ГосНИИ ГА совместно с КМЗ им. О.К. Антонова проведены исследования причин ухудшения ЛТХ самолетов Ан-2 и разработаны "Рекомендации по доводке летно-технических характеристик самолетов Ан-2 до требований ТУ".
    
    ПРЕДЛАГАЮ:
    
    1. С 01.10.88 ввести в действие указанные Рекомендации в эксплуатирующих предприятиях и на ремонтных заводах ГА.
    2. Начальникам управлений и директорам ремонтных заводов ГА не позднее 01.10.89 направить в ГосНИИ ГА предложения, замечания и дополнения, необходимые для выработки второй редакции Рекомендаций.
    3. Начальнику ГУРАТ МТА обеспечить выполнение требований п.3 Рекомендаций.
    4. Начальникам Северо-Кавказского, Литовского и Казахского управлений ГА по согласованию с ГосНИИ ГА выделить по 5-7 самолетов Ан-2 для эксплуатационной проверки эффективности мероприятий согласно п.1.5 Рекомендаций.
    5. Директорам ремонтных заводов ГА обеспечить контроль за состоянием двигателей, проходящих подконтрольную эксплуатацию о измененной регулировкой максимальной частоты вращения коленчатого вала, после отработки межремонтного ресурса.
    6. Начальнику ГосНИИ ГА обеспечить:
    6.1. контроль за эксплуатацией 15-20 самолетов Ан-2 Северо-Кавказского, Литовского и Казахского управлений ГА о измененной в соответствии с п.1.5 Рекомендаций регулировкой максимальной частоты вращения коленчатого вала двигателя;
    6.2. заключение договора о ГлавНТУ МГА на проведение (с при влечением специалистов Минавиапрома СССР) подконтрольной эксплуатации самолетов Ан-2 с измененной регулировкой максимальной часто ты вращения коленчатого вала двигателя и исследований в целях повышения эффективности работы воздушного винта АВ-2.
    7. Начальнику ГУЭСАНТ МГА предъявить минавиапрому СССР требования согласно п.2 Рекомендаций.
    
    
    

ВВЕДЕНИЕ

    
    С 1965 года от эксплуатационных подразделений ГА поступают жалобы на ухудшение летно-технических характеристик (ЛТХ) самолетов Ан-2.
    В специальных исследованиях, проведенных ГосНИИ ГА, установлено, что в настоящий момент около 60% эксплуатируемых самолетов Ан-2 не соответствует техническим условиям на поставку по основным летно-техническим характеристикам.
    В результате большого комплекса научно-исследовательских и летно-испытательных работ, выполненных в ГосНИИ ГА в соответствии с утвержденным 21.07.87г. заместителем Министра ГА тов.Горловым В.В. "Планом работ по исследованию причин ухудшения ЛТХ самолетов Ан-2, выработке и внедрению мероприятий по доведении их до требований ТУ", выявлено, что причинами ухудшения ЛТХ самолетов Ан-2 являются;
    - несоответствие установленного диапазона регулировки максимальных (взлетных) оборотов двигателя оптимальному значению кпд воздушного винта;
    - уменьшение мощности отдельных двигателей АШ-62ИР по мере увеличения обшей наработки и количества капитальных ремонтов;
    - нестабильность тяги силовой установки, связанная с изменением кпд воздушного винта из-за статической погрешности системы регулирования и падением мощности из-за 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, Средней Азия.
    В соответствии с установленными причинами снижения ЛТХ самолетов Ак-2 разработаны:
    - рекомендации по поиску причин несоответствия ЛТХ самолетов Ан-2 требованиям ТУ для эксплуатационных пред приятий и ремонтных заводов ГА;
    - требования к Минавиапрому по конструктивным доработкам силовой установки самолета Ан-2;
    - мероприятия, рекомендуемые ремонтным заводам ГА по устранению нарушений технологических требований и улучшению ЛТХ самолетов Ан-2.
    Рекомендации по доводке ЛТХ самолетов Ан-2 до требований ТУ прошли практическое апробирование на 3-х самолетах Майкопского ОАО. В результате выполнения указанных рекомендаций удалось на всех трех самолетах уменьшить расходы топлива на 2-4% и на двух самолетах получить прирост Vmax г.п. на 10-15 км/ч и Vy на 0,4-0,6 м/сек, при сохранении без изменения взлет но-посадочных характеристик.
    Внедрение рекомендации по п.1.5. настоящих Рекомендаций допускается для подконтрольной эксплуатации 15-20 самолетов.
    

