Utvecklingen av det självgående luftförsvarssystemet "Kub" (2K12), som var avsett att skydda trupper (huvudsakligen tankdivisioner) från luftangreppsvapen som flyger på låga och medellånga höjder, fastställdes av dekretet från centralkommittén för CPSU och Ministerrådet i Sovjetunionen av den 1958-18-07.
Komplex "Cube" var tänkt att säkerställa nederlaget för luftmål som flyger på höjder från 100 m till 5 tusen. m med hastigheter från 420 till 600 m / s, vid avstånd upp till 20 000 m. I detta fall bör sannolikheten för att träffa ett mål med en missil vara minst 0,7.
Huvudutvecklaren för komplexet är OKB-15 GKAT (State Committee for Aviation Engineering). Tidigare var denna designbyrå en gren av huvudutvecklaren för flygplanradarstationer - NII -17 GKAT, som ligger i Zhukovsky nära Moskva nära Flight Test Institute. Snart överfördes OKB-15 till GKRE. Dess namn ändrades flera gånger och förvandlades som ett resultat till NIIP MRTP (Scientific Research Institute of Instrument Making of the Ministry of Radio Engineering Industry).
Komplexets chefsdesigner var chef för OKB-15 VV Tikhomirov, tidigare-skaparen av den första inhemska flygplanets radar "Gneiss-2" och några andra stationer. Dessutom skapade OKB-15 en självgående rekognoserings- och guidningsinstallation (under ledning av installationens chefsdesigner-Rastov AA) och ett halvaktivt radarhommande missilhuvud (under ledning av Vekhova Yu. N., sedan 1960 - Akopyan IG) …
Den självgående bärraketen utvecklades under ledning av chefsdesignern A. I. Yaskin. i SKB-203 i Sverdlovsk SNKh, tidigare engagerat i utvecklingen av teknisk utrustning för de tekniska avdelningarna av missildelar. Sedan omorganiserades SKB till State Design Bureau of Compressor Engineering MAP (idag NPP "Start").
Designbyrån för Mytishchi maskinbyggnadsanläggning i Moskva regionala SNKh var engagerad i skapandet av bandchassi för stridsmedel för luftförsvarets missilsystem. Senare fick det namnet OKB-40 från ministeriet för transportteknik. Idag - Design Bureau, en del av Metrowagonmash produktionsförening. Chassits chefsdesigner, Astrov N. A., utvecklade redan före andra världskriget en lätt tank och konstruerade då främst självgående artilleriinstallationer och pansarbärare.
Utvecklingen av en luftfartygsstyrd missil för luftförsvarssystemet "Kub" anförtrotts designbyrån för anläggning nr 134 GKAT, som inledningsvis specialiserade sig på att skapa luftbomber och handeldvapen. När detta uppdrag mottogs hade designteamet redan fått lite erfarenhet under utvecklingen av K-7 luft-till-luft-missilen. Därefter omvandlades denna organisation till GosMKB "Vympel" MAP. Utvecklingen av missilkomplexet "Cube" började under ledning av I. I. Toropov.
Det var planerat att arbetet med komplexet skulle säkerställa frisläppandet av Kub luftvärnsraketsystem under andra kvartalet 1961 för gemensamma tester. Av olika anledningar försenades och slutfördes arbetet med fem års försening, alltså två år efter arbetet med Krugs luftförsvarssystem, som "startade" nästan samtidigt. Beviset för dramat i historien om skapandet av "Kub" luftförsvarssystem var att i det mest intensiva ögonblicket avlägsnas från posterna för chefsdesignern för komplexet som helhet och chefsdesignern för raketen som är en del av det.
De främsta orsakerna till svårigheterna med att skapa komplexet var nyheten och komplexiteten hos dem som antogs i utvecklingen. lösningar.
För stridsmedel för Kub luftvärnsraketsystem, i motsats till Krugs luftförsvarssystem, använde de lättare spårchassi, liknande dem som användes för Shilka självgående luftvapen. Samtidigt installerades radioutrustning på en "självgående pistol", och inte på två chassi, som i "Circle" -komplexet. Självgående raket "självgående B"-bar tre missiler, och inte två som i Krug-komplexet.
