Разработка Р-9А (обозначение «Р-9» уже не употреблялось в официальных документах) осуществлялась кооперацией, сложившейся еще в конце 1940-х гг. Система управления создавалась в НИИ-885 главными конструкторами Н.А. Пилюгиными и М.С. Рязанским, гироприборы — в НИИ-944 под руководством В.И. Кузнецова, наземное оборудование — сотрудниками ГСКБ «Спецмаш», возглавляемыми В.П. Барминым. Традиция была нарушена тем, что наряду с задействованием ОКБ-456 во главе с Глушко на создание жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) первой ступени, на второй ступени нашлось место под солнцем для авиационного двигателестроительного ОКБ-154 С.А. Косберга, только с 1957 г. начавшего сотрудничать с ОКБ-1 по двигателям для космических носителей.

Принципиальная компоновочная схема ракеты Р-9А(8К75). 1 — головная часть; 2 — переходник; 3 — бак горючего второй ступени; 4 — приборный отсек ракеты; 5 — бак окислителя второй ступени; 6 — двигатель второй ступени; 7 — переходный отсек второй ступени со щитками; 8 — ферма; 9 — бак окислителя первой ступени; 10 — приборный отсек первой ступени; 11 — бак горючего первой ступени; 12 — хвостовой отсек с двигателем первой ступени.

Еще на стадии подготовки постановления по Р-9А Глушко всячески уклонялся от привлечения его к созданию сложных в отработке кислородных ЖРД, предпочитая развивать избранное Янгелем азотнокислотное направление. С учетом этого составленная из руководителей промышленности и министра обороны специальная Комиссия по реализации указаний и предложений тов. Н.С. Хрущева посоветовала Королеву подключить к созданию двигателей для Р-9А КБ авиапромышленность.

В выпущенном в октябре 1959 г. эскизном проекте наряду с основным вариантом Р-9А в качестве модернизации была представлена ракета Р-9М с установкой на первой ступени двигателя НК-9, разработанного специализировавшимся по турбовинтовыми двигателями авиационным двигателестроительным ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова, а на второй ступени — более мощного двигателя Косберга, ранее предназначавшегося для космического носителя 8К78 («Молния»). Королев все более разочаровывался в сотрудничестве с Глушко и в последние месяцы 1959 г. обратился к ЦК КПСС, а также лично к его секретарю Л.И. Брежневу с предложением полностью перевести разработку Р-9А на применение кузнецовского двигателя, выполненного по очень перспективной, но в то время еще не отработанной «замкнутой схеме» с дожиганием генераторного газа после его выхода из турбонасосного агрегата в основной камере сгорания. Достигнутый выигрыш в удельном импульсе в 16 кг×с/кг позволил бы снизить стартовый вес Р-9А на 13 т или установить более мощную головную часть. Существовал и еще один вариант с аналогичной двигательной установкой — ракета 8К77 с усовершенствованной теплоизоляцией баков.

Но тут ранее равнодушный к суете вокруг «девятки» В.П. Глушко постарался «нейтрализовать» конкурентов. Созвав у себя в Химках совещание главных конструкторов, он развил бурную «подковерную» деятельность. В первые же дни следующего года руководство Госкомитета по оборонной технике «перекрыло кислород» приписанному к авиационной промышленности Кузнецову, закрыв для него доступ на уникальную испытательную базу под Загорском.

В результате для применения на «девятке» остался только ЖРД Глушко РД-111 (8Д716), который все-таки превзошел по уровню установленные на «семерке» РД-107 (8Д74).

В процессе проектирования двигателя РД-111 при сохранении четырехкамерной схемы и, частично, размерности двигателя РД-107 в качестве основных направлений совершенствования были приняты:
- использование качающихся камер с углом отклонения до 6,5°, что позволило отказаться от применения блока рулевых двигателей (отличавшихся худшими весо-энергетическими показателями), в целом усложнявшего двигательную установку;
- увеличение тяги в 1,6-1,7 раза при практически тех же габаритах и весе, в том числе за счет увеличения давления в камере более чем на треть;
- увеличение удельного импульса в наземных условиях на 7%, а в пустотных условиях — на 1 %, в основном за счет повышения давления в камере;
- запуск двигателя без участков работы на предварительной и промежуточной ступенях тяги, что практически исключало непроизводительный достартовый расход топлива и упрощало динамику старта;
- применение в турбонасосном агрегате основных компонентов топлива с избытком горючего (в соотношении, соответствующем температуре генераторного газа, — немногим более 800°С), что упрощало эксплуатацию ракеты, повышало энергетику двигательной установки (в том числе за счет применения расширяющегося сопла на выхлопе генераторного газа), позволяло направить часть генераторного газа для использования в теплообменнике и последующего наддува бака горючего;
- использование для охлаждения камер двигателя окислителя с последующей подачей на теплообменник и применением образующегося газообразного кислорода для наддува бака окислителя;
-  применение в гидравлическом приводе поворота камер двигателя в качестве рабочего тела части керосина, подаваемого от турбонасосного агрегата.

Баки первой ступени, выполненные (без применения шпангоутно-стрингерного подкрепляющего набора) по схеме «вафля» из обработанных химическим фрезерованием панелей алюминиево-магниевого сплава, были разделены приборными отсеком, в котором также размещались баллоны для продувки двигателей и газогенератора. Переднее днище бака окислителя было прикрыто газоотражательным конусом. Не вписывающиеся в мидель ракеты части камер двигателя первой ступени были закапотированы коническими обтекателями; снаружи на них крепились пилоны, на которые, в свою очередь, устанавливались снимаемые при транспортировке консоли стабилизаторов. В дальнейшем, по результатам уточнения динамических параметров ракеты, съемные консоли сочли избыточными и оставили только пилоны.

Созданный в организации Косберга ЖРД второй ступени РО-9 (8Д715) также был выполнен по «открытой» схеме, но с неподвижными четырьмя камерами сгорания с единым турбонасосным агрегатом. Генераторный газ использовался не только для наддува баков, но и для управления полетом ракеты по всем каналам, истекая через специальные поворотные сопла. Таким образом, рулевые камеры использовались как доводочная двигательная установка для уменьшения уровня ускорения в конце полета второй ступени. Двигатель с довольно высоким для «открытой» схемы давлением в камере 70 кг/см² развивал тягу 30,8 т при удельном импульсе 330 кг×с/кг, достигнутым за счет применения «высотных» сопл большого расширения.

Для придания ракете хорошо обтекаемой формы при малом удлинении второй ступени ее выполнили с необычным передним расположением меньшего по объему конического бака горючего, с находящимся за ним подвесным сферическим баком окислителя. Впервые королевская фирма использовала сферический бак, вскоре ставший «идеей фикс» в конструкции злосчастного лунного носителя Н-1. В межбаковом отсеке второй ступени размещались основные приборы системы управления ракеты.