МАК: Причинами катастрофы Ан-2 в Киргизии стали неправильные действия экипажа и плохая видимость

Самолет Ан-2 потерпел аварию 24 июня во время обработки полей от саранчи. В результате погибли три человека.

По данным МАК, причиной происшествия стало столкновение самолета с проводами высоковольтной ЛЭП.

При этом, согласно выводам МАК, авария была обусловлена сочетанием нескольких факторов. Экипаж нарушил «Инструкцию по взаимодействию и технологии работы при выполнении авиационно-химических работа /АХР/ на самолете Ан-2». Среди нарушений были, в том числе, «отвлечение внимания и отсутствие взаимодействия в экипаже».

«… Доворот выполнялся с большим, чем установлено руководством по АХР, креном и на меньшей высоте», — говорится в документе.

В МАК считают, что столкновению самолета с высоковольтной ЛЭП могло способствовать «расположение солнца с курсовым углом около нуля градусов относительно направления полета, что затрудняло экипажу видимость малоконтрастных проводов, а также отсутствие на воздушных линиях электропередачи дневной маркировки».

«По результатам расследования разработаны рекомендации по повышению безопасности полетов», — говорится в сообщении МАК.

Об авиационном происшествии с самолетом Ан-2 RA-01105

Документ по состоянию на август 2014 г.

28.08.2011 в Краснодарском крае при выполнении авиационно-химических работ (далее - АХР) произошла катастрофа самолета Ан-2 RA-01105, эксплуатируемого ООО "Авиакомпания "Пилот".

На момент авиационного происшествия действие сертификата эксплуатанта ООО "Авиакомпания "Пилот" от 02.11.2010 N АР-16-10-21 было приостановлено решением руководителя Южного межрегионального территориального управления воздушного транспорта Федерального агентства воздушного транспорта от 25.08.2011 N 39. Основанием для приостановления действия сертификата эксплуатанта явилось нарушение ООО "Авиакомпания "Пилот" требований статьи 16 Воздушного кодекса Российской Федерации и пункта 109 Федеральных правил использования воздушного пространства Российской Федерации, утвержденных Постановлением Правительства Российской Федерации от 11.03.2010 N 138.

На посадочной площадке в районе хутора Бараниковский Краснодарского края, с которой выполнялись полеты, самолет был заправлен автомобильным бензином марки "Премиум Евро-95" (250 литров). Второй пилот, проводивший работы по подготовке самолета к полету, после слива отстоя (через 15 минут после заправки топливом), обратил внимание на непривычный цвет бензина. При этом механических примесей и воды визуально обнаружено не было, о чем им было доложено командиру воздушного судна (далее - КВС).

Комиссией Межгосударственного авиационного комитета по расследованию катастрофы самолета Ан-2 RA-01105 (далее - комиссия по расследованию) установлено, что при вылете с посадочной площадки на борту самолета находились КВС и пассажир (представитель заказчика АХР). В нарушение требований Руководства по летной эксплуатации самолета Ан-2 второй пилот на борту воздушного судна отсутствовал. Такое решение КВС было мотивировано необходимостью присутствия представителя заказчика авиационных работ на борту самолета для первичного ознакомления с системой рисовых чеков и определения наиболее результативных заходов для их обработки химикатами.

По показаниям очевидцев, после выполнения взлета и набора высоты 30 метров, самолет выполнил левый разворот, после чего была включена аппаратура АХР. После выполнения второго разворота влево самолет начал терять высоту, при этом на траверзе взлетно-посадочной полосы посадочной площадки высота была 10 - 15 метров. Продолжая снижение самолет приземлился на чеки с посадками сои, при пробеге столкнулся с бруствером оросительного канала, скапотировал и загорелся.

В результате авиационного происшествия КВС погиб. Пассажир получил серьезные телесные повреждения, вместе с тем, смог самостоятельно покинуть самолет.

Комиссией по расследованию по результатам исследования проб топлива, которым заправлялся самолет, был сделан вывод о том, что оно не соответствует требованиям Государственного стандарта Российской Федерации ГОСТ Р 51866-2002 "Топлива моторные. Бензин неэтилированный. Технические условия", в том числе:

концентрация фактических смол на 100 куб. см бензина превысила нормативные значения более чем в 26 раз;

по моторному методу октановое число составило 83,0 (меньше допустимого значения на 2 единицы);

по исследовательскому методу октановое число составило 92,2 (меньше допустимого значения на 2,8 единицы);

конец кипения бензина составил 313 °C (выше допустимого значения на 113 °C).

Комиссией по расследованию также было установлено, что на впускных и выпускных клапанах двигателя имеется обильное нагарообразование. Такое же нагарообразование имелось, в различной степени, и на свечах зажигания.

По заключению комиссии по расследованию:

"Причиной авиационного происшествия с самолетом Ан-2 RA-01105 явилось капотирование самолета при его столкновении с бруствером канала при выполнении вынужденной посадки.

Необходимость вынужденной посадки была обусловлена, наиболее вероятно, падением мощности двигателя из-за заправки самолета некачественным автомобильным бензином.

Способствующими факторами авиационного происшествия явились:

незнание КВС района полетов и схемы расположения обрабатываемых полей;

отсутствие торможения при пробеге самолета в процессе выполнения вынужденной посадки;

отсутствие в кабине самолета члена летного экипажа (второго пилота)".

Кроме того, при расследовании также было установлено, что на момент авиационного происшествия на самолете был установлен воздушный винт АВ-2 с истекшим в апреле 2011 года межремонтным календарным сроком службы. Пономерная документация самолета Ан-2 RA-01105 в ООО "Авиакомпания "Пилот" заполнялась несвоевременно. Замена основных агрегатов проводилась в нарушение действующих эксплуатационных документов по техническому обслуживанию и без оформления пономерной документации.

Подробная информация об обстоятельствах катастрофы приведена в окончательном отчете по результатам расследования авиационного происшествия с самолетом Ан-2 RA-01105, опубликованном на официальном сайте Межгосударственного авиационного комитета в сети Интернет по адресу: http://www.mak.ru/russian/investigations/2011/report_ra-01105.pdf.

Учитывая изложенное, в соответствии с подпунктом 5.4.6 Положения о Федеральном агентстве воздушного транспорта, утвержденного Постановлением Правительства Российской Федерации от 30.07.2004 N 396, приказываю:

1. Руководителям межрегиональных территориальных управлений воздушного транспорта Федерального агентства воздушного транспорта:

1.1. В срок до 20.08.2012 довести информацию о результатах расследования авиационного происшествия с самолетом Ан-2 RA-01105 до эксплуатантов воздушных судов.

1.2. Рекомендовать руководителям организаций гражданской авиации, эксплуатирующим самолеты Ан-2, и эксплуатантам воздушных судов авиации общего назначения:

1.2.1. Организовать изучение настоящего Приказа с летным и инженерно-техническим персоналом.

1.2.2. Провести занятия с летным составом, эксплуатирующим самолеты Ан-2, по изучению технологии выполнения заправки самолета топливом, приведенной в главе 3 Руководства по летной эксплуатации самолета Ан-2.

1.2.3. Провести занятия с летным и инженерно-техническим персоналом по изучению правил организации обеспечения, хранения, подготовки, контроля качества и заправки воздушных судов горюче-смазочными материалами при выполнении авиационных работ.

1.2.4. Рассмотреть вопрос о разработке дополнительных мероприятий в целях исключения случаев допуска к заправке воздушных судов из емкостей, не соответствующих установленным требованиям для хранения и транспортировки горюче-смазочных материалов, а также при отсутствии документов, подтверждающих качество заправляемого топлива.

2. Контроль за исполнением настоящего Приказа возложить на начальника Управления инспекции по безопасности полетов Росавиации С.С. Мастерова.

Катастрофа Ан-2Р а

Описание развития аварийной ситуации

При подлете к ЛЭП участок ложбины имеет незначительный (до 10°) изгиб вправо. Экипаж данный факт не учел, своевременно не выполнил доворот и оказался над центром ложбины. Для исправления допущенного уклонения от линии заданного пути, экипаж на высоте порядка 13…14 м приступил к довороту вправо. В процессе доворота экипаж упустил контроль за препятствиями на рабочем участке и на высоте полета около 14 м, при нахождении самолета практически над средней частью ложбины, произошло столкновение с проводами ЛЭП, находившимися на высоте около 15 м над землей. Самолет в этот момент находился в правом развороте с креном порядка 17° с МК=138°. Столкновение произошло сначала законцовкой левой верхней плоскости, затем левой половиной стабилизатора и килем (их фрагменты обнаружены в непосредственной близости от места столкновения), после чего самолет потерял управляемость и с углом наклона траектории около 15° столкнулся с землей с МК=127° на удалении 90 м от ЛЭП. После падения самолет с левым скольжением переместился вперед на 20 м, развернувшись вправо на 61°.

Выводы комиссии, расследовавшей АП

Причиной авиационного происшествия явилось столкновение самолета Ан-2С/Х с проводами высоковольтной ЛЭП при выполнении экипажем авиационно-химических работ в горной местности.
Авиационное происшествие обусловлено сочетанием следующих факторов:
- нарушением экипажем воздушного судна «Инструкции по взаимодействию и технологии работы при выполнении АХР на самолете Ан-2», выразившемся в отвлечении внимания от контроля за наличием препятствий на рабочем участке в процессе гона. Отсутствию необходимого взаимодействия в экипаже могло способствовать нарушение КВС-инструктором методики ввода в строй КВС-стажера;
- невыполнением экипажем установленной Руководством по АХР на самолете Ан-2 методики по порядку осуществления доворотов самолета при обработке извилистых участков: доворот выполнялся с большим, чем установлено Руководством по АХР, креном и на меньшей высоте;
- отсутствием в Руководстве по АХР на самолете Ан-2 четких рекомендаций по порядку определения рубежа набора высоты перед препятствиями в горной местности, где может не быть характерных ориентиров и нет возможности выставить сигнальные знаки перед препятствиями.
Столкновению воздушного судна с высоковольтной ЛЭП могло способствовать расположение солнца с курсовым углом около 0° относительно направления полета, что затрудняло экипажу видимость малоконтрастных проводов, а также отсутствие на воздушных линиях электропередачи дневной маркировки.

РЛЭ Ан-2

1. Взлетно-посадочные характеристики даны для условий СА (Р=760 мм рт. ст. t=+15°С), U=0 м/с. 2. Взлетная дистанция — расстояние, проходимое самолетом от начала старта до высоты 25 м.

Минимальная длина летной полосы (ВПП+КПБ) в стандартных условиях при выполнении полетов с пассажирами (грузом) с взлетной массой самолета до 5250 кг должна быть 650 м (ВПП—600 м, КПБ—50 м), а со взлетной массой более 5250 кг — 700 м (ВПП — 650 м, КПБ — 50 м), исходя из условий обеспечения безопасности прерванного взлета в случае отказа двигателя на взлете в конце разбега.

Основные эксплуатационные данные

Общий объем бензобаков.

Рекомендуемое топливоБензин Б-91/115

(на 2 ч транспортного полета или на один полет по АХР)

Рекомендуемые сорта масла.

Расход масла в процентах от расхода топлива.

Давление в общей воздушной системе.

4–5 МПа (40–50 кгс/см 2 )

Давление воздуха в тормозной системе.

600–800 кПа (6—8 кгс/см 2 )

Давление воздуха в тормозной системе при установке

800—1000 кПа (8—10 кгс/см 2 )

Давление в основных стойках шасси.

3 МПа (30 кгс/см 2 )

Давление в хвостовой стойке шасси.

2,7 МПа (27 кгс/см 2 )

Давление в шинах основных колес.

Давление в шине хвостового колеса.

Жидкость для амортизаторов стоек шасси.

