Головная часть конической формы имеет стальную клепаную конструкцию и асботекстолитовое теплозащитное покрытие. Боевой отсек занимает 3/4 объема ГЧ и снизу имеет выпуклое полусферическое днище. Крепление ГЧ к ракете осуществляется с помощью короткой аэродинамической конической юбки, которая большим своим основанием устанавливается на переходной отсек и закрепляется пироболтами. Отделение ГЧ — с помощью пироблоков и пневмотолкателя.
Переходной отсек, изготовленный из алюминиевых сплавов В–95 и Д–16, имеет вид низкого кольца клепаной конструкции и состоит из силового набора и обшивки.
Бак окислителя ракеты наземного базирования изготовлен из сплава АМг–6, имеет сложную конструкцию и состоит из двух отсеков: верхнего и нижнего, разделенных общим полусферическим днищем. Цилиндрические обечайки отсеков гладкие сварные, из колец, образованных путем сварки гнутых листов с утолщениями в местах сварки. Сверху и снизу бак ограничен полусферическими днищами, соединенными с обечайками с помощью торцевых шпангоутов. Полость верхнего отсека соединена с полостью нижнего с помощью трубопровода перелива, укрепленного в центральной части воронки топливоприемника бака окислителя. Здесь же установлен клапан перелива топлива, включающий в нужный момент подачу окислителя из верхней части бака.
Столь сложная конструкция была впервые применена в практике отечественного ракетостроения и использовалась для улучшения центровки ракеты при прохождении ею зоны максимальных скоростных напоров. Как известно, в то время, как летательный аппарат в полете переходит через звуковой барьер скорости, аэродинамические центры смещаются. К этому добавляется смещение центра масс по оси ракеты вследствие выработки топлива из ее баков. Такое явление было не столь заметно на первых ракетах, использующих в качестве окислителя жидкий кислород, но на Р–12 применяется азотная кислота, имеющая на 33% большую плотность. Изменение центровки отрицательно влияет на работу системы управления: в полете приходится дважды менять управляющие коэффициенты — до перехода через звуковой барьер и после этого. Для уменьшения последствий этого явления и был введен такой элемент, как верхний отсек бака окислителя. При выработке компонента из нижнего отсека изменение (дрейф) положения центра масс не столь значительно, и до перехода через трансзвук СУ может привести его в соответствие с изменением положения аэродинамического центра. Далее включается клапан перелива и окислитель начинает поступать в двигатель из верхней части бака, компенсируя таким образом последующий дрейф аэродинамического центра.
Внутрибаковая арматура каждого отсека состоит из продольных пластин–гасителей колебаний жидкости, датчиков уровня топлива и заборной арматуры. В верхней части отсеков размещены кольцевые коллекторы наддува.
Конструкция бака окислителя ракеты Р–12У шахтного базирования была значительно изменена. Система управления этого варианта ракеты могла уже сама справляться с дрейфом центровок. Необходимость в разделении бака на два отсека отпала: он состоял только из цилиндрической обечайки и двух полусферических днищ.
Бак горючего в основном аналогичен по конструкции баку окислителя ракеты Р–12У, однако внутри него по оси в тоннельной трубе проложен расходный трубопровод окислителя. Баки во время полета ракеты наддуваются сжатым азотом, запас которого сосредоточен в батарее баллонов, смонтированных в хвостовом отсеке.
Так как ветровые нагрузки на ракету шахтного варианта базирования намного меньше, чем на Р–12, к баковому отсеку первой предъявлялись не такие жесткие требования по прочности, вследствие чего удалось снизить толщину стенок баков и уменьшить сухую массу ракеты.
Межбаковый приборный отсек цилиндрической формы клепаной конструкции (силовой набор и обшивка), имеет внутри крестообразную раму для установки приборов системы наведения и управления. СУ автономная, унаследовавшая многие черты подобной системы ракеты А–4, в том числе гироприборы со значительными габаритами. По–видимому, она содержала минимальное количество электронно–ламповых приборов. Управляющие сигналы — аналоговые, электрические, служат для приведения в действие электрических пневмо– и гидроклапанов и управляющих механизмов. Кабели и трубопроводы проложены по наружной стороне бакового отсека ракеты и закрыты желобом.
Хвостовой отсек клепанной конструкции из сплава В–95 (силовой набор) и Д–16 (обшивка) состоит из цилиндра и конуса. Внутри цилиндрической (верхней) части отсека смонтирован тороидальный сварной бак с перекисью водорода для питания ТНА двигателя. Поверхность хвостового отсека имеет люки для доступа к агрегатам двигателя. Коническая юбка хвостового отсека служит для передачи веса ракеты на пусковое устройство, для чего она имеет в нижней части четыре опорных кронштейна, оборудованных винтовыми опорами для вертикализации ракеты. На кронштейнах крепятся также газовые рули с рулевыми машинками. Снаружи юбки наземного варианта ракеты на кронштейнах жестко закреплены лопасти аэродинамических стабилизаторов, которых нет на шахтном варианте Р–12У.
Двигатель РД–214 крепится в цилиндрической части хвостового отсека с помощью специальной рамы, связанной тягами с узлами крепления в верхней части камер сгорания. РД–214 построен по открытой схеме (без дожигания отработанного турбогаза) в виде четырехкамерного моноблока с единым ТНА. Камеры сгорания — цилиндрические, с плоскими форсуночными головками и профилированными соплами. Охлаждение камер — комбинированное, проточно–завесное. Охлаждающий компонент — горючее.
Двигатель работает на азотно–кислотном окислителе АК–27И (27% раствор окислов азота в азотной кислоте) и углеводородном горючем ТМ–185. Привод ТНА — от турбины, вращаемой газами, получаемыми в газогенераторе путем каталитического разложения 80%–ной перекиси водорода на посеребренных медных сетках.
Запуск двигателя «пушечный», без предварительной ступени. Зажигание топлива в камерах — химическое, при помощи пускового горючего ТГ–02 (фактически это немецкая «Тонка–250» — смесь аминов), заливаемого перед заправкой ракеты в магистраль горючего между ТНА и главным клапаном.
Тяга двигателя регулируется перед выключением (через режим конечной ступени) путем изменения расхода перекиси водорода через газогенератор. Система регулирования тяги существенно повышает эффективность ракеты, так как позволяет осуществлять полет с оптимальным ускорением на всем активном участке траектории полета. Перед отключением для получения минимального импульса последействия двигатель переводится на конечную ступень тяги.
Ракета Р–12 доставлялась к старту в незаправленном состоянии. Для ее запуска применялся несколько модифицированный стартовый стол ракеты Р–5М. После проведения вертикализации и прицеливания путем поворота ракеты вместе со стартовым столом в нужном направлении, начиналась заправка компонентами топлива и сжатыми газами. Общее время подготовки «изделия» к пуску составляло около трех часов и зависело от уровня обученности боевого расчета.
Наземное оборудование ракеты Р–12У было выполнено в стационарном исполнении. Уровень автоматизации и механизации процессов подготовки Р–12У к старту и ее заправки был существенно повышен.
Тягач с транспортно-подъемным механизмом для ракеты Р-12
Цистерна для хранения окислителя наземного комплекса ракеты Р-12
