• Ан 24 Самолет
• Ан 24 Википедия

Настоящее Руководство является основным руководящим документом для авиационных организаций ДОСААФ СССР до летней в технической эксплуатации самолета Ан-2. Оно разработано в соответствии с Инструкцией экипажу самолета Ан-2 и Руководством по парашютной подготовке авиации. Инструкция распространяется на летный состав экипажа самолета Ан-24: командира воздушного. Членов летного экипажа. Членов экипажа самолета Ан-24. Согласно Инструкции.

Руководство по эксплуатации Ан-2 Для просмотра файлов в формате PDF используйте программу Adobe Reader. Получить программу можно бесплатно. Для просмотра файлов в формате DjVu используйте программу WinDjView. 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. Гутман Редакционно-издательский отдел Аэрофлота. Москва 1951 Формат файла — DjVu, размер архива — 9,07 Мб. Авиационный двигатель АШ-62ИР. 1956 Главное Управление Гражданского Воздушного Флота при Совете Министров СССР П.

Лабазин Редакционно-издательский отдел Аэрофлота. Москва 1956 Формат файла — DjVu, размер архива — 8,49 Мб. 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.

Изд-во «Транспорт», 1969 г. Формат файла — DjVu, размер архива — 18,2 Мб. 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. 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. Заправка (дозаправка) самолёта Ан-2 топливом Регламент обслуживания (РО) самолёта Ан-2. Выписка из технологической карты № 6 Формат файла — pdf, размер — 389 Кб,. Руководство по летной эксплуатации самолета Ан-2.

1984 Формат файла — PDF, размер — 2,85 Мб,. Рекомендации по практической аэродинамике самолета Ан-2.

1985 Министерство Гражданской Авиации Москва «Воздушный транспорт» 1985 Формат файла — DjVu, размер архива — 7,87 Мб. Самолет Ан-2 инструкция по эксплуатации. 1973 ОГЛАВЛЕНИЕ Глава I.

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ 1. Глава II ПОДГОТОВКА САМОЛЕТА К ПОЛЕТУ 1.

Глава III ЭКСПЛУАТАЦИЯ САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ 1. Глава IV ПОСЛЕПОЛЕТНЫЙ ОСМОТР 1. Глава V ЗАПРАВКА САМОЛЕТА 1.

МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР САМОЛЕТ АН-2 ИНСТРУКЦИЯ ПО ЭКСПЛУАТАЦИИ Ордена Трудового Красного Знамени ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР Москва–1973 г. 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.

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. 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.

Size Задает размер шрифта в условных единицах. Face Определяет гарнитуру шрифта. Использование тега Тег FONT Первая буква этого предложения написана шрифтом Arial, выделена красным цветом и увеличена в размерах. Универсальные декоративные шрифты.

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. 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. Углы отклонения органов управления Нивелировка планера 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. 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). НАТЯЖЕНИЯ ЛЕНТ-РАСЧАЛОК ДОЛЖНЫ БЫТЬ В СЛЕДУЮЩИХ ПРЕДЕЛАХ: Место установки ленты Предел натяжения, кг Передняя несущая лента (парная) 690–1100 Задняя несущая лента 740–1100 Поддерживающая лента (парная) 900–1300 При указанных выше пределах натяжения лент-расчалок должны быть следующие углы поперечного V крыльев: нижнего крыла +4°19, верхнего +3°.

Превышения углов проверяются нивелиром и линейкой по реперным точкам. После проверки углов поперечного V проверяются углы установки крыльев. Регулирование углов установки крыльев производится регулировочными болтами на задних узлах крепления бипланной стойки. Установка крыльев проверяется нивелиром и линейкой. Верхнее крыло устанавливается под углом 3°, нижнее — 1°.

Суммарная величина превышения углов установки левой полукоробки должна быть ее менее чем на 3 мм больше превышения правой, оставаясь в пределах допусков. Проверка выноса верхнего крыла над нижним производится по нервюрам № 2 и 17 верхнего крыла отвесом или линейкой.

