МиГ-23
многоцелевой истребитель / Материал из Википедии — свободной encyclopedia
Уважаемый Wikiwand AI, давайте упростим задачу, просто ответив на эти ключевые вопросы:
Перечислите основные факты и статистические данные о МиГ-23?
Кратко изложите эту статью для 10-летнего ребёнка
МиГ-23 (по кодификации НАТО: Flogger в переводе с англ. — «Бичеватель») — советский многоцелевой истребитель третьего поколения с верхним расположением крыла изменяемой стреловидности разработки ОКБ-155.
МиГ-23 | |
---|---|
| |
Тип | многоцелевой истребитель третьего поколения |
Разработчик | ОКБ А.И.Микояна |
Производитель |
ММЗ «Знамя труда» Иркутский авиазавод |
Главный конструктор | А. А. Андреев |
Первый полёт | 10 июня 1967 (прототип «23-11»)[1] |
Начало эксплуатации | май 1969 года |
Статус | Частично эксплуатируется |
Эксплуатанты |
СССР Индия Сирия Ливия |
Годы производства | 1969—1985 |
Единиц произведено |
3630 (истребительных модификаций) 769 МиГ-23УБ[2] |
Варианты | МиГ-27 |
Медиафайлы на Викискладе |
Первый полёт на опытном самолёте «23-11» выполнил 10 июня 1967 года лётчик-испытатель А. В. Федотов[1].
История создания самолёта МиГ-23 уходит к началу 1960-х годов, когда в ОКБ-155 пришли к выводу, что оптимальная с точки зрения аэродинамики компоновка самолёта МиГ-21 не позволяет установить на нём более мощный радиолокатор из-за недостатка места в носовом конусе воздухозаборника. Предполагалось переместить воздухозаборник вбок или вниз, а в заново спроектированной носовой части фюзеляжа установить новую прицельную РЛС «Сапфир». За базовую машину взяли МиГ-21ПФ, на котором изменили носовую часть, установили двигатель Р21Ф-300 с нижним подфюзеляжным воздухозаборником и переднее горизонтальное оперение. Самолёт получил индекс Е-8, или МиГ-23 (по названию новой разрабатываемой системы вооружения С-23). Опытная машина Е-8/1 была готова к испытаниям 2 марта 1962 года, а 17 апреля её поднял в воздух ведущий лётчик-испытатель ОКБ-155 Георгий Мосолов. Самолёт Е-8/2 поднялся в воздух 29 июня 1962 года. Начались лётные испытания обоих экземпляров.
Особенные трудности при полётах вызывала система регулирования проходного сечения воздухозаборника. Автоматика на опытных машинах была отключена, а управление подвижной панелью клина выполнялось лётчиком вручную, что не раз вызывало помпаж двигателя и его остановку в воздухе. После десятого полёта автоматику подключили, и дальнейшие полёты выполнялись с целью корректировки программы автоматического управления воздухозаборником.
11 сентября 1962 года, при очередном испытательном полёте машины Е-8/1 на скорости, соответствующей числу М = 1,7, произошло разрушение диска 6-й ступени компрессора двигателя. Образование обломков привело к повреждению самолёта, с отказом обеих гидросистем и потерей управления. Лётчик-испытатель Георгий Константинович Мосолов катапультировался, но получил тяжёлые травмы. После этого испытания Е-8 решением МАП были прекращены.
Дальнейшее развитие получил проект Е-8М (также называвшийся МиГ-23). Проектные работы по новому самолёту начались в ОКБ-155 в соответствии с Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 03.12.1963 года.
Первоначально по программе проектировался опытный самолёт с укороченным взлётом и посадкой (УВП) Е-7ПД («изделие 23-01»), построенный на базе серийного МиГ-21С. На самолёт планировалась установка одного маршевого и двух подъёмных турбореактивных двигателей для уменьшения взлётно-посадочной дистанции. В качестве маршевого двигателя был выбран новый двигатель Р-27Ф-300 ОКБ К. Р. Хачатурова, разработанный на базе ТРД Р-11Ф2С-300 (от МиГ-21 и Як-28). Подъёмные двигатели РД36-35 разработки ОКБ-36 П. А. Колесова. Для обеспечения работы ПД предназначался выдвижной воздухозаборник сверху фюзеляжа за кабиной и сопла двигателей со специальными решётками, позволяющими отклонять газовую струю назад на 10° при взлёте, и вперёд на 5° при посадке. Боковые воздухозаборники маршевого двигателя освобождали носовую часть самолёта для размещения там новой мощной РЛС «Сапфир-23» (на опытной машине не ставилась).
Для отдельной отработки подъёмных двигателей был построен опытный самолёт 23-31, представляющий собой МиГ-21 с удлинённым фюзеляжем, в котором разместили два дополнительных двигателя РД36-35.
Самолёт 23-01 начали строить в марте 1966 года, и 30 ноября 1966 года его перекатили в Жуковский на лётно-испытательную станцию ОКБ. 3 апреля 1967 года самолёт, пилотируемый лётчиком-испытателем П. М. Остапенко, поднялся в воздух. Опытный самолёт выполнил несколько (четырнадцать?) испытательных полётов. В последний раз машину подняли в воздух 9 июля для демонстрационного полёта на воздушном параде в Домодедово, после чего все работы были прекращены как бесперспективные — подъёмные двигатели усложняли конструкцию, занимали место и объём внутри фюзеляжа, сокращали количество возимого топлива и уменьшали полезную нагрузку.
В это же время в ОКБ-155 уже проводились исследовательские работы по крылу изменяемой стреловидности, строились модели для продувки в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-106М и Т-109. Исследования ЦАГИ по самолётам с изменяемой геометрией крыла были отмечены Государственной премией в 1965 году.
После прекращения программы по самолёту 23-01 приоритет приобрели работы по самолёту 23-11 с изменяемой геометрией крыла. В 1965 году вышел приказ по МАП о начале работ в ОКБ-155 по самолёту «изделие 23-11» под техническим руководством А. А. Андреева. Создание поворотного механизма крыла поручалось МКБ «Родина».
В течение первых трёх месяцев 1966 года был готов эскизный проект и началась постройка машины.
