Эксплуатационная система управления обеспечивает открывание и закрывание фонаря, его фиксацию на фюзеляже и герметизацию.
Для предотвращения обледенения лобового стекла имеется электросистема обогрева.
Чтобы не допустить запотевания стекол, внутри, по периметру нижней части фонаря, установлены трубы обдува горячим воздухом, отбираемым от компрессора ТРДФ.
Для вентиляции кабины при рулении или дежурстве на земле фонарь может быть приподнят на 100 мм (в таком положении фонаря самолет может рулить на скорости до 30 км/ч).
Обзор назад обеспечивается при помощи смотрового прибора ТС-27АМШ, установленного на откидной части фонаря. На передней дуге откидной части расположены, также, два зеркала, обеспечивающие обзор плоскостей крыла.
При аварийном сбросе четыре замка фонаря открываются энергией пиропатрона ПК-ЗМ-1.
Катапультное кресло КМ-1М обеспечивает покидание самолета на всех высотах полета в диапазоне скоростей от 130 км/ч до предельных для МиГ-23 во всем диапазоне высот (от 0 м) и включает глубокий заголовник, ограничитель разброса рук летчика, систему фиксации летчика в кресле, комплект ККО-5, обеспечивающий защиту летчика от потока. Кресло укомплектовано автоматическим маяком связной радиостанцией «Комар-2М», начинающим действовать сразу после срабатывания парашютной системы.
Для дублирования подрыва радиоаппаратуры системы «свой-чужой» имеется специальный механизм замыкания, срабатывающий одновременно с катапультой.
Процесс катапультирования проходит следующим образом: при вытягивании сдвоенной ручки катапкультирования в начальный момент выдергивается чека, происходит накол капсюлей и срабатывание пиромеханизма плечевого притяга. Под давлением пороховых газов происходит притягивание плечевых ремней, выпуск ограничителей разброса рук и выдвижение штока толкателя на кресле, при этом происходит поворот качалки, одно плечо которой приводит в срабатывание микровыключатель автоматического опускания светофильтра шлема ЗП1-5А, другое плечо через трос выдергивает чеку газогенератора сброса фонаря. Защитой летчика от воздействия воздушного потока служит гермошлем ГШ-6М и высотнокомпенсирующий костюм ВКК-5М.
Шасси самолета - трехопорное. Носовая стойка имеет два колеса с бескамерными шинами 520 х 140 мм, основные стойки - по одному колесу с бескамерными шинами 840 х 360 мм.
Основная стойка состоит из сварной балки поворотного узла, консольной полу вилки, механизма дополнительного разворота и выносного амортизатора. Амортизатор и полувилка закреплены на поворотном узле, установленном на балке и фиксирующимся от поворота при выпущенном шаси упорным болтом и кинематическим замком, образуемым качалкой и тягой.
При уборке шасси щиток гидроцилиндра, убираясь, производит поворот балки относительно оси ее крепления, одновременно с этим происходит дополнительный разворот полувилки с колесом.
Носовая стойка оборудована механизмом возврата колеса в нейтральное положение по полету, размещенным внутри стойки.
На осях полувилок основных стоек и на оси колес носовой стойки установлены грязезащитные щитки, позволяющие самолету рулить и взлетать с грунтовых размокших аэродромов.
Носовая стойка шасси оборудована механизмом поворота МРК-30, предназначенным для разворота колес на углы, пропорциональные отклонению педалей управления.
Тормоза МиГ-27 - дисковые, система торможения пневматическая.
Воздухозаборник - нерегулируемый. Входные части воздухозаборника отстоят от боковой поверхности фюзеляжа, образуя щели для слива пограничного слоя.
Силовая установка. Самолет оснащен одним ТРДФ Р-29Б-300,
изготавливаемый Уфимским моторостроительным производственным объединением, имеет 11-сту- пенчатый компрессор, двухступенчатую турбину, кольцевую камеру сгорания и форсажную камеру.
Имеется система автоматического поддержания постоянного значения температуры газов за турбиной на заданном режиме.
Система запуска ТРДФ - автоматическая автономная от турбо- стартера ТС-21, представляющего собой малогабаритный ТРД со свободной турбиной и центральным компрессором, рассчитанный на работу в течение не более 60 с. (используется топливо основного двигателя). Воздух в турбостартер поступает через управляемую створку в хвостовой части фюзеляжа (ее отрывание и закрывание сблокировано с системой уборки и выпуска шасси).
