MiG-23

Samolot myśliwski MiG-23

Lądujący w polskiej służbie MiG-23MF z wysuniętym spadochronem hamującym

W momencie wprowadzenia do eksploatacji samolotów myśliwskich MiG-23 (kod NATO: Flogger: pol. Biczownik) uchodził on za nowoczesną konstrukcję. O jego wysokich walorach eksploatacyjnych decydował m.in.: zaawansowany system celowniczy i jakościowo nowe uzbrojenie (umożliwiające zwalczanie celów powietrznych na średnich odległościach i w każdych warunkach atmosferycznych, w tym locie na małej wysokości na tle ziemi), a także bogate wyposażenie elektroniczne, pozwalającą na dokładną nawigację i precyzyjne podejście do lądowania w trudnych warunkach atmosferycznych. Ważnym atutem był zabierany duży zapas paliwa, co w szerszym zakresie umożliwiało prowadzenie działań bojowych z dyżurowania w powietrzu i zapewnienia osłony innym rodzajom lotnictwa. Na przełomie lat 70.-tych i 80.-tych XX wieku w samoloty myśliwskie MiG-23 wyposażono 28. Pułki Lotnictwa Myśliwskiego Ochrony Powietrznej Kraju (OPK). Z powodu coraz gorszej sytuacji gospodarczej w Polsce, zrezygnowano z kolejnych zakupów tego typu samolotu zrezygnowano. W latach 90.-tych XX wieku słupska jednostka odegrała bardzo istotną rolę w nawiązaniu pierwszych lotniczych kontaktów z państwami NATO, a następnie ich intensyfikacji. Ze względu na same koszty i mocno ograniczoną liczbę w służbie ich eksploatacji w Polsce, ich służba została zakończona po zaledwie 20 latach ich użytkowania.

Historia konstrukcji

Kształt samoloty MiG-23-01

3 grudnia 1963 roku Rada Ministrów Związku Radzieckiego podjęła uchwałę w sprawie rozpoczęcia budowy frontowego samolotu myśliwskiego nowej generacji. Zadanie to otrzymało biuro doświadczalno-konstrukcyjne OKB-155, kierowane przez generalnego konstruktora Artioma Iwanowicza Mikojana.

Samolot miał posiadać prędkość maksymalną rzędu 2500 km/h i zasięg rzędu 2000 km. Długość startu – lądowania miała nie przekraczać 400 – 500 metrów, z możliwością ograniczenia tego parametru do 200 – 300 metrów, dzięki zastosowaniu dodatkowych silników nośnych. Zasadniczy napęd miał stanowić silnik typu R-27F-300 o ciągu maksymalnym rzędu 76,74 kN z dopalaniem. Samolot miał być wyposażony w system obserwacyjno-celowniczy typu Sapfir-23, w skład którego miała wchodzić stacja radiolokacyjna typu RP-23, wizjer podczerwieni oraz celownik optyczny. Podstawowe uzbrojenie miały tutaj stanowić kierowane pociski rakietowe typu „powietrze-powietrze” R-23. Samolot miał być przedstawiony na przeprowadzenie prób państwowych w czwartym kwartale 1965 roku z pociskami rakietowymi R-23T, wyposażonymi w termiczny układ samonaprowadzania, a w drugim kwartale 1966 roku z pociskami rakietowymi typu R-23R, dysponującymi termiczno-radiolokacyjnym układem samonaprowadzania (z radiolokacyjnym podświetleniem celu przez nosiciela). Jego stałe uzbrojenie miało stanowić dwulufowe działko lotnicze GSz-23Ł kalibru 23 mm.

Zrzuty samolotu bojowego MiG-23MF

30 kwietnia 1965 roku Rada Ministrów Związku Radzieckiego udokładniła zadanie dla OKB-155 Mikojana. Podjęto tam decyzję o budowie samolotu MiG-23 (model MiG-23-01), wyposażonego w silnik marszowy typu R-27F-300 (ciąg 76,74 kN) i dwa silniki nośne RD-36-35 (ciąg 2 x 23,05 kN). Długość startu i lądowania miała tutaj nie przekraczać 250 – 300 metrów, z możliwością operowania z lotnisk gruntowych. Środki napadu powietrznego miały być zwalczane w przestrzeni swobodnej i (po raz pierwszy w lotnictwie radzieckim) na tle ziemi. Stacja radiolokacyjna miała posiadać specjalny zakres obserwacji powierzchni ziemi do nawigacji powietrznej i zajścia do lądowania.

Zastosowany system obserwacyjno-celowniczy Sapfoir-23 miał się składać z stacji radiolokacyjnej typu RP-23, termonamiernika typu TP-23 i celownika optycznego ASP-23. Miał on być sterowany analogowym wylicznikiem typu AWM-23. W skład uzbrojenia typu „powietrze-ziemia” miał wejść kierowany pocisk rakietowy „powietrze-powierzchnia” typu Ch-23 z optycznym śledzeniem celu i radiokomendowym naprowadzaniem na wyznaczony cel.

Samolot MiG-23-01 został zaprojektowany w klasycznym układzie aerodynamicznym ze skrzydłem trójkątnym i pływowym usterzeniem poziomym. Boczne chwyty powietrzne do silnika pozwoliły na rozmieszczenie w przodzie kadłuba dużej stacji radiolokacyjnej ze znacznie lepszymi parametrami przestrzennymi.

Samolot myśliwski Mig-23MF

Autor: zdjęcia – Dawid Kalka

Warszawa, Muzeum Polskiej Techniki Wojskowej

Obliczeniowe dane taktyczno-techniczne samolotu MiG-23-01 przedstawiały się następująco: masa własna – 6920 kg, startowa normalna – 11 250 kg (w tym paliwo wewnętrzne – 3900 kg), startowa maksymalna – 12 500 kg, prędkość maksymalna przy ziemi – 1350 km/h (Ma=1,1), prędkość maksymalna na dużej wysokości – 2500 km/h (Ma=2,35), pułap praktyczny – 19 500 m, zasięg maksymalny – 1330 km i z dodatkowymi zbiornikami paliwa 1730 km (rozpatrywano także wariant bez dodatkowych silników nośnych, za to ze zwiększonym zapasem paliwa).

Prototyp samolotu myśliwskiego MiG-23-01 po raz pierwszy wzbił się w powietrze 3 kwietnia 1967 roku, a za jego sterami siedział Piotr M. Ostapienko. Samolot oficjalnie zaprezentowano podczas przeprowadzenia wielkich pokazów lotniczych z okazji 50.-tej rocznicy rewolucji październikowej w Domodiedowie 9 lipca 1967 roku. Był to jednocześnie jego ostatni lot. Uznano bowiem, że cała konstrukcja nie jest szczególnie ekonomiczna, start i lądowanie bezpieczne i nie ma tutaj żadnej gwarancji uzyskania oczekiwanych parametrów, w tym zasięgu i długotrwałości lotu. Ogółem wykonano łącznie 35 lotów, spośród, których 33 znalazły się na koncie P. M. Ostapienki, a dwa – A. W. Fiedotowa.

Alternatywą dla samolotu myśliwskiego z jednym silnikiem marszowym i dwoma nośnymi stał się myśliwiec ze skrzydłem o skosie zmiennym w locie, z wysokim stopniem mechanizacji. Studia nad nim biuro doświadczalno-konstrukcyjne Mikojana podjęto w 1965 roku. W ich trakcie ustalono, że można zatrzymać wędrówkę środka parcia do tyłu, a więc zachować optymalną stateczność podłużną, modelując samolot ze skrzydłami składającymi się z części ruchomych o dużej zbieżności z punktami obrotu odsuniętymi od kadłuba samolotu i stałych części przykadłubowych o dużym skosie oraz usterzeniem poziomym po dużej powierzchni. Gdy skrzydła mają maksymalny skos, tworzą wraz z usterzeniem jednolitą powierzchnię nośną, której wypadkowa siła nośna jest przyłożona z przodu w stosunku do wypadkowej samego skrzydła. W ten sposób środek parcia nie przesuwa się zbyt daleko i nie zmniejsza sterowności podłużnej samolotu.

Samolot bojowy MiG-23BN

Zmienna geometria, całkowicie nowa koncepcja, leżała u podstaw nowych rozwiązań konstrukcyjnych. Struktura kadłuba była tak dobrze przemyślana, że zbiornik paliwa numer 2 i keson centralny skrzydła stanowiły całość (rozmieszczono je pomiędzy wręgą kadłuba numer 18 i 20). Został on zrobiony z cienkich płytek stopu typu WNS-2, zespawanych z sobą. Zbiornik ten był w istocie konstrukcją nośną całego samolotu. Na nim zamontowany został keson mieszczący węzły obrotu skrzydła i przez niego przechodził tunel wlotowy powietrza do silnika.