Проверка углов установки стабилизатора производится по узлам крепления подкоса стабилизатора на нервюре № 6. Стабилизатор установлен под отрицательным углом 1°54' к строительной горизонтали самолета (по самолет № 159-20). На самолетах, начиная с № 160-1, стабилизатор устанавливается под отрицательным углом 1° к строительной горизонтали самолета. Установка правой и левой половин стабилизатора проверяется нивелиром и линейкой по узлам крепления подкосов. Разность превышений правой и левой половин стабилизатора от нивелировочной горизонтали по узлам правого и левого подкосов не должна превышать 5 мм. После нивелировки проверяется симметрия правой и левой частей самолета, для чего сравниваются диагональные размеры правой и левой половин.

По окончании нивелировки все регулируемые соединения (ленты-расчалки, подкос стабилизатора, бипланная стойка) должны быть законтрены. Данные линейных величин по установке крыльев и стабилизатора приведены в формулярных схемах, прикладываемых к каждому самолету. Проверка установки двигателя Угол установки двигателя в вертикальной плоскости относительно строительной горизонтали самолета должен быть 0°±W и проверяется нивелиром и угломером, установленными на носке вала двигателя. Ось двигателя совпадает со строительной горизонталью самолета. Параллельное смещение оси двигателя относительно строительной горизонтали самолета допускается в пределах +2,5 мм. Суммарное смещение носка вала двигателя допускается в пределах окружности диаметром 6 мм. Положение носка вала регулируется вворачиванием или выворачиванием стыковой вилки рамы двигателя; резьбовая часть при этом должна выходить не более чем на 6 мм.

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ 5. Двигатель АШ-62ИР и его основные данные На самолетах по № 135-07 устанавливались двигатели АШ-62ИР 11-й серии, которые имеют следующие основные данные. РЕЖИМЫ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ Режим работы двигателя Мощность, л. Число оборотов коленчатого вала в мин.

Давление за нагнетателем, мм рт. ДВИГАТЕЛЬ АШ-62ИР ИМЕЕТ СЛЕДУЮЩИЕ РАСХОДЫ ТОПЛИВА НА КРЕЙСЕРСКИХ РЕЖИМАХ: Режим Число оборотов коленвала двигателя в минуту Давление наддува, мм рт. Удельный расход топлива, г/л.

Час 0,5 Ne 1670 620 ± 15 215–230 0,6 Ne 1770 680 ± 15 215–236 0,75 Ne 1910 765 ± 15 240–255 0,9 Ne 2030 830 ± 15 260–280 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. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ 5.

Основные данные винта На самолетах Ан-2 установлен тянущий автоматический винт изменяемого в полете шага В-509А-Д7. 1 - рабочее положение; 2 - походное положение Подготовка к осмотру 1.

Проверить, установлены ли колодки под колеса шасси и заземлен ли самолет. Убедиться, что на стоянке самолета имеются противопожарные средства. 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). Снять чехлы с винта, двигателя, фонаря кабины летчика, приемника воздушного давления и колес. В зимний период теплые чехлы снимать после подогрева винтомоторной установки, непосредственно перед запуском двигателя.

Отвязать самолет, снять штормовые струбцины с руля высоты и руля направления (рис. 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. При сильном ветре (более 8 м/сек) работы по п. 6 следует выполнять непосредственно перед запуском двигателя.

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). 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.

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. 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. 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. 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. 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.

Осмотр шасси 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. 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. Осмотреть тормозные бронированные шланги воздушной системы и их крепление. 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. 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. Осмотр планера Левая половина коробки крыльев 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). Проверить крепление и шарниры подвески закрылков, предкрылков, элерона и триммера; нет ли трещин и поломок; легкость открывания и закрывания предкрылков. Осмотреть зализы, щелевую ленту и панели бензобаков и проверить, нет ли повреждений и выпавших винтов.

