Вслед за «аналоговыми» МиГ-23Б и МиГ-23БН, последовал модернизированный истребитель-бомбардировщик со значительно более совершенным цифровым бортом, расширенным составом вооружения и рядом других усовершенствований. Главным конструктором нового самолета, получившего обозначение МиГ-23БМ (изделие «32-25»), остался Г.А. Седов. Его первым заместителем назначили переведенного с МАПО М.Р. Вальденберга (впоследствии - главный конструктор МиГ-29К).
Основной модернизации подверглась прицельная система самолета. Головным разработчиком новой аппаратуры являлось НПО «Электросила». Использование бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) создавало условия для расширения диапазона решаемых боевых задач, организации информационного поля в кабине, автоматизации процессов прицеливания, а также заметного повышения точности применения оружия. Бортовой компьютер позволял совместить решение навигационных и боевых задач, включая стрельбу и бомбометание, а также применение управляемого оружия в рамках интегрированной системы. Она имела индикаторы, визирные и вычислительные устройства, датчики информации, устройства управления и систему управления оружием. Т.е. был сформирован прицельно-навигационный комплекс 1-го поколения, получивший обозначение ПрНК-23. В его состав вошли: цифровая вычислительная машина «Орбита-10», навигационный комплекс КН-23, оптическая визирная головка С-17ВГ, лазерный дальномер «Фон», датчики воздушных параметров.
ПрНК-23 обеспечивал решение 11 задач, в т.ч. полет по заранее запрограммированному маршруту, возврат на аэродром вылета или один из четырех запасных аэродромов, выполнение предпосадочного маневрирования, навигационное бомбометание вне видимости земли и ряд других функций. Архитектура комплекса строилась вокруг ЦВМ, обрабатывавшей текущую информацию и в автоматическом режиме обеспечивавшей непрерывное решение навигационных и прицельных задач. В память компьютера перед полетом вводилось до 43 параметров, включая координаты аэродрома вылета. Задавались маршрут полета с шестью поворотными точками (или целями), данные о метеоусловиях на маршруте, а также баллистические характеристики используемых боеприпасов. В воздухе компьютер реализовывал программу полета, рассчитывая и запоминая параметры пути, счислял и корректировал текущее положение самолета на маршруте, выдавая САУ управляющие команды, а также служил вычислителем прицела. Комплекс навигации КН-23 обеспечивал БЦВМ навигационной информацией, а также выполнял роль резервной навигационной системы на случай отказа компьютера (при этом обеспечивалось и решение задач самолетовождения, правда, в значительно усеченном виде).
Использование ЦВМ позволило упростить прицельное оборудование, обойдясь только визирной головкой С-17ВГ из комплекта прицела АСП-17С. Его собственный вычислитель заменяла более эффективная БЦВМ, рассчитывавшая и управлявшая отклонением подвижной марки при прицеливании, решая и задачи бомбометания с кабрирования. Головка С-17ВГ представляла собой оптико-механический прибор коллиматорного типа, на отражателе которого визировалась цель, а также высвечивалась индикация летчику запрещенной, текущей и эффективной для ведения огня дальности до цели.
В полетах на боевое применение ПрНК-23 обеспечивал решение широкого круга задач, включая прицельное бомбометание с горизонтального полета, пикирования или кабрирования; бомбометание по заранее запрограммированной и невидимой цели; стрельбу из пушек и пуск НАР по наземным и воздушным целям.
Использование ПрНК-23 не только повысило точность атак и расширило диапазон режимов боевого применения, но и упростило работу летчика. Передав часть функций автоматике комплекса, он мог сосредоточиться на пилотировании, поиске целей и боевом маневрировании, то есть непосредственно "боевой" работе. Однако под новое, более громоздкое оборудование пришлось существенно перекомпоновать носовую часть «МиГа», изменив расположение шпангоутов. При этом размещение люков обслуживания радиоэлектронного оборудования удалось сохранить практически прежним.
Наиболее заметным внешним отличием МиГ-23БМ от предшественников из своего семейства стали новые нерегулируемые воздухозаборники, сделанные проще и легче (почти на 300 кг). Они были оптимизированы для дозвуковых скоростей, более характерных для истребителя-бомбардировщика, но сохраняли работоспособность и на «сверхзвуке» (вплоть до М = 1,6-1,7).
