Оперативный ракетный комплекс "Lance"
Баллистическая ракета малой дальности XMG-M52C "Lance"
Тактико-технические характеристики "Lance XMG-M52C"
Максимальная дальность стрельбы, км
до 120 (1 -10 кт)
Стартовая масса, т
1,285
Масса полезной нагрузки, кг
211
Способ старта
Газодинамический
Масса топлива, кг
672
Длина ракеты, м
6,14
Диаметр ракеты, м
0,55
Скорость м/с
550
Топливо
жидкое - несимметричный диметилгидразин
+ окислитель ингибированная красная дымящая азотная кислота
В 1962 году начались исследовательские работы по созданию ракетной системы " Lance". В качестве головного разработчика была выбрана фирма "Линг-Темко-Воут". Сначала предполагалось, что ракета "Lance" будет иметь дальность стрельбы около 50 км. Испытания ракет головной серии такой дальности действия были начаты в середине 1964 года. Однако в 1966 году по инициативе командования сухопутных войск США параллельно стали разрабатывать ракету "Lance" XRL, обладающую большей дальностью стрельбы. Если первый вариант ракеты "Lance" был предназначен для замены ракеты "Онест Джон", то второй - и для замены ракеты "Сержант". К тому времени выяснились серьезные трудности в разработке системы подачи топлива для двигателя первоначального варианта ракеты "Lance".
Поэтому министр обороны США в декабре 1967 года принял решение прекратить разработку ракеты "Lance" первого варианта и продолжать работы по созданию второго.
Специалисты фирмы "Линг-Темко-Воут", характеризуя ракетную систему "Lance", отмечают её высокую надёжность и небольшую стоимость. Указывается, что ракету "Lance" можно использовать в любых климатических условиях, в которых могут вести боевые действия пехотные, танковые, механизированные или воздушно-десантные дивизии.
Состав ракетной системы "Lance":
  • Самоходная пусковая установка XM752
  • Транспортно- заряжающая машина XM688E1
  • Лёгкая колёсная пусковая установка XM740
  • Колёсное шасси XM234
  • Прицельное оборудование ракеты
  • Выносной пульт пуска XM91E1
  • Траверса для подъёма ракеты XM22E1
  • Программно-проверочный блок AN/JM-24
  • Тренога для подъёма ракеты XM28E1.
Все элементы системы аэротранспортабельны, транспортные средства комплекса обладают высокой мобильностью. Мобильность, надёжность и неуязвимость для электронных средств противодействия придают ракетной системе "Lance" боевые качества, необходимые для непосредственной поддержки высокомобильных войсковых соединений. По эффективности один дивизион таких ракет равнозначен трём дивизионам ракет "Онест Джон" или "Сержант".
Ракета "Lance" XMG-M52C
Оперативный ракетный комплекс "Lance"
Ракета "Lance" XMG-M52C
Ракета "Lance" XMG-M52C - баллистическая, оперативно - тактическая малой дальности. Дальность изменяется от 5 до 120 км, в зависимости от боевой задачи и вида боевой части: с обычной боевой частью - 70-80 км, а с ядерной боевой частью - 110-120км. Доставляемая масса полезной нагрузки: обычная боевая часть - 454 кг; ядерная - 211 кг.Стартовая масса с обычной боевой частью - 1520 кг; с ядерной боевой частью - 1285,47 кг. Ракета "Lance" может нести: ядерную головную часть XM 234 мощностью 1-10 кт, головную часть XM 188 с обычным взрывчатым веществом, кассетную XM-251 с бронебойно - осколочными элементами (850 штук); кассетную TGSM с самонаводящимися суббоеприпасами. Боевая часть не имеет системы отделения, т. е. она не отделяется от ракеты.
Топливные баки цилиндрические, несущие, размещены они последовательно. После заправки топлива баки герметизируются и запаиваются. В переднем баке (бак горючего) содержится несимметричный диметилгидразин, в заднем (бак окислителя) - красная дымящая азотная кислота. Компоненты топлива разделяются промежуточным днищем. Такая конструкция обеспечивает длительное хранение ракеты в заправленном состоянии и безопасность эксплуатации. В каждом баке имеются тарельчатые поршни. В центре бака окислителя имеются тарельчатые поршни. В центре бака окислителя через поршень проходит трубопровод горючего. По оси бака горючего расположен газогенератор, и поршень при движении скользит по его корпусу. После воспламенения порохового заряда газогенератора образовавшиеся горячие газы заполняют запоршневые пространства в баках горючего и окислителя. Под действием газа поршни давят на компоненты топлива. Последние прорывают герметизирующие мембраны и поступают в двигатель, где самовоспламеняются. Поршни имеют специальные уплотнения, предотвращающие соединение газа с компонентами топлива.
