Одним из пунктов приказа Государственного комитета по авиационной технике (ГКАТ) No. 304 от 2 августа 1958 года, выпущенного на основании постановления Совета Министров о разработке самолета МиГ-21Ф, главному конструктору А.И. Микояну предписывалось отработать в следующем году на двух самолетах систему реактивного вооружения с установкой радиолокационного целеуказателя дальномера ЦД-30 и двух ракет класса "воздух-воздух". По расчетам, эта РЛС позволяла обнаруживать воздушные цели типа бомбардировщика Ту-16 на удалении до 30 км. На испытаниях верхний предел обнаружения цели не превышал 20 км, а на практике - 15-17 км.

Документом не предусматривалось исключение пушки НР-30 из арсенала истребителя, хотя речь шла только об отработке ракетного вооружения. Единственным вариантом такого вооружения были управляемые ракеты РС-2-УС (К-51МС). Почти одновременно с МиГ-21Ф радиолокационный прицел ЦД-30 получил и перехватчик Су-9; прицел, установленный на этом самолете, получил обозначение РП-9, а адаптированный к "МиГу" - РП-21.

Размещение ЦД-30 на "МиГе" привело к увеличению входного отверстия воздухозаборника до 0,87 м, длина фюзеляжа возросла до 12,29 м. Диаметр радиопрозрачного конического обтекателя антенны РЛС увеличился до 0,6 м, а его длина стала больше на 0,2 м, при этом конус наклонили вниз на угол 3 градуса. Приемник воздушного давления ПВД-5 расположили над воздухозаборником по оси симметрии самолета.

Радиоуправляемые ракеты РС-2-УС предназначались для борьбы с неманевренными одиночными бомбардировщиками в любых погодных условиях днем и ночью, а также с бомбардировщиками, летящими в группе, при визуальной видимости. Ракеты наводились на цель по равносигнальной зоне излучения РЛС. На практике это выглядело так: пилот перехватчика, захватив цель, пускал ракету на дистанции разрешенной дальности и сопровождал ее в течение всего времени полета до встречи с целью. Самонаводящихся ракет К-13 (Р-ЗС), предназначенных для борьбы с маневрирующими целями в простых метеоусловиях, тогда еще не было.

По всей видимости, ОКБ-155 начало разработку будущего Е-7 в полном соответствии с приказом ГКАТ, в котором, как отмечалось выше, не говорилось о пушечном вооружении. Установка станции ЦД-30 в центральном теле воздухозаборного устройства (вместо радиодальномера) привела к значительному увеличению его лобового сопротивления, компенсировать которое можно было лишь повышением тяги двигателя и снижением веса самолета. Приходилось помнить и о центровке истребителя.

Единственным весовым резервом была пушка, чем и воспользовались конструкторы: поскольку речь шла пока не о боевой машине, пушку решили снять. Так был сделан первый шаг на пути к отказу от артиллерийского вооружения истребителя. Вместе с пушкой стал лишним и оптический прицел АСП-5НД, замененный более простым коллиматорным ПКИ: для стрельбы управляемыми ракетами уже не требовалось вычислять упреждение.

Появление в 1959 году самонаводящейся ракеты Р-3С заметно повлияло на облик перехватчика, поскольку РЛС ЦД-30 позволяла осуществлять пуск ракеты не только по факту захвата цели ее инфракрасной головкой самонаведения, но и с учетом разрешенной дальности пуска, определяемой радаром.

Первый прототип, получивший обозначение Е-7 (МиГ-21П), комплектовался в дополнение к РЛС ЦД-ЗОТ аппаратурой "Лазурь" (она предназначалась для наведения перехватчика с земли с помощью системы "Воздух-1"), креновым автопилотом КАП-1, курсовой системой истребителя КСИ-1, авиагоризонтом истребителя АГИ-1СА и связной радиостанцией РСИУ-5В ("Дуб-5"). С машины сняли радиовысотомер РВ-У. Ракеты Р-ЗС подвешивались на пусковых устройствах АПУ-13.

Для уменьшения посадочной скорости и сокращения пробега предусмотрели (но не установили) систему сдува пограничного слоя на закрылках. Возросший взлетный вес потребовал доработки конструкции стоек шасси. Основные тормозные колеса размером 660x200 мм заменили колесами КТ-92Б размером 800x300 мм. Внешне это выразилось в увеличении размеров выколоток в обшивке фюзеляжных ниш шасси. На первой машине Е-7/1 стояло старое кресло со шторками, что, видимо, связано с переоборудованием в этот вариант одного из серийных МиГ-21 завода No. 31.

