самолети

[Frujin Assen]

г-4 супер галеб

Накопив опыт совместной постройки сложного боевого самолёта, Югославия и Румыния при создании многоцелевой учебной машины нового поколения пошли каждая по своему пути. Тем не менее, югославский "Super Galeb G-4" и румынский IAR-99 получились очень похожими как внешне, так и по характеристикам. "Галеб 4" предназначался для замены устаревшим "Галеб 2" и "Ястреб" и существенно отличался от них, оставив предыдущее название лишь как дань традиции. В дальнейшем, чтобы не возникало сомнений в значительно лучших характеристиках новой "Чайки", по сравнению с предыдущим семейством, их назвали "Супер Галеб". Это был вполне современный многоцелевой самолёт, способный составить конкуренцию новейшим западным машинам такого же класса - английскому "Хоуку" и немецко-французскому "Альфа Джет".

С двигателем "Вайпер" 632-46 (тяга 1814 кгс) первый прототип "четвёрки" впервые взлетел в июле 1978-го, а в декабре 1979-го присоединилась к испытаниям и вторая опытная машина. Бортовая радиоэлектроника G-4 включает дальномерное оборудование, радиоальтиметр, радиокомпас, УКВ-радиосвязь, высокочастотную всенаправленную систему навигации и посадки. Хотя этот самолет всего на 25% тяжелее G-2A, его грузоподъемность существенно выше.

После испытательной программы и необходимых доработок "Галеб 4" с 1982-го пошёл в серию, выпускаясь одновременно с "Орао 2". Подумывали и о разработке одноместной чисто боевой версии самолёта, но до выпуска дело не дошло. ВВС Югославии сделали фирме SOCO крупный заказ на эти машины, однако распад страны привел к прекращению производства самолетов. Всего до 1989 года было построенно 132 самолета, из которых 6 продано Бирме. В 1994 году четыре G-4 Super Galeb были сбиты американскими истребителя F-16, еще столько же этих самолетов было сбито в марте-апреле 1999 года.

Создание "Орао" и "Супер Галеб" наглядно показывает высокий профессиональный уровень югославских конструкторов и возможности отечественной авиапромышленности. С 1990 года югославские специалисты проводили работы по модернизации самолета до G-4M Super Galeb, а именно улучшение электронного оборудования навигации и управления оружием, системы улучшения функциональности в условиях обледенения, расширенние возможности применения оружия в том числе - УР ближнего действия Р-60 (AA-8 'Aphid') и Р-73 (AA-11 'Archer'), и Х-23 (AS-7 'Kerry') и ПКР AS-9 'Kyle'.

Серийное производство "Супер Галебов" прекращено в 1989 году. Всего построено 132 самолета. Шесть машин этого типа в 1991 году проданы Бирме. G-4 использовался в гражданской войне в Югославии в качестве легкого штурмовика или разведчика. В1994 году четыре самолета G-4 сбито истребителями ВВС США F-16C.

Конструкция.

Самолет G-4 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с низкорасположенным стреловидным крылом, имеющим небольшой корневой наплыв. Летчики размещаются в катапультных креслах Мартин-Бейкер Mk.10Y.

Силовая установка. Самолет оснащен одним ТРД Роллс-Ройс "Вайпер" Мк.632-46 (c максимальной тягой 1800 кгс), выпускавшимся в Югославии по лицензии.

Оборудование. Стандартное приборное оборудование. Центральная гировертикаль, оптический прицел, система оповещения о радиолокационом облучении. Под фюзеляжем может подвешиваться контейнер с разведывательной аппаратурой (фотокамеры, ИК-системы линейного сканирования, система подсветки при ночном фотографировании и другое оборудование).

Вооружение. Подфюзеляжный контейнер с 23-мм пушкой ГШ-23 (200 патронов). На четырех подкрыльевых узлах подвески - бомбы массой до 500 кг, НАР. Самолет G-4M предполагалось оснастить УР класса "воздух-воздух" с ТГС Р-60 на концах крыла, а также двумя ракетами класса "воздух-поверхность" AGM-65B "Мейврик".

Модификации :

G-4PPP опытная модификация.

G-4 серийный УБС.

G-4M УБС с усовершенствованным БРЭО (проект).

ЛТХ:

Модификация G-4

Размах крыла, м 9.88

Длина самолета,м 12.25

Высота самолета,м 4.30

Площадь крыла,м2 19.50

Масса, кг

пустого самолета 3250

нормальная взлетная 6110

максимальная взлетная 6330

Топливо, л

внутренние топливо 1307

ПТБ 575 ( 2 х 368.5 л )

Тип двигателя 1 ТРД DMB (Rolls-Royce) Viper Mk.623-46

Тяга нефорсированная, кН 1 х 17.79

Максимальная скорость, км/ч 921

Крейсерская скорость, км/ч 845

Практическая дальность, км 2500

Боевой радиус действия, км 390-1900

Максимальная скороподъемность, м/мин 1860

Практический потолок, м 12850

Макс. эксплуатационная перегрузка 8

Экипаж, чел 2

Вооружение:

одна 23-мм двуствольная пушка ГШ-23Л с 200 патронами.

Боевая нагрузка - 1280 кг на 4 узлах подвески

4x 250-кг бомбы или 4x 150-кг кассетные бомбы, или 4x 120-кг кассетные фрагментарные бомбы или 32 (4х8) 16-кг фрагментарные бомбы С-8-16, или 4x 150-л напалмовые баки, или 4 миномета KPT-150 c 40 противопехотными или 54 противотанковыми минами, или 4 ПУ VRZ-127 4x127-мм или 4 ПУ L57-16MD 16x55-мм, или 4 ПУ L-128-04 4х128-мм или 4 ПУ L57 12x55-мм или 4 ПУ 2х127-мм HVAR НУР.

Контейнеры КМ-3 с 12.7-мм пулеметом.

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

главная послевоенная авиация истребители

Як-27

Разработчик: ОКБ Яковлева

Страна: СССР

Первый полет: 1956

Тип: Истребитель-перехватчик

ЛТХ Доп. информация

Как уже упоминалось, работая над модернизацией Як-25М, в ОКБ Яковлева создавали и более совершенный перехватчик. Самолет получил предварительное обозначение Як-121. Работы по нему велись параллельно с бомбардировщиком и разведчиком. ОКБ-115 предписывалось построить два опытных истребителя. Первый требовалось оснастить двумя двигателями РД-9АК, РЛС «Сокол-М», вооружить двумя 37-мм пушками с боезапасом по 50 снарядов, а также 24 неуправляемыми снарядами АРС-57 в перегрузку и предъявить на совместные госиспытания в декабре 1955 г. На второй перехватчик следовало установить форсированные двигатели АМ-9Ф, станцию «Сокол-2», систему вооружения К-8 и предъявить на совместные госиспытания во II квартале 1956 г.

Первый опытный экземпляр нового барражирующего перехватчика строился на заводе ОКБ-115. От Як-25М машина отличалась прежде всего более совершенной аэродинамикой. Носовой радиопрозрачный обтекатель был выполнен в виде оживального конуса. Общая длина самолета увеличилась до 17,335 м. Двухместная кабина экипажа осталась практически такой же, но обводы фонаря изменились, наклон лобового стекла увеличился. Крыло и мотогондолы соответствовали примененным на Як-26-1. Конструкция шасси оставалась как на Як-25М. Заводские испытания перехватчика завершились весной 1956 г. (отчет был утвержден 14 мая). На истребителе удалось достичь максимальной скорости 1235 км/ч на высоте 10000 м и технической продолжительности полета 3 часа с нормальным запасом топлива на высоте 12000 м.

После показа в Тушино летом 1956 г. истребитель в НАТО назвали Flashlight-C. На Западе долго не знали истинного обозначения этого самолета, и в разных источниках его именовали Як-25К, Як-27.

