【簡(jiǎn)介：】米格-23 米格-23 米格-23 是米高揚(yáng)一生中最后一個(gè)親自掛帥的項(xiàng)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(yáng)一生中最后一個(gè)親自掛帥的項(xiàng)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(yáng)的辦公室內(nèi)的擺設(shè)至今仍保持著他最后一個(gè)工作日時(shí)的樣子。 米格-23是蘇聯(lián)第一種變后掠翼戰(zhàn)斗機(jī)，1967年首飛，綽號(hào)“鞭撻者”。60 年代初米格設(shè)計(jì)局的設(shè)計(jì)師分析了美國(guó)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(yàn)結(jié)果，證明變后掠翼可以極大改善飛機(jī)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(xiàng)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(chǎng)上，并取得了一定的戰(zhàn)績(jī)。 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(dòng)機(jī)，改進(jìn)了火控，紅外傳感器等。安裝一門(mén) 23 毫米雙管機(jī)炮。機(jī)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(jī)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(dòng)機(jī)，重新設(shè)計(jì)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(jī)翼下的掛點(diǎn)掛中程空空導(dǎo)彈（共 2 枚），進(jìn)氣道下的 2 個(gè)掛點(diǎn)用復(fù)合掛架來(lái)掛 4 枚近距格斗導(dǎo)彈，機(jī)身下部中線掛架掛一副油箱。此型的出口簡(jiǎn)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(dòng)機(jī)。 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(jī)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(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)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(guò)多個(gè)國(guó)家，直到燃料耗盡后才墜落在比利時(shí)首都布魯塞爾附近的一個(gè)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(jī)長(zhǎng)，不計(jì)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(jī)高）米。 機(jī)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(shí)（2.35馬赫）。 實(shí)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(chǎng)航程：2900公里。 發(fā)動(dòng)機(jī)：1臺(tái)R-23-300發(fā)動(dòng)機(jī)，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(cè)距儀；“警笛”3雷達(dá)臺(tái)警系統(tǒng)；多曲勒導(dǎo)航設(shè)備。 武器系統(tǒng)：1門(mén)23毫米雙管機(jī)炮。機(jī)身下共有5個(gè)掛架，可掛火箭、空對(duì)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(yáng)·格列維奇設(shè)計(jì)局（今米格-莫斯科飛機(jī)科研生產(chǎn)聯(lián)合體）研制的米格-21（北約稱(chēng)“魚(yú)窩”）后繼機(jī)種，總設(shè)計(jì)師是 A.I.米高揚(yáng)和 R.A.別里亞科夫，主管設(shè)計(jì)師為 A.A.安德烈耶夫、V.A.拉夫羅夫和 G.A.謝多夫。機(jī)號(hào)為 231 的首架變后掠翼原型機(jī)（設(shè)計(jì)局編號(hào) 23-11）在 1967 年 6 月 10 日由 A.V.費(fèi)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(jī)場(chǎng)首次公開(kāi)展示，并被北約命名為“鞭撻者”（Flogger）。次年 7 月 231 號(hào)米格 23-11 完成 98 次試飛后與另 2 架原型機(jī)一起交付空軍進(jìn)行試驗(yàn)（原型機(jī)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(kāi)始在莫斯科“勞動(dòng)旗幟”工廠（今米格-莫斯科飛機(jī)科研生產(chǎn)聯(lián)合體）和伊爾庫(kù)茨克工廠（今伊爾庫(kù)茨克飛機(jī)科研聯(lián)合體）大量生產(chǎn)，到 1984 年停產(chǎn)時(shí)該家族累計(jì)生產(chǎn)數(shù)量超過(guò) 6,000 架（其中莫斯科工廠生產(chǎn)數(shù)量為 4,278 架），超過(guò)美國(guó) 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(jī)（俄標(biāo)）。 