新加坡彈射座椅多少米

Ⅰ ACESII彈射座椅

ACES II是美國空軍最成功的飛行員逃逸系統，它成功地解救了500多條生命。ACES II結構健壯、重量輕、易於維護。它完成的逃逸包線為0~600節(1111千米/時)當量空速和0~50000英尺(15240米)高度。它在設計上還能在0高度和0速度情況下安全彈射一名機組人員。在低速時，ACES II啟動後1.8秒開傘。另外，在彈射期間，有一個陀螺控制系統穩定座椅。

Ⅱ 彈射座椅的最低彈射高度和最小彈射速度是多少

00彈射座椅，就是0高度0速度下，仍然能夠完成彈射。 這兩天不就有個新聞么，韓國空軍一個少將，在地面上的F15戰斗機裡面，無意中觸動了彈射按鈕，在飛機靜止條件下被彈射了出去。這個少將被彈射到了五十多米高空，隨後座椅的降落傘打開，安然落到地面，沒有受傷。 ---------- 飛機在空中是會有很多姿態的。00彈射座椅主要針對的是正常姿態下可以安全有效的彈射。但是如果戰斗機在倒飛或者盤旋時，彈射座椅出去，是對飛行員有危險的。甚至有時候戰斗機在空中直接爆炸，及時飛行員及時彈射出去，四濺的戰斗機爆炸碎片，依然對飛行員是有殺傷力的。 而且，很多飛行員在戰斗機出現事故時，會有意盡量修改戰斗機的墜落點，避免戰斗機落入人口密集區造成更大危害，所以會錯過最佳的彈射自救的時機。 比如中國前段時間遇難的一名空軍飛行員，為了防止發動機停車的戰斗機落入市區里，沒有及時彈射，而是選擇了推壓操作桿，使戰斗機提早墜落地面，在完成了這一系列動作後，他才彈射出去，但是已經錯過了安全的彈射時機，最終遇難。 前些天在外國航展上失事的加拿大空軍的F18戰斗機，它是在機身側身狀態下，飛行員彈射出去的。當時這架戰斗機距離地面也就三十多米高，如果再晚個一兩秒，飛機機身傾覆顛倒了，飛行員即使彈射出來，也會直接落到地面斃命。

Ⅲ 彈射系統保證飛行員大於多少米的高度安全逃生

彈射座椅是在飛機遇難時依靠座椅下的動力裝置將飛行員彈射出機艙，然後張開降落傘使飛行員安全降落的座椅型救生裝置。現代作戰飛機和一些小型民用飛機大多有彈射座椅。

第一次世界大戰中，各國開始為作戰飛機的飛行員配備降落傘。隨著飛機速度增大，飛行員爬出座艙跳傘日益困難。第二次世界大戰時，戰斗機的時速已提高到600公里以上，飛行員跳傘要冒著被強風吹倒或被刮撞到飛機尾翼上的。德國首先開始了對能把飛行員彈射出機艙的座椅的研究。在1938年德國曾試驗過橡筋動力的彈射座椅，但未達到實用要求。後來又研製了以壓縮空氣為動力的彈射座椅，盡管裝備了德國的軍用飛機，但性能還不夠理想。於是他們又研製以火葯為動力的彈射座椅。他們用亨克爾—289和道尼—335型軍用飛機進行試驗，將改裝後的高射炮葯裝置在飛機座椅上，利用彈葯爆炸的力量將飛行員和座椅一起彈射出機艙。1940年進行了地面試驗，成功地把試驗人員從地面的飛機里彈射到空中。後來又經過飛行彈射試驗，達到了實用要求，於第二次世界大戰結束前裝備了空軍。

戰後，以火葯為動力的彈射座椅在不斷改進，到50年代，已在噴氣式飛機上普遍使用。為解決低空救生問題，美、英等國在50年代又相繼研製出火箭助推的組合動力彈射座椅。60年代，為使高空高速飛行中的飛機駕駛員跳傘時免受高速、低溫、缺氧等因素的傷害，美、蘇兩國在彈射座椅的基礎上，又首先研製成功密閉和半密閉式的彈射救生系統。70年代初，美國試驗了可飛彈射救生系統，座椅離機後變為可控飛行器，飛行一定距離後，人椅分離，開傘降落。目前各國主要戰斗機上多為敞開式的火箭彈射座椅，其救生性能一般可滿足飛機在零高度、速度為—1200公里/小時條件下的救生要求。

（圖）（使用彈射座椅的過程：1> 飛行員猛拉座椅頂部的扳機柄;2>拉下保護臉部免受強風吹襲的面罩,座椅頂部沖破座艙罩;3>自動固定裝置啟動,固定住飛行員的腿,一具小降落傘立即張開,以穩定座椅;5>腿部固定裝置自動松開;6>座椅與飛行員分離;<7,8>主降落傘張開,使飛行員安全著陸

Ⅳ 汽車是否可以安裝彈射座椅

首先有人會想到高度的問題，雖然目前的彈射座椅，已經能夠做到0高度彈射逃生，但是如果彈射高度在不足50米的情況下，很有可能會因為撐不開降落傘而落地身亡。並且50米已經是最低的極限，也只有受過專業訓練的飛行員才能做到。
況且，如何將龐大的彈射座椅安裝在車座上，也是一個不得不考慮的問題，即便研發出了體積較小的彈射座椅，助推器的燃料是否能夠助推50米以上？是否能夠推動一個正常體重的人？一個問題便會引發一系列的難題。

