A principis de 1961, les proves reeixides del primer míssil propelent sòlid americà, el Minuteman-1A, van portar els Estats Units a una posició de lideratge en el desenvolupament de míssils balístics de gamma mitjana. El lideratge de la Unió Soviètica en aquell moment no va aguantar el fet que l'URSS es convertís en la segona després dels Estats Units en aquesta carrera. El 4 d'abril de 1961, el govern de l'URSS, mitjançant el seu decret, planteja als enginyers soviètics la tasca de desenvolupar i crear almenys tres tipus de míssils de propulsió sòlida de gamma mitjana. Després d'això, diverses oficines de disseny van començar a treballar en la creació dels primers míssils soviètics de propulsió sòlida.
En total, hi va haver diversos projectes sota la direcció general de Sergei Korolev. Rocket 8K96, la seva segona etapa, es va crear a KB-7 de la planta d'artilleria de Leningrad "Arsenal", el projecte va ser dirigit pel dissenyador en cap del KB Pyotr Tyurin. El coet 8K97 es va desenvolupar a l'Oficina de Disseny de Perm, sota la direcció de Mikhail Tsirulnikov, i se suposava que desenvoluparia la primera etapa del coet 8K96. Els míssils 8K98, o la seva altra designació, el míssil intercontinental RT-2 i 8K98P, van ser creats pel propi S. Korolev juntament amb Igor Sadovsky, un dels creadors del coet RT-1. Un altre dissenyador soviètic Mikhail Yangel es va fer càrrec del desenvolupament del coet 8K99; segons el projecte, aquest coet se suposava que tenia la primera etapa en combustible sòlid, la segona en combustible líquid. Després d'un estudi exhaustiu dels dibuixos de treball, es va decidir utilitzar el desenvolupament de M. Tsirulnikov com a primera etapa, que té el millor rendiment i el motor mixt de combustible sòlid PAL-17/7.
Tanmateix, el 1963, tots els treballs del projecte 8K96 o RT-15, que és essencialment un coet RT-2, sense la primera etapa, es van suspendre fins que es va completar el coet RT-2. Després d'això, el RT-15 es va reprendre de nou el 1965 com a part del complex mòbil 15P696, va ser adoptat per les Forces Estratègiques de Míssils de l'exèrcit soviètic i llançat a la producció en sèrie a la planta núm. 7 de Leningrad. El desenvolupament del SPU (llançador autopropulsat) 15U59 basat en el tanc T-10 es va dur a terme a l'oficina de disseny de la planta de Kirov sota el lideratge de Zh. Ya. Kotin. A més, es van dur a terme desenvolupaments per crear complexos de llançament en tracció i en andanes ferroviàries. Per primera vegada, el sistema de míssils sota la designació SPU "objecte 815" es va demostrar durant la desfilada del 7 de novembre de 1965.
Després del primer llançament de proves, va quedar clar que l'abast del míssil RT-15 (segons la classificació de l'OTAN SS X-14 "Spacegoat") supera el calculat i arriba als 4,5 mil quilòmetres. Tenint en compte aquest fet, a P. Tyurin se li instrueix que continuï treballant en el desenvolupament posterior del coet. El treball es va dur a terme fins al 1970, període durant el qual es van dur a terme 20 llançaments de prova de míssils RT-15 a la serralada Kapustin Yar. Després d'això, el treball es va reduir completament i el dissenyador P. Tyurin va començar a crear el primer coet de combustible sòlid a l'URSS per a submarins nuclears. El disseny 8K96 constava de dues etapes (la segona i la tercera del coet RT-2) amb motors de propulsor sòlid instal·lats, especialment modificats per garantir un funcionament òptim, tant al llançament com al vol. A la secció de la cua del coet, es van col·locar quatre estabilitzadors al primer escenari. El coet es controlava en vol mitjançant motors de propulsió (15D27-primera etapa i 15D92-segona etapa) i broquets dividits. La ogiva del coet, la massa total de la càrrega és de 535 kg, era nuclear, de tipus monobloc amb una capacitat d'1, 1 megatons.
El míssil estava dirigit a l'objectiu mitjançant un sistema de control inercial amb una plataforma giroscòpica, creat a l'Institut d'Investigacions Científiques de l'AP sota el lideratge del dissenyador principal N. Pilyugin. El llançament estava controlat per un sistema de control de llançament remot desenvolupat a l'Impulse Design Bureau sota la direcció de T. Sokolov. Segons algunes fonts, les càrregues de combustible es van fixar al motor coet, segons la tecnologia del NII-9 g de Biysk, abocant la massa de combustible a la carcassa del motor. Segons altres fonts, les despeses de combustible eren suplementàries, fabricades segons la tecnologia de l'Institut de Recerca-130 g de Perm. També es pot suposar que ambdues opcions es van utilitzar probablement, com en el coet RT-2. En la primera etapa, es van utilitzar càrregues de combustible NII-9, i en la segona etapa, NII-130. Tanmateix, segons recorden els participants de la prova, que afirmen que després d’obrir els taps dels broquets, s’abocava almenys una galleda d’aigua del motor, cosa que no és típica dels motors de les etapes del coet RT-2. La longitud total del coet era de 12, 7 metres, diàmetre d'1, 9 a 2, 1 metres, pes de llançament 1,87 tones, pes útil de la ogiva superior a 500 kg.
