Геометрические данные
Линейные размеры (рис.1.5)
Длина самолета м:
в линии полета.........................................................................................12,735
при стоянке на трех точках.....................................................................12,4
Высота самолета, м:
в дании полета..........................................................................................5,35
при стоянке на трех точках.....................................................................4,13
Размах крыльев биплана, м:
верхнего крыла.........................................................................................18,176
нижнего».........................................................................................14,236
Размах отъемной части верхнего крыла, м........................................................8,425
Хорда отъемной части крыла (с прижатым предкрылком), м:
по закрылку.............................................................................................2,4
» элерону...............................................................................................2,45
Размах отъёмной части нижнего крыла, м........................................................5,795
Хорда отъёмной части крыла, м.........................................................................2,0
Удлинение крыльев, м:
верхнего.....................................................................................................7,7
нижнего......................................................................................................7,25
Размах горизонтального оперения, м.................................................................7,2
Хорда горизонтального оперения, м..................................................................1,8
» стабилизатора, м.....................................................................................1,05
Размах предкрылков верхнего крыла, м............................................................7,7
Размах элерона, м.................................................................................................4,692
Хорда элерона, м....................................................................................................0,65
Размах триммера элерона, м................................................................................1,18
Хорда триммера, м................................................................................................0,12
Размах закрылка верхнего крыла, м..................................................................3,415
Хорда закрылка, м..............................................................................................0,6
Размах закрылков нижнего крыла, м:
корневого...........................................................................................................3,16
концевого...........................................................................................................2,452
Хорда закрылков, м..........................................................................................0,5
Размах руля высоты, м......................................................................................6,946
Хорда руля высоты, м.......................................................................................0,74
Размах триммера руля высоты, м....................................................................1,778
» вертикального оперения, м..................................................................3,35
» руля направления, м............................................................................3,285
Хорда руля направления (наибольшая), м......................................................1,355
Размах триммера руля направления, м............................................................0,838
Длина фюзеляжа, м.......................................................................................10,120
Ширина фюзеляжа, м........................................................................................1,80
» фюзеляжа по центроплану, м.............................................................2,6
Высота фюзеляжа в линии полета, м................................................................2,521
Ширина колеи шасси при свободных амортизаторах, м.................................3,36
Расстояние между основными колесами шасси и хвостовым колесом, м.......8,23
Размер колес шасси, мм.....................................................................................800х260
Размер хвостового колеса, мм...........................................................................470х210
Длина лыжи шасси м..........................................................................................2,662
Ширина полоза, м.............................................................................................0,825
Длина хвостовой лыжи, м..................................................................................1,2Ы
Ширина полоза, м................................................................................................0,5
Размер грузовой кабины, м:
длина......................................................................................................................4,1
ширина....................................................................................................................1,6
высота......................................................................................................................1,8
Общая кубатура, м3...................................................................................................12
Размер двери, м:
грузовой.....................................................................................................1,53х1,46
для пассажиров..........................................................................................1,42х0,81
Диаметр окна грузовой кабины, мм......................................................................320
Площади самолета
Площадь коробки крыльев с элеронами и закрылками, м2 ...................................71,51
Площадь верхнего крыла с элеронами и закрылками, м2......................................43,55
Площадь нижнего крыла с закрылками, м2............................................................ 27,96
Площадь агрегатов коробки крыльев, м2:
элеронов.........................................................................................................5,9
закрылков верхнего крыла...........................................................................4,09
корневых закрылков нижнего крыла...........................................................3,15
концевых закрылков нижнего крыла...........................................................2,348
триммера элерона.........................................................................................0,141
Площадь горизонтального оперения, м2:
общая площадь............................................................................................12,28
стабилизатора.............................................................................................7,56
руля высоты 4,72
Площадь триммера руля высоты, м2...................................................................0,268
» вертикального оперения, м2................................................................5,85
» киля, м2....................................................................................................3,2
» руля направления, м2..............................................................................2,65
» триммера руля направления, м2............................................................0,116
Опорная площадь основной лыжи шасси, м2......................................................2,18
» площадь хвостовой лыжи, м2................................................................0,6
Площадь миделя фюзеляжа, м2............................................................................3,84
Удельное давление на основную лыжу в зависимости
от полного веса самолета, кгс/см2................................................................от 0,09 до 0,11
Удельное давление на хвостовую лыжу, кгс/см2..........................................от 0,115 до 0,16
Регулировочные данные
Поперечное V:
верхнего крыла.................................................................................................3°
нижнего крыла..................................................................................................4°19'
Поперечное V стабилизатора.....................................................................................0°
Установочный угол:
верхнего крыла.....................................................................................................3°
нижнего»......................................................................................................1°
Установочный угол стабилизатора....................................................................минус 1°
Стреловидность крыла и стабилизатора......................................................................0°
Стояночный угол самолета...........................................................................................11°50'
Противокапотажный угол..............................................................................................28° ±1°
Отклонения органов управления приведены в табл. 2 и на рис. 1.6.
