Советская военная мощь

Форум о советской военной технике и армии


Вы не подключены. Войдите или зарегистрируйтесь

МиГ-23МЛ (23-12) - фронтовой истребитель

Предыдущая тема Следующая тема Перейти вниз  Сообщение [Страница 1 из 1]

Admin

avatar
Admin
[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть это изображение]

Необходимость дальнейшего увеличения маневренности самолета, обусловленная появлением в США истребителей 4-го поколения F-15А, 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.

Максимальная эксплуатационная перегрузка МиГ-23МЛ составила 8,5g при М<0,85 и 7,5g 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 теплопеленгатор ТП-23М (дальность обнаружения цели вдогон 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.

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, вт. ч. и воевавших на Ближнем Востоке, эта машина была уже полноценным, по-настоящему боевым истребителем.

Краткие ТТХ:
Длина с ПВД  - 17,1 м
Высота - 4,82 м
Размах крыла при угле стреловидности:
- 18° - 13,97 м
- 74° - 7,78 м
Площадь крыла при угле стреловидности:
- 18° - 37,35 м2
- 74° - 34,16 м2
Двигатель:
- тип - Р35-300
- макс-я тяга на форсаже - 13000 кгс
Масса:
- пустого - 10550 кг
- нормальная взлетная - 15600 кг
- максимальная взлетная - 17800 кг
Скорость:
- максим-я у земли/на высоте - 1400/2500 км/ч
- взлетная - 280-300 км/ч
- посадочная - 240 км/ч
Практическая дальность:
- без ПТБ - 1650 км
- с ПТБ - 2250 км
Практический потолок - 18500 м
Максим-я скороподъемность - 230 м/с
Эксплуатационная перегрузка при М<0,85/М>0,85 - 8,5/7,5 ед
Длина разбега - 450-850 м

Источник: Авиация и Время №2 2000 г.

МиГ-23МЛ тип 23-12 вариант с радаром "Сапфир-23МЛА" (Н003 «Аметист») и прицелом АСП-17МЛ. Иногда именуется как МиГ-23МЛА, однако данное обозначение не официальное.
Выпускался с 1978 г.

[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть это изображение]

Требуется любая дополнительная информация



Последний раз редактировалось: Admin (2/1/2016, 17:14), всего редактировалось 1 раз(а)

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
Краткое техническое описание истребителя МиГ-23МЛ

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 ТС-27АМШ, 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°), двухсекционный интерцептор и трехсекционный закрылок (угол отклонения - 25° на взлете и 50° 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° 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°.

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°30' до +8°30'. Для управления по крену они отклоняются в разные стороны на угол +/-10° при угле стреловидности крыла до 55° и на угол +/-6°30' — при большей стреловидности. Угол стреловидности стабилизатора по передней кромке 55°40'.

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 (МиГ-23М и МиГ-23МФ оснащались двигателями Р-29Ф-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 16°) 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/см2.

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 «поддавливания» 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/см2, 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 ди-ректорные 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»), теплопеленгатор 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 Зg, на дальностях 550-1000 м.

Для обнаружения воздушных целей используется также теплопеленгатор ТП-23М или ТП-26 (имеет максимальную дальность обнаружения реактивных самолетов в задней полусфере на фоне свободного пространства до 60 км). Теплопеленгатор позволяет незаметно сблизиться с противником на дистанцию пуска ракет с ТГС. Он имеет следующие режимы работы: T-I — выдача целеуказаний ракетам Р-60, Р-23Т, Р-24Т и Р-13М в диапазоне 60° по азимуту и 15° по углу места; T-II — 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 теплопеленгатора, 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° в вертикальной плоскости и +/-12° 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-ЗС, 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°. 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 ПИКС-ГШ-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 тактичесчких ядерных бомб РН-40 мощностью 30 кТ.

Источник: Авиация и Время №2 2000 г.

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
Вся история МиГ-23 вплоть до «эмовской» модификации была, по существу, направлена на доведение истребителя до уровня, заданного еще при его разработке. Однако ко времени принятия самолета на вооружение его возможности уже далеко не полностью удовлетворяли растущим требованиям. Это касалось как летных характеристик, так и уровня целевого оборудования и вооружения, за время длительной доводки начинавшего отставать от всё более высокой «планки» современных условий. Вызывал массу нареканий и сам бесконечный процесс доработок самолета, приводивший к вынужденному простою МиГов и сказывавшийся на боеготовности парка истребительной авиации. Известная неудовлетворенность военных МиГ-23 вынуждала сохранять заказ на МиГ-21, выпуск которых для советских ВВС продолжался вплоть до начала 80-х годов. Другой причиной была дороговизна МиГ-23, включая и те же влетавшие в копеечку доработки, вынужденно ограничивая запросы заказывающего управления ВВС.

Потребность в совершенствовании МиГ-23 была обусловлена прежде всего тем, что его соперники всё это время отнюдь не стояли на месте. ВВС вероятного противника полным ходом перевооружались боевой техникой нового поколения и модернизировали имевшиеся образцы. С 1974 года на вооружение нескольких западных стран стали поступать истребители «Мираж» F.1; в середине 1975 года в качестве основного истребителя ряда НАТОвских стран был принят новейший самолет F-16. У самих американцев перевооружением истребительной авиации занялись еще раньше, начав эксплуатацию самолетов третьего поколения, - в 1973 году палубного истребителя F-14 и, со следующего года, - истребителя-перехватчика F-15, которому отводилась роль основной машины американской истребительной авиации на ближайший период.

Для противостояния такому противнику приходилось «повышать планку» требований, добиваясь если не превосходства, то достижения паритета либо сокращения разрыва до приемлемого уровня. МиГ-23М, являвшийся к середине 70-х годов наиболее современным типом фронтовой истребительной авиации, такими возможностями обладал далеко не в полной мере. Оценка перспектив МиГ-23М при встрече с истребителями вероятного противника, выполненная 30-м ЦНИИ Минобороны, свидетельствовала, что шансы на победу в воздушном бою далеки от желаемого.

Уровень характеристик МиГ-23М как основного и лучшего фронтового истребителя советских ВВС в сравнении с новой техникой вероятного противника признавался далеким от удовлетворительного. Требовались срочные меры по исправлению положения, притом сразу по целому ряду направлений - как в отношении комплекса летных характеристик, так и по совершенствованию системы вооружения. Своим рождением новая модификация была обязана отнюдь не тяге конструкторов к инженерному творчеству, но необходимости (хотя и творческий момент, как мы покажем в дальнейшем, при создании будущей модификации, ставшей лучшей в семействе, присутствовал в полной мере). В числе первостепенных задач были определены повышение тяговооруженности и, по возможности, снижение удельной нагрузки на крыло, являвшиеся ключом к повышению маневренных и динамических качеств самолета. Был избран путь радикальной модернизации самолета буквально по всем направлениям, затронувший конструкцию и устройство практически всех основных узлов машины, от фюзеляжа и оперения до шасси.