Самолёт «23-11/1» был оснащён маршевым двигателем Р-27Ф-300. Стреловидное высокорасположенное крыло было снабжено закрылками по всему размаху и выпускаемыми синхронно с ними предкрылками и могло перемещаться на углы от 16° до 72°. Основные стойки шасси оригинальной конструкции по сложной траектории «втягивались» в фюзеляж, занимая минимальный внутренний объём. Колёса большого диаметра обеспечивали эксплуатацию машины с грунта. Основной сборочный узел планера — цельносварная стальная (из сплава ВНС-2) центральная секция фюзеляжа сложной формы — центральный силовой бак-отсек. На самолёте был установлен цельноповоротный стабилизатор и оригинальный подфюзеляжный киль, складывающийся при посадке.
10 июня (по другим данным — 9 июня) 1967 года шеф-пилот ОКБ А. В. Федотов выполнил на опытном самолёте первый полёт. Уже во втором испытательном полёте 12 июня Федотов проверил самолёт с перестановкой крыла в полном диапазоне от 16 до 72 градусов. В третьем полёте самолёт был проверен на сверхзвуковой скорости М = 1,2.
Началась постройка первой опытной партии самолётов. На машину «23-11/3» была установлена РЛС «Сапфир-23». Одновременно РЛС отрабатывалась на летающей лаборатории на базе пассажирского самолёта. Всего в программе заводских и Государственных испытаний было задействовано девять машин. В полётах участвовали лётчики ОКБ-155: П. М. Остапенко, М. М. Комаров, Б. А. Орлов и А. Г. Фастовец, а также испытатели ЛИИ и ГК НИИ ВВС. На машине «23-11/1» установили и испытали более мощный двигатель «изделие Р-44». 21 мая 1969 года совершил первый полёт серийный истребитель МиГ-23С, а к концу этого года он был представлен на Государственные испытания, которые продлились в общей сложности четыре года.
9 декабря 1970 года, в самый разгар Государственных испытаний самолёта, скончался Генеральный конструктор ОКБ-155 А. И. Микоян. Дальнейшие работы по программе шли под руководством Р. А. Белякова.
Серийное производство самолёта было организовано на Московском заводе № 30 «Знамя труда», однако из-за неготовности РЛС «Сапфир-23» на первые передаваемые военным самолёты ставился РП-22 от МиГ-21, отсутствовал теплопеленгатор ТП-23. Параллельно шли доводочные испытания самолёта и многочисленные доработки и изменения конструкции.
В течение 1969—1970 годов на «Знамени труда» построили около 50 МиГ-23С (получившие шифр «изделие 2»), после чего предприятие перешло на выпуск новых модификаций самолёта. Первые серийные МиГ-23С с двигателями Р-27Ф-300 получил Липецкий ЦБП и ПЛС.
Был разработан опытный самолёт 23-41 с двигателем АЛ-21Ф-3 тягой 11 500 кгс, который устанавливался на самолётах Су-24 и Су-17М. Первый полёт на самолёте 23-41/1 (бортовой номер 241) выполнил 20 августа 1970 года П. М. Остапенко. Несмотря на улучшение ЛТХ самолёта, было принято решение эти двигатели на МиГ-23 не ставить из-за недостаточных производственных мощностей моторостроительного завода (впоследствии небольшая партия МиГ-23Б всё же получила эти двигатели).
В 1971 году было разработано новое крыло увеличенной площади «с зубом» (вариант № 2), с аэродинамической круткой и без предкрылка, и выпущена небольшая партия самолётов с двигателем Р27Ф2М-300 (МиГ-23 образца 1971 года). 14 марта 1972 года лётчик-испытатель А. Г. Фастовец получил задание проверить в полёте прочность нового крыла, для чего он должен был при выходе из пикирования дать максимальную перегрузку. На высоте 1000 метров при перегрузке 7,3 ед. разрушился центральный бак-кессон, что привело к разрушению и потере самолёта. Лётчик успел катапультироваться. По результатам расследования была полностью изменена технология изготовления этого агрегата. Из-за отсутствия предкрылков самолёт стал предрасположен к сваливанию на малых скоростях — для лётчика-испытателя ЛИИ Энн Каарма[3] это закончилось гибелью.
Ввиду неудовлетворительных срывных и штопорных характеристик самолёта был проведён большой комплекс испытательных работ по исследованию и последующего комплекса доработок. По данным лётчика-испытателя В. Меницкого, было потеряно 68 самолётов типа МиГ-23 только из-за потери устойчивости и управляемости на больших углах атаки.
С 1973 года крыло увеличенной площади «с зубом» получило предкрылки и стало называться «вариантом № 3». С этим крылом в дальнейшем строились все варианты и модификации МиГ-23 и МиГ-27.
25 июня 1983 года были начаты полигонные испытания на малозаметность самолёта МиГ-23 (бортовой номер 5029) с радиопоглощающим покрытием. Пилот М. О. Толбоев[4].
Самолёт выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным крылом изменяемой стреловидности, цельноповоротным горизонтальным оперением и трёхопорным шасси с управляемым передним колесом.
Фюзеляж
Фюзеляж МиГ-23 — полумонокок овального в плане сечения, переходящий в прямоугольное со скруглением. Технологически фюзеляж выполнен из большого количества панелей, соединённых контактной электросваркой и заклёпками. Конструктивно фюзеляж по шпангоутам (рамам) делится на носовую Ф-1 (шп. № 3-28) и хвостовую Ф-2 (шп. № 28А-42) части.
Носовая часть включает радиопрозрачный обтекатель, отсек РЛС и электронного оборудования (между шп. № 1-6), кабину лётчика и отсек передней опоры шасси под ней (шп. № 6-11), закабинный гермоотсек оборудования (шп. № 11-14) разделён продольной перегородкой (под отсеком установлена пушка), топливный бак № 1 (между шп. № 14 и № 18), силовой интегральный бак-отсек № 2 (рамы № 18-20), бак № 3 (верхняя часть между шп. № 22 № 28) и двигательный отсек (шп. с № 20 по № 28).
Воздухозаборники прямоугольного в плане сечения крепятся к Ф-1 в районе 4-18 шпангоутов. Входные части воздухозаборников отделены от обшивки борта на 55 мм, образуя щель для слива пограничного слоя из носовой части фюзеляжа, имеют обечайку и рассекатель. Внутри каждого в/заборника находится регулируемая панель клина. В районе 14-го шпангоута под неподвижной частью крыла на каждом в/заборнике расположены по две створки подпитки.
