В начале 60-х годов прошлого века ОКБ им. А.И.Микояна начало проявлять интерес к крыльям с изменяемой геометрией. Проведенные исследовательскими бюро многочисленные расчеты показали, что летательный аппарат с подобным крылом может обладать заметными преимуществами. Была создана полная серия моделей, испытанная впоследствии в аэродинамических трубах ЦАГИ при различных режимах полета: при взлете, посадке, на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Испытания в основном подтвердили произведенные расчеты.
  Одной из основных проблем с точки зрения как конструкции, так и аэродинамики стало определение положения оси поворота консолей крыльев, их хорда и размаха. Эта проблема связана с оптимальным запасом статической продольной устойчивости в зависимости от выбранного положения крыла, поскольку вид его формы в плане, когда оно складывается, и положение средней аэродинамической хорды существенно зависят от расположения оси поворота.
  Вторым важным моментом явился выбор неподвижной части крыла в плане и ее сопряжение с фюзеляжем. Здесь трудности возникают из-за особенностей обтекания крыла и самолета в целом при больших углах атаки в дозвуковом режиме.
  Действительно, форма этой неподвижной части и соединение ее передней кромки с фюзеляжем серьезно влияют на вихревое обтекание в этих режимах полета, и, разумеется, вихревое обтекание определяет подъемную силу и статическую продольную устойчивость.
  И третьей проблемой стала необходимость разработать систему управления, которая могла бы как изменять угол стреловидности крыла, так и управлять стабилизатором, работающим с дифференциальным отклонением, а также изменять положение всех управляемых плоскостей, расположенных на подвижных консолях крыла (интерцепторов и закрылков по всему размаху задней кромки).
  Интерцепторы обладают очень высокой эффективностью при минимальных углах стреловидности, однако при большой стреловидности крыла, на дозвуковом режиме их эффективность резко снижается. На околозвуковых скоростях из-за отклонения вниз потока, воздействующего на горизонтальное оперение, при выпуске интерцепторов они создают отрицательную аэродинамическую реакцию.
  Вследствие этого управление по крену имеет два режима. при даче ручки управления самолетом по крену выпускаются интерцепторы, создающие перекрестное взаимодействие с противоположной консолью дифференциального стабилизатора.
  Угол отклонения интерцепторов изменяется следующим образом: при минимальной стреловидности крыла угол отклонения максимальный, по мере увеличения стреловидности он уменьшается и становится нулевым, и тогда управление по крену полностью обеспечивается дифференциальным стабилизатором.
  Для обеспечения необходимой боковой устойчивости во всех диапазонах скоростей, высот и перегрузок самолет оборудован складывающимся подфюзеляжным килем (впервые в мире). МИГ-23 был разработан в рекордно короткое время группой высококвалифицированных и не лишенных идей инженеров, если судить по числу заявок на патенты, поданных на стадии доводки опытного самолета.
  Постепенно определились аэродинамические формы и компоновка будущего МИГ-23. Первоначально в ОКБ был создан самолет, полностью отличающийся по своей концепции: с треугольным крылом и двумя подъемными ТРД для уменьшения взлетно-посадочной дистанции.
  Маршевый двигатель питался от боковых воздухозаборников (впервые запроектированных на сверхзвуковом самолете с комбинированной тягой), что позволило установить радиолокационную станцию в носовой части самолета. Это был самолет 23-01.
  В процессе начавшегося в 1964 году проектирования инженеры ОКБ очень быстро поняли, что из-за подъемных двигателей, которые после взлета превращались в балласт, самолет был неэкономичным. Одновременно уже в момент окончания сборки самолета 23-01 Микоян начал серьезно сомневаться в правильности выбора такой схемы. Сомнения основывались на следующих фактах:
  - даже при короткой - порядка 300 - 350 м - посадочной дистанции самолета 23-01 (т.е. в два раза меньше стандартной) необходимо учитывать опасность отказа одного из двух подъемных двигателей и даже обоих, что является еще более опасным в конце разбега;
  - большой компоновочный объем, необходимый для установки двух реактивных двигателей, можно использовать более рационально для размещения топливных баков, что позволит увеличить дальность полета.
  Проектирование экспериментального самолета 23-01 в известной степени было данью тому времени. Приблизительно одновременно во Франции проходил испытания самолет "Бальзак" фирмы "Дассо" с одним маршевым и шестью небольшими подъемными ТРД.
  Аналогичные исследования проводились и в других странах, например в Англии и ФРГ.
  Неперспективность этой концепции подтвердили около 14 испытательных полетов самолета 23-01 и продолжительные испытания самолета "Бальзак", которые закончились неудачей.
  Работа шла и в другом направлении, например разрабатывался летательный аппарат с реактивным двигателем с управлением, вектором тяги на взлете, в полете и при посадке. Это направление представлено английским самолетом короткого взлета и посадки "Харриер" и опытным советским самолетом Як-36, не считая палубного самолета Як-38, в котором объединены оба принципа: ТРД с управлением вектором тяги в сочетании с подъемными реактивными двигателями...
