Utviklingen av det selvgående luftforsvarssystemet "Kub" (2K12), som var ment å beskytte tropper (hovedsakelig tankdivisjoner) mot luftangrepsvåpen som flyr i lav og middels høyde, ble fastsatt av dekretet fra sentralkomiteen for CPSU og Ministerrådet i Sovjetunionen datert 1958-18-07.
Kompleks "Cube" skulle sikre nederlaget for luftmål som flyr i høyder fra 100 m til 5 tusen. m med hastigheter fra 420 til 600 m / s, i områder opptil 20 000 m. I dette tilfellet bør sannsynligheten for å treffe et mål med ett missil være minst 0,7.
Hovedutvikler for komplekset er OKB-15 GKAT (State Committee for Aviation Engineering). Tidligere var dette designbyrået en gren av hovedutvikleren av flyradarstasjoner - NII -17 GKAT, som ligger i Zhukovsky nær Moskva nær Flight Test Institute. Snart ble OKB-15 overført til GKRE. Navnet ble endret flere ganger og som et resultat omdannet til NIIP MRTP (Scientific Research Institute of Instrument Making of Ministry of Radio Engineering Industry).
Hoveddesigner for komplekset var leder for OKB-15 VV Tikhomirov, tidligere-skaperen av den første innenlandske flyradaren "Gneiss-2" og noen andre stasjoner. I tillegg opprettet OKB-15 en selvgående rekognoserings- og veiledningsinstallasjon (under veiledning av installasjonssjefen-Rastov AA) og et semi-aktivt radar-homing missilhode (under ledelse av Vekhova Yu. N., siden 1960 - Akopyan IG) …
Den selvgående løfteraketten ble utviklet under ledelse av sjefsdesigneren A. I. Yaskin. i SKB-203 av Sverdlovsk SNKh, tidligere engasjert i utvikling av teknologisk utstyr for de tekniske divisjonene av missildeler. Deretter ble SKB omorganisert til State Design Bureau of Compressor Engineering MAP (i dag NPP "Start").
Designbyrået for Mytishchi maskinbyggingsanlegg i Moskva regionale SNKh var engasjert i opprettelsen av belteunderstell for kampmidlene i luftforsvarets missilsystem. Senere mottok det navnet OKB-40 fra Transport Engineering. I dag - Design Bureau, en del av Metrowagonmash produksjonsforening. Sjefdesigneren for chassiset, Astrov N. A., utviklet selv før andre verdenskrig en lett tank, og designet deretter hovedsakelig selvgående artilleriinstallasjoner og pansrede personellbærere.
Utviklingen av et luftfartøysstyrt missil for luftvernsystemet "Kub" ble overlatt til designbyrået for anlegg nr. 134 GKAT, som opprinnelig spesialiserte seg på å lage luftbomber og håndvåpen. Da denne oppgaven ble mottatt, hadde designteamet allerede fått litt erfaring under utviklingen av K-7 luft-til-luft-missilet. Deretter ble denne organisasjonen transformert til GosMKB "Vympel" MAP. Utviklingen av missilkomplekset "Cube" begynte under ledelse av I. I. Toropov.
Det var planlagt at arbeidet med komplekset skulle sikre frigjøring av Kub anti-fly missilsystem i andre kvartal 1961 for felles tester. Av forskjellige årsaker ble arbeidet forsinket og fullført med fem års forsinkelse, og dermed to år bak arbeidet med luftforsvarssystemet Krug, som "startet" nesten samtidig. Beviset for dramaet i historien om opprettelsen av "Kub" luftforsvarssystem var fjerning i det mest intense øyeblikket fra postene til sjefsdesigner for komplekset som helhet og sjefsdesigner for raketten som er en del av det.
Hovedårsakene til vanskelighetene med å lage komplekset var nyheten og kompleksiteten til de som ble adoptert i utviklingen. løsninger.
For bekjempelsesmidlene i Kub anti-fly missilsystemet brukte de, i motsetning til Krug luftforsvarssystem, lettere belte chassis, lik de som ble brukt for Shilka selvkjørende kanoner. Samtidig ble radioutstyr installert på en "selvgående pistol", og ikke på to chassis, som i "Circle" -komplekset. Selvgående løfterakett "selvgående B"-bar tre missiler, og ikke to som i Krug-komplekset.