Модернизация планера затронула и конструкцию шасси: самолет приобрел новую «посадку» с уменьшенным стояночным углом. Это позволило уменьшить аэродинамическое сопротивление и, как следствие, несколько сократить длину разбега.
Масса пустого МиГ-23БМ по сравнению с МиГ-23Б возросла более чем на полтонны, что потребовало усилить стойки шасси и амортизаторы, а также изменить крепление рычажной подвески стоек. Самолет получил и новые колеса основных опор, ширина которых была увеличена с 290 до 360 мм. Они стали выступать за контуры ниш шасси, что обусловило и некоторое изменение обводов фюзеляжа, получившего характерные выпуклости. Для лучшего охлаждения ступицы колес оснастили электрическими вентиляторами с двумя режимами работы — «зима» и «лето».
Подверглась усовершенствованиям система управления самолетом. САУ-23Б1 получила перекрестные связи в каналах тангажа и крена. Это и внедрение нового автомата загрузки АРЗ-1А 5-й серии позволило улучшить поведение машины на больших углах атаки, а также характеристики демпфирования и сваливания. Ручку управления самолетом оснастили ограничителем хода с толкателем, который препятствовал выводу машины на опасные углы атаки. При энергичном взятии ручки на себя шток толкателя двигал ее вперед, причем скорость его хода зависела от темпа нарастания угла атаки, что устраняло возможность динамического заброса на больший угол.
Принципиальным усовершенствованием истребителя-бомбардировщика стало новое, значительно более мощное артиллерийское вооружение. Вместо довольно слабой 23-мм пушки самолет получил 30-мм шестиствольное орудие большой мощности. Новое орудие установили там же, где на МиГ-23Б и МиГ-23БН размещалась ГШ-23Л. Однако если «двухстволка» располагалась под обтекателем, то новую пушку, имевшую весьма солидные размеры, установили открыто, что обеспечило удобство монтажа и обслуживания, а также хорошее охлаждение блока стволов при стрельбе (естественно, ухудшая при этом аэродинамику). ГШ-23Л комплектовалась сравнительно небольшим патронным ящиком, а размещение боекомплекта новой пушки требовало значительно большего объема. Для этого пришлось упразднить топливный бак № 1. В то же время отказ от системы регулирования водухозаборников и ликвидация системы автоматического управления клиньями УВД-23 позволили увеличить бак №1А, частично компенсировав потери, обусловленные установкой ГШ-6-30А. Следует сказать, что «штурмовой» потенциал МиГ-23БМ мог быть усилен за счет подвески на внешних узлах пушечных контейнеров с подвижными в вертикальной плоскости орудиями ГШ-23.
Боевая нагрузка самолета увеличилась до 4000 кг. Для удобства снаряжения боеприпасами узлы внешней подвески из-под фюзеляжа перенесли под каналы воздухозаборника и оснастили балочными держателями БДЗ-УМК, рассчитанными на бомбы калибром до 500 кг. Еще один такой держатель мог монтироваться вместо центрального подфюзеляжного топливного пилона В результате число точек подвески вооружения возростало до семи. Теперь самолет был способен поднимать в воздух до семи «пятисоток», девять 250-кг бомб или 22 «соток». Для самообороны от истребителей и борьбы с неманевренными самолетами, а также вертолетами противника (начавшими представлять серьезную угрозу для сухопутных войск) «МиГ» получил также ракеты малой дальности Р-ЗС, а в дальнейшем — модифицированные Р-13М.
В арсенале самолета сохранили уже проверенную на МиГ-23БН ракету Х-23 (Х-23М) класса «воздух-поверхность. Модернизации подверглась аппаратура ее управления, переведенная на современную полупроводниковую элементную базу. Антенну станции наведения «Дельта-НМ» расположили в обтекателе на правой кромке неподвижной части крыла, а не под ней, как на МиГ-23Б. Перенос антенны был обусловлен особенностями установки подкрыльевых многозамковых держателей МБДЗ-У2Т-1, при подвеске которых обтекатель старой «Дельты» мешал и его приходилось снимать.