Как известно, тяговооруженность определяется отношением тяги двигателя к весу машины. Тем самым достичь искомого повышения параметра, важнейшего для многих характеристик, можно работой над двумя этими составляющими, что и предполагалось реализовать за счет использования более мощного двигателя с одновременным облегчением конструкции машины. Самым тщательным образом пересматривая устройство конструктивных узлов и оценивая резервы прочности, изыскивали даже мало-мальские возможности снижения веса. Задача была тем более непростой, что истребитель должен был обладать полноценными возможностями ведения маневренного боя, располагая повышенными эксплуатационными перегрузками при обеспечении должной прочности и ресурса - то есть требовалось избавиться от лишнего металла, но сделать конструкцию более прочной! Новая модификация получила индекс «изделие 23-12», но среди разработчиков уже на раннем этапе именовалась МиГ-23МЛ (Л - от «легкий»). Задание на новую машину было утверждено правительственным Постановлением в январе 1974 года.

Фюзеляж подвергся существенной переделке с изменением конструкции и обводов носовой и хвостовой части. Для улучшения обзора нос был несколько укорочен и получил наклон вниз на 4°30' (вместо 2°42' на прежних модификациях). Конструктивно наклон был реализован наиболее доступным образом - введением проставки перед кабиной. Попутно внесли изменения в устройство эксплуатационных люков, полностью изменив их компоновку для обеспечения удобства подходов к оборудованию. В хвостовой части ликвидировали бак № 4, за счет чего был получен выигрыш в весе, при этом отсек также немного укоротился. Общая длина фюзеляжа по сравнению с предыдущей модификацией уменьшилась на 23 см, и самолет в целом стал компактнее. Помимо габаритов, несколько уменьшилось плечо вертикального и горизонтального оперения, но центровка за счет практически равнозначных изменений в носовой и хвостовой частях осталась в прежних пределах, составляя при выпущенном крыле 32,6% средней аэродинамической хорды. Под воздухозаборниками наконец-то были убраны «карманы» под планировавшееся когда-то размещение дополнительной пары ракет Р-23; эти подфюзеляжные подвески не состоялись, но бесполезные «пазухи» кочевали с одной модификации на другую десять лет подряд.

Наиболее заметным внешне стало изменение контуров вертикального оперения, практически лишенного форкиля. По результатам продувок выяснилось, что массивный форкиль, являвшийся столь приметной деталью МиГ-23, мало влияет на путевую устойчивость, а на углах атаки и вовсе теряет эффективность, оказываясь затененным достаточно широким плоским фюзеляжем. Обводы киля получили спрямленные формы, с небольшим изломом по передней кромке (полностью прямые контуры выглядели бы эстетичнее, но сохранившийся излом был обусловлен удобством заделки носка киля на ближайшем шпангоуте). Площадь за счет устранения форкиля уменьшилась с 7,21 до 6,30 м2 без существенного ухудшения характеристик путевой устойчивости. Сократили и площадь руля направления, составлявшую 0,85 вместо прежних 0,93 м2. Основанием для этого являлось влияние отклонения руля не только на путевое управление, но и возникновение кренящего момента с сопутствующим сочетанием скольжения и рыскания. Для улучшения поведения самолета в боковом движении требовалось обеспечить нормальное соотношение поперечной и путевой устойчивости.

При продувках моделей новой модификации выяснилось, что компоновочные изменения сопровождались существенным улучшением аэродинамического качества. Помимо сокращения омываемой поверхности укороченного фюзеляжа и вертикального оперения и сопутствующего уменьшения сопротивления, этому способствовал наклон носовой части машины. Поскольку самолет летает на некоторых углах атаки, наклоненный нос оказывался направленным по потоку вместо прежней «задранности» под углом к нему, что способствовало лучшей обтекаемости машины в целом и снижению сопротивления на этих режимах (к слову, тот же эффект был достигнут и при появлении «горбатой» модификации Су-17М3, у которого для лучшего обзора тоже наклонили нос). Уже в ходе летных испытаний подтвердилось, что прямым следствием аэродинамических изменений стало снижение расходных характеристик -самолет на крейсерских режимах стал расходовать меньше топлива.

Другим приметным внешним отличием стало изменение стояночного угла самолета, исправившего прежнее положение с изрядно задранным носом. Стояночный угол МиГ-23М составлял 2°19', что делало машину при рулении выглядящей как-то приземленно, буквальным образом волочащей хвост по бетонке. Понятным образом, отнюдь не эстетические соображения руководили конструкторами: такая «посадка» самолета увеличивала его лобовое сопротивление и он медленно разбегался, а при касании земли опущенный хвост становился причиной поломок гребня, достаточно частых в эксплуатации. Положение исправили внедрением изменений в устройстве основного шасси, причем без переделки самой конструкции: по узлам навески стойки развернули на 175 мм вниз, тем самым приподняв хвост самолета на нужную величину. Стояночный угол сократился до 0°, а вид машины на земле стал более «осанистым». Для увеличения посадочного угла «урезана» была также неподвижная часть подфюзеляжного гребня. Теперь угол касания хвостовой частью вместо прежних 13° возрос до 14°36' Разница в цифрах может показаться незначительной, однако при обычных углах атаки на посадке порядка 8-10° такой прирост был более чем достаточным, позволив довести разрешенный угол атаки МиГ-23МЛ перед касанием земли до 12°.

Аналогичным образом при взлете в момент отрыва летчик получил возможность энергичнее брать ручку на себя, не опасаясь чиркнуть хвостом по земле. С точки зрения аэродинамики, увеличение допустимых углов означало 5% прирост коэффициента подъемной силы на взлетно-посадочных режимах.

Теоретические, на первый взгляд, выкладки имели вполне практичное наполнение: за счет меньшего лобового сопротивления МиГ-23МЛ быстрее разбегался, требуя меньшей взлетной полосы, а увеличение угла атаки на посадке, гасившее скорость всей проекцией машины, позволило снизить посадочную скорость и пробег. Взлет стал динамичнее, а посадка - короче, с заходом по более крутой глиссаде.

