Беспилотный перехватчик РМ-500 ( РМ — « ракета Микояна », по фамилии главного конструктора; также использовались наименования КР-500 — «крылатая ракета», самолёт «З» — «зенитный», и РЖ — ракета на жидком топливе ) — крылатая зенитная управляемая ракета / противоракета (по номенклатуре тех лет — беспилотный перехватчик ), разрабатывавшаяся ОКБ-155 в 1958—1961 гг. для применения как боевое средство в составе комплекса дальнего перехвата .

Ход проекта

Задание на разработку экспериментального беспилотного перехватчика класса «земля—воздух» было получено отдельным конструкторским бюро № 155 в июне 1958 г. Согласно тактико-техническому заданию , беспилотный перехватчик РМ-500 предназначался для поражения высотных скоростных целей ( самолёты , крылатые ракеты ) на встречных и встречно-пересекающихся курсах. Задавались следующие характеристики:

• Дальность перехвата — 800—1000 км ,
• Высоты перехвата — 25-30 км ,
• Маршевая скорость — 4700 км/ч (М=4,3).

Над созданием перехватчика с указанными характеристиками совместно с ОКБ-155 работал ряд смежных организаций («смежников»), а также конкурирующие опытно-конструкторские учреждения: ОКБ-52 В. Н. Челомея — ЗУРДД РЧ-500 и ОКБ-301 С. А. Лавочкина — ЗУР « Даль ». Эскизное проектирование РМ-500 проводилось в период с 1958 по 1960 гг. Учитывая большой опыт в сфере самолётостроения, накопленный ОКБ-155 за продолжительный период его существования, аэродинамическая схема перехватчика РМ-500 была выбрана самолётная (как базу для своей крылатой ракеты А. И. Микоян использовал модифицированный реактивный истребитель МиГ-15 , — в те годы один из лучших советских самолётов такого класса) : моноплан нормальной схемы с верхнерасположенным крылом. Крыло перехватчика — тонкое треугольной формы в плане со срезанными концами без элеронов . Стабилизатор цельноповоротный с дифференциальным (для управления по каналу крена ) и одновременным (для управления по каналу тангажа ) отклонением. Киль также цельноповоротный малого удлинения. При дальнейшей модификации РМ-500 планировалось применить газодинамическое управление для эффективного перехвата целей, летящих на высотах, превышающих 35 км . Фюзеляж в средней части имел цилиндрическую форму. Силовая установка наружного типа состояла из двух стартовых (в любом варианте базирования), предназначенных для пуска и разгона перехватчика до маршевой скорости (М=2,0) и высоты полёта — 4 км , необходимой для запуска основного маршевого двигателя. СПРД были расположены по бокам фюзеляжа вблизи . Дальнейший доразгон с набором высоты и основной этап полёта должны были производиться на сверхзвуковом прямоточном воздушно-реактивном двигателе (СПВРД), подвешенном на небольшом пилоне под фюзеляжем в хвостовой части планера . Разработка такого двигателя, получившего наименование РД-085, была поручена М. М. Бондарюка . Его предэскизный проект выпустили в ноябре 1960 г. В центральном теле СПВРД ( диффузорная часть ) размещались система подачи топлива ( турбонасосный агрегат , регулятор) и форсажный ПРД (ФПД), включаемый на короткое время в конце атаки при необходимости подъёма перехватчика на крутом кабрировании до высоты порядка 35 км . Прорабатывались и другие варианты маршевой двигательной установки: ЖРД , или комбинированный ( керосин в сочетании с порохом ), так как СПВРД хотя и наилучшим образом обеспечивал необходимые параметры полёта, но без специальных мер не позволял заходить на большие углы атаки и скольжения (был высок риск срыва горения в камере сгорания ). Запуск перехватчика мог производиться из вертикального положения или наклонно, как со стационарных пусковых установок с автоматическими системами заряжания, так и с самоходных пусковых установок , имеющих по одному перехватчику каждая . Главной проблематикой разрабатываемого перехватчика была его система управления , так как у конструкторского бюро имелся значительный опыт в создании пилотируемых летательных аппаратов, теперь же им предстояло создать беспилотный . По свидетельству С. Н. Хрущёва , — в тот период, представителю конкурирующей структуры, — эту задачу ОКБ-155 предстояло решать практически с нуля. На руку им сыграло то обстоятельство, что их основной конкурент — В. Н. Челомей — принципиально отказывался от рассмотрения любых иных вариантов компоновки силовой установки, кроме твердотопливных стартового и маршевого двигателей, в то время как А. И. Микоян рассматривал все возможные варианты компоновки, что, в значительной степени, предопределило успех его проекта. Попутно решались вопросы давней конфронтации между конструкторами:

Другим удачным обстоятельством для сотрудников конструкторского бюро Микояна стало то, что руководство Государственного комитета по оборонной технике фактически заняло их сторону и путём применения средств аппаратного нажима ( бюрократических процедур ), добилось прекращения работ по созданию маршевого двигателя для перехватчика, проектируемого их конкурентами .

