использованием маршевого ПВРД с разгоном до крейсерской скорости, соответствующей числу М=3 при вертикальном старте с земли с помощью ускорителей с ЖРД.
Успехи в создании межконтинентальной баллистической ракеты Р-7 конструкции С.П.Королева, первый пуск которой состоялся 15 мая 1957г., а полет на расчетную дальность 21 августа 1957 г., привели к тому, что в СССР работы по крылатым летательным аппаратам с межконтинентальной дальностью были прекращены.
Одновременно с работами по самолету PC ОКБ-256 вышло с предложением о создании сверхзвукового стратегического реактивного самолета-разведчика для проведения оперативной разведки на возможном театре военных действий и в тылу вероятного противника.
31 августа 1956 г. вышло постановление правительства, а 15 января 1957 г. ВС сформулировал тактико-технические требования на самолет-разведчик, получивший обозначение: РСР.
Согласно этим требованиям. РСР должен был стать первым в мире самолетом со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета способным проводить разведку на удалении 1700 км от аэродрома базирования в любое время суток. Максимальная скорость самолета должна была достигать почти тройной скорости звука при высоте над целью 25.5 км. Эскизный проёкт. выпущенный 26 июня 1957 г., подтвердил реальность выполнения этих требований. РСР мог набрать высоту 20 км в течении 15 минут с момента взлета.
Скорость звука самолет проходил на высоте 8.5 км через 4 минуты после взлета. На высоте 10.7 км при скорости 420 м/с проводился сброс подвесных топливных баков, а после набора высоты РСР выполнял длительный полет с большой сверхзвуковой скоростью.
Максимальная высота полета самолета планировалась 26.7 км при скорости до 2800 км/ч (М=2.65), а дальность полета на высотах более 20 км при несколько меньшей скорости достигала 3760 км. Снижение самолета для захода на посадку могло начаться за 500 км до аэродрома. Длина разбега РСР составляла 1300 м при скорости отрыва с выпущенными закрылками 330 км/ч, угле атаки до 9° и взлетной тяге двигателей 9.5 тс. а длина пробега -1200 м при посадочной скорости 245 км/час.
Во время полета РСР должен был соблюдать режим радио- и радиолокационного молчания. Уже в то время обращалось внимание на обеспечение малого радиолокационного отражения от самолета за счет выбора соответствующей формы аппарата и применения радиопоглощающих покрытий для обшивки.
Предусматривалось также выполнение кратковременного маневра с перегрузкой до 2,5 единиц с целью уклонения от ракет (горка с динамическим потолком 42 км) и применение средств создания активных и пассивных помех в радиодиапазоне.
Согласно эскизному проекту, аэродинамическая схема РСР имела ряд уникальных особенностей: крыло малого (1,67) удлинения со стреловидностью 58° по передней кромке имело сверхзвуковой аэродинамический профиль, образованный двумя трапециями с острыми передними и задними кромками (относительная толщина профиля составляла всего 2,5%); двигатели в обтекаемых мотогондолах были закреплены на концах крыла, что в сочетании с очень тонким фюзеляжем большого (18,6) удлинения обеспечивало самолету РСР достаточно высокое аэродинамическое качестве, равное 5,3 при угле атаки 5° и скорости полета, соответствующей числу М-2,65 на высотах 20-22 км.
Предусматривалась автоматическая перекачка топлива из подвесных топливных баков в задние баки и определенный порядок их выработки, при этом обеспечивалось оптимальное положение центра масс: на взлете 25%, на маршевом участке 45% и на посадке 26,4% средней аэродинамической хорды крыла, равной 8,08 м. Крыло имело элероны и закрылки, площадь которых составляла соответственно 4% и 7,7% площади крыла с подфюзеляжной частью.
Цельноповоротный вертикальный киль с относительной толщиной 3,5% имел угол отклонения +/-18°. Цельноповоротные плоскости горизонтального оперения имели тот же аэродинамический профиль, что и крыло, с относительной толщиной 3,5% и диапазон углов отклонения от 10° до -25°. Органы управления самолета РСР имели гидроусилители, жесткие тяги, валы и механизмы загрузки.
