В общем можно сказать, что до начала 1980-х гг. «Фантом» превосходил МиГ-23 по ракетам средней дальности. Затем положение примерно выровнялось. Но достичь такого уровня чувствительности приемников ГСН мощности подсветки цели, как у американцев, в СССР так и не получилось. Главным образом, за счет большего боезапаса ракет и лучших характеристик РЛС «Фантом» получал тактическое преимущество на средних дистанциях боя. Это заставляло вводить против одного американского истребителя 2-3 «МиГа».
Маневренность. Объективно сравнить маневренные качества самолетов еще сложнее, чем разобраться в их прицелах и вооружении, тем более что они принадлежат к разным весовым категориям. Но обойти этот вопрос нельзя, ведь кто раньше займет выгодное положение в бою, тот и получит шанс на первую атаку.
Создатели рассматриваемых истребителей предусмотрели солидный избыток тяги, который планировали расходовать для выхода на сверхзвук. В реальных боях этот избыток летчики куда чаще использовали для маневрирования. Оценить избыток тяги можно по разгонным характеристикам истребителей и затратам времени на подъем до заданной высоты. Чем быстрее самолеты достигают определенных рубежей, тем лучше.
Превосходство «Фантомов» в скороподъемности видно из таблицы.
В разгонных характеристиках «Фантом» также демонстрировал очень неплохие результаты. При той же боевой нагрузке на высоте 1000 м F-4E мог разогнаться от 600 до 1100 км/ч за 22 с. МиГ-21 ПФ при этих условиях оказался медленнее на 6 с. Отставание МиГ-21 ПФ от «Фантома» сохранялось и на большой высоте. Так, на 11000 м «двадцать первый» разгонялся от 1М до 2М за 171 с, тогда как F-4C/D разгонялся от 0,92М до 2М за 167 с. Результаты МиГ-23М на 1000 м при максимальной стреловидности крыла совпадали со временем «Фантома», но с увеличением высоты советский истребитель начинал отставать от F-4E. На 5000 м он проигрывал 21 с, а на 10000 м – 38 с. Легкий МиГ-23МЛ почти сравнялся с F-4E, показывая на 1000 м 23 с, на 5000 м 59 с, на 10000 м 109 с.
Таким образом, можно заключить, что «Фантом» превосходил МиГ-21 ПФ по разгонным характеристикам, но уступал ему в горизонтальной маневренности. Ситуация с МиГ-23 не так однозначна. На некоторых режимах наблюдается примерное равенство или незначительное превосходство одного над другим. Скорее всего, результат боя будет зависеть от уровня подготовки летчика и качества бортового вооружения.
Истребитель F-4 Phantom II стал настоящей легендой мировой авиации. Советская пропаганда демонизировала этот самолет, и у многих бывших граждан СССР он прочно ассоциируется с образом врага. Но сам самолет, как техническая система, конечно же, ни в чем не виноват. Выпущенный в более чем 5000 экземплярах, он состоял на вооружении 11 государств и воевал практически во всех крупных конфликтах второй половины XX века. За 53 года эксплуатации он доказал свою высокую эффективность, надежность и универсальность. F-4 до сих пор остается на вооружении некоторых стран и будет эксплуатироваться, как минимум, до 2015 г.
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме. Основной конструкционный материал – алюминиевые сплавы (67%). Наиболее нагруженные узлы и элементы конструкции выполнены из сталей (20%). Объем применения титановых сплавов – 8%.
Экипаж самолета – 2 человека: пилот и оператор.
Фюзеляж полумонококовой конструкции. Конструктивно он разделяется на три секции: носовую, центральную и хвостовую. В носовой части фюзеляжа размещена РЛС, а внизу смонтирована пушечная установка. Центральную часть носовой секции занимает герметичная кабина экипажа с тандемным расположением рабочих мест пилота и оператора. Кабина закрыта общим фонарем. Для доступа экипажа в кабину две секции фонаря поворачиваются с помощью пневматических цилиндров назад по полету на 53*. Комплект приборного оборудования обеспечивает полеты в простых и сложных метеоусловиях. Органами управления и пилотажно-навигационными приборами оснащены рабочие места и пилота, и оператора. Приборы контроля и управления системой вооружения установлены в кабине оператора. Под кабиной экипажа располагается ниша уборки носовой опоры шасси. В верхней части закабинного отсека находится электронное оборудование, а нижнюю его часть занимает фюзеляжный топливный бак.