Ведущим по испытаниям самолета Е-7/1, преподнесшего немало сюрпризов, был летчик-испытатель ОКБ И.Н. Кравцов. Е-7 опробовали в полете осенью 1958 года, а 28 ноября следующего года произошла первая серьезная авария. В тот день самолет с подвешенными ракетами К-13 на скорости, близкой к максимальной, потерял путевую устойчивость и стал неуправляемым. От возникшей большой перегрузки летчик временно потерял зрение, после чего катапультировался; к счастью, для него все окончилось благополучно. Дорого обходятся летчикам просчеты конструкторов, и никакие деньги и звезды не способны компенсировать потерянное здоровье, а порой и жизнь. Но профессия летчика-испытателя продолжает оставаться привлекательной для молодых романтиков, стремящихся не столько к приключениям и острым ощущениям, сколько желающих познать неизведанное.

В декабре 1959 года построили вторую машину Е-7/2 с увеличенными площадями основного (на 0,18 м2) и подфюзеляжного (на 0,1 м2) килей. В совокупности с уменьшением площади крыльевых пилонов это несколько повысило запас путевой устойчивости, но окончательно устранить дефект, присущий первой машине, не удалось. Одновременно на самолете установили систему спасения "СК".

В июле следующего года Кравцову выпало еще одно испытание: в 72-м полете на Е-7/2 заклинило управление двигателем. Самолет некоторое время летал над аэродромом, вырабатывая горючее, но из-за нарушения порядка выработки топлива из баков был потерян контроль над его расходом, в результате чего двигатель остановился в полете. Хотя это и произошло вблизи аэродрома, но окончилось аварией: садиться пришлось на грунт на значительном удалении от ВПП. Вскоре произошло еще одно ЧП, на этот раз из-за нарушения функционирования маслосистемы: произошла остановка двигателя, что привело к отказу системы кондиционирования и, как следствие, к запотеванию фонаря. Посадку пришлось делать почти вслепую.

Жизнь Игоря Николаевича Кравцова оборвалась 29 января 1965 года во время испытательного полета на самолете-лаборатории Е-152А. Однако до этого он успел не только довести "до ума" Е-7, но и выполнить ряд полетов на нем в рамках научно-исследовательских работ. Среди них изучение поведения машины с шасси, оснащенным вместо колес стальными полусферами с несимметричным расположением оси их вращения: таким образом конструкторы пытались приспособить самолет для эксплуатации с грунтовых аэродромов.

В мае 1960 года на заводские испытания поступил третий опытный Е-7, отличавшийся доработанной топливной системой и отсутствием механизма управления поворотом передней стойки шасси. В том же месяце приняли решение о развертывании серийного производства Е-7 на заводе No. 21 под обозначением МиГ-21ПФ ("тип 76"). Первые серийные машины предписывалось сдать заказчику в первом квартале следующего года.

Летом 1963 года завершился еще один этап испытаний МиГ-21ПФ, в ходе которых была подтверждена возможность эксплуатации самолета с аэродромов II класса без искусственного покрытия ВПП. В этой связи стоит упомянуть колесно-лыжный вариант шасси, исследовавшийся в 1962-1965 годах, хотя это несколько опережает хронологию описываемых событий. Исследования начали на Е7/4 (серийный No. 0820), а с 1963-го - на МиГ-21ПФ No. 76210820. Доработанные основные опоры шасси имели дополнительные разгрузочные титановые лыжи площадью 6 дм', которые в два раза снижали нагрузку на грунт (плотность грунта не должна была быть ниже 4 кг/см'). В зависимости от состояния ВПП лыжи могли опускаться или подниматься вдоль колеса. Носовая же опора осталась без изменений. В выпущенном положении лыжи находились почти вровень с нижней точкой колеса.

"С выпущенными лыжами, - рассказывал ведущий летчик-испытатель Б.А. Орлов, - самолет становился если не совсем вездеходом, то уж наверняка аппаратом повышенной проходимости. Бывало, грузовая автомашина с трудом ползет по полю, а мой "МиГ" шпарит "с ветерком" по грязищи... Но из-за того, что носовое колесо уходило в мягкую землю чуть ли не по самую ось, лезли мы не во всякую хлябь, а с разбором.

Сами по себе полеты сложности не представляли - взлет, выработка топлива, посадка, но приземляться требовалось точно в заданном месте, где сделан промер плотности грунта, т.е. на очень ограниченный участок".

Подобное шасси на серийных самолетах МиГ-21 так и не появилось, но прижилось на истребителе-бомбардировщике Су-7БКЛ.