  Однако вернемся к самолету с изменяемой геометрией.
  В конечном счете были приняты следующие параметры крыла: минимальная стреловидность 16o, максимальная 72o, предкрылки.
  Результаты выбора такой аэродинамической схемы в общем виде можно охарактеризовать следующим образом:
  1. Аэродинамические характеристики позволили получить высокое аэродинамическое качество как на сверхзвуковом режиме благодаря большой стреловидности и небольшой относительной толщине крыла, так и на дозвуковом режиме благодаря небольшой стреловидности и большому удлинению.
  Они обеспечили высокий коэффициент подъемной силы на взлете и посадке благодаря большому удлинению и закрылкам по всему размаху на задней кромке и предкрылкам по всему размаху передней кромки. Было получено высокое аэродинамическое качество и хороший коэффициент подъемной силы на сверхзвуковой скорости и средней стреловидности крыла.
  2. Параметры режимов полета.
Использование каждого положения крыла изменяемой стреловидности позволило улучшить летные характеристики самолета. Уточним, что пилот МИГ-23 может использовать любой угол стреловидности в диапазоне от 16o до 72o, причем каждое положение обеспечивает преимущество на определенном режиме полета. Угол стреловидности 45o является средней теоретической величиной, обеспечивающей преимущество на определенном околозвуковом режиме. На практике наиболее часто используются три положения: 16o, 45o и 72o.
  Установлено, что в 70-е годы самолет МИГ-23 вследствие большого располагаемого диапазона полетных режимов был одним из лучших фронтовых истребителей.
  После прекращения разработки самолета 23-01 с коротким взлетом и посадкой и подъемными двигателями серьезный приоритет приобретает программа 23-11 с изменяемой стреловидностью крыла, выполнение которой было ускорено в 1965 году приказом МАП, определившим ее основные направления.
  Приказ устанавливал следующие мероприятия: "Поручить ОКБ Микояна разработать и построить второй экземпляр самолета МИГ-23 (Считается, что первым экземпляром МИГ-23 был самолет 23-01) с крылом изменяемой геометрии и значительно увеличенной подъемной силой за счет механизации крыла. МКБ "Родина" (главный конструктор Селиванов) поручается создание механизма поворота крыла". За очень короткий срок, с января по март 1966 года, был создан эскизный проект МИГ-23. Техническое руководство программой было возложено на инженера А.А.Андреева.
  Еще до окончательного выбора схемы 23-01 или 23-11 специально для МИГ-23 был разработан реактивный двигатель Р-27. Поэтому он был испытан и усовершенствовался одновременно на двух самолетах. Двигатель был разработан в двигателестроительном ОКБ К.Р.Хачатурова на базе двухвального ТРД Р-11Ф2С-300, который был уже полностью доведен, так как он устанавливался на большом числе модификаций МИГ-21 и на всех модификациях Як-28.
  В процессе разработки самолета много внимания уделялось максимальной автоматизации действий пилота, в особенности при перехвате. Решающую роль в доводке этих систем сыграл А.В.Федотов, назначенный в это время шеф-пилотом ОКБ. 10 июня 1967 года этот летчик-испытатель совершил первый полет, при котором крыло находилось в положении стреловидности 16o.
  На втором полете 12 июня он проверил крыло в полном диапазоне изменения угла стреловидности от 16 до 72o. Самолет показал себя легким в управлении при всех положениях крыла, что вызвало восторг у Федотова. В его бортовом журнале мы находим следующую запись: "Полет при стреловидности от 16o до 72o. Это впервые. Великолепно!."
  Такая эмоциональная запись в бортовом журнале летчика-испытателя встречается очень редко, поэтому следует полагать, что это был особый случай. На третьем полете Федотов перешел звуковой барьер и дошел до скорости, соответствующей числу М=1,2, при угле 72o. Через несколько недель Федотов продемонстрировал МИГ-23 публично. И стало ясно, что самолет 23-11 станет головным всего семейства самолетов этого типа, даже если у пилотов и наземного состава возникнут трудности в его освоении.
  Конструктивные особенности самолета обусловлены новой концепцией самолета с крылом изменяемой стреловидности. Конструкция фюзеляжа предусматривала инегральное исполнение топливного бака №2 и центроплана крыла в виде сварных тонких листов из сплава ВНС-2.
  По существу, этот бак представлял собой основную силовую конструкцию всего самолета. Именно в центроплане расположен кессон с поворотными узлами консолей крыла и через него проходил воздушный канал воздухозаборника. Таким образом, этот бак-кессон испытывает значительные напряжения в течение всего полета от взлета и до посадки, в особенности при выполнении фигур высшего пилотажа. Его прочность с учетом назначения этого истребителя была рассчитана на максимальную эксплуатационную перегрузку 8.
