Mikojan-Gurjevič iz.105.11

Typ:  suborbitální technologický demonstrátor vícenásobně použitelného kosmického letounu typu iz.105

Určení:  prověření letových vlastností, ovladatelnosti a stability kosmického letounu typu iz.105 v průběhu letu podzvukovou rychlostí a v průběhu přistávacího manévru

Historie:  Někdy okolo roku 1962 se letecká konstrukční kancelář OKB-155 A.I. Mikojana a M.I. Gurjeviče začala na žádost konstruktéra raketové techniky S.P. Koroleva iniciativně zabývat návrhem prvního domácího vícenásobně použitelného kosmického nosného systému. Zmíněný kosmický systém později vešel ve známost pod kódovým názvem SPIRAL či iz.105-205 (původně iz.50) a po koncepční stránce nebyl ničím jiným, než jakousi kombinací letounu s nosnou raketou. Za pomoci systému typu SPIRAL mělo být možné dopravovat na oběžnou dráhu nejen různé druhy nákladů, včetně kosmických družic, ale i malý jednomístný pilotovaný kosmický kluzák. Zmíněný kosmický kluzák měl přitom sloužit, obdobně jako nerealizovaný americký kosmický kluzák typu Boeing X-20A Dyna-Soar, pro strategický průzkum a pro útoky na pozemní cíle. Kromě toho se s tímto nevelkým strojem počítalo též jako s přepadovým stíhačem a prostředkem pro kontrolování kosmických družic. Vývoj kosmického nového systému typu SPIRAL byl oficiálně posvěcen vládním výnosem ze dne 30. července 1965. Zmíněný systém se přitom měl sestávat ze tří stupňů. První stupeň systému typu SPIRAL měl tvořit vícenásobně použitelný hypersonický letoun typu iz.205 z dílny OKB A.N. Tupoleva s prázdnou, resp. max. vzletovou, hmotností 36 t, resp. 52 t. Po koncepční stránce mělo jít o bezocasý dolnoplošník s protáhlým trupem s délkou 38 m, plochým břichem, s „korytem“ s úchyty pro druhý stupeň v ose zaobleného hřbetu a plynule se zvětšující šířkou směrem od štíhlé špice k zádi, křídlem s tvarem dvojité delty s rozpětím 16,5 m, plochou 240 m², značným úhlem šípu náběžné hrany a protáhlými kořeny (až ke špici trupu) a zdvojenou SOP. Její instalace se měla nacházet na koncích křídla. Pohon nosného letounu typu iz.205 měla obstarávat čtveřice vícerežimových proudových motorů z dílny A.M. Ljulky. Ty měly spalovat buďto zkapalněný vodík nebo letecký petrolej a jejich instalace se měla nacházet uvnitř široké podtrupové gondoly. V čele zmíněné gondoly se měl nacházet nízký trojicí vertikálních přepážek a čtyři samostatné přívody rozdělený regulovaný lapač vzduchu s identickou šířkou, jakou měly mít protáhlé kořeny křídla. Do přívodu vzduchu pohonných jednotek měl být tedy odváděn vzduch z celého povrchu plochého břicha přídě trupu a protáhlých kořenů křídla, což mělo napomáhat stlačování. Ovládání letounu typu iz.205 mělo být prováděno za pomoci konvenčních směrových kormidel, elevonů a přistávacích klapek. Posádka tohoto stroje měla být dvoučlenná a měla mít k dispozici vystřelovací sedačky. Zatímco v případě použití zkapalněného vodíku jako paliva mělo odpoutání druhého stupně probíhat ve výškách mezi 28 000 m a 30 000 m při rychlosti řádu M=6, v případě, že by jeho pohon obstarávaly motory spalující letecký petrolej, k tomu mělo docházet ve výškách mezi 22 000 m a 24 000 m při rychlosti řádu M=4. Dolet letounu typu iz.205 měl přitom činit 3 000 km. Druhý stupeň kosmického nosného systému typu SPIRAL měla tvořit jednorázově použitelná dvoustupňová nosná raketa s celkovou hmotností 52,5 t. Každý stupeň zmíněné nosné rakety měl pohánět jeden raketový motor na KPL s tahem řádu 100 000 kp z dílny V.P. Gluška, který měl spalovat směs kyslíku a vodíku nebo kyslíku a leteckého petroleje. Posledním, třetím, stupněm kosmického nosného systému typu SPIRAL se pak měl stát jednomístný kosmický letoun typu iz.105 z dílny OKB MiG s délkou 8 m, rozpětím 7,4 m a hmotností 8 až 10 t (dle poslání mise). Letoun typu iz.105 měl být řešen jako tzv. vztlakové těleso (vzdušný prostředek, jehož trup vytváří vztlak) s trojúhelníkovým půdorysem se značným úhlem šípu náběžné hrany a měl být schopen dopravit náklad o hmotnosti 700 až 2 000 kg do výšky cca 130 km. Zatímco při sestupu