W 1960 r. Departament Uzbrojenia Ministerstwa Obrony Narodowej zlecił Instytutowi Lotnictwa opracowanie rakietowego pocisku przeciwpancernego (RPP) kierowanego przewodowo do zwalczania czołgów i pojazdów opancerzonych. Założenia do opracowania konstrukcji tego pocisku, któremu nadano oznaczenie RPP (rakietowy pocisk przeciwpancerny), sformułowano następująco:

- pocisk ma być przeznaczony do zwalczania współczesnych czołgów i pojazdów opancerzonych, poruszających się z prędkością do 50 km/h (to założenie określało grubość przebijanego pancerza, zasięg pocisku i szybkość jego odpalania),
- pocisk ma być obsługiwany przez pojedynczego żołnierza bez używania specjalnych urządzeń do jego transportu i odpalania (z tego założenia wynikała masa maksymalna pocisku).

Na podstawie przeprowadzonej analizy, uwzględniającej m.in. dostępne wówczas możliwości technologiczne i materiałowe, sformułowano następujące założenia wyjściowe do opracowania konstrukcji pocisku RPP:
- kaliber- 130 mm,
- układ aerodynamiczno-konstrukcyjny czterostatecznikowy,
- stabilizacja automatyczna w orientacji X w stosunku do poziomu,
- start pocisku z ziemi (ze stateczników), bez wyrzutni, silnik startowy zamocowany pod kadłubem z dyszą skierowaną ukośnie w dół,
- elementy wykonawcze układu kierowania- interceptory,
- linia przesyłowa sygnałów układu kierowania dwuprzewodowa, składająca się z dwóch szpul,
- pocisk w stanie operacyjnym bez opakowania.

Do opracowania tematu przystąpił zespół młodych pracowników. W krótkim czasie rozpoczęto konstruowanie zespołów i podzespołów oraz przystąpiono do wykonawstwa zespołów prototypowych. Rozpoczęto badania aerodynamiczne modeli pocisku dla określenia konfiguracji kadłub-stateczniki. Skonstruowanie pocisku wymagało zastosowania nowych, mało znanych w Instytucie Lotnictwa tworzyw, nie produkowanych seryjne w kraju elementów gotowych (np. tranzystory, przewód linii telesterowania), nowych technologii oraz nowych metod badań. Kierowanie pracami nad RPP zlecono Zakładowi Silników Bezsprężarkowych Ośrodka Silników Instytutu Lotnictwa, a wykonanie pocisku- Zakładowi Doświadczalnemu przy Instytucie Lotnictwa. Początkowo zakładano zbudowanie pocisku o kalibrze 130 mm, masie startowej ok. 17 kg i zasięgu 2200 m. Miał on startować z ziemi (bez wyrzutni) i nie obracać się podczas lotu. W związku z takim rozwiązaniem silnik startowy miał odchyloną dyszę, a pocisk startował z ziemi pod pewnym kątem. Układ konstrukcyjny pocisku wynikał z podstawowych założeń, określających sposób startu. Ich konsekwencją był: kształt stateczników, uchwyt do przenoszenia pocisku i umieszczenie skrzynki zasilania pokładowego. Zespół napędowy składał się z dwóch silników rakietowych na paliwo stałe: startowego i marszowego. Komory spalania silników nie miały izolacji cieplnej ze względu na brak doświadczenia w dziedzinie materiałów izolacyjnych i musiały mieć grubsze ścianki, co wpłynęło niekorzystnie na masę zespołu i całego pocisku.