В тяжелой ситуации на Е-7, как рассказал летчик-испытатель ЛИИ А.А. Щербаков, довелось побывать и его коллеге по институту Олегу Гудкову. В одном из полетов по исследованию инерционного взаимодействия на скорости, соответствовавшей приблизительно числу М= 1,9, из-за аэродинамической перекомпенсации руля поворота началось инерционное вращение машины с перегрузками от + 10д до -5д. При этом невидимая сила "умудрилась" вытащить из чашки сиденья спасательный парашют.

На четвертой опытной машине появились дополнительные топливные баки в крыле и в гаргроте за кабиной пилота, что увеличило объем топливной системы самолета на 380 л. Одновременно на машине еще раз возросла площадь киля, двигатель заменили на Р11Ф2-300 тягой 6120 кгс, а креповый автопилот на КАП-2. Впоследствии аналогичные доработки осуществили и на Е-7/3.

Следует отметить, что на рубеже 1950-х - 1960-х годов самолеты-перехватчики как в СССР (Су-9), так и в США (F-4 "Фантом") ориентировались исключительно на ракетное вооружение в ущерб авиационной артиллерии, что соответствовало новой концепции перехвата (не путать с маневренным воздушным боем). Но, разрабатывая F-4 с чисто ракетным вооружением, в США не забывали и о маневренном бое, для которого предназначался F-104, оснащенный пушкой. Не отказались от артиллерийских установок и французы, сохранив пушки на "Мираже" IIIС.

Но в Советском Союзе думали иначе, и Е-7 поступил на государственные испытания без пушки. Возросший полетный вес машины привел к увеличению посадочной скорости до 260-290 км/ч, что усложнило пилотирование на самом ответственном этапе полета. Тем не менее машину принимают на вооружение, отложив решение этой проблемы на будущее. Вооружение перехватчика размещалось лишь на двух крыльевых подвесках и состояло из двух ракет К-13. Было предусмотрено (после соответствующего дооборудования самолета) использование ракет РС-2-УС, но на практике это не было реализовано. Допускалась подвеска двух блоков НАР УБ-16 или С-240, а также двух 500-кг бомб. На подфюзеляжной подвеске, как и прежде, размещался дополнительный топливный бак, вмещавший 500 л горючего. Позже, когда война во Вьетнаме выявила острую необходимость в авиационной артиллерии, для МиГ-21ПФ разработали подвесную гондолу ГП-9 с двуствольной пушкой ГШ-23Л и боекомплектом 200 патронов.

Совместные государственные испытания самолетов Е-7/3 и Е-7/4 завершились в конце июля 1961 года, а за месяц до этого с аэродрома завода No. 21 взлетел первый серийный МиГ-21ПФ (изделие 76). В этом же году завод сдал заказчику 30 машин, за десять месяцев 1962 г. - еще 60. Единственным оружием первых серийных перехватчиков были ракеты Р-3С, но они не обеспечивали всепогодного применения, поэтому заказчик вынужден был вернуться к ракетам РС-2-УС.

В мае-июле 1961 года на МиГ-21ПФ (заводской No. 76210101) испытали доработанный радиолокатор ЦД-30ТП. Спустя полгода в соответствии с приказом ГКАТ, который последовал за решением Военно-промышленной комиссии от 25 мая 1961 года, МиГ-21ПФ (заводской No. 76210103) в дополнение к ЦД-30ТП оснастили системой вооружения К-51 с пусковым устройством ПУ-12-40 для подвески ракет РС-2-УС. Заводские испытания МиГ-21ПФ с ракетами начались 12 марта 1962 года, а государственные - с 20 ноября 1962 года и продолжались до 3 сентября 1963 г. Целями для ракет были беспилотные мишени Ла-17, МиГ-15 и Ил-28. Государственные испытания завершились успешно, и авиационно-ракетный комплекс был рекомендован к принятию на вооружение. Фактически РС-2-УС дополнили арсенал лишь модернизированного перехватчика МиГ-21ПФМ.

У меня нет сведений о применении ракет РС-2-УС в боевых условиях. Исключение составляют лишь рассказы специалистов, побывавших во Вьетнаме. Очевидцы отмечали, что американские самолеты в боевой обстановке ставили такие помехи, что на экранах радиолокационных прицелов виднелось одно большое светлое пятно. В этих условиях о применении РС-2-УС не могло быть и речи.

Краткое техническое описание самолета МиГ-21ПФМ

Самолет сохранил схему МиГ-21Ф. Его крыло набрано из симметричных профилей ЦАГИ относительной толщиной 5 % и состоит из двух однолонжеронных консолей с передней и задней стрингерными стенками. В каждой консоли располагаются по два топливных герметичных бака (в носовой и средней частях), набор нервюр и стрингеров, подкрепляющих обшивку.