Два первых опытных МиГ-23БМ переоборудовали из МиГ-23Б с двигателями АЛ-21Ф-3. 17 ноября 1972 г. летчик-испытатель Валерий Меницкий поднял в воздух самолет «32-25» (борт 351). Вскоре к нему присоединилась вторая опытная машина, также оснащенная двигателем АЛ-21Ф-3 (борт 52). В испытаниях, помимо В.Е. Меницкого, принимали участие A.B. Федотов, Б.А. Орлов, А.Г Фастовец и другие летчики-испытатели ОКБ Микояна и ЛИИ. В 1973 г. новый истребитель-бомбардировщик передали в серийное производство на Иркутский авиационный завод. Серийные самолеты оснащались двигателем Р29Б- 300. Исключением стали лишь две машины, собранные в комплектации с АЛ-21Ф-3 и предназначенные для сравнительных испытаний.
Выпуск МиГ-23БМ продолжался до 1977 г. В общей сложности было изготовлено 360 истребителей-бомбардировщиков этого типа. Официальное принятие на вооружение этого самолета состоялось в феврале 1975 г. Тогда же ему присвоили новое обозначение МиГ-27.
Первыми строевыми авиачастями, получившими МиГ-27, стали 722-й и 642-й АПИБ, имевшие богатый опыт освоения МиГ- 23Б и МиГ-23БН. Переход на новый истребитель-бомбардировщик проходил без каких-либо серьезных проблем и оказался легче, чем переучивание на МиГ-23БН. В значительной мере этому способствовал опыт, который накопили летчики и техники из Смуравьево и Вознесенска, эксплуатируя предыдущие истребители-бомбардировщики ОКБ Микояна.
МиГ-27 практически сразу получил признание в войсках. Он привлекал летчиков простотой пилотирования, неплохими (для машины такого класса) маневренными качествами, хорошими динамическими характеристиками. Прицельно-навигационный комплекс давал возможность резко поднять боевую эффективность.
Истребитель-бомбардировщик позволял выполнять почти все фигуры простого и сложного пилотажа, причем пилотаж мог выполняться с большинством вариантов подвески. Исключением оставался штопор, запрещенный для строевых летчиков МиГ-27.
В ходе серийного производства в конструкцию истребителя-бомбардировщика был внесен ряд изменений. Пушечная установка, от огня которой часто страдали посадочные фары, с самолета №61912556185 получила ограждение стволов орудия в виде защитного экрана из двух стальных пластин по бокам. В строю ранее выпущенные самолеты подверглись такой доработке согласно бюллетеня. С самолета №61912522041 хвостовые держатели вооружения были оборудованы замками ДЗУ-1А (вместо ДЗУ-1), на которые разрешалась подвеска боеприпасов до 500 кг. С их использованием максимальное число "пятисоток" на МиГ-27 повысилось до восьми, а общая боевая нагрузка, с учетом того, что некоторые бомбы этого калибра имели большую действительную массу и включения в нагрузку самих держателей, составила 4400 кг.
С машины №61912530017 ввели возможность комплексного контроля ПрНК- 23 с помощью переносной системы, подключавшейся к самолету через бортовые разъемы. Датчик углов атаки ДУА-ЗМ, смонтированный на крышке люка радиооборудования по левому борту, доставлял неудобство в эксплуатации и давал неточные показания - при снятии крышки его разъем следовало расконтрить и отстыковать, а сам флажок датчика легко сминался, стоило неудачно положить крышку. ДУА-ЗМ был перенесен на борт фюзеляжа под козырек фонаря, а затем дублирован парным датчиком по правому борту, чтобы система использовала осредненное (для уменьшения погрешности) значение параметра.
По ходу серийного выпуска МиГ-27 блоки ПрНК постоянно подвергались доработке, что позволяло постепенно расширять возможности комплекса. К примеру, самолеты, оборудованные блоками прицельно-навигационного комплекса 4-го этапа, помимо прочего, дополнительно обеспечивали вылет как со своего аэродрома, так и с любого из запрограммированных без повторного ввода координат своего аэродрома.
Эксплуатация МиГ-27 подтвердила его достоинства, одновременно выявив ряд особенностей. Изменились разгонные и скоростные характеристики, выход на сверхзвук требовал скорректированного увеличения оборотов двигателя и уборки крыла, на посадке следовало тщательно следить за движением РУД, не допуская резкой уборки оборотов и просадки потяжелевшей машины. При разгоне в кабине начинался гул и ощущалась дрожь от потока в нерегулируемых воздухозаборниках, заставляя внимательно контролировать работу силовой установки.
