetesan air
- Kategori R untuk alat yang dalam pengoperasiannya mungkin terkena hujan atau
tersiram air dengan sudut tertentu
- Kategori S untuk alat yang dalam pengoperasiannya mungkin terkena arus air yang
kencang.
FDR termasuk dalam kategori Y. Karena FDR harus mampu terendam di dalam air saat
pesawat terjadi kecelakaan. Uji dilakukan saat peralatan tidak beroperasi serta mampu
menstabilkan suhunya setidaknya 10 derajat celsius di atas suhu air yang akan dilakukan uji.
Kemudian peralatan dijatuhkan dari ketinggian 1 meter di atas permukaan air yang akan
digunakan untuk uji. Uji dilakukan selama 15 menit.
Tujuan dilakukan uji ketahanan air ini adalah saat terjadi kecelakaan pada pesawat dan
ternyata bagian-bagian pesawat terjatuh ke laut. FDR tetap dapat diambil untuk dilihat datanya

40
sehingga pihak yang berwenang dapat menggunakan data yang terekam di FDR untuk
menentukan penyebab kecelakaan.
Pengujian dapat dilakukan oleh D.L.S. Electronic Systems yang berlokasi di Wheeling,
Illinois, Amerika Serikat.
4.1.5 Uji Ketahanan Api
Gambar 4.1.5.1 Uji ketahanan api yang dilakukan oleh D.L.S. Electronic Systems, Inc.
https://www.dlsemc.com/environmental-rtca-do-160-testing/rtca-do-160-fire-and-
flammability-testing/)
Berdasarkan RTCA/DO - 160E, flight data recorder (FDR) termasuk ke dalam kategori
A untuk uji ketahanan api. Kategori A berarti flight data recorder masih harus dapat beroperasi
dengan baik dalam kondisi ekstrim (high intensity) sekitar 1100 derajat celsius paling tidak
selama 15 menit. Jika mengacu pada ED 56 maka harus bertahan pada kondisi 1100 derajat
celsius sampai setidaknya 60 menit. Namun untuk kondisi intensitas rendah yang bersuhu
sekitar 260 derajat celsius harus dapat bertahan selama 10 jam.

41
4.1.6 Uji Kerentanan Terhadap Fluida
Gambar 4.1.6.1 Uji kerentanan terhadap fluida yang dilakukan oleh D.L.S. Electronic
Systems, Inc. (Sumber: Laman resmi D.L.S. Electronic Systems, Inc.
https://www.dlsemc.com/environmental-rtca-do-160-testing/rtca-do-160-fluid-susceptibility-
testing/)
Pengujian ini bertujuan untuk menentukan apakah alat mampu menahan pengaruh dari
kontaminasi fluida. Uji kerentanan pada fluida harus dilakukan pada saat alat bekerja.
Karena berberapa fluida memiliki titik nyala dengan rentan temperatur yang berbeda-
beda. Oleh karena itu perlu dilakukan pengukuran keamanan agar dapat mengurangi resiko
terjadinya kebakaran atau ledakan. Selain itu berberapa fluida juga jika berkombinasi dengan
yang lain akan menyebabkan terjadinya reaksi yang dapat berbahaya.
Untuk Uji Kerentanan terhadap fluida hanya ada 1 kategori yatu kategori F. Kategori F
ini meliputi segala peralatan yang telah memenuhi tes ini. Detail dari tes fluida dan metode-
metode yang terlibat dapat dilihat di Appendix A dokumen RTCA-160-E. Terdapat berberapa
prosedur pengujian, antara lain:
- Uji Semprot: uji semprot tidak harus dilakukan saat alat beroperasi. Cara ujinya
ialah dengan cara menyemprotkan alat dengan fluida yang bersesuaian satu atau
lebih per hari. Alat harus dijaga sehingga selalu berada pada kondisi basah akibat
fluida yang disemprotkan selama kurang lebih 24 Jam. Setelah 24 jam, operasikan
alat selama 10 menit. Setelah itu alat harus diletakkan di ruang yang suhunya telah

