Laporan ini membahas sertifikasi dan pengujian tabung pitot sesuai dengan regulasi FAR 25 dan standar SAE. Diuraikan deskripsi dan produsen tabung pitot, serta jenis pengujian yang dilakukan seperti uji kecepatan, tekanan, dan suhu untuk memenuhi persyaratan kelayakan udara.

1. Sertifikasi Tabung Pitot (Pitot Tube)
Laporan ini dibuat untuk memenuhi tugas besar mata kuliah AE4060 Kelaikan Udara
Semester I Tahun Ajaran 2016/2017
Sheila Gadiza Khumairah 13613029
Ghina Nugramahesa 13613053
Gopindo Natanael Lbn Toruan 13613071
PROGRAM STUDI AERONOTIKA DAN ASTRONOTIKA
FAKULTAS TEKNIK MESIN DAN DIRGANTARA
INSTITUT TEKNOLOGI BANDUNG
2016

2. PRAKATA
Puji syukur senantiasa dipanjatkan kepada Tuhan Yang Maha Esa sehingga laporan berjudul
“Sertifikasi Tabung Pitot (Pitot Tube)” berhasil dibuat oleh penulis.
Tujuan penulis membuat laporan ini adalah sebagai salah satu syarat tugas mata kuliah AE4060
Kelaikan Udara pada Semester I Tahun 2016/2017. Semoga laporan ini dapat bermanfaat
sebagai bahan tujukan maupun hanya sebagai bahan bacaan. Penulis berharap semoga laporan
ini dapat berguna bagi banyak orang.
Saran dan kritik tentu saja dibutuhkan demi kesempurnaan laporan ini. Akhir kata, penulis
ingin mengucapkan terima kasih kepada seluruh pihak yang telaah membantu dalam
pengerjaan laporan ini.
Bandung, Desember 2016
Penulis
ii

3. Daftar Isi
PRAKATA .......................................................................................................................................... ii
BAB I PENDAHULUAN....................................................................................................................1
1.1. Latar Belakang ....................................................................................................................1
1.2. Ruang Lingkup Kajian .......................................................................................................1
1.3. Tujuan..................................................................................................................................2
1.4. Metode Pengumpulan Data ................................................................................................2
BAB II DESKRIPSI PART DAN PRODUSEN PART ....................................................................3
2.1. Deskripsi Part......................................................................................................................3
2.2. Produsen Luar Negeri.........................................................................................................5
2.3. Produsen Dalam Negeri ......................................................................................................5
BAB III REGULASI KELAIKAN UDARA UNTUK PITOT TUBE..............................................6
3.1 FAR ......................................................................................................................................6
3.2 Non-FAR..............................................................................................................................9
3.3 Ringkasan TSO………………………………………………………………………...…..10
3.4 Airworthiness Directives…………………………………………………………………..11
BAB IV JENIS DAN TEMPAT PENGUJIAN ...............................................................................15
4.1. Jenis Pengujian..................................................................................................................15
4.2. Tempat Pengujian .............................................................................................................18
BAB V REFERENSI ........................................................................................................................22
iii

4. BAB I PENDAHULUAN
1.1. Latar Belakang
Pesawat udara merupakan sebuah sistem besar yang terdiri dari beberapa subsistem. Sistem
pesawat dapat mencakup navigasi, komunikasi, roda pendaratan, flight control, collision
avoidance, environmental control, electrical power, bahan bakar, aircraft instrument
system, dan sebagainya. Setiap sistem, subsistem maupun komponennya dapat
memengaruhi operasi pesawat udara. Beberapa sistem tertentu memiliki dampak
keselamatan yang lebih banyak daripada sistem yang lain, karena itu terdapat peraturan
atau regulasi, yang mengatur penerbangan sipil, mengategorikan kegagalan dalam
penerbangan tersebut berdasarkan resiko yang akan muncul, yakni no effect, minor, major,
hazardous dan catastrophic. Sistem keamanan akan dievaluasi pada setiap fasa terbang,
dimana efek kegagalannya juga dapat bervariasi tergantung pada fasa terbang.
Untuk menciptakan penerbangan yang aman dan nyaman maka diperlukan suatu keahlian serta
pemahaman yang mendalam dan menyeluruh mengenai bagaimana operasi pesawat udara
tersebut dan interaksi antar sistem maupun interaksi antara sistem dengan manusia yang
mengoperasikannya. Maka dari itu, pengembang didorong untuk menggunakan
Federal Aviation Regulations (FAR) 25 yang dikeluarkan oleh Federal Aviation
Administration (FAA). Dengan begitu baik interaksi antar sistem maupun interaksi antara
sistem dengan manusia yang mengoperasikannya dapat berjalan selaras, sehingga pesawat
udara tersebut menjadi aman (safety) untuk dioperasikan.
1.2. Ruang Lingkup Kajian
Berikut adalah ruang lingkup kajian yang akan dibahas dalam laporan ini :
a. Deskripsi mengenai part yang akan dibuat
b. Produsen dari part yang sudah ada di perusahaan
c. Regulasi yang digunakan untuk part yang dibuat
d. Pengujian part
1

