Подобный шокирующий вывод, который в иной ситуации мог бы стать поводом для завершения работ, тем не менее, был вполне объективным.
В своих выводах специалисты ОКБ-2 исходили из того, что при ожидаемых величинах промахов, характерных для радиокомандного наведения (до 15–20 м), требовалось увеличение массы боевой части ракеты до 14,5 кг. Следующим естественным ограничением стал диаметр ракеты, величина которого диктовалась возможностью размещения на борту необходимого комплекта аппаратуры. В итоге, расчетная масса полезной нагрузки, в состав которой должны были войти боевая часть, радиовзрыватель и аппаратура управления полетом с элементами электропитания, составила 31 кг.
Для выбора параметров ракеты использовалась ЭВМ М-20. При этом, наряду с базовым одноступенчатым твердотопливным вариантом, был рассмотрен двухступенчатый вариант (оказавшийся на 3 кг тяжелее и на 100 мм длиннее базового), а также вариант с ПВРД (на 13 кг тяжелее и почти на полметра длиннее). В итоге, для дальнейшей конструктивной проработки приняли одноступенчатый вариант ракеты, оснащенный двухрежимным твердотопливным двигателем, который должен был разгонять ракету до максимальной скорости около 550 м/с и затем поддерживать высокую сверхзвуковую скорость на всем протяжении полета на дальность 8 км. Необходимую диаграмму работы этого двигателя предполагалось реализовывать за счет использования двух зарядов твердого топлива: хвостового заряда с телескопическим каналом, дающего при горении большую тягу на стартовом участке, и переднего заряда с цилиндрическим каналом, обеспечивавшего умеренную тягу на маршевом режиме.
В числе прочих для ракеты было предложено и новаторское техническое решение — вращающийся крыльевой блок.
Дело в том, что использование радиокомандного метода наведения требовало от ракеты способности маневрировать с поперечными перегрузками до 25 единиц. Одновременно с этим ракета должна была обладать и высокими аэродинамическими качествами, обеспечивающими ей необходимые характеристики по устойчивости и управляемости в требуемом диапазоне центровок, скоростей и высот полета. В те годы было известно, что для маневренных маловысотных ракет наиболее подходящей является аэродинамическая схема «утка» — с передним расположением рулей, которая обладала наивысшим качеством и минимальным сопротивлением.
Но присущим этой схеме пороком явилось то, что возмущенный отклоненными рулями воздушный поток далее воздействовал на крылья, порождая нежелательные возмущения по крену — так называемый момент «косой обдувки». Его величина более чем на порядок превышала моменты, которые возникали от производственной аэродинамической асимметрии, от весовой асимметрии и эксцентриситета тяги. В результате с ним в принципе было невозможно справиться с помощью дифференциального отклонения рулей. Требовалось устанавливать на крыльях элероны и, соответственно, внедрять на ракету дополнительные рулевые машинки. А на столь малогабаритной ракете, как 9МЗЗ, лишних объемов и резервов массы для них не имелось.
