В соответствии с правительственным Постановлением №1501-839 от 13 августа 1955 г. «О снаряжении ракеты Р-12 специальным зарядом и улучшении ее тактико-технических данных» наряду с требованием по применению новой головной части ставилась задача увеличения максимальной дальности с 1500 до 2000 км. Отклонения от цели для 90% ракет не должны были превышать ± 5 км, а для оставшихся 10% изделий — ±7 км. При этом Р-12 планировалась оснастить только автономной системой управления (СУ), без предусмотренной ранее системы радиокоррекции.

Наращивание дальности до величины, более чем в 1,5 раза превышающей реализуемую на Р-5М, достигалось за счет увеличения запаса топлива, что вело к росту стартового веса и длины ракеты. Но в результате этого решалась важнейшая задача — поражение большинства целей в Западной Европе со стартовых позиций на территории СССР.

Постановление отражало субординацию, сложившуюся в ОКБ-586. Впервые в документе столь высокого уровня М.К. Янгель был утвержден как главный конструктор ракетного комплекса. B.C. Будник стал его заместителем.

Устанавливалась кооперация разработчиков СУ. Кроме трудившегося в составе московского НИИ-885 коллектива Н.А Пилюгина, к проектированию СУ привлекли харьковское СКБ-897. A.M. Гинзбург стал заместителем главного конструктора по системе управления, В.Ф. Катков возглавил создание бортовой аппаратуры. Постановление предписывало выпустить в августе—сентябре 1956 г. дополнение к эскизному проекту, а технический проект следовало подготовить в октябре следующего года, т.е. уже после начала экспериментальной летной отработки ракеты. Первые огневые стендовые испытания намечались на 2 марта 1956 г. Летно-конструкторские испытания определялось провести пусками восьми ракет в апреле-мае 1956 г. и десяти — в феврале-апреле 1957 г., а государственные — стрельбами пяти пристрелочных и десяти зачетных ракет в сентябре-октябре того же года. Таким образом, Р-12 должна была поступить на вооружение Советской Армии к очередному юбилею — сороковой годовщине Великого Октября.

Постановлением также задавалось доведение дальности Р-12 до 3000 км и применение на ней термоядерного заряда — в 2,5 раза более тяжелого, чем атомный. Забегая вперед, отметим, что результаты этих проектных исследований в дальнейшем реализовали в другой ракете ОКБ-586-Р-14.

Первоначально работы шли в полном соответствии с намеченными планами. В октябре 1955 г. выпустили второй эскизный проект Р-12 — уже «изделия 8К63», в котором определился технический облик ракеты и ее важнейших систем.

Для нового, более тяжелого, варианта ракеты предусматривалось использование усовершенствованного двигателя. Разрабатывавшийся с 1953 г. РД-211 послужил основной для двигателя РД-212 (Д-41), предназначавшегося для жидкостных ракетных ускорителей сверхзвуковой стратегической межконтинентальной крылатой ракеты «Буран» («изделие 40»), проектировавшейся в ОКБ-23 главного конструктора В.М. Мясищева параллельно с более известной «Бурей» ОКБ-301 С.А. Лавочкина. Основные отличия РД-212 от РД-211 были связаны с меньшей степенью расширения сопла: двигатели ускорителей крылатой ракеты заканчивали работу на меньшей высоте, функционируя в более плотных слоях атмосферы.

В ходе проектирования характеристики крылатой ракеты неоднократно менялись, что повлекло за собой ее утяжеление. Для обеспечения старта и разгона требовались более мощные укорители. Тягу их двигателей увеличили с 57 до 70 т — в основном за счет повышения давления в камере с 40 до 47 кг/см², что вызвало наращивание мощности турбонасосного агрегата с 2400 до 2560 л.с. Энергетику окислителя немного увеличили, доведя содержание азотного тетраксида до 27%, при этом коррозионную активность снизили введением ингибитора — йода. В соответствии с изменением состава окислитель стал именоваться АК-27И. Камеру сгорания усовершенствованного двигателя, получившего обозначение РД-213, укоротили.

