Вторая мировая
Поиск по сайту

Home Артиллерия Ракетное оружие Ракетный комплекс MGM-52 «Lance» (США)

PostHeaderIconРакетный комплекс MGM-52 «Lance» (США)


Ракетный комплекс MGM-52 «Lance» (США)В 1962 г. начались исследовательские работы по созданию ракетной системы MGM-52 «Lance». В качестве головного разработчика была выбрана фирма «Линг-Темко-Воут». Сначала предусматривалось, что ракета MGM-52 «Lance» будет иметь дальность стрельбы около 50 км. Испытания ракет головной серии такой дальности действия были начаты в середине 1964 г. Однако в 1966 г. 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 г. принял решение прекратить разработку ракеты «Lance» первого варианта и продолжать работы по созданию второго.


В состав ракетной системы MGM-52 «Lance» входили следующие 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 пуска М91Е1.
8. Траверса для подъема ракеты M22E1.
9. Программно-проверочный блок AN/JM-24.
10. Тренога для подъема ракеты M28E1.

Все элементы системы аэротранспортабельны, транспортные средства комплекса обладали высокой мобильностью. Мобильность, надежность и неуязвимость для электронных средств противодействия придавали ракетной системе MGM-52 «Lance» боевые качества, необходимые для непосредственной поддержки высокомобильных войсковых соединений. По эффективности один дивизион таких ракет был равнозначен трем дивизионам ракет «Онест Джон» или «Сержант».

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

Ракета MGM-52 «Lance» имела цилиндрические несущие топливные баки, размещенные последовательно. После заправки топлива баки герметизировались и запаивались. В переднем баке (бак горючего) содержался несимметричный диметилгидразин, в заднем (бак окислителя) - красная дымящая азотная кислота. Компоненты топлива разделялись промежуточным днищем. Такая конструкция обеспечивала длительное 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 располагался газогенератор, и поршень при движении скользил по его корпусу. После воспламенения порохового заряда газогенератора образовавшиеся горячие газы заполняли запоршневые пространства в баках горючего и окислителя. Под действием газа поршни давили на компоненты топлива. Последние прорывали герметизирующие мембраны и поступали в двигатель, где самовоспламенялись. Поршни имели специальные уплотнения, предотвращавшие соединение газа с компонентами топлива.

Горючее - несимметричный диметилгидразин - представляет собой бесцветную прозрачную жидкость с резким запахом. По сравнению с гидразином он обладает худшей эффективностью как горючее. Однако по сравнению с гидразином он удобнее в эксплуатации, так как остается жидкостью в большом интервале температур. Несимметричный диметилгидразин обладает хорошей стойкостью при нагревании. Он химически активен и легко окисляется. При хранении не должен соприкасаться с воздухом. По отношению к металлам чистый несимметричный диметилгидразин неагрессивен и допускает длительное хранение в емкостях. Однако 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 высокой теплоемкости может использоваться в качестве охлаждающего компонента камеры жидкостного реактивного двигателя. Главный недостаток азотной кислоты - ее высокая химическая активность по отношению к большинству материалов. В результате коррозии разъедается металл емкости 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 +8б°С, температура затвердевания -42°С.

Двигатель ракеты MGM-52 «Lance» имел две камеры: маршевую и стартовую (первая внутри второй). На начальном участке траектории работали обе камеры (фаза ускорения). При достижении заданной скорости ракеты срабатывались два пиротехнических клапана, подача горючего и окислителя в стартовую камеру прекращалась, и она выключалась. Стартовую камеру называли также «пятикольцевым» двигателем, так как в ней имелось пять кольцевых коллекторов для подачи топлива (три для окислителя, два для горючего). Тяга маршевой камеры двигателя при полете ракеты могла изменяться от максимального значения до нуля.

Система подачи топлива (силовая установка) служила для подачи компонентов топлива в камеру. На ракете MGM-52 «Lance» применялась вытеснительная система подачи топлива. Преимущество вытеснительной системы над нагнетательной состоит в том, что она обладает меньшей суммарной массой и компактностью по сравнению с нагнетательной системой подачи. В состав системы подачи топлива входили твердотопливный газогенератор, пусковые и отсечные клапаны, мембраны и другие устройства. В запоршневые пространства баков над уровнем топлива вводилось газообразное рабочее тело, которое вырабатывало газогенератор (производился наддув баков). Оказывая давление на поршни, газ тем самым вытеснял компоненты из баков. В центре бака окислителя через поршни проходил трубопровод горючего. По оси бака горючего расположен газогенератор, и поршень при движении скользил по его корпусу. Поршни имели специальные уплотнения, предотвращающие соединение газа с компонентами топлива. Повышенное давление в топливных баках позволяло избежать кавитации, а также разгрузить тонкостенную оболочку баков, на которую в полете действовали сжимающие силы, обусловленные действием встречного потока воздуха. Стабильность работы жидкостного ракетного двигателя обеспечивалась регуляторами, которые поддерживали требуемое значение тяговых характеристик.

Система управления была разработана специально для ракеты MGM-52 «Lance». На момент принятия ракеты на вооружение она была неуязвимой для всех известных электронных средств противодействия. Система управления ракеты «Ланс» AN/DJW-48 (ХО-1) упрощенная инерциальная. Она состояла из подсистем, из которых 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 служило для придания продольной устойчивости (контур стабилизации угла крена). Устройство для раскрутки ракеты находилось в плоскости ее центра тяжести.

