В 1960 году один из серийных МиГ-21 тбилисского завода No. 31 передали в ЛИИ для исследований его штопорных характеристик. Надо сказать, что перед этим летчик ОКБ-155 выполнил два или три полета на штопор и дал положительное заключение. А поскольку испытания моделей в штопорной аэродинамическойтрубе ЦАГИ обработать не успели, то это была единственная информация, на которую можно было пока рассчитывать. Ситуацию усугубило еще и то, что на машину не успели установить противоштопорные ракеты. А испытывать самолет надо: поджимали сроки, производственные планы - вот и стал летчик, хотя и испытатель, заложником его величества случая. Впрочем, предоставим слово главному участнику тех событий - летчику-испытателю ЛИИ Александру Александровичу Щербакову:

"К тому времени я уже имел опыт штопорений. В полетном задании сказано, как для вывода действовать рулями, сколько можно сделать попыток вывода, на какой минимальной высоте нужно применять ракеты, если вывод рулями оказался безуспешным, на какой высоте катапультироваться, если и ракеты не помогли. Действия рулями оговорены точно. Они основаны на проверенных опытом результатах, ибо никто не рискнет предлагать летчику необоснованные рекомендации.

Однако летный опыт иногда опережал науку, и опытный летчик мог иметь еще и свою программу действий, но со своей ответственностью за конкретный результат.

И вот в очередном полете МиГ-21 вошел в плоский штопор, штопор-стресс, на рекомендованные методы действия рулями не реагировал и из штопора не выходил. Я с тоской посмотрел на кнопки с надписями "Вывод из левого штопора", "Вывод из правого штопора". Кнопки были, а ракет, которыми они управляли, не было. А самолет идет к земле со скоростью 100 м/с. Уже проскочил высоту, на которой по заданию нужно было применить ракеты, и приближался к высоте, на которой нужно было катапультироваться.

Крайний дефицит времени и высоты. Еще одна попытка с непредусмотренной заданием импровизацией, и вращение прекратилось...".

От себя добавлю, что на других модификациях, начиная с МиГ-21Ф, все обстояло иначе. Если машина и попадала в этот опасный режим, то выходила легко и без задержек. Причиной этому, видимо, стали и более передняя центровка, и смещенное немного вниз горизонтальное оперение, и срезанные острые законцовки крыла.

Конкурентом "МиГу" тогда был фронтовой истребитель Су-7, и надо сказать, "чаша весов" на "Пироговке" первоначально была на его стороне. 9 января 1958 года главком ВВС маршал К.А. Вершинин направил в ЦК КПСС письмо, из которого следует, что "ВВС как заказчик заинтересованы в доводке большого количества опытных самолетов с тем, чтобы иметь возможность выбора.

При рассмотрении плана (закупки техники. - Прим. авт.) было указано о ликвидации многочисленности самолетов с тем, чтобы высвободить мощности КБ и промышленности и сократить расходы для продвижения ракетной техники...

По летным характеристикам Су-7 имеет преимущество по сравнению с МиГ-21 и МиГ-23 в скорости на 150-200 км/ч и потолку - 1-1,5 км, при этом он может быть, после внесения небольших изменений, истребителем-бомбардировщиком. Доведенность Су-7 более обнадеживающая, чем МиГ-21 и МиГ-23".

Казалось, судьба МиГ-21 повисла на волоске, но на следующий день К.А. Вершинин вместе с председателем ГКАТ П.В. Дементьевым отправляет в тот же адрес еще одно письмо, но уже с просьбой выпустить из имеющегося задела 10-15 МиГ-21 и МиГ-23. Понять тайны "мадридского двора" очень трудно. Последняя просьба так и осталась без внимания. Однако МиГ-21 кто-то "выручил"; вполне возможно, что свое слово сказало и ОКБ-300, вовремя поспевшее с предложением по форсированному варианту двигателя Р11Ф-300.

24 июля 1958 года вышло постановление Совета министров No. 831-398 и спустя девять дней - приказ ГКАТ No. 304 о постройке самолета МиГ-21Ф (Е-6, изделие "72" завода No. 21) с двигателем Р11Ф-300 на базе МиГ-21. Новый ТРД взлетной тягой, увеченной с 5100 кгс до 5740-5750 кгс позволил существенно улучшить практически все летные характеристики истребителя.

Правительственным документом предписывалось создание истребителя с максимальной скоростью 2300-2500 км/ч, потолком 21-22 км и дальностью до 1400 км с внутренним запасом горючего и до 2000 км - с подвесным топливным баком. При этом оговаривалось время полета не менее 1,5 и 2,25 часа соответственно. Самолет должен был подниматься на высоту 20 км за 8-10 минут и иметь длину разбега не более 450 м, а пробега, в зависимости от использования тормозного парашюта, в пределах 450-850 м.

Предусматривалось переоборудование двух МиГ-21 в вариант "Ф" и предъявление их на государственные испытания в IV квартале 1959 г. Одновременно с этим заводу No. 31 предписывалось прекратить производство МиГ-21 с двигателем Р11-300 и обеспечить выпуск 12 МиГ-21 Ф. Постановлением также предусматривалась замена обеих пушек НР-30 на ТКБ-515 калибра 30 мм и отработка на двух МиГ-21 Ф системы реактивного вооружения с установкой РЛС ЦД-30 и двух ракет (видимо, РС-2-У, поскольку других не было) класса "воздух-воздух".

На первой машине Е-6/1, прототипе МиГ-21Ф, сохранилась аэродинамическая компоновка крыла Е-5 с тремя перегородками. Но уже на втором прототипе Е-6/2 от двух из них отказались и изменили форму концевой перегородки, несколько улучшив аэродинамические характеристики крыла. Это упростило технологический процесс изготовления консолей. Под крылом предусмотрели узлы для подвески блоков реактивных снарядов. В таком виде крыло применялось на всех модификациях, начиная с МиГ-21Ф и кончая МиГ-21бис. Одновременно заменили хвостовую часть фюзеляжа, опустив горизонтальное цельноповоротное оперение и уменьшив его площадь с 4,82 до 3,94 м2, окончательно отказались от установки третьей задней пушки 235П, установили новую обечайку ВЗУ с острой передней кромкой и управляемым двухскачковым центральным телом (конусом). Первое его положение рассчитывалось на полет со скоростью, соответствующей числу М=1,4, а второе - на М=1,9. Установили серийный тормозной парашют, оптический прицел АСП-5Н с инфракрасным визиром СИВ-52, радиокомпас АРК-54И, маркерный радиоприемник МРП-56И и комплект кислородного оборудования ККО-3.

Первый полет на Е-6/1 состоялся 20 мая 1958 г. Однако "век" Е-6 оказался коротким. 28 мая при выполнении седьмого полета произошла катастрофа, унесшая жизнь Нефедова. В тот день на высоте около 18 км отказал двигатель. Планируя, летчик дотянул до ВПП, но при выравнивании не хватило времени на перекладку стабилизатора. Дело в том, что после отказа двигателя и падения давления в гидросистеме система управления автоматически перешла на резервную электрическую, однако скорость перекладки стабилизатора была значительно ниже, чем у гидравлической. В результате вертикальная скорость машины оказалась выше допустимой. Ударившись колесами о ВПП, самолет перевернулся и загорелся. Сильно обгоревший Нефедов скончался в госпитале спустя несколько часов.

Впоследствии эту систему доработали, и на серийных МиГ-21 вместо электропривода стабилизатора ввели электронасос для подкачки гидравлической жидкости. Почти полвека спустя в канун 60-летия ОКБ генеральный конструктор Р.А. Беляков в интервью газете "Независимое военное обозрение" скажет: "Владимир Нефедов погиб из-за нашей глупости".

Испытания продолжили на второй машине. 15 августа вышел приказ ГКАТ о проведении заводских испытаний (Е-6/2) с улучшенной аэродинамикой носовой части фюзеляжа. Одновременно утвердили ведущих: инженера А.С. Изотова и летчика-испытателя К.К. Коккинаки. Однако доработки ВЗУ выполнили только на третьей машине Е-6/3, совершившей первый полет в декабре 1958 г.