Как и в случае с бомбардировщиком, военные торопили разработчиков с предъявлением на испытания перехватчика с двигателями РД-9Ф. Но из-за задержек с их поставкой сроки постройки прототипов срывались, и предъявление самолета на госиспытания было перенесено на III квартал. Не дожидаясь их проведения, было решено выпустить малую войсковую серию перехватчиков, при постройке которых требовалось учесть замечания военных. Выпуск самолетов, получивших обозначение Як-27, на заводе №292 в Саратове начался уже в 1956 г., т.к. предварительная подготовка производства была проведена еще в процессе заводских испытаний Як-121 и Як-123.

Як-27 (заводской шифр «изд. 21») строился в двух вариантах: с пушечным вооружением и с ракетным. Первые серийные истребители отличались от опытного Як-121 двигателями РД-9Ф, а также небольшими конструктивными изменениями, в частности, несколько другими обводами носового конуса, на вершине которого установили штангу ПВД. Вместо 37-мм пушек, имевших невысокую скорострельность, применили пушки HP-30. Часть самолетов оснащалась аппаратурой системы наведения «Горизонт-1 В». В процессе производства на самолеты стали устанавливать доработанное крыло с отогнутым носком.

Головной Як-27 был испытан на заводском аэродроме в Саратове в июле 1957 г. летчиком Чувиным. На машине №0102 отрабатывался полет на одном работающем двигателе, а на Як-27 №0204 провели испытания в связи с установкой доработанного крыла. Прошедшие в НИИ ВВС госиспытания в целом подтвердили неплохие ЛТХ перехватчика, но перспективы самолет не имел - в конце 50-х гг. ставку делали на ракетные системы вооружения, поэтому истребитель, оснащенный только пушками, в серию вряд ли стали бы запускать.

Як-27, оборудованный системой вооружения К-8, получил обозначение Як-27К, а комплекс перехвата в целом - Як-27К-8. Опытный самолет строился на заводе ОКБ-115 как второй прототип Як-121 и конструктивно мало отличался от первой опытной машины. Обтекатель РЛС стал немного короче, стабилизатор сделали переставным в полете, установили двигатели РД-9Ф. Емкость четырех внутренних топливных баков составляла 3215 л. Пилоны под ракеты К-8, как и на опытном Як-25К №0119, имели обратный вынос. Заводские испытания самолета проводились в сентябре-ноябре 1956 г., а повторные, после установки доработанного крыла - в мае-июне 1957 г. Ведущим летчиком-испытателем был Волков. За этот период на самолете выполнили 14 полетов общей продолжительностью 8 ч 07 мин. Все полеты проходили с подвешенными ракетами.

Серийные Як-27К, выпущенные на заводе №292, отличались от доработанной опытной машины чуть вытянутым вперед носовым конусом и наличием штанги ПВД. На них устанавливалась модифицированная под систему К-8 станция «Сокол-2К» и аппаратура системы наведения «Воздух-1». Самолеты снабжались тормозными парашютами ПТ-5240-57. Заводские испытания этих машин проводились в Саратове в течение 1958 г. С 12 по 27 апреля летчики-испытатели А.Г.Афанасьев и К.Рожков на Як-27К №0503 выполнили 6 полетов продолжительностью 3 ч. 07 мин. С 28 апреля по 3 июня Рожков и Чувин на Як-27К №0104, Ермолов и Каширин на перехватчике №0204 совершили еще 7 полетов общей продолжительностью 3 ч. 27 мин, в которых определялись максимальные скорости, эффективность элеронов и балансировочные кривые при отключенных бустерах руля высоты и элеронов. Все полеты проводились с подвешенными ракетами.

Кроме трех упомянутых машин, в 1957 г. системой вооружения К-8 был оборудован и первый пушечный серийный Як-27 №0201. Тогда же на нем установили доработанное крыло. Контрольные испытания этого истребителя с целью проверки работы двигателей, оценки устойчивости и управляемости, а также определения его скоростных характеристик провел в декабре летчик-испытатель Ф.Л.Абрамов, выполнив 3 полета общей продолжительностью 1414 мин. До конца мая 1958 г. Як-27 №0201 участвовал отработке и заводских испытаниях системы К-8, проходивших на 6-м полигоне Минобороны в Ахтубинске (в/ч 15650). Наряду с ним, в этих работах задействовались два перехватчика Як-25К и опытный Як-27К. На этой машине выполнили 41 полет общей продолжительностью 24 ч 42 мин, на Як-27 №0201 - еще 3 полета.

За весь период испытаний на Як-27К было выполнено 74 полета, в том числе 37 - с ракетами. Максимальная скорость самолета на форсаже достигла 1270 км/ч, на максимальном режиме -1110 км/ч. Практический потолок на форсаже составлял 16300 м при полетной массе 9400 кг (взлетная - 10680 кг). Максимальная продолжительность полета на высоте 11000 м с подвешенными ракетами -1 ч. 27 мин. Было произведено 7 пусков ракет, из них один - по парашютной мишени ПМ-1, а два - по самолетам-мишеням Ил-28. Стрельбы по самолетам производились на высотах 9000-10000 м с дистанции 5-6 км (дальность обнаружения цели - 33-35 км). Оба Ила удалось сбить. Як-27К получил достаточно хорошую оценку летчиков, но в 1958 г. на вооружение авиации ПВО приняли новый комплекс перехвата Су-9-51 с перспективой замены системы К-51 системой К-8. Этот самолет по своим характеристикам значительно превосходил Як-27К и тем самым перечеркнул его карьеру.

В 1955 г. вышло Постановление Совмина о разработке и постройке одноместного высотного истребителя-перехватчика с комбинированной силовой установкой, позволяющей получить практический потолок более 20 км. Первым в эту работу включилось ОКБ Микояна, которое к концу года создало прототип высотного самолета Е-50 с дополнительным ЖРД. 25 августа 1956 г., т.е. в период большой загрузки ОКБ-115 испытаниями и доработками самолетов Як-26 и Як-27, вышло еще одно Постановление Совета Министров №1195-613 об одноместном истребителе с комбинированной силовой установкой, позволяющей достичь практического потолка 24-25 км и времени полета на высоте 20 км - 3 минуты. Задание на разработку такой машины получила фирма Яковлева.

Согласно ТТТ, утвержденным 16 ноября 1956 г., перехватчик, получивший обозначение Як-27В (высотный), должен был оснащаться новой РЛС «Алмаз», оптическим прицелом АСП-5НМ, аппаратурой системы наведения «Горизонт-1» или «Воздух-1», автопилотом АП-28 и другим оборудованием. Вооружение должно было состоять из двух пушек HP-30 или более скорострельных, с темпом стрельбы 13000-15000 выстрелов в минуту. Требовалось проработать и вариант только реактивного вооружения, состоявшего из 50 неуправляемых снарядов АРС-57М или 60 снарядов ТРС-85, или 4-х ТРС-190. Руководители ОКБ-115 считали, что выполнение некоторых требований военных, в частности, бронирование кабины, автономный запуск двигателей, установка автопилота, приведет к перетяжелению машины и не позволит достичь заданного потолка, о чем были сделаны пометки на титульном листе согласованных требований.

Опытный Як-27В строился по приказу МАП №622 от 6 декабря 1956 г. Машину получили путем коренной переделки опытного Як-121. Его оснастили доработанным крылом с отогнутым носком, переставным стабилизатором, двигателями РД-9АКЕ (в некоторых документах они обозначаются несколько упрощенно - РД-9Е), носовую часть сделали полностью металлической, т.к. РЛС «Алмаз» не установили. Самолет облегчили, демонтировав второе рабочее место (фонарь остался прежний), часть оборудования и тормозной парашют. Две пушки HP-30 были сохранены. В хвостовой части фюзеляжа установили дополнительный ЖРД типа С-155 - такой же, как и на Е-50, но с измененной конструкцией воздушной системы и магистралей подачи компонентов топлива. Такое размещение ЖРД было более удачным, чем на микояновской машине, где дополнительный двигатель находился в основании киля. Як-27В обладал и значительно большим объемом топливных баков: фюзеляжные баки вмещали 1460 кг керосина для ТРД и 3085 кг горючего для ЖРД, состоявшего из трех компонентов.