Når du oppretter en rakett for et luftfartøyskompleks, ble også svært komplekse problemer løst. For drift av en supersonisk ramjet -motor ble det ikke brukt flytende, men fast drivstoff. Dette utelukket muligheten for å justere drivstofforbruket i henhold til rakettens høyde og hastighet. Raketten hadde heller ikke avtagbare boostere - ladningen til startmotoren ble plassert i etterbrennerkammeret til ramjetmotoren. I tillegg ble kommandoradiostyringsutstyret for første gang for et luftfartøy-missil av et mobilkompleks erstattet med et semi-aktivt Doppler-radarhodet.
Alle disse vanskelighetene påvirket allerede i begynnelsen av flytester av missiler. På slutten av 1959 ble den første løfteraketten levert til teststedet Donguz, noe som gjorde det mulig å begynne å kaste tester av en luftfartsstyrt missil. Imidlertid var det frem til juli neste år ikke mulig å lykkes med å skyte missiler med en fungerende opprettholder. I dette tilfellet avslørte benketester tre utbrentheter av kammeret. For å analysere årsakene til feilene var en av de ledende vitenskapelige organisasjonene i GKAT, NII-2, involvert. NII-2 anbefalte å forlate den store fjærdrakten, som ble droppet etter å ha passert startdelen av flyet.
Under benketester av et fullskala hominghode ble det avslørt utilstrekkelig kraft til HMN-stasjonen. Dessuten ble ytelsen til hodedekselet av dårlig kvalitet identifisert, noe som forårsaket betydelige signalforvrengninger, med påfølgende synkron støy, noe som førte til ustabilitet i stabiliseringskretsen. Disse manglene var vanlige for mange sovjetiske missiler med førstegenerasjons radarsøkende. Designerne bestemte seg for å bytte til en sital fairing. I tillegg til slike relativt "subtile" fenomener, møtte de imidlertid under testene ødeleggelsen av kåpen under flukt. Ødeleggelsen ble forårsaket av aeroelastiske vibrasjoner i strukturen.
En annen betydelig ulempe, som ble identifisert på et tidlig stadium av testing av luftstyrte missiler, var den mislykkede utformingen av luftinntakene. Svingvingene ble påvirket negativt av sjokkbølgesystemet fra forkant av luftinntakene. Samtidig ble det opprettet store aerodynamiske øyeblikk som styremaskinene ikke klarte å overvinne - rattene ble ganske enkelt kilt i ekstremstilling. Under tester i vindtunneler av fullskala modeller ble det funnet en passende designløsning - luftinntaket ble forlenget ved å flytte frontkanten på diffusoren 200 millimeter fremover.
Selvgående løfterakett 2P25 ZRK 2K12 "Kub-M3" med 3M9M3 luftfartsraketter © Bundesgerhard, 2002
På begynnelsen av 1960 -tallet. I tillegg til hovedversjonen av SAM-kampvognene på belteunderstell i designbyrået på Mytishchi-anlegget, ble det også utviklet andre selvgående kjøretøyer-skrogets fire-akslede amfibiske chassis "560" utviklet av samme organisasjon og brukt for Krug luftforsvarsmissilsystem av SU-100P-familien.
Tester i 1961 hadde også utilfredsstillende resultater. Det var ikke mulig å oppnå pålitelig drift av søkeren, det ble ikke utført oppskytninger langs referansebanen, det var ingen pålitelig informasjon om mengden drivstofforbruk per sekund. Teknologien for pålitelig avsetning av varmebeskyttende belegg på den indre overflaten av etterbrennerens kropp av titanlegering er ikke utviklet. Kammeret ble utsatt for den erosive effekten av forbrenningsproduktene til hovedgassgeneratoren som inneholder magnesium og aluminiumoksider. Titan ble senere erstattet av stål.
Dette ble fulgt av "organisatoriske konklusjoner". I. I. Toropova i august 1961 ble han erstattet av Lyapin A. L., stedet for Tikhomirov V. V. tre ganger vinneren av Stalinprisen i januar 1962 ble tatt av Figurovsky Yu. N. Imidlertid, tiden for arbeidet til designerne som bestemte dem. kompleksets utseende, ga en rettferdig vurdering. Ti år senere trykte sovjetiske aviser entusiastisk en del av en artikkel fra "Pari Match", som preget effektiviteten av missilet designet av Toropov med ordene "Syrerne vil reise et monument for oppfinneren av disse missilene en dag …". I dag er den tidligere OKB-15 oppkalt etter V. V. Tikhomirov.
