【简介：】米格-23 米格-23 米格-23 是米高扬一生中最后一个亲自挂帅的项目，他本人在1969 年 5 月 27 日于办公室中心脏病突然发作，被立即送入医院，从此一病不起，经若干次大小手术后于最
米格-23 米格-23 米格-23 是米高扬一生中最后一个亲自挂帅的项目，他本人在1969 年 5 月 27 日于办公室中心脏病突然发作，被立即送入医院，从此一病不起，经若干次大小手术后于最后一次心脏手术后不治去世。为纪念他，米高扬的办公室内的摆设至今仍保持着他最后一个工作日时的样子。 米格-23是苏联第一种变后掠翼战斗机，1967年首飞，绰号“鞭挞者”。60 年代初米格设计局的设计师分析了美国在研制F-111后，根据自己在不同状态下的风洞的试验结果，证明变后掠翼可以极大改善飞机的性能，于是米格-23的发展得到了高度重视，甚至未完成全部试飞项目就正式服役。米格-23多次出现在阿富汗、中东、非洲的战场上，并取得了一定的战绩。 米格-23 有三种主要的改型：米格-23S，米格-23M，米格-23ML。S 型即最初生产型，装了推力6900 公斤的 R-27-F2M-300发动机，改进了火控，红外传感器等。安装一门 23 毫米双管机炮。机身后部有四块减速板，垂尾根部有减速伞舱。腹鳍是很特别的折叠式。和原型机在外观上不同在于垂尾后移。此型仅从 1969 年中到 1970 年底量产，共生产了 50 架。 米格-23M 型是主要的生产型，也是生产装备数目最多的 米格-23 改进型。该型改用了 R-23-300发动机，重新设计了头部以容纳新型雷达，可挂装多种空空弹，典型外挂是机翼下的挂点挂中程空空导弹（共 2 枚），进气道下的 2 个挂点用复合挂架来挂 4 枚近距格斗导弹，机身下部中线挂架挂一副油箱。此型的出口简化型叫 MF 或 MS 型，换装了较老的雷达火控电子设备和较差的发动机。 米格-23ML从1976一直生产到1981年，并大量出口。它是米格-23M的改进型，减小了垂尾面积，更新了大部分主要装备，整机性能有很大的提高。 比较有趣的是1989年7月，驻波兰苏联空军的一架米格-23在训练过程中发动机发生故障，飞行员跳伞后竟然继续保持低空飞行，一直飞过多个国家，直到燃料耗尽后才坠落在比利时首都布鲁塞尔附近的一个小村庄，这一事例足以证明米格-23出色的低空飞行性能。Mig-23M型技术参数 外形尺寸：15.88（机长，不计空速管）×14（翼展，后掠角18度40分）/7.78（翼展，后掠角74度40分）×4.82（机高）米。 机翼面积：34.16㎡。 正常起飞重量：15620公斤。 最大起飞重量：18810公斤。 最大平飞速度：2400公里/小时（2.35马赫）。 实用升限：17800米。 爬升率：160米/秒（高度200米）。 作战半径：1161公里。 转场航程：2900公里。 发动机：1台R-23-300发动机，静推力8300公斤，加力推力12500公斤。 电子设备：“高市云雀”雷达，搜索距离85公里，跟踪距离54公里；激光测距仪；“警笛”3雷达台警系统；多曲勒导航设备。 武器系统：1门23毫米双管机炮。机身下共有5个挂架，可挂火箭、空对空导弹（AA－7、AA－8）及其它各种武器。 研制背景与发展历程 米格-23 是由莫斯科米高扬·格列维奇设计局（今米格-莫斯科飞机科研生产联合体）研制的米格-21（北约称“鱼窝”）后继机种，总设计师是 A.I.米高扬和 R.A.别里亚科夫，主管设计师为 A.A.安德烈耶夫、V.A.拉夫罗夫和 G.A.谢多夫。机号为 231 的首架变后掠翼原型机（设计局编号 23-11）在 1967 年 6 月 10 日由 A.V.费多托夫首飞，并于同年 7 月 9 日的苏联航空节期间在莫斯科图西诺空军机场首次公开展示，并被北约命名为“鞭挞者”（Flogger）。次年 7 月 231 号米格 23-11 完成 98 次试飞后与另 2 架原型机一起交付空军进行试验（原型机总共生产了 10 架），1969 年年中投入试生产，次年装备苏联空军（V-VS）歼击-轰炸航空兵，1973 年开始在莫斯科“劳动旗帜”工厂（今米格-莫斯科飞机科研生产联合体）和伊尔库茨克工厂（今伊尔库茨克飞机科研联合体）大量生产，到 1984 年停产时该家族累计生产数量超过 6,000 架（其中莫斯科工厂生产数量为 4,278 架），超过美国 F-4“鬼怪”II系列（5,195 架），是世界上产量最大的第 3 代战斗机（俄标）。 