Specyfikacja:

Rozpiętość skrzydeł całkowita: 7,15 m
Długość całkowita: 15,56 m
Wysokość całkowita: 4,10 m
Masa pustego: 5843 kg
Masa maksymalna uzbrojenia: 1500 kg
Maksymalna masa startowa: 9800 kg
Ilość paliwa: 2600 l
Model silnika: Tumański R-13-300
Ciąg: 42 kN / 66 kN z dopalaniem
Maksymalna prędkość przelotowa: 2175 km/h
Maksymalna prędkość wznoszenia: 6400 m/min
Pułap: 19000 m
Zasięg: 1800 km
Rozbieg: 800 m
Dobieg: 550 m

Samoloty MiG-21 zaczęto wprowadzać do jednostek myśliwskich lotnictwa' wojskowego ZSRR od 1959 r. W kilka lat później otrzymało je lotnictwo wojskowe także innych krajów: W 1961 r. pierwsze loty na MiG-21 F-13 wykonali piloci państw socjalistycznych. Na początku 1963 r. nowe myśliwce wprowadzono do uzbrojenia państw Układu Warszawskiego oraz Finlandii, Indii i Chin, w dalszej kolejności zakupiły je inne państwa.
Pierwszych 15 polskich pilotów przeszło w Związku Radzieckim przeszkolenie na MiG-21 już w listopadzie 1961 r, a w 1963 r. do uzbrojenia naszego lotnictwa wprowadzono samoloty MiG-21 F-13. W ciągu lat następnych samoloty MiG-21 stały się najpopularniejszymi u nas samolotami myśliwskimi. Pierwszy ich pokaz w Polsce odbył się na początku listopada 1963 r. w Dęblinie, podczas wizyty delegacji radzieckiej, a publicznie przedstawiono je po raz pierwszy 22 lipca 1964 r. nad Warszawą. W niedługim czasie MiG-21F-13 zostały uzupełnione przez wersje: MiG-21PF i MiG-21PFM, a od początku lat siedemdziesiątych przez wersje należące do kolejnych generacji: MiG-21M, MiG-21 MF, MiG-21 bis. Oprócz wariantów myśliwskich stosuje się w polskim lotnictwie wojskowym rozpoznawcze MiG-21R i szkolno-bojowe MiG-21U, MiG-21US, MiG-21 UM.
W grudniu 1964 r. wystartował pierwszy MiG-21 F-13 zbudowany w Chinach i oznaczony J-7, w 1962 r. produkcję licencyjną tego samolotu uruchomiono w Czechosłowacji. Dużą ilość samolotów MiG-21 zbudowano także w Indiach. Pierwsze 6 sztuk MiG-21F-13 (wersja 74) dotarło do Bombaju w styczniu 1963 r. W połowie następnego roku nadeszły MiG-21 PF (wersja 76), a w końcu 1966 r. z taśmy HAL Hindustan zszedł pierwszy egzemplarz licencyjnej wersji MiG-21 FL (odpowiednik radzieckiego MiG-21PFM, wersja 77). W lutym 1973 r. siły powietrzne Indii otrzymały kolejny licencyjny MiG-21 M (MiG-21 MF) - wersja 96 z silnikiem R-11F2Ś-300, a w 1983 r. rozpoczęto produkcję seryjną wersji MiG-21 bis.