並且，大多數車禍會導致翻車，在何種情況下使用彈射座椅也是一個問題，如果在汽車尚未發生碰撞之際便進行彈射，那麼高速行駛中的汽車又該去往何處？自己的彈射逃離，極有可能給他人帶來不幸。
此外，在地面交通的周邊布滿了電網、樹木，甚至是涵洞、橋洞等等，如果在這樣的環境下進行彈射，那麼比待在汽車中的風險更大。

而最後便是資金的問題了，以空軍K-36彈射座椅來看，售價已經高達數百萬美元，即便研發出小型彈射座椅，售價也會在數十萬美元之間，對於常人來說根本就消費不起，因此，暫且不考慮司機是否接受過彈射訓練，從綜合性能、實用性以及資金方面來講，在汽車中安置彈射座椅是行不通的。

Ⅳ 禁止狀態下，飛機彈射座椅能把人能彈多高

「0-0」彈射器的彈射高度在70米左右，50米時撐不開降落傘的，70米是撐開降落傘的最低高度了。
彈射需要考慮的因素有很多，不光是最低高度與速度，還要考慮最高速度和最高高度。如果是雙座甚至是多座飛機（如、F/A-18、蘇-34、E/A-6這樣的飛機還要考慮成員之間的安全彈射等）因為飛行員是由相對靜止的狀態瞬間被加速到足以擺脫飛機的速度（高速飛行的飛機還要考慮是否會碰到垂直尾翼等）以及飛行員所能承受的載荷（這就是彈射高度不可能太高的原因之一，還要一個原因，飛機如果是倒飛需要彈射呢）。不然會給飛行員造成巨大的傷害，甚至是終身的傷害，這樣彈射出來人即使活了，也是沒用的。

Ⅵ 彈射座椅的技術指標

世界上所有的彈射坐椅都具備零零彈射功能，就是說零高度零速度（接近靜態）的條件下100%的彈射成功。 先有以壓縮空氣為動力的彈射坐椅，後又研製了以火葯為動力的彈射坐椅。
雖然21世紀初世界上所有的火箭彈射座椅都具備零高度零速度（接近靜態）的條件下彈射並成功開傘的功能，但飛行員能否安全著地，還受很多因素的影響，例如飛機速度、角度，彈射角度等等，所以說彈射座椅只是一件盡可能保證飛行員生存幾率的工具，並不是絕對安全的逃生設備。 基本安裝在一、二代戰斗機上，代表機型：米格19、米格19教練機。
1> 由飛行員手力拉動彈射手柄或拉環；
2> 座椅束縛裝置將飛行員身體及腿部束緊，避免彈射時身體及腿部與座艙內設備的碰撞；
3> 拋艙蓋裝置工作，釋放座艙鎖，依靠空氣將座艙蓋帶走，同時拉開之相連的牽引傘保險；
4> 安裝在座椅後部的導向裝置工作，彈射彈被擊發，產生氣體壓力將飛行員連同座椅一起推向艙外；
5> 在座椅上升過程中，抗荷服、氧氣面罩及耳機等飛行員穿著或佩戴的裝置會自動與座艙分離；
6> 座椅離開座艙後受重力影響開始下墜，牽引傘隨即張開並牽引出主降落傘；
7> 人與座椅的分離過程，同火箭彈射座椅基本一致。
由於舊式彈射座椅沒有火箭彈射座椅的火箭動力，因此無法在超低空條件下使用，飛行員的生存幾率相對較小，早已被淘汰，但由於安裝有該類座椅的飛機數量多，並且仍在部分發展中國家服役，因此提及一下，但終會隨著新型飛機的裝備而淡出歷史舞台。 現代戰斗機已廣泛使用，代表機型殲8、殲10
1> 由飛行員手力拉動彈射手柄或拉環；
2> 座椅束縛裝置將飛行員身體及腿部束緊，避免彈射時身體及腿部與座艙內設備的碰撞；
3> 拋艙蓋裝置工作，將座艙鎖點破壞並彈開艙蓋（或釋放座艙鎖，靠空氣將座艙蓋帶走）；
4> 安裝在座椅後部的導向裝置工作，主彈射彈被擊發，將飛行員連同座椅一起射向艙外；
5> 在座椅上升過程中，抗荷服、氧氣面罩及耳機等飛行員穿著或佩戴的裝置會自動與座艙分離；
6> 當座椅上升到一定高度時，安裝在座椅底部的一個或多個火箭包工作，加速座椅離開座艙的過程，在低高度或零高度時，由火箭提供的動力可將飛行員帶到安全開傘的高度，提高飛行員的生存幾率；
7> 座椅離開座艙時，會射出一具連接在主降落傘上的小降落傘，用於穩定座椅飛行和輔助打開主降落傘，也被稱為穩定傘或牽引傘；
8> 當火箭停止工作後，座椅受重力影響開始下墜，依靠與飛行員降落傘相連上的牽引傘拉開主降落傘（或自動開傘器工作射出主降落傘）；
9> 人與座椅的分離，可由飛行員自己拉開鎖扣釋放座椅束縛裝置進行分離，但在因高度過低時會由自動分離裝置完成（因彈射過程飛行員身體所承受的負荷極大，可能出現大腦缺血性暈眩，甚至昏迷，而無法自行完成分離過程），自動分離裝置設置的高度一般為300米。

