潘兴Ⅱ - 维基百科，自由的百科全书 - Wikipedia

潘兴Ⅱ(Pershing II)导弹是第三代战术地对地导弹，1978年开始研发，1985年服役。

主要用于打击原华沙公约组织国的指挥所和交通枢纽等目标。

该导弹采用惯性导引和雷达 ... 潘兴Ⅱ 维基百科，自由的百科全书 跳到导航 跳到搜索 Americanballisticmissile PershingII潘兴II试射,1983年2月类型中程弹道导弹原产地美国服役记录服役期间1983–1991使用方美国108具发射器生产历史研发者马丁·玛丽埃塔（英语：MartinMarietta）研发日期1973–1981生产商马丁·玛丽埃塔生产日期1981–1989制造数量276颗导弹衍生型Pershing1b(未部署)基本规格重量16,451英磅（7,462千克）[1]长度34.8英尺（10.6米）直径Max40英寸（1米）爆炸当量W85核弹头:5 kt（21 TJ）to80 kt（330 TJ）W86巨型钻地弹(计划取消)发动机Hercules,two-stage,solidpropellant作战范围1,100英里（1,770千米）速度超过8马赫制导系统雷达寻标器终端导引，惯性导航系统转向系统推力向量喷嘴，弹翼精度100英尺（30米）圆形公算误差发射平台M1003机动发射器运输M1001MANtractorinGermanyM983HEMTT在美国。

潘兴Ⅱ（PershingII）全称为潘兴Ⅱ武器系统（PershingIIWeaponSystem），其主体部分是一种由固体燃料火箭作为动力来源的两级弹道导弹。

[1] 潘兴Ⅱ武器系统是由马丁·麦丽埃塔（英语：MartinMarietta）（MartinMarietta）公司设计制造的一款武器系统，其旨在代替潘兴ⅠA野战炮兵导弹系统，并成为当时美国的主要核武力量之一。

是美国研制的一种中程地对地固体燃料弹道导弹，有三种型号。

潘兴（英语：MGM-31Pershing）和潘兴I导弹已退役。

潘兴Ⅱ(PershingII)导弹是第三代战术地对地导弹，1978年开始研发，1985年服役。

主要用于打击原华沙公约组织国的指挥所和交通枢纽等目标。

该导弹采用惯性导引和雷达地形匹配终端导引两套导引系统，命中精度约30米(CEP=30米)[注1]，是当时地对地弹道导弹命中精度最高的一种导弹。

导弹战斗部为5千至5万吨级TNT当量的核弹头，最大射程1800公里，最大飞行高度约300公里。

最大速度达12倍音速，弹长10米，弹径1米，发射重量7.26公吨，发射准备时间为5分钟。

其主要攻击目标是导弹基地、飞机场、海军基地、指挥和控制中心、交通枢钮等。

这种导弹的主要优点是精度高，射程远，并可机动发射。

1983年，美国陆军用潘兴II武器系统取代潘兴Ia（英语：MGM-31Pershing），而德国空军保留了潘兴Ia，直到1991年除役。

目录 1发展 2系统 2.1发射器 2.2导弹 2.3重返载具 2.4导弹弹道 3参考文献 4备注 发展[编辑] 潘兴IA发射状态(摄于26Oct1976) 二十世纪七十年代末，急剧增强的苏联军事力量，一直使西欧国家感到日益严重的威胁。

