Ракетно-вертолетный комплекс Ми-10РВК с десантируемой пусковой установкой ЗИЛ-135В

Вертолетная пусковая установка ЗИЛ-135В (индекс ГРАУ - 9П116) создавалась в соответствии с секретным ПСМ от 5 февраля 1962 года. В обязанности СКБ ЗИЛ входило общее проектирование, в результате которого были разработаны три варианта вертолетной пусковой установки. После отбора наиболее оптимальной версии в сентябре 1962 года на ЗИЛе построили первый макетный прототип.

Для транспортировки пусковой установки ЗИЛ-135В предполагалось использовать внешнюю жесткую подвеску тяжелого вертолета Ми-10, известного как «летающий кран». Вся система (вертолет + пусковая установка) получила наименование ракетно-вертолетный комплекс Ми-10РВК (индекс ГРАУ - 9К74).
В установке ЗИЛ-135В воплотили в жизнь не только самые оригинальные и смелые технические решения и находки, но и столь же смелая, однако нелепая идея скрытной доставки по воздуху колесной машины и ее десантирования посадочным способом в тыл противника или в труднопроходимые места для произведения единственного внезапного ракетного удара. По расчетам конструкторов, расстояние от точки взлета вертолета до точки пуска составляла до 270 км.

Завод «Дзержинец» занимался разработкой и изготовлением электрооборудования, а затем собрал еще три установки. На них впервые в отечественной практике была внедрена электрическая трансмиссия с четырьмя мотор-колесами и редукторами конструкции СКБ ЗИЛ.
Уникальная самоходная машина представляла собой массивный обтекаемый несущий корпус-контейнер диаметром 1,8 м, установленный на четыре односкатных 20-дюймовых колеса и заряженный одной крылатой ракетой С-5В (4К95) длиной около 10 м и стартовой массой порядка 4 т.
Масса ВПУ без ракеты составляла около 5,5 т, полная - 12 т. Максимальная высота по кабине в транспортном положении - 3,3 м. Время приведения в боевое положение - 5 минут. Взлетная масса комплекса РВК достигала 44,6 т.
Спереди на нем помещалась широкая застекленная 2-местная кабина управления со стеклопластиковой облицовкой. По ее бокам и сзади находились силовой блок, электрогенератор постоянного тока, гидронасос и стеклопластиковые топливные баки, для доступа к которым с обеих сторон корпуса вели лестницы и решетчатые рабочие площадки.

Ведущие электромотоколеса ДТ-22 мощностью по 22 кВт с принудительной вентиляцией и понижающими планетарными редукторами получали электроэнергию от 120-киловаттного генератора ГЭТ-120 постоянного тока с приводом от компактного газотурбинного двигателя ГТД-350 конструкции ленинградского Завода имени В. Я. Климова.
Этот силовой агрегат был создан для вертолета Ми-2, имел сухую массу всего 139,5 кг, длину - 1350 мм и развивал номинальную мощность 316 л. с. Все колеса крепились на корпусе жестко без подвески. Передние были управляемыми и устанавливались на вертикальных поворотных шкворнях, задние монтировали на концах подъемных стоек с электрогидравлическим управлением для приведения ВПУ в боевое наклонное положение.

Установка 9П116 могла самостоятельно передвигаться со скоростью 18 км/ч на расстояние до 40 км от места приземления и после проведения пуска ракеты возвращалась к вертолету, закреплялась на его подвеске и транспортировалась в обратном направлении.

Пусковая установка 9П116 для осуществления «выстрела» приподнимала на гидравлических домкратах свою заднюю часть, открывалась крышка, после чего и осуществлялся пуск ракеты. В ходе испытаний, прошедших в Фаустове, с вертолетной пусковой установки 9П116 было запущено несколько С-5В.
В ходе испытаний был выявлен ряд существенных недостатков вертолетного комплекса 9К74. В числе недостатков были большая «парусность» вертолета с пусковой установкой на борту и его снос ветром, дальность полета вертолета была гораздо меньше расчетной. Кроме этого причиной непринятия пусковой установки стало снятие с вооружения ракет, под которые она разрабатывалась.
11 ноября 1965 года Совет Министров вынес постановление о прекращении работ по вертолетной пусковой установке.

Летно-технические характеристики ракетно-вертолетного комплекса Ми-10РВК:
Диаметр главного винта, м: 35,00;
Диаметр хвостового винта, м: 6,30;
Длина, м: 32,86;
Высота, м: 7,80;
Масса, кг: пустого – 25000, максимальная взлетная – 44600;
Тип двигателя: 2 ГТД Авиадвигатель (Соловьев) Д-25В;
Мощность, кВт: 2 х 4045;
Максимальная скорость, км/ч: 200;
Крейсерская скорость, км/ч: 185;
Практическая дальность, км: 650;
Радиус действия, км: 250;
Практический потолок, м: 3000;
Статический потолок, м: 2200;
Экипаж, чел: 3

Технические характеристики ракетной пусковой установки 9П116:
Колесная формула: 4х4;
Масса без ракеты, т: 5,5;
Полная масса, т: 12;
Высота по кабине в транспортном положении, м: 3,3;
Электромотор-колеса: ДТ-22 мощностью -22 кВт;
Газотурбинный двигатель: ГТД-350 мощностью — 350 л.с.;
Вооружение: крылатая ракета С-5В;
Время перехода в боевое положение, мин: до 5;
Экипаж, чел.: 2