Кабина одноместная, с катапультным креслом КМ-1М, герметизированная. Фонарь кабины состоит из откидной части и козырька. Откидная часть открывается вверх и назад с помощью пневматического цилиндра, а при рулении или на стоянке может быть приподнята на 100 мм. Козырёк состоит из плоского лобового бронестекла с обогревом и боковых стёкол. На переплёте откидной части фонаря установлен перископ ТС-27АМШ для обзора задней полусферы. На передней дуге откидной части фонаря установлены два зеркала, которые предназначены для обзора плоскостей крыла. Под полом кабины находится ниша передней стойки шасси.
За кабиной находится герметичный и термостабилизированный отсек оборудования. В отсеке на специальной выдвижной этажерке, а также и по стенкам отсека размещены различные электронные блоки. Под полом отсека расположена лафетная установка с пушкой ГШ-23Л. Сверху на фюзеляже находится гаргрот — объёмный обтекаемый элемент, закрывающий проводку управления, трубопроводы и части систем, выступающих за фюзеляж.
Ф-2 конструктивно сделана отъёмной, что необходимо при замене двигателя. В ней размещены: форсажная камера, регулируемое сопло двигателя и бустеры стабилизатора; к хвостовой части крепятся горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, гондола тормозного парашюта, четыре тормозных щитка, конус и сопло внешнего контура. Между форсажной камерой и обшивкой фюзеляжа располагается гофрированный тепловой экран из жаропрочной стали.
Крыло
Крыло состоит из центроплана, выполненного как одно целое с цельносварным силовым баком-отсеком № 2, и двух поворотных трапециевидных консолей. Изменение угла стреловидности консолей осуществляется в пределах 16°—72° (имеются три предустановленных положения: 16°, 45° и 72°, но в реальности они на 2° 40″ больше).
Центральный отсек крыла — основной силовой элемент неподвижной части крыла. Он приваривается к верхним частям рам № 18 и № 20. В отсеке размещаются узлы поворота консолей (они же — узлы крепления консолей) и отсеки крыльевых топливных баков.
Узел поворота крыла представляет собой сварную кессонную конструкцию, переходящую в мощную вилку, в которую вставляется поворотный узел подвижной консоли. Поворотная часть крыла двухлонжеронная. Консоль технологически делится на носовую, центральную и хвостовую части. Вихреобразующий «клык» имеет радиопрозрачную обшивку. Поворот консолей производится двухканальным гидромотором системы СПК-1, который имеет винтовые шариковые преобразователи ИП-23, преобразующие вращательное движение в поступательное (управление перекладкой консолей — при помощи рычага, установленного в кабине на левом борту, рядом с РУД). Хотя предусмотрено три фиксированных положения крыла — 16, 45 и 72 градусов, фактически крыло может переставляться на любой рабочий угол от 16 до 72 градусов, в том числе в промежуточные положения. Так, например, при перегонке самолёта оптимальной стреловидностью крыла считалось положение около 30°. В дальнейшем (на модификации МЛД) механизм задатчика положения крыла получил ещё одно фиксированное положение на 32° — для боевого маневрирования.
Отклоняемый на 20 градусов носок поворотной части крыла — четырёхсекционный. Секции связаны между собой тягами управления. Отклонение и уборка производятся от общей гидросистемы. Для исключения образования щели между носком и верхней поверхностью крыла служит козырёк из стали, по которому скользит профиль носка.
Лонжероны крыла изготовлены методом горячей штамповки из алюминиевого сплава. Герметизация отсеков крыла осуществляется герметиком, нагнетаемым через отверстия под болты, соединяющие панели обшивки с каркасом, в канавки, расположенные по всему периметру отсека. Второй герметизирующей барьер — резиновый жгут (валик), проложенный по всему периметру между каркасом и панелями. На верхней поверхности крыла имеется двухсекционный интерцептор.
Закрылок — трёхсекционный, его носовая часть выполнена из титанового сплава (1-я секция) и алюминиевого сплава (2-я и 3-я секции). Хвостовая часть закрылка представляет собой сотовый блок, образованный обшивкой из алюминиевого сплава и заполнителем из алюминиевой фольги толщиной 0,03 мм. По наружной поверхности закрылка проложена лента из стали, по которой скользит бобышка на прижимном щитке, закрывающая щель выреза в фюзеляже (в неё входит крыло при повороте). Управление закрылками осуществляется при помощи гидроцилиндров от общей гидросистемы. Все три секции закрылков соединены между собой цангами, но каждая секция управляется своим гидроцилиндром. Полный угол отклонения закрылков составляет 50 градусов
Щели между поверхностью убранных консолей и фюзеляжем, а также просветы между выпущенными консолями и фюзеляжем закрываются снизу и сверху неподвижными и подвижными щитками, которые одновременно выполняют роль аэродинамических зализов. Щитки обеспечивают необходимое уплотнение на любом угле атаки и при деформации крыла.
Неподвижные щитки центроплана — панели клёпаной конструкции, закреплённые на узле поворота крыла. На эти панели навешиваются нижний и верхний неподвижные щитки центроплана. Передние верхние и нижние щитки прижимаются к поверхности крыла при помощи пневмоцилиндров, закреплённых на фюзеляже. Для снижения трения к профилям герметизации неподвижных и подвижных щитков прикреплены фторопластовые накладки. Вертикальные шторки нижних щитков закрыты обтекателями. Между шторками и обтекателями с одной стороны и фюзеляжем — с другой также имеются фторопластовые накладки.
Оперение
Цельноповоротное горизонтальное оперение с косой осью вращения состоит из двух половин стабилизатора. Каждая половина стабилизатора состоит из переднего стрингера, лонжерона, набора нервюр и обшивки. Центральная часть имеет фрезерованные панели, носовая и хвостовая части — клёпаные. Внутри хвостовой части — сотовое заполнение. Каждая половина стабилизатора вращается на двух подшипниках. Корневой подшипник —комбинированный (игольчатый и сферический), установлен в бортовой нервюре, концевой — роликовый, расположен внутри стабилизатора. В режиме поперечного управления (для создания крена самолёта) одна половина стабилизатора отклоняется вверх, другая вниз на один и тот же угол, не превышающий 10° при угле установки крыла 16—55° и 6,5°, при угле установки крыла более 55°.