Разработку «Бурана» не довели до летных испытаний — ее прекратили после первых успешных пусков ракеты Р-7. Но конструктивные мероприятия, реализованные в РД-213, нашли применение в новом варианте двигателя для Р-12 — РД-214 (8Д59).

Отметим, что РД-214, как и все двигатели тех лет, был выполнен по «открытой схеме»: отработавший газ выбрасывался из турбонасосного агрегата за хвостовой срез ракеты через обычную трубу, даже не снабженную соплом Лаваля для увеличения скорости его истечения. В двигателе реализовали так называемый «пушечный запуск», что позволило сэкономить топливо, в более ранних ракетах непроизводительно расходовавшееся при работе на «предварительном» режиме» тяги.

Внешне ракета Р-12 походила на Р-5М, отличаясь от нее более технологичной конусной, а не оживальной формой передней части корпуса и наличием конической юбки хвостового отсека. Последняя была обусловлена применением более широкого четырехкамерного двигателя РД-214. По сравнению с однокамерной такая схема обеспечивала уменьшение длины двигателя на 25-30%. В сочетании с повышением плотности окислителя на треть (а горючего — более чем на четверть) это позволило скомпоновать ракету Р-12 в том же диаметре (1,652 м) и длиной, всего на 2% превышающей длину Р-5М (21,1 м против 20,747 м), несмотря на утяжеление в 1,43 раза (с 28,61 до 41,7 т).

Двигатель РД-214.

Для снижения статической неустойчивости с учетом большей плотности окислителя его бак переместили вперед и разделили внутренним днищем на два объема. На промежуточном днище размещалась воронка топливоприемника, связанная со снабженным перекрываемым клапаном трубопроводом перелива. Его протяженность была несколько меньше длины нижней секции бака, так как на всех этапах полета питание двигателя осуществлялось только из этой части бака. В полете в первую очередь расходовалась большая часть окислителя из нижней емкости, что обеспечивало необходимый сдвиг вперед центра тяжести.

Для гашения колебаний жидкости в полости бака устанавливались продольные пластины.

Как и на Р-5М, баки основных топливных компонентов Р-12 выполнили по поперечной силовой схеме с подкреплением только шпангоутами, без стрингеров. На смену проблеме хладостойкости металла при контакте с жидким кислородом пришла другая «головная боль». Требовалось обеспечить стойкость применяемых материалов к воздействию агрессивной азотной кислоты. Впервые топливные баки баллистической ракеты изготовили из алюминиево-магниевого сплава АМг-6. Автоматическая сварка баков велась в среде нейтрального газа — аргона.

Перекись водорода размещалась в кольцевом баке, установленном перед двигателем, сжатый воздух — в торовом баллоне позади бака горючего. За счет увеличения поперечных габаритов двигателя при переходе на четырехкамерную схему удалось закрепить двигатель непосредственно на корпусе ракеты, отказавшись от двигательной рамы, использовавшейся на ракетах С.П. Королева. Для передачи сосредоточенных сил от камер сгорания на корпус хвостового отсека применили специальное силовое кольцо шпангоута отсека сборной конструкции.

Сухие отсеки (переходный, связывающий с головной частью, межбаковый приборный и хвостовой двигательный) были выполнены по традиционной схеме подкрепленной оболочки клепаной конструкции с применением титанового сплава В-95 в элементах силового набора и дюралюминия Д-16 в обшивке. Исходя из условий эксплуатации размещенной на раме-крестовине бортовой аппаратуры (с суммарным весом приборов 430 кг) в корпусе приборного отсека пришлось организовать четыре больших, симметрично расположенных люка, под которые отошла большая часть поверхности отсека. Для обеспечения устойчивости конструкции отсека при минимальной массе внедрили развитые подкрепленные панели, сформированные из профилей закрытого типа, отштампованных из листа той же толщины, что и обшивка отсека. Близость всех размеров поперечного сечения профиля к расстоянию между стрингерами обеспечивала равнопрочность сечения панели в целом.

На хвостовом отсеке располагались четыре опорных кронштейна с винтовыми опорами для обеспечения точной вертикализации ракеты.