МИНИСТЕРСТВО
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ

УКАЗАНИЕ

28 февраля 1990 г. № 121/у

Москва
	Начальникам управлений
и производственных
объединений ГА,
ГосНИИ ГА

Директорам заводов ГА
	
О совершенствовании эксплуатации
силовой установки самолета Ан-2 	  	

В ноябре 1989г. на базе ГосНИИ ГА было проведено рабочее совещание по проблемам совершенствования эксплуатации силовой установки самолета Ан-2. В ходе совещания были проанализированы предложения инженера АТБ аэропорта Благовещенск т. Рыбальченко В.Т. и начальника АТБ аэропорта Караганда т. Костюкова И.Н., а также результаты исследований, проведенных ГосНИИ ГА в 1988-1989 годах.
На основе изученных материалов были разработаны предложения по изменению эксплуатационной документации и вторая редакция Рекомендаций по доводке ЛТХ самолетов Ан-2 до требований ТУ.

ПРЕДЛАГАЮ:

1. С 01.03.90 отменить действие первой редакции Рекомендаций по доводке ЛТХ самолетов Ан-2 до требований ТУ и ввести в действие вторую редакцию указанных Рекомендаций (приложение).
2. Начальникам управлений и производственных объединений ГА на осенне-зимний период (при tн.в. ниже +5°С) разрешить не производить замену главных топливных жиклеров левой стороны карбюратора по бюллетеню № 7578БД. На этот период разрешить устанавливать топливные жиклеры: передний левый - диаметром 3,1 мм, задний левый - диаметром 3,3 мм, или восстанавливать регулировку завода - изготовителя (АРЗ.).
3. Директорам ремонтных заводов ГА обеспечивать выполнение доработки самолетов Ан-2 по бюллетеню № Д-1059/75 о замене маслорадиатора 1106/Сб на маслорадиатор 1106/Кр только при наличии специальной заявки Заказчика и при наличии деталей.

Заместитель Министра 	В.В. Горлов 	

     

ВВЕДЕНИЕ 

С 1965 года от эксплуатационных подразделений ГА поступают жалобы на ухудшение летно-технических характеристик (ЛТХ) самолетов Ан-2 с/х.
В специальных исследованиях, проведенных ГосНИИ ГА, установлено, что в настоящий момент около 60% эксплуатируемых самолетов Ан-2 не соответствуют техническим условиям (ТУ) на поставку по основным ЛТХ.
В результате комплекса научно-исследовательских и летно-испытательных работ, выполненных ГосНИИ ГА совместно с предприятиями ГА выявлено, что основными причинами ухудшения ЛТХ самолетов Ан-2 являются:
- падение мощности двигателей АШ-62ИР, связанное с регулировкой качества и подогрева смеси, а также с увеличением общей наработки и количества капитальных ремонтов двигателя;
- несоответствие установленного диапазона регулировки максимальных (взлетных) оборотов отдельных двигателей оптимальному значению кпд воздушного винта;
- нестабильность тяги силовой установки, связанная с работой системы регулирования воздушного винта, масляной системы, а также падением мощности двигателя вследствие подсоса горячего воздуха из подкапотного пространства;
- невыполнение ремонтными заводами ГА требования технологии нивелировки планера об установке левой полукоробки крыльев с превышением относительно правой полукоробки;
- нарушение целостности лакокрасочного покрытия самолетов производства ПНР при эксплуатации в районах Казахстана, Закавказья и Средней Азии.
В соответствии с установленными причинами снижения ЛТХ самолетов Ан-2 в 1988г. была разработана первая редакция "Рекомендаций по доводке ЛТХ самолетов Ан-2 до требований ТУ", внедренная указанием МГА № 624/у от 3.10.88г.
В 1989г. на рабочем совещании по проблемам совершенствования эксплуатации силовой установки самолетов Ан-2 было принято решение о дополнениях и изменениях первой редакции "Рекомендаций" на основании замечаний и предложений, высказанных начальником АТБ Карагандинского ОАО т. Костюковым И.Н. и инженером АТБ а/п Благовещенск т. Рыбальченко В.Т., а также результатов комплекса работ по силовой установке самолета Ан-2, выполненных в ГосНИИ ГА в 1989г.
Настоящий документ подставляет собой вторую редакцию указанных Рекомендаций, разработанную с учетом предложений, замечаний и уточненных данных летно-исследовательских работ.

1. Поиск причин несоответствия ЛТХ самолетов Ан-2 требованиям ТУ
и рекомендации по устранению дефектов для эксплуатационных
подразделений и ремонтных заводов. 