Массовое поступление самолета в ВВС потребовало более серьезно заняться изучением штопорных характеристик МиГа и связанных с этим особенностей двигателя. Стоило самолету перейти в скольжение, чтобы начался срыв потока в воздухозаборниках, за которым следовал их помпаж и, тут же, помпаж двигателя. Помпаж носил лавинообразный характер и развивался настолько стремительно, что температура газов скачком за секунду возрастала на 150-200°, грозя прогаром турбины. Чтобы не сжечь двигатель, его требовалось мгновенно выключать. Однако строевые летчики не успевали справляться с ситуацией (случай сам по себе являлся нештатным). В качестве конструктивной меры, помимо ав¬оматики отсечки топлива АОТ, двигатель был оснащен противопомпажной системой СПП для защиты от перегрева, ограничивавшей подачу топлива в критической ситуации. На небольшой высоте выключение двигателя было опасным — могло не хватить времени для повторного запуска.
На сверхзвуке при приборной скорости выше 1250 км/ч срыв воздушного потока приводил к несимметричному помпажу воздухозаборника и затягиванию в скольжение с еще большими углами. Самолет переходил в стремительное инерционное вращение, раскручиваясь вокруг поперечной оси с нарастающей перегрузкой и делая полный оборот всего за секунду. Режим был настолько жестким, что трескались стенки каналов, вылетали створки, ломался подфюзеляжный гребень и деформировались воздухозаборники. Имели место и случаи разрушения самолета. Чтобы удержать самолет на сверхзвуке от попадания в зону критических скоростей с пониженным запасом устойчивости, РУД пришлось оборудовать специальным запирающим клапаном, который не давал при скорости М=1,7 убрать обороты и оказаться в опасной области. Чтобы погасить скорость, следовало вначале выпустить крыло, и только после торможения двигатель позволял увести обороты с "максимала".
В отношении штопорных характеристик большой объем испытаний и доводок машины долгое время оставлял эту задачу второстепенной. Программа работ по штопорным свойствам МиГ-23 была начата в 1973 году и совпала с испытаниями МиГ-23БМ. Проблема требовала разрешения - если большинство машин, включая Су-7Б и МиГ-21, разрешалось пилотировать но грани сваливания, о близости которого те предупреждали тряской и легко возвращались на нормальные режимы, то МиГ-23 сваливался практически мгновенно, причем полет со скольжением и срыв сопровождались отказом силовой установки. По данным ОКБ, из-за утраты устойчивости и управляемости на больших углах были потеряны более полусотни МиГов.
Как и "двадцать третий", МиГ-27 проявил себя специфичной в этом отношении машиной. Штопор на МиГ-27 был рискованным режимом, самолет легко переходил из неустойчивого вращения в плоский штопор (причем очень энергичный и с большими перегрузками) и аэроинерционное вращение с большой потерей высоты. Если при стреловидности 16° самолет сваливался плавно, предупреждая об уменьшении скорости легкой тряской, то при основных полетных режимах со сложенным крылом в 45° и 72° МиГ-27 с выходом на критические углы атаки валился безо всякого предупреждения, реагируя на перетянутую ручку энергичным быстрым переходом во вращение, оставляя летчику не больше 1-2 секунд, чтобы избежать штопора. Объем испытаний потребовал значительного времени, и они были завершены только к 1980 году.С учетом опасности штопора эксплуатационные ограничения были назначены с изрядным запасом: если при прямом крыле сваливание грозило при выходе на углы 26-28°, то предельно допустимый угол составлял в полтора раза меньше - 16° (по совпадению, равняясь стреловидности крыла); при сложенном крыле и стреловидности 45° и 72°, когда возрастал запас продольной устойчивости по перегрузке, предельно допустимый угол атаки равнялся 22° (сваливание наступало при 28-32°). При грамотном пилотировании без выхода на ограничения, как гласило заключение испытателей, самолет "обладает удовлетворительными характеристиками устойчивости и управляемости во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета".
Для предупреждения летчика о близости опасных режимов был введен целый ряд конструктивных мер. В кабине на самом видном месте находился указатель угла атаки УУА-1А с крупной хорошо читаемой шкалой. Еще один сигнализатор предельно допустимых углов СУА-1 сообщал об опасности более броско - вспыхивающей лампой. Тряску на ручке, сопутствующую близости сваливания и привычную по другим машинам, имитировало устройство рычажно-импульсной сигнализации РИС.
