Центральный музей Военно-воздушных сил РФ 2018: прототипы МиГ-23.
Утверждается, что в Центральном музее ВВС в Монино проживают два прототипа второго этапа создания МиГ-23. А именно первый и третий. Ну вот на них мы и постараемся обратить все свое внимание.
МиГ-23 (по кодификации НАТО: Flogger - «Бичеватель») - советский многоцелевой истребитель третьего поколения с верхним расположением крыла изменяемой стреловидности разработки ОКБ-155.
Первый полёт на опытном самолёте «23-11» выполнил 10 июня 1967 года лётчик-испытатель А. В. Федотов. Всего было построено 3630 самолетов(истребительных модификаций) и 769 МиГ-23УБ.
МиГ-23 борт 231 s/n: 23-11/1
МиГ-23 борт 231(вроде как 233) s/n: 23-11/3
Центральный музей ВВС в Монино
все, что у меня есть по МиГ-23
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Судя по всему наш самолет это МиГ-23 с бортовым номером 231 и серийным s/n: 23-11/1(что означает первый экземпляр версии 23-11). Построен был 9 июля 1967 года на заводе ММЗ Зенит.
История создания этого самолета началась в 1961 году, когда ОКБ А. И. Микояна приступило к работам над истребителем нового поколения, условно названным "МиГ-23" и призванным заменить МиГ-21, в то время только начавший поступать на вооружение ВВС.
Первоначально новый самолет предполагалось создать с использованием ряда элементов конструкции предшественника. Прототип такой машины Е-8/1, пилотируемый летчиком-испытателем Г. К. Мосоловым, впервые поднялся в воздух 17 апреля 1962 года.
Самолет был выполнен по схеме "продольный триплан". Его особенностями стали небольшое переднее горизонтальное оперение и подфюзеляжный регулируемый воздухозаборник. Истребитель предполагалось оснастить РЛС "Сапфир-21" (на первом опытном самолете она отсутствовала), а его вооружение должно было включать управляемые ракеты Р-13 с тепловой ГСН, которые в дальнейшем собирались дополнить ракетами средней дальности К-23 с радиолокационной полуактивной системой наведения.
В соответствии с представлениями того времени, пушечное вооружение отсутствовало, т. к. считалось, что самолет будет применяться, главным образом, для сверхзвукового перехвата скоростных высотных целей, поражая противника ракетами в первой же атаке (при М"1 вероятность выхода в повторную атаку была слишком мала). Ведению маневренного боя на дозвуковой скорости особого значения не придавали, считая, что сверхзвуковому ракетоносцу, действующему в соответствии с правилом "бей и беги", не нужно втягиваться в "карусель" на виражах.
Во время одного из испытательных полетов 11 сентября 1962 года произошла авария. Мосолов катапультировался и получил тяжелые травмы, а самолет был потерян. К тому времени уже почти два с половиной месяца летала вторая опытная машина Е-8/2, но после аварии Мосолова дальнейшие работы по теме Е-8 решили прекратить.
Однако это отнюдь не означало отказ от создания более совершенного, чем МиГ-21, фронтового истребителя. К тому времени на вооружении ВВС США появился F-4C - первый в мире серийный тактический истребитель, способный вести ракетный бой на средних дистанциях. Другие характеристики этого многоцелевого самолета также выглядели весьма внушительно, что побудило советских военных и Министерство авиационной промышленности (МАП) поспешить с "адекватным ответом".
Практически сразу же после прекращения работ по Е-8 ОКБ Микояна приступило к созданию совершенно нового фронтового истребителя. Первоначально реализовать программу предполагалось в два этапа. На первом планировалось создать самолет с треугольным крылом и перспективным двигателем Р-27Ф-300. Максимальная скорость должна была достигать 2700 км/ч (почти как у МиГ-25), что предполагало применение новых конструкционных материалов и технологий.
Машину собирались оснастить новой РЛС "Сапфир-23" и двумя-четырьмя всеракурсными ракетами средней дальности К-23. Следует заметить, что ранее все фронтовые истребители советских ВВС вооружались лишь пушками и УР малой дальности, а ракетами средней дальности оснащались лишь перехватчики ПВО, предназначенные для борьбы с неманевренными самолетами. Как и МиГ-21, новый истребитель должен был эксплуатироваться с грунтовых аэродромов или бетонных ВПП 2-го класса.
Однако постоянно меняющиеся взгляды на боевое применение авиации привели к дальнейшему ужесточению требований к взлетно-посадочным характеристикам (ВПХ) тактических самолетов. Этому прежде всего способствовало появление на рубеже 1950-60-годов как в США, так и в СССР тактических ядерных боеприпасов, которые можно было подвешивать под самолеты класса "истребитель-бомбардировщик", а также использовать в качестве БЧ тактических ракет.
Стратеги обеих сторон считали, что в условиях полномасштабной войны крупные аэродромы с бетонированными ВПП станут слишком уязвимыми. Поэтому самолетам пришлось бы перебазироваться на запасные площадки ограниченных размеров или погибнуть на своих авиабазах. Под влиянием таких взглядов ОКБ совместно с ЦАГИ подготовили предложения по второму этапу работ программы МиГ-23, в ходе которого предстояло создать более совершенный самолет, способный эксплуатироваться с укороченных ВПП.
Достичь этого можно было двумя путями: за счет применения подъемных двигателей (ПД) или использования крыла с изменяемой стреловидностью. Оба эти направления в то время вошли в моду у нас и за рубежом.
ЦАГИ, опираясь на большой объем фундаментальных исследований, настойчиво рекомендовал использование крыла изменяемой геометрии. Исследования, в которых принимали участие Г. В. Александров, С. М. Белоцерковский, Г. С. Бюшгенс и другие ведущие отечественные ученые-аэродинамики, показали, что, применяя малую стреловидность (10-15 град.) при крыле с большим удлинением и мощной механизацией, можно значительно улучшить ВПХ и уменьшить минимально допустимую полетную скорость.
При стреловидности 35-45 градусов обеспечивались хорошие маневренные характеристики и высокое аэродинамическое качество на околозвуковых режимах. Установив крыло на угол 60-70 градусов, можно было достичь больших сверхзвуковых скоростей, кроме того, этот режим оказался весьма благоприятным для полета на малых высотах при больших приборных скоростях. Применение такого крыла позволяло создать многорежимный боевой самолет, способный решать задачи фронтового истребителя, истребителя-перехватчика и маловысотного истребителя-бомбардировщика.
Машина задумывалась сравнительно недорогой, способной эффективно применяться в малых войнах, решать задачи ПВО и широко поставляться "братским" странам. Основными достоинствами самолета должны были стать высокие скорость и скороподъемность, большие дальность и продолжительность полета. Так как ведение маневренного воздушного боя не считалось приоритетным, то максимальную эксплуатационную перегрузку уменьшили до 5,0, что позволило сделать планер более легким.