米高揚(yáng)和格列維奇：米格-23 是米高揚(yáng)親自主持設(shè)計(jì)的最后一個(gè)作品 編號(hào) 231 的 23-11 第 1 架原型機(jī)：變后掠翼飛機(jī)與常規(guī)設(shè)計(jì)相比，在同一目標(biāo)設(shè)計(jì)點(diǎn)上的性能通常不如后者，但是在整個(gè)飛行包線內(nèi)的非設(shè)計(jì)點(diǎn)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(jī)（該家族還包括用于對(duì)地攻擊的米格-27 系列），包括以下型別（除 23-11 原型機(jī)）： ·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(jī)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(duì)象是美國(guó) F-100 系列（F-102/104/105/106）、多用途的 F-4 系列和法國(guó)“幻影”III，此外還要求攔截轟炸機(jī) ·米格-23UB（設(shè)計(jì)局編號(hào) 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(jī)則在 M 型基礎(chǔ)上發(fā)展，因此也稱(chēng)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(jì)的 1160 型航母發(fā)展，后由于 1160 項(xiàng)目取消而改為艦載戰(zhàn)斗機(jī)試驗(yàn)機(jī)，在 1980 年開(kāi)始進(jìn)行斜板滑躍起飛技術(shù)的試驗(yàn)（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(jiǎn)化出口型（系 M 系列中性能最差的1種），1973 年首飛；ML（設(shè)計(jì)局編號(hào) 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(jì)局編號(hào) 23-14）是 1977 年開(kāi)始在 ML 型基礎(chǔ)上為國(guó)土防空軍（P-VO）研制的截?fù)粜停?979 年首飛；MLD（設(shè)計(jì)局編號(hào) 23-18）是米格-23 最后一種改型，在 1984 年后改進(jìn)。 主要設(shè)計(jì)特點(diǎn) 基本氣動(dòng)設(shè)計(jì) 米格-23 是蘇聯(lián)繼蘇-17（北約稱(chēng)“裝配匠”B）后的第 2 種變后掠翼超音速戰(zhàn)斗轟炸機(jī)，它在氣動(dòng)上參照了美國(guó) F-111 變后掠翼戰(zhàn)斗轟炸機(jī)，繼承了 F-111 最初的多用途設(shè)計(jì)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(jī)動(dòng)性能。這在它氣動(dòng)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(jī)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(lái)的結(jié)構(gòu)增重約為 600 千克（機(jī)翼/起落架各 400/200 千克），加上其它部分飛機(jī)累計(jì)增重約 1,100 千克 米格-23 的機(jī)翼前方有較大的固定邊條（前緣后掠角70°），機(jī)翼轉(zhuǎn)軸沿展向位于距機(jī)身軸線約 21.4% 半翼展處（主要考慮連接機(jī)身和活動(dòng)翼的翼套的大小.翼展取最小后掠角時(shí)數(shù)據(jù)），沿橫向位于機(jī)翼最大厚度處（主要考慮使機(jī)翼的密封和轉(zhuǎn)軸的整流更方便），機(jī)翼具有 18°40′、47°40′ 和 74°40′ 三個(gè)可用前緣后掠角（它們?cè)陲w行員操縱手柄上對(duì)應(yīng)的標(biāo)示值為 16°/45°/72°；不過(guò)該操縱手柄事實(shí)上可使機(jī)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(chǎng)巡航和巡邏待機(jī)；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(jì)有：活動(dòng)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(gè)后緣長(zhǎng)度（其最外側(cè)一段可以在最大后掠角狀態(tài)下獨(dú)立使用），大大提高了飛機(jī)的起降性能；每個(gè)活動(dòng)翼在后緣襟翼前方布置兩片單偏擾流片，可結(jié)合差動(dòng)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(jī)活動(dòng)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(dòng)翼上加裝了一個(gè) 2.4° 的鋸齒形前緣（23-11 和 23S/SM 無(wú)此鋸齒）并在機(jī)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(shí)間和航程等。機(jī)翼具有 4° 的下反角，后機(jī)身布置的 4 塊減速板（平尾上下對(duì)稱(chēng)于機(jī)身軸線各布置 2 塊）。 米格-23 采用略低于機(jī)翼平面全動(dòng)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(shí)平尾偏轉(zhuǎn)范圍為-24°~+8.5°（以前緣向上偏轉(zhuǎn)為正），差動(dòng)滾轉(zhuǎn)時(shí)最大差角大小為 10°（機(jī)翼后掠角為 18°40′~47°40′ 時(shí)）和 6.5°（機(jī)翼后掠角為 47°40′~74°40′ 時(shí)），機(jī)翼上的擾流片則與平尾差動(dòng)機(jī)構(gòu)和機(jī)翼轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)聯(lián)動(dòng)，機(jī)翼后掠 18°40′ 時(shí)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制其偏角為 45°，后掠角為 74°40′ 時(shí)偏角為 0°。