Ракетный комплекс MGM-52 «Lance» (США)

В 1962 г. начались исследования по созданию ракетной системы MGM-52 «Lance». В качестве головного создателя была выбрана компания «Линг-Темко-Воут». Поначалу предусматривалось, что ракета MGM-52 «Lance» будет иметь дальность стрельбы около 50 км. Тесты ракет головной серии таковой дальности деяния были начаты посреди 1964 г. Но в 1966 г. по инициативе командования сухопутных войск США параллельно стали разрабатывать ракету «Lance» XRL, владеющую большей дальностью стрельбы. Если 1-ый вариант ракеты «Lance» был предназначен для подмены ракеты «Онест Джон», то 2-ой - и для подмены ракеты «Сержант». К тому времени выяснились суровые трудности в разработке системы подачи горючего для мотора начального варианта ракеты «Lance». Потому министр обороны США в декабре 1967 г. решил закончить разработку ракеты «Lance» первого варианта и продолжать работы по созданию второго.

В состав ракетной системы MGM-52 «Lance» входили последующие боевые средства: 1. Ракета MGM-52C «Lance» 2. Самоходная пусковая установка M752. 3. Транспортно-заряжающая машина M688E1. 4. Легкая колесная пусковая установка M740. 5. Колесное шасси M234, 6. Прицельное оборудование ракеты. 7. Выносной пульт запуска М91Е1. 8. Траверса для подъема ракеты M22E1. 9. Программно-проверочный блок AN/JM-24. 10. Тренога для подъема ракеты M28E1.

Все элементы системы аэротранспортабельны, тс комплекса обладали высочайшей мобильностью. Мобильность, надежность и неуязвимость для электрических средств противодействия присваивали ракетной системе MGM-52 «Lance» боевые свойства, нужные для конкретной поддержки высокомобильных войсковых соединений. По продуктивности один дивизион таких ракет был равнозначен трем дивизионам ракет «Онест Джон» либо «Сержант».

Ракета MGM-52 «Lance» - баллистическая, оперативно-тактическая малой дальности. Дальность стрельбы составляла от 5 км до 120 км зависимо от боевой задачки и вида боевой части: с обыкновенной боевой частью - 70-80 км, а с ядерной боевой частью - 110-120 км. Вес обыкновенной боевой части 454 кг, вес ядерной боевой части 211 кг. Стартовый вес ракеты с обыкновенной боевой частью 1520 кг, с ядерной боевой частью - 1285,47 кг. Ракета «Ланс» могла нести ядерную головную часть М234 мощью от 1 кт до 10 кт; головную часть Ml88 с обыденным взрывчатым веществом; кассетные головные части: М-251 с бронебойно-осколочными элементами (850 штук) и TGSM с самонаводящимися суббоеприпасами. Были также сделаны кассетные хим боевые части Е27 весом 450 кг. Боевая часть не отделялась от ракеты.

Ракета MGM-52 «Lance» имела цилиндрические несущие топливные баки, размещенные поочередно. После заправки горючего баки герметизировались и запаивались. В фронтальном баке (бак горючего) содержался несимметричный диметилгидразин, в заднем (бак окислителя) - красноватая дымящая азотная кислота. Составляющие горючего делились промежным днищем. Такая конструкция обеспечивала долгое хранение ракеты в заправленном состоянии и безопасность эксплуатации. В каждом баке имелись тарельчатые поршни. В центре бака окислителя через поршень проходил трубопровод горючего. По оси бака горючего размещался газогенератор, и поршень при движении скользил по его корпусу. После возгорания порохового заряда газогенератора образовавшиеся жаркие газы заполняли запоршневые места в баках горючего и окислителя. Под действием газа поршни давили на составляющие горючего. Последние прорывали герметизирующие мембраны и поступали в движок, где самовоспламенялись. Поршни имели особые уплотнения, предотвращавшие соединение газа с элементами горючего.

Горючее - несимметричный диметилгидразин - представляет собой тусклую прозрачную жидкость с резким запахом. По сопоставлению с гидразином он обладает худшей продуктивностью как горючее. Но по сопоставлению с гидразином он комфортнее в эксплуатации, потому что остается жидкостью в большенном интервале температур. Несимметричный диметилгидразин обладает неплохой стойкостью при нагревании. Он химически активен и просто окисляется. При хранении не должен соприкасаться с воздухом. По отношению к металлам незапятнанный несимметричный диметилгидразин неагрессивен и допускает долгое хранение в емкостях. Но наличие воды приводит к коррозии алюминия и его сплавов. Несимметричный диметилгидразин очень ядовит, вызывает поражение легких, печени и крови. Температура кипения +63°С, температура затвердевания -57°С.