Spredningen av utviklingspionerene førte ikke til at arbeidet ble akselerert. Av de 83 missilene som ble lansert i begynnelsen av 1963, var bare 11 utstyrt med et hodeskalle. Samtidig endte bare 3 lanseringer med hell. Raketter ble testet bare med eksperimentelle hoder - tilførselen av vanlige har ennå ikke begynt. Søkerens pålitelighet var slik at etter 13 mislykkede oppskytninger med feil hos søkeren i september 1963, måtte flyprøver avbrytes. Testene av hovedmotoren til den luftfartsstyrte missilen ble heller ikke fullført.
Missiloppskytninger i 1964 ble utført i en mer eller mindre standard design, men det bakkebaserte luftfartsrakettsystemet var ennå ikke utstyrt med kommunikasjonsutstyr og gjensidig posisjonskoordinering. Den første vellykkede oppskytningen av et missil utstyrt med et stridshode ble gjennomført i midten av april. De klarte å skyte ned et mål - en Il -28 som flyr i gjennomsnittlig høyde. Ytterligere lanseringer var stort sett vellykkede, og nøyaktigheten i veiledningen gledet deltakerne i disse testene ganske enkelt.
På teststedet Donguz (ledet av M. I. Finogenov), i perioden fra januar 1965 til juni 1966, under ledelse av en kommisjon ledet av NA Karandeev, gjennomførte de felles tester av luftforsvarssystemet. Komplekset ble vedtatt av Sentralkomiteen for CPSU og Ministerrådet i USSR 1967-23-01.
De viktigste kampmidlene til luftforsvarssystemet Cube var SURN 1S91 (selvgående rekognoserings- og veiledningssystem) og SPU 2P25 (selvgående oppskytning) med 3M9-missiler.
SURN 1S91 besto av to radarer - en radarstasjon for å oppdage luftmål og målbetegnelse (1C11) og en målsporingsradar og belysning 1C31, og midler for å identifisere mål, topografisk referanse, relativ orientering, navigasjon, en fjernsynsoptisk observasjonsenhet, radiotelekodekommunikasjon med bæreraketter, en autonom strømforsyning (gassturbin elektrisk generator), nivellerings- og antenneløftesystemer. SURN-utstyret ble installert på GM-568-chassiset.
Antennene til radarstasjonen var plassert i to nivåer - antennen til 1C31 -stasjonen var plassert på toppen, og 1C11 nederst. Azimutrotasjon er uavhengig. For å redusere høyden på den selvgående installasjonen på marsjen, ble basen til de sylindriske antennenhetene trukket tilbake inne i bilens karosseri, og antenneenheten til 1C31 radarstasjonen ble skrudd ned og plassert bak 1C11 radarantennen.
Basert på ønsket om å gi det nødvendige området begrenset strømforsyning og med tanke på de generelle og massebegrensningene på antenner for innlegg for 1C11 og målsporingsmodus i 1C31, ble det vedtatt en koherent-pulsradarstasjonsordning. Imidlertid, da målet ble belyst for stabil drift av hovedhodet ved flyging i lav høyde under forhold med kraftige refleksjoner fra den underliggende overflaten, ble en kontinuerlig strålingsmodus implementert.
Stasjon 1C11 er en kohærent-pulsradar med allround sikt (hastighet-15 o / min) centimeter rekkevidde med to uavhengige bølgeleder-sende- og mottakskanaler som opererer ved atskilte bærefrekvenser, hvis avsendere ble installert i fokusplanet til et enkelt antennespeil. Måldeteksjon og identifikasjon, målbetegnelse på sporingsstasjonen og belysning oppstod hvis målet var i områder på 3–70 km og i høyder på 30–7000 meter. I dette tilfellet var den pulserte strålingseffekten i hver kanal 600 kW, mottakerens følsomhet var 10-13 W, bredden på bjelkene i azimut var 1 °, og den totale visningssektoren i høyden var 20 °. I stasjon 1C11, for å sikre støyimmunitet, ble følgende tenkt:
- SDTS -system (valg av bevegelige mål) og undertrykkelse av impulsasynkron interferens;
- manuell forsterkningskontroll av mottakskanaler;
- frekvensinnstilling av sendere;
- modulering av pulsrepetisjonsfrekvensen.
