В кратчайшие сроки началась передача конструкторской документации на московский завод «Знамя Труда», а также поставщикам готовых изделий, входящих в конструкцию машины. 21 мая 1969 г., менее чем через два года после первого полёта опытного «23-11/1», на аэродром вывели головной МиГ-23С. В производстве он именовался «изделие 22».

Но этот самолёт значительно отличался от того, что заказывали, и даже от того, который начали испытывать. Кое-какие изменения были обусловлены требованиями серийного производства, какие-то переделки инициировал заказчик. К последним относилось повышение манёвренности машины и улучшение её свойств у земли. В то же время на 200 —300 км/ч снизили требования по максимальным скоростям, а на высотных характеристиках и вовсе «больше не зацикливались».

Испытания выявили серьёзные проблемы со срывом потока на крыле. Решение, найденное конструкторами, оказалось не самым удачным —внешние секции предкрылков зафиксировали в выпущенном на 4° положении, что было явной полумерой.

В кратчайшие сроки началась передача конструкторской документации на московский завод «Знамя Труда», а также поставщикам готовых изделий, входящих в конструкцию машины. 21 мая 1969 г., менее чем через два года после первого полёта опытного «23-11/1», на аэродром вывели головной МиГ-23С. В производстве он именовался «изделие 22».

Но этот самолёт значительно отличался от того, что заказывали, и даже от того, который начали испытывать. Кое-какие изменения были обусловлены требованиями серийного производства, какие-то переделки инициировал заказчик. К последним относилось повышение манёвренности машины и улучшение её свойств у земли. В то же время на 200 —300 км/ч снизили требования по максимальным скоростям, а на высотных характеристиках и вовсе «больше не зацикливались».

Испытания выявили серьёзные проблемы со срывом потока на крыле. Решение, найденное конструкторами, оказалось не самым удачным —внешние секции предкрылков зафиксировали в выпущенном на 4° положении, что было явной полумерой.

Всего построили 10 опытных образцов МиГ-23 «23-11», в том числе один для статических испытаний и один с новым комплексом вооружения —прототип истребителя-бомбардировщика МиГ-23Б. Но решение о запуске самолёта в серию последовало уже по результатам заводских испытаний, в которых участвовал только первый экземпляр. Его прочность не соответствовала новым требованиям ВВС, отсутствовали все боевые системы, а список замечаний № 1, подлежащих устранению до передачи машины в серийное производство, занимал несколько страниц.

Но и тяжёлых аварий и катастроф на МиГ-23 не было, и это сыграло решающую роль.

Рабочее проектирование МиГ-23ПД («23-01») началось в 1964 г., а в следующем году пошла работа и по «23-11». В конце 1966 г. обе машины были построены на заводе «Зенит». 3 апреля 1967 г. впервые поднялся в небо самолёт с подъёмными двигателями, а 10 июня начались лётные испытания его собрата с крылом изменяемой стреловидности. Уже на следующий день лётчик А.В. Федотов выполнил на нём первую перекладку крыла на полный угол.

 В то время и промышленность, и военные уже сделали выбор в пользу изменяемой стреловидности, поэтому МиГ-23-ПД летал недолго. Обе опытные машины участвовали в воздушном празднике в Домодедово 9 июля 1967 г., но для МиГ-23ПД это был конец лётной жизни, а для «23-11» —её начало. Полёт над толпами зрителей, корреспондентов и военных атташе для машины с КИС был лишь 13-м по счёту.

********
Качественный пикап тренинг только для вас.

Шасси в компоновке с треугольным крылом повторяло решения, проверенные на МиГ-21. Основным отличием стала передняя опора с двумя колёсами вместо одного —нос получился более массивным. Но самолёт с КИС был высокопланом, что позволяло лучше скомпоновать громоздкий механизм поворота крыла, а также использовать для создания подъёмной силы центроплан и часть фюзеляжа.

Минусом такого решения была невозможность установки стоек шасси на неподвижной части крыла. Важным параметром в этом случае является отношение колеи шасси к размаху крыла. Для МиГ-21 оно составляло 0,4, для МиГ-25 —0,3, для МиГ-23 с треугольным крылом —почти 0,5. Здесь же такой пропорции не получалось, при обычных конструкциях основных стоек выходило 0,12 —0,14. Но тогда упрятать громоздкие «ноги» в тесный фюзеляж было сложно. Пришлось разработать оригинальную многошарнирную конструкцию, которая не только имела достаточную величину отношения колея/размах (0,2), но и убиралась в предельно маленькие ниши.

При движении консолей одновременно перемещается центр давления —точка приложения равнодействующей аэродинамических сил. Когда они сдвигаются назад, туда же уходит и центр масс. Но смещение это имеет разную величину, и степень статической устойчивости самолёта увеличивается. Одновременно уменьшается расстояние между центром масс самолёта и центром давления стабилизатора, а потребные углы отклонения руля высоты растут. Лётчик не может уследить за всем этим —здесь требуется автоматика, изменяющая передаточное отношение канала управления по тангажу.

Теперь о крене. На обычном самолёте он создаётся элеронами. Но вызываемый аэродинамическими силами статический момент крена и момент инерции при наличии КИС —переменный. Для создания одного и того же крена при разных углах стреловидности требуется разное отклонение управляющих поверхностей. Казалось бы, и в этом случае можно было ввести автоматическое устройство, учитывающее положение крыла, но всё оказалось гораздо сложнее.

Решая задачу, конструкторы пришли к моноблочной конструкции консолей без ярко выраженных лонжеронов и стрингеров, зато обшивка у корня была очень толстой, более 20 мм. Она не штамповалась из листа, а фрезеровалась или «травилась» из плиты, при этом удалось получить минимальную массу за счёт плавного изменения толщины.

Все нагрузки сходились на центральном отсеке фюзеляжа, из которого выступали стыковые узлы консолей, а внутри был канал воздухозаборника. К нему же крепились основные опоры шасси. Внутренний объём отсека заполнялся топливом. Этот агрегат был задуман сварным из высокопрочной нержавеющей стали ВНС-2.