Подвесные топливные баки диаметром по 0,65 м и длиной по 11,4 м вмещали 4,4 т топлива. Конструкция крыла самолета РСР имела обшивку, выполненную из алюминиевого сплава Д-16Т, пять лонжеронов и набор нервюр. Масса квадратного метра конструкции консолей крыла составляла 30 кг. Для увеличения жесткости крыла на кручение при работе элеронов часть обшивки крыла выполнялась из алюминиево-бериллиевого сплава. Из этого же сплава выполнялась конструкция элеронов и цельноповоротных плоскостей оперения.
Фюзеляж самолета состоял из восьми отсеков: носового кока, приборного отсека, отсека кабины с двойной оболочкой и теплоизоляцией, переднего несущего топливного бака, средней части, хвостового двухсекционного несущего топливного бака, рулевого отсека и кормового топливного бака.
Летчик самолета РСР, одетый в скафандр, размещался в гермокабине, давление воздуха в которой у Земли равнялось 780 мм рт.ст., а на максимальной высоте – 460 мм рт.ст. Температура в кабине при температуре наружного воздуха -60°С не должна была превосходить 30°С. На борту имелась автономная система кондиционирования воздуха в скафандре. В полете скафандр летчика вентилировался от основной системы вентиляции. При выходе ее из строя аварийная система наддува осуществляла вентиляцию скафандра в течении 15 минут. При разгерметизации гермокабины давление в скафандре 'соответствовало давлению на высоте не более 11,5 км. Кислородное питание летчика подавалось независимо от герметичности кабины. Было предусмотрено катапультирование летчика при необходимости.
В фюзеляже размещались также один расходный топливный бак, турбоагрегат и вставной бак с пропаном, используемым в основном для целей охлаждения приборов и оборудования в сочетании с теплоизоляцией. Топливные баки самолета выполнялись из алюминиевого сплава Д-20. Температура обшивки планера РСР при достижении скорости соответствующей числу М=2,65 могла достичь 220°С, однако к этому времени масса самолета уменьшалась с 21 до 16 тонн, а скоростной напор с 3500 кг/кв.м до 2100 кг/кв.м и, таким образом, расчетные нагрузки на конструкцию снижались пропорционально падению ее прочности от нагрева. Таким образом, удалось сохранить для всей конструкции самолета использование алюминиевых сплавов, не переходя к титановым сплавам и стали. Остаточные деформации за счет ползучести материала обшивки планера не имели места, т.к. штатная перегрузка в полете не превышала 1,2д, а количество циклов нагружения было мало.
По проекту предполагалось оснастить самолет РСР двухконтурными турбореактивными двигателями Д-21 разработки ОКБ-19 П АСоловьева с диаметром 1,23 м, которые были расчитаны на взлетную тягу 4,5-5 тс при удельном расходе топлива 2,6 кг/кгсч и номинальную тягу 2,2 тс на крейсерском режиме при скорости полета, соответствующей числу М 2,5 на высоте 20 км при удельном расходе топлива 2,05 кг/кгс ч. Масса каждого двигателя должна была составлять 900 кг. ресурс не менее 100 ч.
Самолет РСР должен был иметь шасси велосипедного типа, состоящее из передней и задней опор со сдвоенными колесами, двух поддвигательных опор с колесами и хвостовой опоры-костыля. Предусматривалось наличие и тормозного парашюта. Самолет РСР мог совершить взлет и посадку на аэродромы II класса.
Точность самолетовождения при полете по маршруту с использованием радиолокационных ориентиров через 500 км могла быть не хуже +/-10 км, а при выходе в район цели с использованием комплекса автоматических систем, включающего в себя астроинерциальную систему в сочетании с гировертикалью, курсовой системой, единым пилотажно- навигационным прибором, радиолокационным визиром и автопилотом – до 3-5 км.
Специальное разведывательное и оборонительное оборудование самолета РСР должно было состоять из: радиолокационного прицела с фотоприставкой и станции радиоразведки и установленных в носовом коке, способных производить разведку промышленных центров с расстояния 250 км и обнаруживать радиолокационные станции на расстояниях составляющих 125% от дальности их действия: фотоаппаратуры, расположенной за передним топливным баком, которая включала два фотоаппарата с фокусным расстоянием 1000 мм и два фотоаппарата с фокусным расстоянием 200 мм или фотоаппарат с фокусным расстоянием 1800 мм и два фотоаппарата с фокусным расстоянием 200 мм: оптического прицела