Горючее - несимметричный диметилгидразин представляет собой бесцветную прозрачную жидкость с гироскопическими свойствами и резким запахом. По сравнению с гидразином обладает худшей эффективностью как горючее. Однако по сравнению с гидразином он удобнее в эксплуатации, так как остается жидкостью в большом интервале температур. Обладает хорошей стойкостью при нагревании. НДМГ - химически активен, легко окисляется кислородом. При хранении не должен соприкасаться с воздухом По отношению к металлам чистый НДМГ неагрессивен и допускает длительное хранение в емкостях. Однако наличие воды приводит к коррозии алюминия и его сплавов. НДМГ очень ядовит; вызывает поражение легких, печени и составных частей крови. Температура кипения- +63, температура затвердевания- -57, удельный вес- 0,79 *103 кг/м^3.
Окислитель, азотная кислота, бесцветная тяжелая жидкость, сильно дымящая на воздухе. Азотная кислота мощный окислитель, поскольку в ней содержится 76% кислорода. Имеет большой удельный вес. Вследствие высокой теплоёмкости может использоваться в качестве охлаждающего компонента камеры ЖРД. Главный недостаток азотной кислоты- её высокая коррозионная активность по отношению к большинству материалов. В результате коррозии разъедается металл ёмкости хранения, а на дне образуется студенистый осадок, который может засорять трубопроводы. В качестве конструкционных материалов для хранения азотной кислоты могут использоваться алюминий и его сплавы, нержавеющие хромистые и хромоникелевые высоколегированные стали. Температура кипения- +86, температура затвердевания- -42, удельный вес- 1,53 *103 кг/м3.
Двигатель ракеты "Lance" имеет две камеры: маршевую и стартовую (первая внутри второй). На начальном участке траектории работают обе камеры ( фаза ускорения ).При достижении заданной скорости ракеты срабатывают два пиротехнических клапана, подача горючего и окислителя в стартовую камеру прекращается, и она выключается. Стартовую камеру называют также "пятикольцевым" двигателем, так как в ней имеется пять кольцевых коллекторов для подачи топлива ( три для окислителя, два для горючего). Тяга маршевой камеры двигателя при полёте ракеты может изменяться от максимального значения до нуля.
Система подачи топлива (силовая установка) служит для подачи компонентов топлива в камеру . На ракете Lance XMG-M52C применяется вытеснительная система подачи топлива. Преимущество вытеснительной системы над нагнетательной состоит в том, что она (вытеснительная) обладает меньшей суммарной массой и компактностью по сравнению с нагнетательной системой подачи. В состав системы подачи топлива входят твёрдотопливный газогенератор, пусковые и отсечные клапаны, мембраны и другие устройства. В запоршневые пространства баков над уровнем топлива вводится газообразное рабочее тело, которое вырабатывает газогенератор (производится наддув баков). Оказывая давление на поршни газ тем самым вытесняет компоненты из баков. В центре бака окислителя через поршни проходит трубопровод горючего. По оси бака горючего расположен газогенератор, и поршень при движении скользит по его корпусу. Поршни имеют специальные уплотнения, предотвращающие соединение газа с компонентами топлива. Повышенное давление в топливных баках позволяет избежать каветации, а также разгрузить тонкостенную оболочку баков, на которую в полёте действуют сжимающие силы, обусловленные действием встречного потока воздуха. Стабильность работы ЖРД обеспечивается регуляторами, которые поддерживают требуемое значение тяговых характеристик.
Система управления была разработана специально для ракеты "Lance". На момент принятия ракеты на вооружение она была неуязвимой для всех известных электронных средств противодействия. Система управления ракеты "Lance" AN/DJW-48 (XO-1) упрощенная инерциальная. Она состоит из подсистем, из них главные- автомат контроля направления и скорости (DC), автомат компенсации воздействия метеорологических факторов (Automet) и источники электропитания. Также к системе управления можно отнести устройство раскрутки ракеты, которое служит для придания продольной устойчивости (контур стабилизации угла крена). Устройство для раскрутки ракеты находится в плоскости её центра тяжести.
