РМ-500

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Р-500
беспилотный перехватчик
Transparent bar.gif
Эскиз перехватчика Р-500 к комплексу С-500 : иллюстрация из "Encyclopedia Astronautica", автор — Mark Wade (2007)
Тип крылатая ракетабеспилотный перехватчик класса «земля—воздух»
Статус на вооружение не принимался
Разработчик Флаг СССР Отдельное конструкторское бюро № 155
Главный конструктор Микоян А. И. (главный конструктор)
Годы разработки 1958–1961
↓Все технические характеристики

Беспилотный перехватчик РМ-500 (РМ — «ракета Микояна», по фамилии главного конструктора; также использовались наименования КР-500 — «крылатая ракета», самолёт «З» — «зенитный», и РЖракета на жидком топливе)[1]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 С-500[2].

Ход проекта[править | править код]

Задание на разработку экспериментального беспилотного перехватчика класса «земля—воздух» было получено отдельным конструкторским бюро № 155 в июне 1958 г.[3] 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)[4]: 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 пороховых ракетных двигателей (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 центра масс. 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 ОКБ-670 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, ПРД 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[2]. 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:

«Для развития нового направления конструкторскому бюро Микояна требовались новые площади, новые люди. Заниматься ракетами в ущерб истребителям никому и в голову не могло прийти. Вот тут очень кстати пришлось бывшее поликарповское КБ, новый руководитель которого так неразумно цеплялся за неперспективную тематику. Микоян предложил объединить усилия двух организаций под своим, естественно, руководством. А заодно и прихлопнуть конкурента. Об этом, конечно, вслух не говорилось. А тут и оказия подоспела.
Сергей Хрущёв в своих мемуарах[4]
»

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[5].

Завершение проекта[править | править код]

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[6].

Устройство[править | править код]

Перехватчик представлял собой двухступенчатую крылатую управляемую ракету класса «земля—воздух», включающую в себя:[2]

Бортовое оборудование РМ-500 включало в себя:[6]

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[6].

Характеристики[править | править код]

Расчётные лётно-технические и тактико-технические характеристики перехватчика были следующими:[2]

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

Сравнительная характеристика[править | править код]

Просмотр этого шаблона
Общие сведения и сравнительная тактико-техническая характеристика советских беспилотных перехватчиков Ту-131, РМ-500 и РЧ-500
комплекса дальнего перехвата С-500 и американских беспилотных перехватчиков BOMARC системы противовоздушной обороны IM-99/CIM-10 (с модификациями)
Наименование перехватчика РЧ-500 РМ-500 Ту-131 XIM-99A Initial YIM-99A Advanced IM-99A IM-99B XIM-99B Super
Ответственное лицо главный конструктор менеджер 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 ОКБ-670 ГКАТ Marquardt Corp.
вспомогательная силовая установка не предусматривалась Thompson Ramo Wooldridge Corp.
стартовый двигатель Aerojet-General Corp. Thiokol Chemical Corp.
аэродинамические элементы ЦАГИ ГКАТ Canadair Ltd. (оперение, крылья и элероны),
Brunswick Corp. и Coors Porcelain Co. (обтекатели)
головка самонаведения НИИ-17 ГКАТ НИИ-5 ГАУ МО Westinghouse Electric Corp.
бортовое механическое и электрооборудование СКБ-41 ГКРЭ IBM Computers Co., Bendix Aviation Corp.
Willow Run Research Center, General Electric Corp. Motorola Inc., General Precision Corp.
Lear, Inc. Kearfott Corp., 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 — оператор (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)
, сек
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 × ПРД 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 «Воздух-1» АСУ Semi-Automatic Ground Environment (SAGE)
АСУ IBM AN/FSQ-7 и/или
оперативно-тактическое звено АСУ «Луч-1»
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 Bendix AN/FPS-3 и активная р.-локационная Westinghouse AN/APQ-41 радиокомандная Bendix AN/FPS-3 или General Electric AN/CPS-6B и активная импульсная р.-локационная Westinghouse AN/DPN-34 радиокомандная Bendix AN/FPS-20 и инерциальная (активная р.-локационная) Westinghouse AN/DPN-53 радиокомандная Bendix AN/FPS-20 и активная р.-локационная Westinghouse AN/APQ-41
р.-локационная с непрерывным излучением или импульсная н/д р.-локационная
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 амер. долл. в ценах 1958 г.
серийно не изготавливались 6,930 3,297 0,9125 1,812 4,8


Примечания[править | править код]

  1. Официальное наименование ракеты было Р-500. Литеру «М» было предложено использовать в индексе образца на совещании в ГКРЭ 22 декабря 1959 г. для того, чтобы отличать его от ракеты с одинаковым индексом — Р-500, иначе называемой РЧ-500 (где РЧ означало «ракета Челомея», по фамилии главного конструктора), предназначавшейся для использования тем же комплексом.
  2. 1 2 3 4 Ерохин Е. И. Забытый проект. О беспилотном перехватчике Р-500. // Крылья Родины : Ежемесячный научно-популярный журнал. — М.: Редакция журнала «Крылья Родины», 2000. — №2(593). — С.8. — ISSN 0130-2701.
  3. Якубович Н. В. Неизвестный «МиГ». Гордость советского авиапрома. — М.: Яуза, ЭКСМО, 2012. — 480 с. — (Война и мы. Авиаконструкторы) — Тираж 2 тыс. экз. — ISBN 978-5-699-56641-9.
  4. 1 2 Хрущёв С. Н. Никита Хрущев: Рождение сверхдержавы. — М.: Время, 2010. — С.208 — 576 с. — (Трилогия об отце) — ISBN 978-5-9691-0531-7.
  5. Поляченко В. А. На море и в космосе: Воспоминания. — СПб.: Морсар АВ, 2008. — С.59 — 224 с. — Тираж 1500 экз. — ISBN 5-93599-001-8.
  6. 1 2 3 Микоян, Гуревич Р-500 — Авиационная энциклопедия «Уголок неба»