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

    
    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 и регулировке, определение мощности двигателя;
    - повторный облет самолета для определения уровня ЛТХ после выполнения работ.
    В процессе выполнения работ на самолете необходимо не менее 3-х раз при опробовании двигателя определить его мощность по методике, разработанной в ГосНИИ ГА (приложение 1).
    Если после выполнения всех перечисленных ниже работ ЛТХ самолета не удовлетворяет требованиям ТУ, а среднее значение мощности из 3-х замеров менее 880 л.с. двигатель подлежит замене.
    

1.1. Выполнение облета самолета АН-2 по определенно
его основных летных характеристик.

    
    Основные методические указания и рекомендации по выполнении 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.
    Изменения "Программы облета самолета Ан-2, оборудованного с/х аппаратурой..."
    п. 1.1. записать:
    "Облет самолета 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 и с 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 в следствии 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 H=150-200 м 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.
    3. В горизонтальном полете на Vпр = 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 Vmах 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 Vу и Vmах 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 и скорости для самолета без с/х аппаратуры и с опрыскивателем). (Приложение II к настоящим рекомендациям).
    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=20 м) 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 атмосферой 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.
    2. Воли максимальная скорость меняется более чем на 5 км/час в процессе выполнения установившейся горизонтальной площадки, записывается также диапазон изменения Vmaх 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.
    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 значении Vmax г.п не более 5 км/час. Большая разнице в значениях Vу и Vmax г.п на двух режимах, а также 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 tсм; tм и tг.ц. - причина нестабильности - подсос горячего воз духа 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.*

    
    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 опускание 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:

    
    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 + 57мм).
    Для приведения нивелировочных данных в соответствие ТУ необходимо, не превышая установленного диапазона натяжения лент-расчалок путем регулировки болтов на задних углах бипланной стойки уменьшить установочные углы левой коробки крыльев (так чтобы сами эти величины оставались в пределах допусков).
    __________
    *Выполняется специалистами АР3.
    
    
    Так например, полностью соответствует ТУ следующий вариант регулировки установочных углов крыльев:

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

    При нивелировке самолета следует обратить особое внимание на соответствие разметки (красная краска) действительному положению реперных точек. 6 случае если при выполнении нивелировочных работ в эксплуатационном подразделении обнаружено, что реперные точки нанесены неверно, работы должны быть прекращены до вызова представителя ремонтного завода.
    

1.3. Состояние поверхности лакокрасочного покрытия.

    
    Состояние поверхности лакокрасочного покрытия может быть причиной снижения максимальной скорости горизонтального полета, при условия, 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 технология покраски при изготовлении либо капитальном ремонте самолета. Способ устранения данного дефекта - перекраска самолета, которая выполняется на заводе после предъявления рекламаций заводу-изготовителю (ремонтному заводу).
    В эксплуатации отмечайте случаи, когда снижение максимальной скорости связано с наклейкой пробковой крошки на поверхность верхней ходовой дорожки на фюзеляже .Наложение пробковой крошки с нарушением технологи (неравномерным слоем с выходом за пределы ходовой дорожки) приводит к увеличению расходов топлива.
    Это нарушение должно устраняться за счет эксплуатационного подразделения (если наклейка крошки 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 уменьшению нестабильности
работы силовой установки.