НИВЕЛИРОВКА САМОЛЕТА
Нивелировку самолета выполняют при стыковке частей планера. Собранный самолет устанавливают в линию полета. При этом хвост поднимают на высоту около 2 м и винтовой подъемник подводят под опору на шпангоуте № 26.
Для обеспечения безопасности перед подъемом хвоста самолета в зоне шпангоута № 20 на поясе шириной 120 мм подвешивают груз не менее 50 кгс. Под центроплан подводят два винтовых подъемника и устанавливают под опорами, расположенными в нижней части шпангоута №26.
Установка самолета в линию полёта. Установку самолета в линию полёта проверяют 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 и выше строительной горизонтали самолета). Вращением винтовых подъемников добиваются расположения трех реперных точек в одной плоскости, что свидетельствует об установке самолета 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 проверяют нивелиром и линейкой.
Рис. 1.6. Отклонения органов управления
Таблица 2
| Орган управления | α, град | β, град | γ, град | a, мм | b, мм | c, мм |
| Закрылки верхнего крыла | — | 39,5-1 | — | — | 316-9 | — |
| Закрылки нижнего крыла | — | 39, 5-1 | — | — | 264-7 | — |
| Элероны | 30-1,5 +1 | 14-1,5+1 | — | 263-13+8 | 124-13+8 | — |
| Зависание элеронов при отклонении закрылков на 39,5 ° | — | 16-1,5+1 | — | — | 141,5-13+8 | — |
| Отклонение элеронов при закрылках, зависших на 39,5° | 12-1,5+1 | 30-1,5+1 | — | 106-13+8 | 163-13+8 | — |
| Триммер элеронов | __ | __ | 24-1+5 | __ | __ | 52-10+18 |
| Руль высоты | 42-0+3 | 22,5±1 | — | 409-0+30 | 223±10 | — |
| Триммер руля высоты | — | — | 14±1 | — | — | 37±2 |
| Руль направления | 28-2+1 | 28-2+1 | — | 393-28+13 | 393-28+13 | — |
| Триммер руля направления | — | — | 14±1 | — | — | 34±2 |
Нивелировка и регулировка коробки крыльев. После установки самолета в линию полета проводится нивелировка к регулировка бипланной коробки. Крылья устанавливают по реперным точкам на переднем и заднем лонжеронах, нервюрам № 2 и 17 верхнего крыла (по нижней поверхности) и по нервюрам — №2 и 14 нижнего крыла (по верхней поверхности).
Установка углов поперечного V крыльев проводится в процессе натяжения лент-расчалок бипланной коробки. Степень натяжения лент-расчалок приведена в табл. 3.
Таблица 3
| Место установки ленты | Наименование | Предел натяжения, кгс |
| Передняя несущая лента (парная) Задняя несущая лента. Поддерживающая лента (парная) | Расчалка № 14 ГОСТ 1004—48 Расчалка № 14 ГОСТ 1004—48 Расчалка № 11 ГОСТ 1004—48 | 550—1100 740—1100 900— 1400 |
Согласно регламенту технического обслуживания самолета Ан-2, утвержденного Министерством гражданской авиации СССР 5 ноября 1971 г., величины натяжения лент-расчалок коробки крыльев должны быть равны (в кгс):
Лента № 11 поддерживающая правая передняя.........1200—1320
» № 11»» задняя.......1200—1620
Лента № 11 поддерживающая левая передняя...........1240—1380
» № 11»» задняя........1240—1380
Лента № 14несущая правая передняя спаренная.......580—740
» № 14»» задняя спаренная.......580—740
» № 14 несущая левая передняя спаренная.........600—780
» № 14»» задняя спаренная.........600—780
» № 14 несущая правая задняя одинарная...........750—870
» № 14» левая задняя одинарная...........760—870
Необходимо соблюдать следующий порядок и способ регулировки лент-расчалок бипланной коробки:
— ленты № 11 натягивать настолько, чтобы обеспечить требуемое нивелировочным листом поперечное V крыльев;
— увеличить натяжение передних лент до величины, указанной в приведенных выше данных;
— увеличить натяжение задних лент № 14 до величины, указанной в приведенных выше данных.
