МиГ-21Ф

Первые серийные модификации МиГ-21

Краткий обзор по модификациям.
МиГ-21Ф (Е-6, "изделие 72") первый серийный вариант истребителя, был выпушен 31 авиазаводом в количестве 10 экземпляров в 1959 году. 21 завод в ноябре собирает 3 и в декабре еще 7 самолетов. Но заказчику сдает их только в начале 1960 г. Еще 69 машин вышли из цехов горьковского завода в 1960 г, в том числе три самолета МиГ-21Ф переоборудованы под К-13, из них 2 самолета в первом квартале, 1 самолет в декабре. По другим данным горьковский завод выпустил 83 машины.

Cтоит добавить, что первые серийные МиГ-21Ф поступили на вооружение 32 гиап, аэродром Кубинка, в марте 1960 г. Первые полеты на МиГ-21Ф летчики 32 гиап совершили в апреле 1960 года. На базе этого же полка проводились войсковые испытания МиГ-21Ф, а затем и МиГ-21Ф-13. примечание Сергея Исаева.

МиГ-21Ф эксплуатировался только в ВВС СССР и не поставлялся в другие страны. По конструкции планер представляет собой цельнометаллический среднеплан с треугольным крылом и стреловидным оперением с управляемым стабилизатором. Фюзеляж делится на носовую и хвостовую части, стыкующиеся между собой по шпангоуту № 28, чем обеспечивается снятие и установка двигателя.



Отличительная особенность - две пушки НР-30 в нижней части фюзеляжа по левому и правому борту. Патронные ленты по 60 патронов 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 держателю БД3-58-21 что позволяет использовать следующие варианты подвески:
а) два блока УБ-16-57 по 16 снарядов АРС-57, АРС-57М или КАРС-57 в каждом;
б) две бомбы от 50 до 250 кг.в) две бомбы ФАБ-500;
г) два зажигательных бака ЗБ-360.



Тип двигателя: Р-11Ф-300. Запуск в воздухе до Н=12000 м. обеспечивается кислородной подпиткой. Надежное включение форсажа до Н=16000 м. Vпр.=400 км/час. Двигатель имеет следующие режимы работы: малый газ, номинал, максимал и форсаж.
Двигатель Р11Ф-300 представляет собой двухвальный турбореактивный двигатель, состоящий из осевого шестиступенчатого двухроторного компрессора, десяти индивидуальных камер сгорания трубчатокольцевого типа в общем кожухе, двухступенчатой осевой газовой турбины, форсажной камеры с двухпозиционным реактивным соплом, системы топливопитания и управления. Масляная система автономная. Система запуска – автоматическая, с генератором-стартером ГСР-СТ-12000ВТ.

Управление силовой установкой

Работа силовой установки на различных режимах полета самолета обеспечивается рычагом управления двигателя, выдвижным конусом воздухозаборника, противопомпажными створками и створками дополнительного забора воздуха.
Управление двигателем осуществляется рычагом на секторе газа, установленным по левому борту кабины, через систему жестких тяг и качалок.
Рычаг управления двигателем в положениях «Стоп», «Малый газ», «Номинал», «Максим.» и «Форсаж» фиксируется специальными упорами, которые соответствуют режимам работы двигателя.
Положение рычага соответствующее режиму «Номинал», фиксируется шариковой защелкой, установленной на кронштейне сектора газа.



Для исключения возможности появления помпажа воздухозаборника при резкой уборке рычага управления двигателем на больших скоростях полета (при М более 1.5) на секторе газа установлен упор автоматического действия, препятствующий уборке рычага на себя за положение, соответствующее числу оборотов двигателя выше номинального режима. При числах М меньше 1,5 упор утапливается и не препятствует уборке рычага на себя. Автоматизированный упор не препятствует движению рычага от себя при любых значения чисел М.
Упор действует по первому сигналу от реле МР-1.5, управляющего движением конуса воздухозаборника (в первое положение).
В случае необходимости предусмотрена возможность механического отключения блокировки рычага по числу М нажатием красной кнопки на секторе газа.
Затяжеление хода рычага, а также фиксирования рычага в любом положении осуществляется специальной рукояткой зажима на секторе газа, поворотом ее вверх по часовой стрелке.
В торцевой части головки рычага управления двигателем установлены кнопка включения радиостанции и ползун для выпуска и уборки тормозных щитков.
На рукоятке рычага управления двигателем установлен барабан, вращением которого изменяется диаметр дальномерного кольца прицела. Вращение барабана возможно только после нажатия специальной гашетки на тыльной стороне рукоятки.