Samoloty myśliwskie MiG-21 uczestniczyły w obronie przestrzeni powietrznej Demokratycznej Republiki Wietnamu (DRW). Wraz z pojawieniem się w uzbrojeniu lotnictwa wietnamskiego samolotów MiG-21 PF (pierwszą walkę powietrzną stoczyły one 23 kwietnia 1966 r.) zastosowano tam taktykę kombinowanego użycia kilku środków bojowych systemu obrony powietrznej kraju (OPK). Samoloty MiG-21 wylatywały daleko od osłanianych obiektów, działając cały czas pod kontrolą z ziemi. Wchodziły one do walki w najdogodniejszym miejscu i czasie, po wykryciu słabych miejsc w szyku bojowym przeciwnika. Główne uderzenie kierowano na'samoloty bombowe. W charakterze przynęty wykorzystywano samoloty MiG-17, podczas gdy uzbrojone w kierowane pociski rakietowe samoloty MiG-21 leciały na większej wysokości. Gdy np. pilot amerykańskiego samolotu F-4 Phantom kierował się w stronę MiG-17 - sam był atakowany skutecznie przez MiG-21. Samoloty MiG-21 raczej nie wchodziły do manewrowej walki powietrznej, głównym sposobem ich działania był atak z tylnej półsfery za pomocą samonaprowadzających się pocisków rakietowych na podczerwień, odpalanych przy prędkości odpowiadającej M = 1,2. Zorganizowany w ten sposób system naprowadzania samolotów na cel pozwalał uzyskać zaskoczenie. Wadą tego sposobu był fakt istnienia ograniczeń w jego stosowaniu: minimalna odległość odpalenia pocisków rakietowych wynosiła 1000 m, cel zaś nie powinien wykonywać gwałtownych manewrów (następowała wówczas utrata kontaktu z celem przez głowicę samonaprowadzającą pocisku rakietowego).. W grudniu 1972 r. samoloty MiG-21 skutecznie obroniły Hanoi przed amerykańskimi bombowcami B-52, które nocą usiłowały bombardować stolicę DRW. W muzeum armii w Hanoi znajduje się egzemplarz samolotu MiG-21 PF, na którym 13 namalowanych gwiazdek symbolizuje zwycięstwa powietrzne.
Kolejną próbą dla samolotów MiG-21 były walki powietrzne podczas konfliktu pakistańsko-indyjskiego w listopadzie i grudniu 1971 r. MiG-21 wykonywały również ataki na cele naziemne za pomocą bomb i niekierowanych pocisków rakietowych. Indyjskie MiG-21 FL odnosiły sukcesy w starciach z amerykańskimi myśliwcami F-104A Starfighter, np. w ostatnim dniu konfliktu pakistańsko-indyjskiego jeden MiG-21 zestrzelił trzy F-104A.
Samoloty MiG-21 różnych wersji brały również udział w wojnie bliskowschodniej w 1973 r.
Samolot MiG-21 od chwili pojawienia się przyciągał uwagę zachodnich służb specjalnych. Pierwsze dokładniejsze fotografie samolotu dotarły na Zachód w, kwietniu 1963 r., a przedstawiały MiG-21 F-13 lotnictwa fińskiego. Zaczęto studiować jego dane techniczne i inne cechy charakterystyczne oraz porównywać go z tej klasy samolotami państw zachodnich. Z tego porównania MiG-21 wyszedł zwycięsko. Na przykład w porównaniu z samolotem francuskim Mirage IIIC, większy stosunek ciągu do ciężaru dawał mu lepsze przyśpieszenie i prędkość wznoszenia, ponadto dysponował on mniejszym promieniem zakrętu, charakterystyki startu i lądowania miał również korzystniejsze.
Dużą zaletą samolotu MiG-21, oprócz wysokich osiągów i własności bojowych jest również prosta obsługa. Według licznych opinii jest on najtańszym samolotem na świecie, osiągającym prędkość lotu 2000 km/h. O łatwości zaś jego obsługi może świadczyć fakt, że latają na nim piloci kilkudziesięciu krajów świata, nie zawsze mający najwyższe kwalifikacje.

PŁATOWIEC I INSTALACJE
MiG-21 jest jednomiejscowym jednosilnikowym średniopłatem o skrzydłach trójkątnych i płytowym usterzeniu wysokości. Całkowicie metalowa konstrukcja wykonana została ze stopów aluminium D16, W95, MŁ5T4, AK-4-1 i magnezu WM-65-1. W miejscu sił skupionych i węzłów użyto stal 30ChGSA i 30ChGSNA.
Kadłub ma konstrukcję półskorupową, przekroje poprzeczne eliptyczne, z uwzględnieniem przy konstruowaniu reguły pól. Między wręgami 28 i 28A dzieli się on na część przednią i tylną.
