System napędowy pierwszego stopnia składał się z trzech dwukomorowych silników RD-251 oraz silnika sterującego RD-68М (8D68) z czterema ruchomymi komorami. System drugiego stopnia tworzyły: jeden silnik RD-252 o konstrukcji zbliżonej do silników pierwszego stopnia oraz czterokomorowy silnik sterujący RD-68М (8D69) na paliwo ciekłe. Wszystkie silniki rakiety pracowały w obiegu otwartym. Silniki zasilane były paliwem w postaci 1,1-dimetylohydrazyny, której utleniaczem był tetratlenek diazotu, zapewniając ciąg pierwszego stopnia na poziomie morza 2364 kN, w próżni zaś 2643 kN. Impuls właściwy silników: 2954 m/s (pierwszy stopień) oraz 3112,5 m/s (drugi stopień). Po separacji sekcji w trakcie lotu głowica pocisku była wyhamowywana silnikami na paliwo stałe. W pocisku o łącznej masie startowej 183,9 tony całkowita masa paliwa wynosiła 166,2 tony. Układ silników rakietowych zapewniał pociskom masę rzucaną od 3950 do 5825 kilogramów. Główne silniki rakiety produkowały zakłady OKB-456 pod kierownictwem W. Głuszki.