Udviklingen af det selvkørende luftforsvarssystem "Kub" (2K12), der havde til formål at beskytte tropper (hovedsagelig tankdivisioner) mod luftangrebsvåben, der flyver i lav og mellem højde, blev fastsat ved dekret fra Central Committee of the CPSU og Ministerrådet i USSR dateret 1958-18-07.
Kompleks "Cube" skulle sikre nederlaget for luftmål, der flyver i højder fra 100 m til 5 tusind. m med hastigheder fra 420 til 600 m / s, i områder op til 20.000 m. I dette tilfælde bør sandsynligheden for at ramme et mål med et missil være mindst 0,7.
Hovedudvikleren af komplekset er OKB-15 GKAT (State Committee for Aviation Engineering). Tidligere var dette designbureau en filial af hovedudvikleren af flyradarstationer - NII -17 GKAT, der ligger i Zhukovsky nær Moskva nær Flight Test Institute. Snart blev OKB-15 overført til GKRE. Navnet blev ændret flere gange og som et resultat omdannet til NIIP MRTP (Scientific Research Institute of Instrument Making of Ministry of Radio Engineering Industry).
Hoveddesigneren for komplekset var leder af OKB-15 VV Tikhomirov, tidligere-skaberen af den første indenrigsflyradar "Gneiss-2" og nogle andre stationer. Derudover skabte OKB-15 en selvkørende rekognoscering og vejledning (under vejledning af installationens chefdesigner-Rastov AA) og et semi-aktivt radar homing missilhoved (under ledelse af Vekhova Yu. N., siden 1960 - Akopyan IG) …
Den selvkørende løfteraket blev udviklet under ledelse af chefdesigneren A. I. Yaskin. i SKB-203 i Sverdlovsk SNKh, tidligere beskæftiget med udvikling af teknologisk udstyr til de tekniske divisioner af missildele. Derefter blev SKB omorganiseret til State Design Bureau of Compressor Engineering MAP (i dag NPP "Start").
Designbureauet for Mytishchi maskinbygningsanlæg i Moskva regionale SNKh var engageret i oprettelsen af sporede chassis til kampmidler i luftforsvarets missilsystem. Senere modtog det navnet OKB-40 fra ministeriet for transportteknik. I dag - Design Bureau, en del af Metrowagonmash -produktionsforeningen. Chassischefen, Astrov N. A., udviklede allerede før Anden Verdenskrig en let tank og designede derefter hovedsageligt selvkørende artilleriinstallationer og pansrede mandskabsvogne.
Udviklingen af et luftfartøjsstyret missil til "Kub" luftforsvarssystem blev overdraget til designbureauet for anlæg nr. 134 GKAT, der oprindeligt specialiserede sig i oprettelse af luftbomber og håndvåben. Da denne opgave blev modtaget, havde designteamet allerede opnået nogle erfaringer under udviklingen af K-7 luft-til-luft-missilet. Efterfølgende blev denne organisation omdannet til GosMKB "Vympel" MAP. Udviklingen af missilkomplekset "Cube" begyndte under ledelse af I. I. Toropov.
Det var planlagt, at arbejdet med komplekset ville sikre frigivelse af Kub anti-fly missilsystemet i andet kvartal 1961 til fælles test. Af forskellige årsager blev arbejdet forsinket og afsluttet med en femårig forsinkelse, altså to år bag arbejdet med Krug luftforsvarssystem, som "startede" næsten samtidigt. Beviset for dramaet i historien om oprettelsen af "Kub" luftforsvarssystem var fjernelse i det mest intense øjeblik fra stillinger som chefdesigner for komplekset som helhed og chefdesigner for raketten, der er en del af det.
Hovedårsagerne til vanskelighederne ved at skabe komplekset var nyheden og kompleksiteten af dem, der blev vedtaget i udviklingen. løsninger.
Til bekæmpelsesmidler i Kub anti-fly missilsystemet, i modsætning til Krug luftforsvarssystem, brugte de lettere sporede chassis, svarende til dem, der blev brugt til Shilka anti-fly selvkørende kanoner. Samtidig blev radioudstyr installeret på en "selvkørende pistol", og ikke på to chassis, som i "Circle" -komplekset. Selvkørende løfteraket "selvkørende B"-bar tre missiler, og ikke to som i Krug-komplekset.
