Согласно эскизному проекту, аэродинамическая схема РСР имела ряд уникальных особенностей: крыло малого (1,67) удлинения со стреловидностью 58° по передней кромке имело сверхзвуковой аэродинамический профиль, образованный двумя трапециями с острыми передними и задними кромками (относительная толщина профиля составляла всего 2,5%); двигатели в обтекаемых мотогондолах были закреплены на концах крыла, что в сочетании с очень тонким фюзеляжем большого (18,6) удлинения обеспечивало самолету РСР достаточно высокое аэродинамическое качестве, равное 5,3 при угле атаки 5° и скорости полета, соответствующей числу М-2,65 на высотах 20-22 км.
Предусматривалась автоматическая перекачка топлива из подвесных топливных баков в задние баки и определенный порядок их выработки, при этом обеспечивалось оптимальное положение центра масс: на взлете 25%, на маршевом участке 45% и на посадке 26,4% средней аэродинамической хорды крыла, равной 8,08 м. Крыло имело элероны и закрылки, площадь которых составляла соответственно 4% и 7,7% площади крыла с подфюзеляжной частью.
Цельноповоротный вертикальный киль с относительной толщиной 3,5% имел угол отклонения +/-18°. Цельноповоротные плоскости горизонтального оперения имели тот же аэродинамический профиль, что и крыло, с относительной толщиной 3,5% и диапазон углов отклонения от 10° до -25°. Органы управления самолета РСР имели гидроусилители, жесткие тяги, валы и механизмы загрузки.
Подвесные топливные баки диаметром по 0,65 м и длиной по 11,4 м вмещали 4,4 т топлива. Конструкция крыла самолета РСР имела обшивку, выполненную из алюминиевого сплава Д-16Т, пять лонжеронов и набор нервюр. Масса квадратного метра конструкции консолей крыла составляла 30 кг. Для увеличения жесткости крыла на кручение при работе элеронов часть обшивки крыла выполнялась из алюминиево-бериллиевого сплава. Из этого же сплава выполнялась конструкция элеронов и цельноповоротных плоскостей оперения.
Фюзеляж самолета состоял из восьми отсеков: носового кока, приборного отсека, отсека кабины с двойной оболочкой и теплоизоляцией, переднего несущего топливного бака, средней части, хвостового двухсекционного несущего топливного бака, рулевого отсека и кормового топливного бака.
Летчик самолета РСР, одетый в скафандр, размещался в гермокабине, давление воздуха в которой у Земли равнялось 780 мм рт.ст., а на максимальной высоте – 460 мм рт.ст. Температура в кабине при температуре наружного воздуха -60°С не должна была превосходить 30°С. На борту имелась автономная система кондиционирования воздуха в скафандре. В полете скафандр летчика вентилировался от основной системы вентиляции. При выходе ее из строя аварийная система наддува осуществляла вентиляцию скафандра в течении 15 минут. При разгерметизации гермокабины давление в скафандре "соответствовало давлению на высоте не более 11,5 км. Кислородное питание летчика подавалось независимо от герметичности кабины. Было предусмотрено катапультирование летчика при необходимости.
В фюзеляже размещались также один расходный топливный бак, турбоагрегат и вставной бак с пропаном, используемым в основном для целей охлаждения приборов и оборудования в сочетании с теплоизоляцией. Топливные баки самолета выполнялись из алюминиевого сплава Д-20. Температура обшивки планера РСР при достижении скорости соответствующей числу М=2,65 могла достичь 220°С, однако к этому времени масса самолета уменьшалась с 21 до 16 тонн, а скоростной напор с 3500 кг/кв.м до 2100 кг/кв.м и, таким образом, расчетные нагрузки на конструкцию снижались пропорционально падению ее прочности от нагрева. Таким образом, удалось сохранить для всей конструкции самолета использование алюминиевых сплавов, не переходя к титановым сплавам и стали. Остаточные деформации за счет ползучести материала обшивки планера не имели места, т.к. штатная перегрузка в полете не превышала 1,2д, а количество циклов нагружения было мало.
По проекту предполагалось оснастить самолет РСР двухконтурными турбореактивными двигателями Д-21 разработки ОКБ-19 П АСоловьева с диаметром 1,23 м, которые были расчитаны на взлетную тягу 4,5-5 тс при удельном расходе топлива 2,6 кг/кгсч и номинальную тягу 2,2 тс на крейсерском режиме при скорости полета, соответствующей числу М 2,5 на высоте 20 км при удельном расходе топлива 2,05 кг/кгс ч. Масса каждого двигателя должна была составлять 900 кг. ресурс не менее 100 ч.
Самолет РСР должен был иметь шасси велосипедного типа, состоящее из передней и задней опор со сдвоенными колесами, двух поддвигательных опор с колесами и хвостовой опоры-костыля. Предусматривалось наличие и тормозного парашюта. Самолет РСР мог совершить взлет и посадку на аэродромы II класса.