В полете запуск двигателя осуществляется от авторотации, на большой высоте, где воздух разряжен, для запуска используется система кислородной подпитки двигателя (для этого на самолете установлен специальный кислородный баллон).
Все агрегаты замкнутой масляной системы ТРДФ смонтированы непосредственно на двигателе, при его установке на самолет ни какие дополнительные подсоединения коммуникаций не требуются.
Имеется система охлаждения двигательного отсека, работающая как в полете, так и на земле. В наземных условиях при работающем ТРДФ двигательный отсек охлаждается воздухом, поступающим через тарельчатые клапаны диаметром 70 мм, расположенные на нижних кромках люков двигательного отсека. Клапаны открываются внутрь отсека вследствие разряжения, возникающего в фюзеляже при работе двигателя.
Топливная система включает четыре фюзеляжных и шесть крыльевых баков-отсеков, а также два отсека, обеспечивающих питание двигателя топливом при отрицательных перегрузках.
Фюзеляжный бак N« 1 расположен вокруг воздушного канала двигателя, бак № 1А - под поликом закабинного отсека, бак № 3 размещается над двигателем и имеет форму полукольца, бак № 4 расположен в кольцевой части фюзеляжа, бак № 2 - расходный.
Ракета Х-31 под крылом МиГ-27
Заданный порядок выработки топливных баков поддерживается автоматически при помощи специальных клапанов и поплавковых клапанов, работающих на топливе, отбираемом за насосом двигателя ДЦН-64А и и насосом 495Б бака № 3.
Крыльевые ПТБ емкостью по 800 л устанавливаются и сбрасываются совместно с держателем (сброс производится при помощи пиротолкателя). Их эксплуатация возможна только при крыле, установленном на угол 16°.
Система заправки топливом - централизованная для всех баков (кроме ПТБ), осуществляется через приемный узел заправки. Допускается и открытая заправка топливом через заливные горловины топливных баков.
Общесамолетные системы. Гидросистема подразделяется на две автономные системы: бустерную и общую. Каждая из них имеет насос переменной производительности НП-70А-3, приводимый в действие от самолетного двигателя.
Бустерная система обслуживает одну из камер двухкамерных бустеров стабилизатора (БУ-170А) и интерцепторов (БУ-190А), а также правый гидромотор системы поворота крыла СПК-1.
Общая гидросистема обеспечивает питанием однокамерный бустер Бу-270 руля направления, вторую камеру бустеров стабилизаторов и интерцепторов, левый гидродвигатель системы СПК-1, а также работу шасси, закрылков, тормозных щитков, клиньев боковых воздухозаборников, механизма разворота носовых колес, системы СОУА, поворотной части гребня (подфюзеляжного киля), турбо- стартера ТС-21, механизма летной загрузки педалей, переключение ступеней управления стабилизатором в режиме крена и автоматическое торможение колес при уборке шасси.
Дополнительным источником гидравлической энергии являются шаровые гидроаккумуляторы, установленные по одному в каждой системе и обеспечивающие преемственность системы при мгновенных расходах рабочей жидкости. Газовые полости гидроаккумуляторов заряжаются техническим азотом.
При работе двигателя в режиме авторотации гидронасос бустерной системы может быть переведен на аварийный привод, выполненный в виде отдельного агрегата, вмонтированного в корпус коробки передач.
Рабочее давление в гидросистеме - 210 кг/см2 .
Воздушная система состоит из двух систем: основной и аварийной.
Основная система обеспечивает герметизацию и подъем фонаря, пневмосистему прижима крыльевых щитков-уплотнений между подвижными поворотными консолями и неподвижными частями крыла и планером, торможение колес шасси, закрытие пере- крывемого клапана топливной системы, управление тормозным парашютом.
Аварийная система обеспечивает аварийное торможение основных колес шасси и аварийный выпуск шасси с одновременной уборкой поворотной части гребня.
В качестве баллонов воздушной системы использованы полости основных стоек шасси и осей их вращения.
Воздушным баллоном основной системы является полость балки правой стойки шасси, баллоном аварийной системы служит балка левой стойки шасси.
Полость оси вращения левой стойки является воздушным баллоном пневмосистемы прижима крыльевых щитков. Система управления тормозным парашютом имеет отдельный воздушный баллон. Зарядка воздухом основной и аварийной систем выполняется через общий зарядный штуцер и воздушный фильтр.