База шасси за счет внесения изменений по фюзеляжу немного уменьшилась, как и колея, обуженная после перекомпоновки на 20 см. При сохранении общего устройства шасси внедрены были изменения в конструкции ряда элементов: стойки удалось облегчить за счет использования нового сорта конструкционного материала, а ход колес при работе амортизации увеличился, позволяя переносить грубые посадки - у основных колес на 5 мм, а у носовых колес - на 45 мм. Сами колеса заменили на новые, типа КТ-150Е на основных опорах и КТ-134В на носовой стойке, облегченные за счет изготовления из новых материалов. С той же целью снижения веса у основных колес были сняты вентиляторы охлаждения. В борьбе за вес пошли даже на сокращение количества пакетов тормозных дисков!

При сохранении прежних размеров пневматиков новых колес рабочее давление было понижено с прежних 11,5 до 10,0 кгс/см2 у носовых колес и с 12,0 до 10,0 кгс/см2 у основных колес, что способствовало улучшению «проходимости» при работе с полевых площадок. Впрочем, удельная нагрузка достаточно тяжелого истребителя делала эту возможность довольно условной, ограничивая подходящие для полетов полосы прочностью грунта не менее 9-12 кгс/см2. Скорость начала торможения для новых колес была поднята до 245 км/час (на МиГ-23М разрешалось тормозить при 215 км/час, чтобы не сжечь тормоза).

В парашютно-тормозной установке с целью облегчения отказались от укладки парашюта в контейнерной упаковке. Новая укладка позволила также сделать работу парашюта более эффективной за счет динамичного ввода и наполнения купола. Раньше на выход контейнера и извлечение парашюта тратилось лишнее время, что затягивало ввод системы в работу до 2-2,5 сек, за которые самолет пробегал по земле 100-150 м фактически без торможения. При новой укладке парашют после нажатия кнопки выпуска извлекался и наполнялся более энергично.

Уже в ходе производства новой модификации были внесены изменения вуправление уборкой и выпуском шасси, упростившие действия летчика: вместо использовавшейся прежде трехпозиционной рукоятки «выпуск-нейтраль-уборка» ввели рычаг всего с двумя положениями «выпуск-уборка», избавлявший того от ошибок. В управлении передней стойкой для руления по земле ранее использовавшийся механизм МРК-30 заменили на усиленный МРК-32-25. Причиной замены устройства были многочисленные поломки старого МРК, тогда как новый механизм, рассчитанный на большие нагрузки и хорошо проявивший себя на более тяжелом МиГ-27 (откуда и был заимствован), был более надежен. МРК-32-25 также имел два режима управления, правда, на несколько меньшие углы: при рулении стойка могла поворачиваться в стороны на ±28°, а при управлении на взлете на ±б°.

Реализуя план модернизации «по всем направлениям», для перспективной модификации подготовили новый двигатель. Созданный специалистами ТМКБ двигатель Р35 (изделие 77) разрабатывался на основе предшественника Р29-300, основные тяговые и расходные параметры которого намечено было улучшить путем совершенствования термодинамического цикла с повышением рабочих температур. В знак самостоятельности разработки двигатель избавился от индекса «300», у предыдущих изделий восходившего еще ко временам начала работ на «фирме» Туманского. Двигатель сохранил хорошо отработанную прежнюю двухроторную схему с пятиступенчатым компрессором низкого и шестиступенчатым компрессором высокого давления, однако две первые и последняя ступени его были спрофилированы по-новому, а радиальные зазоры между рабочими лопатками и корпусом компрессора уменьшили. Профилирование рабочих лопаток впервые в конструкторской практике осуществлялось с учетом параметров линии тока, что способствовало повышению эффективности. В результате удалось примерно на 1,5% улучшить КПД компрессора, что благотворно сказалось на тяговых и расходных характеристиках. Расход воздуха достигал 110,5 кг/сек при степени повышения давления 13,1. 0 термодинамических характеристиках компрессора можно судить уже по тому, что воздух при сжатии в нём нагревался до 430-440°С и часть его отбиралась в систему противообледенения.

Максимальная температура газов перед турбиной была повышена до 1240°С, на сто градусов больше допустимых температур у двигателя Р29-300. Это потребовало улучшения охлаждения рабочих лопаток и сопловых аппаратов 1-й степени турбины, а также введения охлаждения рабочего колеса 2-й степени турбины, ранее обходившегося без подобных усложнений. На охлаждение турбины расходовалось около 9 % от всего расхода воздуха через компрессор. Помимо внутреннего конвективно-пленочного охлаждения лопаток, узлов подшипника и ступицы турбины воздухом от компрессора, турбина имела внешнее охлаждение кожуха продувкой наружного воздуха. Для улучшения охлаждения жаровой трубы камеры сгорания изменили размеры и количество тарельчатых клапанов подвода охлаждающего воздуха по низу фюзеляжа, а также ввели теплозащитные экраны и фильтры у входа в топливный коллектор для уменьшения коксования топлива - «болезни» двигателей этого семейства. Нашли применение новые жаропрочные материалы на хромистой, никелевой и хром-ванадиевой основах.

Конструктивные новшества позволили добиться существенного повышения тяговых характеристик: на режиме полного форсажа тяга Р35 достигла 13000 кгс и на максимале -8550 кгс (у Р29-300 их величины составляли 12500 и 8300 кгс, соответственно). Заявленные характеристики у серийных двигателей, правда, удалось реализовать не сразу - по ресурсным соображениям режим полного форсажа был отключен и тяга ограничена 12500 кгс; со временем был разрешен т.н. режим «Полный форсаж I», при котором за счет повышения температуры газов и дополнительной раскрутки роторов низкого и высокого давления было обеспечено повышение тяги до предусмотренных 13000 кгс. Несколько снизился удельный расход топлива, составлявший на форсаже 1,96 кг/кгс.час вместо прежних 2,00 кг/кгс.час, на других режимах расходы остались практически неизменными. Показательным выглядел тот факт, что улучшение тяговых параметров сопровождалось снижением веса двигателя: новый двигатель весил всего 1794 кг, что означало выигрыш без малого сотни килограммов по сравнению с Р29-300.

