МиГ-23 — Советский многоцелевой истребитель третьего поколения с крылом изменяемой стреловидности СССР (1965—1985)

Статья под цифровой редакцией подготовлена: Орловым Геннадием Викторовичем (08.11.1965) — Советским выдающимся публицистом СССР — Прозаиком СССР — Историком СССР

И Д Ё Т   Р Е Д А К Т И Р О В А Н И Е

Страницы:     [01]     [02]

Страна:   СССР.
Генеральный конструктор:    Микояна А.И., Беляков Р.А..​​​​​​
Главный конструктор:    Седов Г.А.
ОКБ:    155.
Тип:    Истребитель.
Производитель:    Московский завод № 30 «Знамя труда», Иркутский авиационный завод имени 60-летия СССР
Первый полёт:    09.06.1967 (прототип 23-11).
Начало эксплуатации:    05.1969.
Конец эксплуатации:    .
Эксплуатанты:    ВВС СССР.
Годы производства:    1969—1985.
Единиц произведено:    2414.

МиГ-23 — Советский многоцелевой истребитель третьего поколения с крылом изменяемой стреловидности СССР. По кодификации НАТО: Flogger в переводе с англ. — «Бичеватель»)

Послевоенный период

Предыстория

В 1961 году — Конструкторы ОКБ-155 пришли к выводу, что оптимальная с точки зрения аэродинамики компоновка самолёта МиГ-21 не позволяет установить на нём более мощный радиолокатор из-за недостатка места в носовом конусе воздухозаборника. Предполагалось переместить воздухозаборник вбок или вниз, а в заново спроектированной носовой части фюзеляжа установить новую прицельную РЛС «Сапфир». За базовую машину взяли МиГ-21ПФ, на котором изменили носовую часть, установили двигатель Р21Ф-300 с нижним подфюзеляжным воздухозаборником и переднее горизонтальное оперение.

Самолёт получил индекс Е-8.

02 марта 1962 года — Опытная машина Е-8/1 была готова к испытаниям.

17 апреля 1962 года — Самолёт Е-8/1 поднял в воздух ведущий лётчик-испытатель ОКБ-155 Георгий Константинович Мосолов.

29 июня 1962 года — Самолёт Е-8/2 поднялся в воздух . Начались лётные испытания обоих экземпляров.

Примечание:      При полётах вызывала система регулирования проходного сечения воздухозаборника. Автоматика на опытных машинах была отключена, а управление подвижной панелью клина выполнялось лётчиком вручную, что не раз вызывало помпаж двигателя и его остановку в воздухе. После десятого полёта автоматику подключили, и дальнейшие полёты выполнялись с целью корректировки программы автоматического управления воздухозаборником.

11 сентября 1962 года — Самолёт Е-8/1 при очередном испытательном полёте на скорости, соответствующей числу М = 1,7, произошло разрушение диска 6-й ступени компрессора двигателя. Образование обломков привело к повреждению самолёта, с отказом обеих гидросистем и потерей управления. Лётчик-испытатель Георгий Константинович Мосолов катапультировался, но получил тяжёлые травмы. После этого испытания Е-8 решением МАП были прекращены.

03 декабря 1963 года — Постановлением Совета Министров СССР за № 1199—445 и 21 декабря 1963 года — Приказом МАП за № 453сс, в ОКБ-155 начались проектные работы по новому самолёту Е-8М.

Первоначально по программе проектировался опытный самолёт с укороченным взлётом и посадкой (УВП) Е-7ПД («изделие 23-01»), построенный на базе серийного МиГ-21С. На самолёт планировалась установка одного маршевого и двух подъёмных турбореактивных двигателей для уменьшения взлётно-посадочной дистанции. В качестве маршевого двигателя был выбран новый двигатель Р-27Ф-300 ОКБ К.Р. Хачатурова, разработанный на базе ТРД Р-11Ф2С-300 (от МиГ-21 и Як-28). Подъёмные двигатели РД36-35 разработки ОКБ-36 П.А. Колесова. Для обеспечения работы ПД предназначался выдвижной воздухозаборник сверху фюзеляжа за кабиной и сопла двигателей со специальными решётками, позволяющими отклонять газовую струю назад на 10° при взлёте, и вперёд на 5° при посадке. Боковые воздухозаборники маршевого двигателя освобождали носовую часть самолёта для размещения там новой мощной РЛС «Сапфир-23» (на опытной машине не ставилась).

