Французские военные при создании своего ПТРК основывались на известных данных по широко разрекламированному ПТРК MGM-51 Shillelagh, но подошли к своему детищу более требовательно. Учитывая низкую помехозащищенность ИК канала наведения, они решили использовать принципиально новое средство - лазерный луч. Французская программа разработки перспективного противотанкового комплекса ACRA (Anti-Char Rapide Autopropulse - противотанковое высокоскоростное реактивное оружие) стартовала в 1961 г и ставила целью получение сверхзвуковой противотанковой управляемой ракеты второго поколения, носителем которой могли бы стать существующие и перспективные танки, а также (желательно) вертолеты.
Головным исполнителем назначили конструкторское бюро Atelier de construction de Puteaux (APX); в качестве субподрядчиков выступали компании АМХ, ЕСР de Bourges, MAS, ASS, ETBS, TRT, CGE, Thompson Brandt, BEZU, Auxilec, SNIAS и др. Согласно первым тактико-техническим требованиям, стрельба должна была вестись через ствол гладкоствольного танкового орудия на дальность 5000-4000 м; минимальная дальность определялась в 75 м (для сравнения: американская ПТУР MGM-51 управлялась с дальности 730 м). Начальная скорость ракеты при выстреле должна была составлять 100 м/с, после чего в течение одной секунды двигатель разгонял бы ее до сверхзвуковой скорости 600 м/с с перегрузкой 50д; время полета до цели - не более 4 с.
В качестве органов управления вместо интерцепторов рассматривались более эффективные воздушные рули. Управление задавалось полуавтоматическим, что упрощало бы процесс наведения на цель и снижало требования к подготовке оператора. Кроме того, оговаривалось совмещение в прицеле оператора линии визирования и линии лазерного луча передачи команд (ПТРК Shillelagh имел разнесенные в пространстве прицел и ИК прожектор наведения). Помимо ПТУР, орудие должно было стрелять и обычными боеприпасами для поражения второстепенных целей.
В первые годы разработчики занимались формированием общего облика перспективного ПТРК и проводили НИОКР, определяя аэродинамическую схему и конструкцию будущей ракеты, а также реализацию нового способа ее наведения. После первых бросковых испытаний в 1965 г. была определена возможность сверхзвукового полета и стабилизации крена ракеты. Последнюю задачу удалось решить только после создания компактного гироскопического блока,так как до этого стабилизацию крена пытались осуществить установленными на головной части фотоэлементами, различающими небо (светлую верхнюю полусферу) и поверхность земли (темную нижнюю полусферу). Тогда во время очередных летных испытаний ракеты падали из-за того, что бортовая система путалась, обнаруживая внизу более светлую, чем земля, поверхность цветущей травы. Тогда же для системы наведения окончательно выбрали твердотельный Nd:YAG лазер. В 1966 г. началась отработка управляемого полета на малых дистанциях, а еще через год были полностью преодолены все трудности, связанные с аэродинамикой и стабилизированным полетом на требуемой высоте.
В течение 1965-1968 гг. министерство обороны Франции выработало уточненное ТТЗ, которое представило 3 мая 1968 г. В нем, помимо других деталей, указывалось на необходимость достижения высокой надежности оборудования комплекса. При хранении ракеты следовало обеспечить ей минимум контрольно-проверочных операций, а оборудование системы управления сделать легко доступным для профилактических операций или замены. Оговаривались также следующие параметры точности наведения: неподвижная цель размером 1,8x0,9 м должна была поражаться с 90%-ной вероятностью на дальности до 2 км, с 80%-ной вероятностью - от 2 до 3 км; вероятность поражения подвижной цели размером 4,6x2,3 м определялась такой же.