Количество масла АМГ-10

в амортизаторе основной

Количество масла АМГ-10

в амортизаторе хвостовой

Самолет Ан-2 допущен к выполнению транспортных полетов полетов по выполнению авиационных работ. При выполнении полетов устанавливаются следующие минимумы для взлета посадки.

Для полетов по ППП:

— минимум для взлета, равный минимуму для посадки аэродрома вылета;

— минимумы для посадки:

Высота принятия решения (Н п.р. ),

дальность видимости (L вид )

срочные полеты по

Режим захода на посадку

полеты с пассажирами

работы и тренировочные

Для полетов по ПВП минимальные значения высоты нижней границы облаков и дальности видимости (H н.г.о. L вид )

В зоне взлета и посадки

Равнинная и холмистая

В зоне подхода, по воздушным трассам. МВЛ и установленным маршрутам

Равнинная и холмистая

Горная (высота до 2000 м)

Горная (высота 2000 м и

Для полетов по ОПВП минимальное значение высоты нижней границы облаков и дальности видимости (H н.г.о. L вид )

Срочные полеты по обслуживанию организаций здравоохранении.

Поисково-спасательные работы и тренировочные полеты

Равнинная и холмистая

Транспортные полеты и по авиационным работам

Равнинная и холмистая

Максимальное количество пассажиров на борту

(ограничено из условий сохранения допустимой центровки).

Максимальная коммерческая загрузка.

Максимальная взлетная масса

— в пассажирском и грузовом вариантах:

при температуре воздуха у земли до +15 °С.

при температуре воздуха у земли более +15 °С.

— в сельскохозяйственном варианте

— для самолетов, оборудованных аэросъемочной аппаратурой

с внефюзеляжными устройствами.

Максимальная посадочная масса самолета для указанных вариантов

равна их максимальной взлетной массе.

Предельно допустимые составляющие скорости ветра:

— встречная — для взлета и посадки.

— попутная — для тренировочных полетов и, как исключение,

в производственных условиях, когда выполнить взлет или

посадку против ветра невозможно.

— боковая (под углом 90°).

— предельно допустимая скорость ветра для руления.

Предельная глубина неукатанного снежного покрова (свежевыпавший

или лежалый сухой рыхлый снег) для взлета на колесном шасси.

Предельная глубина лежалого, уплотнившегося или слабо укатанного

снежного покрова для взлета и посадки на колесном шасси.

Максимально допустимая скорость по прибору:

— в горизонтальном полете.

— на планировании (по условиям прочности).

Не более 300 км/ч

— при выпуске, уборке закрылков и полете с выпущенными закрылками:

до 30° Не более 150 км/ч

до 40° Не более 130 км/ч

Предельно допустимый угол крена:

— в пассажирском и грузовом вариантах, в зоне.

— в сельскохозяйственном варианте.

Максимальное отклонение шарика по указателям скольжения

при выполнении маневра.

Не более одного диаметра шарика

Максимальное отклонение закрылков для взлета и посадки:

— при встречной составляющей скорости ветра:

— при боковой составляющей скорости ветра под углом 90° к оси ВПП:

— при попутной составляющей скорости ветра:

1. В случае выполнения вынужденной посадки на ограниченную площадку разрешается выпускать закрылки на 40°.

2. Минимально допустимая прочность грунта, замеряемого ударником У-1, для взлета и посадки самолета с взлетной массой до 5250 кг составляет 3 кг/см 2. а со взлетной массой более 5 260 кг — 3,6 кг/см 2 .

Если величина прочности грунта неизвестна, то она определяется глубиной колеи (не более 7 см), оставляемой самолетом при рулении.

Минимальный состав экипажа

1. Транспортные, авиационно-химические и санитарные полеты:

2. Лесоавиационные полеты:

В состав экипажа могут включаться: летчик-наблюдатель, азронавигатор, аэротоксатор, бортоператор или бортрадист. 3. Аэросъемочные полеты:

— бортмеханик (второй пилот);

4. Аэрофотосъемочные полеты:

Подготовка к полету

Подготовка к полету является одним из решающих этапов летной работы, обеспечивающих безопасное и экономичное выполнение каждого полета.

Тщательная предполетная подготовка облегчает работу экипажа в воздухе и обеспечивает успешное выполнение полета. Основными элементами подготовки к полету являются:

1. Определение (при составлении плана полета) наивыгоднейшего режима полета, необходимого количества топлива и загрузки. 2. Заправка самолета топливом и смазочным материалом в соответствии с расчетом по плану полета.

Заправка самолета топливом проверяется при предполетной подготовке командиром самолета по показанию бензиномера. Результаты проверки сравниваются с количеством заправленного топлива и остатком топлива от предыдущего полета. При полной заправке самолета топливом убедиться в его фактическом количестве путем осмотра через заправочные горловины.

Количество масла проверяется по показаниям масломерной линейки.

3. Размещение загрузки в соответствии с произведенным расчетом центровки самолета.

4. Предполетный осмотр самолета и его оборудования.

Расчет наивыгоднейших режимов полета Каждый полет требует отдельного расчета наивыгоднейшего режима с учетом фактической обстановки: метеорологических условий,

скорости и направления ветра по высотам, рельефа местности и расстояния от аэродрома вылета до аэродрома посадки. Расчет наивыгоднейших режимов полета сводится к трем основным этапам:

— определению наивыгоднейшей высоты полета;

— определению режима работы двигателя для полета на выбранной высоте;

— определению необходимого количества топлива.

Расчет наивыгоднейшей высоты полета

При безветрии или при одинаковом ветре на всех высотах наивыгоднейшими будут следующие высоты (в зависимости от дальности беспосадочного полета):

при дальности 300 км — высота 1 000 м, при дальности 600 км — высота 2 000 м.

Указанные наивыгоднейшие высоты могут служить только для общей ориентировки при выборе высоты. При наличии сведений о ветре по высотам наивыгоднейшую высоту полета нужно определять расчетом.

При одной и той же мощности двигателя и одинаковом часовом расходе топлива истинная воздушная скорость самолета на высоте больше, чем у земли. Прирост скорости получается благодаря уменьшению сопротивления воздуха. Для самолетов Ан-2 прирост скорости на крейсерских режимах составляет в среднем 5 км/ч на каждые 1 000 м высоты.

В табл. 1 приведена схема расчета наивыгоднейшей высоты.

Буквами ?V (п. 6) в схеме расчета обозначен прирост скорости за счет уменьшения сопротивления при равной на всех высотах крейсерской мощности двигателя.

Направление и скорость ветра в схеме расчета (пп. 2 и 3) следует выписать из прогноза ветра, который выдается пилоту дежурным синоптиком перед полетом вместе с бюллетенем погоды. Направление ветра дается метеорологическое, т. е. «откуда дует», а скорость ветра указывается в километрах в час.

Схема расчета наивыгоднейшей высоты при истинном путевом угле (ИПУ=260°)

Значения (W – V) по углу ветра приведены в табл. 2. Эти значения можно определять для различных высот также с помощью .любого навигационного вычислителя, позволяющего определять путевую скорость или непосредственно разность между путевой и воздушной скоростями. При пользовании ветрочетом нужно вектор истинной воздушной скорости брать переменным по высотам, изменяя его по 5 км/ч на каждую тысячу метров.

Определение эффективности ветра (W – V).

В верхней горизонтальной строке табл. 2 указана скорость ветра, а в левой вертикальной колонке — метеорологический угол ветра. Угол ветра — это угол между трассой и направлением ветра.

Определение W—V по углу ветра для самолета с крейсерскими воздушными скоростями 150—220 км/ч.

Угол ветра, град

Таблица рассчитана по метеорологическому углу ветра: отсчет угла производят от направления «откуда дует» ветер, т. е. так, как аэролог или синоптик записывает его в бюллетене погоды.

Чтобы избежать ошибок в определении угла ветра, рекомендуется пользоваться азимутальным кругом, изображенным на рис. 1.

В примере на рис. 1 ветер имеет метеорологическое направление («откуда дует») 40°, а направление полета («куда летит») 260°. Угол между этими двумя направлениями и есть метеорологический угол ветра. Пользуясь рис. 1, угол ветра всегда определяют по одному и тому же правилу: от направления ветра «откуда дует» нужно отсчитать число градусов до направления «куда летит». При этом нужно брать тот угол, который меньше 180°, так как табл. 2 составлена для углов ветра от 0 до 180°, а при углах больше 180° значения (W—V) повторяются.

Наивыгоднейшую для полета высоту после расчета по приведенной схеме определяют по признаку наибольшего суммарного прироста (или наименьшего суммарного уменьшения) скорости (п. 7 в схеме расчета, см. табл. 1).

Рис. 1. Азимутальный круг

Цифры суммарного прироста получаются путем сложения соответствующих величин из строк 5 и 6.

В примере, приведенном в табл. 1, наивыгоднейшая высота получилась 1 500 м. На этой высоте ветер увеличивает скорость самолета на 26 км/ч, а за счет уменьшения сопротивления скорость увеличивается на 7,5 км/ч. Суммарный прирост скорости получился 33,5 км/ч. На всех других высотах суммарный прирост скорости получился меньше, чем на высоте 1500 м.

Определение режима работы двигателя

Крейсерские режимы полета для взлетной массы до 5250 кг.

Крейсерские скорости самолета в горизонтальном полете находятся в пределах от 145 до 225 км/ч по прибору. Режимы работы двигателя, обеспечивающие указанные скорости, находятся в следующих пределах: мощность двигателя от 40 до 70% номинальной; частота вращения вала двигателя от 1 500 до 1 800 в минуту; давление наддува от 530 до 760 мм рт. ст.; расход топлива от 117 до 220 л/ч.

В указанном диапазоне скоростей горизонтального полета есть несколько характерных режимов:

1. Режим наибольшей продолжительности полета. На этом режиме часовой расход топлива наименьший. Он соответствует скорости по прибору 145 км/ч. При работе двигателя на режиме 1 500 об/мин для такой скорости в зависимости от высоты и полетной массы необходимо устанавливать давление наддува от 530 до 600 мм рт. ст.

Расход топлива на таком режиме работы двигателя (такжев зависимости от высоты и полетной массы) составляет от 110 до 150 л/ч. Чем меньше высота полета, тем меньше часовой расход топлива для постоянной скорости по прибору. Поэтому наибольшей про-

должительности полета с определенным запасом топлива можно достичь только у земли.

2. Режим наибольшей дальности полета. На этом режиме километровый расход топлива наименьший. Он соответствует скоростям по прибору от 147 до 175 км/ч и зависит только от полетной массы: для массы 5 250 кг скорость по прибору 375 км/ч, а для массы 4000 кг —

При работе двигателя на режиме 1 500 об/мин для таких скоростей необходимо давление наддува от 530 до 650 мм рт. ст. Расход топлива на этом режиме около 0,83 л/км.

На указанных скоростях (по прибору) километровый расход топлива почти одинаков на всех высотах, поэтому дальность полета с определенным запасом топлива практически одинакова на всех высотах.

Режим наибольшей дальности следует применять в таких полетах по маршруту, когда время не ограничено и первостепенное значение имеет экономия топлива.

3. Режим наибольшей крейсерской мощности. Наибольшая из крейсерских мощностей, которую можно использовать в длительных полетах, соответствует 70% номинальной мощности двигателя. Крейсерская скорость в горизонтальном полете на этом режиме двигателя наибольшая.

Скорость по прибору изменяется в зависимости от высоты и полетной массы в пределах от 200 до 225 км/ч, а истинная воздушная скорость — от 210 до 240 км/ч.

Мощность, равная 70% номинальной, получается при работе двигателя на режиме 1 800 об/мин с наддувом 690—760 мм рт. ст. Давление наддува 690 мм рт. ст. соответствует полету на высоте 3 000 м, а 760 мм рт. ст. — полету у земли. Расход топлива при этом составляет 220 л/ч, а километровый расход — от 0,92 до 1,04 л/км.