Таким образом, МиГ-23 в период проектирования рассматривался как ограниченно маневренный самолет, как и перехватчик МиГ-25П. Это отличало новую машину от МиГ-21, рассчитанного на максимальную эксплуатационную перегрузку 7,0-8,5 (в зависимости от модификации), и в дальнейшем создало много проблем.
Возникшие в связи с применением нового крыла трудности обеспечения устойчивости и управляемости были успешно решены специалистами ЦАГИ благодаря обнаруженному ими эффекту: аэродинамический фокус крыла при изменении угла стреловидности мало изменялся в случае, если на нем имелся корневой наплыв и было соответствующим образом подобрано место расположения оси поворота консоли.
Исследования доказали возможность создания универсальной компоновки самолета, которая и легла в основу нового МиГа, а также бомбардировщика Су-24. Отработка аэродинамики МиГ-23 проводилась в аэродинамических трубах ЦАГИ Т-106М и Т-109 с использованием крупноразмерных моделей. О важности этих работ говорит тот факт, что в 1975 году фундаментальные исследования ЦАГИ по самолетам с изменяемой геометрией крыла были отмечены Государственной премией.
Вероятно, облик нового МиГа формировался и не без западного влияния. На командование ВВС и политическое руководство страны произвели большое впечатление расчетные характеристики и многорежимность американского истребителя-бомбардировщика F-111, оснащенного крылом с изменяемой стреловидностью. Однако самолет, который создавался в ОКБ Микояна, в отличие от американской машины, оставался одноместным и имел значительно меньшую массу.
Улучшение ВПХ перспективного истребителя путем применения подъемных двигателей имело меньшее число приверженцев среди представителей науки, хотя и поддерживалось рядом авторитетных специалистов. В результате было решено параллельно с созданием истребителя с изменяемой геометрией крыла строить МиГ с дополнительными ПД.
К техническому проектированию МиГ-23 "второго этапа" в ОКБ Микояна приступили в 1964 году. Машина с крылом изменяемой геометрии получила обозначение "23-11". Проектирование истребителя "23-11" велось быстрыми темпами.
Работы еще более ускорились после выхода в 1965 году приказа МАП, определившего их основные направления. Этим документом создание механизма поворота крыла поручалось МКБ "Родина" (главный конструктор Селиванов). В январе-марте 1966 года завершилась подготовка эскизного проекта самолета. Техническое руководство программой было возложено на А. А. Андреева.
Самолет "23-11", как и "23-01", был оснащен маршевым двигателем Р-27Ф-300. Высокорасположенное крыло, снабженное закрылками по всему размаху и выпускаемыми синхронно с ними предкрылками, могло устанавливаться на углы стреловидности 16, 45 и 72 градуса. Шасси оригинальной конструкции убиралось в фюзеляж, занимая минимальный объем.
На основных стойках были применены колеса большого диаметра КТ-133 830x225 мм, которые вместе с передним колесом размером 520x125 мм обеспечивали отличную проходимость по грунтовым ВПП. Конструкторы максимально использовали все резервы: так, внутренние полости основных стоек шасси служили емкостями для сжатого воздуха.
На самолете был установлен оригинальный подфюзеляжный киль, складывающийся при посадке (впервые такая конструкция появилась на опытном Е-8, в дальнейшем она была заимствована китайцами при создании J-8-II). Конструкция планера выполнена с широким использованием стальных сплавов. Из них, в частности, был сварен основной силовой элемент самолета -центральная секция фюзеляжа, используемая как интегральный топливный бак.
Кабина с низкой посадкой летчика закрывалась относительно небольшим фонарем, что обеспечивало снижение аэродинамического сопротивления. Такое остекление давало пилоту неплохой обзор вперед, однако ограничивало обзор вбок и назад, что частично компенсировалось установкой перископа. Вооружение, включающее ракеты К-23 и К-13, размещалось на двух подкрыльевых и двух подфюзеляжных узлах подвески.
В экипаж первого опытного "23-11/1"(наш самолет) вошли: шеф-пилот фирмы А. В. Федотов, ведущий инженер В. А. Микоян и авиатехник В. И. Скотников. Первый раз самолет поднялся в небо 9 июля 1967 года - эту дату можно считать днем рождения МиГ-23.
Уже в ходе второго полета Федотов изменял стреловидность крыла во всем диапазоне углов и, как вспоминал летчик-испытатель ОКБ Б. А. Орлов, остался вполне доволен поведением машины - балансировка самолета менялась незначительно, гораздо меньше, чем ожидалось. Эта оценка подтверждается и записью в бортовом журнале, сделанной Федотовым: "Полет при стреловидности от 16 до 72 град. Это впервые. Великолепно!".
Вскоре к первому самолету присоединились машины "23-11/2" (ведущий инженер Ю. Н. Федулов) и "23-11/3"(второй самолет рассматриваемый нами тут) (ведущий инженер А. Н. Сошин). На последнем самолете впервые установили РЛС "Сапфир-23". Работа по испытанию сложного и капризного радиолокационного комплекса велась с большим напряжением, в три смены.
Одновременно "Сапфир" отрабатывался в ЛИИ налетающей лаборатории, созданной на базе опытного пассажирского самолета Ту-110. В дальнейшем к испытаниям подключились самолеты "23-11/4", "23-11/5", "23-11/6" и "23-11/9".
Всего в программе заводских и Государственных испытаний МиГ-23 было задействовано девять машин. В полетах участвовали "фирменные" летчики: П. М. Остапенко, М. М. Комаров, Б. А. Орлов и А. Г. Фастовец, а также испытатели ЛИИ и ГК НИИ ВВС. Как писал Б. А. Орлов, МиГ-23 произвел на него в целом хорошее впечатление. Самолет понравился своей "летучестью" и неплохим обзором из кабины.
Однако управляемость истребителя оставляла желать лучшего. Кроме уже названных ведущих инженеров, выполнение испытаний обеспечивали: А. М. Герасименко, В. Д. Троицкий, В. С. Романычев. В. Н. Уткин, А. С. Вьюшков и многие другие специалисты. Был задействован практически весь штат авиатехников летной станции ОКБ в Жуковском.
14 апреля 1968 года Остапенко и Комаров провели комплекс испытаний ракетного вооружения самолета, выполнив в общей сложности 16 пусков УР К-23 и К-13 на высотах 5000-17000 м в широком диапазоне скоростей. Испытания проводились на экземпляре самолета, не имевшем РЛС, и ракеты после пуска не управлялись. Вскоре на "23-11/1" установили более мощный вариант двигателя Хачатурова - изделие Р-44 (тяга на форсаже 9000 кгс). В дальнейшем в полетах был испытан еще более мощный ТРДФ Р-47 (10000 кгс).
Наш второй борт в музее это МиГ-23 с бортовым номером 231 (на самом деле 233), серийный 23-11/3, заводской 0393202201?. Те это третий опытный экземпляр построенный на ММЗ Зенит в 1968 году для испытаний Р-23.
