Na przełomie lat 1940 / 1950- tych w ZSRR prowadzone były prace nad rakietowymi systemami lotniczymi, których podstawowym środkiem działania w zwalczaniu samolotów przeciwnika miał być kierowany pocisk rakietowy. Wszystkie opracowane systemy miały dwie trudne do usunięcia wady - duże rozmiary i masę.

W 1956 r. podczas walk powietrznych nad Cieśniną Tajwańską pocisk AIM-9B "Sidewinder", wystrzelony z należącego do sił powietrznych Tajwanu samolotu North American F-86 "Sabre" po trafieniu chińskiego myśliwca Mikojan MiG-17 nie eksplodował, ale zakleszczył się w kadłubie. Pocisk został odzyskany po wylądowaniu i przetransportowany do ZSRR w celu zbadania. (Wg [3]- pocisk został zdobyty przez Chińczyków w 1958 r.).

Po pozyskaniu pocisku "Sidewinder", radzieckie biura konstrukcyjne OKB-134 i NII-2 rozpoczęły prace badawcze zmierzające do opracowania podobnego pocisku lub skopiowania konstrukcji amerykańskiej. Zdobyty pocisk posiadał wiele innowacji technologicznych nieznanych w Związku Radzieckim, będąc jednocześnie prostym w produkcji i użytkowaniu. W porównaniu do kpr "Sidewinder", radzieckie pociski kierowane były bardzo skomplikowane, a ich produkcja pochłaniała bardzo wiele cennych surowców. System naprowadzania na podczerwień w pocisku "Sidewinder" posiadał żyroskopy o dużo mniejszych rozmiarach niż analogiczne radzieckie, a systemy kierowania były nieporównywalnie lepsze.

W 1957 r. przyjęto propozycję budowy kopii pocisku AIM-9B "Sidewinder" pod nazwą R-13. Zlecenie opracowania pocisku otrzymało biuro OKB-134, a głowicy naprowadzającej biuro CKB "Geofizika". W 1960 r. rozpoczęto produkcję seryjną pocisku oznaczonego jako R-3 (lub produkt 310, kod NATO AA-2 "Atoll"), zdolnego do atakowania celów powietrznych tylko z tylnej półsfery. Pocisk stał się podstawowym elementem systemu K-13. Był on wierną kopią AIM-9B, w której wykorzystano modułową budowę, sterowanie w układzie kaczka, układ stabi­lizacji i sterowania w locie oraz głowicę samonaprowadzającą na podczerwień. Pierwsza partia R-3 opuściła zakłady już w 1960 r.

W 1961 (wg [3])- 1962) r. rozpoczęto produkcję seryjną pocisku R-3S (K-13A, produkt 310A, kod NATO AA-2A "Atoll"), a w 1962 r. przyjęto go do uzbrojenia samolotów Mikojan MiG-21 F i Mikojan MiG-21 PF. Był to pierwszy radziecki pocisk rakietowy produkowany masowo, który jednak okazał się gorszy od pierwowzoru. Do uchwycenia celu przez R-3S było potrzeba 2 razy więcej czasu niż w przypadku pocisku "Sidewinder". R-3S posiadał odłamkowo- burzącą głowicę bojową ze zbliżeniowym zapalnikiem fotoelektrycznym.

Kierowany pocisk rakie­towy R-3S jest pociskiem przeznaczonym do niszcze­nia celów powietrznych (ma­newrujących i niemanewrujących) w dzień i w nocy, tylko z tylnej półsfery, w zwykłych warunkach atmosferycznych (np. przeszkadzał deszcz lub duże zachmurzenie itp.). Pocisk nie mógł być odpalany pod słońce. Może być także stosowany do rażenia punktowych celów naziemnych, silnie kontrasto­wych termicznie. Zasięg pocisku wynosił do 8 km, a pułap przechwytywania od 1000 do 20 000 m. Z czasem stał się podstawowym uzbrojeniem rakietowym samolotów myśliwskich MiG-21, Mikojan MiG-23, myśliwsko-bombowych Mikojan MiG-27 i Suchoj Su-17/Su-20 (do samoobrony), a także Jakowlew Jak-28. Na samolocie MiG-21 można podwiesić jednorazowo do 4 x R-3S oraz w wariancie mieszanym: 2 x R-13M + 2 x R-3S lub 2 x R-3R + 2 x R-3S. Na długie lata stał się podstawowym kpr powietrze- powietrze samolotów konstrukcji radziec­kiej.

W 1961 (wg [3]- 1960) r. została opracowana wersja pocisku do przechwytywania celów na dużych pułapach naprowadzana półaktywną radiolokacyjną głowicą samonaprowadzającą (RGS), która została wprowadzona na uzbrojenie samolotów Mikojan MiG-21M i Mikojan MiG-21bis w 1966 r. Pocisk został oznaczony jako R-3R (K-13R, produkt 320) i był zdolny do przechwytywania celów na pułapie do 21 000 m w odległości od 300 m do 15 km. Głowica pocisku mogła współpracować z celownikiem radiolokacyjnym typu RP-22 (S, SM, SMA) montowanym na samolo­tach myśliwskich MiG-21. Wersja ta została oznaczona w kodzie NATO jako AA-2B "Advanced Atoll" (wg [3]- AA-2C "Atoll").