Окислитель - азотная кислота. Вследствие высочайшей теплоемкости может употребляться в качестве охлаждающего элемента камеры жидкостного реактивного мотора. Главный недочет азотной кислоты - ее высочайшая хим активность по отношению к большинству материалов. В итоге коррозии разъедается металл емкости хранения, а на деньке появляется студенистый осадок, который может засорять трубопроводы. В качестве конструкционных материалов для хранения азотной кислоты могут употребляться алюминий и его сплавы, нержавеющие хромистые и хромоникелевые высоколегированные стали. Температура кипения +8б°С, температура затвердевания -42°С.

Движок ракеты MGM-52 «Lance» имел две камеры: маршевую и стартовую (1-ая снутри 2-ой). На исходном участке линии движения работали обе камеры (фаза ускорения). При достижении данной скорости ракеты срабатывались два пиротехнических клапана, подача горючего и окислителя в стартовую камеру прекращалась, и она выключалась. Стартовую камеру называли также «пятикольцевым» движком, потому что в ней имелось 5 кольцевых коллекторов для подачи горючего (три для окислителя, два для горючего). Тяга маршевой камеры мотора при полете ракеты могла изменяться от наибольшего значения до нуля.

Система подачи горючего (силовая установка) служила для подачи компонент горючего в камеру. На ракете MGM-52 «Lance» применялась вытеснительная система подачи горючего. Преимущество вытеснительной системы над нагнетательной заключается в том, что она обладает наименьшей суммарной массой и компактностью по сопоставлению с нагнетательной системой подачи. В состав системы подачи горючего входили твердотопливный газогенератор, пусковые и отсечные клапаны, мембраны и другие устройства. В запоршневые места баков над уровнем горючего вводилось газообразное рабочее тело, которое производило газогенератор (выполнялся наддув баков). Оказывая давление на поршни, газ тем теснил составляющие из баков. В центре бака окислителя через поршни проходил трубопровод горючего. По оси бака горючего размещен газогенератор, и поршень при движении скользил по его корпусу. Поршни имели особые уплотнения, предотвращающие соединение газа с элементами горючего. Завышенное давление в топливных баках давало возможность избежать кавитации, также разгрузить тонкостенную оболочку баков, на которую в полете действовали сжимающие силы, обусловленные действием встречного потока воздуха. Стабильность работы жидкостного ракетного мотора обеспечивалась регуляторами, которые поддерживали требуемое значение тяговых черт.

Система управления была разработана специально для ракеты MGM-52 «Lance». На момент принятия ракеты на вооружение она была неуязвимой для всех узнаваемых электрических средств противодействия. Система управления ракеты «Ланс» AN/DJW-48 (ХО-1) облегченная инерциальная. Она состояла из подсистем, из которых главные - автомат контроля направления и скорости (DC), автомат компенсации воздействия метеорологических причин («Automet») и источники электропитания. Также к системе управления можно отнести устройство раскрутки ракеты, которое служило для придания продольной стойкости (контур стабилизации угла наклона). Устройство для раскрутки ракеты находилось в плоскости ее центра масс.

Сопла устройства раскручивали ракету в течение первых 1,5 секунды после запуска ракеты. В предстоящем вращение ракеты поддерживалось при помощи 4 косорасположенных хвостовых стабилизаторов. Контроль направления и скорости полета ракеты при помощи подсистемы DC осуществлялся на исходном участке во время работы стартовой камеры. Для удержания ракеты на данном направлении при прицеливании в подсистеме DC употреблялся гироскоп. Во время работы стартовой камеры данное положение ракеты поддерживалось при помощи 4 управляющих клапанов типа «открыт-закрыт» системы управления вектором тяги, расположенных под углом 90° по окружности в стартовой камере мотора.

Подобно рулям, корректирующим отличия в направлении полета ракеты, клапаны по командам от подсистемы DC управляли впрыском горючего в стартовую камеру, по этому появлялись боковые силы, изменяющие направление вектора тяги. Стартовая камера мотора работала в течение 1,5-6 секунд. Ее выключение производилось по команде акселерометра, когда скорость ракеты достигнет данной величины. После чего полетом ракеты и работой маршевой камеры мотора управляла подсистема «Automet».

Работа маршевой камеры регулировалась таким образом, что в каждый момент ее тяга была равна силе лобового сопротивления, действующей на ракету. Во время полета ракеты подсистема Automet автоматом компенсировала воздействие ветра, изменение плотности воздуха и других метеорологических причин. Источники питания обеспечивали электроэнергией приборы на борту ракеты, В состав подсистемы электропитания ракеты входили две аккумуляторные батареи и электрический блок рассредотачивания энергии. В отсеке системы управления находился также таймер. Он давал команду на срабатывание пиротехнического клапана, прекращавшего подачу газа в устройство раскрутки ракеты.