5. 1.3.Tujuan
Laporan ini disusun dengan maksud sebagai syarat kelulusan mata kuliah AE 4060
Kelaikan Udara. Selain itu, laporan ini juga dibuat dengan tujuan :
a. Memberi gambaran mengenai proses sertifikasi pitot tube dengan FAR 25
b. Memberi gambaran mengenai proses uji pitot tube berdasarkan SAE Standards
1.4. Metode Pengumpulan Data
Metode pengumpulan data yang dilakukan penulis untuk laporan ini adalah dengan
melakukan studi pustaka. Pustaka yang digunkan penulis sebagai referensi dalam
mendapatkan data mengenai sertifikasi dan uji dari Pitot Tube.
2

6. BAB II DESKRIPSI PART DAN PRODUSEN PART
2.1. Deskripsi Part
Tabung pitot atau pitot tube adalah instrumen yang digunakan untuk melakukan
pengukuran tekanan pada aliran fluida. Tabung pitot sederhana terdiri dari tabung yang
mengarah secara langsung ke aliran fluida. Tabung ini berisi fluida, sehingga tekanan dapat
diketahui dengan mengukur perubahan tinggi dari fluida tersebut. Tabung pitot hanya
mengukur tekanan fluida di satu titik di aliran fluida, bukan mengukur tekanan rata-rata.
Tabung pitot terbuat dari material alluminium alloy.
Pada dasarnya, tabung pitot mengukur tekanan totalfluida dengan cara menghentikan
aliran luida lokal dengan lubang yang searah aliran fluida sehingga fluida memberikan
tekanan stagnansi yang diterima oleh sensor. Untuk mengukur tekanan statik, aliran fluida
dibiarkan mengalir melewati lubang statik yang tegak lurus terhadap arah aliran fluida.
Untuk mengukur kecepatan, digunakan persamaan Bernoulli berikut,
𝑝𝑡 = 𝑝𝑠 +
1
2
𝜌𝑣2
dengan keterangan pt = tekanan total,
ps = tekanan statik,
ρ = kerapatan fluida (kg/m3
),
v = kecepatan fluida (m/s).
Maka dengan menggunakan tekanan total dan tekanan statik hasil pengukuran, nilai dari
kecepatan aliran dapat diperoleh dengan rumus di bawah ini.
𝑣 = √
2( 𝑝𝑡 − 𝑝𝑠)
𝜌
Persamaan diatas hanya berlaku untuk fluida incompressible, sehingga nilai tekanan akan
menurun sebesar Δp akibat perbedaan tinggi. Tekanan dinamis adalah selisih antara
tekanan total dan tekanan statik. Tekanan statik diukur dengan menggunakan saluran statik
pada salah satu sisi lubang. Tekanan dinamis ditentukan dengan menggunakan diaragma
di dalam kontainer tertutup. Jika udara pada satu sisi diafragma adalah tekanan statik, maka
sisi lainnya adalah tekanan total dan defleksi dari diafragma proposional dengan tekanan
dinamis.
3

7. Pada saat ini , sudah terdapat pitot tube yang bekerja tanpa lubang, salah satu contohnya
yaitu pada salah satu Fighter Aircraft F-35 dan F-111 yang sudah menggunakan pitot tube
tanpa lubang. Cara kerja pitot tube tidak dapat diakses oleh penulis karena keterbatasan
sumber.
Gambar 2.1 Pitot Tube F-111
4

