Согласно одному из проектов постановлений Совета министров СССР планировалось организовать производство МиГ-21Ф-13 на заводе № 30 для поставок на экспорт. В 1962 году завод выпустил 10 машин, в 1963-м планировалось 200, а на следующий год – 300 самолетов.

В 1962 году шесть МиГ-21Ф-13 в экспортном варианте, поставленных в феврале, осваивали пилоты Индии. В том же году «МиГи», построенные в Горьком, отправили морским путем в Египет. Эта страна получила из Советского Союза 115 МиГ-21Ф-13.

С апреля 1962 года МиГ-21 Ф-13 стали поступать в ГДР. В общей сложности завод № 21 за два года поставил в Германию 76 изделий «74». С апреля 1965 года в ГДР начались поставки учебно-тренировочных самолетов МиГ-21У, затем – МиГ-21УС и МиГ-21УМ, которые служили там до 1990 г.

МиГ-21Ф-13 поставлялись в Китай, Финляндию, их можно было встретить на военных аэродромах ГДР, Египта, Ирака, Чехословакии, причем в последней стране истребители строились по лицензии и поставлялись на экспорт. До конца 1964 года за рубежом эксплуатировались 471, а к началу 1970 года – 640 самолетов этого типа.

Удалось заполучить МиГ-21 Ф и западным спецслужбам. 16 августа 1966 года пилот иракских ВВС перегнал один из 26 поставленных в эту страну истребителей в Израиль. Там самолет основательно изучили как в воздухе, так и на земле, а затем передали его в СИТА, где она испытывалась с 23 января по 8 апреля 1968 г. Сообщения об этом появились в зарубежной прессе лишь 30 лет спустя, но результаты исследований так и не были опубликованы.

Кроме Советского Союза производство МиГ-21Ф-13 освоили в Чехословакии, построив 194 самолета.

Из рассмотренных выше вариантов самолета МиГ-21 за рубежом эксплуатировалось 640 МиГ-21 Ф (кроме Финляндии), 24 МиГ-21ФП (Афганистан), 90 МиГ-21 ФЛ, 163 МиГ-21 У, 367 МиГ-21УС, 377 МиГ-21УМ.

«Истребитель МиГ-21 Рождение легенды», Николай Васильевич Якубович, 2007г.

Информация о состоянии авиации Германии и союзников СССР, поступавшая по разведывательным каналам, настораживала. Все чаще в сводках можно было прочитать о разработке и испытаниях за рубежом реактивных самолетов. Противопоставить мы на тот момент ничего не могли и, естественно, начали хвататься за соломинки. Любые предложения по увеличению скорости полета с использованием дополнительных ЖРД, пульсирующих и прямоточных ВРД рассматривались в правительстве, и им давался «зеленый свет».

Жидкостные ракетные двигатели, а выбор их, даже с учетом проектировавшихся, был не велик, стали устанавливать на самолеты-истребители Лавочкина и Яковлева (Як-3), бомбардировщик Пе-2. Прямоточные ВРД проверялись на истребителях ЛаГГ-3, Ла-7 и Ла-9, пульсирующие - на Ла-9. Но практической пользы от них не было. В первом случае преимущество над противником было в течение считаных минут, не оставлявших времени на прицеливание, во втором - высокое аэродинамическое сопротивление дополнительных двигателей лишь незначительно компенсировалось их временной тягой. А от пульсирующих ВРД был только шум, высокий уровень которого негативно действовал на психику не только противника, но и летчиков.

Параллельно с разработкой ВРДК в ЦАГИ в 1943 году проработали вариант установки ВРДК на истребитель Як-9Д, а также предложили свой проект двухкилевой машины.

По мнению специалистов ЦАГИ, Як-9Д, имевший большой запас горючего, лучше всего подходил для оснащения ВРДК, поскольку часть горючего можно было использовать для работы ВРДК в течение пяти минут без снижения времени полета истребителя. В то же время самолет допускал небольшую перегрузку (по взлетному весу) без заметного ухудшения взлетных качеств и характеристик вертикального маневра.