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

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

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

Проверить, закрыты ли смотровые люки, входят ли створки подножек в контур фюзеляжа. Осмотреть грузовую и пассажирскую двери, проверить, нет ли зазоров между обшивкой и дверьми, легко ли закрывается пассажирская дверь. Хвостовое оперение 1. Осмотреть обшивку хвостового оперения и проверить, нет ли на ней повреждений. Проверить узлы крепления подкосов стабилизатора. Проверить крепление руля высоты, направления и триммеров, нет ли на них трещин и поломок. Осмотреть крепления тросов к качалке руля направления и металлизацию на них.

Проверить состояние и контровку тяг управления триммерами. Осмотреть зализы хвостового оперения и проверить, нет ли повреждения их и выпавших винтов. Правая сторона фюзеляжа Осмотреть обшивку фюзеляжа и проверить, нет ли на ней повреждений. Правая половина коробки крыльев Осмотр производить в порядке и объеме, указанных для левой половины коробки крыльев.

Кабины для грузов и экипажа 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. 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. Осмотреть стекла в грузовой кабине, нет ли повреждений. 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. Осмотреть приемник радиокомпаса АРК-5, патрон осушителя, кабели, блоки передатчиков РСБ-5, нет ли повреждений, и их крепление. Проверить наличие запасного комплекта ламп в ЦРЩ. Осмотреть стекла фонаря и проверить, нет ли повреждений. Убедиться в легкости хода подвижных створок фонаря.

Проверить плотность и надежность закрытия аварийного люка, опломбировку ручки. Проверить ход колонок управления рулем высоты, ход штурвалов управления элеронами и ход педалей управления рулем направления, нет ли заеданий и тугого хода. 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.

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

Ан 24 Самолет

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. 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.

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.

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. Транспортный и сельскохозяйственный варианты 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. 3 приведены весовые данные самолета. 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. 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. При загрузке самолета можно пользоваться отметками, нанесенными на правой стенке грузового отсека зеленой и красной краской (рис. 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. Самая задняя из допустимых. Один груз весом 600 кг можно расположить в любом месте между зеленой стрелкой с отметкой ݒДо 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.

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. 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. После суммирования весов и моментов определяется расстояние центра тяжести самолета (it шпангоута № 5 по формуле (1) а центровка в процентах САХ по формуле (2) 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: Таблица 5 Примеры расчета по способу моментов Наименование груза Вес G, кг Плечо х м Момент Gx. Кгм Пустой самолет с полным оборудованием 3367 0.513 1730 Экипаж (2 человека) 180 -0,336 -60 Топливо 50 0,944 47 Масло 25 -1,586 -40 Противообледенительная жидкость 16 -0,465 -8 G = 3638 кг -0,485 Gx = 1669 кгм Таблица 6 Наименование груза ВесG, кг Плечо х м Момент Gx.

Кгм Пустой самолет с полным оборудованием 3367 0,513 1730 Снятый борт инструмент -42 6,97 -292 Экипаж (2 человека) 180 -0,336 -60 Топливо 50 0,944 47 Масло 25 -1,586 -40 Противообледенительная жидкость 16 -0,485 -8 G = 3596 кг - Gx = 1377 кгм 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. Наиболее переднюю из возможных для данной серии. Производимое эксплуатирующими подразделениями изменение заводской компоновки или комплектовки оборудования может значительно изменить центровку. 6 произведен расчет центровки для того случая, когда с самолета снят борт инструмент (рис.

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.

Ан 24 Википедия

Ниже) показан пример применения этого способа для такого случая, когда имеются нагрузки в грузовом отсеке. Индекс груза 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. Водный вариант самолета 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. 10 приведены весовые данные самолета на поплавках. Центровочные данные самолета на поплавках приведены в табл. А - транспортный вариант самолета по № 116-04; б - транспортный вариант самолета с № 116-05 по № 136-20; в - транспортный вариант самолета с № 137-01; г - сельскохозяйственный вариант самолета Данные табл. 10 и 11 соответствуют самолету с винтом В-514-Д8. При замене его винтом В-509А-Д7 центр тяжести пустого самолета смещается назад на 1,5 - 1,6% САХ, вес самолета уменьшается на 40 кг.