8. 2.2. Produsen Luar Negeri
a. Aircraft Spruce & Specialty Co.
Aircraft Spruce merupakan
perusahaan asal Kanada yang
memproduksi cukup banyak bagian
dari pesawat, diantaranya adalah
airframe part, engine part, landing
gear part, berbagai pilot supplies, termasuk peralatan avionik dan instrumentasi pesawat
udara. Perusahaan ini sudah berdiri cukup lama, sejak tahun 1960an hingga sekarang,
dan sudah memiliki beberapa cabang dan pabrik di daerah Amerika Serikat. Produk
yang dijualnya pun cukup lengkap dan beragam, salah satunya adalah pitot tube. Pitot
tube yang diproduksinya cukup lengkap dan bervariasi.
b. Dynon Avionics
Dynon Avionics merupakan perusahaan yang
bergerak pada bidang design engineering dan
manufaktur yang bertempat di Amerika Serikat,
sehingga target utama dari pasarnya juga di kawasan
Amerika Serikat. Meskipun kebanyakan yang
diproduksi adalah peralatan avionika, namun perusahaan ini juga memroduksi peralatan
instrumentasi seperti pitot tube. Kelebihan pitot tube yang ditawarkan perusahaan ini
adalah kemudahan dalam instalasi. Jenis pitot tube yang diproduksi juga beragam
dengan harga yang bervariasi pula.
c. Belite Electronics
Belite Electronics merupakan salah satu subbagian dari Belite
Aircraft yang bergerak di bidang manufaktur beberapa bagian
pesawat. Belite Electronics sendiri memroduksi cukup banyak
peralatan avionika dan instrumentasi yang salah satunya adalah
pitot tube. Perusahaan ini memanufaktur dua macam pitot tube,
Flush Mount dan Leading Edge Mount, yang dijual dengan harga yang cukup bersaing.
2.3. Produsen Dalam Negeri
Sampai dengan saat ini belum ada industri dalam negeri yang memproduksi pitot tube.
5

9. BAB III REGULASI KELAIKAN UDARA UNTUK PITOT TUBE
3.1 FAR
- 25.1322 – Airspeed Indiction System
For each airspeed indicating system, the following apply:
(a) Each airspeed indicating instrument must be approved and must be calibrated to indicate
true airspeed (at sea level with a standard atmosphere) with a minimum practicable
instrument calibration error when corresponding pitot and static pressures are applied.
(b) Each system must be calibrated to determine the system error (that is, the relation between
IAS and CAS) in flight and during the accelerated takeoff ground run. The ground run
calibration must be determined - -
(1) From 0.8 of the minimum value of V1 to the maximum value of V, considering the
approved ranges of altitude and weight; and
(2) With the flaps and power settings corresponding to the values determined in the
establishment of the takeoff path under 25.11 assuming that the ritical engine fails at the
minimum value of V1.
(c) The airspeed error of the installation, excluding the airspeed indicator instrument
calibration error, may not exceed three percent or five knots, whichever is greater,
throughout the speed range, from - -
(1) VMO to 1.23 VSR1, with flaps retracted; and
(2) 1.23 VSR0 to VFE with flaps in landing position.
(d) Each system must be arranged, so far as practicable, to prevent malfunction or serious error
due to entry of moisture, dirt, or other substances.
(e) Each system must have a heated pitot tube or an equivalent mean of preventing malfunction
due to icing.
(f) Where duplicate airspeed indicators are required, their respective pitot tubes must be far
enough apart to avoid damage to both tubes in collision with a bird.
6

