МиГ-23 — разлика између измена
Садржај обрисан Садржај додат
м исправљање правописних и других грешака |
|||
Ред 66:
Од авиона МиГ-21ПФМ је направљен ''авион лабораторија'' за потребе истраживања концепције вертикалног полетања. У његов модификовани труп су уграђена два помоћна мотора »Колесов Д–36–35«, с вертикално усмереним потиском од 2х23 -{kN}-. Ови мотори су радили само у фази полетања и слетања. Тада се њихов потисак сабирао с узгоном авиона, чиме су стварани услови за смањење брзине лета испод минималне [[Аеродинамика|аеродинамичке]] вредности. Ова истраживања су рађена [[1966]]. године, у лету са ''авионом лабораторијом''.
Стечена искуства су преношена на сличан авион [[прототип]], који се развијао паралелно, с фазним помаком од годину дана, а био је намењен отварању пута за усвајање ове концепције у [[стандард]] серијске производње авиона МиГ-23. Овај прототип, демонстратор концепције кратког полетања и слетања, заснивао се на шеми делта крила авиона [[МиГ-21]], с проширеним трупом за смештај помоћних мотора и за уградњу већег главног погонског мотора [[Тумански Р–27–300]], с потиском од 51 / 71,6 -{kN}-. На њему су усисници постављени бочно на трупу, тако да је носни део ослобођен за уградњу [[радар]]а. Помоћни мотори су остали исти, »Колесов Д–36–35«, а били су уграђени вертикално, у односу на уздужну осу трупа, иза кабине пилота. Остављена је могућност њиховог закретања, за 5 степени унапред у односу на вертикалну попречну раван за полетање и за 10 степени уназад за слетање. На овај начин је остварена мала компонента њиховог потиска, која се сабирала с потиском главног мотора у полетању и нешто већа компонента која је кочила авион у слетању. Овај авион прототип је добио ознаку ''Авион 23-01'', а совјетска [[војска]] га је водила као МиГ-23УВП и МиГ-23ПД. Полетео је [[3. април]]а [[1967]]. године. То је било приближно годину дана након полетања ''авиона лабораторије''. ''Авион 23-01'' није био наоружан, али је планирано да буде наоружан у серијској производњи, с топом [[ГШ-23Л]] и две ракете ваздух-ваздух. Приликом испитивања овај авион је показао слабости концепције, исто као и ''авион лабораторија''. Помоћни мотори су за све време лета, између полетања и слетања, били ''мртав'' терет, заузимали су велику запремину трупа, а због њих је и повећан чеони пресек па и отпор целог авиона. На малим брзинама лета је ламинарни слој опструјавања крила и репова био нестабилан, због чега је авион био тешко управљив. Овај концепт развоја авиона Миг-23 је напуштен, али су Совјети искористили прототип ''Авиона 23-01'' у пропагандне сврхе. Промовисали су га на
Тим стручњака КБ Микојана, који је радио на концепцији авиона с променљивом стрелом крила, није имао ништа лакши задатак при тражењу прихватљивог комромиса у решењу. Њихов концепт је аплициран с пројектом, под називом ''Авион 23–11''. Тај концепт је заснован на вишегодишњем истраживању у [[ЦАГИ]]-ју, на примени [[крило|крила]] променљиве стреле. Резултати аеродинамичких истраживања су потврдили да се системи закрилаца и преткрилаца при [[угао|углу]] стреле крила од 10 до 15 степени могу ефикасно користити. У таквој конфигурацији се могу остварити велики коефицијенти узгона, са којима се довољно смањује минимална [[брзина]] лета авиона. На угловима стреле крила од 35 до 45 степени обезбеђене су добре маневарске особине авиона, а на 60 до 70 степени је могућа велика продорност, чак и до хиперсоничних брзина лета. На основу тих резултата компромисно су решаване супротности у законитостима [[аеродинамика|аеродинамике]], на малим, средњим и великим брзинама лета, на пројекту авиона МиГ-23, с променом (адаптацијом) геометрије крила у зависности од [[Махов број|Маховог броја]]. Конструктивно је изабрана промена геометрије, кроз промену угла стреле крила од 16 до 72 степени. Предвиђено је да [[пилот]], у току лета, ручно бира угао стреле крила између предвиђених могућности од 16, 45 или 72 степени.
| |||