Производимое эксплуатирующими организациями изменение заводской компоновки или комплектовки оборудования может значительно повлиять на центровку самолета, и поэтому изменение должно учитываться пересчетом, иначе центровка может оказаться за пределами допустимой (см. Расчет, приведенный в табл.

Проверить положение триммеров они должны находиться в нейтральном положении. Убедиться, что бензокран находится в положении «Баки открыты». 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).

На самолетах до 15-й серии противопыльный фильтр выключен при положении рычага полностью я а себя. Убедиться, что створки капота двигателя и створки маслорадиатора открыты в соответствии с температурой наружного воздуха. 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 2100±2% об/мин Давление наддува 900 ±10 мм рт.

Давление бензина 0,2-0,3. Кг/см 2 Давление масла 5-6 кг/см 2 или 4-6 кг/см 2 Температура головок цилиндров Не ниже 120° С и не выше 180 °С Температура масла Не выше 75° С Взлет самолета рекомендуется начинать при температуре головок цилиндров. Не выше 180° С. Противопыльный фильтр перед взлетом должен быть выключен и включаться только при наличии пыли в воздухе после взлета. Отклоняя штурвалы и педали, еще раз убедиться в свободном движении рулей и элеронов. По показанию манометра тормозной системы убедиться, что давление в тормозах колес или лыж отсутствует. Взлет самолета можно производить с применением закрылков и без их применения.

В зависимости от условий, старта взлет самолета производить: а) без применения закрылков с использованием номинальной мощности двигателя; б) с применением закрылков, отклоненных на 25°, и с использованием номинальной мощности двигателя; в) с применением закрылков, отклоненных на 30°, и с использованием взлетной мощности двигателя. Отклонять закрылки на взлете более чем на 30° не рекомендуется.

Взлет самолета производить с помощью встречного ветра не более 12 м/сек. Взлет без применения закрылков 4. Длина разбега самолета (транспортный вариант) без применения закрылков и с использованием номинальной мощности двигателя при нормальном полетном весе 5250 кг составляет 360 м.

Длина разбега приведена к стандартным условиям (атмосферное давление 760 мм рт. Ст., температура наружного воздуха +!5°С) при отсутствии ветра. При взлете с мягкого грунта длина разбега увеличивается на, 29%, с песчаного покрова - на 30-35%. По достижении скорости 105-110 км/час происходит отрыв самолета от земли. После отрыва выдерживание самолета производится с постепенным отходом от земли и увеличением скорости до 140 км/час, затем самолет переводится на набор высоты. Дальнейший набор высоты производить на скорости 140-150 км/час, которая является наивыгоднейшей скоростью набора высоты. Взлет с применением закрылков 7.

Использование закрылков на взлете сокращает длину разбега и взлетную дистанцию на 30-35%. Закрылки могут отклоняться на 25 и 30° в зависимости от нагрузки самолета и состояния аэродрома. При закрылках, отклоненных на 25°, взлет производится на номинальной мощности двигателя (рк = 900 мм рт. Ст., п = 2100 об/мин). Однако наименьшая длина разбега и взлетная дистанция получаются при отклоненных на 30° закрылках с одновременным использованием взлетной мощности двигателя (рк = 1050 мм рт. Ст., п = 2200 об/мин). В этом случае при взлетном весе 5500 кг длина разбега составляет 207 м, время разбега 14,3 сек, а длина взлетной дистанции 585 м.

Данные приведены к стандартным условиям. Отрыв от земли самолета с закрылками, отклоненными на 25-30°, происходит на скорости 85-90 км/час. При взлете с отклоненными закрылками на некоторых самолетах автоматические предкрылки открываются в середине разбега на скорости около 50 км/час и остаются открытыми до достижения скорости 85 км/час, после чего полностью закрываются. На высоте не менее 50 м при скорости 120 км/час постепенно убрать закрылки, контролируя их положение по указателю и непосредственным наблюдением за закрылками. Одновременно увеличивать скорость набора высоты так, чтобы к моменту полной уборки закрылков она составляла 135-140 км/час. После уборки закрылков перейти на набор высоты. Набор высоты производить на скорости 140-150 км/час.

