Крылатая ракета К-ЮС представляет собой беспилотный самолет со стреловидным крылом и хвостовым оперением. На ней устанавливался турбореактивный двигатель М-9ФК с форсажной камерой. Длина ракеты -9,75 м.
диаметр -0,92 м, размах крыла -4,18 м, вес - 4500 кг при заправке топливом 780 кг, максимальная скорость ракеты -2030 км/ч. Радиолокационные станции, установленные на самолете и ракете именовались соответственно ЕН, ЕС-1, ЕС-2 и ЕС-ЗА. Летные характеристики самолета Ту-16К по сравнению с Ту-16 несколько ухудшились: максимальная скорость полета с ракетой на 25 км/ ч, дальность полета на 1000 км, длина разбега на 50%, почти на 100 км/ч снизилась крейсерская скорость полета.
Ракетный комплекс Ту-16К-10 безусловно обладал более высокими, сравнительно с "Кометой" возможностями и в меньшей степени зависел от организованных помех, времени суток и метеорологических условий. Без взаимных помех системам наведения в залпе можно было с одного или нескольких направлений (в зависимости от способа атаки) применять до 18 ракет с удалений, исключавших возможность поражения носителей корабельными ЗУР. Вероятность дохода ракеты до цели обеспечивалась за счет выбора оптимальной траектории ее полета. Немаловажным было и то обстоятельство, что ракету К-Ю можно было применять в широком диапазоне скоростей и высот полета самолета-носителя, а через некоторое время после пуска производить отворот от боевого курса на 80°.
Более мощный чем на ракете ЕС заряд взрывчатого вещества, а также возможности применять в ракете спецбо-еприпас в сочетании с повышенной вероятностью поражения, позволяло несколько сократить наряд самолетов для поражения цели.
В первом варианте, до проведения доработок, пуск ракеты производился на удалениях от цели 200-180 км после чего ракета на сверхзвуковой скорости по переменному профилю следовала к цели. Траектория состояла из нескольких участков: автономного, в процессе которого ракета управлялась программным устройством, а задача штурмана-оператора состояла в том, чтобы ввести ее в луч бортовой РЛС самолета-носителя ЕН; затем -полета на первой стабилизированной высоте с выдерживанием ее по сигналам статоскопа, а по курсу -кодированными командами с самолета. После этого через определенное время по команде программного устройства ракета снижалась на вторую стабилизированную высоту (400-1000 м). На последнем участке осуществлялось самонаведение ракеты по курсу и высоте. Через 100 с после пуска экипаж самолета, как уже отмечалось, имел возможность с креном 9-12° (ограничение угла крена по возможности стабилизации антенны станции ЕН) отвернуть на 80° град, и, продолжая сопровождение цели по сигналам ответчика ракеты, осуществлять контроль за ее полетом.
