Основные характеристики:

Модификации - Х-15А и Х-15А-2

Команда - 1 пилот

Крыло - 6,7 м

Высота - 4,1 м

Длина - 15,2 м

Вес пустой/максимальный - 6.3/15.4 т

Двигатель - XLR99-RM-2 с тягой 25855 кгс

Достигнутая скорость полета - 6.7 Маха

Достигнутая высота - 108 км

Экспериментальный высотный Х-15 - среднеплан с прямым трапециевидным крылом относительной толщины профиля 5 процентов, прямолинейной закругленной передней кромкой, тупой задней кромкой толщиной от 54 до 9.5 мм, угол стекловидности 25 градусов. Крыло изготовлено без кручения, с нулевым углом поперечной установки. Подвижными на крыле были выполнены только закрылки. Управление комбинированное реактивно-аэродинамическое.

Аэродинамика - дифференциальный стабилизатор, подфюзеляжный киль и основной киль управляемого исполнения. Подфюзеляжный и основной киль состоят из неподвижной и поворотной секции. Поворотные секции используются как рули управления. Неподвижные части килей на концах имеют 4-х створчатые высокоэффективные тормозные щитки. Особенностями оперения крестообразного типа есть относительная малая толщина стабилизаторных плоскостей и килевой профиль клиновидного типа.

Реактивное управление обычно задействовалось на высотах более 36 км - используется газообразные продукты разложения водородной перекиси и управляемые сопла. Выполненные в концевиках крыла сопла управляли креном, впереди на фюзеляже, управляющие тангажом и курсом. Для повышения безопасности в полете, реактивное управление курса и тангажа представляет собой сдвоенную систему. Управление обоими системами раздельное - аэродинамика осуществляется обычными ручками управления и педалями, реактивная система управляется 2-мя боковыми рычагами, расположенными в кабине самолета. 

Носовое исполнение фюзеляжа - конус с овальным сечением. В передней части фюзеляжа размещена кабина с эллиптическим фонарем монолитного исполнения. Открытие кабины - фонарь вверх и назад. Кресло пилота катапультируемого типа с 2-мя поверхностями стабилизации и выдвижным экраном, который предохраняет пилота от высокого динамо-давления. Для нахождения пилота на больших высотах в кабине самолета, он обеспечивался высотным скафандром.

При авариях на большой высоте, самолет становится «капсулой» и только при входе его в плотную атмосферу, пилот начинал катапультирование. В первой фазе программы исследований верхних слоев атмосферы до 1960 года, опытные Х-15 имели острый обтекатель с удлиняющей иглой. После модификации самолетов, они получили тупой нос, который являлся оптимальным на больших скоростях. Центр и хвост фюзеляжа имеют две боковые гаргроты. В цилиндрической части фюзеляжа после кабины идет отсек оборудования, бак с окислителем, бак реактивной системы управления, бак горючего, двигатель.

Шасси 3-х стоечное, убирается вперед. Стойка переднего исполнения имеет спаренные колеса, остальные стойки имеют стальные лыжи, которые периодически меняют после 5-6 приземлений. По аэродрому самолет перемещают, установив заднюю часть самолет на спецтележку.

Ракетоплан имел уникальную систему управления с тремя ручками. Центральная - традиционная, она использовалась в обычных режимах полета. Две боковые ручки с подлокотниками служили для управления в полете с большими продольными и вертикальными перегрузками, когда масса руки летчика могла вызвать непреднамеренное отклонение центральной ручки управления. Ручка реактивной системы управления располагалась на левом пульте в кабине летчика, а ручка управления аэродинамическими поверхностями - на правом пульте.

Для предотвращения обледенения и запотевания лобового стекла фонаря кабины в пространство между панелями остекления подавался нагретый азот и, кроме того, внутренняя панель имела электрообогрев. Лобовое стекло при входе в атмосферу могло накаляться до вишнево-красного цвета, так что система охлаждения кабины должна была работать безотказно. Катапультируемое сиденье пилота обеспечивало безопасное покидание кабины при скорости полета до 4000 км/ч и на высоте до 36 500 м при любом положении самолета в пространстве.

Самолёт стартовал по технологии воздушного старта из-под крыла стратегического бомбардировщика «Б-52», отцепка от носителя производилась на высоте порядка 15 км, приземлялся самостоятельно на авиабазе, расположенной на дне высохшего солёного озера. Общее время полёта от момента отделения от носителя до приземления составляло порядка 15 минут.

4 августа 1960 года - скорость 3514 км/ч

12 августа 1960 года - высота 41605 м

7 марта 1961 года - скорость 4264 км/ч

31 марта 1961 года - высота 50 300 м

21 апреля 1961 года - скорость 5033 км/ч

12 сентября 1961 года - скорость 5832 км/ч

9 ноября 1961 года - скорость 6548 км/ч

30 апреля 1962 года - высота 77 720 м

17 июля 1962 года - высота 95 935 м

22 августа 1963 года - высота 107 906 м