Yefim Gordon and Bill Gunston obe fraes midland Publishing

Dimensions
Span
Length about
Wing area
Weights
Empty about
Loaded
8.5m
8.0m
20.0m
2
2,200 kg
3,200 kg
27 ft 10% in
26 ft 3 in
215ft
2
4,850 Ib
7,055 Ib
Performance not recorded.
MP, with additional side view of projected high-
speed development.
Mikhel'son MP
91

M I K H E L ' S O N  M P /  M i G - 8  U T K A
Above and right: Details of engine and radiator (both marked 'secret').
MiG-8 Utka
Purpose: To create a safe and easily flown
light aeroplane.
Design Bureau: OKB-155 of AI Mikoyan.
Previously famous for a succession of high-
performance fighters, the MiG bureau began
to relax as the Great Patriotic War ended.
Without any requirement from GUAP,
Aeroflot or anywhere else, its principals de-
cided to investigate the design of a light air-
MiG-8 original configuration.
craft with an M-ll engine which could re-
place the Po-2 (originally designated U-2) as
a machine which could be safely flown by
any pilot from almost any field. The project
was assigned to students at the WA (air
force academy) under Col (later Professor)
G A Tokayev. The OKB kept a close watch on
the design, and soon judged that its slightly
swept wing could be useful in assisting the
design of future jet fighters. The main ele-
ments of the design were settled by July 1945,
and thereafter construction was rapid. The
aircraft was named Utka (duck) because of
its canard configuration. Aleksandr Ivanovich
Zhukov made the first flight on 19th Novem-
ber 1945. The wingtip fins and rudders proved
unsatisfactory, and for the next six months
the MiG-8 was modified repeatedly, as ex-
plained below. Its flight testing was handled
by OKB pilot Aleksei Nikolayevich Grinchik,
assisted by I Ivashchenko and other pilots of
the LII MAP (Ministry Flight Research Insti-
tute). By the summer of 1946 the MiG-8 was
considered more or less perfect. No explana-
tion is available for the fact that this aircraft
never went into production as the Po-2 re-
placement. The MiG-8 was used for many
years as the OKB's communications aircraft,
and also as a test-bed for various kinds of re-
search.
The MiG-8 was a small cabin aircraft distin-
guished by a pusher engine at the tail, a ca-
nard foreplane and a high-mounted wing at
the rear. Construction was of wood, mainly
pine, with ply skin over the fuselage, wing
leading edge and fixed foreplane. The wing
had Clark Y-H section, with a thickness/chord
ratio of 12 per cent. In plan the wings were un-
tapered but swept back at 20°, with V-struts to
92

M i M - 8  U T K A
the bottom of the fuselage. The fuselage com-
prised a cabin with a door on each side, ta-
pering at the rear around the M-11F radial
engine rated at HOhp, driving a 2.36m (7ft
9in) two-blade wooden propeller. A total of
195 litres (43 Imperial gallons) of fuel was
housed in aluminium tanks in each wing. At
the front of the cabin a Po-2 instrument panel
was installed for the pilot, and two passenger
seats were added behind, with a small space
for luggage behind them. Ahead of the cabin
a slender nose was added to carry the delta
foreplane, fixed at 3° incidence. This was fit-
ted with fabric-covered elevators provided
with trim tabs, with movement of ±25°. Total
foreplane area was 2.7m
2
 (29ft
2
). On the outer
wings were fabric-covered ailerons, ahead of
which were large fixed slats on the leading
edge. On the wing tips were delta-shaped fins
carrying one-piece rudders, with a total com-
bined area of 3m
2
 (32.3ft
2
). All control sur-
faces were operated by rods and bellcranks.
The landing gear comprised a levered-sus-
pension nose unit with a 300x150mm tyre,
and spatted mainwheels with 500 x 150mm
tyres and pneumatic brakes on cantilever
legs pivoted to the strut attachment bulk-
head, with bungee shock absorbers in the
fuselage. Provision was made for skis, but no
photographs show these fitted. The first flight
showed that directional stability was poor.
The wing was given 1 ° anhedral, and the fins
and rudders were moved in to 55 per cent of
the semi-span and mounted vertically, with a
mass balance projecting ahead from the bot-
tom of each rudder. The spats were removed,
and a new nose gear was fitted with the same
wheel/tyre as the main units. Later the wing
anhedral was increased to 2°. Considerable
attention was paid to engine cooling, and
eventually the projecting cylinders were fitted
with individual helmets, though no pho-
tographs have been found showing this (they
were eventually removed except over the
two bottom cylinders). In its final form the
MiG-8 had a single fuel tank between the fire-
wall and engine. An important further modifi-
cation was to remove the slats, and
photographs also show that in the final con-
figuration the wingtips were angled down-
wards. At one time the entire aircraft was
covered with tufts to indicate the airflow. In
its final form the MiG-8 was nice to fly, and re-
covery from a spin was achieved merely by
releasing the flight controls.
Despite its unusual configuration the MiG-8
was eventually developed into an excellent
aircraft, safe to fly and easily maintained,
though at the end of the day it was j udged that
future jet fighters should not have a canard
configuration. No explanation has been given
for the fact that the MiG-8 never led to pro-
duction utility, ambulance or photographic
aircraft.
Dimensions
Span
length
wing area
Weights
Empty (as built)
(later)
Fuel/oil
Loaded
9.5m
6.995 m
15.0m
2
652kg
642kg
140+ 14 kg
1,150kg
31 ft 2 in
22 ft 11% in
161.5ft
2
l,4371b
1,415 Ib
309+31 Ib
2,535 Ib
Top left: MiG-8 original configuration.
Top right: On ground with spats.
Centre: In flight with slats open.
Above: Fully tufted to show airflow.
Performance
Maximum speed at sea level
(as built) 205km/h
(later) 210km/h
Range 500 km
Take-off run 238 m
Landing speed 77 km/h
127 mph
130.5 mph
311 miles
781ft
48 mph
93