Выдвижной конус

В целях снижения потерь в воздухохаборнике двигателя на сверхзвуковых скоростях полета в носовом коке фюзеляжа установлен выдвижной конус, который обеспечивает получение максимальной тяги двигателя, а также уменьшает сопротивление самолета на больших числах М.
В полете конус может занимать одно из трех положений: «Убран; «М=1.5» (первое положение) и «М=1.9» (второе положение. Выпуск конуса в полете производится автоматически в зависимости от достигнутых значений числа М. До чисел М менее 1.5 конус находится в убранном положении.
При разгоне самолета до чисел М=1.5 и более конус автоматически выдвигается в первое положение, а при дальнейшем его разгоне выдвигается во второе положение, соответствующее М-1.9.
Любое выдвинутое положение конуса контролируется сигнальной лампой «Конус выпущ.», которая загорается на табло Т-4 при смещении конусам на 3-5 мм от убранного положения. В исправном состоянии автоматическая система управления конусом работает без вмешательства летчика. В случае выхода из строя автоматики предусмотрена возможность ручного управления конусом. Для перехода на ручное управление конусом переключатель рода работ конуса переставляется из положения «Автомат» в положение «Ручное».
Система управления конусом состоит из двух датчиков скорости МР-1.5 и МР-1.9, двух электрогидравлических кранов КЭ-2 (ГА-185) и одного гидроцилиндра уборки и выпуска конуса.



При достижении самолетом скорости, соответствующей числу М=1.5, срабатывает датчик первого положения конуса, вследствие чего кран КЭ-2 (первого положения) получает электропитание и переключается. В связи с этим, рабочая жидкость начинает поступать в соответствующую полость гидроцилиндра на выпуск, и конус выдвигается в первое положение.
При дальнейшем росте скорости самолета и достижении им числа М=1.9, сработает датчик второго положения конуса, переключится второй кран КЭ-2, и рабочая жидкость начнет поступать в соответствующую полость гидроцилиндра на выпуск конуса во второе положение. В этом случае оба крана будут включены на выдвижение конуса.
При уменьшении скорости самолета (М<1.9) выключается датчик МР-1.9 второго положения. Вследствие этого электромагнит крана КЭ-2 переключится на уборку, и золотник, переместившись, направит рабочую жидкость на уборку конуса. В результате конус уберется в первое положение и шток цилиндра запрется шариковым замком.
При дальнейшем уменьшении скорости самолета (М<1.5) выключится датчик первого положения. В связи с этим электромагнит крана КЭ-2 переключится на уборку, и золотник, переместившись, направит рабочую жидкость на полную уборку конуса.
В убранном положении конуса штоки обеих полостей гидроцилиндра удерживаются шариковыми замками и давлением рабочей жидкости.
В первом выпущенном положении конуса шток передней полости (по полету) удерживается давлением рабочей жидкости, а шток задней полости при этом продолжает удерживаться шариковым замком.
Во втором выпущенном положении конуса штоки обеих полостей гидроцилиндра удерживаются давлением рабочей жидкости. При отказе основной гидросистемы все четыре магистрали ( две нагнетающие и две сливные) гидроцилиндра перекрываются гидрозамками, и конус остается в том положении, в котором произошел отказ гидросистемы.