30 апреля 1965 года — Постановлением Совета Министров СССР за № 364—134 и 21 мая 1965 года — по приказу за № 85сс для отдельной отработки подъёмных двигателей был построен опытный самолёт 23-31, представляющий собой МиГ-21 с удлинённым фюзеляжем, в котором разместили два дополнительных двигателя РД36-35.

В 1965 году — вышел приказ по МАП о начале работ в ОКБ-155 по самолёту «изделие 23-11» под техническим руководством А.А. Андреева.

28 февраля 1966 году — Вышел приказ МАПа где, в частности, говорилось:

«В целях расширения фронта работ по созданию самолетов с крылом изменяемой стреловидности и высокой степенью механизации приказываю:

1. Главному конструктору завода № 155 <…>: второй экземпляр самолета МиГ-23, заданный постановлением Совета Министров СССР от 03 апреля 1965 г. разработать и построить в варианте с крылом изменяемой геометрии и высокой степенью механизации…
2. Главному конструктору завода № 300 т. Туманскому <…>: Изготовить двигатель Р27Ф2-300 с улучшенными данными по тяге, удельному расходу топлива и запасам устойчивости…».

Весной 1966 года — был готов эскизный проект и началась постройка машины. Самолет с изменяемой стреловидностью крыла получил обозначение МиГ-23-11.

Самолёт «23-11/1» был оснащён маршевым двигателем Р-27Ф-300. Стреловидное высокорасположенное крыло было снабжено закрылками по всему размаху и выпускаемыми синхронно с ними предкрылками и могло перемещаться на углы от 16° до 72°.

Основные стойки шасси оригинальной конструкции по сложной траектории «втягивались» в фюзеляж, занимая минимальный внутренний объём. Колёса большого диаметра обеспечивали эксплуатацию машины с грунта.

Основной сборочный узел планера — цельносварная стальная (из сплава ВНС-2) центральная секция фюзеляжа сложной формы — центральный силовой бак-отсек.

На самолёте 23-11/1 был установлен цельноповоротный стабилизатор и оригинальный подфюзеляжный киль, складывающийся при посадке.

В марте 1966 года — начали строить самолёт 23-01.

30 ноября 1966 года — Самолёт 23-01 перекатили в Жуковский на лётно-испытательную станцию ОКБ.

03 апреля 1967 года — Самолёт 23-01 пилотируемый лётчиком-испытателем П.М. Остапенко, поднялся в воздух. Опытный самолёт выполнил несколько (четырнадцать или чуть более) испытательных полётов.

26 мая 1967 года — Состоялся первый полёт на МиГ-23 (изделие «23-11/1»), пилотируемом А. Федотовым. Во втором испытательном полете Федотов изменил угол стреловидности крыла, и, вопреки мнению скептиков, самолёт оказался устойчивым и управляемым. Это позволило до конца мая совершить не менее пяти полётов.

09 июля 1967 года — Самолёт 23-01 в последний раз машину подняли в воздух для демонстрационного полёта на воздушном параде в Домодедово, после чего все работы были прекращены как бесперспективные — подъёмные двигатели усложняли конструкцию, занимали место и объём внутри фюзеляжа, сокращали количество возимого топлива и уменьшали полезную нагрузку. В этот день был показан и МиГ-23 (изделие «23-11/1»).

В 1967 году — в ОКБ-155 уже проводились исследовательские работы по крылу изменяемой стреловидности, строились модели для продувки в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-106М и Т-109.

Повествование

После прекращения программы по самолёту 23-01 приоритет приобрели работы по самолёту 23-11 с изменяемой геометрией крыла

09 июня 1967 года — Первый полёт на опытном самолёте 23-11/1 выполнил шеф-пилот ОКБ-155  А.В. Федотов.

12 июня 1967 года — Во втором испытательном полёте Федотов проверил самолёт с перестановкой крыла в полном диапазоне от 16 до 72 градусов. В третьем полёте самолёт был проверен на сверхзвуковой скорости М = 1,2.