Все вышеперечисленные работы по натяжению лент-расчалок коробки крыльев выполняются силами и средствами эксплуатационных предприятий.
При указанных выше пределах натяжения лент-расчалок крыльев углы поперечного V должны быть: нижнего крыла +4°19', верхнего + 3°. Превышение углов проверяют нивелиром и линейкой по реперным точкам. После проверки углов поперечного V регулируют углы установки крыльев регулировочными болтами на задних углах крепления бипланной стойки.
Установки крыльев проверяют нивелиром и линейкой. Верхнее крыло устанавливают под углом 3°, нижнее —1°.
Примечание. Суммарная величина превышения углов установки левой полукоробки должна быть на 3 мм больше превышения правой, оставаясь в пределах допусков.
Вынос верхнего крыла над нижним проверяют по нервюрам № 2 и 17 верхнего крыла отвесом или линейкой.
Нивелировка и регулировка стабилизатора. Углы установки стабилизатора проверяют по узлам крепления подкоса стабилизатора на нервюре № 6. Стабилизатор установлен под отрицательным углом 1° к строительной горизонтали самолета.
Установку правой и левой половин стабилизатора проверяют 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 проверяют симметрию правой и левой частей самолета, для чего сравнивают диагональные размеры правой и левой половин.
По окончании нивелировки все регулируемые соединения контрятся. 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°±10'; его проверяют нивелиром и угломером, установленным 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 регулируют вворачиванием или выворачиванием стыковой вилки рамы двигателя; резьбовая часть при этом должны выходить не более чем на 6 мм.
1.6. ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ И ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА В ТРАНСПОРТНОМ И СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННОМ ВАРИАНТАХ
Весовые данные
Нормальный полетный вес для всех вариантов, кгс:
на трассах, имеющих превышение местности до 3000 м...................................5250
на трассах, имеющих превышение местности свыше 3000 м (до 3800 м)...............5000
Посадочный вес, кгс............................................................................................................не более 6250
В зависимости от варианта вес пустого самолета находится в пределах, кгс..................3400—3690
(фактический вес пустого самолета брать из формуляра самолета)
Загрузка самолета. Положение центра тяжести самолета оказывает большое влияние на поведение самолета в воздухе и на управление им. Неправильное размещение грузов на самолете приводит к нарушению устойчивости и управляемости самолета, усложняет взлет и посадку, снижает аэродинамические качества самолета, а незакрепленный груз в самолете при взлете или в полете может сместиться назад к шпангоуту № 15 и привести к резкому нарушению центровки самолета, потере продольной устойчивости и к срыву самолета в штопор. Поэтому перед полетом необходимо убедиться в правильном размещении пассажиров (особенно пассажиров с детьми), багажа или грузов и определить по центровочным графикам положение центра тяжести загруженного самолета.
При загрузке самолета (в грузовом варианте) можно пользоваться отметками, нанесенными на правой стенке грузового отсека фюзеляжа зеленой и красной краской (рис. 1.7). Против зеленой стрелки с надписью «До 1500 кГ» можно располагать груз любого веса до 1500 кгс. При этом центровка в полете будет равна 24—25 % САХ и соответствовать наибольшему запасу продольной статической устойчивости самолета без применения триммера.
Рис. 1.7. Разметка положения грузов на борту самолета
Красные стрелки с отметками 1500, 1200, 1000, 800, 600, 400 и 350 кгс показывают самое заднее положение центра тяжести груза, при этом самолет еще имеет достаточный запас продольной статической устойчивости. При этом центровка получается около 33% САХ, т. е. самая задняя из допустимых.