Вертикальное оперение включает киль и руль поворота. Каркас киля состоит из переднего стрингера, двух лонжеронов, набора листовых штампованных нервюр, фрезерованной нервюры № 9 и бортовой нервюры. Вся средняя часть киля изготовлена из фрезерованных панелей. В верхней части имеется радиопрозрачная законцовка с антеннами. Руль поворота крепится к килю на трёх опорах. Носок руля — стальной, штампованный, в нём расположены демпферы СД-16-5000-0 А. Обшивка выполнена из алюминиевого сплава. Внутри носка имеется сотовый заполнитель.
В нижней задней части фюзеляжа для улучшения путевой устойчивости установлен подфюзеляжный гребень, который убирается (складывается вправо) перед посадкой и выпускается после взлёта и уборки шасси.
Система управления полётом и взлётно-посадочная механизация крыла
Управление самолётом в кабине лётчика осуществляется ручкой продольно-поперечного и педалями путевого управления. В качестве управляющих элементов используется двухрежимный цельноповоротный стабилизатор, интерцепторы и руль направления. В качестве силовых приводов применяются необратимые двухкамерные бустеры (БУ-170А стабилизатора и БУ-190А интерцепторов), в канале руля направления — однокамерный БУ-270.
При управлении по тангажу консоли (половины) стабилизатора отклоняются синхронно. При управлении по крену консоли стабилизатора отклоняются дифференциально, а для повышения их эффективности на верхней поверхности крыла установлены двухсекционные интерцепторы. При минимальной стреловидности крыла 16 градусов интерцепторы отклоняются на полный угол 45 градусов, с увеличением стреловидности их полный угол пропорционально уменьшается и при максимальном угле стреловидности крыла 72 градуса интерцепторы не отклоняются вообще.
Передача угловых перемещений ручки и педалей на бустеры — прямая механическая. В качестве исполнительных механизмов автопилота АПП-155 (САУ-23) применяются включённые в проводку управления через дифференциальные качалки электрические механизмы типа «раздвижная тяга» РАУ-107А. Для создания дополнительных усилий на ручке установлены пружинные загружатели, для снятия нагрузки — механизмы триммерного эффекта.
Отклонение закрылков осуществляется шестью гидроцилиндрами на три фиксированных угла: закрылки убраны, закрылки во взлётном положении 25 градусов, закрылки в посадочном положении — 50 градусов. Для предотвращения рассогласования закрылков на самолёте установлен механический синхронизатор. При установленных крыльевых подвесных баках выпуск закрылков на угол 50 градусов заблокирован. Также заблокирована перестановка крыла при выпущенных закрылках. На самолётах с № 1702 устанавливаются отклоняемые четырёхсекционные носки крыла. Одновременно с выпуском закрылков секции носка отклоняется на 20 градусов. Привод закрылка и носка от бустерной гидросистемы. В задней части фюзеляжа, в районе сопла двигателя установлены четыре тормозных щитка, которые синхронно выпускаются гидроцилиндрами на полный угол, при нажатии кнопки на РУД.
Силовая установка
На различные модификации самолёта МиГ-23 устанавливались следующие двигатели — Р27Ф2М-300 (изделие 47М), Р29-300 (изделие 55), Р29Б-300 (изделие 55Б), Р-35 (изделие 77). В силовую установку входит сам двигатель, его системы, а также система управления воздухозаборником.
Управление режимами работы двигателя производится рукояткой управления двигателя в кабине, усилия от перемещения которой передаются посредством механических тяг к двигателю (Р29-300) на автомат дозировки топлива АДТ-55, регулятор сопла и форсажа РСФ-55 и агрегат форсажной тяги АФТ-300ТМ. Топливо к топливному насосу двигателя ДЦН-58 подаётся насосами подкачки из расходных баков.
Для повышения надёжности запуска двигателя на больших высотах на самолёте стоит система кислородной подпитки двигателя. Газообразный кислород заряжается на земле в баллон подпитки до давления 135+150 кгс/см2. При запуске двигателя в воздухе кислород из баллона, редуцированный до давления 10 кгс/см2, подаётся в воспламенители двигателя вместе с пусковым топливом.
Противопожарная система предназначена для обнаружения и тушения пожара в отсеке двигателя, и состоит из ионизационной системы сигнализации пожара и средств пожаротушения в виде баллона УБШ-3-1 с огнегасящим составом «Фреон-114В2», трубопровода и распылительного контура. Инициирование срабатывания пиротехнического крана баллона производится нажатием кнопки в кабине, при этом одновременно прекращается подача топлива в двигатель перекрывным пневмокраном.
Система управления воздухозаборниками двигателей
Система УВД-23 предназначена для обеспечения надёжной работы двигателя и получения максимальной тяги во всех эксплуатационных режимах полёта. Площадь горла воздухозаборников и углы установки клиньев изменяются автоматически в соответствии с тремя линейными программами управления, выбор которых производится автоматически в зависимости от режима полёта. Исполнительным механизмом привода является двухканальный электрогидравлический агрегат управления АУ-35-1, установленный на стенке шпангоута № 12 и передающий управляющие усилия на обе панели клиньев одновременно посредством тяг. Чувствительными элементами системы управления являются датчики давления, воспринимающие статическое давление до и после компрессора двигателя.
При отказе автоматического управления предусмотрено ручное управления от задатчика в кабине. При падении давления в гидросистеме предусмотрен режим стопорения панелей клина гидрозамками. Также предусмотрен режим аварийной уборки.
Гидравлическая система
Система предназначена для обеспечения работы различных гидравлических приводов на борту самолёта. Для повышения надёжности и живучести система разделена на общую гидросистему и бустерную.
Общая гидравлическая система предназначена для питания бустера руля поворота и обеспечения загрузки руля поворота; питания вторых камер бустеров стабилизатора и интерцепторов; питания второго гидромотора привода системы поворота крыла; для уборки и выпуска шасси с одновременной уборкой и выпуском поворотного гребня, автоматического затормаживания колёс шасси при уборке; выпуска и уборки закрылков и тормозных щитков; управления клиньями воздухозаборников; управления механизмом разворота колёс передней ноги шасси; управления створкой турбостартёра. Бустерная гидросистема предназначена для питания первых камер бустеров стабилизатора и интерцепторов; питания первого гидромотора привода системы поворота крыла; выпуска и уборки аварийного турбонасоса.
Источниками гидравлической энергии являются два поршневых насоса НП-70А-3 на двигателе. В случае остановки двигателя в полёте или отказа бустерного насоса для аварийного питания может использоваться турбонасос с ветродвигателем (крыльчаткой) АТН-10/1К, выпускаемый в поток воздуха, который установлен по правому борту фюзеляжа.