Главное - имелся готовый двигатель М-105РЕН с приводом для компрессора номинальной мощностью у земли 1035 л.с., что на 175 л.с. меньше, чем развивал М-105ПФ. Этот двигатель, обеспечивавший перелив мощности до 250 л.с. к нагнетателю, сохранился от экспериментального самолета Пе-2 с шасси на воздушной подушке, созданного под руководством А. Д. Надирадзе. Однако размещение ВРДК на серийном истребителе из-за особенностей конструкции его планера потребовало спроектировать второй редуктор с промежуточным валом.

Редуктор двигателя М-105РЕН крепился к подмоторной раме, из-за чего пришлось снять пушку с патронным ящиком (вместо нее расположили второй пулемет УБС) и сделать выемку в маслобаке.

Вспомогательный двигатель разместили за кабиной пилота, использовав в качестве его воздухозаборника совок маслорадиатора. Газовая же струя выходила через сопло, расположенное под фюзеляжем, по реданной схеме. Сопло сделали поворотным (убирающимся в фюзеляж). Последнее обстоятельство не позволяло использовать ВРДК при взлете, что значительно снижало возможности машины.

Несмотря на то что самолет проектировался с целью продемонстрировать возможности ВРДК, который по расчетам позволял увеличить скорость на 80–90 км/ч, доводя ее до 650 км/ч (максимальная скорость серийного Як-9Д - 574 км/ч) при полетном весе 3150 кг, от ее постройки отказались. Причин было несколько, но главными считались сложность доработок и бесперспективность машины.

Другой самолет с ВРДК представлял собой свободнонесущий моноплан с трехколесным шасси с носовой опорой. Машина рассчитывалась под мотор АМ-39Ф взлетной мощностью 2000 л.с. с установкой ВРДК в хвостовой части фюзеляжа. Забор воздуха осуществлялся через отверстия в центроплане крыла. ВРДК отличался очень большим диаметром компрессора (810 мм), перед которым стоял спрямляющий аппарат с поворотными лопатками.

Оперение из условий выхода горячих газов из камеры сгорания (топки, по терминологии тех лет) подняли над фюзеляжем и сделали двухкилевым.

Запас горючего (1250 литров бензина) предусматривал семиминутный полет с использованием ВРДК и барражирование в течение 2,3 часа.

Вооружение состояло из двух пушек ШВАК в крыле и двух синхронных БСов.

Максимальное значение расчетной скорости машины установить не удалось, но известно, что при взлетном весе 5500 кг (пустого - 4133 кг) самолет мог подниматься на высоту 6000 метров за 8,7 минуты. Его разбег находился в пределах 520 метров, а посадочная скорость оценивалась в 140 км/ч.

Результаты параметрических исследований самолетов с ВРДК в ЦАГИ отправили в ОКБ и НКАП, что стало поводом включения в тематический план наркомата проработки вариантов истребителей с новой силовой установкой в ОКБ Микояна и Сухого. Это решение хотя и незначительно, но ускорило процесс создания новой техники.

22 мая 1944 года ГКО своим Постановлением № 5946 утвердил представленные НКАП предложения. В соответствии с этим, а также последовавшим 30 мая Приказом наркома № 371 А. С. Яковлеву предписывалось оснастить истребитель Як-9 дополнительным однокамерным ракетным двигателем РД-1 конструкции В. П. Глушко, а также разработать экспериментальный истребитель с таким же, но трехкамерным ракетным двигателем. С. А. Лавочкина обязали доработать истребитель Ла-5 с мотором АШ-82ФН или АШ-83, а также спроектировать экспериментальный истребитель с реактивным двигателем ТР-1 А. М. Люльки, а Н. Н. Поликарпова - разработать экспериментальный истребитель с двухкамерным ЖРД Л. С. Душкина.

