Меню Главная Случайная статья Настройки УТБ-2 Материал из https://ru.wikipedia.org УТБ (УТБ-2) — учебно-тренировочный бомбардировщик конструкции Павла Осиповича Сухого — аналог бомбардировщика Ту-2 для учебной подготовки пилотов и штурманов. Содержание 1 Назначение 2 Разработка 3 Производство 4 Техническое описание 4.1 Общая информация 4.2 Планер 4.3 Винтомоторная группа 4.4 Топливная система 4.5 Взлётно-посадочные устройства 4.6 Управление полётом 4.7 Гидравлическое оборудование 4.8 Электрооборудование 4.9 Радио и радионавигационное оборудование 4.10 Приборное, фото, кислородное и др. оборудование 4.11 Световое оборудование 4.12 Вооружение 5 Лётно-технические характеристики[8] 6 См. также 7 Литература и источники 8 Примечания 9 Ссылки Назначение Самолёт УТБ-2 был предназначен для обучения курсантов-летчиков и курсантов-штурманов в лётных и штурманских школах ВВС, а также тренировки лётного состава строевых частей бомбардировочной авиации. Дополнительно самолёт мог быть использован для обучения пилотов и штурманов в школах ГВФ, а также для буксировки учебных конусов[1] Разработка Постановлением СНК СССР от 26 февраля 1946 года и приказом НКАП от 27 апреля 1946 года был утвержден план опытного самолетостроения но 1946 год, согласно которому главному конструктору и директору завода №134 П. О. Сухому поручалось спроектировать и построить учебно-тренировочный бомбардировщик с моторами АШ-21 на базе самолета Ту-2. Первый экземпляр самолёта запланировано передать на госиспытания 1 июля 1946 года. Самолёт УТБ с 2АШ-21[2] принят на вооружение 29 декабря 1946 года Постановлением Совета Министров СССР. Для проведения испытаний приказом МАП № 282 от 4 мая 1947 года была утверждена бригада испытателей завода № 381. 7 мая 1947 года начались заводские испытания, завершившихся 14 мая. В июле-августе 1947 года в ГК НИИ ВВС прошли контрольные испытания самолеты УТБ-2 головной серии. В 1947 году была предпринята попытка переделать самолёт в пикирующий бомбардировщик, был переделан один опытный самолёт. По результатам испытаний было принято отрицательное заключение, а все работы по переделке были прекращены в 1948 году. Опытный самолёт № 3810004 был списан в 1949 году при ликвидации КБ Сухого. Производство Серийное производство самолёта было организовано на заводе № 381 НКАП. В УТБ переделывали серийные Ту-2 первых серий выпуска, поступавшие из строевых частей. Переделка одного самолёта занимала в среднем 2—3 месяца, в зависимости от технического состояния машины. Техническое описание Общая информация Все самолёты УТБ-2 не строились с нуля, а были переделаны в заводских условиях из серийных Ту-2. Основное отличие самолёта — это применение моторов воздушного охлаждения АШ-21 с двухлопастными воздушными винтами ВИШ-111В-38. Также переделке подверглись самолётные системы и конструкция планера, и было выполнено множество доработок по устранению конструктивно-производственных недостатков, выявленных в процессе эксплуатации Ту-2. Самолёт эксплуатировался в двух вариантах: пилотский вариант (вариант №1) и штурманский вариант (вариант №2). В первом варианте пилот-инструктор и пилот-ученик имеют полное управление самолётом и моторами. Во втором (штурманском) варианте правая колонка управления в передней кабине и педали не ставятся. В обоих вариантах экипаж состоит из трёх человек. Планер Цельнометаллический двухмоторный моноплан с разнесённым двухкилевым оперением и убираемым двухстоечным шасси с хвостовым колесом. Основной конструкционный материал конструкции планера — термообработанный анодированный дюраль марок Д6Т и Д16Т. Весь планер самолёта УТБ, как и планер Ту-2, состоит из самостоятельных предварительно собранных агрегатов, сочленяемых в процессе сборки самолёта на заводе: носовой части фюзеляжа, центральной части фюзеляжа с центропланом, двух отъёмных частей крыла с законцовками, хвостовой части фюзеляжа с хвостовым обтекателем (коком), стабилизатора и двух килевых шайб. Стыковка производится стальными термообработанными оцинкованными болтами (сталь 30ХГСА) через фитинги. Центральная часть фюзеляжа герметизируется, для предотвращения попадания