Противопомпажные створки

В целях предупреждения возникновения помпажа воздухозаборника на больших скоростях полета в передней части всасывающих каналов, по обеим сторонам фюзеляжа, установлены автоматически управляемые противопомпажные створки.
Автоматическая система управления противопомпажными створками открывает створки только на скоростях, полета соответствующих числу М>1.5, при условии уборки рычага управления двигателем с положения «Максим.» или при отклонении носка стабилизатора вниз на угол 20º и более.
Блокировка работы створок как по оборотам двигателя, так и по углу отклонения стабилизатора осуществлена микровыключателями КВ-9А. Один микровыключатель, блокирующий работу створок по оборотам двигателя, установлен на колонке управления двигателем за сиденьем летчика, а второй микровыключатель, блокирующий работу створок по углу отклонения стабилизатора, установлен на качалке управления стабилизатором, под задним отсеком фонаря.



Включение микровыключателей происходит: одного – при положении рычага управления двигателем ниже режима «максимал», а другого – при положении носка стабилизатора вниз более 20º.
В любом из этих случаев включается кран ГА-184. После переключения золотника крана рабочая жидкость начинает поступать в соответствующие полости гидроцилиндров на выпуск, и створки откроются. При выключенных микровыключателях створки находятся в закрытом положении. В выпущенном положении и убранном положении створки удерживаются давлением рабочей жидкости.



В случае выхода из строя автоматики предусмотрена возможность ручного управления противопомпажными створками. Для перехода на ручное управление переключатель переставляется из положения «Автомат» в положение «Закр.» или «Откр.» При ручном управлении створками электропитание от переключателя поступает непосредственно на кран ГА-184.

Створки дополнительного забора воздуха

С целю увеличения тяги двигателя на взлете на левом и правом бортах фюзеляжа, между шпангоутами № 9 и 10, установлены створки дополнительного забора воздуха в компрессор двигателя. Створки работают на принципе разности давлений в воздухозаборнике и окружающей атмосфере и открываются внутрь всасывающих каналов. Никаких управляющих механизмов створки не имеют.
В полете, при возрастании скоростного напора, внутри всасывающих каналов создается давление, вследствие чего створки закрываются.

Взлетно-посадочные устройства

Взлетно-посадочные устройства обеспечивают взлет и посадку самолета, как с бетонированных ВПП, так и с грунта.
Во взлетно-посадочные устройства входят шасси, закрылки и тормозной парашют.

Шасси самолета трехколесное, убирающееся в полете. Стойки основных колес крепятся в правом и левом крыльях. При уборке основные стойки убираются в крыло, а колеса разворачиваясь относительно стоек, и убираются в фюзеляж. Носовая стойка крепится в носовой части фюзеляжа на шпангоуте № 6. Носовая стойка убирается в фюзеляж (вперед по полету).



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.
На основных стойках установлены колеса КТ-82 размером 660 Х 200, на носовой стойке колесо КТ-38 размером 500 Х 180. Колеса имеют систему автоматического растормаживания для предотвращения юза.



Для сокращения длины пробега на самолете имеется тормозной парашют.Тормозной парашют ПТ-6152-59 состоит из купола, строп, чехла, троса парашюта, зачековочного троса с флажком и вытяжного парашюта. Тормозной парашют укладывается в специальный отсек фюзеляжа, закрывается фартуком и створками отсека. Створки запираются замком.Трос парашюта крепится к фюзеляжу на специальном замке, запираемом воздушным цилиндром, а к парашюту – посредством вилки на тросе, коушной шайбы на стропах парашюта и соединяющего их болта.
Нормальная скорость для выпуска парашюта не должна превышать 280 км/час.




Гидравлическая система

Гидросистема состоит из двух раздельных гидросистем (бустерной и основной) Давление в каждой создается насосом переменной производительности НП-34, создающим максимальное рабочее давление 210 кг/см². Основная Гидросистема обслуживает шасси, закрылки, тормозные щитки, противопомпажные створки, выдвижной конус воздухозаборника, механизм разворота носового колеса, регулируемое реактивное сопло двигателя и одну камеру бустера БУ-51М стабилизатора. Бустерная гидросистема обслуживает два бустера элеронов БУ-45 и одну камеру двухкамерного бустера БУ-51М стабилизатора.