Szkielet przedniej części kadłuba składa się z 28 wręg i niewielkiej liczby podłużnie. Odpowiednią wytrzymałość kadłuba osiągnięto przez użycie nieco grubszego pokrycia (1,2 - 3,5 mm). Takie rozwiązanie pozwala lepiej wykorzystać przestrzeń wewnątrzkadłubową. W przedniej części kanału wlotowego umieszczono ruchomy stożek automatycznie regulujący przekrój wlotu powietrza do silnika (przy prędkości do 1,5 M stożek jest wsunięty, w zakresie od 1,5 do 1,9 M - w położeniu pośrednim, ponad 1,9M- maksymalnie wysunięty). Po bokach przodu kadłuba znajdują się klapki przeciwpompażowe, a dalej klapki startowe. Ruchomy stożek i sterowane automatycznie klapki przeciwpompażowe służą do zmniejszania strat ciągu silnika przy prędkości naddźwiękowej. Klapki dodatkowego uchwytu powietrza (tzw. klapki startowe) zastosowano w celu zwiększenia ilości powietrza doprowadzanego do silnika w czasie pracy na ziemi i podczas startu. Kanał wlotowy rozdziela się przed wręgą 6 na dwa kanały, omija kabinę pilota, łącząc się za wręgą 11, przed wręgą 22 przyjmuje przekrój kołowy. Pod wlotem powietrza znajduje się odbiornik ciśnień powietrznych (awaryjny - z prawej strony u góry). Między wręgami 3 i 6 u dołu znajduje się wnęka podwozia przedniego. W hermetycznej przestrzeni między wręgami 6 i 11 mieści się kabina pilota z fotelem wyrzucanym, umożliwiającym opuszczenie samolotu przy prędkości przyrządowej do 1100 km/h, na wysokości ponad 110 m nad ziemią. Osłona kabiny jest otwierana do przodu, w razie katapultowania przylega do fotela zabezpieczając pilota. Kabina z przodu ma szybę pancerną o grubości 62 mm, oprócz tego płyty pancerne są także na wręgach 6 i 11, opancerzony jest także zagłówek fotela pilotą^W niewysokiej owiewce łączącej osłonę kabiny pilota ze statecznikiem pionowym znajdują się cięgna układu sterowania, przewody rurowe i elektryczne, W kadłubie od wręgi 11 do wręgi 28, wokół kanału wlotowego i silnika ułożono kolejno 6 miękkich zbiorników paliwa. Z prawej strony kadłuba, poniżej kabiny, znajduje się działko NR-30, a za nim po obu stronach kadłuba umocowane są do wręgi 11 dwa hamulce aerodynamiczne o łącznej powierzchni 0,76 m2 i kącie wychylenia 25°. Trzeci hamulec aerodynamiczny, mocowany pod kadłubem na wrędze'25, ma powierzchnię 0,47 m2 i kąt wychylenia 40°. Między wręgami 16 i 22 u dołu znajduje się belka podwieszania dodatkowego zbiornika paliwa, po bokach zaś wnęki podwozia głównego.
Tylna część kadłuba ma 13 wręg. U dołu tej części kadłuba mieści się na całej długości grzebień ustateczniający, zwany prowadnicą strug powietrza lub płetwą, którego przednia część z materiału radioprzeźroczystego kryje antenę urządzenia telemetrycznego Lazur. Największa wysokość grzebienia wynosi 35,2 cm. Obok, z lewej strony, we wnęce umieszczono spadochron hamujący o powierzchni 16 m2. Wewnątrz kadłuba, między wręgami 29 i 34, wmontowano żaroodporną osłonę silnika z karbowanej stali. Długość kadłuba (bez usterzenia, stożka wlotowego i rurki Pitóta) wynosi 12,17 m, średnica 1,242 m, powierzchnia przekroju 1, 28 m2.