Борьба за вес затронула не только конструкцию самолета: модернизация коснулась практически всех систем, в устройстве которых наряду с внедрением усовершенствований изыскивались возможности облегчения. Поле деятельности тут было весьма широким, поскольку многие агрегаты гидросистемы и электрооборудования представляли собой весьма массивные изделия. Взамен прежних образцов оборудования устанавливались новые, более надежные, производительные и облегченные. Изменена была агрегатная обвязка двигателя, включая использование нового подкачивающего топливного насоса ДЦН-76А вместо прежнего ДЦН-64. В баках взамен центробежных насосов подкачки ЭЦН установили более эффективные гидротурбинные насосы ГТН. В гидравлической системе взамен обоих гидронасосов НП-70А-3 установили агрегаты НП-96А-2. Агрегаты электрооборудования были практически полностью заменены новыми образцами: взамен генератора переменного тока СГК-30/1,5 установили модернизированный СГК-30М, стартер-генератор постоянного тока ГСР-СТ-18/70КИС сменил ГСР-СТ-12/40Д, преобразователь ПТ0-1000/1500 заменили улучшенным ПТ0-1000/1500М, внедрив также трансформатор-выпрямитель ТВУ-1,5.

Систему управления клиньями воздухозаборника, осуществлявшую регулирование входного устройства соответственно режиму полета, также обновили, установив вместо прежней УВД-23 усовершенствованную автоматику регулирования воздухозаборника АРВ-26А. Для обеспечения согласованной работы входного устройства и силовой установки предусматривалась зависимость положения клиньев воздухозаборника от режима работы двигателя и скорости полета, задаваемая программой. У прежней системы определяющим параметром являлась величина степени сжатия воздуха, связанная с режимом работы двигателя. В системе АРВ-26А регулировка осуществлялась в зависимости от приведенной частоты вращения ротора низкого давления - параметра, по сути, исходного, но наиболее полно отражавшего производительность двигателя с учетом режима его работы, скорости, высоты полета и температуры воздуха. Достоинством АРВ-26А являлась также возможность учета полетных углов атаки самолета во избежание возникновения срывных явлений в воздухозаборнике.

Навигационно-пилотажное оборудование новой модификации сочетало хорошо зарекомендовавшие себя образцы, доведенные до высокой степени надежности, с новыми приборами и устройствами. Оборудование включало систему автоматического управления САУ-23АМ с блоком перекрестных связей и автоматом регулировки загрузки АРЗ-1А 5-й серии. Обеспечивая функции системы прежнего образца, модернизированная САУ обладала повышенной надежностью, позволяя также ограничивать углы крена и перегрузку допустимыми значениями (то есть в определенной мере служа «защитой от дурака», не позволявшей сломать самолет). САУ-23АМ при включении соответствующих кнопок позволяла использовать режимы «Стабилизация», удерживавший машину в заданном режиме полета, «Демпфер», парировавший колебания машины и повышавший путевую устойчивость, и «Приведение», при возникновении проблем с пространственной ориентировкой автоматически выводивший самолет в устойчивый горизонтальный полет.

В комплекте оборудования самолета предусматривалась установка новой радиостанции Р-862 «Журавль-30», обеспечивавшей бесподстроечную радиосвязь в МВ и ДМВ- диапазонах на расстоянии до 350 км. В пилотажно-навигационной системе «Полет-1И-23», поначалу использовалась аппаратура ближней навигации и посадки РСБН-6С прежнего образца, но затем, в ходе доработок самолета, её сменила более современная система А-321 «Клистрон». Антенно-фидерная система «Пион-Н» была заменена на усовершенствованную «Пион-НМ». Навигационное оборудование включало также новый автоматический радиокомпас АРК-19 «Оленек» с блоком памяти, обеспечивавший устойчивую работу на удалении до 340 км от наземных приводов. Другой новинкой стал радиовысотомер РВ-15 (А-031) «Репер-М», причем, в отличие от прочих устройств, внедрение новинки стало приметным внешним отличием самолета: у прежнего высотомера РВ-4 небольшие Т-образные антенны располагались под воздухозаборниками, но РВ-15 имел довольно габаритные рупорные антенны, для размещения которых пришлось оборудовать обтекатели-«щеки», парой выступавшие понизу задней части фюзеляжа рядом со створками турбостартера. Аналогичным образом выглядели МиГ-23М поздних серий и «спарки», оснащавшиеся ранней моделью этого радиовысотомера РВ-5Р «Репер-Р».

Система опознавания включала традиционный комплект запросчика-ответчика СРЗО-2М и СО-69. В ходе производства СРЗО-2М был заменен более современной системой «Пароль» в составе запросчика СРЗ-1П (на части серийных машин - «Стыковка-3») и ответчика СРО-1П.

С одной из серий обновлено было также пилотажное оборудование самолета, в состав которого вошел новый командно-пилотажный прибор КПП-К с более удобной индикацией. Поскольку маневренным качествам истребителя к этому времени придавалось надлежащее значение - чему, как мы помним, уделены были немалые усилия создателей самолета, в состав оборудования новой модификации изначально включались соответствующие системы и оснащение, позволявшие реализовать маневренные возможности в требуемой мере. Первые машины оборудовались световым сигнализатором предельно допустимых углов атаки СУА-2К с рычажно-импульсной сигнализацией РИС, а также системой сигнализации опасных режимов СОРЦ. Уже на машинах выпуска 1978 года внедрялась система ограничения углов атаки СОУА с толкателем, предотвращавшая выход на опасные углы, а ранее произведенные МиГ-23МЛ дорабатывались под её установку. Поскольку летчику привычнее при пилотировании следить не за углом атаки, а за перегрузкой, буквальным образом собственной задницей чувствуя поведение машины на маневре, кабинный указатель углов заменили комбинированным УАП-4, выдающим значение как угла атаки, так и перегрузки, и указывающим их допустимое значение. Позднее его сменил усовершенствованный УУАП-72-1.

Для измерения углов атаки в дополнение к имевшемуся датчику ДУА-ЗМ-1 слева перед кабиной установили парный датчик справа. На этот счет среди иных прибористов бытовало мнение, что установка второго датчика имела целью получение осредненного значения угла атаки для минимизации погрешностей. На самом деле датчики использовались в разных системах: левый выдавал данные в систему вооружения и САУ, а правый служил сугубо пилотажным целям, выдавая информацию СОУА и сигнализаторам предельных углов в кабине. Правый ДУА располагался несколько выше, почти по строительной горизонтали самолета и в зоне миделя носовой части, где его показания были наиболее точными.

