E-8 改型

　　一般来说，要改进一架飞机的性能，设计局总是从多方面着手，E-8 就是米格-21 的一种改进型。

　　尽管设计局证实这种改型是在米格-21PF 基础上改进而成的，但它和其他改型的差别十分明显，除机翼、尾翼和起落架仍保留原来的以外，其余部分都重新设计了。

　　对 E-8 原计划授予一个新代号——米格-23，它装用了一台新发动机——R-21F-300，{zd0}推力 4,700 千牛，加力推力 7,200 千牛，发动机推力加大，加上飞机气动力性能改进，飞机的飞行特性和机动性从而得到改善。

　　机身结构全部重新设计，去掉了机头进气道，把它移至驾驶舱之下，为此，加大了停机角。进气口截面为六角形，外形接近于矩形。进气道由隔板分隔为两个气道，在发动机进气口前合井为一个。进气流由一个三波系垂直锲形块进行调节，其调节机构装在进气道隔板内。在进气道侧壁还设有放气门。

E-8 机头为卵锥形，内装“蓝宝石-21”雷达。当时，这种雷达尚未装在批生产的米格-21 飞机上。头锥顶部整流罩由介质材料制成，不过最为奇特之处是在机头安装了前置平尾，但无操纵机构。亚音速时，前置平尾处于随意偏转的风标状态；但超音速时，它固定于中立位置。前置平尾由随意偏转过渡到固定状态的过程是十分柔和的，因而不会给飞机的操纵造成任何困难。由于装上了前置平尾，飞机的升力系数，在 M=1.5 时，增大了一倍多；在 M=2 时，增大了一倍。当 M=2，H（高度）=15,000 米时，飞机的{zd0}过载从 2.5g 增大到 5.1g，从而大大提高了飞机的机动性。在此之前，在原型机 E-6T-3 上对可操纵前置平尾的有效性已进行了充分试验。


E-8 的另一个特点是它安装了大面积的腹鳍，以提高方向安定性。同时也起着辅助垂尾的作用。飞机降落时，腹鳍向航向右侧折成水平状态；而当飞机起飞离地后，腹鳍即恢复到正常垂直状态。这一设计非常成功，以致后来用到了米格-23 飞机上。

　　米高扬设计局{dy}次在 E-8 上没有采用机身橡胶软油箱，而改用机身金属整体油箱。E-8 共采用 9 个金属整体油箱。其中 5 个机身油箱，4 个机翼油箱，总装油 3,200 升。



　E-8 座舱盖亦不同于米格-21F-13 和米格-21PF，前风挡与舱盖断开，舱盖可向右打开，采用这种型式舱盖主要是为了便于安装 KM-1 型弹射座椅（从 94 号机以后的各种米格-21 改型均采用这种型式的舱盖）。在垂尾根部，在方向舵下，增设了雪茄形阻力伞舱（这种型式从米格-21PFS 就已采用）。平尾采用了批生产型的，机翼亦采用批生产型的，但增装了附面层吹除系统。发动机尾喷口可调。

　　E-8 原设计可带两枚 K-13（R-3S）导弹，但后来改带两枚更先进的 R-23 导弹、机上未装航炮。因此，E-8 仍是一种歼击机，只不过采用了新的气动力布局，飞机结构和设备也经过大量更改。

　　E-8 机从 1960 年开始设计，12 月完成气动外形和总体布局设计，1961 年 6 月气动外形得到批准，同年 9 月中旬，在机头舱中成功地布置了“蓝宝石”雷达。

　　1962 年 3 月 5 日，{dy}架原型机 E-8-1 从装配车间推至布可夫斯基试飞基地。当时仅有两台原型发动机，一台用于地面调试，一台用于试飞。

　　4 月 17 日，设计局首席试飞员 G.莫索洛夫驾机完成首飞。前四次试飞均未发生异常现象，但在第五次试飞中，在 8,000 米高空，发动机突然停车。从此，发动机经常出现不正常现象。在随后的六次试飞中，四次出现发动机停车。在飞完 25 次后，只好换上新运到的发动机。

三面图

9 月 11 日，在进行第 40 次试飞时，在飞行研究院机场东南 60 公里（茹可夫斯基城南 15 公里）处，发生了毁机事故。由于第六级压气机损坏，发动机开始喘振，{zh1}发动机停车，飞机减速，井出现无法排除的侧向振动。接着，飞机失去控制，在 8,000 米高空，莫索洛夫以头如下的姿态弹离飞机，E-8 成了莫索洛夫试飞生涯中试飞的{zh1}一个机型，他一生为米格-21 各型飞机的调试和试飞付出了巨大的劳动和努力。

