【簡介：】米格-23 米格-23 米格-23 是米高揚一生中最后一個親自掛帥的項目，他本人在1969 年 5 月 27 日于辦公室中心臟病突然發(fā)作，被立即送入醫(yī)院，從此一病不起，經(jīng)若干次大小手術(shù)后于最

米格-23 米格-23 米格-23 是米高揚一生中最后一個親自掛帥的項目，他本人在1969 年 5 月 27 日于辦公室中心臟病突然發(fā)作，被立即送入醫(yī)院，從此一病不起，經(jīng)若干次大小手術(shù)后于最后一次心臟手術(shù)后不治去世。為紀(jì)念他，米高揚的辦公室內(nèi)的擺設(shè)至今仍保持著他最后一個工作日時的樣子。 米格-23是蘇聯(lián)第一種變后掠翼戰(zhàn)斗機，1967年首飛，綽號“鞭撻者”。60 年代初米格設(shè)計局的設(shè)計師分析了美國在研制F-111后，根據(jù)自己在不同狀態(tài)下的風(fēng)洞的試驗結(jié)果，證明變后掠翼可以極大改善飛機的性能，于是米格-23的發(fā)展得到了高度重視，甚至未完成全部試飛項目就正式服役。米格-23多次出現(xiàn)在阿富汗、中東、非洲的戰(zhàn)場上，并取得了一定的戰(zhàn)績。 米格-23 有三種主要的改型：米格-23S，米格-23M，米格-23ML。S 型即最初生產(chǎn)型，裝了推力6900 公斤的 R-27-F2M-300發(fā)動機，改進(jìn)了火控，紅外傳感器等。安裝一門 23 毫米雙管機炮。機身后部有四塊減速板，垂尾根部有減速傘艙。腹鰭是很特別的折疊式。和原型機在外觀上不同在于垂尾后移。此型僅從 1969 年中到 1970 年底量產(chǎn)，共生產(chǎn)了 50 架。 米格-23M 型是主要的生產(chǎn)型，也是生產(chǎn)裝備數(shù)目最多的 米格-23 改進(jìn)型。該型改用了 R-23-300發(fā)動機，重新設(shè)計了頭部以容納新型雷達(dá)，可掛裝多種空空彈，典型外掛是機翼下的掛點掛中程空空導(dǎo)彈（共 2 枚），進(jìn)氣道下的 2 個掛點用復(fù)合掛架來掛 4 枚近距格斗導(dǎo)彈，機身下部中線掛架掛一副油箱。此型的出口簡化型叫 MF 或 MS 型，換裝了較老的雷達(dá)火控電子設(shè)備和較差的發(fā)動機。 米格-23ML從1976一直生產(chǎn)到1981年，并大量出口。它是米格-23M的改進(jìn)型，減小了垂尾面積，更新了大部分主要裝備，整機性能有很大的提高。 比較有趣的是1989年7月，駐波蘭蘇聯(lián)空軍的一架米格-23在訓(xùn)練過程中發(fā)動機發(fā)生故障，飛行員跳傘后竟然繼續(xù)保持低空飛行，一直飛過多個國家，直到燃料耗盡后才墜落在比利時首都布魯塞爾附近的一個小村莊，這一事例足以證明米格-23出色的低空飛行性能。Mig-23M型技術(shù)參數(shù) 外形尺寸：15.88（機長，不計空速管）×14（翼展，后掠角18度40分）/7.78（翼展，后掠角74度40分）×4.82（機高）米。 機翼面積：34.16㎡。 正常起飛重量：15620公斤。 最大起飛重量：18810公斤。 最大平飛速度：2400公里/小時（2.35馬赫）。 實用升限：17800米。 爬升率：160米/秒（高度200米）。 作戰(zhàn)半徑：1161公里。 轉(zhuǎn)場航程：2900公里。 發(fā)動機：1臺R-23-300發(fā)動機，靜推力8300公斤，加力推力12500公斤。 電子設(shè)備：“高市云雀”雷達(dá)，搜索距離85公里，跟蹤距離54公里；激光測距儀；“警笛”3雷達(dá)臺警系統(tǒng)；多曲勒導(dǎo)航設(shè)備。 武器系統(tǒng)：1門23毫米雙管機炮。機身下共有5個掛架，可掛火箭、空對空導(dǎo)彈（AA－7、AA－8）及其它各種武器。 研制背景與發(fā)展歷程 米格-23 是由莫斯科米高揚·格列維奇設(shè)計局（今米格-莫斯科飛機科研生產(chǎn)聯(lián)合體）研制的米格-21（北約稱“魚窩”）后繼機種，總設(shè)計師是 A.I.米高揚和 R.A.別里亞科夫，主管設(shè)計師為 A.A.安德烈耶夫、V.A.拉夫羅夫和 G.A.謝多夫。機號為 231 的首架變后掠翼原型機（設(shè)計局編號 23-11）在 1967 年 6 月 10 日由 A.V.費多托夫首飛，并于同年 7 月 9 日的蘇聯(lián)航空節(jié)期間在莫斯科圖西諾空軍機場首次公開展示，并被北約命名為“鞭撻者”（Flogger）。次年 7 月 231 號米格 23-11 完成 98 次試飛后與另 2 架原型機一起交付空軍進(jìn)行試驗（原型機總共生產(chǎn)了 10 架），1969 年年中投入試生產(chǎn)，次年裝備蘇聯(lián)空軍（V-VS）殲擊-轟炸航空兵，1973 年開始在莫斯科“勞動旗幟”工廠（今米格-莫斯科飛機科研生產(chǎn)聯(lián)合體）和伊爾庫茨克工廠（今伊爾庫茨克飛機科研聯(lián)合體）大量生產(chǎn)，到 1984 年停產(chǎn)時該家族累計生產(chǎn)數(shù)量超過 6,000 架（其中莫斯科工廠生產(chǎn)數(shù)量為 4,278 架），超過美國 F-4“鬼怪”II系列（5,195 架），是世界上產(chǎn)量最大的第 3 代戰(zhàn)斗機（俄標(biāo)）。 