1C31 -stasjonen inkluderte også to kanaler med sendere installert i fokusplanet til den parabolske reflektoren til en enkelt antenne - målbelysning og målsporing. I sporingskanalen var stasjonens pulseffekt 270 kW, mottakerens følsomhet var 10-13 W, og strålbredden var omtrent 1 grad. Standardavviket (rot-middel-kvadratfeil) for målsporing i rekkevidde var omtrent 10 m, og i vinkelkoordinater-0,5 d.u. Stasjonen kunne fange Phantom-2-flyet for automatisk sporing i en avstand på opptil 50 000 m med en sannsynlighet på 0,9. Beskyttelse mot bakrefleksjoner og passiv interferens ble utført av SDC-systemet med en programmert endring i pulsrepetisjonshastigheten. Beskyttelse mot aktiv interferens ble utført ved hjelp av metoden for monopulsretning av mål, justering av driftsfrekvensen og et interferensindikasjonssystem. Hvis 1C31 -stasjonen ble undertrykt av forstyrrelser, kunne målet spores av vinkelkoordinater oppnådd ved hjelp av et optisk fjernsynssyn, og informasjon om området ble hentet fra 1C11 -radarstasjonen. Stasjonen ble utstyrt med spesielle tiltak som sikret stabil sporing av lavflygende mål. Målbelysningssenderen (i tillegg til bestråling av missilhodet til hodet med et referansesignal) genererte kontinuerlige svingninger, og sørget også for pålitelig drift av raketthodet.
SURN -massen med et kampmannskap (4 personer) var 20 300 kg.
På SPU 2P25, hvis base var GM-578-chassiset, en vogn med elektriske kraftsporingsdrev og tre missilførere, en beregningsanordning, telekodekommunikasjonsutstyr, navigasjon, topografisk referanse, forhåndskontroll av luftfartsstyrte missiler, og en autonom gassturbin elektrisk generator ble installert. Den elektriske dokkingstasjonen til SPU og raketten ble utført ved hjelp av to rakettkontakter, avskåret av spesielle stenger i begynnelsen av bevegelsen av missilforsvarssystemet langs guidebjelken. Vognkjøringene utførte forhåndslansering av missilforsvaret i retning av det forventede møtepunktet for missilet og målet. Stasjonene fungerte i henhold til data fra RMS, som ble mottatt av SPU via radiotelekode -kommunikasjonslinjen.
I transportposisjonen var luftfartsstyrte missiler plassert i retning av den selvgående løfteraketten med haledelen fremover.
Massen til SPU, tre missiler og et kampmannskap (3 personer) var 19 500 kg.
SAM 3M9 anti-fly missilsystem "Kub" i sammenligning med missil 3M8 SAM "Krug" har mer yndefulle konturer.
SAM 3M9, i likhet med missilet til "Circle" -komplekset, er laget i henhold til "rotary wing" -opplegget. Men, i motsetning til 3M8, på 3M9 luftfartsstyrte missiler, ble ror på stabilisatorene brukt til kontroll. Som et resultat av implementeringen av et slikt opplegg, ble dimensjonene på den roterende vingen redusert, den nødvendige kraften til styrene ble redusert og en lettere pneumatisk stasjon ble brukt, som erstattet den hydrauliske.
Missilet var utstyrt med en semi-aktiv radarsøker 1SB4, som fanger målet fra starten og følger det med dopplerfrekvensen i samsvar med tilnærmingshastigheten til missilet og målet, som genererer kontrollsignaler for å styre anti- flystyrt missil til målet. Hovedhodet ga avvisning av det direkte signalet fra SURN-belysningssenderen og smalbåndsfiltrering av signalet som reflekteres fra målet mot bakgrunnen til støyen fra denne senderen, den underliggende overflaten og selve GOS. For å beskytte hovedhodet mot bevisst interferens ble det også brukt en skjult målsøkfrekvens og muligheten for å kome til interferens i en amplitudemodus.
Hodet til hodet var plassert foran missilforsvarssystemet, mens antennediameteren var omtrent lik størrelsen på midtseksjonen til det guidede missilet. Stridshodet lå bak søkeren, etterfulgt av autopilotutstyret og motoren.