Источник:
- Авиация и Время №5 2009 г.
- Авиация и Космонавтика №12 2003 г.
Основной модернизации подверглась прицельная система самолета. Головным разработчиком новой аппаратуры являлось НПО «Электросила». Использование бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) создавало условия для расширения диапазона решаемых боевых задач, организации информационного поля в кабине, автоматизации процессов прицеливания, а также заметного повышения точности применения оружия. Бортовой компьютер позволял совместить решение навигационных и боевых задач, включая стрельбу и бомбометание, а также применение управляемого оружия в рамках интегрированной системы. Она имела индикаторы, визирные и вычислительные устройства, датчики информации, устройства управления и систему управления оружием. Т.е. был сформирован прицельно-навигационный комплекс 1-го поколения, получивший обозначение ПрНК-23. В его состав вошли: цифровая вычислительная машина «Орбита-10», навигационный комплекс КН-23, оптическая визирная головка С-17ВГ, лазерный дальномер «Фон», датчики воздушных параметров.
ПрНК-23 обеспечивал решение 11 задач, в т.ч. полет по заранее запрограммированному маршруту, возврат на аэродром вылета или один из четырех запасных аэродромов, выполнение предпосадочного маневрирования, навигационное бомбометание вне видимости земли и ряд других функций. Архитектура комплекса строилась вокруг ЦВМ, обрабатывавшей текущую информацию и в автоматическом режиме обеспечивавшей непрерывное решение навигационных и прицельных задач. В память компьютера перед полетом вводилось до 43 параметров, включая координаты аэродрома вылета. Задавались маршрут полета с шестью поворотными точками (или целями), данные о метеоусловиях на маршруте, а также баллистические характеристики используемых боеприпасов. В воздухе компьютер реализовывал программу полета, рассчитывая и запоминая параметры пути, счислял и корректировал текущее положение самолета на маршруте, выдавая САУ управляющие команды, а также служил вычислителем прицела. Комплекс навигации КН-23 обеспечивал БЦВМ навигационной информацией, а также выполнял роль резервной навигационной системы на случай отказа компьютера (при этом обеспечивалось и решение задач самолетовождения, правда, в значительно усеченном виде).
Использование ЦВМ позволило упростить прицельное оборудование, обойдясь только визирной головкой С-17ВГ из комплекта прицела АСП-17С. Его собственный вычислитель заменяла более эффективная БЦВМ, рассчитывавшая и управлявшая отклонением подвижной марки при прицеливании, решая и задачи бомбометания с кабрирования. Головка С-17ВГ представляла собой оптико-механический прибор коллиматорного типа, на отражателе которого визировалась цель, а также высвечивалась индикация летчику запрещенной, текущей и эффективной для ведения огня дальности до цели.
В полетах на боевое применение ПрНК-23 обеспечивал решение широкого круга задач, включая прицельное бомбометание с горизонтального полета, пикирования или кабрирования; бомбометание по заранее запрограммированной и невидимой цели; стрельбу из пушек и пуск НАР по наземным и воздушным целям.
Использование ПрНК-23 не только повысило точность атак и расширило диапазон режимов боевого применения, но и упростило работу летчика. Передав часть функций автоматике комплекса, он мог сосредоточиться на пилотировании, поиске целей и боевом маневрировании, то есть непосредственно "боевой" работе. Однако под новое, более громоздкое оборудование пришлось существенно перекомпоновать носовую часть «МиГа», изменив расположение шпангоутов. При этом размещение люков обслуживания радиоэлектронного оборудования удалось сохранить практически прежним.
Наиболее заметным внешним отличием МиГ-23БМ от предшественников из своего семейства стали новые нерегулируемые воздухозаборники, сделанные проще и легче (почти на 300 кг). Они были оптимизированы для дозвуковых скоростей, более характерных для истребителя-бомбардировщика, но сохраняли работоспособность и на «сверхзвуке» (вплоть до М = 1,6-1,7).
Модернизация планера затронула и конструкцию шасси: самолет приобрел новую «посадку» с уменьшенным стояночным углом. Это позволило уменьшить аэродинамическое сопротивление и, как следствие, несколько сократить длину разбега.