выхлопных газов от моторов в кабину, улучшения аэродинамики и предотвращения распространения огня при возможном пожаре. Фюзеляж полумонококовой конструкции состоит из силового каркаса с гладкой работающей обшивкой. Состоит из носовой части фюзеляжа, центральной части, хвостовой части фюзеляжа с хвостовым обтекателем. Силовой каркас фюзеляжа включает шпангоуты (№№ 1-44), стрингеры и лонжероны. Обшивка фюзеляжа выполнена из листов дюраля Д16ТЛ различной толщины, два листа обшивки из АМцМЛ и один лист из стали 20АЛ0,8. Листы обшивки крепятся встык на заклёпках «впотай» Д3П. В передней части фюзеляжа расположено рабочее место пилота и может устанавливаться либо рабочее место пилота-курсанта, либо место штурмана. Все необходимые детали для переоборудования прикладывались в одиночный комплект ЗИП на каждый самолёт. Остекление передней кабины включает фонарь и нижнее остекление кабины из плексигласа толщиной 5-6 мм. Четыре передние стекла фонаря пилотов плоские, все остальные стёкла — гнутые. Для входа в кабину имелся нижний входной люк 600х700 мм с откидной лесенкой. Входной люк и фонарь кабины пилотов оборудованы механизмом аварийного сброса. Пол передней кабины (пилотов) выполнен из фанеры толщиной 10 мм. В хвостовой части фюзеляжа расположено рабочее место радиста с радиооборудованием и рабочее место стрелка с хвостовой стрелковой точкой. Оба места используются одним членом экипажа. Для сидения имеются два откидных сидения с чашкой под парашют. Оба сиденья могут откидываться и фиксироваться в походном положении. Для доступа в фюзеляж снизу применялся нижний входной люк, сбрасываемый в аварийной ситуации. Фонарь стрелка состоит из средней откидной части, используемой для входа в кабину, и сдвижной задней части (т. н. «черепахи»), которая по направляющим сдвигается вперёд (по полёту), позволяя свободно пользоваться оружием. Часть самолётов не имела сдвижной части фонаря стрелка, а был установлен жёстко зафиксированный козырёк из плексигласа. Крыло состоит из центральной части, двух отъёмных частей крыла (ОЧК) и двух концевых обтекателей крыла (законцовок). Силовой набор как центроплана, так и консолей крыла состоит из лонжеронов и нервюр. Центральная часть фюзеляжа неразъёмно состыковывается с центральной частью крыла и в таком виде является центральной частью самолёта. Угол установки крыла 2°, поперечного V крыла 7°. Законцовки на первых сериях изготавливались из деревянного каркаса с обшивкой из фанеры ФАБ1Л, затем из дюраля с обшивкой из Д16Т. Оба варианта законцовок полностью взаимозаменяемые. На задней кромке каждой ОЧК установлен трёхсекционный элерон со 100% весовой компенсацией. Каркас элерона дюралевый, обшивка из полотна АСТ-100. Хвостовое оперение свободнонесущее двухкилевое, состоит из трапецевидного стабилизатора из двух половин, и двух овальных килевых шайб на законцовках. Вся конструкция хвостового оперения из дюраля, кроме обшивки половин руля высоты и двух рулей поворота — из ткани АСТ-100. Органы управления полётом включают руль высоты из двух половин, два руля поворота, элероны на каждой консоли крыла. Левая половина руля высоты, правый руль поворота и правый элерон оборудованы триммерами с электрическим дистанционным управлением (механизмы УТ-2М, три шт.). Полные углы отклонения: элерон: вверх — 25°, вниз — 14° руль высоты: вверх — 35°, вниз — 20° рули поворота: ± 26° триммеры: ± 15°[3] Для уменьшения взлётной и посадочной скорости самолёт был оборудован щитками с гидравлическим управлением типа «Шренк», которые навешивались на ОЧК и по всему размаху центроплана. Полный угол отклонения щитков (на посадке) 45°[4], на взлёте — 15°. Винтомоторная группа Винтомоторная группа самолёта состоит из двух моторных установок в мотогондолах. Моторные установки монтируются под крылом в центральной его части. Капотные части мотоустановок имеют своим продолжением мотогондолы, в которые убираются стойки шасси. Правая и левая моторные установки полностью взаимозаменяемы. Каждая моторная установка состоит из мотора АШ-21, воздушного винта, моторамы, выхлопного коллектора, капота, кока винта, всасывающего патрубка, маслорадиатора, трубопроводов