Skrzydła samolotu w kształcie trapezoidalny i płynnie sterowany skos w zakresie od 16 stopni do 72 stopni (skos stałych części wynosi 70 stopni). Składzie i rozkładanie skrzydeł jest realizowane przez mechanizm hydrauliczny SPK-1 (na który składają się dwa mechanizmy śrubowe i kulkowe zmieniające ruch obrotowy na liniowy – są one połączone ramieniem z węzłem obrotu konsoli skrzydła. Oś obrotu każdego skrzydła znajduje się w kesonie, 1500 mm od podłużnej osi samolotu i 128,5 mm przed wręgą numer 20. Wybór pozycji skrzydła: 16 stopni, 45 stopni i 72 stopnie – dokonuje się za pomocą dźwigni, znajdującej się po lewej stronie fotela pilota. Ma on kontrolować położenie skrzydła na wskaźniku umieszczonym na tablicy przyrządów.

Każde skrzydło posiada sloty i cztero-segmentowe klapy tylne na prawie całej krawędzi spływu oraz dwuelementowe przerywacze przed dwoma środkowymi sekcjami klap zaskrzydłowych. Kinetyka slotów i klap tylnych jest połączona, lecz mechanizm nieliniowy w systemie sterowania powoduje ich wychylenie o różne kąty. W ten sposób wychyla się elementy mechanizacji do startu samolotu: klapy tylne na 25 stopni, a sloty na 17 stopni, przy lądowaniu zaś – odpowiednio na 50 stopni i 20 stopni. Sytuacja ta ma miejsce tylko przy skosie skrzydła 16 stopni. Mechanizmy łączące są automatycznie rozłączane przy skosie większym.

Na górnej powierzchni skrzydła każdy przerywacz jest przymocowany do dźwigara tylnego i pełni funkcję lotki. Gdy skrzydło posiada skos 16 stopni, mogą one być otwarte o kąt maksymalny 45 stopni. Kąt wychylenia przerywaczy jest przy tym funkcją kąta skosu skrzydła wybranego przez pilota – maleje wraz z zwiększeniem kąta skosu skrzydła. Podczas przestawiania skosu na kąt 72 stopni, blokują się one w pozycji zamkniętej i nie pełnią już funkcji sterującej. Przejmują ją sterolotki (różnicowo wychylane usterzenie poziome).

Kadłub posiada z przodu formę cygara o przekroju owalnym, który przechodzi w kształt prostokątny o zaokrąglonych kątach, pomiędzy wręgami numer 18 i 20 przymocowane są okucia siłowników podwozia głównego i końcówki przegubów przedniej części goleni podwozia głównego. Kadłub następnie staje się tutaj owalny i wydłuża się do wręgi numer 28 począwszy, od której cała tylna część może być odłączana, pozwalając na dostęp do silnika podczas jego naprawy lub demontażu.

Samolot myśliwski MiG-23M w służbie lotnictwa radzieckiego

Wręga siłowa numer 31 w tylnej części kadłuba samolotu jest punktem mocowania czterech hamulców aerodynamicznych, łożysk wspierających płytowe usterzenie poziome i okucia mocującego tylną część statecznika pionowego. Usterzenie pionowe klasyczne, przechodzące w płetwę o prostej krawędzi natarcia. Jego uzupełnieniem jest duża składana kierownica podkadłubowa (jej ruch jest zsynchronizowany z wciąganiem i wypuszczaniem podwozia). W podstawie usterzenia pionowego zabudowano zasobnik na spadochron skracający dobieg samolotu przy lądowaniu.

Podwozie trójpodporowe o oryginalnej konstrukcji i stosunkowo szerokim rozstawie kół głównych jest całkowicie chowane w kadłub. Koła główne pojedyncze, na goleni przedniej – bliźniacze. Osłona kabiny pilota o minimalnym oporze aerodynamicznym, „wtopiona” w kadłub. Pogorszenie warunków obserwacji częściowo zrekompensowano peryskopem i lusterkami obserwacji tylnej półsfery samolotu.

Napęd maszyny pozostał bez zmian i stanowił go silnik R-27F-300, który został zabudowany w tyle kadłuba. Integralna instalacja paliwowa mieściła się w trzech zbiornikach kadłubowych o łącznej pojemności 3460 litrów (1920 litrów, 830 litrów i 710 litrów). Dalesze 800 litrów znajdowało się w zbiornikach skrzydłowych: 2 x 62,5 litrów i 2 x 137,5 litrów oraz 2 x 200 litrów. Łączna pojemność integralnej instalacji paliwowej wynosi 4260 litrów. Samolot nie przenosił dodatkowych zbiorników paliwa.

Wysunięty hamulec aerodynamiczny

Samolot posiadał boczne regulowane chwyty powietrza oraz dwa dodatkowe wloty powietrza na każdym bocznym wlocie głównym powietrza. Zmniejszają one powstające nadciśnienie w tunelu wlotowym powietrza do silnika podczas startu, przy braku jego dynamicznego naporu w pierwszej fazie trwania rozbiegu.

Zastosowany system UWD-23 sterujący wlotami powietrza pozwala w pełni dysponować ciągiem maksymalnym i zapewnić pewne funkcjonowanie silnika w całym zakresie lotu i na wszystkich prędkościach obrotowych silnika. Płyta każdego wlotu znajduje się 55 mm od ścianki kadłuba, tworząc między nimi szczelinę odsysającą warstwę przyścienną. Uniemożliwia to jej przejście do wlotu powietrza i zaburzenie pracy silnika. System typu UWD-23 pozwala regulować pozycję klap wlotowych podczas zmiany kąta ustawienia ruchomych łopatek sprężarki. Regulacja automatyczna klap zaczyna się, gdy sam samolot osiąga prędkość lotu Ma=1,5 i jest ona dodatkowo korygowana według przyjętego kąta wychylenia steru kierunku.

Pierwsze prototypy samolotu myśliwskiego MiG-23-11 zostały zbudowane w zakładzie produkcji doświadczalnej biura doświadczalno-konstrukcyjnego Mikojana. Próby prototypu samolotu myśliwskiego MiG-23-11/1 rozpoczęto w dniu 26 maja 1967 roku w Instytucie Prób w Locie Ministerstwa Przemysłu Lotniczego w Żukowskim. Po raz pierwszy wzbił się on w powietrze w dniu 10 czerwca tego samego roku, a za jego sterami siedział Aleksander W. Fiedotow. Samolot skrzydło miał zablokowane w położeniu 16 stopni, ale już w drugim locie wykonanym w dniu 12 czerwca 1967 roku zdecydowano się dokonać pełnego przestawienia skrzydła w tylne skrajne położenie 72 stopni.

Radziecki samolot bojowy MiG-23MLA

Sam samolot okazał się w locie nad wyraz lekki w sterowaniu przy każdym położeniu skrzydła, co wywołało nieukrywaną radość Fiedotowa. W trzecim locie przekroczył prędkość dźwięku, osiągając Ma=1,2. Kolejne . Kolejne dziewięć lotów poświęcono na przygotowanie modelu MiG-23-11/1 do pokazów w Domodiedowie. W ich trakcie podczas trwania kilku przelotów zaprezentowano samolot z różnymi kątami skosu skrzydła, wzbudzając tym samym sensację.

Stało się jasne, że model MiG-23-11 zostanie ostatecznym zwycięzcą „wewnętrznego” konkursu w biurze Mikojana na frontowy samolot myśliwski z charakterystykami krótkiego startu i lądowania. Formalnie zostało ono usankcjonowane Uchwałą Rady Ministrów Związku Radzieckiego 17 listopada 1967 roku. Ponadto uchwała ta mówiła o zbudowaniu dwóch kolejnych prototypów w celu intensyfikacji prac nad nowym myśliwcem oraz budowanie dwóch prototypów dwumiejscowego samolotu szkolno-bojowego MiG-23UB.