Заводские испытания проходили с 26 апреля 1956 г. по 3 июля 1957 г. Проводил их ведущий летчик-испытатель В.Г.Мухин, который уже имел опыт полетов на Е-50. Эта работа послужила началом сотрудничества летчика с ОКБ, и впоследствии его пригласили на фирму Яковлева в качестве шеф-пилота. Максимальная взлетная масса Як-27В составляла 12050 кг. Набор высоты до 9000 м производился со скоростью 870 км/ч на максимальном режиме работы двигателей, затем до 14000 м - при скорости 940-960 км/ч на форсаже, а далее включался ЖРД. На минимальном режиме ЖРД работал 264 с, на максимальном - 160 с. Потолок экспериментального перехватчика достиг 23500 м, максимальная скорость соответствовала М=1,8. Полет на высоте 20000 м длился до 3-х мин при скорости М=1,5-1,6 на «малом газу» ЖРД. Летные исследования ЖРД проводились по специальной программе ОКБ-1 (разработчик), согласованной с ОКБ-115. Кроме того, в этот же период была проведена работа по проверке и доводке экспериментального высотного скафандра СИ-ЗМ, разработанного в ОКБ завода №918.

Мухин испытывал Як-27В в течение двух лет, но быстрый прогресс ЗРК сделал самолет ненужным, как, впрочем, и другие экспериментальные перехватчики с дополнительными ЖРД: Е-50, МиГ-19 (СМ-50), МиГ-19 (СМ-12ПМУ). И хотя решение о серийном производстве Е-50А принималось, сведений о постройке машин этого типа нет. Была выпущена малая войсковая серия МиГ-19ПУ (СМ-51), но и эти истребители с комбинированной силовой установкой не прижились в авиации ПВО.

--------------------------------------------------------------------------------

ЛТХ:

Модификация Як-27

Размах крыла, м 10.964

Длина, м 17.335

Площадь крыла, м2 28.94

Масса, кг

пустого самолета 7005

нормальная взлетная 10680

Тип двигателя 2 ТРД РД-9Ф

Тяга , кгс

нефорсированная 2 х 2750

форсированная 2 х 3800

Максимальная скорость , км/ч 1270

Практический потолок, м 16300

Продолжительность полета, ч.мин 1.30

Экипаж 2

[Frujin Assen]

главная послевоенная авиация разведчики

Як-27Р

Разработчик: ОКБ Яковлева

Страна: СССР

Первый полет: 1958

Тип: Фронтовой разведчик

ЛТХ Доп. информация

Окрыленный успешным запуском в серию перехватчика Як-25 и ясно сознавая, что построенные и испытанные Як-125Б и Як-25Р уже не соответствуют возросшим требованиям, Яковлев принял решение использовать имеющийся конструкторский задел и создать более скоростные машины на базе новых форсажных двигателей. Начиная с 1954 г., его ОКБ в инициативном порядке приступило к проектированию сверхзвуковых двухместных двухдвигательных самолетов по трем направлениям: фронтовой бомбардировщик, перехватчик и фронтовой разведчик. Самолеты должны были оснащаться двумя перспективными форсажными двигателями AM-11 конструкции ОКБ А.А.Микулина. Предполагалось, что они на максимальном режиме будут развивать тягу по 4000 кгс, а на форсаже - по 5000 кгс. Однако доводка AM-11 затягивалась, а несколько имеющихся образцов предназначались прежде всего для прототипов легкого фронтового истребителя ОКБ-155 Микояна. Поэтому Постановлением Совмина №616-381 от 30 марта 1955 г. и приказом МАП №240 от 5 апреля Яковлева перенацелили на создание новых сверхзвуковых самолетов с форсированными модификациями более отработанных двигателей РД-9.

Итак, параллельно с Як-123 и Як-121 в ОКБ Яковлева разрабатывался фронтовой разведчик с двумя двигателями РД-9Ф, получивший предварительное обозначение Як-122. Эту машину требовалось предъявить на госиспытания во II квартале 1956 г. ЛТХ разведчика практически не должны были отличаться от характеристик бомбардировщика. Он строился на базе Як-25Р войсковой серии и имел такую же компоновочную схему. В связи с задержкой поставки двигателей РД-9Ф на самолете установили РД-9АК. Вооружение состояло из одной пушки HP-23 с боезапасом 50 снарядов. В отличие от бомбардировщика, нижнюю часть остекления кабины штурмана выполнили не в виде плоского эллиптического окна, а из двух трапециевидных гнутых окон. Самолет мог оснащаться двумя аэрофотоаппаратами АФА-33/50 или АФА-33/75, или АФА-33/100 в АКАФУ, одним АФА-33/50 или АФА-33/75 для перспективной съемки и одним АФА-33/50 - для плановой. Опытный Як-122 стал первым советским сверхзвуковым разведчиком. Других экземпляров машины не строили, т.к. было ясно, что после доводки перехватчика и бомбардировщика можно путем модификации этих самолетов создать в кратчайшие сроки и фронтовой разведчик, соответствующий требованиям ВВС.

И все же работу над Як-122 продолжали. В 1958 г. на его базе построили первый прототип разведчика, получившего обозначение Як-27Р. Для улучшения обзора из кабины штурмана носовой конус полностью застеклили по аналогии с доработанным Як-26-1, но в отличие от последнего нижнюю часть остекления выполнили выпуклой. Самолет оснастили модифицированным, отработанным на Як-26-1 и Як-27/27К крылом, переставным стабилизатором и двигателями РД-9Ф.

Второй летный экземпляр Як-27Р несколько отличался от первого. В частности, самолет получил усовершенствованное крыло, на котором изменили профилировку, оставили только внутренние аэродинамические гребни, увеличив их высоту. Размах крыла возрос за счет применения законцовок, вынесенных за балансиры-обтекатели крыльевых опор. Изменился и переплет остекления кабины штурмана. На госиспытаниях разведчик при взлетной массе 12500 кг достиг максимальной скорости 1285 км/ч. После их завершения самолет решили строить серийно. Таким образом, Як-27Р стал единственным из всей ветви «двадцать седьмых», который удалось довести до крупносерийного производства.

По конструкции серийные самолеты, в основном, были аналогичны второму летному прототипу. По сравнению с Як-25Р и Як-122 новый разведчик оснащался более современным фотооборудованием, позволявшим днем при хорошей видимости вести фотосъемку объектов и местности на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Установленный неподвижно в фюзеляже АФА-41/10 предназначался для мелкомасштабной непрерывной (одиночными кадрами) съемки незамаскированных объектов с высоты 300-400 м. Им же с высот от 1000 до 16000 м делались снимки для привязки к съемке, произведенной плановыми фотоаппаратами АФА-42/75 или АФА-42/100, установленными на АКАФУ АКАФУ-33М. Самолет оснащался и перспективным фотоаппаратом, в качестве которого использовался АФА-42/75. Снимать можно было и на маневре в диапазоне высот 2000-14000 м. при перегрузке до 3 ед. Для прицельной фотосъемки, а также для визуальной разведки и определения путевой скорости на высотах более 1000 м в кабине штурмана устанавливался прицел ПВ-2Р. В ходе серийного производства состав фотоаппаратуры менялся. Так, АФА-42/100 устанавливались на машинах с нечетными заводскими номерами, а АФА-42/75 - с четными, причем до 12-й серии вместо этого аппарата ставили АФА-37. На серийных разведчиках устанавливались пушка HP-23 с боезапасом 50 снарядов и коллиматорный прицел ПКИ.

