ГР-1 (сокр. от «Глобальная ракета», индекс ГРАУ - 8К713) - нереализованный проект трехступенчатой баллистической ракеты с отделяющейся термоядерной головной частью с дальностью стрельбы до 40 тысяч километров. Помимо обычных возможностей для поражения целей по баллистическим траекториям, глобальная ракета позволяла выводить головную часть на орбиту искусственного спутника Земли и поражать цель путем торможения боеголовки в заданный момент времени ее полета по круговой околоземной орбите. Официальным началом работ по созданию ГР-1 считается 1962 год, когда было принято соответствующее постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 1021-436сс от 12 мая 1962 года и выпущен приказ Государственного комитета по оборонной технике № 640/06 от 13 октября 1962 года.

За основу проекта глобальной ракеты ГР-1 было решено взять один из вариантов ракеты Р-9 - ее модификацию Р-9М (8К77) с использованием на 1-й ступени двигателей НК-9 (8Д517), разработки ОКБ-276. Ракету ГР-1 проектировали трехступенчатой для обеспечения вывода головной части низкую околоземную орбиту высотой порядка 150 километров с последующей выдачей тормозного импульса. Непосредственное проектирование ракеты велось в специальном отделе № 3 ОКБ-1 группой конструкторов, что ранее были задействованы в проекте по ракете Р-9. Разработка системы управления велась в НИИ-885 под руководством Н. А. Пилюгина, стартового комплекса в ГСКБ «Спецмаш» под руководством В. П. Бармина. С самого начала ракета ГР-1 проектировалась как многоцелевая боевая баллистическая ракета, на базе которой предполагалось создать целый комплекс вооружения, способный решать весь спектр стратегических и тактических задач 1960-х годов, а за счет широкой межвидовой унификации существенно упростить и удешевить производство и эксплуатацию ракет.

В первом техническом проекте по ГР-1 в качестве основных узлов предполагалось использовать 1-ю ступень от ракеты Р-9М, 2-ю ступень на основе блока «И» ракеты-носителя «Молния» (8К78) и различные варианты 3-й ступени от других МБР или модифицированного блока «Л» ракеты-носителя «Молния». Впоследствии, в процессе более глубокой проработки проекта, конструкция ракеты была сильно изменена, а именно был увеличен запас топлива 1-й ступени. 2-я ступень ракеты, напротив, стала короче, в результате чего конструкция бака с горючим была изменена, а бак окислителя переместился вверх, в отличие от 2-й ступени ракет Р-9А и блока «И» от носителя «Молния».

Блок 1-й ступени состоял из хвостового отсека с четырьмя двигателями в хвостовой части, бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя и ферменного переходника. Внутри конической хвостовой юбки хвостового отсека 1-й ступени было размещено четыре четырех-камерных ЖРД замкнутого цикла НК-9 с тягой на уровне моря 152 тс и в вакууме 174 тс, и удельным импульсом 286,5 секунды на уровне моря и 328 секунд в вакууме. Двигатель был установлен в шарнирах и имел возможность качания в одной плоскости. На внешней обшивке хвостовой юбки были размещены четыре решетчатых стабилизатора, которые при транспортировке были прижаты к хвостовому отсеку, а после старта откидывались в полетное положение. Общая длина 1-й ступени составляла 18,34 метра, максимальный диаметр - 2,9 метра, диаметр баков - 2,68 метра, максимальный поперечный размер по стабилизаторам - 4,8 метра.

Силовая схема 2-й ступени осуществляла передачу тяги непосредственно на нижнее днище бака горючего, к которому через цилиндрический межбаковый отсек крепился бак окислителя. Блок 2-й ступени был оснащен одним шарнирно закрепленным ЖРД замкнутого цикла НК-9В (11Д53) с тягой в вакууме 46 тс и удельным импульсом 345 секунд, также разработанный в ОКБ-276. Двигатель был закреплен в карданном подвесе для качания в двух плоскостях, имел рулевые машины, два сопла крена, агрегат подачи топлива в камеру сгорания, агрегаты управления тягой, соотношением компонентов и соплами крена. Общая длина 2-й ступени составляла 10,252 метра, максимальный диаметр - 2,689 метра, диаметр баков - 2,68 метра.

Блок 3-й ступени состоял из тороидального бака горючего, бака окислителя, приборного отсека, межбакового отсека и ферменного переходника. Система управления предполагала управление по крену небольшими соплами, расположенными между баками на наружной поверхности силового корпуса. Также блок 3-й ступени имел систему обеспечения повторных запусков двигателя. В проеме бака горючего 3-й ступени располагался маршевый однокамерный ЖРД замкнутого цикла 8Д726 с тягой в вакууме 6,8 тс и удельным импульсом более 340 секунд, разработанный в ОКБ-1. Согласно проектной документации двигатель 3-й ступени предполагалось включать в полете как минимум два раза, причем повторные запуски должны были осуществляться в условиях невесомости. Общая длина 3-й ступени составляла 6,788 метра, максимальный диаметр - 2,35 метра, диаметр баков - 2,68 метра.

Эскизный проект ГР-1 был завершен в мае 1962 года, еще до выхода соответствующих директивных документов. В том же году были построены, по разным данным, три или четыре стендовых и макетных экземпляров ракеты. Часть ракет была произведена на заводе «Прогресс». Параллельно с работами над эскизным проектом велись работы по созданию наземной инфраструктуры для испытаний и эксплуатации ГР-1 на космодроме Байконур. На ранних этапах проектных работ предполагалось использовать те же стартовые позиции, что создавались для ракеты Р-9. В 1964 году реализация проекта по ракете ГР-1 достигла высокой степени готовности. Однако затем все работы были свернуты. Пуски ГР-1 никогда не производились, хотя макеты ракеты были продемонстрированы во время военного парада на Красной площади в Москве в 1963 году.