W trakcie dalszych prób uzyskano rozbieg samolotu w granicach 320 metrów i dobieg w granicach 440 metrów (do 750 metrów bez wypuszczania spadochronu hamującego). Kolejne loty poświęcono badaniom zakresów lotu dla różnych położeń skrzydła i określenia wydajności wlotów powietrza. Po wykonanym 45 locie zabudowany na samolocie silnik odrzutowy typu R-27F-300 (planowany dla niego model R-27F2-300 nie był w tym czasie jeszcze gotowy) osiągał kres swojego resursu, który wówczas wynosił tylko 25 godzin i trzeba było go wymienić. Loty wzmocniono w styczniu 1968 roku po przeprowadzeniu wymiany silnika na nowy egzemplarz oraz zabudowanie w samolocie systemu autopilota AP-155, który pierwotnie powstał dla samolotu myśliwskiego MiG-25, a następnie znalazł się także zastosowanie na samolotach MiG-21 i MiG-23.

W kwietniu 1968 roku prototyp samolotu MiG-23-11/1 przebazowany został do Krasnowodska nad Morzem Kaspijskim w pobliżu poligonu lotniczego, gdzie w dniach od 8 sierpnia do 24 sierpnia dokonano sprawdzenia funkcjonowania wlotów powietrza i silnika oraz zachowania się samolotu podczas odpalania pocisków rakietowych typu „powietrze-powietrze”. Doświadczalni piloci z OKB-155: P. M. Ostapienko i M. M. Komarow, dokonali wówczas niekierowanego odpalenia łącznie 16 pocisków rakietowych typu K-23 i K-13. Nie doprowadziły one do powstania pompażu, ani zatrzymania zespołu napędowego w zakresie trwania wysokości lotu od 5000 metrów do 17 000 metrów i prędkości rzędu Ma=0,7 do Ma=1,8.

W trakcie trwania rozwoju samolotu postanowiono zwiększyć liczbę przenoszonych pocisków rakietowych R-23 z dwóch do czterech. Początkowo planowano, że dwa pociski rakietowe R-23 będą przenoszone na wyrzutniach typu APU-23K pod nieruchomymi częściami skrzydła, a dwa kolejne pociski rakietowe – na specjalnych wyrzutniach typu APU-23F, znajdującymi się pod chwytami powietrza, częściowo zagłębione w ich konstrukcję. Szybko jednak okazało się, że to drugie rozwiązanie jest nie do zaakceptowania. Po pierwsze: pocisk rakietowy R-23 jest za duży (pierwotnie zakładano, że jego masa i gabaryty zbliżone do amerykańskiego pocisku rakietowego produkcji amerykańskiej AIM-7E Sparrow, który w tym samym czasie został w Związku Radzieckim skopiowany pod lokalnym oznaczeniem K-25), a po drugie: istniała uzasadniona obawa, że odpalenie pocisku rakietowego R-23 będzie miało negatywny wpływ na stabilną pracę zespołu napędowego. Sama konstrukcja chwytu zaś uniemożliwiała wbudowanie w niego mechanizmu wstępnego (przed uruchomieniem silnika rakietowego) katapultowania pocisku rakietowego w dół, co było jedynym możliwym wyjściem z zaistniałej sytuacji.

Ostatecznie dwa skrzydłowe pociski rakietowe typu R-23 zdecydowano się uzupełnić dwoma mniejszymi pociskami rakietowymi typu R-3S (zaś te były z kolei radziecką kopią amerykańskich pocisków rakietowych AIM-9B Sidewinder), instalowanych na lekkich, klasycznych wyrzutniach APU-13M (potem nowszych APU-13M2) bezpośrednio pod kadłubem samolotu, choć rozwiązania tego jeszcze na prototypie samolotu MiG-23-11/1 jeszcze nie stosowano i podczas trwania odpalania R-23 w Krasnowodsku wykorzystywano tylko podwieszenia podskrzydłowe.

Samolot myśliwski MiG-23MF

Autor – zdjęcia: Dawid Kalka

Napoleon, Muzeum Dywizjonu 303

Trwające próby zakładowe samoloty MiG-23-11/1 według programu podstawowego zakończono w lipcu 1968 roku, po wykonaniu na nim 97 lotów, których większość zostało zrealizowanych przez P. M. Ostapienko. W sprawozdaniu z trwających prób można tutaj przeczytać: „Skrzydła o zmiennym w locie skosie w MiG-23 pozwoliły osiągnąć:

  • Zmniejszenie rozbiegu i dobiegu: dwukrotnie, w porównaniu do wszystkich innych istniejących samolotów.

  • Duża prostotę pilotażu w całym zakresie eksploatacyjnym samolotu, a zwłaszcza przy starcie i lądowaniu.

  • Dużą prędkość przyrządową na małej wysokości z maksymalnym skosem i ograniczenie pionowych przeciążeń (o dużej amplitudzie), negatywie wpływających na pilota i sam samolot w turbulentnej atmosferze przy ziemi.

  • Zwiększenie zasięgu i znaczną długość patrolowania.

  • Docelowe osiągi powinny być osiągnięte z mocniejszym silnikiem R-27F2-300, biorąc pod uwagę potrzebę zwiększenia ciągu.”

6 listopada 1969 roku Mikojan podpisał sprawozdanie z prób zakładowych samolot MiG-23-11/1. W ich trakcie uzyskano następujące charakterystyki samolotu: prędkość maksymalna przy ziemi – do 1350 km/h (Ma=1,1), zaś na dużej wysokości – do 2255 km/h (Ma=2,13), pułap praktyczny – do 17 200 metrów, rozbieg – ok. 550 metrów, dobieg z wypuszczeniem spadochronu hamującego – do 450 metrów.

W 1968 roku do prób zakładowych włączono drugi i trzeci samolot prototypowy: egzemplarze MiG-23-11/2 i MiG-23-11/3, a w 1969 roku czwarty prototyp MiG-23-11/4. Prototyp trzeci był pierwszym wyposażonym w prototypową stację radiolokacyjną typu RP-23, była jednak ona jeszcze mocno zawodna i nie można było dokonać podświetlenia celu dla pocisku rakietowego R-23R z półaktywnym radiolokacyjnym układem samonaprowadzania. Oblatał go 24 września 1968 roku pilot doświadczalny Michaił M. Komarow. Natomiast prototyp MiG023-11/4 był pierwszym egzemplarzem, który został wyposażony w silnik odrzutowy typu R-27F2-300. Ponadto egzemplarz ten był wykorzystywany do przeprowadzenia prób uzbrojenia, służącego do zwalczania celów naziemnych.

Wersja szkolno-bojowa MiG-23UB

Kolejne prototypowe samoloty MiG-23 wykonano w Moskiewskim Lotniczym Zjednoczeniu Produkcyjnym w Moskwie na podstawie dokumentacji technicznej przygotowanej przez biuro dośwaidczalno-konstrukcyjne Mikojana. Była to seria pięciu egzemplarzy: samolotu MiG-23-11/5 do modelu MiG-23-11/9. Ponieważ zastosowany system obserwacyjno-celowniczy Sapfir-23 nie był jeszcze gotowy do użytku, tak jak skonstruowane dla niego pociski rakietowe typu „powietrze-powietrze” do niego, wyposażono je w system obserwacyjno-celowniczy Sapfir-21 z zastosowanym celownikiem radiolokacyjnym typu RP-22S, znany z samolotu myśliwskiego MiG-21S, znany z samolotu myśliwskiego MiG-21S. Dzięki zastosowaniu kierowanych pocisków rakietowych typu R-3R, systemu obserwacyjno-celowniczego Sapfir-21, co umożliwiało zwalczanie środków napadu powietrznego w każdych warunkach atmosferycznych, ale tylko w pościgu i nie było to możliwe na tle ziemi.

Oblot samoloty prototypowego MiG-23-11/5 przeprowadził A. W. Fiedotow, miało to miejsce 28 maja 1969 roku. Gdzie po krótkich próbach zakładowych prototyp ten w dniu 10 lipca 1969 roku, który został przekazany do Instytutu Naukowo-Badawczego Sił Powietrznych na próby państwowe. W 1969 roku wykonano dodatkowe 15 takich samolotów, którym nadano seryjne oznaczenie MiG-23S (model MiG-23-11S), a w następnym roku jeszcze 40 i na tym produkcję tego modelu ostatecznie zakończono. Razem dawała ona łącznie zbudowan9ie 60 egzemplarzy samolotów MiG-23S.