Работы по поиску причин несоответствия ЛТХ самолетов Ан-2 требованиям ТУ и устранения неисправностей проводятся в несколько этапов:
- облет самолета для определения ЛТХ и параметров работы силовой установки;
- наземные работы по нивелировке, определение мощности двигателя, регулировка работы силовой установки;
- повторный облет самолета для определения уровня ЛТХ после выполнения работ.
В процессе выполнения работ по регулировке силовой установки необходимо при опробовании двигателя до и после работ не менее 3-х раз определить мощность двигателя по косвенной методике, разработанной в Карагандинском ОАО (приложение 1).

1.1. Выполнение облета самолета Ан-2 по определению
его основных летных характеристик. 

Основные методические указания и рекомендации по выполнению облетов самолетов Ан-2 даны в "Программе облета самолета Ан-2, оборудованного с/х аппаратурой, по определению его основных летных характеристик в эксплуатационных предприятиях ГА" утв. заместителем Министра ГА 29.11.80г. и в "Программе испытаний самолета Ан-2 после капитального ремонта", утвержденной заместителем Министра ГА 16.01.1985г.
Вместе с тем, для выявления причин ухудшения ЛТХ самолетов необходимо внести в эти программы ряд изменений и дополнений.     
1.1.1. Изменения "Программы облета самолета Ан-2, оборудованного с/x аппаратурой..."
п. 1.1. записать:
"Облет самолёта Ан-2 производится с целью проверки основных летных характеристик самолета (вертикальной скорости набора, максимальной скорости горизонтального полета) ежегодно после установки с/х аппаратуры перед началом с/х работ и в случае жалоб экипажей на неудовлетворительные ЛТХ самолета. Облет после замены двигателя может выполняться без установки с/х аппаратуры, с с/х аппаратурой РТШ или опрыскивателем.
п. 1.4. записать:
"Облет выполняется только в дневное время при отсутствии болтанки на рабочих высотах, вне облачности, при отсутствии снегопада, дождя, измороси, в условиях видимости поверхности земли по ПВП".
в п.3.1. после слов "...производит запись высоты полета и, через каждую минуту, температуры наружного воздуха" записать:
"Продолжительность непрерывного набора высоты с регистрацией высоты и температуры наружного воздуха должна быть не менее двух минут".
Если облет выполняется вследствие жалоб экипажа на неудовлетворительные ЛТХ самолета, то дополнительно к перечисленным в утвержденной программе, выполняются следующие работы:
1. По п. 3.1. Программы в процессе выполнения взлета второй пилот фиксирует в протоколе диапазон изменения взлетных оборотов от момента установки взлетного режима до окончания взлета (набора высоты Н=20 м).
2. В п. 3.2. Программы при выполнении горизонтальной площадки по определению максимальной скорости горизонтального полета следить за изменением скорости горизонтального полета после достижения ее максимального значения. Если при отсутствии атмосферной турбулентности достигнутая величина максимальной скорости не постоянна, а меняется более, чем на 5 км/час при сохранении неизменным режима работы двигателя в протокол записывается среднее значение максимальной скорости и диапазон ее изменения. При выполнении режима второй пилот отмечает в протоколе диапазон изменения оборотов двигателя, температуры масла и температуры смеси, если наблюдается изменение указанных параметров при постоянном положении рычагов управления двигателем.
В случае, если обороты двигателя при постоянном положении РУВ меняются более чем на 30 об/мин (на ном. или взлетном режиме), либо значение максимальной скорости меняется более чем на 10 км/ч, выполняется снижение до Н=150-200м по давлению аэродрома и далее повторно выполняется набор высоты и разгон до максимальной скорости в соответствии с методикой, описанной в п.3.1. и 3.2.
Для определения регулировки максимальной частоты вращения вала двигателя, соответствующей оптимальному значению кпд воздушного винта для данного конкретного самолета в полёте при выполнении горизонтальной площадки по определению максимальной скорости следует выполнить площадки продолжительностью не менее 2 мин каждая на следующих режимах работы двигателя.

n = 2100 об/мин 	Рк = 900 мм рт. ст.	
n = 2000 об/мин 	Рк = 900 мм рт. ст.	
n = 1900 об/мин 	Рк = 900 мм рт. ст.	
n = 1800 об/мин 	Рк = 900 мм рт. ст.	