它與差動(dòng)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(jì)對(duì)其達(dá)到 M2.35 的最大設(shè)計(jì)速度至關(guān)重要（米格-21 飛機(jī)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(jì)背鰭的面積為 6.01 平方米（計(jì)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(zhǎng) 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(shí)腹鰭折起，起落架收起時(shí)腹鰭放下。 米格-23 的主要尺寸數(shù)據(jù)是：機(jī)長(zhǎng) 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(jī)高 4.82 米；最大和最小后掠時(shí)機(jī)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(jì) 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)主要包括進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)和發(fā)動(dòng)機(jī)選擇。米格-23 的設(shè)計(jì)要求在這方面的主要反映是它以?xún)蓚?cè)進(jìn)氣方式取代了米格戰(zhàn)斗機(jī)傳統(tǒng)的機(jī)頭進(jìn)氣方式，同時(shí)采用大推力的新型發(fā)動(dòng)機(jī)。 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(jì)直接參照了美國(guó)的 F-4。進(jìn)氣口前有平行于機(jī)身側(cè)面安裝的3級(jí)垂直斜板，它們與機(jī)身側(cè)表面有 55 毫米的距離，形成了可避免貼著機(jī)身流動(dòng)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(jí)斜板上還開(kāi)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(jī)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(gè)上下布置的矩形輔助進(jìn)氣門(mén)，其開(kāi)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(dòng)機(jī)工作需要的進(jìn)氣量。3 級(jí)斜板中最前方的第 1 級(jí)固定，第 2、3 級(jí)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(dòng)機(jī)壓氣機(jī)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(dòng)機(jī)，均為莫斯科的圖曼斯基設(shè)計(jì)局（今俄羅斯航空發(fā)動(dòng)機(jī)科技聯(lián)合體）或莫斯科留里卡設(shè)計(jì)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(shí)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(jì)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(zhǎng)×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(shí)。 ·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(duì)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(shí)。 R-29-300 ·R-35-300：長(zhǎng)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(shí)；其余數(shù)據(jù)與 R-29-300 基本相同。 米格-23-11 原型機(jī)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(shí)。 其它主要特點(diǎn) 米格-23 采用半硬殼式機(jī)身，主要制造材料是鋼和鋁合金。飛機(jī)的液壓系統(tǒng)沿用了米格機(jī)傳統(tǒng)的雙余度設(shè)計(jì)，即包括完全獨(dú)立的主液壓系統(tǒng)和助力液壓系統(tǒng)（分別相當(dāng)于美機(jī)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(jī)上所有需要液壓能源的系統(tǒng)和附件供應(yīng)能量（含機(jī)翼轉(zhuǎn)動(dòng)和平尾差動(dòng)），助力液壓系統(tǒng)僅對(duì)飛行操縱提供液壓能源，可保證前者發(fā)生故障時(shí)飛機(jī)的安全返航。兩套液壓系統(tǒng)壓強(qiáng)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(jī)身，這樣便形成了米格-23 相對(duì)于以往米格機(jī)獨(dú)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(dòng)或手動(dòng)調(diào)節(jié)溫度），當(dāng)飛行高度大于 2,000 米時(shí)座艙內(nèi)開(kāi)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(gè)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(shí)~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(wú)線電通訊電臺(tái)，彈射座椅降落傘系統(tǒng)動(dòng)作后可自動(dòng)啟動(dòng) 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(jī)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(dòng)飛行控制系統(tǒng)（ML 系列為其改型 SAU-23M；23-11 為 AP-155 