Первый серийный вариант истребителя МиГ-23 (23-11, изд.2) имел штатную систему вооружения С-23 в составе РЛС "Сапфир-23Л", теплопеленгатора ТП-23 и прицела АСП-23Д. Вооружение: две ракеты средней дальности Р-23Р или Р-23Т и две ракеты малой дальности Р-3С (позднее - Р-60).
Важными конструктивными отличиями МиГ-23 типа 23-11 (для них также использовалось название "МиГ-23 образца 1971 года") от МиГ-23С стало применение модернизированного крыла так называемой II редакции с увеличенной на 3 м2 площадью консолей, аэродинамической круткой и без механизации передней кромки, а также увеличение плеча оперения: киль и стабилизатор смещены назад на 860 мм.
На самолет устанавливался модифицированный двигатель Р27Ф2М-300 тягой 10000 кгс. Запас топлива увеличен на 470 л за счет установки дополнительного 4 бака в хвостовой части фюзеляжа. Принятые меры улучшили пилотажные данные и боевые возможности истребителя, а совершенствование технологии подняло надежность самолета. МиГ-23 типа 23-11 строились серийно в 1970-1971 годах.
Был разработан так же вариант МиГ-23 (23-41) - опытный вариант истребителя с принципиально другой силовой установкой - ТРДФ АЛ-21Ф-3 тягой 11500 кгс конструкции ММЗ "Сатурн" (Генеральный конструктор А.М. Люлька). Первый полет на самолете 23-41/1 (бортовой номер 241) выполнил 20 августа 1970 года П.М. Остапенко.
Испытания показали, что новая силовая установка, обладающая большей по сравнению с Р27Ф2-300 тягой, улучшила летно-технические характеристики истребителя. Однако двигатель АЛ-21Ф-3 уже использовался на истребителях-бомбардировщиках Су-17М и фронтовых бомбардировщиках Су-24, а мощности моторного завода, выпускавшего двигатели А.М. Люльки, были ограничены.
Поэтому такая силовая установка на МиГ-23 не прижилась: ей была оснащена лишь малая серия истребителей-бомбардировщиков МиГ-23Б, а все остальные самолеты этого семейства, в т.ч. и все модификации МиГ-27, оснащались различными вариантами ТРДФ разработки ММЗ "Союз" (Генеральный конструктор С.К. Туманский) и его филиала - ТМКБ "Союз" (главный конструктор К.Р. Хачатуров), ставшими развитием Р27Ф-300 (двигатели Р27Ф2М-300, Р29-300, Р29Б-300 и Р-35).
Ну и начинаем рассматривать самолет...Это что то типа флюгарки перед лобовым стеклом?
Воздухозаборники закрыты заглушкой, которая чуть меньше нужного...
Носовая стойка...
Это макет Р-23?
Фюзеляж МиГ-23 - полумонокок овального в плане сечения, переходящий в прямоугольное со скруглением. Технологически фюзеляж выполнен из большого количества панелей, соединенных контактной электросваркой и заклепками. Конструктивно фюзеляж по шпангоутам (рамам) делится на носовую Ф-1 и хвостовую Ф-2 части.
Снова вооружение
Носовая часть включает радиопрозрачный обтекатель, отсек РЛС и электронного оборудования, кабину лётчика и отсек передней опоры шасси под ней, закабинный гермоотсек оборудования разделён продольной перегородкой (под отсеком установлена пушка), топливный бак № 1, силовой интегральный бак-отсек № 2, бак № 3 и двигательный отсек.
Хвостовое оперение издалека...
Цельноповоротное горизонтальное оперение с косой осью вращения состоит из двух половин стабилизатора.
Каждая половина стабилизатора состоит из переднего стрингера, лонжерона, набора нервюр и обшивки. Центральная часть имеет фрезерованные панели, носовая и хвостовая части - клепаные. Внутри хвостовой части - сотовое заполнение. Каждая половина стабилизатора вращается на двух подшипниках. Корневой подшипник -комбинированный (игольчатый и сферический), установлен в бортовой нервюре, концевой - роликовый, расположен внутри стабилизатора.
В режиме поперечного управления (для создания крена самолета) одна половина стабилизатора отклоняется вверх, другая вниз на один и тот же угол, не превышающий 10° при угле установки крыла 16-55° и 6,5°, при угле установки крыла более 55°.
Вертикальное оперение включает киль и руль поворота. Каркас киля состоит из переднего стрингера, двух лонжеронов, набора листовых штампованных нервюр, фрезерованной нервюры № 9 и бортовой нервюры. Вся средняя часть киля изготовлена из фрезерованных панелей. В верхней части имеется радиопрозрачная законцовка с антеннами.
Руль поворота крепится к килю на трёх опорах. Носок руля - стальной, штампованный, в нём расположены демпферы СД-16-5000-0 А. Обшивка выполнена из алюминиевого сплава. Внутри носка имеется сотовый заполнитель.
В нижней задней части фюзеляжа для улучшения путевой устойчивости установлен подфюзеляжный гребень, который убирается (складывается вправо) перед посадкой
Ф-2 конструктивно сделана отъёмной, что необходимо при замене двигателя. В ней размещены: форсажная камера, регулируемое сопло двигателя и бустеры стабилизатора; к хвостовой части крепятся горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, гондола тормозного парашюта, четыре тормозных щитка, конус и сопло внешнего контура. Между форсажной камерой и обшивкой фюзеляжа располагается гофрированный тепловой экран из жаропрочной стали.
Крыло состоит из центроплана, выполненного как одно целое с цельносварным силовым баком-отсеком, и двух поворотных трапециевидных консолей. Изменение угла стреловидности консолей осуществляется в пределах 16-72 град (имеются три предустановленных положения: 16, 45 и 72 град., но в реальности они на 2град. 40сек. больше).
Центральный отсек крыла - основной силовой элемент неподвижной части крыла. Он приваривается к верхним частям рам. В отсеке размещаются узлы поворота консолей (они же - узлы крепления консолей) и отсеки крыльевых топливных баков.
Кабина одноместная, с катапультным креслом КМ-1М, герметизированная. Фонарь кабины состоит из откидной части и козырька. Откидная часть открывается вверх и назад с помощью пневматического цилиндра, а при рулении или на стоянке может быть приподнята на 100 мм. Козырек состоит из плоского лобового бронестекла с обогревом и боковых стекол. На переплете откидной части фонаря установлен перископ ТС-27АМШ для обзора задней полусферы. На передней дуге откидной части фонаря установлены два зеркала, которые предназначены для обзора плоскостей крыла. Под полом кабины находится ниша передней стойки шасси.
Вооружение
Шасси - трёхстоечное. Выпуск и уборка стоек на первых сериях машины производилась от пневмосистемы, затем была заменена на гидравлику с резервированием от пневмосистемы. Одновременно с уборкой шасси выпускается подкилевой гребень.