Już w czasie prac nad projektem wstępnym pocisku przeprowadzono próby związane z rozwijaniem przewodu. Ujawniły one poważne trudności przy realizacji dwuszpulowego układu linii przesyłowej impulsów ze stanowiska operatora do układu kierowania. W związku z tymi trudnościami zrezygnowano z układu dwuszpulowego na rzecz jednego przewodu czterożyłowego w oplocie jedwabnym, nawiniętego na szpulę, wewnątrz której znajdował się silnik marszowy. Badania nad dynamicznym rozwijaniem przewodu i pracą zespołu napędowego sprawdzono na makiecie. Próby dynamiczne umożliwiły opanowanie problemu z rozwijaniem przewodu i ograniczeniem rozrzutu pocisków w czasie startu. Wykazały także, że układ wymaga dużej dokładności ustawienia osiowego dyszy silnika startowego w stosunku do środka mas i osi geometrycznej pocisku. Ponadto układ kierowania RPP-1 sprawiał trudności, polegające na wzajemnym oddziaływaniu sygnałów stabilizujących i kierunkowych.

Próby poligonowe makiet pocisku RPP-1, wyposażonych w silnik startowy i marszowy oraz zastępcze modele układu kierowania i głowicy, rozpoczęto w lipcu 1960 r. Do trudniejszych problemów w przygotowywaniu makiet do prób należało ich wyważenie, wymagające bardzo ścisłych tolerancji wymiarowych w usytuowaniu środka ciężkości względem osi działania ciągu. Wynikało to z przyjętej konstrukcji pocisku, w której silnik startowy znajdował się na zewnątrz kadłuba z kątem odchylenia dyszy 23°. Przy niewielkim odchyleniu kierunku działania ciągu do osi silnika powstawał znaczny moment zniekształcający tor lotu. Niewielkie niedokładności wymiarowe w ustawieniu stateczników (przekoszenie) były przyczyną obrotu pocisku wzdłuż osi podłużnej, co powodowało lot po spirali, a czasem nurkowanie. W 1960 i 1961 r. przeprowadzono 9 prób makiet, w tym 5 tylko z silnikiem startowym. W lutym 1961 r. rozpoczęto próby trzech pocisków RPP-1 z układem kierowania, ale przerwano je w związku ze zmianą koncepcji układu konstrukcyjnego i funkcjonalnego pocisku.

Po konsultacjach w Związku Radzieckim zmieniono koncepcję pocisku. W połowie 1962 r. przystąpiono do opracowania kolejnej wersji pocisku, którego masa maksymalna miała nie przekraczać 12 kg, masa z zasobnikiem transportowym- 15 kg, start pocisku odbywał się z zasobnika-wyrzutni, a zasięg określono na 2000 m. Inne wymagania pozostały bez zmian. Przyjęto następujące wyjściowe założenia funkcjonalne i konstrukcyjne do opracowania projektu nowej wersji pocisku, który otrzymał nazwę ”Diament-1”:
- kaliber 100 mm,
- pocisk wykonany w układzie osiowo-symetrycznym obraca się w czasie lotu,
- start pocisku odbywa się z zasobnika, będącego jego opakowaniem,
- zdalne kierowanie pociskiem odbywa się przy użyciu jednego przewodu 3-żyłowego nawiniętego na szpulę, wewnątrz której znajdować się miał silnik startowy,
- elementy wykonawcze układu kierowania- interceptory,
- zespół napędowy osiowo-symetryczny z silnikami umieszczonymi jeden za drugim,
- komory spalania silników rakietowych z izolacją cieplną,
- konstrukcja pocisku zgrzewana ze stopów lekkich ze statecznikami przekładkowymi.

Kaliber pocisku ze względów aerodynamicznych i wymaganej grubości przebicia pancerza został przyjęty jako równy średnicy głowicy. Pocisk osiowo-symetryczny, obracający się w czasie lotu nie wymaga stabilizacji, a jedynie przełącznika sygnałów sterujących i dlatego jest prostszy i łatwiejszy w realizacji niż układ z automatyczną stabilizacją. Zasobnik­ wyrzutnia, związany z pociskiem i stanowiący jego opakowanie, chronił pocisk przed oddziaływaniem warunków atmosferycznych i uszkodzeniami mechanicznymi oraz zapewniał możliwość odpalenia bez względu na rodzaj gruntu i warunki pogodowe. Start pocisku z prowadnicy w zasobniku jest bardziej precyzyjny, niż start z ziemi (stateczników). Użycie jednoprzewodowej linii przesyłowej w układzie kierowania pocisku uprościło problem jego rozwiązania i umożliwiło bardziej racjonalne wykorzystanie przestrzeni w kadłubie. Posobny układ silników pozwolił na maksymalne wykorzystanie objętości kadłuba, co miało poważny wpływ na masę i wymiary pocisku, natomiast zastosowanie izolacji cieplnej w komorach. spalania silników rakietowych zespołu napędowego- na uzyskanie bardzo korzystnego stosunku masy silników do ich impulsu całkowitego.