И записать значения Vmax г.п. соответствующее каждому из этих режимов. Оптимальной будет та регулировка частоты вращения n, при которой будет получено наибольшее значение Vmax г.п.
3. В горизонтальном полете на Vпp=160 км/час сбалансировать самолет и при освобожденном управлении проверить отсутствие стремления самолета к кренению, развороту, подъему или опусканию носа, отсутствие значительных отклонений педалей и штурвала от нейтрального положения.
4. В случае если в процессе облета было выполнено 2 набора высоты и две площадки для определения Vmax г.п., то обрабатываются обе пары режимов и сравниваются полученные значения Vy и Vmax г.п. Разница в значениях Vy должна быть не более 0,3 м/сек, а в значении Vmax г.п. не более 5 км/час. Большая разница в значениях Vy и Vmax г.п. на двух режимах, а также изменение Vmax г.п. при выполнении установившейся горизонтальной площадки в диапазоне 10 км/ч и более является следствием нестабильности тяговых характеристик, силовой установки.
Дополнить Программу приложениями 2, 3 (графиками зависимости максимальной скороподъемности для самолета без с/х аппаратура, с РТШ и с опрыскивателем). (Приложение к настоящим рекомендациям).
1.1.2. Если несоответствие ЛТХ самолета Ан-2 требованиям ТУ выявлено в контрольном облете самолета после капитального ремонта, то для установления причин этого явления в облетах, выполняющихся в процессе доводки самолета выполняются следующие работы:
1. В процессе выполнения взлета фиксируется диапазон изменения взлетных оборотов от момента установки взлетного режима до окончания взлета (набора высоты Н=20м) и записывается диапазон nвзл.min и nвзл.max.
2. При выполнении п. 3.2.4. Программы контролируется изменение величины максимальной скорости.
В случае, если при отсутствии атмосферной турбулентности достигнутая величина максимальной скорости не постоянна, а меняется более, чем на 5 км/час при сохранении неизменным режима работы двигателя время выполнения горизонтальной площадки увеличивается до 4-х минут, либо выполняется две площадки с прямым и обратным курсом продолжительностью по 2 мин. каждая.
Если максимальная скорость меняется более чем на 5 км/час в процессе выполнения установившейся горизонтальной площадки, записывается также диапазон изменения Vmax г.п., диапазон изменения оборотов двигателя при неизменном положении рычага управления винтом (РУВ), а также температура смеси, масла и головок цилиндров соответствующие максимальному и минимальному значению скорости в установившемся режиме.
Для определения регулировки максимальной частоты вращения вала двигателя, соответствующей оптимальному значению кпд воздушного винта для данного конкретного самолета в полете при выполнении горизонтальной площадки по определению максимальной скорости следует выполнить площадки продолжительностью не менее 2 мин. каждая на следующих режимах работы двигателя:

n = 2100 об/мин 	Рк = 900 мм рт. ст.	
n = 2000 об/мин 	Рк = 900 мм рт. ст.	
n = 1900 об/мин 	Рк = 900 мм рт. ст.	
n = 1800 об/мин 	Рк = 900 мм рт. ст.	

И записать значения Vmax г.п. соответствующее каждому из этих режимов. Оптимальной будет та регулировка частоты вращения n, при которой будет получено наибольшее значение Vmax г.п.
3. При обработке результатов облета сравниваются результаты расчета максимальной скороподъемности, полученной из двух наборов высоты и максимальной скорости - из двух площадок. Разница в значениях Vy должна быть не более 0,3 м/сек, а в значениях Vmax г.п. не более 5 км/ч. Большая разница в значениях Vу, и Vmax на двух режимах, или изменение Vmax г.п. при выполнении установившихся горизонтальных площадок в диапазоне Vпр=10 км/час и более является следствием нестабильности тяговых характеристик силовой установки. Если изменению Vmax г.п. соответствует изменение t см;
- причина нестабильности - подсос горячего воздуха из подкапотного пространства, если изменение оборотов - статическая погрешность системы регулирования.
Раздел "Общие положения" программы дополнить п. 9 в следующей редакции:
"9. При наличии соответствующей дополнительной заявки Заказчика после кап. ремонта должно быть выполнено два облета самолета: без с/х аппаратуры и с с/х аппаратурой РТШ".