米高揚和格列維奇：米格-23 是米高揚親自主持設(shè)計的最后一個作品 編號 231 的 23-11 第 1 架原型機：變后掠翼飛機與常規(guī)設(shè)計相比，在同一目標(biāo)設(shè)計點上的性能通常不如后者，但是在整個飛行包線內(nèi)的非設(shè)計點區(qū)域則具有更好的性能 米格-23 系列是米格-23 家族中主要用于制空的多用途戰(zhàn)斗機（該家族還包括用于對地攻擊的米格-27 系列），包括以下型別（除 23-11 原型機）： ·米格-23S 系列：包括 S/SM 兩種型別。S 是最初試生產(chǎn)型，首架原型機在 1969 年 5 月 28 日首飛，SM 是其使用 APU-13 新型掛架的改型。S 系列在 1970 年即停產(chǎn)，總共生產(chǎn)了 50 架； 米格-23S：米格-23 的預(yù)定作戰(zhàn)對象是美國 F-100 系列（F-102/104/105/106）、多用途的 F-4 系列和法國“幻影”III，此外還要求攔截轟炸機 ·米格-23UB（設(shè)計局編號 23-51）：是米格-23 家族中的唯一雙座型，用于教練但保留格斗能力。第 1 架以 S 型為基礎(chǔ)改裝（1969 年 5 月首飛），后續(xù)機則在 M 型基礎(chǔ)上發(fā)展，因此也稱米格-23UM。該型別生產(chǎn)從 1970 年持續(xù)到 1978 年，總共生產(chǎn)了 769 架； 米格-23UB ·米格-23A：是米格-23 家族中唯一的艦載型。原為蘇聯(lián) 1972 年完成預(yù)先設(shè)計的 1160 型航母發(fā)展，后由于 1160 項目取消而改為艦載戰(zhàn)斗機試驗機，在 1980 年開始進(jìn)行斜板滑躍起飛技術(shù)的試驗（其成果后用于蘇-33 和米格-29K）； ·米格-23M 系列：包括 M/MS/ML/MF/P（MLA）/MLD 六種型別，是米格-23 系列的主力。M 是 S 的改型（M 即表示“改進(jìn)”），1972 年 6 月首飛，1973 年服役；MS 是 M 的簡化出口型（系 M 系列中性能最差的1種），1973 年首飛；ML（設(shè)計局編號 23-12）是 M 的改型，1974 年首飛，1976 年投產(chǎn)，1981 年停產(chǎn)，也有大量出口；MF 是與 M 基本相當(dāng)?shù)某隹谛停?977 年首飛；P（MLA）（設(shè)計局編號 23-14）是 1977 年開始在 ML 型基礎(chǔ)上為國土防空軍（P-VO）研制的截?fù)粜停?979 年首飛；MLD（設(shè)計局編號 23-18）是米格-23 最后一種改型，在 1984 年后改進(jìn)。 主要設(shè)計特點 基本氣動設(shè)計 米格-23 是蘇聯(lián)繼蘇-17（北約稱“裝配匠”B）后的第 2 種變后掠翼超音速戰(zhàn)斗轟炸機，它在氣動上參照了美國 F-111 變后掠翼戰(zhàn)斗轟炸機，繼承了 F-111 最初的多用途設(shè)計思想并要求具有寬闊的飛行速度范圍、較大的航程和作戰(zhàn)半徑、良好的起降性能和突出中低空機動性能。這在它氣動布局上的主要反映便是以變后掠上單翼布局取代了米格戰(zhàn)斗機傳統(tǒng)的中單翼結(jié)構(gòu)形式。 米格-23 變后掠翼增重：米格-23 的變后掠翼帶來的結(jié)構(gòu)增重約為 600 千克（機翼/起落架各 400/200 千克），加上其它部分飛機累計增重約 1,100 千克 米格-23 的機翼前方有較大的固定邊條（前緣后掠角70°），機翼轉(zhuǎn)軸沿展向位于距機身軸線約 21.4% 半翼展處（主要考慮連接機身和活動翼的翼套的大小.翼展取最小后掠角時數(shù)據(jù)），沿橫向位于機翼最大厚度處（主要考慮使機翼的密封和轉(zhuǎn)軸的整流更方便），機翼具有 18°40′、47°40′ 和 74°40′ 三個可用前緣后掠角（它們在飛行員操縱手柄上對應(yīng)的標(biāo)示值為 16°/45°/72°；不過該操縱手柄事實上可使機翼停留在最大和最小后掠角之間的任意位置），其中 18°40′ 的后掠角用于起降、轉(zhuǎn)場巡航和巡邏待機；74°40′ 的后掠角用于超音速和低空大表速飛行；47°40′ 的后掠角則用于空中格斗。其它有利于提高亞音速性能的設(shè)計有：活動翼前后緣均布置有多段式襟翼，其中后緣的單縫襟翼基本占有整個后緣長度（其最外側(cè)一段可以在最大后掠角狀態(tài)下獨立使用），大大提高了飛機的起降性能；每個活動翼在后緣襟翼前方布置兩片單偏擾流片，可結(jié)合差動平尾進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制，不僅滿足了滾轉(zhuǎn)操縱力矩的需要，還使在飛機活動翼后緣布置全展向襟翼成為可能（否則要布置控制滾轉(zhuǎn)的副翼）；活動翼上加裝了一個 2.4° 的鋸齒形前緣（23-11 和 23S/SM 無此鋸齒）并在機翼沿展向做中等程度的錐形扭轉(zhuǎn)，提高了高亞音速巡航狀態(tài)下的升阻比，可降低油耗、提高續(xù)航時間和航程等。機翼具有 4° 的下反角，后機身布置的 4 塊減速板（平尾上下對稱于機身軸線各布置 2 塊）。 米格-23 采用略低于機翼平面全動式斜軸平尾（平尾轉(zhuǎn)軸后掠角為 45°），前后緣后掠角度分別為 55°40′ 和 15°，面積 6.93 平方米，展弦比 1.84。