Ved oprettelse af en raket til et luftfartøjskompleks blev meget komplekse problemer også løst. Til drift af en supersonisk ramjetmotor blev der ikke brugt flydende, men fast brændstof. Dette udelukkede muligheden for at justere brændstofforbruget i overensstemmelse med raketens højde og hastighed. Raketten havde heller ikke aftagelige boostere - ladningen af startmotoren blev placeret i efterbrænderkammeret på ramjetmotoren. Desuden blev kommandoradiostyringsudstyret for første gang for et anti-fly missil i et mobilkompleks erstattet med et semi-aktivt Doppler radar homing head.
Alle disse vanskeligheder påvirkede allerede i begyndelsen af flyvningstest af missiler. I slutningen af 1959 blev den første affyringsrampe leveret til Donguz-teststedet, hvilket gjorde det muligt at begynde at kaste test af et luftfartsstyret missil. Men indtil juli næste år var det ikke muligt med succes at affyre missiler med en fungerende bærerfase. I dette tilfælde afslørede bænktest tre udbrændtheder i kammeret. For at analysere årsagerne til fejlene var en af de førende videnskabelige organisationer i GKAT, NII-2, involveret. NII-2 anbefalede at opgive den store fjerdragt, som blev droppet efter at have passeret startdelen af flyvningen.
Under bænketest af et fuldskala hominghoved blev der afsløret utilstrækkelig effekt af HMN-drevet. Ydermere blev ydelsen af hovedkåbe af dårlig kvalitet identificeret, hvilket forårsagede betydelige signalforvridninger, med det efterfølgende synkronstøj, der førte til ustabilitet i stabiliseringskredsløbet. Disse mangler var fælles for mange sovjetiske missiler med første generations radarsøger. Designerne besluttede at skifte til en sital fairing. Ud over sådanne relativt "subtile" fænomener fandt de imidlertid under testene ødelæggelse af kåben under flyvning. Ødelæggelsen blev forårsaget af aeroelastiske vibrationer i strukturen.
En anden væsentlig ulempe, som blev identificeret på et tidligt stadie af afprøvningen af det luftværtsstyrede missil, var luftindtagets mislykkede design. Svingvingerne blev påvirket negativt af stødbølgesystemet fra luftindtagets forkant. På samme tid blev der skabt store aerodynamiske øjeblikke, som styremaskinerne ikke kunne overkomme - rattene kørte ganske enkelt i ekstremstilling. Under tests i vindtunneller af fuldskala modeller blev der fundet en passende designløsning - luftindtaget blev forlænget ved at flytte diffusorens forreste kanter 200 millimeter fremad.
Selvkørende affyringsrampe 2P25 ZRK 2K12 "Kub-M3" med 3M9M3 luftværnsmissiler © Bundesgerhard, 2002
I begyndelsen af 1960'erne. Ud over hovedudgaven af SAM-kampvognene på sporede chassis i designbureauet på Mytishchi-anlægget blev der også udviklet andre selvkørende biler-skrogets fireakslede amfibiske chassis "560" udviklet af samme organisation og brugt til Krug-luftforsvarsmissilsystemet i SU-100P-familien.
Test i 1961 havde også utilfredsstillende resultater. Det var ikke muligt at opnå pålidelig drift af den, der søgte, der blev ikke foretaget opsendelser langs referencebanen, der var ingen pålidelige oplysninger om mængden af brændstofforbrug pr. Sekund. Også teknologien til pålidelig aflejring af varmebeskyttende belægninger på den indre overflade af efterbrænderens krop af titaniumlegering er ikke udviklet. Kammeret blev udsat for den erosive virkning af forbrændingsprodukterne fra hovedmotorgasgeneratoren indeholdende magnesium og aluminiumoxider. Titanium blev senere erstattet af stål.
Dette blev efterfulgt af "organisatoriske konklusioner". I. I. Toropova i august 1961 blev han erstattet af Lyapin A. L., stedet for Tikhomirov V. V. tre gange vinderen af Stalinprisen i januar 1962 blev taget af Figurovsky Yu. N. Imidlertid tid til arbejdet hos de designere, der bestemte dem. kompleksets udseende, gav en rimelig vurdering. Ti år senere genoptrykte sovjetiske aviser entusiastisk en del af en artikel fra "Pari Match", som kendetegnede effektiviteten af missilet designet af Toropov med ordene "Syrerne vil opføre et monument for opfinderen af disse missiler en dag …". I dag er den tidligere OKB-15 opkaldt efter V. V. Tikhomirov.