Помимо этого, задание на создание истребителя с ТРД А. М. Люльки выдали лишь ОКБ С. А. Лавочкина.

П. О. Сухому, кроме оснащения самолета Су-6 дополнительным ЖРД, задали постройку экспериментального истребителя с мотором ВК-107А и ВРДК. Что касается А. И. Микояна и М. И. Гуревича, то в их задачу входило создание экспериментального истребителя с мотором ВК-107А и ВРДК.

ЦИАМ же предписывалось изготовить и передать ОКБ-155 три экземпляра ВРДК (изделие Э-30-20). Для вращения его компрессора от двигателя ВК-107Р требовался отбор мощности в 300 л.с., а развиваемая ускорителем «тяговая» мощность на высоте 7000 метров и скорости 800 км/ч была втрое больше. При этом расход топлива ВРДК не должен был превышать 1200 кг/ч.

На ВРДК тогда делалась главная ставка. Другого варианта в случае появления в Люфтваффе реактивных самолетов у нас не было. Да и о будущем следовало не забывать.

«Реактивные первенцы СССР – МиГ-9, Як-15, Су-9, Ла-150, Ту-12, Ил-22 и др.», Николай Васильевич Якубович, 2015г.

Разработка учебно-тренировочного истребителя УТИ МиГ-21 Ф (заводское обозначение Е-6У) началась в соответствии с постановлением Совета министров от 11 ноября 1959 г. Заданием предусматривалось достижение следующих характеристик: максимальная скорость 2000-2200 км/ч, практический потолок – 20000 м, дальность полета без подвесного топливного бака – 1400 км. Длина разбега не должна была превышать 700 м с ракетами К-13, пробега без тормозного парашюта – 1200 м, с парашютом – 600 м.

По сравнению с МиГ-21Ф-13 доработали в основном носовую часть фюзеляжа по 18-й шпангоут, разместив там двухместную кабину курсанта и инструктора. Установили также новые основные тормозные колеса КТ-92 с дисковыми тормозами большей энергоемкости и увеличенного до 800 мм диаметра. Центральное тело ВЗУ имело три рабочих положения: первое – убранное, предназначенное для полета со скоростями до чисел М‹ 1,5; остальные – промежуточное и выдвинутое – были рассчитаны на числа М= 1,5 и 1,9. В состав вооружения входили две ракеты К-13, пулемет А-12,7 с боекомплектом 60 патронов, размещавшийся в подвесной гондоле, и прицел АСП-5НД, сопряженный с радиодальномером «Квант». Вместо ракет К-13 допускалась подвеска любого варианта вооружения самолета МиГ-21Ф-13. Катапультные кресла остались прежними – «СК», но без защиты пилотов фонарем, поскольку подвижные его части стали открываться вбок.

Первый прототип Е-6У/1, построенный в 1961 году, облетал летчик-испытатель ОКБ П. Остапенко. В феврале этого же года машину № 61 передали в 8-й ГНИКИ ВВС (такую аббревиатуру получил ГК НИИ ВВС после объединения с 6-м ГосНИИ ВВС), а с 28 марта начались ее государственные испытания. В состав испытательной бригады входили ведущий инженер В.П. Юдин, летчики-испытатели B.C. Серегин и Н.И. Дивуев. Спустя месяц испытания прервали, отправив самолет на доработку из-за недостаточного запаса продольной устойчивости.

В июле в ГНИКИ ВВС поступил самолет Е-6У/2 № 62. На нем для увеличения запаса продольной устойчивости по перегрузке в центральном теле ВЗУ (на шпангоуте № 2) установили центровочный груз весом 40 кг. Запас топлива увеличили на 210 л, доведя его до 2340 л. Дополнительно установили ответчик СОД-57,

автомат коррекции автопилота КАП-2 по высоте и скорости и ряд других более мелких, но необходимых для функционирования машины устройств. В хвостовой части между шпангоутами № 30 и № 32 располагалась ниша тормозного парашюта ПТ-21. Допускалась установка двух стартовых твердотопливных ускорителей СПРД-99 тягой по 2300 кгс.