Воздушная система

Воздушная система включает в себя две самостоятельные системы: основную и аварийную. Основная система обслуживает торможение колес, открытие и герметизацию фонаря, перезарядку пушек, закрытие перекрывного крана топливной системы, выпуск и сброс тормозного парашюта, аварийный подброс фонаря и противообледенительную систему.



Аварийная система обслуживает аварийный выпуск шасси и аварийное торможение колес.



Воздух для питания герметической кабины отбирается от двигателя за компрессором. Регулирование высоты в кабине и вентиляция производится клапаном АРД-57В. В кабине поддерживается заданная температура воздуха.Для обеспечении нормальных условий летчику при полетах на больших высотах самолет оборудован кислородной системой питания ККО-3 с костюмом ВКК-4 и гермошлемом ГШ-4М или маской КМ-30М.



Фонарь кабины каплевидной формы, остеклен термостойким органическим стеклом марки СТ-1 толщиной 10 мм. Переднее стекло из силикатного триплекса толщиной 14.5 мм. Под фонарем в передней части установлен прозрачный бронеэкран толщиной 65 мм. По бокам, которого установлены остекленные защитные щитки.



Герметизация фонаря с фюзеляжем производится путем наполнения резинового шланга герметизации воздухом от общей воздушной системы давлением 2 кг/cм²




Противообледенительная система

Система противообледенителя обеспечивает удаление льда с переднего стекла фонаря при полетах в условиях обледенения. Удаление льда производится смыванием стекла фонаря этиловым спиртом.
Система приводится в действие нажатием кнопки 4 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 7 (емкостью 6,5 л) через редуктор РВ-3 подается сжатый воздух из воздушной системы самолета. Давлением воздуха спирт вытесняется из бачка через обратный клапан 2 направляется в коллектор 3 на фонаре. Отключение системы производится при освобождении кнопки 4.



Катапультируемое сиденье

Катапультируемое шторочное сиденье обеспечивает возможность покидания самолета в полете при необходимости, как на малых, так и на больших скоростях.
Сиденье состоит из следующих составных частей: каркаса с чашкой, заголовника, подножек, привязных ремней, системы захвата ног, стреляющего механизма, системы блокировки, автомата АД-3 с пружинным механизмом, механизма стабилизирующих щитков, механизма регулирования 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 по росту летчика. При катапультировании сиденье скользит по направляющим рельсам.

Летчик может катапультироваться от шторки, при этом в начале происходит сбрасывание фонаря, а затем катапультирование. При необходимости летчик может сбросить фонарь без катапультирования с помощью ручки автономного сброса фонаря.



При аварийном сбрасывании фонаря (от шторки или ручки автономного сбрасывания) подброс его производится от воздушных 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 градусов, замки временной задержки открываются и фонарь освобождается от связи с фюзеляжем. При таком угле наклона фонарь обладает большой подъемной силой, вследствие чего резко отходит от фюзеляжа.



Основным видом катапультирования является катапультирование от шторки.



Для катапультирования лётчик должен освободить ноги от педалей управления, поставить их на подножки сиденья, прижав колени к себе, снять со стопора рукоятку плечевых ремней для притяга лётчика к спинке сиденья, после чего обеими руками должен взяться за рукоятку шторки и натянуть её на лицо. Шторка защищает лицо лётчика от воздушного потока. В первой половине хода рукоятки шторки приводится в действие система аварийного сбрасывания фонаря, во второй половине хода (после сбрасывания фонаря) срабатывает стреляющий механизм и сиденье с лётчиком выбрасывается из кабины.При выходе сиденья с лётчиком из кабины шланги питания кислородом от бортовой системы отсоединяются и питание лётчика кислородом переключается на парашютный кислородный прибор.
Посте выстрела подножки опускаются вниз. Плавность опускания подножек обеспечивается гидравлическими демпферами, которые, кроме того удерживают подножки в опущенном положении при воздействии воздушного потока на подошвы ног после катапультирования.



После опускания подножек ноги удерживаются от разброса щитками поручней, а также специальными захватами на подножках, закрывающимися после выстрела.