Skrzydła trójkątne z obciętymi końcami mają kąt skosu 57°, profil szybkościowy CAGI o grubości względnej 4,2% w nasadzie i 5% przy końcach. Kąt nastawienia wynosi 0°, kąt wzniosu - 2°. Szkielet nośny skrzydła składa się z dźwigara, belki głównej, podłużnicy przedniej i tylnej oraz układu żeberek i podłużniczek. Grubość pokrycia waha się od 1,5 do 2,5 mm. Na górnej powierzchni skrzydła umieszczono niewielką prowadnicę aerodynamiczną oraz przerywacz polepszający skuteczność lotki, na dolnej znajdują się: wnęka na goleń podwozia, węzeł zawieszania uzbrojenia, reflektor i anteny urządzeń radioelektronicznych. Wewnątrz skrzydeł mieszczą się 4 integralne zbiorniki paliwowe. Skrzydła są mocowane do kadłuba w pięciu miejscach. Na krawędzi spływu skrzydeł znajdują się lotki i klapy. Lotki, o powierzchni 0,59 m2 każda, mają kompensację aerodynamiczną, na lewej lotce znajduje się klapka wyważająca. Kąt wychylenia lotek równy jest 20°. Klapy skrzydłowe typu CAGI z przesuwaną osią obrotu mają powierzchnię 0,935 m2 każda. Klapy i lotki poruszane są za pomocą siłowników hydraulicznych. W układ sterowania lotem włączono wzmacniacz.BU-45. Na zakończeniach skrzydeł zamocowano odgromniki ładunków statycznych. Cięciwa płata wzdłuż osi samolotu wynosi 5,97 m, powierzchnia 23,00 m2, wydłużenie 2,22.
Usterzenie samolotu składa się ze skośnego usterzenia pionowego i z płytowego usterzenia poziomego. Usterzenie pionowe stanowi statecznik i ster kierunku zawieszony na trzech węzłach. Łączna powierzchnia tego usterzenia wynosi 3,8 m2 (w samolocie MIG-21F - 4,08 m2, usterzenie było węższe ale wyższe). Kąt skosu statecznika pionowego równy jest 60° wzdłuż krawędzi natarcia. Statecznik pionowy ma profil symetryczny S-11 o grubości 6%. Ster o powierzchni 0,965 m2 z osiową kompensacją aerodynamiczną wychylany jest w obie strony o 25° Pokrycie części przedniej stateczników pionowego i poziomego ma grubość 1,2 mm, pozostałe 0,8 mm. Płytowe usterzenie poziome ma skos 55°, powierzchnię części ruchomej 3,94 m2 i rozpiętość 3,74 m. Kąt nastawienia i wznios -zerowe. Usterzenie poziome o profilu symetrycznym A6A o grubości 6% wychylane jest o 7,5° w górę i 16,5° w dół. Do systemu sterowania usterzeniem poziomym wprowadzono automat regulacji ARU-3W wytwarzający sztuczne obciążenie drążka sterowego, zależne od prędkości i wysokości lotu oraz wychylenia drążka.
Podwozie - trójkołowe z golenią przednią typu wahaczowego i goleniami głównymi typu wspornikowego. Goleń przednia wciągana jest do kadłuba w kierunku lotu, golenie główne do skrzydeł, koła do kadłuba z jednoczesnym obrotem o 87°. Wypuszczanie i wciąganie podwozia odbywa się hydraulicznie, awaryjne - za pomocą sprężonego powietrza. Golenie mają amortyzację hydrauliczno-pneumatyczną (olej AMG-10 i azot). Rozstaw kół podwozia głównego wynosi 2,692 m, baza podwozia 4,810 m, wymiary kół głównych 660 x 200 mm, koła przedniego 500 x 180 mm. Koła mają hamulce tarczowe z urządzeniem przeciwpoślizgowym i tłumik drgań. Dla zapewnienia funkcjonowania urządzeń zabudowanych na samolocie, wprowadzono następujące instalacje: hydrauliczną, pneumatyczną, elektryczną, przeciwoblodzeniową, tlenową, wentylacyjną, przeciwprzeciążeniową, regulacji temperatury w kabinie i inne. W ramach zespołu napędowego występują też instalacje: paliwowa, olejowa i przeciwpożarowa.
Instalacja hydrauliczna ma dwa niezależne obwody: główny i układu sterowania. Ciśnienie w nich (maksymalne wynosi 20,6 MPa) wytwarzają pompy napędzane elektrycznie. Główny układ hydrauliczny służy do wypuszczania i wciągania podwozia, poruszania klap, hamulców aerodynamicznych, stożka wlotowego, klapek przeciwpompażowych i dyszy wylotowej silnika. Instalacja hydrauliczna układu sterowania służy do zasilania wzmacniaczy usterzenia poziomego i lotek. Ma ona włączającą się automatycznie pompę awaryjną wytwarzającą ciśnienie niezbędne dla wylądowania samolotu w razie wyłączenia pompy głównej lub silnika.
