В результате на свет появился проект самолета под обозначением «5». Конструкция самолета «5» — цельнометаллический моноплан со среднерасположенным стреловидным двухлонжеронным крылом с размахом 6,4 метра. На верхней поверхности установили по две аэродинамические перегородки на каждой консоли, предотвращавшие ранний срыв потока с концов крыла. Для изучения распределения давления по крылу на больших скоростях правую консоль дренировали в трех сечениях. Самолет имел фюзеляж овального сечения типа монокок, длиной 9,92 метра. Он имел разъем, позволявший расстыковывать машину для монтажа баков и для других целей. Переднюю часть фюзеляжа занимала гермокабина летчика с катапультируемым креслом. Фонарь кабины вписывался в обводы фюзеляжа. За крылом, по бортам фюзеляжа, расположили тормозные щитки.
В хвостовой части фюзеляжа установили двухкамерный ЖРД «РД-2М-ЗФ» конструкции Леонида Душкина с тягой в 2000 килограммов. Запас рабочих компонентов двигателя (керосин и азотная кислота) и перекиси водорода (для питания турбонасосного агрегата) был рассчитан на двухминутную работу ЖРД при полной тяге.
Так как изначально предполагалось, что самолет «5» будет транспортироваться на высоту самолетом-носителем, посадочные устройства сделали предельно простыми и легкими. Они состояли из подфюзеляжной посадочной лыжи, двух подкрыльных поддерживающих дуг и небольшого костыля в хвостовой части фюзеляжа.
Оперение самолета — стреловидное. Управление всеми рулями самолета жесткое. Стабилизатор управляемый, с размахом 2,4 метра. Система управления имела ряд необычных для того времени нововведений: в случае потери эффективности руля высоты в полете на больших скоростях можно было управлять самолетом при помощи стабилизатора, подключавшегося летчиком к ручке управления.
В качестве самолета-носителя использовали тяжелый бомбардировщик «Пе-8» с двигателями «АШ-82ФН». Под правой консолью его крыла, между фюзеляжем и гондолой внутреннего двигателя, установили специальный пилон, к которому подвешивался самолет «5». При испытаниях самолет «5» буксировали до высоты 7000–7500 метров.
Согласно расчетам, самолет «5» должен был достигнуть рекордной для своего времени скорости 1200 км/ч (1,13 Маха) при потолке в 12–13 километров.
Для снижения риска полеты нового самолета на начальном этапе испытаний проводили без включения ЖРД, то есть в планерном варианте, и по единому плану: пикирование, выход в горизонтальный полет с перегрузкой 2–3 g, торможение до скорости срыва, увеличение скорости и выполнение заданных эволюции: на высоте 1500–2000 метров выполнение задания прекращалось. На этапе посадки самолета изучались особенности устойчивости, управляемости и пилотажные качества на сравнительно небольших скоростях.
В ходе проектирования самолета «5» были построены крупномасштабные модели, снабженные двигателем и автопилотом. Предварительную отработку автопилота на одной из моделей провели в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-104. Запуски моделей позволили получить большое количество полезной информации еще до того, как самолет «5» вышел на летные испытания. В частности, было определено аэродинамическое сопротивление планера до скорости, соответствующей М = 1,45.
Летные испытания последовательно прошли два самолета «5» под обозначением «5–1» и «5–2». Ведущим по испытаниям назначили летчика Пахомова.
Первый полет самолета «5–1» состоялся 14 июля 1948 года При отделении от самолета-носителя он зацепил за упор фермы подвески на «Пе-8» и повредил обшивку консоли крыла, частично заклинило продольное управление. Но летчику все же удалось совершить посадку, хотя и не на взлетно-посадочную полосу аэродрома. Самолет «5–1», получив значительные повреждения, был отправлен на завод дня ремонта.
В процессе восстановления «5–1» претерпел некоторые изменения. Для предотвращения возможного удара самолета о «Пе-8» был изменен угол крепления «пятерки» относительно оси самолета-носителя (с 0 до -4°). Доработали и систему управления, которая впоследствии действовала безотказно. В таком виде «5–1» совершил еще два полета. Масса самолета «5–1» в ходе испытаний в планерном варианте достигала 1565 килограммов.
Анализ результатов предварительных летных испытаний, а также продувки самолета в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101 показал, что самолет «5–1» обладает неблагоприятным соотношением между поперечной и путевой устойчивостями. Это отчасти послужило причиной аварии «5–1» в третьем полете, состоявшемся 5 сентября 1948 года. Самолет подошел к взлетно-посадочной полосе с креном, вначале коснулся земли одной консолью крыла, затем ударился другой и в конце пробега резко клюнул носом. Летчик остался цел, но самолет был разбит и восстановлению не подлежал.