När man skapade en raket för ett luftfartygskomplex löstes också mycket komplexa problem. För drift av en supersonisk ramjetmotor användes inte flytande, men fast bränsle. Detta utesluter möjligheten att justera bränsleförbrukningen i enlighet med raketens höjd och hastighet. Raketen hade inte heller löstagbara boosters - laddmotorn för startmotorn placerades i efterbränningskammaren på ramjetmotorn. Dessutom, för första gången för en luftvärnsrobot i ett mobilt komplex, ersattes kommandoradiostyrningsutrustningen med ett halvaktivt Doppler-radarhemningshuvud.
Alla dessa svårigheter påverkade redan i början av flygprov av missiler. I slutet av 1959 levererades den första bärraketen till testplatsen Donguz, vilket gjorde det möjligt att starta tester av en luftvärnsstyrd missil. Förrän i juli nästa år var det dock inte möjligt att framgångsrikt skjuta upp missiler med en fungerande hållare. I detta fall avslöjade bänkprover tre utbränningar av kammaren. För att analysera orsakerna till misslyckandena var en av de ledande vetenskapliga organisationerna inom GKAT, NII-2, inblandad. NII-2 rekommenderade att överge den stora fjäderdräkten, som tappades efter att ha passerat startdelen av flygningen.
Under bänkprov av ett fullskaligt huvudhuvud avslöjades otillräcklig kraft hos HMN-enheten. Dessutom identifierades prestanda av dålig kvalitet hos huvudkåpan, vilket orsakade betydande signalstörningar, med det efterföljande synkronbruset, vilket ledde till instabilitet i stabiliseringskretsen. Dessa brister var vanliga för många sovjetiska missiler med första generationens radarsökare. Designerna bestämde sig för att byta till en sidokåpa. Förutom sådana relativt "subtila" fenomen, under testerna, stötte de dock på förstörelsen av kåpan under flygning. Förstörelsen orsakades av aeroelastiska vibrationer i strukturen.
En annan betydande nackdel, som identifierades i ett tidigt skede av att testa den luftvärnsstyrda missilen, var den misslyckade utformningen av luftintagen. Svingvingarna påverkades negativt av chockvågssystemet från luftintagens framkant. Samtidigt skapades stora aerodynamiska moment som styrmaskinerna inte kunde övervinna - ratten kilade helt enkelt i extremläget. Under tester i vindtunnlar av fullskaliga modeller hittades en lämplig designlösning - luftintaget förlängdes genom att flytta diffusorns framkant 200 millimeter framåt.
Självgående uppskjutare 2P25 ZRK 2K12 "Kub-M3" med 3M9M3 luftvärnsraketter © Bundesgerhard, 2002
I början av 1960 -talet. Förutom huvudversionen av SAM-stridsfordon på bandchassi i konstruktionsbyrån i Mytishchi-anläggningen utvecklades också andra självgående fordon-skrovets fyraxlade amfibiska chassi "560" som utvecklats av samma organisation och använts för Krug-luftförsvarets missilsystem i SU-100P-familjen.
Tester 1961 gav också otillfredsställande resultat. Det var inte möjligt att uppnå tillförlitlig drift av sökaren, inga sjösättningar längs referensbanan genomfördes, det fanns ingen tillförlitlig information om mängden bränsleförbrukning per sekund. Tekniken för tillförlitlig deponering av värmeskyddande beläggningar på den inre ytan av efterbrännarens kropp av titanlegering har inte utvecklats. Kammaren exponerades för den erosiva effekten av förbränningsprodukterna från huvudmotorgeneratorns innehållande magnesium och aluminiumoxider. Titan ersattes senare av stål.
Detta följdes av "organisatoriska slutsatser". I. I. Toropova i augusti 1961 ersattes han av Lyapin A. L., platsen för Tikhomirov V. V. tre gånger pristagaren av Stalinpriset i januari 1962 togs av Figurovsky Yu. N. Dock är det dags för arbetarna hos de designers som bestämde dem. komplexets utseende, gav en rättvis bedömning. Tio år senare återtryckte sovjetiska tidningar entusiastiskt en del av en artikel från "Pari Match", som kännetecknade effektiviteten hos den missil som designats av Toropov med orden "Syrier kommer att bygga ett monument för uppfinnaren av dessa missiler någon gång …". Idag är den tidigare OKB-15 uppkallad efter V. V. Tikhomirov.