Носовая стойка имеет два колеса с бескамерными шинами 520×125 мм и брызговиками, основные стойки - по одному тормозному колесу с бескамерными шинами 840×290 мм и грязезащитными щитками.
Основная стойка состоит из сварной балки, поворотного узла, консольной полувилки, механизма дополнительного разворота и выносного амортизатора. Амортизатор и полувилка закреплены на поворотном узле, установленном на балке и фиксирующимся от поворота при выпущенном шасси упорным болтом и кинематическим замком, образуемым качалкой и тягой. При уборке стойки основного шасси складываются в нишу фюзеляжа.
На различные модификации самолёта МиГ-23 устанавливались следующие двигатели - Р27Ф2М-300 (изделие 47М), Р29-300 (изделие 55), Р29Б-300 (изделие 55Б), Р-35 (изделие 77). В силовую установку входит сам двигатель, его системы, а также система управления воздухозаборником.
Управление режимами работы двигателя производится рукояткой управления двигателя в кабине, усилия от перемещения которой передаются посредством механических тяг к двигателю (Р29-300) на автомат дозировки топлива АДТ-55, регулятор сопла и форсажа РСФ-55 и агрегат форсажной тяги АФТ-300ТМ. Топливо к топливному насосу двигателя ДЦН-58 подаётся насосами подкачки из расходных баков.
Для повышения надёжности запуска двигателя на больших высотах на самолёте стоит система кислородной подпитки двигателя. Газообразный кислород заряжается на земле в баллон подпитки до давления 135+150 кгс/см2. При запуске двигателя в воздухе кислород из баллона, редуцированный до давления 10 кгс/см2, подаётся в воспламенители двигателя вместе с пусковым топливом.
Противопожарная система предназначена для обнаружения и тушения пожара в отсеке двигателя, и состоит из ионизационной системы сигнализации пожара и средств пожаротушения в виде баллона УБШ-3-1 с огнегасящим составом «Фреон-114В2», трубопровода и распылительного контура. Инициирование срабатывания пиротехнического крана баллона производится нажатием кнопки в кабине, при этом одновременно прекращается подача топлива в двигатель перекрывным пневмокраном.
Женя устанавливает заглушку....
Она на месте...
Узел поворота крыла представляет собой сварную кессонную конструкцию, переходящую в мощную вилку, в которую вставляется поворотный узел подвижной консоли. Поворотная часть крыла двухлонжеронная. Консоль технологически делится на носовую, центральную и хвостовую части. Вихреобразующий «клык» имеет радиопрозрачную обшивку. Поворот консолей производится двухканальным гидромотором системы СПК-1, который имеет винтовые шариковые преобразователи ИП-23, преобразующие вращательное движение в поступательное (управление перекладкой консолей - при помощи рычага, установленного в кабине на левом борту, рядом с РУД). Хотя предусмотрено три фиксированных положения крыла - 16, 45 и 72 градусов, фактически крыло может переставляться на любой рабочий угол от 16 до 72 градусов, в том числе в промежуточные положения. Так, например, при перегонке самолёта оптимальной стреловидностью крыла считалось положение около 30°. В дальнейшем (на модификации МЛД) механизм задатчика положения крыла получил ещё одно фиксированное положение на 32° - для боевого маневрирования.
Отклоняемый на 20 градусов носок поворотной части крыла - четырёхсекционный. Секции связаны между собой тягами управления. Отклонение и уборка производятся от общей гидросистемы. Для исключения образования щели между носком и верхней поверхностью крыла служит козырек из стали, по которому скользит профиль носка.
Лонжероны крыла изготовлены методом горячей штамповки из алюминиевого сплава. Герметизация отсеков крыла осуществляется герметиком, нагнетаемым через отверстия под болты, соединяющие панели обшивки с каркасом, в канавки, расположенные по всему периметру отсека. Второй герметизирующей барьер - резиновый жгут (валик), проложенный по всему периметру между каркасом и панелями. На верхней поверхности крыла имеется двухсекционный интерцептор.
Воздухозаборники прямоугольного в плане сечения крепятся к Ф-1 в районе 4-18 шпангоутов. Входные части воздухозаборников отделены от обшивки борта на 55 мм, образуя щель для слива пограничного слоя из носовой части фюзеляжа, имеют обечайку и рассекатель. Внутри каждого в/заборника находится регулируемая панель клина. В районе 14-го шпангоута под неподвижной частью крыла на каждом в/заборнике расположены по две створки подпитки.
Носовая стойка имеет два колеса с бескамерными шинами 520×125 мм и брызговиками, основные стойки - по одному тормозному колесу с бескамерными шинами 840×290 мм и грязезащитными щитками.
Вид спереди.
В носу ПВД
Носовая стойка шасси убирается в нишу под полом кабины лётчика. Для руления она оборудована механизмом разворота колеса МРК-З0, предназначенным для разворота колес на углы, пропорциональные отклонению педалей путевого управления. При повороте передних колес на угол более 12 градусов для улучшения манёвренности самолёта на земле автоматически подключается система подтормаживания колеса на соответствующей основной стойке шасси. Также носовая стойка оборудована механизмом автоматического возврата колеса в нейтральное положение.
Тормоза колёс - дисковые, система торможения пневматическая. Колёса основных стоек оборудованы антиюзовыми автоматами.
Топливо на самолете используется не только для питания двигателя, но и как рабочее тело в системе командного топлива, и как хладоагент в магистралях охлаждения. На МиГ-23С имеются 4 фюзеляжных бака и 6 крыльевых баков, с суммарной емкостью 4250 л. В дальнейшем топливная система самолёта менялась, в частности на ряде модификаций отсутствовал 4-й бак и количество крыльевых баков было уменьшено до 4 (на модификациях МЛ и МЛД заправка без ПТБ составляет 4200). Возможна подвеска 1-3 ПТБ: 1 подфюзеляжного ёмкостью 800 л, и 2 подкрыльевых по 480 л.
Макет ракеты, вид сзади...
Фото 25.
И попытка заглянуть вглубь...
В общем ряду МиГов
Рядом с МиГ-25
И завершающий кадр...
ЛТХ:
Модификация МиГ-23
Размах крыла, м
минимальный 7.78
максимальный 13.97
Длина, м 16.71
Высота, м 4.50
Площадь крыла, м2
при угле стреловидности 16 37.27
при угле стреловидности 72 34.16
Масса, кг
пустого 10690
нормальная взлетная 15500
максимальная взлетная 18200
топлива 4090
Тип двигателя 1 ТРДФ Р-27Ф2М-300
Макс. тяга, кгс 1 х 10000
Максимальна скорость, км/ч:
у земли 1350
на большой высоте 2500
Практическая дальность, км
Практический потолок, м 18000
Макс. эксплуатационная перегрузка 8
Экипаж, чел 1
Вооружение: две ракеты средней дальности Р-23Р или Р-23Т и две ракеты малой дальности Р-3С (позднее - Р-60)
Фото 103.