Instalacja pneumatyczna również ma dwa obwody: główny i awaryjny. Główny używany jest w układzie hamulcowym, hermetyzacji i awaryjnego zrzutu osłony kabiny, przeładowania działka, do systemu przeciwoblodzeniowego, wypuszczania i odczepiania spadochronu hamującego oraz wypełniania sprężonym powietrzem przeciwprzeciążeniowego ubioru pilota. Obwód awaryjny wypuszcza podwozie i hamuje koła w razie przymusowego lądowania z uszkodzonym obwodem głównym instalacji pneumatycznej.
Instalacja elektryczna zawiera dwa niezależne układy energetyczne: prądu stałego o napięciu 27 V oraz przemiennego o napięciu 115 V (400 Hz) i 36 V (400 Hz). Podstawowymi źródłami energii są dwie prądnice oraz dwa akumulatory srebrowo-cynkowe. Ponadto na samolocie znajdują się przetwornice główne i awaryjne. Zadania układu elektrycznego są bardzo rozległe, a należą do nich m.in. rozruch silnika i sterowanie zakresami jego pracy, przestawianie w trzy położenia stożka wlotowego, sterowanie klapkami przeciwpompażowymi, statecznikiem poziomym, hamulcami aerodynamicznymi, klapami, spadochronem hamującym, uzbrojeniem, zasilanie przyrządów pilotażowo-nawigacyjnych i wyposażenia radioelektronicznego, reflektorów, świateł pozycyjnych i podświetlanie tablicy przyrządów pokładowych, ogrzewanie akumulatorów i odbiorników ciśnień powietrznych.
Do najważniejszych środków stwarzających odpowiednie warunki dla działania pilota należą: kabina ciśnieniowa, instalacja tlenowa, osobiste wyposażenie pilota oraz fotel wyrzucany i wyposażenie ratownicze. Komplet wyposażenia tlenowego KKO-5 zapewnia pilotowi dogodne warunki działania podczas lotów wysokościowych oraz katapultowania. Dostarcza on tlen do układu oddychania oraz do awaryjnego wypełnienia przewodów wysokościowego kombinezonu kompensacyjnego WKK-4 ciśnieniem regulowanym automatycznie, zależnie od wysokości lotu. W skład kompletu KKO-5 wchodzą cztery dwulitrowe butle tlenowe, manometr, regulator dopływu, wskaźnik ilości tlenu, przewody itp. Od wysokości startu do wysokości 10 000 m pilot oddycha mieszaniną tlenu i powietrza, na większych wysokościach - czystym tlenem. Osobiste wyposażenie pilota stanowi ubiór przeciwprzeciążeniowy (zwykły lub wysokościowy) oraz hełm szczelny lub hełm ochronny z maską tlenową. Ubiór przeciwprzeciążeniowy, uci-skając nogi i tułów, zapobiega przemieszczeniu się krwi podczas lotu z przeciążeniem, tym samym przeciążenie odczuwane przez pilota jest o 2,5-3 jednostki mniejsze. Ubiór jest napełniany powietrzem doprowadzonym ze sprężarki silnika. Wysokościowy ubiór kompensacyjny służy ponadto jako dodatkowe zabezpieczenie pilota w locie na dużej wysokości. W przypadku rozhermetyzowania się kabiny, przewody ubioru w ciągu 2,5-3 sekund napełniają się tlenem z butli i uciskają ciało pilota, wytwarzając niezbędne ciśnienie.
W razie konieczności opuszczenia samolotu pilot może użyć fotela wyrzucanego. Po pociągnięciu uchwytu katapultowania, wszystkie czynności, aż do oddzielenia pilota od fotela i otwarcia spadochronu, następują automatycznie. Bezpieczeństwo pilota zapewnia m.in. zastosowanie w konstrukcji fotela wyrzucanego wysokiego zagłówka, ograniczników rozrzutu rąk i układu ustalania pilota w fotelu. Oddychanie po katapultowaniu umożliwia pilotowi aparat KP-27M z zapasem 0,825 dm3 tlenu. Po wylądowaniu pilot ma do swojej dyspozycji awaryjny zapas NAZ-7 opadający wraz z nim na 15-me-trowej linie. W jego skład wchodzi automatycznie nadmuchiwany ponton, rezerwa żywności na 3 dni, radiostacja, a także środki sygnalizacyjne (rakieta, gwizdek, lusterko), suche paliwo, latarka, piła, zapałki, nóż, kompas, wędka. Ponadto podczas lotu nad terenem pustynnym pilot ma do dyspozycji pojemnik z wodą, nad morzem - kostkę chemicznego odsalania wody, a w rejonie polarnym - narty.