Наибольшую крейсерскую мощность разрешается применять в тех случаях, когда необходимо получить возможно большую скорость в течение длительного времени полета.

В рейсовых полетах по расписанию можно использовать любой режим — от режима наибольшей дальности до режима наибольшей крейсерской мощности.

Все допустимые крейсерские режимы указаны в табл. 3 «Крейсерские режимы горизонтального полета на самолете Ан-2». В этой таблице для каждого значения скорости даются наивыгоднейшие числа оборотов двигателя и величины давления наддува в зависимости от полетной массы и высоты. Выбор того или иного режима зависит от времени, заданного расписанием.

Например, если заданное расписанием время предусматривает путевую скорость 180 км/ч, а полет происходит со встречным ветром 20 км/ч, то в таблице нужно найти режим, соответствующий истинной воздушной скорости 200 км/ч.

Если при этом полетная масса 4 500 кг, а высота 1 000 м, то наивыгоднейший режим работы двигателя, обеспечивающий истинную

воздушную скорость 200 км/ч, будет: n = 1540 об/мин, P к = 680 мм рт. ст. Скорость по прибору получается 192 км/ч, а расход топлива 167 л/ч.

Всего в табл. 3 указано 86 режимов горизонтального полета для четырех полетных масс и пяти высот. Высоты в таблице указаны при стандартной температуре (т. е. при условии, что температура воздуха у земли +15°С и с увеличением высоты на каждую тысячу метров она уменьшается на 6,5°). Если фактическая температура отличается от стандартной более чем на 10°С, то в случае определения режима работы двигателя по данной таблице скорость полета не будет соответствовать заданному режиму работы двигателя.

Крейсерские режимы горизонтального полета на самолете Ан-2

Руководство по ахр самолета ан-2

Примечание: решение о недопуске самолета Ан-2 к выполнению АХР принимается после того, как на нем выполнены работы рекомендованные.

Дата, Бортовой номер, Место катастрофы, Жертвы, Краткое описание. Ан- 2 столкнулся со склоном оврага, разрушился и сгорел. Полтавская область, 2/2, Находившийся на АХР командир самолета Ан-2 Полтавского ОАО.

МАК: Причиной катастрофы Ан-2 в Киргизии 24 мая 2013 года стало. Руководством по АХР на самолете Ан-2 методики по порядку.

Наиболее массовое применение Ан-2 нашел при выполнении АХР в. выполнили на ней 812 учебных полетов под руководством прибывших из НИИ ГВФ. эпопеи Ан-2 превратился в полноценный административный самолет.

невыполнением экипажем установленной Руководством по АХР на самолете Ан-2 методики по порядку осуществления доворотов.

Катастрофа Ан-2 Армянского УГА в Талинском районе Армянской ССР. Во время 4-го полета, в нарушение Руководства по АХР, на борт был взят. ветра на высоте более 5 м/с, самолет снесло по ветру в сторону ЛЭП, что КВС.

Запрос Руководство по ахр самолета ан 2 успешно обработан. Перейдите по сгенерированной ссылке для получения

Примечание: решение о недопуске самолета Ан-2 к выполнению АХР принимается после того, как на нем выполнены работы рекомендованные.

Ан-2 в Киргизии рухнул из-за неправильных действий экипажа

Главная Новости авиации Ан-2 в Киргизии рухнул из-за неправильных действий экипажа

Как стало известно недавно из официального сообщения комиссии Межгосударственного авиационного комитета (МАК), комиссия завершила расследование аварии самолета Ан-2 «Valor Ai» в Жалал-Абадской области Киргизии. Авария произошла 24 июня 2013 года, когда упавший самолет проводил обработку полей от саранчи. В результате падения воздушного судна тогда погибли три человека.

МАК, проведя расследование, сделал выводы, что причиной этого происшествия стало столкновение самолета с проводами высоковольтной ЛЭП, причем авария была обусловлена сочетанием нескольких факторов. Во-первых, экипаж нарушил «Инструкцию по взаимодействию и технологии работы при выполнении авиационно-химических работ (АХР) на самолете Ан-2», причем среди нарушений были отмечены «отвлечение внимания и отсутствие взаимодействия в экипаже». Во-вторых, «доворот выполнялся с большим, чем установлено руководством по АХР, креном и на меньшей высоте». А в-третьих, как полагают в МАК, столкновению самолета с высоковольтной ЛЭП могло способствовать «расположение солнца с курсовым углом около нуля градусов относительно направления полета», которое затрудняло экипажу видимость малоконтрастных проводов, «а также отсутствие на воздушных линиях электропередачи дневной маркировки». Также одним из выводов анализа этой катастрофы стала разработка рекомендаций по повышению безопасности полетов, проведенная по результатам расследования.

06 декабря 2013 г.

вам всегда мертвые виноваты они же не могут говорить

Avia-Talk.ru - новости авиации

Новости российской и зарубежной гражданской авиации.

Лучшая авиакомпания России 2016 года

иван » найте что эта авиакомпашка со своими хламьем самолетами да и о каких реззервных самолетах вы.

Оксана » Возвращалась из командировки 23 сентября рейсом 106. Только в аэропорту узнала, что рейс задерживается.

Настя » Не рекомендую. Ужас ужас. Налеюсь этой авиакомпании скоро не будет !

Арнольд » Самая дерьмовая авиокомпания вылет с краснодара ждем уже более 16 часов. Ужас.

Оксана » Отвратительно. Пересадили из самолёта возрастом 3 года в самолёт возрастом 20! Лет. Никогда больше не полечу этой авиакомпанией.

Оксана » Летим из Мск рейсом 6553 из Внуково авиакомпания Россия, изначально бронировали аэрофлот и.

Руководство по эксплуатации Ан-2

Для просмотра файлов в формате PDF используйте программу Adobe Reader.
Получить программу можно бесплатно на сайте производителя.
Для просмотра файлов в формате DjVu используйте программу WinDjView сохранить.

ВНИМАНИЕ!
Категорически запрещается использовать данные версии документов для осуществления реальных полетов и ремонтных работ на самолете Ан-2, так как в представленных руководствах отсутствуют последние бюллетени, исправления.

Авиационный мотор АШ-62ИР.
Описание конструкции и эксплуатация. 1951

Главное Управление Гражданского Воздушного Флота СССР.
В. Е. Бочаров, Л. Д. Гутман
Редакционно-издательский отдел Аэрофлота. Москва 1951

Формат файла — DjVu. размер архива — 9,07 Мб сохранить .

Авиационный двигатель АШ-62ИР. 1956

Главное Управление Гражданского Воздушного Флота при Совете Министров СССР
П. С. Лабазин
Редакционно-издательский отдел Аэрофлота. Москва 1956

Формат файла — DjVu. размер архива — 8,49 Мб сохранить.

Книга «Авиационный двигатель АШ-62ИР» предназначается в качестве учебного пособия для инженерного и летного состава эксплуатационных подразделений, а также для слушателей и курсантов учебных заведений Гражданского воздушного флота. Она содержит сведения по конструкции и эксплуатации двигателя АШ-62ИР на земле и в воздухе. Значительное место отведено рассмотрению эксплуатационных неисправностей двигателя, их причин, способов определения и методов устранения. В книге даны некоторые общие сведения из теории и конструкции авиационных поршневых двигателей, знание которых поможет более глубоко понять работу отдельных устройств и агрегатов двигателя АШ-62ИР и раскрыть физический смысл явлений, происходящих в нем в процессе работы.

Самолёт Ан-2. 1969

И. В. Радченко, В. П. Крамчанинов. В. П. Дубринский.
Изд-во «Транспорт», 1969 г. стр. 1–440.

Формат файла — DjVu. размер архива — 18,2 Мб сохранить.

В книге приведены основные летные и технические характеристики самолета Ан-2 и его модификаций: Ан-2В, Ан-2П и Ан-2М. Значительное место уделено вопросам летной эксплуатации самолета и его оборудования, рассмотрены причины возможных неисправностей, методы их определения, способы устранения и предупреждения. Описание конструкции агрегатов самолета, его систем и специального оборудования дано применительно к самолетам последних выпусков.
При подготовке третьего издания книги авторы руководствовались соответствующими документами и материалами завода-изготовителя, а также учли опыт эксплуатации самолета Ан-2 и его модификаций ни местных воздушных линиях гражданской авиации, в сельском и лесном хозяйстве.
Книга предназначена для пилотов и инженерно-технических работников эксплуатационных предприятий гражданской авиации и других ведомств. Она также может быть использована в качестве учебного пособия для школ и училищ гражданской авиации и ДОСААФ.

Самолет Ан-2. Инструкция по эксплуатации
авиационного, электро- и радиооборудования

Министерство Обороны СССР 1973

Формат файла — DjVu. размер архива — 2,07 Мб сохранить.

Настоящая Инструкция является переизданием книги «Самолет Ан-2». Инструкция по эксплуатации авиационного электро- и радиооборудования" (М. Оборонгиз, 1959) без внесения в текст каких-либо дополнений, связанных с изменением конструкции и оборудования самолета, а также выпуском бюллетеней и указаний. С выходом в свет данной книги издание 1959 г. не утрачивает силу.

МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР

САМОЛЕТ АН-2 ИНСТРУКЦИЯ ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ

Ордена Трудового Красного Знамени

ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР

Настоящее издание Инструкции по эксплуатации самолета Ан-2 составлено применительно к самолетам Ан-2 по 80-ю серию. В Инструкцию включены все основные влияющие на эксплуатацию самолета конструктивные изменения, проведенные в процессе серийного производства. При составлении Инструкции использован большой опыт эксплуатации самолетов Ан-2 различными организациями. В настоящее издание включены главы по эксплуатации разных вариантов самолета Ан-2, применяемых в различных отраслях народного хозяйства.
В связи с большим объемом материала главы, посвященные эксплуатации электрооборудования, радиооборудования, приборного и кислородного оборудования, изданы отдельной книгой.
Данная книга является переизданием книги «Самолет Ан-2», Инструкция по эксплуатации» (М. Оборонгиз, 1959) без внесения в ее текст каких-либо дополнений, связанных с изменениями конструкции и оборудования самолетов, а также с изданием бюллетеней и указаний. С выходом в свет настоящей книги вышеуказанная книга издания 1959 г. не утрачивает силы.

Глава I.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

1. Краткое описание конструкции

Самолет Ан-2 - нормальный биплан с двигателем АШ-62ИР и винтом В-509А-Д7 — предназначен для перевозки грузов и пассажиров. При незначительном переоборудовании он может быть применен также для следующих целей:
1) для борьбы с вредителями сельского хозяйства, для аэросева и подкормки посевов;
2) для геологической разведки;
3) для тушения лесных пожаров;
4) для эксплуатации на речных трассах и в Заполярье;
5) для санитарной службы.

Самолет может перевозить различные грузы или десять пассажиров.
Мощная механизация крыльев позволяет эксплуатировать самолет на необорудованных аэродромах и небольших площадках, в горах и обеспечивает устойчивое планирование на больших углах атаки.
Самолет снабжен радиоаппаратурой для ориентировки и связи с наземными станциями и оборудован приборами для слепого полета и слепой посадки.
Винт и фонарь кабины экипажа имеют противообледенительные устройства.
Фюзеляж — типа полумонок, цельнометаллической конструкции.
Кабина летчика с двумя сиденьями закрыта просторным остекленным фонарем с хорошим обзором во всех направлениях.
Позади кабины летчика расположена кабина для грузов и пассажиров, в которой размещено 10 откидывающихся сидений.
Обе кабины имеют приточную и вытяжную вентиляцию, а также отопление теплым воздухом.
Общий объем кабины для грузов 12 м 3.
Размеры ее (4,1х1,6х1,8 м) позволяют перевозить грузы больших габаритов.
На левом борту находится грузовая дверь кабины размерами 1,53х1,46 м, в которую вмонтирована дверь для пассажиров.
Пол кабины для грузов, собран из фанерных листов, вклеенных между двумя наружными листами дюралюминия, и покрыт пробковой крошкой.
Панели пола съемные и рассчитаны на сосредоточенную нагрузку 1000 кг/м 2.
Бипланная коробка крыльев и хвостовое оперение состоят из металлического каркаса, обтянутого полотняной обшивкой. Крылья самолета по размаху имеют постоянный профиль.
На верхнем крыле установлены щелевые элероны, имеющие осевую аэродинамическую и весовую компенсации.
На левом элероне установлен триммер.
Элероны отклоняются дифференциально. Управление элеронами связано с управлением закрылками механизмами зависания.
По всему размаху верхнего крыла установлены автоматические предкрылки.