Samoloty myśliwskie MiG-23S dysponowały ponadto optycznym celownikiem żyroskopowym typu ASP-PFD i pokładowym działkiem lotniczym typu GSz-23Ł kalibru 23 mm zabudowanym pod kadłubem złącznym zapasem 200 sztuk nabojów. Obok stosowanych pocisków rakietowych „powietrze-powietrze” typu R-3R, służących do zwalczania celów powietrznych przez MiG-23S, mogły też użyć pocisków rakietowych R-3S. Do przyrządowego naprowadzania na cele powietrzne samolot ten otrzymał aparaturę Lazur-M. Cele naziemne mogły być zwalczane dwoma bombami lotniczymi wagomiaru 500 kg przenoszonymi podskrzydłowymi wyrzutnikami bombowymi lub czterema bombami lotniczymi o wagomiarze 250 kg, przenoszonych na podwieszeniach podskrzydłowych i podkadłubowych, a także stosować wyrzutnie dla niekierowanych pocisków rakietowych typu S-5 kalibru 57 mm, które były odpalane z wieloprowadnicowych wyrzutni typu UB-16-57 (przenoszone cztery) lub większe typu UB-32 (przenoszone dwie). Teoretycznie sam samolot mógł też zwalczać cele naziemne za pomocą kierowanych pocisków rakietowych Ch-23, ale ze względu na niedopracowanie długo nie dostarczano ich jednostkom liniowym. Aparatura do ich radiokomendowego naprowadzania była zabudowana w rejonie prawego podwieszenia podskrzydłowego (patrząc w kierunku lotu samolotu).

Przenoszone uzbrojenie samolotu MiG-23M

Samolot MiG-23S dysponował systemem pilotażowo-nawigacyjnym Poliot-1I-23 z radiotechnicznym systemem bliskiej nawigacji i lądowania typu RSBN-6S, automatycznym systemem sterowania typu SAU-23, radiostacją korespodencyjną typu R-802W, automatycznym radiokompasem ARK-10, radiowysokościomierzem małych wysokości RW-UM, odbiornikiem znaczników radiomarkera typu MRP-56P, urządzeniem zapytająco-odpowiadającym (typu „swój-obcy”) typu SRZO-2M oraz stacją ostrzegającą o radiolokacyjnym opromieniowaniu typu SPO-10.

Charakterystyka taktyczno-techniczna samolotu myśliwskiego MiG-23S przestawiało się następująco: masa własna – 9790 kg, startowa (normalna) – 14 250 kg, maksymalna masa – 15 050 kg, prędkość maksymalna przy ziemi – 1350 km/h (Ma=1,1), na dużej wysokości – do 2400 km/h (M=2,27), pułap praktyczny – do 18 000 metrów, zasięg z zainstalowanym, dodatkowym podkadłubowym zbiornikiem paliwa o pojemności 800 litrów – do 1790 km.

W 1969 roku zbudowano 10 egzemplarzy MiG-23 (nie dodając im w oznaczeniu żadnego dodatkowego wyróżnika), które wyposażono w system obserwacyjno-celowniczy Sapfir-23. Wszystkie wykorzystano w próbach, w tym jeden – w naziemnych. W 1970 roku wykonano kolejnych 26 myśliwców tego typu, które skierowano do identyfikacji prób oraz do jednostek liniowych (dzieląc je równo po 13 egzemplarzy).

Samolot myśliwski Mikojan MiG-23MLD lotnictwa radzieckiego

W 1971 roku wykonano łącznie 100 egzemplarze samolotów myśliwskich MiG-23, które pomimo zachowania dotychczasowego oznaczenia miały szereg istotnych zmian. By poprawić charakterystyki manewrowe nowego samolotu myśliwskiego, konstruktorzy biura Mikojana zdecydowali się dać mu nowe skrzydło o większej powierzchni o poprawionej aerodynamice. Decyzję przyspieszył fakt, że na skrzydle pod kątem 45 stopni i dużych kątach natarcia (ale mniejszych niż przewidziane instrukcją), z podwieszonymi pociskami rakietowymi samolot miał tendencję do niebezpiecznych kołysań i przejścia w samoobrót samolotu. Zdecydowano się powiększyć powierzchnię ruchomych części skrzydła drogą zwiększania ich cięciwy poprzez poszerzenie krawędzi natarcia. Dzięki tej zmianie skrzydło otrzymało charakterystyczny „ząb”, generator wirów stabilizujących opływ przykadłubowych części płata i tym samym opóźniających przedwczesne oderwanie z nich warstwy przyściennej.

Należy jeszcze w tym miejscu dodać, że aby tak zakłócać pracy anten urządzeń elektronicznych rozmieszczonych na krawędzi natarcia, „ząb” został wykonany z materiału dielektrycznego. Wprowadzone w ten sposób zmiany spowodowały, że zmienił się teraz skos krawędzi natarcia skrzydła przyjmując w zalecanych położeniach (16 stopni, 45 stopni i 72 stopni) wartości od 18 stopni 40 minut do 74 stopni 40 minut.

Był to bardzo trudny moment w historii biura doświadczalno-konstrukcyjnego OKB-155. Ciągły stres i występujące od pewnego czasu problemy z sercem spowodowały, że 9 grudnia 1970 roku Mikojan zmarł. Jego następcą na stanowisku generalnego konstruktora OKB-155 został Rostisław Apołosowicz Bielakow.

Pierwotnie powiększone skrzydło miało od razu dysponować slotami i klapami tylnymi, ale ponieważ sam przemysł nie wyrobił się tutaj na czas, aby nie przeciągnąć prób, zdecydowano się na nowo wyprodukowanych samolotach założyć skrzydła zastępcze, które wprawdzie posiadały powiększoną powierzchnię, ale nie posiadały slotów. Po rozwiązaniu problemów zostały one wymienione na skrzydła „docelowe”.

Kolejną wprowadzoną zmianą było przesunięcie do tyłu o 860 mm usterzenia poziomego. Jednocześnie zwiększono jego dopuszczalne kąty wychylenia. W tyle kadłuba zabudowano czwarty zbiornik paliwa o pojemności 470 litrów oraz przesunięto bardziej do tyłu i powiększono hamulce aerodynamiczne. Masa własna samolotu wzrosła do 10 690 kg, masa startowa normalna – do 14 090 kg, a masa maksymalna samolotu do 15 500 kg. Pierwsze egzemplarze dysponowały silniki typu R-27F2-300, a późniejsze typu R-27F2M-300 (następnie wyposażono w nie egzemplarz wcześniejsze).

Sam samolot otrzymał także dopracowany system obserwacyjno-celowniczy typu Sapfir-23Ł (systemy RP-23Ł, TP-23 i ASP-23D), ale nadal były do niego uwagi oraz unowocześniono urządzenia elektroniczne (R-832, R-832M, ARK-15, ARK-15M). Odbiornik ciśnień powietrznych typu PWD-7 zastąpiono nowszym modelem typu PWD-18-5M. Zestaw uzbrojenia w pociski rakietowe „powietrze-powietrze” rozszerzono o model R-13M (zastosowana do nich wyrzutnia typu APU-13MT). Były jednak z tym poważne problemy. Podczas procesu odpalania pocisku rakietowego, za każdym razem jego silnik wchodził w pompaż i przestawał natychmiast pracować. Dążąc do rozwiązania zaistniałego problemu, najpierw belki podkadłubowe maksymalnie odsunięto od bocznych wlotów powietrza, a następnie dopracowano automatyczną instalację przeciwpompażową silnika.

Samolot myśliwski Mikojan MiG-23MLD w barwach lotnictwa wojskowego Ukrainy

Tutaj o dużym szczęściu może mówić pilot doświadczalny Awiard G. Fastowiec, wykonujący w dniu 14 marca 1972 roku lot badawczy na skontrolowanie wytrzymałości nowego, większego skrzydła. Aby to uczynić, musiał on osiągnąć graniczne przeciążenie przy wyjściu z nurkowania. W locie tym, gdy znajdował się na wysokości około 1000 metrów, a wskaźnik przeciążenia wskazywał g+7,3, zbiornik paliwa numer 2 nie wytrzymał powstałego obciążenia, powodując rozpadnięcie się samolotu. Na szczęście pilot zdążył się katapultować i nie odniósł żadnych obrażeń.

