1-я ступень РН включает переходный отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего, силовое кольцо и хвостовой отсек. Переходный отсек предназначен для соединения ступеней. Кроме того, в нем размещается двигательная установка 2-й ступени. Отсек, клепаной конструкции из алюминиевых сплавов, представляет собой цилиндрическую обечайку, подкрепленную продольным (стрингерами) и поперечным (шпангоутами) силовым набором. Обечайка имеет два пояса люков. Верхний обеспечивает доступ к агрегатам ДУ 2-й ступени при разделении. Люки верхнего пояса закрываются крышками, нижнего – заклеиваются тканью. 

Конструкция баков окислителя и горючего 1-й ступени практически одинакова. Каждый бак состоит из цилиндрической обечайки и двух сферических днищ, приваренных к ней через торцевые пустотелые шпангоуты. Обечайка образована восемью панелями с продольными ребрами, обращенными внутрь бака. На этих ребрах с помощью специальных элементов (фитингов) смонтированы формообразующие шпангоуты уголкового профиля. 

Через бак горючего в тоннельной трубе проходит расходный трубопровод окислителя. Дренажно-предохранительный клапан бака горючего находится в хвостовом отсеке, через весь бак к куполу верхнего днища проложена дренажная труба. Наддув бака горючего осуществляется сжатым азотом, а бака окислителя – сжатым воздухом. Эти газы хранятся в баллонах высокого давления, расположенных в хвостовом (азот) и межбаковом (воздух) отсеках. Межбаковый отсек, клепаной конструкции из алюминиевых сплавов, служит для соединения баков горючего и окислителя. На наружной поверхности отсека размещены два тормозных РДТТ системы разделения ступеней, закрытые обтекателями. Хвостовой отсек конической формы, имеет традиционную клепанную конструкцию. Диаметр большего основания конуса 2,8 м. Коническая форма позволяет снизить степень статической неустойчивости ракеты в полете. Этому способствуют также размещенные на хвостовом отсеке аэродинамические стабилизаторы. На нижнем торцевом шпангоуте отсека установлено четыре кронштейна, которые служат в качестве стартовых опор. В них размещены опоры осей газовых рулей и их приводы. В отсеке расположен двигатель 1-й ступени – четырехкамерный ЖРД РД-216М. Тяга от него передается через специальную сварную раму на силовое кольцо. Регулирование тяги в полете осуществляется одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа; проводится гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивают синхронно перенастраиваемые от системы РКС азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществляется регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД – двухступенчатое. Сначала прекращается работа газогенераторов, затем отсекается подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Большинство агрегатов автоматики двигателя имеет дублированный пиротехнический привод. 

Компоненты топлива: окислитель – АК-27И, горючее – НДМГ; масса: стартовая 86,5 т, сухая 5,34 т; длина 22,48 м; наибольший поперечный размер 4,53 м; наибольший диаметр хвостового отсека 2,8 м; диаметр топливных баков 2,4 м; двигатель РД-216М; тяга: на Земле 1480 кН, в вакууме 1740 кН; удельный импульс: на Земле 242 с, в вакууме 285 с; продолжительность работы 130 с.