Рисунок 1. Самолет Ан-2 (вид 3/4 спереди)

Рисунок 2. Самолет Ан-2 (вид сбоку)

Для уменьшения посадочной скорости и сокращения взлетной дистанции на верхнем и нижнем крыльях установлены щелевые закрылки, имеющие осевую аэродинамическую компенсацию. Управление закрылками электрическое. Хвостовое оперение имеет симметричный профиль у корня и у конца. Руль высоты и руль направления имеют осевую аэродинамическую и весовую компенсации и триммеры. Неубирающееся пирамидального типа шасси самолета состоит из амортизационной стойки, переднего и заднего подкосов и колес полу баллонного типа с двусторонним пневматическим тормозом.
Управление тормозами производится гашеткой, установленной на левом штурвале.
Ориентирующееся хвостовое колесо полубаллонного типа, не убирающееся в полете, установлено на качающейся сварной ферме, соединенной с амортизационной стойкой.
Управление самолетом сдвоенное.
Проводка управления смешанная: тросовая и жесткая.
Двигатель АШ-62ИР, установленный на самолете, заключен в капот. Охлаждение двигателя воздушное.
Масло охлаждается в масляном воздушном радиаторе, установленном в нижней части капота.
На самолете Ан-2 установлен четырехлопастный автоматический винт прямой схемы В-509А-Д7.
Масляная система двигателя состоит из одного бака емкостью 125 л, расположенного на шпангоуте №1 фюзеляжа, радиатора, трубопроводов и арматуры.
Система питания двигателя топливом состоит из шести баков, расположенных в верхнем крыле, трубопроводов, агрегатов и арматуры.
Общая емкость топливных баков 1200 л.
Управление двигателем и бензокранами механическое.
Электросеть самолета питается от генератора, имеющего привод от двигателя.
Система противообледенения на самолете состоит из бака емкостью 20 л, установленного в нижней части фюзеляжа на шпангоуте № 4, насоса СН-1, двух кранов и трубопроводов.
Начиная с самолета № 152-01, на передней левой стороне фонаря устанавливаются два стекла с электрообогревом; правое стекло имеет тепловой обогрев.
В конструкции самолета широко применяются стандартные прессованные профили, литье и штамповка.
Оснастка, применяемая в серийном производстве самолета, обеспечивает взаимозаменяемость отдельных узлов и целых агрегатов.
Основными материалами и полуфабрикатами, применяемыми для постройки самолета, являются: листовой дюралюминий, прессованные профили из дюралюминия, легированные стали, отливки и штамповки из алюминиевых сплавов, штамповки из легированных и углеродистых сталей, авиационное полотно, кожа, резина.

Глава I.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

2. Геометрические данные самолета

ОБЩИЕ ДАННЫЕ
Длина самолета в линии полета — 12,735 м
Длина самолета в стояночном положении — 12,40 м.
Высота самолета в стояночном положении — 4,13 м
Высота самолета в линии полета — 5,35 м
Стояночный угол — 11°50'

КРЫЛЬЯ
Размах верхнего крыла — 18,176 м
Размах нижнего крыла — 14,236 м.
Площадь верхнего крыла с фюзеляжной частью, элеронами,
закрылками и предкрылками — 43,546 м 2
Площадь нижнего крыла с центропланом и закрылками — 27,98 м 2
Хорда верхнего крыла. — 2,45 м
Хорда нижнего крыла — 2,0 м
Длина САХ — 2264±м
Удлинение верхнего крыла — 7,7
Удлинение нижнего крыла — 7,25
Профиль крыла — P11C 14%
Угол поперечного V верхнего крыла — 3°
Угол поперечного V нижнего крыла — 4°19'
Угол остановки верхнего крыла относительно оси фюзеляжа — 3°
Угол установки нижнего крыла относительно оси фюзеляжа — 1°

ЭЛЕРОНЫ
Площадь элеронов — 5,9 м 2
Осевая компенсация элеронов — 21,7%
Длина элерона (одного) — 4,692 м
Хорда элерона — 0,65 м
Площадь триммера — 0,141 м 2 ЗАКРЫЛКИ ВЕРХНЕГО КРЫЛА
Площадь закрылков — 4,09 м 2
Осевая компенсация закрылков — 23%
Размах закрылка (одного) — 3,415 м
Хорда закрылка — 0,6 м

ЗАКРЫЛКИ НИЖНЕГО КРЫЛА
Площадь закрылков — 5,498 м 2
Осевая компенсация закрылков — 28,%
Размах корневого закрылка — 3,160 м
Размах концевого закрылка — 2,452 м
Хорда закрылков — 0,5 м

ПРЕДКРЫЛКИ
Площадь предкрылков — 4,39 м 2
Хорда предкрылков — 0,36 м
Размах предкрылка — 3,85 м

ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Площадь горизонтального оперения на самолетах по № 159-й включительно — 11,38 м 2
Площадь горизонтального оперения на самолетах с № 1160-0.1 — 18,28 м 2
Площадь руля высоты с триммером на самолетах по № 159-20 включительно — 4,392 м 2
Площадь руля высоты с триммером на самолетах с № 100-01 — 4,72 м 2
Площадь триммера руля высоты — 0,268 м 2
Площадь стабилизатора на самолетах по № 159-20 включительно — 6,99 м 2
Площадь стабилизатора на самолетах с № 160-01 — 7,56 м 2
Размах горизонтального оперения на самолетах по № 159-20 включительно — 6,6 м
Размах горизонтального оперения на самолетах с № 160-01 — 7,2 м
Средняя хорда горизонтального оперения — 1,8 м
Угол установки стабилизатора на самолетах по № 159-20 включительно — Минус 1°54'
Угол установки стабилизатора на самолетах с № 160-01 — Минус 1°

ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ
Площадь вертикального оперения — 5,85 м 2
Площадь руля направления — 2,65 м 2
Площадь осевой компенсации руля направления — 0,50 м 2
Площадь триммера руля направления — 0,116 м 2
Площадь киля — 3,20 м 2
Высота вертикального оперения — 3,85 м

ФЮЗЕЛЯЖ
Длина фюзеляжа — 10,12 м
Размах центроплана — 2,68 м
Удлинение фюзеляжа — 5,04
Длина грузовой кабины — 4,1 л
Ширина грузовой кабины — 1,6 м
Высота грузовой кабины — 1,8 м

ШАССИ И УСТАНОВКА ХВОСТОВОГО КОЛЕСА
Колея шасси при свободных амортизаторах — 3,36 м
Размер колеса шасси — 800х860 мм
Размер хвостового колеса — 470х310 мм

Глава I.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

3. Летные данные самолета

Самолет обладает большим запасом путевой и продольной устойчивости на всем диапазоне центровок от 17,2 до 33% средней аэродинамической хорды (на самолетах по № 159-20 включительно диапазон центровок лежал в пределах 19,2–33%).
Самолет допускает виражи с креном до 45°. На вираже самолет устойчив.
Наличие автоматических предкрылков обеспечивает возможность полетов на больших углах атаки. При потере скорости и переходе на большие углы атаки открываются предкрылки, и самолет переходит на режим парашютирования.
Основные летно-технические данные самолета приведены в таблице 1,
В таблице приведены данные для самолетов с полетным весом G=4740 кг и G=5250 кг. Эксплуатация самолетов Ан-2 с максимальным взлетным весом 5500 кг разрешена для самолетов начиная с № 164-01, а также для ранее выпущенных самолетов, у которых установлено усиленное шасси и произведено усиление зоны установки башмака Ш0108-4 крепления задних подкосов шасси (бюллетень № 67-Э). На самолетах с установленным усиленным шасси, но не имеющих усиления зоны крепления задних подкосов шасси, эксплуатация разрешается с полетным весом до 5000 кг.
Самолеты по № 136-20 (на которых установлено не усиленное шасси) разрешается эксплуатировать с полетным весом до 4740 кг.

ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ САМОЛЕТА

* Самолеты Ан-2 по № 135-07 имеют несколько отличные от указанных данные,
а именно: максимальную горизонтальную скорость у земли 250 км/час; максимальную
горизонтальную скорость на расчетной высоте Н=1750 м — 268 км/час.

Глава I.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

4. Регулировочные данные самолета и его нивелировка

Отклонения закрылков, элеронов, рулей и триммеров, которые определяются по задней кромке, должны соответствовать данным, приведенным на рисунке 3 и в таблице 2.

Рисунок 3. Углы отклонения органов управления

Нивелировка самолета производится при стыковке агрегатов.
Собранный самолет устанавливается в линию полета в следующем порядке.
Хвост самолета поднимается на высоту около 2 м. Под центроплан подводятся два винтовых подъемника и устанавливаются под опорами, расположенными в нижней части шпангоута № 6.
Примечание. Перед подъемом хвоста на хвостовую часть самолета в зоне шпангоута № 30 на поясе шириной не менее 120 мм подвешивается груз не менее 50 кг для обеспечения безопасности подъема.
Винтовой подъемник устанавливается под опорой на шпангоуте № 26 фюзеляжа.
Установка самолета в линию полета проверяется нивелиром и линейкой по реперным точкам, установленным на бортах фюзеляжа.
Реперные точки, окрашенные в красный цвет, располагаются на шпангоутах № 4 и 22 фюзеляжа на расстоянии 900 мм от оси стыковых узлов (на 20,5 мм выше строительной горизонтали самолета).
С помощью подъемников добиваются расположения трех реперных точек самолета в одной плоскости, что свидетельствует о том, что самолет установлен в линию полета.
Установить самолет в линию полета можно и по болтам стыковки нижнего крыла с центропланом, для чего необходимо снять зализы. На самолете, установленном в линию полета, оба стыковых болта (их оси), передний и задний, лежат в одной плоскости, что проверяется нивелиром и линейкой.
После установки самолета в линию полета производится нивелировка и регулирование бипланной коробки.
Установка крыльев производится по реперным точкам на переднем и заднем лонжеронах по нервюрам № 2 и 17 верхнего крыла (по нижней поверхности) и по нервюрам № 2 и 14 нижнего крыла (по верхней поверхности).
Установка углов поперечного V крыльев производится в процессе натяжения лент-расчалок бипланной коробки,

ОТКЛОНЕНИЯ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ

На самолетах с № 170-01 замер давления масла производится с задней крышки картера двигателя, в связи с чем показание давления масла должно быть 4–5 кг/см 2 вместо давления кг/см 2 при замере давления с нагнетающей ступени маслонасоса МШ-8 перед масляным фильтром МФМ-25.
На самолетах с № 134-12 по № 135-02 и далее с самолета № 136-3 устанавливаются двигатели 12-й серии с повышенным ресурсом до 600 час и более экономичной регулировкой расходов топлива.
Эксплуатация двигателя 12-й серии на самолетах требует обязательной установки самолетного воздухозаборного патрубка с камерой для обдува корпуса высотного автокорректора карбюратора АКМ-62ИР.