МиГ-23 (по кодификации НАТО: Flogger - «Бичеватель») - советский многоцелевой истребитель третьего поколения с верхним расположением крыла изменяемой стреловидности разработки ОКБ-155.
Первый полёт на опытном самолёте «23-11» выполнил 10 июня 1967 года лётчик-испытатель А. В. Федотов. Всего было построено 3630 самолетов(истребительных модификаций) и 769 МиГ-23УБ.
МиГ-23 борт 231 s/n: 23-11/1
МиГ-23 борт 231(вроде как 233) s/n: 23-11/3
Центральный музей ВВС в Монино
все, что у меня есть по МиГ-23
Как всегда использую информацию с сайтов
http://www.airwar.ru
http://ru.wikipedia.org/wiki
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Судя по всему наш самолет это МиГ-23 с бортовым номером 231 и серийным s/n: 23-11/1(что означает первый экземпляр версии 23-11). Построен был 9 июля 1967 года на заводе ММЗ Зенит.
История создания этого самолета началась в 1961 году, когда ОКБ А. И. Микояна приступило к работам над истребителем нового поколения, условно названным "МиГ-23" и призванным заменить МиГ-21, в то время только начавший поступать на вооружение ВВС.
Первоначально новый самолет предполагалось создать с использованием ряда элементов конструкции предшественника. Прототип такой машины Е-8/1, пилотируемый летчиком-испытателем Г. К. Мосоловым, впервые поднялся в воздух 17 апреля 1962 года.
Самолет был выполнен по схеме "продольный триплан". Его особенностями стали небольшое переднее горизонтальное оперение и подфюзеляжный регулируемый воздухозаборник. Истребитель предполагалось оснастить РЛС "Сапфир-21" (на первом опытном самолете она отсутствовала), а его вооружение должно было включать управляемые ракеты Р-13 с тепловой ГСН, которые в дальнейшем собирались дополнить ракетами средней дальности К-23 с радиолокационной полуактивной системой наведения.
В соответствии с представлениями того времени, пушечное вооружение отсутствовало, т. к. считалось, что самолет будет применяться, главным образом, для сверхзвукового перехвата скоростных высотных целей, поражая противника ракетами в первой же атаке (при М"1 вероятность выхода в повторную атаку была слишком мала). Ведению маневренного боя на дозвуковой скорости особого значения не придавали, считая, что сверхзвуковому ракетоносцу, действующему в соответствии с правилом "бей и беги", не нужно втягиваться в "карусель" на виражах.
Во время одного из испытательных полетов 11 сентября 1962 года произошла авария. Мосолов катапультировался и получил тяжелые травмы, а самолет был потерян. К тому времени уже почти два с половиной месяца летала вторая опытная машина Е-8/2, но после аварии Мосолова дальнейшие работы по теме Е-8 решили прекратить.
Однако это отнюдь не означало отказ от создания более совершенного, чем МиГ-21, фронтового истребителя. К тому времени на вооружении ВВС США появился F-4C - первый в мире серийный тактический истребитель, способный вести ракетный бой на средних дистанциях. Другие характеристики этого многоцелевого самолета также выглядели весьма внушительно, что побудило советских военных и Министерство авиационной промышленности (МАП) поспешить с "адекватным ответом".
Практически сразу же после прекращения работ по Е-8 ОКБ Микояна приступило к созданию совершенно нового фронтового истребителя. Первоначально реализовать программу предполагалось в два этапа. На первом планировалось создать самолет с треугольным крылом и перспективным двигателем Р-27Ф-300. Максимальная скорость должна была достигать 2700 км/ч (почти как у МиГ-25), что предполагало применение новых конструкционных материалов и технологий.
Машину собирались оснастить новой РЛС "Сапфир-23" и двумя-четырьмя всеракурсными ракетами средней дальности К-23. Следует заметить, что ранее все фронтовые истребители советских ВВС вооружались лишь пушками и УР малой дальности, а ракетами средней дальности оснащались лишь перехватчики ПВО, предназначенные для борьбы с неманевренными самолетами. Как и МиГ-21, новый истребитель должен был эксплуатироваться с грунтовых аэродромов или бетонных ВПП 2-го класса.
Однако постоянно меняющиеся взгляды на боевое применение авиации привели к дальнейшему ужесточению требований к взлетно-посадочным характеристикам (ВПХ) тактических самолетов. Этому прежде всего способствовало появление на рубеже 1950-60-годов как в США, так и в СССР тактических ядерных боеприпасов, которые можно было подвешивать под самолеты класса "истребитель-бомбардировщик", а также использовать в качестве БЧ тактических ракет.
Стратеги обеих сторон считали, что в условиях полномасштабной войны крупные аэродромы с бетонированными ВПП станут слишком уязвимыми. Поэтому самолетам пришлось бы перебазироваться на запасные площадки ограниченных размеров или погибнуть на своих авиабазах. Под влиянием таких взглядов ОКБ совместно с ЦАГИ подготовили предложения по второму этапу работ программы МиГ-23, в ходе которого предстояло создать более совершенный самолет, способный эксплуатироваться с укороченных ВПП.
Достичь этого можно было двумя путями: за счет применения подъемных двигателей (ПД) или использования крыла с изменяемой стреловидностью. Оба эти направления в то время вошли в моду у нас и за рубежом.
ЦАГИ, опираясь на большой объем фундаментальных исследований, настойчиво рекомендовал использование крыла изменяемой геометрии. Исследования, в которых принимали участие Г. В. Александров, С. М. Белоцерковский, Г. С. Бюшгенс и другие ведущие отечественные ученые-аэродинамики, показали, что, применяя малую стреловидность (10-15 град.) при крыле с большим удлинением и мощной механизацией, можно значительно улучшить ВПХ и уменьшить минимально допустимую полетную скорость.
При стреловидности 35-45 градусов обеспечивались хорошие маневренные характеристики и высокое аэродинамическое качество на околозвуковых режимах. Установив крыло на угол 60-70 градусов, можно было достичь больших сверхзвуковых скоростей, кроме того, этот режим оказался весьма благоприятным для полета на малых высотах при больших приборных скоростях. Применение такого крыла позволяло создать многорежимный боевой самолет, способный решать задачи фронтового истребителя, истребителя-перехватчика и маловысотного истребителя-бомбардировщика.
Машина задумывалась сравнительно недорогой, способной эффективно применяться в малых войнах, решать задачи ПВО и широко поставляться "братским" странам. Основными достоинствами самолета должны были стать высокие скорость и скороподъемность, большие дальность и продолжительность полета. Так как ведение маневренного воздушного боя не считалось приоритетным, то максимальную эксплуатационную перегрузку уменьшили до 5,0, что позволило сделать планер более легким.