В силовую установку серийных Як-27Р входили два РД-9Ф 1-й серии, а начиная с самолета №1010 - 2-й серии с более надежным запуском на высотах более 5500 м, но и с большим расходом топлива, которое размещалось в пяти фюзеляжных мягких баках общей емкостью 4640 л (по некоторым документам - 4665 л). При этом дальность полета достигала 1770 км на высоте 10000 м и 1870 км на высоте 12000 м. Летом 1962 г. в ГК НИИ ВВС специальные летные испытания прошел серийный Як-27Р №0710, доработанный для установки двух ПТБ на 1050 л каждый. Они крепились с помощью бомбовых замков БДЗ-56Е к специальным балкам у переднего лонжерона и непосредственно прилегали к крылу для уменьшения аэродинамического сопротивления. Установка ПТБ была внедрена на Як-27Р с 14-й серии. Их применение позволило увеличить дальность разведчика до 2380 км (со сбросом баков после выработки горючего). При этом взлетная масса самолета возросла до 13633 кг, максимальная скорость была ограничена М=0,9, практический потолок снизился с 16550 м до 13450 м. После установки РД-9Ф 2-й серии и доработок крыла для подвески баков дальность разведчика без ПТБ снизилась до 1590 км.

Один из серийных Як-27Р использовали в качестве летающей лаборатории для испытания колесно-лыжного шасси. При этом лыжи устанавливались только на задней основной опоре и при уборке шасси оставались снаружи. Передняя опора состояла из усиленной стойки с двумя колесами типа К-262 (600х125 мм). Исследовалась проходимость самолета по снегу, а также взлетно-посадочные характеристики. Испытания начались осенью 1963 г. и закончились весной 1964 г. Их проводили летчики-испытатели Б.В. Половников, В.Н.Крыжановский, О.В.Дружинин и А.Н.Преснов.

В общей сложности было построено 180 экземпляров Як-27Р. Первая публичная демонстрация самолета состоялась на авиационном параде в Тушино в 1961 г. Як-27Р прослужили в строевых частях более 10 лет, являясь по сути переходной машиной к более совершенному Як-28Р. (Как правило, эти самолеты долгое время эксплуатировались в одних и тех же полках параллельно.) В первой половине 70-х гг. «двадцать восьмые» и МиГ-25Р/РБ окончательно вытеснили Як-27Р. Самолеты попали в коллекции и монинского музея, и музея на Ходынке. Более десяти машин в различной степени сохранности остались на территории Германии, из них одна стала экспонатом музея на аэродроме в Дессау, а две застыли на постаментах в Вернойхене и Рангсдорфе. Кодовое обозначение НАТО - Mangrove (Мангровое дерево).

ЛТХ:

Модификация Як-27Р

Размах крыла, м 11.82

Длина самолета,м 18.55

пустого самолета

максимальная взлетная 11970

максимальная взлетная 13633

Тип двигателя 2 ТРД РД-9Ф

Тяга, кгс

нефорсированная 2750

форсированная 3800

Максимальная скорость, км/ч 1285

Практическая дальность, км 2380

Практический потолок, м 16550

Экипаж, чел 1

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

МиГ-21бис (Е-7бис, тип 75) - истребитель-перехватчик с двигателем Р-25-300, РЛС "Сапфир-21". МиГ-21бис - истребитель завоевания превосходства в воздухе по сравнению с самолетами МиГ-21 предыдущих модификаций имеет лучшие маневренные и разгонные характеристики, большую скороподъемность. Маневренность самолета приближается к соответствующим характеристикам зарубежных истребителей четвертого поколения (F-15, F-16, "Мираж" 2000). Тяга двигателя Р-25-300 составляет 7100 кгс. На больших скоростях в течение ограниченного времени (3 минуты) может включаться чрезвычайный режим, при котором максимальная тяга увеличивается до 9900 кгс. На этой модификации также обеспечивалось применение стартовых ускорителей.

По сравнению с истребителями МиГ-21 предыдущих модификаций на МиГ-21бис модернизировано крыло, применены дополнительные топливные баки (запас топлива - 2880 л), новый двигатель, усовершенствовано бортовое оборудование, значительно увеличена номенклатура бортового вооружения (в состав вооружения включена ракета Р-13М с увеличенной дальностью пуска и возможностью поражения целей, маневрирующих с большими перегрузками.). ЭПР самолета близко ЭПР истребителя F-16.

Самолет оборудован системой ближней навигации и посадки "Полет-ОИ", взаимодействующей с наземными азимутально-дальномерными радиомаяками системы РСБН-2Н (РСБН-4Н) и с курсоглиссадными радиомаяками системы ПРМГ-4 ("Катет-С"), что значительно повысило точность навигации и дало возможность инструментального снижения при заходе на посадку до высоты 50-60 м в любых метеоусловиях. Так же в состав оборудования самолета входят:

радиоприцел С-21;

оптический прицел АСП-ПФД;

система ближней навигации и посадки РСБСН-5С и антенно-фидерная система "Пион-Н");

помехозащищенная линия связи "Лазурь", обеспечивающая взаимодействие с наземной автоматизированной системой управления "Воздух-1";

катапультное кресло КМ-1 или КМ-1М, приемник воздушного давления ПВД-18.

Техническое обслуживание значительно облегчено внедрением системы автоматического контроля. Истребитель МиГ-21бис выпускался серийно с 1972 по 1974 г.г. на Горьковском заводе, затем началось его лицензионное производство в Индии. Состоит на вооружении ВВС стран СНГ и многих других государств. Серийный выпуск прекращен.

--------------------------------------------------------------------------------

ЛТХ:

Модификация МиГ-21бис

Размах крыла, м 7.15

Длина, м 14.10

Высота, м 4.71

Площадь крыла, м2 23.00

Масса, кг

пустого самолета 5460

нормальная взлетная 8726

топлива 2390

Тип двигателя 1 ТРДФ Р-25-300

Тяга, кН

нефорсированная 1 х 69.60

форсированная 1 х 97.10

Максимальная скорость , км/ч

на высоте 2175

у земли 1300

Практическая дальность, км

с ПТБ 1470

без ПТБ 1210

Максимальная скороподъемность, м/мин 13500

Практический потолок, м 17800

Макс. эксплуатационная перегрузка 8.5

Экипаж 1

Вооружение: Встроенная пушка 23-мм ГШ-23Л (200 снарядов).

Максимальная масса боевой нагрузки до 1300 кг :

До четырех УР К-13М, РС-2УС, Р-ЗС, Р-ЗР, Р-60, Р-6ОМ, а также НАР калибром 57 и 240 мм и свободнопадающие бомбы различных типов калибром до 500 кг .

Возможна подвеска контейнеров с пушками, АФА, средствами радиотехнической разведки.

Доп. информация :

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

МиГ-21М (тип 96) - модификация истребителя-перехватчика МиГ-21СМ для поставки на экспорт. Двигатель Р-11Ф2С-300. РЛС РП-21МЛ (экспортный вариант РП-21М), сопряженная с прицелом АСП-ПФД. Из состава вооружения исключены ракеты К-13Р. Самолет строился на заводе "Знамя Труда" с 1968 по 1971 г.г. В 1971 г. лицензия на производство этого самолета была передана Индии и 14 февраля 1973 г. индийские ВВС получили свой первый истребитель МиГ-21М.

Так же был выпущен вариант МиГ-21МТ. Самолет представлял собой модификация истребителя-перехватчика МиГ-21М с двигателем Р-13Ф-300. Запас топлива на самоелте был увеличен до 3250 л. Дополнительное топливо размещалось в накладном 600 л. баке, который находился между кабиной пилота и килем. Вооружение и РЛС идентичны самолету МиГ-21МФ. На заводе "Знамя Труда" в 1971 г. построено 15 экземпляров.

--------------------------------------------------------------------------------

ЛТХ:

Модификация МиГ-21М

Размах крыла, м 7.15

Длина, м 14.90

Высота, м 4.71

Площадь крыла, м2 23.00

Масса, кг

пустого самолета 5350

нормальная взлетная 8200

максимальная взлетная 9300

топлива 2200

Тип двигателя 1 ТРДФ Р-11Ф2С-300

Тяга, кгс 1 х 6175

Максимальная скорость , км/ч

на высоте 2230

у земли 1300

Практическая дальность, км

с ПТБ 1420

без ПТБ 1050

Максимальная скороподъемность, м/мин 12240

Практический потолок, м 17300

Макс. эксплуатационная перегрузка 8.5

Экипаж 1

Вооружение: Встроенная 23-мм пушка ГШ-23Л (200 снарядов).