Ⅶ 有無米格－23介紹

米格-23
米格-23
米格-23 是米高揚一生中最後一個親自掛帥的項目，他本人在1969 年 5 月 27 日於辦公室中心臟病突然發作，被立即送入醫院，從此一病不起，經若干次大小手術後於最後一次心臟手術後不治去世。為紀念他，米高揚的辦公室內的擺設至今仍保持著他最後一個工作日時的樣子。
米格-23是蘇聯第一種變後掠翼戰斗機，1967年首飛，綽號「鞭撻者」。60 年代初米格設計局的設計師分析了美國在研製F-111後，根據自己在不同狀態下的風洞的試驗結果，證明變後掠翼可以極大改善飛機的性能，於是米格-23的發展得到了高度重視，甚至未完成全部試飛項目就正式服役。米格-23多次出現在阿富汗、中東、非洲的戰場上，並取得了一定的戰績。
米格-23 有三種主要的改型：米格-23S，米格-23M，米格-23ML。S 型即最初生產型，裝了推力6900 公斤的 R-27-F2M-300發動機，改進了火控，紅外感測器等。安裝一門 23 毫米雙管機炮。機身後部有四塊減速板，垂尾根部有減速傘艙。腹鰭是很特別的折疊式。和原型機在外觀上不同在於垂尾後移。此型僅從 1969 年中到 1970 年底量產，共生產了 50 架。
米格-23M 型是主要的生產型，也是生產裝備數目最多的 米格-23 改進型。該型改用了 R-23-300發動機，重新設計了頭部以容納新型雷達，可掛裝多種空空彈，典型外掛是機翼下的掛點掛中程空空導彈（共 2 枚），進氣道下的 2 個掛點用復合掛架來掛 4 枚近距格鬥導彈，機身下部中線掛架掛一副油箱。此型的出口簡化型叫 MF 或 MS 型，換裝了較老的雷達火控電子設備和較差的發動機。
米格-23ML從1976一直生產到1981年，並大量出口。它是米格-23M的改進型，減小了垂尾面積，更新了大部分主要裝備，整機性能有很大的提高。
比較有趣的是1989年7月，駐波蘭蘇聯空軍的一架米格-23在訓練過程中發動機發生故障，飛行員跳傘後竟然繼續保持低空飛行，一直飛過多個國家，直到燃料耗盡後才墜落在比利時首都布魯塞爾附近的一個小村莊，這一事例足以證明米格-23出色的低空飛行性能。

Mig-23M型技術參數

外形尺寸：15.88（機長，不計空速管）×14（翼展，後掠角18度40分）/7.78（翼展，後掠角74度40分）×4.82（機高）米。

機翼面積：34.16㎡。

正常起飛重量：15620公斤。

最大起飛重量：18810公斤。

最大平飛速度：2400公里/小時（2.35馬赫）。

實用升限：17800米。

爬升率：160米/秒（高度200米）。

作戰半徑：1161公里。

轉場航程：2900公里。

發動機：1台R-23-300發動機，靜推力8300公斤，加力推力12500公斤。

電子設備：「高市雲雀」雷達，搜索距離85公里，跟蹤距離54公里；激光測距儀；「警笛」3雷達台警系統；多曲勒導航設備。

武器系統：1門23毫米雙管機炮。機身下共有5個掛架，可掛火箭、空對空導彈（AA－7、AA－8）及其它各種武器。

研製背景與發展歷程
米格-23 是由莫斯科米高揚·格列維奇設計局（今米格-莫斯科飛機科研生產聯合體）研製的米格-21（北約稱「魚窩」）後繼機種，總設計師是 A.I.米高揚和 R.A.別里亞科夫，主管設計師為 A.A.安德烈耶夫、V.A.拉夫羅夫和 G.A.謝多夫。機號為 231 的首架變後掠翼原型機（設計局編號 23-11）在 1967 年 6 月 10 日由 A.V.費多托夫首飛，並於同年 7 月 9 日的蘇聯航空節期間在莫斯科圖西諾空軍機場首次公開展示，並被北約命名為「鞭撻者」（Flogger）。次年 7 月 231 號米格 23-11 完成 98 次試飛後與另 2 架原型機一起交付空軍進行試驗（原型機總共生產了 10 架），1969 年年中投入試生產，次年裝備蘇聯空軍（V-VS）殲擊-轟炸航空兵，1973 年開始在莫斯科「勞動旗幟」工廠（今米格-莫斯科飛機科研生產聯合體）和伊爾庫茨克工廠（今伊爾庫茨克飛機科研聯合體）大量生產，到 1984 年停產時該家族累計生產數量超過 6,000 架（其中莫斯科工廠生產數量為 4,278 架），超過美國 F-4「鬼怪」II系列（5,195 架），是世界上產量最大的第 3 代戰斗機（俄標）。

米高揚和格列維奇：米格-23 是米高揚親自主持設計的最後一個作品

編號 231 的 23-11 第 1 架原型機：變後掠翼飛機與常規設計相比，在同一目標設計點上的性能通常不如後者，但是在整個飛行包線內的非設計點區域則具有更好的性能