Таким образом, МиГ-23 в период проектирования рассматривался как ограниченно маневренный самолет, как и перехватчик МиГ-25П. Это отличало новую машину от МиГ-21, рассчитанного на максимальную эксплуатационную перегрузку 7,0-8,5 (в зависимости от модификации), и в дальнейшем создало много проблем.
Возникшие в связи с применением нового крыла трудности обеспечения устойчивости и управляемости были успешно решены специалистами ЦАГИ благодаря обнаруженному ими эффекту: аэродинамический фокус крыла при изменении угла стреловидности мало изменялся в случае, если на нем имелся корневой наплыв и было соответствующим образом подобрано место расположения оси поворота консоли.
Исследования доказали возможность создания универсальной компоновки самолета, которая и легла в основу нового МиГа, а также бомбардировщика Су-24. Отработка аэродинамики МиГ-23 проводилась в аэродинамических трубах ЦАГИ Т-106М и Т-109 с использованием крупноразмерных моделей. О важности этих работ говорит тот факт, что в 1975 году фундаментальные исследования ЦАГИ по самолетам с изменяемой геометрией крыла были отмечены Государственной премией.
Вероятно, облик нового МиГа формировался и не без западного влияния. На командование ВВС и политическое руководство страны произвели большое впечатление расчетные характеристики и многорежимность американского истребителя-бомбардировщика F-111, оснащенного крылом с изменяемой стреловидностью. Однако самолет, который создавался в ОКБ Микояна, в отличие от американской машины, оставался одноместным и имел значительно меньшую массу.
Улучшение ВПХ перспективного истребителя путем применения подъемных двигателей имело меньшее число приверженцев среди представителей науки, хотя и поддерживалось рядом авторитетных специалистов. В результате было решено параллельно с созданием истребителя с изменяемой геометрией крыла строить МиГ с дополнительными ПД.
К техническому проектированию МиГ-23 "второго этапа" в ОКБ Микояна приступили в 1964 году. Машина с крылом изменяемой геометрии получила обозначение "23-11". Проектирование истребителя "23-11" велось быстрыми темпами.
Работы еще более ускорились после выхода в 1965 году приказа МАП, определившего их основные направления. Этим документом создание механизма поворота крыла поручалось МКБ "Родина" (главный конструктор Селиванов). В январе-марте 1966 года завершилась подготовка эскизного проекта самолета. Техническое руководство программой было возложено на А. А. Андреева.
Самолет "23-11", как и "23-01", был оснащен маршевым двигателем Р-27Ф-300. Высокорасположенное крыло, снабженное закрылками по всему размаху и выпускаемыми синхронно с ними предкрылками, могло устанавливаться на углы стреловидности 16, 45 и 72 градуса. Шасси оригинальной конструкции убиралось в фюзеляж, занимая минимальный объем.
На основных стойках были применены колеса большого диаметра КТ-133 830x225 мм, которые вместе с передним колесом размером 520x125 мм обеспечивали отличную проходимость по грунтовым ВПП. Конструкторы максимально использовали все резервы: так, внутренние полости основных стоек шасси служили емкостями для сжатого воздуха.
На самолете был установлен оригинальный подфюзеляжный киль, складывающийся при посадке (впервые такая конструкция появилась на опытном Е-8, в дальнейшем она была заимствована китайцами при создании J-8-II). Конструкция планера выполнена с широким использованием стальных сплавов. Из них, в частности, был сварен основной силовой элемент самолета -центральная секция фюзеляжа, используемая как интегральный топливный бак.
Кабина с низкой посадкой летчика закрывалась относительно небольшим фонарем, что обеспечивало снижение аэродинамического сопротивления. Такое остекление давало пилоту неплохой обзор вперед, однако ограничивало обзор вбок и назад, что частично компенсировалось установкой перископа. Вооружение, включающее ракеты К-23 и К-13, размещалось на двух подкрыльевых и двух подфюзеляжных узлах подвески.
В экипаж первого опытного "23-11/1"(наш самолет) вошли: шеф-пилот фирмы А. В. Федотов, ведущий инженер В. А. Микоян и авиатехник В. И. Скотников. Первый раз самолет поднялся в небо 9 июля 1967 года - эту дату можно считать днем рождения МиГ-23.
Уже в ходе второго полета Федотов изменял стреловидность крыла во всем диапазоне углов и, как вспоминал летчик-испытатель ОКБ Б. А. Орлов, остался вполне доволен поведением машины - балансировка самолета менялась незначительно, гораздо меньше, чем ожидалось. Эта оценка подтверждается и записью в бортовом журнале, сделанной Федотовым: "Полет при стреловидности от 16 до 72 град. Это впервые. Великолепно!".
Вскоре к первому самолету присоединились машины "23-11/2" (ведущий инженер Ю. Н. Федулов) и "23-11/3"(второй самолет рассматриваемый нами тут) (ведущий инженер А. Н. Сошин). На последнем самолете впервые установили РЛС "Сапфир-23". Работа по испытанию сложного и капризного радиолокационного комплекса велась с большим напряжением, в три смены.
Одновременно "Сапфир" отрабатывался в ЛИИ налетающей лаборатории, созданной на базе опытного пассажирского самолета Ту-110. В дальнейшем к испытаниям подключились самолеты "23-11/4", "23-11/5", "23-11/6" и "23-11/9".
Всего в программе заводских и Государственных испытаний МиГ-23 было задействовано девять машин. В полетах участвовали "фирменные" летчики: П. М. Остапенко, М. М. Комаров, Б. А. Орлов и А. Г. Фастовец, а также испытатели ЛИИ и ГК НИИ ВВС. Как писал Б. А. Орлов, МиГ-23 произвел на него в целом хорошее впечатление. Самолет понравился своей "летучестью" и неплохим обзором из кабины.
Однако управляемость истребителя оставляла желать лучшего. Кроме уже названных ведущих инженеров, выполнение испытаний обеспечивали: А. М. Герасименко, В. Д. Троицкий, В. С. Романычев. В. Н. Уткин, А. С. Вьюшков и многие другие специалисты. Был задействован практически весь штат авиатехников летной станции ОКБ в Жуковском.
14 апреля 1968 года Остапенко и Комаров провели комплекс испытаний ракетного вооружения самолета, выполнив в общей сложности 16 пусков УР К-23 и К-13 на высотах 5000-17000 м в широком диапазоне скоростей. Испытания проводились на экземпляре самолета, не имевшем РЛС, и ракеты после пуска не управлялись. Вскоре на "23-11/1" установили более мощный вариант двигателя Хачатурова - изделие Р-44 (тяга на форсаже 9000 кгс). В дальнейшем в полетах был испытан еще более мощный ТРДФ Р-47 (10000 кгс).
Наш второй борт в музее это МиГ-23 с бортовым номером 231 (на самом деле 233), серийный 23-11/3, заводской 0393202201?. Те это третий опытный экземпляр построенный на ММЗ Зенит в 1968 году для испытаний Р-23.