Spridningen av utvecklingspionjärerna ledde inte till att arbetet accelererade. Av de 83 missiler som lanserades i början av 1963 var endast 11 utrustade med ett huvudhuvud. Samtidigt slutade bara 3 lanseringar med tur. Raketer testades endast med experimenthuvuden - utbudet av vanliga har ännu inte börjat. Sökarens tillförlitlighet var sådan att efter 13 misslyckade sjösättningar med misslyckanden hos den sökande i september 1963, måste flygprov avbrytas. Testen av huvudmotorn för den luftvärnsstyrda missilen slutfördes inte heller.
Missilskjutningar 1964 genomfördes i en mer eller mindre standardutformning, men det markbaserade luftvärnsraketsystemet var ännu inte utrustat med kommunikationsutrustning och ömsesidig positionskoordinering. Den första framgångsrika lanseringen av en missil utrustad med stridsspets utfördes i mitten av april. De lyckades skjuta ner ett mål - en Il -28 som flyger på en genomsnittlig höjd. Ytterligare lanseringar var mestadels framgångsrika, och riktigheten i vägledningen glädde helt enkelt deltagarna i dessa tester.
På testplatsen Donguz (ledd av M. I. Finogenov), under perioden januari 1965 till juni 1966, under ledning av en kommission under ledning av N. A. Karandeev, genomförde de gemensamma tester av luftförsvarssystemet. Komplexet antogs av CPSU: s centralkommitté och Sovjetunionens ministerråd den 1967-23-01.
De viktigaste stridstillgångarna i luftvärnssystemet Cube var SURN 1S91 (självgående spanings- och styrsystem) och SPU 2P25 (självgående uppskjutare) med 3M9-missiler.
SURN 1S91 bestod av två radar - en radarstation för detektering av luftmål och målbeteckning (1C11) och en målspårningsradar och belysning 1C31, och medel för att identifiera mål, topografiska referenser, relativ orientering, navigering, en tv -optisk siktanordning, radiotelekodskommunikation med bärraketer, en autonom strömförsörjning (gasturbin elektrisk generator), utjämnings- och antennlyftsystem. SURN-utrustningen installerades på GM-568-chassit.
Radarstationens antenner var placerade i två nivåer - antennen till 1C31 -stationen var placerad överst och 1C11 längst ner. Azimutrotation är oberoende. För att minska höjden på den självgående installationen under marschen drogs basen av de cylindriska antennanordningarna in i fordonets kaross och antennanordningen på 1C31-radarstationen vrjdes ner och placerades bakom radarantennen 1C11.
Baserat på önskan att förse det erforderliga området med begränsad strömförsörjning och med hänsyn tagen till de totala och massbegränsningarna för antenner för stolpar för 1C11 och målspårningsläget i 1C31, antogs ett koherent-pulsradarstationsschema. Men när målet belystes för stabil drift av huvudhuvudet vid flygning på låg höjd under förhållanden med kraftfulla reflektioner från den underliggande ytan, implementerades ett kontinuerligt strålningsläge.
Station 1C11 är en koherent-pulsradar med allround-sikt (hastighet-15 varv / min) centimeteromfång med två oberoende vågledaröverförings- och mottagningskanaler som arbetar vid separata bärfrekvenser, vars sändare installerades i fokusplanet för en enda antennspegel. Måldetektering och identifiering, målbeteckning för spårningsstationen och belysning inträffade om målet låg på avstånd mellan 3–70 km och på 30–7000 meters höjd. I detta fall var den pulserade strålningseffekten i varje kanal 600 kW, mottagarnas känslighet var 10-13 W, strålarnas bredd i azimut var 1 ° och den totala visningssektorn i höjd var 20 °. I station 1C11, för att säkerställa bullerimmunitet, tänktes följande:
- SDTS -system (val av rörliga mål) och undertryckande av impulsasynkron störning;
- manuell förstärkningskontroll av mottagande kanaler;
- frekvensinställning av sändare;
- modulering av pulsrepetitionsfrekvensen.