Завершение проекта

Заказчик, в лице ответственных представителей Министерства обороны , одобрил предложенный проект, но к началу 1961 г. работы по нему прекратились. Причиной для этого стало отсутствие для него целей. Прогнозы и проработки инженеров гиперзвуковых и сверхвысотных летательных атмосферных аппаратов оказались преувеличенными, — для поражения средств воздушного нападения вероятного противника хватало боевых возможностей уже существовавших на тот момент средств противовоздушной обороны СССР .

Устройство

Перехватчик представлял собой двухступенчатую крылатую управляемую ракету класса «земля—воздух», включающую в себя:

• Стартовую ступень с твердотопливными ракетными ускорителями ;
• Маршевую ступень с жидкостным ракетным двигателем .

Бортовое оборудование РМ-500 включало в себя:

• Автопилот ;
• Источник электропитания — турбогенераторный агрегат (ТГА) ;
• Бортовую аппаратуру управления ;
• Головку самонаведения ;
• Систему опознавания ;
• Устройство приёма команд с земли (в хвостовой части фюзеляжа ) ;
• Неконтактный взрыватель .

Система наведения: Выведение перехватчика в зону захвата цели должно обеспечиваться наземной станцией наведения систем «Воздух-1» и «Луч» или с помощью бортовой навигационной аппаратуры. На первом этапе полёта РМ-500 достигал высоты 15-18 км , имея постоянную скорость, соответствовавшую числу М=3,5, затем цель захватывалась радиолокационной головкой самонаведения и перехватчик поднимался примерно на 25 км , разгоняясь до М=4,3, и лишь после этого следовал короткий бросок на большие высоты. Атака могла проводиться как в горизонтальном полёте, так с пикирования или кабрирования , в зависимости от взаимного расположения цели и перехватчика. На весь полёт отводилось около 20 минут .

Характеристики

Расчётные лётно-технические и тактико-технические характеристики перехватчика были следующими:

Технические характеристики

• Длина , м : 11,77
• Высота , м : 2,73
• Размах крыла , м : 6,06
• Диаметр фюзеляжа , м : 0,95
• Масса , кг

• неснаряженного :
• максимальная взлётная : 8000

• Силовая установка : 1 × СПВРД РД-085, 2 × ТРУ
• Тяга , кгс : 1 × 10600

Лётные характеристики

• Максимальная скорость , М : 4,3
• Продолжительность полёта , мин : 20
• Практический потолок , м : 25000

Тактические характеристики

• Тип боевой части : обычная или ядерная
• Масса боевой части , кг :