1.2. Нивелировка планера и двигателя* 

______________
*) Выполняется специалистами АРЗ.

Нивелировка планера выполняется в случае, если по результатам облета выявлено, что при освобождении управления в сбалансированном полете на Vпр.=160 км/час обнаружено стремление самолета к кренению, развороту, подъему или опусканию носа, либо отклонения педалей или баранки штурвала в сбалансированном горизонтальном полете без крена и скольжения значительны (1/4 хода и более).
Нивелировка планера выполняется в соответствии с действующей инструкцией по нивелировке ТИ Ан-2-10-5-2 при установке самолета под углом 10° к горизонту. При расчете нивелировочных характеристик следует обратить особое внимание на суммарную величину превышения нивелировочных (реперных) точек 6 над 7, 8 над 9, 5 над 13 и 10 над 14 левой полукоробки над правой.

Пример:

Пусть при нивелировке самолета получены следующие характеристики:

Параметр 	Угол установки,  	
  	нижнее крыло 	верхнее крыло 	
реперные точки 	1014 	89 	513 	67 	
левая полукоробка 	222 	233 	215 	219 	
правая полукоробка 	224 	235 	212 	219 	
ТУ 	 	 	217±7 	217±7 	

Все установочные углы находятся в пределах допусков, в тоже время величина суммарного превышения:
= (222-224)+(233-235)+(215-212)+(219-219) = -1.
равна - 1 мм, а в соответствии с п. 11 нивелировочного листа завода-изготовителя она должна быть не менее +3 мм (Оптимальное значение + 57 мм).
Для приведения нивелировочных данных в соответствие ТУ необходимо, не превышая установленного диапазона натяжения лент-расчалок путем регулировки болтов на задних узлах бипланной стойки увеличить установочные углы левой коробки крыльев (так чтобы сами эти величины оставались в пределах допусков).
Так например, полностью соответствует ТУ следующий вариант регулировки установочных углов крыльев:     

Параметр 	Угол установки,  	
  	нижнее крыло 	верхнее крыло 	
реперные точки 	1014 	89 	513 	67 	
левая полукоробка 	222 	237 	215 	220 	
правая полукоробка 	224 	232 	212 	220 	
ТУ 	 	 	217±7 	217±7 	

 = (222-224)+(237-232)+(215-212)+(220-220) = 6 мм.

При нивелировке самолета следует обратить особое внимание на соответствие разметки (красная краска) действительному положению реперных точек. В случае если при выполнении нивелировочных работ в эксплуатационном подразделении обнаружено, что реперные точки нанесены неверно, работы должны быть прекращены до вызова представителя завода.
Причиной значительных (более 1/4 хода) отклонений педалей либо баранки штурвала в сбалансированном полете на Vпр.=160 км/ч может являться также изменение положения оси двигателя относительно оси самолета, связанное с износом амортизаторов в узлах подвески двигателя. Наиболее вероятны смещения оси вверх и влево. Нивелировка двигателя должна выполняться при навешенном воздушном винте с использованием технологии разработанной, на основе рац. предложения № 15927 от 21.02.90 г. Приспособление для нивелировки двигателя может быть изготовлено по заказу эксплуатирующих предприятий в АТБ Карагандинского ОАО.
Выполнение условия соосности планера и силовой установки (двигатель установлен без смещения оси по вертикали и горизонтали) всех требований ТК по нивелировке планера обеспечивает результат аналогичный получаемому при т.н. "аэродинамической нивелировке планера", т.е. в этом случае при освобождении органов управления в сбалансированном полете на Vпр = 160 км/ч отклонения органов управления (баранки штурвала и педалей) практически соответствуют нейтральному положению.

1.3. Состояние поверхности лакокрасочного покрытия 

Состояние поверхности лакокрасочного покрытия может быть причиной снижения максимальной скорости горизонтального полета, при условии, что максимальная скороподъемность самолета соответствует ТУ.
Причиной снижения максимальной скорости горизонтального полета при условии сохранения характеристик скороподъемности в пределах ТУ, является нарушение лакокрасочного покрытия (шелушение, растрескивание) из-за нарушений технологии покраски при изготовлении либо капитальном ремонте самолета. Способ устранения данного дефекта - перекраска самолета, которая выполняется на заводе после предъявления рекламаций завод-изготовителю (ремонтному заводу).
В эксплуатации отмечаются случаи, когда снижение максимальной скорости связано с наклейкой пробковой крошки на поверхность верхней ходовой дорожки на фюзеляже. Наложение пробковой крошки с нарушением технологии (неравномерным слоем с выходом за пределы ходовой дорожки) приводит к увеличению расходов топлива.
Это нарушение должно устраняться за счет эксплуатационного подразделения (если наклейка выполнена в эксплуатации) или за счет ремонтного завода (если наклейка выполнена на заводе).
Нарушение целостности лакокрасочного покрытия на крыльях и фюзеляже приводит к потере максимальной скорости до 10 км/ч.
Для исправления нарушенного покрытия ходовой дорожки при капитальном ремонте самолета может быть рекомендована установка шипов-заклепок (вместо валика герметика).