Захваты ног и замок привязных ремней открываются с помощью временного автомата АД-3 и пружинного механизма, установленного под чашкой сиденья.



В случае отказа автомата АД-3 или пружинного механизма замок привязных ремней открывается вручную за кольцо, расположенное на правом поясном ремне, захваты же ног при отделении лётчика от сиденья легко отрываются от подножек, к которым они приклёпаны дуралюминовыми заклепками.
Устойчивое положение сиденья в воздухе после отделения от самолета обеспечивается стабилизирующими щитками, открывающимися под действием воздушного потока.



Стопорение привязных ремней производится с помощью рукоятки, установленной на левом поручне.



Для последовательного срабатывания катапультируемого сиденья и сбрасывания фонаря сиденье сблокировано с фонарем при помощи троса. С помощью которого, происходит разблокировка стреляющего механизма.
После посадки лётчика в кабину трос блокировки пиромеханизма с фонарём закрепляется к кронштейну на фонаре техником перед закрытием фонаря.



Закрылки.

Для уменьшения длины разбега при взлете самолета и уменьшения посадочной скорости на самолете в корневой части крыла установлены закрылки.
Закрылки имеют два положения: убрано и выпущено. Управление закрылками электрогидравлическое. В убранном положении закрылки удерживаются шариковыми замками в гидроцилиндрах и давлением рабочей жидкости, а в выпущенном положении – только давлением рабочей жидкости.
Конструкция закрылков «плавающего» типа. 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.

Кран ГА-185 подает жидкость только на выпуск закрылков, а также пропускает ее на слив при уборке закрылков. Штуцер нагнетающей линии «на уборку» на кране закрыт заглушкой. Выпуск закрылков осуществляется за счет разности площадей поршня цилиндра на выпуск и уборку, т.е. за счет большей площади поршня в полости цилиндра на выпуск.
В кабине пульт управления закрылками имеет три кнопки с надписями «Убраны», «Взлет», «Посадка».
При нажатии на кнопки либо «Взлет», либо «Посадка» закрылки выпускаются на один и тот же угол, но включается различная световая сигнализация. Трехкнопочный пульт управления закрылками установлен для использования стандартной световой сигнализации в кабине.
Так, при нажатии на кнопку «Взлет» загорается сигнальная лампа, указывающая, что закрылки выпущены. При выпуске закрылков при нажатии кнопки «Посадка» на приборной доске на табло появляется светящаяся надпись «Закрылки выпущены». Если при этом шасси не выпущено, то на приборной доске появится надпись «Выпусти шасси».
(примечание редактора: в свое время вопрос о наличии трехкнопочного пульта управления закрылками на МиГ-21Ф поднимался на нашем форуме, но ответа найдено не было. Вот оказывается и сам ответ!).



Топливная система

Топливная система самолета обеспечивает работу двигателя на всех возможных режимах полета самолета, а также обеспечивает запуск двигателя на земле и в воздухе.
Топливная система состоит из:
а) шести резиновых баков, расположенных в головной части фюзеляжа между шпангоутами № 11 и 28, с заполняемой емкостью:
бак № 1 – 235 л, бак № 2 – 630 л, бак № 3 – 265 л, бак № 4 – 200 л, бак № 5 – 240 л, бак № 6 – 260 л,
б) двух металлических отсеков, расположенных в носке правого и левого крыла между нервюрами № 1 и 13, с заполняемой емкостью по 175 л каждый;
в) одного подвесного (сбрасываемого в полете) бака с заполняемой емкостью 490 л, подвешиваемого под фюзеляжем в зоне шпангоута № 16.

Общая емкость топливной системы без подвесного бака – 2160 л, с подвесным баком 2650 л.