42
diatur 65 derajat C selama 160 jam. Kemudian alat dikembalikan ke suhu ruang dan
dioperasikan selama minimum 2 jam.
- Uji Pencelupan: uji pencelupan tidak harus dilakukan saat alat beroperasi dan uji
harus dilakukan pada suhu ruang. Alat dicelupkan ke dalam fluida selama 24 jam.
Setelah 24 jam, operasikan alat selama 10 menit. Setelah itu alat harus diletakkan
di ruang yang suhunya telah diatur 65 derajat C selama 160 jam. Kemudian alat
dikembalikan ke suhu ruang dan dioperasikan selama minimum 2 jam.
Amerika Serikat.
4.2 RTCA/DO-178B
Design Assurance Guidance for Airborne Electronic Hardware
Pengujian perangkat lunak untuk wahana udara memiliki dua tujuan yang saling
komplemen. Pertama, untuk membuktikan bahwa perangkat lunak memenuhi kriterianya.
Kedua, untuk membuktikan dengan confidence yang tinggi bahwa jika ada error yang terjadi,
tidak akan terjadi kondisi kegagalan yang fatal. Terdapat tiga tipe pengujian:
a. Pengujian Integrasi Hardware/Software: untuk memverifikasi operasional
software dilakukan pada komputer dengan spesifikasi perangkat keras yang
sesuai.
b. Pengujian Integrasi Software: untuk memverifikasi hubungan antar perangkat
lunak beserta komponennya dan untuk memverifikasi implementasi dari
persyaratan – persyaratan beserta komponen perangkat lunak dalam arsitektur
perangkat lunak.
c. Low-level testing: untuk memverifikasi implementasi dari perangkat lunak pada
persyaratan tingkat rendah.
Untuk memenuhi tujuan - tujuan di atas, maka:
a. Kasus pengujian sebaiknya berlandaskan pada software requirements.
b. Kasus pengujian sebaiknya dikembangkan untuk memverifikasi fungsionalitas
dan kondisi – kondisi yang mampu menimbulkan error.

43
c. Software requirements mencakup analisa yang sebaiknya menentukan software
rrequirements yang belum diuji.
d. Analisa coverage struktural sebaiknya menentukan struktur software apa yang
tidak dipraktikkan.
Gambar 4.2.1 Proses dari Software Testing
4.2.1 Proses Pengujian
Berikut adalah pengujian yang dilakukan untuk software:
4.2.1.1 Normal Range Test Cases
Tujuan dari pengujian ini adalah untuk membuktikan kemampuan perangkat
lunak dalam input dan kondisi yang normal. Hal ini mencakup
a. Variabel input asli dan bulat dilakukan dengan valid equivalence dan kondisi
batas
b. Untuk fungsi terhadap waktu, seperti filter, integrator, dan delays, performa
berbagai iterasi dari code harus diperiksa untuk mengetahui karakteristik dari
fungsi dalam konteks.

