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 +6 °C.
Траиспортно-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 на 127 мы 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 «Ланс» 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 «Ланс» MG-M52C 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.
| Год принятия на вооружение | 1972 |
|---|---|
| Фирма конструктор | LTV («Линг-Темко-Воут») |
| Ракета «Ланс» | MG-M52C |
| Количество ступеней | 1 |
| Отделение головной части | Нет |
| Максимальный диаметр, мм | 557 |
| Длина, мм | 6146 |
| Стартовый вес ракеты с ядерной головной частью, кг | 1285,47 |
| Стартовый вес ракеты с неядерной головной частью, кг | 1520 |
| Дальность стрельбы с ядерной головной частью ХМ234, км | 110—120 |
| Дальность стрельбы с неядерной головной частью, км | 70—30 |
| Максимальная высота траектории, м | 45 700 |
| Время полета, с | 200 |
| Длина головной части, м | 2,46 |
| Вес головной части с ядерным зарядом, кг | 211 |
| Вес головной части с неядерным зарядом, кг | 454 |
| Мощность ядерной головной части М234, кт | 1-10 |
| Количество бронебойно-осколочных элементов кассетной головной части ХМ-251 | 850 |
| Тип двигателя | ЖРД |
| Горючее | несимметричный диметилгидразин |
| Вес горючего | 170,37 |
| Окислитель | ингибированная красная дымящая азотная кислота |
| Вес окислителя, кг | 502,13 |
| Система подачи | вытеснительная |
| Количество камер сгорания | две, маршевая внутри стартовой |
| Время работы стартовой камеры сгорания, с | 1,5—6 |
| Система управления | AN/DJW-48 (ХО-1), упрощенная 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 |
| База | гусеничный транспортер М113А1 |
|---|---|
| Вес, кг | 7789,53 |
| Длина, мм | 6568 |
| Ширина, мм | 2709 |
| Ширина, мм | 2709 |
| Ширина, мм | 2709 |
| Высота по кабине, мм | 2715 |
| Высота по кузову, м | 2279 |
| Двигатель | дизельный, 6V53 |
| Скорость движения по шоссе, км/ч | 64 |
| Скорость движения по воде, км/ч | 10 |
| Температурный диапазон, град. С | — 40; +60 |
| База | гусеничный транспортер Ml 13А1 |
|---|---|
| Вес, кг | 8120,69 |
| Привод подъемного крана | гидравлический |
| Трансмиссионная машина | М688Е1 |
| База | двухколесное шасси |
|---|---|
| Вес, кг | 1769,02 |
| Длина, мм | 6413 |
| Ширина, мм | 1981 |
| Высота, мм | 1753 |
Первые летные испытания ракеты «Ланс» MG-M52C, имеющей увеличенную 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.