Treningowa wersja pocisku R-3U (lub R-13U) nie miała możliwości wystrzeliwania. Korpus pocisku stanowiła rura z przymocowa­ną głowicą TGS przechwytującą cel i sy­mulującą cykl strzelania ( pocisk miał także rejestrator). Wersja RM-3W była pociskiem imi­tującym cel podczas szkolenia i treningu załóg w odpalaniu pocisków bojowych (wyposażony w smugacze). Ponadto powstały wersje bez ładun­ku wybuchowego, które nie znalazły szerszego zastosowania: wysokościowa R-3W i ćwiczebna R-3P.

Pod koniec lat 1960- tych została opracowana wersja R-13M (występujący pod oznaczeniami: kompleks K-13M, produkt 380, w kodzie NATO AA-2C Advanced Atoll) z systemem naprowadzającym chłodzonym ciekłym azotem i nowym radiowym zapalnikiem zbliżeniowym. R-13M jest samonaprowadzającym się pociskiem rakietowy klasy powietrze- powietrze przeznaczonym do niszczenia manewrujących i niemanewrujących celów powietrznych promieniujących energię cieplną, w dzień i w nocy, w zwykłych warunkach atmosferycznych. Może być stosowany również do niszczenia celów naziemnych. Odpala się go tylko z tylnej półsfery. Podwieszane są one na wyrzutniach APU-13 i APU-13MT (wyposażonej w złącze zawierające przewód do zasilania pocisku w ciekły azot), w ilości stanowiącej wielokrotność 2, na podwieszeniach leżących po przeciwnej stronie osi podłużnej samolotu. Np. MiG-21 może przenosić jednorazowo do czterech R-13M lub w wariancie mieszanym 2 x R-13M i 2 x R-3S (R).

Zmodyfikowana wersja R-13M1 była zdolna do atakowania celów manewrujących z przeciążeniami do 6 g. Nie weszła do produkcji na większą skalę.

Produkcję licencyjną R-3 pod nazwą A-91 prowadzono w Rumunii, a jako PL-2 w Chinach. Zmodyfikowane chińskie wersje pocisków oznaczono jako PL-3 i PL-5.

Wszystkie wersje pocisków dostarczano do wielu krajów: Afganistan, Algieria, Angola, Azerbejdżan, Bangladesz, Białoruś, Kambodża, Chiny, Chorwacja, Kongo, Kuba, Czechy, Egipt, Etiopia, Finlandia, Gruzja, Gwinea, Węgry, Indie, Irak, Kazachstan, Korea Północna, Laos, Libia, Madagaskar, Mali, Mołdawia, Mongolia, Mozambik, Nigeria, Peru, Rumunia, Słowacja, Somalia, Sudan, Syria, Ukraina, Wietnam, Jemen, Jugosławia (Serbia i Czarnogóra) i Zambezi.

R-3S (K-13A) po raz pierwszy bojowo zastosowano w wojnie wietnam­skiej, później w konflikcie synajskim w 1970 r. i 1973 r. (wojna pomiędzy Egip­tem, a Izraelem).

W Polsce:

Pociski R-3S pojawiły się w Polsce wraz z samolotami Mikojan MiG-21PF w 1962 r., były potem używane na wszystkich wersjach MiG-21, samolotach Mikojan MiG-23 i Suchoj Su-20 (mogły ich też używać Suchoj Su-22, choć nie było to praktykowane).

Konstrukcja R-3S.
Zbudowany w układzie aerodynamicznym kaczka, składa się z czterech przedziałów.
Pierwszy przedział to termiczna głowica samonaprowadzająca (TGS) wraz z układem optycznym, żyroskopem i aparaturą elektryczną oraz dwukanałowym przedziałem sterowania, sterami, pro­chową wytwornicą gazów i siłownikami mechanizmu ste­rowania. Przechwycenie celu przez głowicę pocisku sygnali­zowane jest pilotowi sygnałami- dźwiękowym i świetl­nym.
Drugi przedział stanowi głowica bojowa, zakończona zbliżeniowym zapalnikiem optycznym typu NOW z samolikwidatorem (uruchamiającym się po 39 s lotu).
Trzeci- przedział bojowy- składa się z korpusu, materia­łu wybuchowego (heksogen flegmatyzowany trotylem) oraz wkładki z wymuszoną fragmentacją.
Ostatni przedział, to rakietowy silnik marszowy, na stały materiał pędny o cza­sie pracy 3- 5 s w temperaturze od -54° do +60°C. Na korpusie silnika znajdują się trzy prowadnice do podwie­szenia pocisku na wyrzutni oraz zamocowane są skrzy­dła, zakończone żyroskopowymi stabilizatorami, których głównym zadaniem jest stabilizacja poprzeczna lotu ra­kiety, a także ograniczenie jej prędkości obrotowej wokół osi podłużnej. Prędkość obrotowa wirnika żyroskopu do­chodzi do 70 000 obr/min.