Сопла устройства раскручивали ракету в течение первых 1,5 секунды после пуска ракеты. В дальнейшем вращение ракеты поддерживалось с помощью четырех косорасположенных хвостовых стабилизаторов. Контроль направления и скорости полета ракеты с помощью подсистемы DC осуществлялся на начальном участке во время работы стартовой камеры. Для удержания ракеты на заданном направлении при прицеливании в подсистеме DC использовался гироскоп. Во время работы стартовой камеры заданное положение ракеты поддерживалось с помощью четырех управляющих клапанов типа «открыт-закрыт» системы управления вектором тяги, расположенных под углом 90° по окружности в стартовой камере двигателя.

Подобно рулям, корректирующим отклонения в направлении полета ракеты, клапаны по командам от подсистемы DC управляли впрыском горючего в стартовую камеру, благодаря чему возникали боковые силы, изменяющие направление вектора тяги. Стартовая камера двигателя работала в течение 1,5-6 секунд. Ее выключение осуществлялось по команде акселерометра, когда скорость ракеты достигнет заданной величины. После этого полетом ракеты и работой маршевой камеры двигателя 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 автоматически компенсировала воздействие ветра, изменение плотности воздуха и других метеорологических факторов. Источники питания обеспечивали электроэнергией приборы на борту ракеты, В состав подсистемы электропитания ракеты входили две аккумуляторные батареи и электронный блок распределения энергии. В отсеке системы управления находился также таймер. Он давал команду на срабатывание пиротехнического клапана, прекращавшего подачу газа в устройство раскрутки ракеты.

В зависимости от типа применяемой головной части на ракете использовались два вида стабилизаторов. Большие стабилизаторы сотовой конструкции из алюминия весом 34,7 кг применялись при пусках ракет с ядерной головной частью» а при пусках ракет с тяжелой неядерной головной частью крепились алюминиевые стабилизаторы меньших 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, диаметр 450 мм, вес 123,5 кг. Модификации ядерной боевой части Мод.0, Мод.1 и Мод.2 производились с июня 1973 г, по июль 1977 г. Всего было изготовлено 909 боевых частей. Ядерная боевая часть W-70 Мод.3 представляла собой нейтронную бомбу мощностью 1 кт с повышенным выходом излучения. С августа 1981 г. по февраль 1983 г. изготовлено 380 нейтронных боевых частей к ракетам MGM-52 «Lance».

Самоходная пусковая установка гусеничная, плавающая, создана на базе гусеничного транспортера М113А1. Вес пусковой установки с ракетой, снаряженной 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. Двигатель 6V53 дизельный. В кузове установки смонтировано пусковое устройство. Однако при необходимости 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 спокойных водоемов, поскольку движение в воде и управление машиной осуществлялось только с помощью гусениц. Корпус с вертикальными стенками обеспечивал хорошую плавучесть машины. Температурный диапазон оперативного использования установки от -40° до +60.

Транспортно-заряжающая машина предназначалась для подвозки ракет к пусковой установке и ее снаряжения. Она была создана на базе гусеничного транспортера М113А1. Кузов транспортера оборудовали ложементами для двух ракет, в нем монтировался 1,8-тонный подъемный кран и размещалось необходимое вспомогательное оборудование. Привод подъемного крана гидравлический. Вспомогательное оборудование, находящееся на транспортно-заряжающей машине, включало оборудование для проверки ракеты, чехол для кузова машины, различные 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. При необходимости пусковое устройство можно монтировать на колесное шасси М234 в полевых условиях. Для этого пусковое устройство снималось с самоходной пусковой установки. Для наведения ракеты в пусковом устройстве использовались ручные приводы. До пуска и после (на начальном отрезке движения по направляющей) ракета удерживалась на пусковой установке с помощью 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 с помощью ручных приводов пускового устройства. Для наведения использовалось также специальное прицельное приспособление и зеркальная приставка со стандартным армейским теодолитным комплектом. С помощью 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 настройки системы управления ракеты в соответствии с полезным заданием, проверки узлов и элементов ракеты и автоматического выполнения предстартовых операций. Электропитание проверочно-пускового оборудования обеспечивала батарея напряжением 24 вольт, состоявшая из никель-кадмиевых элементов.

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

Первые летные испытания 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. Первый пуск состоялся в августе 1971 г., а в марте 1972 г. войсковые испытания были полностью закончены. В мае 1972 г. ракетная система «Lance» была официально признана табельным образцом военной техники и причислена к классу «Стандарт А». Однако к этому классу была отнесена только ракета «Ланс» с ядерной головной частью, так как конгресс еще 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 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 заменили 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 пяти подразделений: штаба, трех огневых батарей и обслуживания. Штаб включал взвод связи и четыре секции: управления огнем дивизиона, административную, медицинскую и связи взаимодействия. Взвод связи имел группу управления и две секции (радиосвязи и проводной связи). Каждая огневая батарея состояла из управления батареи, двух огневых взводов и трех секций: управления огнем батареи, связи и топографической. В огневой взвод входила группа управления, огневая секция (одна пусковая установка), транспортно-монтажная секция и секция обеспечения безопасности. Подразделение обслуживания состояло из взвода боеприпасов и трех 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 шесть пусковых установок. Численность личного состава 567 человек, в том числе 40 офицеров.

Тактико-технические характеристики MGM-52 «Lance»
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

 
Кто на сайте
Сейчас 198 гостей онлайн

Наш канал на YouTube - подпишись!

Помощь проекту
<br>Вы можете указать любую сумму для перевода! <br>Спасибо!<br><br>

Вы можете указать любую сумму для перевода!
Спасибо!

руб.
счёт 410013068691119.

Рейтинг@Mail.ru