Главная Оформление

Легендарные самолеты.

28.08.2019

МиГ-23А (МиГ-23К)

МиГ-23А, проектный вид

Разработка и производство

История эксплуатации

Общие проектные данные

Двигатель

Лётно-тактические характеристики

Вооружение

подвесное

  • ракеты «воздух-воздух»: 2 х Р-24, 4...6 х Р-60;
  • ракеты «воздух-земля»: Х-23;
  • неуправляемые ракеты, бомбы (до 2000 кг).

встроенное

  • 1 х 23-мм пушка ГШ-23.

МиГ-23А «Молния» и МиГ-23К «Вихрь» - семейство советских палубных истребителей катапультного взлёта, разрабатываемых в 1969-1977 годах на базе лёгкого истребителя наземного базирования МиГ-23. Предназначались для вооружения атомных авианосцев проектов (МиГ-23А, 1972 год) и (МиГ-23К, 1977 год). В связи с отменой строительства этих авианосцев палубные версии МиГ-23 так и остались в проекте.

История создания

Модель атомного авианосца проекта 1160 «Орёл», 1973 год

1 сентября 1969 года было выпущено Постановление совета министров СССР, предписывающее Невскому проектно-конструкторскому бюро (НПКБ, город Ленинград) провести разработку аванпроекта авианосца, а самолётостроительным ОКБ - аванпроектов палубных самолетов классического типа (катапультного старта, финишёрной посадки). Комплексная научно-исследовательская работа по проектированию и военно-экономическому обоснованию возможности создания в СССР атомного авианосца и его авиагруппы носила шифр «Ордер», а сам авианосец обозначался как проект 1160 «Орёл» . Основной истребитель для этого авианосца предстояло разработать на опытном заводе «Зенит» имени А. И. Микояна.

Палубный истребитель решили создавать на базе серийного МиГ-23, новейшего на то время (принятого на вооружение ВВС в том же 1969 году) боевого самолёта. Компактные размеры этой машины, высокая тяговоружённость, а также крыло изменяемой стреловидности облегчали его адаптацию к размещению на авианосцах.

Серийный МиГ-23М, послуживший прототипом для палубного истребителя МиГ-23А «Молния»

Палубный вариант истребителя разрабатывался в ОКБ имени А. И. Микояна под обозначением МиГ-23А (здесь «А» от слова «авианосный») и с шифром «Молния». От серийного МиГ-23М палубный истребитель должен был отличаться новым остеклением кабины с приподнятым для лучшего обзора местом лётчика, а также неубираемой штангой для дозаправки в воздухе. Для обеспечения посадок на палубу самолёт получил бы усиленное шасси и тормозной гак в хвостовой части - последнее потребовало заменить один большой подфюзеляжный гребень на два малых, а также увеличить площадь киля. Аванпроект самолёта МиГ-23А был готов к 1972 году, опытные образцы не строились в связи с отменой программы создания авианосца проекта 1160.

Вновь вернулись к палубному МиГ-23 после 30 апреля 1976 года, когда вышло новое Постановление советского правительства, предписывающее в сжатые сроки спроектировать и построить атомный авианосный крейсер проекта 1153 . Хотя к тому времени в ОКБ имени А. И. Микояна уже полным ходом шли работы над более совершенным истребителем МиГ-29, необходимость в кратчайший срок начать серийный выпуск и освоение в частях палубного самолёта продиктовали выбор в пользу серийного МиГ-23 в качестве базовой модели . Новая версия истребителя получила обозначение МиГ-23К (здесь «К» от слова «корабельный», внутреннее обозначение ОКБ - «32-13») и шифр «Вихрь».

Вид сбоку истребителя МиГ-23А «Молния» (1972 год)

За основу при проектировании МиГ-23К был взят более ранний проект палубного МиГ-23А, с учётом улучшений, внедрённых к тому времени на серийных МиГ-23МЛ. Ещё раз переработали остекление кабины пилота для лучшего обзора, окончательно ликвидировали подфюзеляжные гребни за счёт дальнейшего увеличения площади киля; ось вращения стабилизатора перенесли ниже для исключения затенений стабилизатора крылом на больших углах атаки, характерных при посадке на палубу. Важным новшеством МиГ-23К должен был стать новый двигатель Р-100 - двухконтурный, он обеспечивал существенно меньший расход топлива по сравнению с одноконтурными двигателями всех предыдущих версий этого самолёта, что позволяло увеличить его радиус действия.

Вид сбоку истребителя МиГ-23К «Вихрь» (1977 год)

МиГ-27ЛЛ, оснащённый гаком и усиленным шасси, взлетает с трамплина (комплекс НИТКА, 1982 год)

Проведённые конструкторские работы, а также освоенность серийных версий МиГ-23 в производстве и в войсках позволяли рассчитывать, что палубный МиГ-23К мог быть создан в кратчайшие сроки, уже в начале 1980-х годов начав поступать на вооружение морской авиации СССР. Тем не менее, постройку большого авианосного крейсера проекта 1153 в 1978 году посчитали преждевременной. 13 октября 1978 года вышло новое Постановление правительства СССР, прекращавшее работы по подготовке к строительству головного крейсера проекта 1153 и выпуску опытной серии палубного истребителя МиГ-23К для этого корабля. Создание классических палубных самолётов и рассчитанного на них авианосца в Советском Союзе было отложено до спуска на воду ТАКР «Баку» (то есть на четыре года - с 1978 по 1982). К тому времени МиГ-23 начал устаревать, так что очередную версию «микояновского» палубного истребителя далее разрабатывали уже на базе более нового МиГ-29. Конструкторский задел, накопленный в 1970-е годы по темам МиГ-23А и МиГ-23К, позволил существенно ускорить работу по созданию МиГ-29К в следующем десятилетии.

Единственной машиной в семействе МиГ-23/МиГ-27, проходивший практические испытания по палубной тематике, стал экспериментальный самолёт МиГ-23БМ (МиГ-27) №603, построенный в начале 1980-х годов и обозначенный как МиГ-27ЛЛ (здесь «ЛЛ» от слов «летающая лаборатория»). Именно ударный МиГ-27 был взят за основу из-за того, что он отличался от истребителя МиГ-23 отсутствием РЛС и опущенным носом для лучшего обзора вперёд-вниз - при посадках «по-авианосному» по крутой глиссаде хороший обзор критически важен. Самолёт получил посадочный гак вместо подфюзеляжного гребня и усиленное шасси, как и планировалось для МиГ-23К; новое шасси для упрощения сделали неубираемым. Тематика МиГ-23А/МиГ-23К была к тому времени уже закрыта, так что экспериментальный МиГ-27ЛЛ проходил испытания на комплексе «Нитка» в Крыму в интересах создания будущего МиГ-29К .

Описание конструкции

Палубные истребители МиГ-23А и МиГ-23К по проекту представляли собой сверхзвуковые однодвигательные монопланы с крылом изменяемой стреловидности. Складывания крыла не предусматривалось, поскольку его уборка на максимальную стреловидность сама по себе обеспечивала наименьший габарит самолёта для хранения на палубе или в ангаре . От серийных МиГ-23 наземного базирования палубные версии должны были отличаться усиленным шасси, наличием посадочного гака и поводка для катапульты, а также применением в конструкции стойких к коррозии материалов.

Фюзеляж

Фюзеляж полумонококовой конструкции должен был состоять из двух частей с разъёмом по шпангоуту № 28. Носовая часть включала бы в себя герметизированный отсек РЛС и электронного оборудования (между шп. № 1 и № 6), кабину пилота и отсек передней опоры шасси под ней (шп. № 6 и № 11), закабинный отсек оборудования и отсек пушки под ним (шп. № 11 и № 14), воздухозаборники, топливный бак № 1 (между шп. № 14 и № 18), основной силовой отсек, он же бак № 2 (шп. № 18 и № 20), бак № 3 (верхняя часть между шп. № 22 № 28) и двигательный отсек (шп. № 20 и № 28). В хвостовой части находились бы форсажная камера двигателя, четыре секции воздушных тормозов и узлы навески оперения, там же размещался и узел крепления гака.

Фонарь кабины пилота как на МиГ-23А, так и на МиГ-23К существенно отличался бы от кабины «сухопутного» протипа значительно большей площадью остекления и применением беспереплётного козырька по образцу проектируемого тогда же нового истребителя МиГ-29. Эти изменения были призваны улучшить обзор из кабины.

Крыло и оперение

Центроплан и воздухозаборники серийного истребителя МиГ-23МЛД. Справа и слева на фото видны острые выступы «лямбда-наплывов»

Крыло должно было состоять из неподвижной части (угол стреловидности по передней кромке 70°) и двух поворотных трапециевидных консолей (угол стреловидности по передней кромке изменяется в пределах от 18,5 до 74,5°). Неподвижная часть по проекту состояла из двух отсеков:

  • носового с установленными в нём кислородными баллонами, узлами крепления пилонов, антеннами станции предупреждения об облучении и ответчика системы госопознавания, и
  • центрального отсека, являющегося основным силовым элементом крыла (к которому крепятся поворотные консоли), и одновременно - ёмкостью для топлива.

В случае запуска самолёта в серию, скорее всего, МиГ-23К получил бы так называемые «лямбда-наплывы» - характерные клыкообразные выступы на неподвижной части крыла, по образцу серийного МиГ-23МЛД. Эти наплывы вместе с вихрегенератором на выступающей в носу штанге ПВД существенно улучшали манёвренность самолёта и повышали его эффективность в воздушном бою. На момент проектирования МиГ-23К это усовершенствование просто не было ещё испытано - оно внедрялась при доработке серийных МиГ-23 лишь в начале 1980-х годов.

Каждая консоль крыла, как и на самолёте-прототипе, должна была быть двухлонжеронной. Для поворота консолей служила бы специальная система СПК-1, рычаг управления которой на МиГ-23 устанавливается по левому борту кабины рядом с РУД. Механизация каждой консоли включала бы в себя четырёхсекционный отклоняемый носок (угол отклонения - 20 град.), двухсекционный интерцептор и трёхсекционный закрылок (угол отклонения - 25 град. на взлёте и 50 град. на посадке).