На самолете одновременно с увеличением диаметра цилиндрической части центрального тела ВЗУ установили противопомпажные и взлетные створки на фюзеляже, дополнительные топливные баки в крыле и фюзеляже за кабиной летчика, перенесли антенны - штырьевую РСИУ-4В и рамочную АРК-54, увеличили площадь киля и подфюзеляжного гребня (фальшкиля). Обе машины имели двигатели РПФ-300 с регулируемыми створками реактивного сопла и системой кислородной подпитки, две встроенные пушки НР-30, причем патронные гильзы выбрасывались за борт. В состав вооружения также входил инфракрасный визир СИВ-52 и прицел АСП-5Н, совмещенный с радиодальномером СРД-1М. Такое сочетание прицела и дальномера позволя-ло вести прицельную стрельбу по целям типа бомбардировщик на дальности до 2000 м. В экипировку летчика входили высотно-компенсирующий костюм ВКК-ЗМ с гермошлемом ГШ-4М. Первоначально установленные катапультные кресла со шторкой заменили на "СК" с защитой летчика от набегающего потока фонарем кабины.

В декабре 1958 года председатель ГКАТ П. Дементьев сообщал Главкому ВВС К. Вершинину:

"В ходе заводских испытаний МиГ-21Ф получены максимальный статический потолок 20100 м (при М=1,1), это подтверждает возможность получения расчетного статического потолка 21000-22000 м. Максимальная скорость 2100 км/ч (М=2) на высоте 15000 м. Указанная скорость не является установившейся и в дальнейшем может быть повышена до 2300-2500 км/ч".

Несколько позже Е-6/2 оборудовали пусковыми устройствами ракет К-13 для исследований их старта с законцовок крыла в обеспечение разработки перехватчиков Е-150 и Е-152.

Постановлением Совета министров СССР от 1 апреля 1959 года председателем комиссии по проведению совместных испытаний МиГ-21 Ф назначили заместителя командующего 24-й Воздушной армией И.И. Пстыго. В состав комиссии также входили летчики-испытатели СВ. Петров от ГК НИИ ВВС, Г.А. Седов от ОКБ-156 и Ф.И. Бурцев от ЛИИ. Облетали самолет летчики М.Х. Халиев, В.В. Яцун, С.А. Микоян, В.Г. Иванов, B.C. Котлов.

Самолет довольно быстро прошел испытания. В акте по их результатам, утвержденном в ноябре 1959 года, отмечалось, в частности, что "самолет имеет хорошие пилотажные качества, устойчивую работу двигателя, простое управление и может эксплуатироваться с аэродромов второго класса. Для повышения боевых возможностей самолета МиГ-21Ф на больших скоростях и высотах считать необходимым провести отработку на нем вооружения - двух ракет К-13 и одной пушки НР-30 и организовать в кратчайшие сроки выпуск МиГ-21 Ф с этим вооружением".

С 25 июня 1960-го по 20 апреля 1961 года в ГК НИИ ВВС на самолетах МиГ-21Ф (No. 72210206 и No. 72210207), оборудованных балочными держателями БДЗ-58-21, испытывали НАР АРС-212М или С-24, бомбы ОФАБ-100-120, ФАБ-250М-54, ФАБ-250М-58 и ФАБ-500М-54, а также зажигательные баки ЗБ-360. Ранее были испытаны НАР С-5М в блоках УБ-16-57М. Ведущими на этом этапе государственных испытаний были инженеры В.К. Ефимов и Н.В. Горохов, летчики М.Х. Халиев и В.В. Яцун.

Особенно трудными были испытания снарядов АРС-212М, поскольку из-за попадания в двигатель пороховых газов он выключался. Для борьбы с этим явлением на самолете установили клапан сброса давления топлива. Пока дорабатывали машины, от дальнейших испытаний АРС-212М отказались, сосредоточив усилия на С-24, вошедших впоследствии в состав вооружения истребителя.

В результате испытаний было определено, что максимальная приборная скорость МиГ-21Ф с двумя С-24 и подвесным топливным баком (ПТБ) не должна была превышать 1000 км/ч до высоты 8500 м (без ПТБ - 1100 км/ч до 8300 м) и чисел М= 1,3 выше 8500 м (без ПТБ - М=1,4). Практическая дальность полета на высоте 11000 м достигала 1090 км, ас ПТБ - 1300 км.

Несмотря на значительное несоответствие летных характеристик заданным, МиГ-21Ф приняли на вооружение в качестве легкого фронтового истребителя. В этом же году на горьковском заводе No. 21 развернулось его серийное производство. Еще во время государственных испытаний в правительстве СССР рассматривался вопрос об организации серийного производства МиГ-21Ф в Чехословакии и Китае. Изучался вариант установки на истребитель системы дозаправки топливом в полете.

Одновременно с разработкой МиГ-21Ф началась подготовка его серийного производства на заводе No. 21 им. С.Орджоникидзе в Горьком. Первые десять истребителей собрали в 1959 г. Самолет оказался технологичным в серийном производстве и имел большие перспективы для последующих модификаций.

В ходе подготовки МиГ-21Ф (изделие "72") к запуску в серийное производство главный инженер завода Т.Ф. Сейфи поставил задачу обеспечения качества, надежности и ресурса с первого серийного самолета. Для проведения конструктивно-технологической отработки, необходимой для стабильности монтажей в серийном производстве с учетом взаимозаменяемости и производственной технологичности, выделили первую машину. Приказом по заводу создали комплексные бригады по зонам сборки самолета под руководством начальников бригад и ведущих конструкторов предприятия.

Первый серийный МиГ-21Ф поднял в воздух летчик-испытатель П.А. Ануфриев 8 февраля 1960 г. В 1960-х годах завод No. 21 построил 79 истребителей МиГ-21Ф. По моим сведениям, в Российской Федерации сохранилось лишь три экземпляра МиГ-21 Ф. Один из них находится в экспозиции Центрального музея вооруженных сил в Москве (ЦМВС), а другие - на постаментах в Моздоке и Красноярске. По непроверенным сведениям, еще два МиГ-21Ф сохранились в Украине. Следует отметить, что небрежное отношение к машине в ЦМВС привело к тому, что она сегодня представляет собой жалкое зрелище.

Конструкция истребителя МиГ-21Ф ("Изделие 72").

При описании конструкции самолета авторы постарались выдержать стиль изложения "Технического описания", "Инструкции по эксплуатации" и "Инструкции летчику".

Самолет МиГ-21Ф конструкции А.И.Микояна представляет собой легкий одноместный однодвигательный дневной и ночной истребитель, обладающий высокими летными характеристиками. Самолет, спроектированный по среднепланной схеме с треугольным крылом и цельноповоротным управляемым стреловидным стабилизатором, предназначен для полетов при боевых режимах на больших сверхзвуковых скоростях.

При конструировании самолета МиГ-21Ф была поставлена задача создания легкого сверхзвукового фронтового истребителя с планером минимальных размеров и современным малогабаритным двигателем, имеющего значительные экономическое и эксплуатационно-тактическое преимущества по сравнению с тяжелыми истребителями в массе конструкции, расходе топлива в расчете на один самолето-вылет и в возможности базирования на полевых укатанных фунтовых аэродромах.

Конструкция МиГ-21Ф цельнометаллическая, выполнена с применением алюминиевых сплавов Д16, В-25, М25Т4, АК-4-1 и магниевого сплава ВМ-65-1. В высоконагруженных зонах и узлах использовались стали ЗОХГСА и ЗОХГСНА.

Самолет допускает выполнение фигур сложного пилотажа - таких, как петли, перевороты, бочки, полупетли и т.п. во всем диапазоне скоростей, причем поведение самолета, а также его устойчивость и управляемость при выполнении фигур вполне удовлетворительные. Самолет нормально выходит из штопора, обладает эффективными рулями управления и хорошей устойчивостью. По своим взлетно-посадочным характеристикам самолет МиГ-21Ф может эксплуатироваться с аэродромов второго класса, а также с фунтовых аэродромов, что значительно расширяет его боевое применение.

Устойчивая работа двигателя Р11Ф-300 при приемистости и дросселировании до границ высотности, надежное включение форсажа и достаточная энерговооруженность по тяге придают самолету прекрасные боевые качества. Хороший обзор из кабины, автоматическое регулирование системы питания и температуры воздуха в кабине, а также компактное расположение приборов создают достаточные удобства для работы летчика.

Самолет МиГ-21Ф прост в эксплуатации и доступен как летному, так и техническому составу, имеющему соответствующую подготовку для эксплуатации реактивных сверхзвуковых истребителей. Он оснащен современным приборным и радиотехническим оборудованием, которое дает возможность летать днем и ночью.

Фюзеляж представляет собой сигарообразное тело овального сечения со срезанными передним и задним концами.

По конструкции он представляет собой полумонокок, выполненный из алюминиевых сплавов с применением сталей для силовых рам и узлов.