Первый серийный вариант истребителя МиГ-23 (23-11, изд.2) имел штатную систему вооружения С-23 в составе РЛС "Сапфир-23Л", теплопеленгатора ТП-23 и прицела АСП-23Д. Вооружение: две ракеты средней дальности Р-23Р или Р-23Т и две ракеты малой дальности Р-3С (позднее - Р-60).
Важными конструктивными отличиями МиГ-23 типа 23-11 (для них также использовалось название "МиГ-23 образца 1971 года") от МиГ-23С стало применение модернизированного крыла так называемой II редакции с увеличенной на 3 м2 площадью консолей, аэродинамической круткой и без механизации передней кромки, а также увеличение плеча оперения: киль и стабилизатор смещены назад на 860 мм.
На самолет устанавливался модифицированный двигатель Р27Ф2М-300 тягой 10000 кгс. Запас топлива увеличен на 470 л за счет установки дополнительного 4 бака в хвостовой части фюзеляжа. Принятые меры улучшили пилотажные данные и боевые возможности истребителя, а совершенствование технологии подняло надежность самолета. МиГ-23 типа 23-11 строились серийно в 1970-1971 годах.
Был разработан так же вариант МиГ-23 (23-41) - опытный вариант истребителя с принципиально другой силовой установкой - ТРДФ АЛ-21Ф-3 тягой 11500 кгс конструкции ММЗ "Сатурн" (Генеральный конструктор А.М. Люлька). Первый полет на самолете 23-41/1 (бортовой номер 241) выполнил 20 августа 1970 года П.М. Остапенко.
Испытания показали, что новая силовая установка, обладающая большей по сравнению с Р27Ф2-300 тягой, улучшила летно-технические характеристики истребителя. Однако двигатель АЛ-21Ф-3 уже использовался на истребителях-бомбардировщиках Су-17М и фронтовых бомбардировщиках Су-24, а мощности моторного завода, выпускавшего двигатели А.М. Люльки, были ограничены.
Поэтому такая силовая установка на МиГ-23 не прижилась: ей была оснащена лишь малая серия истребителей-бомбардировщиков МиГ-23Б, а все остальные самолеты этого семейства, в т.ч. и все модификации МиГ-27, оснащались различными вариантами ТРДФ разработки ММЗ "Союз" (Генеральный конструктор С.К. Туманский) и его филиала - ТМКБ "Союз" (главный конструктор К.Р. Хачатуров), ставшими развитием Р27Ф-300 (двигатели Р27Ф2М-300, Р29-300, Р29Б-300 и Р-35).
Ну и начинаем рассматривать самолет...Это что то типа флюгарки перед лобовым стеклом?
Воздухозаборники закрыты заглушкой, которая чуть меньше нужного...
Носовая стойка...
Это макет Р-23?
Фюзеляж МиГ-23 - полумонокок овального в плане сечения, переходящий в прямоугольное со скруглением. Технологически фюзеляж выполнен из большого количества панелей, соединенных контактной электросваркой и заклепками. Конструктивно фюзеляж по шпангоутам (рамам) делится на носовую Ф-1 и хвостовую Ф-2 части.
Снова вооружение
Носовая часть включает радиопрозрачный обтекатель, отсек РЛС и электронного оборудования, кабину лётчика и отсек передней опоры шасси под ней, закабинный гермоотсек оборудования разделён продольной перегородкой (под отсеком установлена пушка), топливный бак № 1, силовой интегральный бак-отсек № 2, бак № 3 и двигательный отсек.
Хвостовое оперение издалека...
Цельноповоротное горизонтальное оперение с косой осью вращения состоит из двух половин стабилизатора.
Каждая половина стабилизатора состоит из переднего стрингера, лонжерона, набора нервюр и обшивки. Центральная часть имеет фрезерованные панели, носовая и хвостовая части - клепаные. Внутри хвостовой части - сотовое заполнение. Каждая половина стабилизатора вращается на двух подшипниках. Корневой подшипник -комбинированный (игольчатый и сферический), установлен в бортовой нервюре, концевой - роликовый, расположен внутри стабилизатора.
В режиме поперечного управления (для создания крена самолета) одна половина стабилизатора отклоняется вверх, другая вниз на один и тот же угол, не превышающий 10° при угле установки крыла 16-55° и 6,5°, при угле установки крыла более 55°.
Вертикальное оперение включает киль и руль поворота. Каркас киля состоит из переднего стрингера, двух лонжеронов, набора листовых штампованных нервюр, фрезерованной нервюры № 9 и бортовой нервюры. Вся средняя часть киля изготовлена из фрезерованных панелей. В верхней части имеется радиопрозрачная законцовка с антеннами.
Руль поворота крепится к килю на трёх опорах. Носок руля - стальной, штампованный, в нём расположены демпферы СД-16-5000-0 А. Обшивка выполнена из алюминиевого сплава. Внутри носка имеется сотовый заполнитель.
В нижней задней части фюзеляжа для улучшения путевой устойчивости установлен подфюзеляжный гребень, который убирается (складывается вправо) перед посадкой
Ф-2 конструктивно сделана отъёмной, что необходимо при замене двигателя. В ней размещены: форсажная камера, регулируемое сопло двигателя и бустеры стабилизатора; к хвостовой части крепятся горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, гондола тормозного парашюта, четыре тормозных щитка, конус и сопло внешнего контура. Между форсажной камерой и обшивкой фюзеляжа располагается гофрированный тепловой экран из жаропрочной стали.
Крыло состоит из центроплана, выполненного как одно целое с цельносварным силовым баком-отсеком, и двух поворотных трапециевидных консолей. Изменение угла стреловидности консолей осуществляется в пределах 16-72 град (имеются три предустановленных положения: 16, 45 и 72 град., но в реальности они на 2град. 40сек. больше).
Центральный отсек крыла - основной силовой элемент неподвижной части крыла. Он приваривается к верхним частям рам. В отсеке размещаются узлы поворота консолей (они же - узлы крепления консолей) и отсеки крыльевых топливных баков.
Кабина одноместная, с катапультным креслом КМ-1М, герметизированная. Фонарь кабины состоит из откидной части и козырька. Откидная часть открывается вверх и назад с помощью пневматического цилиндра, а при рулении или на стоянке может быть приподнята на 100 мм. Козырек состоит из плоского лобового бронестекла с обогревом и боковых стекол. На переплете откидной части фонаря установлен перископ ТС-27АМШ для обзора задней полусферы. На передней дуге откидной части фонаря установлены два зеркала, которые предназначены для обзора плоскостей крыла. Под полом кабины находится ниша передней стойки шасси.
Вооружение
Шасси - трёхстоечное. Выпуск и уборка стоек на первых сериях машины производилась от пневмосистемы, затем была заменена на гидравлику с резервированием от пневмосистемы. Одновременно с уборкой шасси выпускается подкилевой гребень.