从六十年代到七十年代，苏联已使它的传统武装力量扩展并现代化了，并且特别加紧发展核武器，尤其是核武载具。

至1979年夏天，苏联已经部署大约一百八十枚对准西欧的SS-20中程弹道导弹。

其射程约为四千八百公里，可以携带三个分导多弹头，每个都可以是高达十五万吨级TNT当量的核弹头，命中精度可达三百至四百米。

在这以前，苏联早已部署SS-4和SS-5中程核武导弹，还有具备核武攻击能力的TU-22M战略轰炸机和SU-24战斗轰炸机。

使得所有西欧国家都处于苏联各种核子武器的射程之内，而西欧国家却没有能直接打击苏联本土的战术核武器。

面对这种悬殊状态，再加上对美国可能提供核武保护能力的不信任，西欧各国从1970年起，就迫切要求装备足以还击苏联本土的战术核子导弹。

当时北大西洋公约组织使用的战术核武导弹是美国的“潘兴Ia”导弹，其射程为740公里，可携带一枚六至四十万吨级的核弹头，惯性导引，命中精度约四百米。

1960年开始在欧洲部署。

但由于其射程不足，精度不够，已不适应八十年代的需要。

美国从1974年4月开始研制潘兴Ⅱ式导弹。

当时主要是提高精度，射程仍和潘兴Ia相同，到1978年才决定加大射程。

对潘兴Ⅱ式导弹的基本要求是增大射程和提高精度。

射程要求在一千八百公里，以便能够直接打击苏联西部地区的主要军事目标，提高精度能保证以低TNT当量核弹头有效地摧毁预定的军事目标。

只有远射程和高精度配合在一起，才能构成最大的威胁。

1978年12月，美国国防部正式批准潘兴Ⅱ式导弹进入全面工程发展阶段。

1979年2月，与主要承包商签订潘兴Ⅱ导弹的全面研制合约，于1983年开始装备北大西洋公约组织五个国家的部队及驻欧美军。

系统[编辑] 发射器[编辑] 由于限制战略武器谈判协议（英语：SALTII），无法建造新的机动发射器(erectorlauncher略称EL)，因此将原PershingIaM790发射器修改为PershingIIM1003机动发射器，外型类似拖车板台，由具越野能力卡车联结浅引运输。

旧系统所需的车载编程器测试站的功能已合并到发射器侧面的地面集成电子单元（GIEU）中的发射控制组件（LCA）中。

弹头和雷达部分作为组件以托盘安装在一个拖车板台上，该托盘能旋转以与导弹配合。

发射器有两个燃油发动机分别用于组装导弹的液压起重机和为发射器和导弹供电的发电机。

美军操作单位将M983HEMTT与Hiab8001起重机和30kW发电机一起使用。

德国军队使用带有AtlasMaschinenGmbHAK4300M5起重机和30kW发电机的MANM1001MAN牵引车。

由于新的导引系统是自动定向的，因此可以将发射器放在任何预设部署的地点，并在数分钟内安置发射器、竖立导弹、发射导弹。

M1003机动发射器(EL)右侧视图;1.举昇臂：在导弹的安装和重新装弹过程中支撑导弹架。

2.导弹支架：在导弹的运输，架设和收回期间支撑导弹。

3.固定环：用于在运输过程中将导弹固定在导弹支架中。

4.EL(发射器)托盘盖：在行驶过程中保护雷达部分和导弹弹头。

5.EL托盘：用于运输和配合弹头部分和雷达部分的平台。

6.工作平台：用于配合重返载具的工作区。

7.地面集成电子单元（GIEU）：包括带有防护门的发射控制组件（LCA）和电源控制组件（PCA）。

8.液压控制面板：包含用于系统液压功能的控制件和指示器。

9.上锁释放机制：释放方位环上锁，允许重新固定导弹。

10.上锁组件：将方位角环锁定在竖立（点火）位置。

11.方位角环组件：包括发射平台，喷流偏转器和用于与导弹配合的环座。

12.EL电源：为EL提供28VDC电源。

13.导弹电源：为导弹提供28V直流电源。

14.前支撑架：用于升高，降低和调平EL的前面板。

15.起落架：当EL从牵引车上卸下且不受千斤顶支撑时，支撑EL的前部。

16.液压油箱：液压油的非增压油箱。

17.防护罩：保护G＆C/A和雷达部分。

18.后支撑架：用于升高，降低和调平EL的后部。

M1003机动发射器(EL)左侧视图 M1003机动发射器防护罩 重返载具与其他部分 雷达部件(RS）;1.鼻锥防护罩：密封天线罩的前端并在重返大气层过程中提供保护。

2.冲击引信：用于在表面爆裂选项中引爆弹头。

3.雷达天线：允许雷达单元发送和接收射频（RF）能量。

4.支撑结构：圆锥形铝制组件，外包裹着抗烧蚀性隔热罩。

5.雷达单元：向PAC提供目标地点资讯，以与存储的目标地点资讯进行比较。

6.快速联结接头段：八个拼接段允许将雷达部分与弹头配合。

7.冲击引信：在表面爆裂选项中用于引爆弹头的四种引信。

8.天线罩：强化玻璃/环氧树脂外壳，覆盖雷达单元天线。

它也可以用作隔热板。

战斗部件（WHS） 导引控制器（G＆C/A） 第二级火箭发动机 第一级火箭发动机 潘兴II导弹弹道轨迹 1988年9月，潘兴火箭发动机进行地面静态测试 导弹[编辑] 潘兴Ⅱ导弹的总长十米，直径一米，总重7200公斤，其基本构造可分为三部分：重返载具(re-entryvehicle)、第二级火箭发动机、第一级火箭发动机。