Сравнительная характеристика

Общие сведения и сравнительная тактико-техническая характеристика советских беспилотных перехватчиков Ту-131, РМ-500 и РЧ-500 комплекса дальнего перехвата и американских беспилотных перехватчиков BOMARC системы противовоздушной обороны IM-99/CIM-10 (с модификациями)
Наименование перехватчика		РЧ-500		Ту-131	XIM-99A Initial	YIM-99A Advanced	IM-99A	IM-99B	XIM-99B Super
Ответственное лицо		главный конструктор			руководитель проекта или главный инженер
		В. Н. Челомей	А. И. Микоян	А. Н. Туполев	Ф. Росс , Дж. Дрейк	Р. Удденберг	Р. Плат	Дж. Стоунер , Р. Хелберг	Э. Мокк , Х. Лонгфельдер
Головная организация (генподрядчик работ)		ОКБ-52 ГКАТ	ОКБ-155 ГКАТ	ОКБ-156 ГКАТ	Boeing Airplane Co. Aero-Space Division → Pilotless Aircraft Division
Задействованные структуры	маршевый двигатель	НИИ-125 ГКОТ	ГКАТ
	вспомогательная силовая установка	не предусматривалась
	стартовый двигатель				Aerojet-General Corp.			Thiokol Chemical Corp.
	аэродинамические элементы	ЦАГИ ГКАТ			Canadair Ltd. ( оперение , крылья и элероны ), и ( обтекатели )
	головка самонаведения	НИИ-17 ГКАТ	НИИ-5 ГАУ МО		Westinghouse Electric Corp.
	бортовое механическое и электрооборудование	СКБ-41 ГКРЭ			IBM Computers Co. ,
					, General Electric Corp.		Motorola Inc. ,
							Lear, Inc.	, Hamilton Watch Co.
	наземное оборудование и сопряжённые работы	КБ-1 ГКРЭ			Food Machinery and Chemical Corp. ( пусковая установка , подъёмное устройство и гидравлика ), IT&T Federal Laboratories, Inc. (контрольно-проверочное оборудование для эксплуатационного и технического обслуживания , электрическая цепь запуска)
	другие	НИИ-1 ГКАТ	н/д	н/д	+ несколько сотен малых предприятий — субподрядчиков в США и Канаде
Вид вооружённых сил или род войск — эксплуатант (фактический или потенциальный)		Войска ПВО СССР			Военно-воздушные силы США , Королевские военно-воздушные силы Канады ( Военно-воздушные силы Швеции отказались от участия в проекте)
Год начала разработки		1959	1958	1959	1949	1950	1951	1955	1957
Год постановки на боевое дежурство		не ставились					1959	1961	не ставились
Год снятия с боевого дежурства							1964	1972
Всего выпущено, ед.		—	—	—	49	45	269	301	130
Неполный цикл стрельбы (заявленный разработчиком), с		—	—	—	н/д	120	120	30	30
Стартовый двигатель	тип двигателя	твердотопливный			жидкостный			твердотопливный
	количество и модификации	2 × ТРУ		1 × ТРУ	1 × Aerojet XLR59-AJ-5		1 × Aerojet LR59-AJ-13	1 × Thiokol XM51
Маршевый двигатель	тип двигателя	Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
	количество и модификации	1 ×	1 × РД-085	1 или 2 × ПВРД	2 × Marquardt XRJ43	2 × Marquardt XRJ43-MA-3	2 × Marquardt RJ43-MA-3	2 × Marquardt RJ43-MA-7 или RJ43-MA-11	2 × Marquardt RJ57 или RJ59
	используемое топливо	порох	авиатопливо Т-5 (на основе керосина )	н/д	ракетное топливо JP-3 (на основе керосина )	ракетное топливо JP-4 (на основе керосина )	бензин 80-октановый	ракетное топливо JP-4 (на основе керосина )	н/д
Параметры маршевого двигателя	длина, мм	н/д	4300	7000		4191	3683	н/д	н/д
	диаметр камеры сгорания, мм	н/д	850	н/д	711	716	610	н/д	н/д
Тяга стартового двигателя, кгс		15880		н/д	н/д	15876	15876	22680
Тяга маршевого двигателя, кгс		н/д	10430	н/д	н/д	785 × 2 (1570) 5443 × 2 (10886)	5216 × 2 (10432)	5443 × 2 (10886)	н/д
Длина полная, мм		н/д	11772,9	9600	10668	12557,76	14274,8	13741,4	14249,4
Высота полная, мм		н/д	2727,6	н/д		3139,44	3149,6	3149,6	3124,2
Размах крыла, мм		н/д	6606,8	2410	4267,2	5516,88	5537,2	5537,2	5537,2
Размах горизонтального оперения, мм		н/д	3919	н/д	н/д	н/д	3200	3200	3204
Диаметр фюзеляжа, мм		н/д	947,2	н/д	889	914,4	889	889	889
Дальность перехвата, км		500—600	800—1000	300—350	231	463	418	708	764
Высоты перехвата, км		35—40	25—35	30	18	18	18	30	21
Практический потолок , км		—	—	—	18,3	18,3	19,8	30,5	21,3
Маршевая скорость, М		2,8	4,3	3,48	2,1	2,5	2—3,5	2—3,95	3,9—4
Располагаемая перегрузка , g		±5	н/д	н/д	н/д	н/д	±7	н/д	н/д
Масса взлётная, кг		7000—8000		2960	5556	5443	7085	7272	6804
Масса маршевого двигателя, кг		н/д	740	1460	н/д	206 × 2 (412)	229 × 2 (458)	н/д	н/д
Время полёта, мин		н/д	до 20	н/д	н/д	до 5,5	до 10,5	н/д	н/д
Тип, масса и мощность боевой части , кт		обычная или ядерная		обычная или ядерная (190 кг)	обычная или ядерная (136 кг)		обычная (151 кг / 0,454 кт, не использовалась) или ядерная, изменяемой мощности W-40 (160 кг / 7—10 кт)		обычная (до 907 кг) или ядерная W-40 (160 кг / 7—10 кт)
Система управления комплексом	стратегическое звено	АСУ « »			АСУ (SAGE)
					АСУ IBM AN/FSQ-7 и/или