Не менее важно следить за тем, чтоб полетный вес самолета не превышал установленных норм, так как перегрузка увеличивает напряжение в его деталях и может привести к поломке.
Размещение грузов в самолете. В грузовом варианте размещение грузов в самолете обычно производят по меткам (см. рис. 1.7), указанным на правом борту внутри фюзеляжа согласно Руководству по летной эксплуатации и пилотированию самолета Ан-2 (Общие указания по загрузке самолета), с обязательным расчетом центровки по центровочным графикам.
Пример. Один груз весом 600 кгс можно расположить в любом месте между зеленой стрелкой с отметкой «До 1500 кгс» и красной стрелкой с отметкой «600 кгс». Если грузов несколько, то необходимо размещать их так, чтобы общий их центр тяжести находился или против красной стрелки с отметкой «600 кгс», или впереди нее до зеленой стрелки включительно.
Если величина груза не соответствует значениям цифр, нанесенным на борту фюзеляжа, например 650 кгс, то нельзя его размещать против цифр 600, 400 и 350, так как такое размещение груза создает недопустимую заднюю центровку, превышающую 33% САХ.
Рис. 1.8. Схема компоновки пассажирской кабины самолета Ан-2(П):
1 — детская люлька; 2 — декоративная обшивка; 3—багажная полка; 4 — вентиляционная камера; 5 — складное сиденье; 6 — оконные занавески; 7 — кресло; 8 — коллектор обогрева; 9— вешалка; 10 — входной поручень; 11—туалет; 12 — ручной огнетушитель; 13 –аптечка
При размещении на самолете пассажиров, багажа, почты и грузов необходимо учитывать, что наибольшее влияние на смещение центра тяжести самолета назад оказывают пассажиры, размещенные на задних сиденьях, и груз, размещенный за шпангоутом № 8. Поэтому при неполном количестве пассажиров необходимо задние сиденья оставлять свободными (пассажиров с детьми во всех случаях сажать на передние сиденья), а груз и багаж размещать между шпангоутами фюзеляжа № 6 и 8.
Перевозка пассажиров в грузовой кабине на откидных сиденьях нежелательна. В настоящее время отдельные транспортные самолеты, предназначенные для перевозки пассажиров, переоборудованы под пассажирский вариант, где установлено 12 кресел (рис. 1.8).
После того как правильно размещен груз или пассажиры на сиденьях, необходимо строго соблюдать требования закрепления грузов в фюзеляже от их смещения при взлете назад к шпангоуту № 15, а также привязывание пассажиров к креслам для предупреждения их падения при взлете и посадке самолета.
Примечание. Полет самолета при центровках свыше 33% САХ запрещается. В хвостовой отсек фюзеляжа за шпангоутом № 15 размещать груз также запрещается.
1.7. ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ И ПРОВЕРКА ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ ЗАГРУЖЕННОГО САМОЛЕТА
В табл. 4 приведены величины веса и центровки самолета Ан-2 в десантно-транспортном, транспортном и пассажирском вариантах.
В табл. 5 указаны величины веса и центровки самолета Ан-2 в сельскохозяйственном варианте.
На рис. 1.9 показаны положение центра тяжести пустого самолета с полным оборудованием, длина средней аэродинамической хорды бипланной коробки крыльев (САХ) и ее положения относительно осей координат.
Таблица 4
| Наименование параметра | Серия самолета | ||
| Ан-2 (Т) | Ан-2(ТП) | Ан-2 (П) | |
| Вес пустого самолета с оборудованием, кгс | 3360 +1% | 3430 +1% | 3450+1% |
| Нормальный полетный вес, кгс | |||
| Центровка пустого самолета с комплектным или полным оборудованием, % САХ | 20,8±1 | 20,8±1 | 20,2±0,6 |
| Предельный диапазон эксплуатационных центровок, % САХ | 17,2-33 | 17,2-33 | 17,2-33 |
Примечания. 1). Вес и центровка самолетов Ан-2 (Т) указаны без учета кислородного оборудования, установка которого увеличивает вес самолета на 50 кгс и сдвигает вперед центровку на 0,2% САХ.