重返载具是雷达部、战斗部、控制导引器部构成。

第二节火箭发动机、第一节火箭发动机在重返大气层时抛弃。

一、二级火箭发动机有大体相同的结构，主要是固体燃料火箭发动机、其弹体材质由凯夫拉有机纤维制成，因而重量较轻。

喷管咽部由石墨材料制成，喷管出口由碳酚醛材料制成，喷管可以摆动，除产生推力外，还承担导弹俯仰和偏航运动的控制。

第一级底部装有四个十字形的弹翼，其中两个固定，两个可动。

当第一级工作时，固定弹翼保证导弹的稳定性，可动弹翼控制滚转运动。

第二级没有弹翼，它工作时，滚转运动由重返载具(RV)的弹翼控制，俯仰和偏航靠摆动喷管控制。

重返载具[编辑] 重返载具(Re-entryVehicle，略称RV）在结构和功能上分为三个部分：雷达部件（略称:RS），战斗部件（略称:WHS）和导引与控制/适配器（略称:G＆C/A）部件。

雷达部件在导弹的最前端，长度约为一米，直径大约六十六公分。

它包括固特异航太部门研发的主动雷达寻标器、天线及所有电子装置的电池。

在雷达部件顶端，有一保护雷达的天线罩和弹头引信的鼻锥防护罩。

战斗部件包含W85（英语：W85）弹头，速率陀螺仪单元，位于雷达部件和控制导引器部件之间。

导引与控制/适配器（G＆C/A）主要装有惯性导引系统、弹道计算机、预存目标参考图像储存器和相关设备。

其内还有重返载具弹翼的控制系统和喷管俯仰、偏航喷口的控制系统，是用来控制重返载具飞行姿态的。

此外，燃气发生器、蓄压器、冷却供应系统及电缆等也在其内。

G＆C／Ａ包含两个导引系统。

主要导引系统是主动雷达寻标器，使用雷达终端导引技术匹配目标区域地形参考图像，PershingII能具有30米（100英尺）的圆形公算误差(英语：Circularerrorprobable）精度。

备用系统是Singer-Kearfott（英语：KearfottGuidance&Navigation）研发的惯性导航系统，可单独用惯性导引模式将导弹瞄准目标。

G＆C/A还包含潘兴导弹内载计算机（PAC），数位相联单元（DCU）和用于驱动散热片的执行器。

导弹弹道[编辑] 在发射之前，该导弹的速率陀螺仪单元、罗经惯性平台以方位角作为参考。

发射后，导弹遵循惯性导航的轨迹飞行，直至重返载具(RV)分离。

动力飞行期间的姿态和引导命令（侧倾姿态除外）是通过两个火箭发动机推进部分中的旋转喷嘴执行的。

在第一阶段飞行期间，第一节火箭发动机的两个可移动弹翼提供了侧倾控制，在第二阶段飞行期间，由RV弹翼提供了侧倾控制。

为了在第一阶段动力飞行中保持稳定，第一节火箭发动机还具有两个固定的弹翼。

轨迹的中间阶段在分离时开始，一直持续到末期阶段开始。

在中段阶段开始时，将RV倾斜以使其重新进入并减小雷达横截面。

然后在大气层出口和再入期间通过重返载具弹翼控制系统控制中途姿态，在大气层飞行期间通过反应控制系统控制中途姿态。

在目标上方的预定高度处，终止阶段将开始。

在惯性导航控制下执行速度控制操作（上拉，下拉），以减慢重返载具并达到适当的撞击速度。

雷达相关器系统已启动，雷达寻标器扫描了目标区域。

将雷达寻标器返回数据与预先存储的参考数据进行比较，并将得到的位置定位资讯用于更新惯性导航系统并传达重返载具转向命令。

然后，重返载具弹翼控制系统将重返载具飞行到目标位置。

参考文献[编辑] ^1.01.1TM9-1425-386-10-1-CommunicationsSystem-Telephone.Scribd.2011-09-06[2019-08-04].  维基共享资源中相关的多媒体资源：潘兴Ⅱ 备注[编辑] ^CEP=圆形公算误差(英文：Circularerrorprobable） 取自“https://zh.wikipedia.org/w/index.php?title=潘兴Ⅱ&oldid=71714576” 分类：​美国弹道导弹隐藏分类：​带有简短描述的条目含有英语的条目 导航菜单 个人工具 没有登录讨论贡献创建账号登录 命名空间 条目讨论 大陆简体 不转换简体繁體大陆简体香港繁體澳門繁體大马简体新加坡简体臺灣正體 查看 阅读编辑查看历史 更多 搜索 导航 首页分类索引特色内容新闻动态最近更改随机条目资助维基百科 帮助 帮助维基社群方针与指引互助客栈知识问答字词转换IRC即时聊天联络我们关于维基百科 工具 链入页面相关更改上传文件特殊页面固定链接页面信息引用本页维基数据项目 打印/导出 下载为PDF可打印版本 在其他项目中 维基共享资源 其他语言 DeutschEnglish한국어PolskiРусскийSvenskaTürkçe 编辑链接