米格-23 系列是米格-23 家族中主要用於制空的多用途戰斗機（該家族還包括用於對地攻擊的米格-27 系列），包括以下型別（除 23-11 原型機）：

·米格-23S 系列：包括 S/SM 兩種型別。S 是最初試生產型，首架原型機在 1969 年 5 月 28 日首飛，SM 是其使用 APU-13 新型掛架的改型。S 系列在 1970 年即停產，總共生產了 50 架；

米格-23S：米格-23 的預定作戰對象是美國 F-100 系列（F-102/104/105/106）、多用途的 F-4 系列和法國「幻影」III，此外還要求攔截轟炸機

·米格-23UB（設計局編號 23-51）：是米格-23 家族中的唯一雙座型，用於教練但保留格鬥能力。第 1 架以 S 型為基礎改裝（1969 年 5 月首飛），後續機則在 M 型基礎上發展，因此也稱米格-23UM。該型別生產從 1970 年持續到 1978 年，總共生產了 769 架；

米格-23UB

·米格-23A：是米格-23 家族中唯一的艦載型。原為蘇聯 1972 年完成預先設計的 1160 型航母發展，後由於 1160 項目取消而改為艦載戰斗機試驗機，在 1980 年開始進行斜板滑躍起飛技術的試驗（其成果後用於蘇-33 和米格-29K）；

·米格-23M 系列：包括 M/MS/ML/MF/P（MLA）/MLD 六種型別，是米格-23 系列的主力。M 是 S 的改型（M 即表示「改進」），1972 年 6 月首飛，1973 年服役；MS 是 M 的簡化出口型（系 M 系列中性能最差的1種），1973 年首飛；ML（設計局編號 23-12）是 M 的改型，1974 年首飛，1976 年投產，1981 年停產，也有大量出口；MF 是與 M 基本相當的出口型，1977 年首飛；P（MLA）（設計局編號 23-14）是 1977 年開始在 ML 型基礎上為國土防空軍（P-VO）研製的截擊型，1979 年首飛；MLD（設計局編號 23-18）是米格-23 最後一種改型，在 1984 年後改進。

主要設計特點

基本氣動設計

米格-23 是蘇聯繼蘇-17（北約稱「裝配匠」B）後的第 2 種變後掠翼超音速戰斗轟炸機，它在氣動上參照了美國 F-111 變後掠翼戰斗轟炸機，繼承了 F-111 最初的多用途設計思想並要求具有寬闊的飛行速度范圍、較大的航程和作戰半徑、良好的起降性能和突出中低空機動性能。這在它氣動布局上的主要反映便是以變後掠上單翼布局取代了米格戰斗機傳統的中單翼結構形式。

米格-23 變後掠翼增重：米格-23 的變後掠翼帶來的結構增重約為 600 千克（機翼/起落架各 400/200 千克），加上其它部分飛機累計增重約 1,100 千克

米格-23 的機翼前方有較大的固定邊條（前緣後掠角70°），機翼轉軸沿展向位於距機身軸線約 21.4% 半翼展處（主要考慮連接機身和活動翼的翼套的大小.翼展取最小後掠角時數據），沿橫向位於機翼最大厚度處（主要考慮使機翼的密封和轉軸的整流更方便），機翼具有 18°40′、47°40′ 和 74°40′ 三個可用前緣後掠角（它們在飛行員操縱手柄上對應的標示值為 16°/45°/72°；不過該操縱手柄事實上可使機翼停留在最大和最小後掠角之間的任意位置），其中 18°40′ 的後掠角用於起降、轉場巡航和巡邏待機；74°40′ 的後掠角用於超音速和低空大錶速飛行；47°40′ 的後掠角則用於空中格鬥。其它有利於提高亞音速性能的設計有：活動翼前後緣均布置有多段式襟翼，其中後緣的單縫襟翼基本佔有整個後緣長度（其最外側一段可以在最大後掠角狀態下獨立使用），大大提高了飛機的起降性能；每個活動翼在後緣襟翼前方布置兩片單偏擾流片，可結合差動平尾進行滾轉控制，不僅滿足了滾轉操縱力矩的需要，還使在飛機活動翼後緣布置全展向襟翼成為可能（否則要布置控制滾轉的副翼）；活動翼上加裝了一個 2.4° 的鋸齒形前緣（23-11 和 23S/SM 無此鋸齒）並在機翼沿展向做中等程度的錐形扭轉，提高了高亞音速巡航狀態下的升阻比，可降低油耗、提高續航時間和航程等。機翼具有 4° 的下反角，後機身布置的 4 塊減速板（平尾上下對稱於機身軸線各布置 2 塊）。

米格-23 採用略低於機翼平面全動式斜軸平尾（平尾轉軸後掠角為 45°），前後緣後掠角度分別為 55°40′ 和 15°，面積 6.93 平方米，展弦比 1.84。當做升降舵使用時平尾偏轉范圍為-24°~+8.5°（以前緣向上偏轉為正），差動滾轉時最大差角大小為 10°（機翼後掠角為 18°40′~47°40′ 時）和 6.5°（機翼後掠角為 47°40′~74°40′ 時），機翼上的擾流片則與平尾差動機構和機翼轉動機構聯動，機翼後掠 18°40′ 時進行滾轉控制其偏角為 45°，後掠角為 74°40′ 時偏角為 0°。它與差動平尾的結合可為米格-23 提供足夠的滾轉力矩。