米高扬和格列维奇：米格-23 是米高扬亲自主持设计的最后一个作品 编号 231 的 23-11 第 1 架原型机：变后掠翼飞机与常规设计相比，在同一目标设计点上的性能通常不如后者，但是在整个飞行包线内的非设计点区域则具有更好的性能 米格-23 系列是米格-23 家族中主要用于制空的多用途战斗机（该家族还包括用于对地攻击的米格-27 系列），包括以下型别（除 23-11 原型机）： ·米格-23S 系列：包括 S/SM 两种型别。S 是最初试生产型，首架原型机在 1969 年 5 月 28 日首飞，SM 是其使用 APU-13 新型挂架的改型。S 系列在 1970 年即停产，总共生产了 50 架； 米格-23S：米格-23 的预定作战对象是美国 F-100 系列（F-102/104/105/106）、多用途的 F-4 系列和法国“幻影”III，此外还要求拦截轰炸机 ·米格-23UB（设计局编号 23-51）：是米格-23 家族中的唯一双座型，用于教练但保留格斗能力。第 1 架以 S 型为基础改装（1969 年 5 月首飞），后续机则在 M 型基础上发展，因此也称米格-23UM。该型别生产从 1970 年持续到 1978 年，总共生产了 769 架； 米格-23UB ·米格-23A：是米格-23 家族中唯一的舰载型。原为苏联 1972 年完成预先设计的 1160 型航母发展，后由于 1160 项目取消而改为舰载战斗机试验机，在 1980 年开始进行斜板滑跃起飞技术的试验（其成果后用于苏-33 和米格-29K）； ·米格-23M 系列：包括 M/MS/ML/MF/P（MLA）/MLD 六种型别，是米格-23 系列的主力。M 是 S 的改型（M 即表示“改进”），1972 年 6 月首飞，1973 年服役；MS 是 M 的简化出口型（系 M 系列中性能最差的1种），1973 年首飞；ML（设计局编号 23-12）是 M 的改型，1974 年首飞，1976 年投产，1981 年停产，也有大量出口；MF 是与 M 基本相当的出口型，1977 年首飞；P（MLA）（设计局编号 23-14）是 1977 年开始在 ML 型基础上为国土防空军（P-VO）研制的截击型，1979 年首飞；MLD（设计局编号 23-18）是米格-23 最后一种改型，在 1984 年后改进。 主要设计特点 基本气动设计 米格-23 是苏联继苏-17（北约称“装配匠”B）后的第 2 种变后掠翼超音速战斗轰炸机，它在气动上参照了美国 F-111 变后掠翼战斗轰炸机，继承了 F-111 最初的多用途设计思想并要求具有宽阔的飞行速度范围、较大的航程和作战半径、良好的起降性能和突出中低空机动性能。这在它气动布局上的主要反映便是以变后掠上单翼布局取代了米格战斗机传统的中单翼结构形式。 米格-23 变后掠翼增重：米格-23 的变后掠翼带来的结构增重约为 600 千克（机翼/起落架各 400/200 千克），加上其它部分飞机累计增重约 1,100 千克 米格-23 的机翼前方有较大的固定边条（前缘后掠角70°），机翼转轴沿展向位于距机身轴线约 21.4% 半翼展处（主要考虑连接机身和活动翼的翼套的大小.翼展取最小后掠角时数据），沿横向位于机翼最大厚度处（主要考虑使机翼的密封和转轴的整流更方便），机翼具有 18°40′、47°40′ 和 74°40′ 三个可用前缘后掠角（它们在飞行员操纵手柄上对应的标示值为 16°/45°/72°；不过该操纵手柄事实上可使机翼停留在最大和最小后掠角之间的任意位置），其中 18°40′ 的后掠角用于起降、转场巡航和巡逻待机；74°40′ 的后掠角用于超音速和低空大表速飞行；47°40′ 的后掠角则用于空中格斗。其它有利于提高亚音速性能的设计有：活动翼前后缘均布置有多段式襟翼，其中后缘的单缝襟翼基本占有整个后缘长度（其最外侧一段可以在最大后掠角状态下独立使用），大大提高了飞机的起降性能；每个活动翼在后缘襟翼前方布置两片单偏扰流片，可结合差动平尾进行滚转控制，不仅满足了滚转操纵力矩的需要，还使在飞机活动翼后缘布置全展向襟翼成为可能（否则要布置控制滚转的副翼）；活动翼上加装了一个 2.4° 的锯齿形前缘（23-11 和 23S/SM 无此锯齿）并在机翼沿展向做中等程度的锥形扭转，提高了高亚音速巡航状态下的升阻比，可降低油耗、提高续航时间和航程等。机翼具有 4° 的下反角，后机身布置的 4 块减速板（平尾上下对称于机身轴线各布置 2 块）。 米格-23 采用略低于机翼平面全动式斜轴平尾（平尾转轴后掠角为 45°），前后缘后掠角度分别为 55°40′ 和 15°，面积 6.93 平方米，展弦比 1.84。当做升降舵使用时平尾偏转范围为-24°~+8.5°（以前缘向上偏转为正），差动滚转时最大差角大小为 10°（机翼后掠角为 18°40′~47°40′ 时）和 6.5°（机翼后掠角为 47°40′~74°40′ 时），机翼上的扰流片则与平尾差动机构和机翼转动机构联动，机翼后掠 18°40′ 时进行滚转控制其偏角为 45°，后掠角为 74°40′ 时偏角为 0°。