Для установки, снятия и осмотра двигателя фюзеляж имеет эксплуатационный разъем, который делит его на две части - носовую и хвостовую.

Поперечный силовой набор носовой части фюзеляжа состоит из 28 шпангоутов, из которых шпангоуты No. 2, 6, 11, 13, 16, 16А, 20, 22, 25 и 28 являются силовыми. Продольный набор скомпонован из лонжеронов и балок с небольшим количеством стрингеров, что компенсируется применением обшивки со значительными толщинами. Такая конструк-ция дает возможность максимально использовать внутренний объем каркаса. Сборка носовой части фюзеляжа - панельная.

Поперечный набор его хвостовой части - это 13 шпангоутов, из которых шпангоуты No. 34, 35А и 36 - силовые; продольный набор составляют стрингеры.

На носовой и хвостовой частях фюзеляжа располагаются многочисленные силовые люки, обеспечивающие удобный подход к агрегатам при их эксплуатации и обслуживании.

Носовая часть представляет собой воздухозаборник с регулируемым с помощью управляемого трехпозиционного конуса входным сечением.

Между шпангоутами No. 2 и 6 в верхней части фюзеляжа располагается отсек радиоаппаратуры и электрооборудования. Нижняя панель отсека служит нишей установки и уборки передней стойки шасси.

Пространство между шпангоутами No. 6 и 11 занимает герметичная кабина, под которой находится аккумуляторный отсек. За кабиной между шпангоутами No. 11 и 28 размещены контейнеры семи мягких топливных (керосиновых) баков: от шпангоута No. 11 до шпангоута No. 13 - бак No. 1; от шпангоута No. 13 до шпангоута No. 16 - бак No. 2; между шпангоутами No. 14 и 16 - второй дополнительный бак; между шпангоутами No. 16 и 20 - бак No. 3, состоящий из верхней и нижней частей; между шпангоутами No. 20 и 22 - бак No. 4; между шпангоутами No. 22 и 5 - бак No. 5; между шпангоутами No. 25 и 28 - бак No. 6. Баки No. 5 и 6 состоят из двух соединенных между собой частей.

В головной части фюзеляжа проходит воздушный канал двигателя, который перед кабиной разделяется на две части и огибает ее. За кабиной обе части сливаются в один общий канал, подводящий воздух к компрессору двигателя.

На боковых панелях фюзеляжа с двух сторон между шпангоутами No. 2 и 3 установлены управляемые противопомпажные створки, а между шпангоутами No. 9 и 10 - две створки дополнительного забора воздуха воздушного канала. В воздушном канале перед входом в двигатель (между шпангоутами No. 21 и 22) установлен воздухо-воздушный радиатор системы питания кабины.

Снизу, между шпангоутами No. 13 и 16 (с правой и левой стороны) установлены пушки, а между шпангоутами No. 13 и 14 по контуру наружной обшивки располагается рукав питания пушек боеприпасами. Между шпангоутами No. 16 и 20, с боков фюзеляжа сделаны ниши для уборки главных стоек шасси.

Зона от шпангоута No. 22 до шпангоута No. 28 по оси фюзеляжа занята двигательной установкой. В нижней части фюзеляжа, между шпангоутами No. 11 и 14 установлены два тормозных щитка, а между шпангоутами No. 22 и 25 находится задний тормозной щиток. Общая площадь щитков 1,23 м2 (передние боковые - 0,76 м2 и задний центральный - 0,47 м2). Боковые щитки отклонялись на угол в 25 градусов, задний - на угол в 40 градусов.

Обслуживание оборудования, располагающегося в носовой части фюзеляжа, производилось через специальные люки. Носовая часть фюзеляжа для облегчения сборки разделялась на следующие отсеки и панели: носовой кок (до шпангоута No. 2), передний верхний отсек (между шпангоутами No. 2 и 6), отсек между шпангоутами No. 6 и 11, боковые панели между шпангоутами No. 2 и 11, отсек между шпангоутами No. 11 и 13, верхняя панель между шпангоутами No. 11 и 28, нижняя панель между шпангоутами No. 11 и 20, боковые панели между шпангоутами No. 13 и 20, боковые панели, нижняя панель и внутренняя боковая панель между шпангоутами No. 20 и 28, балка крепления двигателя, передние тормозные щитки, ниша правого тормозного щитка, ниша левого тормозного щитка, третий тормозной щиток.

Носовой кок от носка до шпангоута No. 2 выполнен в виде точечной обечайки с острым передним краем. По центру воздухозаборника размещен радиопрозрачный конус, изготовленный из стеклотекстолита трехслойной конструкции: два слоя толщиной 1,2 мм и один слой - сотовый, на связующем материале ВФТ. Конус крепится к трехпозиционному цилиндру, который перемещается по трубе, установленной по оси конуса. Труба выполнена из стали и закреплена на шпангоуте No. 2. Цилиндр управления конусом прикреплен с одной стороны к шпангоуту No. 3, а с другой - к ползуну. При числе М меньше 1,5 конус максимально убирался внутрь воздухозаборника. На скоростных режимах, соответствующих числам М от 1,5 до 1,9, конус перемещался в среднее положение, при числе М выше 1,9 он выдвигался максимально вперед.

В нижней части переднего кока установлена поворотная штанга для ПВД. Она прикреплена к переднему коку двумя стальными узлами - передним и задним, которые расположены в нижней спице. Передний узел крепления штанги имеет шарнирное болтовое соединение. Задний узел выполнен в виде конического шкворня, прикрепленного самоконтрящимся вертикальным болтом к ответному узлу на фюзеляже. В штанге между узлами имеется окно для отстойника конденсата и для прохода коммуникаций. Для фиксации отклоненного положения штанги имеется ломающийся подкос, узлы крепления штанги закрыты с наружной стороны съемным обтекателем. В нижней спице переднего кока имеется труба для прохода коммуникаций и установлен буксировочный узел, выполненный из стали.

Шпангоут No. 2 - силовой, стеночный, дюралюминиевый, с дюралюминиевой же накладкой в верхней части. На шпангоуте заклепками закреплен штампованный диск из алюминиевого сплава, к которому прикреплена труба конуса. На подкосе шпангоута No. 2 установлен концевой выключатель для сигнализации выпущенного положения конуса.

В переднем верхнем отсеке (от шпангоута No. 2 до шпангоута No. 6) расположены верхний люк радиооборудования и ниша передней ноги шасси. Отсек имеет четыре штампованных шпангоута Z-об-разного сечения с трубчатыми распорками и горизонтальную перегородку, которая отделяет отсек оборудования от ниши передней ноги шасси. Шпангоуты, трубчатые распорки и горизонтальная перегородка - из листового дюралюминия. В выштамповке горизонтальной перегородки имеется лючок для подхода к блокам РВУ.

Силовым продольным набором отсека служат два верхних и два нижних лонжерона W-образного сечения. Боковые стенки отсека, являющиеся внутренними стенками воздушного канала, выполнены из листового дюралюминия Д16 толщиной 1,2 мм.

Отсек от шпангоута No. 6 до шпангоута No. 11 образует кабину и нижний люк оборудования, которые разделены полом кабины. Поперечный силовой набор кабинного отсека состоит из двух силовых стеночных шпангоутов No. 6 и No. 11 и восьми промежуточных шпангоутов из листового дюралюминия. Продольный набор составляют верхние и нижние лонжероны Z-образного сечения и подфонарная панель с желобом под шланг герметизации.

Тяги управления, проходящие по полу кабины, закрыты дополнительным съемным полом. Герметизация кабины осуществлена герметиком У-3ОМ. Каркас нижней части фюзеляжа под кабиной выполнен в виде набора штампованных из листового дюралюминия шпангоутов. На шпангоуте No. 7 установлен кронштейн крепления замка убранного положения передней стойки шасси.

Шпангоут No. 6 - силовой, представляет собой стенку из дюралюминия, подкрепленную уголковыми профилями из этого же материала, расположенными по наружным контурам шпангоута, вертикальными прессованными уголковыми профилями и двумя штампованными балками из высокопрочных сплавов. На стенке закреплены узел подвески передней стойки шасси и передняя бронеплита. В нижней части шпангоута сделан вырез под переднюю ногу шасси и установлен упор выпущенного положения передней стойки шасси.

Шпангоут No. 11 - силовой, представляет собой стенку с набором профилей из высокопрочных сплавов и дюралюминия, на которой крепятся узлы роликов катапультного кресла, задняя бронеплита, перегородка фонаря, верхняя панель фюзеляжа и качалки системы управления самолетом.