米格-23 的垂直安定面設計對其達到 M2.35 的最大設計速度至關重要（米格-21 飛機則由於垂直尾翼安定性不夠被迫限速在 M2.05），其垂尾前緣後掠角 62°21′，不計背鰭的面積為 6.01 平方米（計背鰭的面積為 7.21 平方米），展弦比 0.77，其中方向舵面積為 0.93 平方米，最大偏轉角 +/-25°；腹鰭為單塊折疊式（折疊角為 95°），總面積 1.46 平方米（其中可折疊部分 1.105 平方米），展弦比 0.45，腹鰭鰭臂長 4.5 米。該腹鰭採用液壓控制並與起落架交聯，當起落架放下時腹鰭折起，起落架收起時腹鰭放下。

米格-23 的主要尺寸數據是：機長 15.88 米（包括空速管則為 16.71 米），翼展 7.78 米（74°40′ 後掠）和 14.0 米（18°40′ 後掠），機高 4.82 米；最大和最小後掠時機翼面積分別為 34.16 和 37.35 平方米（但 23-11 和 S/SM 分別為 29.89 和 32.1 平方米）。

推進系統設計

推進系統設計主要包括進排氣系統設計和發動機選擇。米格-23 的設計要求在這方面的主要反映是它以兩側進氣方式取代了米格戰斗機傳統的機頭進氣方式，同時採用大推力的新型發動機。

米格-23 系列採用矩形外部壓縮（指空氣在進入進氣道前即被壓縮）兩側進氣道，其設計直接參照了美國的 F-4。進氣口前有平行於機身側面安裝的3級垂直斜板，它們與機身側表面有 55 毫米的距離，形成了可避免貼著機身流動的低能量附面層進入進氣道中的附面層槽道；最靠近進氣口的第 3 級斜板上還開有吸除貼著斜板形成的附面層氣流的小孔，可將附面層氣流排入與機身側表面之間的附面層槽道中，提高進氣道的進氣效率。每側進氣道外側表面安裝有兩個上下布置的矩形輔助進氣門，其開關由進氣道內與外部空氣壓力差控制，可保證發動機工作需要的進氣量。3 級斜板中最前方的第 1 級固定，第 2、3 級則可調（偏轉角度由斜板調節系統根據發動機壓氣機增壓比控制），由此構成了 4 波系進氣道。

米格-23 使用了幾種不同型別的渦噴發動機，均為莫斯科的圖曼斯基設計局（今俄羅斯航空發動機科技聯合體）或莫斯科留里卡設計局（今「留里卡-土星」聯合股份公司）的產品（前者產品標識為 R，後者為 AL）。最主要 3 種是 R-27F2M-300（用於 S/SM/UB）、R-29-300（用於M/MS/MF）、和 R-35-300（用於ML/P（MLA）/MLD），它們（R-27/29/35 系列）的總設計師均為 K.哈察圖諾夫，主要性能數據如下：

·R-27F2M-300：尺寸約 4,850×1,060 毫米（長×最大直徑，下同），重 1,725 千克；空氣流量 95 千克/秒，總增壓比 10.9，渦輪前溫度 1,370 K；最大和加力推力分別約 6,900 和 10,000 千克，推重比 5.8；最大和加力推力下耗油率分別約 0.98 和 2.09 千克/千克推力·小時。

·R-29-300：尺寸約 4,992×1,088 毫米，重 1,992 千克；空氣流量 110 千克/秒，總增壓比 12.88，渦輪前溫度 1,410K；巡航、額定、最大、小加力和全加力推力分別約 5,300、6,100、8,300、9,800 和 12,500 千克，對應的渦輪後溫度分別為 913、913、1,113、1,068 和,1,113K，推重比 6.5；巡航、額定、最大、小加力和全加力推力下的耗油率分別約 0.83、0.84、0.96、1.5 和 2.03 千克/千克推力·小時。

R-29-300

·R-35-300：長約 4,975 毫米，重約 1,800 千克；總增壓比 13.0，渦輪前溫度 1,520K；最大推力約 8,550 千克，加力推力約 13,000 千克，推重比 7.2；最大推力和加力推力下耗油率分別約為 0.96 和 1.95 千克/千克推力·小時；其餘數據與 R-29-300 基本相同。

米格-23-11 原型機使用 AL-7F-1，其尺寸約 6,810×1,250 毫米，重 2,010 千克；空氣流量 114 千克/秒，總增壓比約 8，渦輪前溫度 1,200K；最大和加力推力分別約 6,800 和 9,200 千克，推重比 4.6；最大和加力推力下耗油率分別約 0.90 和 1.99 千克/千克推力·小時。

其它主要特點

米格-23 採用半硬殼式機身，主要製造材料是鋼和鋁合金。飛機的液壓系統沿用了米格機傳統的雙余度設計，即包括完全獨立的主液壓系統和助力液壓系統（分別相當於美機的共用液壓系統和飛行操縱液壓系統）。主液壓系統向機上所有需要液壓能源的系統和附件供應能量（含機翼轉動和平尾差動），助力液壓系統僅對飛行操縱提供液壓能源，可保證前者發生故障時飛機的安全返航。兩套液壓系統壓強均為 210 千克/平方厘米。

由於採用了上單翼布局，所以主起落架只能安置在機身，這樣便形成了米格-23 相對於以往米格機獨特的八字形主起落架（輪距 2.88 米）。且其前起落架為雙輪（前主輪距 5.81 米），主起落架為單輪。