它与差动平尾的结合可为米格-23 提供足够的滚转力矩。 米格-23 的垂直安定面设计对其达到 M2.35 的最大设计速度至关重要（米格-21 飞机则由于垂直尾翼安定性不够被迫限速在 M2.05），其垂尾前缘后掠角 62°21′，不计背鳍的面积为 6.01 平方米（计背鳍的面积为 7.21 平方米），展弦比 0.77，其中方向舵面积为 0.93 平方米，最大偏转角 +/-25°；腹鳍为单块折叠式（折叠角为 95°），总面积 1.46 平方米（其中可折叠部分 1.105 平方米），展弦比 0.45，腹鳍鳍臂长 4.5 米。该腹鳍采用液压控制并与起落架交联，当起落架放下时腹鳍折起，起落架收起时腹鳍放下。 米格-23 的主要尺寸数据是：机长 15.88 米（包括空速管则为 16.71 米），翼展 7.78 米（74°40′ 后掠）和 14.0 米（18°40′ 后掠），机高 4.82 米；最大和最小后掠时机翼面积分别为 34.16 和 37.35 平方米（但 23-11 和 S/SM 分别为 29.89 和 32.1 平方米）。 推进系统设计 推进系统设计主要包括进排气系统设计和发动机选择。米格-23 的设计要求在这方面的主要反映是它以两侧进气方式取代了米格战斗机传统的机头进气方式，同时采用大推力的新型发动机。 米格-23 系列采用矩形外部压缩（指空气在进入进气道前即被压缩）两侧进气道，其设计直接参照了美国的 F-4。进气口前有平行于机身侧面安装的3级垂直斜板，它们与机身侧表面有 55 毫米的距离，形成了可避免贴着机身流动的低能量附面层进入进气道中的附面层槽道；最靠近进气口的第 3 级斜板上还开有吸除贴着斜板形成的附面层气流的小孔，可将附面层气流排入与机身侧表面之间的附面层槽道中，提高进气道的进气效率。每侧进气道外侧表面安装有两个上下布置的矩形辅助进气门，其开关由进气道内与外部空气压力差控制，可保证发动机工作需要的进气量。3 级斜板中最前方的第 1 级固定，第 2、3 级则可调（偏转角度由斜板调节系统根据发动机压气机增压比控制），由此构成了 4 波系进气道。 米格-23 使用了几种不同型别的涡喷发动机，均为莫斯科的图曼斯基设计局（今俄罗斯航空发动机科技联合体）或莫斯科留里卡设计局（今“留里卡-土星”联合股份公司）的产品（前者产品标识为 R，后者为 AL）。最主要 3 种是 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），它们（R-27/29/35 系列）的总设计师均为 K.哈察图诺夫，主要性能数据如下： ·R-27F2M-300：尺寸约 4,850×1,060 毫米（长×最大直径，下同），重 1,725 千克；空气流量 95 千克/秒，总增压比 10.9，涡轮前温度 1,370 K；最大和加力推力分别约 6,900 和 10,000 千克，推重比 5.8；最大和加力推力下耗油率分别约 0.98 和 2.09 千克/千克推力·小时。 ·R-29-300：尺寸约 4,992×1,088 毫米，重 1,992 千克；空气流量 110 千克/秒，总增压比 12.88，涡轮前温度 1,410K；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力分别约 5,300、6,100、8,300、9,800 和 12,500 千克，对应的涡轮后温度分别为 913、913、1,113、1,068 和,1,113K，推重比 6.5；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力下的耗油率分别约 0.83、0.84、0.96、1.5 和 2.03 千克/千克推力·小时。 R-29-300 ·R-35-300：长约 4,975 毫米，重约 1,800 千克；总增压比 13.0，涡轮前温度 1,520K；最大推力约 8,550 千克，加力推力约 13,000 千克，推重比 7.2；最大推力和加力推力下耗油率分别约为 0.96 和 1.95 千克/千克推力·小时；其余数据与 R-29-300 基本相同。 米格-23-11 原型机使用 AL-7F-1，其尺寸约 6,810×1,250 毫米，重 2,010 千克；空气流量 114 千克/秒，总增压比约 8，涡轮前温度 1,200K；最大和加力推力分别约 6,800 和 9,200 千克，推重比 4.6；最大和加力推力下耗油率分别约 0.90 和 1.99 千克/千克推力·小时。 