Хвостовое оперение по проекту включало в себя вертикальное - киль и руль направления и горизонтальное - цельноповоротный стабилизатор с дифференциально отклоняемыми консолями. Стабилизатор, как и на прототипе, должен был иметь два режима работы: для управления по тангажу обе его половины отклонялись бы в одну сторону, а по крену - в разные стороны (на угол +/-10 град. при угле стреловидности крыла до 55 град. и на угол +/-6 град. 30 мин - при большей стреловидности).

Шасси

Шасси должно было быть трёхопорным, существенно усиленным по сравнению с прототипом для обеспечения посадок на палубу авианосного корабля по крутой глиссаде. На передней стойке шасси должен был разместиться поводок для сцепления самолёта с челноком катапульты.

Силовая установка

Силовая установка МиГ-23А по проекту состояла из турбореактивного форсажного двигателя Р-29-300 (скорее всего, в серии его заменили бы на улучшенный Р-35-300). Воздухозаборники - боковые регулируемые с клиньями изменяемой конфигурации. Площадь входного сечения минимальна на сверхзвуковых режимах, максимальна при выпущенных шасси (на взлётно-посадочных режимах). Управление клиньями автоматическое при помощи системы УВД-23. Клинья отстоят от фюзеляжа, образуя щели для слива пограничного слоя. На передних створках клина для отсоса пограничного слоя имеются отверстия перфорации.

На МиГ-23К предполагался к установке двухконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой Р-100 - более мощный и экономичный, чем двигатели Р-29 или Р-35 всех предыдущих версий истребителя.

Для запуска двигателя на земле или палубе служил бы турбостартёр ТС-11. В случае заглушения двигателя в полёте повторный запуск должен был осуществляться от авторотации (на большой высоте при этом дополнительно применяется кислородная подпитка).

Вооружение и оборудование

МиГ-23МЛД с вооружением (видна ракета Р-24Т под крылом и четыре Р-60 под фюзеляжем)

Средства обнаружения и прицеливания . На истребителях МиГ-23 различных модификаций применялись разные обзорно-прицельные системы, в случае запуска в серию палубных МиГ-23А или МиГ-23К они были бы установлены и на последних.

На МиГ-23МЛ устанавливается система ОПСС-23МЛ, на МиГ-23МЛА и МЛД - ОПСС-23МЛА. В состав первой входит радиоприцел РП-23МЛ («Сапфир-23МЛ»), теплопеленгатор ТП-23М и оптический прицел АСП-23ДЦМ. Вторая включает в себя радиоприцел РП-23МЛА («Сапфир-23МЛА»), теплопеленгатор ТП-23М или ТП-26 и оптический прицел АСП-17МЛ. Это оборудование обеспечивает: обнаружение воздушных целей; определение их государственной принадлежности; захват и сопровождение; вычисление и индикацию команд, необходимых для управления истребителем при прицеливании по воздушным и наземным целям; выдачу сигналов ракетам при подготовке их к пуску; подсветку целей (при применении УР с полуактивной системой радиолокационного наведения); отображение в системе единой индикации информации от РСБН-6С. Станция «Сапфир-23МЛА» позволяет выполнять перехват воздушной цели в свободном пространстве или на фоне земли (минимальная высота полета цели - 40 м), днем и ночью, в любых метеоусловиях, на встречно-пересекающихся курсах и с задней полусферы, а также ведение огня из пушки по невидимым целям (ночью, в облаках), маневрирующих с перегрузкой до 3, на дальностях 550-1000 м.

Для обнаружения воздушных целей используется также теплопеленгатор ТП-23М или ТП-26 (имеет максимальную дальность обнаружения реактивных самолетов в задней полусфере на фоне свободного пространства до 60 км). Теплопеленгатор позволяет незаметно сблизиться с противником на дистанцию пуска ракет с ТГС. Он имеет следующие режимы работы: T-I - выдача целеуказаний ракетам Р-60, Р-23Т Р-24Т и Р-13М в диапазоне 60° по азимуту и 15° по углу места; Т-II - за счёт сужения сектора обзора до +/-7° по азимуту и +/-3 ° по углу места увеличивает масштаб изображения; T-III - основной режим, применяется для автосопровождения целей, маневрирующих с угловыми скоростями 6-8°/с. Информация от РЛС и теплопеленгатора, включая прицельную сетку для стрельбы из пушки, выводится на ИЛС.

Самолет МиГ-23МЛ оснащён оптическим прицелом АСП-23ДЦМ, обеспечивающим стрельбу из пушки, пуски НАР, а также целеуказание ракетам с ТГС. Целеуказание (лишь в вертикальной плоскости, на 8° вверх и 5,5° вниз) производится путём вращения РУД вокруг продольной оси (соответственно, по и против часовой стрелки). Это позволяет снизить требования к точности пилотирования при атаке целей, маневрирующих с большими перегрузками. В прицеле АСП-17МЛ, устанавливаемом на МиГ-23П, МиГ-23МЛА и МиГ-23МЛД, диапазон углов целеуказания составляет: +16/-18 град. в вертикальной плоскости и +/-12 град. по азимуту. Когда угловые скорости цели превышают допустимые, на ИЛС выдается сигнал "НОП" (недопустимая ошибка прицеливания).

Вооружение. Все варианты МиГ-23 оснащены встроенной двухствольной пушкой ГШ-23Л калибра 23 мм (скорострельность 3400 выстр/мин, начальная скорость снаряда - 700 м/с, боекомплект - 200 снарядов). Возможна подвеска двух таких же пушек с боекомплектом 250 снарядов в контейнерах УПК-23/250. Для борьбы с воздушными целями самолеты МиГ-23МЛА и МЛД могут брать на борт две ракеты средней дальности Р-23Т с ТГС, Р-23Р (с полуактивным радиолокационным наведением), Р-24Т (ТГС) или Р-24Р (радиокомандное и полуактивное радиолокационное наведение), подвешиваемые на неподвижных частях крыла. Оружие малой дальности - тепловые ракеты: две Р-13М, Р-13М1 или Р-3С, или четыре Р-60 или Р-60М на подфюзеляжных узлах.

Для поражения наземных целей применяются ракеты Х-23 (Х-23М), подвешиваемые под крылом. УР этого типа наводятся по радиокомандам станции «Дельта-НГ», размещаемой над правым подкрыльевым пилоном. Лётчик управляет полетом ракеты, перемещая кнюппель на ручке управления самолетом. Минимальная дальность пуска УР этого типа при скорости полёта 800 км/ч составляет 2,4-3 км, максимальная - до 8 км. Масса ракеты - 286 кг, БЧ - 108 кг. Наземные и морские тепло-контрастные цели (самолеты на рулёжках, дизель-генераторы и т. п.) могут поражать и ракеты «воздух-воздух» с ТГС. При пуске ракет по этим группам целей самолёт должен пикировать под углом 15-30 град. МиГ-23 может применять также НАР С-5, С-8 и С-24. Неуправляемые ракеты С-5П могут применяться для постановки пассивных помех по курсу самолёта. Для этих же целей могут использоваться пушечные снаряды ПРЛ-АМ-ГШ-23 (с дипольными отражателями) и ПИКСТШ-23 (с ИК-ловушками). Бомбардировочное вооружение включает в себя до четырёх свободнопадающих бомб ФАБ-500 или 16 ФАБ-100. Бомбометание с горизонтального полёта выполняется на скорости 800-1000 км/ч. Высота полёта при бомбометании не должна быть менее 170 м при сбрасывании обычных бомб и 100 м при применении бомб с тормозными парашютами. Кроме бомб, МиГ-23 может применять разовые бомбовые кассеты, сбрасываемые с высот 500-600 м, и баки с зажигательной смесью массой 500 кг - ЗБ-500, ЗБ-500Р или ЗБ-500Ш. Часть самолётов МиГ-23 оснащалась узлами подвески для тактических ядерных бомб РН-40 мощностью 30 кТ.

Палубный штурмовик Су-25К

  • Подборка материалов о проектах отечественных авианосцев и палубных самолётов на сайте paralay.com
  • Фото и видео с истребителями МиГ-23МЛД, воюющих в составе ВВС Сирийской Арабской Республики (2015 год)

Примечания

Галерея изображений

МиГ-23 (по классификации НАТО: Flogger – Бичеватель, заводской индекс – изделие 23-11) – советский многоцелевой истребитель, обладающий крылом изменяемой стреловидности, относился к 3-му поколению. Свой первый полет машина совершила 10 июня 1967 года, истребитель поднял в воздух летчик-испытатель Федотов А. В. Истребители МиГ-23 различных модификаций находились на вооружении ВВС и ПВО СССР, Анголы, Алжира, Болгарии, Венгрии, Вьетнама, Германии, Египта, Индии, Ирака, КНДР, Ливии, Польши, Сирии, Эфиопии и Южного Йемена, некоторые страны до сих пор продолжают его эксплуатацию. Стоит отметить, что данный самолет волей случая стал причиной гибели американского генерала. 26 апреля 1984 года во время совершения испытаний МиГ-23, полученного из Египта, погиб генерал-лейтенант ВВС США Роберт Бонд.

В процессе своего выпуска самолет неоднократно улучшался и модернизировался. С 1976 года начался выпуск облегченной версии истребителя под индексом МиГ-23МЛ (изделие 23-12, Л – легкий). Данный самолет получил новую силовую установку, обладавшую повышенной тягой (двигатели ТРДФ Р35Ф-300), РЛС «Сапфир-23МЛ», теплопеленгатор ТП-23М, усовершенствованную автоматическую систему управления, индикатор на лобовом стекле ИЛС АСП-17МЛ и систему опознавания «свой-чужой» СРО-2М. Все эти изменения позволили повысить боевые возможности машины.


Необходимость повышения маневренности и боевых возможностей истребителя была обусловлена появлением в ВВС США машин 4-го поколения F-15A, YF-16 и YF-17, а также запаздывания с созданием советских аналогов – МиГ-29 и Т-10. Самолет МиГ-23МЛ был создан как временная мера и альтернатива перспективному МиГ-29. Новый истребитель удалось облегчить практически на 1250 кг. по сравнению с МиГ-23М. При этом он был укорочен (форкиль почти сошел на нет), была уменьшена длина фюзеляжа, так как конструкторы отказались от 4-го топливного бака. Несмотря на то, что общее количество топлива было уменьшено до 4 300 л., за счет снижения веса и аэродинамического сопротивления конструкции дальность полета удалось сохранить прежней. Новые двигатели повысили маневренность истребителя, обеспечив ему очень хорошие разгонные характеристики (по данному параметру МиГ-23МЛ даже превосходил американский F-16).

