В баках окислителя (азотная кислота) и горючего («тонка» — ТГ-02) при предстартовых операциях создавалось необходимое противодавление внешней среде с помощью системы предварительного и предстартового наддува. Разгрузка конструкции от сжатия внешним давлением воды при старте с глубины до 50 м достигалась наддувом баков. Снижение нагрузок на ракету обеспечивалось оригинальным способом. Запуск двигателя должен был осуществляться не непосредственно в воду, заполнившую шахту, а в «воздушный колокол», образуемый герметизированными объемами хвостового отсека ракеты и специальным поддоном пускового стола. В эту полость хвостового отсека ракеты сжатый воздух номинального давления 12,5 кг/см2 подавался от корабельных систем перед стартом. Система наддува «колокола» работала в автоматическом режиме, управляемая датчиками поплавкового типа.

Уменьшение пика давления в шахте до допускаемых прочностью стенок шахты значений и снижение влияния внешних нагрузок на ракету при старте из глухой шахты без специальных газоотводов и движении ракеты под водой обеспечивались специальной программой ступенчатого выхода двигателя на режим, предстартовым наддувом баков ракеты, созданием прочных и герметичных головного и приборного отсеков. Сжатый воздух из «колокола» через кольцевой зазор между тоннельной и расходной трубами поступал в межбаковый отсек, обеспечивая разгрузку от сжатия давлением воды. Направляющие под бугели ракеты крепились к стенкам шахты пружинными амортизаторами, снижавшими перегрузки ракеты при взрывах глубинных бомб. На начальном воздушном участке траектории бугели отстреливались через 15 с после отрыва ракеты от пускового стола.

По мнению главного конструктора В.П. Макеева, старт на маршевом двигателе не требовал создания специальных корабельных устройств, необходимых для обеспечения выхода ракеты из шахты и из воды, и обеспечивал возможность управляемого движения ракеты на подводном участке траектории.

Смена разработчика ЖРД сказалась и на конструкции двигателя. Специалистами ОКБ-2 под руководством А.М. Исаева (ведущий конструктор П.С. Байковский) был создан компактный по объему и малый по длине четырехкамерный ЖРД с центрально расположенным турбонасосным агрегатом (ТНА). А.М. Исаев отмечал: «Этот двигатель по сравнению с предыдущим двигателем имеет один и тот же мидель, более чем в полтора раза большую тягу и более чем в полтора раза меньшую длину».

Конструктивная схема БР Р-21.

Двигатель был выполнен по открытой схеме с автоматическим регулированием тяги и соотношения расходов компонентов топлива. В сравнении с ЖРД ракеты Р-13 его тяга возросла на 50 %. Камеры двигателя стали управляющими органами ракеты и имели поворотные углы подвески с утлом прокачки ±9°. Оси качания камер были параллельно смещены относительно плоскостей стабилизации на угол 60° для обеспечения рационального соотношения между управляющими моментами по тангажу, рысканию и вращению.

Особое внимание уделялось наземной экспериментальной отработке ЖРД. Так, было проведено несколько десятков огневых стендовых испытаний, в том числе с имитацией действия противодавления в момент запуска двигателя в шахте подводной лодки с помощью специальных заглушек, устанавливаемых в сопла камер сгорания.

Конструктивное исполнение двигателя, не требующее проведения каких- либо проверок и настроек в процессе эксплуатации, герметичность от внешнего давления и широкий диапазон регулирования обеспечивали надежный запуск двигателя под водой и автоматическое поддержание режимов как на подводном, так и на надводном участках траектории. Конструкция ЖРД предусматривала его останов при аварийном выключении с герметичным разобщением топливных магистралей.

Тяга двигателя у земли составляла 40 тс при давлении в камерах сгорания 66,4 кг/см2, удельная тяга у земли достигала 241,4 тс. Предусматривалось аварийное выключение двигателя, при этом его топливные магистрали герметично разобщались. Минимально потребное давление в баках окислителя и горючего для обеспечения безкавитационного режима работы двигателя составляло 3,5 и 1,7 кг/см2 соответственно. В полете наддув баков ракеты осуществлялся газами, вырабатываемыми газогенератором ТНА и специальным газогенератором наддува.

