В конструкции ракеты Р-5 впервые оба топливных бака были сделаны несущими. Опыт эксплуатации ракет Р-1 и Р-2, а также расчеты и эксперименты показали, что испарения жидкого кислорода во время нахождения ракеты на стартовом устройстве и на участке выведения не столь значительны, как представлялось ранее, и что при соответствующей подпитке кислородного бака на старте можно обойтись без теплоизоляции. В дальнейшем такой подход стал обычным для всех конструкций ракет, использующих жидкий кислород в качестве одного из компонентов топлива.
На ракете Р-5 установили специальный насадок на сопло двигателя, что позволило увеличить дальность полета до 1200 км, а также исключили герметичный приборный отсек. Все приборы системы управления, за исключением чувствительных элементов (гироприборов и интеграторов), располагались в отсеке, который был прямым продолжением хвостового отсека, а чувствительные элементы размещались, во избежание влияния вибраций, подальше от двигателя, в межбаковом пространстве на специальных кронштейнах. Впервые, наряду с автономной системой управления, стали использовать системы радиоуправления дальностью, боковой радиокоррекции и аварийного выключения двигателя. В конструкции баков были предусмотрены специальные воронкогасители, уменьшающие остатки незабора компонентов топлива.

241x800 (20 794 bytes)		Основные характеристики ракеты Р-5
		Максимальная дальность стрельбы, км Начальная масса ракеты, кг Масса головной части, кг Масса компонентов ракетного топлива (жидкий кислород, этиловый спирт, перекись водорода, газ), кг Тяга ДУ на земле, кгс	1200 28570 1425 24370 43860

Достаточно сложной проблемой оказались: аэродинамическая устойчивость и термостойкость головной части. Головная часть, входя в плотные слои атмосферы со скоростью свыше 3000 м/сек, подвергалась большим температурным нагрузкам. Для защиты корпуса головной части были созданы специальные теплозащитные покрытия на основе сублимирующих (испаряющихся) высокоэнтальпийных материалов.
Перед началом летных испытаний в филиале 2 НИИ-88 в 1953 году провели огневые стендовые испытания ракеты Р-5. Их целью было определение реальных температур компонентов в топливных баках ракеты, проверка функционирования системы управления и автоматики двигателя ракеты, отработка циклограммы запуска двигательной установки и фиксация ее реальных характеристик.
Предусматривалось проведение трех этапов летных испытаний ракеты Р-5: первый и второй - экспериментальные, третий - пристрелочный и зачетные испытания.
Первый этап летных испытаний ракеты Р-5 прошел в марте-мае 1953 года Проведено 8 пусков: два на дальность 270 км, пять - на максимальную дальность 1200 км и один - на 550 км. Из восьми ракет шесть достигли цели. Первый успешный пуск на максимальную дальность провели 19 апреля 1953 года.
При подготовке ко второму этапу летных испытаний Р-5 в конструкцию ракеты и систему управления был внесен ряд изменений.
Второй этап летных испытаний ракеты Р-5 проходил в октябре-декабре 1953 года. Все 7 пусков проводились на дальность 1185 км. Один из них был неудачным из-за повреждения бортовой кабельной сети, что вызвало выдачу преждевременной команды на выключение двигателя и, как следствие, недолет ракеты.
Третий этап летных испытаний ракеты Р-5 проходил с августа 1954 года по февраль 1955 года. Всего было 19 пусков: пять пристрелочных, 10 зачетных, кроме того к ним еще добавили четыре пристрелочных пуска из-за неудач с отработкой радиоуправления дальностью.
Ракета Р-5 стала качественно новым этапом в проектировании баллистических ракет. При увеличении стартовой массы ракеты Р-5 на 37% по сравнению с Р-2 дальность стрельбы возросла в два раза при практически равных массах головных частей. Это обеспечивалось главным образом увеличением удельного импульса тяги двигателя и существенным (на 25 %) уменьшением относительной массы конструкции ракеты (без головной части), что интегрально во многом характеризует техническое совершенство ракеты.