Одним из принципиальных нововведений, которые значительно увеличили боевые возможности машины, стало использование СОУА – системы ограничения углов атаки. С внедрением такой системы летчик мог летать, не опасаясь срыва самолета в штопор, и максимально применять имеющийся маневренный потенциал истребителя. В данную систему включался цилиндр со штоком, который отталкивал ручку управления вперед именно в тот момент, когда истребитель выходил на предельный для данного режима полета угол атаки. Чем быстрее происходил рост угла атаки, тем раньше срабатывал данный механизм, что делало невозможным динамический заброс истребителя на запредельные углы атаки. Одновременно с самолетом МиГ23МЛ такая же система появилась и на машинах МиГ-23УМ и МиГ-27.

Одним из слабых мест истребителя МиГ-23МЛ являлась его РЛС «Сапфир-23МЛ». В основном радиолокационном режиме обзора, дальность обнаружения вражеских самолетов составляла 50-55 км. при режиме ручного управления и до 85 км. при автоматическом наведении с земли. Исходя из этого во время арабо-израильских конфликтов и войны в Ираке, когда наведение истребителей с земли было невозможно (затруднено помехами или вообще отсутствовало), противник, обладавший истребителями F-16 и F-15, получал во время сближения с МиГ-23МЛ преимущество. За счет установленных на американских истребителях более совершенных РЛС они обнаруживали противника раньше на расстоянии в 60-70 км. В то же время захват цели РЛС МиГ-23 производила лишь с расстояния в 30-50 км. в передней полусфере.

Истребитель МиГ-23МЛ серийно производился для нужд ВВС СССР с 1976 по 1981 годы, постройка самолета на экспорт осуществлялась до 1985 года. По мнению строевых летчиков, часть из которых повоевала на Ближнем Востоке, МиГ-23МЛ уже в большей степени можно было назвать полноценным, по-настоящему боевым истребителем.


Описание конструкции

Истребитель МиГ-23МЛ – это высокоплан, обладающий крылом изменяемой стреловидности и цельноповоротным горизонтальным оперением. Фюзеляж самолета имеет полумонококовую конструкцию. Его носовая часть включает герметизированный отсек электронного оборудования и РЛС, отсек передней опоры шасси и кабину пилота. За кабиной пилота находятся воздухозаборники, топливный бак №1, отсек оборудования и отсек пушки, основной силовой отсек он же топливный бак №2, двигательный отсек и бак №3. Хвостовая часть истребителя имеет 4 секции воздушных тормозов, форсажную камеру и узлы навески оперения.

Фонарь пилотской кабины включает в себя козырек с электротепловой ПОС и откидную часть, оснащенную пневматическим приводом. Для того чтобы не допустить запотевания стекол фонаря, внутри по периметру его нижней части смонтированы трубы обдува горячим воздухом, который поступает сюда от компрессора двигателя. Для вентиляции кабины пилота во время дежурства на земле или при рулении на ВПП фонарь кабины может быть приподнят на 100 мм. Обзор пилота назад реализован с помощью специального перископа – смотрового прибора TC-27AMLU, который закреплен на откидной части фонаря. Внутри кабины пилота на передней дуге откидной части находятся 2 зеркала, которые предназначены для обзора плоскостей крыла истребителя.

Крыло самолета включает в себя 2-е поворотных трапециевидных консоли и неподвижную часть (угол стреловидности крыла по передней кромке 70 градусов). Неподвижная часть крыла включает в себя два отсека: носовой, в котором находятся баллоны с кислородом, антенны станции предупреждения об облучении, узлы крепления пилонов, ответчик системы госопознавания «свой-чужой» и центральный отсек, который выполняет роль основного силового элемента крыла. Именно к нему крепятся консоли, и одновременно с этим он является емкостью для хранения горючего. Консоль крыла МиГ-23МЛ является двухлонжеронной. Вертикальное оперение самолета включает в свой состав руль направления, киль, подфюзеляжный гребень. Шасси истребителя трехопорное, обеспечивает эксплуатацию машины с бетонных и грунтовых взлетно-посадочных полос. В случае посадки при скоростях до 320 км/ч может применяться тормозной парашют ПТ-10370-65.


Силовая установка истребителя МиГ-23МЛ состоит из форсажного турбореактивного двигателя Р-35-300. Воздухозаборники самолета боковые, регулируемые с клиньями изменяемой конфигурации. Площадь входного сечения воздухозаборников максимальна при выпущенных шасси и минимальна на сверхзвуковых режимах полета. Система пуска двигателя истребителя на земле автономная от турбостартера ТС-11. Во время полета пуск двигателя осуществляется от авторотации, на больших высотах полета для запуска двигателя применяется подпитка кислородом.

Топливная система истребителя состоит из трех (на предыдущих моделях истребителя четырех) фюзеляжных и 4 (раньше – 6) крыльевых топливных баков-отсеков. Общий объем топлива 4 300 л. Помимо этого возможно использование 3-х ПТБ: 1 подфюзеляжного емкостью 800 л., и 2-х подкрыльевых по 480 л. В качестве топлива самолет использует авиационный керосин следующих марок: Т-1, ТС-1 и РТ. Заправка централизованная под давлением для всех топливных баков за исключением подвесных, выполняется через приемный узел заправки, расположенный с левого борта самолета. При этом возможна и открытая заправка топливных баков через их заливные горловины.

Самолет оснащен противопожарным оборудованием, которое включает в свой состав систему сигнализации о пожаре, которая насчитывает 5 ионизационных датчиков, расположенных в двигательном отсеке, а также систему пожаротушения, которая представлена 3-х литровым фреоновым огнетушителем УБШ-3-1 и коллектором-расширителем. Самолет оснащен системой кондиционирования воздуха, которая используется для поддержания оптимальной температуры воздуха и давления в кабине пилота и некоторых отсеках с БРЭО. На высоте полета до 2 000 метров кабина истребителя свободно вентилируется, после чего перепад давления постепенно растет, достигая на высоте полета в 9-12 км. величины 0,3 кгс/смг, данная величина поддерживается до достижения самолетом практического потолка полета.

Вооружение самолета включает в себя 23-мм автоматическую пушку ГШ-23Л (боекомплект 200 снарядов, скорострельность 3400 выстр/мин). Помимо этого возможна установка на МиГ-23МЛ двух таких же пушек в специальных контейнерах УПК-23/250 с боекомплектом в 250 снарядов. Для уничтожения воздушных целей самолет может использовать до 2-х ракет средней дальности Р-23Р (с полуактивным радиолокационным наведением), Р-24Р (радиокомандное и полуактивное радиолокационное наведение), Р-23Т с тепловой головкой самонаведения, Р-24Т (ТГС), которые подвешиваются на неподвижных частях крыла. В качестве малой дальности применяются 2-е тепловые УР Р-13М, Р-13М1 или 4-е Р-60 или Р-60М на подфюзеляжных узлах подвески.

Возможная модернизация

РСК «МиГ» с целью полного раскрытия значительного потенциала фронтовых истребителей МиГ-23, а также истребителей-бомбардировщиков МиГ-27 создала программу модернизации истребителей, которая учитывает специфические требования разных заказчиков. Данные программы предусматривают установку на истребитель ряда новых систем БРЭО, а также расширения номенклатуры используемого вооружения за счет ввода новых образцов. Новая система управления вооружением самолета может базироваться на базе многофункциональной РЛС или включать в свой состав дополнительную систему, которая предназначается для выдачи команд радиокоррекции современным УР «воздух-воздух» и для формирования полетного задания.

В состав БРЭО модернизированного истребителя могут быть включены современные системы отображения информации, включающие многофункциональный дисплей и индикатор на лобовом стекле, нашлемную систему целеуказания пилоту. Модернизации подвергаются и системы связи и навигации, видеорегистрации, радиопротиводействия, регистрации, контроля и обработки поступающей полетной информации.

Необходимость дальнейшего увеличения маневренности самолета, обусловленная появлением в США истребителей 4-го поколения F-15A, YF-16 и YF-17, а также запаздывание с созданием аналогичных отечественных самолетов Т-10 и МиГ-29 привели к появлению в 1976 г. МиГ-23МЛ ("Л" - легкий, изделие "23-12"). Он рассматривался ВВС как временная альтернатива МиГ-29. Новый самолет удалось облегчить почти на 1250 кг по сравнению с МиГ-23М: укоротили (почти сошел на нет) форкиль, несколько уменьшили длину фюзеляжа, отказавшись от 4-го топливного бака. Несмотря на уменьшение общего запаса топлива до 5500 кг, за счет снижения аэродинамического сопротивления и массы конструкции удалось сохранить дальность полета. Истребитель получил усовершенствованный двигатель Р-35-300 (тяга 8550/13000 кгс). Все это значительно улучшило маневренность и обеспечило машине отличные разгонные характеристики (по этому параметру МиГ-23МЛ превзошел F-16).

Максимальная эксплуатационная перегрузка МиГ-23МЛ составила 8,5д при М"0,85 и 7,5д при М"0,85 - величина, наибольшая для самолетов с крылом изменяемой геометрии. Машину оснастили новой системой автоматического управления САУ-23АМ и пилотажно-навигационным комплексом "Полет-21-23". Комплекс мог работать автономно, выдавая летчику навигационную информацию, или совместно с САУ, когда автопилот сам вел машину по заданному маршруту и обеспечивал более точный выход ее на цель. На МиГ-23МЛ установили новый прицельный комплекс, включающий РЛС "Сапфир-23МЛ" (дальность обнаружения типовой цели - 85 км, дальность захвата - 55 км) и теплопелен-гаторТП-23М (дальность обнаружения цели в догон на фоне свободного пространства - 35 км). Вся прицельная информация выводилась на индикатор на лобовом стекле АСП-23МЛ (позже ставился и АСП-17МЛ). В состав БРЭО входила также система опознавания "свой-чужой" СРО-2М и система командного управления "Лазурь-СМЛ".