M i G I-250,  M i G - 1 3 , N
MiG I-250, MiG-13, N
Purpose: To boost the speed of a piston-
engined fighter.
Design Bureau: The OKB-155 of AI Mikoyan.
In 1942 the Central Institute for Aviation Mo-
tors (often abbreviated as TsIAM) began to
develop an unusual method of boosting the
propulsive power of fighter aircraft. Called
VRDK (from Russian for 'air reaction auxiliary
compressor') it involved adding a drive from
the main engine to an auxiliary compressor
for a flow of air rammed in at a forward-fac-
ing inlet. The compressed air was then ex-
pelled through a combustion chamber and
propulsive nozzle. This scheme was worked
on by a team led by V Kh Kholshchevnikov. In
January 1944 the governments of the UK and
USA announced their possession of jet air-
craft. In a near-panic response, the GKO
(State Committee for Defence) ordered all
the main Soviet fighter OKBs to build jet air-
craft. Stalin criticised designers for not al-
ready having such aircraft. As the only Soviet
turbojet (the Lyul'ka VRD-2) was nowhere
near ready for use, MiG and Sukhoi were as-
signed the urgent task of creating prototype
fighters to use the VRDK booster system. Both
quickly came to the conclusion that the VRDK
method could not readily be applied to any of
their existing fighters, and both designed spe-
cial (quite small) fighters to investigate it. The
MiG aircraft was called N by the OKB, and
given the official designation I-250. The pro-
ject was assigned to G Ye Lozino-Lozinskii. A
mock-up was approved on 26th October
1944, and after frantic effort the 'N' Nol was
rolled out painted white on 26th February
1945. OKB pilot A P Dyeyev began the flight-
test programme on 3rd March. Soon the
magic 800km/h mark was exceeded, and
Mikoyan presented Dyeyev with a car. VRDK
operation was generally satisfactory but deaf-
eningly noisy. On 19th May a tailplane failed at
low level and the 'N' Nol crashed. By this
time 'N' No2 was almost ready to fly. Painted
dark blue, with a yellow nose and horizontal
streak, it was restricted to 800km/h to avoid a
repetition of the failure. Stalin had meanwhile
ordered that a 'regiment' of ten of these air-
craft should fly over Red Square on 7th No-
vember, October Revolution Day. 'N' No 2
was tested by LII pilot A P Yakimov, assisted
by OKB pilot A N Chernoburov. This aircraft
was written off in a forced landing in 1946.
The hastily built ten further I-250s were tested
by IT Ivashchenko. On 7th November nine
were ready, but the flypast was cancelled be-
cause of bad weather. In late 1946 Factory
No 381 was given an order for 16 fully
equipped fighter versions, designated MiG-
13. Factory testing of these took place in May-
July 1947,1 M Sukhomlin carried out NIl-WS
testing between 9th October 1947 and 8th
April 1948, and these aircraft were then deliv-
ered to the AV-MF. They served with the Baltic
and Northern Fleets until 1950.
Aircraft N bore little similarity to any previ-
ous MiG design. Made entirely of metal, with
a stressed-skin covering, it was smaller than
most fighters, whereas its predecessors had
been larger. The straight-tapered wing had a
CAHI 10%-thick laminar aerofoil, with two
spars and plate ribs. Movable surfaces com-
prised two-part Frise ailerons and hydrauli-
cally operated CAHI slotted flaps. The fuselage
was relatively deep to accommodate the
unique propulsion system. The engine was a
VK-107, rated at l,650hp for take-off and
l,450hp at 3,500m (12,470ft). At the front it
