Александр Широкорад - Атомный таран XX века

Вес боевой части от 181 кг до 244 кг. Ракета комплектовалась ядерной боевой частью W-40 мощностью 10 кт, производившейся с сентября 1959 г. по май 1962 г. Всего было изготовлено 400 ядерных боеголовок ракеты «Лакросс».

Ракета «Лакросс» снабжена твердотопливным двухрежимным двигателем М-10Е1 фирмы «Тиокол». Тяга двигателя в стартовом режиме 11,3 т, в маршевом режиме — 2,09 т. Время работы в стартовом режиме 3,4 с. Дальность стрельбы от 8 до 32–34 км. Максимальная высота траектории 4–5 км. Круговое вероятное отклонение 440 м. Максимальная скорость полета по разным данным от 360 до 450 м/с.

Транспортировка и запуск ракеты производился с боевой машины, созданной на шасси трехосного армейского грузовика.

Испытания ракеты «Лакросс» проходили на полигоне Уайт Сэндс. В августе 1957 г. было начато ее серийное производство.

В ракетной батарее управляемых ракет «Лакросс» имелись 4 пусковые установки. Кроме США управляемая ракета «Лакросс» состояла на вооружении армии Канады.

Ракета «Лакросс» имела весьма слабую помехозащищенность. В 1967 г. она была снята с вооружения армии США и заменена ракетами «Ланс».

Управляемая ракета «Ланс».В 1962 г. начались исследовательские работы по созданию ракетной системы «Ланс» («Lance»). В качестве головного разработчика была выбрана фирма «Линг-Темко-Воут».

Сначала предусматривалось, что ракета «Ланс» 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 «Ланс» XRL, обладающую большей дальностью стрельбы. Если первый вариант ракеты «Лапе» 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 «Ланс». Поэтому министр обороны США в декабре 1967 г. принял решение прекратить разработку ракеты «Ланс» первого варианта и продолжать работы по созданию второго.

В состав ракетной системы «Ланс» входили следующие боевые средства:

1. Ракета «Ланс» MG-M52C.

2. Самоходная пусковая установка М752.

3. Транспортно-заряжающая машина М688Е1.

4. Легкая колесная пусковая установка М740.

5. Колесное шасси М234.

6. Прицельное оборудование ракеты.

7. Выносной пульт пуска М91Е1.

8. Траверса для подъема ракеты М22Е1.

9. Программно-проверочный блок AN/JM-24.

10. Тренога для подъема ракеты М28Е1.

Все элементы системы аэротранспортабельны, транспортные средства комплекса обладали высокой мобильностью. Мобильность, надежность и неуязвимость для электронных средств противодействия придавали ракетной системе «Ланс» 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 «Ланс» MG-M52C — 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 M188 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 «Ланс» 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 °C, температура затвердевания -57 °C.

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 °C.

Двигатель ракеты «Ланс» 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 «пяти-кольцевым» 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.