[ezup]

Базирование:
Автошасси
Система управления:
Программное управление
Боевая часть:
Спецбоеприпас, Кассетная, Фугасная
Применение:
Земля-земля
Страна:
США
Дальность:
120 км.
Год разработки:
1971 г.


В 1962 году начались исследовательские работы по созданию ракетной системы " Lance". В качестве головного разработчика была выбрана фирма "Линг-Темко-Воут". Сначала предусматривалось, 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 серьёзные 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, механизированнные или воздушнодесантные дивизии.
Состав

В состав ракетной системы "Lance" входят следующие боевые средства:

• Ракета "Lance" XMG-M52C
• 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
• Програмно-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


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- 211кг.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.
Tопливные баки. 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 остаётся 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 ёмкостях. Однако наличие воды приводит к коррозии алюминия и его сплавов. НДМГ очень ядовит; вызывает поражение лёгких, печени и составных частей крови. Температура кипения- +63, температура затвердевания- -57, удельный вес- 0,79 *103 кг/м3.
Окислитель:Азотная кислота - бесцветная тяжёлая 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. 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. 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) упрощённая 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( см. на схеме поз.2).

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 четырёх управляющих клапанов типа "открыт- закрыт" системы управления вектором тяги, расположенных под углом 90^о по окружности в закритической части сопла стартовой камеры двигателя.
Подобно рулям, корректирующим отклонения направлении полёта 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 полёта 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 тяжёлой неядерной головной частью крепятся алюминиевые стабилизаторы меньших размеров. Вес первых- 34,7 кг, вторых- 28,8 кг.
Самоходная пусковая установка


Самоходная пусковая установка высокомобильная, плавающая. Создана на базе гусеничного транспортёра XM667E1.
Вес пусковой установки с ракетой, снаряжённой 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 колёсное шасси.
Таким образом монтируется лёгкая, 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 ⁰C.




Транспортно - заряжающая машина


Транспортно - заряжающая машина предназначена для подвозки ракет к пусковой установке и её снаряжения. Она создана на базе гусеничного транспортёра XM667E1. Кузов транспортёра оборудован ложементами для двух ракет, в нём смонтирован подъёмный кран и размещается необходимое вспомогательное оборудование. Привод подъёмного 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.






Буксируемая пусковая установка


Буксируемая пусковая установка представляет собой пусковое устройство, смонтированное на двухколёсном 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. Лёгкая пусковая установка буксируется стандартным 2,2 тонным автомобилем типа М35. При необходимости пусковое устройство можно монтировать на колёсное 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.
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 придаётся 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 твёрдотельных 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, выдаётся команда на запуск двигательной установки и ракета стартует.



Тактико-технические характеристики

Ракетная система "Lance"
Год принятия на вооружение	1972
Место разработки	США
Фирма конструктор	LTV (Линг-Темко-Воут)
Ракета "Lance XMG-M52C"
Количество ступеней, шт	1
Отделение головной части (ГЧ)	Нет
Максимальный диаметр, 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
Максимальная высота траектории, 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 элементов 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 красная дымящая азотная кислота
Масса окислителя, кг	502,13
Система подачи	вытеснительная
Количество камер сгорания, шт	Две, маршевая внутри 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 факторов(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 диапазон, 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

Испытания и эксплуатация

Первые лётные 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" партнёрам по НАТО и в Израиль. В Европе было сформировано 6 дивизионов. Два из них находились в ФРГ, что не могло не беспокоить группировку Вооружённых 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, снаряжённые 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.