Изменяемая стреловидность крыла — частный случай переменной геометрии несущей поверхности. Увеличение несущей площади — тоже один из способов повысить подъемную силу при взлете или посадке. Еще в 30-е годы французский инженер Махонин построил самолет с уд­линяющимися консолями крыла, а советский конструк­тор В. Шевченко — машину, которая превращалась из биплана в моноплан, и наоборот. Таким образом, инже­неры добивались увеличения несущей поверхности при взлете и посадке. В крейсерском полете, когда не требу­ется больших и весьма обременительных крыльев, все лишнее убирается. Вряд ли можно назвать новинкой и крыло с переменным углом установки. Кратковременный прирост подъемной силы достигается увеличением угла атаки.

Благодаря хорошим несущим свойствам при взлете и посадке самолет имеет небольшую скорость отрыва и послепосадочного пробега. Длина раз­бега и пробега в 1,5—2 раза меньше, чем у машины с не­изменяемой стреловидностью, а вертикальная скорость снижения на предпосадочном режиме с включенными дви­гателями — в 2—2,5 раза.

Каждому режиму полета соответствуют оптимальные углы стреловидности крыла. Это влечет за собой сокраще­ние времени выхода на расчетный режим с разгоном или экономию топлива и увеличение пути, проходимого на снижении. Конечно, создать механизм, способный плав­но, по заданной программе переместить в нужное положе­ние массивное крыло, — серьезная научная и инженерная задача. Ведь на несущую поверхность сверхзвукового бое­вого самолета действуют многотонные силы. Тем не менее несмотря на некоторый проигрыш в весе конструкции, максимальная дальность полета самолетов с изменяемой стреловидностью на дозвуковых скоростях примерно на 20 процентов больше, чем у сверхзвуковых самолетов с обычным крылом.
На больших дозвуковых скоростях стреловидность крыла практически не влияет на дальность. Но при сверхзвуковой скорости у земли наибольшая дальность получится при большом угле стреловидности крыла.

Для многоцелевых самолетов с широким диапазоном скоростей и высот полета обеспечить высокие летные характеристики на всех режимах, включая взлет и посадку, удалось путем изменения стреловидности крыла в полете. С этой целью консольная часть крыла шарнирно крепится к центроплану и снабжается специальным приводом. Механизм отклонения синхронно поворачивает левое и правое крыло на одинаковые углы. Летчик в полете устанавливает угол стреловидности, обеспечивающий оптимальные летные характеристики на данном режиме полета.

На рис.1 показана конструкция поворотного узла крыла с подшипником, установленным в горизонтальных проушинах консоли и центроплана. Изгибающий и крутящий моменты поворотной части крыла в виде пары сил передаются с проушин консоли на проушины центроплана через тефлоновые прокладки, выполняющие функции подшипника скольжения. На поворотной части крыла могут устанавливаться элероны и закрылки. Из-за малой эффективности элеронов на больших углах стреловидности от них иногда отказываются, занимая всю заднюю кромку консоли закрылками. Роль элеронов в этом случае выполняет дифференциально отклоняемое цельноповоротное горизонтальное оперение. На передней кромке поворотного крыла обычно устанавливается поворотный носок. Еще одна конструкция крыла изменяемой стреловидности показана на рис.2.

При конструировании крыльев с измененяемой стреловидностью предполагалось возможность изменения самой стреловидности и изменения геометрии крыла. Предполагалось, что технологи смогут решить конструктивные проблемы и поворот крыла будет такой же механизацией, как вся остальная механизация на крыле, т.е. улучшит пилотирование ЛА в диапазоне скоростей от взлетной до посадочной и изменит характеристики по экономичности двигателя на крейсерских режимах. Всего этого добились, но цена оказалась настолько высокой, что общий выигрыш оказался не таким существенным, как предполагалось. Причем, на истребителях, истребителях-бомбардировщиках, средних и тяжелых бомбардировщиках выигрыш оказался разным из-за профиля полета в течение всего задания. Поэтому, на истребителях постепенно начали отказываться от изменяемой стреловидности, а для дальников пока такая схема приемлемая.

Небезинтересно, что в 70-е годы для высотых самолетов пытались применить изменение геометрии крыла посредством раздвижения крыла (повышение высотности) на самолете М-17, в более позднем исполнении "Геофизика". Но сложность системы, которая обеспечивала раздвижение элементов конструкции крыла, не позволила нормально эксплуатировать крыло и от этой затеи отказались.

В 1961 году в ОКБ-155 А.И.Микояна начались работы по созданию фронтового истребителя следующего после МиГ-21 поколения под обозначением МиГ-23. Первоначально предполагалось создать новый самолёт с использованием ряда элементов МиГ-21. Прототип такой машины Е-8 совершил первый полёт 17 апреля 1962 года (лётчик-испытатель Г.К.Мосолов). Самолёт был построен по аэродинамической схеме "продольный триплан" и имел подфюзеляжный регулируемый воздухозаборник. На двух прототипах был выполнен ряд полётов, но после аварии одного из них в сентябре 1962 года работы по теме Е-8 были прекращены и началась разработка нового самолёта. Главным конструктором был назначен Г.А.Седов. Общее руководство осуществлял А.И.Микоян, а после его смерти - Р.А.Беляков.

