3М9 (по классификации НАТО — SA-6A) — советская зенитная управляемая ракета зенитного ракетного комплекса 2К12 «Куб».
Создание ракеты 3М9 для ЗРК 2К12 «Куб» велось параллельно с ЗУР 3М8 для ЗРК 2К11 «Круг». Разработкой ракеты в целом занималось Государственное машиностроительное конструкторское бюро «Вымпел» под руководством И. И. Торопова. Полуактивную головку самонаведения конструировал Научно-исследовательский институт приборостроения, работами руководили главные конструктора А. А. Растов и Ю. Н. Вехов. С 1960 года работы возглавил И. Г. Акопян. Из-за высоких требований предъявленных к комплексу в целом разработка ракеты велась с большими трудностями. Решение проблем прогара камеры сгорания маршевого двигателя и сбрасывание крупногабаритного оперения затягивали сроки. Замена руководящего состава не ускорила разработку и первые пуски ракет начались только в 1963 году. В ходе испытаний была установлена низкая надёжность головки самонаведения, из-за чего в сентябре 1963 года запуски были остановлены. Программа испытаний маршевого двигателя ракеты тоже была не выполнена. Первый успешный запуск ракеты с боевой частью состоялся в апреле 1964 года. В результате государственные испытания ракеты и комплекса в целом прошли с двухлетним опозданием по сравнению с ЗРК 2К11 «Круг». После испытаний, ракета 3М9 была принята на вооружение в составе зенитного ракетного комплекса 2К12 «Куб»[1].
Зенитная управляемая ракета 3М9 предназначена для использования в составе ЗРК 2К12. Ракета 3М9 имеет две ступени с комбинированной двигательной установкой. Во второй ступени размещён маршевый воздушно-реактивный двигатель 9Д16К. Максимальное время работы двигателя составляет не более 20 с при общей массе топлива в 67 кг и длиной 760 мм. Во время сгорания продукты топливного заряда попадают в камеру досжигания с четырьмя воздухозаборниками, где несгоревшие остатки догорают. Во время работы первой ступени в камере находится топливный заряд стартового двигателя состоящий из баллистического твёрдого топлива ВИК-2, массой 172 кг. На первой ступени находится стартовый твердотопливный ракетный двигатель, для разгона до числа Маха 1,5. После завершения работы стартовой ступени происходит отстрел внутренней части соплового аппарата для измения геометрии сопла камеры дозжигания под работу маршевого двигателя. Маршевый двигатель разгоняет ракету до числа Маха 2,8[2].