Wszczęte wówczas śledztwo wykazało, że pęknięcie struktury nośnej było spowodowane przez mikropęknięcia powstałe na wskutek zanieczyszczeń odlewów surowych przez molekuły wodoru, powstające podczas procesu odlewania. Trzeba było tutaj przejrzeć dogłębnie cały proces technologiczny i metalurgiczny, proces spawania zbiorników paliwa numer 2 oraz sprawdzić to we wszystkich już wprowadzonych samolotach. Równolegle wprowadzano na użytkowanych już samolotach czasowe ograniczenia maksymalnego przeciążenia maszyny w locie do wartości g+3,5. Z problemem uporano się stosunkowo szybko, wzmacniając strukturę zbiornika numer 2 na samolotach będących już na liniach montażowych. Natomiast na samolotach, które zeszły z taśmy produkcyjnej, dokonano punktowego nagrzewania, co pozwoliło uniknąć dyfuzji powstających molekuł wodoru, a przez to koncentracji w tych miejscach naprężeń na zbiorniku paliwa numer 2. Ponadto węzły obrotowe skrzydła zostały teraz wykonane ze stali chromowo-manganowo-krzemowej.

W trzecim roku prób państwowych i wojskowych zaczęto w końcu dochodzić do przęłomu w badaniach i rozwoju samolotu. Wytężona praca uczonych, konstruktorów i inżynierów zaczęła wreszcie przynosić pozytywne efekty. Kompleksowo prowadzone prace były nakierowane przede wszystkim na dopracowanie aerodynamiki, napędu wyposażenia elektronicznego i uzbrojenia samolotu. W efekcie powstała kolejna wersja, która otrzymała oznaczenie MiG-23M (prototyp oznaczony jako MiG-23-11M). Zbudowano dwa modele prototypowe, gdzie pierwszy w czerwcu 1972 roku oblatał pilot doświadczalny A. W. Fiedotow.

Samolot szkolno-bojowy MiG-23UB

Autor – zdjęcia: Dawid Kalka

Słowacja, Muzeum Techniki Wojskowej w Piesztanach

Po raz kolejny dopracowano strukturę siłową płatowca, dzięki czemu sam samolot mógł swobodnie manewrować z przeciążeniem granicznym do g+7. Natomiast, aby było możliwe osiąganie większych kątów natarcia podczas lotu maszyny, skrzydło przyjęło swój docelowy kształt: otrzymało większą powierzchnię i sloty. Ponadto dopracowano automat regulacji obciążenia drążka sterowego typu ARZ-1A. Automatyczny układ sterowania po zmianach otrzymał oznaczenie SAU-23 serii 2.

Jednak najważniejszy był zmodernizowany system obserwacyjno-celowniczy Sapfir-23D z dopracowanym celownikiemradiolokacyjnym RP-23D, który był wreszcie w stanie współpracować z pociskiem rakietowym „powietrze-powietrze” typu R-23R i umożliwić zwalczanie celu lecącego na tle ziemi.

Długotrwałe i wielokierunkowe dopracowanie spowodowało, że samolot mocno przybrał na wadze. Jego masa własna sięgała 10 840 kg, a masa startowa normalna 15 750 kg. Problem ten częściowo rekompensowano, stosując do napędu mocniejszy silnik odrzutowy typu R-29-300 o ciągu maksymalnym 8300 kG i z dopalaniem rzędu 12 200 – 12 500 kG. Umożliwiało to zwiększenie prędkości maksymalnej samolotu do 2500 km/h (Ma=2,35). Docelowe skrzydło pozwalało na zabranie dwóch kolejnych (obok podkadłubowego) zbiorników paliwa o pojemności 800 litrów (tylko w położeniu 16 stopni, w przypadku konieczności zwiększenia skosu trzeba było je natychmiast odrzucić). Z tego właśnie powodu nie były one dostosowane do lotu z prędkością ponad dźwiękową i miały inny kształt niż zbiornik podkadłubowy samolotu.

Samolot bojowy MiG-23ML armii Czechosłowackiej

W dniu 9 stycznia 1974 roku frontowy samolot myśliwski nowej generacji MiG-23M oficjalnie przyjęto do wyposażenia lotnictwa radzieckiego. Jednocześnie określono kierunki modernizacji i doskonalenia. Tutaj na pierwszy ogień poszła stacja radiolokacyjna RP-23D, której niezawodność, stabilność i przestrzenne parametry pracy należało szybko zwiększyć. Wprowadzenie do eksploatacji docelowego radiolokatora typu RP-23D-III, gdzie było to poprzedzone rozwiązaniami przejściowymi – zastosowania modeli RP-23D-I oraz RP-23D-II. Następnie we wszystkich zbudowanych już egzemplarzach wersji MiG-23 stacje radiolokacyjne typu RP-23D-I oraz RP-23D-II doprowadzono do standardu RP-23D-III, a model RP-23Ł wymieniono na model RP-23D-III. Na tym etapie rozwoju samolotu myśliwskiego MiG-23 najważniejsze było zwiększenie odporności radiolokatora na zakłócenia naturalne i sztuczne. Proces ten realizowano w latach 1975-1977.

Samolot myśliwski MiG-23M uzbrojono w wysoko manewrowe, kierowane pociski rakietowe „powietrze-powietrze” bliskiego zasięgu R-60M. Maksymalna liczba przenoszonych przez samolot R-60M wynosiła sześć sztuk, w tym cztery sztuki znajdowały się na dwóch belkach podwójnych typu APU-60-IIM i dwa na dwóch belkach pojedynczych typu APU-60-IM. Od tej wersji także udźwig lotniczych środków bojowych zwiększono z 1000 kg do 2000 kg. Pojawiła się także możliwość przenoszenia 16 bomb wagomiaru 100 kg na czterech belkach wielozamkowych typu MBD-2-67U. Samolot mógł zostać także uzbrojony w cztery niekierowane pociski rakietowe typu S-24 kalibru 240 mm, które były odpalane z wyrzutni typu APU-68UM. Od 22 serii produkcyjnej wprowadzone zostały lżejsze, ażurowe wyrzutnie typu APU-23M dla pocisków rakietowych typu R-23.

Samoloty MiG-23 produkowane w 1971 roku i MiG-23M wytwarzane od 1972 roku nie były wyposażane w aparaturę radiokomendową typu Delta-N i nie przenosiły kierowanych pocisków rakietowych „powietrze-powierzchnia”. System ten przywrócono do zestawu uzbrojenia wariantu MiG-23M dopiero od 37 serii produkcyjnej, jednak zmodernizowana aparatura radiokomendowa typu Delta-NM nie została zabudowana w „starym” miejscu, w opływowym zasobniku w nasadzie prawej belki podskrzydłowej na stałe, i umieszczono ją w pływowym zasobniku typu Delta-NG, który mógł być podwieszany na prawej belce podkadłubowej. Zasobnik taki wchodził w skład ukompletowania co czwartego egzemplarza samolotu MiG-23M opuszczającego linie montażowe Moskiewskiego Lotniczego Zjednoczenia Produkcyjnego. Zmiany zostały również wprowadzone w samym pocisku, który w podstawowej wersji produkcyjnej nosił oznaczenie Ch-23M.

Czerwoni – dawni użytkownicy, niebiescy obecni – dane w 2015 roku

Wprowadzony do planu prac biura Mikojana Uchwałą Rady Ministrów Związku Radzieckiego z 17 listopada 1967 roku dwumiejscowy samolot szkolno-bojowy MiG-23UB zdecydowano się zbudować na bazie myśliwca MiG-23S drogą minimalnych tylko zmian. Dlatego założone modyfikacje były związane jedynie z wygospodarowaniem odpowiedniego miejsca dla instruktora-pilota. Zmianom poddano kadłub do wręgi numer 18. Wygospodarowanie odpowiedniego miejsca dla instruktora spowodowało cofnięcie zakabinowego przedziału wyposażenia. Osiągnięto to poprzez zmniejszenie pojemności kadłubowego zbiornika paliwa numer 1 o 700 litrów – do 1240 litrów.

Osłona kabiny obejmuje przedni wiatrochłon i dwie indywidualne owiewki podnoszone do góry do tyłu. Ponieważ kabina instruktora-pilota posiadała tylko minimalne przewyższenie, dodatkowo otrzymała ruchomy peryskop obserwacji przedniej półsfery samolotu. Poprawia on widoczność podczas kołowania na ziemi, startu i lądowania oraz lotu maszyny z prędkością do 900 km/h. Wewnętrzną komunikację na pokładzie zapewnia załodze rozmównica typu SPU-9. Ponadto do treningu ucznia (przyszłego pilota) w poszczególnych przypadkach w locie instruktor dysponuje pulpitem imitacji uszkodzeń typu PIO-23 umożliwiającym wprowadzenie błędnych wskazań przyrządów w pierwszej kabinie(wskazania w drugiej kabinie pozostają prawidłowe).

