Самоходный зенитный ракетный комплекс 2К12 «Куб» предназначался для защиты сухопутных войск, в основном танковых дивизий от средств воздушного нападения, летящих на средних и малых высотах. Успешно применялся во время арабо-израильской войны в 1973 г., когда египетские войска огнем этих комплексов уничтожили почти половину военно-воздушного флота Израиля.

ОСНОВНАЯ ИНФОРМАЦИЯ

Работы по созданию зенитно-ракетного комплекса 2К12 «Куб» начались после выхода Постановления ЦК КПСС и СМ СССР от 18 июля 1958 г., предусматривающего оснащение армии оружием, способным обеспечить поражение воздушных целей, летящих со скоростью 420 – 600 м/с на высотах от 100 – 200 м до 5 – 7 км на дальности до 20 км при вероятности поражения цели одной ракетой не менее 0,7. Предусматривалось, что в состав комплекса войдут: зенитная управляемая ракета 3М9, самоходная установка разведки и наведения 1С91 и самоходная пусковая установка 2П25. Разработчиком комплекса «Куб» в целом был Научно-исследовательский институт приборостроения, самоходная пусковая установка создавалась в СКБ-203 (г. Свердловск), гусеничное шасси разрабатывались в ОКБ Мытищинского машиностроительного завода (гл. конструктор Н.А. Астров). В середине апреля 1964 г. был проведен первый удачный пуск ракеты, укомплектованной боевой частью. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от 23 января 1967 г. комплекс 2К12 «Куб» был принят на вооружение войск ПВО сухопутных войск. Он производился по 1982 г., поставлялся на экспорт и широко использовался в боевых действиях.

ТЕХНИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ

Самоходная пусковая установка 2П25, размещенная на гусеничном шасси ГМ-578, комплектовалась лафетами с тремя направляющими для ракет и электрическими следящими силовыми приводами, на ней размещался счетно-решающий прибор, аппаратура навигации, топопривязки, телекодовой связи, предстартового контроля зенитно-управляемой ракеты, автономный газотурбинный электроагрегат. Электрическая стыковка самоходной пусковой установки с ракетой производилась с помощью двух разъемов ракеты, которые срезались с помощью специальных штанг в начале ее движения по направляющей балке. Предстартовое наведение ракеты в направлении упрежденной точки ее встречи с целью производилось приводами лафета, отрабатывающими данные от самоходной установки разведки и наведения, которые поступали на самоходную пусковую установку по радиотелекодовой линии связи. Ракета оснащалась полуактивной радиолокационной головкой самонаведения, которая захватывала цель со старта, сопровождала ее по частоте Доплера в соответствии со скоростью сближения ракеты с целью и вырабатывала управляющие сигналы для наведения на цель. Ракета длиной 5,4 м и диаметром 330 мм оснащалась комбинированной двигательной установкой. Впереди располагалась камера газогенератора с зарядом двигателя 2 ступени. Продукты сгорания заряда газогенератора поступали в камеру дожигания, где остатки горючего сгорали в потоке воздуха, входящего через 4 воздухозаборника. В камере дожигания размещался твердотопливный снаряд стартовой ступени. Подрыв осколочно-фугасной боевой части массой 57 кг производился по команде автодинного 2-канального радиовзрывателя непрерывного действия. В транспортном положении ракеты располагались хвостовой частью вперед по ходу самоходной пусковой установки.