Носовая стойка имеет два колеса с бескамерными шинами 520×125 мм и брызговиками, основные стойки - по одному тормозному колесу с бескамерными шинами 840×290 мм и грязезащитными щитками.
Основная стойка состоит из сварной балки, поворотного узла, консольной полувилки, механизма дополнительного разворота и выносного амортизатора. Амортизатор и полувилка закреплены на поворотном узле, установленном на балке и фиксирующимся от поворота при выпущенном шасси упорным болтом и кинематическим замком, образуемым качалкой и тягой. При уборке стойки основного шасси складываются в нишу фюзеляжа.
На различные модификации самолёта МиГ-23 устанавливались следующие двигатели - Р27Ф2М-300 (изделие 47М), Р29-300 (изделие 55), Р29Б-300 (изделие 55Б), Р-35 (изделие 77). В силовую установку входит сам двигатель, его системы, а также система управления воздухозаборником.
Управление режимами работы двигателя производится рукояткой управления двигателя в кабине, усилия от перемещения которой передаются посредством механических тяг к двигателю (Р29-300) на автомат дозировки топлива АДТ-55, регулятор сопла и форсажа РСФ-55 и агрегат форсажной тяги АФТ-300ТМ. Топливо к топливному насосу двигателя ДЦН-58 подаётся насосами подкачки из расходных баков.
Для повышения надёжности запуска двигателя на больших высотах на самолёте стоит система кислородной подпитки двигателя. Газообразный кислород заряжается на земле в баллон подпитки до давления 135+150 кгс/см2. При запуске двигателя в воздухе кислород из баллона, редуцированный до давления 10 кгс/см2, подаётся в воспламенители двигателя вместе с пусковым топливом.
Противопожарная система предназначена для обнаружения и тушения пожара в отсеке двигателя, и состоит из ионизационной системы сигнализации пожара и средств пожаротушения в виде баллона УБШ-3-1 с огнегасящим составом «Фреон-114В2», трубопровода и распылительного контура. Инициирование срабатывания пиротехнического крана баллона производится нажатием кнопки в кабине, при этом одновременно прекращается подача топлива в двигатель перекрывным пневмокраном.
Женя устанавливает заглушку....
Она на месте...
Узел поворота крыла представляет собой сварную кессонную конструкцию, переходящую в мощную вилку, в которую вставляется поворотный узел подвижной консоли. Поворотная часть крыла двухлонжеронная. Консоль технологически делится на носовую, центральную и хвостовую части. Вихреобразующий «клык» имеет радиопрозрачную обшивку. Поворот консолей производится двухканальным гидромотором системы СПК-1, который имеет винтовые шариковые преобразователи ИП-23, преобразующие вращательное движение в поступательное (управление перекладкой консолей - при помощи рычага, установленного в кабине на левом борту, рядом с РУД). Хотя предусмотрено три фиксированных положения крыла - 16, 45 и 72 градусов, фактически крыло может переставляться на любой рабочий угол от 16 до 72 градусов, в том числе в промежуточные положения. Так, например, при перегонке самолёта оптимальной стреловидностью крыла считалось положение около 30°. В дальнейшем (на модификации МЛД) механизм задатчика положения крыла получил ещё одно фиксированное положение на 32° - для боевого маневрирования.
Отклоняемый на 20 градусов носок поворотной части крыла - четырёхсекционный. Секции связаны между собой тягами управления. Отклонение и уборка производятся от общей гидросистемы. Для исключения образования щели между носком и верхней поверхностью крыла служит козырек из стали, по которому скользит профиль носка.
Лонжероны крыла изготовлены методом горячей штамповки из алюминиевого сплава. Герметизация отсеков крыла осуществляется герметиком, нагнетаемым через отверстия под болты, соединяющие панели обшивки с каркасом, в канавки, расположенные по всему периметру отсека. Второй герметизирующей барьер - резиновый жгут (валик), проложенный по всему периметру между каркасом и панелями. На верхней поверхности крыла имеется двухсекционный интерцептор.
Воздухозаборники прямоугольного в плане сечения крепятся к Ф-1 в районе 4-18 шпангоутов. Входные части воздухозаборников отделены от обшивки борта на 55 мм, образуя щель для слива пограничного слоя из носовой части фюзеляжа, имеют обечайку и рассекатель. Внутри каждого в/заборника находится регулируемая панель клина. В районе 14-го шпангоута под неподвижной частью крыла на каждом в/заборнике расположены по две створки подпитки.
Носовая стойка имеет два колеса с бескамерными шинами 520×125 мм и брызговиками, основные стойки - по одному тормозному колесу с бескамерными шинами 840×290 мм и грязезащитными щитками.
Вид спереди.
В носу ПВД
Носовая стойка шасси убирается в нишу под полом кабины лётчика. Для руления она оборудована механизмом разворота колеса МРК-З0, предназначенным для разворота колес на углы, пропорциональные отклонению педалей путевого управления. При повороте передних колес на угол более 12 градусов для улучшения манёвренности самолёта на земле автоматически подключается система подтормаживания колеса на соответствующей основной стойке шасси. Также носовая стойка оборудована механизмом автоматического возврата колеса в нейтральное положение.
Тормоза колёс - дисковые, система торможения пневматическая. Колёса основных стоек оборудованы антиюзовыми автоматами.
Топливо на самолете используется не только для питания двигателя, но и как рабочее тело в системе командного топлива, и как хладоагент в магистралях охлаждения. На МиГ-23С имеются 4 фюзеляжных бака и 6 крыльевых баков, с суммарной емкостью 4250 л. В дальнейшем топливная система самолёта менялась, в частности на ряде модификаций отсутствовал 4-й бак и количество крыльевых баков было уменьшено до 4 (на модификациях МЛ и МЛД заправка без ПТБ составляет 4200). Возможна подвеска 1-3 ПТБ: 1 подфюзеляжного ёмкостью 800 л, и 2 подкрыльевых по 480 л.
Макет ракеты, вид сзади...
Фото 25.
И попытка заглянуть вглубь...
В общем ряду МиГов
Рядом с МиГ-25
И завершающий кадр...
ЛТХ:
Модификация МиГ-23
Размах крыла, м
минимальный 7.78
максимальный 13.97
Длина, м 16.71
Высота, м 4.50
Площадь крыла, м2
при угле стреловидности 16 37.27
при угле стреловидности 72 34.16
Масса, кг
пустого 10690
нормальная взлетная 15500
максимальная взлетная 18200
топлива 4090
Тип двигателя 1 ТРДФ Р-27Ф2М-300
Макс. тяга, кгс 1 х 10000
Максимальна скорость, км/ч:
у земли 1350
на большой высоте 2500
Практическая дальность, км
Практический потолок, м 18000
Макс. эксплуатационная перегрузка 8
Экипаж, чел 1
Вооружение: две ракеты средней дальности Р-23Р или Р-23Т и две ракеты малой дальности Р-3С (позднее - Р-60)
Фото 103.