и проводки управления мотором. АШ-21 — однорядный семицилиндровый звездообразный авиационный мотор воздушного охлаждения с непосредственным впрыском топлива в цилиндры. Агрегат непосредственного впрыска топлива — насос высокого давления НВ-21 (давление впрыска 280300 атм). Система зажигания электроискровая, два магнето БСМ-7М и по две свечи на цилиндр типа АС-130. Для повышения высотности мотора на нём установлен одноступенчатый центробежный нагнетатель воздуха с автоматическим регулятором давления наддува РПД-21. Основные технические данные мотора: число цилиндров — 7 степень сжатия — 6,4±0.1 мощность мотора взлётная — 700 л.с. (не более 5 мин. непрерывной работы) при 2300 об/мин номинальная мощность на высоте 1700 м — 615 л.с. обороны максимальные (раскрутка на пикировании), не более 2500 об/мин в теч. не более 30 сек. обороты малого газа — 570 об/мин моторное топливо — этилированный бензин с октановым числом не менее 89 (Б-89 или 4Б-70) моторное масло — МС или МК габариты: диаметр — 1260 мм длина с насосом и генератором — 1372 мм вес сухой — 487±2 кг ресурс мотора — 100 часов[5] Мотор установлен на мотораме, представляющую собой пространственную ферменную конструкцию из термообработанных хромансилевых труб. Моторама крепится к мотогондоле на семи амортизаторах — резиновых подушках. В эксплуатации мотор снимается с самолёта вместе с моторамой. Сверху мотор закрыт капотом, состоящим из: закоковой части, переднего кольца, каркаса капота, двух боковых передних крышек, нижней крышки с туннелем маслорадиатора и задних съёмных крышек и несъёмных панелей. Запуск мотора воздушный, для чего на самолёте смонтирована пневмосистема с рабочим давлением 50 атм. В зимнее время для запуска непрогретого мотора применяется наземный генератор паро-газовой смеси, с помощью которого возможен запуск при температурах наружного воздуха до -20°С, при этом время подготовки к запуску составляет 7-10 минут. Управление моторами включает: управление газом, форсажем, остановом, регуляторами Р-7Е и кранами. На левом борту кабины пилотов установлен пульт управления моторами из трёх частей с общей панелью. Воздушный винт — двухлопастной винт изменяемого шага ВИШ-111В-38 диаметром 3,4 метра, правого вращения, с автоматическим центробежным регулятором шага винта Р-7Е. С помощью сектора винта можно устанавливать стабилизированные обороты винта в пределах рабочего диапазона оборотов мотора от 2300 об/мин (малый шаг) до 1700 об/мин (большой шаг). Лопасти поворачиваются на угол от 16 до 30 градусов. Время разворота лопастей 6-7 сек (с минимального шага на максимальный). Винт состоит из втулки винта, двух лопастей, кока. Вес винта в сборе 102±2% кг. Топливная система Для питания моторов топливом на самолёте установлены четыре сварных бензобака из материала АМц. общей ёмкостью 690 литров. Баки разделены на две группы (левая-правая), по два бака в группе. Согласно маркировке, принятой на самолёте Ту-2, за баками сохранены их порядковые номера — это бак № 4 и бак №5. Баки № 4 установлены в кессонах ОЧК между нервюрами 8-11, баки № 5 установлены в кессонах ОЧК между нервюрами 11-14. Баки 4-5 соединены трубопроводами. Питание моторов происходит самотёком из баков № 4. Заправочные горловины расположены на баках № 5. Для питания моторов в случае повреждений или отказов в топливной системе предусмотрена магистраль кольцевания баков (магистраль низкого давления), и магистраль кольцевания бензонасосов (магистраль высокого давления), соединяющая правые и левые баки. Датчики уровня бензина (бензиномер) установлены только в баках №4. Взлётно-посадочные устройства Шасси состоит из двух одинаковых стоек (ног шасси) — правой и левой. Каждая стойка состоит из гидропневматического амортизатора, сварной вилки с колесом, подкосов, штампованной балки, траверсы, подъёмника и замка шасси. В полёте каждая стойка закрывается двумя подвижными створками. Амортизатор с торможением на обратном ходу, заряжается сжатым воздухом до давления 15-16 кг/см и заправляется гидравлической смесью, состоящей по объему из 40% этилового спирта и 60% очищенного от щёлочи глицерина. На каждой стойке