米格-23 座艙具有空調系統，可將座艙溫度保持在 10~20°C（可自動或手動調節溫度），當飛行高度大於 2,000 米時座艙內開始逐漸增壓，到 9,000~12,000 米高度將比大氣壓力高出 0.3 千克/平方厘米（從此直到升限保持這個增壓值）。

米格-23 使用的 KM-1M 彈射座椅：全重達 135 千克，可在 0~20 千米高度、錶速 130 千米/小時~所有飛行高度上的最大速度條件下提供安全救生。該彈射座椅還配備有「蚊-2M」型無線電通訊電台，彈射座椅降落傘系統動作後可自動啟動

飛控系統與飛行性能

飛行控制系統

米格-23 沿用了米格機傳統的硬式操縱，在三軸操縱（即俯仰/滾轉/偏航操縱）中引入了 SAU-23 自動飛行控制系統（ML 系列為其改型 SAU-23M；23-11 為 AP-155 自動駕駛儀），該操縱系統的主要功用有：按照飛行員給定的數據自動保持飛機姿態；結合攻角感測器自動配平飛機；自動恢復到平飛狀態和從低空危險高度自動拉起（前一功能後來為西方戰斗機操縱系統所借鑒，後一功能通過與機上 RV-4 無線電高度表交聯實現）；限制飛機傾斜角在 +/-32° 以內並限制攻角；與遠距導航台結合引導飛機到目標上空；與近距導航台結合自動引導飛機下滑到 50~60 米高度以下，然後由人工操縱著陸等。

起降和續航性能

由於採用多用途設計思想和變後掠翼設計，米格-23 的起降性能和續航新型比米格-21 有了明顯進步。

米格-23 系列在正常起飛重量下的起飛滑跑距離為 500~650 米（起飛時通常放前襟翼 20° ，後襟翼 25°），著陸速度 240~260 千米/小時（著陸時通常放前襟翼 20°，後襟翼 50°），著陸滑跑距離為 700~810 米（用剎車及減速傘）或 1,200 米（用剎車，不用減速傘）。

機翼處於最小後掠角狀態的米格-23ML：變後掠翼的採用是米格-23 起降性能和航程/作戰半徑得以大大改善的最重要原因

米格-23 系列內部最大燃油攜帶量為 4,415 千克，機腹下可掛 1 個 490 升或 800 升容量的副油箱，每側活動翼下的掛架可掛 1 個 800 升副油箱，這樣最大載油量達到 6,470 千克。不過由於活動翼下的掛架不能自行旋轉以保持順氣流方向，因此只能在最小後掠角時掛副油箱（加大後掠角時則將它與掛架一起拋掉），而在最大後掠角狀態下機腹的所掛超音速油箱通常也要拋棄。該機機內油航程約 1,950 千米，轉場航程（加上 3 個 800 升副油箱）約 2,820 千米；攜帶 3 個副油箱和 2 枚空空導彈時作戰半徑約 1,160 千米，攜帶 2,000 千克炸彈時約 700 千米（均採用高-高-高飛行剖面）。

高度-速度性能與機動性能

米格-23 的機翼轉動可由主液壓系統或助力液壓系統單獨操縱（也可兩者同時操縱），在滿足一定操縱條件的前提下，若使用兩套液壓系統同時供壓，機翼從最小後掠角轉到最大後掠角需 17 秒；若僅採用一套液壓系統則需 32 秒，機翼動作滯後於操縱手柄動作 0.3~0.4 秒，所需要的操縱力約為 6.5~7.5 千克（從 16° 到 45° 標示值）和 7.5~8.2 千克（從 45° 到 72° 標示值），在飛行中改變後掠角時要求過載不大於 2g。

米格-23 的滾轉能力一般，這在一定程度上與其飛行操縱系統有關，早期的米格-29 由於採用機械操縱也有這個問題

米格-23 的高度-速度包線區均隨著後掠角的增大而增大。米格-23 系列最大飛行馬赫數為 2.35（約 13,000 米高度，最大後掠），低空最大飛行速度 1,350 千米/小時（300~500 米高度，最大後掠），實用升限 18,300 米（使用 47°40′ 後掠角空戰時為 17,800 米；P（MLA）/MLD 型可達 19,000 米）。最小平飛速度約 260 千米/小時，後掠角由小至大對應的最小機動錶速約為 400 千米/小時、450 千米/小時和 500 千米/小時。

米格-23 系列空重 10,200~10,900 千克，正常起飛重量 14,800~15,800 千克，最大起飛重量 17,800~18,400 千克，空戰推重比約 0.93，空戰翼載荷 359.9~393.5 千克/平方米，最大起飛重量時（取 18,400 千克）翼載荷 492.6~538.6 千克/平方米，後掠角由小到大對應的最大使用過載為 4.5g（因此時受到結構強度限制）、6.5g（若馬赫數小於 0.8 則可達 7.5g）和 7g。

米格-23 系列在空戰格鬥時使用中等後掠角，因為此時其盤旋性能最好（垂直機動性和加速性則低於最大後掠角狀態）。該機在高度 5,000 米、馬赫數 0.9 時最小盤旋半徑約 2,200 米，在同一高度馬赫數 0.5 時最小盤旋半徑約 1,160 米；在 5,000 米高度從馬赫數 0.5 加速到 1.2（飛機平均重量 13,400 千克）需 61 秒（最大後掠）；海平面和 2,000 米高度最大瞬時爬升率分別約 230 米/秒和 160 米/秒，從起飛爬升到 10,000 米高度需 80 秒。