Spredningen af udviklingspionererne førte ikke til acceleration af arbejdet. Af de 83 missiler, der blev affyret i begyndelsen af 1963, var kun 11 udstyret med et hovedhoved. På samme tid endte kun 3 lanceringer med held. Raketter blev kun testet med eksperimentelle hoveder - udbuddet af standard er endnu ikke begyndt. Søgerens pålidelighed var sådan, at efter 13 mislykkede opsendelser med fejl hos den, der søgte i september 1963, skulle flyvetest afbrydes. Testene af hovedmotoren i det luftfartsstyrede missil blev heller ikke gennemført.
Missilaffyringer i 1964 blev udført i et mere eller mindre standarddesign, men det jordbaserede luftfartøjsmissilsystem var endnu ikke udstyret med kommunikationsudstyr og indbyrdes positionskoordinering. Den første vellykkede opsendelse af et missil udstyret med et sprænghoved blev gennemført i midten af april. Det lykkedes dem at skyde et mål ned - en Il -28, der flyver i gennemsnitlig højde. Yderligere lanceringer var for det meste vellykkede, og nøjagtigheden af vejledningen glædede simpelthen deltagerne i disse tests.
På teststedet Donguz (ledet af M. I. Finogenov) gennemførte de i perioden fra januar 1965 til juni 1966 under ledelse af en kommission under ledelse af NA Karandeev fælles test af luftforsvarssystemet. Komplekset blev vedtaget af Central Committee of the CPSU og Ministerrådet i USSR den 1967-23-01.
Luftforsvarssystemets vigtigste kampaktiver var SURN 1S91 (selvkørende rekognoscering og styringssystem) og SPU 2P25 (selvkørende affyringsrampe) med 3M9-missiler.
SURN 1S91 bestod af to radarer - en radarstation til detektering af luftmål og målbetegnelse (1C11) og en målsporingsradar og belysning 1C31, og midler til at identificere mål, topografisk reference, relativ orientering, navigation, en fjernsynsoptisk observationsenhed, radiotelekodekommunikation med løfteraketter, en autonom strømforsyning (gasturbine elektrisk generator), nivellerings- og antenneløftesystemer. SURN-udstyret blev installeret på GM-568-chassiset.
Radarstationens antenner var placeret i to lag - antennen til 1C31 -stationen var placeret øverst og 1C11 i bunden. Azimuth -rotation er uafhængig. For at reducere højden på den selvkørende installation på march blev bunden af de cylindriske antennenheder trukket tilbage inde i køretøjets karosseri, og antenneenheden på 1C31 radarstationen blev skruet ned og placeret bag 1C11 radarantennen.
Baseret på ønsket om at forsyne det krævede område med begrænset strømforsyning og under hensyntagen til de overordnede og massebegrænsninger på antenner til poster for 1C11 og målsporingstilstanden i 1C31, blev der vedtaget en kohærent-puls radarstationsordning. Da målet blev belyst for stabil drift af hovedhovedet, når man flyver i lav højde under forhold med kraftige refleksioner fra den underliggende overflade, blev der imidlertid implementeret en kontinuerlig strålingstilstand.
Station 1C11 er en kohærent-pulsradar med allround-sigtbarhed (hastighed-15 omdr./min.) Centimeterområde med to uafhængige bølgeleder-transmitterende og modtagende kanaler, der opererer ved adskilte bærefrekvenser, hvis udsendere blev installeret i brændplanet i et enkelt antennespejl. Målregistrering og identifikation, målbetegnelse for sporingsstationen og belysning opstod, hvis målet var i rækkevidder på 3-70 km og i højder på 30-7000 meter. I dette tilfælde var den pulserede strålingseffekt i hver kanal 600 kW, modtagernes følsomhed var 10-13 W, bjælkernes bredde i azimut var 1 °, og den samlede betragtningssektor i højden var 20 °. I station 1C11 blev der påtænkt følgende for at sikre støjimmunitet:
- SDTS -system (valg af bevægelige mål) og undertrykkelse af impuls asynkron interferens;
- manuel forstærkningskontrol af modtagende kanaler;
- frekvensindstilling af sendere
- modulering af pulsrepetitionshastigheden.
