сроков, определяющих представление самолета на совместные государственные летные испытания в конце 1965 г.
Первоначальная задержка в значительной мере определялась сложностью и новизной поставленных задач. Помимо применения новых ракет К-23 и радиолокатора «Сапфир-23И» в сравнении с МиГ-21 предусматривалось увеличить на 17–25 % максимальную скорость и дальность полета самолета. С учетом угрозы массового применения ядерного оружия неприемлемой представлялась и сложившаяся с переходом на реактивную авиацию практика базирования на стационарных аэродромах с многокилометровыми бетонированными взлетно-посадочными полосами. Для нового МиГа предполагалось сокращение взлетно- посадочной дистанции до 600–800 м с возможностью обеспечения еще меньшей величины — 200–300 м — за счет применения на самолете дополнительных подъемных двигателей.
Последнее требование привело к необходимости существенного пересмотра технического облика МиГ-23. Соответствующая корректировка требований к самолету была отражена в постановлении от 30 апреля 1965 г., предусматривающем переход от установленного еще на Е-8 двигателя Р-21 с тягой 7,5 т к комбинированной двигательной установке, которая должна была включать один основной двигатель Р-27 тягой 8,5 т и два подъемных РД-36-41 тягой по 2,5 т. Правительственный документ отодвигал срок завершения разработки на 1,5 года, что более или менее отвечало реальному положению дел в авиапромышленности. Прототип самолета № 23–01 с комбинированной двигательной установкой был готов в 1 966 г., а с 4 апреля следующего года начались его испытания, но к тому времени они уже носили характер факультативных исследований экспериментальной машины оригинальной схемы.
Тем временем залетал Р-111. Вскоре его представили на салоне в Ле-Бурже, что позволило микояновцам получить о нем достоверную информацию, необходимую для проектного анализа и конструкторских проработок варианта МиГ-23, выполненного по аналогичной схеме с крылом изменяемой геометрии. Ведь вариант с комбинированной двигательной установкой имел органический недостаток: взлетев с короткой полосы, в случае вполне вероятного отказа хотя бы одного из трех двигателей самолет уже не мог на нее сесть.
Срочно построенный вариант МиГ-23 с крылом изменяемой геометрии (№ 23–11) совершил свой первый полет всего на 2 месяца и неделю позже № 23–01. Не прошло и месяца, как оба варианта МиГ-23 приняли участие в воздушном параде в Домодедово — мероприятии, сроки и программа которого были определены еще в начале года и, вопреки последующим россказням политработников и сочинениям отдельных историков авиации, не имели никакого отношения к реакции партии и правительства на очередной арабский погром, учиненный израильтянами за шесть дней в начале июня.
На данном этапе конструкторы, рабочие и летчики оказались проворнее организаторов: очередное постановление от 17 ноября 1967 г., определившее требования к самолету в соответствии с его фактическим техническим обликом (истребитель с крылом изменяемой геометрии), было принято вдогонку реальному развитию событий, после того как первый прототип с таким крылом (23–11) уже совершил около полусотни полетов, а вторая машина была почти подготовлена к первому вылету.
Основные этапы непростого процесса разработки МиГ-23 нашли отражение и в ходе создания его ракетного вооружения. Как уже отмечалось, специально для МиГ-23 готовилось и управляемое вооружение класса «воздух-воздух» — ракеты К-23, создание которых поручили коллективу завода № 134. Руководил проектированием заместитель главного конструктора В.А. Пустовойтов. Следует отметить, что предварительные проработки по ракете под наименованием К-23 велись еще в 1961 г. параллельно с подготовкой самолета Е-8.
Первоначально заданные постановлением 1963 г. значения основных характеристик ракеты, в частности, максимальная дальность 16–18 км, допустимое превышение цели до 4 км и вес ракеты 150 кг, определились исходя из возможности размещения на МиГ-23 до четырех новых ракет, с оглядкой на показатели ракет «Сперроу», являвшихся основным вооружением «Фантома».