1C31 -stationen inkluderade också två kanaler med sändare installerade i fokusplanet för den paraboliska reflektorn på en enda antenn - målbelysning och målspårning. I spårningskanalen var stationens pulseffekt 270 kW, mottagarens känslighet var 10-13 W och strålbredden var cirka 1 grad. Standardavvikelsen (rot-medelkvadratfel) för målspårning inom räckvidd var cirka 10 m och i vinkelkoordinater-0,5 d.u. Stationen kunde fånga Phantom-2-flygplanet för automatisk spårning på ett avstånd av upp till 50 000 m med en sannolikhet på 0,9. Skydd mot markreflektioner och passiv störning utfördes av SDC-systemet med en programmerad förändring av pulsrepetitionsfrekvensen. Skydd mot aktiv interferens utfördes med hjälp av metoden för monopulsriktningsfynd av mål, inställning av driftsfrekvensen och ett interferensindikationssystem. Om 1C31 -stationen undertrycktes av störningar, kunde målet spåras av vinkelkoordinater som erhållits med hjälp av en optisk tv -sikt, och information om intervallet erhölls från 1C11 -radarstationen. Stationen försågs med särskilda åtgärder som säkerställde en stabil spårning av lågflygande mål. Målbelysningssändaren (liksom bestrålningen av missilhuvudhuvudet med en referenssignal) genererade kontinuerliga oscillationer och säkerställde också tillförlitlig drift av rakethemningshuvudet.
Massan av SURN med en stridsbesättning (4 personer) var 20 300 kg.
På SPU 2P25, vars bas var GM-578-chassit, en vagn med elektriska drivspårningsdrivrutiner och tre missilstyrningar, en beräkningsenhet, telekodkommunikationsutrustning, navigering, topografisk referens, förstartskontroll av luftvärnsstyrda missiler, och en autonom gasturbin elektrisk generator installerades. Den elektriska dockningen av SPU: n och raketen utfördes med två raketkontakter, avskurna av speciella stavar i början av missilförsvarets rörelse längs styrstrålen. Vagnen körde en förlansering av missilförsvaret i riktning mot den förväntade träffpunkten för missilen och målet. Enheterna fungerade enligt data från RMS, som mottogs av SPU: n via radiotelekodkommunikationslinjen.
I transportpositionen var luftfartygsstyrda missiler placerade i riktning mot den självgående uppskjutaren med svansdelen framåt.
Massan av SPU, tre missiler och ett stridsbesättning (3 personer) var 19 500 kg.
SAM 3M9 luftvärnsraketsystem "Kub" i jämförelse med missilen 3M8 SAM "Krug" har mer graciösa konturer.
SAM 3M9, liksom missilen i "Circle" -komplexet, tillverkas enligt "roterande vinge" -schemat. Men till skillnad från 3M8, på den 3M9 luftvärnsstyrda missilen, användes roder på stabilisatorerna för kontroll. Som ett resultat av genomförandet av ett sådant schema minskades dimensionerna på den roterande vingen, den nödvändiga kraften hos styrväxlarna minskades och en lättare pneumatisk drivning användes, som ersatte den hydrauliska.
Missilen var utrustad med en semi-aktiv radarsökare 1SB4, som fångar upp målet från början, som följer med Doppler-frekvensen i enlighet med missilens och målets hastighet, som genererar styrsignaler för att styra anti- flygplanstyrd missil till målet. Hominghuvudet gav avvisning av den direkta signalen från SURN-belysningssändaren och smalbandsfiltrering av signalen reflekterad från målet mot bakgrunden av bruset från denna sändare, den underliggande ytan och GOS själv. För att skydda hemhuvudet från avsiktlig störning användes också en dold målsökningsfrekvens och möjligheten att ställa in interferens i ett amplitudoperationsläge.
Kopplingshuvudet var placerat framför missilförsvarssystemet, medan antenndiametern var ungefär lika stor som mitten av den guidade missilen. Stridshuvudet låg bakom den sökande, följt av autopilotutrustningen och motorn.