Zespół napędowy Wewnątrz kadłuba samolotu MiG-21F-13 zamontowany jest dwuwałowy (dwuwirnikowy) turbinowy silnik odrzutowy R-11F-300 (oznaczany też 37F) o masie 11182,2 kg. Składa się on z sześciostopniowej sprężarki osiowej, dziesięciu komór spalania we wspólnej osłonie, dwustopniowej osiowej turbiny oraz komory dopalacza z regulowaną dyszą wylotową. Silnikiem steruje się za pomocą dźwigni umieszczonej po lewej stronie kabiny pilota. Zasadą konstrukcji silnika dwuwirnikowego jest rozdzielenie sprężarki na dwie grupy stopni, z których każdy jest napędzany oddzielną turbiną. Pierwsze trzy stopnie w silniku R-11 stanowią sprężarkę niskiego ciśnienia i są obracane przez tylną turbinę, trzy pozostałe stopnie to sprężarka wysokiego ciśnienia napędzana przednią turbiną. Wirniki niskiego i wysokiego ciśnienia nie są związane mechanicznie, a jedynie gazodynamicznie, co prowadzi do tego, że sprężarka pracuje statecznie w zmiennych warunkach. Ciąg silnika R-11F-300 bez dopalacza wynosi 3820 daN (3900 kG), z dopalaczem może być regulowany w zakresie od 4800 daN (4900 kG) do 5640 daN (5750 kG). Paliwo znajduje się w sześciu zbiornikach kadłubowych o objętości 235, 720, 265, 200, 240 i 240 dm3 oraz czterech skrzydłowych (2 x 175 i 2 x 110 dm3) - łącznie 2470 dm3. Pod kadłubem może być podwieszony dodatkowy zbiornik o pojemności 490 dm3. Wszystkie zbiorniki paliwa, oprócz dodatkowego, są napełniane przez wspólną gardziel wlewową na kadłubie. Aby utrzymać wyrównoważenie samolotu, zużywanie paliwa ze zbiorników odbywa się w ustalonej kolejności. Paliwo ze zbiornika dodatkowego podwieszonego pod kadłubem jest wytłaczane powietrzem pobieranym zza sprężarki silnika. W skład instalacji paliwowej obok zbiorników paliwa wchodzą przewody rurowe, pompy, pompy-regulatory i komora ujemnych przeciążeń (umożliwia zasilanie silnika w locie z przeciążeniem ujemnym). Instalacja paliwowa ma również układ wytwarzający w zbiornikach nadciśnienie powietrza. Zapewnia on dopływ paliwa do silnika w locie na dużej wysokości. Uruchomienie silnika podczas lotu jest możliwe dzięki układowi zasilania tlenem rozruchowych zapłonników paliwa. Pożar silnika jest sygnalizowany w kabinie pilota i może być ugaszony przy użyciu instalacji przeciwpożarowej zawierającej dwutlenek węgla. Ponadto silnik wyposażony jest w układ smarowania, urządzenie przeciwoblodzeniowe wlotowej części sprężarki oraz mechanizmy sterowania.
W samolocie MiG-21F i pierwszych seriach samolotu MiG-21F-13 do napędu zastosowano turbinowy silnik odrzutowy R-11F-300 o ciągu z dopalaniem 5390 daN (5500 kG), a zapas paliwa w zbiornikach wewnętrznych wynosił 2280 dm3.
WYPOSAŻENIE
Do wyposażenia samolotu zalicza się przede wszystkim przyrządy pokładowe oraz różne urządzenia radioelektroniczne.