ДВИГАТЕЛЬ АШ-62ИР ИМЕЕТ СЛЕДУЮЩИЕ РАСХОДЫ ТОПЛИВА
НА КРЕЙСЕРСКИХ РЕЖИМАХ:

Число оборотов коленвала двигателя в минуту

На номинальном и взлетном режимах расходы топлива остались прежние.
Для обеспечения расходов топлива в пределах, заданных техническими условиями, высотный корректор карбюратора должен обдуваться воздухом, входящим в карбюратор.
При низких температурах окружающей среды для обеспечения расходов топлива в пределах, заданных техническими условиями, температуру смеси в переходнике карбюратора выдерживать от 0 до +3°С.
В процессе эксплуатации для обеспечения нормальной работы двигателя разрешается устанавливать главные топливные жиклеры левой стороны карбюратора диаметром от 2,9 до 3,3 мм.
Без особой необходимости (особенно на карбюраторах, регулировка которых проверена на работающем двигателе на заводе) не следует прибегать к замене главных топливных жиклеров, так как вследствие этого возможно чрезмерное обогащение или обеднение смеси.
Рекомендованный крейсерский режим двигателя АШ-62ИР 12-й серии для самолета Ан-2 — 0,5 Ne.
Двигатели 11-й и 12-й серий не взаимозаменяемы.
На самолетах начиная с № 167-68 устанавливается двигатель 13-й серии.
Ресурс двигателя увеличен до 700 час. Основные технические данные двигателя
АШ-62ИР 13-й серии и условия его эксплуатации такие же, как у двигателей 12-й серии. Двигатели 13-й и 12-й серий полностью взаимозаменяемы.

Глава I.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

5. Основные данные винта

На самолетах Ан-2 установлен тянущий автоматический винт изменяемого в полете шага В-509А-Д7.

Основные данные этого винта следующие

Направление вращения винта

Относительная толщина лопасти на r = 0,9R

Максимальная ширина лопасти

Профиль дужки лопасти

Расчетный момент инерции

Минимальный угол установки на r = 1000 мм

Максимальный угол установки на r = 1000 мм

Диапазон поворота лопастей

Принцип действия винта

Прямая при двухканальной подводке масла

Регулятор постоянных оборотов

Угол установки противовеса

Вес винта с деталями, не входящими в собранный винт

Не более 165 кг +2%

1. Предполетный осмотр

Назначение предполетного осмотра - окончательная проверка готовности самолета к полету и выявление неисправностей, которые могли появиться при стоянке самолета.

Осмотр самолета производить в такой последовательности: винтомоторная установка, шасси, левая половина коробки крыльев, левая сторона фюзеляжа, хвостовое оперение, установка хвостового колеса, правая сторона фюзеляжа, правая половина коробки крыльев, кабина для грузов и кабина для экипажа.

Рис. 6. Штормовой стопор рулей высоты и направления на самолетах с № 136-0,1

1-штырь; 2-тандер; 3 - трос; 4 - нижняя струбцина; 5-верхняя струбцина

Рис. 7. Стопор предкрылка с самолета № 177-01 и стопор элерона и закрылка

1 - стопор предкрылков; 2 - струбцина элеронов и закрылков

Рис. 8. Кабинный стопор управления самолетом.

1 - рабочее положение; 2 - походное положение

1. Проверить, установлены ли колодки под колеса шасси и заземлен ли самолет.

2. Убедиться, что на стоянке самолета имеются противопожарные средства.

3. Убедиться в том, что рукоятка переключателя магнето установлена в положение «Выключено» (против нуля); рукоятки выключателей аккумулятора и всех потребителей электроэнергии находятся в положении «Выключено» (на себя).

4. Снять чехлы с винта, двигателя, фонаря кабины летчика, приемника воздушного давления и колес.

Примечание. В зимний период теплые чехлы снимать после подогрева винтомоторной установки, непосредственно перед запуском двигателя.

5. Отвязать самолет, снять штормовые струбцины с руля высоты и руля направления (рис. 5 и 6). Расконтрить элероны и предкрылки. Снять штормовой стопор предкрылков (рис. 7) на самолетах с 77-й серии. На самолетах с 36-й серии снять кабинный стопор штурвала и педалей и установить его на шпангоуте № 5 (рис. 8).

Примечание. При сильном ветре (более 8 м/сек) работы по п. 6 следует выполнять непосредственно перед запуском двигателя.

6. При температуре наружного воздуха -5° С и ниже подогреть двигатель, маслобак и маслорадиатор (если масло не сливалось) аэродромным подогревателем. На самолетах начиная с № 12 34-й серии маслобак подогревается при прогреве двигателя. Температура воздуха на выходе из рукава подогревателя должна быть не выше 160° С при подогреве двигателя и не выше 75° С при подогреве масляного радиатора. Двигатель считается подогретым, когда температура головки цилиндра № 1 достигает 20-30° С (определяют по термопаре).

7. Зимой удалить снег, лед, иней с крыльев, фюзеляжа, хвостового оперения, лопастей винта, фонаря, окон кабины и антенн. Очистить от льда шарнирные соединения элеронов, закрылков, предкрылков, рулей и шасси, шомпольные крепления триммеров и соединения тяг механизмов УТ-6Д с кронштейнами триммеров.

8. Проверить исправность обшивки капота, плотно ли прилегают боковые крышки капота, зазоры по стыкам и правильность закрытия всех замков капота. Зимой капоты осматриваются перед запуском двигателя, после того как снят теплый чехол.

9. Проверить мерной линейкой количество масла в баке. Проверить, надежно ли закрыта пробка заливной горловины маслобака и лючок, нет ли повреждений и загрязнения; зимой проверить, нет ли льда или снега.

10. Осмотреть нижнюю крышку капота и туннель маслорадиатора, проверить надежно ли их крепление, прилегание и зазоры по стыкам, закрыты ли полностью створки маслорадиатора. Через лючок проверить контровку пробки маслорадиатора.

11. Осмотреть дренажные и сливные трубки бензиновой и масляной систем, проверить, нет ли вмятин, не засорены ли входные отверстия. Зимой проверить, не забита ли льдом дренажная труба маслобака.

12. Слить отстой из бензофильтра. Проверить, нет ли воды и механических примесей в отстое, положение рукоятки трехходового бензокрана. Рукоятка должна быть законтрена в положении «Питание». Законтрить сливной кран и закрыть крышку люка. При дозаправке топливом слить отстой через 15 мин после дозаправки.

1. Осмотреть шасси, убедиться в том, что нет течи гидросмеси из амортизационных стоек. Проверить зарядку амортизационных стоек по их осадке. Осмотреть узлы крепления передних и задних подкосов и проверить, нет ли нарушения контровки гаек болтов.

2. Осмотреть покрышки и реборды колес и проверить, нет ли на них наружных повреждений. Проверить по обжатию зарядку пневматикой. Убедиться в том, что на зарядных клапанах имеются колпачки.

3. Осмотреть тормозные бронированные шланги воздушной системы и их крепление.

4. Через смотровой люк в фюзеляже осмотреть установку хвостового колеса, убедиться в том, что нет течи смеси из амортизационной стойки. Проверить зарядку амортизационной стойки по ее осадке. Осмотреть узлы крепления фермы и амортизационной стойки и проверить, нет ли нарушения контровки гаек и болтов.

5. Осмотреть покрышку, реборды хвостового колеса и вилку и проверить, нет ли на них наружных повреждений. Проверить по обжатию зарядку шины. Убедиться в том, что есть колпачок на зарядном клапане.

1. Осмотреть крылья, закрылки, элерон и триммер элерона и проверить, нет ли повреждения обшивки. Осмотреть крепление виброгасителей на лентах-расчалках (на самолетах с № 165-01).

2. Проверить крепление и шарниры подвески закрылков, предкрылков, элерона и триммера; нет ли трещин и поломок; легкость открывания и закрывания предкрылков.

3. Осмотреть зализы, щелевую ленту и панели бензобаков и проверить, нет ли повреждений и выпавших винтов.

4. Через смотровые лючки нижнего и верхнего крыльев осмотреть тяги и качалки управления закрылками и элероном и проверить, нет ли механических повреждений. Надежно закрыть смотровые лючки.

5. Проверить вывод дренажной трубки бензобаков - нет ли закупорки (на самолетах до № 152-20).

6. Осмотреть приемник воздушного давления, проверить его крепление. Проверить через динамический штуцер с помощью резиновой груши работу указателей скорости. Осенью и зимой проверить работу обогревательного элемента приемника.

1. Осмотреть обшивку фюзеляжа и зализы и проверить, нет ли повреждений.

2. Проверить крепление аккумуляторной батареи и убедиться в том, что нет подтеков электролита.

3. Внешним осмотром проверить подфюзеляжные, а затем надфюзеляжные антенные устройства. Убедиться в их исправности, надежности крепления, чистоте.

Убедиться в целости узлов крепления антенн, проходных изоляторов, проводов, подвесных изоляторов, противообледенительных колпачков и амортизаторов антенны, стекол внутрифюзеляжной рамки, диполей радиовысотомера.

Убедиться в отсутствии закупорки отверстия дренажа бензобаков в мачте (с самолета № 153-01) и дренажных отверстий под фюзеляжем. Зимой при предполетном осмотре удалить со всех антенных устройств снег и лед.

4. Проверить, закрыты ли смотровые люки, входят ли створки подножек в контур фюзеляжа.

5. Осмотреть грузовую и пассажирскую двери, проверить, нет ли зазоров между обшивкой и дверьми, легко ли закрывается пассажирская дверь.

1. Осмотреть обшивку хвостового оперения и проверить, нет ли на ней повреждений. Проверить узлы крепления подкосов стабилизатора.

2. Проверить крепление руля высоты, направления и триммеров, нет ли на них трещин и поломок.

3. Осмотреть крепления тросов к качалке руля направления и металлизацию на них.

4. Проверить состояние и контровку тяг управления триммерами.

5. Осмотреть зализы хвостового оперения и проверить, нет ли повреждения их и выпавших винтов.

Осмотреть обшивку фюзеляжа и проверить, нет ли на ней повреждений.

Осмотр производить в порядке и объеме, указанных для левой половины коробки крыльев.

1. Проверить правильность размещения грузов в соответствии с надписями на борту кабины для грузов и загрузочными графиками. Убедиться в надежности крепления грузов и ящика с инструментом в хвостовом отсеке и проверить, нет ли там посторонних предметов.

2. Проверить надежность закрытия дверей кабины для грузов и для пассажиров.

Проверить надежность закрытия замков (5 шт.) грузовой двери, наличие амортизатора с кольцом для ручки грузовой двери, работу концевого выключателя на пассажирской двери.

3. Осмотреть стекла в грузовой кабине, нет ли повреждений.

4. Осмотреть бензотрубопроводы в грузовой кабине, нет ли течи бензина; осмотреть дренажную трубку, открыть кран дренажной системы (на самолетах с № 153-01) для слива бензина, который мог попасть при чрезмерной заправке. Закрыть дренажный кран и законтрить шпилькой.

5. Осмотреть приемник радиокомпаса АРК-5, патрон осушителя, кабели, блоки передатчиков РСБ-5, нет ли повреждений, и их крепление.

6. Проверить наличие запасного комплекта ламп в ЦРЩ.

7. Осмотреть стекла фонаря и проверить, нет ли повреждений. Убедиться в легкости хода подвижных створок фонаря. Проверить плотность и надежность закрытия аварийного люка, опломбировку ручки.

8. Проверить ход колонок управления рулем высоты, ход штурвалов управления элеронами и ход педалей управления рулем направления, нет ли заеданий и тугого хода.

9. По показанию манометров проверить давление в общей воздушной системе и системе тормозов. Давление воздуха в общей системе должно быть не менее 30 кг/см 2. а в тормозной системе колес - не менее 6 кг/см 2 .