自動(dòng)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(dòng)保持飛機(jī)姿態(tài)；結(jié)合攻角傳感器自動(dòng)配平飛機(jī)；自動(dòng)恢復(fù)到平飛狀態(tài)和從低空危險(xiǎn)高度自動(dòng)拉起（前一功能后來(lái)為西方戰(zhàn)斗機(jī)操縱系統(tǒng)所借鑒，后一功能通過(guò)與機(jī)上 RV-4 無(wú)線電高度表交聯(lián)實(shí)現(xiàn)）；限制飛機(jī)傾斜角在 +/-32° 以?xún)?nèi)并限制攻角；與遠(yuǎn)距導(dǎo)航臺(tái)結(jié)合引導(dǎo)飛機(jī)到目標(biāo)上空；與近距導(dǎo)航臺(tái)結(jié)合自動(dòng)引導(dǎo)飛機(jī)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(jì)思想和變后掠翼設(shè)計(jì)，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(shí)通常放前襟翼 20° ，后襟翼 25°），著陸速度 240~260 千米/小時(shí)（著陸時(shí)通常放前襟翼 20°，后襟翼 50°），著陸滑跑距離為 700~810 米（用剎車(chē)及減速傘）或 1,200 米（用剎車(chē)，不用減速傘）。 機(jī)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(jī)腹下可掛 1 個(gè) 490 升或 800 升容量的副油箱，每側(cè)活動(dòng)翼下的掛架可掛 1 個(gè) 800 升副油箱，這樣最大載油量達(dá)到 6,470 千克。不過(guò)由于活動(dòng)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(shí)掛副油箱（加大后掠角時(shí)則將它與掛架一起拋掉），而在最大后掠角狀態(tài)下機(jī)腹的所掛超音速油箱通常也要拋棄。該機(jī)機(jī)內(nèi)油航程約 1,950 千米，轉(zhuǎn)場(chǎng)航程（加上 3 個(gè) 800 升副油箱）約 2,820 千米；攜帶 3 個(gè)副油箱和 2 枚空空導(dǎo)彈時(shí)作戰(zhàn)半徑約 1,160 千米，攜帶 2,000 千克炸彈時(shí)約 700 千米（均采用高-高-高飛行剖面）。 高度-速度性能與機(jī)動(dòng)性能 米格-23 的機(jī)翼轉(zhuǎn)動(dòng)可由主液壓系統(tǒng)或助力液壓系統(tǒng)單獨(dú)操縱（也可兩者同時(shí)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(shí)供壓，機(jī)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(jī)翼動(dòng)作滯后于操縱手柄動(dòng)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(shí)要求過(guò)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(jī)械操縱也有這個(gè)問(wèn)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(shí)（300~500 米高度，最大后掠），實(shí)用升限 18,300 米（使用 47°40′ 后掠角空戰(zhàn)時(shí)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(shí)，后掠角由小至大對(duì)應(yīng)的最小機(jī)動(dòng)表速約為 400 千米/小時(shí)、450 千米/小時(shí)和 500 千米/小時(shí)。 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(shí)（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(duì)應(yīng)的最大使用過(guò)載為 4.5g（因此時(shí)受到結(jié)構(gòu)強(qiáng)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(shí)使用中等后掠角，因?yàn)榇藭r(shí)其盤(pán)旋性能最好（垂直機(jī)動(dòng)性和加速性則低于最大后掠角狀態(tài)）。該機(jī)在高度 5,000 米、馬赫數(shù) 0.9 時(shí)最小盤(pán)旋半徑約 2,200 米，在同一高度馬赫數(shù) 0.5 時(shí)最小盤(pán)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(jī)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(shí)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(dòng)駕駛儀對(duì)攻角的具體限制是：機(jī)翼后掠小于 30° 時(shí)攻角小于 12°；大于 30° 時(shí)攻角小于 18°。 米格-23 系列中機(jī)動(dòng)性最好的是翼根增加可產(chǎn)生渦流的第 2 個(gè)鋸齒、機(jī)翼前緣襟翼可由計(jì)算機(jī)自動(dòng)控制偏轉(zhuǎn)到最佳位置的米格-23MLD，飛過(guò)美國(guó) F-15D 和法國(guó)“幻影”-2000 的俄羅斯試飛員認(rèn)為該機(jī)的飛行性能已與這兩種 4 代機(jī)（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(jī)有了較大的進(jìn)步，蘇軍自用和出口到華約國(guó)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(cè)距儀、ASP-23 瞄準(zhǔn)具、全自動(dòng)導(dǎo)引系統(tǒng)、“警笛”3 雷達(dá)告警系統(tǒng)以及通信電臺(tái)、無(wú)線電高度表、無(wú)線電羅盤(pán)、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(chēng)“藍(lán)寶石”-23（北約命名“高空云雀”），由俄羅斯頭號(hào)機(jī)載雷達(dá)廠商費(fèi)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(duì)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(dòng)雷達(dá)制導(dǎo)導(dǎo)彈（R-23R 和 R-24R）最大距離為 30 千米。