其它主要特点 米格-23 采用半硬壳式机身，主要制造材料是钢和铝合金。飞机的液压系统沿用了米格机传统的双余度设计，即包括完全独立的主液压系统和助力液压系统（分别相当于美机的共用液压系统和飞行操纵液压系统）。主液压系统向机上所有需要液压能源的系统和附件供应能量（含机翼转动和平尾差动），助力液压系统仅对飞行操纵提供液压能源，可保证前者发生故障时飞机的安全返航。两套液压系统压强均为 210 千克/平方厘米。 由于采用了上单翼布局，所以主起落架只能安置在机身，这样便形成了米格-23 相对于以往米格机独特的八字形主起落架（轮距 2.88 米）。且其前起落架为双轮（前主轮距 5.81 米），主起落架为单轮。 米格-23 座舱具有空调系统，可将座舱温度保持在 10~20°C（可自动或手动调节温度），当飞行高度大于 2,000 米时座舱内开始逐渐增压，到 9,000~12,000 米高度将比大气压力高出 0.3 千克/平方厘米（从此直到升限保持这个增压值）。 米格-23 使用的 KM-1M 弹射座椅：全重达 135 千克，可在 0~20 千米高度、表速 130 千米/小时~所有飞行高度上的最大速度条件下提供安全救生。该弹射座椅还配备有“蚊-2M”型无线电通讯电台，弹射座椅降落伞系统动作后可自动启动 飞控系统与飞行性能 飞行控制系统 米格-23 沿用了米格机传统的硬式操纵，在三轴操纵（即俯仰/滚转/偏航操纵）中引入了 SAU-23 自动飞行控制系统（ML 系列为其改型 SAU-23M；23-11 为 AP-155 自动驾驶仪），该操纵系统的主要功用有：按照飞行员给定的数据自动保持飞机姿态；结合攻角传感器自动配平飞机；自动恢复到平飞状态和从低空危险高度自动拉起（前一功能后来为西方战斗机操纵系统所借鉴，后一功能通过与机上 RV-4 无线电高度表交联实现）；限制飞机倾斜角在 +/-32° 以内并限制攻角；与远距导航台结合引导飞机到目标上空；与近距导航台结合自动引导飞机下滑到 50~60 米高度以下，然后由人工操纵着陆等。 起降和续航性能 由于采用多用途设计思想和变后掠翼设计，米格-23 的起降性能和续航新型比米格-21 有了明显进步。 米格-23 系列在正常起飞重量下的起飞滑跑距离为 500~650 米（起飞时通常放前襟翼 20° ，后襟翼 25°），着陆速度 240~260 千米/小时（着陆时通常放前襟翼 20°，后襟翼 50°），着陆滑跑距离为 700~810 米（用刹车及减速伞）或 1,200 米（用刹车，不用减速伞）。 机翼处于最小后掠角状态的米格-23ML：变后掠翼的采用是米格-23 起降性能和航程/作战半径得以大大改善的最重要原因 米格-23 系列内部最大燃油携带量为 4,415 千克，机腹下可挂 1 个 490 升或 800 升容量的副油箱，每侧活动翼下的挂架可挂 1 个 800 升副油箱，这样最大载油量达到 6,470 千克。不过由于活动翼下的挂架不能自行旋转以保持顺气流方向，因此只能在最小后掠角时挂副油箱（加大后掠角时则将它与挂架一起抛掉），而在最大后掠角状态下机腹的所挂超音速油箱通常也要抛弃。该机机内油航程约 1,950 千米，转场航程（加上 3 个 800 升副油箱）约 2,820 千米；携带 3 个副油箱和 2 枚空空导弹时作战半径约 1,160 千米，携带 2,000 千克炸弹时约 700 千米（均采用高-高-高飞行剖面）。 高度-速度性能与机动性能 米格-23 的机翼转动可由主液压系统或助力液压系统单独操纵（也可两者同时操纵），在满足一定操纵条件的前提下，若使用两套液压系统同时供压，机翼从最小后掠角转到最大后掠角需 17 秒；若仅采用一套液压系统则需 32 秒，机翼动作滞后于操纵手柄动作 0.3~0.4 秒，所需要的操纵力约为 6.5~7.5 千克（从 16° 到 45° 标示值）和 7.5~8.2 千克（从 45° 到 72° 标示值），在飞行中改变后掠角时要求过载不大于 2g。 米格-23 的滚转能力一般，这在一定程度上与其飞行操纵系统有关，早期的米格-29 由于采用机械操纵也有这个问题 米格-23 的高度-速度包线区均随着后掠角的增大而增大。米格-23 系列最大飞行马赫数为 2.35（约 13,000 米高度，最大后掠），低空最大飞行速度 1,350 千米/小时（300~500 米高度，最大后掠），实用升限 18,300 米（使用 47°40′ 后掠角空战时为 17,800 米；P（MLA）/MLD 型可达 19,000 米）。最小平飞速度约 260 千米/小时，后掠角由小至大对应的最小机动表速约为 400 千米/小时、450 千米/小时和 500 千米/小时。 