Александр Широкорад - Атомный таран XX века

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.

Система подачи топлива (силовая установка) служила для подачи компонентов топлива в камеру. На ракете «Ланс» MG-M52C применялась вытеснительная система подачи топлива, Преимущество вытеснительной системы над нагнетательной состоит в дом, 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 «Ланс». 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 ка 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.