К моменту выгорания топлива ракета достигает максимальной скорости полета 1900–2100 м/с и далее летит по инерции.
В учебнике «Проектирование зенитных управляемых ракет» (под редакцией И.С. Голубева и В.Г. Светлова, М., Издательство МАИ, 1999 г.) на стр. 527–529 приведена компоновочная схема ракеты 48Н6Е и содержится следующее описание ее конструкции:
«Конструкция ракеты выполнена из ряда законченных в технологическом отношении отсеков.
Отсек № 1 представляет собой радиопрозрачный обтекатель, выполненный из кварцевого стекла НИАС ИТ. В отсеке расположена гиростабилизированная антенна бортового радиопеленгатора, в центральной части которой расположена приемная антенна неконтактного радиовзрывателя.
Отсек № 2 — аппаратурный. Отсек имеет два силовых шпангоута и обшивку, изготовленные литьем из сплава Амг-6 методом направленной кристаллизации. Передний силовой шпангоут с внутренними продольными шпильками служит для соединения с отсеком № 1, в корпусе которого предусмотрены внутренние гнезда. С помощью заднего шпангоута, имеющего внутренние гнезда, отсек стыкует — ся с двигателем ракеты. В отсеке размещается комплект бортовой аппаратуры в виде моноблока, электрокоммуникационное оборудование и боевая часть с предохранительно-исполнительным механизмом. Моноблок включает в себя бортовой радиопеленгатор, автопилот, неконтактный радиовзрыватель, бортовую аппаратуру радиоуправления и источник электропитания. Моноблок собирается на четырех продольных стрингерах, вставляется в отсек № 2 с заднего торца и крепится к переднему шпангоуту и обшивке отсека. Боевая часть с предохранительно-исполнительным механизмом крепится к переднему торцу двигателя и подкрепляется спереди радиальными винтами. Отсек № 3 — ракетный двигатель твердого топлива с прочно скрепленным с корпусом зарядом. Корпус двигателя изготовляется из высокопрочного алюминиевого сплава В-96ЦЗ методом обратного прессования.
Отсек № 4 — отсек управления, выполнен литьем из сплава Амг-6 методом направленной кристаллизации. В отсеке расположены механизм управления воздушными и газовыми рулями-элеронами, гидравлический рулевой привод переменного давления и источники электропитания привода. В центре находится рулевой шпангоут с четырьмя гнездами под стаканы для подшипников рулей. Аэродинамический руль-элерон складывающийся, после выхода ракеты из контейнера он раскрывается с помощью
торсиона и фиксируется продольными штырями. Газовые рули-элероны находятся в раструбе сопла. С помощью специальных тяг (с разрывными болтами) они отклоняются рулевым приводом синхронно с аэродинамическими рулями-элеронами. После окончания процесса склонения ракеты специальные тяги к газовым рулям рассоединяются разрывными болтами, чтобы исключить влияние на полет ракеты моментов, возникающих за счет неравномерного выгорания газовых рулей».