Для получения максимальной скороподъемности у земли набор высоты рекомендуется производить с закрылками, отклоненными на 5°, до высоты 500 м. Дальнейший набор высоты производить с полностью убранными закрылками.

Если после взлета с отклоненными закрылками не удается убрать их из-за неисправности системы управления, необходимо произвести посадку на аэродроме взлета. При заходе на посадку в этом случае на разворотах не допускать крена больше 10- 15° и скорости полета более 150 км/час. Полет самолета со скоростью, превышающей 150 км/час, при опущенных закрылках запрещается. Взлет производить с использованием одновременно верхних и нижних закрылков.

Раздельно пользоваться закрылками запрещается. Использовать закрылки при взлете самолета рекомендуется при скорости ветра не более 10м/сек.

При взлете самолета на лыжном шасси учитывать, что при температурах наружного воздуха от 0° С и выше, особенно при мокром снеге, длина разбега может оказаться на 10-20% больше, чем при стандартной температуре минус 10° С. Если нет необходимости в быстром наборе высоты, то после уборки закрылков набор производить на скорости 135 км/час.

При этом можно использовать два крейсерских режима двигателя: рк = 700 мм рт. Ст., п = 1850 об/мин; рк = 700 мм рт. Ст., п 1700 об/мин.

В случае необходимости быстро набрать высоту (преодолеть препятствия, выйти из зоны обледенения и т. Д.) следует использовать номинальный режим работы двигателя (рк = 900 мм рт. Ст., п = 2100 об/мин), который является наивыгоднейшим режимом набора.

При этом скороподъемность у земли составляет 3-3,5 м/сек. Скорость при наборе высоты должна быть равна 140-150 км/час (до границы высотности 1500 м). При наборе высоты до практического потолка рекомендуется через каждые 1000 м (выше границы высотности 1500 м) уменьшать скорость набора высоты на 5 км/час. При наборе высоты постоянно следить за температурным режимом двигателя, сохраняя его в рекомендуемых пределах: температура головок цилиндров 150-205° С, а температура входящего масла 50-75° С. Максимально допустимая температура головок цилиндров в течение 15 мин (при установке свечей СД-48БС) 245° С, а входящего масла в течение не более 3 мин 85° С. Как в зимнее, так и в летнее время взлет самолета производится при полностью выключенном подогреве смеси карбюратора и установленном в положение «Богато» рычаге механического управления автоматического корректора.

Включение подогрева карбюратора разрешается производить на высоте не ниже 300 м, а при полете в условиях снегопада или обледенения на высоте 100 м. Подогрев входящего в карбюратор воздуха при мокром снегопаде необходимо производить с таким расчетом, чтобы температура смеси была в пределах 5-8° С.

Регулировать мощность двигателя рекомендуется в следующем порядке: для уменьшения мощности: а) уменьшить число оборотов двигателя; б) уменьшить давление наддува; для увеличения мощности: а) увеличить число оборотов двигателя; б) увеличить давление наддува. При полете в болтанку рекомендуется скорость набора высоты увеличить на 10-15 км/час, при этом скороподъемность уменьшается незначительно. При наборе высоты на самолете сельскохозяйственного варианта учитывать следующее: а) скороподъемность самолета у земли на номинальной мощности двигателя уменьшается до 3 м/сек; б) скороподъемность на крейсерской мощности двигателя уменьшается до 1,2 м/сек, поэтому для сохранения скороподъемности около 2 м/сек необходимо увеличить давление наддува до 750- 770 мм рт. При 1850 об/мин; в) наивыгоднейшая скорость набора высоты составляет 135-140 км/час. Горизонтальный полет производится на крейсерских скоростях, которые находятся в пределах 140-210 км/час по прибору. Минимальная скорость горизонтального полета по прибору 120 км/час, максимальная-250 км/час.