z oběžné dráhy mělo být nevelké křídlo letounu typu iz.105 sklopeno (směrem nahoru) pod úhlem 45°, při výstupu na oběžnou dráhu mělo mít sklon pod úhlem 95°. Křídlo měla navíc doplňovat jedna nevelká šípová SOP. Přistání tohoto stroje se mělo dít stejně jako u konvenčního letounu. K tomu měl přitom sloužit výsuvný čtyřbodový podvozek, který měl být opatřen kovovými lyžemi. Pro manévrování na oběžné dráze měl sloužit raketový motor na KPL, který měl využívat tři spalovací komory, jednu hlavní s tahem 1 500 kp a dvě pomocné s tahem po 40 kp. Za využití tahu toho samého motoru měl letoun typu iz.105 též opouštět oběžnou dráhu. Součástí stabilizačního a orientačního systému, který měl sloužit pro řízení tohoto stroje na oběžné dráze a v průběhu sestupu hypersonickou rychlostí, se zase měly stát dva bloky tří raketových motorků na KPL s celkovým tahem 2 x 16 kp a dva bloky pěti raketových motorků na KPL s celkovým tahem 2 x 1 kp. Ovládání tohoto stroje při letu v atmosféře při nízkých rychlostech mělo být prováděno za pomoci standardních aerodynamických ploch v podobě křidélek a směrového kormidla. Díky instalaci proudového motoru typu RD-36-35K s tahem 2 350 kp z dílny P.A. Kolesova, který měl využívat uzavíratelný hřbetní kapsovitý lapač vzduchu nacházející se přímo pod SOP a kruhovou trysku, měl být letoun typu iz.105 schopen letu podzvukovou rychlostí na vzdálenost až 2 000 km. Záchranný systém tohoto stroje měla tvořit oddělitelná kabina, která měla podobu přetlakové tepelně izolované kapsle s přistávacím padákem a brzdícími raketami. Při letu v atmosféře nízkou rychlostí měl ale pilot kabinu tohoto stroje v případě nouze opouštět za pomoci vystřelovací sedačky. Celá sestava kosmického letounu typu iz.105 a nosné rakety se měla umisťovat do výřezu ve hřbetu nosného letounu typu iz.205 a měla být opatřena příďovým a koncovým aerodynamickým krytem. Vzletová hmotnost celého systému typu SPIRAL měla činit 115 t. Užitečné zatížení kosmického letounu typu iz.105 mělo přitom odpovídat celých 12,5 % hmotnosti vzletové, zatímco u kosmických lodí řady Sojuz tomu bylo pouhých 2,5 %. V případě 320 t vážících nosných raket řady Sojuz se pak zpět na Zemi vracel pouze přistávací modul, jehož hmotnost dosahovala 2,8 t, tedy pouhých 0,9 % hmotnosti vzletové. Kosmický systém typu SPIRAL navíc mělo být možné provozovat ze standardních leteckých základen, zatímco starty kosmických raket se neobejdou bez nákladných kosmodromů. Předběžný projekt kosmického nosného systému typu SPIRAL byl schválen dne 29. června 1966. Vývoj kosmického letounu typu iz.105 přitom dostala na starost filiálka OKB MiG, která byla zřízena v roce 1967 v Dubně. Protože projekt kosmického letounu typu iz.105 sebou přinášel mnoho nového a neznámého, vývojové plány počítaly hned se třemi tzv. technologickými demonstrátory, subsonickým (iz.105.11), supersonickým (iz.105.12) a hypersonickým (iz.105.13). Za pomoci zmíněných demonstrátorů, které měly startovat z podvěsu speciálně upraveného strategického raketonosného letounu typu Tu-95KM (Bear C), měly být přitom prověřeny základní aerodynamické a výkonnostní charakteristiky kosmického letounu typu iz.105 za reálných podmínek, tedy až do výšky 120 km a rychlosti M=6,8. Z hlediska tvaru, hmotnosti a skladby přístrojového vybavení se ale s operačním letounem typu iz.105 neměly zcela shodovat.  Pohon subsonického modelu iz.105.11 měl přitom obstarávat proudový motor typu RD-36-35K. Supersonický model iz.105.12 a hypersonický model iz.105.13 zase počítal s raketovým motorem na KPL. Zatímco zkoušky subsonického analogu měly být uskutečněny v roce 1967, zkoušky hypersonického analogu byly naplánovány na rok 1968. Tomu pak měly následovat zkoušky pilotovaného orbitálního demonstrátoru typuEPOS. Ten měl být přitom vynášen do výšky 150 až 160 km za pomoci nosné rakety typu 11A511 Sojuz (SL-4) a s operačním modelem iz.105 se již měl shodovat jak z hlediska tvaru, tak i z hlediska skladby přístrojového vybavení. Vývojové plány počítaly hned se čtyřmi demonstrátory typu EPOS, jedním