Som redan nämnts användes ett kombinerat framdrivningssystem i raketen. På raketens framsida fanns en gasgenerator kammare och en laddning av motorn i det andra (hållaren) steget 9D16K. Bränsleförbrukning i enlighet med flygförhållandena för en gasgenerator för fast drivmedel kan inte regleras, därför valdes en konventionell typisk bana för att välja laddningsform, som under dessa år av utvecklarna ansågs vara den mest sannolika under rakets användning. Den nominella drifttiden är drygt 20 sekunder, bränsleladdningens massa är cirka 67 kg med en längd av 760 mm. Sammansättningen av LK-6TM-bränslet, utvecklat av NII-862, kännetecknades av ett stort bränsleöverskott i förhållande till oxidationsmedlet. Förbränningsprodukterna från laddningen kom in i efterbrännaren, där resterna av bränslet brändes i luftflödet som kom in genom de fyra luftintagen. Inloppsenheterna för luftintagen, som är konstruerade för supersonisk flygning, var utrustade med centrala kroppar av konisk form. Luftintagskanalernas utgångar till efterbrännarkammaren vid flygningens startplats (tills framdrivningsmotorn slogs på) stängdes med glasfiberpluggar.
I efterbrännarkammaren installerades en solid drivladdning i startskedet - en bricka med pansarändar (längd 1700 mm, diameter 290 mm, diameter på en cylindrisk kanal 54 mm), gjord av VIK -2 ballistiskt bränsle (vikt 172 kg). Eftersom de gasdynamiska driftförhållandena för fastbränslemotorn vid lanseringsplatsen och ramjetmotorn vid kryssningsområdet krävde olika geometri för efterbrännarmunstycket, efter att startfasen var slutförd (från 3 till 6 sekunder), var det planerade att skjuta insidan av munstycket med ett glasfibernät, som höll startavgiften.
Självgående 2P25
Det bör noteras att det var i 3M9 som en liknande design för första gången i världen fördes till massproduktion och adoption. Senare, efter kidnappningen av flera 3M9: or som särskilt organiserades av israelerna under kriget i Mellanöstern, tjänade den sovjetiska luftfartygsstyrda missilen som en prototyp för ett antal utländska luftfartygs- och luftfartygsmissiler.
Användningen av en ramjetmotor säkerställde bibehållandet av den höga hastigheten på 3M9 under hela flygbanan, vilket bidrog till dess höga manövrerbarhet. Vid seriekontroll och träningslanseringar av 3M9-styrda missiler uppnåddes systematiskt en direkt träff, vilket hände ganska sällan vid användning av andra, större luftvärnsrobotar.
Detonationen av en 57 kilogram högexplosiv fragmenteringstridsspets 3N12 (utvecklad av NII-24) utfördes på kommando av en tvåkanals autodynad strålningssäkring 3E27 (utvecklad av NII-571).
Missilen säkerställde att träffa en målmanöver med en överbelastning på upp till 8 enheter, men sannolikheten för att träffa ett sådant mål, beroende på olika förhållanden, minskade till 0,2-0,55. Samtidigt minskade sannolikheten för att träffa ett icke-manövrerande målet var 0,4-0,75.
Missilen var 5800 m lång och 330 mm i diameter. För att transportera det monterade missilförsvarssystemet i 9Ya266 -behållaren vikades vänster och höger stabilisatorkonsol mot varandra.
För utvecklingen av detta luftvärnsmissilsystem tilldelades många av dess skapare höga statliga utmärkelser. Leninpriset tilldelades A. A. Rastov, V. K. Grishin, I. G. Akopyan, A. L. Lyapin, Sovjetunionens statspris till V. V. Matyashev, G. N. Valaev, V. V. Titov. och så vidare.
Luftfartygsmissilregimentet, beväpnat med luftfartygssystemet Kub, bestod av en kommandopost, fem luftvärnsbatterier, ett tekniskt batteri och ett kontrollbatteri. Varje missilbatteri bestod av ett 1S91 självgående spanings- och styrsystem, fyra självgående 2P25-skjutdrivrutiner med tre 3M9 luftvärnsstyrda missiler på varje, två 2T7 transportlastande fordon (ZIL-157 chassi). Vid behov kunde hon självständigt utföra stridsuppdrag. Under central kontroll mottogs målbeteckningsdata och stridskontrollkommandon till batterierna från regementets kommandopost (från stridskontrollkabinen (KBU) i det automatiska stridskomplexet "Krab" (K-1) med en radardetekteringsstation). På batteriet mottogs denna information av målbeteckningen mottagande hytt (CPC) för K-1-komplexet, varefter den överfördes till batteriets RMS. Regementets tekniska batteri bestod av 9T22 transportfordon, 2V7 kontroll- och mätstationer, 2V8 kontroll- och testmobiler, 9T14 tekniska vagnar, reparationsmaskiner och annan utrustning.