Кратковременными источниками энергии служат гидроаккумуляторы. В качестве рабочей жидкости гидросистем применяется гидравлическое масло АМГ-10.
Для наземной отработки самолётных систем гидравлическое давление в г/системе создаётся наземной аэродромной гидравлической станцией.
Воздушная система
Состоит из двух независимых систем — основной и аварийной. Источниками энергии служат баллоны со сжатым воздухом под давлением 120+130 кгс/см2, конструктивно являющиеся внутренними полостями основных стоек шасси, заряжаемые перед полётом от наземного воздухозаправщика. Основная система предназначена для герметизации и подъёма крышки фонаря, торможения колёс шасси, закрытия перекрывного топливного крана, выпуска и сброса тормозного парашюта, наддува блоков радиолокационной станции, прижима крыльевых щитков, продува отсеков оборудования. Аварийная воздушная система применяется для аварийного торможения колёс, а также для выпуска стоек шасси с одновременной уборкой подкилевого гребня при отсутствии давления в общей гидросистеме.
Электрооборудование
Система постоянного тока выполнена однопроводной, с «-» на массе. Источником электроэнергии служит стартер-генератор типа ГСР-СТ-18/70 КИС на двигателе. Аварийные источники электроэнергии — две серебряно-цинковые аккумуляторные батареи 15-СЦС-45Б, которые рассчитаны на питание потребителей без генератора в течение 25 минут.
Основным источником электроэнергии переменного тока самолёта МиГ-23 служит комбинированный генератор СГК-30/1.5, состоящий из трёхфазного генератора, выдающего напряжение 208 В, 400 Гц и однофазного генератора, выдающего напряжение 115 В, 400 Гц. Генератор работает в паре с приводом постоянных оборотов ПГЛ-30М (привод гидролопаточный), который поддерживает неизменными обороты генератора вне зависимости оборотов двигателя в пределах 8000 об/мин.
Генераторы работают с аппаратурой управления и защиты, поддерживающей параметры электропитания в требуемых параметрах в течение всего полёта.
Для питания потребителей трёхфазным напряжением 36 вольт служит трансформатор Тр-1,5/0,2. В качестве резервного источника переменного напряжения при отказе генератора переменного тока установлен электромашинный преобразователь ПТО-1000/1500 (преобразователь трёхфазно-однофазный).
Для наземного электропитания самолётных систем от аэродромного источника тока на самолёте имеются разъёмы ШРАП-500К по постоянному току, а для переменного тока — ШРА-200ЛК (однофазный) и ШРАП-400-3Ф (трёхфазный).
На некоторых модификациях самолёта установлен генератор трёхфазного переменного тока на 208 вольт типа СГК-30М, и отсутствуют первичная электросеть переменного однофазного тока 115 В, 400 Гц и розетка аэродромного питания ШРА-200ЛК.
Шасси и тормозной парашют
Шасси — трёхстоечное. Выпуск и уборка стоек на первых сериях машины производилась от пневмосистемы, затем была заменена на гидравлику с резервированием от пневмосистемы. Одновременно с уборкой шасси выпускается подкилевой гребень
Носовая стойка имеет два колёса с бескамерными шинами 520×125 мм и брызговиками, основные стойки — по одному тормозному колесу с бескамерными шинами 840×290 мм и грязезащитными щитками.
Основная стойка состоит из сварной балки, поворотного узла, консольной полувилки, механизма дополнительного разворота и выносного амортизатора. Амортизатор и полувилка закреплены на поворотном узле, установленном на балке и фиксирующимся от поворота при выпущенном шасси упорным болтом и кинематическим замком, образуемым качалкой и тягой. При уборке стойки основного шасси складываются в нишу фюзеляжа между шпангоутами № 20 и № 22.
Носовая стойка шасси убирается в нишу под полом кабины лётчика. Для руления она оборудована механизмом разворота колёса МРК-З0, предназначенным для разворота колёс на углы, пропорциональные отклонению педалей путевого управления. При повороте передних колёс на угол более 12 градусов для улучшения манёвренности самолёта на земле автоматически подключается система подтормаживания колёса на соответствующей основной стойке шасси. Также носовая стойка оборудована механизмом автоматического возврата колёса в нейтральное положение.
Тормоза колёс — дисковые, система торможения пневматическая. Колёса основных стоек оборудованы антиюзовыми автоматами. Для сокращения пробега при посадке может применяться тормозной парашют ПТ-10370-65. Контейнер парашюта установлен в нижней части киля. Замки выпуска парашюта и его сброса работают от воздушной системы с давлением 60 кгс/см2. Управление парашютом — кнопками в кабине лётчика. Ограничение посадочной скорости самолёта по прочности парашюта — 320 км/час.
Топливная система
Топливо на самолёте используется не только для питания двигателя, но и как рабочее тело в системе командного топлива, и как хладагент в магистралях охлаждения.
На МиГ-23С имеются 4 фюзеляжных бака и 6 крыльевых баков, с суммарной ёмкостью 4250 л. В дальнейшем топливная система самолёта менялась, в частности на ряде модификаций отсутствовал 4-й бак и количество крыльевых баков было уменьшено до 4 (на модификациях МЛ и МЛД заправка без ПТБ составляет 4200). Возможна подвеска 1—3 ПТБ: 1 подфюзеляжного ёмкостью 800 л, и 2 подкрыльевых по 480 л.
Питание двигателя топливом производится из двух отсеков отрицательных перегрузок, которые размещены в нижней части бака № 2 (расходного). Внутри каждого отсека установлен электрический насос подкачки с клапаном отрицательных перегрузок, обеспечивающими бесперебойную подачу топлива к топливному насосу двигателя ДЦН-58 при отказе любого из подкачивающих насосов.
Порядок расхода топлива. Из бака № 1 топливо перекачивается насосом в бак № 2, лишнее топливо сливается назад в бак № 1 по трубопроводу. Из-бака № 3 топливо перекачивается насосом в бак № 2. Из крыльевых баков, бака № 4 и подвесных баков (при установке) топливо выдавливается в бак № 2 воздухом наддува. Порядок расхода топлива обеспечивается системой клапанов и сигнализаторов уровня (т. н. система командного топлива).