Испытания прошли довольно быстро, и в августе 1961 года главком ВВС утвердил акт с их результатами. В выводах этого документа отмечалось, что по устойчивости, управляемости и маневренности учебно-трениро- вочный истребитель практически не отличался от МиГ-21 Ф и МиГ-21 ПФ и имел тот же основной недостаток: большие усилия на педалях при полете со скоростью, соответствующей числу М свыше 1,4, затруднявшие пилотирование. При взлете с использованием максимального режима работы двигателя после отрыва и уборки шасси наблюдалась тенденция к увеличению угла атаки, легко парировавшаяся отклонением ручки управления самолетом от себя, но при взлете с форсажем этого не отмечалось.

Размещение центровочного груза на машине № 62 увеличило запас продольной устойчивости, но привело к изменению путевой балансировки по скорости. Этот дефект в сочетании с большими усилиями на педалях делал невозможным полет «спарки» во всем диапазоне скоростей без скольжения, т.е. самолет летел боком. Одновременно ухудшились разгонные характеристики машины и увеличился расход горючего.

Несмотря на то, что в ходе государственных испытаний было выполнено два полета с грунтовой ВПП (твердая почва без дерна), самолет все же предписывалось эксплуатировать с бетонных ВПП аэродромов второго класса (длина ВПП не ниже 2000 м).

Специалисты ГНИКИ ВВС рекомендовали также установить на самолете новое катапультное кресло СК-3, трехканальный автопилот КАП-3 и систему сдува пограничного слоя с закрылков после ее отработки на МиГ-21 Ф и МиГ-21ПФ.

С 17 февраля по 15 июня 1962 года на УТИ МиГ-21 Ф (№ 62) прошла государственные испытания доработанная (по результатам предварительных испытаний) подвесная гондола с пулеметом А-12,7, в серии получившая обозначение ГП-А-12,7. Ведущими по машине были инженер Б.П. Сегодняев, летчики А.А. Ма- нучаров и Г.А. Горовой. В итоге гондола рекомендовалась для учебных стрельб по наземным и воздушным целям. Впоследствии самолет с этим пулеметом пытались приспособить для борьбы с дрейфующими аэростатами. В связи с этим было прекращено создание специального самолета на базе Ан-2, предназначавшегося для аналогичных целей.

К серийному выпуску МиГ-21 У (изделие 66) приступили в 1962 году на заводе № 31 в Тбилиси. Начиная с седьмого самолета шестой серии изменили конструкцию закрылков под систему сдува пограничного слоя. Но эту систему так и не задействовали, так как на машине стояли старые двигатели Р11Ф-300. С машины № 08665106 тормозной парашют ПТ-21 перенесли из-под фюзеляжа в отсек, расположенный в основании киля.

В 1968 году один из серийных МиГ-21 У переоборудовали в соответствии с требованиями ВВС для киносъемки ручной камерой АКС-2 из кабины инструктора. В задней кабине, в частности, демонтировали приборную доску и электрический щиток и на их месте установили контейнер для АКС-2 и запасной кассеты с пленкой. Сняли ручку управления самолета, а вместо педалей появились подножки (упоры) для оператора.

В 1965 году на испытания поступил УТС МиГ-21 УС (изделие «68») с двигателем Р11Ф2С-300 с системой сдува пограничного слоя с закрылка. Самыми заметными новшествами на «спарке» стали катапультные кресла КМ-1М, автопилот КАП-2 и киль увеличенной с 4,45 до 5,32 м 2 площади. На некоторых машинах на фонаре кабины инструктора устанавливали перископ для обзора передней полусферы на взлетно-посадочных режимах.