當(dāng)做升降舵使用時平尾偏轉(zhuǎn)范圍為-24°~+8.5°（以前緣向上偏轉(zhuǎn)為正），差動滾轉(zhuǎn)時最大差角大小為 10°（機翼后掠角為 18°40′~47°40′ 時）和 6.5°（機翼后掠角為 47°40′~74°40′ 時），機翼上的擾流片則與平尾差動機構(gòu)和機翼轉(zhuǎn)動機構(gòu)聯(lián)動，機翼后掠 18°40′ 時進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制其偏角為 45°，后掠角為 74°40′ 時偏角為 0°。它與差動平尾的結(jié)合可為米格-23 提供足夠的滾轉(zhuǎn)力矩。 米格-23 的垂直安定面設(shè)計對其達(dá)到 M2.35 的最大設(shè)計速度至關(guān)重要（米格-21 飛機則由于垂直尾翼安定性不夠被迫限速在 M2.05），其垂尾前緣后掠角 62°21′，不計背鰭的面積為 6.01 平方米（計背鰭的面積為 7.21 平方米），展弦比 0.77，其中方向舵面積為 0.93 平方米，最大偏轉(zhuǎn)角 +/-25°；腹鰭為單塊折疊式（折疊角為 95°），總面積 1.46 平方米（其中可折疊部分 1.105 平方米），展弦比 0.45，腹鰭鰭臂長 4.5 米。該腹鰭采用液壓控制并與起落架交聯(lián)，當(dāng)起落架放下時腹鰭折起，起落架收起時腹鰭放下。 米格-23 的主要尺寸數(shù)據(jù)是：機長 15.88 米（包括空速管則為 16.71 米），翼展 7.78 米（74°40′ 后掠）和 14.0 米（18°40′ 后掠），機高 4.82 米；最大和最小后掠時機翼面積分別為 34.16 和 37.35 平方米（但 23-11 和 S/SM 分別為 29.89 和 32.1 平方米）。 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計主要包括進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計和發(fā)動機選擇。米格-23 的設(shè)計要求在這方面的主要反映是它以兩側(cè)進(jìn)氣方式取代了米格戰(zhàn)斗機傳統(tǒng)的機頭進(jìn)氣方式，同時采用大推力的新型發(fā)動機。 米格-23 系列采用矩形外部壓縮（指空氣在進(jìn)入進(jìn)氣道前即被壓縮）兩側(cè)進(jìn)氣道，其設(shè)計直接參照了美國的 F-4。進(jìn)氣口前有平行于機身側(cè)面安裝的3級垂直斜板，它們與機身側(cè)表面有 55 毫米的距離，形成了可避免貼著機身流動的低能量附面層進(jìn)入進(jìn)氣道中的附面層槽道；最靠近進(jìn)氣口的第 3 級斜板上還開有吸除貼著斜板形成的附面層氣流的小孔，可將附面層氣流排入與機身側(cè)表面之間的附面層槽道中，提高進(jìn)氣道的進(jìn)氣效率。每側(cè)進(jìn)氣道外側(cè)表面安裝有兩個上下布置的矩形輔助進(jìn)氣門，其開關(guān)由進(jìn)氣道內(nèi)與外部空氣壓力差控制，可保證發(fā)動機工作需要的進(jìn)氣量。3 級斜板中最前方的第 1 級固定，第 2、3 級則可調(diào)（偏轉(zhuǎn)角度由斜板調(diào)節(jié)系統(tǒng)根據(jù)發(fā)動機壓氣機增壓比控制），由此構(gòu)成了 4 波系進(jìn)氣道。 米格-23 使用了幾種不同型別的渦噴發(fā)動機，均為莫斯科的圖曼斯基設(shè)計局（今俄羅斯航空發(fā)動機科技聯(lián)合體）或莫斯科留里卡設(shè)計局（今“留里卡-土星”聯(lián)合股份公司）的產(chǎn)品（前者產(chǎn)品標(biāo)識為 R，后者為 AL）。最主要 3 種是 R-27F2M-300（用于 S/SM/UB）、R-29-300（用于M/MS/MF）、和 R-35-300（用于ML/P（MLA）/MLD），它們（R-27/29/35 系列）的總設(shè)計師均為 K.哈察圖諾夫，主要性能數(shù)據(jù)如下： ·R-27F2M-300：尺寸約 4,850×1,060 毫米（長×最大直徑，下同），重 1,725 千克；空氣流量 95 千克/秒，總增壓比 10.9，渦輪前溫度 1,370 K；最大和加力推力分別約 6,900 和 10,000 千克，推重比 5.8；最大和加力推力下耗油率分別約 0.98 和 2.09 千克/千克推力·小時。 ·R-29-300：尺寸約 4,992×1,088 毫米，重 1,992 千克；空氣流量 110 千克/秒，總增壓比 12.88，渦輪前溫度 1,410K；巡航、額定、最大、小加力和全加力推力分別約 5,300、6,100、8,300、9,800 和 12,500 千克，對應(yīng)的渦輪后溫度分別為 913、913、1,113、1,068 和,1,113K，推重比 6.5；巡航、額定、最大、小加力和全加力推力下的耗油率分別約 0.83、0.84、0.96、1.5 和 2.03 千克/千克推力·小時。 R-29-300 ·R-35-300：長約 4,975 毫米，重約 1,800 千克；總增壓比 13.0，渦輪前溫度 1,520K；最大推力約 8,550 千克，加力推力約 13,000 千克，推重比 7.2；最大推力和加力推力下耗油率分別約為 0.96 和 1.95 千克/千克推力·小時；其余數(shù)據(jù)與 R-29-300 基本相同。 米格-23-11 原型機使用 AL-7F-1，其尺寸約 6,810×1,250 毫米，重 2,010 千克；空氣流量 114 千克/秒，總增壓比約 8，渦輪前溫度 1,200K；最大和加力推力分別約 6,800 和 9,200 千克，推重比 4.6；最大和加力推力下耗油率分別約 0.90 和 1.99 千克/千克推力·小時。 