На самолетах до 15-й серии, где клапан ПУ-6 установлен подполом кабины летчиков, по показанию двухстрелочного манометра убедиться в отсутствии непроизвольного торможения колес шасси, для чего отклонить штурвальные колонки полностью на себя, не нажимая на гашетку управления тормозами.

По показанию двухстрелочного манометра проверить синхронность торможения правого и левого колес шасси.

10. Зимой обязательно проверить, есть ли в баке противообледенительной системы этиловый спирт.

11. Проверить действие управления силовой установкой, отклоняя в крайние положения рычаги на центральном пульте. Рычаги должны перемещаться плавно, без заеданий и люфтов и в крайних положениях должны слегка пружинить.

После проверки рычаги управления двигателем должны быть в следующих положениях:

1. рычаг управления нормальным газом - полностью на себя (малый газ);
2. рычаг управления высотным корректором - полностью на себя (полное обогащение); рычаг введен в паз ограничителя движения;
3. рычаг управления шагом винта - полностью от себя (малый шаг);
4. рычаг стоп-крана - полностью от себя (кран закрыт); рычаг введен в паз ограничителя движения;
5. рычаг управления подогревом воздуха, поступающего в карбюратор, - полностью на себя (подогрев выключен) на самолетах после 15-й серии;
6. на самолетах до 15-й серии подогрев выключен при положении рычага полностью от себя;
7. рычаг управления противопыльным фильтром - полностью от себя (фильтр выключен) на самолетах после 16-й серии или полностью на себя самолетах до 15-й серии; рычаг введен в паз ограничителя движения;
8. рычаг управления обогревом кабин полностью на себя (обогрев выключен); на самолетах с 37-й серии управление обогревом производится не рычагом, а с помощью грибка, установленного на полу кабины летчиков.

Перед запуском двигателя необходимо:

1. На пыльных и песчаных аэродромах место стоянки самолета полить водой.

2. Проверить, есть ли противопожарные средства, которые должны находиться у крыла со стороны выхлопной трубы.

3. Убрать стремянки и все предметы, находящиеся перед самолетом.

4. Если двигатель не работал свыше трех дней, залить специальным шприцем через свечные отверстия трех верхних цилиндров № 1, 2 и 9 по 30–40 г чистого авиамасла, при этом поршни должны находиться в нижней метровой точке. Зимой масло для заливки должно быть подогрето до 70–75° С.

Вывернуть сливные пробки из выпускных труб цилиндров № 4 и 5 (там, где они есть) для слива скопившегося в них масла и провернуть винт по ходу на 3–4 оборота, предварительно убедившись, что магнето выключены. После слива масла пробки поставить на место и законтрить.

5. Зимой залить подогретое до 70–65° С масло в бак, если оно было слито. Перед самым запуском двигателя слить отстой (0,8-1 л) масла через сливные краны из бака и трубопровода подвода масла к насосу МШ-8.

6. Слить масло из выхлопного коллектора через пробку снизу и законтрить пробку.

7. Проверить напряжение в электросети самолета при питании от аэродромного аккумулятора. Напряжение должно быть не ниже 24,5 в при нагрузке в 3 а.

8. Затормозить колеса стояночным тормозом, для чего нажать гашетку на левом штурвале, поднять защелку с передней стороны штурвала, отпустить гашетку.

9. На центральном пульте и щитке включить следующие автоматы защиты сети:

бензиномера;
указателя закрылков и указателя заслонок маслорадиатора;
термометра карбюратора, термометра наружного воздуха, ГСН;
сирены и сигнализации дверей, створок маслорадиатора;
створок капота;
противопожарного оборудования.

10. Проверить готовность к работе противопожарного оборудования, нажав на кнопку контрольного сигнала, при этом должна загореться красная лампа сигнализации пожара. Колпачок над кнопкой с надписью «Пожар» должен быть опломбирован.

11. Установить, рычаг управления шагом винта в положение «Малый шаг» (крайнее переднее положение), рычаг управления высотным корректором в положение «Богато», рычаг управления нормальным газом - в положение, соответствующее 700-800 об/мин, рычаг управления створками капотов в положение «Закрыто» (только в зимнее время), рычаг управления заслонками маслорадиатора в положение «Закрыто».

12. Открыть перекрывной четырех ходовой кран, установив его в положение «Баки открыты», что соответствует включению одновременно обеих групп баков.

13. Ручным насосом (рукоятка ручного насоса размещена в проходе между сиденьями летчиков слева) создать давление в топливной магистрали 0,2-0,3 кг/см 2 .

14. Проверить работу комбинированного клапана нагнетателя. Для этого 2-3 раза переместить рычаг сектора газа вперед до упора. Если нет течи из отводной трубки (справа под капотом), то это означает, что клапан неисправен. В этом случае обязательно выяснить причину дефекта и устранить его.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если при создании давления бензина перед карбюратором до 0,3 кг/см 2 наблюдается течь бензина из комбинированного клапана, то подготовку к запуску прекратить и устранить дефект (переливание бензина из поплавковых камер карбюратора), так как запуск двигателя при наличии этого дефекта может вызвать гидроудар или горение бензина в полости нагнетателя с последующим разрушением крыльчатки и диффузора нагнетателя.

15. Убедившись, что зажигание двигателя выключено (ручка переключателя установлена на 0), дать команду провернуть винт.

Провернуть винт от руки на 4–6 оборотов по ходу, чтобы засосать смесь в цилиндры и заполнить маслом магистраль двигателя.

16. При проворачивании винта после первых 2–3 оборотов произвести заливку бензина в цилиндры. Для заливки цилиндров заливной шприц, расположенный на левом пульте управления, необходимо установить в положение «На цилиндры» и в зависимости от температуры наружного воздуха сделать 3–8 подач плунжером шприца.

17. Если для проворачивания требуется большое усилие, необходимо вывернуть свечи из нижних цилиндров № 5, 6 и 4 и повернуть вручную винт не менее чем на 3–4 полных оборота. Это даст возможность удалить из цилиндров скопившиеся там масло и бензин.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Наличие в камере сгорания масла или бензина может привести к гидравлическому удару и поломке двигателя.

18. Не заливать бензин выше указанной нормы, так как он может смыть смазку со стенок цилиндров, что приведет к надирам поршня и цилиндра, а скопление бензина в нижних цилиндрах - к возможному гидравлическому удару.

19. Если двигатель был остановлен на непродолжительное время и температура головки цилиндра находится в пределах 40-80° С, то при запуске двигателя достаточно сделать 2-3 подачи плунжером заливного шприца, повернув коленчатый вал двигателя на 1-12 оборота.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. После заливки двигателя следует установить заливной шприц в положение «Выкл.» во избежание произвольного переполнения цилиндров бензином. 2. Проворачивать винт двигателя, когда температура головки цилиндра выше 80°С, категорически запрещается. При запуске двигателя с указанной температурой головок цилиндров производить заливку не следует.

20. Запуск двигателя, как правило, производить электроинерционным стартером от аэродромных аккумуляторов, а если их нет, от бортового аккумулятора ручным запуском.

Убедившись в готовности двигателя к запуску, подать команду «От винта», получив ответ «Есть от винта», приступить к запуску двигателя, для чего включить АЭС «Запуск» и для раскрутки стартера вытянуть на себя ручку пусковой кнопки КС-3, удерживая ее в этом положении летом в течение 8-12 сек, а зимой в течение 15-17 сек, до тех пор, пока звук раскручиваемого стартера не станет равномерным. Затем ручку пусковой кнопки отжать от себя. При этом включается механизм сцепления электростартера с валом двигателя, вал двигателя начинает вращаться и одновременно действует и пусковая катушка, обеспечивающая зажигание в двигателе. После того как винт начнет вращаться и сделает 1-2 полных оборота, включить магнето, для чего повернуть ручку на ПМ-1 вправо и поставить в положение «1+2».

После первых вспышек поддерживать ручным насосом РНА-1А давление бензина в карбюраторе 0,2-0,3 кг/см 2 до тех пор, пока двигатель не станет работать равномерно. Установить сектором газа 700-800 об/мин, при этом необходимо следить за показаниями манометра давления масла.

Если в течение 10 сек давление масла не достигнет 3 кг/см 2. остановить двигатель, найти причину недостаточности давления масла и устранить ее.

1. Если двигатель выработал заливку и не переходит на работу от карбюратора при первых вспышках, следует энергично, но плавно двигать сектором газа, подавая топливо помпой приемистости карбюратора (не более трех подач).

2. После трех-четырех неудачных попыток запуск двигателя прекратить, выяснить причину неисправности и устранить ее.

3. После устранения неисправности зашприцевать в цилиндры № 1, 2 и 9 по 30-40 г горячего масла, затем повторить запуск.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Перед каждым запуском с заливкой обязательно проворачивать винт от руки на 4-6 оборотов (при выключенных магнето и аккумуляторе) для удаления из цилиндров топлива от предыдущего запуска во избежание гидравлического удара. 4. Если двигатель дает обратные вспышки в карбюратор, следует плавно работать заливным шприцем, питая двигатель достаточно богатой смесью. Если при обратной вспышке воспламенились остатки топлива в карбюраторе, необходимо выключить зажигание и сектор газа полностью убрать на себя.

Во избежание повреждения сетки противопыльного фильтра всасывающего патрубка двигатель необходимо запускать с выключенным фильтром.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае пожара на двигателе сорвать пломбу с надписью «Пожар», поднять колпачок и нажать кнопку.

5. Включать электромотор стартера более четырех раз подряд без интервалов не разрешается во избежание перегрева электродвигателя и выхода его из строя. После четырех попыток нужно стартер охладить в течение 30 мин.

6. При перезаливке двигателя следует полностью открыть дроссель и провернуть вал двигателя от руки против хода на 3 оборота при выключенном зажигании..

7. Если при включении стартера лопасти винта качаются, то это значит, что храповик электростартера и вал двигателя не расцеплены. Для расцепления следует отжать ручку пусковой кнопки от себя и несколько раз нажать и отпустить ее. Расцепления можно также добиться, поворачивая винт по ходу при выключенном зажигании и электростартере.

Примечание. В случаях когда механизм сцепления стартера из-за слабой работы реле вызывает сомнение в надежности плотного включения муфты стартера с храповиком вала или в случае отказа в работе реле храповика стартера, необходимо во избежание срыва храповика двигателя пользоваться ручным включением стартера, для чего после раскрутки маховика, одновременно с нажимом пусковой кнопки от себя необходимо потянуть на себя рукоятку троса ручного, включения храповика двигателя, расположенную над кнопкой КС-3.

Ручной запуск двигателя является вспомогательным и применять его следует в тех случаях, когда необходимо сохранить энергию бортовой аккумуляторной батареи, например при посадке на площадке, не имеющей источника аэродромного питания, при недостаточной зарядке бортового аккумулятора, отказе в работе электродвигателя стартера или неисправности электрооборудования запуска. Для интенсивной раскрутки стартера вручную необходимо усилие двух человек.

Для удобства запуска храповик вала выведен внутрь кабины для грузов.

Порядок ручного запуска следующий: поставить рукоятку со штифтом в храповик ручного запуска и вращать рукоятку по часовой стрелке (если смотреть со стороны рукоятки), постепенно и плавно ускоряя вращение до 70-80 об/мин; после этого привести в действие механизм сцепления, для чего нажать на рукоятку пусковой кнопки от себя до отказа. Если реле сцепления не действует, то необходимо одновременно потянуть на себя рукоятку троса ручного включения храповика двигателя. Как только двигатель начнет работать, отпустить кнопку КС-3 и выключить предохранительный тумблер стартера или автомат защиты сети «Запуск».

1. Прогрев двигателя производить на малом шаге винта в течение 2-3 мин при 700-800 об/мин, пока не станет повышаться температура масла на входе.

