УТБ (УТБ-2) — учебно-тренировочный бомбардировщик конструкции Павла Осиповича Сухого — аналог бомбардировщика Ту-2 для учебной подготовки пилотов и штурманов.
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 конусовСамолёт УТБ-2. Техническое описание, книга 1 (основные характеристики и лётно-тактические данные). Под редакцией Д. П. Солоухина. Раздел 1 «Общая характеристика самолёта»
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 так самолёт назван в Постановлении СМ 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°углы отклонения триммеров ограничены регулировкой концевых выключателей мех-мов УТ-2М 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°эксплуатационный допуск ±2°, 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 280÷300 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 часовпосле доработок ресурс увеличен до 200 часов 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.