Разрабатываемый самолёт должен был обладать скоростью до 2700 км/ч, увеличенной дальность полёта и иметь на борту ракеты средней дальности К-23 (ранее отечественные истребители вооружались пушками и ракетами малой дальности). Однако вскоре заказчик выдвинул требование обеспечить возможность базирования самолёта на аэродромах с ограниченной ВПП, что привело к изменению проекта. Для сокращения разбега первоначально предполагалось оснастить самолёт дополнительными подъёмными двигателями. Отработка подъёмного двигателя РД-36-35 была проведена на опытном МиГ-21ПД (Е-7ПД, "изделие 23-31") в июне 1966 года. 3 апреля 1967 года лётчик-испытатель П.М.Остапенко поднял в воздух первый вариант истребителя МиГ-23 - самолёт МиГ-23ПД ("изделие 23-01") с треугольным крылом и двумя двигателями РД-36-35. Вскоре был построен второй прототип МиГ-23 - самолёт "23-11" с крылом изменяемой геометрии. Его первый полёт состоялся 10 июня 1967 года (лётчик-испытатель А.В.Федотов). Оба прототипа были показаны на воздушном параде 9 июля в Домодедово.

Специально для МиГ-23 разрабатывались система управления вооружением С-23, обеспечивающая всеракурсный перехват воздушных целей в свободном пространстве и на фоне земли, и новые ракеты класса "воздух-воздух" средней дальности К-23. В процессе испытаний конструкторы остановили свой выбор на варианте с крылом изменяемой геометрии. При этом большой объём работ по исследованию нового типа крыла провели специалисты ЦАГИ, за что в 1975 году били удостоены Государственной премии СССР. Серийный выпуск МиГ-23С начался в 1969 году на Московском заводе "Знамя Труда". Первые самолёты поступили в Липецкий ЦБПиПЛС. Государственные испытания и доводка самолёта продолжались до 1973 года.

МиГ-23 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высоко расположенным крылом изменяемой стреловидности. Крыло имеет три фиксированных положения: 16°, 45° и 72° по переднему лонжерону. Горизонтальное оперение цельноповоротное. Под фюзеляжем установлен киль, складывающийся при посадке вправо на угол 95°. Шасси трёхопорное, с носовой стойкой, убирается в фюзеляж. Колёса большого диаметра позволяют эксплуатацию с грунтовых аэродромов. Силовая установка состоит из одного двухвального одноконтурного ТРДФ Р-27-300 (позднее Р-29Ф-300, Р-35-300) конструкции Хачатурова. На опытных образцах устанавливались более мощные двигатели Р-44 и Р-47. Воздухозаборники боковые с регулируемыми клиньями. В конструкции планера широко использованы стальные сплавы. При посадке может применяться тормозной парашют. В состав вооружения входили пушка ГШ-23Л, управляемые ракеты "воздух-воздух" малой и средней дальности, ракеры "воздух-поверхность", блоки НАР, авиабомбы калибром до 500 кг (включая тактические ядерные). У МиГ-23МЛД боевая нагрузка может достигать 4500 кг.

Всего в 1969-1985 годах изготовлено 5047 самолётов МиГ-23 всех модификаций. В процессе производства самолёт неоднократно модернизировался (менялась конструкция крыла, варианты силовой установки, состав оборудования и вооружения). В 70-х годах МиГ-23 стал основным истребителем в советских ВВС, заменив в этом качестве МиГ-21. Имея лучшие характеристики, чем у основного американского истребителя F-4E "Фантом 2", он обеспечил советским ВВС качественное превосходство вплоть до появления истребителей четвёртого поколения F-15A и F-16A. В боевых условиях МиГ-23 применялся в Ливане, Анголе, Ираке, Афганистане, Эфиопии. Многократно привлекался он и при уничтожении разведывательных аэростатов, пересекавших Государственную границу СССР. Возможности самолёта продемонстрировал случай, произошедший 4 июля 1989 года, когда МиГ-23М после катапультирования пилота пролетел почти 900 км над тирриторией Польши, ГДР, ФРГ и упал в Бельгии.

С 1974 года самолёт поставлялся на экспорт (первой его получила Ливия). Он стоял на вооружении ВВС Алжира, Анголы, Болгарии, Венгрии, ГДР, Египта, Индии, Ирака, КНДР, Кубы, Ливии, Польши, Румынии, Сирии, Судана, Чехословакии. Несколько самолётов через третьи страны приобретены США и Китаем. В середине 90-х годов ОКБ начало работы по модернизации самолёта для иностранных покупателей, в результате которых появился опытный МиГ-23-98. В настоящее время большинство российских МиГ-23 выведены из эксплуатации и находятся на консервации на базах хранения. Дольше всего эти самолёты эксплуатировались в полках ПВО - до 1999 года (т.е. до объединения ВВС и ПВО). Небольшое количество продолжает летать в лётных училищах и использоваться в авиационной промышленности в качестве летающих лабораторий.