По порядку выработки топлива баки распределяются на три группы.
В первую группу баков входят: бак № 1 и верхняя часть бака № 2 по уровню трубы, соединяющей бак № 1 с баком № 2. Выработка топлива осуществляется насосом 422А, установленном в баке № 1 который перекачивает топливо в расходный бак (бак № 3) через спецклапан.
Во вторую (расходную) группу баков входят остальная (нижняя) часть бака № 2 и бак № 3, состоящий из верхнего и нижнего баков. Выработка топлива из этой группы баков обеспечивается насосом 495А, перекачивающим топливо в двигатель.
В третью группу баков входят баки № 4, 5, 6 и крыльевые отсеки в правом и левом крыльях.
Баки № 4, 5 и 6 соединены между собой трубами большого диаметра, по которым топливо из баков № 5 и 6 самотеком сливается в бак № 4, а далее насосом 422А перекачивается в расходный бак через спецклапан. Баки № 5 и 6 каждый состоит из двух частей – правой и левой.
Из крыльевых отсеков топливо перекачивается насосами ПЦР-1Ш (установленными на каждом отсеке) также в расходный бак через спецклапан (общий с баками № 4, 5 и 6).
Заправка баков топливом производится через заливные горловины, расположенные на баке № 2 и на баке № 4.
Время заправки всех баков (кроме подвесного) 10 минут.



Для отсечения подачи топлива в двигатель в полете, в случае пожара в трубопроводе перед двигателем установлен перекрывной кран с электровоздушным дистанционным управлением из кабины. Дистанционное управление краном только на закрытие.

Бензиновая система с бачком расположена в баке № 4 емкостью 4.5 л, обеспечивает на земле и в воздухе 8 – 10 запусков двигателя. Заправка бензином производится через горловину на бачке, слив – через спецклапан на трубопроводе. При запуске бензин подается в двигатель электрическим насосом ПНР-10-9М. Для надежного запуска на больших высотах в бачок введено поддавливание воздуха от двигателя, равное 0,4 кг/см², со специальным бачком-рессивером с фильтром и обратным клапаном. Для лучшего воспламенения пускового топлива в полете при запуске введена кислородная подпитка пусковых блоков двигателя.



Противопожарное оборудование

Противопожарное оборудование предназначено для тушения пожара в полете и на земле, возникшего на самолете в двигательном отсеке.
Противопожарное оборудование самолета состоит из системы пожаротушения и системы сигнализации о возникшем пожаре.
Система пожаротушения самолета состоит из огнетушителя 2ОС-2 и стального коллектора распылителя.

Огнетушитель представляет собой шаровой двухлитровый баллон с электрическим пирозатвором (головка-затвор). Головка-затвор является запорным клапаном, при помощи которого производятся зарядка, сохранность и выпуск состава. Корпус затвора имеет четыре штуцера для подсоединения трубопровода, манометра, пирозапала и предохранительного устройства.
Универсальный затвор огнетушителя приводится в действие от пиропатрона ПП-3.



Огнетушитель установлен у шпангоута № 21 справа, внизу и крепится кронштейном к нижней балке. В качестве огнегасящего вещества применяется состав «7».
Коллектор распылитель кольцевой, установлен между шпангоутами № 22 и № 23.
Тушение пожара электродистанционное, из кабины, путем нажатия кнопки с надписью «Огнетушитель», расположенной на левом пульте. При этом замыкается цеп пиропатрона, от взрыва которого открывается головка затвор огнетушителя: находящийся в огнетушителе заряд под давлением углекислоты и воздуха выбрасывается по трубопроводу через коллектор в зону пожара.

Сигналом к вводу системы в действие служит загорание на приборной доске в табло Т-6 красной сигнальной лампы с надписью «Пожар».
В системе сигнализации пожара для подачи сигнала о появлении и исчезновении пламени в двигательном отсеке на самолете установлены ионизационные сигнализаторы (термоизвещатели) типа ИС-2, состоящие из двух жаропрочных полукольцевых металлических трубок, расположенных у шпангоута № 29 снизу, к которым подводится электрический ток. Трубки крепятся кронштейнами через керамические изоляторы с определенным зазором от массы самолета.



Принцип работы ионизационного сигнализатора пожара основан на свойстве проводимости пламени в результате ионизации, сопровождающей пламенную химическую реакцию. Сигнализатор срабатывает только в случае появлении пламени между трубками и «массой» самолета. На повышение температуры ИС-2 не реагирует.
Сигнализатор ИС-2 безынерционный и практически срабатывает мгновенно.