Перенесли также антенну системы «Пион», ранее располагавшуюся под носовой частью слева по полету: поскольку было замечено, что сваливание происходит обычно в левую сторону, аэродинамики признали, что выступающая сбоку антенна провоцирует нарушение обтекания и посоветовали переместить «стрелку» антенны к правому борту с тем, чтобы срывавшийся с неё вихрь в какой-то мере парировал такую склонность самолета и способствовал сохранению устойчивости машины на больших углах атаки. К слову, на МиГ-23УБ «пионовская» антенна стояла ровно по оси симметрии самолета, но реализовать такое же размещение на истребителях не представлялось возможным из-за наличия теплопелегатора, чтобы не затенять его
поле зрения, заделку антенны и пришлось сместить в сторону.

Новая модификация получила усовершенствованную систему управления вооружением с обзорно-прицельной системой С-23МЛ, включавшей радиолокационный прицел «Сапфир-23МЛ», бортовую аппаратуру наведения АРЛ-СМЛ «Лазурь-МЛ», улучшенный теплопеленгатор ТП-23М и стрелковый прицел АСП-23ДЦМ. Самолет оснащался системой управления вооружением СУВ-2МЛ (позднее СУВ-2МЛ-01 или -03), для применения управляемых ракет Х-23М служил подвесной контейнер с аппаратурой «Дельта-НГ2».

«Лазурь-МЛ» отличалась более рациональной выдачей команд управления, число которых было сокращено на четверть по сравнению с предыдущим образцом с тем, чтобы не загружать летчика излишней информацией. Часть функций передавалась автоматике, а в задачи летчика входили только самые необходимые действия в ответ на указания с наземных пунктов наведения. Сигнализируя о необходимости отработки команд, загорались световые транспаранты, в числе которых было включение форсажа (сопровождалось одновременным сигналом высокого тона в наушниках), данные о дальности до цели, команды разворота «влево», «вправо» и «прямо», ракурс атаки с выходом на цель спереди или сзади, команды о перенацеливании и окончании наведения, при котором выполнялся отворот и САУ в автоматизированном режиме вела самолет на свой аэродром. Команды наведения выводились также на пилотажные и навигационные приборы в кабине. На подходе к цели при автоматическом наведении по сигналу «Лазури» производилось включение РЛС. Пилотировать самолет можно было с помощью СЕИ, следя за положением электронного перекрестия и светового кольца, которое следовало удерживать привязанным к его центру на отражателе прицела.

Радиолокационный прицел «Сапфир-23МЛ» (изделие 323МЛ) с каналом непрерывного подсвета и каналом селекции движущихся целей располагал улучшенными возможностями по обнаружению, дальности захвата и помехоустйчивости. В состав РЛС входили аналоговая вычислительная машина АВМ-23МЛ и устройство встроенного контроля ВСК. Конструкторам НИИР под руководством Ю. П. Кирпичева удалось разрешить многие проблемы, создав по-настоящему удачный образец станции. «Сапфир-23МЛ» позволил расширить диапазон скоростей и высот перехватываемых целей, обеспечивая атаку объектов, летящих со скоростями до 2500 км/час на высотах от 50 м до 25000 м (ранее у «Сапфир-23Д-III» этот диапазон ограничивался скоростями до 2200 км/час и высотами до 22000 м). Новая РЛС обладала увеличенной дальностью захвата целей в свободном пространстве и на малых высотах, обеспечивая большую дальность действия по воздушным целям в условиях радиоконтраст-ной облачности и на фоне земли. По этим характеристикам станция превосходила прежний «Сапфир-23Д-III» более чем в полтора раза. Крупный самолет типа бомбардировщика на высоте обнаруживался на удалении до 75 км, истребитель - не менее 55 км; на малых высотах на фоне земли дальность обнаружения бомбардировщика составляла 22 км, истребителя - 20 км. Захват и сопровождение цели на высоте мог быть осуществлен с дальности до 46,5 км по бомбардировщику, по истребителю - с 30,5 км; на малых высотах на фоне земли захват достигался по бомбардировщику с удаления не менее 20 км, по истребителю - с 8 км. В зависимости от условий достигались и лучшие данные: так, при испытаниях удавалось обнаружение на высоте Ту-16 с рубежа 83 км, а МиГ-21 - с 62 км; вертолет Ми-8 обнаруживался на фоне земли с удаления в 22 км.

Аппаратура «Сапфир-23МЛ» включала три сменных передатчика с четырьмя литерными частотами импульсного канала. За счет повышенного количества литерных частот обеспечивалось ведение боевых действий с использованием РЛС одновременно 48 истребителями в одном районе без взаимных помех при поиске и атаке целей. Помехозащищенность удалось повысить за счет введения псевдослучайного закона изменения частоты повторения сигналов и других средств помехозащиты. Примечательным стало достижение повышенной надежности, характеристики которой по наработке на отказ возросли примерно в полтора раза. Улучшились возможности технического обслуживания аппаратуры, сократилось потребное время на поиск и устранение неисправностей, в том числе благодаря более рациональной компоновке блоков, устройству объемистых эксплуатационных люков и введению новой контрольно-поверочной аппаратуры, обеспечивавшей полуавтоматический поиск неисправностей. Пульт смены литеров частот, ранее находившийся в кабине, был вынесен на правый борт под специальным лючком. Когда-то предполагалось, что летчик в полете может при необходимости переключать литеры работы РЛС, но на практике такая процедура требовала одновременной подстройки головок ракет с использованием специального наземного оборудования, почему пульт и вынесли наружу, где он был доступен с земли и с ним было удобнее работать специалистам группы вооружения.

Модернизированный теплопеленгатор ТП-23М («изделие 26Ш1») обладал полуторакратно повышенной дальностью обнаружения и автосопровождения воздушных целей, достигавшей при действии по целям типа бомбардировщика Ту-16 на фоне чистого неба 45 км. ТП-23М имел более высокие точностные характеристики не хуже 20 угловых минут и скорость углового автосопровождения целей до 6-8о/сек, что повышало эффективность пассивной локации при работе по маневренным целям. Другим его достоинством была улучшенная защищенность от естественных помех (солнечного света, облаков, земной поверхности), позволявшая, к примеру, обнаруживать цель типа того же Ту-16 в нижней полусфере на удалении до 20 км. Роль теплопеленгатора в системе С-23МЛ расширилась: ТП-23М можно было использовать как для обзора пространства и целеуказания тепловым ракетам, так и для подготовки к атаке с использованием радиолокационного прицела, выполняя скрытный подход к цели с наведением антенны РЛС на объект с последующим включением «Сапфира» и мгновенным захватом цели.

