'За ЗУР 3М8 мы взялись, не отдавая полностью сами себе отчета в сложности и трудности этой работы. Одним словом, мы были молоды и глупы. Для сравнения скажу, что с теперешним многотысячным коллективом мы бы хорошо подумали бы, прежде чем взяться за такую работу.
В 3М8, как известно, из-за отсутствия в стране подходящего твердого топлива с хорошим единичным импульсом решено было применить ПВРД на жидком топливе — керосине. ПВРД был изобретен в 1903 г. французом Лежандром и с тех пор является одним из самых выгодных в энергетическом отношении ракетным двигателем, позволяющим не везти на борту запасы окислителя.
Но все хорошо работает, если соблюдается пропорциональный расход воздуха по отношению к топливу — примерно 15:1. Если это соотношение меняется, то двигатель начинает капризничать и может заглохнуть или запомпажировать. Поэтому одним из сложных элементов является входной диффузор и топливный насос с форсунками. Достаточно сказать, что пришлось 'отжечь' около десятка тысяч форсунок, прежде чем была найдена оптимальная форма. И это — только для данного типа двигателя, а в случае изменения его геометрических размеров все пришлось бы повторять заново. В этом одна из причин, почему ПВРД не находят сейчас широкого применения — они уникальны в своем конкретном исполнении. Каждый шаг при отработке давался с трудом и решался буквально с нуля.
С начала управляемых полетов началась борьба с затуханием сигнала бортового радиоответчика в факеле выхлопа двигателя. Оказалось, что продукты сгорания обыкновенного керосина очень хорошо экранируют антенну ответчика. Пришлось вынести ее на консоль хвостового оперения. Только справились с этим, как ракета стала раскачиваться примерно на середине траектории полета и с частостью 50:50 то проходила этот участок, то теряла управление. Разгадка была проста — перепутали фазы электропитания гироскопов автопилота ЗУР. Гироскопы после предстартовой раскрутки в неправильном направлении, с переходом на бортовое питание начинали сначала тормозиться, останавливались примерно на середине траектории, а затем вновь раскручивались в обратную сторону. Если все проходило удачно, то дальнейший полет продолжался устойчиво'.
В целом в ходе совместных испытаний с февраля 1963 г. по июнь 1964 г. был проведен 41 пуск ЗУР, включая 24 ракеты в боевой комплектации. Четыре случая флаттера крыла потребовали введения противофлаттерных балансиров, три 'бедных' срыва процесса горения — доработки регулятора подачи топлива, шесть взрывов изопропилнитрата — совершенствования топливной системы, два отказа радиовзрывателя — доработки его схемы.
Но так как на завершающей стадии испытаний пуски проходили в основном успешно, Государственная комиссия под председательством А.Г. Бурыкина рекомендовала комплекс к принятию на вооружение.
Соответствующее Постановление ЦК КПСС и СМ СССР от 26 октября 1964 г. — 'О принятии на вооружение подвижного зенитного управляемого реактивного комплекса 'Круг' с ЗУР 3М8' определило основные характеристики комплекса. Большинство требований по основным характеристикам, заданных Постановлением 1958 г., было выполнено. Исключение составлял диапазон высот полета поражаемых целей — 3-23,5 км — не добиралось 1,5 км по требуемой максимальной досягаемости по высоте. Диапазон дальностей поражения составлял 11–45 км, максимальный курсовой параметр (удаление трассы цели от позиции ЗРК в боковом направлении) — 18 км. По допустимой максимальной скорости цели — до 800 м/с — первоначальные требования были превышены на 200 м/с. Дальность обнаружения объекта с ЭПР, соответствующей МиГ-15, составляла 115 км. Типовая цель — истребитель-бомбардировщик F-4C или F- 105D — поражалась с вероятностью 0,7. Время реакции комплекса составляло 60 с.