44
c. Untuk state transitions, pengujian sebaiknya dikembangkan untuk
mempraktikan transisi yang memungkinkan pada operasi dalam keadaan
normal
d. Untuk software requirements dengan persamaan yang logis, rentang normal
harus sesuai dengan pemakaian variabel dan operator Boolean.
4.2.1.2 Robustness Test Cases
Tujuan dari uji ini adalah untuk membuktikan kemampuan perangkat lunak
untuk merespon kondisi abnormal beserta input abnormal. Hal ini mencakup:
1. Variabel asli dan bulat sebaiknya dipraktikan dengan valid equivalence dari
nilai yang tidak berlaku.
2. Inisialisasi sistem sebaiknya dipraktikan dalam kondisi abnormal
3. Model kegagalan yang memungkinkan dari data yang didapat sebaiknya
ditentukan, terutama data string digital yang kompleks dari sistem eksternal.
4. Untuk pengulangan dengan jumlah perhitungan loop adalah nilai hasil
komputasi, pengujian sebaiknya dikembangkan untuk menguji jumlah
perhitungan loop di luar batas, lalu membuktikan robustness dari kode
berulang.
5. Pemeriksaan sebaiknya dilakukan untuk memastikan mekanisme
perlindungan untuk waktu respon frame berlebih secara tepat.
6. Untuk fungsi terhadap waktu, seperti filter, integrator, dan delays, pengujian
sebaiknya dikembangkan untuk aritmetik overflow mekanisme perlindungan.
7. Untuk state transitions, pengujian sebaiknya dikembangkan untuk memantik
transisi yang tidak diperbolehkan oleh software requirements.
4.2.1.3 Requirements-Based Hardware/Software Integration Testing
Metode pegujian ini berkonsentrasi kepada sumber kesalahan yang terkait
dengan operasi perangkat lunak di dalam lingkungan dengan target computer, dan
pada fungsionalitas tingkat tinggi. Tujuan pengujian integrase perangkat
keras/perangkat lunak berbasis persyaratan adalah untuk memastikan bahwa
perangkat lunak yang ada di komputer target akan memenuhi persyaratan tingakat
tinggi. Kesalahan umum yang dapat terjadi oleh metode pengujian ini meliputi:

45
• Penanganan interupsi yang salah.
• Kegagalan untuk memenuhi persyaratan waktu eksekusi.
• Respons perangkat lunak yang salah terhadap transien perangkat keras
atau kegagalan perangkat keras, misalnya, start-up pengurutan, beban
input transien dan transien daya input.
• Data bus dan masalah pertentangan sumber daya lainnya, misalnya,
pemetaan memori.
• Ketidakmampuan tes bawaan untuk mendeteksi kegagalan.
• Kesalahan pada interfaces perangkat keras / perangkat lunak.
• Perilaku feedback loopss yang salah.
• Kontrol yang salah atas perangkat keras manajemen memori atau
perangkat keras lain di bawah kontrol perangkat lunak.
• Stack overflow.
• Operasi mekanisme yang salah yang digunakan untuk mengkonfirmasi
kebenaran dan kompatibilitas perangkat lunak field-loadable.
• Pelanggaran partisi perangkat lunak.
4.2.1.4 Requirements-Based Software Integration Testing
Metode pengujian ini berkonsentrasi pada antar-hubungan antara persyaratan
perangkat lunak, dan implementasi persyaratan oleh arsitektur perangkat lunak.
Tujuan dari pengujian integrasi perangkat lunak berbasis persyaratan ini adalah untuk
memastikan bahwa komponen perangkat lunak dapat berinteraksi dengan baik antar
satu sama lain dan memenuhi persyaratan perangkat lunak dan arsitektur perangkat
lunak. Metode ini dapat dilakukan dengan memperluas ruang lingkup persyaratan
melalui integrasi berturut-turut pada komponen kode dengan perluasan ruang lingkup
kasus uji yang sesuai. Kesalahan umum yang dapat terjadi oleh pengujian ini
meliputi:
• Kesalahan Inisialisasi variabel dan konstanta
• Kesalahan passing parameter.
• Korupsi data, terutama data global.
• Resolusi numerik end-to-end yang tidak memadai.
• Urutan kejadian dan operasi yang salah