	оперативно-тактическое звено	АСУ « »
					АСУ Westinghouse AN/GPA-35 (одновременное сопровождение до двух перехватчиков)
Система наведения перехватчика	начальный участок	полёт по заданной траектории (на автопилоте )
	маршевый участок	комбинированная (наземные автоматизированные системы управления + бортовая аппаратура управления )
	конечный участок траектории	радиокомандная КРУ «Лазурь-М» с АЦВК «Каскад» и СПК «Радуга» или с помощью бортовой навигационной аппаратуры ( радиолокационного самонаведения ) РЛГСН «Зенит»			радиокомандная AN/FPS-3 и активная радиолокационная Westinghouse AN/APQ-41		радиокомандная AN/FPS-3 или General Electric AN/CPS-6B активная импульсная радиолокационная Westinghouse AN/DPN-34	радиокомандная AN/FPS-20 и инерциальная (активная радиолокационная) Westinghouse AN/DPN-53	радиокомандная AN/FPS-20 и активная радиолокационная Westinghouse AN/APQ-41
		радиолокационная с непрерывным излучением или импульсная	н/д	радиолокационная
Поражаемые цели (заявленные разработчиком)	скоростной режим	сверхзвуковые			дозвуковые			сверхзвуковые
	вид, тип и класс	аэродинамические и баллистические цели: пилотируемые летательные аппараты (любой конфигурации), управляемые ракеты воздушного базирования , крылатые ракеты наземного базирования , баллистические ракеты малой дальности , межконтинентальные баллистические ракеты на встречных и встречно-пересекающихся курсах
Категория мобильности		стационарный	стационарный		стационарный, шахтного базирования (режим хранения — в горизонтальном положении), вертикального наземного запуска
			самоходный
Стоимость одного серийного боеприпаса , млн $ в ценах 1958 года		серийно не изготавливались			6,930	3,297	0,9125	1,812	4,8
Источники информации Ерохин Е. И. . Поляченко В. А. На море и в космосе: Воспоминания. — СПб.: Морсар АВ, 2008. — С. 54—60. — 224 с. — ISBN 5-93599-001-8 . Ригмант В. Г. Под знаками «АНТ» и «Ту» // Авиация и космонавтика . — 1999. — № 10 (51) — С. 44. — ISSN 0373-9821. . — Washington, D.C.: Office of the Secretary of the U.S. Air Force, 23 February 1954. — P. 3—4. — 4 p. Hanson, C. M. . — San Diego, Calif.: Convair , 2 November 1957. — P. 15. . — Washington, D.C.: Office of the Secretary of the U.S. Air Force, 8 May 1958. — P. 2—8 — 10 p. . — San Diego, Calif.: Convair , 7 August 1959. — P. 1—5. — 2 p. BOMARC’s Role in Air Defense. / Department of Defense Appropriations for 1959 : Hearings, 86th Congress, 2nd Session (англ.) . — Washington : U.S. Government Printing Office, 1958. — P. 341—350. Status of BOMARC Program. / Department of Defense Appropriations for 1961 : Hearings, 86th Congress, 2nd Session (англ.) . — Washington : U.S. Government Printing Office, 1960. — Vol.11 — P. 341—346. The DOD fiscal year 1959 funds released on December 15, 1958, for BOMARC missiles. / Department of Defense Appropriations for 1961 : Hearings, 86th Congress, 2nd Session (англ.) . — Washington : U.S. Government Printing Office, 1960. — Vol.17 — P. 263. . — Washington, D.C. : Department of the Air Force, Directorate of Readiness and Materiel Inspection, 1958. — 23 p. Military Construction Authorization, Fiscal Year 1960 : Hearings, 86th Congress, 1st Session (англ.) . — Washington, D.C. : U.S. Government Printing Office, 1960. — P. 26—42, 316—325. Army, Navy, Air Force Journal : spokesman of the services. — Washington, D.C.: Army and Navy Journal, Inc. — Vol. 99. ADC Has “Impressive Resources” For Aerospace Defense (англ.) . // 21 October 1961. — P. 1, 4. Bomarc B Installed At Langley AFB (англ.) . // 28 October 1961. — P. 20. AF’s “Tiddle” Process Automates Intecepts For Fighter Aircraft (англ.) . // 25 November 1961 — P. 9. Air Force Defense Missile Wing Tells Possible Change In Bomarc System (англ.) . // 2 December 1961. — P. 26. Bomarc Program. / Pyramiding of Profits and Costs in the Missile Procurement Program : Hearings, 87th Congress, 2nd Session (англ.) . — Washington, D.C. : U.S. Government Printing Office, 1962. — Vol. 10 — Pt. 4.(Bomarc Program) — P. 631—937. Baar, James ; Howard, William E. Spacecraft and Missiles of the World, 1962 (англ.) . — N.Y.: Harcourt, Brace & World, 1962. — P. 94. — 117 p. Jacobs, Horace ; Whitney, Eunice Engelke . Missile and Space Projects Guide 1962 (англ.) . — N.Y.: Springer , 1962. — P. 32. — 235 p. . // Missiles and rockets : The weekly of space engineering. — Washington, D.C.: American Aviation Publications, Inc., September 2, 1963. — Vol. 13 — № 10. — P. 21. BOMARC A Fact Sheet.

Примечания