1C31 -stationen omfattede også to kanaler med emittere installeret i fokusplanet for den parabolske reflektor på en enkelt antenne - målbelysning og målsporing. I sporingskanalen var stationens pulseffekt 270 kW, modtagerens følsomhed var 10-13 W, og strålebredden var omkring 1 grad. Standardafvigelsen (rod-middel-kvadratfejl) for målsporing inden for rækkevidde var ca. 10 m og i vinkelkoordinater-0,5 d.u. Stationen kunne fange Phantom-2-flyet til automatisk sporing i en afstand på op til 50.000 m med en sandsynlighed på 0,9. Beskyttelse mod refleksioner fra jorden og passiv interferens blev udført af SDC-systemet med en programmeret ændring i pulsrepetitionshastigheden. Beskyttelse mod aktiv interferens blev udført ved hjælp af metoden til monopulsretning af mål, måling af driftsfrekvensen og et interferensindikationssystem. Hvis 1C31 -stationen blev undertrykt af interferens, kunne målet spores af vinkelkoordinater opnået ved hjælp af et optisk fjernsyn, og information om området blev opnået fra 1C11 -radarstationen. Stationen blev forsynet med særlige foranstaltninger, der sikrede stabil sporing af lavtflyvende mål. Målbelysningssenderen (samt bestråling af missilhovedhovedet med et referencesignal) genererede kontinuerlige svingninger og sikrede også en pålidelig drift af rakethovedhovedet.
SURN -massen med et kampmandskab (4 personer) var 20.300 kg.
På SPU 2P25, hvis basis var GM-578-chassiset, en vogn med elektriske strømsporingsdrev og tre missilførere, en beregningsindretning, telekodekommunikationsudstyr, navigation, topografisk referencer, forudstart af luftfartsstyrede missiler, og en autonom gasturbine elektrisk generator blev installeret. Den elektriske docking af SPU og raketten blev udført ved hjælp af to raketstik, afskåret af specielle stænger i begyndelsen af bevægelsen af missilforsvarssystemet langs styrestrålen. Vognkørslerne udførte førlansering af missilforsvaret i retning af det forventede mødested for missilet og målet. Drevene fungerede i henhold til data fra RMS, som blev modtaget af SPU'en via radiotelecode -kommunikationslinjen.
I transportpositionen var luftfartsstyrede missiler placeret i retning af den selvkørende affyringsrampe med haledelen fremad.
SPU'ens masse, tre missiler og et kampbesætning (3 personer) var 19.500 kg.
SAM 3M9 anti-fly missil system "Kub" i sammenligning med missil 3M8 SAM "Krug" har mere yndefulde konturer.
SAM 3M9, ligesom missilet i "Circle" -komplekset, er fremstillet i henhold til "rotary wing" -ordningen. Men i modsætning til 3M8, på 3M9 luftværnsstyret missil, blev ror placeret på stabilisatorerne brugt til kontrol. Som et resultat af implementeringen af en sådan ordning blev dimensionerne af den roterende vinge reduceret, styrehjulets krævede kraft blev reduceret, og der blev brugt et lettere pneumatisk drev, som erstattede det hydrauliske.
Missilet var udstyret med en semi-aktiv radarsøger 1SB4, som fanger målet fra starten og ledsager det ved dopplerfrekvensen i overensstemmelse med missilens og målets tilgangshastighed, som genererer kontrolsignaler til at styre anti- flystyret missil til målet. Hovedhovedet gav afvisning af det direkte signal fra SURN-belysningssenderen og smalbåndsfiltrering af signalet, der reflekteres fra målet på baggrund af støjen fra denne sender, den underliggende overflade og selve GOS. For at beskytte hovedhovedet mod bevidst interferens blev der også brugt en skjult målsøgningsfrekvens og muligheden for at finde interferens i en amplitude -driftsmåde.
Hovedhovedet var placeret foran missilforsvarssystemet, mens antennediameteren var omtrent lig med størrelsen på midtsektionen af det guidede missil. Sprænghovedet var placeret bag søgeren, efterfulgt af autopilotudstyret og motoren.