10. - 25.1325 – Static Pressure System
(a) Each instrument with static air case connections must be vented to the outside atmosphere
through an appropriate piping system.
(b) Each static port must be designed and located in such manner that the static pressure system
performance is least affected by airflow variation, or by moisture or other foreign matter, and
that the correlation between air pressure in the static pressure system and true ambient
atmospheric static pressure is not changed when the airplane is exposed to the continuous and
intermittent maximum icing condition defined in appendix C of this part.
( c ) The design and installation of the static pressure system must be such that - -
(1) Positive drainage of moisture is provided; chafing of the tubing and excessive distortion or
restriction at bends in the tubing is avoided and the materials used are durable, suitable for
the purpose intended, and protected against corrosion; and
(2) It is airtight except for the port into atmosphere. A proof test must be conducted to
demonstrate the integrity of the static pressure system in the following manner:
(i) Unpressurized airplanes. Evacuate the static pressure system to a pressure differential of
approximately 1 inch of mercury or to a reading on the altimeter, 1000 feet above the
airplane elevation at the time of the test. Without additional pumping for a period of 1
minute, the loss of indicated altitude must not exceed 100 feet on the altimeter.
(ii) Pressurized airplanes. Evacuate the static pressure system to a pressure differential
equivalent to the maximum cabin pressure differential for which the airplane is type
certificated is achieved. Without additional pumping for a period of 1 minute, the loss of
indicated altitude must not exceed 2 percent of the equivalent altitude of the maximum
cabin differential pressure or 100 feet, whichever is greater.
(d) Each pressure altimeter must be approved and must be calibrated to indicate pressure
altitude in a standard atmosphere, with a minimum practicable calibration error when the
corresponding static pressures are applied.
(e) Each system must be designed and installed so that the error in indicated pressure altitude, at
sea level, with a standard atmosphere, excluding instrument calibration error, does not result in
an error of more than ±30 feet per 100 knots speed for the appropriate configuration
7

11. in the speed range between 1.23 VSRO with flaps extended and 1.7 VSR1 with flaps
retracted. However, the error need not be less than ±30 feet.
(f) If an altimeter system is fitted with a device that provides corrections to the altimeter
indication, the device must be designed and installed in such manner that it can be bypassed
when it malfunctions, unless an alternate altimeter system is provided. Each correction
device must be fitted with a means for indication the occurrence of reasonably probable
malfunctions, including power failure, to the flight crew. The indicating means must be
effective for any cockpit lighting condition likely to occur.
(g) Expect as provided in paragraph (h) of this section, if the static pressure system
incorporates both a primary and an alternate static pressure source, the means or selecting
one or the other source must be designed so that - -
(1) When either source is selected, the other is blocked off; and
(2) Both sources cannot be blocked off simultaneously.
(h) For unpressurized airplanes, paragraph (g)(1) of this section does not apply if it can be
demonstrated that the static pressure system calibration, when either static pressure source is
selected, is not changed by the other static pressure source being open or blocked.
- 25.1326 – Pitot Heat Indication System
If a flight instrument pitot heating system is installed, an indication system must be provided
to indicate to the flight crew when that pitot heating system is not operating. The indication
system must comply with the following requirements:
(a) The indication provided must incorporate an amber light that is in clear view of flight crew
member.
(b) The indication provided must be designed to alert the flight crew if either of the following
conditions exist:
(1) The pitot heating system is switched “off”.
(2) The pitot heating system is switched “on” and any pitot tube heating elemnt is inoperative.
8

12. 3.2 Non-FAR
Selain FAR, regulasi-regulasi lain yang mengatur pitot tube di antaranya adalah sebagai
berikut:
- SAE – AS390 Pilot or Pitot-Static Pressure Tubes, Electrically Heated (Turbine
Powered Sub-Sonic Aircraft)
- SAE – AS 8006 Minimum Performance Standard for Pitot and Pitot-Static Tubes
- SAE – AS393 Airspeed Tubes Electrically Heated
- SAE – AS403A Stall Warning Instrument
- BSI 2G.135 Specification for electrically-heated pitot and pitotstatic pressure heads
- MIL – T – 5421B TUBES, PITOT, ELECTRICALLY HEATED, AIRCRAFT
- MIL-P-83206 PITOT - STATIC TUBE, L - SHAPED, COMPENSATED
- Pitot Tube in Dust Condition
Pitot Tube in Dust Condition adalah kondisi pitot tube yang terkena obstacle yang dapat
berupa debu vulkanik, pasir , ice, dan serangga. Jika kondisi tersebut tidak diantisipasi
maka akan menghasilkan data yang salah pada system avionic yang dapat berdampak
catasthopic. Untuk mengantisipasi hal tersebut maka dilakukan dengan menggunakan
kombinasi antara fiber optic sensors dengan actuator yang dapat membuat kinerja pitot
tube layaknya tanpa adanya obstacle pada kondisi lingkungan yang berbeda-beda. Cara
kerja Pitot Tube in Dust Condition
9