　　当年夏天，第二架原型机 E-8-2 已完成了试飞前的各项准备。6 月 29 日，由 A.菲多托夫驾驶完成首飞，到 9 月 4 日，已完成了发动机调整、挂 K-13 导弹的飞行性能和对减稳装置抖振研究共进行 13 次试飞。由于{dy}架原型机失事，第二架原型机的试飞亦暂停。经过一段时间对各种异常现象分析研究后，加上缺少可靠的发动机，这一改进计划也就告终。

　　从 E-8 的试飞中获得了一些实用数据：飞机空重的 6,800 千克，飞行重量 8,000~8,200 千克，{zd0}平飞速度 2,230 公里/小时（E-8-1 在 14,750 米高空）或 2,045 公里／小时（E-8-2 在 15,000 米高空），实用升限 20,300 米（E-8-1）或 19,650 米（E-8-2），加力起飞滑跑距离 835 米，开阻力伞的着陆滑跑距离 800~900 米。

“23-31”空中试验台

　　下一个改型机是“23-31”，有的报刊把它称为米格-21PD，但是叫这种型号的飞机从未有过，在 21 系列中，前者有时又叫 92 号机。“23-31”也是机型代号。23 系列有多种改型，“23-01”是装升力发动机的xxx机，”23-11”是采用变后掠翼的歼击机，“23-31”则是对由两台 RD36-35 升力发动机构成的辅助动力装置进行调试的空中试验台。

　　P.柯列索夫设计局设计的升力发动机推力 2,350 千牛，用于改善飞机的起飞着陆也能。装升力发动机的原型飞机是在米格-21PFM 基础上改装而成的，机身加长了 1 米，并把座舱至尾翼一段加粗，内装升力发动机。两台升力发动机前后排列，但略向前倾。升力发动机舱顶部有舱盖，起飞着陆时舱盖打开，让空气流入升力发动机，腹部开有升力发动机排气的专用喷口。

“23-31”空中试验台 从机头到升力发动机舱的机身两侧下部，在机身蒙皮之外，铺有辅助操纵系统拉索。前起落架支柱之前装有遥测天线。这种飞机还有一特别的地方是起落架不可收上，这主要是起落架已无处可收，原收放主起落架机轮的地方，现已装上了升力发动机，故设计师们原本就没考虑把起落架设计成可收放的。

　　1966 年 6 月 16 日，由 P.斯塔宾柯驾驶，“23-31”型机完成首飞。奥斯塔宾柯和 B.莫尔洛夫一道，由此开始了对装升力发动机飞机的短距起落方法的实验研究。在取得了足够多的数据之后，从 1967 年 4 月起，奥斯塔宾柯开始试飞“23-01”原型机。

米洛-21I 相似机

　　在 21 系列中还有一个改型，即称为图-144“KR”的相似机。

　　米高扬设计局称为米格-21I 相似机（I 即模仿一字的缩写），也称它为“21-11”号相似机。这种试验机共制造两架，{dy}架试验机用于研究无尾翼飞机的驾驶技术，第二架则用于研究采用各种翼身融合体的新月形机翼的气动性能。
现存放在莫尼诺博物馆的 MiG-21I 2 号机

米格-21I 相似机是在米格-21S 基础上改制而成。采用对称翼型的薄机翼，其前缘锋利。平面形状为图-144 的翼型、机翼面积 41 米²（第二架试验机为 43 米²），展弦比为 1.62。翼身融合体部分前缘后掠角 78º，机翼主体部分前缘后掠角为 55º。机翼上无增升装置，飞机的俯仰和横滚用襟副翼进行操纵。襟副翼沿机翼整个展向分布，共分四段。推拉驾驶杆时，四段襟副翼同时向上或向下偏转，当左右压驾驶杆时，两侧机翼上的襟副翼向彼此不同方向偏转。

第二架试验机与{dy}架有些不同，在飞行研究院试飞时，改变了它的翼身融合体形状。除装试了各种前缘后掠角的翼身融合体外，也装试了卵圆形前缘的翼身融合体。机翼也经过改装．可观察气流流向。飞机上装置了监测记录仪和高速摄影机。

MiG-21I 前视

1968 年试验机开始试飞，4 月 18 日，由设计局 O.古德科夫完成首飞。试飞工作一直延续到 1969 年底。试飞高度达到 19,000 米，速度由 212 公里/小时到 M=2.06。采用在机头或机尾装 290 千克配重的办法以改变飞机的重心位置。第二架试验机由飞行研究院的 N.伏尔克进行试飞。到 1969 年底已完成 140 次试飞，共 11 名试飞员参加，其中也包括图-144 的试飞员（Z.叶里亚依和 M.科日洛夫共试飞 8 次）。{dy}架试验机因操纵失误坠毁，第二架在完成试验任务后，被送往莫尼诺博物馆。