Принципиальным нововведением, существенно повышавшим боевые возможности истребителя, стало применение системы ограничения углов атаки СОУА. Теперь летчик мог летать, не боясь срыва в штопор, и максимально использовать маневренный потенциал машины. В систему входил цилиндр со штоком, отталкивающий ручку управления вперед в тот момент, когда самолет выходил на предельный для данного режима угол атаки. При этом, чем быстрее увеличивался угол атаки, тем раньше срабатывал механизм, исключая возможность динамического заброса на запредельный угол. Одновременно с МиГ-23МЛ такую систему установили на МиГ-23УМ и МиГ-27.

Переднюю стойку шасси МиГ-23МЛ усилили, оснастили ее колесами несколько увеличенного диаметра, основные стойки удлинили на 175 мм. В качестве основного вооружения МиГ-23МЛ первоначально предполагалось использовать перспективные УР Р-27, однако ко времени появления истребителя эти ракеты еще не были доведены до серийного производства, и МиГ-23МЛ получил обычные Р-23Р и Р-23Т.

МиГ-23МЛ серийно выпускался для ВВС СССР в 1976-81 гг., а до 1985 г. строился на экспорт. По мнению строевых летчиков, в т. ч. и воевавших на Ближнем Востоке, эта машина была уже полноценным, по-настоящему боевым истребителем.

"Слабым" местом МиГ-23 являлась РЛС "Сапфир". В основном радиолокационном режиме обзора, дальность обнаружения самолетов противника составляла 50-55 км при ручном управлении РЛС и 80-85 км при автоматическом наведении с земли. Таким образом, в арабо-израильских конфликтах и войне в Ираке, когда наведение с земли было затруднено помехами или вообще отсутствовало, противник, имевший на вооружении истребители F-15 и F-16, получал при сближении с МиГ-23 преимущество. За счет более совершенных РЛС они первыми обнаруживали МиГ-23 на расстояниях 60-70 км. Захват же цели при наведении в переднюю полусферу РЛС "Сапфир-23" производила на дальности 30-50 км.

Однако умелое использование авиационной техники во время войны между Израилем и Сирией в декабре 1982 года позволило сирийским МиГ-23 МЛ сбить 3 израильских F-15 и один F-4, не потеряв при этом ни одного самолета.

Как писал журнал "Интеравиа": "...неправильным было заключение, что управляемая ракета может заменить летчика, способного ориентироваться и изменять положение самолета в воздушном бою". Доработки по увеличению маневренности МиГ-23МЛ вывели его на уровень лучших истребителей Запада. Вооружение его ракетами Р-60, а позднее и Р-73 позволило в значительной степени повысить эффективность применения истребителя. К такому выводу пришли израильские специалисты после испытаний сирийского МиГ-23МЛ, который в 1989 г. угнал в Израиль сирийский летчик - майор Абдул Бассем. В ходе исследований выяснилось, в частности, что по разгонным характеристикам МиГ-23МЛ превосходит F-16C, состоящий на вооружении Израиля и участвовавший в совместных испытаниях с сирийским самолетом.

Боевые действия во Вьетнаме и на Ближнем Востоке показали, что бои происходят в основном на высотах 1500-4500м. На такой высоте летчик может обнаруживать маневрирующую цель на фоне земли на расстоянии не более 3600м, что близко к дальности стрельбы из пушек. Чаще всего бои велись на скоростях 0,5М до 0,9М. На этих же скоростях преимущества крыла изменяемой стреловидности раскрываются наиболее полно. Поэтому, затянув F-15 и F-16 в ближний воздушный бой, летчики МиГ-23МЛ могли соперничать с ними почти на равных.

Исследовательские проверки МиГ-23МЛ проводились и в ФРГ после объединения Германий. Они проходили в испытательном центре ВВС в Манхинге. Результаты их не были полностью опубликованы. Однако, судя по тому, что "просочилось" в печать, можно сделать вывод, что МиГ-23МЛ преподнес немало сюрпризов западным специалистам и по некоторым параметрам был сравним с F-15 и F-16.

После этих испытаний часть самолетов МиГ-23МЛ попала в США, в известное, но сверхсекретное подразделение "Рэд Хэтс" ("Red Hats") на авиабазе Грум Лэйк, штат Невада. Это подразделение оснащено советскими самолетами, закупленными черев третьи страны для исследований. Кстати, по неофициальным данным, аналогичное подразделение было и в Советском Союзе.

На базе МиГ-23МЛ был разработан вариант МиГ-23А - проект многоцелевого корабельного самолета с двигателем Р29-300 в вариантах истребителя, штурмовика-бомбардировщика и разведчика на базе проектировавшегося истребителя МиГ-23МЛ для базирования на авианесущих кораблях проекта 1160 с катапультным взлетом и аэрофинишерной посадкой. От прототипа отличался опущенной вниз для улучшения обзора из кабины носовой частью фюзеляжа, усиленным шасси, установкой посадочного гака (поворотный подфюзеляжный гребень при этом заменялся на два гребня), увеличенной площадью и высотой киля. Разработан в 1972 г., в связи с отказом от строительства кораблей проекта 1160 реализован не был.

Так же был разработан самолет МиГ-23К (32-31) - корабельный истребитель на базе проекта самолета МиГ-23МЛ с двухконтурным двигателем Р-100 (23-15) для базирования на авианесущих кораблях проекта 1153 с катапультным взлетом и аэрофинишерной посадкой. Являлся развитием предыдущего проекта МиГ-23А, отличался от него крылом с двухщелевыми закрылками увеличенной площади, введением беспереплетного козырька фонаря кабины и системы дозаправки топливом в полете. Проект разработан в 1977 г. В связи с прекращением работ по кораблю с катапультами и началом разработки ТАВКР проекта 1143.5 "Рига" (ныне - "Адмирал Флота Советского Союза Кузнецов"), рассчитанного на базирование самолетов Су-27К, МиГ-29К и Як-41, реализован не был. Позднее для отработки посадки корабельных самолетов на аэрофинишер на базе МиГ-27 № 603 была создана летающая лаборатория, проходившая испытания на комплексе "Нитка".

МиГ-23 - высокоплан с крылом изменяемой стреловидности и цельноповоротным горизонтальным оперением.Фюзеляж полумонококовой конструкции имеет разъем по шп. № 28, разделяющий его на две части. Носовая часть включает герметизированный отсек РЛС и электронного оборудования (между шп. № 1 и № 6), кабину пилота и отсек передней опоры шасси под ней (шп. № 6 и № 11), закабинный отсек оборудования и отсек пушки под ним (шп. № 11 и № 14), воздухозаборники, топливный бак № 1 (между шп. № 14 и № 18), основной силовой отсек, он же бак № 2 (шп. № 18 и № 20), бак № 3 (верхняя часть между шп. № 22 № 28) и двигательный отсек (шп. № 20 и № 28). Хвостовая часть содержит форсажную камеру, четыре секции воздушных тормозов и узлы навески оперения.

Фонарь кабины пилота состоит из козырька с электротепловой ПОС и откидной части с пневмоприводом. Чтобы не допустить запотевания стекол, внутри по периметру нижней части фонаря, установлены трубы обдува горячим воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. Для вентиляции кабины при рулении или дежурстве на земле фонарь может быть приподнят на 100 мм. Обзор назад обеспечивается при помощи перископа - смотрового прибора TC-27AMLU, установленного на откидной части фонаря. Внутри кабины на передней дуге откидной части расположены два зеркала для обзора плоскостей крыла.

Крыло состоит из неподвижной части (угол стреловидности по передней кромке 70°) и двух поворотных трапециевидных консолей (угол стреловидности по передней кромке изменяется в пределах 18,5-74,5°). Неподвижная часть состоит из двух отсеков: носового, где установлены кислородные баллоны, узлы крепления пилонов, антенны станции предупреждения об облучении и ответчика системы госопознавания, и центрального отсека, являющегося основным силовым элементом крыла, к которому крепятся консоли, и одновременно - емкостью для топлива. Центральный отсек изготовлен из высокопрочной стали ВНС-2.

Консоль крыла - двухлонжеронная. Технологически она делится на носовую, центральную (топливный бак), хвостовую части и законцовку. Поворот консолей производится специальной системой СПК-1, рычаг управления которой установлен на левом борту кабины рядом с РУД. Механизация каждой консоли включает четырехсекционный отклоняемый носок (угол отклонения - 20 град.), двухсекционный интерцептор и трехсекционный закрылок (угол отклонения - 25 град. на взлете и 50 град. на посадке). Закрылок представляет собой трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем из алюминиевой фольги.

Хвостовое оперение. Вертикальное оперение включает киль, руль направления и подфюзеляжный гребень. Угол стреловидности передней кромки киля 72 град. 20". Каркас киля состоит из переднего стрингера, двух лонжеронов (крепятся к шп. № 296 и № 31) и нервюр. Вся средняя часть киля изготовлена из фрезерованных панелей. Законцовка киля - радиопрозрачна. Носок руля направления - стальной, обшивка - дюралюминиевая, внутри - сотовый заполнитель. Подфюзеляжный гребень при выпуске шасси складывается вправо на угол 95 град.

Каждая из консолей дифференциально отклоняемого стабилизатора состоит из переднего стрингера, лонжерона, набора нервюр и обшивки. Центральная часть имеет фрезерованные панели, носовая и хвостовая части -сотовый заполнитель. Консоль вращается на двух подшипниках. Стабилизатор имеет два режима работы. Для управления по тангажу обе его половины отклоняются в одну сторону на угол от -28 град 30 мин. до +8 град.30 мин.. Для управления по крену они отклоняются в разные стороны на угол +/-10 град. при угле стреловидности крыла до 55 град. и на угол +/-6 град. 30 мин - при большей стреловидности. Угол стреловидности стабилизатора по передней кромке 55-40 град.

Шасси - трехопорное, обеспечивает эксплуатацию на бетонных и грунтовых ВПП. Носовая опора имеет два колеса КТ-152 (520x125 мм), основные опоры - по одному колесу КТ-150Е (840x290 мм). Пневматики колес - бескамерные. Тормоза - дисковые с пневмоприводом. Для предохранения от разрушения в результате перегрева основные колеса оборудованы легкоплавкими пробками, через которые стравливается избыточное давление, а также "термосвидетелями". Носовые колеса имеют только пробки.