was geared down to drive the AV-5B three-
blade constant-speed propeller of 3.1m (10ft
2in) diameter. At the back it drove the en-
gine's own internal supercharger as well as a
clutch which, when engaged, drove through
13:21 step-up gears to a single-stage axial
compressor. This pumped air through a large
duct from a nose inlet. Just behind the com-
pressor was the engine's cooling radiator. Be-
hind this were seven nozzles from which,
when the auxiliary compressor was engaged,
fuel from the main tanks was sprayed and ig-
nited by sparking plugs. The resulting flame
filled the large combustion chamber, from
which a high-velocity jet escaped through a
two-position nozzle. Downstream of the
burners the entire duct was refractory steel,
and when the VRDK was in operation its walls
were cooled by water sprayed from a 78 litre
(17 Imperial gallon) tank, the steam adding to
the thrust. At 7,000m (22,966ft) the VRDK was
estimated to add l,350hp, to a total of
2,500hp. The oil cooler surrounded the pro-
peller gearbox, with flow controlled by gills
round the top of the nose. The engine was
mounted on a steel-tube truss. Fuel was
housed in three self-sealing tanks, one of 415
litres (91.3 Imperial gallons) in the fuselage
and one of 100 litres (22.0 Imperial gallons) in
each wing. The large central tank forced the
cockpit to be near the tail, with a sliding
canopy. The metal-skinned tail was repeat-
edly modified, the small elevators having a
tab on the left side. A unique feature of the
main landing gear was that the wheels were
carried on single levered-suspension arms
projecting forward from the leg. The tail-
wheel was fully retractable. Even the first air-
craft, called 'N' Nol, was fully armed with
three B-20 cannon, each with 160 rounds. The
MiG-13 batch differed in having a larger verti-
cal tail, larger fuel and water tanks, RSI-4
radio with a wire antenna from the fin to a
mast projecting forwards from the wind-
screen, and (temporarily) strange curved pro-
peller blades in an attempt to reduce tip Mach
number.
These aircraft performed as expected, but
were a dead-end attempt to wring the last bit
of performance from piston-engined fighters.
Dimensions (I-250)
Span
Length
Wing area
Weights
Empty
Fuel/oil/water
Loaded
Performance
Max speed at sea level
at 7,000 m (22,966 ft)
Time to climb to 5,000 m
Service ceiling
(without VRDK)
Range (with brief VRDK)
(no VRDK)
Take-off speed/
run
Landing speed/
run
Dimensions (MiG- 13)
Span
Length
Wing area
Weights
Empty
Fuel/oil/water
Loaded
Performance
Max speed at sea level
at 7,000m (22,966 ft)
Time to climb to 5,000 m
Service ceiling
without VRDK
Range (with brief VRDK)
(no VRDK)
Take-off speed/
run
Landing speed/
run
9.5m
8.185m
15.0m
2
2,935kg
450/80/75 kg
3,680 kg
620km/h
825
 km/h
3.9 min
11,960m
10,500m
920km
1,380km
200
 km/h
400m
150
 km/h
515m
9.5m
8.185m
15.0m
2
3,028kg
590/80/78 kg
3,931 kg
620
 km/h
825
 km/h
3.9 min
11,960m
10,500m
1,818km
1,380km
200
 km/h
400m
195
 km/h
515m
31 ft 2 in
26 ft 1 OX in
161 ft
2
6,470.5 Ib
992/1
 76/1 65 Ib
8,1131b
385 mph
513 mph
(16,404ft)
39,240ft
34,450 ft
572 miles
858 miles
124 mph
1,312ft
93 mph
1,690ft
31 ft 2 in
2 6 f t l O X i n
161 ft
2
6,675 Ib
1,301/1 76/1 72 Ib
8,666 Ib
385 mph
513 mph
(16,404ft)
39,240 ft
34,450ft
1,1 30 miles
858 miles
124 mph
1,312ft
121 mph
1,690ft
Photographs on the opposite page:
Top:
 I-250
 Nol.
Centre: I-250 No 2.
Bottom: Production MiG-13 (straight propeller
blades).
94