Любой самолет имеет массу ограничений при эксплуатации, но в советских ВВС к ним прибавлялись и другие, не связанные с техникой – на случай «как бы чего не вышло». Однако летчики, оказавшиеся в «горячих точках», на многие запреты не обращали внимания, ведь летая по инструкции, написанной политиками, можно из боя и не вернуться. В качестве примера можно привести впечатления летчика-испытателя ОКБ имени А.И. Микояна Б.А. Орлова, которому довелось совершить один полет на МиГ-21УС с сирийским пилотом:

«Начался наш полет с того, что летчик Аб- дель сразу после взлета, не успев убрать шасси, плавно потянул на полупетлю. Самолет не очень охотно шел вверх, заметно теряя скорость. На высоте около 1000 м мы наконец легли на спину; стрелка указателя скорости (приборной), уползшая влево до 150 км/ч, потихоньку пошла вправо. Но самолет потихоньку летел, не трясся, не выворачивался – летчик уверенно контролировал машину. Набрав нормальную скорость, он перевернул самолет со спины в обычное положение, и мы пошли в пилотажную зону.

Чтобы летчик ни делал – виражи на скорости 230-240 км/ч, зависание до нулевой скорости, «бочку» с высокой перегрузкой, все время ощущалась его мгновенная реакция на поведение самолета, движения рулями были точными и координированными, особенно была заметна энергичная и четкая работа ног, почти не применяемая в практике наших строевых, да и не только строевых, летчиков. Не скажу, чтобы все выполняемое сирийцем было мне в диковинку: в испытательных и тренировочных полетах мы делали почти то же самое, но мы-то были испытателями, летчиками особенной квалификации и со специальной подготовкой, а тут обычный военный летчик, несомненно, высокого класса вытворяет черт знает что! Только на посадке мой командир дал маху: как планировал на скорости 320 км/ч, так и плюхнулся на этой скорости практически без выравнивания».

В 1960-е годы на «спарке» МиГ-21У при подготовке к рекордному полету чуть не произошла катастрофа. Дело было в Ахтубинске на аэродроме НИИ ВВС; из-за жары, стоявшей в это время года, полет запланировали на пять часов утра. В переднюю кабину села М.Л. Попович, а в заднюю – ее инструктор летчик-испытатель П.Ф. Кабрелев. Даже в эти утренние часы температура воздуха превышала 30°С, и чтобы хоть как-то определить остаток ВПП (одной из самых длинных в СССР), по ее краю установили вешки. Самолет уже добежал до середины ВПП, когда стало ясно, что он не набрал нужную скорость и оторваться не сможет. Кабрелев тут же выключил двигатель. Как потом выяснилось, при даче РУДа в положение «форсаж» не разошлись створки сопла и двигатель не перешел на режим форсажа. Кабрелев же, положившись на Марину Лаврентьевну, упустил контроль над ТРД. В итоге длины ВПП не хватило, и машина выкатилась за ее пределы.

Первый мировой рекорд на МиГ-21УС был установлен 22 мая 1965 года: Н.А. Проханова достигла динамического потолка 24366 м. Спустя месяц Л.Я. Зайцева в горизонтальном полете поднялась на высоту 19020 м. Это достижение стало возможным благодаря установке на самолет форсированного двигателя взлетной тягой 7000 кгс и двух ракетных ускорителей.

В 1968 году на испытания поступил УТС МиГ-21УМ (изделие «69»). От предшественника он отличался, прежде всего, двигателем Р13-300 (имеются сведения, что на некоторых машинах устанавливались Р11Ф2С-300). На самолете, кроме того, доработали топливную систему и увеличили объем накладного бака, установили стрелковый прицел АСП-ПФ-Д-21, в систему управления включили автопилот АП-155. В кабине курсанта появилось кресло КМ-ly, у инструктора – КМ-1и. На откидной части фонаря кабины инструктора появился перископ, значительно улучшивший обзор из задней кабины при взлете и посадке. Были и другие, на первый взгляд, мелкие доработки, значительно упростившие эксплуатацию машины.