    
    Работы по уменьшению нестабильности работы силовой установки выполняется в случае, если в результате облета установлено, что:
    - максимальная скорость в установившемся режиме нестабильна, изменение ее превышает 5 км/час и сопровождается 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 превышает 30 об/мин.
    Самопроизвольное изменение в полете частоты вращения вала двигателя (оборотов) является следствием статической погрешности системы регулирования воздушного винта, а изменение максимальной скорости при практически, постоянных оборотах, но при изменении температуры смеси более 5°, следствием подсоса горячего воздуха из подкапотного пространства.
    С целью исключения влияния подсоса горячего воздуха из подкапотного пространства силовой установки самолета Ан-2 на мощность, развиваемую двигателем АШ-62ИР (подогрев воздуха на входе в карбюратор АКМ-62ИРА на 6° снижает мощность двигателя ~ на 1%). Необходимо: при монтаже двигателя на самолет обеспечить и контролировать в процессе эксплуатации:
    - герметичность соединения между верхней крышкой переднего капота и воздухозаборником карбюратора;
    - герметичность тросовой проводки управления заслонкой пылефильтра;
    - герметичность заслонки подогрева воздуха в воздухо-приемном патрубке карбюратора;
    - герметичность соединений и отсутствие трещин на переходнике карбюратора.
    На самолетах с невыключающимся пылефильтром необходимо открывать створку воздухозаборника продувки подкапотного пространства верхней крышки при температуре выше 0°С.
    Для сведения: «Температура смеси при опробовании двигателя АШ-62ИР должна быть ниже температуры окружающей среды на 10°С у самолетов с выключающимися пылефильтрами, и на 5°С у самолетов Ан-2 с невыключающимся пылефильтром».
    Для уменьшения статической погрешности системы регулирования частоты вращения и предотвращения заедания золотника регулятора Р-9СМ2 вследствие попадания в зазор между золотником и корпусом твердых частиц, находящихся в массе, 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.4 стр.54 РЛЭ проверить работу винта на равновесной частоте вращения вала двигателя. При наличии отклонений от требований РЛЭ - экипаж сообщает о наличие дефекта ИТС.
    Для устранения дефекта:
    - промыть масленый фильтр регулятора;
    - при повторении дефекта - заменить регулятор оборотов Р9СМ2.
    

1.5. Регулировка максимальной частоты
вращения коленчатого вала двигателя.*

    
    Если после проведения указанных выше работ ЛTX не укладываются в ТУ, то рекомендуется:
    - уменьшить максимальную частоту вращения коленчатого вала двигателя АШ-62ИР до 1950 - 2000 об/мин заворачиванием двойной вильчатой тяги управления регулятором оборотов Р-9СМ2.
    При этом, как показывают проведенные в институте работы, даже при некотором уменьшении максимально развиваемой мощности двигателя АШ-62ИР на большей части самолетов Ан-2 происходит увеличение тяги воздушного винта АВ-2 при взлете самолета Ан-2 и в полете, с соответствующим уменьшением расхода топлива на 2-4%.
    Максимальная скороподъемность Vy увеличивается на 0,40,6 м/с, а максимальная скорость Vmax на 10+15 км/час. Работу в соответствии с данной рекомендацией выполнить только на двигателях 16-ой серии, оборудованных фильтром сигнализатором стружки.
    Для полученного после регулировки максимального режима с уменьшенными взлетными оборотами) действует все ограничения и рекомендации, предусмотренные ЭТД двигателя и РЛЭ самолета Ан-2 для взлетного и номинального режимов.
    Режим малого газа регулируется в соответствии с действующим документами.
    При эксплуатации самолетов с измененной регулировкой максимальной частоты вращения в конце летного дня сливать 0,51 литр масла с маслоотстойника через шелковый фильтр.
    В случае использования данной рекомендации в ГосНИИ ГА направляется акт, в котором указывается:
    - бортовой номер, количество кап. ремонтов и наработка после последнего кап. ремонта планера;
    - заводской номер, количество кап. ремонтов и наработка после последнего кап. ремонта двигателя;
    - величины максимальных оборотов, Vy и Vmax до и после изменений регулировки;
    - качественная оценка экипажа вибрации силовой установки.
    Акт подпиливается экипажем и инженером АТБ. В формуляре двигателя делается запись об изменении максимальной частоты вращения вала двигателя.
    ___________
    *Использование настоящей рекомендации в 1986-89г.г. только после предварительного согласования с ГосНИИ ГА.
    