На посадке до скорости 320 км/ч может использоваться тормозной парашют ПТ-10370-65. В случае выпуска на большей скорости он отрывается.

Силовая установка МиГ-23МЛ включает турбореактивный форсажный двигатель Р-35-300. Воздухозаборники - боковые регулируемые с клиньями изменяемой конфигурации. Площадь входного сечения минимальна на сверхзвуковых режимах, максимальна - при выпущенных шасси. Управление клиньями автоматическое при помощи системы УВД-23. Клинья отстоят от фюзеляжа, образуя щели для слива пограничного слоя. На передних створках клина для отсоса пограничного слоя имеются отверстия перфорации. Система запуска ТРДФ на земле - автономная от турбостартера ТС-11. В полете запуск осуществляется от авторотации, на большой высоте для запуска применяется кислородная подпитка.

Топливная система МиГ-23МЛ включает 3 (на предыдущих версиях - 4) фюзеляжных и 4 (ранее - 6) крыльевых баков-отсеков. Общий запас топлива - 5500 кг. Кроме того, возможна подвеска двух крыльевых ПТБ емкостью по 480 л (только под консоли, установленные на угол 16е) и подфюзеляжного бака на 800 л. В качестве топлива используется авиационный керосин марок Т-1, ТС-1, РТ. Заправка - централизованная под давлением для всех баков (кроме ПТБ) через приемный узел заправки на левом борту. Допускается и открытая заправка через заливные горловины баков.

Система управления МиГ-23 всех модификаций включает в себя системы управления по трем каналам, системы управления стреловидностью крыла и тормозными щитками. Поперечное управление самолетом осуществляется при помощи отклонения интерцептора на одной консоли с одновременным дифференциальным отклонением половин стабилизатора. При максимальной стреловидности крыла отклонение интерцепторов исключается. Тормозные щитки выпускаются при нажатии кнопки на РУД и остаются выпущенными, пока кнопка удерживается в нажатом положении. Самолет оснащен системой автоматического управления по трем осям САУ-23А и системой ограничения углов атаки (СОУА), исключающей выход самолета на режимы сваливания и предназначенной для полного использования его маневренных характеристик. Это обеспечивается автоматическим отводом ручки "от себя" в случае достижения максимально допустимого (для данного угла стреловидности крыла) угла атаки с учетом скорости его нарастания.

Гидросистема состоит из двух автономных систем: основной и бустерной. Каждая система имеет насос переменной производительности НП-70А-3, приводимый от маршевого двигателя самолета. Бустерная система обслуживает одну из камер двухкамерных бустеров стабилизатора (БУ-170А) и интерцепторов (БУ-190А), а также правый гидромотор системы поворота крыла СПК-1. Основная гидросистема обеспечивает питанием однокамерный бустер БУ-270 руля направления, вторые камеры бустеров стабилизатора и интерцепторов, левый гидромотор системы СПК-1, а также выпуск и уборку шасси, закрылков, тормозных щитков, привод клиньев воздухозаборников, механизма поворота носовых колес, системы СОУА, подфюзеляжного гребня, загрузку педалей, переключение ступеней управления стабилизатором в режиме крена и автоматическое торможение колес при уборке шасси. Дополнительным источником гидравлической энергии являются шаровые гидроаккумуляторы, установленные по одному в каждой системе и обеспечивающие их работоспособность при больших кратковременных расходах рабочей жидкости. Рабочее давление в гидросистемах - 210 кгс/смг.

Пневмосистема состоит из основной и аварийной. Основная обеспечивает герметизацию и подъем фонаря, прижим щитков-уплотнений между поворотными и неподвижными частями крыла, торможение колес шасси, закрытие перекрываемого клапана топливной системы, управление тормозным парашютом, системой "подцавливания" блоков РЛС и продува отсеков оборудования. Аварийная обеспечивает аварийное торможение основных колес и аварийный выпуск шасси с одновременной уборкой поворотной части гребня. Воздушными баллонами пневмосистем являются полости стоек и осей вращения основных опор шасси.

Противопожарное оборудование включает систему сигнализации о пожаре, насчитывающую 5 ионизационных датчиков в двигательном отсеке, и систему пожаротушения - трехлитровый фреоновый огнетушитель УБШ-3-1 и коллектор-расширитель.

Система кондиционирования служит для поддержания в кабине летчика и некоторых отсеках БРЭО оптимальной температуры и давления. На высотах до 2000 м кабина свободно вентилируется, далее перепад давления постепенно возрастает, достигая на высоте 9000-12000 м величины 0,3 кгс/смг, эта величина поддерживается до потолка самолета.

Электросистема состоит из систем переменного тока напряжением 36,115 и 308В частотой 400 Гц и постоянного тока напряжением 28В. Главными источниками тока являются установленный на двигателе стартер-генератор ГСР-СТ-18/70КТС и никель-кадмиевые аккумуляторы емкостью 110А-Ч.

Пилотажно-навигационное оборудование. На приборной панели летчика расположены: командно-пилотажный прибор КПП, резервный авиагоризонт ДА-200, указатель положения клина воздухозаборника УПК-1М, указатель угла атаки УУА-1, барометрический высотомер ВДИ-ЗОК, указатель перегрузки АМ-10К, указатель числа "М" УСМ-1К, указатель оборотов двигателя ИТЕ-3, указатель температуры газов перед турбиной ИТГ-1 и указатель топлива РТСТ- 50Т. В распоряжении летчика имеются: автоматический радиокомпас АРК-10 или АРК-15М, маркерный радиоприемник МРП-56П, радиовысотомер РВ-4 или РВ-5Р, антенно-фидерная система "Пион-Н", доплеров-ский измеритель скорости и сноса ДИСС-7.

На МиГ-23МЛ и последующих модификациях установлена навигационно- пилотажная система (НПС) "Полет-21-23", которая служит для автоматизации решения задач ближней навигации, а также захода на посадку (до высоты 60 м) днем и ночью, в т. ч. в сложных метеоусловиях. В ее состав входят: радиосистема ближней навигации РСБН-6С, курсовертикаль СКВ-2НМ-2, датчики воздушных сигналов ДВ-ЗОК и ДВС-10. От НПС информация поступает в систему автоматизированного управления САУ-23АМ, которая выдает на КПП и ИЛС директорные сигналы управления в путевом и продольном каналах. МиГ-23 оснащены также системой приборного наведения "Лазурь-СМЛ", обеспечивающей сближение с воздушной целью по командам наземной автоматизированной системы наведения.

Радиооборудование. Большинство вариантов МиГ-23 оснащены радиостанцией Р-802Г или Р-832М, а также аварийной радиостанцией Р-855УМ. На учебно-боевых самолетах устанавливаются самолетное переговорное устройство СПУ-9 и магнитофон МС-61. Радиотехническое оборудование включает: ответчики СОД- 57М и СО-69, радиолокационный запросчик-ответчик 020М, пассивную систему предупреждения и оповещения об облучении СПО-10 "Сирена". Для постановки помех радарам противника имеется станция СПС-141. На самолете установлена аппаратура речевых сообщений РИ-65Б (в обиходе называемая "Рита") для оповещения летчика о критических ситуациях.

Средства аварийного покидания самолета. Катапультное кресло КМ-1М обеспечивает покидание самолета на скорости свыше 130 км/ч во всем диапазоне высот. Кресло укомплектовано автоматическим маяком - связной радиостанцией "Комар-2М", начинающим действовать сразу после срабатывания парашютной системы.

Средства обнаружения и прицеливания. На истребителях МиГ-23 различных модификаций применялись разные обзорно-прицельные системы. На МиГ- 23МЛ устанавливается система ОПСС-23МЛ, на МиГ-23МЛА и МЛД - ОПСС- 23МЛА. В состав первой входит радиоприцел РП-23МЛ ("Сапфир-23МЛ"), тепло-пеленгатор ТП-23М и оптический прицел АСП-23ДЦМ. Вторая включает радиоприцел РП-23МЛА ("Сапфир-23МЛА"), теплопеленгатор ТП-23М или ТП-26 и оптический прицел АСП-17МЛ. Это оборудование обеспечивает: обнаружение воздушных целей; определение их государственной принадлежности; захват и сопровождение; вычисление и индикацию команд, необходимых для управления истребителем при прицеливании по воздушным и наземным целям; выдачу сигналов ракетам при подготовке их к пуску; подсветку целей (при применении УР с полуактивной системой радиолокационного наведения); отображение в системе единой индикации информации от РСБН-6С. Станция "Сапфир-23МЛА" позволяет выполнять перехват воздушной цели в свободном пространстве или на фоне земли (минимальная высота полета цели - 40 м), днем и ночью, в любых метеоусловиях, на встречно-пересекающихся курсах и с задней полусферы, а также ведение огня из пушки по невидимым целям (ночью, в облаках), маневрирующих с перегрузкой до 3, на дальностях 550-1000 м.

Для обнаружения воздушных целей используется также теплопеленгатор ТП-23М или ТП-26 (имеет максимальную дальность обнаружения реактивных самолетов в задней полусфере на фоне свободного пространства до 60 км). Тепло-пеленгатор позволяет незаметно сблизиться с противником на дистанцию пуска ракет с ТГС. Он имеет следующие режимы работы: T-I - выдача целеуказаний ракетам Р-60, Р-23Т Р-24Т и Р-13М в диапазоне 60° по азимуту и 15° по углу места; Т-И - за счет сужения сектора обзора до +/-7° по азимуту и +/-3 ° по углу места увеличивает масштаб изображения; T-III - основной режим, применяется для автосопровождения целей, маневрирующих с угловыми скоростями 6-8°/с. Информация от РЛС и теплопелен-гатора, включая прицельную сетку для стрельбы из пушки, выводится на ИЛС.