Pierwszy model prototypowy samolotu MiG-23UB swój pierwszy lot odbył w dniu 11 maja 1969 roku. W takim kształcie zbudowano tylko dwa modele prototypowe, z których drugi oblatano 10 kwietnia 1970 roku. W obu wypadkach za sterami siedział pilot doświadczalny M. M. Komarow. Przed uruchomieniem produkcji seryjnej wariantu MiG-23UB w Irkuckim Zakładzie Lotniczym w Irkucku samolot został poddany modyfikacjom podobnym do zastosowanych w samolocie myśliwskim MiG-23 z 1971 roku. Przesunięcie do tyłu osi obrotu usterzenia poziomego pozwoliło więc zabudować w kadłubie czwarty zbiornik paliwa o pojemności 470 litrów. Ponadto w obu kabinach pojawiły się wskaźniki kąta natarcia oraz urządzenie ostrzegające o granicznym kącie natarcia typu SUA-1 wraz z odpowiednim układem blokowania drążka RIS. Następnie urządzenia SUA-1 i RIS wymieniono na efektywniejszy aktywny system ograniczenia kątów natarcia maszyny typu SOUA (podobni jak w maszynach miejscowych).

W służbie polskiej MiG-23UB

Jednak najważniejszą zmianą na samolotach w wersji MiG-23UB było zastosowanie nowego powiększonego skrzydła, przy tym nie zastosowano tu modelu pośredniego (z nieruchomą krawędzi natarcia), ale od razu docelowy, ze slotami. Z tego powodu produkcja produkcja maszyn w zakładach w Irkucku ruszyła z pewnym opóźnieniem. Pierwsze seryjne samoloty MiG-23UB pojawiły się dopiero w 1970 roku w liczbie 15 sztuk. W następnym roku zmontowano łącznie 40 egzemplarzy, a w 1972 roku zmontowano 51 maszyn. Początkowo standardem odpowiadały one modelowi myśliwskiemu z 1971 roku, lecz dopiero w 1972 roku hale zakładowe opuściły maszyny szkolno-bojowe odpowiadające swoim standardem maszyny myśliwskie MiG-23M. Masa własna samolotu MiG-23UB z konstrukcjami ulepszaniami wzrosła do masy własnej do 10 880 kg. Samoloty seryjne posiadały montowane silniki odrzutowe typu R-27F2M-300.

W linii okazało się, że na maszynach MiG-23UB szwankuje celownik radiolokacyjny typu Sapfir-21M (RP-22SM). Dlatego po pierwszych seriach „radarowych” dwusterów zdemontowano radiolokator z samolotu. Ostatecznie na dwóch belkach podskrzydłowych i dwóch belkach podkadłubowych mogą być przenoszone następujące ładunki bojowe: 4 pociski rakietowe R-3S, 4 wyrzutnie niekierowanych pocisków rakietowych UB-16-57, 4 bomby lotnicze o wagomiarze 250 kg lub 4 bomby lotnicze o wagomiarze 100 kg oraz tylko na belkach podskrzydłowych: 2 kierowane pociski rakietowe Ch-23M, 2 niekierowane pociski rakietowe S-24B, 2 wyrzutnie niekierowanych pocisków rakietowych UB-32A-73 lub 2 bomby lotnicze o wagomiarze 500 kg. Zachowane zostało stałe działo lotnicze GSz-23Ł kalibru 23 mm.

Łącznie w latach 1970-1985 zostało zbudowanych 1008 dwumiejscowych samolotów szkolno-bojowych typu MiG-23UB, w tym 769 egzemplarzy zostało przeznaczonych dla radzieckiego lotnictwa bojowego. Reszta poszła na eksport dla państw sojuszniczych.

Produkcja seryjna i dalsze modele rozwojowe

Samolot myśliwski Mikojan MiG-23MF w barwach Polskich Sił Powietrznych. Samolot znajduje się na lotnisku Bydgoszcz-Szwederowo

Produkcję samolotów myśliwskich MiG-23 uruchomiono w Moskiewskim Lotniczym Zjednoczeniu Produkcyjnym w Moskwie (dawnym Zakładzie Nr. 30), w którym pierwsze seryjne egzemplarze linie montażowe opuściły w 1969 roku. Od 1972 roku wytwarzano w nim masowo MiG-23M.

Pomimo wszystko samolot myśliwski MiG-23M był pierwszym modelem w znacznym stopniu dopracowanym i wytwarzanym w dużych ilościach. Dzięki temu w drugiej połowie lat 70.-tych XX wieku uzyskał status zasadniczego samolotu lotnictwa myśliwskiego Sił Powietrznych Związku Radzieckiego, w mieszanym ugrupowaniu bojowym, gdzie znajdowały się obok siebie samoloty myśliwskie MiG-23 oraz MiG-21. Rozpoczęto również wdrożenie nowych maszyn w struktury lotnictwa wojsk obrony powietrznej kraju. Była to nowość, bowiem do tej pory samoloty myśliwskie dla tego rodzaju sił zbrojnych w Związku Radzieckim zamawiano i projektowano w ramach oddzielnych programów.

Samolot szkolno-bojowy MiG-23BN

Autor – zdjęcia: Dawid Kalka

Słowacja, Muzeum Techniki Wojskowej w Piesztanach

Produkcja seryjna samolotów myśliwskich MiG-23M (MiG-23-11M) była prowadzona w latach 1972-1978 i dała łącznie 1353 takie samoloty myśliwskie. Na bazie maszyn MiG-23M opracowano dwa modele eksportowe: MiG-23MS oraz MiG-23MF.

Model MiG-23MS (MiG-23-13) był oparty na płatowcu, silnik i awionika samolotu myśliwskiego MiG-23M. Wyjątek stanowił obserwacyjno-celowniczy system Sapfir-23, który został zastąpiono starszym Sapfir-21 (jego oznaczenie eksportowe – Ałmaz-23), który obejmował stację radiolokacyjną typu RP-22S i celownik optyczny ASP-PFD oraz zastosowano aparaturę telemetryczną Lazur. Modele te były uzbrojone w kierowane pociski rakietowe „powietrze-powietrze” typu R-3S, R-13M oraz R-3R, niekierowane pociski rakietowe S-5 kalibru 57 mm oraz bomby lotnicze. W latach 1974-1978 łącznie wyprodukowano 179 samolotów myśliwskich MiG-23MS, dostarczając je do: Algierii, Egiptu, Iraku i Libii. W bardzo niewielkiej liczbie używano tych maszyn w Związku Radzieckim do przeprowadzania szkolenia zagranicznych pilotów.

Samolot myśliwski MiG-23MF także został oparty o model MiG-23M. W przypadku dostarczania tych maszyn dla państw, znajdujących się w strukturach Układu Warszawskiego wprowadzone zmiany były tutaj minimalne i zasadniczo ograniczały się one do użycia urządzenia zapytującego-odzewowego typu SRZO-2M bez przystawki kontrolnej odpowiedzi typu SBKO-2, za to z blokiem kontrolnym typu Blok-81E. W takiej konfiguracji (wariant MiG-23-11M/A). Samoloty MiG-23MF zostały dostarczone: Bułgarii, Czechosłowacji, Niemieckiej Republiki Demokratycznej, Polsce, Rumunii i Węgrom. Dostarczono je także na Kubie. Ponadto je także Kubie. Ponadto model MiG-23MF (MiG-23-11M/B) eksportowego do: Algierii, Indii, Iraku, Libii i Syrii. W tym wypadku zmiany dotyczyły urządzeń identyfikacji, nawigacji i łączności. Standardem w arsenale lotniczym środków bojowych był brak kierowanych pocisków rakietowych „powietrze-powierzchnia” Ch-23M. Ogółem w latach 1978-1983 wyprodukowano łącznie 278 egzemplarzy samolotów MiG-23MF.

Samolot szkolno-bojowy MiG-23UB w służbie lotnictwa Niemieckiej Republiki Demokratycznej

Samolot myśliwski MiG-23M powstał w celu sprostania takim zachodnim myśliwcom jak: amerykańskiemu McDonnell Douglas F-4 Phantom II, francuskiego Dassault Mirage F1 czy szwedzkiego SAAB-37 Viggen. Tymczasem w Stanach Zjednoczonych w 1972 roku został oblatany model prototypu samolotu myśliwskiego – przyszłego McDonnell Douglas F-15 Eagle i wkrótce potem przystąpiono do jego produkcji i wdrożenia do eksploatacji. Analiza możliwości bojowych samolotów F-15 wykazało, że jest to samolot myśliwski o bardzo dobrych charakterystykach lotnych oraz nowoczesna konstrukcja, która jak się okazało, będzie posiadać wspaniałą przyszłość.