Масса пустого МиГ-23БМ по сравнению с МиГ-23Б возросла более чем на полтонны, что потребовало усилить стойки шасси и амортизаторы, а также изменить крепление рычажной подвески стоек. Самолет получил и новые колеса основных опор, ширина которых была увеличена с 290 до 360 мм. Они стали выступать за контуры ниш шасси, что обусловило и некоторое изменение обводов фюзеляжа, получившего характерные выпуклости. Для лучшего охлаждения ступицы колес оснастили электрическими вентиляторами с двумя режимами работы — «зима» и «лето».
Подверглась усовершенствованиям система управления самолетом. САУ-23Б1 получила перекрестные связи в каналах тангажа и крена. Это и внедрение нового автомата загрузки АРЗ-1А 5-й серии позволило улучшить поведение машины на больших углах атаки, а также характеристики демпфирования и сваливания. Ручку управления самолетом оснастили ограничителем хода с толкателем, который препятствовал выводу машины на опасные углы атаки. При энергичном взятии ручки на себя шток толкателя двигал ее вперед, причем скорость его хода зависела от темпа нарастания угла атаки, что устраняло возможность динамического заброса на больший угол.
Принципиальным усовершенствованием истребителя-бомбардировщика стало новое, значительно более мощное артиллерийское вооружение. Вместо довольно слабой 23-мм пушки самолет получил 30-мм шестиствольное орудие большой мощности. Новое орудие установили там же, где на МиГ-23Б и МиГ-23БН размещалась ГШ-23Л. Однако если «двухстволка» располагалась под обтекателем, то новую пушку, имевшую весьма солидные размеры, установили открыто, что обеспечило удобство монтажа и обслуживания, а также хорошее охлаждение блока стволов при стрельбе (естественно, ухудшая при этом аэродинамику). ГШ-23Л комплектовалась сравнительно небольшим патронным ящиком, а размещение боекомплекта новой пушки требовало значительно большего объема. Для этого пришлось упразднить топливный бак № 1. В то же время отказ от системы регулирования водухозаборников и ликвидация системы автоматического управления клиньями УВД-23 позволили увеличить бак №1А, частично компенсировав потери, обусловленные установкой ГШ-6-30А. Следует сказать, что «штурмовой» потенциал МиГ-23БМ мог быть усилен за счет подвески на внешних узлах пушечных контейнеров с подвижными в вертикальной плоскости орудиями ГШ-23.
Боевая нагрузка самолета увеличилась до 4000 кг. Для удобства снаряжения боеприпасами узлы внешней подвески из-под фюзеляжа перенесли под каналы воздухозаборника и оснастили балочными держателями БДЗ-УМК, рассчитанными на бомбы калибром до 500 кг. Еще один такой держатель мог монтироваться вместо центрального подфюзеляжного топливного пилона В результате число точек подвески вооружения возростало до семи. Теперь самолет был способен поднимать в воздух до семи «пятисоток», девять 250-кг бомб или 22 «соток». Для самообороны от истребителей и борьбы с неманевренными самолетами, а также вертолетами противника (начавшими представлять серьезную угрозу для сухопутных войск) «МиГ» получил также ракеты малой дальности Р-ЗС, а в дальнейшем — модифицированные Р-13М.
В арсенале самолета сохранили уже проверенную на МиГ-23БН ракету Х-23 (Х-23М) класса «воздух-поверхность. Модернизации подверглась аппаратура ее управления, переведенная на современную полупроводниковую элементную базу. Антенну станции наведения «Дельта-НМ» расположили в обтекателе на правой кромке неподвижной части крыла, а не под ней, как на МиГ-23Б. Перенос антенны был обусловлен особенностями установки подкрыльевых многозамковых держателей МБДЗ-У2Т-1, при подвеске которых обтекатель старой «Дельты» мешал и его приходилось снимать.
Два первых опытных МиГ-23БМ переоборудовали из МиГ-23Б с двигателями АЛ-21Ф-3. 17 ноября 1972 г. летчик-испытатель Валерий Меницкий поднял в воздух самолет «32-25» (борт 351). Вскоре к нему присоединилась вторая опытная машина, также оснащенная двигателем АЛ-21Ф-3 (борт 52). В испытаниях, помимо В.Е. Меницкого, принимали участие A.B. Федотов, Б.А. Орлов, А.Г Фастовец и другие летчики-испытатели ОКБ Микояна и ЛИИ. В 1973 г. новый истребитель-бомбардировщик передали в серийное производство на Иркутский авиационный завод. Серийные самолеты оснащались двигателем Р29Б- 300. Исключением стали лишь две машины, собранные в комплектации с АЛ-21Ф-3 и предназначенные для сравнительных испытаний.