Часть МиГ-21УМ имела доработанную систему аварийного сбрасывания фонарей от одной ручки из передней кабины, при этом предусматривалась возможность аварийного сброса инструктором фонаря задней кабины при сброшенном переднем. С 1972 года на все строившиеся МиГ-21 устанавливали по бокам носовой части фюзеляжа датчики, а в кабине – индикаторы угла атаки, что способствовало повышению безопасности полета. Раньше датчики углов атаки и скольжения стояли на ПВД, и информация от них использовалась при вычислении упреждений в оптическом прицеле.

Учебно-тренировочный МиГ-21УМ стал самым массовым и строился в течение около 20 лет (до 1971 г.) на двух заводах: в Тбилиси с 1962-го по 1971 год и в Москве на «Знамя труда» – с 1964-го по 1968 год на экспорт. В Тбилиси в 1962-1966 годах построили 180 МиГ-21У, с 1966 по 1970 год – 347 МиГ-21УС и до окончания производства 1133 МиГ-21УМ.

Сегодня учебный, как, впрочем, и боевой МиГ-21 в российском небе – большая редкость; его можно увидеть разве что во время авиационной выставки в подмосковном Жуковском. Но в странах, где продолжают службу боевые МиГ-21, учебные машины встречаются чаще. К нашему стыду, учебный МиГ-21 У отсутствует даже в монинском музее ВВС.

«Истребитель МиГ-21 Рождение легенды», Николай Васильевич Якубович, 2007г.

Создание машин семейства «Е» стало возможным с появлением турбореактивного двигателя (ТРД) Р11-300 (первоначально именовавшегося AM-11), разработка которого велась в ОКБ-300 под руководством А.А. Микулина. Проект самолета с треугольным крылом в своем первом варианте (Е-1) не был реализован; в небо поднялся Е-2 (к слову, МиГ-21, появившийся в результате развития проекта, лишь отдаленно напоминал своего «прародителя»).

У конструкторов не было сомнений в отношении двигателя, выбранного для перспективной машины; споры разгорелись при определении формы крыла. Пришлось прибегнуть к опыту. Поскольку стреловидное крыло было уже в достаточной степени изучено, его и выбрали для Е-2, предусмотрев установку двух пушек НР-30 (постановление же правительства требовало трех).

Предложение о разработке одноместного фронтового истребителя с треугольным крылом и двигателем AM-11 максимальной тягой 4000 кгс (с дожиганием (на форсаже) – 5000 кгс) было направлено А.И. Микояном министру авиационной промышленности П.В. Дементьеву летом 1953 года. Первое упоминание об этом сохранилось в письме П.В. Дементьева министру обороны Н.А. Булганину:

«Треугольные крылья, имея малое сопротивление, обеспечивают получение скорости полета порядка 1700-2000 км/ч и, благодаря конструктивным преимуществам, позволяют дополнительно разместить горючее в крыльях, что увеличивает дальность и продолжительность полета.

Самолет т. Микояна с указанным двигателем имеет максимальную скорость 1750 км/ч, время набора высоты 10000 м – 1,2 минуты и дальность порядка 2500-2700 км (с подвесными баками. – Прим. авт.).

Учитывая, что создание самолета новой схемы с треугольным крылом является дальнейшим этапом в развитии авиационной техники, прошу Вас рассмотреть прилагаемый проект Постановления и внести его на рассмотрение Совета министров СССР».

Существует мнение, что самолеты серии «Е» начали разрабатывать под индексом «X», начиная с Х-1. Однако подтверждений этому в отчетах опытного завода № 155 и в переписке ОКБ-155 с заказчиком и министерством не найдено; единственное, что обнаружилось, – это проект Х-5. Позволю себе предположить, что это был единственный проект с таким обозначением, а цифра 5 – не что иное, как тяга двигателя в тоннах. Причем проработка этой машины велась задолго до письма Микояна в МАП. По всей видимости, кого-то смущало обозначение «X», свойственное американским экспериментальным самолетам. «X» обозначается в транскрипции как «eks»; вполне возможно, что именно этим и объясняется выбор буквы «Е» для обозначения перспективных машин ОКБ-155.

