Последовательно расположенные баки горючего и окислителя разделялись приборным отсеком первой ступени, в котором, помимо элементов бортовой аппаратуры, находились пять баллонов со сжатым азотом, используемым для наддува бака горючего и задействования элементов двигателей. Наддув бака окислителя в полете ракеты производился за счет скоростного напора атмосферного воздуха.

Топливные баки были выполнены из алюминиево-магниевых сплавов по обычной для ракетостроения тех лет схеме: с цилиндрической обечайкой, с шпангоутно-стрингерным подкреплением и двумя выпуклыми сферическими днищами. Впереди бака окислителя располагался конический переходный отсек.

Двигатели второй ступени — маршевый двухкамерный 8Д713 (РД-219) тягой 90 т при удельном импульсе 293 с и рулевой двигатель 8Д64 с четырьмя поворотными камерами (суммарная тяга 4,92 т, удельный импульс 250 с) располагались в цилиндрическом хвостовом отсеке второй ступени. Для сокращения длины при увеличенном, по сравнению с первой ступенью, расширении, в маршевых двигателях впервые реализовали угловой вход в сверхзвуковую часть сопла.

На второй, как и на первой ступени, камеры рулевого двигателя располагались совместно с твердотопливными тормозными двигателями под обтекателями, установленными снаружи хвостового отсека. Основная аппаратура системы управления, включая гиростабилизированную платформу, размещалась в межбаковом приборном отсеке. Бак горючего при меньших размерах был конструктивно подобен соответствующему элементу первой ступени, но вынесенный вперед бак окислителя выполнили по более прогрессивной схеме — с «вафельной» цилиндрической обечайкой, изготавливаемой с применением химического фрезерования. Наддув обоих баков производился сжатым азотом. Головная часть крепилась к установленному впереди бака окислителя коническому переходнику.

На ракете имелась автономная система управления, принципиально не подверженная возможным помехам противника. Для достижения приемлемой точности, сравнимой с показателями систем с радиокоррекцией, впервые на отечественной МБР была применена трехосная гиростабилизированная платформа. В качестве информационного носителя системы программированных импульсов полетного задания использовался магнитный накопитель, своего рода предшественник дискет эпохи персональных ЭВМ. Вес бортовой аппаратуры составил 440 кг, из них 288 кг относились ко второй ступени.

При полете ракеты первая ступень работала около полутора минут почти до полного выгорания ее топлива. На заключительном этапе ее функционирования основной двигатель отключался, а тяга рулевого дросселировалась. В результате за счет более длительного полета первой ступени на минимальной тяге увеличивалась высота разделения ступеней и снижался скоростной напор, определяющий уровень возмущающих воздействий.

Далее включался рулевой двигатель второй ступени, который за счет вынесения камер наружу корпуса отсека мог беспрепятственно работать и до механического разделения ступеней. После выхода этого двигателя на режим выдавалась команда на подрыв связывающих ступени пироболтов и на включение установленных на первой ступени тормозных двигателей. Они притормаживали отработавшую ступень, в то время как вторая ступень уходила вперед под тягой своего рулевого двигателя. Только в момент, соответствующий достижению взаимного удаления между ступенями 10-16 м включался основной двигатель второй ступени. Схема разделения ступеней Р-16 была выбрана исходя из стремления исключить наиболее рискованные моменты — неуправляемый полет на временном интервале между участками работы двигателей первой и второй ступени, а также воздействие на вторую ступень отраженной струи запускаемого собственного двигателя.

На заключительном участке работы второй ступени, по мере приближения к заданному значению скорости, система управления выдавала предварительную команду на отключение основного двигателя. Уровень ускорений многократно уменьшался, что позволяло намного точнее определить момент выдачи главной команды, по которой выключался рулевой двигатель, подрывались пироболты крепления головной части и запускались установленные на хвостовом отсеке тормозные твердотопливные двигатели. Они «оттягивали» отработавшую ступень от головной части. В отличие от ракет Р-5М или Р-12, головная часть не получала слабо предсказуемый импульс пружинного или пневматического толкателя, что существенно снижало возмущения и улучшало точность стрельбы.

В целом ракета Р-16 отличалась изящностью облика, чему способствовало большая длина — 31 м при исполнении в двух калибрах — 3,0 м по первой и 2,4 м по второй ступени. Стартовый вес составлял около 141 т.

Через год с небольшим после принятия майского (1959 г.) постановления наземная отработка вышла на финишную прямую. В августе 1960 г. в НИИ-229 в подмосковном Загорске провели огневые стендовые испытания первой ступени. Мощной струей двигателя были снесены чугунные плиты газоотводного лотка стенда, на некоторое время выведя его из строя. Но в целом работу признали успешной. После трех огневых стендовых испытаний второй ступени сочли возможным перейти к летным испытаниям,

Этим испытаниям второй ступени предшествовал очень большой объем наземной отработки, призванный подтвердить надежность ее запуска в пустотных условиях. Первоначально, как и на других двигателях верхних ступеней, предполагалось предусмотреть специальные меры для обеспечения его запуска — например, установить в сопле герметичные заглушки, поддерживающие наземное давление в камере. В дальнейшем, по результатам экспериментального включения газогенератора в барокамере объемом 3 м³, а затем и отработки начального выхода на режим двигателя в барокамере в тридцать раз большего объема, стало ясно, что применение специальных мер не потребуется. Для обеспечения запуска вполне хватало скапливавшихся в камере паров поступавшего с опережением окислителя.

В сентябре первая летная машина ЛД-1-ЗТ после проведения многократных проверок была отправлена из Днепропетровска в НИИП-5, более известный как космодром Байконур, или как г. Ленинск. К этому времени в интересах отработки Р-16 там были сооружены стартовая и техническая позиции — площадки 41 и 42, а также жилая зона — площадка 43.

Ракета завершила испытания на технической позиции 20 октября и на следующий день была доставлена на стартовую. Заправку провели 23 октября, но в ходе последующих предстартовых операций выявилась неисправность нештатного устройства — наземного пульта подрыва бортовых пиросредств, в результате чего оказались несвоевременно отработаны две пиротехнические команды и вышел из строя бортовой главный программный токораспределитель. Работы пришлось приостановить для того, чтобы заменить на запасные явно неисправный главный токораспределитель и ошибочно сработавший клапан отсечки газогенератора одного из турбонасосных агрегатов двигателя первой ступени, после чего возобновить последовательность предстартовых операций.

При проведении этих работ у ракеты сочли своим долгом присутствовать более сотни человек. В 25 м от полностью заправленной ракеты на бетонной крыше, прикрывающей стоянку резервных дизельгенераторов, на специально принесенных стульях расположились председатель Государственной комиссии, заместитель министра обороны, Главнокомандующий Ракетными войсками маршал М.И. Неделин и руководитель испытаний заместитель председателя Госкомитета по оборонной технике Л.А. Гришин.