Som allerede nevnt ble det brukt et kombinert fremdriftssystem i raketten. På forsiden av raketten var det et gassgeneratorkammer og en ladning av motoren i det andre (Sustainer) trinn 9D16K. Drivstofforbruk i henhold til flyforholdene for en drivgassgenerator med fast drivstoff kan ikke reguleres. Derfor ble det brukt en konvensjonell typisk bane for å velge ladningsform, som i disse årene ble ansett som mest sannsynlig under kampbruken av raketten. Den nominelle driftstiden er litt over 20 sekunder, massen på drivstoffladningen er ca 67 kg med en lengde på 760 mm. Sammensetningen av LK-6TM-drivstoffet, utviklet av NII-862, var preget av et stort overskudd av drivstoff i forhold til oksydasjonsmidlet. Forbrenningsproduktene fra ladningen kom inn i etterbrenneren, der restene av drivstoffet ble brent i luftstrømmen som kom inn gjennom de fire luftinntakene. Innløpsinnretningene til luftinntakene, som er designet for supersonisk flyging, var utstyrt med sentrale kropper med konisk form. Utgangene til luftinntakskanalene til etterbrennerkammeret ved startstedet for flyet (til fremdriftsmotoren ble slått på) ble lukket med glassfiberplugger.
I etterbrennerkammeret ble en solid drivstoffladning i startfasen installert - en brikke med pansrede ender (lengde 1700 mm, diameter 290 mm, diameter på en sylindrisk kanal 54 mm), laget av VIK -2 ballistisk drivstoff (vekt 172 kg). Siden de gassdynamiske driftsforholdene til motoren med fast brensel på oppskytingsstedet og ramjetmotoren på cruisearealet krevde annen geometri til etterbrennerdysen, etter at startfasen var fullført (fra 3 til 6 sekunder), var det planla å skyte innsiden av dysen med et glassfibergitter, som holdt startladningen.
Selvgående løfterakett 2P25
Det skal bemerkes at det var i 3M9 at et lignende design for første gang i verden ble brakt til masseproduksjon og adopsjon. Senere, etter kidnappingen av flere 3M9-er spesielt organisert av israelerne under krigen i Midtøsten, tjente den sovjetiske luftfartsstyrte missilen som en prototype for en rekke utenlandske anti-skip og luftfartøyer.
Bruken av en ramjet -motor sikret opprettholdelsen av den høye hastigheten på 3M9 gjennom hele flybanen, noe som bidro til den høye manøvrerbarheten. Under seriell kontroll og opplæring av lanseringer av 3M9-guidede missiler ble det systematisk oppnådd en direkte hit, noe som skjedde ganske sjelden ved bruk av andre, større luftfartsraketter.
Detonasjonen av et 57 kilogram høyt eksplosivt fragmenteringsstridshode 3N12 (utviklet av NII-24) ble utført på kommando av en to-kanals autodyne kontinuerlig strålingsradiosikring 3E27 (utviklet av NII-571).
Raketten sørget for å treffe et mål manøvrere med en overbelastning på opptil 8 enheter, men sannsynligheten for å treffe et slikt mål, avhengig av forskjellige forhold, reduserte til 0,2-0,55. Samtidig reduserte sannsynligheten for å treffe en ikke-manøvrering målet var 0,4-0,75.
Missilet var 5800 m langt og 330 mm i diameter. For å transportere det samlede missilforsvarssystemet i 9Ya266 -beholderen ble venstre og høyre stabilisatorkonsoll brettet mot hverandre.
For utviklingen av dette luftfartsrakettsystemet ble mange av skaperne tildelt høye statspriser. Leninprisen ble tildelt A. A. Rastov, V. K. Grishin, I. G. Akopyan, A. L. Lyapin, USSRs statspris til V. V. Matyashev, G. N. Valaev, V. V. Titov. og så videre.
Antiluft missilregimentet, bevæpnet med Kub anti-fly missilsystemet, besto av en kommandopost, fem luftfartsbatterier, et teknisk batteri og et kontrollbatteri. Hvert missilbatteri besto av ett 1S91 selvgående rekognoserings- og veiledningssystem, fire selvgående raketter 2P25 med tre 3M9 luftfartsstyrte missiler på hver, to 2T7 transportbiler (ZIL-157 chassis). Om nødvendig kunne hun uavhengig utføre kampoppdrag. Under sentralisert kontroll ble målbetegnelsesdata og kampkontrollkommandoer til batteriene mottatt fra regimentets kommandopost (fra kampkontrollhytta (KBU) til det automatiserte kampkontrollkomplekset "Krab" (K-1) med en radardetekteringsstasjon). På batteriet ble denne informasjonen mottatt av målbetegnelsen mottakshytte (CPC) for K-1-komplekset, hvoretter den ble overført til batteriets RMS. Regimentets tekniske batteri besto av 9T22 transportkjøretøyer, 2V7 kontroll- og målestasjoner, 2V8 kontroll- og testmobilstasjoner, 9T14 teknologiske vogner, reparasjonsmaskiner og annet utstyr.