Самолеты семейства «Е» начали создаваться в соответствии с постановлением Совета министров СССР от 9 сентября 1953 года (в этот же день вышло постановление о создании ТРД АМ-11) и приказом МАП от 11 сентября «О создании фронтового истребителя с треугольным крылом конструкции т. Микояна», в котором, в частности, говорилось:

«В целях дальнейшего повышения летно- технических данных и освоения новой схемы истребителей Совет министров Союза ССР Постановлением от 9 сентября 1953 года:

1. Обязал МАП (т. Дементьева) и главного конструктора т. Микояна спроектировать и построить одноместный фронтовой истребитель с треугольным крылом, с одним турбореактивным двигателем AM-11 конструкции т. Микулина тягой 5000 кгс с дожиганием…».

Документом предписывалось, чтобы максимальная скорость при работе ТРД на форсажном режиме в течение пяти минут была не ниже 1750 км/ч на высоте 10000 м, время набора этой высоты – 1,2 минуты, практический потолок 18000-19000 м. Дальность задавалась не менее 1800 и 2700 км при полете на высоте 15000 м без использования дожигания в ТРД, а длина разбега и пробега – не более 400 и 700 м.

Самолет должен был допускать установившееся отвесное пикирование с применением тормозных щитков со всех высот полета и разворот на этом режиме. Требовалось обеспечить возможность эксплуатации истребителя с грунтовых аэродромов.

На самолете требовалось установить три пушки НР-30, оптический прицел, сопряженный с радиодальномером; кроме того, машина должна была нести 16 реактивных снарядов АРС-57. О бомбовом вооружении пока речи не шло. Первый экземпляр из запланированных двух опытных требовалось предъявить на государственные испытания в марте 1955-го, т.е. менее чем через год после выхода приказа.

Однако двигатель, предназначавшийся для нового самолета, вовремя не поспел, к тому же вскоре произошла замена главного конструктора ОКБ-ЗОО. В итоге пришлось устанавливать менее мощный двигатель АМ-9, что было, естественно, обстоятельством досадным, но не критическим, ведь и со старым мотором можно было исследовать поведение машины в полете и затем вести доводку конструкции.

До июля 1954 года в документах авиационной промышленности еще можно встретить обозначение Х-5, но уже в августе появляется упоминание о проекте самолета Е-1, заданном постановлением Совмина от 9 сентября 1953 года, – правда, с двигателем АМ-9Б, который использовался на самолетах МиГ-19.

Судя по заданию, машина предназначалась для борьбы с маломаневренными целями – бомбардировщиками, так как ни скорострельность, ни боекомплект орудий, планировавшихся к установке на самолет, не позволяли вести эффективную борьбу с истребителями противника. Похоже, что опыт войны в Корее ничему не научил «законодателя мод» – отечественные ВВС. А может быть, кто-то «наверху» видел главную угрозу в бомбардировщиках. Так или иначе, в ОКБ-155 предусмотрели установку на истребителе лишь двух пушек.

Однако Е-1, как уже говорилось, так и не вышел из стадии проекта. Причина была связана с трудностями разработки и исследований треугольного крыла. Подобная задержка имела место и в ОКБ П.О. Сухого при создании истребителя Т-3. По этой причине было предложено в первую очередь разработать самолет со стреловидным крылом. Так родоначальником нового семейства самолетов стал Е-2.

В феврале 1955 года приказом министра авиационной промышленности на самолет Е-2 с двигателем АМ-9Е (возможно, это была опечатка и следует читать АМ-9Б) назначили ведущими летчика-испытателя Г.К. Мосолова (дублер В.А. Нефедов) и инженера А.С. Изотова. Отметим, что ТРД АМ-9Е предназначался для установки на Е-50.