Отсек от шпангоута No. 11 до шпангоута No.13, служащий контейнером керосинового бака No. 1, выполнен из листового дюралюминия. Он состоит из стенок, верхнего съемного люка с правой стороны и наружной обшивки с левой стороны. Канал воздухозаборника, проходящий через отсек, выполнен из листового дюралюминия.

Шпангоут No. 13 - силовой, он представляет собой стенку из высокопрочного сплава с отверстием под канал возду-хозаборника. В области бака No. 1 стенка шпангоута подкреплена штампованными профилями, в остальной ее части - уголковыми профилями из дюралюминия. На шпангоуте слева и справа имеются узлы крепления крыла с фюзеляжем. Нижняя дуга шпангоута - двутаврового сечения. На ней закреплены три качалки управления элеронами. Узлы крепления - литые, из магниевого сплава "электрон" МЛ5-1.

Боковые панели от шпангоута No. 2 до шпангоута No. 11 являются наружными стенками воздушных каналов. От шпангоута No. 2 до шпангоута No. 7 панели выполнены из листового дюралюминия Д16 толщиной 3,5 мм. На панелях между шпангоутами No. 2 и No. 3 установлены две управляемые противопомпажные створки из электрона - магниевого сплава МА8. Панель от шпангоута No. 9 до шпангоута No. 11 имеет две обшивки (наружную - от шпангоута No. 9 и внутреннюю - от шпангоута No. 8) из дюралюминия толщиной 1,2 мм. Поперечный набор панелей составляют шпангоуты Z-образного сечения из дюралюминия.Между шпангоутами No. 9 и No. 10 на левой и правой панелях установлены створки дополнительного забора воздуха из магниевого сплава МЛ8 с внутренним листом из дюралюминия. В нижней части панепи, с правой и левой стороны, располагаются стальные желоба под установку пушек с закрепленными на них газовыми компенсаторами.

Верхняя панель от шпангоута No. 11 до шпангоута No. 28 выполнена в виде стенки из дюралюминия, к которой приклепаны два силовых лонжерона из высокопрочного сплава, усиленных стальными уголковыми профилями. На панели у шпангоута No. 11 сделан плоский срез под фонарь и установлены узлы крепления качалок управления самопетом. К лонжеронам от шпангоута No. 11 до шпангоута No. 14 прикреплена задняя часть фонаря с остеклением, а между шпангоутами No. 14 и No. 28 установлен съемный гаргрот, состоящий из трех частей со стыками по шпангоутам No. 20 и No. 25 Гаргрот представляет собой надстройку параболического сечения из листового дюралюминия, подкрепленную штампованными рамами из того же материала. В гаргроте проходят тяги управления стабилизатором и рулем направления, а также кабели электро- и радиооборудования.

Нижняя панель от шпангоута No. 11 до шпангоута No. 20 присоединена к нижним лонжеронам боковых панелей и шпангоутам No. 11, 13, 16, 16А и 20. Ее продольный набор от шпангоута No. 11 до шпангоута No. 13 - балки швеллерного сечения из высокопрочного сплава (три балки справа и две - слева), а между шпангоутами No.13 и No.16 - две литые балки швеллерного сечения из сплава МЛ5-1-4; между шпангоутами No.16 и No. 20 - профили из стали. Панель имеет ряд промежуточных полушпангоутов No. 12, 14, 15, 17, 18, 19. Нижние части шпангоутов No. 16 и 16А, а также дополнительные продольные элементы сделаны в виде двух боковых лонжеронов, идущих от балок ниш тормозных щитков до шпангоута No. 20.

На литых балках у шпангоута No. 15 установлен узел для крепления трубопровода наддува подвесного бака. На шпангоуте No. 16 установлен кронштейн переднего крепления пилона подвесного бака. У шпангоута No. 16 к балкам приклепаны два угольника из стали ЗОХГСА, которые доходят до шпангоута No. 20, где они стыкуются с кронштейном заднего крепления пилона подвесного бака. Обшивка панели выполнена из листового дюралюминия Д16.

Ниши уборки главных колес шасси располагаются между шпангоутами No. 16 и No. 20. Канал от шпангоута No. 13 до шпангоута No. 20 имеет круглое сечение; склепан он из листового дюралюминия. Шпангоут No. 16 - силовой, представляет собой кольцо, образованное стенкой и уголковыми профилями из высокопрочного сплава и стали. В середине шпангоута установлены штампованные накладки, на которых закреплены стальные узлы крепления крыла с фюзеляжем. Боковые панели между шпангоутами No. 13 и No. 20 выполнены из листового дюралюминия и высокопрочного сплава. В продольном направлении они подкреплены лонжеронами, окантованными под люки уголковыми профилямииз дюралюминия и бульбопрофилями по контурам вырезов под ниши главных колес шасси. Изнутри, между шпангоутами No. 13 и No. 14, с правой стороны проложены рукава питания пушек, изготовленные из профиля Z-образного сечения и обшивки. С левой стороны, между шпангоутами No. 14 и No. 16, располагается контейнер второго дополнительного топливного бака. Боковые панели прикреплены к шпангоутам No. 13, 16 и 20. Верхние и нижние лонжероны панелей склепаны с верхней и нижней панелями.

Шпангоут No. 20 - силовой, он представляет собой стенку из высокопрочного сплава, выполненную в виде кольца и подкрепленную профилями из дюралюминия. С левой и правой стороны к шпангоуту уголковыми профилями пристыкованы стенки ниш под колеса шасси.

В нижней части шпангоута установлен кронштейн заднего крепления пилона подвесного бака. Кронштейн - штампованный, из сплава повышенной тепло-прочности. Боковые панели от шпангоута No. 20 до шпангоута No. 28 выполнены из листового дюралюминия и закреплены на шпангоутах No. 20, 22, 25 и 28. К лонжеронам боковых панелей приклепаны верхняя и нижняя панели. Продольный силовой набор каждой боковой панели состоит из верхних и нижних лонжеронов из высокопрочного сплава, стрингеров и дюралюминиевых прессованных профилей, проложенных по контуру профиля крыла. Поперечный силовой набор панели составляют диафрагмы и штампованные шпангоуты No. 21, 23 и 24.

Шпангоут No. 22 является основным шпангоутом крепления крыла - на нем заканчивается тоннель воздухозаборника и начинается отсек двигателя. Шпангоут состоит из четырех частей, состыкованных на болтах. Верхняя и нижняя части шпангоута - двутаврового сечения, штампованные из высокопрочного сплава. К верхней части шпангоута по центру прикреплена балка крепления двигателя, к нижней - узлы крепления качалок управления. Нижняя панель от шпангоута No. 20 до шпангоута No. 28 представляет собой продольную балку П-образного сечения, прессованную из высокопрочного сплава. У шпангоута No. 22 на балке установлен дюралюминиевый узел крепления заднего тормозного щитка, у шпангоута No. 25 - узел крепления гидроцилиндра тормозного щитка из стали.

Внутреннюю боковую панель от шпангоута Na 20 до шпангоута No. 28 можно разделить на две части: отсек от шпангоута No. 20 до шпангоута No. 22 и панель от шпангоута No. 22 до шпангоута No. 28. Отсек от шпангоута No. 20 до шпангоута No. 22 - это часть канала воздухозаборника круглого сечения, выполненная из дюралюминия. Панель от шпангоута No. 22 до шпангоута No. 28 - это внутренний лист контейнера баков No. 5 и No. 6, на котором установлены рельсы для монтажа двигателя.

Ниша правого тормозного щитка между шпангоутами No. 11 и No. 13 выполнена в виде трех силовых штампованных балок-швеллеров из высокопрочного сплава, которые на болтах пристыкованы к шпангоутам No. 11 и No. 13. У шпангоута No.13 на них устанавливаются кардан цилиндра тормозного щитка и передний узел крепления правой пушки.

У шпангоута No. 11 на балках имеются утолщения под узлы крепления тормозного щитка. Балки соединены диафрагмами из листового дюралюминия. Ниша левого тормозного щитка в районе шпангоутов No. 11 и No. 13 аналогична правой.

Между шпангоутами No. 13 и 14 установлены дополнительные балки, штампованные из сплава В95, и горизонтальная стенка из сплава Д16.