Выпуск МиГ-23БМ продолжался до 1977 г. В общей сложности было изготовлено 360 истребителей-бомбардировщиков этого типа. Официальное принятие на вооружение этого самолета состоялось в феврале 1975 г. Тогда же ему присвоили новое обозначение МиГ-27.
Первыми строевыми авиачастями, получившими МиГ-27, стали 722-й и 642-й АПИБ, имевшие богатый опыт освоения МиГ- 23Б и МиГ-23БН. Переход на новый истребитель-бомбардировщик проходил без каких-либо серьезных проблем и оказался легче, чем переучивание на МиГ-23БН. В значительной мере этому способствовал опыт, который накопили летчики и техники из Смуравьево и Вознесенска, эксплуатируя предыдущие истребители-бомбардировщики ОКБ Микояна.
МиГ-27 практически сразу получил признание в войсках. Он привлекал летчиков простотой пилотирования, неплохими (для машины такого класса) маневренными качествами, хорошими динамическими характеристиками. Прицельно-навигационный комплекс давал возможность резко поднять боевую эффективность.
Истребитель-бомбардировщик позволял выполнять почти все фигуры простого и сложного пилотажа, причем пилотаж мог выполняться с большинством вариантов подвески. Исключением оставался штопор, запрещенный для строевых летчиков МиГ-27.
В ходе серийного производства в конструкцию истребителя-бомбардировщика был внесен ряд изменений. Пушечная установка, от огня которой часто страдали посадочные фары, с самолета №61912556185 получила ограждение стволов орудия в виде защитного экрана из двух стальных пластин по бокам. В строю ранее выпущенные самолеты подверглись такой доработке согласно бюллетеня. С самолета №61912522041 хвостовые держатели вооружения были оборудованы замками ДЗУ-1А (вместо ДЗУ-1), на которые разрешалась подвеска боеприпасов до 500 кг. С их использованием максимальное число "пятисоток" на МиГ-27 повысилось до восьми, а общая боевая нагрузка, с учетом того, что некоторые бомбы этого калибра имели большую действительную массу и включения в нагрузку самих держателей, составила 4400 кг.
С машины №61912530017 ввели возможность комплексного контроля ПрНК- 23 с помощью переносной системы, подключавшейся к самолету через бортовые разъемы. Датчик углов атаки ДУА-ЗМ, смонтированный на крышке люка радиооборудования по левому борту, доставлял неудобство в эксплуатации и давал неточные показания - при снятии крышки его разъем следовало расконтрить и отстыковать, а сам флажок датчика легко сминался, стоило неудачно положить крышку. ДУА-ЗМ был перенесен на борт фюзеляжа под козырек фонаря, а затем дублирован парным датчиком по правому борту, чтобы система использовала осредненное (для уменьшения погрешности) значение параметра.
По ходу серийного выпуска МиГ-27 блоки ПрНК постоянно подвергались доработке, что позволяло постепенно расширять возможности комплекса. К примеру, самолеты, оборудованные блоками прицельно-навигационного комплекса 4-го этапа, помимо прочего, дополнительно обеспечивали вылет как со своего аэродрома, так и с любого из запрограммированных без повторного ввода координат своего аэродрома.
Эксплуатация МиГ-27 подтвердила его достоинства, одновременно выявив ряд особенностей. Изменились разгонные и скоростные характеристики, выход на сверхзвук требовал скорректированного увеличения оборотов двигателя и уборки крыла, на посадке следовало тщательно следить за движением РУД, не допуская резкой уборки оборотов и просадки потяжелевшей машины. При разгоне в кабине начинался гул и ощущалась дрожь от потока в нерегулируемых воздухозаборниках, заставляя внимательно контролировать работу силовой установки.