Som allerede bemærket blev der brugt et kombineret fremdriftssystem i raketten. Foran raketten var der et gasgenerator -kammer og en ladning af motoren i det andet (understøtter) trin 9D16K. Brændstofforbrug i overensstemmelse med flyvebetingelser for en gasdriver til fast drivgas kan ikke reguleres, derfor blev der brugt en konventionel typisk bane for at vælge ladningsform, som i disse år blev anset for at være den mest sandsynlige under kampens brug af raketten. Den nominelle driftstid er godt 20 sekunder, brændstofladningens masse er cirka 67 kg med en længde på 760 mm. Sammensætningen af LK-6TM brændstoffet, udviklet af NII-862, var præget af et stort overskud af brændstof i forhold til oxidationsmidlet. Forbrændingsprodukterne fra ladningen kom ind i efterbrænderen, hvor resterne af brændstoffet blev brændt i luftstrømmen, der kom ind gennem de fire luftindtag. Indløbsenhederne i luftindtagene, der er designet til supersonisk flyvning, var udstyret med centrale kroppe af en konisk form. Udgangene fra luftindtagskanalerne til efterbrænderkammeret på startstedet for flyvningen (indtil fremdriftsmotoren blev tændt) blev lukket med glasfiberpropper.
I efterbrænderkammeret blev en solid drivladning fra startfasen installeret - en brik med pansrede ender (længde 1700 mm, diameter 290 mm, diameter på en cylindrisk kanal 54 mm), fremstillet af VIK -2 ballistisk brændstof (vægt 172 kg). Da de gasdynamiske driftsbetingelser for fastbrændstofmotoren på lanceringsstedet og ramjetmotoren på krydsningsområdet krævede forskellig geometri af efterbrænderdysen, efter startfasen (fra 3 til 6 sekunder), var det planlagt at skyde indersiden af dysen med et glasfibergitter, der holdt startladningen.
Selvkørende affyringsrampe 2P25
Det skal bemærkes, at det var i 3M9, at et lignende design for første gang i verden blev bragt til masseproduktion og adoption. Senere, efter kidnapningen af flere 3M9'er specielt organiseret af israelerne under krigen i Mellemøsten, tjente det sovjetiske luftfartsstyrede missil som en prototype for en række udenlandske anti-skibs- og luftfartsraketter.
Brugen af en ramjet -motor sikrede vedligeholdelsen af den høje hastighed på 3M9 under hele flyvebanen, hvilket bidrog til dens høje manøvredygtighed. Under seriel kontrol- og træningslanceringer af 3M9-guidede missiler blev der systematisk opnået et direkte hit, hvilket skete ganske sjældent ved brug af andre, større luftværnsraketter.
Detonationen af et 57 kilogram højeksplosivt fragmenteringsspidshoved 3N12 (udviklet af NII-24) blev udført på kommando af en to-kanals autodyne kontinuerlig strålingsradiosikring 3E27 (udviklet af NII-571).
Missilet sikrede at ramme et mål manøvrere med en overbelastning på op til 8 enheder, dog faldt sandsynligheden for at ramme et sådant mål, afhængigt af forskellige forhold, til 0,2-0,55. Samtidig er sandsynligheden for at ramme en ikke-manøvrering målet var 0,4-0,75.
Missilet var 5800 m langt og 330 mm i diameter. For at transportere det samlede missilforsvarssystem i 9Ya266 -containeren blev venstre og højre stabilisatorkonsol foldet mod hinanden.
Til udviklingen af dette luftfartøjsmissilsystem blev mange af dets skabere tildelt høje statspriser. Leninprisen blev tildelt A. A. Rastov, V. K. Grishin, I. G. Akopyan, A. L. Lyapin, USSR's statspris til V. V. Matyashev, G. N. Valaev, V. V. Titov. og etc.
Anti-fly missilregimentet, bevæbnet med Kub anti-fly missilsystemet, bestod af en kommandopost, fem luftfartsbatterier, et teknisk batteri og et kontrolbatteri. Hvert missilbatteri bestod af et 1S91 selvkørende rekognoscerings- og styringssystem, fire 2P25 selvkørende løfteraketter med tre 3M9 luftværnsstyrede missiler på hver, to 2T7 transportlæssende køretøjer (ZIL-157 chassis). Om nødvendigt kunne hun uafhængigt udføre kampmissioner. Under central kontrol blev målbetegnelsesdata og kampstyringskommandoer til batterierne modtaget fra regimentets kommandopost (fra kampkontrolkabinen (KBU) i det automatiserede kampkontrolkompleks "Krab" (K-1) med en radardetekteringsstation). På batteriet blev disse oplysninger modtaget af målbetegnelsen modtagerkabine (CPC) i K-1-komplekset, hvorefter det blev overført til batteriets RMS. Regimentets tekniske batteri bestod af 9T22 transportkøretøjer, 2V7 kontrol- og målestationer, 2V8 kontrol- og testmobilstationer, 9T14 teknologiske vogne, reparationsmaskiner og andet udstyr.
