Турбореактивный двигатель РД-3М-500 является модификацией двигателя РД-ЗМ, в конструкцию которого внесены изменения, направленные в основном на увеличение срока службы его деталей, узлов и двигателя в целом.

В основу конструкции двигателя положена обычная схема турбокомпрессорного ВРД, с восьмиступенчатым компрессором и двухступенчатой турбиной.

Двигатель состоит из осевого восьмиступенчатого компрессора, камеры сгорания трубчатого кольцевого типа с 14-ю жаровыми трубами, двухступенчатой газовой турбины, выходного сопла, системы приводов агрегатов двигателя и самолетных агрегатов, газотурбинного стартера С300М, систем, обеспечивающих работу двигателя.

Компрессор осевой, служит для повышения давления (сжатия) воздуха, поступающего в камеру сгорания, и состоит из ротора и корпусов.

Ротор компрессора выполнен по барабанно-дисковой схеме, которая позволила значительно снизить вес ротора по сравнению с другими схемами. Внутренние полости между дисками сообщаются отверстиями в стенках дисков, чем обеспечивается выравнивание давления внутри полостей ротора и устраняются осевые нагрузки на стенки дисков. Воздух в полости ротора попадает через отверстия диска в ступени и далее через отверстия в стенке передней цапфы поступает в переднюю разгрузочную полость, уменьшая осевую нагрузку ротора, которая воспринимается средней опорой. Кроме того, усилия, действующие на среднюю опору, дополнительно регулируются перепуском воздуха за VIII ступенью компрессора с помощью патрубков, имеющих регулировочные диафрагмы, которыми устанавливается давление в задней разгрузочной полости 0,3/0,55 ати. Таким образом достигается разгрузка подшипников средней опоры.

Передний корпус компрессора служит для размещения переднего опорного роликоподшипника ротора компрессора и крепления турбостартера и его обтекателя.

К переднему корпусу крепится входной диффузор, образующий вместе с обтекателем стартера входной канал, по которому подводится воздух к компрессору. В переднем корпусе размещены приводы агрегатов и входные направляющие лопатки компрессора.

Средний корпус компрессора выполнен из восьми элементов, соединенных по типу тюбингов. Корпус со спрямляющими лопатками и внутренними полукольцами имеет продольный, разъем, что необходимо для сборки и разборки компрессора.

Спрямляющие лопатки и лопатки ротора компрессора конструктивно выполнены легкосъемными и могут быть легко заменены при переборке и ремонте двигателя.

Задний корпус компрессора представляет собой механический - сварной конструкции узел, на котором размешаются рабочие форсунки, пусковые блоки, и служит для установки средней опоры двигателя и жаровых труб. В заднем корпусе также размещаются спрямляющие лопатки VIII ступени компрессора.

Камера сгорания. Камера сгорания служит Для сжигания топлива, подогрева воздуха и состоит из 14 прямоточных отдельных жаровых труб, расположенных в кольцевом пространстве между кожухом камеры сгорания и корпусом вала турбины.

Примерно одна треть общего количества воздуха перемешивается в камере сгорания с распыленным топливом, поступающим через рабочие форсунки, и участвует в процессе горения. Остальной воздух, смешиваясь с продуктами сгорания, понижает их температуру до величины, допускаемой жаропрочностью лопаток турбины.

Воспламенение смеси при запуске происходит вначале в четырех из 14 жаровых труб ( 3, 5, 10, 12) от воспламенителей, состоящих из корпуса воспламенителя, пусковой форсунки и свечи зажигания. Пламя через перепускные втулки жаровых труб распространяются во все остальные жаровые трубы. 

Образовавшиеся в камере сгорания газы направляются сопловыми аппаратами I и II ступени на лопатки соответствуюших ступеней турбины. Турбина использует часть энергии выходящих газов для привеления во вращение ротора компрессора и агрегатов.

Турбина двигателя двухступенчатая, по конструкции двухдисковая. Диски турбины с валом представляют собой неразборный узел, чем обеспечивается сохранение динамической балансировки ротора турбины. Лопатки II ступени турбины могут быть сняты с диска для осмотра на собранном двигателе.

Ротор компрессора и ротор турбины связаны между собой специальной соединительной шлицевой муфтой с шаровой опорой, смонтированной на задней цапфе ротора компрессора и на валу турбины.

Ротор компрессора и ротор турбины установлены на трех опорах: передней, средней и задней, расположенных соответственно в переднем и заднем корпусах компрессора и корпусе задней опоры.

В передней и задней опорах установлены роликовые подшипники, в средней - сдвоенный шариковый подшипник с четырехточечным касанием шариков. Все они смазываются и охлаждаются маслом, разбрызгиваемым форсунками. Средняя и задняя опоры имеют общий кожух для уменьшения потерь масла.

В несущую силовую часть двигателя входят: передний, средний и задний корпусы компрессора, кожух камеры сгорания, рама соплового аппарата турбины, корпус задней опоры и корпус вала турбины, соединенные в одну общую систему. На двигателе предусмотрены два варианта подвески его к самолету.

Выходное сопло нерегулируемое, разборное и служит для преобразования оставшейся энергии газов после турбины, которые с большой скоростью выбрасываются в атмосферу. Возникающая при этом реакция сил газового потока создает силу тяги двигателя. Насадки выходного сопла на срезе изготовляются диаметром от 840 до 861 мм. Подбор тяги двигателя осуществляется заменой насадка выходного сопла.

Уменьшение диаметра насадка на срезе увеличивает тягу и наоборот.