В ходе испытаний выявились возможности ТП-23М, даже превосходившие ожидаемые. Главный конструктор ОКБ Г. А. Седов при встрече с военными сообщал: «В отдельных случаях, причем не единичных, новые теплопеленгаторы обнаруживали и захватывали цели, летящие на удалении 90 км. В условиях ухудшенной видимости дальность действия теплопеленгатора на самолете МиГ-23МЛ в три раза больше, чем на самолете МиГ-23М». Форсажные цели удавалось обнаруживать не только с задней полусферы, но и при подходе спереди - при встрече с МиГ-25, идущим навстречу на форсаже, дальности обнаружения достигали 75 и даже 120 км.

Внешне новый теплопеленгатор отличался измененным обтекателем с трехгранным носком из пластин оптической керамики. Поскольку обычным образом наименование теплопеленгатора ТП-23М приводилось вместе с обозначением его же как изделия 26Ш1, с чьей-то подачи получило хождение его неверное название - контаминация двух индексов в виде ТП-26Ш1. Несмотря на отсутствие в природе такого образца, выдуманный шифр получил хождение наравне с реальным, в том числе и в эксплуатационной документации - инструкциях летчику и технических описаниях.

Прицел АСП-23ДЦМ стал несколько удобнее в пользовании, изменили индикацию о захвате цели РЛС и ГСН ракет, разрешении пуска и выходе из атаки, вынеся их лампы на обрамление стекла-отражателя. Помимо решения прицельных задач при стрельбе, бомбометании с пикирования и пуске ракет по визуально видимым целям, прицел позволял выполнять целеуказание ракетам Р-60М и Р-13М1. Прицеливание при этом производилось с помощью прицельной марки, плавно перемещающейся по вертикали вслед за целью в верхней или нижней полусфере, а о захвате объекта тепловыми головками ракет сообщало загорание желтой сигнальной лампы на головке прицела.

Уже при компоновке оборудования МиГ-23МЛ был реализован ряд мероприятий по улучшению эксплуатационной пригодности. На ранних модификациях в этом отношении было немало нареканий - трудоёмкость обслуживания машины в начале службы достигала 100 человеко-часов на час налета, и даже после всяческих организационных мер к концу 70-х годов оставалась в полтора-два раза превышавшей нормативы ВВС. На МиГ-23МЛ был предусмотрен более удобный подход к ряду агрегатов, обеспечен поблочный съём узлов РЛС вместо демонтажа всей станции при устранении отказов, расширен объем встроенного контроля. Для смены литеров РЛС, включая импульсный канал и канал непрерывного подсвета, вместо прежних часов теперь требовались считанные минуты. Снятие и установку аккумуляторов, выполнявшиеся достаточно часто, ранее приходилось осуществлять через нишу передней стойки шасси, где буквально было не повернуться, причем держать пудовые коробки требовалось на поднятых руках и работать наощупь; теперь для работы с ними служили люки в бортах фюзеляжа под воздухозаборниками, открывавшие доступ без особых сложностей. Отмечалась также эргономичность системы управления вооружением: удачно была организована индикация прицельной информации, а в ходе боевого применения можно было оперировать оружием, практически не снимая рук с ручки управления и РУД вплоть до израсходования всего боекомплекта, что позволяло не отвлекаться от цели для переключения при выборе оружия.

[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть это изображение]

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Admin

avatar
Admin
Опытные образцы МиГ-23МЛ носили бортовые номера, отвечавшие обозначению нового изделия «23-12»: в их числе были машины с номерами 123,124,125,126 и 127. Для сборки первых самолетов использовались поданные по кооперации агрегаты МиГ-23М производства серийного завода: так, «125-я» машина изначально шла как МиГ-23М заводского номера 0390206625. Первый полет МиГ-23МЛ состоялся 21 января 1975 года под управлением летчика-испытателя А. Г. Фастовца. На создание новой модификации было затрачено рекордно короткое время - все работы с выдачи задания Постановлением правительства заняли ровно год.

В отличие от испытаний предыдущих модификаций, сопровождавшихся массой проблем, отработка МиГ-23МЛ шла безаварийно. Однако без происшествий не обходилось: в одном из испытательных полетов едва не был потерян «124»-й самолет. Летчику-испытателю В. Меницкому предстояло выполнить полет на оценку характеристик управляемости самолета на больших углах атаки. При выполнении виража-спирали с выходом на критические углы самолет свалился в штопор. В процессе вывода стала резко расти температура за турбиной. Выключив, как и полагалось, двигатель, летчик после вывода самолета из штопора стал выполнять встречный запуск, но все усилия оказались тщетными. После пятой по счету попытки летчик обнаружил, что высоты практически не остается. По счастью, самолет снижался в направлении аэродрома, планруя и кое-как дотягивая до края полосы. Посадку пришлось выполнять с аварийным выпуском шасси, благо давления в гидросистеме хватало для управления.

МиГ-23МЛ явился примером рационального подхода к созданию новой модификации, реализованного весьма эффективным образом и с впечатляющими результатами. Оценить достигнутое конструкторами можно уже по сравнению с примером предыдущих машин, у которых эволюция сопровождалась значительным ростом веса, вынуждавшим для сохранения летных характеристик изыскивать для самолета всё более мощную силовую установку, увы, с неизбежным ухудшением взлетно-посадочных характеристик, пилотажных качеств и дальности потяжелевшей машины. Совершенствование МиГ-21 с оснащением его всё новым оборудованием и вооружением сопровождалось ощутимой прибавкой веса, от первых серийных образцов до последнего в семействе «бис» составившей заметные 12%, при этом взлетный вес самолета возрос почти на две тонны. Та же картина сопутствовала и началу модификационного процесса героя нашего повествования, вес которого на пути от опытных образцов до МиГ-23М возрос более чем на полторы тонны, прибавив 17,5% (мы намеренно говорим не о полетных весах, варьирующихся от заправки и загрузки сообразно заданию, но о весе пустой машины, величина которого в известной мере позволяет судить о модернизационных направлениях, нововведениях и конструктивных подходах).

При создании МиГ-23МЛ целенаправленной работой по пересмотру всей конструкции, систем и оборудования удалось добиться сокращения веса пустой машины до 10230 кг, выиграв 660 кг против предыдущей модификации. Только по радиоэлектронному оборудованию благодаря переходу на новую элементную базу, использованию облегченных проводов и разъемов выигрыш в весе составил 180 кг. Нормальный взлетный вес стал меньше почти на тонну, составив 14320 кг против 15300 кг у МиГ-23М. В сочетании с установкой более мощного двигателя тем самым удалось обеспечить стартовую тягово-оруженность, равную 0,91 (у МиГ-23М она равнялась 0,82), а по мере расхода топлива в полете величина тяговооруженности МиГ-23МЛ переваливала за единицу. В образных примерах это означало, что истребитель способен набирать высоту вертикально, подобно стартующей ракете. На конференции с участием Главкома ВВС П. С. Кутахова в ноябре 1979 года докладчик с заслуженной гордостью говорил: «По летно-техническим характеристикам и боевым возможностям самолет МиГ-23МЛ вышел на уровень лучших самолетов-истребителей международного класса, а по тяговооруженности выходит на первое место».