Максимальная масса боевой нагрузки до 1200 кг на 4 узлах подвески:

До 4 УР К-13М, К-13, а также НАР в блоках УБ-16 или УБ-32 свободнопадающие бомбы различных типов калибром до 100 кг , зажигательные баки

Доп. информация :

Чертеж "Микоян,Гуревич МиГ-21 (3)"

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

МиГ-21МФ (тип 96Ф) - модификация истребителя-перехватчика МиГ-21М с двигателем Р-13-300. Максимальная масса боевой нагрузки 1300 кг. МиГ-21МФ мог также нести ракеты Р-60 или Р-60М для ведения маневренного воздушного боя. Автопилот АП-155, система предупреждения об облучении "Сирена-3М", приемоответчик госопознавания "земля-воздух" СРО-2 и приемоответчик госопознавания "воздух-воздух" СРЗО-2, передатчик дециметрового диапазона (для наведения и посадки) СОД-57М, радиовысотомер РВ-УМ. Приемник наземных команд наведения "Лазурь". В кабине пилота установлен новый перископ ТС-27АМ4. Бортовая РЛС "Сапфир-21". Выпускался серийно на заводе "Знамя Труда" в 1970-1974 г.г. и с 1975 г. на Горьковском авиазаводе.

--------------------------------------------------------------------------------

ЛТХ:

Модификация МиГ-21МФ

Размах крыла, м 7.15

Длина, м 14.90

Высота, м 4.71

Площадь крыла, м2 23.00

Масса, кг

пустого самолета 5350

нормальная взлетная 8200

максимальная взлетная 9300

топлива 2200

Тип двигателя 1 ТРДФ Р-13-300

Тяга, кгс 1 х 6490

Максимальная скорость , км/ч

на высоте 2230

у земли 1300

Практическая дальность, км

с ПТБ 1420

без ПТБ 1050

Максимальная скороподъемность, м/мин 12240

Практический потолок, м 18200

Макси. эксплуатационная перегрузка 8.5

Экипаж 1

Вооружение: Встроенная 23-мм пушка ГШ-23Л (200 снарядов).

Максимальная масса боевой нагрузки до 1300 кг на 4 узлах подвески:

До 4 УР К-13М, К-13, Р-60, Р-60М, а также НАР в блоках УБ-16 или УБ-32 свободнопадающие бомбы различных типов калибром до 100 кг , зажигательные баки

Доп. информация :

Чертеж "Микоян,Гуревич МиГ-21 (3)"

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

МиГ-21П,ПФ (Е-7/1, Е-7/2, Е-7/3, Е-7/4, тип 76) - истребитель-перехватчик с двигателем Р-11Ф-300, РЛС ЦД-30Т и ракетами К-13. Истребитель предназначен для использования в системе комплекса МиГ-21П-13 для перехвата и поражения воздушных целей противника днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях. Е-7 стал основателем новой, наиболее крупной, серии истребителей-перехватчиков МиГ-21.

Первый вылет Е-7/1 состоялся 10 августа 1958 г. Заводские испытания проводили летчики-испытатели П.М. Остапенко и И.Н. Кравцов. В состав вооружения и оборудования самолета входили: РЛС ЦД-30Т, прицел ПКИ-1, курсовая система КСИ, две ракеты К-13, аппаратура системы наведения "Лазурь", радиостанция РСИУ-5, АРК-54И, МРП-56П, СРО-2М, СОД-57М. Пушечное вооружение на самолете отсутствовало. Для улучшения проходимости самолета на грунтовых аэродромах на основных стойках установили колеса КТ-50/2, 800х200В.

На Е-7/2 и Е-7/3 для улучшения путевой устойчивости на больших скоростях увеличили площадь носка киля на 0,18 м2, а площадь подфюзеляжного гребня на 0,1 м2, уменьшили боковую поверхность и толщину пилонов для подвески ракет К-13. Установлен автопилот КАП-1. В 1963 г. на самолете Е-7/3 проходила отработку ракета К-13Р.

Самолет Е-7/4 оснащался двигателем Р-11Ф2-300 с тягой 6120 кг. Была увеличена емкость топливной системы до 2750 л за счет установки накладного бака и задних крыльевых баков. Предусмотрена возможность установки помехозащищенной РЛС ЦД-30ТП (РП-21), в связи с чем несколько изменена конструкция головной части фюзеляжа. Установлен автопилот КАП-2 в системе управления элероном. На основных стойках колеса КТ-92, 800х200В. На Е-7/4 в 1962 г. проходило испытание колесно-лыжное шасси, с целью использования самолета на грунтовых аэродромах с прочностью грунта до 4 кг/см2 при колее глубиной до 5 см.

30 июня 1961 года закончились совместные государственные летные испытания самолетов Е-7/3 и Е-7/4 с положительной оценкой, истребитель МиГ-21ПФ был рекомендован в серийное производство и к принятию на вооружение ВВС. За период совместных летных испытаний на самолете E7/3 было выполнено 160 полетов, а на самолете E7/4 - 154 полета. Строился серийно на заводе №21 с 1962 по 1968 г.г. для ВВС и ПВО, а на заводе №30 с 1964 по 1968 г.г. для поставок на экспорт.

С декабря 1961 г. по январь 1962 г. на серийном истребителе Е-7№76210101 выполнялись работы по его оборудованию станцией ЦД-30ТП. 12 марта 1962 г. начались заводские испытания, которые завершились в конце месяца с положительными результатами. В период с мая по июль 1962 г. прошли госиспытания, РЛС ЦД-30ТП рекомендована к установке на серийных самолетах МиГ-21ПФ. В результате проведенных доработок минимальная высота боевого применения была снижена с 4 до 2 км.

После окончания испытаний ЦД-30ТП, в период с 20 ноября 1962 г. по 3 сентября 1963 г. проводились госиспытания системы вооружения К-51. Дополнительно, для проведения испытаний, ракетами К-5МС оборудовли Е-7М. По результатам испытаний систему К-51 рекомендовали для установки на самолете МиГ-21ПФ в качестве варианта вооружения, обеспечивающего возможность боевого применения самолета в сложных метеоусловиях и расширяющего боевые возможности самолета в простых метеоусловиях. В 1963 г. на самолете, совместно с Е-7/3, проходила отработку ракета К-13Р перед ее установкой на Е-7С.

Был так же разработан вариант самолета под обозначением МиГ-21ФЛ(тип 77) - модификация истребителя-перехватчика МиГ-21ПФ для поставки в Индию. Установлен двигатель Р-11Ф-300 и РЛС Р-2Л. Строился серийно на заводе №30 с 1965 г. по 1968 г. и с 1966 г. по лицензии в Индии.

На МиГ-21ПФ и МиГ-21ФЛ пушечное вооружение отсутствует. На подкрыльевых узлах подвески могут подвешиваться две УР К-13 или Р-ЗС с ТГС, МиГ-21ФЛ может оснащаться двумя УР Р-2Л с наведением по лучу (могут применяться в облаках с использованием радиоприцела).