2. Постепенно увеличить обороты двигателя летом до 1000-1200, а зимой-до 1400 об/мин и вести прогрев двигателя на этом режиме, пока температура головок цилиндров станет не ниже 100° С и температура масла на входе не ниже 30° С. Затем постепенно увеличить обороты до 1600 в минуту и продолжать прогрев. Во время прогрева проверить работу двигателя на левой и правой группах бензобаков, переключая поочередно четырехходовой бензокран.

Проверка питания двигателя топливом из каждой группы бензобаков должна продолжаться не менее 1 мин.

При прогреве двигателя температуру головок цилиндров регулировать величиной открытия створок капота.

Необходимо помнить, что температура головок цилиндров повышается быстрее, чем температура масла.

Створки маслорадиатора во время запуска и прогрева должны быть закрыты. Как только температура входящего масла достигнет +50° С, створки маслорадиатора приоткрыть. Величина открытия зависит от внешней температуры.

3. Двигатель считается прогретым, когда температура головок цилиндров достигнет 120° С, а температура масла на входе в двигатель будет не ниже 40° С. После этого можно приступить к проверке работы двигателя на режимах.

Примечание. Постепенное повышение температуры масла при прогреве двигателя является показателем нормальной работы маслосистемы.

4. Проверить работу двигателя на номинальном режиме (рис. 9). При этом показания приборов должны быть:

Не выше 205°С

Двигатель должен работать устойчиво и без тряски.

Во избежание перегрева двигателя из-за недостаточного обдува его на земле не рекомендуется опробовать двигатель более 15-20 сек на номинальном режиме (в зависимости от температуры наружного воздуха).

5. Для проверки работы магнето и свечей следует на 20-30 сек уменьшить число оборотов до 1600 об/мин, а затем установить дроссель в положение, обеспечивающее 2000 об/мин, и, поочередно выключая правое и левое магнето не более чем на 10 сек, убедиться в правильной работе зажигания.

Рис. 9. График пробы двигателя АШ-62ИР.

1 - раскрутка электростартера 8-12 сек (запуск); 2 - га = 700-800 об/мин, рм = 3 кг/см 2. ра = 0,2 кг/см 2 ; 3 - до начала повышения температуры масла (2-3 мин); 4 - до температуры масла не ниже 30° С и головки цилиндра не ниже 100° С при п= =1000-1200 об/мин (зимой 1400 об/мин); 5 - температура масла 60° С, головки цилиндра не ниже 120° С, п - 1400-1600 об/мин, работа АК-50; 6 - номинал 15-20 сек. рк = 900 ± 10 мм рт. ст. п = 2100 об/мин. рв=0.2-0,3 кг/см 2 ; 7 - проверка работы магнето и свечей; 8 - работа регулятора Р-7Е и винта, сектор винта на себя и от себя 2-3 раза; 9 - равновесные обороты, наддув уменьшить на 150 мм рт. ст. затем увеличить; 10 - проверка высотного корректора; 11 - проверка подогрева карбюратора падение оборотов на 150–200 об/мин; 12 - приемистость за 2-3 сек. от малого до номинального газа; 13 - взлетный режим (после 10 час работы двигателя), п = 2200 об/мин, рк = 1050 мм рт. ст.; 14 - малый газ; 15 - охлаждение двигателя до температуры головки цилиндра 120-140° С; 16 - прожиг свечей и откачка масла, п - 1500-1600 об/мин, 5-6 сек; 17 - выключение двигателя (сектор стопора на себя)

После проверки работы одного магнето на 15-20 сек. включить оба магнето для того, чтобы «прожечь» неработавшие свечи.

Падение оборотов при работе двигателя на одном магнето не должно превышать 60 в минуту по сравнению с оборотами при работе на двух магнето.

Тряска двигателя при работе на одном магнето свидетельствует о неисправности свечей, изоляции проводников или магнето.

6. Проверить работу механизма управления винтом и самого винта. Сектором газа установить 1900 об/мин, затем сектором управления регулятором перевести винт с малого шага на большой. При этом обороты снизятся до 1400-1500 в минуту, после чего винт перевести на малый шаг, при этом число оборотов двигателя должно восстановиться до первоначальных.

Для винта В-509А-Д7 время переключения с малого шага винта на большой составляет 1,5-2 сек.

ВНИМАНИЕ. В зимнее время перевод винта с малого шага на большой и обратно производить 3-4 раза для прогрева масла в цилиндре винта.

Если возникнет сомнение в работе регулятора оборотов, проверить работу винта на равновесных оборотах, для чего установить дроссель на 2100 об/мин. (на малом шаге винта) и затяжелить винт до 1800-1850 об/мин. Затем рычагом газа, уменьшая и увеличивая наддув на 100-150 мм рт. ст. убедиться в том, что обороты остаются постоянными.

При резком закрытии или открытии дросселя обороты могут соответственно уменьшиться или увеличиться на 50-100 об/мин, но через 1,5-2 сек, должны принять снова первоначальное число оборотов.

При проверке работы винта на равновесных оборотах одновременно проверить соответствие действия регулятора оборотов перемещением рычага управления регулятором. Для этого установить сектор нормального газа в положение номинала, а сектор управления винта полностью от себя. Плавно убирая сектор винта на себя, убедиться в том, что обороты винта уменьшаются в соответствии с ходом сектора. Свободный ход сектора винта (без реакции Р-7Е) определит возможную на взлете раскрутку. Раскрутка винта на взлете недопустима. После проверки винт перевести на малый шаг и рычаг газа установить на 700-800 об/мин.

7. Для проверки действия высотного корректора следует установить режим двигателя 1800- 1850 об/мин на малом шаге винта и перемещать рычаг высотного корректора от себя. Сразу после вывода рычага из паза обороты падают на 30-50 в минуту. При дальнейшем перемещении рычага вперед обороты двигателя практически не уменьшаются. Лишь когда рычаг не доходит до переднего упора на 20-25 мм, обороты начинают резко падать, что свидетельствует о нормальной регулировке высотного корректора. После начала падения оборотов двигателя необходимо установить рычаг в первоначальное положение полного обогащения, при этом обороты двигателя должны восстановиться до первоначальных.

8. Проверить работу подогревателя воздуха, поступающего в карбюратор. Установить 1850 об/мин и включить подогрев воздуха. При нормальной работе подогревателя наддув уменьшается, а температура смеси повышается.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если при включении подогрева воздуха наблюдаются вспышки в карбюратор или неравномерная работа двигателя, остановить двигатель и проверить состояние жаровой трубы. Вспышки в карбюратор обычно вызываются прогаром жаровой трубы.

Через 10-15 сек установить рычаг управления подогревом воздуха, поступающего в карбюратор, в первоначальное положение, при этом наддув восстанавливается до начального значения.

9. Проверить напряжение генератора:

1. выключить автомат защиты сети «Аккумулятор»;
2. проверить, чтобы при 900-1100 об/мин гасла лампа сигнализации работы генератора, что показывает начало работы генератора ГСН-3000;
3. нажать кнопку вольтамперметра и, изменяя обороты с 1000 до 2100 в минуту, проверить напряжение, которое должно быть не ниже 27,5 в; на самолетах до 52-й серии, где на двигателях установлены генераторы ГСП-1500 и нет лампы сигнализации включения в работу генератора, напряжение генератора проверять при 1400-2100 об/мин;
4. включить автомат защиты сети «Аккумулятор»;
5. проверить величину обратного тока; плавно снижая обороты двигателя, зафиксировать величину максимального отклонения стрелки вольтамперметра влево от нуля; обратный ток не должен превышать 15а.

10. Если взлет предполагается производить не на номинальном, а на взлетном режиме, то следует проверить работу двигателя на взлетном режиме в течение 10-15 сек при минимальном шаге винта. Для этого плавно перевести рычаг газа до отказа от себя за ограничитель хода рычага газа. При этом показания приборов должны быть:

• число оборотов-2150-2200 об/мин;
• наддув не больше 1050 мм рт. ст. Если двигатель имеет наддув больше 1050 мм рт. ст. то на взлете двигатель нужно задросселировать до величины взлетного наддува.

ПРИМЕЧАНИЕ. Для лучшей приработки детален рекомендуется пользоваться взлетным режимом только после 10 час работы двигателя.

1. Пробу двигателя на взлетном режиме разрешается производить только на бензине Б-92/120, Б-93/130 с октановым числом не ниже 92.

2. Пробовать двигатель и производить взлет на топливе Б-89 разрешается только на номинальном режиме (п = 2100 об/мин;pк = 900 мм рт. ст.).

11. Проверить работу двигателя на малом газе. На малом газе двигатель должен работать равномерно, без тряски, без пропусков зажигания и без признаков обогащения или обеднения смеси.

Показания приборов должны быть:

не ниже 0,15 кг/см 2

Примечание. Не следует допускать длительной работы двигателя на земле ниже 700-800 об/мин во избежание замасливания свечей и плохой откачки масла из двигателя.

12. Для проверки приемистости двигателя следует плавно за 1,5-2 сек перевести рычаг нормального газа в положение, соответствующее номинальному наддуву, при этом не должно быть перебоев в работе двигателя. На этом режиме двигатель должен проработать 3-4 сек, после чего следует плавно убрать газ.

Для обеспечения нормальной приемистости температура головок цилиндров должна быть не ниже +120° С, температура входящего масла +50° С.

Производить опробование приемистости двигателя более 2-3 раз подряд не рекомендуется.

13. При пробе двигателя температура входящего масла должна быть не выше 75° С, а температура головок цилиндров -не выше 205° С.

14. В условиях пыльных аэродромов при прогреве двигателя (кроме запуска) и опробовании его на земле необходимо пользоваться противопыльным фильтром. Пользование противопыльным фильтром снижает до 30 мм рт. ст. наддув взлетного режима. Время, необходимое для выполнения всех операций по опробованию двигателя, равно примерно 4 мин.

15. При проверке работы двигателя человек, сидящий в кабине, должен держать штурвал самолета на себя во избежание опускания самолета на нос.

16. Во время прогрева и пробы двигателя проверить работу спецоборудования самолета: командной и связной радиостанции, радиокомпаса, радиовысотомера и СПУ.

Остановка двигателя требует обязательного соблюдения условий, обеспечивающих равномерное охлаждение двигателя.

Порядок остановки двигателя следующий.

1. Открыть полностью створки капота и заслонки масляного радиатора, включить подогрев воздуха, поступающего в карбюратор.
2. Сбавить число оборотов до 800-900 в минуту и работать на этом режиме до тех пор, пока температура головки цилиндра снизится до 160° С.
3. Остановку двигателя производить на малом шаге винта.
4. После охлаждения двигателя увеличить обороты до 1700 в минуту на 5-7 сек, затем снизить обороты до 800-900 в минуту и остановить двигатель стоп-краном, переместив рычаг стоп-кран на пульте на себя.
5. При прекращении вспышек выключить зажигание и плавно полностью открыть дроссель. Открытие дросселя (при вращающемся по инерции винте) способствует засасыванию в цилиндры холодного воздуха, вследствие чего интенсивнее охлаждаются клапаны, свечи и стенки цилиндров, что уменьшает возможность обратной вспышки.
6. После остановки двигателя необходимо установить рычаг стоп-крана полностью от себя, выключить питание двигателя топливом (рукоятка четырехходового крана в положении «Бензин выключен»), убрать сектор газа на себя, закрыть створки маслорадиатора, а зимой закрыть подушкой туннель маслорадиатора.
7. Как только температура головки цилиндра снизится до 80° С, закрыть створки капота, после чего выключить все автоматы защиты сети.
8. После остановки двигателя в случае задержки вылета самолета, а также при наличии ветра более 6-8м/сек установить кабинный стопор и законтрить предкрылки. На самолетах до 36-й серии установить струбцины на рули и элероны, законтрить предкрылки.