Przyrządy pokładowe samolotu dzielą się na pilotażowo-nawigacyjne, kontroli pracy silnika oraz kontroli działania poszczególnych agregatów i instalacji. Podstawowe przyrządy pilotażowo-nawigacyjne to: prędkościomierz KUSI-2500K, machometr M-2,5K, busola KSI, sztuczny horyzont AGD-1, pilot automatyczny KAP-2K. Jednokanałowy pilot automatyczny KAP-2K umożliwia tłumienie drgań samolotu wokół osi podłużnej, stabilizuje zerowy kąt przechylenia, steruje kątem przechylenia w zakresie 35° oraz sprowadza samolot do lotu poziomego w przypadku utraty orientacji przez pilota. W skład przyrządów kontroli pracy silnika wchodzą m.in. obrotomierz, termometr gazów wylotowych, manometr i przepływomierz paliwa. Inne agregaty i instalacje kontrolowane są za pomocą kilkunastu manometrów, sygnalizatorów i wskaźników. Zasadą rozmieszczenia przyrządów pokładowych i pulpitów sterowania w kabinie jest ułatwienie pilotowi korzystania z nich, I tak w środkowej części tablicy znajdują się przyrządy pilotażowo-nawigacyjne, po lewej stronie - ale jeszcze w polu widzenia pilota - przyrządy kontroli urządzeń tlenowych i ciśnienia w kabinie, po prawej - przyrządy kontroli pracy silnika. Wyposażenie pomocnicze rozmieszczone jest na pulpitach po bokach kabiny pilota. Dla łatwiejszej kontroli wskazań przyrządów na niektórych tarczach namalowane są barwne strefy charakteryzujące na pierwszy rzut oka położenia wskaźnika. Kolorem niebieskim zaznaczony jest zakres dopuszczalny, żółtym - dopuszczalny, ale wymagający uwagi, oraz czerwonym - zakres niedopuszczalny.
Pokładowe urządzenia radioelektroniczne służą do zabezpieczenia wykonania przez samolot zadań bojowych. Łączność z ziemią i innymi samolotami zapewnia nadawczo-odbiorcza radiostacja UKF R-802W (RSIU-5W). Automatyczny radiokompas ARK-10 umożliwia nawigację według radiolatarni prowadzących i stacji radiowych, pomiar odległości od radiolatarni oraz, awaryjnie, odbiór komend radiowych. Radiowysokościomierz małych wysokości RW-UM mierzy rzeczywistą wysokość lotu w zakresie 0 - 600 .m oraz ostrzega o osiągnięciu określonej uprzednio niebezpiecznie małej wysokości. Samolotowe urządzenie odpowiadające Chrom w odpowiedzi na zapytanie innych urządzeń radiolokacyjnych przekazuje zakodowany sygnał określający własną przynależność państwową. Sygnalizator przelotu MRP-56P informuje pilota o przelocie nad radiolatarniami prowadzącymi, przekazując mu informację za pomocą sygnału akustycznego i lampki na pulpicie. Stacja aktywnej odpowiedzi SOD-57M przekazuje informacje o wysokości lotu do naziemnych stacji radiolokacyjnych, .indywidualnie rozpoznaje samolot, eliminuje zakłócenia naturalne oraz zwiększa zasięg wykrycia samolotu przez stację radiolokacyjną. Urządzenie ostrzegawcze Syrena-2 jest odbiornikiem promieniowania elektromagnetycznego powiadamiającym pilota, że jest śledzony przez obce stacje radiolokacyjne.
UZBROJENIE
Do uzbrojenia artyleryjskiego należy .1 działko NR-30 kal. 30 mm, umieszczone w prawej dolnej części kadłuba, z zapasem 60 naboi. Na dwóch belkach podskrzydłowych możliwe jest podwieszenie uzbrojenia rakietowego lub bombowego, składającego się z kierowanych pocisków rakietowych na podczerwień R-3S (K-13), zasobników UB-16-57U, każdy z szesnastoma niekierowanymi pociskami rakietowymi S-5 kal. 57 mm, bomb o masie do 500 kg, ciężkich niekierowanych pocisków rakietowych S-24 lub pojemników z mieszaniną zapalającą. Do celowania służy automatyczny optyczny celownik strzelecki ASP-5ND sprzężony z radiodalmierzem SRD-5M. Możliwe jest także wyposażenie samolotu w lotniczy aparat fotograficzny AFA-39.