--------------------------------------------------------------------------------

ЛТХ:

Модификация МиГ-21ПФ

Размах крыла, м 7.15

Длина, м 14.10

Высота, м 4.71

Площадь крыла, м2 23.00

Масса, кг

пустого самолета 5150

нормальная взлетная 7750

максимальная взлетная 9080

топлива 2280

Тип двигателя 1 ТРДФ Р-11Ф2-300

Тяга нефорсированная, кгс 1 х 6120

Максимальная скорость , км/ч

на высоте 2175

у земли 1300

Практическая дальность, км

без ПТБ 1600

с ПТБ 1900

Практический потолок, м 19000

Макс. эксплуатационная перегрузка 8

Экипаж 1

Вооружение: две УР К-13 или Р-ЗС

Доп. информация :

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

МиГ-21ПФС (Е-7СПС, тип 94) - истребитель-перехватчик с системой сдува пограничного слоя. 0Работы проводились на серийном Е-7№76210103. Самолет был переоборудован и прошел заводские и государственные испытания в первом полугодии 1962 г. Применение сдува пограничного слоя с закрылков и расположенной у основания киля парашютно-тормозной системы увеличенной площади (19 м2, вместо 16 м2) позволили сократить длину пробега в среднем до 480 м, а посадочную скорость до 240 км/ч. На самолете могут устанавливаться два стартовых ускорителя СПРД-99 для сокращения длины разбега. Двигатель Р-11Ф2С-300 с тягой 6175 кг. Установлено катапультное кресло КМ-1М. Фонарь козырькового типа, открывался в правую сторону. Строился серийно. Самолеты первых серий оснащались катапультным креслом СК с системой защиты летчика фонарем.

Дальнейшим развитием самолета стала модификация МиГ-21ПФМ (Е-7М) - истребитель-перехватчик с малогабаритным прицелом АСП-ПФ, сопряженным с РЛС ЦД-30ТП (РП-21) и ИК-визиром "Самоцвет". Работы проводились на серийном Е-7№76210103 после проведения госиспытаний системы СПС. Переоборудование закончено 17 октября 1962 г. В комплексе с РЛС, выдающей сигнал дальности, прицел АСП-ПФ являлся средством, позволяющим в дневных условиях вести как визуальную прицельную стрельбу УР и НУР, так и любой вид бомбометания. ИК-визир "Самоцвет", в комплексе с РЛС и АСП-ПФ, предназначался для обнаружения самолета-цели в задней полусфере и прицеливания при стрельбе всеми видами оружия в ночное время при простых метеоусловиях вне зависимости от высоты полета.

Основные отличия от истребителя-перехватчика МиГ-21ПФ:

Прицельная головка АСП-ПФ размещена на месте индикатора РЛС.

ИК-визир "Самоцвет" расположен рядом с головкой АСП-ПФ.

Установлены запросчик-ответчик СРЗО-2М "Хром-Никель", система ближней навигации "Искра" и зеркало для обзора задней полусферы.

Увеличен закабинный отсек оборудования за счет срезки верхушки топливного бака №1. Для подхода к новому оборудованию в фюзеляже сделан второй силовой люк с правой стороны, симметрично левому. Бак №1 новый.

Изменена доска приборов и пульты, поперечная балка выполнена с учетом размещения индикатора РЛС.

Прозрачный бронеблок снят и заменен плоским стеклом.

Одновременно с испытаниями нового прицельного оборудования проводились испытания системы СПС с устраненными недостатками, выявленными на ее испытаниях. 27 декабря 1962 г. самолет Е-7М предъявили на госиспытания. Одновременно по согласованию с ВВС он был подключен к госиспытаниям системы вооружения К-51. Для этого под крылом на серийные держатели БД3-60-21У вместо АПУ с ракетами К-13 устанавливались ПУ-12-40 с ракетами К-5МС. Таким образом, на самолете могли быть подвешены как ракеты К-13, так и К-5МС. Кроме того, Е-7М комплектовался вторым вариантом пусковой установки - АПУ-7, разработанным для применения как ракет К-5МС, так и неуправляемых реактивных снарядов С-24.

В 1964 г. самолет прошел госиспытания и рекомендован к принятию на вооружение. Строился серийно.

На МиГ-21ПФМ установлены встроенные пушки ГШ-23Л (23 мм), так же самолеты МиГ-21ПФМ могут оснащаться подвесным контейнером ГП-9 с пушкой ГШ-23. На подкрыльевых узлах подвески могут подвешиваться четыре УР К-13 или Р-3С или РС-2УС (К-5), а также УР Х-66 (класса воздух - поверхность).

--------------------------------------------------------------------------------

ЛТХ:

Модификация МиГ-21ПФМ

Размах крыла, м 7.15

Длина, м 14.10

Высота, м 4.71

Площадь крыла, м2 23.00

пустого самолета

нормальная взлетная 7820

максимальная взлетная 9120

топлива 2200

Тип двигателя 1 ТРДФ Р-11Ф2С-300

Тяга, кгс 1 х 6175

Максимальная скорость , км/ч

на высоте 2230

у земли 1300

Практическая дальность, км

без ПТБ 1300

с ПТБ 1670

Практический потолок, м 19000

Макс. эксплуатационная перегрузка 8

Экипаж 1

Вооружение: 23-мм пушка ГШ-23Л

четыре УР К-13 или Р-ЗС или РС-2УС

контейнер с 23-мм пушкой ГШ-23 или ПУ НАР С-24

УР Х-66

Доп. информация :

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

МиГ-21Ф-13 (Е-6Т/1, Е-6Т/2, Е-6Т/3, тип74) - легкий фронтовой истребитель с двигателем Р-11Ф-300 и системой вооружения К-13. На истребителе под каждой консолью крыла устанавливались пусковые установки АПУ-28 (впоследствии АПУ-13) для управляемых ракет К-13 с тепловыми ГСН. Вместо АПУ с ракетами могут быть подвешены блоки со снарядами С-5М (по 16 или 32 шт.), два пусковых устройства ПУ-12-40 для стрельбы снарядами С-24, а также бомбы или зажигательный бак ЗБ-360. Стрелковое вооружение состояло из одной пушки НР-30 (боезапас 30 патронов), которая размещалась справа, левая пушка демонтировалась. Установлено катапультное кресло СК с системой защиты летчика фонарем.

Самолет строился серийно на Горьковском авиазаводе.

Самолет Е-6Т/1(Е-66) после испытаний был облегчен и использовался для установки рекордов скорости и высоты под обозначением Е-66. Двигатель Р-11Ф2-300. С марта 1961 г. испытывался ускоритель У-21 с ЖРД С3-20М5А. На самолете установлены три мировых рекорда:

31 октября 1959 г. летчиком-испытателем Г.К. Мосоловым установлен рекорд скорости на базе 15-25 км. Достигнута средняя скорость 2388 км/ч, а на отдельных участках 2504 км/ч;

16 сентября 1960 г. летчиком-испытателем К.К. Коккинаки установлен рекорд скорости на замкнутом 100 км маршруте. Достигнута средняя скорость 2148,66 км/ч, а на отдельных участках 2499 км/ч;

28 апреля 1961 г. летчиком-испытателем Г.К. Мосоловым установлен абсолютный рекорд высоты 34714 м.

Участвовал в воздушном параде 9 июля 1961 г. в Тушино.

В 1961 г. на Е-6Т/2 проходили испытания шасси с прямоугольными и круглыми лыжами в неубирающемся варианте. Испытания проходили на грунтовом аэродроме в Третьяково. Выполнено 18 рулежек и 11 полетов.

На Е-6Т/3 проводилась также отработка автопилота КАП-2, затем АП-155(КАП-3), а также переднего горизонтального оперения (дестабилизатора). Проходил испытания в 1961-1963 г.г. Двигатель Р-11Ф-300 со всережимным соплом, позволяющим плавно регулировать тягу на форсажных режимах. Снятие левой пушки позволило увеличить запас топлива на 140 л. Радиостанция РСИУ-5 "Дуб-5" вместо РСИУ-4В "Миндаль". Испытания ПГО завершились в июле 1962 г., выполнено 85 полетов. Испытания АП-155 закончены в сентябре 1963 г. Автопилот АП-155 внедрен в серию.

Так же ОКБ-155 поручено построить фронтовой истребитель МиГ-21Ф-13 с обеспечением длины разбега на взлете и пробега при посадке не более 300-350 метров с предъявлением на совместные государственные испытания в III кв. 1961г.