В центральной секции фюзеляжа находятся шесть топливных баков, два двигателя и воздушные каналы для подвода воздуха к двигателям. Сверху на фюзеляже расположен поворотный узел дозаправки топливом в полете. К силовым шпангоутам этой секции крепятся лонжероны крыла. Главная силовая балка, противопожарная перегородка, узлы крепления двигателей изготовлены из титанового сплава. На нижней поверхности центральной секции фюзеляжа имеются четыре гнезда для размещения ракет AIM-7 Sparrow.
На хвостовой секции фюзеляжа сверху жестко закреплен киль, снизу шарнирно навешен тормозной гак, а к бортам шарнирно присоединены консоли стабилизатора. Заканчивается эта секция контейнером тормозного парашюта. Обшивка нижней поверхности хвостовой секции, находящейся в зоне истечения горячих газов, имеет двойные стенки, между которыми для охлаждения пропускается воздух. Нижняя обшивка выполнена из титана и нержавеющей стали.
На последних сериях самолета отдельные панели кормовой части фюзеляжа бронированы (сталь, керамика). Броня защищала агрегаты кислородной и гидравлической систем, а также приводы стабилизатора. Суммарный вес брони – 59 кг.
Крыло трапециевидной формы в плане. Угол стреловидности крыла по линии 1/4 хорд равен 45°, угол установки – 1°. Консоль крыла состоит из средней части (СЧК) и концевой части (КЧК), которая на стоянке складывается. Угол поперечного «V» КЧК в полетной конфигурации равен 12°. В крыле находятся три топливных бака-отсека: один – в центроплане и два – в СЧК.
Крыло механизировано. По всей передней кромке КЧК стоит фиксированный предкрылок. Передняя кромка СЧК на 60% ее размаха оснащена автоматическим двухпозиционным предкрылком, а задняя – элероном и трехпозиционным закрылком, который может поворачиваться на угол 30* или 60*. Выпуск закрылка на 60’ возможен только при работающей системе СПС. Рабочее давление в этой системе 15,8 кгс/см² . Включение СПС происходит автоматически при перемещении закрылка на максимальный угол. Элерон выполнен с осевой аэродинамической компенсацией. Углы его отклонения: вниз – 30°, вверх – 1°. На нижней поверхности крыла сразу за нишами уборки основных опор шасси расположены воздушные тормоза, отклоняемые на угол до 40°, а на верхней перед элеронами установлены двухсекционные интерцепторы общей площадью 2,44 м² . Интерцепторы отклоняются на угол до 45° при перемещении элерона вверх.
Хвостовое оперение свободнонесущее, стреловидное. Вертикальное оперение площадью 7,3 м² состоит из киля и руля направления. PH с осевой аэродинамической компенсацией, его площадь – 1,03 м² . Горизонтальное оперение площадью 8,8 м² представляет собой цельноповоротный стабилизатор, установленный под углом поперечного «V», равным -23,15°. Угол стреловидности стабилизатора по линии 1/4 хорд – 35,5°; углы отклонения: вниз – 20°, вверх – 8°. Для повышения эффективности стабилизатора на взлетно-посадочных режимах на его передней кромке установлен дефлектор (предстабилизатор).
Шасси трехопорной схемы с носовым колесом. Передняя опора убирается назад по полету в нишу фюзеляжа. Основные опоры убираются в ниши крыла поворотом к оси самолета. Все стойки шасси телескопического типа, оснащены воздушно-масляными амортизаторами. На каждой основной стойке установлено по одному тормозному колесу размером 780x270, на передней – два колеса размером 480x130 мм. Передняя опора – управляемая. Управление осуществляется от педалей, при этом углы поворота колес +/-70°.