17 ноября 1967 года — В соответствии с Постановлением Совета Министров СССР за № 1056—356 и 12 декабря 1967 года —  по приказу за № 419сс от были уточнены ТТХ самолёта МиГ-23 с крылом изменяемой геометрии и системой вооружения С-23 и утверждены сроки предъявления на госиспытания:

• с ракетами К-23 с ТГСН — в 4-м квартале 1968 года,
• с Х-23 — во 2-м квартале 1969 года,
• с К-23 с РЛГСН — в 4-м квартале 1969 года.

В 1967 году и 1968 году — требовалось построить помимо одного ранее изготовленного, три опытных машины.

В начале апреля 1968 года — самолёт МиГ-23 «23-11/1» перегнали на аэродром во Владимировку, где предстояло оценить устойчивость работы силовой установки при пуске самонаводящихся ракет К-13 с фюзеляжных и крыльевых пилонов, и К-23 – с крыльевых пилонов.

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 МиГ-23 «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).

В июне 1968 года — изготовили третий лётный экземпляр МиГ-23 «23-11/3».

На машину МиГ-23 «23-11/3» была установлена РЛС «Сапфир-23». Одновременно РЛС отрабатывалась на летающей лаборатории на базе пассажирского самолёта. Всего в программе заводских и Государственных испытаний было задействовано девять машин.

В полётах участвовали лётчики ОКБ-155:

• Комаров М.М.,
• Орлов Б.А.,
• Остапенко П.М.,
• Фастовец А.Г.

а также испытатели ЛИИ и ГК НИИ ВВС.

На машине МиГ-23 «23-11/1» установили и испытали более мощный двигатель «изделие Р-44».

К 1969 году — требовалось построить учебно-боевой вариант МиГ-23У.

21 мая 1969 года — Совершил первый полёт серийный истребитель МиГ-23С «23-11/5», а к концу этого года он был представлен на Государственные испытания, которые продлились в общей сложности четыре года.

Серийное производство самолёта было организовано на Московском заводе № 30 «Знамя труда», однако из-за неготовности РЛС «Сапфир-23» на первые передаваемые военным самолёты ставился РП-22 от МиГ-21, отсутствовал теплопеленгатор ТП-23. Параллельно шли доводочные испытания самолёта МиГ-23С и многочисленные доработки и изменения конструкции.

В течение 1969—1970 годов — на «Знамени труда» построили около 50 МиГ-23С (получившие шифр «изделие 23-11/5»), после чего предприятие перешло на выпуск новых модификаций самолёта. Первые серийные МиГ-23С с двигателями Р-27Ф-300 получил Липецкий ЦБП и ПЛС.

Был разработан опытный самолёт 23-41 с двигателем АЛ-21Ф-3 тягой 11 500 кгс, который устанавливался на самолётах Су-24 и Су-17М.

20 августа 1970 года — Первый полёт на самолёте 23-41/1 (бортовой номер 241) выполнил П.М. Остапенко. Несмотря на улучшение ЛТХ самолёта, было принято решение эти двигатели на МиГ-23 не ставить из-за недостаточных производственных мощностей моторостроительного завода (впоследствии небольшая партия МиГ-23Б всё же получила эти двигатели).

09 декабря 1970 года — В самый разгар Государственных испытаний самолёта МиГ-23С, скончался Генеральный конструктор ОКБ-155 А.И. Микоян. Дальнейшие работы по программе шли под руководством Р.А. Белякова.

В 1971 году — было разработано новое крыло увеличенной площади «с зубом» (вариант № 2), с аэродинамической круткой и без предкрылка, и выпущена небольшая партия самолётов с двигателем Р27Ф2М-300 (МиГ-23 образца 1971 года).

14 марта 1972 года — Лётчик-испытатель А.Г. Фастовец получил задание проверить в полёте прочность нового крыла, для чего он должен был при выходе из пикирования дать максимальную перегрузку. На высоте 1000 метров при перегрузке 7,3 ед. разрушился центральный бак-кессон, что привело к разрушению и потере самолёта. Лётчик успел катапультироваться. По результатам расследования была полностью изменена технология изготовления этого агрегата. Из-за отсутствия предкрылков самолёт стал предрасположен к сваливанию на малых скоростях — для лётчика-испытателя ЛИИ Энн Каарма это закончилось гибелью.