В 1961 г. были обеспечены постройка, испытания и доводка самолетов E6B/1 и E6B/2. На самолетах отрабатывались системы для уменьшения дистанций взлета и посадки, такие, как стартовые пороховые ускорители СПРД-99 (изд.314-2), система сдува пограничного слоя, размещение тормозного парашюта в контейнере у основания киля. В 1961 г. система СПС прошла госиспытания с положительной оценкой и запущена в серию. Сдув пограничного слоя с закрылков осуществлялся отбираемым за последней ступенью компрессора двигателя Р-11Ф2С-300 воздухом, который по магистрали подавался в крыло и через щели на верхние поверхности закрылка. Угол отклонения закрылка 45?. Включение системы СПС автоматическое, при отклонении закрылка на 30?.

Для дальнейшего исследования системы отсоса пограничного слоя с носка крыла, элерона и стабилизатора, а также повышения эффективности СПС на закрылках на самолете E6B/1 в 1961 г. выполнены следующие доработки:

Обеспечено отклонение закрылков на углы более 45? с тремя выдувами в их носовой части.

Изготовлен закрылок с отклонением на 45? с выдувом воздуха на каждую его часть.

Обеспечен сдув пограничного слоя по передней кромке крыла.

Обеспечено отклонение стабилизатора на угол 30?-35? по потоку с выдувом воздуха по передней кромке стабилизатора.

10 января 1962 г. на Е-6В/2 во время взлета произошел взрыв левого ускорителя и из-за возникшего пожара самолет вышел из строя. В 1963 г. на Е-6В/1 была установлена и испытана улучшенная система СПС, которая внедрена в серию. Значительно уменьшилась посадочная скорость и длина пробега, повысилась эффективность элеронов.

--------------------------------------------------------------------------------

ЛТХ:

Модификация МиГ-21Ф-13

Размах крыла, м 7.15

Длина, м 13.46

Высота, м 4.71

Площадь крыла, м2 23.00

Масса, кг

пустого самолета 4871

нормальная взлетная 7100

топлива 1900

Тип двигателя 1 ТРДФ Р-11Ф-300

Тяга, кгс 1 х 5740

Максимальная скорость , км/ч

на высоте 2125

у земли 1100

Практическая дальность, км

без ПТБ 1300

с ПТБ 1580

Практический потолок, м 19000

Экипаж 1

Вооружение: одна 30-мм пушка НР-30

две УР К-13, блоки со снарядами С-5М (по 16 или 32 шт.), два пусковых устройства ПУ-12-40 для стрельбы снарядами С-24, бомбы или зажигательный бак ЗБ-360

Доп. информация :

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

На прошедшей в ноябре 2001 года международной выставке в Дубае Нижегородское авиастроительное предприятие "Сокол" вновь продемонстрировало модернизированный МиГ-21-93. Этот факт свидетельствует о том, что зарубежные эксплуатанты до сих пор проявляют интерес к самолету-солдату XX века, а его резервы до сих пор не исчерпаны.

МиГ-21 - один из самых распространенных в мире истребителей. В начале 1995-го их насчитывалось около 7500 в 38 странах. Сегодня в эксплуатации находится около 5000 машин. Это обстоятельство послужило поводом для ряда предложений по его модернизации, в том числе и продлению ресурса планера.

Первой в этом направлении стала индийская программа. Договоренности о модернизации индийских МиГ-21бис достигли еще в 1993-м. В окончательном виде предусматривается переоборудование 125 самолетов и зарезервирована возможность доработки еще 50 истребителей.

На обновленной машине, прежде всего, устанавливается новая многофункциональная когерентная импульсно-доплеровская РЛС "Копье" со щелевой антенной. Эта станция является основным информационным средством системы управления вооружением. Многофункциональная бортовая малогабаритная импульсно-доплеровская РЛС "Копье", разработанная НПО "Фазатрон", способная:

обнаруживать и скрытно сопровождать в автоматическом режиме воздушные цели, в том числе летящие на малой высоте над землей или водной поверхностью (дальность обнаружения типовой воздушной цели на встречном курсе до 57 км, "вдогон" до 25 - 30 км, наземной цели типа "мост" - 100 км, морской цели типа "катер" 30 км, одновременное сопровождение в режиме обзора до восьми целей и выделение двух наиболее опасных);

обеспечивать атаку по целеуказанию и поражение целей ракетами с радиолокационными и тепловыми головками самонаведения, а также пушкой (обеспечивается одновременный пуск двух УР с АРГС или с ТГС по двум различным целям);

производить скоростной вертикальный поиск и автоматический захват визуально видимых целей в ближнем воздушном бою с использованием усовершенствованных УР, имеющих повышенные маневренные характеристики;

формировать равномасштабную карту с высоким разрежением, укрупнением масштаба и "замораживанием" изображения.

Быстрый поиск и автоматический захват визуально наблюдаемых целей в режиме "ближний бой" завершается применением управляемых ракет или двухствольной пушки ГШ-23. По своим основным характеристикам РЛС "Копье" соответствует или несколько превосходит американскую РЛС Вестингауз AN-APG-68, устанавливаемую на самолетах Дженерал Дайнэмикс F-16C.

Кроме РЛС "Копье" в состав бортового оборудования входит:

цифровая вычислительная машина,

нашлемная система прицеливания (аналогичная системам установленным на МиГ-29 и Су-27),

пилотажно-навигационный комплекс с инерциальной навигационной системой и информационным комплексом высотно-скоростных параметров,

современная радиотехническая система ближней навигации,

радиокомандная линия наведения по cигналам станций наведения.

На самолете также установлена новая система электроснабжения, система регистрации параметров полета, система автоматического управления. В качестве пассивного средства защиты на самолете возможна установка ста двадцати 26 мм отстреливаемых ловушек (ИК или с дипольными отражателями). Информация от различных систем поступает на приборы, а также на ИЛС и два дисплея.

В режиме "воздух-поверхность" осуществляется как картографирование местности (возможно укрупнение выбранного участка карты), так и обнаружение наземных и морских целей на дальностях до 100 км (железнодорожный мост) и до 30 км (морской катер). Борьба с надводными целями может осуществляться с помощью противокорабельных ракет (ПКР) Х-31А. Новые беспереплетный козырек фонаря, и стекло с зеркалом заднего вида, существенно улучшили обзор из кабины летчика.

В месте сопряжения фюзеляжа и крыла на его верхней поверхности расположили конформные контейнеры с блоками системы управления оружием и выброса помех.

Кроме орудия ГШ-23 и ПКР Х-31А, в арсенале истребителя предусмотрены ракеты класса "воздух-воздух" Р-27Р1 (Т1) с пассивной радиолокационной (тепловой) ГСН средней дальности, РВВ-АЕ с активной радиолокационной ГСН средней дальности и ракета ближнего боя Р-60. Для борьбы с РЛС (в зависимости от дальности) имеются ракеты Х-25МП и X-31 П. В состав вооружения входят также корректируемые КАБ-500 КР и обычные авиабомбы калибра от 100 до 500 кг. Не исключена подвеска НАР С-5, С-8, С-13 и С-24. МиГ-21-93 лишь на 75 кг стал тяжелее МиГ-21бис (8825 кг).

Если МиГ-21бис был и раньше опасным противником, то теперь его боевой потенциал еще больше возрос, а сам самолет стал в один ряд с истребителями четвертого поколения.

МиГ-21-93 способен:

вести всеракурсный воздушный бой на средних и малых дальностях, в том числе на фоне земли (моря) с применением ракет класса воздух - воздух средней дальности;

осуществлять высокоманевренный ближний бой с применением всеракурсных ракет с ТГС и пушки; выполнять перехват ударных и разведывательных самолетов и вертолетов (в том числе и находящихся в режиме висения);

вести воздушную разведку с использованием РЛС, работающей в режиме картографирования местности и обнаружения радиолокационноконтрастных целей;

поражать как площадные, так и малоразмерные наземные (морские) цели неуправляемым оружием и корректируемыми авиабомбами (КАБ);

осуществлять борьбу с морскими целями и РЛС противника при помощи УР класса воздух поверхность.

