Ракета средней дальности 15Ж45

Код НАТО – SS-20 Mod 1 & 2 “Saber”.
Код по СНВ-1 – РСД-10.
Разработчик – МИТ (Московский институт теплотехники). Главный конструктор – А.Д. Надирадзе.
Изготовитель – Воткинский МЗ.
Дальность стрельбы – 600-5000 (4700) км.
Головная часть:
на испытаниях (SS-20 Mod 1) – моноблочная термоядерная, мощностью 1 Мт;
серийный вариант (SS-20 Mod 2) – 3 разделяющиеся части индивидуального наведения, мощностью по 150кт.
Возможно применение двух кассет по 18 ложных целей. Масса ГЧ – 1500-1740 кг.
Система управления – инерциальная с гиростабилизированной платформой и БЦВМ.
КВО – 550 м, предельное отклонение – 1300 м.
Вес: стартовый – 37 т, ракеты в ТПК – 42,7 т., ТПК – 5,7 т.
Размеры: длина полная – 16,49 м., диаметр – 1,79 м.
Размеры ТПК: длина – 19,32 м, диаметр – 2,14 м.
Число ступеней – 2. Двигатели – РДТТ.
Скорость ракеты: максимальная  – 3-5,5 км/с.
Тип старта – из ТПК за счет ПАД.
Пуск возможен из стационарного укрытия или с одной из заранее подготовленных полевых позиций.
 

Ракета 15Ж45 имела две маршевые ступени и агрегатно-приборный блок с головной частью, которые стыковались между собой при помощи соединительных отсеков.

Двигательная установка первой ступени представляла собой конструкцию, состоящую из стеклопластикового корпуса со скрепленным с ним твердотопливным зарядом, выполненным из высокоэнергетичного смесевого топлива, стальных переднего днища и сопловой крышки, соплового блока. В хвостовом отсеке ступени размещались тормозные двигатели и приводы рулевых органов. Управляющие усилия создавали четыре газодинамических и четыре аэродинамических руля (последние выполнены в виде решеток).

Двигательная установка второй ступени имела аналогичную конструкцию, но для получения управляющих воздействий использовались другие методы. Так, управление по углам тангажа и рыскания осуществлялось вдувом газа из газогенератора в закритическую часть сопла, а по крену - перепуском газа через специальное устройство. Оба двигателя имели систему отсечки тяги (на первой ступени - аварийная) и время работы около 63 секунд. Двигатель выключается путем вскрытия десяти дополнительных отверстий, расположенных на переднем днище камеры сгорания, при этом давление резко падает и горение твердого топлива прекращается Система управления ракеты, разработанная под руководством академика Н.А. Пилюгина, с бортовой вычислительной машиной, позволяла ракете в ходе несения боевого дежурства находиться в горизонтальном положении, обеспечивала точность попадания (КВО) не хуже 500 м во всем диапазоне дальностей и азимутов без разворота пусковой установки, полную автоматизацию предстартовой подготовки и проведение пуска, а также автоматическое проведение регламентных проверок. Все основные блоки имели резервирование, что обеспечивало высокую надежность функционирования, и располагались в герметичном приборном отсеке

Ракета несла разделяющуюся головную часть типа МИРВ с тремя боевыми блоками мощностью по 150 кт каждый с индивидуальным наведением на собственные цели. Ступень разведения включала систему управления и твердотопливную двигательную установку. Аэродинамический обтекатель на головной части не предусматривался. Для снижения аэродинамических нагрузок в полете, боевые блоки были установлены под углом к продольной оси ракеты. Комплекса преодоления системы ПРО ракета не имела.

Имелось 3 варианта ракеты РСД-10:

• Mod 1 - с моноблочной головной частью и дальностью стрельбы 5000 км,
• Mod 2 - отличался только боевым оснащением - имел 3 разделяющиеся головные части индивидуального наведения. (это основной вариант, получивший наибольшее распространение).
• Mod 3 - испытанный в мае 1985 года и иногда именуемый на Западе как SS-X-28, имел легкую моноблочную головную часть мощностью 50 кт и увеличенную до 7400 км дальность стрельбы - не вышел из стадии испытаний.

при создании этого раздела использована информация с форума www.russianarms.ru