    

2. Требования к промышленности по поддержанию
ЛТХ самолетов Ан-2 в ТУ в течение отработки планером
в двигателем установленных назначенных ресурсов

    
    2.1. Предприятиям п/я A-1270 и А-3395.
    Провести анализ совместной работы регулятора Р9СМ2 и воздушного винта на самолете Ан-2. По результатам анализа совместно с ГосНИИ ГА принять решение о доработке системы регулирования для устранения влияния статической погрешности системы регулирования на снижение ЛТХ.
    2.1.2. Проанализировать материалы ГосНИИ ГА по работе в/винта АВ-2. При необходимости провести дополнительные расчеты в исследования. Дать рекомендации по использованию максимальной мощности двигателя АШ-62ИР для получения взлетной тяги на рекомендуемых РЛЭ максимальных режимах работы силовой установки.
    2.2. Предприятию п/я А-З395.
    2.2.1. Провести работы по обеспечению герметизации подвода воздуха к карбюратору АШ-62ИРА и устранению падения мощности двигателя АШ-62ИР из-за подсоса горячего воздуха из подкапотного пространства, как на самолетах с выключающимся, тек и с невыключающимся пылефильтром.
    2.2.2. При получения положительных результатов подконтрольной эксплуатации самолетов с регулировкой в/в согласно п.1.5. Рекомендаций, доработать систему управления регулятором оборотов Р9СМ2 для обеспечения диапазона регулирования на максимальной частоте вращения коленчатого вала двигателя АШ-62ИР на земле до 19001950 об/мин, в том числе, за счет увеличения возможности вворачивания двойной вильчатой тяги управления регулятором.
    2.2.3. Выпустить бюллетень по доработке конструкции силовой установки самолета Ан-2 на заводе-изготовителе ПНР и на ремонтных заводах ГА.
    
    

3. Мероприятия, рекомендуемые ремонтным
заводам ГА по устранению нарушений
технологических требований и улучшению
ЛТХ самолетов Ан-2

    
    3.1. Директорам ремонтных заводов ГА внести в Технологические карты нивелировки самолета на ремонтных заводах ГА требование о суммарной величине превышения углов установки левой полукоробки крыльев над правой (должно быть не менее 3 мм, рекомендуемая величина 57 мм), а также требование о допустимой величине перекоса стабилизатора (не более 5 мм).
    3.2. Ремонтным заводам ГА установить контроль за соблюдением технологии нивелировки стабилизатора. Не допускать уменьшения углов установки, стабилизатора ниже допустимого (превышение реперной точки 12 над точкой 11 должно быть не более 108,5 мм при нивелировке самолета под углом 10° к горизонту). Большие превышения этой нивелировочной характеристики приводят к изменению характеристик устойчивости самолета и могут отрицательно сказываться на безопасности полетов.
    3.3. Ремонтным заводам ГА контролировать правильность нанесения разметки реперных точек.
    3.4. Заводу-изготовителю (ПНР) усилить контроль за соблюдением технологии покраски самолетов. В случаях нарушения целостности лакокрасочного покрытия до отработки самолетом ресурса 2500 часов перекраску самолета осуществлять за счет завода-изготовителя, в случае нарушения покрытия при отработке межремонтно го ресурса - за счет ремонтного завода.
    3.5. Ремонтным заводам ГА, ремонтирующим двигатели АШ-62ИP обратить особое внимание на контроль за соблюдением технологии дефектации центральной пружины регулятора Р9СМ2.
    3.6. Ввести на заводах ГА при послеремонтных испытаниях самолетов облет самолета с с/х аппаратурой РТШ по дополнительной заявке Заказчика за дополнительную оплату.
    3.7. Оснастить ремонтные заводы ГА балансирными станками для замера мощности.
    3.8. До внедрения балансирных станков использовать при решении спорных вопросов о мощности двигателей АШ-62ИР контроль тяги по уровню ЛТХ эталонного самолета ГосНИИ ГА с данным двигателем и винтом I категории.
    3.9. При поступлении в кап. 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.
    3.10. АРЗ 411 ГА провести контрольно-сдаточные испытания 4-х5-ти двигателей при регулировке максимальных оборотов в соответствии с п.1.5. настоящих рекомендаций. Акт по результатам испытаний направить в ГосНИИ ГА.
    3.11. Требования п.п.3.13.5, а также 3.10 выполнить до 1.02.89.
    3.12. Рассмотреть целесообразность внедрения на ремонтных заводах ГА методики оценки мощности, разработанной в ГосНИИ ГА (приложение 1, стр. 12).
    