Зависимо от типа используемой головной части на ракете использовались два вида стабилизаторов. Огромные стабилизаторы сотовой конструкции из алюминия весом 34,7 кг применялись при запусках ракет с ядерной головной частью» а при запусках ракет с тяжеленной неядерной головной частью крепились дюралевые стабилизаторы наименьших размеров и весом 28,8 кг. В ракетах MGM-52 «Lance» использовалась боевая часть М-234 с ядерной боевой частью W-70. Длина 1025 мм, поперечник 450 мм, вес 123,5 кг. Модификации ядерной боевой части Мод.0, Мод.1 и Мод.2 выполнялись с июня 1973 г, по июль 1977 г. Всего было сделано 909 боевых частей. Ядерная боевая часть W-70 Мод.3 представляла собой нейтронную бомбу мощью 1 кт с завышенным выходом излучения. С августа 1981 г. по февраль 1983 г. сделано 380 нейтронных боевых частей к ракетам MGM-52 «Lance».

Самоходная пусковая установка гусеничная, плавающая, сотворена на базе гусеничного транспортера М113А1. Вес пусковой установки с ракетой, оснащенной ядерной головной частью, 9075 кг, а с неядерной головной частью - 9298 кг. Длина пусковой установки 6,568 м, ширина 2,709 м, высота по кузову 2,279 м, по кабине 2,715 м. Движок 6V53 дизельный. В кузове установки смонтировано пусковое устройство. Но по мере надобности его можно снять и установить на колесное шасси. Таким образом монтировалась легкая буксируемая пусковая установка. Скорость движения самоходной пусковой установки по шоссе составляла 64 км/час, а по воде - до 10 км/час. Замечу, что речь могла идти только о преодолении размеренных водоемов, так как движение в воде и управление машиной производилось только при помощи гусениц. Корпус с вертикальными стенами обеспечивал неплохую плавучесть машины. Температурный спектр оперативного использования установки от -40° до +60.

Транспортно-заряжающая машина предназначалась для подвозки ракет к пусковой установке и ее снаряжения. Она была сотворена на базе гусеничного транспортера М113А1. Кузов транспортера оборудовали ложементами для 2-ух ракет, в нем монтировался 1,8-тонный подъемный кран и располагалось нужное вспомогательное оборудование. Привод подъемного крана гидравлический. Вспомогательное оборудование, находящееся на транспортно-заряжающей машине, включало оборудование для проверки ракеты, чехол для кузова машины, разные приспособления и инструменты. Транспортно-заряжающую машину, как и самоходную установку, можно было транспортировать по воздуху и сбрасывать на парашютах.

Буксируемая пусковая установка представляла собой пусковое устройство, смонтированное на двухколесном шасси. Длина пусковой установки без ракеты 6413 мм, ширина 1981 мм, высота без ракеты 1756 мм. На шасси имелись домкраты для горизонтального наведения и другие устройства. Легкая пусковая установка буксировалась стандартным 2,2-тонным автомобилем типа М35. По мере надобности пусковое устройство можно монтировать на колесное шасси М234 в полевых критериях. Для этого пусковое устройство снималось с самоходной пусковой установки. Для наведения ракеты в пусковом устройстве использовались ручные приводы. До запуска и после (на исходном отрезке движения по направляющей) ракета удерживалась на пусковой установке при помощи захватов и поворотного бугеля. После того как ракета продвинется па 127 мм по направляющей пусковой установки, захваты освобождали хвостовую часть, а поворотный бугель отбрасывается.

Перед занятием стартовой позиции проводилась топографическая и геодезическая подготовка ее к стрельбе. После занятия позиции ракета MGM-52 «Lance» наводилась на цель при помощи ручных приводов пускового устройства. Для наведения использовалось также особое прицельное приспособление и зеркальная приставка со стандартным армейским теодолитным комплектом. При помощи прицельного приспособления ракете придавался требуемый угол возвышения (после наведения по азимуту).

Для предстартовой подготовки ракеты MGM-52 «Lance» предназначался программно-проверочный блок AN/GJM-24. Входящая в него аналого-цифровая вычислительная машина использовалась для опции системы управления ракеты в согласовании с полезным заданием, проверки узлов и частей ракеты и автоматического выполнения предстартовых операций. Электропитание проверочно-пускового оборудования обеспечивала батарея напряжением 24 вольт, состоявшая из никель-кадмиевых частей.

Во время предстартовой подготовки программно-проверочный блок контролировал готовность ракеты и не допускал запуск ракеты, если на панели блока индикаторы демонстрировали, что ракета неисправна. Предстартовые операции начинались после нажатия 2-ух кнопок (снятия предохранения и запуска) на выносном пульте, расположенном на удалении 100 м от пусковой установки. При нажатии кнопки запуска гироскоп раскручивался до требуемой скорости и врубалась электроника головной части. Когда доказательство о выполнении этих операций поступало в программно-проверочный блок, выдавалась команда на пуск двигательной установки, и ракета стартовала.