美國(guó)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(guó)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(guó)家出口的米格-23 多數(shù)要經(jīng)過(guò)簡(jiǎn)化，下面以米格-23MS 為例進(jìn)行簡(jiǎn)要說(shuō)明。 米格-23MS 的火控系統(tǒng)被稱(chēng)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(jī)和 ARL-SM 半自動(dòng)引導(dǎo)系統(tǒng)等，無(wú)紅外搜索跟蹤裝置、激光測(cè)距儀和全自動(dòng)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(jiǎn)化出口版，米格-23MS 只能實(shí)現(xiàn)半自動(dòng)導(dǎo)引，也沒(méi)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(chēng)“藍(lán)寶石”-21（北約命名“慳鳥(niǎo)”），也是費(fèi)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(duì)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(guó)的殲 8A 上的 204 雷達(dá)相當(dāng)。 ASP-PFD-21 瞄準(zhǔn)具可連續(xù)計(jì)算機(jī)炮對(duì)空/對(duì)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(shí)的修正角并以固定環(huán)方式發(fā)射 R-3S/R 導(dǎo)彈。在空對(duì)空狀態(tài)使用機(jī)炮或 S-5 火箭彈時(shí)射擊距離為 550~2,000 米，空對(duì)地時(shí)為 1,150~2,000 米；使用 S-24 火箭彈對(duì)地攻擊時(shí)設(shè)計(jì)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(shí)，系統(tǒng)重量約 25 千克。 SPO-10 雷達(dá)告警接收機(jī)（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(hào)，并以燈光和音響信號(hào)報(bào)警，且對(duì)對(duì)方雷達(dá)的“搜索”和“截獲”信號(hào)分別有不同的報(bào)警方式，不包括電纜重量不超過(guò) 3 千克。 ARL-SM 半自動(dòng)引導(dǎo)系統(tǒng)也稱(chēng)“蘭天-M”，用于飛機(jī)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(jī)的飛行狀態(tài)和航向、進(jìn)行導(dǎo)彈預(yù)熱和打開(kāi)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的加力、提供敵機(jī)和載機(jī)距離等。載機(jī)先根據(jù)引導(dǎo)指令進(jìn)入敵機(jī)后半球并到達(dá)雷達(dá)可以捕獲敵機(jī)的陣位，一般在載機(jī)距敵機(jī) 36 千米時(shí)引導(dǎo)工作結(jié)束，由飛行員打開(kāi)雷達(dá)進(jìn)行瞄準(zhǔn)和攻擊。在整個(gè)引導(dǎo)過(guò)程中載機(jī)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(jī)一直落后于美國(guó)的地方；但是這些設(shè)備畢竟裝到了飛機(jī)上并實(shí)現(xiàn)了其應(yīng)用的功能，這說(shuō)明蘇聯(lián)設(shè)計(jì)師很善于進(jìn)行系統(tǒng)綜合。 機(jī)載武器系統(tǒng) 米格-23 的固定武器是一門(mén) GSh-23L 雙管 23 毫米加斯特航炮，安裝在前機(jī)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(shí)射擊（4 秒內(nèi)打完全部彈藥）和 0.3 秒限時(shí)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(jī)身中央掛架外，每邊進(jìn)氣道和機(jī)翼固定段下各有 1 個(gè)武器掛架，每邊活動(dòng)翼下還可增加 1 個(gè)帶 800 升副油箱的掛架以增大航程（后掠角為 18°40′ 時(shí)）。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(guó)編號(hào) AA-2，北約命名“環(huán)礁”）、R-23/24（AA-7，“尖頂”）和 R-60（AA-8，“蚜蟲(chóng)”），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(shí)攜帶 6 枚空空導(dǎo)彈（每個(gè)機(jī)翼固定段掛架掛 1 枚，每個(gè)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(shí)指半主動(dòng)雷達(dá)彈+紅外彈,攔射時(shí)指攔射彈+格斗彈）；而 SM/MS 型只能掛 4 枚（進(jìn)氣道下每個(gè)掛架只能掛 1 枚），配置通常為 2+2。 R-3 是由圖西諾的試驗(yàn)設(shè)計(jì)局（后“三角旗”機(jī)械制造設(shè)計(jì)局）在 AIM-9B 基礎(chǔ)上發(fā)展，主要有紅外型的 R-3S 和半主動(dòng)雷達(dá)型 R-3R。