установлено одно тормозное колесо 900х300 мм с двухколодочным гидравлическим тормозом. Управление тормозом от педалей путевого управления пилотов. Торможение обоих колёс одновременное. В контуре торможения колёс установлен гидроаккумулятор, емкости которого гарантированно хватает на 15 полных затормаживаний колёс при полном отсутствии давления в гидросистеме самолёта[6]. В хвосте самолёта установлено убираемое в полёте хвостовое колесо размером 470х210 мм. Колесо самоориентирующееся, кругового вращения, с механизмом автоматической стабилизации в нейтральном положении. В полёте убранное колесо закрывается двумя створками и фиксируется стопором. Уборка и выпуск стоек шасси производится от гидравлической системы самолёта, в аварийных случаях возможен одноразовый выпуск шасси от воздушной системы, после чего требуется дополнительное наземное обслуживание гидроподъёмников шасси (удаление воздуха из полостей). Управление полётом В варианте № 1 на самолёте может быть смонтировано два одинаковых параллельно установленных мостика управления, что позволяет вдвоём управлять самолетом пилоту-инструктору и курсанту[7]. Оба пилота сидят плечом к плечу на одном уровне. На каждом мостике управления смонтирована колонка, штурвал и педали путевого управления. Для посадки пилотов имеются два одинаковых кресла с чашкой под парашют. Оба кресла имеют механизм регулирования по высоте. Передача усилий на элероны, рули высоты и поворота от пилотов выполнена жёсткой, трубчатыми тягами на роликовых направляющих и качалками. В варианте № 2 с самолёта снимается правый пост управления и правое кресло пилота, а взамен ставится кресло штурмана справа позади кресла пилота — на 79 мм и вниз — на 71 мм. Кресло штурмана по конструкции одинаково с креслом пилота. Гидравлическое оборудование Также как и Ту-2, на УТБ была установлена развитая гидравлическая система, которая предназначалась для управления уборкой-выпуском стоек шасси и хвостового колеса, тормозами колёс, взлётно-посадочными щитками и створками капотов (жалюзи продува цилиндров мотора и две боковые створки). Рабочее давление в системе — 75-80 кг/см. Давление создаётся двумя шестерёнчатыми гидропомпами МШ-3 на моторах, с производительностью (одной помпы) 7 л/мин. В качестве аварийного средства в кабине пилотов на правом борту (шп. №№ 9-9а) был расположен ручной поршневой насос РП-3 (или помпа «агрегат 266»). В качестве рабочей жидкости применялась спирто-глицериновая смесь в объеме 32-35 литров, из которых примерно 15-16 литров находилось в гидробаке (сварная ёмкость из АМцП). Гидравлическая жидкость — это смесь этилового спирта с удельным весом 0,81 и глицерина с удельным весом 1,26 в соотношении 1/1 по объёму. При зимней эксплуатации количество глицерина уменьшалось до объёмных 40% и добавлялось 10% дистиллированной воды. Для управления работой гидросистемы на левом борту кабины пилотов было установлено два гидропульта: пульт гидроприводов шасси и щитков, и пульт управления створками моторов. Для наземных проверок без запуска моторов на правом борту фюзеляжа между шпангоутами 10 и 11 была установлена панель питания гидросистемы от наземной помпы. Электрооборудование Бортовая сеть самолёта централизованная, постоянного тока на напряжение 27 вольт, двухпроводная с минусом на массе. Источники электроэнергии в полёте — два генератора постоянного тока ГСК-1500А и аккумуляторная батарея 12-А-30 нормальной ёмкостью 27 ампер-часов (при постоянном токе разряда 3 ампера). Оба генератора в полёте работают параллельно на общую сеть. Аккумуляторная батарея питает сеть при неработающих генераторах, а в полёте она сглаживает броски напряжения при перекоммутации потребителей сети. Генератор ГСК-1500А — это четырёхполюсная динамомашина постоянного тока с шунтовым возбуждением. Отдаваемая мощность одного генератора при номинальных оборотах мотора не более 1000 вт., при напряжении в диапазоне 26,5-28,5 вольт и разности токов при параллельной работе генераторов не более 12 ампер. Каждый генератор работает в паре с регуляторной коробкой РК-1500А. Для устранения помех радиоприёму после регуляторных коробок установлены сетевые