Система охлаждения топливом. Топливо охлаждает электродвигатели всех топливных насосов, горячее масло в топливно-масляном радиаторе двигателя, гидропривод постоянных оборотов ПГЛ-30М и антифриз в топливно-жидкостном радиаторе ТЖР.
Система наддува и дренажа. Воздух в систему наддува отбирается от последней ступени компрессора двигателя и направляется по самостоятельным магистралям для наддува фюзеляжных баков № 1, 2 и 3; фюзеляжного бака № 4; крыльевых отсеков и подвесных баков. Система дренажа баков предназначена для отвода воздуха при их заправке топливом.
Пистолетная заправка всех баков выполнялась через заливные горловины баков № 1, 3 и 4, а также горловины подвесных баков. На более новых модификациях самолёта была введена централизованная заправка под давлением, за исключением ПТБ.
В качестве топлива применялся авиационный керосин марок Т-1, ТС и РТ. Контроль за остатком топлива в баках производится по показаниям расходомера. В баке № 2 установлено два датчика сигнализации аварийного остатка — «Остаток топлива 600 литров» и «Расходный бак».
Приборное и кислородное оборудование
На самолёте установлено два приёмника воздушного давления. Один установлен на штанге в передней части радиопрозрачного конуса фюзеляжа и является основным, второй установлен по правому борту и является дополнительным. Основной ПВД выдаёт полное и статическое давление в три статические С1, С2, С3 и динамическую Д линии. Боковой ПВД выдаёт давление в линию статики С2а и С3а и динамическую линию Да. В нормальном режиме все основные анероидно-мембранные приборы запитаны от основного ПВД.
Приборы к кабине самолёта: командно-пилотажный прибор КПП и навигационный НПП, резервный авиагоризонт ДА-200, указатель положения клина воздухозаборника УПК-1М, указатель угла атаки УУА-1, барометрический высотомер ВДИ-ЗОК, указатель перегрузки АМ-10К, указатель высоты и перепада УВПД-200, указатель числа «М» УСМ-1К, указатель оборотов двигателя ИТЭ-2, указатель температуры газов перед турбиной ИТГ-1, указатель топлива РТСТ-50, двустрелочный указатель давления в гидросистеме 2ДИМ-300Т, часы АЧС-1 и др. Приборы, указатели и арматура размещены на приборной доске, левом и правом пульте.
Для обеспечения жизнедеятельности лётчика при выполнении высотных полётов на самолёте установлено шесть баллонов с газообразным медицинским кислородом под давлением 150 кгс/см2. Давление понижается в кислородном редукторе и далее, через объединённый разъём коммуникаций катапультного кресла, подаётся в кислородный прибор (лёгочный автомат). При полётах на высотах до 8 км в кислородную маску или гермошлем подаётся газовая смесь, на высотах больше 8 км поступает чистый кислород.
В случае разгерметизации кабины (на высотах более 12 км) кислород автоматически подаётся в камеры натяжного устройства высотно-компенсирующего костюма лётчика и непрерывным потоком поступает в систему дыхания, величина избыточного давления в которой автоматически регулируется в зависимости от «высоты» в кабине.
В кресле КМ-1М имеется автономная кислородная система с запасом кислорода в 0,825 л при давлении 150 кгс/см2, что обеспечивает безопасное покидание самолёта на больших высотах. При необходимости, запас кислорода в кресле может быть использован в полёте.
- БРЛС «Сапфир-21» (МиГ-23С и МиГ-23МС),
- импульсно-допплеровская РЛС 323-Д «Сапфир-23Д» (МиГ-23М и МиГ-23МФ, дальность обнаружения воздушной цели класса МиГ-21 — 55 км, дальность захвата 35 км)
- РЛС 323-МЛ «Сапфир-23МЛ» (МиГ-23МЛ, дальность обнаружения воздушной цели 85 км, дальность захвата 55 км)
- РЛС Н003 «Аметист» («Сапфир-23МЛА») — самолёт МиГ-23МЛА (литера «А» означает «Аметист»)
- РЛС Н006 «Аметист» («Сапфир-23МП») — МиГ-23МП
- РЛС Н008 «Аметист» («Сапфир-23МЛА-2») — самолёт МиГ-23МЛД
- теплопеленгатор ТП-23, ТП-23-1, ТИ-23М (МиГ-23МЛ, дальность обнаружения воздушной цели в задней полусфере до 35 км) или ТП-26 (60 км);
- станция наведения УР класса воздух — поверхность типа «Дельта-Н» (МиГ-23С) или «Дельта-НГ»;
- система «Лазурь-С» (МиГ-23С), «Лазурь-СМ» (МиГ-23М) или «Лазурь-СМЛ» (МиГ-23МЛ), обеспечивающая автоматическое наведение самолёта с использованием наземной системы управления «Воздух»;
- ИЛС АСП-ПФ (МиГ-23С), АСП-23Л (МиГ-23Л) или АСП-17МЛ (МиГ-23МЛ);
- радиостанция Р-832М или Р-862 (МиГ-23МЛД);
- аварийная радиостанция Р-855УМ;
- навигационная система «Полёт-1Л-23» (МиГ-23С, МиГ-23М) или «Полёт-2Л-23» (МиГ-23МЛ);
- автоматический радиокомпас АРК-10 или АРК-15М;
- маркерный радиоприёмник МРП-56П;
- радиовысотомер РВ-УМ (МиГ-23С) или РВ-4;
- самолётная аппаратура радиотехнической системы ближней навигации РСБН-6С;
- ответчик СО-69;
- система предупреждения и оповещения СЗМ;
- система постановки активных радиолокационных помех «Репер» Н;
- автоматическая система управления САУ-23А (МиГ-23С, МиГ-23М), САУ-23АМ;
- система ограничительных сигналов СОС-3-4 (МиГ-23МЛД).
МиГ-23 поздних серий оснащены кассетами (блоками выброса помех) БВП-50-60.
Самолёты типа МиГ-23 могли применяться как для борьбы с воздушными целями, так и для бомбо-штурмовых ударов по земле, для чего предусматривалось его переоборудование силами инженерно-технического состава, сводившееся в основном к замене внешних держателей наружной подвески (внутреннего грузоотсека на самолёте не предусматривалось). Максимальный вес взятого на борт оружия доходил до двух тонн.
Основным оружием по воздушным целям считались управляемые ракеты Р-24 и Р-60 (всего 4 ракеты).