  Во время заводских, государственных и войсковых испытаний бак №2 не создавал никаких проблем, тем не менее 14 марта 1972 года летчик-испытатель А.Г.Фастовец получил задание проверить в полете прочность нового крыла увеличенной площади (вариант №2), для чего он должен был при выходе из пикирования дать максимальную перегрузку. На высоте 1000 м при приборной перегрузке 7,3 ед. бак-кессон разрушился, что привело к разрушению самолета. К счастью, летчик успел его покинуть. Расследование показало, что причиной разрушения конструкции были раковины в стенке бака, образовавшиеся в результате попадания в материал молекул водорода. Поэтому на заводе-поставщике было необходимо пересмотреть весь технологический и металлургический процесс сварки элементов бака №2 и проверить все готовые баки.
  Было обнаружено несколько случаев растрескивания шарниров крыла в результате попадания молекул водорода в сварочные детали и оси вращения. Эта проблема была решена за счет ужесточения контроля на всех этапах производства и усиления конструкции бака №2 на строящихся самолетах. На готовых машинах проводили местный нагрев узлов для предотвращения диффузии молекул водорода, что позволило исключить концентрацию напряжения в баке №2. Кроме того, вращающиеся валы поворотного узла были выполнены из стали другой марки - хромансилевой.
  Выше было сказано, что были проведены испытания крыла так называемой модификации №2. Площадь крыла была увеличена за счет удлинения хорды передней кромки, однако предкрылки отсутствовали. Это крыло получило название крыло "с зубом" по форме выступа его носка. Увеличение площади (5,25 м2 при угле стреловидности 16o и 4,27 м2 при 72o) обеспечивается, по существу, за счет увеличения углов стреловидности.
  Таким образом, три основных положения крыла с углом стреловидности 16, 45 и 72o стали соответствовать углам 18o40', 47o40' и 74o40', т.е. постоянная разность составляет 2o40', однако для большего удобства было решено ничего не изменять в "Руководстве по летной эксплуатации" и даже на шкале индикатора угла стреловидности на приборной доске, которая показывает теперь... не совсем строгие данные! Впоследствии крыло увеличенной площади было оборудовано управляемыми носками и превратилось в модификацию №3.
  Первые МИГ-23 с этим крылом начали выпускаться в 1973 году, и оно будет устанавливаться на всех МИГ-23 и МИГ-27 до окончания их постройки. Кроме того, интенсивные исследования и летные испытания позволили разработать систему автоматической защиты от помпажа или остановки двигателя при пуске ракет и стрельбе из пушки.
 По мере совершенствования самолета и ввода в эксплуатацию разработчик и заказчик - ВВС СА осознали необходимость его модернизации. Были значительно повышены устойчивость, управляемость и маневренность самолета. Прочность кессона крыла при изменении стреловидности во время маневрирования позволила увеличить максимальный коэффициент эксплуатационной перегрузки.
  Инженеры ОКБ улучшили поведение самолета на больших углах атаки и разработали визуальный и тактильный сигнализатор срыва потока, демонстрирующий летчику момент достижения критического угла атаки, при котором может возникнуть сваливание. Одновременно была усовершенствована прицельная система, и радиолокационная станция смогла работать в режиме "ближнего боя".
  Самолет был оборудован устройством подсветки цели для пуска ракет (с самонаведением или наведением по лучу РЛС), были испытаны, а затем приняты на вооружение для оптимизации ближнего воздушного боя новые ракеты класса "воздух-воздух".
  В течение 70-х годов на базе планера МИГ-23 было разработано целое семейство ударных самолетов. Они могли нести как бомбы, так и контейнеры с ракетами, ракеты класса "воздух-земля", а также подфюзеляжную 30-мм встроенную пушку с вращающимися стволами (шесть стволов) и другие виды оружия, предназначенные для воздушной поддержки передовых частей.
  Непрерывное совершенствование модификаций МИГ-23 сопровождалось уменьшением взлетной массы. Так, взлетная масса МИГ-23 МЛ - 14 500 кг. Быстрое развитие электроники и оптроники позволило фундаментально модернизировать средства обзора воздушного пространства, обнаружения, госопознавания, определения координат воздушных и наземных объектов. Были значительно увеличены мощность излучения и возможности РЛС "Сапфир", а также подавлены паразитные эхо-сигналы. Это стало возможным благодаря сочетанию новых режимов работы:
- селекция подвижных целей при поиске целей в нижней полусфере;
- одновременное сопровождение нескольких целей;
- обнаружение малоразмерных наземных целей.
  Установленная на самолете МИГ-23П система автоматического траекторного управления (САУ) включала цифровой навигационный вычислитель.
  МИГ-23 и различные его модификации строился серийно до начала 80-х годов 20 века. Несомненно, что самолет МИГ-23 и все его модификации составили важный этап в развитии отечественной истребительной и тактической авиации.