13. 3.3 Ringkasan TSO
TSO C16a adalah Technical Standard Order yang dikeluarkan oleh Department of
Transportation Federal Aviation Administration di Washington DC dengan subjek Electrically
Heated Pitot and Pitot-Static Tubes. Dalam TSO C16a ini disebutkan bahwa heated pitot dan
pitot-static tubes harus memenuhi SAE International’s Aerospace Standard (AS) 8006,
mengenai Minimum Performance Standard for Pitot and Pitot-Static Tubes yang dikeluarkan
pada tanggal 28 April, 1988, section 1,2,3,4, dan 5.
Berdasarkan TSO C16a, pitot tube yang dibuat harus memenuhi CFR 21.605(a)(1) dan CFR
21.617(a)(2) yang menyatakan manufacturer harus mempersiapkan data-data kepada Aircraft
Certification Office. Data-data yang dibutuhkan tersebut adalah:
1. Instruksi dan batasan pengoperasian dalam IM
2. Prosedur dan batasan instalasi dalam IM
3. Prosedur instalasi
4. Diagram dari kabel-kabel untuk prosedur instalasi
5. Daftar komponen utama
6. Component maintenance manual (CMM)
7. Deskripsi quality control system (QCS), termasuk spesifikasi functional test
8. Laporan uji kualifikasi manufacturer
9. Environmental qualification
10

14. TSO ini mengacu pada beberapa dokumen penting, yaitu SAE AS 8006, FAR 21 subpart 0,
dan RTCA/DO-160E.
3.4 Airworthiness Directives
- AD 2009-0195
Dokumen berikut merupakan dokumen Airworthiness Directive yang dikeluarkan oleh EASA
pada bulan Agustus 2009 untuk pesawat Airbus seri A330 dan A340 yang membahas tentang
penggunaan pitot probe buatan Thales Avionics akibat kurangnya ketahanan terhadap Kristal
es pada high altitude. Hal ini dapat menyebabkan ketidaksesuaian pada airspeed indicator, yang
akan mengakibatkan terputusnya fungsi autopilot dan/atau auto-thrust.
11

15. Gambar 3-1 EASA Airworthiness Directives AD2009-0195 page 1
12

16. Gambar 3-2 EASA Airworthiness Directives AD2009-0195 page 2
13

17. Gambar 3-3 EASA Airworthiness Directives AD2009-0195 page 3
14

18. BAB IV JENIS DAN TEMPAT PENGUJIAN
4.1. Jenis Pengujian
Berikut adalah jenis – jenis pengujian pada pitot tube :
- Non Icing Test
Tempat Pengujian :
Office national des etudes et recherches aerospatiales, Centre de Modane-Avrieux BP-
25, France
Gambar 4.1 ONERA
Pada bagian Non-Icing Test bagian spesifik yang diuji yaitu pada bagian sensor
ketinggian (Altitute), sensor kecepatan (Airspeed), dan kecepatan vertical. Dan jika
ditinjau pada bagian kokpit pesawat, pitot tube akan menjadi indicator pada instumen
Altimeter, Airspeed Indicator, dan Vertical Speed.
Pengujian dalam Non Icing Test dilakukan pada windtunnel. Jenis windtunnel yang
digunakan bergantung pada misi pesawat yang digunakan. Windtunnel yang digunakan
Proses pengujian yang dilakukan yaitu dengan menyesuaikan hasil yang dikeluarkan
pitot tube dengan kondisi batas yang diberikan pada windtunnel.
Secara garis besar ada 3 tahap dalam test Pitot Tube :
1. Wind Tunnel Testing
Melakukan pengujian pitot tube pada Windtunnel dengan memberikan output
yang akan diuji pada pitot tube.
2. Time Delay Test on Tubing
Waktu yang diperlukan pitot tube dalam memberikan data pada system.
3. Compare Results
Membandingkan hasil yang dikeluarkan Windtunnel dengan hasil yang
dikeluarkan pitot tube pada system.
15