米格-23 系列均不具備大迎角飛行能力，其 SAU-23 自動駕駛儀對攻角的具體限制是：機翼後掠小於 30° 時攻角小於 12°；大於 30° 時攻角小於 18°。

米格-23 系列中機動性最好的是翼根增加可產生渦流的第 2 個鋸齒、機翼前緣襟翼可由計算機自動控制偏轉到最佳位置的米格-23MLD，飛過美國 F-15D 和法國「幻影」-2000 的俄羅斯試飛員認為該機的飛行性能已與這兩種 4 代機（俄標）相差不大。

航空電子設備

米格-23 的航電設備比以往的蘇制飛機有了較大的進步，蘇軍自用和出口到華約國家的米格-23M 系列的航電設備通常主要包括：RP-23 火控雷達、TP-23 紅外搜索跟蹤系統、激光測距儀、ASP-23 瞄準具、全自動導引系統、「警笛」3 雷達告警系統以及通信電台、無線電高度表、無線電羅盤、近距導航和著陸系統等，不同型別使用的同型設備往往小有差別。

RP-23 也稱「藍寶石」-23（北約命名「高空雲雀」），由俄羅斯頭號機載雷達廠商費佐頓（NIIR-Phazotron）科研生產聯合體研製生產，天線直徑為 750 毫米，工作頻率 15G 赫茲（J 波段），單脈沖體制（帶連續波照射功能），峰值功率 100 千瓦，對雷達散射截面積為 16 平方米的目標搜索/跟蹤距離分別為 85 千米和 54 千米，制導半主動雷達制導導彈（R-23R 和 R-24R）最大距離為 30 千米。美國認為該雷達與其 AN/APG-59 基本相當（用於 F-4J/B/M/K），而我國殲 8B 早期型上的雷達某些方面則優於 RP-23。

向非華約國家出口的米格-23 多數要經過簡化，下面以米格-23MS 為例進行簡要說明。

米格-23MS 的火控系統被稱為「金剛石」-23（Almaz-23），主要包括 RP-22 火控雷達、ASP-PFD-21 瞄準具、SPO-10 雷達告警接收機和 ARL-SM 半自動引導系統等，無紅外搜索跟蹤裝置、激光測距儀和全自動導引能力，且大多數設備沿用或改進自米格-21 的後期型。

作為米格-23M 的簡化出口版，米格-23MS 只能實現半自動導引，也沒有中距空戰能力。它的電子設備有 25% 與米格-21MF 相同，50% 在後者的基礎上略加改進，只有25% 是新設備

RP-22 也稱「藍寶石」-21（北約命名「慳鳥」），也是費佐頓產品，還用於米格-21 比斯、米格-23UB 和前 14 架米格-23S。該雷達天線直徑 380 毫米，重約 220 千克，工作頻率一般認為是 12.88~13.2G 赫茲（J 波段），單脈沖體制，低脈沖重復頻率，峰值功率 100~120 千瓦，方位掃描角度 60°、俯仰掃描角度 +/-20°，掃描速度 2.9°~3.6°/秒，波束寬度 3.5°×3.5°，對雷達散射截面積為 16 平方米的目標搜索/跟蹤距離分別為 20~25 千米和 14~17 千米。該雷達基本性能大致與我國的殲 8A 上的 204 雷達相當。

ASP-PFD-21 瞄準具可連續計算機炮對空/對地攻擊提前角和瞄準角（分別用於前置射擊和熱線快速射擊）、發射火箭彈時的修正角並以固定環方式發射 R-3S/R 導彈。在空對空狀態使用機炮或 S-5 火箭彈時射擊距離為 550~2,000 米，空對地時為 1,150~2,000 米；使用 S-24 火箭彈對地攻擊時設計距離為 1,550~2,000 米，作戰使用高度 200~17,000 米，目標速度 500~2,000 千米/小時，系統重量約 25 千克。

SPO-10 雷達告警接收機（RWR）天線安裝在固定翼段前緣和垂尾後上方，可在全方位和俯仰 +/-45° 范圍內接收工作頻率 7.5~16.67G 赫茲（H/I/J 波段）、脈沖重復頻率 400~8,000 赫茲、脈沖寬度 0.2~5 微秒的雷達信號，並以燈光和音響信號報警，且對對方雷達的「搜索」和「截獲」信號分別有不同的報警方式，不包括電纜重量不超過 3 千克。

ARL-SM 半自動引導系統也稱「蘭天-M」，用於飛機起飛達到一定位置後接受地面指揮所的指揮，該系統可使地面控制員控制飛機的飛行狀態和航向、進行導彈預熱和打開飛機發動機的加力、提供敵機和載機距離等。載機先根據引導指令進入敵機後半球並到達雷達可以捕獲敵機的陣位，一般在載機距敵機 36 千米時引導工作結束，由飛行員打開雷達進行瞄準和攻擊。在整個引導過程中載機雷達僅處於預備接通狀態，因此提高了抗干擾能力和攻擊的隱蔽性。

不論是米格-23MS 還是其它型別，其航電設備大多都採用電子管和晶體管混合元件，導致設備體積、重量大和耗電量大，這也是蘇制飛機一直落後於美國的地方；但是這些設備畢竟裝到了飛機上並實現了其應用的功能，這說明蘇聯設計師很善於進行系統綜合。