米格-23 系列空重 10,200~10,900 千克，正常起飞重量 14,800~15,800 千克，最大起飞重量 17,800~18,400 千克，空战推重比约 0.93，空战翼载荷 359.9~393.5 千克/平方米，最大起飞重量时（取 18,400 千克）翼载荷 492.6~538.6 千克/平方米，后掠角由小到大对应的最大使用过载为 4.5g（因此时受到结构强度限制）、6.5g（若马赫数小于 0.8 则可达 7.5g）和 7g。 米格-23 系列在空战格斗时使用中等后掠角，因为此时其盘旋性能最好（垂直机动性和加速性则低于最大后掠角状态）。该机在高度 5,000 米、马赫数 0.9 时最小盘旋半径约 2,200 米，在同一高度马赫数 0.5 时最小盘旋半径约 1,160 米；在 5,000 米高度从马赫数 0.5 加速到 1.2（飞机平均重量 13,400 千克）需 61 秒（最大后掠）；海平面和 2,000 米高度最大瞬时爬升率分别约 230 米/秒和 160 米/秒，从起飞爬升到 10,000 米高度需 80 秒。 米格-23 系列均不具备大迎角飞行能力，其 SAU-23 自动驾驶仪对攻角的具体限制是：机翼后掠小于 30° 时攻角小于 12°；大于 30° 时攻角小于 18°。 米格-23 系列中机动性最好的是翼根增加可产生涡流的第 2 个锯齿、机翼前缘襟翼可由计算机自动控制偏转到最佳位置的米格-23MLD，飞过美国 F-15D 和法国“幻影”-2000 的俄罗斯试飞员认为该机的飞行性能已与这两种 4 代机（俄标）相差不大。 航空电子设备 米格-23 的航电设备比以往的苏制飞机有了较大的进步，苏军自用和出口到华约国家的米格-23M 系列的航电设备通常主要包括：RP-23 火控雷达、TP-23 红外搜索跟踪系统、激光测距仪、ASP-23 瞄准具、全自动导引系统、“警笛”3 雷达告警系统以及通信电台、无线电高度表、无线电罗盘、近距导航和着陆系统等，不同型别使用的同型设备往往小有差别。 RP-23 也称“蓝宝石”-23（北约命名“高空云雀”），由俄罗斯头号机载雷达厂商费佐顿（NIIR-Phazotron）科研生产联合体研制生产，天线直径为 750 毫米，工作频率 15G 赫兹（J 波段），单脉冲体制（带连续波照射功能），峰值功率 100 千瓦，对雷达散射截面积为 16 平方米的目标搜索/跟踪距离分别为 85 千米和 54 千米，制导半主动雷达制导导弹（R-23R 和 R-24R）最大距离为 30 千米。美国认为该雷达与其 AN/APG-59 基本相当（用于 F-4J/B/M/K），而我国歼 8B 早期型上的雷达某些方面则优于 RP-23。 向非华约国家出口的米格-23 多数要经过简化，下面以米格-23MS 为例进行简要说明。 米格-23MS 的火控系统被称为“金刚石”-23（Almaz-23），主要包括 RP-22 火控雷达、ASP-PFD-21 瞄准具、SPO-10 雷达告警接收机和 ARL-SM 半自动引导系统等，无红外搜索跟踪装置、激光测距仪和全自动导引能力，且大多数设备沿用或改进自米格-21 的后期型。 作为米格-23M 的简化出口版，米格-23MS 只能实现半自动导引，也没有中距空战能力。它的电子设备有 25% 与米格-21MF 相同，50% 在后者的基础上略加改进，只有25% 是新设备 RP-22 也称“蓝宝石”-21（北约命名“悭鸟”），也是费佐顿产品，还用于米格-21 比斯、米格-23UB 和前 14 架米格-23S。该雷达天线直径 380 毫米，重约 220 千克，工作频率一般认为是 12.88~13.2G 赫兹（J 波段），单脉冲体制，低脉冲重复频率，峰值功率 100~120 千瓦，方位扫描角度 60°、俯仰扫描角度 +/-20°，扫描速度 2.9°~3.6°/秒，波束宽度 3.5°×3.5°，对雷达散射截面积为 16 平方米的目标搜索/跟踪距离分别为 20~25 千米和 14~17 千米。该雷达基本性能大致与我国的歼 8A 上的 204 雷达相当。 ASP-PFD-21 瞄准具可连续计算机炮对空/对地攻击提前角和瞄准角（分别用于前置射击和热线快速射击）、发射火箭弹时的修正角并以固定环方式发射 R-3S/R 导弹。在空对空状态使用机炮或 S-5 火箭弹时射击距离为 550~2,000 米，空对地时为 1,150~2,000 米；使用 S-24 火箭弹对地攻击时设计距离为 1,550~2,000 米，作战使用高度 200~17,000 米，目标速度 500~2,000 千米/小时，系统重量约 25 千克。 