Система управления самолетом

В систему управления самолетом входят управление стабилизатором, элеронами, рулем поворота и тормозными щитками.



Управление стабилизатором осуществляется с помощью жестких тяг, качалок и гидравлического двухкамерного бустера БУ-51М, по необратимой схеме. Имитация усилий на ручке управления при ее отклонениях осуществляется пружинным загрузочным механизмом.
Снятие усилий с ручки управления самолетом осуществляется механизмом «триммерного эффекта», управляемого кнопкой, установленной на ручке управления самолетом.



С целью исключения возможных колебаний стабилизатора на обеих балках стабилизатора установлены демпферы трения, которые гасят эти колебания.
Питание рабочей жидкостью двухкамерного бустера БУ-51М осуществляется одновременно от двух гидросистем – бустерной и основной. В случае выхода из строя какой-либо гидросичиемы бустер продолжает работать на одной из камер рабочей системы. В бустерную гидросистему включена аварийная насосная станция НП - 27, которая в случае отказа насоса НП-34 или останова двигателя поддерживает необходимое давление в бустерной системе для обеспечения посадки самолета.
При отсутствии давления в обеих гидросистемах управление стабилизатором становится невозможным.
Естетвенный характер усилий на ручке управления самолетом в зависимости от скорости и высоты полета обеспечивает автомат АРУ-3В установленный в системе управления стабилизатором. Контроль за работой АРУ осуществляется по указателю, установленному на левой части приборной доски, и контрольной лампе в табло Т-4 «Стабил. на посад.»



На самолетах первых серий установлен механизм АРУ-3В с коррекцией по высоте до 15 км, комплектно взаимозаменяемый механизмом АРУ-3В с коррекцией по высоте 10 км.
В случае выхода из строя управляющего блока летчик имеет возможность управлять механизмои АРУ-3В вручную непосредственно включением электродвигателя привода исполнительного механизма АРУ-3В.
Управление элеронами характеризуется следующими особенностями:

1. Все аэродинамические усилия от элеронов воспринимаются бустерами БУ-45, включенными в систему управления по необратимой схеме.
2. Имитация усилий от элеронов на ручке управления самолетом производится пружинным загрузочным механизмом, установленным в системе управления элеронами.
3. Питание бустеров БУ-45 рабочей жидкостью продублировано, т.е. в случае выхода из строя бустерной гидросистемы их питание переключается на основную гидросистему. Переключение питания БУ-45 с бустерной на основную гидросистемы происходит автоматически при снижении давлений в ней до 70 кг/см². При возрастании давления в бустерной гидросистеме до 100 кс/см² питание БУ-45 переключается с основной на бустерную гидросистему.
4. В случае отказа БУ-45 (или отказа обеих гидросистем) бустеры выполняют функции жестких звеньев системы управления элеронами. При отключении бустеров элеронов, благодаря наличию в них механизмов стопорения распределительных золотников, люфт на ручке управления самолетом отсутствует.
5. Для обеспечения нормальной поперечной управляемости самолета при больших скоростях полета, когда элероны становятся чрезмерно эффективными, а поперечное управление чувствительным и строгим, в системе управления элеронами (перед бустерами) установлены механизмы с нелинейной передачей от ручки к элеронам. Такая передача обеспечивает малые углы отклонения элеронов при увеличенных углах отклонения ручки из нейтрального положения. Таким образом облегчается поперечное управление самолетом на больших приборных скоростях полета, исключая его поперечную раскачку.

Управление рулем поворота осуществляется посредством педалей и системы жестких тяг.



Аэродинамические силы, действующие на руль поворота, воспринимаются летчиком. Для облегчения руления самолета установлен механизм управления носовой стойкой при помощи педалей (механизм включается летчиком).

Управление тормозными щитками.