2). Вес и центровка самолетов Ан-2 (ТП) указаны с учетом снятия кислородного оборудования.
Таблица 5
| Наименование параметров | Вес, кгс | Центровка, % САХ |
| Пустой Ан-2 в транспортном варианте с полным оборудованием | 3440+1% | 20,8±1 |
| Ан-2 в варианте опыливателя с полным оборудованием | 3525+1% | 20,4-0,6+1 |
| Ан-2 в варианте опрыскивателя с полным оборудованием | 3520+1% | 20,6-0,8+1 |
| Нормальный полетный вес | — | |
| Предельный диапазон эксплуатационных центровок | — | 17,2-33 |
Примечание. На самолетах изготовленных в Польше кроме опрыскивателя «старого» типа (Ш7628-215), введены дополнительно две новые его разновидности, при установке которых веса и центровки самолета изменяются следующим образом (по сравнению с п. 3 из табл. 5):
а) самолет с опрыскивателем «отсасывающего» типа (Ш7633-0) с подвесными бачками ∆G= + 17 кгс, ∆Х=+0,2% САХ;
б) самолет с опрыскивателем «эжекторного» типа (Ш7636-0) ∆G= —12 кгс, ∆Х= —0,4% САХ.
Всякое изменение места установки оборудования, проводимое эксплуатирующими предприятиями, или изменение его комплектовки может значительно изменить центровку пустого самолета. В этих случаях центровку обязательно следует учитывать пересчетом, как показано ниже в примерах расчета центровки. Рекомендуемый диапазон центровок, обеспечивающий наиболее легкое управление самолетом, составляет 23—28% САХ.
Положение центра тяжести загруженного самолета следует проверить по способу моментов или по центровочным графикам. Пример применения способа моментов для определения центра тяжести самолета (без грузов) с минимальным запасом топлива и масла к баках показан в табл. 6.
Рис. 1.9. Средняя аэродинамическая хорда коробки крыльев самолета
Таблица 6
| Наименование груза | Вес, кгс | Плечо, м | Момент, кгс·м |
| Пустой самолет с, полным оборудованием | 0,513 | ||
| Экипаж (два человека) | —0,336 | —60 | |
| Топливо | 0,944 | ||
| Масло | —1,586 | —40 |
В табл. 6 записываются веса грузов, включая и вес самолета, расстояния центра тяжести каждого груза от шпангоута № 5 и моменты, вычисленные перемножением весов на расстояние до шпангоута № 5. Плечо считается положительным для грузов, расположенных позади шпангоута № 5, и отрицательным для грузов, расположенных впереди шпангоута № 5. Плечо центра тяжести пустого самолета берется из табл. 6.
После суммирования весов и моментов определяется расстояние центра тяжести самолета от шпангоута № 5 по формуле:
(1)
а центровка в % САХ по формуле:
(2)
где L— расстояние от начала САХ до шпангоута № 5, равное 0,05 м;
bСАХ - длина САХ, равная 2,269 м.
Таблица 7
| Наименование груза | Вес, кгс | Плечо X, м | Момент, кгс·м |
| Пустой самолет с полным оборудованием | 0,513 | ||
| Снят бортинструмент | —42 | 6,97 | — 292 |
| Экипаж два человека | — 0,336 | — 60 | |
| Топливо | 0,994 | ||
| Масло | — 1,586 | — 40 |
По формулам (1) и (2) получаем:
Рассмотренный случай соответствует передней центровке самолета. При этом взят случай, когда пустой самолет имеет центровку 20,4% САХ, т. е. наиболее переднюю из возможных для данной серии.
Проводимые эксплуатирующими подразделениями изменения заводской компоновки или комплектовки могут значительно изменить центровку. В табл. 7 приведен расчет центровок для случая, когда с самолета снят ящик с бортинструментом весом 42 кг:
∑G=3580 кгс;
∑G·X=1385 кгс·м.
Как видно из табл. 7, плечо ящика с бортинструментом относительно шпангоута № 5 равно 6,97 м:
Как видим, центровка далеко вышла за пределы допустимой передней центровки 17,2% САХ.
