В соответствии с требованиями постановления 1959 г, окончательно сформировался технический облик ракеты, поступившей на испытания, а затем и на вооружение.
Естественно, что она во многом отличалась от первенца днепропетровского КБ — ракеты Р-12, прежде всего двухступенчатой схемой. Об этом наглядно свидетельствовал и внешний вид изделия, выполненного в двух калибрах с изящным соотношением длин и диаметров корпусов ступеней. Впрочем, на самом деле распределение масс топлива по ступеням ракеты было далеко от теоретически оптимального. Некоторая затяжеленность второй ступени была определена построением всех маршевых двигателей из «кубиков» — двухкамерных блоков, предложенных В.П. Глушко.
Двигательная установка первой ступени включала РД-218 (8Д712), состоящий из трех таких «кубиков» с единой рамой и общей системой запуска с пусковыми бачками. Все шесть камер сгорания располагались по окружности, а в свободном пространстве (ближе к оси ракеты) выходили раструбы выхлопных патрубков трех турбонасосных агрегатов. В отличие от ранее созданных, турбонасосные агрегаты на Р-16 работали не на перекиси водорода, а на основных компонентах топлива, при этом с целью снижения температуры продуктов сгорания до приемлемого для конструкции турбины уровня компоненты топлива подавались в газогенератор в соотношении с избытком горючего. Размещение турбонасосных агрегатов и других систем не впереди камер, а сбоку от них позволило сократить длину двигателя. Тяга в наземных условиях составляла 246 т, в пустоте — 266 т, удельный импульс, соответственно, 246 и 289 с.
Кроме маршевого двигателя, на первой ступени устанавливался и рулевой двигатель с четырьмя поворотными камерами и единым турбонасосным агрегатом 8Д63, разработанный под руководством И.И.Иванова в КБ-4 днепропетровского ОКБ-586. Тяга двигателя составляла 28,85 т в наземных условиях, 33 т-в пустоте, а удельный импульс, соответственно, 235 и 273 с. Рулевые двигатели размещались под обтекателями, вынесенными за периметр корпуса хвостового отсека и выполнявшими функции своего рода небольших аэродинамических стабилизаторов. В передней части этих обтекателей располагались разработанные в ОКБ-586 небольшие твердотопливные двигатели, обеспечивавшие отделение отработавшей первой ступени.
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.
