Art Model AM 7208 Mikojan-Guriewicz MiG-23PD, radziecki eksperymentalny myśliwiec STOL

Mikojan-Guriewicz MiG-23PD, radziecki eksperymentalny myśliwiec STOL

Na początku grudnia 1963 roku władze radzieckie wydały formalną decyzję nakazującą rozpoczęcie prac nad nową generacją myśliwca frontowego. Założenia taktyczno-techniczne sformułowane przez dowództwo lotnictwa wojskowego kładły nacisk na zdolność maszyny do operowania z lotnisk polowych, nawierzchni prowizorycznych oraz pasów startowych uszkodzonych w toku działań bojowych, czyniąc ze skróconego startu i lądowania wymóg priorytetowy. W odpowiedzi na te wytyczne biuro konstrukcyjne Mikojan-Guriewicz podjęło równolegle dwa kierunki badań: projekt 23-11 ze zmienną geometrią skrzydeł oraz koncepcję napędu mieszanego z pomocniczymi silnikami nośnymi.

W celu praktycznego przetestowania układu z silnikami dźwigającymi przebudowano seryjny myśliwiec MiG-21S na latające laboratorium. W kadłubie za kabiną pilota wstawiono dodatkową sekcję o długości 90 cm, w której zamontowano pionowo dwa silniki odrzutowe ciągu nośnego. Doświadczalny płatowiec otrzymał oznaczenie fabryczne „Wyrób 23-31” (znany również pod symbolem Je-7PD); jego oblot nastąpił 16 czerwca 1966 roku.

Równolegle z badaniami na latającym laboratorium w marcu 1966 roku rozpoczęto budowę właściwego prototypu myśliwca, oznaczonego jako 23-01 (numer burtowy 23), która trwała osiem miesięcy. W przeciwieństwie do zmodyfikowanego MiG-21 była to całkowicie nowa konstrukcja z półkolistymi chwytami powietrza umieszczonymi po bokach kadłuba, co pozwoliło wygospodarować przestrzeń w części dziobowej pod montaż stacji radiolokacyjnej dużej mocy. Geometria skrzydeł oraz usterzenia wywodziła się bezpośrednio ze schematu MiG-21: zachowano średniopłat w układzie delta o skosie krawędzi natarcia 57°, powiększając jednak powierzchnię nośną o 73,6% – do 40 m².

Układ napędowy płatowca tworzyła konfiguracja kombinowana. Za ciąg marszowy odpowiadał jednoprzepływowy silnik turboodrzutowy z dopalaniem Tumanski R-27F-300, opracowany w biurze OKB-300, osiągający ciąg 5 200 kG bez dopalania oraz 7 800 kG na dopalaniu. Ciąg nośny zapewniały dwa silniki odrzutowe Kolesow RD-36-35 o ciągu po 2 350 kG każdy, umieszczone pionowo w centralnej części kadłuba za kabiną pilota, w rejonie środka ciężkości. Powietrze doprowadzano przez żaluzjowy chwyt na grzbiecie kadłuba, natomiast gazy wylotowe wyprowadzano przez przestawne żaluzje denne, które mogły odchylać wektor ciągu ku tyłowi w celu wsparcia rozpędzania na drodze startowej. Silniki nośne uruchamiano wyłącznie podczas fazy startu i lądowania. W celu dodatkowego skrócenia rozbiegu powietrze o wysokim ciśnieniu, upuszczane z ostatniego stopnia sprężarki silnika marszowego, kierowano nad klapy dla zdmuchiwania warstwy przyściennej; współdziałanie ciągu nośnego i instalacji nadmuchu na klapy pozwoliło ograniczyć długość rozbiegu do 180–200 metrów.

Prototyp 23-01 po raz pierwszy wzbił się w powietrze 3 kwietnia 1967 roku, pilotowany przez pilota doświadczalnego Piotra Ostapienkę. Dnia 9 lipca tego samego roku samolot zademonstrował swoje właściwości skróconego startu i lądowania przed publicznością na paradzie lotniczej w Domodiedowie. Choć założenia projektowe przewidywały montaż stałego uzbrojenia strzeleckiego oraz pocisków rakietowych powietrze-powietrze, samolot doświadczalny latał bez uzbrojenia, mieszcząc w dziobie aparaturę telemetryczną i pomiarową zamiast docelowego kompleksu celowniczego.

Próby w locie, prowadzone do jesieni 1967 roku, potwierdziły operacyjne ograniczenia takiego układu: silniki nośne zajmowały krytyczną przestrzeń wewnątrz kadłuba, znacząco zmniejszały zapas paliwa oraz masę przenoszonego uzbrojenia, a podczas lotu przelotowego stanowiły bezużyteczny balast. W związku z tym program 23-01 został definitywnie zarzucony, a całość sił i środków skoncentrowano na myśliwcu ze zmienną geometrią skrzydeł Mikojan-Guriewicz MiG-23-11.

Dane taktyczno-techniczne Mikojan-Guriewicz MiG-23PD

• Długość – 16,80 m
• Rozpiętość skrzydeł – 7,72 m
• Powierzchnia nośna – 40 m²
• Maksymalna masa startowa – 18 500 kg
• Jednostka napędowa – 1 × silnik turboodrzutowy z dopalaniem Tumanski R-27F-300 (7 800 kG z dopalaniem) i 2 × pomocnicze silniki nośne Kolesow RD-36-35 (po 2 350 kG każdy)
• Prędkość maksymalna – 1 600 km/h
• Pułap praktyczny – 20 300 m
• Załoga – 1
• Uzbrojenie przewidywane – 1 × działko lotnicze kal. 23 mm GSz-23, 2 × kierowane pociski rakietowe powietrze-powietrze średniego zasięgu K-23 (1 × K-23R naprowadzany półaktywnie radiolokacyjnie i 1 × K-23T naprowadzany na podczerwień)