Однако технический облик нового советского «изделия» существенно отличался от американского аналога — выполненной по схеме с поворотным крылом ракеты с полуактивной радиолокационной ГСН. Разработку К-23 предусматривалось вести применительно к двум типам ГСН — радиолокационной и комбинированной (теплорадиолокационной). Последний вариант должен был обеспечить высокую помехоустойчивость и возможность применения на малых высотах — 200 м против 1000 м у «радийного» варианта, но отличался большой сложностью как в проектировании, так и в отработке. Поэтому для К-23 с комбинированной ГСН допускалось снижение максимальной дальности пуска на 2 км, а ее представление на совместные испытания предусматривалось в более поздние сроки — в середине 1966 г.
Создание радиолокационной ГСН и радиоканала для комбинированной ГСН поручалось НИИ-339, который разрабатывал также и бортовую РЛС «Сапфир-23» для МиГ-23. Главным конструктором РЛС «Сапфир-23» определили Г.М. Кунявского, ГСН «Топаз» (ГСН-23) — Е.Н. Геништу, заместителем главного конструктора ГСН — В.В. Чуброва.
Головным разработчиком комбинированной ГСН и ее теплового канала назначили ЦКБ-589, радиоканала — НИИ-339. В ходе проектирования выявилась чрезмерная сложность комбинированной ГСН. В те же годы аналогичная ГСН разрабатывалась и для ракет семейства К-13. На замедлении работ в этом направлении сказалась и болезнь основного его идеолога М.И. Штейнера, получившего ранний инфаркт. Еще ранее для подстраховки ЦКБ-589 поручили подготовить и традиционную тепловую ГСН.
Боевая часть ракеты создавалась ГСКБ-47, двигатель — КБ-2 завода № 81, твердотопливный заряд- НИИ-130.
Вначале ракета рассматривалась как развитие схемы К-13А с применением роллеронов для ограничения угловой скорости проворота по крену. Уже в 1964 г. провели продувки этого варианта в аэродинамических трубах. В следующем году изготовили программные ракеты с использованием элементов штатных К-13. Но вскоре первоначальный технический облик ракеты пришлось пересмотреть самым радикальным образом.
Полуактивная радиолокационная ГСН РГС-23 должна была принимать сигнал, отраженный от цели, облученной бортовой РЛС истребителя «Сапфир-23». Технический облик этой РЛС начал формироваться еще до принятия постановления 1963 г. На стадии эскизного проекта изучались как импульсная РЛС «Сапфир-23И», которая по основным решениям соответствовала испытывавшейся на МиГ-21 РЛС «Сапфир- 21», так и принципиально новая РЛС «Сапфир-23Н» с квазинепрерывным режимом излучения. С переходом на стадию опытно-конструкторской разработки в 1963 г. предпочтение отдали менее сложной РЛС «Сапфир-23И».
Однако с внедрением в войска СССР зенитных ракетных комплексов истребители-бомбардировщики стран НАТО перешли к действиям на предельно малых высотах. Для фронтового перехватчика особую значимость приобрела задача обнаружения целей на фоне земли. Постановлением 1965 г., уточнявшим облик МиГ-23 и его характеристики, предусматривалось применение в РЛС «Сапфир» дополнительного канала непрерывного излучения для обнаружения маловысотных целей, обзора земной поверхности, решения навигационных задач, а также для работы в дальномерном режиме при пусках неуправляемых ракет по наземным целям.
Применение непрерывного излучения позволяло реализовать узкополосный спектр излучения РЛС, обеспечивающий эффективное использование так называемой доплеровской селекции за счет разности частот сигналов, отраженных от неподвижной подстилающей поверхности и от движущихся летательных аппаратов. Однако при этом возникла возможность так называемого «достартового ослепления» радиолокационной ГСН ракеты излучением близкорасположенной самолетной РЛС по боковым лепесткам диаграммы направленности.
Впервые в нашей стране для бортовой аппаратуры ракеты К-23 создавалась специальная элементная база — плоские микромодули.
Ранее при использовании импульсных РЛС для исключения «ослепления» головки самонаведения приемный тракт ГСН отключался на временной интервал посылки импульса самолетным локатором. Для