bezpilotním a čtyřmi pilotovanými. Zatímco zkoušky bezpilotního EPOSu byly naplánovány na rok 1969, zkoušky pilotovaných prototypů tohoto stroje měly být uskutečněny v roce 1970. Testy kompletního systému typu SPIRAL byly pak naplánovány na rok 1972. Pohon nosného letounu typu iz.205 měly tehdy obstarávat motory spalující směs kyslíku a leteckého petroleje. S přihlédnutím na značné technické riziko měly být navíc první lety kosmického letounu typu iz.105 realizovány v bezpilotním módu. Zkoušky tohoto kosmického nosného systému v plně operačním provedení byly naplánovány na rok 1973. V tomto případě již měly pohon nosného letounu typu iz.205 obstarávat motory spalující směs kyslíku a zkapalněného vodíku, zatímco na palubě kosmického letounu typu iz.105 se měl nacházet pilot. Veškeré práce na toto téma ale nemálo zatáhla proti plánům vytíženost sovětského kosmického průmyslu se závodem SSSR a USA o dobytí Měsíce. Realizace se ale kosmický systém typu SPIRAL nakonec nedočkal. Na počátku 70. let totiž tehdejší ministr obrany A.A. Grečko nechal veškeré práce na toto téma s definitivní platností zastavit. To se však netýkalo pilotovaných demonstrátorů typu iz.105.11 až iz.105.13. Veškeré práce na toto téma měly ale ryze výzkumné poslání. Zahájení zkoušek zmíněných pilotovaných demonstrátorů předcházely zkoušky bezpilotních orbitálních demonstrátorů řady BOR. Jejich posláním se stalo ověření poznatků o stabilitě a ovladatelnosti kosmického letounu typu iz.105 v průběhu sestupu z oběžné dráhy, které byly získány měřením v aerodynamických tunelech institutu CAGI (Centrální institut aero- a hydrodynamiky). Demonstrátory řady BOR byly zhotoveny v měřítku 1:3 nebo 1:2 a jejich dopravu na oběžnou dráhu Země obstarávaly nosné rakety typu 11K65 Kosmos-3 (SL-8). První z nich vešel ve známost pod označením BOR-1. Zmíněný 1:3 demonstrátor vykazoval délkou 3 m a hmotností 800 kg a byl zhotoven ze dřeva. Ke svému jedinému klouzavému sestupu byl tento stroj vynesen dne 15. července 1969 do výšky 100 km. Při průletu atmosférou jediný exemplář bezpilotního BORu-1 dosáhl rychlosti 13 000 km/h. Další dva demonstrátory, BOR-2 a BOR-3, již byly zhotoveny z kovu. Jejich řízení navíc obstarával programovatelný autopilot. Zatímco typ BOR-2 byl zhotoven, stejně jako typ BOR-1, v měřítku 1:3, typ BOR-3 byl 1:2 zmenšeninou kosmického letounu typu iz.105. Letová dráha těchto strojů měla tvar balistické křivky. Nosné rakety, které zajišťovaly jejich dopravu na oběžnou dráhu, přitom startovaly z kosmodromu Kapustin Jar ve směru ke kazašskému Sari Šaganu. V letech 1969 až 1972 byly na oběžnou dráhu Země vyneseny celkem čtyři demonstrátory typu BOR-2. Zmíněné lety se konkrétně odehrály dne 6. prosince 1969 (trupové číslo 101), 31. července 1970 (102), 22. dubna 1971 (103) a 8. února 1972 (104). Demonstrátor typu BOR-3 zase vznikl v počtu dvou exemplářů. Na oběžnou dráhu naši planety byly tyto dva stroje vyneseny dne 24. května 1973 (301) a 11. července 1974 (302). Všechny exempláře bezpilotních demonstrátorů řady BOR přitom zhotovil zkušební institut LII ze Žukovského. Do prací na jediném exempláři subsonického suborbitálního demonstrátoru iz.105.11 (v.č. 7510511101) se experimentální závod č.155 OKB MiG pustil již v roce 1968. V roce 1970 byly ale veškeré práce demonstrátorech této řady přesunuty do prostor dubenského závodu č.207, který se nachází nedaleko Moskvy. Mezitím do prostor závodu č.18 z Kujbyševa dorazil jeden ze stavu VVS vyřazený letoun typu Tu-95KM (Bear C), aby zde prošel přestavbou na vzdušnou startovací platformu. Krátce nato, v roce 1971, se na lince závodu č.207 rozeběhla též montáž jediného exempláře raketovým motorem poháněného supersonického demonstrátoru iz.105.12 (v.