Pierwsze próby makiet pocisku ”Diament” ujawniły trudności związane z rozwijaniem przewodu. Po kolejnych badaniach zaostrzono wymagania techniczne dotyczące sposobu nawijania i konstrukcji szpuli. Badania pierwszej partii pocisków wykazały małą pewność działania bloku kierowania i interceptorów. Pocisk miał też zbyt duży rozrzut toru w fazie startowej, a w końcowej fazie lotu- małą sterowność w górę. Następnym poważnym mankamentem było dymienie silnika startowego i marszowego pocisku RPP, co utrudniało jego obserwację podczas lotu. W wyniku długotrwałych i pracochłonnych badań, wymagających wielu odstrzałów i innych prób, wszystkie te niedomagania pocisku zostały eliminowane.

Na podstawie wyników badań laboratoryjnych i poligonowych przystąpiono w 1963 r. do opracowania dokumentacji konstrukcyjnej drugiej partii prototypowej pocisku ”Diament II”. Postanowiono teraz zwrócić większą uwagę na integralność zespołów. Blok kierowania umieszczono w szczelnej obudowie, która była też elementem pracującym w środkowej części kadłuba. Interceptor stanowił integralny zespół, zamknięty owiewkami. Uzyskano w ten sposób pełną wymienność zespołów. Zmieniono konstrukcję interceptora, podwyższając niezawodność działania układu kierowania, do napędu żyroskopowego przełącznika impulsów sterujących zastosowano zaś prochową wytwornicę gazów zamiast sprężonego powietrza. Lepszą widoczność pocisku podczas lotu uzyskano montując na końcach stateczników smugacze świetlne.

Aby nadać pociskom ruch obrotowy w locie, zaklinowano stateczniki pod kątem 2°, co było korzystniejsze pod względem aerodynamicznym niż stosowane w poprzedniej wersji płytki odchylające strumień powietrza, umieszczone na krawędzi spływu stateczników. Dla polepszenia sterowności pocisku w górę zwiększono powierzchnię stateczników. Układ kierowania miał teraz małe wymiary i masę, małe zużycie mocy, szczególnie w samym pocisku, niewrażliwość na zakłócenia radiowe. Rozwiązanie osiowo-symetryczne i nadanie pociskowi ruchu obrotowego uprościło układ kierowania. Dzięki obrotowi pocisku wpływy niesymetrii ciągu silników i kształtu bryły pocisku uległy uśrednieniu. Kanał stabilizacji przechylenia okazał się zbędny i w związku z tym zmalały wymagania w stosunku do żyroskopu. Sygnały kierujące w prawo-w lewo oraz w górę-w dół formowano na ziemi, a każdy z interceptorów sterowany był tylko jednym sygnałem impulsowym. Zasobnik transportowo-startowy służył jako opakowanie i wyrzutnia we wszystkich fazach użytkowania pocisku (magazynowanie, transport, eksploatacja w warunkach polowych).