I samsvar med anbefalingene fra statskommisjonen begynte den første moderniseringen av luftfartsmissilsystemet Kub i 1967. Forbedringene gjorde det mulig å øke kampfunksjonene til luftforsvarssystemet:
- økt det berørte området;
- sørget for intermitterende driftsmåter for SURN-radarstasjonen for å beskytte mot påvirkning av Shrike antiradarmissiler;
- økt sikkerheten til hjemmet fra distraherende forstyrrelser;
- forbedret pålitelighetsindikatorene for kampens eiendeler i komplekset;
- reduserte arbeidstiden til komplekset med omtrent 5 sekunder.
I 1972 ble det moderniserte komplekset testet på Emben -teststedet under ledelse av en kommisjon ledet av V. D. Kirichenko, leder av teststedet. I januar 1973 ble luftforsvarssystemet under betegnelsen "Kub-M1" tatt i bruk.
Siden 1970 ble M-22 luftfartøyskompleks opprettet for marinen, der 3M9-raketten ble brukt. Men etter 1972 ble dette missilsystemet utviklet for 9M38 -missilet i Buk -komplekset, som erstattet kuben.
Den neste moderniseringen "Cuba" ble gjennomført i perioden fra 1974 til 1976. Som et resultat var det mulig å ytterligere øke kampmulighetene til anti-fly missilsystemet:
- utvidet det berørte området;
- gitt mulighet for å skyte i jakten på målet med en hastighet på opptil 300 m / s, og på et stasjonært mål i en høyde på over 1000 m;
- gjennomsnittlig flyhastighet for den luftfartsstyrte missilen ble økt til 700 m / s;
- sikret nederlaget til fly som manøvrerer med en overbelastning på opptil 8 enheter;
- forbedret støyimmuniteten til hovedhodet;
- sannsynligheten for å treffe manøvreringsmål økte med 10-15%;
- økte påliteligheten til komplekset i terrenget og forbedret dets operasjonelle egenskaper.
I begynnelsen av 1976, på Embensky-teststedet (ledet av B. I. Vaschenko), ble det utført felles tester av et luftfartsrakettsystem under ledelse av en kommisjon ledet av OV Kuprevich. Ved slutten av året ble luftforsvarssystemet under koden "Cube-M3" tatt i bruk.
I løpet av de siste årene har en annen modifikasjon av et luftfartsstyrt missil blitt presentert på luftfartsutstillinger - 3M20M3 -målet, konvertert fra et kampmissilforsvarssystem. 3M20M3 simulerer luftmål med en RCS på 0,7-5 m2, som flyr i opptil 7 tusen meters høyde, langs en rute på opptil 20 kilometer.
Seriell produksjon av kampmidler i "Kub" luftforsvarsmissilsystemet med alle modifikasjoner ble organisert på:
- Ulyanovsk mekaniske anlegg MRP (Minradioprom) - selvgående rekognoserings- og veiledningsenheter;
- Sverdlovsk Maskinbyggeanlegg oppkalt etter Kalinin - selvgående løfteraketter;
- Dolgoprudny maskinbyggingsanlegg- luftfartsstyrte missiler.