Ввиду неудовлетворительных срывных и штопорных характеристик самолёта был проведён большой комплекс испытательных работ по исследованию и последующего комплекса доработок. По данным лётчика-испытателя В. Меницкого, было потеряно 68 самолётов типа МиГ-23 только из-за потери устойчивости и управляемости на больших углах атаки.

С 1973 года — крыло увеличенной площади «с зубом» получило предкрылки и стало называться «вариантом № 3». С этим крылом в дальнейшем строились все варианты и модификации МиГ-23 и МиГ-27.

С 14 октября 1973 года — Начались поставки истребителей МиГ-23 в Сирию.

С 1974 года по 1976 год — Начались поставки истребителей МиГ-23 в Ливию и получила 54 самолёта МиГ-23МС, МиГ-23УБ и 54 МиГ-23БН.

21 июня 1978 года — Четыре иранских вертолёта CH-47C «Чинук» вторглись в воздушное пространство СССР над Туркменией. На перехват были подняты истребители МиГ-23. Пилот первого МиГа по ошибке принял их за советские вертолёты; пилот второго, В. Шкиндер, идентифицировал их как нарушителей и атаковал. Один вертолёт был сбит двумя ракетами Р-60, восемь членов экипажа погибли. Другой «Чинук» он обстрелял из пушки, выпустив 72 23-мм снаряда, вследствие чего повреждённый вертолёт совершил вынужденную посадку на советской территории, погибло четыре из восьми членов экипажа. Два оставшихся вертолёта успели вернуться в Иран. На захваченном «Чинуке» была обнаружена разведывательная аппаратура. Пилоты и повреждённый «Чинук» через некоторое время были возвращены. Этот инцидент считается первым в истории советских ВВС и ПВО результативным боем истребителя против вертолёта.

В 1978 году — Советский МиГ-23 152-го иап, пилот Г.А. Чухонцев над ТССР сбил разведывательный аэростат.

В 1979 году — Советский МиГ-23 152-го иап, пилот Л.М. Орлов над ТССР сбил разведывательный аэростат.

В 1979 году — вылетевший из Цербста Советский МиГ-23М 35-го иап, пилотируемый капитаном Григорием Прищепа, двумя ракетами Р-23Р сбил разведывательный аэростат. Пилот был награждён орденом «Красной Звезды».

01 мая 1980 года — Советский МиГ-23 сбил разведывательный аэростат в районе Центрального округа ПВО.

25 июня 1983 года — Были начаты полигонные испытания на малозаметность самолёта МиГ-23 (бортовой номер 5029) с радиопоглощающим покрытием. Пилот М.О. Толбоев.

В апреле 1984 года — Советский МиГ-23 сбил 2 разведывательных аэростата.

В 1984 году — эскадрилья из четырнадцати Советских МиГ-23МЛД базировалась на вьетнамской военной базе Кам Ран, где прикрывала над морем бомбардировщики Ту-16 и Ту-95 ВВС СССР

28 сентября 1988 года — Пара Советских МиГ-23МЛД пилоты майор В.Астахов и капитан Б.Гаврилов) над горным плато в 75 километрах северо-западнее Шиндада с дистанции 7-8 километров выпустила две ракеты Р-24Р и сбила два иранских вертолёта AH-1J «Супер Кобра», нарушивших афганское воздушное пространство.

Конструкция МиГ-23

Самолёт выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным крылом изменяемой стреловидности, цельноповоротным горизонтальным оперением и трёхопорным шасси с управляемым передним колесом.

Фюзеляж

Полумонокок овального в плане сечения, переходящий в прямоугольное со скруглением. Технологически фюзеляж выполнен из большого количества панелей, соединённых контактной электросваркой и заклёпками. Конструктивно фюзеляж по шпангоутам (рамам) делится на носовую Ф-1 (шп. № 3-28) и хвостовую Ф-2 (шп. № 28А-42) части.