前者尺寸（長(zhǎng)×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(wú)線電近炸引信），最大過(guò)載 10~11g，最大使用高度 21,000 米。 R-3S R-23/24 是由“三角旗”機(jī)械制造設(shè)計(jì)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(kāi)始服役，中段指令+末段被動(dòng)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(dòng)雷達(dá)引信），射程 4~25 千米；中段指令+末段半主動(dòng)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(kāi)始服役，中段指令+末段被動(dòng)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(dòng)激光引信），射程 4~25 千米；中段指令+末段半主動(dòng)雷達(dá)型 R-24R 尺寸 4,800×230×972 毫

推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì) 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)主要包括進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)和發(fā)動(dòng)機(jī)選擇。米格-23 的設(shè)計(jì)要求在這方面的主要反映是它以?xún)蓚?cè)進(jìn)氣方式取代了米格戰(zhàn)斗機(jī)傳統(tǒng)的機(jī)頭進(jìn)氣方式，同時(shí)采用大推力的新型發(fā)動(dòng)機(jī)。 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(jì)直接參照了美國(guó)的 F-4。進(jìn)氣口前有平行于機(jī)身側(cè)面安裝的3級(jí)垂直斜板，它們與機(jī)身側(cè)表面有 55 毫米的距離，形成了可避免貼著機(jī)身流動(dòng)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(jí)斜板上還開(kāi)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(jī)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(gè)上下布置的矩形輔助進(jìn)氣門(mén)，其開(kāi)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(dòng)機(jī)工作需要的進(jìn)氣量。3 級(jí)斜板中最前方的第 1 級(jí)固定，第 2、3 級(jí)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(dòng)機(jī)壓氣機(jī)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(dòng)機(jī)，均為莫斯科的圖曼斯基設(shè)計(jì)局（今俄羅斯航空發(fā)動(dòng)機(jī)科技聯(lián)合體）或莫斯科留里卡設(shè)計(jì)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(shí)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(jì)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(zhǎng)×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(shí)。 ·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(duì)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(shí)。R-29-300 ·R-35-300：長(zhǎng)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(shí)；其余數(shù)據(jù)與 R-29-300 基本相同。 米格-23-11 原型機(jī)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(shí)。其它主要特點(diǎn) 米格-23 采用半硬殼式機(jī)身，主要制造材料是鋼和鋁合金。飛機(jī)的液壓系統(tǒng)沿用了米格機(jī)傳統(tǒng)的雙余度設(shè)計(jì)，即包括完全獨(dú)立的主液壓系統(tǒng)和助力液壓系統(tǒng)（分別相當(dāng)于美機(jī)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(jī)上所有需要液壓能源的系統(tǒng)和附件供應(yīng)能量（含機(jī)翼轉(zhuǎn)動(dòng)和平尾差動(dòng)），助力液壓系統(tǒng)僅對(duì)飛行操縱提供液壓能源，可保證前者發(fā)生故障時(shí)飛機(jī)的安全返航。兩套液壓系統(tǒng)壓強(qiáng)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(jī)身，這樣便形成了米格-23 相對(duì)于以往米格機(jī)獨(dú)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(dòng)或手動(dòng)調(diào)節(jié)溫度），當(dāng)飛行高度大于 2,000 米時(shí)座艙內(nèi)開(kāi)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(gè)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(shí)~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(wú)線電通訊電臺(tái)，彈射座椅降落傘系統(tǒng)動(dòng)作后可自動(dòng)啟動(dòng)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(jī)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(dòng)飛行控制系統(tǒng)（ML 