č. 7510511201) a na pěti neletových exemplářích pro pozemní zkoušky (001 až 005). Zatímco první z nich (001) byl vyhrazen pro statické zkoušky, ten druhý (002) zastával roli pozemní zkušebny záchranného systému pilota, za pomoci třetího (003) a čtvrtého (004) neletového iz.105 byla prověřována činnost letových raketových motorů a raketových motorků stabilizačního a orientačního systému, ten poslední (005) byl vyhrazen pro tepelné zátěžové zkoušky. Jako první brány dubenského závodu č.207 opustil prototyp 002. Tomu se přitom stalo již v roce 1971. V roce 1973 následoval prototyp 005. Rok nato z linky zmíněného podniku sjely též prototypy 001 a 003. Jako poslední byl dokončen prototyp 004. Tento stroj přitom brány závodu č.207 opustil v roce 1974. Ten samý rok z výrobní haly tohoto podniku vyjel též letový prototyp iz.105.11. Zkoušky tohoto stroje probíhaly na domovské základně zkušebního střediska GNII VVS, která se nachází v Achtubinsku. Sem přitom jediný exemplář subsonického demonstrátoru iz.105.11 dorazil v roce 1975. V rámci pozemních zkoušek, které se rozeběhly dnem 2. prosince toho samého roku, tento stroj vykonal celkem 15 pojížděk po VPD a 10 krátkých skoků. První z nich přitom uskutečnil dne 20. července 1976. Ještě předním byly ale hlavní (příďové) jednotky čtyřbodového lyžového podvozku tohoto stroje dočasně opatřeny instalací kol. První plnohodnotný let přitom následoval dne 11. října 1976. Tento svůj první let demonstrátor iz.105.11 zahájil vzletem z letiště s nezpevněnou VPD a zakončil přistáním na jiném polním letišti, které se nacházelo ve vzdálenosti 19 km. V průběhu zmíněného přeletu se přitom podařilo s tímto strojem dosáhnout výšky 560 m. Předtím ale pohonná jednotka demonstrátoru iz.105.11 v podobě proudového motoru typu RD-36-35K prošla zkouškami na speciálně upravené letecké protilodní řízené střele typu K-10S (AS-2 Kipper). Speciální modifikace této jediné zbraně raketonosného letounu typu Tu-16K-10 (Badger C), která zastávala roli vzdušné zkušebny motoru typu RD-36-35K, vešla ve známost pod označením L-18 a vznikla v počtu nejméně dvou exemplářů. Do vzduchu byla přitom vynášena v podvěsu standardního raketonosného letounu typu Tu-16K-10 (Badger C). Ke vzdušným startům demonstrátoru iz.105.11 bylo přikročeno v roce 1977. Tato druhá etapa zkoušek demonstrátoru iz.105.11 byla zahájena, v červenci, rolovacími zkouškami. Předtím byl ale příďový podvozek tohoto stroje zbaven kol. Tomu pak následovalo celkem 14 letů nosiče Tu-95KM (Bear C) s demonstrátorem iz.105.11 v podvěsu. Posláním zmíněných letů se stalo zejména studium vlivu proudu vzduchu na výsuvný závěsník s demonstrátorem iz.105.11 ve startovací pozici. Instalace zmíněného závěsníku se přitom nacházela uvnitř trupové pumovnice. Součastně bylo prověřováno spouštění pohonné jednotky demonstrátoru. Z pumovnice letounu typu Tu-95KM (Bear C) byl demonstrátor iz.105.11 vůbec poprvé shozen až dne 27. října 1977. Ke dni 13. září roku 1978 přitom tento stroj uskutečnil celkem šest takových vzdušných startů. Od svého mateřského nosiče se demonstrátor 105.11 odpoutával ve výšce okolo 5 500 m při rychlosti 420 až 460 km/h. V průběhu druhé etapy zkušebního programu se podařilo změřit hodnotu min. rychlosti (290 km/h), max. rychlosti (550 km/h) a max. úhlu náklonu (78°). Poslední, osmý, let demonstrátoru 105.11, byl ale zakončen menší nehodou. Zmíněná nehoda se udála při přistání a její příčinou se stala špatná viditelnost. Přistání se totiž tedy dělo proti zapadajícímu slunci, a tak pilot s tímto strojem nechtěně najel na nerovnost na VPD. Přitom drak demonstrátoru 105.11 utrpěl mírné poškození. Přestože tento stroj splňoval požadavky zadání z hlediska stability i ovladatelnosti při nízkých nárocích na pilotáž, znovu již zprovozněn nebyl. Krátce nato, v roce 1979, byl totiž celý program iz.105 v souvislosti se zahájením vývoje kosmického nosného systému typu Energija-Buran, který měl dle zadání vykazovat obdobnými parametry, jako americký systém Space-Shuttle, s definitivní platností zastaven. Do tohoto data se podařilo dokončit ještě montáž supersonického prototypu iz.105.12 a trup hypersonického prototypu iz.105.13. Supersonický prototyp iz.105.12 ale již za letu zkoušen nebyl. Později se prototyp iz.105.11 stal exponátem leteckého muzea z Monina. Zde se přitom tento stroj nachází do dnešních dnů.