Полушпангоут No. 16А, штампованный из листового дюралюминия, - с полками из уголков и литыми фитингами из сплава МЛ5-Т4 для крепления нижних балок и узлов упора спецподвески. Шпангоут No. 28 заканчивает головную часть фюзеляжа и является стыковым шпангоутом головной и хвостовой частей фюзеляжа. Шпангоут представляет собой обод из прессованного уголкового профиля. Внутренняя полка шпангоута сделана из прессованного уголка. На наружном ободе приклепаны опорные и контрящие шайбы под стыковочные болты. В средней части шпангоута закреплены три узла дополнительного крепления двигателя, а также установлены узлы заднего крепления крыла в виде телескопических выдвигающихся опор с чашками из стали. Шпангоуты, уголки и узлы сделаны из высокопрочного сплава.

Стык носовой и хвостовой частей фюзеляжа осуществляется на шпангоуте No.28 головной части и шпангоуте No. 28А хвостовой части. Стык фюзеляжа - фланцевого типа, имеет три направляющих и 18 стыковочных шпилек, штампованных из стали ЗОХГСНА заодно с фланцами. Шпильки фланцами приклепаны к ободу шпангоута, имеют венчик в виде звездочки для контровки на шайбах. Стыковочные узлы фюзеляжа с крылом находятся на шпангоутах No. 13,16, 22, 25, 28. Стык на шпангоуте No. 13 - вильчатого типа с одним вертикальным болтом. Стык на шпангоуте No. 16 имеет верхнюю и нижнюю вилки, расположенные в горизонтальной плоскости, и среднее ушко в вертикальной плоскости. Стык каждой вилки производится ступенчатым вертикальным болтом. Стык на среднем ушке осуществляется горизонтальным, консольно заделанным в ушке лонжерона крыла болтом.

Стык на шпангоуте No. 22 - гребенчатого типа, с двумя вертикальными стыковочными болтами. Стык на шпангоуте No. 25 - вильчатого типа, производился одним болтом с гайкой. Стык на шпангоуте No. 28 осуществляется болтом, ввернутым и законтренным со стороны первой нервюры крыла в телескопическом гребенчатом узле.

Хвостовая часть фюзеляжа состоит из поперечного силового набора из 13 шпангоутов, продольного силового набора - стрингеров, а также из дюралюминиевой (Д16) обшивки. Шпангоуты No. 34, 35А и 36 - силовые, стальные. Стыковой шпангоут No. 28А - из дюралюминиевого прессованного профиля, остальные" шпангоуты - из листового дюралюминия Z-образного сечения. Стрингеры - из дюралюминиевых прессованных уголков. Четыре стрингера, окантовывающие вырезы под тормозной парашют и антенну МРП, имели более мощное сечение. Между шпангоутами No. 30 и No. 32 внизу, с левой стороны, располагается ниша тормозного парашюта. Между шпангоутами No. 30 и No. 31А внизу, с правой стороны, закреплена антенна МРП-56П.

Под фюзеляжем, от шпангоута No. 28А и до конца хвостовой части по оси симметрии проходит аэродинамический гребень площадью 0,8 м2 и длиной 3,5 м. Передняя часть гребня - радиопрозрачная, в задней его части за шпангоутом No. 36 установлен замок тормозного парашюта. Внутри фюзеляжа от шпангоута No. 29 и до шпангоута No. 34 располагается кожух двигателя. Стабилизатор закреплен на оси, которая может поворачиваться в подшипниках, смонтированных на шпангоутах No. 35А и No. 36. Форсажная камера двигателя закреплена у шпангоута No. 36. Фюзеляж заканчивается хвостовым коком, выполненным без внутренней обшивки. Для обдува двигателя у шпангоута No. 31А имеются специальные воздухозаборники.

Кабина летчика герметичная, вентиляционного типа, с автоматическим электродистанционным управлением системы питания. Воздух от компрессора двигателя по трубопроводам поступает через электрокран - распределитель воздуха к крану питания кабины, из которого направляется в коллекторы обдува подъемной части фонаря и ног летчика. В системе регулятора давления имеется кран, рукояткой которого можно установить систему регулятора в положение "включено" или "выключено". Первое обеспечивает нормальную работу регулятора в полете - в этом положении рукоятка должна быть законтрена. Второе - это наземная проверка кабины на герметичность. Обратный клапан пропускает воздух только в одном направлении - от двигателя в кабину.

При остановке двигателя или повреждении питающего кабину трубопровода этот клапан закрывается и препятствует утечке воздуха из кабины. На корпусе клапана выбита стрелка, указывающая направление движения воздуха. Кран питания кабины установлен в кабине за сиденьем летчика, имеет два фиксированных положения своей заслонки - "открыто" и "закрыто". Управление краном дистанционное, тросовое, осуществляется ручкой управления, смонтированной в кабине на правом пульте. В случае попадания в кабину дыма, паров керосина или масла из двигателя наддув кабины отключается от двигателя установкой ручки управления крана в положение "закрыто".

Для охлаждения воздуха перед поступлением его в турбохолодильник используется воздухо-воздушный радиатор. Проходя через него, горячий воздух отдает около 80 процентов тепла. Турбо-холодильник предназначен для охлаждения воздуха, поступающего от воздухо-воздушного радиатора в герметичную кабину самолета. Температура воздуха в кабине поддерживается терморегулятором ТРТВК-45М.

Фонарь кабины каплевидной формы, стекла толщиной 10 мм - термостойкие, органические, марки СТ-1, Переднее стекло из силикатного триплекса толщиной 14,5 мм. Фонарь кабины состоит из передней части, открывающейся на земле и сбрасываемой в полете при необходимости катапультирования, герметичной, остекленной перегородки и негерметичной задней остекленной части, укрепленной на фюзеляже за сиденьем. Под фонарем в передней части установлен прозрачный бронеэкран толщиной 65 мм, по бокам которого установлены защитные остекленные щитки. Бронеэкран со щитками защищает летчика от воздушного потока в случае автономного аварийного сбрасывания фонаря. Герметичность соединения передней части фонаря с фюзеляжем осуществляется резиновым шлангом, проложенным по фюзеляжу и по ободу герметичной перегородки в специальном углублении.

Фонарь (сбрасываемая часть) имеет следующие конструктивные сочленения с фюзеляжем:

1. Восемь силовых замков крепления фонаря к фюзеляжу, шесть из которых: расположены (по три) на правой и левой сторонах фонаря и управляются от двух систем. Первая система управления замками действует при открытии и закрытии фонаря, при этом петли замков выходят и заходят в соответствующие вырезы в фюзеляже, оставаясь в замках на фонаре. Вторая система управления замками действует при аварийном сбрасывании фонаря, при этом, петли выпадают из замков фонаря (оставаясь в вырезах фюзеляжа), разъединяя фонарь с фюзеляжем. Два замка-шарнира, в передней части фонаря, при открытии и закрытии фонаря остаются закрытыми и являются шарнирами (относительно которых происходит поворот фонаря). Открытие этих замков, т.е. разъединение фонаря с фюзеляжем, происходит при аварийном сбрасывании фонаря.

2. Два штока цилиндров подъема (подброса) фонаря, закрепленных на фюзеляже на правой и левой сторонах. Болты (пальцы) штоков с фонарем соединены специальными рычагами системы аварийного открытия замков фонаря, которые при срабатывании системы аварийного сброса освобождают его от штоков цилиндров.

3. Два замка временной задержки, которые установлены на задней части фонаря. При открывании и закрывании эти замки не связывают фонарь с фюзеляжем. Лишь при его аварийном сбрасывании после срабатывания пиропистолета замки временной задержки закрываются" и соединяют фонарь с фюзеляжем. При начальном отделении фонаря (повороте) от фюзеляжа происходит срез шпилек замков, после чего замки временной задержки открываются.

4. Спусковой привод управления пиропистолетом системы аварийного открывания замков фонаря расположен на его правой стороне и приводится в действие при аварийном сбрасывании специальным зубом рычага, входящего в прорезь привода и расположенного на правомборту фюзеляжа совместно с рукояткой автономного сброса фонаря.

5. Трос блокировки пиромеханизма сиденья. Конструкция замков фонаря позволяет производить их открытие: а) рукояткой, расположенной на левом борту фюзеляжа снаружи, установленной в специальном углублении; б) из кабины рукояткой, расположенной на левой панели кабины; в) в полете при сбрасывании фонаря; от шторки катапультируемого сиденья, от ручки автономного сбрасывания или от рукоятки дублирующей системы аварийного открытия замков (в случае отказа пиротехнической системы аварийного открытия замков).