其它主要特點 米格-23 采用半硬殼式機身，主要制造材料是鋼和鋁合金。飛機的液壓系統(tǒng)沿用了米格機傳統(tǒng)的雙余度設(shè)計，即包括完全獨立的主液壓系統(tǒng)和助力液壓系統(tǒng)（分別相當(dāng)于美機的共用液壓系統(tǒng)和飛行操縱液壓系統(tǒng)）。主液壓系統(tǒng)向機上所有需要液壓能源的系統(tǒng)和附件供應(yīng)能量（含機翼轉(zhuǎn)動和平尾差動），助力液壓系統(tǒng)僅對飛行操縱提供液壓能源，可保證前者發(fā)生故障時飛機的安全返航。兩套液壓系統(tǒng)壓強均為 210 千克/平方厘米。 由于采用了上單翼布局，所以主起落架只能安置在機身，這樣便形成了米格-23 相對于以往米格機獨特的八字形主起落架（輪距 2.88 米）。且其前起落架為雙輪（前主輪距 5.81 米），主起落架為單輪。 米格-23 座艙具有空調(diào)系統(tǒng)，可將座艙溫度保持在 10~20°C（可自動或手動調(diào)節(jié)溫度），當(dāng)飛行高度大于 2,000 米時座艙內(nèi)開始逐漸增壓，到 9,000~12,000 米高度將比大氣壓力高出 0.3 千克/平方厘米（從此直到升限保持這個增壓值）。 米格-23 使用的 KM-1M 彈射座椅：全重達(dá) 135 千克，可在 0~20 千米高度、表速 130 千米/小時~所有飛行高度上的最大速度條件下提供安全救生。該彈射座椅還配備有“蚊-2M”型無線電通訊電臺，彈射座椅降落傘系統(tǒng)動作后可自動啟動 飛控系統(tǒng)與飛行性能 飛行控制系統(tǒng) 米格-23 沿用了米格機傳統(tǒng)的硬式操縱，在三軸操縱（即俯仰/滾轉(zhuǎn)/偏航操縱）中引入了 SAU-23 自動飛行控制系統(tǒng)（ML 系列為其改型 SAU-23M；23-11 為 AP-155 自動駕駛儀），該操縱系統(tǒng)的主要功用有：按照飛行員給定的數(shù)據(jù)自動保持飛機姿態(tài)；結(jié)合攻角傳感器自動配平飛機；自動恢復(fù)到平飛狀態(tài)和從低空危險高度自動拉起（前一功能后來為西方戰(zhàn)斗機操縱系統(tǒng)所借鑒，后一功能通過與機上 RV-4 無線電高度表交聯(lián)實現(xiàn)）；限制飛機傾斜角在 +/-32° 以內(nèi)并限制攻角；與遠(yuǎn)距導(dǎo)航臺結(jié)合引導(dǎo)飛機到目標(biāo)上空；與近距導(dǎo)航臺結(jié)合自動引導(dǎo)飛機下滑到 50~60 米高度以下，然后由人工操縱著陸等。 起降和續(xù)航性能 由于采用多用途設(shè)計思想和變后掠翼設(shè)計，米格-23 的起降性能和續(xù)航新型比米格-21 有了明顯進(jìn)步。 米格-23 系列在正常起飛重量下的起飛滑跑距離為 500~650 米（起飛時通常放前襟翼 20° ，后襟翼 25°），著陸速度 240~260 千米/小時（著陸時通常放前襟翼 20°，后襟翼 50°），著陸滑跑距離為 700~810 米（用剎車及減速傘）或 1,200 米（用剎車，不用減速傘）。 機翼處于最小后掠角狀態(tài)的米格-23ML：變后掠翼的采用是米格-23 起降性能和航程/作戰(zhàn)半徑得以大大改善的最重要原因 米格-23 系列內(nèi)部最大燃油攜帶量為 4,415 千克，機腹下可掛 1 個 490 升或 800 升容量的副油箱，每側(cè)活動翼下的掛架可掛 1 個 800 升副油箱，這樣最大載油量達(dá)到 6,470 千克。不過由于活動翼下的掛架不能自行旋轉(zhuǎn)以保持順氣流方向，因此只能在最小后掠角時掛副油箱（加大后掠角時則將它與掛架一起拋掉），而在最大后掠角狀態(tài)下機腹的所掛超音速油箱通常也要拋棄。該機機內(nèi)油航程約 1,950 千米，轉(zhuǎn)場航程（加上 3 個 800 升副油箱）約 2,820 千米；攜帶 3 個副油箱和 2 枚空空導(dǎo)彈時作戰(zhàn)半徑約 1,160 千米，攜帶 2,000 千克炸彈時約 700 千米（均采用高-高-高飛行剖面）。 高度-速度性能與機動性能 米格-23 的機翼轉(zhuǎn)動可由主液壓系統(tǒng)或助力液壓系統(tǒng)單獨操縱（也可兩者同時操縱），在滿足一定操縱條件的前提下，若使用兩套液壓系統(tǒng)同時供壓，機翼從最小后掠角轉(zhuǎn)到最大后掠角需 17 秒；若僅采用一套液壓系統(tǒng)則需 32 秒，機翼動作滯后于操縱手柄動作 0.3~0.4 秒，所需要的操縱力約為 6.5~7.5 千克（從 16° 到 45° 標(biāo)示值）和 7.5~8.2 千克（從 45° 到 72° 標(biāo)示值），在飛行中改變后掠角時要求過載不大于 2g。 米格-23 的滾轉(zhuǎn)能力一般，這在一定程度上與其飛行操縱系統(tǒng)有關(guān)，早期的米格-29 由于采用機械操縱也有這個問題 米格-23 的高度-速度包線區(qū)均隨著后掠角的增大而增大。米格-23 系列最大飛行馬赫數(shù)為 2.35（約 13,000 米高度，最大后掠），低空最大飛行速度 1,350 千米/小時（300~500 米高度，最大后掠），實用升限 18,300 米（使用 47°40′ 后掠角空戰(zhàn)時為 17,800 米；P（MLA）/MLD 型可達(dá) 19,000 米）。