На крыле имеются элероны общей площадью 0,88 м', а для улучшения взлетно-посадочных характеристик - закрылки со скользящей осью вращения общей площадью 1,87 м2. Аэродинамические перегородки (гребни) высотой, равной 7 % от местной хорды, улучшали продольную устойчивость на больших углах атаки.

В средней части каждой консоли установлен гидроусилитель управления элеронами БУ-45А, а в корневой - кислородные баллоны. Между нервюрами No. 1 и 2 смонтированы посадочные фары. На консолях также имеются узлы подвески вооружения. Консоли крепятся к фюзеляжу в пяти точках: передний стрингер - к шпангоуту No. 13, лонжерон - к шпангоуту No. 16, главная балка - к шпангоуту No. 22, задняя стенка заднего бака-отсека - к шпангоуту No. 25 и хвостовик нервюры - к шпангоуту No. 28. Нервюры No.No. 1, 6, 8а и 11 - усиленные.

В консолях размещаются антенны СРЗО, СОД и арматура бортовых аэронавигационных огней. Между нервюрами No. 1 и No. 6 перед закрылками имеются каналы системы сдува пограничного слоя (СПС). При включенной СПС из этого канала через 2,2-мм щель на верхнюю поверхность закрылка подается воздух под давлением 1,15-1,75 кг/см2.

Каркас закрылка состоит из лонжерона, двух торцевых нервюр и сотового наполнителя, к которому приклеена обшивка.

Элероны обычной клепаной конструкции с противофлаттерными грузами в носке. На левом элероне расположен неуправляемый триммер-нож.

Горизонтальное оперение стреловидностью 55° и подвижной площадью 3,94 м2 набрано из симметричных профилей относительной толщиной 6 %. Каждая половина стабилизатора крепится к стальной балке круглого сечения. Балки стабилизатора соединены с помощью стальных тяг и качалок с гидроусилителем БУ-210Б и вращаются в радиально-упорных подшипниках, установленных на шпангоуте No. 35А и игольчатых подшипниках - на шпангоуте No. 36 с обеих сторон фюзеляжа.

Вертикальное оперение стреловидностью 60°, состоящее из киля и руля поворота, набрано из профилей С-11с относительной толщиной 6 %. Киль однолонжеронной конструкции с радиопрозрачной вставкой на его законцовке. В киле расположены исполнительный механизм АРУ-ЗВ, пружинный загрузочный механизм, механизм триммерного эффекта, гидроусилитель БУ-210Б, датчик углов отклонения стабилизатора, аварийная насосная станция ДСУ-2, система аварийной регистрации параметров полета САРПП-2, антенна радиостанции РСИУ-5В и другое оборудование.

Фюзеляж - полумонокок. Для установки, снятия и осмотра двигателя имеется разъем в плоскости шпангоутов No. 28 и 28А, делящий фюзеляж на носовую и хвостовую части. До шпангоута No. 3 расположен воздухозаборный канал с регулируемой площадью входного сечения. Регулирование осуществляется с помощью выдвижного конуса (рабочий ход - 200 мм, РЛС для обслуживания может выдвигаться на 800 мм). Между конусом, внутри которого размещена антенна РЛС, и съемным кольцом подвижной части имеется кольцевая щель для отсоса пограничного слоя с поверхности конуса и обдува РЛС.

Между шпангоутами No. 3 и 6 в верхнем отсеке расположены блоки электро- и радиооборудования, а в нижнем - ниша передней стойки шасси. На шпангоуте No. 6 крепится узел навески передней опоры шасси и бронеплита. Между шпангоутами No. 6 и 11 находится кабина летчика, под полом которой расположен отсек электроаккумуляторов. Воздухозаборный канал, проходящий от носового обтекателя до шпангоута No. 22, разделяется перед кабиной на две полости и соединяется в один общий цилиндрический канал, в котором перед входом в двигатель расположен воздухо-воздушный радиатор сЁк темы кондиционирования воздуха. На фюзеляже установлены два передних тормозных щитка с углом отклонения 20 и один задний (угол отклонения 40°).

За кабиной между шпангоугами No. 11 и 28 размещены шесть мягких топливных баков, а за шпангоутом No. 11 - седьмой (накладной) бак.

В районе шпангоутов No. 16 - 20 находятся ниши уборки колес главных опор шасси, в полете закрывающиеся щитками.