Radziecką odpowiedzią na to, stał się program modernizacyjny samolotu MiG-23M, który otrzymał oznaczenie MiG-23ML (MiG-23-12). W jego ramach zamierzano uzyskać zwiększenia możliwości systemu obserwacyjno-celowniczego i pocisków rakietowych „powietrze-powietrze”, a także istotny wzrost parametrów prędkościowo-manewrowych. Dużą wagę przywiązywani także do poprawienia pozostałych charakterystyk samolotu.

W ramach modernizacji systemu kierowania ogniem zamierzano przede wszystkim uzyskać poprawę parametrów przestrzennych i zwiększenie prawdopodobieństwa wykrycia celu powietrznego przez pokładowe urządzenia obserwacyjno-celownicze w warunkach zakłóceń naturalnych i sztucznych.

Samolot szkolno-bojowy MiG-23BN w służbie lotnictwa Niemieckiej Republiki Demokratycznej

Zastosowany celownik radiolokacyjny typu RP-23ML (Sapfir-23ML) posiadał większy zakres prędkości i wysokości zwalczania celów powietrznych: do 2500 km/h i wysokości od 50 metrów do 25 000 metrów (dotychczas było to do: 2200 km/h i wysokościach od 50 metrów do 22 000 metrów). Zasięg wykrycia celu typu bombowiec dalekiego zasięgu Tupolew Tu-16 w przestrzennej swobodnej wzrósł do 75 km, myśliwca typu MiG-21 – do 55 km (ponad półtorakrotnie). Na tle ziemi było to odpowiednio – 22 km i 20 km. Przejście na śledzenie w przestrzeni swobodnej dla samolotu Tu-16 wynosiło 44,5 km, a dla samolotów MiG-21 – 30,5 km. Na tle ziemi było to – odpowiednio: 20 km i 18 km. Do zwiększenia odporności na zakłócenia stacja otrzymała pseudolosową zmianę częstotliwości powtarzania impulsów.

Zmodernizowany termonamiernik typu TP-23M mógł wykryć w locie bombowiec Tu-16 na odległości do 45 km w wolnej przestrzeni i do 20 km na tle ziemi. Prędkość kątowa śledzenia celu wzrosła do 6-8 stopni/sek, co pozwoliło na zwalczanie celów manewrujących. Zastosowano celownik optyczny typu ASP-23DCM i aparaturę telemetryczną Lazur-ML z symboliką bardziej komunikatywną dla pilota. Uzbrojenie typu „powietrze-powietrze” rozszerzono o pociski rakietowe bliskiego zasięgu typu R-60M do wysokomanewrowych walk powietrznych. Ponadto pociski rakietowe średniego zasięgu można było stosować w wariancie mieszanym: typu R-23R i R-23T.

Zdecydowano się na znaczne odchudzenie konstrukcji. Zlikwidowano zbiornik paliwa numer 4 w kadłubie samolotu. Dopracowano kształt przodu kadłuba i usterzenie pionowe, które pozbawiono płetwy grzbietowej. Powierzchnia usterzenia zmalała z 7,21 m2 do 6,30 m2, steru kierunku – z 0,93 m2 do 0,85 m2. Długość kadłuba zmniejszyła się z 15 880 mm do 15 660 mm. Wzmocniono konstrukcję kesonu skrzydła, ale jednocześnie czterosekcyjne, co uczyniło je lżejszymi i bardziej wytrzymałymi konstrukcjami.

Narodowe Muzeum Historii Wojskowości (Bułgaria)

W podwoziu głównym w miejsce amortyzatorów jednokomorowych zastosowano dwukomorowe (z większym skokiem), co zwiększyło jego wysokość o 175 mm. Poprawiono goleń podwozia przedniego otrzymała analogiczny amortyzator, także ulepszony mechanizm skrętu kół: MRK-32-25 za MRK-30 (same koła wymieniono no na KT-150E, główne i KT-134B – przednie). Wysokość samolotu wzrosła do 5000 mm. W efekcie można było podejść do lądowania z większym kątem natarcia oraz przyziemić maszynę z większą prędkością pionowego opadania. Rozbieg w konfiguracji do przechwycenia celu powietrznego zmniejszył się do 450 metrów, a dobieg do 690 metrów (bez użycia spadochronu hamującego – 880 metrów).

Nowy silnik odrzutowy R-35 ma ciąg maksymalny 83,80 kN i 127,50 kN z dopalaniem. Dzięki temu czas rozpędzenia samolotu z prędkości 600 km/h do 1100 km/h zmalał z 22,3 sekund do 17 sekund, a z prędkości z 1100 km/g do 1300 km/h z 12,4 sekund do 11 sekund. Maksymalna prędkość lotu przy ziemi wzrosła z 1350 km/h do 1400 km/h, a pułap praktyczny wzrósł z 17 500 metrów do 18 500 metrów. Wznoszenie przy ziemi wzrosło z 193 m/s do 235 m/s, a czas naboru wysokości 10 000 metrów zmniejszył się z 3 minut do 2 minut 45 sekund. Pomimo zmniejszenia zapasu paliwa zasięg samolotu utrzymał się na dotychczasowym poziomie ze względu na mniejsze zużycie paliwa silnika odrzutowego R-35 na zakresie przelotowym.

Ponadto samolot otrzymał zmodernizowany układ sterowania typu SAU-23AM z automatem regulacji obciążenia typu ARZ-1A5, serii oraz nowy układ sterowania wlotami powietrza do silnika typu ARW-26A. Masa własna MiG-023ML została zmniejszona z 10 890 kg do 10 230 kg, a startowa masa normalna z 15 300 kg do 14 320 kg. Dzięki wzmocnieniu skrzydła graniczne przeciążenie manewrowe doprowadzono do g+8,5.

Pierwszy prototyp samolotu (z pięciu zbudowanych) MiG-23ML oblatano 21 stycznia 1975 roku, a za sterami siedział Awiard G. Fastowiec. Natomiast produkcja seryjna nowego modelu w Moskiewskim Lotniczym Zjednoczeniu Produkcyjnym w Moskwie ruszyła w maju 1976 roku. Zbudowano 140 takich samolotów.

Zmodernizowany samolot myśliwski MiG-23ML spełnił wymagania użytkownika, ale już we wrześniu 1976 roku przed biurem doświadczalno-konstrukcyjnym im. Mikojana postanowiono zadanie dalszego poprawienia parametrów systemu kierowania ogniem. Zostało ono uszczegółowione w lutym 1977 roku.

Kolejny model rozwojowy otrzymał oznaczenie samolot – MiG-23MLA (MiG-23-12A) i miał być wyposażony w obserwacyjno-celowniczy system Sapfir-23MLA: RP-23MLA (N003), TP-23M, ASP-17ML i AWM023MLA. Uzyskano w im dalsze rozszerzenie parametrów przestrzennych, przy większej odporności na zakłócenia naturalne i sztuczne. Maksymalne przewyższenie celu nad myśliwcem zwiększono z 6000 metrów do 8000 metrów, przy obniżeniu dolnej granicy przechwycenia celu latającego na kursach spotkaniowych z 2500 metrów do 1500 metrów.

Termonamiernik typu TP-23M mógł wskazywać cele pociskom rakietowym „powietrze-powietrze” R-13M1 oraz R-60M, manewrujące z przeciążeniem do g+5. Celownik optyczny ASP-17ML zamiast żyroskopu, posiadał analogowo-cyfrowy wylicznik AWM-23MLA wchodzący w jego skład. Umożliwiał on prowadzenie celnego ognia rakietowego do celu manewrującego do g+5 (ASP-23D – g+2,75).

Samolot myśliwski MiG-23MF

Autor – zdjęcia: Dawid Kalka

Czechy, Praga – Muzeum Lotnicze Praga-Kbely

Zestaw uzbrojenia samolotu MiG-23MLA rozszerzono o pociski rakietowe „powietrze-powietrze” średniego zasięgu R-24, które zostały przyjęte do uzbrojenia 6 kwietnia 1981 roku. Miały one większy zasięg, większy ładunek bojowy i większa odporność na zakłócenia. Minimalną odległość odpalenia ograniczono do 500-600 metrów. Zwalczane mogły być nimi cele manewrujące z przeciążeniem do g+5. Maksymalna odległość odpalenia pocisku radiolokacyjnego typu R-24R została zwiększona do 50 km, natomiast termicznego R-24T do 35 km.