Popis:  Podzvukový proudový experimentální letoun typu iz.105.11 byl řešen jako jednomístný jednomotorový celokovový bezocasý dolnoplošník. Poměrně krátký trup tohoto stroje se vyznačoval plochým profilem břicha a zaobleným profilem hřbetu a měl půdorys ve tvaru trojúhelníku se značným úhlem šípu „náběžné hrany“ (78°). Díky zmíněnému tvarování trup letounu typu iz.105.11 vyvozoval vztlak. Šlo tedy o tzv. vztlakové těleso. Kostra trupu letounu typu iz.105.11 se sestávala z podélníků a žeber a byla zhotovena z oceli VNS-2. Uvnitř „tupé“ zaoblené špice trupu tohoto stroje se nacházela jednomístná pilotní kabina a veškeré palubní vybavení. Pilotní kabina letounu typu iz.105.11 byla svařena z panelů, které byly zhotoveny z oceli VNS-2, a byla pojata jako pyrotechnicky oddělitelná záchranná kapsle. Zasklení pilotní kabiny tohoto stroje se sestávalo se tří čelních okének a dvou párů nevelkých hranatých postraních okének. Přestože byl letoun typu iz.105.11 suborbitálním technologickým demonstrátorem kosmického raketoplánu, řízení tohoto stroje pilot zajišťoval za pomoci konvenčních „letadlových“ ovládacích prvků. Zatímco uvnitř spodní části střední partie trupu letounu typu iz.105.11 se nacházely palivové nádrže, zadní partie trupu tohoto stroje ukrývala instalaci pohonné jednotky v podobě 2 000 kp proudového motoru typu RD-36-35K. Zmíněný motor přitom využíval široký hřbetní kapsovitý lapač vzduchu, který se nacházel přímo pod kořenem náběžné hrany SOP, a pevnou kruhovou trysku. Ta byla zase umístěna v ose zádě trupu, přímo pod kořenem odtokové hrany SOP. Pokud motor typu RD-36-35K neběžel, hřbetní lapač vzduchu uzavírala příklopka. Zmíněná příklopka se přitom vyklápěla (směrem nahoru) až v okamžiku zážehu. Zatímco potah horní plochy trupu experimentálního letounu typu iz.105.11 byl zhotoven z duralových panelů, potah spodní plochy trupu tohoto stroje měl podobu tepelného štítu. Tepelný štít letounu typu iz.105.11 byl svařen z panelů zhotovených z oceli VNS-2 a potažen tepelným izolantem. Instalace nevelkého dolnoplošně uspořádaného šípového křídla se nacházela na bocích zádě trupu. Náběžná hrana křídla letounu typu iz.105.11 vykazovala značným úhlem šípu (55°). Na jeho odtokové hraně se nacházela křidélka. Vzepětí křídla tohoto stroje bylo možné měnit, a to v rozmezí úhlů 0° a 30° (dle letového režimu). K tomu přitom sloužil elektricky poháněný šnekový převod. Křídlo letounu typu iz.105.11 doplňovala nevelká šípová svislá plocha (SOP) s úhlem šípu náběžné hrany 60°. SOP tohoto stroje vykazovala plochou 1,7 m² a na její odtokové hraně se nacházelo jednodílné směrové kormidlo. Ve výčtu ovládacích ploch nelze opomenout též přistávací klapky. Ty se přitom nacházely na horní ploše „odtokové hrany“ zadní části trupu a vyklápěly se směrem nahoru. Přistávací zařízení letounu typu iz.105.11 tvořil zatahovatelný celokovový čtyřbodový lyžový podvozek. Zatímco přední (hlavní) pár podvozkových vzpěr se zatahoval (směrem dozadu nahoru) do boků trupu, v oblasti za pilotní kabinou, resp. nad tepelným štítem, zadní pár podvozkových vzpěr se zasouval (směrem nahoru) do zádě trupu. Pro potřeby první etapy zkoušek byl ale příďový podvozek tohoto stroje opatřen koly.

