Двенадцать из 15 ракет, составлявших боекомплект истребителя танков, предусматривалось размещать в автоматизированной укладке. Автоматическая система заряжения пусковой установки должна была обеспечивать захват ракеты из укладки, вынос ее из боевого отделения, освобождение сложенных консолей крыла от фиксирующих хомутов и предстартовую проверку. Система стабилизации при этом поддерживала нужное положение направляющей пусковой установки в диапазоне углов от -10 до + 20°.

Довольно быстро выявилась нереальность применения на ПТУР тепловых головок самонаведения, так что работы практически велись только по полуавтоматической системе. Это положение наряду с рядом других технических решений (использованием совмещенного с прицелом телевизионного координатора положения ракеты, применением в бортовой аппаратуре полупроводников и печатных схем, выбором турбогенератора в качестве бортового источника питания, размещением плоской бронеантенны передачи команд на лобовом листе корпуса, реализацией автоматизированной подачи ракет и заряжания пусковой установки) одобрили 31 октября 1959 г. на заседании Научно-технического совета Государственного комитета по оборонной технике.

С другой стороны, отмечалось, что наличие дальномера у командира, а дневного и ночного прицела — у оператора, необходимость их совместной работы с многочисленными органами управления при проведении пуска предопределяют вывод из строя истребителя танков при поражении командира. Не была обеспечена унификация электроснабжения в части принятия единых параметров тока для разных систем. При стрельбе в диапазоне дальностей от 800 до 1200 м при полетном времени ракеты 5—6 с боевая скорострельность лимитировалась длительностью цикла перезарядки пусковой установки. Недостаточной представлялась и боеготовность — гироскоп автопилота раскручивался полторы минуты. Нестабильно работал стартовый двигатель ракеты.

Ракета 3М7 комплекса «Дракон». Справа на фото видны устройство раскрытия стабилизатора ракеты и рупорная приемная антенна канала радиоуправления.

К этому времени определился технический облик ракеты. Изделие 3М7 было выполнено по схеме, средней между «уткой» и «поворотным крылом», с плоскостями, расположенными по Х-образной схеме. Складывающиеся плоскости крыла и стабилизатора раскрывались непосредственно перед пуском при нахождении ракеты на пусковой установке. Для подрыва кумулятивной боевой части 3Н19 массой 5,6 кг предназначались головной и донный взрыватели. При полете ракета должна была вращаться по крену с постоянной скоростью 2 об./с за счет соответствующей ориентации сопл двигателей. Танковому КБ поручили проработать возможность обеспечения вращения ракеты при старте за счет спиральных элементов на пусковой установке, но эта схема реализована не была. Предусматривалось провести не менее 50 баллистических пусков для отработки раскрытия крыльев и процесса схода ракеты с пусковой установки. Необходимо было обеспечить сброс ракеты с пусковой установки в случае несостоявшегося старта.

Топливный заряд 4Ш6 стартового двигателя ракеты включал 18 шашек пороха НДСИ-2К диаметром 35,2 мм при длине 175 мм общей массой 4,5 кг. Время работы двигателя составляло 0,4—0,85 с, при этом развивалась тяга около 3 т. Заряд 4Ш7 маршевого двигателя представлял собой шашку из пороха РСТ-4К массой 4 кг и диаметром 164,5 мм при длине 113 мм.

Стартовая масса ракеты составила 50 кг, длина — 1,25 м, размах поворотного крыла — 0,396 м, стабилизатора — 0,85 м при диаметре корпуса 0,18 м. При сложенных крыле и стабилизаторе ракета вписывалась в поперечный габарит 230x230 мм. Обеспечивалось поражение целей, движущихся со скоростью до 60 км/ч в диапазоне дальностей от 0,3 до 3 км. Время полета на максимальную дальность составляло до 20 с.