Открытие фонаря (подъем) и закрытие (опускание) происходят относительно оси двух передних замков-шарниров при помощи выхода или уборки штоков двух воздушных цилиндров. При аварийном сбрасывании фонаря (от шторки или ручки автономного сбрасывания) подброс его производится от цилиндров подъема фонаря давлением воздуха 110 - 130 кг/см2, при этом происходит поворот фонаря относительно замков временной задержки. После того как фонарь повернется на угол 20 - 25°, замки временной задержки открываются и фонарь освобождается от связи с фюзеляжем. При таком угле наклона фонарь обладает большой подъемной силой, вследствие чего резко отходит вверх. При отделении от фюзеляжа фонарь разблокирует стреляющий механизм сиденья. Дальнейшим движением шторки летчик приводит в действие систему выстрела сиденья и производит катапультирование.

При несбрасывании фонаря от шторки летчик может воспользоваться рукояткой автономного сброса, расположенной на правой подфонарной панели фюзеляжа.

Катапультное кресло шторочное (ранее ставившееся на МиГ-19), обеспечивающее возможность покидания самолета в полете как на малых, так и на больших скоростях полета. Кресло состоит из следующих основных частей: каркаса с чашкой, заголовника, подножек, привязных ремней, системы захватов ног, бронезащиты, стреляющего механизма, системы блокировки, автомата АД-3 с пружинным механизмом, механизма стабилизирующих щитков, механизма регулирования сиденья по высоте и механизма стопорения привязных ремней. На левом поручне сиденья установлен объединенный разъем ОРК-2.

Сиденье установлено на направляющих рельсах, что позволяет регулировать его положение по вертикали. При катапультировании кресло скользит по направляющим рельсам. Для последовательного срабатывания механизмов кресла и сбрасывания фонаря имеется блокировка с фонарем при помощи троса.

Катапультирование может быть произведено от шторки или от рычагов, установленных на поручнях сиденья. При катапультировании от шторки кресла сначала сбрасывается фонарь, далее с помощью троса разблокируется стреляющий механизм. Разблокировка происходит, когда фонарь отделяется от фюзеляжа на расстояние 1,5 м.

Катапультирование возможно с предварительно сброшенным фонарем от ручки автономного сбрасывания фонаря или, в случае отказа пиросистемы, с помощью дублирующей системы открытия замков. Основным видом катапультирования является катапультирование от шторки.

Крыло самолета имеет треугольную в плане форму с углом стреловидности по передней кромке 57 градусов. Профиль крыла - симметричный, скоростной, типа ЦАГИ-С-9С с относительной средней толщиной 5 процентов. Угол установки крыла 0°, поперечное "V" крыла - 2°.

Крыло состоит из пары двух консолей. Каркас каждой консоли собран из лонжерона, двух стеночных стрингеров (переднего и заднего), главной балки, задней силовой накладки, набора нервюр, обшивки и стрингеров, подкрепляющих обшивку.Основными материалами в конструкции крыла являются: дюралюминий Д16, сплав В95, стали ЗОХГСНА и ЗОХГСА, сплавы МЛ5-Т4 и ВМ65-1. Между лонжеронами и главной балкой в каждой консоли имеется ниша основной стойки шасси.

В каждой консоли крыла размещены по два топливных бака-отсека: один - в носовой части крыла, а другой - в средней корневой части. В носке каждой консоли крыла установлен нелинейный механизм управления элеронами, в средней части каждой консоли располагается бустер БУ-45 управления элеронами. В корневой части каждой консоли установлены кислородные баллоны. На левой и правой консолях крыла перед главной балкой (между нервюрами No. 1 и No. 2) смонтированы посадочные малогабаритные фары. При снятой посадочной фаре на правой консоли крыла на ее место можно установить фотоаппарат, заменив при этом крышку люка.

На левой и правой консолях перед лонжероном у носка No. 19 установлен узел для транспортировки, который одновременно служит упором под козелок. В носках крыла по нервюрам No. 13 и No. 15 установлены два узла для подвески ракет. Крепление крыла к фюзеляжу осуществляется в пяти точках.

Лонжерон крыла состоит из трех частей: корневой, средней и хвостовой. Корневая часть выполнена горячей штамповкой из дюралюминия, средняя часть - горячей и хвостовая - холодной штамповкой из стали. В корневой части лонжерона имеется гнездо под опорный подшипник оси поворота основной стойки шасси. В средней части лонжерона (сверху и снизу) располагаются усиливающие накладки из высокопрочного сплава. На консолях крыла, ближе к законцовкам, находятся аэродинамические гребни высотой 7 процентов от местной хорды. На главной балке установлено второе гнездо под опорный подшипник оси поворота главной стойки шасси.

На нижней поверхности крыла размещен отсек уборки основной стойки шасси. Обшивка крыла имеет толщину от 1,5 мм до 2,5 мм. В носках правой и левой консолей крыла, между нервюрами No. 1 и No. 13 расположено по одному топливному баку емкостью по 175 литров.

Элероны и закрылки установлены на задней кромке крыла. Элероны - клепаной конструкции с осевой компенсацией, их общая площадь - 1,18 м2. Каркас элерона состоит из переднего и заднего лонжеронов, набора нервюр, верхней и нижней обшивок и концевого профиля-ножа, который на левом элероне используется в качестве неуправляемого триммера. В носке элерона установлен противофлаттерный груз - вписанная в контур элерона стальная отливка. Лонжероны и нервюры отштампованы из листового дюралюминия. Обшивка элерона - переменной толщины - 1,5 мм от лобовой части до заднего лонжерона и 0,8 мм за задним лонжероном. Элементы обшивки изготовлены из дюралюминия ме-тодом химического фрезерования. Концевой профиль (нож) изготовлен из магниевого сплава МА8. На левом элероне имеется пластина-триммер длиной 0,4 м и шириной 0,01 м, отклоняемая на земле. Углы отклонения элеронов +20". Управляются элероны с помощью гидроцилиндров.

Для уменьшения длины разбега при взлете самолета и уменьшения его посадочной скорости в корневой задней части крыла установлены закрылки плавающего типа, имеющие два положения - убранное и выпущенное. В убранном положении закрылки удерживаются шариковыми замками в гидроцилиндрах и давлением рабочей жидкости, а в выпущенном положении - только давлением рабочей жидкости. В выпущенном положении с ростом скорости закрылки под действием скоростного напора вытесняют рабочую жидкость из полости гидроцилиндров "на выпуск", и тем самым уменьшается угол отклонения закрылков. Из расчета на прочность закрылки должны начать убираться на скорости 340 км/час.

Плавающие закрылки типа ЦАГИ имеют максимальный угол отклонения 24°30'; площадь каждого - 0,935 м2. Каркас закрылка состоит из двух лонжеронов и набора нервюр. Закрылок подвешен к консоли крыла с помощью двух рельсов, расположенных по его торцам между нервюрами No. 1 и No. 6; рельсы имеют форму дуги окружности радиусом 600 мм.

Закрылки, как и элероны, управляются с помощью гидросистемы. Гидроцилиндр управления закрылками крепится в средней части консоли крыла между нервюрами No. 3 и No. 4.

Хвостовое оперение - свободнонесущее, стреловидной формы, оно образовано горизонтальным и вертикальным оперением симметричного профиля.

Горизонтальное оперение состоит из управляемого стабилизатора с углом стреловидности в плане 55°. Площадь подвижной части - 3,94 м2, размах - 3,74 м. Профиль - No. А6А с относительной толщиной 6 процентов; угол установки стабилизатора равен 0°. Углы отклонения стабилизатора: носок вверх -7°30'; носок вниз - 16°30'. В систему управления стабилизатором включен автомат регулирования АРУ-ЗВ. Конструктивно стабилизатор представляет собой две симметричные лопасти, в каждую из них входят два стеночных стрингера, две панели (верхняя и нижняя), силовая балка, набор нервюр, обшивка хвостовой части и носка. На конце стабилизатора установлен противофлаттерный груз.

Вертикальное оперение, состоящее из кипя и руля поворота, имеет угол стреловидности 60° и площадь 3,8 м2. Профиль вертикального оперения С-11 - симметричный с увеличенным и заостренным носком. Относительная толщина по потоку равна 6 процентам. Угол стреловидности равен 60°.

Киль образован поперечным набором листовых штампованных нервюр, двумя силовыми стеночными стрингерами (передним и задним), продольным набором прессованных стрингеров, торцевой нервюрой, балкой и обшивкой. Вертикальное оперение обшивалось листовым дюралюминием толщиной от 0,8 до 1,2 мм.Руль направления прикреплен к килю в трех точках. Обшивка киля - из листового дюралюминия переменной толщины, законцовка - клепаная, дюралюминиевая; в ней смонтированы агрегаты радиооборудования и хвостовой аэронавигационный огонь.