最小平飛速度約 260 千米/小時，后掠角由小至大對應(yīng)的最小機動表速約為 400 千米/小時、450 千米/小時和 500 千米/小時。 米格-23 系列空重 10,200~10,900 千克，正常起飛重量 14,800~15,800 千克，最大起飛重量 17,800~18,400 千克，空戰(zhàn)推重比約 0.93，空戰(zhàn)翼載荷 359.9~393.5 千克/平方米，最大起飛重量時（取 18,400 千克）翼載荷 492.6~538.6 千克/平方米，后掠角由小到大對應(yīng)的最大使用過載為 4.5g（因此時受到結(jié)構(gòu)強度限制）、6.5g（若馬赫數(shù)小于 0.8 則可達(dá) 7.5g）和 7g。 米格-23 系列在空戰(zhàn)格斗時使用中等后掠角，因為此時其盤旋性能最好（垂直機動性和加速性則低于最大后掠角狀態(tài)）。該機在高度 5,000 米、馬赫數(shù) 0.9 時最小盤旋半徑約 2,200 米，在同一高度馬赫數(shù) 0.5 時最小盤旋半徑約 1,160 米；在 5,000 米高度從馬赫數(shù) 0.5 加速到 1.2（飛機平均重量 13,400 千克）需 61 秒（最大后掠）；海平面和 2,000 米高度最大瞬時爬升率分別約 230 米/秒和 160 米/秒，從起飛爬升到 10,000 米高度需 80 秒。 米格-23 系列均不具備大迎角飛行能力，其 SAU-23 自動駕駛儀對攻角的具體限制是：機翼后掠小于 30° 時攻角小于 12°；大于 30° 時攻角小于 18°。 米格-23 系列中機動性最好的是翼根增加可產(chǎn)生渦流的第 2 個鋸齒、機翼前緣襟翼可由計算機自動控制偏轉(zhuǎn)到最佳位置的米格-23MLD，飛過美國 F-15D 和法國“幻影”-2000 的俄羅斯試飛員認(rèn)為該機的飛行性能已與這兩種 4 代機（俄標(biāo)）相差不大。 航空電子設(shè)備 米格-23 的航電設(shè)備比以往的蘇制飛機有了較大的進(jìn)步，蘇軍自用和出口到華約國家的米格-23M 系列的航電設(shè)備通常主要包括：RP-23 火控雷達(dá)、TP-23 紅外搜索跟蹤系統(tǒng)、激光測距儀、ASP-23 瞄準(zhǔn)具、全自動導(dǎo)引系統(tǒng)、“警笛”3 雷達(dá)告警系統(tǒng)以及通信電臺、無線電高度表、無線電羅盤、近距導(dǎo)航和著陸系統(tǒng)等，不同型別使用的同型設(shè)備往往小有差別。 RP-23 也稱“藍(lán)寶石”-23（北約命名“高空云雀”），由俄羅斯頭號機載雷達(dá)廠商費佐頓（NIIR-Phazotron）科研生產(chǎn)聯(lián)合體研制生產(chǎn)，天線直徑為 750 毫米，工作頻率 15G 赫茲（J 波段），單脈沖體制（帶連續(xù)波照射功能），峰值功率 100 千瓦，對雷達(dá)散射截面積為 16 平方米的目標(biāo)搜索/跟蹤距離分別為 85 千米和 54 千米，制導(dǎo)半主動雷達(dá)制導(dǎo)導(dǎo)彈（R-23R 和 R-24R）最大距離為 30 千米。美國認(rèn)為該雷達(dá)與其 AN/APG-59 基本相當(dāng)（用于 F-4J/B/M/K），而我國殲 8B 早期型上的雷達(dá)某些方面則優(yōu)于 RP-23。 向非華約國家出口的米格-23 多數(shù)要經(jīng)過簡化，下面以米格-23MS 為例進(jìn)行簡要說明。 米格-23MS 的火控系統(tǒng)被稱為“金剛石”-23（Almaz-23），主要包括 RP-22 火控雷達(dá)、ASP-PFD-21 瞄準(zhǔn)具、SPO-10 雷達(dá)告警接收機和 ARL-SM 半自動引導(dǎo)系統(tǒng)等，無紅外搜索跟蹤裝置、激光測距儀和全自動導(dǎo)引能力，且大多數(shù)設(shè)備沿用或改進(jìn)自米格-21 的后期型。 作為米格-23M 的簡化出口版，米格-23MS 只能實現(xiàn)半自動導(dǎo)引，也沒有中距空戰(zhàn)能力。它的電子設(shè)備有 25% 與米格-21MF 相同，50% 在后者的基礎(chǔ)上略加改進(jìn)，只有25% 是新設(shè)備 RP-22 也稱“藍(lán)寶石”-21（北約命名“慳鳥”），也是費佐頓產(chǎn)品，還用于米格-21 比斯、米格-23UB 和前 14 架米格-23S。該雷達(dá)天線直徑 380 毫米，重約 220 千克，工作頻率一般認(rèn)為是 12.88~13.2G 赫茲（J 波段），單脈沖體制，低脈沖重復(fù)頻率，峰值功率 100~120 千瓦，方位掃描角度 60°、俯仰掃描角度 +/-20°，掃描速度 2.9°~3.6°/秒，波束寬度 3.5°×3.5°，對雷達(dá)散射截面積為 16 平方米的目標(biāo)搜索/跟蹤距離分別為 20~25 千米和 14~17 千米。該雷達(dá)基本性能大致與我國的殲 8A 上的 204 雷達(dá)相當(dāng)。 ASP-PFD-21 瞄準(zhǔn)具可連續(xù)計算機炮對空/對地攻擊提前角和瞄準(zhǔn)角（分別用于前置射擊和熱線快速射擊）、發(fā)射火箭彈時的修正角并以固定環(huán)方式發(fā)射 R-3S/R 導(dǎo)彈。在空對空狀態(tài)使用機炮或 S-5 火箭彈時射擊距離為 550~2,000 米，空對地時為 1,150~2,000 米；使用 S-24 火箭彈對地攻擊時設(shè)計距離為 1,550~2,000 米，作戰(zhàn)使用高度 200~17,000 米，目標(biāo)速度 500~2,000 千米/小時，系統(tǒng)重量約 25 千克。 