Головная часть (ГЧ) ракеты (массой 1179 кг), оснащенная спецбоеприпасом, имела форму притупленного по сфере конуса. Корпус ГЧ и заряд не совмещенные. Отделение заряда от жесткой связи с корпусом ГЧ осуществлялось при срабатывании по команде от бортовой системы управления четырех пирозамков. За счет использования достаточно мощного ЖРД удалось значительно увеличить заданную дальность (максимальная дальность полета составляла 1450 км).

Автономная инерциальная система управления с улучшенными характеристиками предназначалась для управления выходом БРПЛ на поверхность при старте с подводной лодки и вывода ракеты на заданную траекторию полета, стабилизации и программного управления, определения момента отделения головной части. Работа над системой управления ракеты Р-21 комплекса Д-4 продолжалась четыре года. Для решения сложной технической задачи требовалось пересмотреть многие конструкторские подходы, оправдавшие себя в прежних комплексах.

В новом комплексе стартующая ракета должна преодолеть, по существу, три среды: толщу воды, оказывающую на ракету давление в несколько десятков атмосфер, переходный участок «вода-воздух» и, наконец, атмосферу. При этом возникало несколько вопросов: как обеспечивать устойчивость ракеты на начальном этапе полета, как в меняющихся условиях должна работать система управления и др. От разработчиков системы управления потребовалось прежде всего решение ряда новых задач в теории управления. В первую очередь это управление моментом старта, т. е. оценка внешних условий (глубина погружения и скорость хода подводной лодки, балльности волнения моря) на соответствие предельно допустимым параметрам безопасного старта, заложенным в систему управления.

Еще одна проблема — это стыковка координатных систем ракетного и навигационно-гидрографического обеспечения стрельбы (скорость, координаты и курс подводной лодки).

На Р-21 конструкторы НИИ-592 применили немало новых технических решений. Основу автономной инерциальной системы управления составляли гироскопические приборы (разработка НИИ-49, возглавляемого Н.А. Чариным), размещаемые на специальной плате в приборном отсеке ракеты. Она обеспечила КВО точек падения отделяемой головной части с термоядерным зарядом в заданных пределах — 2,8 км.

В приборах их разработки применялись малогабаритные лампы серии «Дробь». При создании комплекса Д-4 в нем была впервые в отрасли применена кабельная сеть, не сплетенная в виде жгута из отдельных проводов, а собранная из готовых кабелей.

Специфика подводного старта потребовала обеспечения герметичности отсеков ракеты, электроразъемов, кабелей, пневмогидравлической аппаратуры. Так, связь аппаратуры бортовой системы управления, расположенной в приборном отсеке, с исполнительными органами (рулевыми машинами) осуществлялась герметичными кабелями, выходящими из приборного отсека через специальные гермовводы, полость которых для создания надежной герметичности наддувалась воздухом из «колокола». Конструкторы свердловского НИИ создали специальные электроразъемы, обеспечивающие надежную работу автоматики в условиях подводного старта и в затопленной шахте. Связь бортовой аппаратуры ракеты с корабельной испытательно-пусковой аппаратурой осуществлялась посредством двух специальных бортовых герметичных отрывных разъемов и сменных кабелей.

Для обеспечения заданной точности стрельбы были существенно повышены точностные характеристики бортовых гироприборов ракеты — гировертиканта, гирогоризонта, интегратора продольных ускорений (разработчик- НИИ-49, главный конструктор И.К. Кибардина), а также точность предстартовой ориентации осей бортовых гироприборов относительно плоскости горизонта и азимута стрельбы. Предстартовая ориентация осуществлялась корабельной системой счетно-решающих приборов «Изумруд» (разработчик — НИИ-49, главный конструктор — Г.И. Цветков, затем — Ю.П. Кушелев).