Самолет МиГ-23МЛ оснащен оптическим прицелом АСП-23ДЦМ, обеспечивающим стрельбу из пушки, пуски НАР, а также целеуказание ракетам с ТГС. Целеуказание (лишь в вертикальной плоскости, на 8° вверх и 5,5° вниз) производится путем вращения РУД вокруг продольной оси (соответственно, по и против часовой стрелки). Это позволяет снизить требования к точности пилотирования при атаке целей, маневрирующих с большими перегрузками. В прицеле АСП-17МЛ, устанавливаемом на МиГ-23П, МиГ-23МЛА и МиГ-23МЛД, диапазон углов целеуказания составляет: +16/-18 град. в вертикальной плоскости и +/"12 град. по азимуту. Когда угловые скорости цели превышают допустимые, на ИЛС выдается сигнал "НОП" (недопустимая ошибка прицеливания).

Вооружение. Все варианты МиГ-23 оснащены встроенной двухствольной пушкой ГШ-23Л калибра 23 мм (скорострельность -3400 выстр/мин, начальная скорость снаряда - 700 м/с, боекомплект - 200 снарядов). Возможна подвеска двух таких же пушек с боекомплектом 250 снарядов в контейнерах УПК-23/250. Для борьбы с воздушными целями самолеты МиГ-23МЛА и МЛД могут брать на борт две ракеты средней дальности Р-23Т с ТГС, Р-23Р (с полуактивным радиолокационным наведением), Р-24Т (ТГС) или Р-24Р (радиокомандное и полуактивное радиолокационное наведение), подвешиваемые на неподвижных частях крыла. Оружие малой дальности - тепловые ракеты: две Р-13М, Р-13М1 или Р-3С, или четыре Р-60 или Р-60М на подфюзеляжных узлах.

Для поражения наземных целей применяются ракеты Х-23 (Х-23М), подвешиваемые под крылом. УР этого типа наводятся по радиокомандам станции "Дельта-НГ", размещаемой над правым подкрыльевым пилоном. Летчик управляет полетом ракеты, перемещая кнюппель на ручке управления самолетом. Минимальная дальность пуска УР этого типа при скорости полета 800 км/ч составляет 2,4-3 км, максимальная - до 8 км. Масса ракеты - 286 кг, БЧ - 108 кг. Наземные и морские тепло-контрастные цели (самолеты на рулежках, дизель-генераторы и т. п.) могут поражать и ракеты "воздух-воздух" с ТГС. При пуске ракет по этим группам целей самолет должен пикировать под углом 15-30 град. МиГ-23 может применять также НАР С-5, С-8 и С-24. Неуправляемые ракеты С-5П могут применяться для постановки пассивных помех по курсу самолета. Для этих же целей могут использоваться пушечные снаряды ПРЛ-АМ-ГШ-23 (с дипольными отражателями) и ПИКСТШ-23 (с ИК-ловушками). Бомбардировочное вооружение включает до четырех свободнопадающих бомб ФАБ-500 или 16 ФАБ-100. Бомбометание с горизонтального полета выполняется на скорости 800-1000 км/ч. На скорости ниже 800 км/ч прицельное бомбометание затруднено из-за закрытия цели носом истребителя. Высота полета при бомбометании не должна быть менее 170 м при сбрасывании обычных бомб и 100 м при применении бомб с тормозными парашютами. Кроме бомб, МиГ-23 может применять разовые бомбовые кассеты, сбрасываемые с высот 500-600 м, и баки с зажигательной смесью массой 500 кг - ЗБ-500, ЗБ-500Р или ЗБ-500Ш. Часть самолетов МиГ-23 оснащалась узлами подвески для тактических ядерных бомб РН-40 мощностью 30 кТ.


ЛТХ:
Модификация МиГ-23МЛ
Размах крыла, м
минимальный 7.78
максимальный 13.97
Длина, м 16.70
Высота, м 5.00
Площадь крыла, м2
минимальная 34.16
максимальная 37.27
Масса, кг
пустого самолета 10230
нормальная взлетная 14770
максимальная взлетная 17800
топлива 3700
Тип двигателя 1 ТРДФ Р-35-300
Тяга, кгс
на форсаже 1 х 13000
максимальная 1х 8550
Максимальная скорость, км/ч
на высоте 2500
у земли 1400
Крейсерская скорость, км/ч 976
Перегоночная дальность, км 2360
Практическая дальность, км 1450
Максимальная скороподъемность, м/мин 12900
Практический потолок, м 18600
Макс. эксплуатационная перегрузка 8.5
Экипаж 1
Вооружение: одна 23-мм пушка ГШ-23Л (200 патронов)
Боевая нагрузка - 2000 кг на 5 узлах подвески
2 УР Р-23, Р-24, 4 УР Р-13М, Р-13М1 или Р-3С
1 УР Х-23
блоки неуправляемых ракет С-5, С-8 и С-24
4 авиабомбы ФАБ-500 или 16 ФАБ-10.
пушечные контейнеры УПК-23-250
Доп. информация:

Чертеж "Микоян,Гуревич МиГ-23МЛ "

В июле 1967 г. в новом московском аэропорту Домодедово состоялся грандиозный воздушный парад, посвященный полувековому юбилею Октября. Он произвел незабываемое впечатление на тысячи зрителей: в параде приняли участие самолеты самого различного назначения, о существовании многих из них на Западе стало известно только после их показа в Домодедово.

Среди этих машин был прототип сверхзвукового фронтового истребителя с изменяемой геометрией крыла. Его пилотировал шеф-пилот микояновской фирмы

A.B.Федотов.Краснокрылый самолет выполнил несложный пилотаж и проходы с крылом в положении максимальной и минимальной стреловидности.

В то время только американские ВВС проводили испытания тактического истребителя F-111 с изменяемой геометрией крыла, выполнившего первый полет в конце 1964 г. Советский самолет вызвал живой интерес у специалистов, знакомых с этим перспективным направлением.

Работы по формированию облика многоцелевого фронтового истребителя в ОКБ А.И.Микояна начали вскоре после принятия на вооружение МиГ-21. Перспективный истребитель создавался для перехвата воздушных целей ракетами «воздух - воздух» средней и малой дальности во всем диапазоне высот. Воздушный бой предполагалось вести с перегрузкой до пятикратной. Кроме выполнения основной задачи самолет должен был поражать наземные цели. Эксплуатация машины должна была вестись с аэродромов ограниченных размеров.

Эскизный проект первого варианта, получившего в ОКБ обозначение объект 23-01, или МиГ-23ПД, разработали в 1964г. под руководством А.А.Андреева. Ведущим конструктором машины был B.А.Микоян,брат известного летчика-испытателя С.А.Микояна и племянник генерального конструктора. Самолет представлял дальнейшее развитие МиГ-21. Для применения ракет «воздух - воздух» средней дальности в носовой части фюзеляжа установили бортовую РЛС (БРЛС) с антенной большого диаметра, обеспечивающей необходимую дальность обнаружения воздушных целей. Два регулируемых полукруглых воздухозаборника установили по бокам фюзеляжа за кабиной пилота. Крыло самолета и шасси повторяли основные решения, отработанные на МиГ-21. Для сокращения взлетной дистанции машину оснастили комбинированной силовой установкой, состоявшей из основного и двух подъемных ТРД. Подъемные реактивные двигатели РД-36-35 с тягой по 2,35 тс, разработанные в ОКБ П.О.Колесова, скомпоновали вблизи центра тяжести истребителя под небольшим углом к вертикали. Подвод воздуха к РД-36-35 осуществлялся через воздухозаборник, образованный подвижной крышкой с перепускными жалюзи и боковыми стенками. Для повышения эффективности сопла подъемных двигателей оснастили поворотными решетками для отклонения реактивной струи в плоскости симметрии самолета. Направление векторов тяги РД-36-35, согласованное с траекторией набора высоты, и суммирование тяги трех двигателей существенно сократили взлетную дистанцию. Отклонение вектора тяги подъемных двигателей вперед создавало дополнительное тормозное усилие для сокращения пробега. Комбинированная силовая установка позволила сократить разбег самолета на 300 м. Основной турбореактивный двигатель Р27-300 с максимальной тягой 5,2 тс и форсажной - 7,8 тс, разработанный КБ завода «Красный Октябрь» под руководством главного конструктора К.Р.Хачатурова, обеспечивал самолету максимальную скорость на большой высоте, в 2,3 раза превышающую скорость звука. Двигатель создавался на базе серийного двухвального ТРД Р-11Ф2С-300.

Вооружение самолета состояло из двух ракет класса «воздух - воздух» средней дальности Р-23 и двуствольной 23-мм авиапушки ГШ-23, официально принятой на вооружение в 1965 г. (ее разработали в ОКБ-575 конструкторы

В.П.Грязев и А.Г.Шипунов).

Ракеты Р-23Р с радиолокационной и Р-23Т с тепловой головками самонаведения проектировались ОКБ-134 под руководством главного конструктора А.Л.Ляпина. Новые ракеты разрабатывались с учетом применения их фронтовым истребителем: после обнаружения пилотом цели ракета за минимальное время переводилась из исходного состояния в рабочее.

Отечественные ракеты, применявшиеся истребителями-перехватчиками в то время, находились в рабочем состоянии уже после взлета: перехватчик наводился на цель, обнаруженную до этого наземными РЛС. Летать с ракетами, у которых постоянно включена бортовая аппаратура, нецелесообразно из-за расходования ее ограниченного ресурса работы.

Для отработки комбинированной силовой установки и оценки ее преимуществ микояновцы создали на базе серийного МиГ-21 ПФМ экспериментальный самолет - объект 23-31, или МиГ-21ПД, доработав фюзеляж между шпангоутами 13 и 28. При этом увеличились его длина и мидель. В доработанном фюзеляже разместили два подъемных двигателя РД-36-35 с поворотными решетками на соплах.

16 июня 1966 г. самолет впервые поднял в воздух летчик-испытатель П.М.Остапенко. В августе к испытаниям подключился летчик-испытатель Б.А.Орлов, выполнивший часть программы заводских летных испытаний. Доработанный самолет с урезанной топливной системой и неубирающимся шасси мог совершать полеты по 15 - 17 минут, поднимаясь при этом на высоту до полутора километров.