SPO-10 雷达告警接收机（RWR）天线安装在固定翼段前缘和垂尾后上方，可在全方位和俯仰 +/-45° 范围内接收工作频率 7.5~16.67G 赫兹（H/I/J 波段）、脉冲重复频率 400~8,000 赫兹、脉冲宽度 0.2~5 微秒的雷达信号，并以灯光和音响信号报警，且对对方雷达的“搜索”和“截获”信号分别有不同的报警方式，不包括电缆重量不超过 3 千克。 ARL-SM 半自动引导系统也称“兰天-M”，用于飞机起飞达到一定位置后接受地面指挥所的指挥，该系统可使地面控制员控制飞机的飞行状态和航向、进行导弹预热和打开飞机发动机的加力、提供敌机和载机距离等。载机先根据引导指令进入敌机后半球并到达雷达可以捕获敌机的阵位，一般在载机距敌机 36 千米时引导工作结束，由飞行员打开雷达进行瞄准和攻击。在整个引导过程中载机雷达仅处于预备接通状态，因此提高了抗干扰能力和攻击的隐蔽性。 不论是米格-23MS 还是其它型别，其航电设备大多都采用电子管和晶体管混合元件，导致设备体积、重量大和耗电量大，这也是苏制飞机一直落后于美国的地方；但是这些设备毕竟装到了飞机上并实现了其应用的功能，这说明苏联设计师很善于进行系统综合。 机载武器系统 米格-23 的固定武器是一门 GSh-23L 双管 23 毫米加斯特航炮，安装在前机身正下方、进气道唇口后约 250 毫米。炮重 52 千克，备弹 200 发（总重约 34.8 千克），射速每分钟 3,200~3,400 发/分，弹丸初速 715 米/秒。具有不限时射击（4 秒内打完全部弹药）和 0.3 秒限时射击（每次发射 16 发左右）两种射击方式。 米格-23 最大外挂载荷为 3,000 千克，其中最大载弹量为 1,600 千克。除机身中央挂架外，每边进气道和机翼固定段下各有 1 个武器挂架，每边活动翼下还可增加 1 个带 800 升副油箱的挂架以增大航程（后掠角为 18°40′ 时）。各武器挂架可挂航炮吊舱、空空导弹、火箭巢、自由落体炸弹等。 米格-23 可使用的空空导弹包括 R-3（美国编号 AA-2，北约命名“环礁”）、R-23/24（AA-7，“尖顶”）和 R-60（AA-8，“蚜虫”），米格-23MLD 和米格-23-98（方案）还可使用 R-27（AA-10，“白杨”）和 R-73（AA-11，“射手”），后者还可使用 R-77（AA-12，“蝰蛇”）。大多数型别可同时携带 6 枚空空导弹（每个机翼固定段挂架挂 1 枚，每个进气道下 APU-60/2 型挂架挂 2 枚），配置通常为 2+4（近距空战时指半主动雷达弹+红外弹,拦射时指拦射弹+格斗弹）；而 SM/MS 型只能挂 4 枚（进气道下每个挂架只能挂 1 枚），配置通常为 2+2。 R-3 是由图西诺的试验设计局（后“三角旗”机械制造设计局）在 AIM-9B 基础上发展，主要有红外型的 R-3S 和半主动雷达型 R-3R。前者尺寸（长×弹体直径×翼展,下同）2,837×127×528 毫米，发射重量 75.3 千克，硫化铅导引头，射程 1.2~7.6 千米；后者尺寸 3,417×127×528 毫米，发射重量 82 千克，射程 1~8 千米。两者战斗部均为 11.3 千克高爆破片，最大速度马赫数 2.5（杀伤半径 9~10 米,无线电近炸引信），最大过载 10~11g，最大使用高度 21,000 米。 R-3S R-23/24 是由“三角旗”机械制造设计局研制的中距拦射弹，俄罗斯公布的米格-23 战果主要是使用它们获得的。R-23 在 1969 年开始服役，中段指令+末段被动红外型 R-23T 尺寸 4,180×200×1,000 毫米，发射重量 217 千克，战斗部为 35 千克高爆破片（主动雷达引信），射程 4~25 千米；中段指令+末段半主动雷达型 R-23R 尺寸 4,460×200×1,000 毫米，发射重量 223 千克，射程 4~35 千米，其余数据与红外型相同。R-24 作为 R-23 的改进型在 1981 年开始服役，中段指令+末段被动红外型 R-24T 尺寸 4,800×230×1,000 毫米，发射重量 248 千克，战斗部为 35 千克高爆破片（主动激光引信），射程 4~25 千米；中段指令+末段半主动雷达型 R-24R 尺寸 4,800×230×972 毫