Konstrukcja R-13M.
Zbudowany w układzie aerodynamicznym kaczka, składa się z czterech przedziałów.
Pierwszy przedział stanowi pasywna głowica termiczna "Szron", chłodzona ciekłym azotem (zastosowanie tej metody chłodzenia głowicy znacznie zwiększyło czułość fotoopornika i spowodowało zwiększenie zasięgu przechwycenia celu) z mechanizmem wykonawczym i układem sterowania pociskiem (wytwornica gazu, mechanizm sterowania).
Układ sterowania sterami pocisku obraca dwie pary sterów tak, ażeby rakieta poruszała się po torze przechwycenia. Zasilanie jego pochodzi z wytwornicy gazów, której ładunek prochowy ogrzewany jest za pomocą grzejnika elektrycznego. Do korpusu mechanizmu sterowania przymocowane są stery oraz złącze ścinane z wiązką przewodów. Łączy ono obwody zasilania i sterowania pocisku z instalacją samolotową przed jego zejściem z wyrzutni APU-13(MT).
Drugi przedział stanowi miejsce lokalizacji radiolokacyjnego zapalnika zbliżeniowego, który swoją gotowość do działania osiąga po 1,3- 3,2 s od momentu zejścia pocisku z wyrzutni. Oba przedziały tworzą przedział sterowania i detonacji. Ich głównym zadaniem jest przechwycenie oraz naprowadzanie pocisku na cel, wysłanie sygnału zdalnego uzbrojenia zapalnika zbliżeniowego i spowodowanie wybuchu przedziału bojowego w przypadku bezpośredniego trafienia pocisku w cel lub zmiany szybkości działania zbliżeniowego zapalnika radiolokacyjnego, gdy odpalenie pocisku następuje w małej odległości i przy dużej prędkości zbliżenia do celem. Przy bezpośrednim trafieniu pocisku w cel lub jego przelocie w pobliżu celu zadziała zapalnik uderzeniowy, natomiast w pozostałych przypadkach zbliżeniowy zapalnik radiolokacyjny. Zadziałanie jednego z dwóch zapalników powoduje detonację przedziału bojowego. W przypadku przelotu pocisku rakietowego w odległości większej od odległości zadziałania zbliżeniowego zapalnika radiolokacyjnego, po czasie 60 s nastąpi samolikwidacja pocisku.
Trzecim podzespołem jest głowica bojowa zawierająca materiał wybuchowy o działaniu burząco- tnącym (głowica prętowa).
Czwarty podzespół, to prochowy silnik rakietowy 676G. Silnik pracuje przez 4 - 6 s w temperaturze od -54° do +60" C. Na korpusie silnika znajdują się trzy prowadnice do podwieszenia pocisku na wyrzutni oraz zamocowane są skrzydła, zakończone żyroskopowymi stabilizatorami, których głównym zadaniem jest ograniczenie prędkości obrotowej pocisku wokół osi podłużnej. Prędkość obrotowa wirnika żyroskopu dochodzi do 70 000 obr/min.
Po zejściu pocisku z wyrzutni w ciągu 0,4- 0,6 s pocisk leci lotem niekierowanym (w celu zapewnienia bezpieczeństwa podczas odpalania). Lot niekierowany jest wynikiem zerowania sygnału sterującego. Na pozostałym odcinku pocisk leci lotem kierowanym.

Dane techniczne R-3S (wg [3]):
Długość- 2837 (wg [1]- 2840) mm, średnica- 127 mm, rozpiętość skrzydeł- 528 mm.
Masa głowicy bojowej- 11,3 kg, masa startowa pocisku rakietowego- poniżej 75,3 kg.
Zakres temperatur pracy pocisku- od -54 °C do + 06 °C, czas samolikwidacji- 39 s.
Odległość odpalenia max- 7,6 km, minimalna odległość odpalenia- 0,9 km, prędkość max odpalenia- 2520 km/h, max pułap zastosowania bojowego- 18 500 m, minimalny pułap zastosowania bojowego- 300 m.

Dane techniczne R-13M (wg [2]):
Długość- 2870 mm, średnica- 127 mm, rozpiętość skrzydeł- 632 mm.
Masa głowicy bojowej- 11,3 kg, masa startowa pocisku rakietowego- poniżej 90 kg.
Pole widzenia układu optycznego- ± 1,5°, zakres temperatur pracy pocisku- od -54 °C do + 60 °C, czas lotu kierowanego- 60 s, czas samolikwidacji- 60 s.
Przeciążenie- 3,7 g, zasięg- 16,0 km.