С целью возможности гашения скорости самолета на различных режимах полета на фюзеляже установлены три тормозных щитка.
При установленном подвесном баке нижний щиток блокируется и не выпускается.
Управление тормозными щитками – электрогидравлическое. Боковые тормозные щитки управляются с помощью электрогидравлического крана ГА-140, а нижний с помощью ГА-184. при выпуске тормозных щитков боковые отклоняются на 25º, а нижний – на 40º.
В выпущенном и убранном положении тормозные щитки удерживаются давлением рабочей жидкости, поступающей из основной гидросистемы.
При отсутствии давления в основной гидросистеме тормозные щитки удерживаются в любом положении обратным клапаном, конструктивно объединенным с термоклапаном, который запирает выход рабочей жидкости из гидроцилиндров управления тормозными щитками.
Термоклапан служит для предотвращения выхода из строя нагнетающей магистрали тормозных щитков при температурном расширении рабочей жидкости. Термоклапан открывается в противоположную обратному клапану сторону при давлении 235 кг/см².
С целью исключению несчастных случаев при работе в нишах боковых тормозных щитков в куполе правого колеса установлен кран кольцевания. При открытии вручную крана кольцевания нагнетающая магистраль боковых тормозных щитков соединяется с линией слива.



Управление тормозными щитками может производиться как с помощью кнопки на ручке управления, так и с помощью ползуна, расположенного на рукоятке управления двигателем.

На самолете установлено следующее радиотехническое оборудование: курсовая система ГИК-1, авиагоризонт АГИ-1, электрический указатель поворота ЭУП-53, приемно-передающая станция РСИУ-4В (Дуб-4, Р-801), радиодальномер СРД-5М, радарный ответчик СРО-2 (Хром), ответчик СОД-57 (изд. 40), маркерное радиоприемное устройство МРП-56П, автоматический радиокомпас АРК-54М, радиовысотомер РВ-У. Радиовысотомер РВ-УМ устанавливался на самолетах МиГ-21Ф с номера 720410.
Для прицеливания при стрельбе из пушки, при пуске неуправляемых реактивных снарядов,а также при бомбометании с пикирования на самолете установлен автоматический стрелковый прицел АСП-5НД сопряженный электрически с дальномером СРД-5М.



Электрическая система включает генератор-стартер ГСР-СТ-120О0ВТ, способный работать как в генераторном, так и стартерном режимах. Резервным источником электроэнергии служат две аккумуляторные батареи 15СЦС45, которые подключаются параллельно генератору.
Для подключения розетки жгута аэродромного источника питания имеется специальная вилка ШРА-250МЛК.



Переменный ток на самолете обеспечивают преобразователи ПО-750А и ПО-500А — они преобразуют постоянный ток в однофазный переменный напряжением 115 В и частотой 400 Гц, а также преобразователи ПТ-70 и ПАГ-1ФТ, преобразующие постоянный ток в трехфазный переменный напряжением 36 В частотой 400 Гц.



Во многих изданиях по истории МиГ-21 существующие чертежи самолета МиГ-21Ф (и не только) несмотря на всю тщательность прорисовки, порою совсем не соответствуют действительности.



Однако, фантазиями страдают еще и некоторые музеи, а также авторы монументов с использованием авиационной техники пытаясь выдать желаемое за действительность.
Давайте посмотрим, где еще сохранились МиГ-21Ф.

Москва ЦМВС МиГ-21Ф с.н. 72210602 в экспозиции числится как МиГ-21Ф-13.



Миг-21Ф г. Красноярск (Емеляново)



МиГ-21Ф г. Моздок.



МиГ-21Ф с.н. 72210102 Луганск.



Пермь.
Бывшее Пермское ВАТУ.



МиГ-21Ф г. Бишкек.



Харьков «ХАИ»
с.н 72210604, б.н. 25.



Еще один МиГ-21Ф на проходной бывшего ЧВВАУЛ.
Черниговский МиГ-21Ф собран из разных самолетов. Хвостовая часть от МиГ-21Ф13.



В статье использовались фотографии с сайтов:
airforce.ru, scalemodels.ru, russianplanes.net, aviaminuments.ru, spotters.net.ua

Ссылки:
1. Обсуждение на форуме