I enlighet med rekommendationerna från statskommissionen började den första moderniseringen av Kub luftvärnsraketsystem 1967. Förbättringarna gjorde det möjligt att öka luftförsvarets stridsförmåga:
- ökat det drabbade området;
- tillhandahålls för intermittenta driftsätt för SURN-radarstationen för att skydda mot påverkan av Shrike-antiradarmissiler.
- ökat säkerheten hos hemhuvudet från störande störningar;
- förbättrade tillförlitlighetsindikatorerna för komplexets stridstillgångar;
- minskade komplexets arbetstid med cirka 5 sekunder.
År 1972 testades det moderniserade komplexet på Emben -testplatsen under ledning av en kommission under ledning av V. D. Kirichenko, chef för testplatsen. I januari 1973 togs luftförsvarssystemet under beteckningen "Kub-M1" i bruk.
Sedan 1970 skapades luftfartygskomplexet M-22 för flottan, där familjeraketten 3M9 användes. Men efter 1972 utvecklades detta missilsystem för 9M38 -missilen i Buk -komplexet, som ersatte kuben.
Nästa modernisering "Kuba" genomfördes under perioden 1974 till 1976. Som ett resultat var det möjligt att ytterligare öka stridsförmågan hos luftvärnsraketsystemet:
- utvidgat det drabbade området;
- förutsatt möjligheten att skjuta i jakten på målet med en hastighet av upp till 300 m / s, och på ett stationärt mål på en höjd av över 1000 m.
- den genomsnittliga flyghastigheten för den luftvärnsstyrda missilen ökades till 700 m / s;
- säkerställde nederlaget för flygplan som manövrerar med en överbelastning på upp till åtta enheter.
- förbättrat brusimmuniteten hos huvudhuvudet;
- sannolikheten för att träffa manövreringsmål ökade med 10-15%.
- ökat tillförlitligheten hos komplexet i markstridstillgångar och förbättrat dess operativa egenskaper.
I början av 1976, på Embensky-testplatsen (med B. I. Vaschenko i spetsen), utfördes gemensamma tester av ett luftvärnsraketsystem under ledning av en kommission som leddes av O. V. Kuprevich. I slutet av året togs luftförsvarssystemet under koden "Cube-M3" i bruk.
Under de senaste åren har en annan modifiering av en luftfartygsstyrd missil presenterats på flygutställningar - målet 3M20M3, konverterat från ett kampmissilförsvarssystem. 3M20M3 simulerar luftmål med en RCS på 0,7-5 m2, som flyger på upp till 7 tusen meters höjd, längs en rutt på upp till 20 kilometer.
Seriell produktion av stridstillgångar i "Kub" luftförsvarsraketsystem med alla modifieringar organiserades på:
- Ulyanovsk mekaniska anläggning MRP (Minradioprom) - självgående spanings- och styrenheter;
- Sverdlovsk maskinbyggnadsanläggning uppkallad efter Kalinin - självgående bärraketer;
- Dolgoprudny maskinbyggnadsanläggning- luftvärnsstyrda missiler.