В хвостовой части под фюзеляжем проходит аэродинамический гребень, в передней радиоирозрачной съемной части которого установлены антенны радиолинии наведения "Лазурь" и радиокомпаса АРК-10. Между шпангоутами No. 29 и 30 справа имеется антенна МРП-56П. Хвостовая часть фюзеляжа заканчивается съемным обтекателем, выполненным из жаростойкой стали. В верхней его части расположен пилон с гондолой тормозного парашюта.

Шасси - трехопорное. Передняя стойка с тормозным колесом КТ-102 размером шины 500x180 мм убирается против потока в носовую нишу фюзеляжа. Основные опоры (с тормозными колесами КТ-92Б с размером шин 800x200 мм) и механизмами разворота убираются в крыло (стойка с амортизатором и гидроцилиндром) и фюзеляж (колеса). Механизм разворота колеса, как и у МиГ-21Ф, представляет собой систему тяг и качалок, соединенных с болтом крепления штока гидроцилиндра через тяги кинематического замка с полуосью. Механизм предназначен для разворота полуоси с колесом относительно стойки на угол 87 градусов при уборке колеса в нишу фюзеляжа. Передняя стойка оснащена демпфером "шимми", на ее нижней части смонтирован узел, допускающий ее поворот при рулении на углы до 47 градусов в обе стороны.

Силовая установка включает двухвальный с осевым шестиступенчатым компрессором и трубчатой камерой сгорания двигатель Р11Ф2С-300, узлы его крепления, а также системы: охлаждения двигательного отсека, управления воздухозаборником и двигателем, топливная, противопожарная и подачи кислорода к пусковым воспламенителям двигателя.

На самолете применен лобовой осесимметричный четырехскачковый воздухозаборник с центральным телом. Положение центрального тела зависит от скорости полета, угла атаки и угла отклонения стабилизатора. Для обеспечения устойчивой работы воздухозаборника на скорости, соответствующей числу М>1,5, служат противопомпажные створки, находящиеся с обеих сторон фюзеляжа. Управление положением конуса и створками осуществляется автоматически или вручную.

Полная емкость топливной системы без подвесного бака составляет 2680 литров, а вырабатываемая - 200 литров. Кроме того, могут быть использованы подвесные топливные баки объемом 490 и 800 литров. Выполнение полетов допускается при заправке не менее 1400-1500 литров. В качестве горючего используются керосины Т-1, ТС-1 и Т-2. Все баки оснащены системой поддавливания топлива воздухом, отбираемым за последней ступенью компрессора двигателя.

Кабина летчика - герметичная, вентиляционного типа. Фонарь состоит из неподвижного козырька и откидной части, открывающейся в правую сторону. Переднее стекло козырька плоское, изготовлено из силикатного стекла. Боковое стекло - из плексигласа. Откидная часть фонаря имеет выпуклое органическое стекло толщиной 10 мм. Фонарь оборудован аварийной системой сброса его подвижной части и жидкостной антиобледенительной системой, омывающей лобовое стекло.

На самолете применено катапультное кресло КМ-1М. Безопасное покидание самолета при катапультировании обеспечивается с помощью комбинированного стреляющего механизма КСМ на всех высотах горизонтального полета до индикаторных скоростей 1200 км/ч, а также во время разбега и пробега при скорости не менее 130 км/ч. При движении самолета по земле кресло выбрасывается пороховым ускорителем на высоту 45 м с 20-кратной перегрузкой, действующей в течение 0,38 с.

Неотъемлемой частью кресла КМ-1М являются спасательный парашют, носимый аварийный запас НАЗ-7 с лодкой МЛАС-1, кислородный прибор КП-27М и личное снаряжение летчика: гермошлем, высотный компенсирующий костюм и кислородный прибор КП-52М.

Самолет снабжен полным комплектом пилотажно-навигационного оборудования и приборами, контролирующими работу различных систем и силовой установки. В его состав входят также УКВ радиостанция РСИУ-5В, автоматический радиокомпас АРК-10, радиовысотомер РВ-УМ, ответчик СОД-57М и маркерный радиоприемник МРП-56П.

Модификация	МиГ-21ПФ
Размах крыла, м	7.15
Длина, м	14.10
Высота, м	4.71
Площадь крыла, м2	23.00
Масса, кг
пустого самолета	5150
нормальная взлетная	7750
максимальная взлетная	9080
топлива	2280
Тип двигателя	1 ТРДФ Р-11Ф2-300
Тяга нефорсированная, кгс	1 х 6120
Максимальная скорость , км/ч
на высоте	2175
у земли	1300
Практическая дальность, км
без ПТБ	1600
с ПТБ	1900
Практический потолок, м	19000
Макс. эксплуатационная перегрузка	8
Экипаж	1
Вооружение:	две УР К-13 или Р-ЗС