Пилотирование этой машины оказалось не простым делом. Реактивные струи подъемных двигателей, растекаясь в стороны, создавали подсасывающий эффект, который отрицательно сказывался на устойчивости и управляемости самолета; он исчезал вскоре после отрыва от взлетно-посадочной полосы. При посадке же с использованием РД-36-35 «подсос» приводил кроме перебалансировки к энергичной просадке самолета перед касанием и к резкому торможению. Поэтому в отдельных случаях для противодействия этому основной двигатель непосредственно перед приземлением переводился на форсажный режим. В ходе испытаний существенных преимуществ комбинированной силовой установки не выявили, а недостатки проявились очень наглядно. С аналогичными проблемами столкнулись и ОКБ П.О.Сухого на Су-15ВД, и ОКБ А.С.Яковлева на Як-36.

Несмотря на выявленные недостатки, постройка прототипа 23-01, начатая в 1965г., продолжалась. Еще до первого полета опытного экземпляра 23-31, в конце 1965 г. вышел приказ Минавиапрома по форсированию работ и постройке второго прототипа МиГ-23 с одним двигателем Р-27Ф-300 и крылом изменяемой геометрии. Имевшийся к этому времени научно-технический задел позволил в марте 1966 г. подготовить эскизный проект истребителя, получивший заводское обозначение 23-11.

Весной 1967 г. постройку прототипа 23-01 завершили, и 3 апреля летчик-испытатель П.М.Остапенко выполнил на нем первый полет по программе заводских испытаний. Этими испытаниями руководил ведущий инженер В.М.Тимофеев. На машине выполнили несколько десятков полетов, в том числе два из них - А.В.Федотов. Недостатки у этой машины оказались теми же, что и у МиГ-21 ПД.

В мае 1967 г. завершили сборку второго прототипа МиГ-23 и 26 мая его перевезли в ЛИИ, где началась подготовка к первому вылету. После проверки систем и взвешивания 10 июня A.B.Федотов взлетел на самолете с крылом, находившимся в положении минимальной стреловидности. Во втором полете, состоявшемся через два дня, он опробовал поведение машины при различных положениях крыла: балансировка истребителя при этом изменялась гораздо меньше, чем ожидали. Самолет управлялся во всем диапазоне положений крыла, что позволило уже в третьем полете превысить на 20% скорость звука. Поведение машины не вызывало серьезных замечаний, и ее стали готовить к воздушному параду в Домодедово. До 9 июля на прототипе 23-11 Александр Васильевич Федотов выполнил 12 полетов. Полет на воздушном параде стал тринадцатым, но и он был удачным. В этом параде приняли участие оба прототипа и экспериментальный самолет 23-31. Прототип 23-01 пилотировал П.М.Остапенко, а экспериментальную машину - летчик-испытатель ОКБ М.М.Комаров.

Испытания первого экземпляра 23-11 продолжили по программе определения характеристик воздухозаборника и допустимых полетных режимов при различном положении крыла. После выполнения 45 полетов опытный образец ТРД Р-27Ф-30 выработал назначенный 25-часовой ресурс, и самолет отправили на доработку. На машине заменили двигатель и установили трехканальный автопилот АП-155. В начале апреля 1968 г. 23-11 перегнали в НИИ ВВС, где испытания продолжили. На этом этапе предстояло оценить устойчивость работы силовой установки истребителя при пуске ракет Р-3С и Р-23.

Незадолго до этого во время испытаний ракеты Р-23 заместителем начальника НИИ ВВС С.А.Микояном на самолете МиГ-21 на большой высоте после пуска первой ракеты заглох двигатель самолета. Летчик продолжил выполнение задания и запустил вторую ракету, после чего на снижении на высоте 9 км запустил двигатель и успешно завершил полет.

1 - 600-литровый подфюзеляжный подвесной топливный бак; 2 - ракета «воздух - воздух» ближнего боя Р-60; 3 - штанга ПВД; 4 - радиопрозрачный обтекатель бортовой РЛС «Сапфир-23МЛ»; 5 - аварийный ПВД; 6 - подвижная часть фонаря; 7 - радиопрозрачная панель автоматического радиокомпаса АРК-19; 8 - жалюзи слива погранслоя; 9- крышка люка закабинного отсека радиооборудования; 10 - радиопрозрачный «клык»; 11 - отклоняемый носок консоли; 12 - уголки-турбулизаторы; 13 -разрядник статического электричества; 14 -трехсекционный закрылок; 15 - дифференциальный цельноповоротный стабилизатор; 16 - антенны АФС «Пион-Н»; 17 - створки регулируемого сопла ТРД Р35-300; 18 - прижимной щиток; 19 - шарнир поворота консоли; 20 - радиопрозрачная панель антенны системы госопознавания; 21 - флажок датчика угла атаки; 22 - прицел АСП-17МЛ; 23 - пусковое устройство АПУ-60-1М; 24 - ракета «воздух - воздух» средней дальности Р-23Т; 25 - ракета «воздух - воздух» средней дальности Р-23Р; 26 - антенна системы госопознавания; 27 - рукоятка открытия фонаря; 28 - перископ ТС-27АМШ; 29- антенна автоматического радиокомпаса АРК-19; 30 - радиопрозрачный обтекатель антенны МРП-56; 31 - створка воздухозаборника турбостартера; 32 - створка выхлопного отверстия турбостартера; 33 -технологическая крышка двигательного отсека; 34 - створка ниши основной опоры шасси; 35 - тормозное колесо КТ-150Д (840×290 мм); 36 - амортизационная стойка шасси; 37 - гидроцилиндр уборки основной опоры; 38 - центральный подфюзеляжный пилон; 39-подфюзеляжный балочный держатель БДЗ-60-23Ф1; 40-авиапушка ГШ-23Л; 41-створка ниши передней опоры шасси; 42 - колесо КТ-152 (520×125 мм); 43 - амортизационная стойка шасси; 44 - теплопеленгатор ТП-23М; 45 - воздухозаборник охлаждения отсека бортовой РЛС; 46 - 800-литровый подкрыльевой подвесной топливный бак; 47 - антенна системы радиозапросчика-ответчика; 48 - посадочная фара ПРФ-4-С; 49 - клапаны сброса воздуха из двигательного отека; 50 - антенна радиовысотомера «Репер-М»; 51 - крышка фитинга стыковки передней и хвостовой частей фюзеляжа; 52 - пусковое устройство АПУ-23; 53 - посадочная фара МПРФ-1А; 54- антенна АФС «Пион-Н»; 55 - верхний тормозной щиток; 56 - щиток ниши основной опоры шасси; 57 - нижний тормозной щиток; 58 - клин слива; 59 - флажок датчика угла скольжения; 60 - створка контейнера тормозного парашюта; 61 -руль поворота; 62 - хвостовой бортовой аэронавигационный огонь; 63 - обтекатель антенны системы предупреждения об облучении СПО-10 «Сирена ЗМ»; 64 - радиопрозрачная законцовка киля - обтекатель антенны радиостанции Р-862; 65 - антенна системы СО-69; 66 - воздухозаборник охлаждения двигательного отсека; 67 - перфорация передней подвижной створки воздухозаборника; 68 - технологический люк отсека бортовой РЛС; 69 - дренажная трубка; 70 - складной подфюзеляжный гребень

С 8 по 24 апреля 1968 г. летчики-испытатели П.М.Остапенко и М.М.Комаров выполнили 16 пусков ракет Р-23 с прототипа 23-11 в диапазоне высот 5 - 17 км и скоростей 0,7 - 1,8 М. Полностью заводской этап летных испытаний самолета 23-11 закончился в середине лета 1968 г., при этом состоялось около ста полетов. Большую часть из них провел П.М.Остапенко. Акт по результатам первого этапа испытаний генеральный конструктор А.И.Микоян утвердил 6 ноября 1968 г.

Вскоре к испытаниям подготовили второй и третий экземпляры 23-11. На третьей машине установили опытный образец БРЛС «Сапфир-23», разработанной под руководством Г.М.Кунявского. Во время полунатурного моделирования этой БРЛС в Государственном НИИ автоматических систем (ГосНИИ АС) выявили, что станция обеспечивает устойчивое обнаружение воздушных целей на фоне земли только в небольшом секторе.

Доводка самолета по результатам госиспытаний заняла несколько лет. На опытных экземплярах МиГ-23 летали летчики-испытатели ОКБ П.М.Остапенко, М.М.Комаров, Б.А.Орлов, А.Г.Фастовец и летчики-испытатели ЛИИ и НИИ ВВС. Ведущим летчиком-испытателем от НИИ ВВС назначили Г.Ф.Бутенко, первым из военных летчиков вылетевшим на новой машине еще на заводских испытаниях. Вторым в НИИ ВВС освоил МиГ-23 С.А.Микоян. Вскоре Г.Ф.Бутенко получил новое назначение, а госиспытания МиГ-23, начавшиеся в 1969 г., проводили летчики-испытатели A.B.Берсенев, A.B.Кузнецов, С.С.Медведев, В.С.Жуков, Н.В.Казарян, Ю.Н.Маслов, В.В.Соловьев, С.А.Топтыгин, В.В.Мигунов, Е.С.Коваленко, Г.Г.Скибин, Ю.В.Арбенев. На летчиков-испытателей, осваивавших первый и самый легкий вариант МиГ-23 (масса пустого самолета слегка превышала 9 т), производили хорошее впечатление обзор из кабины, летучесть машины и небольшая скорость отрыва при взлете (около 220 км/ч) после короткого разбега. В то же время управляемость самолета желала оставлять лучшего. Полет на машине, когда каждый раз, отклоняя ручку управления самолетом, надо было учитывать положение консолей крыла, не вызывал восторга у пилотов, не испытывавших недостатка в адреналине.

В ходе испытаний выявился и другой порок системы управления самолетом. Усилия, необходимые для отклонения цельноповоротного стабилизатора современного истребителя, велики, поэтому его перемещение осуществляется бустером - специальным гидроцилиндром с золотником. Летчик, отклоняя ручку управления самолетом, передвигает золотник, регулирующий поступление и слив гидросмеси в рабочих полостях цилиндра. Для создания усилия на ручке в цепи управления установлен механизм загрузки. При предельном отклонении ручки эти усилия достигают максимума, при этом на различных высотах и скоростях стабилизатор отклоняется на разные углы. На МиГ-23 в механизме загрузки установили двухступенчатую пружину, с существенной разницей градиента нарастания усилий при малых и больших отклонениях ручки от нейтрального положения. При достижении ручкой определенного положения ее ход на единицу перегрузки (величина, равная 3-5 мм) уменьшался, плавное нарастание сменялось скачкообразным увеличением перегрузки, что могло привести к разрушению самолета. Для предотвращения забросов по перегрузке в систему управления ввели демпфер, а в инструкцию летчику внесли требование, запрещающее пилотаж и резкое маневрирование с выключенной автоматической системой управления.