1.4. Работы по регулировке агрегатов и
систем силовой установки 

Ухудшение ЛТХ самолетов Ан-2 в ряде случаев может быть связано с уменьшением мощности двигателя вследствие возникновения неисправностей или нарушения регулировки различных агрегатов и систем силовой установки. В частности наибольшее влияние на мощность двигателя оказывают:
- регулировка зажигания;
- регулировка состава смеси;
- регулировка температуры смеси;
- регулировка зазоров газораспределения;
- регулировка пылефильтра (у самолетов с отключающимся пылефильтром).
Отклонения от ТУ перечисленных регулировок приводят к потере мощности двигателя. Поэтому в случае, если ЛТХ самолета не удовлетворяют ТУ, следует в первую очередь проверить регулировочные параметры перечисленных систем.
Особое внимание при эксплуатации самолета следует обратить на регулировку заслонки обогрева карбюратора. При неплотном прилегании заслонки к воздухоприемному патрубку карбюратора возможно повышение температуры смеси, приводящее к потере мощности, эквивалентной потере 2 км/час скорости горизонтального полета на каждый градус увеличения температуры смеси выше оптимального значения (+5°С). В условиях положительных температур наружного воздуха, температура смеси должна быть на 10° ниже температуры наружного воздуха. Если это соотношение t н.в. и t см. не соблюдается, следует проверить положение заслонки обогрева карбюратора при полностью выключенном подогреве. Заслонка должна плотно прилегать к корпусу воздухоприемного патрубка карбюратора. Регулировать положение сектора управления подогревом карбюратора следует таким образом, чтобы в крайнем заднем положении сектор не доходил до упора на 4-5 мм при приложении усилий на рычаге до 10 кг.
Для исключения подсоса горячего воздуха из подкапотного пространства необходимо также при монтаже двигателя на самолет и в процессе эксплуатации контролировать:
- герметичность соединения между верхней крышкой переднего капота и воздухозаборником карбюратора;
- герметичность соединений и отсутствие трещин на переходнике карбюратора;
- при tн.в. +10°С эксплуатировать самолет без жаровых труб выхлопного коллектора.
На самолетах с невыключающимся пылефильтром необходимо открывать створку воздухозаборника продувки подкапотного пространства верхней крышки при температуре выше 0°С.
Наличие на самолете таких явлений как:
- нестабильность максимальной скорости в установившемся режиме с изменением ее превышающем 5 км/час и сопровождающимся изменением частоты вращения вала двигателя (оборотов) более ±30 об/мин при отсутствии управляющих воздействий на двигатель;
- изменение частоты вращения вала двигателя на взлете в процессе разбега в диапазоне превышающем 30 об/мин.; свидетельствует о наличии большой статической погрешности в работе системы регулирования воздушного винта или заеданий золотника регулятора оборотов которое приводит к нестабильности тяговых характеристик силовой установки.
Для уменьшения статической погрешности системы регулирования и предотвращения заедания заслонки регулятора Р-9СМ2 вследствие попадания в зазор между золотником и корпусом твердых частиц, находящихся в масле, необходимо:
- строго выполнять п.п. 1.02.07, 2.00.00.09., 2.00.00.10., 2.02.01.21., 2.02.01.22., 2.02.01.24 регламента ТО самолета Ан-2;
- при выполнении опробования двигателя (п. 5 стр.54 РЛЭ самолета Ан-2) проверить работу винта на равновесной частоте вращения вала двигателя. При наличии отклонений от РЛЭ - экипаж сообщает о наличии дефекта ИТС.
Для устранения дефекта:
- промыть масляный фильтр регулятора;
- при повторении дефекта - заменить регулятор оборотов Р-9СМ-2.

