Шасси состояло из основных, убирающихся с помощью пневматики, опор и неубирающейся управляемой хвостовой опоры. Основная опора состояла из двух стоек с гидравлическими амортизаторами, складывающегося подкоса и цилиндра подъема и выпуска шасси. При уборке основная стойка поворачивалась назад вверх в обтекатель, и ее ниша закрывалась двумя створками. В убранном положении колесо выступало за контуры обтекателя, обеспечивая дополнительную безопасность в случае посадки на «брюхо». Специальные замки удерживали опоры в выпущенном и убранном положении. Использовались колеса с пневматиками размером 800 х 260 мм или 880 х 260 мм. Тормоза колес были пневматическими. Управление уборкой или выпуском шасси осуществлялось с помощью рычага на левом борту кабины пилота. Положение опор шасси можно было контролировать с помощью сигнальных ламп в кабине и механических указателей («солдатиков») на верхней поверхности крыла, связанных с опорами тягами.

Хвостовая опора, крепившаяся к 16 шпангоуту фюзеляжа, была неубирающейся. Она имела амортизатор и оснащалась пневматиком размерами 400 х 150 мм. Хвостовая опора была управляемой и имела механизм фиксации в нейтральном положении.

Силовая установка состояла из одного 12-цилиндрового мотора водяного охлаждения АМ-38Ф с объемом цилиндров 46,7 литров и степенью сжатия 6,0. Мотор крепился к двум профилям и все основные усилия от него передавались полушпангоутами и кронштейнами на нижнюю бронеобшивку. Каждый блок цилиндров имел по шесть выхлопных патрубков по бортам фюзеляжа. Снизу и с бортов мотор был защищен 4-мм броней, а сверху был закрыт дюралевым капотом. Доступ к силовой установке осуществлялся через три люка снизу бронекорпуса и две боковые панели. Для запуска мотора использовался пневматический стартер с насосом ПН-1, а при запуске с использованием аэродромного оборудования стартер присоединялся к храповику на обтекателе винта. Трехлопастный винт изменяемого шага AB-5Л- 158 имел диаметр 3600 мм.

Левая часть центроплана крыла сверху. Видны люки для доступа к бомбоотсеку.

Правая часть центроплана с индикатором положения шасси. Справа: левая часть центроплана. У задней кромки виден индикатор положения посадочных щитков, размещавшийся между 4-й и 5-й нервюрами.

Обтекатель левой стойки шасси, вид спереди и сзади. Обтекатели защищали самолет от повреждений при посадке «на брюхо» и имели ассиметричную форму при виде снизу.

Левая часть центроплана и обтекатель шасси. Видна металлическая лепта, закрывавшая место соединения центроплана и отъемной части крыла.

Левая отъемная часть крыла (ОЧК) с элероном типа Фрайз. Видно кольцо для швартовки самолета на земле. Справа: законцовка элерона, имевшего металлический каркас и полотняную обшивку.

Технические характеристики самолетов Ил-2 Тип 3, Ил-2 Тип 3М и УИл-2

Длина 11650 мм Размах крыла 14600 мм Хорда крыла, центроплан 3200 мм Размах горизонтального оперения 4900 мм Высота 4170 мм Углы установки и крутки крыла/ горизонтального оперения, градусов 0/-1 ±1.40 Поперечное V крыла/горизонтальною оперения, градусов 3.55/0 Углы отклонения элеронов, градусов +25 -15 Углы отклонения щитков при взлете/посадке, градусов -17/-45 Углы отклонения руля высоты, градусов +28/-16 Углы отклонения руля направления, градусов ±27 Площадь крыла 38.50 м² Площадь элеронов/щитков 2.84/4.20 м² Площадь горизонтального оперения 7.50 м² Площадь вертикального оперения 2.39 м² Масса пустого - Тип 3 и Тип ЗМ/УИл-2 4625/4300 кг нормальная взлетная - Тип 3/Тип 3М/УИл-2 6160/5500/5090 кг максимальная взлетная - Тип 3/Тип 3М/УИл-2 6355/6160/5355 кг Максимальная скорость на уровне моря - Тип 3/Тип 3М/УИл-2 391/375/396 км/ч на высоте 1500 м - Тип 3/Тип 3М/УИл-2 410/390/414 км/ч Крейсерская скорость 275 км/ч Посадочная скорость - Тин 3/Тип 3М/УИл-2 145/136/140 км/ч Время набора высоты 1000 м 2.2 - 2.6 мин 3000 м 7-8 мин 5000 м 15-20 мин Потолок максимальный/рабочий 6000/500-5400 м Продолжительность полета 2.75 ч Дальность с нормальной нагрузкой - Тип З/Тип 3М 685/665 км

Технические характеристики мотора Микулин АМ-38Ф