Массовое поступление самолета в ВВС потребовало более серьезно заняться изучением штопорных характеристик МиГа и связанных с этим особенностей двигателя. Стоило самолету перейти в скольжение, чтобы начался срыв потока в воздухозаборниках, за которым следовал их помпаж и, тут же, помпаж двигателя. Помпаж носил лавинообразный характер и развивался настолько стремительно, что температура газов скачком за секунду возрастала на 150-200°, грозя прогаром турбины. Чтобы не сжечь двигатель, его требовалось мгновенно выключать. Однако строевые летчики не успевали справляться с ситуацией (случай сам по себе являлся нештатным). В качестве конструктивной меры, помимо ав¬оматики отсечки топлива АОТ, двигатель был оснащен противопомпажной системой СПП для защиты от перегрева, ограничивавшей подачу топлива в критической ситуации. На небольшой высоте выключение двигателя было опасным — могло не хватить времени для повторного запуска.
На сверхзвуке при приборной скорости выше 1250 км/ч срыв воздушного потока приводил к несимметричному помпажу воздухозаборника и затягиванию в скольжение с еще большими углами. Самолет переходил в стремительное инерционное вращение, раскручиваясь вокруг поперечной оси с нарастающей перегрузкой и делая полный оборот всего за секунду. Режим был настолько жестким, что трескались стенки каналов, вылетали створки, ломался подфюзеляжный гребень и деформировались воздухозаборники. Имели место и случаи разрушения самолета. Чтобы удержать самолет на сверхзвуке от попадания в зону критических скоростей с пониженным запасом устойчивости, РУД пришлось оборудовать специальным запирающим клапаном, который не давал при скорости М=1,7 убрать обороты и оказаться в опасной области. Чтобы погасить скорость, следовало вначале выпустить крыло, и только после торможения двигатель позволял увести обороты с "максимала".
В отношении штопорных характеристик большой объем испытаний и доводок машины долгое время оставлял эту задачу второстепенной. Программа работ по штопорным свойствам МиГ-23 была начата в 1973 году и совпала с испытаниями МиГ-23БМ. Проблема требовала разрешения - если большинство машин, включая Су-7Б и МиГ-21, разрешалось пилотировать но грани сваливания, о близости которого те предупреждали тряской и легко возвращались на нормальные режимы, то МиГ-23 сваливался практически мгновенно, причем полет со скольжением и срыв сопровождались отказом силовой установки. По данным ОКБ, из-за утраты устойчивости и управляемости на больших углах были потеряны более полусотни МиГов.
Как и "двадцать третий", МиГ-27 проявил себя специфичной в этом отношении машиной. Штопор на МиГ-27 был рискованным режимом, самолет легко переходил из неустойчивого вращения в плоский штопор (причем очень энергичный и с большими перегрузками) и аэроинерционное вращение с большой потерей высоты. Если при стреловидности 16° самолет сваливался плавно, предупреждая об уменьшении скорости легкой тряской, то при основных полетных режимах со сложенным крылом в 45° и 72° МиГ-27 с выходом на критические углы атаки валился безо всякого предупреждения, реагируя на перетянутую ручку энергичным быстрым переходом во вращение, оставляя летчику не больше 1-2 секунд, чтобы избежать штопора. Объем испытаний потребовал значительного времени, и они были завершены только к 1980 году.С учетом опасности штопора эксплуатационные ограничения были назначены с изрядным запасом: если при прямом крыле сваливание грозило при выходе на углы 26-28°, то предельно допустимый угол составлял в полтора раза меньше - 16° (по совпадению, равняясь стреловидности крыла); при сложенном крыле и стреловидности 45° и 72°, когда возрастал запас продольной устойчивости по перегрузке, предельно допустимый угол атаки равнялся 22° (сваливание наступало при 28-32°). При грамотном пилотировании без выхода на ограничения, как гласило заключение испытателей, самолет "обладает удовлетворительными характеристиками устойчивости и управляемости во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета".
Для предупреждения летчика о близости опасных режимов был введен целый ряд конструктивных мер. В кабине на самом видном месте находился указатель угла атаки УУА-1А с крупной хорошо читаемой шкалой. Еще один сигнализатор предельно допустимых углов СУА-1 сообщал об опасности более броско - вспыхивающей лампой. Тряску на ручке, сопутствующую близости сваливания и привычную по другим машинам, имитировало устройство рычажно-импульсной сигнализации РИС.
Источник:
- Авиация и Время №5 2009 г.
- Авиация и Космонавтика №12 2003 г.