Если предполагается длительная стоянка самолета, укрыть двигатель чехлом и установить стопор рулей, элеронов и предкрылков.

1. Запрещается останавливать двигатель выработкой топлива (т. е. перекрытием бензокрана) во избежание обратных вспышек и возникновения пожара.

2. Запрещается закрывать створки капота и накрывать двигатель теплым чехлом при температуре головок цилиндров выше 140° во избежание разрушения изоляции проводников высокого напряжения и стекания масла со стенок цилиндров.

3. Запрещается останавливать двигатель на больших оборотах выключением зажигания, так как при этом несгоревшая смесь воспламенится и может вызвать пожар.

9. Если двигатель не останавливается с помощью стоп-крана, можно остановить двигатель выключением зажигания. Для этого охладить двигатель, как указано выше, на 5-10 сек увеличить обороты до 1600 в минуту, затем снизить их до 1000 об/мин, выключить зажигание и плавно открыть полностью дроссель карбюратора.

Глава II.
ПОДГОТОВКА САМОЛЕТА К ПОЛЕТУ

2. Загрузка самолета

Положение центра тяжести самолета оказывает большое влияние на поведение самолета в воздухе и управление им.

Неправильная загрузка приводит к ухудшению устойчивости и управляемости самолета, усложняет взлет и посадку, ухудшает аэродинамические качества самолета. Поэтому перед полетом необходимо убедиться в правильном размещении пассажиров, багажа или грузов и определить положение центра тяжести груженого самолета.

Не менее важно следить за тем, чтобы полетный вес самолета не превышал установленных норм, так как перегрузка его вызывает повышенные напряжения в деталях и может привести к поломке.

В табл. 3 приведены весовые данные самолета.

На рис. 10 показаны положение центра тяжести пустого самолета с полным оборудованием, длина средней аэродинамической хорды бипланной коробки крыльев (САХ) и ее положение относительно осей координат.

За оси координат для подсчета центровки при различных вариантах загрузки взяты ось самолета и ось шпангоута № 5, отделяющего грузовую кабину от кабины летчиков.

В табл. 4 приведены центровочные данные самолета.

Всякое изменение места установки оборудования, производимое эксплуатирующими подразделениями, или изменение его комплектовки может значительно изменить центровку пустого самолета. В этих случаях центровка обязательно должна определяться пересчетом, как показано ниже в примерах расчета центровки.

Рис. 10. Средняя аэродинамическая хорда коробки крыльев самолета

Рис. 11. Разметка положения грузов на борту самолета

При загрузке самолета можно пользоваться отметками, нанесенными на правой стенке грузового отсека зеленой и красной краской (рис. 11). Против зеленой стрелки с надписью «До 1500 кг» можно располагать любой груз. При этом центровка в полете будет равна 24-25% САХ. Эта центровка соответствует наибольшему запасу продольной статической устойчивости самолета без применения триммера.

Красные стрелки с отметками 1500,1200, 1000,800, 600, 400 и 300кг показывают самое заднее положение ц.т. груза, при котором самолет имеет еще достаточный запас продольной статической устойчивости. При этом центровка получается около 33% САХ, т. е. самая задняя из допустимых.

Пример. Один груз весом 600 кг можно расположить в любом месте между зеленой стрелкой с отметкой ?До 1500 кг» и красной стрелкой с отметкой «600 кг».

Если грузов несколько, необходимо размещать их так, чтобы общий центр тяжести находился под красной отметкой, равной общему весу грузов, или впереди, вплоть до зеленой стрелки включительно.

Если величина груза не соответствует значениям цифр, нанесенных на борту фюзеляжа, например 650 кг, то нельзя его размещать против цифр 600, 400 и 300, так как такое размещение груза создает недопустимую заднюю центровку, превышающую 33% САХ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В хвостовом отсеке фюзеляжа за шпангоутом № 15 размещать груз запрещается.

При большом количестве грузов и наличии пассажиров положение центра тяжести загруженного самолета следует проверять по способу моментов или по приведенным ниже графикам индексов.

Пример применения способа моментов показан в табл. 5. В таблицу записываются веса грузов, включая вес самолета, расстояния центров тяжести каждого груза от шпангоута № 5, и моменты, вычисленные перемножением весов на расстояния до шпангоута № 5. Плечи считаются положительными для грузов, расположенных позади шпангоута № 5, и отрицательными для грузов, расположенных впереди шпангоута № 5.

Плечо центра тяжести пустого самолета берется из табл. 4.

После суммирования весов и моментов определяется расстояние центра тяжести самолета (it шпангоута № 5 по формуле

а центровка в процентах САХ по формуле

где L - расстояние от начала САХ до шпангоута № 5, равное 0,05 м;

bСАХ- длина САХ, равная 2,269 м. По формулам (1) и (2) получаем:

Примеры расчета по способу моментов

Рассмотренный случай соответствует передней центровке самолета, когда он без грузов возвращается на базу с минимальными запасами топлива и масла в баках, но с полным бачком противообледенительной жидкости. При этом взят случай, когда пустой самолет имеет центровку 20,4% САХ, т. е. наиболее переднюю из возможных для данной серии.

Производимое эксплуатирующими подразделениями изменение заводской компоновки или комплектовки оборудования может значительно изменить центровку. В табл. 6 произведен расчет центровки для того случая, когда с самолета снят борт инструмент (рис. 12). Вес ящика с борт инструментом 42 кг. Плечо относительно шпангоута № 5 равно 6,97 м. Получаем:

Центровка далеко вышла за пределы допустимой передней центровки 17,2% САХ.

В таблицах расчета центровок по графикам индексов (см. ниже) показан пример применения этого способа для такого случая, когда имеются нагрузки в грузовом отсеке.

где g - вес груза, кг;

х - расстояние центра тяжести груза от шпангоута № 5;

G = 5200 кг - условный вес самолета в полете. Индексы приняты положительными для грузов, расположенных позади шпангоута № 5, и отрицательными для грузов, расположенных впереди шпангоута № 5.

По формуле (3) вычислены индексы переменных нагрузок (топливо, масло, экипаж, пассажиры, грузы) в зависимости от их веса и положения и нанесены на графики (рис. 13-15) в виде прямых линий.

На графике, приведенном на рис. 16, даны индексы самолета с нагрузками в зависимости от полетного веса и показаны границы допустимых центровок.

По полетному весу 4987 кг и суммарному индексу 65,6 см из графика рис. 16, б определяется центровка - х сах= 28,1% САХ.

По полетному весу 5047 кг и суммарному индексу из графика рис. 16, б определяется центровка - х сах = 27,5% САХ.

Для получения рекомендуемых центровок самолет на поплавках следует эксплуатировать с реверсивным винтом В-514-Д8 и регулятором оборотов РВ-101.

Загрузку самолета необходимо вести в пределах установленного полетного веса, не выходя из диапазона предельных эксплуатационных центровок. В табл. 10 приведены весовые данные самолета на поплавках.

Центровочные данные самолета на поплавках приведены в табл. 11.

Проверка центровки груженого самолета и его веса должна производиться перед выпуском его в полет с учетом размещения всех нагрузок: пассажиров, багажа, грузов и т. д.

Положение центра тяжести самолета с нагрузками определяется по способу моментов или по графикам индексов так же, как для самолета на колесном шасси.

Отметками, нанесенными на правой стенке грузовой кабины зеленой и красной краской, пользоваться нельзя, так как они пригодны только для самолета на колесном шасси.

В табл. 12 приведен расчет центровки по графикам индексов.

Индекс веса пустого самолета на поплавковом шасси принят у == 34,5 см.

Графики индексов для горючего, масла, экипажа и грузов приведены на рис. 13-15.

По полетному весу 4828 кг и суммарному индексу 58,4 см из графика рис. 18, б определяется центровка Х САХ = 25,5% САХ.

Рис. 13. Графики для определения центровки самолета

Рис. 14. График для определения центровки самолета

Рис. 15. График для определения центровки самолета

Рис. 16. Графики для определения центровки самолета в транспортном и сельскохозяйственном вариантах:

а - на самолетах до № 160-01; б - на самолетах с № 160-01

Рис. 17. Расположение бортового инструмента и аккумулятора на самолетах водного варианта

Рис. 18. Графики для определения центровки самолета в водном варианте:

а - на самолетах до № 160-01; б - на самолетах с № 16(1-01)

Глава III.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ

3. Подготовка к взлету

1. Проверить положение триммеров они должны находиться в нейтральном положении.

2. Убедиться, что бензокран находится в положении «Баки открыты».

3. Проверить положение рычагов управления силовой установкой; они должны быть в следующих положениях:

• рычаг высотного корректора полностью на себя (полное обогащение);
• рычаг шага винта полностью от себя (малый шаг);
• рычаг стоп-крана полностью от себя (выключен);
• рычаг нормального газа в положении, соответствующем режиму 700-900 об/мин;
• рычаг подогрева воздуха, поступающего в карбюратор, полностью на себя (подогрев выключен);
• рычаг управления противопыльным фильтром - полностью от себя (фильтр выключен).

Примечание. На самолетах до 15-й серии противопыльный фильтр выключен при положении рычага полностью я а себя.

4. Убедиться, что створки капота двигателя и створки маслорадиатора открыты в соответствии с температурой наружного воздуха.

5. Проверить работу двигателя, увеличив на 4-5 сек число оборотов до номинальных, и при этом убедиться, что приемистость двигателя, давление бензина и масла и температура головок цилиндров соответствуют норме.

Показания приборов при опробовании двигателя должны быть следующими:

Число оборотов коленчатого вала двигателя

Примечание. Указанные данные приведены для ориентировки. При расчете дальности и продолжительности полета самолета Ан-2 необходимо пользоваться инструкцией, изданной ВВС в 1955 г.

Если полет в условиях обледенения будет длительным, необходимо, не выключая подогрева, обеднить смесь. Если обеднение смеси в карбюраторе произошло и наблюдается постепенное падение давления наддува при неизменном положении дроссельных заслонок, отрегулировать температуру в переходнике карбюратора в пределах +5-+10° С. Эту температуру поддерживать пока не восстановится первоначальный наддув. После этого температуру на входе в карбюратор можно снизить до +3-+5° С.

5. После набора высоты и перехода в горизонтальный полет питание двигателя топливом осуществлять из правой группы баков, для чего рукоятку управления бензокраном установить в положение «Правые открыты».

После израсходования 150-200 л топлива переключить питание на группу левых баков. В таком порядке производить дальнейшее расходование топлива в полете, производя поочередное переключение баков.

6. Когда в обеих группах бензобаков остаток топлива составляет 400 л, необходимо установить бензокран в положение «Баки открыты».

7. В горизонтальном полете при питании двигателя из обеих групп баков наблюдаются неравномерный расход топлива из каждой группы и перетекание топлива при крене самолета более 2° из группы баков поднятого крыла в группу баков опущенного крыла.

При разности в весе топлива между правой и левой группой баков 150 кг (из-за неравномерного расхода) появляется тенденция самолета к крену в сторону того крыла, в баках которого находится большее количество топлива.

При полностью заправленных баках перетекание топлива может привести через 20-30 мин полета к течи топлива через дренажную систему в атмосферу (на самолетах до 53-й серии).

На самолетах с 53-й серии течи топлива через дренажную систему не произойдет в том случае, если кран дренажной системы на шпангоуте № 6 будет закрыт.

Установленные с самолета № 53-07 топливомеры СБЭС-1447 имеют поправку на всем диапазоне работы по каждой группе баков, не превышающую 32л.

Топливомеры СБЭС-1187 имеют значительно большую неточность показаний, особенно когда в группе находится

400 л топлива, поэтому показания их следует контролировать по продолжительности полета при выбранном расходе топлива в таблице крейсерских режимов.

Загорание контрольных ламп сигнализации аварийного запаса топлива происходит при наличии 110 л (в каждой группе по 55 ± 10 л).