Samolot myśliwski MiG023MLA mógł być uzbrojony w zasobniki artyleryjskie typu UPK-23-250 z działkiem lotniczym GSz-23Ł kalibru 23 mm i zapasem amunicji 250 nabojów oraz zasobniki typu B-8M z niekierowanymi pociskami rakietowymi S-8 kalibru 80 mm (w wyrzutni mieściło się 20 sztuk takich pocisków rakietowych). Nowe środki bojowe mogły być przenoszone tylko na węzłach podskrzydłowych. Ponadto zastosowano zmodernizowany zasobnik Delta-NG2 do radiokomendowego naprowadzania pocisków rakietowych „powietrze-ziemia” Ch-23M. Wprowadzono nowszą radiostację R-862, radiokompas Ark-19 i radiowysokościomierz RW-5.

Pierwszy seryjny samolot myśliwski MiG-23MLA oblatano w czerwcu 1978 roku. Produkcja była prowadzona do końca 1982 roku i dała 1100 takich samolotów myśliwskich. Użytkownik dał im oznaczenie MiG-23ML (MiG023012A). Samolot został oficjalnie przyjęty na wyposażenie lotnictwa radzieckiego 18 stycznia 1982 roku.

Samolot myśliwski MiG-23ML w służbie sił powietrznych Czechosłowacji, 1991 rok

Samolot był eksportowany w dwóch odmianach: MiG-23A wariant A oraz MiG-23-12A wariant B. MiG-23ML (MiG-23A wariant A) dostarczono państwom Układu Warszawskiego (Bułgaria, Czechosłowacja, Niemiecka Republika Demokratyczna) oraz na Kubę. Otrzymały one m.in.: „uproszczoną” stację radiolokacyjną typu N003E i celownik optyczny ASP-17MLE. Natomiast wariant MiG-23ML (MiG-23-12A wariant B) dostarczono Angoli, Irakowi, Koreańskiej Republice Ludowo-Demokratycznej, Libii i Syrii.

Do „zamieszania: z oznaczeniami doszło, ponieważ w sierpniu 1978 roku Rada Ministrów Związku Radzieckiego podjęła uchwałę w sprawie zbudowania samolotu MiG-23MLA ze zwiększonymi możliwościami bojowymi. Miał on być przedstawiony na próby państwowe w drugim kwartale 1980 roku. Modyfikowana miała na nim zostać awionika i uzbrojenie. Samolot w biurze im. Mikojana otrzymał oznaczenie MiG-23MLA (model MiG-23-16).

Samolot został wyposażony w system obserwacyjno-celownicze Sapfir023MLA-2 ze stacją radiolokacyjną N008, termonamiernikiem TP-23M, celownikiem optycznym ASP-17ML i wylicznikiem AWM-23MLA-2. W systemie pilotażowo-nawigacyjnym Poliot-1I-23 radiotechniczny system bliskiej nawigacji RSBN-6S zastąpiono systemem A-321 Klistron. Samolot otrzymał stację ostrzegającą o radiolokacyjnym opromieniowaniu typu SPO-15ŁM. W belce podkadłubowej umieszczono system typu PKWP-23 z dwoma kasetami typu KDS-23M do wystrzeliwania przeciwradiolokacyjnych i termicznych nabojów zakłócających kalibru 50 mm. Dozbrojono do w pociski rakietowe „powietrze-powietrze” R-13M1 przenoszone na wyrzutniach APU-13BS, a stosowany radiolokator otrzymał tryb „bliska walka powietrzna”. Zrezygnowano z oddzielnej tabliczki komend aparatury Lazur-ML, wszystkie przenosząc na szybę celownika optycznego.

Samolot myśliwski MiG-23MF w służbie węgierskiej

Nie zapomniano o ulepszeniach aerodynamicznych mających poprawić stateczność samolotu na dużych kątach natarcia. W tym celu w nasadzie odbiornika ciśnień powietrznych dodano generator wirów likwidujących asymetrię opływu przodu kadłuba (były to dwie poziome płytki z ostrymi krawędziami). Drugą zmianą był kolejny „ząb” w przejściach skrzydło-kadłub, który odpowiadał za opływ skrzydła i kadłuba. Ponadto pilot otrzymał automatyczny, dwukanałowy system przeciwdziałania przeciągu typu SOS-4-3, który zastąpił dotychczasowy automatyczny układ ograniczania kątów natarcia SOUA i układ RIS. System pracował w przedziale kątów skosu skrzydła 16-33 stopni, zapewniając automatyczne wychylenie slotów, co opóźniało oderwanie warstwy przyściennej przy prędkościach do 900 km/h i kątach natarcia +10 stopni. Przy większym skosie skrzydła i prędkości sloty przechodziły w położenie schowane.

Uzyskano tym bardzo dobre wyniki, ale w tym samym czasie samolotów myśliwskich MiG-23 dla lotnictwa radzieckiego już nie wytwarzano i trwało uruchomienie produkcji nowocześniejszego i dwusilnikowego samolotu myśliwskiego MiGi29. W 1984 roku wykonano jedynie 66 egzemplarzy MiG-23MLD (model MiG-23-22) z przeznaczeniem dla Bułgarii (wariant A), Libii oraz Syrii (wariant B). Jeden z nich został wykorzystany w roli samolotu prototypowego MiG-23MLDG (MiG-23-35), który został wyposażony w stację aktywnych zakłóceń radioelektronicznych Gardenia, w zainstalowany zasobniku, zlokalizowanym pod kadłubem samolotu.

Model MiG-23MLD (MiG-23-22) otrzymały generator wirów na odbiorniku ciśnień powietrznych i kolejny „ząb” w przejściach skrzydło-kadłub samolotu, stację radiolokacyjną N008E, stację ostrzegającą o radiolokacyjnym opromieniowaniu i termicznych nabojów zakłócających typu PKWP-23 oraz radiotechniczny system bliskiej nawigacji typu A-321 Klistron.

Pomnikowy samolot myśliwski MiG-23MF w malowaniu Indyjskich Sił Powietrznych

Jednakże, mimo wszystko lotnictwo radzieckie otrzymało samoloty MiG-23MLD, bowiem w latach 1982-1985 do tego standardu zmodernizowano łącznie 500 egzemplarzy samolotów MiG-23MLA (oznaczenie MiG-23-12A). Odmiana ta nosiła oznaczenie MiG-23MLD (MiG-23-18) i poza zmianami znanymi z modelu miG-23MLD (MiG-23-22) dodatkowo otrzymały one: wylicznik typu AWM-23MLA-2, system przeciwdziałania przeciągnięciu typu SOS-4-3, automatyczny układ sterowania typu SAU-23AM-18, pociski rakietowe „powietrze-powietrze” R-73, które były odpalane z wyrzutni typu APU-73ID (zastępujące R-13M1) oraz wyrzutnik BWP-50-60 z czterema kasetami każda, zawierająca po 15 nabojów zakłócających kalibru 50 mm. Dla Lotnictwa Wojsk Obrony Powietrznej Kraju produkowano wersję MiG-23P (MiG-23-14), która bazowała na modelu MiG-23MLA (model MiG-23-12A) i w latach 1978-1983 została ona wykonana w liczbie 321 egzemplarzy. Otrzymała ona system obserwacyjno-celowniczy Sapfir-23P ze stacją radiolokacyjną typu N006 (maksymalna prędkość zwalczanego celu powietrznego – 3000 km/h), zastosowano termonamiernik TP-23M i celownik optyczny ASP-23DCM-P (następnie zastosowano – ASP-17ML) oraz pociski rakietowe „powietrze-powietrze” R-24R oraz R-24T. Aparaturę telemetryczną typu Lazur-ML zastąpiła nowsza BAN-75 Raduga-Bort, która współpracowała ze zautomatyzowanymi systemami dowodzenia Wozduch-1M i Łucz-2 oraz umożliwiała skierowanie anteny radiolokatora na cel.

Wersje rozwojowe samolotu Mikojan MiG-23

  • Wersja MiG-23BN w służbie Indyjskich Sił Powietrznych

      • Spotkanie nad Libijską Zatoką Wielką Syrtą libijskiego samolotu MiG-23MF oraz amerykańskiego samolotu pokładowego F-4J “Phantom II”, sierpień 1981 roku

Samolot bojowy MiG-23MF – samolot w malowaniu sił powietrznych Niemieckiej Republiki Demokratycznej

Autor – zdjęcia: Dawid Kalka

Czechy, Zruc – Muzeum Awiacji