19. - Altitude Icing Test
Tempat pengujian :
National Research Council, Montreal Road, Ottawa, Ontario, Canada K1A OR6
Gambar 4.2 National Research Council
Tujuan dari testing ini adalah mensimulasikan kinerja pitot tube dalam keadaan in flight
atmospheric icing condition, kombinasi kondisi ini dilakukan untuk menyesuaikan keadaan
pitot tube dengan keadaan yang sebenarnya. Pengujian ini dibuat sesuai mungkin dengan
keadaan sebenarnya sehingga membuat hasilnya menjadi efisien dan dapat dilihat proses
microphysical of ice accretion yang terjadi pada pitot tube. Berikut
Technical Specification secara garis besar dalam pengujian dalam Altitude Icing Test
dengan menggunakan windtunnel:
o Standard working section:
- Size: 57 cm high x 57 cm wide x 183 cm long (22.5 in x 22.5 in x 72
in)
- Air velocity: 5 to 100 m/s (Mach 0.015 to 0.53)
o Reduced working section:
- Size: 33 cm high x 52 cm wide x 60 cm long (13 in x 20.5 in x 24 in) (with
insert)
- Air velocity: 8 to 180 m/s (Mach 0.025 to 0.53)
o Aerodynamic and thermal conditions:
- Velocity spatial uniformity variation < ±1%
16

20. - Static air temperature (at max. velocity): -40°C to +30°C (-40°F to
86°F)
- Static air temperature spatial uniformity variation < 0.5 °C
- Flow angularity < 0.25° in pitch and
yaw
- Turbulence intensity < 0.9%
- Altitude simulation: ground to 12.2 km (40,000 ft)
o Icing conditions:
- Liquid water content (at max. velocity): 0.1 to 2.5 g/m3
(0.1 to 3.5 g/m3
with insert)
- Droplet median volume diameter: 8 to 200 μm
- Bi-model spray distribution for freezing drizzle SLD conditions
- Ice crystal conditions up to median volume diameters of 100 μm (liquid
nitrogen injection system)
o Data system and instrumentation:
- Software: Capable of providing customized configurations and software tools
for clients
- Model mounts: Custom mounting to test section panels, yaw turntable system
and two-axis traverser system
- Pressure measurements: Multiple channel high-speed pressure scanning system
and multiple individual pressure sensors
- Temperature measurements: Multiple thermocouple and RTD inputs
- Data acquisition: AS5562 compliant 20Hz data output, high-speed multiple
channel analog inputs available
- Videography: four channels of digital HD video to Blue-Ray with video overlay
o Auxiliary Services:
- AC power:
o 105 to 125 V, 1 Phase, 400 Hz; 1000 VA
o 575 V, 3 Phase, 60 Hz; 30 A
o 220 V, 1 Phase, 60 Hz; 20 A
o 110 V, 1 Phase, 60 Hz; 20 A
- DC power:
17

21. o 15 to 36 V; 100 A
o 0 to 40 V; 30 A
o 28 V; 8 A
- Heated Compressed air: Up to 115 g/s (200 SCFM) at 800 kPa (115 psig) and 350°C
(575ºF)
4.2. Tempat Pengujian
Tempat pengujian atau testing untuk part/komponen dari pesawat harus memiliki
sertifikasi. Jika dilihat dalam negeri, di Indonesia belum ada perusahaan yang
memiliki sertifikasi yang dapat melakukan pengujian terhadap Pitot Tube. Namun,
diluar negeri sudah banyak perusahaan yang dapat melakukan pengujian terhadap
Pitot Tube,b erikut adalah tempat pengujian Pitot Tube yang sudah berdasarkan SAE
AIR5320 (Icing Simulation Test Facilities):
18

22. 19

23. 20

24. 21

25. BAB V REFERENSI
- ATSi, 2007, Test and Certification of Pitot Probes. Rio de Janerio, Brazil
- http://www.flightsimaviation.com/data/FARS/part_25-1326.html
- http://www.flightsimaviation.com/data/FARS/part_25-1325.html
- http://www.flightsimaviation.com/data/FARS/part_25-1322.html
- http://standards.sae.org/wip/as5562
- http://www.segurancaaerea.coppe.ufrj.br/docs/Guilherme_WAS.pdf
- http://www.nrc-cnrc.gc.ca/eng/solutions/facilities/wind_tunnel/altitude_icing.html
- http://standards.sae.org/as8006/
22