В транспортном положении ЗУР располагались хвостовой частью вперед по ходу самоходной пусковой установки. Так что не только "пушки к бою едут задом"!
Масса самоходной пусковой установки с тремя ракетами и боевым расчетом из 3 человек на борту составляла 19,5 т.
Зенитная управляемая ракета 3М9 комплекса "Куб" в сравнении ракетой 3М8 комплекса "Круг" поражает изяществом своих очертаний.
Как и ЗУР комплекса "Круг", ракета 3М9 выполнена по схеме "поворотное крыло". Однако, в отличие от ракеты 3М8, на ЗУР 3М9 для управления дополнительно использовались расположенные на стабилизаторах рули. В результате реализации данной схемы, потребовавшей применения пятиканального рулевого привода, удалось уменьшить размеры поворотного крыла, снизить необходимую мощность рулевых машинок и использовать более легкий компактный пневматический привод вместо гидравлического. Помимо рулевого привода, от воздушного аккумулятора давления работал и турбогенераторный источник электропитания бортовой аппаратуры.
Ракета была оснащена полуактивной радиолокационной головкой самонаведения 1СБ4, которая захватывала цель со старта, сопровождала ее по частоте Доплера в соответствии со скоростью сближения ракеты с целью и вырабатывала управляющие сигналы для наведения ЗУР на цель. ГСН обеспечивала режекцию прямого сигнала от передатчика подсвета самоходной установки разведки и наведения и узкополосную фильтрацию отраженного от цели сигнала на фоне шумов этого передатчика, собственно ГСН и излучения, отраженного подстилающей поверхностью. Защищенность головки самонаведения от преднамеренных помех обеспечивалась также скрытой частотой поиска цели и возможностью самонаведения на источник помех в амплитудном режиме работы.
ГСН размещалась в передней части ЗУР, при этом диаметр антенны приближался к размеру миделя ракеты.
Как уже отмечалось, ракета была оснащена комбинированной двигательной установкой. Впереди располагалась камера газогенератора с зарядом двигателя маршевой (второй) ступени 9Д16К. Для твердотопливного газогенератора невозможно регулировать расход топлива в соответствии с фактическими условиями полета, так что выбор формы заряда осуществлялся исходя из условной типовой траектории, которую в те годы разработчики считали наиболее вероятной при боевом применении ракеты. Номинальная продолжительность работы немного превышала 20 с, масса топливного заряда (длиной 760 мм) составляла около 67 кг. Состав разработанного НИИ-862 топлива J1K-6TM обеспечивал большой избыток горючего по отношению к окислителю. Продукты сгорания заряда газогенератора поступали в камеру дожигания, где остатки горючего догорали в потоке воздуха, поступающего через 4 сверхзвуковых воздухозаборника. Входные устройства воздухозаборников, рассчитанных на сверхзвуковые условия работы, оснащались коническими центральными телами. На стартовом участке, до включения маршевого двигателя, выходы каналов воздухозаборников в камеру дожигания были закрыты стеклопластиковыми заглушками.
В камере дожигания размещался твердотопливный заряд стартовой ступени — обычная шашка (длиной 1,7 м и диаметром 290 мм) с цилиндрическим каналом диаметром 54 мм и бронированными торцами из баллиститного топлива ВИК-2 массой 172 кг. Так как газодинамические условия для работы твердотопливного двигателя на стартовом участке и для функционирования ПВРД на маршевом участке требовали различной геометрии сопла камеры дожигания, по завершении работы стартовой ступени (длительностью 3–6 с) производился отстрел внутренней части соплового аппарата со стеклопластиковой решеткой, удерживающей стартовый заряд.
Вызывает законную гордость то, что именно в отечественной ракете 3М9 подобная конструкция впервые в мире была доведена до стадии серийного выпуска и принятия на вооружение. После специально организованного израильтянами захвата нескольких ракет 3М9 в ходе войны 1973 г. на Ближнем Востоке советская ЗУР послужила прототипом при создании ряда зарубежных зенитных и противокорабельных ракет.
Применение ПВРД обеспечило поддержание большой скорости и, соответственно, высокой маневренности ракеты 3М9 на всей траектории. При проведении учебных и контрольно-серийных пусков ракет систематически достигалось прямое попадание в цель, что случалось крайне редко при применении других, относительно крупных зенитных ракет.
Подрыв осколочно-фугасной боевой части ЗН12 массой 57 кг (разработка НИИ-24) производился по команде двухканального радиовзрывателя непрерывного излучения ЗЭ27, созданного в НИИ-571.
Ракета обеспечивала поражение целей, маневрирующих с перегрузкой до 8 ед, но при этом вероятность поражения таких целей снижалась, в зависимости от различных условий, до 0,2–0,55, тогда как для неманеврирующих целей этот показатель находился в пределах 0,4–0,75.
Длина ракеты составляла около 5,84 м при диаметре 0,33 м, размах крыла — 0,928 м, стабилизатора — 1,2 м. Для обеспечения перевозки ракеты в контейнере применили легкосъемные консоли крыла и стабилизатора.
За разработку ЗРК многие создатели комплекса удостоились высоких государственных наград. Ленинская премия была присуждена А.А. Растову, В.К. Гришину, И.Г. Акопяну, А.Л. Ляпину, Государственная премия СССР — В.В. Матяшеву, Г.Н. Валаеву, В.В. Титову и другим.