Из-за увеличения взлетной массы на пятый прототип МиГ-23С установили более мощную модификацию двигателя Р-27Ф2-300, с максимальной тягой 6,9 тс и форсажной -10 тс. Истребитель прибыл в ЛИИ в конце мая 1969 г. Через неделю его облетал шеф-пилот A.B.Федотов, и 10 июля самолет перегнали в НИИ ВВС, где до конца августа на нем выполнили три десятка полетов по испытанию системы вооружения, в том числе и установленной на нем пушки ГШ-23. Систему автоматического управления САУ-23 проверили только в режиме стабилизации.

Пока велись испытания опытных экземпляров истребителей МиГ-23, шло освоение серийного производства машины московским заводом «Знамя труда». В 1969 -1970 гг. завод построил 50 серийных МиГ-23С.

В ходе госиспытаний третьего прототипа 32-11 летчики-испытатели убедились в правильности результатов полунатурного моделирования в ГосНИИ АС. Работу по созданию МиГ-23 контролировали на самом высоком уровне: каждую субботу в кабинете министра авиационной промышленности собиралась оперативная бригада из ведущих специалистов, причастных к созданию МиГ-23, и подводились итоги работы за неделю. Специалистов НИИ ВВС контролировал главком ВВС П.С.Кутахов; на совместных совещаниях обсуждались пути решения возникавших проблем. Неудача с разработкой «Сапфира-23» повлекла соответствующие организационные выводы, в результате которых дальнейшую разработку БРЛС возглавил главный конструктор Ю.П.Кирпичев, который довел радиолокационную станцию до уровня, удовлетворившего заказчика. Поскольку обнаруженные в ходе госиспытаний недостатки в работе БРЛС «Сапфир-23» оперативно устранить было невозможно, то первые серийные самолеты МиГ-23С, поступившие в строевые части, укомплектовали радиолокационным прицелом РП-22, использовавшимся на МиГ-21 С. РП-22 позволял применять только ракеты малой дальности Р-3С и Р-3Р. Для ведения маневренного воздушного боя самолет оснастили стрелковым прицелом АСП-ПФД с индикацией на лобовом стекле, на который выводилась информация о воздушной цели с РП-22.

Следующей серийной модификацией стал истребитель МиГ-23М - первый крупносерийный вариант «двадцать третьего», сменивший в производстве МиГ-23С. Из-за неготовности БРЛС «Сапфир-23» первый полет модифицированного истребителя состоялся летом 1972 г. На модифицированный истребитель установили двигатель Р-29-300 с максимальной взлетной тягой 8,3 тс и форсажной - 12,5 тс. Для увеличения углов атаки начала тряски, выявленной в ходе испытаний опытных самолетов при угле стреловидности 45° и угле атаки 26°, доработали крыло, установив новые консоли с увеличенной хордой. Так появилось крыло второй редакции с характерным «клыком» на передней кромке консоли, но без секционных предкрылков, что привело к появлению еще более коварного дефекта: взлет и посадка на самолете с таким крылом стали опасными из-за снижения запаса по углу атаки до сваливания в момент приземления до 1 - 2°. Поскольку работа находилась под постоянным контролем, министр авиационной промышленности П.В.Дементьев приказал параллельно с испытаниями самолета с «клыкастым» крылом изготовить еще 80 комплектов этого крыла, чтобы не простаивал серийный завод. Результаты испытаний озадачили Минавиапром. После жарких споров между представителями промышленности и военными, не согласными с допуском в эксплуатацию самолета с таким крылом, пришли к компромиссному решению о постепенной замене его крылом третьей редакции с отклоняемым носком и выполнении взлета на недоработанных самолетах на форсажном режиме, а посадки - на повышенной скорости.

На этой модификации появились предусмотренные тактико-техническими требованиями на самолет БРЛС «Сапфир-23Д-Ш», теплопеленгатор ТП-23 и прицел АСП-23Д. На машине установили усовершенствованную САУ-23А второй серии. Полноценная обзорно-прицельная система позволила существенно расширить состав вооружения. Для увеличения дальности полета в хвостовой части фюзеляжа оборудовали четвертый топливный бак, на самолет также могли монтироваться три подвесных бака: 600-литровый подфюзеляжный и два подкрыльевых по 800 литров. Эта модификация самолета стала самой многочисленной в семействе МиГ-23. Ее эксплуатация выявила недостатки, что привело к появлению в 1976 г. более совершенной модификации МиГ-23МЛ.

Двигатель Р-29-300 заменили более экономичным Р-35-300 с максимальной тягой 8,55 тс и форсажной - 13 тс, что позволило отказаться от четвертого топливного бака. Масса доработанного истребителя уменьшилась на 1250 кг. Самолет комплектовали доведенной БРЛС «Сапфир-23МЛ» с дальностью обнаружения воздушной цели типа «тактический истребитель» до 80 км и захвата - 50 км соответственно; модернизированным теплопеленгатором ТП-23Ш1, стрелковым прицелом АСП-17ДЦМ и модернизированной САУ-22АМ. Количество ракет «воздух - воздух» за счет двухпозиционных пусковых устройств АПУ-60-2М увеличили до шести. Вооружение самолета новыми ракетами «воздух - воздух» Р-60 позволило атаковать противника при маневрировании носителя с перегрузкой до 7 единиц. Практически ликвидировали фор-киль. На укороченную переднюю стойку шасси установили колеса большего диаметра. Самолет оборудовали системой ограничения углов атаки, автоматически отжимающей ручку управления машиной вперед, если пилот превысил ограничения по углу атаки, чем заметно повысили безопасность полетов.

После прекращения в 1981 г. серийного производства истребителя МиГ-23МЛ для советских ВВС его продолжали выпускать в экспортном варианте МиГ-23МЛА. Ранее выпущенные истребители прошли доработку на ремонтных заводах ВВС и получили обозначение МиГ-23МЛД. Доработка учитывала появление в начале 1980-х годов в составе ВВС потенциального противника истребителей четвертого поколения. Существенно изменились взгляды на боевое применение авиации. Исследования, проведенные отечественными специалистами, позволили определить комплекс мер по повышению характеристик МиГ-23МЛ до уровня самолетов четвертого поколения. На самолете установили БРЛС «Аметист» с цифровой обработкой сигналов, лишенную недостатков, присущих «Сапфиру». Применение новой ракеты «воздух - воздух» ближнего боя Р-73 потребовало замены системы управления вооружением. Для ведения маневренного боя с современными истребителями внесли изменения в планер самолета: установили генераторы вихрей у основания ПВД (две треугольные пластины) и в корневой части крыла (вместо старого обтекателя - новый А-образный «клык»), что позволило улучшить обтекание самолета на больших углах атаки и устойчивость от сваливания. Каждую десятую дорабатываемую машину укомплектовали блоками выброса помех, установленными в хвостовой части фюзеляжа и в пилоне подвески подфюзеляжного топливного бака. Систему ограничения углов атаки заменили системой ограничения сигналов СОС-3-4, которая автоматически предотвращала выход самолета на большие углы атаки и сваливание

В очередной раз заменили САУ. Установили новые системы ближней радионавигации и предупреждения об облучении, механизм разворота носового колеса. Усовершенствовали систему госопознавания.

После этой доработки МиГ-23МЛД стал проще в управлении, и строевые летчики по достоинству оценили самолет, составлявший основу истребительной авиации СССР и его союзников в восьмидесятые годы прошлого столетия: он оказывал достойное сопротивление более современным противникам.

В 1982 г. Советский Союз поставил Сирии 36 МиГ-23МЛ и 14 МиГ-23МЛД. В октябре 1983 г. сирийские истребители вступили в бой и в короткий срок сбили три израильских F-15 и один F-4 «Фантом», без потерь со своей стороны. Этот результат наглядно подтвердил, что многолетняя работа по совершенствованию МиГ-23 оправдала возлагавшиеся на него надежды. Всего было построено 4278 истребителей МиГ-23 различных модификаций, из них 1090 поставили за рубеж.

Ресурс последних модификаций МиГ-23 позволял им встретить в строю третье тысячелетие, но жизнь распорядилась иначе. После развала СССР сокращение армии отразилось на судьбе авиаполков, вооруженных однодвигательными машинами: части расформировывали, в лучшем случае перевооружали, а технику сдавали на базы длительного хранения. Последним полком, сдавшим на хранение свои перехватчики МиГ-23П, был 472-й иап ПВО (Курск), расформированный в мае 1998 г.

Основные летно-технические данные истребителя МиГ-23МЛ

Размах крыла,м:

при угле стреловидности крыла 18°40’………………………………………………………..14

при угле стреловидности крыла 74°40’………………………………………………………..7,78

Длина самолета с ПВД, м…………………………………………………………………………..16,7

Высота самолета на стоянке с необжатой амортизацией шасси, м………………..5

Колея шасси, м………………………………………………………………………………………….2,668

База шасси, м……………………………………………………………………………………………5,772

Взлетная масса самолета с двумя ракетами Р-23 и нормальной

заправкой топливом, т……………………………………………………………………………….14,7

Масса топлива, т……………………………………………………………………………………….3,7

Максимальная скорость полета на большой высоте, км/ч:

при угле стреловидности крыла 18°40’……………………………………………………….940

при угле стреловидности крыла 74°40’……………………………………………………….2500

Практический потолок, км………………………………………………………………………….18,5

Максимальная дальность полета на высоте 12 км и скорости 0,75 М, км:

без ПТБ……………………………………………………………………………………………………1950

с тремя ПТБ по 800 л………………………………………………………………………………..2820

Длина разбега на режиме

полного форсажа, м…………………………………………………………………………………..450

Длина пробега с тормозным парашютом, м…………………………………………………650

Н. СОЙКО

Заметили ошибку? Выделите ее и нажмите Ctrl+Enter , чтобы сообщить нам.