Испытания нового истребителя подтвердили его превосходные характеристики. Практический потолок МиГ-23МЛ возрос на километр - до 18500 м против 17500 м у МиГ-23М. Определяющая вертикальную маневренность величина максимальной энергетической скороподъемности МиГ-23МЛ на дозвуке достигла 235 м/сек (у МиГ-23М - 193 м/сек). Высоту в десять километров МиГ-23МЛ на полном форсажном режиме набирал за 2 мин 45 сею тогда как МиГ-23М для этого требовалось 3 минуты.

Намного динамичнее новый истребитель вёл себя и при разгоне, на небольшой высоте достигая скорости от начальных 600 км/час до 1100 км/час всего за 17,0 сек (МиГ-23М для этого требовалось 22,3 сек, а МиГ-21бис -18,5 сек). Энергичнее МиГ-23МЛ выглядел и в трансзвуковом диапазоне: преодоление звукового барьера с разгоном с 1100 км/час до 1300 км/час занимало всего 11 сек против 12,4 сек у МиГ-23М и 14 сек у МиГ-21бис. По разгонным характеристикам МиГ-23МЛ не уступал даже истребителям нового поколения МиГ-29 и Су-27. Что касается истребителей вероятного противника, то показатели скороподъемности и разгона МиГ-23МЛ превосходили аналогичные характеристики F-14, «Торнадо» и даже шумно рекламируемой новинки F-16.

Максимальная приборная скорость МиГ-23МЛ первоначально устанавливалась равной 1350 км/час, той же, что и у предыдущих модификаций, однако по результатам прочностных испытаний и опыту эксплуатации была установлена возможность увеличения максимальной скорости до 1400 км/час. Допустимый скоростной напор при этом возрос с прежних 8820 кгс/м2 до 9450 кгс/м2. Такая скорость допускалась во всем диапазоне высот, от полета у земли и до 11000 м, как без подвесок, так и с двумя ракетами Р-23. Однако это ограничение по скорости вовсе не лимитировалось собственно прочностью конструкции, не грозя деформациями или разрушением машины - критичным являлся аэродинамический нагрев фонаря на больших скоростях, следствием чего могло стать развитие микроскопических трещин и «посе-ребрение» стекол.

Установленное ограничение по числу М=2,35 было обусловлено прочностью лопаток двигателя в условиях большого нагрева конструкции и наличием необходимого запаса путевой устойчивости. При выходе на большие числа М с полностью сложенным крылом начиналось развитие боковых колебаний по крену и рысканию, однако те проявлялись при создании положительных перегрузок. В стратосфере при условии выдерживания горизонтального полета самолет на полном форсаже мог достигать числа М=2,6.

Не менее впечатляющими выглядели достигнутые характеристики горизонтальной маневренности: форсированный разворот на 180о на небольшой высоте занимал всего 13 секунд (тем самым выигрывая две секунды по сравнению с МиГ-21бис и на секунду опережая МиГ-23М). При этом перегрузка установившегося виража на малой высоте достигала значения 7,0 - существенно выше МиГ-23М, у которого при тех же условиях перегрузка составляла 5,7 единиц. Радиус виража верткой машины составлял порядка 800 м, за счет чего МиГ-23МЛ легко «обыгрывал» в маневре даже МиГ-21бис, которому для разворота требовалось 1050 м. Что касается максимально допустимой эксплуатационной перегрузки, то она на первое время ограничиваласьтой же величиной,чтоу МиГ-23М и равнялась 7,5 единицам, но затем была увеличена до 8,5 единиц (к слову, это наибольшая допускаемая величина перегрузки у всех существующих самолетов с изменяемой геометрией крыла).

Улучшение летных характеристик МиГ-23МЛ сочеталось со впечатляющими взлетно-посадочными качествами: будучи полегче и быстрее разгоняясь, истребитель энергичнее отрывался от земли - взлетная скорость при нормальном взлетном весе составляла 280 км/час против 292 км/час у предшественника, а для разбега хватало 450 м (580 м у МиГ-23М и 830 м у МиГ-21бис). Несколько уменьшилась посадочная скорость: даже без использования тормозного парашюта пробег самолета укладывался в 880 м - в полтора раза меньше, чем требовалось МиГ-23М. С использованием «тормозни-ка» пробег при нормальном посадочном весе, одинаковом для МиГ-23М и МиГ-23МЛ, сократился с прежних 825 м до 690 м.

Самолет стал легче в управлении и буквальным образом приятнее в пилотировании: отмечалась лучшая сбалансированность МиГ-23МЛ на основных полетных режимах, самолет стал менее требовательным к необходимости постоянного триммирования - достаточно было снять нагрузки при выбранной стреловидности крыла, чтобы усилия на ручке сохранялись приемлемыми. Набор произведенных изменений настолько обновил самолет, что многие из летчиков относились к МиГ-23МЛ как к новой, по сути, машине, не скупясь на превосходные характеристики. Валерий Меницкий называл его «лучшим в мире фронтовым истребителем своего класса». Военный летчик-испытатель Владимир Кондауров давал самолету профессиональную оценку, считая, что «серийная модификация МиГ-23МЛ вышла на тот уровень, на котором можно было воевать».

[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть это изображение]

В процессе летных испытаний выяснилось, что аэродинамические изменения в сочетании с облегчением самолета, помимо прочих летных данных, самым положительным образом сказались на расходных характеристиках. При одинаковых удельных расходах топлива двигателем на крейсерском режиме МиГ-23МЛ по сравнению с МиГ-23М обладал на 8-10% лучшими показателями по километровому расходу. Так, при полете в режиме максимальной дальности на десятикилометровой высоте километровый расход топлива самолета без подвесок составлял 2,20 кг/км у МиГ-23МЛ и 2,45 кг/км у МиГ-23М. В итоге несколько парадоксальным образом выглядел тот факт, что даже при заметно меньшем количестве топлива на борту новая модификация никак не уступала МиГ-23М в показателях дальности. Имея полную заправку внутренних баков 4400 л (на 510 л меньше, чем у МиГ-23М), самолет МиГ-23МЛ имел ту же практическую дальность полета на крейсерском режиме, равную 1450 км. На прежнем уровне сохранялась и максимальная дальность с тремя ПТБ по 800 л -самолет при этом нёс на 390 кг топлива меньше «эмовской» модификации, но мог преодолеть те же 2360 км. Кое-где можно прочесть, что указанные показатели были достигнуты благодаря тому, что силовая установка МиГ-23МЛ явилась более экономичной, но на деле расходные характеристики двигателя практически не изменились и «экономичность» явилась достижением аэродинамики и весового совершенства.