Носовая часть фюзеляжа включает:

• радиопрозрачный обтекатель,
• отсек РЛС и электронного оборудования (между шп. № 1-6),
• кабину лётчика и отсек передней опоры шасси под ней (шп. № 6-11),
• закабинный гермоотсек оборудования (шп. № 11-14) разделён продольной перегородкой (под отсеком установлена пушка),
• топливный бак № 1 (между шп. № 14 и № 18),
• силовой интегральный бак-отсек № 2 (рамы № 18-20),
• бак № 3 (верхняя часть между шп. № 22 № 28),
• двигательный отсек (шп. с № 20 по № 28).

Салон

-

Кабина

Одноместная, с катапультным креслом КМ-1М, обеспечивает покидание самолёта 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 - сама кабина 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. Козырёк состоит из плоского лобового бронестекла с обогревом и боковых стёкол. На переплёте 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.

За кабиной находится герметичный и термостабилизированный отсек оборудования. В отсеке на специальной выдвижной этажерке, а также и по стенкам отсека размещены различные электронные блоки. Под полом отсека расположена лафетная установка с пушкой ГШ-23Л. Сверху на фюзеляже находится гаргрот — объёмный обтекаемый элемент, закрывающий проводку управления, трубопроводы и части систем, выступающих за фюзеляж.

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.

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.

Крыло

состоит из центроплана, выполненного как одно целое с цельносварным силовым баком-отсеком № 2, и двух поворотных трапециевидных консолей. Изменение угла стреловидности консолей осуществляется в пределах 16°—72° (имеются три предустановленных положения: 16°, 45° и 72°, но в реальности они на 2° 40″ больше).

Центральный отсек крыла — основной силовой элемент неподвижной части крыла. Он приваривается к верхним частям рам № 18 и № 20. В отсеке размещаются узлы поворота консолей (они же — узлы крепления консолей) и отсеки крыльевых топливных баков.

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 козырёк 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.

Закрылок — трёхсекционный, его носовая часть выполнена из титанового сплава (1-я секция) и алюминиевого сплава (2-я и 3-я секции).

Хвостовая часть закрылка представляет собой сотовый блок, образованный обшивкой из алюминиевого сплава и заполнителем из алюминиевой фольги толщиной 0,03 мм. По наружной поверхности закрылка проложена лента из стали, по которой скользит бобышка на прижимном щитке, закрывающая щель выреза в фюзеляже (в неё входит крыло при повороте). Управление закрылками осуществляется при помощи гидроцилиндров от общей гидросистемы. Все три секции закрылков соединены между собой цангами, но каждая секция управляется своим гидроцилиндром. Полный угол отклонения закрылков составляет 50 градусов

Щели между поверхностью убранных консолей и фюзеляжем, а также просветы между выпущенными консолями и фюзеляжем закрываются снизу и сверху неподвижными и подвижными щитками, которые одновременно выполняют роль аэродинамических зализов. Щитки обеспечивают необходимое уплотнение на любом угле атаки и при деформации крыла.

Неподвижные щитки центроплана — панели клёпаной конструкции, закреплённые на узле поворота крыла. На эти панели навешиваются нижний и верхний неподвижные щитки центроплана. Передние верхние и нижние щитки прижимаются к поверхности крыла при помощи пневмоцилиндров, закреплённых на фюзеляже. Для снижения трения к профилям герметизации неподвижных и подвижных щитков прикреплены фторопластовые накладки. Вертикальные шторки нижних щитков закрыты обтекателями. Между шторками и обтекателями с одной стороны и фюзеляжем — с другой также имеются фторопластовые накладки.

Оперение

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 — клёпаные. 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 самолёта) 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 и выпускается после взлёта и уборки шасси.

Система управления полётом и взлётно-посадочная механизация крыла

Управление самолётом в кабине лётчика осуществляется ручкой продольно-поперечного и педалями путевого управления. В качестве управляющих элементов используется двухрежимный цельноповоротный стабилизатор, интерцепторы и руль направления. В качестве силовых приводов применяются необратимые двухкамерные бустеры (БУ-170А стабилизатора и БУ-190А интерцепторов), в канале руля направления — однокамерный БУ-270.