1-ые летные тесты ракеты MGM-52 «Lance», имеющей увеличенного дальность стрельбы, были проведены на полигоне Уайт Сэндс 6 марта 1969 г. Ракеты первой серии поступили в армию для войсковых испытаний в апреле 1971 г. 1-ый запуск состоялся в августе 1971 г., а в марте 1972 г. войсковые тесты были на сто процентов окончены. В мае 1972 г. ракетная система «Lance» была официально признана табельным прототипом военной техники и причислена к классу «Стандарт А». Но к этому классу была отнесена только ракета «Ланс» с ядерной головной частью, потому что конгресс еще не утвердил разработку головной части типа авиационной кассетной бомбы, которую командование сухопутных войск считало нужным иметь на вооружении. Сразу после утверждения ракеты началась поставка ракетной системы MGM-52 «Lance» партнерам по НАТО и в Израиль. Так, в 1974 г. бундесвер заказал 26 пусковых установок MGM-52 «Lance» и к ним 175 ракет для оснащения дивизионов корпусной артиллерии. Они поменяли в период с 1976 г. по 1978 г. 105 ракетных комплексов «Онест Джон» и «Сержант», состоявших к этому времени в бундесвере.

В армии США дивизион ракет MGM-52 «Lance» подчинялся армейскому командованию, но мог оперативно придаваться и корпусу. Дивизион ракет MGM-52 «Lance» состоял из 5 подразделений: штаба, 3-х огневых батарей и обслуживания. Штаб включал взвод связи и четыре секции: управления огнем дивизиона, административную, мед и связи взаимодействия. Взвод связи имел группу управления и две секции (радиосвязи и проводной связи). Любая огневая батарея состояла из управления батареи, 2-ух огневых взводов и 3-х секций: управления огнем батареи, связи и топографической. В огневой взвод заходила группа управления, огневая секция (одна пусковая установка), транспортно-монтажная секция и секция обеспечения безопасности. Подразделение обслуживания состояло из взвода боеприпасов и 3-х секций: снабжения, технического обслуживания и личного состава. Взвод боеприпасов имел группу управления и четыре секции (три секции боеприпасов и одну обеспечения безопасности). Всего в дивизионе имелось 6 пусковых установок. Численность личного состава 567 человек, в том числе 40 офицеров.

Тактико-технические свойства MGM-52 «Lance» Ракета "Lance XMG-M52C" Количество ступеней, шт 1 Отделение головной части (ГЧ) Нет Наибольший поперечник, м 0,557 Длина, м 6,146 Стартовый вес ракеты с ядерной ГЧ, кг 1285,47 Стартовый вес ракеты с неядерной ГЧ, кг 1520 Дальность стрельбы с ядерной ГЧ ХМ 234, км 110-120 Дальность стрельбы с неядерной ГЧ, км 70-80 Наибольшая высота линии движения, км 45720 Время полёта, с 200 Длина ГЧ, м 2,46 Масса ГЧ с ядерным зарядом, кг 211 Масса ГЧ с неядерным зарядом, кг 454 Мощность ядерной ГЧ XM234, кт 1-10 Количество бронебойно-осколочных частей кассетной ГЧ XM-251, шт 850 Мощность ядерной ГЧ XM234, кт 1-10 Тип двигателя ЖРД Горючее несимметричный диметилгидразин Масса горючего, кг 170,37 Окислитель ингибированная красноватая дымящая азотная кислота Масса окислителя, кг 502,13 Система подачи вытеснительная Количество камер сжигания, шт Две, маршевая снутри стартовой Время работы стартовой КС, c 1,5-6 Система управления AN/DJW-48 (XO-1), упрощённая инерциальная Состав системы управления -автомат контроля направления и скорости (DC) -автомат компенсации воздействия метеорологических причин(Automet) Управление вектором тяги впрыск горючего в закритическую часть сопла

Самоходная пусковая установка XM752 База гусеничный транспортёр XM667E1 Масса , кг 7789,53 Длина, м 6,568 Ширина, м 2,709 Высота по кабине , м 2,715 Высота по кузову , м 2,279 Двигатель дизельный, 6V53 Скорость движения по шоссе, км/ч 64 Скорость движения по воде, км/ч 10 Температурный спектр, 0C -40 - +60

Транспортно-заряжающая машина XM688E1 База гусеничный транспортёр XM667E1 Масса, кг 8120,69 Привод подъёмного крана гидравлический Трансмиссионная машина XM688E1

Буксируемая пусковая установка База двухколёсное шасси Масса, кг 1769,02 Длина, м 6,413 Ширина, м 1,981 Высота, м 1,753

Источник: dogswar.ru