推进系统设计 推进系统设计主要包括进排气系统设计和发动机选择。米格-23 的设计要求在这方面的主要反映是它以两侧进气方式取代了米格战斗机传统的机头进气方式，同时采用大推力的新型发动机。 米格-23 系列采用矩形外部压缩（指空气在进入进气道前即被压缩）两侧进气道，其设计直接参照了美国的 F-4。进气口前有平行于机身侧面安装的3级垂直斜板，它们与机身侧表面有 55 毫米的距离，形成了可避免贴着机身流动的低能量附面层进入进气道中的附面层槽道；最靠近进气口的第 3 级斜板上还开有吸除贴着斜板形成的附面层气流的小孔，可将附面层气流排入与机身侧表面之间的附面层槽道中，提高进气道的进气效率。每侧进气道外侧表面安装有两个上下布置的矩形辅助进气门，其开关由进气道内与外部空气压力差控制，可保证发动机工作需要的进气量。3 级斜板中最前方的第 1 级固定，第 2、3 级则可调（偏转角度由斜板调节系统根据发动机压气机增压比控制），由此构成了 4 波系进气道。 米格-23 使用了几种不同型别的涡喷发动机，均为莫斯科的图曼斯基设计局（今俄罗斯航空发动机科技联合体）或莫斯科留里卡设计局（今“留里卡-土星”联合股份公司）的产品（前者产品标识为 R，后者为 AL）。最主要 3 种是 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），它们（R-27/29/35 系列）的总设计师均为 K.哈察图诺夫，主要性能数据如下： ·R-27F2M-300：尺寸约 4,850×1,060 毫米（长×最大直径，下同），重 1,725 千克；空气流量 95 千克/秒，总增压比 10.9，涡轮前温度 1,370 K；最大和加力推力分别约 6,900 和 10,000 千克，推重比 5.8；最大和加力推力下耗油率分别约 0.98 和 2.09 千克/千克推力·小时。 ·R-29-300：尺寸约 4,992×1,088 毫米，重 1,992 千克；空气流量 110 千克/秒，总增压比 12.88，涡轮前温度 1,410K；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力分别约 5,300、6,100、8,300、9,800 和 12,500 千克，对应的涡轮后温度分别为 913、913、1,113、1,068 和,1,113K，推重比 6.5；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力下的耗油率分别约 0.83、0.84、0.96、1.5 和 2.03 千克/千克推力·小时。R-29-300 ·R-35-300：长约 4,975 毫米，重约 1,800 千克；总增压比 13.0，涡轮前温度 1,520K；最大推力约 8,550 千克，加力推力约 13,000 千克，推重比 7.2；最大推力和加力推力下耗油率分别约为 0.96 和 1.95 千克/千克推力·小时；其余数据与 R-29-300 基本相同。 米格-23-11 原型机使用 AL-7F-1，其尺寸约 6,810×1,250 毫米，重 2,010 千克；空气流量 114 千克/秒，总增压比约 8，涡轮前温度 1,200K；最大和加力推力分别约 6,800 和 9,200 千克，推重比 4.6；最大和加力推力下耗油率分别约 0.90 和 1.99 千克/千克推力·小时。其它主要特点 米格-23 采用半硬壳式机身，主要制造材料是钢和铝合金。飞机的液压系统沿用了米格机传统的双余度设计，即包括完全独立的主液压系统和助力液压系统（分别相当于美机的共用液压系统和飞行操纵液压系统）。主液压系统向机上所有需要液压能源的系统和附件供应能量（含机翼转动和平尾差动），助力液压系统仅对飞行操纵提供液压能源，可保证前者发生故障时飞机的安全返航。两套液压系统压强均为 210 千克/平方厘米。 由于采用了上单翼布局，所以主起落架只能安置在机身，这样便形成了米格-23 相对于以往米格机独特的八字形主起落架（轮距 2.88 米）。且其前起落架为双轮（前主轮距 5.81 米），主起落架为单轮。米格-23 的主起落架为外八字形 米格-23 座舱具有空调系统，可将座舱温度保持在 10~20°C（可自动或手动调节温度），当飞行高度大于 2,000 米时座舱内开始逐渐增压，到 9,000~12,000 米高度将比大气压力高出 0.3 千克/平方厘米（从此直到升限保持这个增压值）。米格-23 使用的 KM-1M 弹射座椅：全重达 135 千克，可在 0~20 千米高度、表速 130 千米/小时~所有飞行高度上的最大速度条件下提供安全救生。该弹射座椅还配备有“蚊-2M”型无线电通讯电台，弹射座椅降落伞系统动作后可自动启动飞控系统与飞行性能飞行控制系统 米格-23 沿用了米格机传统的硬式操纵，在三轴操纵（即俯仰/滚转/偏航操纵）中引入了 SAU-23 自动飞行控制系统（ML 系列为其改型 SAU-23M；23-11 为 AP-155 自动驾驶仪），该操纵系统的主要功用有：按照飞行员给定的数据自动保持飞机姿态；结合攻角传感器自动配平飞机；自动恢复到平飞状态和从低空危险高度自动拉起（前一功能后来为西方战斗机操纵系统所借鉴，后一功能通过与机上 RV-4 无线电高度表交联实现）；限制飞机倾斜角在 +/-32° 以内并限制攻角；与远距导航台结合引导飞机到目标上空；与近距导航台结合自动引导飞机下滑到 50~60 米高度以下，然后由人工操纵着陆等。