46
4.2.1.5 Requirements-Based Low-Level Testing
Metode pengujian ini berkonsentrasi pada penunjukan bahwa setiap komponen
perangkat lunak memenuhi persyaratan tingkat rendah. Tujuan dilakukannya
pengujian tingkat rendah berbasis persyaratan adalah untuk memastikan bahwa
komponen perangkat lunak memenuhi persyaratan tingkat rendah mereka. Kesalahan
umum yang dapat terjadi oleh metode pengujian ini meliputi:
• Kegagalan algoritma untuk memenuhi persyaratan perangkat lunak.
• Operasi loop yang salah
• Keputusan logika yang salah.
• Gagal untuk memproses kombinasi kondisi input yang sah dan benar.
• Respons yang tidak benar terhadap data input yang hilang atau rusak.
• Penanganan pengecualian yang tidak benar, seperti kesalahan aritmatika
atau pelanggaran batas array.
• Urutan perhitungan yang salah.
• Ketepatan, akurasi, atau kinerja algoritme yang tidak memadai
4.3 RTCA/DO-254
Design Assurance Guidance for Airborne Electronic Hardware
Dokumen ini menyediakan petunjuk bagi pengembangan alat elektronik pesawat.
Standar yang diberikan oleh dokumen ini menjadikan rujukan untuk pengujian perangkat keras
FDR. Konten dari dokumen ini meliputi:
1. Siklus kehidupan dari perancangan hardware
2. Proses perencanaan
3. Proses merancang hardware
4. Proses validasi dan verifikasi
5. Dll.
Sesuai dengan limitasi, dokumen ini tidak dapat ditemukan secara utuh.

47
BAB V
DIAGRAM ALUR
Gambar 5.1 Diagram Alur Proses Sertifikasi FDR

48
REFERENSI
[1] Advameg, Inc. “How Black Box is Made - manufacture, used, components”.
Madehow.com.http://www.madehow.com/Volume-3/Black-Box.html. Diakses pada 7
Desember 2020, pukul 19.30.
[2] Universal Avionics System Corp. “CVR/FDR | Cockpit Voice and Flight Data
Recorder”. Uasc.com. http://www.uasc.com/home/shop/avionics/cvr-fdr. Diakses pada
9 Desember 2020, pukul 21.15.
[3] Teledyne Controls. “Our Story”. Teledyne Controls Official Website
https://www.teledynecontrols.com/about-us/our-story. Diakses pada 9 Desember 2020,
pukul 21.30.
[4] L3 Aviation Recorders. “About Us”. L3 Commercial Aviation Official Website
https://www.l3commercialaviation.com/about-us/. Diakses pada 9 Desember 2020,
pukul 21.45.
[5] Radio Technical Commission for Aeronautics, Inc. 2004. “RTCA/DO-160E:
Environmental Conditions and Test Procedures for Airborne Equipment”. Washington
DC.
[6] Radio Technical Commission for Aeronautics, Inc. 1992. “RTCA/DO-178B: Software
Considerations in Airborne Systems and Equipment Certification”. Washington DC.
[7] Dep. of Transportation: Federal Aviation Administration. 2007. “Technical Standard
Order TSO-C124b: Flight Data Recorder Systems”. Washington DC.
[8] U.S. Dep. of Transportation: Federal Aviation Administration. 1999. “Advisory
Circular AC 20-141: Airworthiness and Operational Approval of Digital Flight Data
Recorder Systems”. Washington DC.
[9] U.S. Dep. of Transportation: Federal Aviation Administration. 2005. “Advisory
Circular AC 20-152: RTCA,Inc., Document RTCA/DO-254, Design Assurance
Guidance for Airborne Electronic Hardware”. Washington DC.
[10] Bureau d’Enquetes et d’Analyses. “Flight Data Recorder Read-Out: Technical and
Regulatory Aspects”. France: BEA.

49
LAMPIRAN
Gambar A. TSO-C124b yang dimiliki oleh Universal Avionics

50
Gambar B. Salah satu sampul bagian dokumen RTCA/DO-160E

[AE3140] Studi Sertifikasi LRU Flight Data Recorder

Recommended

Recommended

More Related Content

Similar to [AE3140] Studi Sertifikasi LRU Flight Data Recorder

Similar to [AE3140] Studi Sertifikasi LRU Flight Data Recorder (20)

Recently uploaded

Recently uploaded (6)

[AE3140] Studi Sertifikasi LRU Flight Data Recorder