機載武器系統

米格-23 的固定武器是一門 GSh-23L 雙管 23 毫米加斯特航炮，安裝在前機身正下方、進氣道唇口後約 250 毫米。炮重 52 千克，備彈 200 發（總重約 34.8 千克），射速每分鍾 3,200~3,400 發/分，彈丸初速 715 米/秒。具有不限時射擊（4 秒內打完全部彈葯）和 0.3 秒限時射擊（每次發射 16 發左右）兩種射擊方式。

米格-23 最大外掛載荷為 3,000 千克，其中最大載彈量為 1,600 千克。除機身中央掛架外，每邊進氣道和機翼固定段下各有 1 個武器掛架，每邊活動翼下還可增加 1 個帶 800 升副油箱的掛架以增大航程（後掠角為 18°40′ 時）。各武器掛架可掛航炮吊艙、空空導彈、火箭巢、自由落體炸彈等。

米格-23 可使用的空空導彈包括 R-3（美國編號 AA-2，北約命名「環礁」）、R-23/24（AA-7，「尖頂」）和 R-60（AA-8，「蚜蟲」），米格-23MLD 和米格-23-98（方案）還可使用 R-27（AA-10，「白楊」）和 R-73（AA-11，「射手」），後者還可使用 R-77（AA-12，「蝰蛇」）。大多數型別可同時攜帶 6 枚空空導彈（每個機翼固定段掛架掛 1 枚，每個進氣道下 APU-60/2 型掛架掛 2 枚），配置通常為 2+4（近距空戰時指半主動雷達彈+紅外彈,攔射時指攔射彈+格鬥彈）；而 SM/MS 型只能掛 4 枚（進氣道下每個掛架只能掛 1 枚），配置通常為 2+2。

R-3 是由圖西諾的試驗設計局（後「三角旗」機械製造設計局）在 AIM-9B 基礎上發展，主要有紅外型的 R-3S 和半主動雷達型 R-3R。前者尺寸（長×彈體直徑×翼展,下同）2,837×127×528 毫米，發射重量 75.3 千克，硫化鉛導引頭，射程 1.2~7.6 千米；後者尺寸 3,417×127×528 毫米，發射重量 82 千克，射程 1~8 千米。兩者戰斗部均為 11.3 千克高爆破片，最大速度馬赫數 2.5（殺傷半徑 9~10 米,無線電近炸引信），最大過載 10~11g，最大使用高度 21,000 米。

R-3S

R-23/24 是由「三角旗」機械製造設計局研製的中距攔射彈，俄羅斯公布的米格-23 戰果主要是使用它們獲得的。R-23 在 1969 年開始服役，中段指令+末段被動紅外型 R-23T 尺寸 4,180×200×1,000 毫米，發射重量 217 千克，戰斗部為 35 千克高爆破片（主動雷達引信），射程 4~25 千米；中段指令+末段半主動雷達型 R-23R 尺寸 4,460×200×1,000 毫米，發射重量 223 千克，射程 4~35 千米，其餘數據與紅外型相同。R-24 作為 R-23 的改進型在 1981 年開始服役，中段指令+末段被動紅外型 R-24T 尺寸 4,800×230×1,000 毫米，發射重量 248 千克，戰斗部為 35 千克高爆破片（主動激光引信），射程 4~25 千米；中段指令+末段半主動雷達型 R-24R 尺寸 4,800×230×972 毫

Ⅷ 跳傘的最高高度和最低高度分別是多少米

跳傘有安全高度的限制，分最低和最高兩個數值。
一般情況下，最高安全高度是以人體承受大氣壓力的極限所規定，因為高度越高，空氣越稀薄、氣壓越小、溫度越低，人體生理就不能夠承受，一般情況下認為最高安全高度為5000米。
不過這是那些不帶護具的跳傘高度，配合氧氣設備、防寒服裝等，專業的跳傘運動員和跳傘愛好者經常挑戰更高的高度，大多數跳傘運動都是在7500米左右起跳的。
而最低高度受限於降落傘的設計，考慮到降落傘的尺寸、打開的速度等因素，如果高度過低，降落傘很可能不會完全打開，從而影響安全。此外，綜合考慮飛行速度、跳傘方式等也有影響。
通常意義下普通飛機跳傘的最低安全高度500米，軍用傘兵的降落傘的最低安全高度設計可能達到了300米。而戰斗機彈射座椅在100米以上彈出還是能夠保證安全。
在飛機之外低空跳傘運動也是一個方面，目前低空跳傘的最低開傘紀錄是50米。
應該說「安全高度」本身不是絕對的，因為保證安全首先就是為了生命安全留出了更多的不確定量。歷史上有很多次飛行員為了人民群眾的安全而冒險在更低的高度跳傘，例如曾經有一次飛行表演中飛行員為了保證看台上面觀眾的安全，控制飛機到寬闊的地方墜毀，而自己在飛機墜毀的瞬間彈射救生，那時候的跳傘高度已經接近0了。
我這也是自己所了解的，沒什麼數據證明，有興趣的話可以去「中國跳傘網」

Ⅸ 先進的彈射系統能保證飛行員在大於多少米的高度安全逃生

15米

SU--27飛行員在一次航空表演時出現危機 快落地15米時彈射逃生成功