Ракета 3М8 была выполнена по двухступенчатой схеме. Корпус маршевой ступени ракеты представлял собой сверхзвуковой прямоточный двигатель ЗЦ4 — трубу с остроконечным центральным телом, острыми входными кромками лобового воздухозаборника, кольцевыми форсунками и стабилизаторами горения. На предыдущих ракетах подобных схем большая часть систем и агрегатов размещалась по кольцевой схеме во внешнем корпусе ПВРД. Однако ряду элементов, например, боевой части, такое местонахождение было явно противопоказано. В центральном теле воздухозаборника с диаметром цилиндрической части 450 мм помимо осколочно-фугасной боевой части ЗН11 массой около 150 кг располагались радиовзрыватель ЗЭ26 и шаровой баллон воздушного аккумулятора давления. В передней части центрального тела предполагалась установка головки самонаведения. Центральное тело было незначительно заглублено во внутренний объем корпуса ракеты. Далее располагались ажурные конструкции из кольцевых и радиальных элементов — спрямляющие решетки, блоки форсунок, стабилизаторы горения. В кольцевом корпусе двигателя с наружным диаметром 850 мм начиная от его передней кромки располагались баки с керосином, примерно посредине длины — рулевые машинки, крепление крыльев, а ближе к задней кромке — блоки аппаратуры системы управления (СУ).
Поворотные крылья размахом 2206 мм размещались по 'Х'-образной схеме и могли отклоняться гидропневматическим рулевым приводом в диапазоне ±28°. Хорда крыла составляла 840 мм у основания, 500 мм на законцовке. Стреловидность по передней кромке составляла 19°38 по задней кромке — 8°26’ (отрицательная), суммарная площадь в одной плоскости поворотных частей обоих консолей — 0,904 м².
Стабилизаторы размахом 2702 мм устанавливались по '+'-образной схеме. Хорда 860 мм у основания, 490 мм на законцовке. Передняя кромка — со стреловидностью 20°, задняя кромка — прямая, суммарная площадь двух консолей в одной плоскости — 1,22 м². Длина ракеты составляла 8436 мм, диаметр — 850 мм.
При стартовом весе 2455 кг начальный вес второй (маршевой) ступени составлял около 1400 кг, из которых примерно 270 кг приходилось на горючее — керосин Т-1 (или ТС) и 27 кг на изопропилнитрат.
Подача горючего обеспечивалась турбонасосным агрегатом С5.15 (на первых образцах — С2.727), работавшим на монотопливе — изопропилнитрате. Это унитарное топливо в сравнении с ранее широко использовавшейся в ракетной технике перекисью водорода при несколько меньшей плотности (примерно на четверть) имело большую энергетику и, что более важно, было стабильней и безопасней в эксплуатации.
Каждый из четырех стартовых двигателей ЗЦ5 снаряжался зарядом^ 11 твердого баплиститного топлива РСИ-12К весом 173 кг в виде одноканальной шашки длиной 2635 мм при наружном диаметре 248 мм и диаметре канала 85 мм. Для обеспечения отделения стартовых двигателей от маршевой ступени на каждом из них в кормовой носовой части закреплялось по паре небольших аэродинамических поверхностей.
Для радиокомандного управления полетом ЗУР под руководством Р.С. Толмачева была разработана станция наведения ракет (СНР) 1С32, которая представляла собой когерентно-импульсную РЛС сантиметрового диапазона. Антенный пост станции представлял собой довольно сложную поворотную конструкцию с несколькими тарельчатыми антеннами, наиболее крупным элементом которой была антенна целевого канала. Слева от нее находилась антенна узкого луча канала ракеты, над которой размещались антенны широкого луча ракетного канала и, ближе к периферии, передатчика команд на ракету. В дальнейшем в верхней части антенного поста разместили камерутелевизионно-оптического визира. Станция автоматически отрабатывала информацию по целеуказанию, поступающую по телекоду от станции обнаружения целей (СОЦ) 1С12, и производила быстрый поиск цели. Поиск требовалось вести только по углу места, так как разрешающая способность станции обнаружения целей в вертикальной плоскости была значительно хуже, чем в горизонтальной. После обнаружения цели осуществлялся захват ее на