M i G I-250,  M i G - 1 3 , N
I-250 No  I / N o 2, MiG-13
I-250 inboard profile
95
I-250
 Nol
I-250
 No 2
MiG-13

M i G  I - 2 7 0 ,  Z h
MiG
 I-270, Zh
Purpose: To investigate the potential of a
rocket-propelled interceptor.
Design Bureau: OJB-155 of A I Mikoyan.
As a major (in most respects the greatest) pi-
oneer of rocket-propelled aircraft, the Soviet
Union was intrigued to capture examples of
the Messerschmitt Me 163 and Me 263
(Ju 248). In 1944 the MiG OKB produced 'doo-
dles' of Me 163 type aircraft, but in 1945 the
bureau received a contract to build two pro-
totypes of a rocket interceptor (a similar con-
tract was awarded to A S Moskalyov). The
MiG aircraft was designated >K, the Cyrillic
character sounding like the s in 'measure',
represented in English as Zh, and given the of-
ficial designation I-270. To prepare for the air-
craft's handling qualities several OKB and
NIl-WS pilots practised with a Yak-3 over-
loaded by lead bars. The first I-270 was ready
for flight well before its propulsion system.
The rocket engine was simulated by an inert
mass in the tail, but the Zh-01 was still well
below normal weight because it lacked pro-
pellants, armament, radio and the windmill
generator, in early December 1946 VN
Yuganov began testing it as a glider at speeds
up to 300km/h (186mph), casting off from a
Tu-2 tug. At the start of 1947 Zh-02 was ready,
with propulsion, and it began testing (precise
date not recorded), the assigned pilot being
A K Pakhomov of the WS. On an early flight
he made a badly judged landing which dam-
aged 02 beyond economic repair. A few
weeks later Yuganov belly-landed 01, and
again nobody bothered to repair it.
Generally similar in layout to the Ju 248, ex-
cept for the prudent addition of a high-mount-
ed horizontal tail, the I-270 was of course
all-metal. The small wing had a laminar pro-
file, fixed leading edge, slotted flaps and con-
ventional outboard ailerons. Structurally it
was unusual in having five spars. The tail
comprised a large fin and mass-balanced
rudder and a small tailplane with elevators
which, like the ailerons, had bellcrank fair-
ings on the underside. The circular-section
fuselage had the wing amidships at mid-
depth, attached from below as a single unit.
The cockpit in the nose was pressurized by air
bottles, and the seat could be ejected by a
cordite gun. The tricycle landing gear had a
track of only 1.6m (5ft Sin) despite the main
wheels being inclined slightly outwards.
Wheelbase was 2.415m (7ft llin), the nose
unit being steerable. Each unit retracted for-
wards, power for the landing gear and flaps
being provided by air bottles. The rocket en-
gine was an RD-2M-3V, developed by
L S Dushkin and V P Glushko. The fuselage
behind the cockpit was almost entirely occu-
pied by four tanks housing 1,620kg (3,571 Ib)
of RFNA (red fuming nitric acid) and 440kg
(970 Ib) of kerosene. These were initially fed
by an electrically driven pump, of Me 163 type.
As the liquids reached the chamber they
were automatically ignited by injection of
high-test hydrogen peroxide, of which 60kg
(132 Ib) was provided in seven stainless-steel
bottles. Once operating, the engine was fed
by turbopumps driven by the propellants
themselves. The engine had one main thrust
chamber, rated at sea level at 1,450kg
(3,1971b), and an auxiliary chamber rated at
400kg (882 Ib). Take-off and initial climb was
normally made with both in operation, when
endurance was about 41/2min. In cruising
flight, with the small chamber alone in use
(high-altitude thrust being about 480kg,
l,0581b), endurance was 9min. An electrical
system was served by a battery charged by an
Me 163 type windmill generator on the nose.
RSI-4 radio was fitted, with an external wire
antenna, and armament comprised two NS-
23 with 40 rounds each. A plan to fit four RS-
82 rockets under the wings was not actioned.
By the time they were built these aircraft
were judged to be of no military importance.
Photographs on the opposite page:
Top right: Zh-01, without engine.
Three views of I-270, Zh-02.
I-270,
 Zh
96