Приложение 1

ОЦЕНКА МОЩНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ АШ-62ИР

    
1. Методические урезания.

    
    Мощность двигателя АШ-62ИР на самолете Ан-2 может быть определена с помощью замера крутящего момента па 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 ввиду, 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 работавший с ним совместно двигатель АШ-62ИР может иметь разную мощность при одинаковой частоте вращения и давлении наддува на взлетном режиме. Происходят это потому, что настроенный 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.
    

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 Aн-2, вып. 2-4, ТК № 16-18.
    2.4. Установите рычаги управления подогревом воздуха на входе в карбюратор, высотным автокорректором и пылефильтром в положение «включено».
    2.5. Установите рычаг управления регулятором оборотов в положение «малый шаг» и рычагом управления увеличите режим до взлетного. При этом двигатель должен развивать 2150…2200 об/мин при наддуве не выше 1030 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 поддерживать 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, засеките давление наддува по указателю МВ-16.
    Примечание: при сильном ветре (более 10 м/с) замер Рк произведите дважды: по ветру и против ветра и возьмите средние значение.
    

3. Определение мощности двигателя.

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

;

    где  Nе - мощность замеряемого двигателя, л.с.
    Nеэ - мощность эквивалентного двигателя в стандартных атмосферных условиях (Во=760 мм.рт.ст., tо=+15°C) равная 1000 л.с.
    Ркэ - давление наддува эквивалентного двигателя в данных атмосферных условиях (Рм,………м), 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 программе рис. 1. Для этого узнаем Рм и tм в момент замера по данным метеосводки.
    Для примера определим Ркэ для атмосферных условий Рм = 730 мм.рт.ст.; tм = 20°С.
    От точки оси абсцисс 730 мм.рт.ст. восстанавливаем перпендикуляр до пересечения с наклонной +20°С проводим горизонтальную линию до пересечения с осью ординат, на которой получаем значение Ркэ = 750 мм.рт.ст.
    3.2. Полученную величину мощности следует привести к стандартным атмосферным условиям.
    
    Приведение производится по формуле:

    где Nо - мощность замеряемого двигателя в стандартных атмосферных условиях, л.с.
    tк - температура воздуха на входе в карбюратор, °С.
    Во=Рн - атмосферное давление в момент замера, мм рт. ст.
     - абсолютная влажность окружающей среда в момент замера, мм рт. ст.
    Из-за незначительного влияния изменения влажности на мощность двигателя этой величиной можно пренебречь.
    
    Примечание: При значительных отклонениях в мощности у проверяемого двигателя по сравнению с эталонным следует повторно замерить мощность с другим винтом, так как это отклонение может быть вызвано неправильной установкой лопастей или другими недостатками винта.     
    

Номограмма определения наддува Ркэ эталонного двигателя
АН-62ИР на режиме n=2100 об/мин (при угле установки лопастей
винта 17°) для заданных атмосферных условий
Рис. 1

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 = 5250кг
Рис. 2

Зависимости вертикальной скорости и максимальной
скорости от высоты полета и температуры наружного воздуха
для самолета Ан-2 с опрыскивателем mвзл = 5250кг
Рис. 3

Зависимости вертикальной и максимальной скорости
от высоты полета и температуры наружного воздуха для
самолета Ан-2 с неработающим РТШ-1, mвзл=5250кг
с подкрыльевыми контейнерами Ш7900 50
Рис. 4