Verze:

iz.105.11 – subsonická modifikace technologického demonstrátoru typu iz.105. Pohon tohoto modelu obstarával pouze jeden 2 000 kp proudový motor typu RD-36-35K. Jediný exemplář demonstrátoru iz.105.11 poprvé vzlétl dne 11. října 1976.

iz.105.12 – supersonická modifikace technologického demonstrátoru typu iz.105 s modifikovaným křídlem s měnitelným vzepětím v rozmezí úhlů -5° a +42° (na místo 0° a 30°) a odhazovatelným urychlovacím blokem s raketovým motorem na KPL typu 5Ja24. Zmíněný raketový urychlovací blok přitom nebyl ničím jiným, než prvním stupněm řízené střely pozemního raketového systému PVO typu S-25 Berkut (SA-1 Guild). Jediný exemplář demonstrátoru iz.105.12 nikdy nevzlétl. Jeho letový profil měl mít přitom podobu balistické křivky. Od svého nosiče se měl tento stroj odpoutávat ve výšce 11 000 m při rychlosti M=0,8. Tomu měl následovat krátký klouzavý let. Raketový urychlovač typu 5Ja24 měl být aktivován ve výšce 10 300 m při rychlosti M=0,65. Tomu měl následovat strmý výstup. Ke spotřebování veškerého raketového paliva a následnému odhozu celého urychlovacího bloku mělo docházet ve výšce 15 500 m při rychlosti M=1,69. Max. výška letu měla ale díky setrvačnosti činit celých 16 500 m. Tomu měl následovat strmý klouzavý sestup. Ve výšce 11 000 m, při rychlosti M=0,7, měl tento stroj přecházet do pravotočivé zatáčky. Ve výšce 6 000 m při rychlosti 420 km/h mělo navíc dojít k zážehu proudového motoru typu RD-36-35K.

iz.105.13 – hypersonická modifikace technologického demonstrátoru typu iz.105. Jediný exemplář demonstrátoru iz.105.13 nebyl stavebně dokončen. Závodu č.207 se podařilo zkompletovat pouze trup tohoto stroje. Ten byl pak využit ke zkouškám tepelného štítu ve speciální komoře.

Vyrobeno:  pět neletových a dva letové prototypy (105.11 a 105.12); třetí letový prototyp (105.13) nebyl stavebně dokončen

Uživatelé:  žádní (pouze výzkumný stroj)

105.11

Posádka:    jeden pilot

Pohon:       jeden proudový motor typu Kolesov RD-36-35K s max. tahem 2 000 kp

Poslední úpravy provedeny dne: 21.1.2014