В данном случае экипажам необходимо помнить соответствующее предупреждение из Руководства по летной эксплуатации и пилотированию самолета Ан-2, где говорится, что «Если по условиям полета на борту нет груза (перегонка, тренировка и т. д.) и возможна посадка с небольшим количеством топлива (150—300 кгс), то необходимо создать более заднюю центровку».
Эксплуатационные центровки можно получить в таких случаях соответствующим расположением наземного и другого оборудования, обычно загружаемого в самолет. При перегонке самолета в ремонт необходимо помнить, что в весе и центровке пустого самолета, указанных в формуляре, учтен бортинструмент (42 кгс), расположенный на шпангоутах № 21 и 22. На самолетах Ан-2Т польского производства (с № 1Г4801) ящик с бортинструментом располагается на шпангоутах № 14 и 15, на Ан-2ТП бортинструмента нет.
Центровка при перегонке рассчитывается по графику. Проверка центровки загружейного самолета и его веса проводится перед выпуском его в полет с учетом размещения всех нагрузок: пассажиров, багажа, грузов и т. д. Положение центра тяжести самолета с нагрузкой определяют по центровочным графикам.
Перед вылетом командир самолета обязан путем личного осмотра убедиться, что в хвостовой части фюзеляжа за шпангоутом № 15 груз отсутствует и дверь, ведущая в хвостовой отсек, заперта на замок.
Перед вылетом экипаж должен предупредить пассажиров, чтобы они не передвигались по кабине самолета, перед взлетом и посадкой обязательно были пристегнуты привязными ремнями и чтобы не брались за трубопроводы, электропроводку, экранированные жгуты радиооборудования.
Емкости систем
Правая группа топливных баков, л..................................................................................620±24
Левая»»», л................................................................................620±24
Общая емкость топливной системы, л.............................................................................4240±48
Нормальная заправка системы топливом, л...................................................................1200
Емкость масляного бака, л..................................................................................................126
Нормальная заправка бака маслом, л.................................................................................80
Емкость баллона сжатого воздуха, л.................................................................................8
Емкость противопожарного баллона, л................................................................................2,5
Эксплуатационные данные
Расход топлива на 1 ч полета по видам работ, кг:
транспортные.............................................................................................................118
учебно-тренировочные.............................................................................................115
на авиационно-химических работах.......................................................................122,5
воздушная съемка.......................................................................................................125
в горных условиях.......................................................................................................140
Расход топлива на 1 ч работы двигателя на земле, кг ………………………………………45
Расход масла на сгорание от расхода топлива, %...................................................................4
Жидкость для амортизационных стоек шасси и хвостовой установки.....................масло АМГ-10
Количество жидкости, см3:
в амортизационных стойках шасси.........................................................................3360
в амортизационной стойке хвостового колеса..................................................440
Давление воздуха в амортизационных стойках при свободных амортизаторах в летних и зимних
условиях, кгс/см2:
в амортизационных стойках шасси.............................................................................30-1
в амортизационной стойке хвостовой установки.....................................................27
Осадка амортизационных стоек шасси, мм:
для полетного веса G=4800 кгс.................................................................................135
»»» G= 5009»................................................................................144
»»» G= 5250».................................................................................148
для полетного веса G = 5500 кгс..................................................................................170
Осадка амортизационной стойки хвостового колеса, мм...................................................55—75
Давление в баллоне воздушной системы, кгс/см2.....................................................................50
Давление в тормозной системе, кгс/см2:
колес.............................................................................................................................6—8
лыж................................................................................................................................8—10
Давление воздуха в пневматиках колес, кгс/см2..................................................................3
Обжатие пневматиков колес, мм:
шасси................................................................................................................................60
хвостовой установки.....................................................................................................30—35
Давление в баллоне противопожарной системы, кгс/см2...................................................150
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Летно-технические данные приведены для самолетов с нормальным полетным весом 5250 кгс. Эксплуатация самолетов Ан-2 с нормальным и посадочным полетным весом 5250 кгс и максимальным взлетным весом 5500 кгс разрешена с самолетов серии 62-01 и далее, а также для ранее выпущенных самолетов, у которых установлено усиленное шасси и усилена зона установки башмака крепления задних подкосов шасси к фюзеляжу.
