Рис.7. Самолет-снаряд К-12БС. Окончательный вариант

Ракета оснащалась ЖРД С2.722В с турбонасосным агрегатом, работающим по открытой схеме. На участке двигатель развивал тягу 1213 кг, на маршевом — 554 кг. Продолжительность работы достигала 270 с, при этом до 2 минут он мог работать в режиме повышенной тяги. Удельный импульс ДУ составлял соответственно 233 кг*с/кг и 210кг*с/кг. В баках ракеты размещались 545 кг окислителя АК-27К (азотной кислоты с 27% четырехокиси азота) и 175 кг горючего ТГ-02 (смесь равных количеств триэтиламина и ксилидина, применявшаяся под наименованием «тонка» еще немцами в годы второй мировой войны). Компоненты топлива при соединении самовоспламенялись, что обеспечивало простой запуск и устойчивую работу двигателя. По своим параметрам двигатель С2.722В был достаточно близок к ЖРД С2.721В, разрабатывавшемуся тем же коллективом для ракеты КСР, предназначенной для вооружения самолетов Ту-16.

Пневматическая система, запитывающаяся от размещенного в баке горючего баллона (10) объемом 75 л из титанового сплава ВТ-14, содержащего воздух под давлением 350 кг/см². Наддув баков производился за 10 с до отделения от носителя и заканчивался за 30 с до конца полета. Кроме наддува топливных баков воздух использовался для задействования рулевого привода.

Рис. 8. Конструктивно-компоновочная схема К-12БС

Боевая часть весом 350 кг содержала 216 кг взрывчатого вещества и функционировала как проникающая при углах встречи с целью до 45°, а при более «скользящем» ударе осуществлялся обычный контактный подрыв.

При испытаниях ракета оснащалась телеметрической аппаратурой РТС-8.

Треугольное крыло относительной толщиной 0,035...0,04% имело стреловидность по передней кромке 65°. Стыковка консоли крыла к фюзеляжу осуществлялась двумя работающими на изгиб штыревыми узлами и двумя противостоящими кручению шарнирными узлами. На задней кромке крыла размещались элероны, которые отклонялись на ±12° посредством тяг, расположенных в обтекателях вдоль фюзеляжа, при этом каждый элерон задействовался своей рулевой машинкой.

Рис. 9. Гидросамолет-носитель Бе-10Н. Окончательный вариант