Selvgående rekognoserings- og veiledningsenhet 1S91 SAM 2K12 "Kub-M3" © Bundesgerhard, 2002
De viktigste egenskapene til luftfartsmissilsystemer av typen "KUB":
Navn-"Cube" / "Cube-M1" / "Cube-M3" / "Cube-M4";
Det berørte området i rekkevidde - 6-8..22 km / 4..23 km / 4..25 km /4..24** km;
Det berørte området i høyden - 0, 1..7 (12 *) km / 0, 03..8 (12 *) km / 0, 02..8 (12 *) km / 0, 03.. 14 ** km;
Det berørte området etter parameter - opptil 15 km / opptil 15 km / opptil 18 km / opptil 18 km;
Sannsynligheten for å slå en SAM -fighter - 0, 7/0, 8..0, 95/0, 8..0, 95/0, 8..0, 9;
Sannsynligheten for å treffe ett missilforsvarssystem i helikopteret er… /… /… /0, 3..0, 6;
Sannsynligheten for å treffe ett luftfartsrakett på et cruisemissil er… /… /… /0, 25..0, 5;
Maksimal hastighet på mål som er truffet - 600 m / s
Reaksjonstid - 26..28 s / 22..24 s / 22..24 s / 24 ** s;
Flyhastigheten til den luftfartsstyrte missilen er 600 m / s / 600 m / s / 700 m / s / 700 ** m / s;
Rakettvekt - 630 kg;
Krigshodevekt - 57 kg;
Målkanalisering - 1/1/1/2;
ZUR -kanalisering - 2..3 (opptil 3 for "Cube -M4");
Distribusjonstid (folding) - 5 minutter;
Antall luftfartsstyrte missiler på et kampvogn - 3;
Adopsjonsår - 1967/1973/1976/1978
* ved bruk av K-1 "Crab" -komplekset
** med SAM 3M9M3. Når du bruker SAM 9M38 egenskaper ligner på SAM "BUK"
Under serieproduksjonen av luftvern-missilsystemer fra "Cube" -familien i perioden fra 1967 til 1983 ble det produsert rundt 500 komplekser, flere titusenvis av søkerhoder. Under tester og øvelser ble det utført mer enn 4000 missiloppskytninger.
Anti-fly missilsystem "Cub" gjennom utenlandske økonomiske kanaler under koden "Square" ble levert til de væpnede styrkene i 25 land (Algerie, Angola, Bulgaria, Cuba, Tsjekkoslovakia, Egypt, Etiopia, Guinea, Ungarn, India, Kuwait, Libya, Mosambik, Polen, Romania, Jemen, Syria, Tanzania, Vietnam, Somalia, Jugoslavia og andre).
Kompleks "Cube" har blitt brukt med hell i nesten alle militære konflikter i Midtøsten. Spesielt imponerende var bruken av missilsystemet 6.-24. oktober 1973, da 64 israelske fly ifølge syrisk side ble skutt ned av 95 Kvadrat-guidede missiler. Luftforsvarssystemets eksepsjonelle effektivitet ble bestemt av følgende faktorer:
- høy støyimmunitet for komplekser med semi-aktiv homing;
- den israelske siden mangler midler til elektroniske mottiltak (elektroniske motforanstaltninger) som opererer i det nødvendige frekvensområdet- utstyret som er levert av USA er designet for å bekjempe radiokommandoen C-125 og ZRKS-75, som opererte ved lengre bølgelengder;
- stor sannsynlighet for å treffe målet med en manøvrerbar luftfartøysstyrt missil med en ramjetmotor.
Israelsk luftfart, uten å ha disse. ved å undertrykke komplekser "Kvadrat", ble tvunget til å bruke veldig risikabel taktikk. Flere innganger i oppskytingssonen og den påfølgende hastige utgangen fra den ble årsaken til det raske forbruket av ammunisjonen til komplekset, hvoretter midlene til det avvæpnede missilkomplekset ble ytterligere ødelagt. I tillegg ble tilnærmingen til jagerbombere brukt i en høyde nær det praktiske taket, og et ytterligere dykk ned i "død sone" -trakten over luftfartøyskomplekset.
Den høye effektiviteten til "Kvadrat" ble bekreftet 8.-30. Mai 1974, da 8 guidede missiler ødela opptil 6 fly.
Også luftforsvarssystemet Kvadrat ble brukt i 1981-1982 under fiendtlighetene i Libanon, under konfliktene mellom Egypt og Libya, på den algerisk-marokkanske grensen, i 1986 da de avstod amerikanske angrep på Libya, i 1986-1987 i Tsjad, i 1999 i Jugoslavia.
Frem til nå er Kvadrat luftfartsrakettsystem i drift i mange land i verden. Kampens effektivitet av komplekset kan økes uten vesentlige strukturelle endringer ved å bruke elementer fra Buk-komplekset-selvgående 9A38-skyteenheter og 3M38-missiler, som ble implementert i Kub-M4-komplekset, utviklet i 1978.