фильтры. Аккумулятор установлен в теплоизолированном контейнере в фюзеляже, шп. №№ 20-21. Генераторы установлены на моторах. Распределительная сеть самолёта централизованная. На левом борту носовой части фюзеляжа (шп. 9-9а) установлен центральный распределительный щит ЦРЩ с коробкой предохранителей. Также на самолёте имелись электрощитки: пилотов, радиста и стрелка. Для аварийного обесточивания сети служит аварийный рубильник у пилота и у стрелка, на самолетах после серии № 0904 рубильник заменён контактором К-100А. Для подключения наземного источника электроэнергии на левом борту самолёта имелась розетка аэродромного питания. Вся бортовая сеть самолёта выполнена проводом марки ЛПРГС сечением от 0,75 до 16 мм. Для удобства эксплуатации она разбита на фидеры. На самолёте УТБ, также как и на Ту-2, широко применяется металлизация, то есть электрическое соединение всех металлических частей самолёта в единую электроцепь с малыми переходными сопротивлениями, что способствует свободному перетеканию накапливающего в полёте статического электричества и заметному улучшению работы радиоаппаратуры. Перемычки металлизации изготовлены из медных обслуженных плетёнок и установлены на всех тягах, качалках, трубопроводах, рулях, подвижных элементах обшивки, люках и т.п. Радио и радионавигационное оборудование Радиосвязное оборудование включает две радиостанции: РСИ-6 (РСИ-6К) и РСБ-3бис АД, а также самолётное переговорное устройство СПУФ-4бис. Станция РСИ-6 служит для двусторонней связи самолётов между собой в группе и для связи с аэродромом. При полёте на высоте 1000 м обеспечивалась связь с наземной радиостанцией 11-АК или РАФ-КВ3 до 110 км. Станция РСБ-3бис АД является коротковолновой приемопередающей станцией радиотелефонной и радиотелеграфной связи. Радионавигационное оборудование состояло из радиополукомпаса РПК-2М и радиовысотомера РВ-2. Для обеспечения работы радиооборудования на самолёте применялись радиомачта и тросовое антенное устройство между кабиной пилотов и килями самолёта. Приборное, фото, кислородное и др. оборудование На самолёте было две приборные доски — в кабине пилотов и у радиста. Обе доски установлены на амортизаторах типа «Лорд». Освещение досок лампами ультрафиолетового облучения. Пилотажно-навигационные приборы: авиагоризонт АГП высотомер ВД-12 указатель скорости УС-800 указатель поворота УП-2 вариометр ВАР-30 индикатор курса РПК-2 компас ГМК-2 часы АВР и др. На с-те устанавливалось два магнитных компаса: один в кабине для штурмана, а второй в носу для бомбометания. Гироскопическая группа приборов (АГП-2, ГМК-2 и УП-2) питалась за счёт перепада давления 90 мм. рт. ст., создаваемого за счёт отбора воздуха от нагнетателей левого и правого моторов. Для наземных проверок по правому борту самолёта имелся штуцер подключения установки наземного питания гироприборов. Навигационный оптический бортовой визир АБ-52 устанавливался по правому борту и предназначался для определения углов сноса, средней путевой скорости и определения девиации магнитного компаса. Ввиду высоких погрешностей магнитных компасов А-4 и ГМК-2 на самолёте применялся дистанционный потенциометрический компас ПДК-45, установленный внутри правой консоли крыла между нервюрами 15-16. Репитеры (дистанционные указатели) этого компаса устанавливались: один на приборной доске лётчика, второй у штурмана. Приборы винто-моторной группы: два мановакуумметра МВ-160 два электрических тахометра ТЭ-45 термоэлектрические термометры головок цилиндров ТЦТ-9. Термопары (термоэлектрические датчики) установлены под пятыми цилиндрами моторов. бензиномер БЭ-346 с поплавковым реостатным датчиком два термометра выходящего масла ТМЭ-45 два манометра давления масла ЭДМУ-15 два манометра давления бензина ЭДМУ-3 и др. Фотооборудование: Включает аэрофотоаппарат для планового и перспективного фотографирования и контроля бомбометания АФА-ИМ с командным прибором КПИ-2. Фотоустановка смонтирована внутри хвостовой части фюзеляжа на полу (шп. №№ 33-34). Для ведения фотосъемки в фюзеляже снизу имеется фотолюк (вырез), закрытый двумя створками с электроприводом. Командный прибор фотоаппарата смонтирован