Самолёт для удара по наземным целям мог взять две управляемые ракеты Х-23М, или 4 бомбы или бомбовые кассеты калибром 100, 250 или 500 кг. В случае установки на самолёт многозамковых балочных держателей МБД2-67У (4 штуки) на самолёт могли подвешиваться бомбы калибром 100 кг, всего 16 штук (по 4 на каждый МБД). Предусматривалась и подвеска блоков неуправляемых ракет УБ-16-57, УБ-32, Б-8М.
На самолёт можно было повесить один или три подвесных бака ПТБ-800. На доработанных самолётах пилон фюзеляжного бака имел дополнительные держатели ИК-ловушек на 16 патронов, применение которых было возможно после сброса бака (помимо двух кассет на 120 патронов на фюзеляже).
В нижней части фюзеляжа, за передней стойкой находилась встроенная двуствольная пушка ГШ-23Л с боезапасом в 200 снарядов.
Всего за время производства было построено более 4000 МиГ-23 различных модификаций, из которых около 3500 находились на вооружении более 70 полков ВВС и ПВО СССР, а также за пределами СССР — в полках, дислоцируемых на территории ГДР, Польши, Венгрии, ЧССР, Монголии, Вьетнама.
Первые поступающие самолёты оказались очень «сырыми» — многие имели усечённый состав оборудования, с ограниченным функционалом, которое к тому же не отличалось надёжностью. Несмотря на хорошую тяговооружённость, самолёт в пилотировании оказался сложным, имел огромное количество ограничений, на определённых режимах сваливался в штопор, из которого выводился плохо. Самолёты с крылом без отклоняемого носка были склонны на посадке к раскачке и сваливанию. Большой проблемой был постоянно трещащий и текущий фюзеляжный бак-отсек. Плохая изоляция закабинного технического отсека способствовала попаданию воды в сложную электронную аппаратуру и регулярным отказам.
Достаточно сказать, что для замены двигателя приходилось разбирать чуть не полсамолёта. Работы по замене выполнял расчёт из пяти человек в течение 3—4 рабочих дней, с привлечением специалистов более узких специальностей.
В дальнейшем ряд недостатков удалось устранить, но всё равно МиГ-23 зарекомендовал себя как очень сложный самолёт как для лётного состава, так и для наземного персонала.
Самолёты МиГ-23 различных модификаций поставлялись ВВС и войскам ПВО СССР, ВВС Алжира, Анголы, Болгарии, Кубы, Чехословакии, Германии, Египта, Ливии, Венгрии, Ирака, Индии, КНДР, Эфиопии, Южного Йемена, Польши, Сирии, Вьетнама.
ВВС Индии получили первый из 70 МиГ-23 в 1981 году, самолёты за 28 лет налетали 154 000 часов и были списаны в 2009[5]. В отдельные годы МиГ-23 имели самый высокий уровень аварийности среди всех самолётов индийских ВВС[6]. За всё время в лётных происшествиях было потеряно около половины от общего числа полученных машин[7].
Серийное производство нового истребителя велось на Московском заводе № 30 «Знамя труда» (в настоящее время производственный комплекс ПК № 2 АО РСК МиГ) и Иркутском авиационном заводе № 39 (сейчас филиал ПАО «Корпорация Иркут»).
Модернизация самолёта была вызвана необходимостью дальнейшего совершенствования бортового радиоэлектронного оборудования и вооружения, а также улучшению манёвренных характеристик самолёта. Модернизация сводилась к устранению многочисленных недостатков ЛТХ, улучшению эксплуатационных параметров, расширению боевых возможностей, в том числе проводились исследования по проектам применения самолёта с палубы перспективного авианосца. Часть парка самолётов была переделана в более совершённые модификации. Также проводились многочисленные доработки стоявших на вооружении машин.
На базе истребителя МиГ-23 был разработан и успешно эксплуатировался ударный вариант — фронтовой истребитель-бомбардировщик МиГ-27.
Из-за требований дальнейшего увеличения манёвренности, вызванных появлением в США истребителей четвёртого поколения, в 1974 году был разработан истребитель МиГ-23МЛ с улучшенной аэродинамикой, более мощным двигателем и самым совершенным на тот момент электронным оборудованием. Самолёт активно поставлялся иностранным заказчикам в различных модификациях и вариантах комплектации. Всего по разным источникам было построено более 5 тысяч самолётов различных модификаций
Название модели (обозначение КБ и шифр промышленности) | Краткие характеристики, отличия. |
---|---|
МиГ-23ПД или МиГ-23УВП, 23-01 | Первый полёт в 1967 году. Опытный самолёт с треугольным крылом. Один маршевый двигатель Р-27Ф-300 и два подъёмных РД-36-35 тягой по 2350 кгс в фюзеляже. Построен один экземпляр. |
МиГ-23, 23-11 | Первый полёт в 1967 году. Опытный самолёт с крылом изменяемой геометрии и двигателем Р-27Ф-300. Всего построено 9 машин (23-11/1 — 23-1/9), а также 1 для статиспытаний. Одна машина оснащалась РЛС «Сапфир-23». |
МиГ-23С, 23-11С, изд. 22 | Первый серийный истребитель типа МиГ-23. Первый полёт 21 мая 1969 года. Оснащался ТРДФ Р-27Ф-300 или Р-27Ф2М-300. Оборудование — РЛС РП-22СМ, прицел АСП-ПФ, навигационная система «Полёт-1Л-23». Вооружение — пушка ГШ-23Л и 4 УР Р-3. Построено ок. 50 машин на заводе № 30. |
МиГ-23УБ, 23-51, изд. 2У | Двухместный учебно-боевой самолёт («спарка»). Первый полёт в 1969 году. Двигатель — Р-27Ф2М-300. Изменения по планеру — крыло 2-й редакции с «клыком»-турбулизатором на передней кромке и смещённым назад на 860 мм килем и стабилизатором. Устанавливалась РЛС РП-22С «Сапфир-21» или весовой балласт. Самолёт строился в Иркутске на заводе № 39 с 1970 по 1977 год, построено 769 самолётов.