В средней части киля установлены агрегаты системы КСИ.

Руль направления площадью 0,965 м2 имеет аэродинамическую компенсацию. Максимальные углы отклонения руля направления составляют 25° вправо и влево.

Шасси самолета трехколесное, убирающееся в полете. Два основных колеса установлены на стойках, которые крепятся на правом и левом пролукрыльях. При уборке основные стойки убираются в крыло, а колеса, разворачиваясь относительно стоек на 87°, убираются в фюзеляж. В выпущенном положении основные стойки удерживаются гидроцилиндрами, подкосами с кольцевыми замками и гидрозамками, а носовая стойка - механическим замком и гидрозамком. В убранном положении все три стойки удерживаются механическими замками.

Уборка и выпуск шасси осуществляются гидросистемой, аварийный выпуск - аварийной воздухосистемой. Носовое колесо установлено на стойке, которая крепится в носовой части фюзеляжа на шпангоуте No. 6. При уборке носовая стойка и ее колесо убираются в фюзеляж (вперед по полету). При невыпуске носовой стойки можно воспользоваться автономным аварийным выпуском, который производится специальной рукояткой, открывающей замок убранного положения. Выход носового колеса происходит под действием его веса и набегающего воздушного потока.

Основные колеса - тормозные КТ-82 размером 660x200В (с дисковым тормозом); носовое колесо - тормозное КТ-38 (с двумя камерными тормозами) размером 500х180А - оборудованы системой автоматического торможения. Колея шасси - 2,692 м, база - 4,87 м. Амортизаторы всех трех опор шасси размещены внутри стоек. Верхние полости основных стоек используются в качестве баллонов основной пневмосистемы. Носовая стойка шасси оборудована механизмом возврата колеса в нейтральное положение, который размещен внутри стойки. При рулении, когда амортизатор обжат, механизм выключается и колесо может разворачиваться. При взлете, когда с амортизатора снимается нагрузка, механизм включается и стопорит колесо в нейтральном положении. Носовая стойка оборудована также механизмом управления при рулении самолета, размещенным на стойке и тягами связанным с педалями управления рулем направления. Включение и выключение этого механизма производятся рукояткой гидравлического крана, расположенной на приборной доске под переключателем шасси. Шасси оборудовано световой сигнализацией (на основных и носовых стойках) и механической сигнализацией (на носовой стойке), а также лампами внешней сигнализации, установленными на всех стойках.

Парашютно-тормозная система предназначена для сокращения длины пробега самолета при посадке. Система управления тормозным парашютом рассчитана на выброс его при посадке самолета в момент касания земли главными колесами. Во время наполнения парашюта воздухом создается момент на опускание переднего колеса. Тормозной парашют, заранее уложенный в специальный легкосъемный контейнер, устанавливается в нишу хвостовой части фюзеляжа между шпангоутами No. 30 и No. 32, слева по полету.

Крепление контейнера с парашютом - в четырех точках: на двух штырях и двух легкоразъемных замках. Парашют площадью 16 м2 вкладывается в контейнер, зачехляется специальными фартуками и перед полетом устанавливается на самолет. Трос парашюта укладывается в желобе, расположенном снизу на фюзеляже, на гребне. Конец троса надевается на крюк замка прицепки.

Система управления самолетом состоит из управления стабилизатором, элеронами, рулем направления и тормозными щитками. Привод стабилизатора и элеронов осуществляется от ручки управления, руля направления - от ножных педалей с помощью трубчатых тяг, промежуточных рычагов и качалок. В системе управления стабилизатором установлен бустер БУ-51М, который передает движение одновременно на обе лопасти стабилизатора, а в системе управления элеронами - два бустера БУ-45, которые работают по необратимой схеме и полностью воспринимают шарнирные моменты, возникающие от аэродинамических сил на органах управления. Для монтажа и осмотра бустеров в обшивке фюзеляжа и крыльев имеются съемные лючки и съемный грот киля. Для имитации усилий на ручке управления используются пружинные загрузочные механизмы. Для того, чтобы на режимах скоростей, близких к скорости звука, и на малых высотах эффективность стабилизатора не была чрезмерно высокой, на самолете применяется автоматика АРУ-ЗВ, изменяющая передаточное отношение от ручки управления к стабилизатору для снижения диапазона его отклонений и от ручки управления к пружинному загрузочному механизму для увеличения загрузки ручки. В системе управления стабилизатором, кроме того, установлен механизм "триммерного эффекта" МП-100М, который выполняет роль аэродинамического триммера, снимая усилия с ручки управления в желаемом направлении. В системе управления элеронами установлены механизмы нелинейного изменения передаточного отношения, которые обеспечивают нормальную поперечную управляемость самолета при больших скоростях полета, когда элероны становятся чрезмерно эффективными.

Управление рулем поворота осуществляется летчиком при нажатии на педали, соединенные с рулем при помощи трубчатых тяг, качалок и рычагов. Ручка управления и педали смонтированы на одном общем электронном кронштейне, который установлен в кабине. В местах вывода тяг из кабины установлены герметизирующие устройства. Управление - жесткое.

Гидравлическая система самолета

состоит из двух раздельных систем: основной и бустерной. Основная гидросистема предназначена:

для уборки и выпуска: шасси, закрылков, тормозных щитков;

для управления: створками сопла двигателя, противопомпажными створками воздухозаборника, механизмом управления носовой стойкой шасси и механизмом загрузки педалей, цилиндром автоматического торможения колес при уборке шасси и выдвижным конусом воздухозаборника;

основная гидросистема является также дублирующей для бустеров БУ-45 управления элеронов при выходе из строя бустерной гидросистемы и обеспечивает работу одной камеры двухкамерного бустера БУ-51М стабилизатора.

Бустерная гидросистема предназначена для обеспечения работы бустеров элеронов БУ-45 и одной камеры бустера стабилизатора. В системе управления стабилизатором установлен двухкамерный бустер БУ-51М, который одновременно работает от обеих гидросистем. Каждая из гидросистем обслуживается одним насосом переменной производительности НП-34 с максимальным давлением 210 кг/см2. Двухкамерный бустер стабилизатора БУ-51М в случае падения давления продолжает свою работу на одной камере, питаемой от бустерной или основной гидросистемы.

Воздушная система самолета состоит из основной и аварийной. Основная предназначена для выполнения торможения колес шасси, перезаряжания пушек, закрытия перекрывного топливного крана, подъема и герметизации фонаря, управления створками и сбросом тормозного парашюта, а также для включения системы противообледенения. А аварийная воздушная система осуществляет аварийный выпуск шасси и аварийное торможение колес главных стоек шасси.

Источником энергии в воздушной системе является сжатый воздух, который хранится в воздушных баллонах, находящихся на самолете, и расходуется из них. Пополнение запасов сжатого воздуха осуществляется путем зарядки системы на земле от наземного источника сжатого воздуха.

Противообледенительная система обеспечивает удаление льда с переднего стекла фонаря при полетах в условиях обледенения. Удаление льда производится омыванием стекла фонаря этиловым спиртом. Система приводится в действие нажатием кнопки с надписью "Противообледенитель стекла" на левой части приборной доски. Предварительно должен быть включен АЗС на левом пульте. При нажатии кнопки замыкается электрическая цепь клапана 695000 - и в спиртовой бачок (емкостью 6,5 л) противообледенителя через редуктор РВ-6 подается сжатый воздух из пневмосистемы самолета. Давлением воздуха спирт вытесняется из бачка и через обратный клапан направляется в коллектор на фонаре. Отключение системы происходит при освобождении кнопки. Для наиболее эффективного использования спирта длительность включения системы должна составлять 2 - 3 сек. Если одно включение не обеспечивало удаление льда, производятся последовательные включения с небольшими интервалами. Система обеспечивает 20 - 30 включений длительностью 2 - 3 сек.

Топливная система самолета позволяет двигателю работать на всех возможных режимах полета самолета, а также дает возможность запустить его как на земле, так и в воздухе. В нее входят шесть резиновых баков, расположенных в головной части фюзеляжа между шпангоутами No. 11 и No. 28: 235-л бак No. 1, 630-л бак No. 2, 265-л бак No. 3, 200-л бак No. 4, 240-л бак No. 5 и 240-л бак No. 6. Имеются также два 175-л отсека, расположенных в носках полукрыльев между нервюрами No. 1 и No. 13. Еще в топливную систему входит один подвесной, сбрасываемый в полете 490-л бак, подвешиваемый под фюзеляжем в зоне шпангоута No. 16. Общая емкость топливной системы без подвесного бака - 2160 л, с подвесным баком - 2650 л.