1.5. Регулировка максимальной частоты
вращения коленчатого вала двигателя* 

___________
*) Допускается для ограниченного количества самолетов при условии предварительного согласования с ГосНИИ ГА.

Исследования, проведенные в ГосНИИ ГА показали, что при положительных температурах наружного воздуха при эксплуатации самолетов Ан-2 с аэродромов высотностью до Н=1500 м существенное улучшение взлетных и летно-технических характеристик может быть получено за счет повышения эффективности работы в/винта АВ-2 при изменении регулировки максимальной частоты вращения вала двигателя, эквивалентного изменению минимального установочного угла лопасти в/винта. В указанных условиях оптимальное значение установочного угла лопасти составляет 1920°, что соответствует регулировке n=20501950 об/мин. Максимальное улучшение характеристик, полученное в специальных летных исследованиях составило:
- сокращение полной взлетной дистанции за счет сокращения длины воздушного участка 60 м (взлет с б=30°, р.р.д. - взлетный);
- увеличение максимальной скороподъемности Vy на 0,6 м/сек;
- сокращение часовых расходов топлива на крейсерских режимах полета на 10-12 кг/час.
В эксплуатации повышение эффективности работы в/винта достигается заворачиванием двойной вильчатой тяги управления регулятором оборотов Р-9СМ 2, а также регулировкой длины троссовой проводки управления таким образом, чтобы максимальная частота вращения уменьшилась с  = 2200 об/мин до  = 2050-1900 об/мин. Меньшая частота вращения оптимальна для более высоких температур наружного воздуха и для двигателей с меньшей мощностью. Оптимальная регулировка для каждого конкретного самолета выбирается по результатам облета (см. п.1.1.). При изменении регулировки максимальных оборотов максимальное давление наддува должно быть не менее Рк = 1020 мм.рт.ст., обороты двигателя при затяжелении воздушного винта должно быть не менее n = 1300 об/мин.
Режим малого газа регулируется в соответствии с действующими документами.
Для полученного после регулировки максимального режима c уменьшенными взлетными оборотами действуют все ограничения и рекомендации, предусмотренные ЭТД и РЛЭ самолета Ан-2 для взлетного и номинального режимов. Необходимые изменения отражены во временном изменении к РЛЭ самолетов Ан-2 (приложение IV).
В случае использования данной рекомендации в ГосНИИ ГА направляется акт, в котором указывается:
- бортовой номер, количество капитальных ремонтов и наработка после последнего капитального ремонта планера и двигателя;
- величины максимальных оборотов, Vy и Vmax г.п. до и после изменения регулировки;
- качественная оценка экипажа вибраций силовой установки.
Акт подписывается экипажем и инженером АТБ. В формуляре двигателя делается запись об изменении максимальной частоты вращения вала двигателя.
При эксплуатации самолетов с измененной регулировкой максимальной частоты вращения в конце летного дня сливать 0,5-1 литр масла с маслоотстойника через шелковый фильтр.

2. Мероприятия, рекомендуемые ремонтным заводам ГА
по улучшению ЛТХ самолетов Ан-2 

2.1. Нивелировку двигателя, установленного на самолет производить при навешенном воздушном винте, используя технологию и приспособление для нивелировки, разработанное на основе рац. предложения АТВ Карагандинского ОАО (приложение III).
При каждом капитальном ремонте планера производить замену амортизационных пакетов крепления двигателя к мотораме, и моторамы к 1-му шпангоуту.
2.3. При поступлении в капитальный ремонт двигателя с отметкой в формуляре об изменении максимальной частоты вращения коленчатого вала оценить износ деталей двигателя и редуктора и соответствующий акт направить в ГосНИИ ГА и Воронежское ОКБМ.
2.4. Ремонтным заводам ГА, ремонтирующим двигатели АШ-62ИР, обратить особое внимание на контроль за соблюдением технологии дефектации центральной пружины регулятора Р9СМ2.

Приложение 1 
     
ОЦЕНКА МОЩНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ АШ-62ИР

1. Методические указания. 

Мощность двигателя АШ-62ИР на самолете Ан-2 может быть определена с помощью замера крутящего момента на валу винта. Однако самолет Ан-2 не оборудован измерителем крутящего момента, поэтому мощность можно оценить лишь косвенным путем по замеряемым параметрам работы двигателя с использованием уравнений газовой динамики.
Следует также иметь в виду, что при отсутствии эталонного винта фиксированного шага, мощность двигателя АШ-62ИР на взлетном режиме можно оценивать только по его работе совместно со стандартным винтом АВ-2, установленным на самолет Ан-2.
Винт АВ-2 - изменяемого шага, поэтому работающий с ним совместно двигатель АШ-62ИР может иметь разную мощность при одинаковых частоте вращения и давлении наддува на взлетном режиме. Происходит это потому, что настроенной на максимальную частоту вращения n = 2200 об/мин регулятор оборотов будет поддерживать эту частоту, а следовательно, и давление наддува и на двигателе с меньшей мощностью за счет автоматической перестройки угла установки лопастей, вплоть до минимальных 17°.
Данная методика основана на сравнении газодинамических параметров работы двигателя (замеряемого и воображаемого эталона) с винтами АВ-2, установленными на одинаковый минимальный угол 17°. Таким режимом выбран режим с n = 2100 об/мин.
Методика рекомендуется для сравнительной оценки мощности винтомоторной группы силовой установки самолета Ан-2 при выполнении в эксплуатационных предприятиях работ по регулировке двигателя и его систем в процессе доводки ЛТХ самолета до требований ТУ или при замене двигателя.