Сопла устройства раскручивают ракету в течение первых 1,5 секунд после пуска ракеты. В дальнейшем вращение ракеты поддерживается с помощью четырёх косорасположенных хвостовых стабилизаторов. Контроль направления и скорости полёта ракеты с помощью подсистемы DC осуществляется на начальном участке во время работы стартовой камеры. Для удержания ракеты на заданном направлении при прицеливании в подсистеме DC используется гироскопический метод. Во время работы стартовой камеры заданное положение ракеты поддерживается с помощью четырех управляющих клапанов типа "открыт- закрыт" системы управления вектором тяги, расположенных под углом 90о по окружности в закритической части сопла стартовой камеры двигателя.
Подобно рулям, корректирующим отклонения направлении полета ракеты, клапаны по командам от подсистемы DC управляют впрыском горючего в закритическую часть сопла стартовой камеры, благодаря чему возникают боковые силы, изменяющие направление вектора тяги. В свою очередь это приводит к изменению движения ракеты по углам тангажа и рыскания. Стартовая камера двигателя работает в течение 1,5-6 секунд. Её выключение осуществляется по команде акселерометра, когда скорость ракеты достигнет заданной величины. После этого полётом ракеты и работой маршевой камеры двигателя управляет подсистема Automet ("Аутомет"). Работа маршевой камеры регулируется таким образом, что в каждый момент её тяга равна силе лобового сопротивления, действующей на ракету. Тяга изменяется от максимальной до нуля. Во время полета ракеты подсистема Automet автоматически компенсирует воздействие ветра, изменение плотности воздуха и других метеорологических факторов. Источники питания обеспечивают электроэнергией приборы на борту ракеты. В состав подсистемы электропитания ракеты входят две батареи и электронный блок распределения энергии. В отсеке системы управления находится также временной механизм. Он даёт команду на срабатывание пиротехнического клапана, прекращающего подачу газа в устройство раскрутки ракеты.
В зависимости от типа применяемой головной части на ракете используются два вида стабилизаторов. Большие стабилизаторы сотовой конструкции из алюминия применяются при пусках ракет с ядерной головной частью, а при пусках ракет с тяжелой неядерной головной частью крепятся алюминиевые стабилизаторы меньших размеров. Вес первых- 34,7 кг, вторых- 28,8 кг.
Самоходная пусковая установка высокомобильная, плавающая. Создана на базе гусеничного транспортера XM667E1. Вес пусковой установки с ракетой, снаряженной ядерной головной частью - 9075 кг, а с неядерной головной частью 9298,19 кг. Длина пусковой установки 6,568 м, ширина 2,709 м, высота по кузову 2,279 м, по кабине 2,715 м. Двигатель 6V53 дизельный. В кузове установки смонтировано пусковое устройство, которое является её составной частью. Однако её можно снять и установить на колесное шасси. Таким образом монтируется легкая, буксируемая пусковая установка. Скорость движения самоходной пусковой установки по шоссе- 64 км/час и по воде до 10 км/час. Температурный диапазон оперативного использования установки от -40 до +60 C.
Транспортно - заряжающая машина предназначена для подвоза ракет к пусковой установке и её снаряжения. Она создана на базе гусеничного транспортера XM667E1. Кузов транспортера оборудован ложементами для двух ракет, в нем смонтирован подъемный кран и размещается необходимое вспомогательное оборудование. Привод подъемного крана гидравлический. Вспомогательное оборудование, находящееся на транспортно - заряжающей машине, включает оборудование для проверки ракеты, чехол для кузова машины, различные приспособления и инструменты. Транспортно - заряжающую машину, как и самоходную установку, можно транспортировать по воздуху и сбрасывать на парашютах. 