Начиная с 1984 года заводом № 39 переоборудован 251 самолёт МиГ-23УБ в модификацию МиГ-23УМ. |
МиГ-23Л, 23-51, изд. 2 | Одноместные фронтовые истребители с планером 23-51. На них ставилась РЛС «Сапфир-23Л» и теплопеленгатор ТП-23. Оснащались двигателями Р-27Ф-300 или Р-27Ф2-300. Строились с 1971 года в Москве на заводе № 30. С 1972 года на самолёты стал устанавливаться прицел АСП-23Л. |
МиГ-23М, 23-11М, изд. 2М | Самолёт с крылом третьей редакции с отклоняемым носком и двигателем Р-27Ф2М-300 (или более мощным Р-29-300 «изделие 55» с тягой 11500 кг). Оборудовался системой командного наведения «Лазурь-СМ», РЛС С-23С (РП-23, позже с РЛС «Сапфир-23Д»), оптическим коллиматорным прицелом АСП-23Д, теплопеленгатором ТП-23, что позволило применять УР средней дальности Р-23Р (радиолокационная полуактивная система наведения) и Р-23Т (ИК самонаведение), а также УР с ИК самонаведением малой дальности К-13М. Серия с 1972 года на заводе № 30 (по 23-ю серию).
На базе изделия «2М» с 1973 года тридцатым заводом строилась экспортная модификация «изделие 2МС» с упрощённым БРЭО (РЛС РП-22 «Сапфир-21»), УР Р-13 и Р-3. С 1974 года по 1976, начиная с самолёта № 2304, на самолёты «изделия 2М» ставились РЛС «Сапфир-23Д-III» и АСП-17. |
МиГ-23МС ,
23-13, фронтовой истребитель (экспортный) |
В 1973 г. завершилось создание первой экспортной модификации "двадцать третьего" - МиГ-23МС. Одноместный фронтовой истребитель с двигателем Р29-300. Экспортный вариант истребителя МиГ-23М с упрощенной системой вооружения "Алмаз-23" (аналогична системе вооружения С-21М самолета МиГ-21бис). Самолет имел упрощенную электронику (в частности, РЛС "Сапфир-21") и вооружение, включавшее лишь УР малой дальности: Р-13М, Р3С и Р-3Р. Вскоре машина была принята на вооружение ВВС Египта,Сирии,Ливии,Алжира,Ирака и ряда других стран-союзников СССР. |
МиГ-23МЛ, 23-12, изд.3 | Разработка — 1974 год. Буква «Л» обозначает «лёгкий» — с самолёта снят четвёртый фюзеляжный бак. Серийное производство на тридцатом заводе с 1976 по 1981 год. Самолёт имел силовую установку с увеличенной тягой (ТРДФ Р35Ф-300, или «изделие 77»). Оборудовался электроникой на новой элементной базе — САУ-23АМ, РП-23МЛ (РЛС «Сапфир-23МЛ», ТП-23М и АСП-23МЛ), навигационной системой «Полёт-2Л-23». УР Р-23, Р-60. |
МиГ 23 МЛА, 23-18, изд. 3 | В серии с 1978 года. Наиболее совершенная модификация в семействе МиГ-23. Самолёт получил доработки аэродинамики, обеспечивающие существенное улучшение манёвренности при минимальной модификации планера, а также систему ограничительной сигнализации СОС-3-4. РЛС «Аметист» (Н008, «Сапфир-23МЛА») способна обнаруживать и сопровождать до шести воздушных целей, в том числе на фоне земли. Для защиты на малых высотах от ПЗРК и УР с ИК системами самонаведения на неподвижных частях крыла установили блоки контейнеров с ИК-ловушками. Вооружение: УР Р-24Р, Р-24Т, а в дальнейшем устанавливались высокоманевренные ракеты ближнего боя Р-73 с ИК-системой самонаведения. В вариант «МЛД» поэтапно переоборудовались самолёты «М» и «МЛ» при плановых ремонтах на АРЗ. |
МиГ-23МЛАЭ, 23-19, изд. 3 | Экспортный, вариант «Б» для «третьих» стран |
МиГ-23МЛАЭ-2, 23-22, изд. 3 | Экспортный, вариант «А» для стран Варшавского договора. Вариант «23-18» без аэродинамических доработок. |
МиГ-23МЛГ, 23-37, изд. 3 | Со станцией постановки радиопомех СПС-141, опытный |
МиГ-23МЛС, 23-47, изд. 3 | Экспортный вариант «23-37», опытный |
МиГ-23МЛДГ, 23-57, изд. 3 | Опытный, с аппаратурой активных помех |
МиГ-23Б, 32-24 | Специализированный истребитель-бомбардировщик с двигателем АЛ-21Ф-3 и прицельно-навигационной системой ПрНК «Сокол-23С», РЛС переднего обзора отсутствует. Разработан в 1970 году, начал серийно строиться в 1971 году на заводе № 30. Построено 24 машины. |
МиГ-23БН, 32-24Б | Дальнейшая модификация истребителя-бомбардировщика с двигателем Р-29Б-300 и прицельно-навигационной системой ПрНК «Сокол-23Н». Разработан в 1973 году, строился серийно до 1985 года. |
МиГ-23БМ, 32-24БМ | Дальнейшая модификация истребителя-бомбардировщика с двигателем АЛ-21Ф-3. С 1975 года МиГ-23БМ стал называться МиГ-27, проект 32-25 |
МиГ-23БК, 32-26 | Истребитель-бомбардировщик c двигателем Р-29Б-300 и новой прицельно-навигационной системой ПрНК-23К, в состав которой входила цифровая электронно-вычислительная машина «Орбита-20-23К» и лазерно-телевизионная прицельная система «Кайра-23». После принятия на вооружение стал именоваться МиГ-27К («изделие 23БК») |
МиГ-23МЛ («РВ») | Летающая лаборатория для испытаний ракет К-27, К-62, К-72 и К-14 (1978 г.) |
МиГ-23БК (ЛЛ-915) | Летающая лаборатория для отработки инерциальной навигационной системы МиГ-29, 1978 г. |
МиГ-23-98-1 | Вариант модернизации (с РЛС «Москит-23», УР РВВ-АЕ, Х-31А) |
МиГ-23-98-2 | Вариант модернизации (с доп. в подвесном контейнере РЛС «Москит-21К», УР РВВ-АЕ, Х-31А) |
МиГ-23-98-3 | Вариант модернизации (с РЛС «Сапфир-23» с каналом радиокоррекции FRC, УР РВВ-АЕ) |
МиГ-23УБ-99 | Вариант модернизации МиГ-23УБ |
МиГ-23УБ (ВКП-5) | Командный пункт для управления мишенями в воздухе. Разработка Казанского ОКБ «Сокол»[8] |