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.
послевоенная авиация
МиГ-23МЛ
ЛТХ
Крылья
России. История и самолеты ОКБ "МиГ"
Уголок неба. 2017