К топливной системе относятся и трубопроводы с электронасосами и клапанами, предназначенные для перекачивания топлива из баков в расходную группу баков и для подкачивания топлива к насосу двигателя; командный (управляющий) трубопровод со спецклапанами и поплавковыми клапанами, предназначенный для определенной очередности выработки топлива из баков, что обеспечивает требуемую центровку самолета.

Помимо этого в топливную систему входят дренажный трубопровод и трубопровод наддува баков воздухом от компрессора двигателя (с предохранительными и обратными клапанами), предназначенные для выработки топлива из баков и обеспечения устойчивой работы насосов при полетах на больших высотах. Топливная система оснащена также системой контроля за выработкой топлива и сигнализацией работы насосов.

Одной из основных является бензиновая система запуска двигателя с бензобаком, расположенным внутри бака No. 4, - она предназначена для запуска двигателя на земле и в воздухе. Заправка баков топливом производится через заливные горловины, расположенные на баках No. 2 и No. 4. Через заливную горловину бака No. 2 заправляется бак No. 2 и по трубопроводу - баки No. 1 и No. 3. Через эту же горловину заправляются крыльевые отсеки. Через заливную горловину бака No. 4 заправляется бак No. 4, а также баки No. 5 и No. 6. Время заправки всех баков (без подвесного) составляет 10 минут. Слив топлива из всех баков (кроме подвесного) производится через кран на трубопроводе подвода топлива к двигателю, при этом насосы I, II, III групп баков и насосы крыльевых отсеков должны быть включены. Время слива полностью заправленных баков составляет 7 минут.

Бензиновая система с баком емкостью 4,5 л обеспечивает на земле и в воздухе 8 - 10 запусков двигателя. Заправка бензином производится через горловину на бачке, слив - через специальный кран на трубопроводе. При запуске бензин в двигатель подается электронасосом ПНР-10-9М.

Силовая установка самолета МиГ-21Ф состоит из турбореактивного двигателя Р-11Ф-300 с форсажной камерой и регулируемым соплом на режимах форсажа; его максимальная бесфорсажная тяга - 3880 кгс, тяга на форсаже - 5740 кгс. Воздух забирается через носовой воздухозаборник с регулируемым трехпозиционным конусом и подводится к двигателю по двум каналам, которые за кабиной летчика переходят в единый канал, герметично соединенный с двигателем. В воздухозаборном канале в носовой части фюзеляжа установлены противопомпажные автоматически управляемые створки, а между шпангоутами No. 9 и No. 10 - неуправляемые створки для увеличения тяги двигателя на земле и при взлете за счет дополнительного забора воздуха в двигатель.Для предохранения конструкции самолета и агрегатов двигателя от перегрева отсек двигателя и форсажной камеры продувается воздухом, поступающим в полете из воздухозаборного канала через окна воздухо-воздушного радиатора, при работе двигателя на земле - из окружающей атмосферы через клапаны в зоне двигателя, открывающиеся за счет разрежения, создаваемого эжекцией газовой струи.

Топливом для двигателя является керосин Т-1 (ТС-1) и Т-2. В целях сохранения в полете требуемой центровки выработка топлива производится в определенной последовательности с помощью специальных и поплавковых клапанов. Для обеспечения надежного питания двигателя в полете на больших высотах топливная система имеет наддув баков от компрессора двигателя, а также дренажную систему с заборником скоростного напора для быстрого выравнивания давления в баках при пикировании.

Топливная система и система кислородной подпитки пусковых воспламенителей обеспечивают надежный запуск двигателя как на земле, так и в полете; кислородная подпитка применяется только при запуске в воздухе. Управление двигателем производится рычагом управления (РУД), соединенным с панелью управления режимами тяги двигателя системой тяг и качалок.

Противопожарное оборудование, смонтированное на самолете, предназначено для сигнализации и тушения пожара в зоне двигателя. На фюзеляже имеются люки для подхода к агрегатам двигателя и к эксплуатационным разъемам при расстыковке самолета и при снятии двигателя.ТРД Р-11Ф-300 - двухвальный. с осевым шестиступенчатым двухроторным компрессором с трубчато-кольцевой камерой сгорания и двухступенчатой турбиной. Три первые ступени компрессора сидят на одном валу со второй ступенью турбины, образуя ротор низкого давления; три последующие ступени - на одном валу с первой ступенью турбины, образуя ротор высокого давления.

Реактивное сопло имеет изменяющееся сечение. Изменение сечения производится автоматически с помощью управляемых створок реактивного сопла. Масляная система двигателя автономная. Система запуска - автоматическая, с генератором-стартером ГСР-СТ-12000ВТ.

Противопожарное оборудование предназначено для сигнализации и тушения пожара в зоне двигателя. В нее входят: ионизационный сигнализатор пожара ИС-2М; 2-литровый баллон 20С-2-1С с вставленным в его головку-затвор пиропатроном, установленный на нижней балке фюзеляжа; распределительный стальной коллектор с отверстиями диаметром 1,7 мм, укрепленный на шпангоуте No. 22; электросистемы, извещающие летчика о наличии очага пламени и приводящие в действие противопожарное оборудование. В случае появления пламени в зазоре между датчиком и фюзеляжем воздушный промежуток становится электропроводящим, замыкает электрическую цепь электронного усилителя - и система вступает в работу.

Радиоэлектронное и электрооборудование самолета. Основное радиосвязное и навигационное оборудование истребителя МиГ-21Ф состоит из УКВ-радиостанции Р-802В (РСПУ-5В), маркерного радиоприемника МРП-56П, автоматического радиокомпаса АРК-10, радиовысотомера малых высот РВ-УМ (до 600 м), станций СОД-57М, СРЗО-2 ("Хром - Никель"), СРО-2 и станции предупреждения об облучении "Сирена-2". Прицельное радиоэлектронное оборудование содержит автоматический самолетный прицел АСП-5НД, сопряженный с радиодальномером СРД-5 (СРД-5М) "Квант".

Электрическая система включает генератор-стартер ГСР-СТ-12000ВТ-2И, способный работать как в генераторном, так и стартерном режимах. Резервным источником электроэнергии служат две аккумуляторные батареи 15СЦС45А, которые подключаются параллельно генератору. Переменный ток на самолете обеспечивают преобразователи ПО-1500ВТ2И и ПО-750А - они преобразуют постоянный ток в однофазный переменный напряжением 115 В и частотой 400 Гц, а также преобразователи ПТ-500Ц и ПТ-125Ц, преобразующие постоянный ток в трехфазный переменный напряжением 36 В и частотой 400 Гц.

Вооружение самолета МиГ-21Ф состоит из пушечного реактивного и бомбардировочного.

Пушечное вооружение состоит из двух пушек НР-30, расположенных в нижней части фюзеляжа. Патронные ленты (60 па-тронов на каждую пушку) расположены в кольцевых рукавах (направляющих), закрепленных между обшивкой фюзеляжа и контейнером бака. Звенья остаются в этом же рукаве, а гильзы выбрасываются наружу.

На нижней поверхности каждого крыла установлено по одному балочному держателю БД3-58-21, что позволяет осуществлять на самолете следующие варианты подвески:

два блока УБ-16-57 по 16 снарядов АРС-57, АРС-57М или КАРС-57 в каждом;

две бомбы массой от 50 до 250 кг. Помимо этого, на держателях можно подвесить две бомбы ФАБ-500 или два зажигательных бака ЗБ-360.

На двух пусковых устройствах АПУ-7 можно разместить два неуправляемых снаряда класса "воздух - земля" АРС-240 (С-24) или две управляемые ракеты класса "воздух - воздух" РС-2УС.

Прицеливание производится при помощи автоматического самолетного прицела АСП-5НД, сопряженного с радиодальномером СРД-5 или СРД-5М "Квант".

Модификация	МиГ-21Ф
Размах крыла, м	7.15
Длина, м	13.46
Высота, м	4.71
Площадь крыла, м2	23.00
Масса, кг
пустого самолета	4819
нормальная взлетная	6850
топлива	1790
Тип двигателя	1 ТРДФ Р-11Ф-300
Тяга, кгс	1 х 5740
Максимальная скорость , км/ч
на высоте	2125
у земли	1100
Практическая дальность, км	1520
Практический потолок, м	19000
Экипаж	1
Вооружение:	две 30-мм пушки НР-30 две УР К-13