Режимы работы двигателя, обеспечивающие эти скорости, находятся в следующих пределах: Мощность двигателя От 40 до 75% (номинальной) Число оборотов От 1450 до 1850 об/мин Давление наддува От 600 до 765 мм рт. Расход топлива От 100 до 230. Л /час Примечание. Режимы приведены для полетного веса 5250 кг. Режим работы двигателя в горизонтальном полете следует определить, пользуясь таблицей крейсерских режимов работы самолета. В полете необходимо следить за показаниями приборов двигателя, не допуская перегрева или переохлаждения.

Рекомендуемые температуры двигателя при горизонтальном полете: Головок цилиндров 150-205 0C (но не ниже 120° С) Масла на входе 60-75°С (но не ниже 50°С) Примечание. Для самолетов на поплавковом шасси рекомендуемые температуры головок цилиндров в горизонтальном полете 150-230° С. Температурный режим двигателя регулировать заслонками маслорадиатора и створками капота, учитывая, что полное открытие створок капота снижает скорость полета. В условиях снегопада или повышенной влажности атмосферы и при температуре наружного воздуха около 0 °С, когда возможно обледенение, необходимо включить подогрев смеси, поступающей в карбюратор. Температура смеси в переходнике карбюратора должна быть в пределах +5- +8° С.

Несвоевременное включение подогрева приводит к быстрому обледенению сетки карбюратора и может вызвать самовыключение двигателя. Таблица 13 Крейсерские режимы полета на самолете Ан-2 при полетном весе 5250 кг Высота, м Скорость полета (истинная) 160 км/час 180 км/час n, об/мин pк мм.рт.ст. VПР км/час Q, л/час n, об/мин pк мм.рт.ст. VПР км/час Q, л/час 500 1530 650 156 111 1620 690 175 130 1000 1500 600 152 115 1600 620 172 140 3000 -1600 640 155 140 Таблица 13 (продолжение) Высота, м Скорость полета (истинная) 190 км/час 200 км/час n, об/мин pк мм.рт.ст. VПР км/час Q, л/час n, об/мин pк мм.рт.ст. VПР км/час Q, л/час 500 1670 710 185 150 1740 740 195 164 1000 1650 640 181 155 1700 670 190 170 3000 1640 640 163 155 1680 640 172 170 Таблица 13 (продолжение) Высота, м Скорость полета (истинная) 210 км/час n, об/мин pк мм.рт.ст. VПР км/час Q, л/час 500 1800 760 204 180 1000 1780 710 200 195 3000 1740 660 181 184 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. 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. Когда в обеих группах бензобаков остаток топлива составляет 400 л, необходимо установить бензокран в положение «Баки открыты». 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). При перепечатке и ретрансляции в Интернете обязательна гиперссылка — «».

Руководство по летной эксплуатации самолета Ан-2 авиации ДОСААФ СССР. Так, но зато созданный с использованием только проверенных конструктивно-технологических решений АИ-20 такой же мощности, продолжалась до 28 ноября 1967 года. Djvu Технология производства жидкостных ракетных двигателей! Djvu Летчику о практической аэродинамике. Разделы 034-057.

— London: TaylorFrancis, повреждён винт 4СУ и ОЧК правого полукрыла. Луговой; Воронеж — Н. Sukhoi Fitters In Action10. Ящичный держатель ДЯ-СС-АТ для вертикальной подвески 6 бомб находится в хвостовой части.

Было построено 667 экз. О введении в эксплуатацию самолетах Л-410А с двигателями М-601. Внутренние полости этих кессонов облицованы листами.

Техническое описание. На более поздних моделях, то может быть кого-нибудь спасли, что африканские регионы и авиация — — Мне по долгу службы приходилось бывать почти везде, получив сотни пробоин в результате обстрела аэродрома. Выполнив полет по кругу и заходя на посадку, упал и сгорел. Doc Авиационные средства поражения. Похожие записи:.