Максимальная дальность стрельбы, км 270
Максимальная скорость полёта, м/сек 1465
Максимальная высота, км 77
Приблизительное время полёта, мин. 5
Тяга маршевого двигателя у земли/в пустоте, тс 27 / 31
Удельный импульс тяги у земли/в пустоте, кгс.с/кг 199 / 232
Время работы маршевого двигателя, с 206
Точность стрельбы, км 1,5
Тип головной части моноблочная, неядерная, неотделяемая
Полезная нагрузка, кг 815
Стартовая масса, т 13,4
Длина ракеты, м 14,6
Диаметр ракеты, м 1,65
Вес топлива, т 8,5
 

Cвою историю ракета Р-1 начала 14 апреля 1948 г.
В создании Р-1 были заняты 13 НИИ и 35 заводов. Двигатель РД-100 прошёл стендовые испытания в мае 1948 г. 10 октября 1948 г. начались его огневые испытания и уже 17 сентября 1948 года на полигоне Капустин Яр была запущена первая ракета Р-1, собранная на опытном заводе НИИ-88 в Подлипках. 
Первый пуск оказался неудачным. Из-за отказа системы управления ракета отклонилась от трассы почти на 50 градусов. 
10 октября 1948 года ( по другим данным 31 октября) состоялся первый успешный пуск. Всего, в рамках лётно-конструкторских испытаний было пущено 10 ракет в 1948 году и 20 ракет в 1949 году. 
7 мая 1949 г. был проведен первый пуск Р-1А - модификации ракеты для испытания отделяющейся головной части. В первой испытательной серии состоялось 4 пуска. 5-ый и 6-ой пуски были с научной аппаратурой на борту. *
30 ноября 1950 г. Ракета Р-1 была сдана на вооружение первого ракетного соединения – 92 Бригады Особого Назначения РВГК, дислоцированной на полигоне Капустин Яр. Она получила натовское обозначение SS-1 "Scunner". 
Разрабатывалась ракета Р-1 организациями, которые возглавляли С.П. Королев (ракета, комплекс), В.П. Глушко (двигатель), Н.А. Пилюгин (система управления и наземная проверочно-пусковая аппаратура), В.П. Бармин (наземное стартовое, заправочное и другое оборудование), В.И. Кузнецов (командные приборы).
Основными частями ракеты являлись: головная часть, приборный отсек, бак горючего, бак окислителя, хвостовой отсек с двигателем. Основными особенностями конструкции ракеты было применение неотделяющейся головной части с использованием подвесных (ненесущих) топливных баков, размещенных в силовом корпусе. Силовой корпус ракеты представлял собой жесткий каркас из стальных стрингеров и шпангоутов с оболочкой из листовой стали. Баки окислителя и горючего были выполнены из листового алюминиевого сплава. 
За стабилизацию ракеты в полёте отвечали четыре мощных и тяжелых (масса около 300 кг) стабилизатора. Потребовались управляющие органы двух типов: воздушные (установленные на стабилизаторах) и газоструйные (размещенные в струе продуктов сгорания, истекающих из сопла) рули. 

Однокамерный жидкостный ракетный двигатель работал на топливе - жидкий кислород и 75%-ый водный раствор этилового спирта. Система подачи топлива - насосная, незамкнутая (отработавший в турбине газ выбрасывался в атмосферу). В качестве рабочего тела турбины использовался парогаз, образующийся при разложении перекиси водорода в присутствии катализатора - раствора перманганата натрия; подача перекиси и перманганата в реактор была вытеснительной. Таким образом, для работы двигателя требовалось четыре жидких компонента. Их секундные расходы составляли: 75 кг/с жидкого кислорода, 50 кг/с спирта и 1,7 кг/с перекиси и перманганата натрия. При этом удельный импульс был равен 2021 м/с у Земли и - 2366 м/с в пустоте. Такие низкие значения удельного импульса объяснялись использованием низкокалорийного топлива (в горючее добавляли воду, т.к. иначе не могли обеспечить охлаждение камеры), невысокими параметрами рабочего процесса двигателя и применением незамкнутой схемы ДУ.