Новая модификация была запущена в серию на заводе «Знамя Труда» как «изделие 3». Выпуск МиГ-23МЛ был начат в мае 1976 года, однако еще в течение двух лет параллельно продолжалась сборка МиГ-23М. Первая выпущенная машина МиГ-23МЛ имела заводской номер № 0390302004. Освоению машины в производстве способствовала значительная степень преемственности с предыдущей моделью - как указывалось в документации, «изделие является дальнейшей модификацией серийного истребителя МиГ-23М с сохранением его компоновки и 80% конструкции». Правительственным постановлением от 18 января 1982 года самолет МиГ-23МЛ был принят на вооружение ВВС.

Совершенствование истребителя продолжалось в направлении повышения надежности оборудования и систем, а также оснащения новыми образцами вооружения. В серии были внедрены новые подфюзеляжные держатели вооружения БДЗ-60-23МЛ. Для подвески спецавиабомб самолет оснащался усовершенствованными держателями БДЗ-66-23НЛ. В 1979 году в НИИ ВВС прошли испытания по оценке боевых возможностей самолета с подвесными пушечными контейнерами УПК-23-250 с пушками ГШ-23Л и боезапасом 250 патронов. Пара таких контейнеров размещалась на подкрыльевых узлах самолета. Несмотря на однотипность их орудий со встроенной пушкой, управление огнем не предусматривало одновременной стрельбы из всех стволов - огонь из УПК-23-250 открывался нажатием общей кнопки управления подвесками, а огонь из встроенной пушки по-прежнему осуществлялся своей гашеткой на ручке управления самолетом. Стрельбу из подвесных пушек, как и из встроенной, можно было вести в режиме с отсечкой, короткими очередями по 15-18 снарядов, либо длинными очередями соответственно времени нажатия кнопки, вплоть до израсходования боезапаса. Боекомплекта встроенной пушки хватало на 4 сек непрерывного ведения огня, общая продолжительность стрельбы из всех установок составляла 9 сек с суммарным залпом 135 кг.

Неуправляемое реактивное вооружение пополнили блоки Б-8М для 80-мм реактивных снарядов типа С-8 (они же были введены в состав вооружения МиГ-23М). Новые снаряды обладали много большей поражающей мощью, чем 57-мм НАР типа С-5, позволяя уничтожать в том числе защищенные цели и современную бронетехнику, при этом вести прицельный огонь ими можно было с большего расстояния - до 1800 м по наземным целям. Однако большие габаритные размеры новых блоков позволяли разместить только два Б-8М на подкрыльевых узлах, их подвеске под фюзеляжем препятствовали стойки шасси, мешавшие зарядке. Особенности компоновки узлов подвески МиГ-23 не позволяли размещать на самолете и некоторые другие новые типы вооружения, включая блоки 122-мм крупнокалиберных реактивных снарядов Б-13Л: под фюзеляжем мешали те же стойки шасси, а на подкрыльевых точках длинные блоки перекрывали закрылки, не позволяя выпустить их для взлета и посадки.

Были предусмотрены также новые средства обучения и тренировки в использовании вооружения, прежде всего, управляемых ракет как наиболее сложных в боевом применении. Использование такой техники являлось более практичным при подготовке летчиков, позволяя рациональным образом осваивать боевое применение, совершенствовать навыки и отрабатывать упражнения курса боевой подготовки без расходования самих ракет как весьма дорогостоящих изделий. Для каждой из ракет, входивших в арсенал МиГ-23, имелся учебный вариант, позволявший отрабатывать все операции от целеуказания, захвата и вплоть до команды на пуск, одновременно ведя запись действий летчика и функционирования систем. Регистрация данных позволяла затем контролировать выучку летчика и работу оборудования. В числе таких учебных изделий были Р-3У и Р-3П, УЗР-60 (учебно-записывающая с регистратором), Р-23УТ и Р-23УР.

В состав оснащения МиГ-23МЛ был добавлен бортовой тренажер БТС-23 «Сигма», предназначенный для обучения летчиков боевому применению ракет Х-23. Устройство размещалось в таком же контейнере «Дель-та-НГ» на правом фюзеляжном держателе, с высокой степенью подобия моделируя управление ракетой в полете к цели. После нажатия летчиком боевой кнопки («пуска ракеты») запускался имитатор, на отражателе прицела появлялась подвижная марка, служившая изображением трассера ракеты, которую летчику следовало совмещать с целью, удерживая на ней до «поражения» (как это и происходило при реальной стрельбе Х-23).

Было разработано также тренажерное устройство для имитации использования ракет Р-23 и Р-24. Оно представляло собой небольшой блок весом чуть больше килограмма, который монтировался внутри пусковой АПУ-23М и имитировал натуральную ракету при работе летчика с управлением вооружением. Работа блока-«тренажера», как звали его разработчики из МКБ «Вымпел», полностью заменяла учебное изделие на подвеске. Осенью 1979 года устройство прошло Госиспытания, и с начала следующего года началась его эксплуатация в частях.

В дальнейшем большинство истребителей МиГ-23МЛ (изделие 23-12А) с обзорноприцельной системой С-23МЛА были доработаны на авиаремонтных предприятиях ВВС по бюллетеню № 23-1000ДУ в самолет новой модификации - МиГ-23МЛД (изделие 23-18). Сроки выполнения работ устанавливались с мая 1982 по май 1985 года. Выполнение задания велось весьма высокими темпами, так что ремзаводы выдавали до трех десятков МиГ-23МЛД в месяц.

[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть это изображение]

[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть это изображение]

[Вы должны быть зарегистрированы и подключены, чтобы видеть это изображение]

В.Марковский, И.Приходченко "Истребитель МиГ-23МЛ"

Посмотреть профиль http://sovetarmy.2x2forum.com

Спонсируемый контент


Предыдущая тема Следующая тема Вернуться к началу  Сообщение [Страница 1 из 1]

Права доступа к этому форуму:
Вы не можете отвечать на сообщения