на правом борту кабины шп. 5-6. Кислородное оборудование позволяло экипажу выполнять полёт на высотах от 4 до 10 тыс. метров. Запас кислорода хранился в трёх кислородных баллонах ёмкостью три литра, с давлением зарядки 150 атм (при температуре +20 градусов). Для дыхания экипажа на борту было три кислородных прибора КП-14 (лёгочных автомата). КП-14 регулирует подачу газовой смеси автоматически в зависимости от высоты полёта и от фаз дыхания человека. Световое оборудование парные аэронавигационные огни АБ-42 — на каждой законцовке верхний и нижний огонь; хвостовой огонь ХС-39 две выдвижные фары ФСВ-200 на крыле светильники ультрафиолетового облучения УФО с реостатами подсвета светомассы приборных досок лампы освещения рабочих мест и подсвета приборов — шарнирные лампы освещения кабин, плафоны освещения, лампы подсвета лампы подсветки створок охлаждения моторов (на мотогондолах) Для резерва внутрисамолётной связи между членами экипажа на с-те применяется т.н. «трёхцветная сигнализация» — по три цветные лампы на каждом рабочем месте: красная, белая и зелёная, и соотв., по три кнопки аналогичных цветов. Вооружение Вооружение самолёта включает: четыре бомбодержателя внешней подвески бомб с замками ДЗ-40, смонтированные в центральной части фюзеляжа; бомбовых прицелов НКПБ-1Д, ОПБ-1Д и ПБП-1 для бомбометания; электросбрасывателя ЭСБР-6 и механического дублирующего сбрасывателя АСИ-140; верхней стрелковой установки ВУБ-68; установки для буксировки конусов; ФКП ПАУ-22 для контроля бомбометания и контроля ведения учебной стрельбы. Боевая нагрузка самолёта в варианте отработки боевого применения составляет 210,2 кг — 4 бомбы по 50 кг и 60 патронов к пулемёту; сигнальные ракеты. Лётно-технические характеристики[8] Основные технические данные: длина самолёта:13,985 м размах крыла: 18,86 м высота на стоянке: 4,45 м площадь крыла: 48,8 м удлинение крыла: 7,3 колея шасси: 5,4 м Моторы: 2хАШ-21 высотность моторов: 1700 м взлётная мощность мотора[9]: 700 л.с. номинальная мощность мотора у земли: 570 л.с. номинальная мощность мотора на высоте 1700 м: 615 л.с. Весовые и загрузочные данные: вес пустого самолёта[10]: 5516 кг полётный вес[11]: 6686 кг экипаж: три человека топливо: 503 кг (680 литров) бомбовая нагрузка: 200 кг (макс. 4 бомбы) Лётные данные: максимальная скорость на высоте 2100 м: 391[12] км/ч максимальная скорость у земли: 360 км/ч практический потолок: 7000 м время подъёма на высоту 3000 м: 8,5 мин дальность полёта при скорости 240 км/ч на высоте 2000 м: 940 км длина разбега: 420 м скорость отрыва: 140-143 км/ч (в зависимости от взлётного веса) посадочная скорость: 125 км/ч длина пробега[13]: 415 м Вооружение: бомбовое: 4 бомбодержателя внешней подвески на 100 кг каждый, максимальная загрузка самолёта не более 200 кг стрелковое: верхняя стрелковая установка ВУБ-68, пулемёт УБТ с боезапасом 60 патронов др. оборудование: две кассеты КАС-49 под парашютные ракеты ПАР-4; ракетный пистолет ОПП-2 с патронташем на 14 сигнальных ракет См. также Ту-2 Литература и источники Авиация и Космонавтика. Владимир Проклов. Учебно-тренировочный бомбардировщик УТБ-2 Техника Второй мировой войны. Самолёты, Учебно-тренировочные, Сухой УТБ-2 Самолёт УТБ-2. «Оборонгиз» 1949 год. Примечания Самолёт УТБ-2. Техническое описание, книга 1 (основные характеристики и лётно-тактические данные). Под редакцией Д. П. Солоухина. Раздел 1 «Общая характеристика самолёта» так самолёт назван в Постановлении СМ углы отклонения триммеров ограничены регулировкой концевых выключателей мех-мов УТ-2М эксплуатационный допуск ±2° после доработок ресурс увеличен до 200 часов тридцать торможений до полной разрядки гидроаккумулятора на боевых Ту-2 в учебных целях также предусматривался монтаж рабочего места второго пилота Самолёт УТБ-2. Техническое описание, книга 1 (основные характеристики и лётно-тактические данные). Под редакцией Д. П. Солоухина. Государственное издательство оборонной промышленности, 1949 год. Утверждено: ГК Сухой П. О. 2 июля 1948 года. одного вывозной вариант на отработку боевого применения с наружной подвеской 4-х бомб ФАБ-50 с посадочным весом 6400 кг Ссылки