Система спутниковой навигации существенно облегчила работу летчика, ранее опиравшегося при самолетовождении лишь на радио- и гиромагнитный компасы.

Первый полет МиГ-21-93 состоялся в 1994 г. Первый прототип МиГ-21-93, доработанный в Нижнем Новгороде, впервые взлетел 25 мая 1995-го, пилотируемый летчиком-испытателем ОКБ имени А.И.Микояна В.Горбуновым. Второй прототип, получивший обозначение МиГ-21бис UPG и заказанный Индией, совершил первый полет 3 октября 1998-го, пилотируемый летчиком-испытателем О.В.Антоновичем с аэродрома завода "Сокол" в Нижнем Новгороде.

К весне 2000-го переоборудовали несколько "МиГов", на которых выполнили свыше двухсот полетов, отработали и подтвердили заявленные характеристики бортовой РЛС на всех режимах.

В частности, осуществлены пуски ракет РВВ-АЕ и Р-73, а также стрельба из пушки по воздушным целям, отработаны режимы оптический и целеуказания. Проведены пуски неуправляемых ракет, бомбометание (в том числе и корректируемыми авиабомбами КАБ-500) и стрельба из пушки по наземным целям. Подтвердились в полете параметры и работоспособность авионики и новых бортовых систем.

И еще одна новость, касающаяся "биса". Российские специалисты предложили Индии дополнить ранее заключенный контракт установкой радиопоглощающего покрытия. Испытания условной цели, проведенные в Нижнем Новгороде в мае 2000 года в присутствии военно-воздушного атташе Индии, показали, что эффективная поверхность рассеивания (ЭПР) МиГ-21бис может быть снижена более чем в 10 раз.

Помимо МиГ-21бис, не исключена возможность модернизации и более ранних машин - МиГ-21М и МиГ-21МФ. При этом, в зависимости от варианта модернизации, предполагается использовать менее мощную РЛС по сравнению с "Копьем", ракеты Р-73Е, нашлемную систему целеуказания и новый фонарь кабины пилота. Во всяком случае Индия намерена продлить срок эксплуатации своих МиГ-21 до 2005-2020 годов. Возможна также доработка и учебных МиГ-21 УМ для подготовки пилотов МиГ-21-93.

Несмотря на, казалось бы, решенный вопрос о модернизации индийских "МиГов", в зарубежной прессе то и дело появляются сообщения о целесообразности продолжения этой работы. Поводом к этому стала высокая аварийность МиГ-21.

Например, 19 марта 1999-го МиГ-21 (какой конкретно тип не указывается) потерпел катастрофу в индийском штате Махарашта. Истребитель загорелся в воздухе и при ударе о землю взорвался. 16 ноября горящий МиГ-21 упал в штате Западная Бенгалия.

3 и 11 декабря еще два летных происшествия с потерей самолетов. Оба произошли в пригороде Чандигарка. Об их причинах не сообщается, но отмечается, что первая из них связана с неполадками в двигателе. 17-го еще одна авария. Пилоту удалось удачно катапультироваться, а машина упала в лес неподалеку от базы ВВС.

В 1998-м Индия потеряла в общей сложности, включая и МиГ-21, 18 машин, в 1999-м -12 "МиГов" (всего 27 самолетов разных типов). С января по август 2000-го потеряно 8 "МиГов". Всего же, начиная с 1997-го, индийские ВВС недосчитались 57 МиГ-21 различных модификаций.

Страшная статистика и причин здесь несколько. Прежде всего, нехватка запасных частей. Отсутствует надлежащий контроль за продлением ресурса планера. Да и летчики, особенно молодые, не очень-то стремятся летать на МиГ-21 и не очень верят в обновленные машины, поскольку планер не ремонтируется и не дорабатывается.

В то же время, по заявлению начальника штаба ВВС Индиии маршала авиации Анила Типниса, "МиГи" останутся на вооружении еще в течение 10-20 лет, поскольку процесс их модернизации начался. ВВС вынуждены сохранить на вооружении около 400 МиГ-21, так как они составляют почти половину самолетного парка.

Первый модернизированный МиГ-21-93 отправили в Индию для испытаний в начале января 2001-го. В печати также сообщалось, что РСК "МиГ" полностью отработала и передала индийской стороне документацию для модернизации 125 МиГ-21бис. Работа выполнена в рамках контракта (по оценке специалистов) 300-340 млн.долл.

В заключение следует сказать, что глубокая модернизация истребителя стала возможной, благодаря объединенным усилиям ОКБ имени А.И.Микояна, НАЗ «Сокол», НИИР «Фазотрон», ГосМКБ «Вымпел» и других предприятий.

Кроме истребителя-перехватчика МиГ-21-93 разработаны модификации МиГ-21-93И для ВВС Индии и МиГ-21-98 с более современным бортовым радиоэлектронным оборудованием. Разрабатывались проекты штурмовика МиГ-21К, беспилотного ударного самолета МиГ-21ДП(21-14) и ряд других.

--------------------------------------------------------------------------------

ЛТХ:

Модификация МиГ-21-93

Размах крыла, м 7.15

Длина, м 14.10

Высота, м 4.71

Площадь крыла, м2 23.00

Угол стреловидности крыла, град 57

Масса, кг

пустого самолета 5460

нормальная взлетная 8825

максимальная взлетная 9600

Топливо, кг 2390

Тип двигателя 1 ТРДФ Р-25-300

Тяга, кН

нефорсированная 1 х 69.60

форсированная 1 х 97.10

Максимальная скорость , км/ч

на высоте 2175

у земли 1300

Практическая дальность, км

с ПТБ 2100

без ПТБ 1210

Максимальная скороподъемность, м/мин 13500

Практический потолок, м 17300

Макс. эксплуатационная перегрузка 8.5

Экипаж 1

Вооружение: Встроенная 23-мм пушка ГШ-23Л (200 снарядов).

УР класса воздух - воздух средней дальности Р-27Р1 (до двух единиц) или Р-77 (РВВ-АЕ, до четырех ракет), УР ближнего боя Р-733 (четыре) или Р-60М (шесть), противорадиолокационные ракеты Х-25МП (две) или Х-31П (одна), противокорабельные ракеты Х-31А (одна) или Х-35, корректируемые бомбы с лазерным наведением КАБ-500КР (две), НАР С-5, С-8, С-13 и С-24, свободнопадающие бомбы калибром 100-500 кг.

Возможна подвеска контейнеров с пушками, АФА, средствами радиотехнической разведки.

Доп. информация :

[Frujin Assen]

История создания этого самолета началась в 1961 г., 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 г. Самолет был выполнен по модной сегодня 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 модой 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 г. 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 "Фантом-2" - 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 50-60-х гг. 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° обеспечивались хорошие маневренные характеристики и высокое аэродинамическое качество на околозвуковых режимах. Установив крыло на угол 60-70°, 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 г. 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 г. Машина с крылом изменяемой геометрии получила обозначение "23-11". Проектирование истребителя "23-11" велось быстрыми темпами. Работы еще более ускорились после выхода в 1965 г. приказа МАП, определившего их основные направления. Этим документом создание механизма поворота крыла поручалось МКБ "Родина" (главный конструктор Селиванов). В январе-марте 1966 г. 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°. 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" 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 г. - 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" (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 г. 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).

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 г.") от МиГ-23С стало применение модернизированного крыла так называемой II редакции с увеличенной на 3 м? 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-го 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 гг.

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 г. 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 "двадцать третьих" 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).

--------------------------------------------------------------------------------

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)

Доп. информация :

Статья "Кубинские МиГи. МиГ-23"

Фотографии:

[Frujin Assen]

[Frujin Assen]

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"

Статья "МиГ-23 на Ближнем Востоке"

Статья "Миг-23 в Ливане"

Статья "МиГ-23 в Анголе"

Статья "Иракские МиГ-23"

Книга "Практическая аэродинамика

[Frujin Assen]