Самоходная пусковая установка ракеты "Lance" XMG-M52C на базе гусеничного транспортёра XM667E1
Самоходная пусковая установка ракеты "Lance" XMG-M52C на базе гусеничного транспортера XM667E1
Буксируемая пусковая установка представляет собой пусковое устройство, смонтированное на двухколесном шасси. Длина пусковой установки без ракеты 6,413 м, ширина 1,981 м, высота без ракеты 1,756 м. На шасси имеются домкраты для горизонтирования и другие устройства. Легкая пусковая установка буксируется стандартным 2,2 тонным автомобилем типа М35. При необходимости пусковое устройство можно монтировать на колесное шасси XM234 в полевых условиях. Для этого пусковое устройство снимается с самоходной пусковой установки. Для наведения ракеты в пусковом устройстве используются ручные приводы. До пуска и после (на начальном отрезке движения по направляющей) ракета удерживается на пусковой установке с помощью захватов и поворотного бугеля. После того как ракета продвинется на 127 мм по направляющей пусковой установки, захваты освобождают хвостовую часть, а поворотный бугель отбрасывается.
Буксируемая пусковая установка ракеты "Lance" XMG-M52C
Буксируемая пусковая установка ракеты "Lance" XMG-M52C
Оборудование управления пуском
Перед занятием стартовой позиции проводятся топогеодезическая подготовка её к стрельбе. После занятия позиции ракета "Lance" наводится на цель с помощью ручных приводов пускового устройства. Для наведения используются также специальное прицельное приспособление и зеркальная приставка со стандартным армейским теодолитным комплектом. С помощью прицельного приспособления ракете придается требуемый угол возвышения (после наведения по азимуту).
Для предстартовой подготовки ракеты "Lance" XMG-M52C предназначен программно-проверочный блок AN/GJM-24. Входящая в него аналого-цифровая вычислительная машина на твердотельных элементах используется для настройки системы управления ракеты в соответствии с полезным заданием, проверки узлов и элементов ракеты и автоматического выполнения предстартовых операций. Электропитание проверочно-пускового оборудования обеспечивает батарея напряжением 24 вольт, состоящая из никель- кадмиевых элементов.
Во время предстартовой подготовки программно-проверочный блок контролирует готовность ракеты и не допускает отключения системы предохранения и пуск ракеты, если на панели блока индикаторы показывают, что ракета неисправна. Предстартовые операции начинаются после нажатия двух кнопок (снятия предохранения и пуска) на выносном пульте. Для пуска ракеты пульт располагают на удалении 100 м от пусковой установки.
При нажатии кнопки пуска по командам программно-проверочного блока задействуются бортовые термохимические батареи, гироскоп раскручивается до требуемой скорости и включается электроника головной части. Когда подтверждение о выполнении этих операций поступит в программно- проверочный блок, выдается команда на запуск двигательной установки и ракета стартует.
Буксируемая пусковая установка ракеты "Lance" XMG-M52C
Старт баллистической ракеты "Lance" XMG-M52C
Первые летные испытания ракеты "Lance" XMG-M52C , имеющей увеличенную дальность стрельбы, были проведены на полигоне Уайт-Сэндс 6 марта 1969 года. Ракеты первой серии поступили в армию для войсковых испытаний в апреле 1971 года. Первый пуск состоялся в августе 1972 года, а в марте 1972 года войсковые испытания были полностью закончены.
В мае 1972 года ракетная система "Lance" была официально признана табельным образцом военной техники и причислена к классу "Стандарт А". Однако к этому классу была отнесена только ракета "Lance" с ядерной головной частью, так как конгресс ещё не утвердил разработку головной части типа авиационной кассетной бомбы, которую командование сухопутных войск считало необходимым иметь на вооружении.
Сразу после утверждения ракеты началась поставка ракетной системы "Lance" партнерам по НАТО и в Израиль. В Европе было сформировано 6 дивизионов. Два из них находились в ФРГ, что не могло не беспокоить группировку Вооруженных сил СССР "Центр": время полёта ракеты "Lance" составляет всего около 200 с, так что не было никакой возможности оперативно обнаружить и сбить ракету. В Израиль были поставлены ракеты, снаряженные неядерными головными частями.
Имеются сведения, что ракетная система "Lance" применялась войсками США во время войны в Афганистане в конце 70- начале 80-x.
В середине 80-x ракетная система "Lance" была снята с вооружения в связи с договором между СССР и США о сокращении ядерного оружия. В настоящее время ракета "Lance" используется как мишень при испытании антиракет. Имеются сведения, что она используется при разработке программы национальной ПРО США.
Публикация материалов возможна при ссылке на http://gochs.info
© Сергей Кульпинов 2003
Яндекс.Метрика