2. Порядок выполнения работы. 

2.1. Убедитесь в правильности показаний тахометра и указателя наддува.
2.2. Убедитесь в правильности установки лопастей воздушного винта.
2.3. Запустите двигатель и прогрейте его до температуры головок цилиндров 170+180°С и масла до 65...70°С. Работу выполняйте согласно Технологическим указаниям по выполнению регламентных работ по самолету Ан-2, вып. 2-4, ТК № 16-18.
2.4. Установите рычаги управления подогревом воздуха на входе в карбюратор, высотным автокорректором и пылефильтром в положение "Выключено".
2.5. Установите рычаг управления регулятором оборотов винта в положение "малый газ" и рычагом управления двигателем увеличив режим до взлетного. При этом двигатель должен развивать 2150...2200 об/мин при наддуве не выше 1050 мм.рт.ст.
2.6. Не меняя положение рычага управления регулятором винта, плавно переместите рычаг управления двигателем на уменьшение режима. При этом регулятор оборотов, стремясь поддержать заданную максимальную частоту вращения, будет уменьшать угол установки лопастей винта до упора малого шага 17°С. После этого частота вращения начнет падать. Когда она достигнет 2100 об/мин, зафиксируйте давление наддува, по указателю MB-16.

 Примечание:	При сильном ветре (более 10 м/с) замер Рк произведите дважды: по ветру и против ветра и возьмите среднее значение.	

3. Определение мощности двигателя. 

3.1. Определение мощности двигателя АШ-62ИР производится по формуле:

где: Ne - мощность замеряемого двигателя, л.с.
Nеэ - мощность эквивалентного двигателя в стандартных атмосферных условиях (Во = 760 мм рт.ст, tн.в. = 15°С, равная 1000 л.с.
Ркэ - давление наддува эквивалентного двигателя в данных атмосферных условиях (Рн, tн.в.), мм рт.ст.
Рк - давление наддува замеряемого двигателя, мм рт.ст.
Ркэ и Рк - давление наддува, определяемые на режиме n = 2100 об/мин и угле установки лопастей винта 17°.

Давление наддува эквивалентного двигателя в произвольных атмосферных условиях определяется по номограмме рис.1. Для этого узнаем Рн и tн.в. в момент замера по данным метеосводки.
Для примера определим Ркэ для атмосферных условий Рн = 730 мм рт.ст., tн.в. = 20°С.
От точки на оси абсцисс 730 мм рт.ст. восстанавливаем перпендикуляр до пересечения с наклонной +20°С. От точки пересечения проводим горизонтальную линию до пересечения с осью координат, на которой получаем значение Ркэ = 750 мм рт.ст.
Неудобство пользования таблицами и номограммами в производственных условиях привело к необходимости вывода эмпирической зависимости для определения сравнительной мощности ВМУ.
Первый вариант эмпирической зависимости был опубликован в Указаниях и Рекомендациях МГА по эксплуатации и техническому обслуживанию вертолетов и самолетов с поршневыми двигателями за август месяц 1980 года.
Затем эта эмпирическая зависимость еще дорабатывалась и после тарировки на двигателях первой категории и введения поправок приняла окончательный вид.

Nе вму = (1100 + Рн.в. - кtн.в.) - Ркзам

где: К = 2,7 при t н.в. < 0°С, К = 2,2 при t н.в. > 0°С
Рн.в. - давление наружного воздуха в мм рт.ст.
tн.в. - температура наружного воздуха в °С со своим знаком
Ркзам - давление наддува на 2100 об/мин в мм рт.ст.
Nевму - эффективная мощность на взлетном режиме приведенная к стандартным условиям в лошадиных силах.

При определении сравнительной мощности ВМУ на двигателях находящихся в эксплуатации отмечалось ее значение в пределах:

Nевму = 750 + 1070 л.с.