SPO-10 雷達(dá)告警接收機（RWR）天線安裝在固定翼段前緣和垂尾后上方，可在全方位和俯仰 +/-45° 范圍內(nèi)接收工作頻率 7.5~16.67G 赫茲（H/I/J 波段）、脈沖重復(fù)頻率 400~8,000 赫茲、脈沖寬度 0.2~5 微秒的雷達(dá)信號，并以燈光和音響信號報警，且對對方雷達(dá)的“搜索”和“截獲”信號分別有不同的報警方式，不包括電纜重量不超過 3 千克。 ARL-SM 半自動引導(dǎo)系統(tǒng)也稱“蘭天-M”，用于飛機起飛達(dá)到一定位置后接受地面指揮所的指揮，該系統(tǒng)可使地面控制員控制飛機的飛行狀態(tài)和航向、進(jìn)行導(dǎo)彈預(yù)熱和打開飛機發(fā)動機的加力、提供敵機和載機距離等。載機先根據(jù)引導(dǎo)指令進(jìn)入敵機后半球并到達(dá)雷達(dá)可以捕獲敵機的陣位，一般在載機距敵機 36 千米時引導(dǎo)工作結(jié)束，由飛行員打開雷達(dá)進(jìn)行瞄準(zhǔn)和攻擊。在整個引導(dǎo)過程中載機雷達(dá)僅處于預(yù)備接通狀態(tài)，因此提高了抗干擾能力和攻擊的隱蔽性。 不論是米格-23MS 還是其它型別，其航電設(shè)備大多都采用電子管和晶體管混合元件，導(dǎo)致設(shè)備體積、重量大和耗電量大，這也是蘇制飛機一直落后于美國的地方；但是這些設(shè)備畢竟裝到了飛機上并實現(xiàn)了其應(yīng)用的功能，這說明蘇聯(lián)設(shè)計師很善于進(jìn)行系統(tǒng)綜合。 機載武器系統(tǒng) 米格-23 的固定武器是一門 GSh-23L 雙管 23 毫米加斯特航炮，安裝在前機身正下方、進(jìn)氣道唇口后約 250 毫米。炮重 52 千克，備彈 200 發(fā)（總重約 34.8 千克），射速每分鐘 3,200~3,400 發(fā)/分，彈丸初速 715 米/秒。具有不限時射擊（4 秒內(nèi)打完全部彈藥）和 0.3 秒限時射擊（每次發(fā)射 16 發(fā)左右）兩種射擊方式。 米格-23 最大外掛載荷為 3,000 千克，其中最大載彈量為 1,600 千克。除機身中央掛架外，每邊進(jìn)氣道和機翼固定段下各有 1 個武器掛架，每邊活動翼下還可增加 1 個帶 800 升副油箱的掛架以增大航程（后掠角為 18°40′ 時）。各武器掛架可掛航炮吊艙、空空導(dǎo)彈、火箭巢、自由落體炸彈等。 米格-23 可使用的空空導(dǎo)彈包括 R-3（美國編號 AA-2，北約命名“環(huán)礁”）、R-23/24（AA-7，“尖頂”）和 R-60（AA-8，“蚜蟲”），米格-23MLD 和米格-23-98（方案）還可使用 R-27（AA-10，“白楊”）和 R-73（AA-11，“射手”），后者還可使用 R-77（AA-12，“蝰蛇”）。大多數(shù)型別可同時攜帶 6 枚空空導(dǎo)彈（每個機翼固定段掛架掛 1 枚，每個進(jìn)氣道下 APU-60/2 型掛架掛 2 枚），配置通常為 2+4（近距空戰(zhàn)時指半主動雷達(dá)彈+紅外彈,攔射時指攔射彈+格斗彈）；而 SM/MS 型只能掛 4 枚（進(jìn)氣道下每個掛架只能掛 1 枚），配置通常為 2+2。 R-3 是由圖西諾的試驗設(shè)計局（后“三角旗”機械制造設(shè)計局）在 AIM-9B 基礎(chǔ)上發(fā)展，主要有紅外型的 R-3S 和半主動雷達(dá)型 R-3R。前者尺寸（長×彈體直徑×翼展,下同）2,837×127×528 毫米，發(fā)射重量 75.3 千克，硫化鉛導(dǎo)引頭，射程 1.2~7.6 千米；后者尺寸 3,417×127×528 毫米，發(fā)射重量 82 千克，射程 1~8 千米。兩者戰(zhàn)斗部均為 11.3 千克高爆破片，最大速度馬赫數(shù) 2.5（殺傷半徑 9~10 米,無線電近炸引信），最大過載 10~11g，最大使用高度 21,000 米。 R-3S R-23/24 是由“三角旗”機械制造設(shè)計局研制的中距攔射彈，俄羅斯公布的米格-23 戰(zhàn)果主要是使用它們獲得的。R-23 在 1969 年開始服役，中段指令+末段被動紅外型 R-23T 尺寸 4,180×200×1,000 毫米，發(fā)射重量 217 千克，戰(zhàn)斗部為 35 千克高爆破片（主動雷達(dá)引信），射程 4~25 千米；中段指令+末段半主動雷達(dá)型 R-23R 尺寸 4,460×200×1,000 毫米，發(fā)射重量 223 千克，射程 4~35 千米，其余數(shù)據(jù)與紅外型相同。R-24 作為 R-23 的改進(jìn)型在 1981 年開始服役，中段指令+末段被動紅外型 R-24T 尺寸 4,800×230×1,000 毫米，發(fā)射重量 248 千克，戰(zhàn)斗部為 35 千克高爆破片（主動激光引信），射程 4~25 千米；中段指令+末段半主動雷達(dá)型 R-24R 尺寸 4,800×230×972 毫