При управлении по тангажу консоли (половины) стабилизатора отклоняются синхронно. При управлении по крену консоли стабилизатора отклоняются дифференциально, а для повышения их эффективности на верхней поверхности крыла установлены двухсекционные интерцепторы. При минимальной стреловидности крыла 16 градусов интерцепторы отклоняются на полный угол 45 градусов, с увеличением стреловидности их полный угол пропорционально уменьшается и при максимальном угле стреловидности крыла 72 градуса интерцепторы не отклоняются вообще.

Передача угловых перемещений ручки и педалей на бустеры — прямая механическая. В качестве исполнительных механизмов автопилота АПП-155 (САУ-23) применяются включённые в проводку управления через дифференциальные качалки электрические механизмы типа «раздвижная тяга» РАУ-107А. Для создания дополнительных усилий на ручке установлены пружинные загружатели, для снятия нагрузки — механизмы триммерного эффекта.

Отклонение закрылков осуществляется шестью гидроцилиндрами на три фиксированных угла:

1. закрылки убраны,
2. закрылки во взлётном положении 25 градусов,
3. закрылки в посадочном положении — 50 градусов.

Для предотвращения рассогласования закрылков на самолёте установлен механический синхронизатор. При установленных крыльевых подвесных баках выпуск закрылков на угол 50 градусов заблокирован. Также заблокирована перестановка крыла при выпущенных закрылках. На самолётах с № 1702 устанавливаются отклоняемые четырёхсекционные носки крыла. Одновременно с выпуском закрылков секции носка отклоняется на 20 градусов. Привод закрылка и носка от бустерной гидросистемы. В задней части фюзеляжа, в районе сопла двигателя установлены четыре тормозных щитка, которые синхронно выпускаются гидроцилиндрами на полный угол, при нажатии кнопки на РУД.
 

Силовая установка

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.

Система управления воздухозаборниками двигателей

Система УВД-23 предназначена для обеспечения надёжной работы двигателя и получения максимальной тяги во всех эксплуатационных режимах полёта. Площадь горла воздухозаборников и углы установки клиньев изменяются автоматически в соответствии с тремя линейными программами управления, выбор которых производится автоматически в зависимости от режима полёта. Исполнительным механизмом привода является двухканальный электрогидравлический агрегат управления АУ-35-1, установленный на стенке шпангоута № 12 и передающий управляющие усилия на обе панели клиньев одновременно посредством тяг. Чувствительными элементами системы управления являются датчики давления, воспринимающие статическое давление до и после компрессора двигателя.

При отказе автоматического управления предусмотрено ручное управления от задатчика в кабине. При падении давления в гидросистеме предусмотрен режим стопорения панелей клина гидрозамками. Также предусмотрен режим аварийной уборки.

Гидравлическая система

Система предназначена для обеспечения работы различных гидравлических приводов на борту самолёта. Для повышения надёжности и живучести система разделена на общую гидросистему и бустерную.

Общая гидравлическая система предназначена для питания бустера руля поворота и обеспечения загрузки руля поворота; питания вторых камер бустеров стабилизатора и интерцепторов; питания второго гидромотора привода системы поворота крыла; для уборки и выпуска шасси с одновременной уборкой и выпуском поворотного гребня, автоматического затормаживания колёс шасси при уборке; выпуска и уборки закрылков и тормозных щитков; управления клиньями воздухозаборников; управления механизмом разворота колёс передней ноги шасси; управления створкой турбостартёра. Бустерная гидросистема предназначена для питания первых камер бустеров стабилизатора и интерцепторов; питания первого гидромотора привода системы поворота крыла; выпуска и уборки аварийного турбонасоса.

Источниками гидравлической энергии являются два поршневых насоса НП-70А-3 на двигателе. В случае остановки двигателя в полёте или отказа бустерного насоса для аварийного питания может использоваться турбонасос с ветродвигателем (крыльчаткой) АТН-10/1К, выпускаемый в поток воздуха, который установлен по правому борту фюзеляжа.

Кратковременными источниками энергии служат гидроаккумуляторы. В качестве рабочей жидкости гидросистем применяется гидравлическое масло АМГ-10.