Уменьшение мощности до 25% заявленного значения связано в основном с нарушением регулировок различных систем и в меньшей степени общим износом двигателя.
Так максимальный износ цилиндрово-поршневой группы дает уменьшение мощности не белее 5-6%, т.е. при правильных регулировках можно в течении всего ресурса поддерживать мощность ВМУ в пределах Nевму >= 940+950 л.с.
Доведение мощности ВМУ до этого значения производилось обычными методами при опробовании двигателя и регулировках систем зажигания газораспределения, смесеобразования, подогрева воздуха, пылефильтра и др.
Оценка технического состояния ВМУ по значению условной (сравниваемой с эталонным двигателем АШ-62ИР на самолете Ан-2) мощности.
- Отлично более 980 л.с.
- Хорошо более 930 л.с.
- Удовлетворительно более 880 л.с.
- Неудовлетворительно 870 л.с. и меньше.
При выпуске с базы целесообразно допустить к выполнению АХР в условиях близких к стандартным самолетам с ВМУ имеющими мощность более 880 л.с., а для работы в условиях высоких температур и высокогорья не менее 930 л.с. В транспортном варианте допускаются самолеты с ВМУ имеющими эффективную мощность не менее 880 л.с. После выполнения периодического регламента ВМУ должна иметь мощность не менее 930 л.с.

Приложение 2 

     

	
Зависимости минимально допустимой вертикальной скорости и максимальной
скорости от высоты полета и температуры наружного воздуха для транспортного
варианта и с/х варианта без подвесок самолета Ан-2 при mвзл = 5250 кг.	

Зависимости вертикальной скорости от
высоты полета и температуры наружного
воздуха для самолета Ан-2, оборудованного
опрыскивателем, mвзл = 5250 кг*	  

Зависимости вертикальной скорости от
высоты полета и температуры наружного
воздуха для самолета Ан-2, оборудованного
РТШ-I и подкрыльевыми контейнерами
Ш7900-50, mвзл = 5250 кг.*	

_____________
* В связи с тем, что в ТУ на поставку самолетов Ан-2 отсутствуют требования к величине максимальной скорости горизонтального полета самолета, оборудованного с/х аппаратурой, зависимости Vпр.max = f(H, tн.в.) на данном графике не приводятся.

     

Приложение 3 
     
ОПИСАНИЕ
рац. предложения № 15927 от 21.02.90 г. Карагандинского
ОАО "Приспособление для проверки точности установки двигателя
на самолете Ан-2"

При смене двигателя из-за неточности в изготовлении моторамы и неравномерностей усадки амортизаторов и металлорезиновых втулок возможно смещение оси двигателя, которая должна быть параллельна продольной оси самолета, а плоскость вращения воздушного винта параллельна плоскости противопожарной перегородки. Допуск на отклонение оси двигателя от оси самолета согласно ТУ составляет ± 10 минут или ± 3 мм по узлам навески.
Регулировка установки двигателя производится узлами моторамы за счет выворачивания или заворачивания вильчатых болтов или заменой дефектных амортизаторов и металлорезиновых втулок.
Приспособление (рис.1) устанавливается на одну из лопастей воздушного винта (снимать капоты и обтекатель маслорадиатора не обязательно.)
За счет изменения длины выдвинутой части внутренней трубы и указывающего штыря приспособление восстанавливается по одному из верхних узлов моторамы таким образом, чтобы плоскость "А" указывающего штыря соответствовала плоскости разъема узла навески моторамы и противопожарной перегородки (шпангоут № 1), а зазор между концом штыря и верхним узлом составлял 3-5 мм.
Вращая воздушный винт замерить осевой зазор между плоскостью штыря и плоскостью "А" указывающего штыря и плоскостью разъема узла навести моторамы и противопожарной перегородки, используя металлическую мерную линейку. Вращение воздушного винта начинать с нижнего узла, потом два верхних и второй нижний, при необходимости можно повторить замеры при обратном вращении.

О совершенствовании эксплуатации силовой установки самолета Ан-2
Вид документа: Указание МГА от 28.02.1990 № 121/у
Принявший орган: МГА
Статус действия: Действующий
Дата внесения в БД: 26.09.2005

ПЕРЕЧЕНЬ ДЕЙСТВУЮЩИХ НОРМАТИВНЫХ И МЕТОДИЧЕСКИХ ДОКУМЕНТОВ ПО ЛЕТНОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЭКСПЛУАТАНТОВ ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА РОССИИ
Письмо ГС ГА от 20.01.2004 № б/н 

ИНЖЕНЕРНО-АВИАЦИОННОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

Воздушные суда

Техническое обслуживание

ОРГАНИЗАЦИЯ ЛЕТНОЙ РАБОТЫ