При попадании в цель ракета должна была гарантированно выводить ее из строя (полное уничтожение, повреждение ее оружия или двигателя либо выведение из строя экипажа). От системы управления требовалось обеспечивать скорострельность не менее 3 выстр./мин на любую дальность (желательно 4 выстр./мин). Ракету, имевшую габариты для свободного перемещения внутри боевого отделения машины, предусматривалось запускать без специальной подготовки. Наведение должно было осуществляться днем и ночью при любом направлении ветра, в условиях помех, при температурном диапазоне от -40 до +52°С, а оптическое оборудование - функционировать в любых боевых условиях, в том числе при применении ОМП. Обеспечение безопасности экипажа предусматривало взведение взрывателя БЧ не менее чем через 20 м после вылета из ствола. Помимо боевого комплекса, разработчикам надлежало представить оборудование для обучения операторов с использованием минимального количества пусков ракет.
В том же 1968 году провели первые пуски ПТУР в телеметрическом исполнении на дальность более 1000 м с передачей команд управления по лучу лазера, а также отработали основные режимы вариантов управления полетом. Здесь разработчики столкнулись с очередными трудностями: дым реактивного двигателя ракеты часто перекрывал источник ИК излучения трассера, и система управления теряла контроль над ПТУР В сжатые сроки было создано усовершенствованное смесевое топливо с пониженным дымообразованием при горении. Повысили и чувствительность оптических датчиков ракеты, воспринимающих сигналы лазерного луча, путем установки интерференционных фильтров на приемной оптике.
Противотанковая управляемая ракета ACRA
Ракета ACRA была выполнена по нормальной аэродинамической схеме; она включала цилиндрический корпус и коническую головную часть. Стартовая масса - 24 кг, длина - 1220 мм, диаметр - 142 мм, размах крыла - 438 мм. Снаружи на корпусе располагались два обтюрирующих пояска. Ракета состояла из следующих четырех отсеков, состыкованных друг с другом. Головной отсек массой 6035 г включал контактный головной взрыватель, кумулятивный заряд (масса заряда - 3555 г, масса ВВ - 2500 г), детонатор и предохранительно-исполнительный механизм, который взводился через 50 м после вылета из ствола. В качестве ВВ использовалась смесь «гексолит», состоящая из 62% гексогена и 38% тринитротолуола. В состав приборного отсека входили бортовое устройство вычисления отклонения и передачи команд, усилитель сигнала и блок питания.
Двигательный отсек содержал корпус твердотопливного двигателя, выполненный из жаропрочной стали, и кабель-канал, соединяющий приборный отсек с хвостовым. В качестве смесевого топлива использовался двухслойный состав «Эпиктет». Горение первого слоя радиально от центрального канала происходило со скоростью 15 мм/с в течение первых 1,5 с после покидания ствола; в этот период ракета разгонялась со 150 м/с до 500 м/с. Второй слой горел со скоростью 4 м/с - за это время (до 6,5 с) поддерживалась постоянная маршевая скорость. Хвостовой отсек включал сопло двигателя из титанового сплава, четыре оптических приемника лазерного модулированного излучения, предусилитель, гироскопический блок, складываемые управляющие аэродинамические поверхности и их приводы (электромагниты и пружины). Аэродинамические поверхности удерживались в корпусе специальной втулкой, которая сбрасывалась при выстреле, освобождая их.
ПТУР заряжалась в орудие как обычный артиллерийский выстрел, вручную. На ней имелись специальная маркировка и выступ для правильного положения в стволе (в полете оно удерживалось гироскопом). Для пуска применялся метательный заряд в металлической гильзе. Выстрел с ракетой имел длину 1250 мм и массу 26 кг. Начальная скорость, сообщаемая метательным зарядом, составляла 150 м/с (максимальная перегрузка 2 д). Маршевая скорость, сообщаемая двигателем ракеты, достигала 500 м/с (перегрузка 6 д).
В комплекс ACRA входили также прицел-прибор наведения с квантовым генератором, вычислительный блок, блоки питания и контрольно-проверочная аппаратура. Неотъемлемой его частью являлось 142-мм гладкоствольное орудие-пусковая установка. По некоторым данным, такой нестандартный калибр был использован исходя из имеющегося 142-мм штурмового орудия французской бронированной инженерной машины AMX-30EBG.