M i G
  I - 2 7 0 ,  Z h
97
Dimensions
Span
Length
Wing area
Weights
Empty (Zh-02)
Acid/fuel/peroxide
Loaded
Performance
Maximum speed
at sea level about
at high altitude
Time to climb to 10,000m
Service ceiling
Range
Take-off run
Landing speed (tanks dry)
Landing run
7.75m
8.915m
12.0m
2
1,893kg
1,620/440/60 kg
4,120kg
936km/h
l,000km/h
2.37
 min
17,000m
not measured
895m
137km/h
493m
25 ft 5 in
29 ft 3 in
129ft
2
4,1731b
total 4,674 Ib
9,083 Ib
582 mph
621 mph
(32,800ft)
55,775ft
2,936 ft
85 mph
1,617ft

M 1 G - 9 L ,  F K
MIG-9L, FK
Purpose: To test the guidance system of a
cruise missile.
Design Bureau: OKB-155 of AI Mikoyan.
In late 1947 the Kremlin ordered the develop-
ment of a large cruise missile which could be
launched (primarily against ships) from the
Tu-4. Because of the importance of this pro-
ject it was assigned to a joint team formed by
OKB No 155 (MiG) and a new semi-political
group called SB-1 (Special Bureau Nol). The
OKB assigned one of the founders, M I Gure-
vich, as titular head, but the Chief Designer
was A Ya Bereznyak who has figured previ-
ously on page 29 of this book. Head of SB-1
was S L Beria, son of the formidable Politburo
member who in 1953 succeeded Stalin. In
fact, SB-1 faded from the scene, as it had little
to contribute, though it did have P N Kusenko
as Chief Designer. Under intense pressure a
swept-wing turbojet-engined missile was
created, which later went into production as
the KS-1 Komet. In early 1949 its guidance sys-
tem was tested in an Li-2 (Soviet derivative of
the DC-3), and later in that year a more repre-
sentative system was tested in the FK (also
called MiG-9L, Laboratoriya). This was too
large to be carried aloft by a Tu-4, so it for-
mated with the Tu-4 parent aircraft and
thence simulated the missile on its flight to
the target. Subsequently this aircraft was
used to test different cruise-missile guidance
systems, assisted by the K-l, a manned ver-
sion of the KS-1 missile.
Aircraft FK was a modified MiG-9 twin-jet
fighter, the first type of turbojet aircraft to fly in
MIG-9L, FK
M1G-9L, FK
98

M i G - 9 L ,  F K
the Soviet Union. Features included a
straight-tapered wing of laminar profile of 9%
thickness with large slotted flaps and Frise
ailerons, a pressurized cockpit ahead of the
wing, a ground-adjustable tailplane mounted
part-way up the fin, a nosewheel retracting
forwards and main landing gears retracting
outwards, and a nose inlet feeding air to two
RD-20 turbojets (Soviet copies of the German
BMW 003A, each rated at 800kg, l,7641b,
thrust) mounted under the wing with jet noz-
zles under the trailing edge. The final produc-
tion series had an ejection-seat, and the FK
was from this batch. The heavy nose arma-
ment of three NS-23K guns and all armour
were removed, and the fuselage was extend-
ed by splicing in an extra section accommo-
dating an unpressurized rear cockpit with a
side-hinged canopy for the guidance-system
operator. As in the Komet, the missile's radar
dish antenna was mounted above the nose,
and a receiver antenna was mounted on the
leading edge of each wing. Above the fin was
a streamlined container housing the aft-fac-
ing transmitter and receiver antennas for the
radio-command guidance from the parent
aircraft after launch. Once the autopilot had
set the correct course the nose radar homed
on the parent's radar signals reflected back
from the target. Nearer the target the missile's
own radar became active, steering by signals
received by the leading-edge antennas.
So far as is known, the FK played a valuable
role in the development of one of the world's
first turbojet cruise missiles. So did the KSK, a
piloted version of the missile itself.
K-l, or KSK, manned version of Komet
K-l, KSK
99
Dimensions (FK)
Span
Length
Wing area
No other data.
10.0m
10.12m
18.2m
2
32ft9
:
Kin
33 ft 2 in
195.9ft
2

M i G - 1 5  E X P E R I M E N T A L  V E R S I O N S