Первый полет Е-2 состоялся 14 февраля 1954 г. На самолете было установлено крыло стреловидностью 57° по передней кромке и относительной толщиной 6%. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик использовались щелевые закрылки и двухсекционные предкрылки. Управление по крену осуществлялось двухсекционными элеронами. Впоследствии дм исключения реверса элеронов, возникавшего на некоторых режимах полета, на крыле установили интерцепторы. Передние кромки обечаек лобового воздухозаборного устройства (ВЗУ) по аналогии с дозвуковыми машинами были выполнены полукруглыми, создававшими дополнительную подсасывающую силу.

В печати неоднократно упоминается, что на самолете с двигателем РД-9Б была достигнута скорость 1950 км/ч. Это глубокое заблуждение. Видимо, эта скорость является расчетной для самолета с ТРД AM-11 и взята из задания на данную машину. Да и элементарные расчеты показывают невозможность достижения такой скорости. Чтобы у читателя не было сомнений, приведу пример: самолет СМ-12/3, обладая примерно такой же полетной массой и вдвое большей тяговооруженностью, развивал максимальную скорость 1930 км/ч.

Почти одновременно с ОКБ А.И. Микояна начали разрабатывать сверхзвуковые самолеты с близкими летно-техническими характеристиками на фирмах O.K. Антонова, А.С. Яковлева и П.О. Сухого, но лишь в ОКБ-155 смогли довести конструкцию фронтового истребителя с треугольным крылом до уровня серийного производства.

В январе 1956 года на заводские испытания передали первый самолет Е-2А/1 (в 1957-м кто- то в ГАКТ или ОКБ присвоил ему обозначение МиГ-23) с ТРД Р11-300. Переделанный из Е-2, самолет ровно год простоял в ожидании двигателя. Отличительной особенностью этой машины были аэродинамические перегородки (гребни) на крыле, отсутствовавшие у предшественника. Первый полет на этой машине выполнил летчик-испытатель ОКБ Г.А. Седов 17 февраля 1956 г. Ведущим инженером по машине на этапе заводских испытаний был А.С. Изотов.

Испытания Е-2А шли очень трудно. Машине были свойственны продольная раскачка, обусловленная дефектами компоновки системы управления, повышенная чувствительность к малым отклонениям ручки управления по крену при больших индикаторных скоростях. Много времени заняло устранение дефектов силовой установки, из-за чего машина находилась 11 месяцев в нелетном состоянии. Кроме этого, пришлось бороться с тряской, обнаруженной при полете с большой скоростью на малых высотах, и с поперечной раскачкой.

Спустя полгода с завода № 21 поступила вторая машина Е-2А/2, которую в последний день декабря ОКБ-155 предъявило в НИИ ВВС на государственные испытания. На этой машине в 1956-1957 годах выполнили 107 полетов (на обоих самолетах – не менее 165 полетов), позволивших снять все основные характеристики. На обоих самолетах летали также летчики промышленности В.А. Нефедов и А.П. Богородский. После выработки ресурса двигателя и оборудования самолеты списали за ненадобностью. В ходе испытаний на Е-2А с полетным весом 6250 кг были достигнуты следующие показатели: максимальная скорость 1950 км/ч (М=1,78), потолок – 18000 м, время набора высоты 10000 м – 1,3 минуты, дальность – 2000 км. Вооружение состояло из двух пушек НР-30 и двух подвешенных под крылом реактивных орудий с неуправляемыми авиационными ракетами АРС-57. Для стрельбы использовался прицел АСП-5Н. Предусматривалось также и бомбовое вооружение.

Е-2 так и остался в разряде опытных, поскольку, как увидим дальше, заказчик отдал предпочтение истребителю с треугольным крылом. Серийный завод в Горьком построил семь самолетов Е-2А.

«Истребитель МиГ-21 Рождение легенды», Николай Васильевич Якубович, 2007г.