系列為其改型 SAU-23M；23-11 為 AP-155 自動(dòng)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(dòng)保持飛機(jī)姿態(tài)；結(jié)合攻角傳感器自動(dòng)配平飛機(jī)；自動(dòng)恢復(fù)到平飛狀態(tài)和從低空危險(xiǎn)高度自動(dòng)拉起（前一功能后來(lái)為西方戰(zhàn)斗機(jī)操縱系統(tǒng)所借鑒，后一功能通過(guò)與機(jī)上 RV-4 無(wú)線電高度表交聯(lián)實(shí)現(xiàn)）；限制飛機(jī)傾斜角在 +/-32° 以?xún)?nèi)并限制攻角；與遠(yuǎn)距導(dǎo)航臺(tái)結(jié)合引導(dǎo)飛機(jī)到目標(biāo)上空；與近距導(dǎo)航臺(tái)結(jié)合自動(dòng)引導(dǎo)飛機(jī)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(jì)思想和變后掠翼設(shè)計(jì)，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(shí)通常放前襟翼 20° ，后襟翼 25°），著陸速度 240~260 千米/小時(shí)（著陸時(shí)通常放前襟翼 20°，后襟翼 50°），著陸滑跑距離為 700~810 米（用剎車(chē)及減速傘）或 1,200 米（用剎車(chē)，不用減速傘）。機(jī)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(jī)腹下可掛 1 個(gè) 490 升或 800 升容量的副油箱，每側(cè)活動(dòng)翼下的掛架可掛 1 個(gè) 800 升副油箱，這樣最大載油量達(dá)到 6,470 千克。不過(guò)由于活動(dòng)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(shí)掛副油箱（加大后掠角時(shí)則將它與掛架一起拋掉），而在最大后掠角狀態(tài)下機(jī)腹的所掛超音速油箱通常也要拋棄。該機(jī)機(jī)內(nèi)油航程約 1,950 千米，轉(zhuǎn)場(chǎng)航程（加上 3 個(gè) 800 升副油箱）約 2,820 千米；攜帶 3 個(gè)副油箱和 2 枚空空導(dǎo)彈時(shí)作戰(zhàn)半徑約 1,160 千米，攜帶 2,000 千克炸彈時(shí)約 700 千米（均采用高-高-高飛行剖面）。米格-23 活動(dòng)翼下的副油箱，與掛架一起拋棄高度-速度性能與機(jī)動(dòng)性能 米格-23 的機(jī)翼轉(zhuǎn)動(dòng)可由主液壓系統(tǒng)或助力液壓系統(tǒng)單獨(dú)操縱（也可兩者同時(shí)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(shí)供壓，機(jī)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(jī)翼動(dòng)作滯后于操縱手柄動(dòng)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(shí)要求過(guò)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(jī)械操縱也有這個(gè)問(wèn)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(shí)（300~500 米高度，最大后掠），實(shí)用升限 18,300 米（使用 47°40′ 后掠角空戰(zhàn)時(shí)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(shí)，后掠角由小至大對(duì)應(yīng)的最小機(jī)動(dòng)表速約為 400 千米/小時(shí)、450 千米/小時(shí)和 500 千米/小時(shí)。 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(shí)（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(duì)應(yīng)的最大使用過(guò)載為 4.5g（因此時(shí)受到結(jié)構(gòu)強(qiáng)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(shí)使用中等后掠角，因?yàn)榇藭r(shí)其盤(pán)旋性能最好（垂直機(jī)動(dòng)性和加速性則低于最大后掠角狀態(tài)）。該機(jī)在高度 5,000 米、馬赫數(shù) 0.9 時(shí)最小盤(pán)旋半徑約 2,200 米，在同一高度馬赫數(shù) 0.5 時(shí)最小盤(pán)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(jī)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(shí)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(dòng)駕駛儀對(duì)攻角的具體限制是：機(jī)翼后掠小于 30° 時(shí)攻角小于 12°；大于 30° 時(shí)攻角小于 18°。 米格-23 系列中機(jī)動(dòng)性最好的是翼根增加可產(chǎn)生渦流的第 2 個(gè)鋸齒、機(jī)翼前緣襟翼可由計(jì)算機(jī)自動(dòng)控制偏轉(zhuǎn)到最佳位置的米格-23MLD，飛過(guò)美國(guó) F-15D 和法國(guó)“幻影”-2000 的俄羅斯試飛員認(rèn)為該機(jī)的飛行性能已與這兩種 4 代機(jī)（俄標(biāo)）相差不大。米格-23MLD 線圖：請(qǐng)注意除了活動(dòng)翼根部的鋸齒外，機(jī)翼固定段根部也增加了鋸齒