В нашем отечестве к концу пятидесятых годов наибольший опыт в проектировании и отработке ПВРД был накоплен в ОКБ-670 Госкомитета по авиационной технике (ГКАТ) коллективом во главе с главным конструктором М. М. Бондарюком. Самой значительной их работой было создание сверхзвукового ПВРД для межконтинентальной крылатой ракеты С.А. Лавочкина "Буря", успешно отработанного как на стендах, так и в летных испытаниях. Велись проработки двигателей для аналогичной ракеты В.М. Мясищева "Буран", а также для других летательных аппаратов. Правда, имеющийся опыт был несколько односторонен - двигатели разрабатывались для маломаневренных аппаратов, совершающих полет с постоянной скоростью практически на одной и той же высоте.

С учетом невозможности работы ПВРД на малых скоростях ракета 3М8 была выполнена по двухступенчатой схеме. Для обеспечения условий запуска прямоточного двигателя твердотопливные ускорители разгоняли ракету до скорости, соответствующей числу М=1,5...2.

К концу пятидесятых годов уже имелись сведения о неустойчивом характере работы прямоточных двигателей при больших углах атаки. В то же время, для зенитной ракеты, предназначенной для поражения высокоманевренных самолетов фронтовой авиации, требовалась реализация поперечных перегрузок порядка восьми единиц. Это в значительной мере определило выбор общей схемы ракеты. Для второй (маршевой) ступени была принята компоновка с поворотным крылом, которая обеспечивала возможность создания достаточной подъемной силы при небольших углах атаки корпуса ракеты. Сам корпус маршевой ступени ракеты представлял собой сверхзвуковой прямоточный двигатель 3Ц4 - трубу с остроконечным центральным телом, 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, подобная компоновка была явно противопоказана. В центральном теле воздухозаборника с диаметром цилиндрической части 450 мм помимо осколочно-фугасной боевой части 3Н11 массой около 150 кг располагались радиовзрыватель 3Э26 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 обеих консолей (поворотных частей) в одной плоскости - 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), работавшем 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 3Ц5 снаряжался зарядом 4Л11 твердого баллиститного топлива РСИ-12К весом 173 кг в виде одноканальной шашки длиной 2635 мм при наружном диаметр 248 мм и диаметре канала 85 мм. Для обеспечения отделения стартовых двигателей от маршевой ступени на каждом из них в кормовой и носовой части закреплялось по паре небольших аэродинамических поверхностей, расположенных под углом к продольной оси двигателя.

Компоновка ракеты ЗМ8 ЗРК "Круг"
1. Обтекатель 2.Боевая часть 3. Радиовзрыватель 4. Воздушный аккумулятор давления 5. Топливные баки 6. Поворотное крыло 7. Рулевая машинка 8. Аппаратура радиоуправления 9. Автопилот 10. Бак изопропилнитрата 11. Стартовый ускоритель 12. Турбонасосный агрегат 13. Блок форсунок 14. Стабилизатор горения 15. Стабилизатор