Для наземной отработки самолётных систем гидравлическое давление в г/системе создаётся наземной аэродромной гидравлической станцией.

Воздушная система

Состоит из двух независимых систем — основной и аварийной. Источниками энергии служат баллоны со сжатым воздухом под давлением 120+130 кгс/см2, конструктивно являющиеся внутренними полостями основных стоек шасси, заряжаемые перед полётом от наземного воздухозаправщика. Основная система предназначена для герметизации и подъёма крышки фонаря, торможения колёс шасси, закрытия перекрывного топливного крана, выпуска и сброса тормозного парашюта, наддува блоков радиолокационной станции, прижима крыльевых щитков, продува отсеков оборудования. Аварийная воздушная система применяется для аварийного торможения колёс, а также для выпуска стоек шасси с одновременной уборкой подкилевого гребня при отсутствии давления в общей гидросистеме.

Топливная система

Топливо на самолёте используется не только для питания двигателя, но и как рабочее тело в системе командного топлива, и как хладагент в магистралях охлаждения.

На МиГ-23С имеются 4 фюзеляжных бака и 6 крыльевых баков, с суммарной ёмкостью 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.

Питание двигателя топливом производится из двух отсеков отрицательных перегрузок, которые размещены в нижней части бака № 2 (расходного). Внутри каждого отсека установлен электрический насос подкачки с клапаном отрицательных перегрузок, обеспечивающими бесперебойную подачу топлива к топливному насосу двигателя ДЦН-58 при отказе любого из подкачивающих насосов.

Порядок расхода топлива. Из бака № 1 топливо перекачивается насосом в бак № 2, лишнее топливо сливается назад в бак № 1 по трубопроводу. Из-бака № 3 топливо перекачивается насосом в бак № 2. Из крыльевых баков, бака № 4 и подвесных баков (при установке) топливо выдавливается в бак № 2 воздухом наддува. Порядок расхода топлива обеспечивается системой клапанов и сигнализаторов уровня (т. н. система командного топлива).

Система охлаждения топливом. Топливо охлаждает электродвигатели всех топливных насосов, горячее масло в топливно-масляном радиаторе двигателя, гидропривод постоянных оборотов ПГЛ-30М и антифриз в топливно-жидкостном радиаторе ТЖР.

Система наддува и дренажа. Воздух в систему наддува отбирается от последней ступени компрессора двигателя и направляется по самостоятельным магистралям для наддува фюзеляжных баков № 1, 2 и 3; фюзеляжного бака № 4; крыльевых отсеков и подвесных баков. Система дренажа баков предназначена для отвода воздуха при их заправке топливом.

Пистолетная заправка всех баков выполнялась через заливные горловины баков № 1, 3 и 4, а также горловины подвесных баков. На более новых модификациях самолёта была введена централизованная заправка под давлением, за исключением ПТБ.

В качестве топлива применялся авиационный керосин марок Т-1, ТС и РТ. Контроль за остатком топлива в баках производится по показаниям расходомера. В баке № 2 установлено два датчика сигнализации аварийного остатка — «Остаток топлива 600 литров» и «Расходный бак».

Винт

-

Водорадиатор

-

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 колёса 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 между шпангоутами № 20 и № 22.

Носовая стойка шасси убирается в нишу под полом кабины лётчика. Для руления она оборудована механизмом разворота колёса МРК-З0, предназначенным для разворота колёс на углы, пропорциональные отклонению педалей путевого управления. При повороте передних колёс на угол более 12 градусов для улучшения манёвренности самолёта на земле автоматически подключается система подтормаживания колёса на соответствующей основной стойке шасси. Также носовая стойка оборудована механизмом автоматического возврата колёса в нейтральное положение.

Тормоза колёс — дисковые, система торможения пневматическая. Колёса основных стоек оборудованы антиюзовыми автоматами. Для сокращения пробега при посадке может применяться тормозной парашют ПТ-10370-65. Контейнер парашюта установлен в нижней части киля. Замки выпуска парашюта и его сброса работают от воздушной системы с давлением 60 кгс/см2. Управление парашютом — кнопками в кабине лётчика. Ограничение посадочной скорости самолёта по прочности парашюта — 320 км/час.

[01]     [02]