起降和续航性能 由于采用多用途设计思想和变后掠翼设计，米格-23 的起降性能和续航新型比米格-21 有了明显进步。 米格-23 系列在正常起飞重量下的起飞滑跑距离为 500~650 米（起飞时通常放前襟翼 20° ，后襟翼 25°），着陆速度 240~260 千米/小时（着陆时通常放前襟翼 20°，后襟翼 50°），着陆滑跑距离为 700~810 米（用刹车及减速伞）或 1,200 米（用刹车，不用减速伞）。机翼处于最小后掠角状态的米格-23ML：变后掠翼的采用是米格-23 起降性能和航程/作战半径得以大大改善的最重要原因 米格-23 系列内部最大燃油携带量为 4,415 千克，机腹下可挂 1 个 490 升或 800 升容量的副油箱，每侧活动翼下的挂架可挂 1 个 800 升副油箱，这样最大载油量达到 6,470 千克。不过由于活动翼下的挂架不能自行旋转以保持顺气流方向，因此只能在最小后掠角时挂副油箱（加大后掠角时则将它与挂架一起抛掉），而在最大后掠角状态下机腹的所挂超音速油箱通常也要抛弃。该机机内油航程约 1,950 千米，转场航程（加上 3 个 800 升副油箱）约 2,820 千米；携带 3 个副油箱和 2 枚空空导弹时作战半径约 1,160 千米，携带 2,000 千克炸弹时约 700 千米（均采用高-高-高飞行剖面）。米格-23 活动翼下的副油箱，与挂架一起抛弃高度-速度性能与机动性能 米格-23 的机翼转动可由主液压系统或助力液压系统单独操纵（也可两者同时操纵），在满足一定操纵条件的前提下，若使用两套液压系统同时供压，机翼从最小后掠角转到最大后掠角需 17 秒；若仅采用一套液压系统则需 32 秒，机翼动作滞后于操纵手柄动作 0.3~0.4 秒，所需要的操纵力约为 6.5~7.5 千克（从 16° 到 45° 标示值）和 7.5~8.2 千克（从 45° 到 72° 标示值），在飞行中改变后掠角时要求过载不大于 2g。米格-23 的滚转能力一般，这在一定程度上与其飞行操纵系统有关，早期的米格-29 由于采用机械操纵也有这个问题 米格-23 的高度-速度包线区均随着后掠角的增大而增大。米格-23 系列最大飞行马赫数为 2.35（约 13,000 米高度，最大后掠），低空最大飞行速度 1,350 千米/小时（300~500 米高度，最大后掠），实用升限 18,300 米（使用 47°40′ 后掠角空战时为 17,800 米；P（MLA）/MLD 型可达 19,000 米）。最小平飞速度约 260 千米/小时，后掠角由小至大对应的最小机动表速约为 400 千米/小时、450 千米/小时和 500 千米/小时。 米格-23 系列空重 10,200~10,900 千克，正常起飞重量 14,800~15,800 千克，最大起飞重量 17,800~18,400 千克，空战推重比约 0.93，空战翼载荷 359.9~393.5 千克/平方米，最大起飞重量时（取 18,400 千克）翼载荷 492.6~538.6 千克/平方米，后掠角由小到大对应的最大使用过载为 4.5g（因此时受到结构强度限制）、6.5g（若马赫数小于 0.8 则可达 7.5g）和 7g。 米格-23 系列在空战格斗时使用中等后掠角，因为此时其盘旋性能最好（垂直机动性和加速性则低于最大后掠角状态）。该机在高度 5,000 米、马赫数 0.9 时最小盘旋半径约 2,200 米，在同一高度马赫数 0.5 时最小盘旋半径约 1,160 米；在 5,000 米高度从马赫数 0.5 加速到 1.2（飞机平均重量 13,400 千克）需 61 秒（最大后掠）；海平面和 2,000 米高度最大瞬时爬升率分别约 230 米/秒和 160 米/秒，从起飞爬升到 10,000 米高度需 80 秒。 米格-23 系列均不具备大迎角飞行能力，其 SAU-23 自动驾驶仪对攻角的具体限制是：机翼后掠小于 30° 时攻角小于 12°；大于 30° 时攻角小于 18°。 米格-23 系列中机动性最好的是翼根增加可产生涡流的第 2 个锯齿、机翼前缘襟翼可由计算机自动控制偏转到最佳位置的米格-23MLD，飞过美国 F-15D 和法国“幻影”-2000 的俄罗斯试飞员认为该机的飞行性能已与这两种 4 代机（俄标）相差不大。米格-23MLD 线图：请注意除了活动翼根部的锯齿外，机翼固定段根部也增加了锯齿