推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計主要包括進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計和發(fā)動機選擇。米格-23 的設(shè)計要求在這方面的主要反映是它以兩側(cè)進(jìn)氣方式取代了米格戰(zhàn)斗機傳統(tǒng)的機頭進(jìn)氣方式，同時采用大推力的新型發(fā)動機。 米格-23 系列采用矩形外部壓縮（指空氣在進(jìn)入進(jìn)氣道前即被壓縮）兩側(cè)進(jìn)氣道，其設(shè)計直接參照了美國的 F-4。進(jìn)氣口前有平行于機身側(cè)面安裝的3級垂直斜板，它們與機身側(cè)表面有 55 毫米的距離，形成了可避免貼著機身流動的低能量附面層進(jìn)入進(jìn)氣道中的附面層槽道；最靠近進(jìn)氣口的第 3 級斜板上還開有吸除貼著斜板形成的附面層氣流的小孔，可將附面層氣流排入與機身側(cè)表面之間的附面層槽道中，提高進(jìn)氣道的進(jìn)氣效率。每側(cè)進(jìn)氣道外側(cè)表面安裝有兩個上下布置的矩形輔助進(jìn)氣門，其開關(guān)由進(jìn)氣道內(nèi)與外部空氣壓力差控制，可保證發(fā)動機工作需要的進(jìn)氣量。3 級斜板中最前方的第 1 級固定，第 2、3 級則可調(diào)（偏轉(zhuǎn)角度由斜板調(diào)節(jié)系統(tǒng)根據(jù)發(fā)動機壓氣機增壓比控制），由此構(gòu)成了 4 波系進(jìn)氣道。 米格-23 使用了幾種不同型別的渦噴發(fā)動機，均為莫斯科的圖曼斯基設(shè)計局（今俄羅斯航空發(fā)動機科技聯(lián)合體）或莫斯科留里卡設(shè)計局（今“留里卡-土星”聯(lián)合股份公司）的產(chǎn)品（前者產(chǎn)品標(biāo)識為 R，后者為 AL）。最主要 3 種是 R-27F2M-300（用于 S/SM/UB）、R-29-300（用于M/MS/MF）、和 R-35-300（用于ML/P（MLA）/MLD），它們（R-27/29/35 系列）的總設(shè)計師均為 K.哈察圖諾夫，主要性能數(shù)據(jù)如下： ·R-27F2M-300：尺寸約 4,850×1,060 毫米（長×最大直徑，下同），重 1,725 千克；空氣流量 95 千克/秒，總增壓比 10.9，渦輪前溫度 1,370 K；最大和加力推力分別約 6,900 和 10,000 千克，推重比 5.8；最大和加力推力下耗油率分別約 0.98 和 2.09 千克/千克推力·小時。 ·R-29-300：尺寸約 4,992×1,088 毫米，重 1,992 千克；空氣流量 110 千克/秒，總增壓比 12.88，渦輪前溫度 1,410K；巡航、額定、最大、小加力和全加力推力分別約 5,300、6,100、8,300、9,800 和 12,500 千克，對應(yīng)的渦輪后溫度分別為 913、913、1,113、1,068 和,1,113K，推重比 6.5；巡航、額定、最大、小加力和全加力推力下的耗油率分別約 0.83、0.84、0.96、1.5 和 2.03 千克/千克推力·小時。R-29-300 ·R-35-300：長約 4,975 毫米，重約 1,800 千克；總增壓比 13.0，渦輪前溫度 1,520K；最大推力約 8,550 千克，加力推力約 13,000 千克，推重比 7.2；最大推力和加力推力下耗油率分別約為 0.96 和 1.95 千克/千克推力·小時；其余數(shù)據(jù)與 R-29-300 基本相同。 米格-23-11 原型機使用 AL-7F-1，其尺寸約 6,810×1,250 毫米，重 2,010 千克；空氣流量 114 千克/秒，總增壓比約 8，渦輪前溫度 1,200K；最大和加力推力分別約 6,800 和 9,200 千克，推重比 4.6；最大和加力推力下耗油率分別約 0.90 和 1.99 千克/千克推力·小時。其它主要特點 米格-23 采用半硬殼式機身，主要制造材料是鋼和鋁合金。飛機的液壓系統(tǒng)沿用了米格機傳統(tǒng)的雙余度設(shè)計，即包括完全獨立的主液壓系統(tǒng)和助力液壓系統(tǒng)（分別相當(dāng)于美機的共用液壓系統(tǒng)和飛行操縱液壓系統(tǒng)）。主液壓系統(tǒng)向機上所有需要液壓能源的系統(tǒng)和附件供應(yīng)能量（含機翼轉(zhuǎn)動和平尾差動），助力液壓系統(tǒng)僅對飛行操縱提供液壓能源，可保證前者發(fā)生故障時飛機的安全返航。兩套液壓系統(tǒng)壓強均為 210 千克/平方厘米。 由于采用了上單翼布局，所以主起落架只能安置在機身，這樣便形成了米格-23 相對于以往米格機獨特的八字形主起落架（輪距 2.88 米）。且其前起落架為雙輪（前主輪距 5.81 米），主起落架為單輪。米格-23 的主起落架為外八字形 米格-23 座艙具有空調(diào)系統(tǒng)，可將座艙溫度保持在 10~20°C（可自動或手動調(diào)節(jié)溫度），當(dāng)飛行高度大于 2,000 米時座艙內(nèi)開始逐漸增壓，到 9,000~12,000 米高度將比大氣壓力高出 0.3 千克/平方厘米（從此直到升限保持這個增壓值）。米格-23 使用的 KM-1M 彈射座椅：全重達(dá) 135 千克，可在 0~20 千米高度、表速 130 千米/小時~所有飛行高度上的最大速度條件下提供安全救生。