I overensstemmelse med anbefalingerne fra statskommissionen begyndte den første modernisering af Kub anti-fly missilsystemet i 1967. Forbedringerne gjorde det muligt at øge luftforsvarets bekæmpelsesmuligheder:
- øget det berørte område;
- fastsat intermitterende funktionsmåder for SURN-radarstationen for at beskytte mod påvirkning af Shrike-antiradarmissiler
- øget sikkerheden for hjemlig hoved fra distraherende interferens;
- forbedret pålidelighedsindikatorerne for kompleksets kampaktiver
- reducerede kompleksets arbejdstid med cirka 5 sekunder.
I 1972 blev det moderniserede kompleks testet på Emben -teststedet under ledelse af en kommission ledet af V. D. Kirichenko, leder af teststedet. I januar 1973 blev luftforsvarssystemet under betegnelsen "Kub-M1" taget i brug.
Siden 1970 blev M-22 luftfartøjskompleks skabt til flåden, hvor 3M9-familieraketten blev brugt. Men efter 1972 blev dette missilsystem udviklet til 9M38 -missilet i Buk -komplekset, som erstattede terningen.
Den næste modernisering "Cuba" blev gennemført i perioden fra 1974 til 1976. Som et resultat var det muligt yderligere at øge bekæmpelsesegenskaberne i luftværns missilsystemet:
- udvidet det berørte område;
- givet mulighed for at skyde i jagten på målet med en hastighed på op til 300 m / s og på et stationært mål i en højde på over 1.000 m
- den gennemsnitlige flyvehastighed for det luftfartsstyrede missil blev øget til 700 m / s;
- sikret nederlag for fly, der manøvrerer med en overbelastning på op til 8 enheder;
- forbedret støjimmuniteten i hovedhovedet;
- sandsynligheden for at ramme manøvreringsmål steg med 10-15%
- øget pålideligheden af kompleksets landkampsaktiver og forbedret dets operationelle egenskaber.
I begyndelsen af 1976 blev der på Embensky-teststedet (ledet af B. I. Vaschenko) udført fælles test af et luftfartøjsmissilsystem under ledelse af en kommission under ledelse af O. V. Kuprevich. Ved udgangen af året blev luftforsvarssystemet under koden "Cube-M3" taget i brug.
I de senere år er en anden ændring af et luftfartsstyret missil blevet præsenteret på luftfartsudstillinger - målet 3M20M3, konverteret fra et kamp missilforsvarssystem. 3M20M3 simulerer luftmål med en RCS på 0,7-5 m2, der flyver i op til 7 tusind meters højde langs en rute på op til 20 kilometer.
Seriel produktion af kampaktiver i "Kub" luftforsvarsmissilsystemet med alle ændringer blev organiseret på:
- Ulyanovsk mekaniske anlæg MRP (Minradioprom) - selvkørende rekognoscering og vejledningsenheder;
- Sverdlovsk Maskinbyggeri opkaldt efter Kalinin - selvkørende løfteraketter;
- Dolgoprudny maskinbygningsanlæg- luftfartsstyrede missiler.