W 1962 r. opracowano dokumentację drugiej partii prototypowej 30 egz. pocisków ”Diament”. Wykonano 15 egz. kadłubów z zespołami napędowymi i 15 kompletów układu kierowania, przeprowadzono 10 prób poligonowych, przygotowano do prób 2 pociski drugiej serii oraz wykonano 19 prób z makietami, wyposażonymi w nową szpulę i nowy przewód. W 1963 r. przeprowadzono próby poligonowe 32 pocisków partii prototypowej i przygotowano pociski do prób komisyjnych. Do przygotowania operatorów, mających przeprowadzić próby poligonowe, opracowano symulator treningowy do badań kompletnego układu kierowania pocisku oraz szkolenia w warunkach laboratoryjnych.

Pod koniec 1963 r. powołano Grupę Problemową, w skład której weszło siedem zespołów specjalistycznych, w tym: zespół silników, zespół pomiarów poligonowych, zespół układu sterowania, zespół technologii. W sumie Grupa liczyła 115 osób. Prowadzącym był kierownik Zakładu Silników Bezsprężarkowych, dr inż. Stanisław Wójcicki. Równocześnie temat Rakietowy Pocisk Przeciwpancerny stał się jednym z priorytetów w Instytucie Lotnictwa. Rezygnacja zamawiającego z dalszych prac nad pociskami ”Diament” związana była z zakupem na uzbrojenie Wojska Polskiego radzieckich kierowanych pocisków przeciwpancernych 3M6 ”Trzmiel”. Przerwanie prac nastąpiło w kwietniu 1964 r. na etapie prób poligonowych prototypowej wersji pocisku (trafianie do nieruchomego celu). W sumie, w ramach prób poligonowych wystrzelono ok. 55 pocisków różnych wersji.

Opracowany pocisk przeciwpancerny spełniał założenia wstępne, ale do wersji użytkowej była jeszcze długa droga. Było to jednak duże osiągnięcie Instytutu Lotnictwa.

Konstrukcja ppk RPP-1:
Kaliber- 130 mm.
Układ aerodynamiczno-konstrukcyjny czterostatecznikowy.
Linia przesyłowa sygnałów układu kierowania jednoprzewodowa. Przewód nawinięty był na szpulę, wewnątrz której znajdował się silnik marszowy.
Pocisk w stanie operacyjnym nie posiadał opakowania.

Start pocisku następował z ziemi (ze stateczników), bez wyrzutni, silnik startowy zamocowany pod kadłubem z dyszą skierowaną ukośnie w dół.
Dane zespołu napędowego ppk RPP-1:
- silnik startowy na paliwo stałe o ciągu średnim- 500 daN, czas pracy silnika- 0,35 s, masa z paliwem- 1,94 kg, masa paliwa- 0,80 kg,
- silnik marszowy na paliwo stałe o ciągu średnim 7 daN, czas pracy silnika- 30 s, masa z paliwem- 2,83 kg, masa paliwa- 1,1 kg,