該彈射座椅還配備有“蚊-2M”型無線電通訊電臺，彈射座椅降落傘系統(tǒng)動作后可自動啟動飛控系統(tǒng)與飛行性能飛行控制系統(tǒng) 米格-23 沿用了米格機傳統(tǒng)的硬式操縱，在三軸操縱（即俯仰/滾轉(zhuǎn)/偏航操縱）中引入了 SAU-23 自動飛行控制系統(tǒng)（ML 系列為其改型 SAU-23M；23-11 為 AP-155 自動駕駛儀），該操縱系統(tǒng)的主要功用有：按照飛行員給定的數(shù)據(jù)自動保持飛機姿態(tài)；結(jié)合攻角傳感器自動配平飛機；自動恢復(fù)到平飛狀態(tài)和從低空危險高度自動拉起（前一功能后來為西方戰(zhàn)斗機操縱系統(tǒng)所借鑒，后一功能通過與機上 RV-4 無線電高度表交聯(lián)實現(xiàn)）；限制飛機傾斜角在 +/-32° 以內(nèi)并限制攻角；與遠(yuǎn)距導(dǎo)航臺結(jié)合引導(dǎo)飛機到目標(biāo)上空；與近距導(dǎo)航臺結(jié)合自動引導(dǎo)飛機下滑到 50~60 米高度以下，然后由人工操縱著陸等。起降和續(xù)航性能 由于采用多用途設(shè)計思想和變后掠翼設(shè)計，米格-23 的起降性能和續(xù)航新型比米格-21 有了明顯進(jìn)步。 米格-23 系列在正常起飛重量下的起飛滑跑距離為 500~650 米（起飛時通常放前襟翼 20° ，后襟翼 25°），著陸速度 240~260 千米/小時（著陸時通常放前襟翼 20°，后襟翼 50°），著陸滑跑距離為 700~810 米（用剎車及減速傘）或 1,200 米（用剎車，不用減速傘）。機翼處于最小后掠角狀態(tài)的米格-23ML：變后掠翼的采用是米格-23 起降性能和航程/作戰(zhàn)半徑得以大大改善的最重要原因 米格-23 系列內(nèi)部最大燃油攜帶量為 4,415 千克，機腹下可掛 1 個 490 升或 800 升容量的副油箱，每側(cè)活動翼下的掛架可掛 1 個 800 升副油箱，這樣最大載油量達(dá)到 6,470 千克。不過由于活動翼下的掛架不能自行旋轉(zhuǎn)以保持順氣流方向，因此只能在最小后掠角時掛副油箱（加大后掠角時則將它與掛架一起拋掉），而在最大后掠角狀態(tài)下機腹的所掛超音速油箱通常也要拋棄。該機機內(nèi)油航程約 1,950 千米，轉(zhuǎn)場航程（加上 3 個 800 升副油箱）約 2,820 千米；攜帶 3 個副油箱和 2 枚空空導(dǎo)彈時作戰(zhàn)半徑約 1,160 千米，攜帶 2,000 千克炸彈時約 700 千米（均采用高-高-高飛行剖面）。米格-23 活動翼下的副油箱，與掛架一起拋棄高度-速度性能與機動性能 米格-23 的機翼轉(zhuǎn)動可由主液壓系統(tǒng)或助力液壓系統(tǒng)單獨操縱（也可兩者同時操縱），在滿足一定操縱條件的前提下，若使用兩套液壓系統(tǒng)同時供壓，機翼從最小后掠角轉(zhuǎn)到最大后掠角需 17 秒；若僅采用一套液壓系統(tǒng)則需 32 秒，機翼動作滯后于操縱手柄動作 0.3~0.4 秒，所需要的操縱力約為 6.5~7.5 千克（從 16° 到 45° 標(biāo)示值）和 7.5~8.2 千克（從 45° 到 72° 標(biāo)示值），在飛行中改變后掠角時要求過載不大于 2g。米格-23 的滾轉(zhuǎn)能力一般，這在一定程度上與其飛行操縱系統(tǒng)有關(guān)，早期的米格-29 由于采用機械操縱也有這個問題 米格-23 的高度-速度包線區(qū)均隨著后掠角的增大而增大。米格-23 系列最大飛行馬赫數(shù)為 2.35（約 13,000 米高度，最大后掠），低空最大飛行速度 1,350 千米/小時（300~500 米高度，最大后掠），實用升限 18,300 米（使用 47°40′ 后掠角空戰(zhàn)時為 17,800 米；P（MLA）/MLD 型可達(dá) 19,000 米）。最小平飛速度約 260 千米/小時，后掠角由小至大對應(yīng)的最小機動表速約為 400 千米/小時、450 千米/小時和 500 千米/小時。 米格-23 系列空重 10,200~10,900 千克，正常起飛重量 14,800~15,800 千克，最大起飛重量 17,800~18,400 千克，空戰(zhàn)推重比約 0.93，空戰(zhàn)翼載荷 359.9~393.5 千克/平方米，最大起飛重量時（取 18,400 千克）翼載荷 492.6~538.6 千克/平方米，后掠角由小到大對應(yīng)的最大使用過載為 4.5g（因此時受到結(jié)構(gòu)強度限制）、6.5g（若馬赫數(shù)小于 0.8 則可達(dá) 7.5g）和 7g。 米格-23 系列在空戰(zhàn)格斗時使用中等后掠角，因為此時其盤旋性能最好（垂直機動性和加速性則低于最大后掠角狀態(tài)）。該機在高度 5,000 米、馬赫數(shù) 0.9 時最小盤旋半徑約 2,200 米，在同一高度馬赫數(shù) 0.5 時最小盤旋半徑約 1,160 米；在 5,000 米高度從馬赫數(shù) 0.5 加速到 1.2（飛機平均重量 13,400 千克）需 61 秒（最大后掠）；海平面和 2,000 米高度最大瞬時爬升率分別約 230 米/秒和 160 米/秒，從起飛爬升到 10,000 米高度需 80 秒。 米格-23 系列均不具備大迎角飛行能力，其 SAU-23 自動駕駛儀對攻角的具體限制是：機翼后掠小于 30° 時攻角小于 12°；大于 30° 時攻角小于 18°。 米格-23 系列中機動性最好的是翼根增加可產(chǎn)生渦流的第 2 個鋸齒、機翼前緣襟翼可由計算機自動控制偏轉(zhuǎn)到最佳位置的米格-23MLD，飛過美國 F-15D 和法國“幻影”-2000 的俄羅斯試飛員認(rèn)為該機的飛行性能已與這兩種 4 代機（俄標(biāo)）相差不大。米格-23MLD 線圖：請注意除了活動翼根部的鋸齒外，機翼固定段根部也增加了鋸齒