Selvkørende rekognoscering og vejledningsenhed 1S91 SAM 2K12 "Kub-M3" © Bundesgerhard, 2002
De vigtigste kendetegn ved luftfartøjer-missilsystemer af typen "KUB":
Navn-"Cube" / "Cube-M1" / "Cube-M3" / "Cube-M4";
Det berørte område inden for rækkevidde - 6-8..22 km / 4..23 km / 4..25 km /4..24** km;
Det berørte område i højden - 0, 1..7 (12 *) km / 0, 03..8 (12 *) km / 0, 02..8 (12 *) km / 0, 03.. 14 ** km;
Det berørte område efter parameter - op til 15 km / op til 15 km / op til 18 km / op til 18 km;
Sandsynligheden for at ramme en SAM fighter - 0, 7/0, 8..0, 95/0, 8..0, 95/0, 8..0, 9;
Sandsynligheden for at ramme et missilforsvarssystem i helikopteren er… /… /… /0, 3..0, 6;
Sandsynligheden for at ramme et luftværnsmissil på et krydstogtsraket er… /… /… /0, 25..0, 5;
Maksimal hastighed for mål ramt - 600 m / s
Reaktionstid - 26..28 s / 22..24 s / 22..24 s / 24 ** s;
Flyvehastigheden for det luftfartsstyrede missil er 600 m / s / 600 m / s / 700 m / s / 700 ** m / s;
Raketvægt - 630 kg;
Sprænghovedets vægt - 57 kg;
Mål kanalisering - 1/1/1/2;
ZUR -kanalisering - 2..3 (op til 3 for "Cube -M4");
Deployment (foldning) tid - 5 minutter;
Antallet af luftfartsstyrede missiler på et kampvogn - 3;
Adoptionsår - 1967/1973/1976/1978
* ved hjælp af K-1 "Krabbe" -komplekset
** med SAM 3M9M3. Ved brug af SAM 9M38 ligner egenskaberne SAM "BUK"
Under serieproduktionen af luftfartøjsmissilsystemer fra "Cube" -familien i perioden fra 1967 til 1983 blev der produceret omkring 500 komplekser, flere titusinder af søgerhoveder. Under tests og øvelser blev der udført mere end 4.000 missilaffyringer.
Anti-fly missilsystem "Cub" gennem udenlandske økonomiske kanaler under koden "Square" blev leveret til de væbnede styrker i 25 lande (Algeriet, Angola, Bulgarien, Cuba, Tjekkoslovakiet, Egypten, Etiopien, Guinea, Ungarn, Indien, Kuwait, Libyen, Mozambique, Polen, Rumænien, Yemen, Syrien, Tanzania, Vietnam, Somalia, Jugoslavien og andre).
Kompleks "Cube" er med succes blevet brugt i næsten alle militære konflikter i Mellemøsten. Særligt imponerende var brugen af missilsystemet den 6.-24. Oktober 1973, da 64 israelske fly ifølge syrisk side blev skudt ned af 95 Kvadrat-guidede missiler. Den ekstraordinære effektivitet af Kvadrat luftforsvarssystem blev bestemt af følgende faktorer:
- høj støjimmunitet af komplekser med semi-aktiv homing;
- den israelske side mangler midlerne til elektroniske modforanstaltninger (elektroniske modforanstaltninger), der opererer i det krævede frekvensområde- det udstyr, der leveres af USA, er designet til at bekæmpe radiokommandoen C-125 og ZRKS-75, der opererede ved længere bølgelængder;
- stor sandsynlighed for at ramme målet med et manøvrerbart luftværtsstyret missil med en ramjetmotor.
Israelsk luftfart, der ikke har dem. ved at undertrykke komplekser "Kvadrat", blev tvunget til at bruge meget risikabel taktik. Flere indgange i affyringszonen og den efterfølgende forhastede udgang fra den blev årsagen til det hurtige forbrug af kompleksets ammunition, hvorefter midlerne til det afvæbnede missilkompleks blev yderligere ødelagt. Derudover blev jagerbombernes tilgang brugt i en højde tæt på deres praktiske loft og et yderligere dyk ned i "død zone" tragten over luftfartøjskomplekset.
Den høje effektivitet af "Kvadrat" blev bekræftet den 8.-30. Maj 1974, da 8 guidede missiler ødelagde op til 6 fly.
Kvadrat-luftforsvarssystemet blev også brugt i 1981-1982 under fjendtlighederne i Libanon, under konflikterne mellem Egypten og Libyen, ved den algerisk-marokkanske grænse, i 1986, da amerikanske angreb på Libyen blev afvist i 1986-1987 i Tchad, i 1999 i Jugoslavien.
Indtil nu er Kvadrat anti-fly missilsystemet i drift i mange lande i verden. Kompleksets kampeffektivitet kan øges uden væsentlige strukturelle ændringer ved hjælp af elementer fra Buk-komplekset-selvkørende 9A38-skydeenheder og 3M38-missiler, som blev implementeret i Kub-M4-komplekset, udviklet i 1978.