Konstrukcja ppk ”Diament”:
Kaliber 100 mm.
Układ aerodynamiczno-konstrukcyjny czterostatecznikowy. Żeby wyeliminować niedokładności wykonawstwa i niesymetrii ciągu silników, pocisk obracał się w czasie lotu wokół osi podłużnej z prędkością 1,5 obr/s.
Zasadnicze zespoły pocisku:
- kadłub ze statecznikami- kadłub miał kształt cienkościennej rury ze stopów lekkich. W przedniej części był zakończony pierścieniem służącym do osadzenia głowicy, w tylnej zamocowano szpulę z przewodem telesterowania, w środkowej umieszczono silniki rakietowe. Do zewnętrznej części kadłuba przymocowano na jego obwodzie 4 stateczniki o konstrukcji przekładkowej, składające się z blachy duralowej i wypełniacza z polichlorku winylu. Kąt zaklinowania stateczników- 2°. W tylnej części stateczników umieszczone były klamry do mocowania interceptorów oraz klapki aerodynamiczne zapewniające obracanie się pocisku wokół osi podłużnej podczas lotu,
- zespół silników rakietowych- składał się z silnika startowego i marszowego na paliwo stałe, stanowiących połączoną całość. Silnik startowy nadawał pociskowi prędkość początkową ok. 115 m/s, którą w czasie lotu do celu podtrzymywał silnik marszowy,
- szpula z trójżyłowym przewodem telesterowania- szpulę nawojową stanowił walec z blachy ze stopów lekkich, przednią część zaś element ustalający szpulę na zespole silnikowym i w korpusie pocisku. Na szpulę nawinięty był przewód trójżyłowy długości 2200-2400 m. Na jego zewnętrznej warstwie umieszczono pierścień hamujący z tworzywa sztucznego z przyklejoną częścią metalową, zapobiegającą nadmiernemu zużywaniu. W ustalonych warunkach lotu przewód rozwijał się równomiernie bez współpracy z pierścieniem hamującym. Przewód łącza telesterowania składał się z trzech żył miedzianych o średnicy 0,12 mm i elementu nośnego, którym było włókno stylonowe o wytrzymałości na zerwanie ok. 11 daN. Żyły miedziane oraz element nośny (włókno stylonowe) owinięte były wspólnie podwójnym oplotem z jedwabiu naturalnego,
- cztery elementy wykonawcze układu kierowania- interceptory- były to elektromagnesy wprawiające w ruch drgającą płytkę, zwaną grzebieniem. Drgania grzebienia zakłócały symetrię opływu na krawędzi statecznika i wywoływały momenty zmieniające kierunek lotu pocisku. Interceptory umieszczono po jednym na krawędzi spływu każdego statecznika,
- układ kierowania pociskiem, w skład którego wchodził blok telesterowania, służył do naprowadzania pocisku na cel. Sterowanie odbywało się dzięki impulsowej pracy czterech interceptorów. Blok sterowania, zamknięty w pyło- i wodoszczelną obudowę, umieszczono w kadłubie pocisku. Składał się z czterech podstawowych elementów: baterii termochemicznej, bloku żyroskopowego, bloku wzmacniaczy pokładowych oraz korpusu bloku kierowania. Źródłem energii elektrycznej na pokładzie była bateria termochemiczna, służąca do zasilania urządzeń pokładowych pocisku. Blok żyroskopowy spełniał rolę przełącznika sygnałów z naziemnego układu sterowania do odpowiedniej pary interceptorów. Wirnik żyroskopu, będący małą turbinką, był napędzany gazami wypływającymi z wytwornicy prochowej, uruchamianej przed startem pocisku. Po wypaleniu się ładunku w komorze wytwornicy dysza kierująca gazy na wirnik pod działaniem sprężyn cofała się do komory, odblokowując ramki żyroskopu. Pocisk był wyposażony w układ automatyki startu. Naziemny układ sterowania wytwarzał i przekazywał na linię sterowania impulsy o regulowanym czasie trwania, stałej częstotliwości i stałej amplitudzie. Regulację impulsów uzyskiwano dzięki poruszaniu drążka na pulpicie sterowania przez operatora,
- źródła zasilania instalacji pokładowej,
- głowica bojowa.

Dane techniczne zespołu napędowego ppk ”Diament”:
- silnik startowy silnik startowy na paliwo stałe o ciągu średnim- 100 daN, czas pracy silnika- 1,3 s, masa ładunku- 0,615 kg,
- silnik marszowy silnik startowy na paliwo stałe o ciągu średnim- 13,5 daN, czas pracy silnika- 16-18 s, masa ładunku- 1,15 kg.
Start pocisku odbywał się z zasobnika, będącego jego opakowaniem.

Dane techniczne ”Diament” (wg [2]):
Średnica- 100 mm, długość całkowita- 1050 mm, rozpiętość stateczników- 405 mm, gabaryty zasobnika-wyrzutni- 700 x 400 x 400 mm .
Masa startowa- 12,0 kg, masa zespołu napędowego- 3,4 kg, masa szpuli z przewodem- 1,15 kg.
Przebijalność pancerza- 300 mm, prędkość lotu średnia- 115 m/s, zasięg pocisku max- 2400 m, czas lotu na max zasięg- 16-20 s.