Självgående spanings- och styrenhet 1S91 SAM 2K12 "Kub-M3" © Bundesgerhard, 2002
De viktigaste egenskaperna hos luftvärnsraketsystem av typen "KUB":
Namn-"Cube" / "Cube-M1" / "Cube-M3" / "Cube-M4";
Det drabbade området inom räckvidd - 6-8..22 km / 4..23 km / 4..25 km /4..24** km;
Det drabbade området i höjd - 0, 1..7 (12 *) km / 0, 03..8 (12 *) km / 0, 02..8 (12 *) km / 0, 03.. 14 ** km;
Det drabbade området efter parameter - upp till 15 km / upp till 15 km / upp till 18 km / upp till 18 km;
Sannolikheten att slå en SAM -fighter - 0, 7/0, 8..0, 95/0, 8..0, 95/0, 8..0, 9;
Sannolikheten att träffa ett missilförsvarssystem för helikoptern är… /… /… /0, 3..0, 6;
Sannolikheten att träffa en luftfartygsmissil på en kryssningsmissil är… /… /… /0, 25..0, 5;
Maximal hastighet för mål träffade - 600 m / s
Reaktionstid - 26..28 s / 22..24 s / 22..24 s / 24 ** s;
Flyghastigheten för den luftvärnsstyrda missilen är 600 m / s / 600 m / s / 700 m / s / 700 ** m / s;
Raketvikt - 630 kg;
Stridshuvudets vikt - 57 kg;
Målkanalisering - 1/1/1/2;
ZUR -kanalisering - 2..3 (upp till 3 för "Cube -M4");
Distributionstid (vikning) - 5 minuter;
Antalet luftvärnsstyrda missiler på ett stridsfordon - 3;
Adoptionsår - 1967/1973/1976/1978
* med hjälp av K-1 "Crab" -komplexet
** med SAM 3M9M3. Vid användning av SAM 9M38 egenskaper liknar SAM "BUK"
Under serieproduktionen av luftvärnsmissilsystem från "Cube" -familjen under perioden 1967 till 1983 producerades cirka 500 komplex, flera tiotusentals sökandehuvuden. Under tester och övningar utfördes mer än 4 tusen missilskjutningar.
Anti-flygplan missilsystem "Cub" via utländska ekonomiska kanaler under koden "Square" levererades till de väpnade styrkorna i 25 länder (Algeriet, Angola, Bulgarien, Kuba, Tjeckoslovakien, Egypten, Etiopien, Guinea, Ungern, Indien, Kuwait, Libyen, Moçambique, Polen, Rumänien, Jemen, Syrien, Tanzania, Vietnam, Somalia, Jugoslavien med flera).
Komplex "Cube" har framgångsrikt använts i nästan alla militära konflikter i Mellanöstern. Särskilt imponerande var användningen av missilsystemet den 6-24 oktober 1973, då 64 israeliska flygplan, enligt syrisk sida, sköts ner av 95 Kvadrat-styrda missiler. Luftförsvarets exceptionella effektivitet bestämdes av följande faktorer:
- hög brusimmunitet för komplex med halvaktiv homing;
- den israeliska sidan saknar medel för elektroniska motåtgärder (elektroniska motåtgärder) som arbetar inom det erforderliga frekvensområdet- den utrustning som tillhandahålls av USA var utformad för att bekämpa radiokommandot C-125 och ZRKS-75, som fungerade vid längre våglängder;
- hög sannolikhet att träffa målet med en manövrerbar luftvärnsstyrd missil med en ramjetmotor.
Israelisk luftfart, som inte har sådana. genom att undertrycka komplex "Kvadrat", tvingades använda mycket riskfylld taktik. Flera inträde i uppskjutningszonen och den efterföljande förhastade utgången från den blev orsaken till den snabba konsumtionen av komplexets ammunition, varefter medlen för det avväpnade missilkomplexet förstördes ytterligare. Dessutom användes fighterbombers tillvägagångssätt på en höjd nära deras praktiska tak och ett ytterligare dyk i "dödzon" -tratten ovanför luftvärnskomplexet.
Den höga effektiviteten hos "Kvadrat" bekräftades den 8–30 maj 1974, då 8 guidade missiler förstörde upp till 6 flygplan.
Luftförsvarssystemet Kvadrat användes också 1981-1982 under fientligheterna i Libanon, under konflikterna mellan Egypten och Libyen, vid gränsen mellan Algeri och Marocko, 1986 när de avstöt amerikanska räder mot Libyen, 1986-1987 i Tchad, 1999 i Jugoslavien.
Fram till nu är Kvadrat luftvärnsraketsystem i drift i många länder i världen. Komplexets stridseffektivitet kan ökas utan betydande strukturella ändringar genom att använda element från Buk-komplexet-självgående 9A38-skjutande enheter och 3M38-missilerna, som implementerades i Kub-M4-komplexet, som utvecklades 1978.