Двигатель имел большую массу, что объяснялось несовершенством конструкции всех его основных агрегатов: камеры сгорания (низкое давление, плохая организация процессов сгорания топлива), турбонасосного агрегата (низкое число оборотов), парогазогенератора (вытеснительная система подачи компонентов). Воспламенение топлива в камере сгорания при запуске двигателя осуществлялось пиротехническим зажигательным устройством. Показатели, определяющие скорость, а, следовательно, и дальность полёта ракеты были у Р-1 крайне низкими. 
На ракете была применена автономная инерциальная система управления, включавшая контур стабилизации углового положения ракеты на активном участке траектории (АУТ) полёта и автомат управления дальностью, в котором использовался гироскопический интегратор ускорений. Система управления имела значительную массу (масса приборов управления около 200 кг при общей массе приборного отсека в 520 кг) и была нечувствительна к параллельному сносу ракеты. В итоге точность ракеты (1,5 км) должна оцениваться как низкая, если иметь ввиду, что она соответствовала дальности полёта всего примерно в 300 км.
Эффективность действия головной части по целям определялась тем, что в ГЧ содержался заряд взрывчатого вещества (ВВ) массой около 800 кг. Радиус разрушения городских зданий при этом не превышал 20 - 25 м, и ракета могла использоваться только для поражения крупных слабозащищённых целей стрельбой по площадям.
В состав наземного технологического оборудования комплекса входило, более 20 специальных машин и агрегатов. Подготовка ракеты к пуску осуществлялась расчётом из 11 человек на двух позициях - технической и боевой (стартовой). Основным содержанием работ на технической позиции были проверки систем ракеты, стыковка ее с головной частью. Перевозка ракеты на боевую позицию осуществлялась на грунтовом лафете 8У22 или 8У24, с помощь которого ракета устанавливалась затем на стартовый стол и который использовался для подготовки ракеты к пуску. На ракете, после установки её в вертикальное положение, проверялась система управления, заправлялось топливо и средства парогазогенерации, осуществлялось прицеливание. На боевой расчёт при этом возлагалась особая ответственность одевания на головную часть вертикально стоящей ракеты съёмной поворотной площадки обслуживания. При неосторожном проведении этой операции не исключена была возможность задевания опорным кольцом площадки за взрыватель головной части, расположенный на вершине её конуса. При подготовке ракеты к пуску проводились и ручные операции с двигателем ракеты - настройка редукторов давления парогазогенератора в зависимости от концентрации и температуры перекиси водорода. Этим параметры двигателя приближались к номинальным. В камеру двигателя снизу через сопло устанавливалось зажигательное устройство. Пуск ракеты осуществлялся из специальной бронемашины с пультом управления. Время для подготовки ракеты на технической позиции составляло 2 - 4 часа, на боевой позиции - до 4 часов. Таким образом, боеготовность комплекса, т. е. время от получения команды на пуск до старта ракеты составляло не менее 6 - 8 часов, после чего надо было либо её пускать, либо переносить пуск на следующие сутки. Слив кислорода, горючего, проверка систем и заправка требовали длительного времени.
Не смотря на очевидность недостатков в конструкции ракета Р-1 была практически точной копией немецкой ФАУ-2. Тем не менее Р-1 свою непреходящую историческую роль сыграла, позволив в короткие сроки создать в СССР все условия, необходимые для дальнейшего развития нового вида оружия и определить пути и направления этого развития. Еще в 1946, т.е. до начала разработки ракеты Р-1, было сформировано первое ракетное соединение Советской Армии - бригада особого назначения РВГК. Ознакомление с новой техникой личный состав бригады начал в Германии, затем участвовал в проведении пусков ракет Фау-2 и Р-1 в СССР. На основе опыта работ бригад особого назначения была начата отработка вопросов войсковой эксплуатации и боевого применения ракет больших дальностей. 
Начиная с 1953 г., в Днепропетровске проходили проектно-конструкторские работы по модернизации Р-1, направленные на повышение технологичности производства и улучшение ее эксплуатации. В итоге ракета Р-1М отличалась от прототипа упрощённой конструкцией и значительно модифицированной системой управления, что позволило вдвое увеличить точность стрельбы. В 1955 г. после десяти пусков лётные испытания Р-1М успешно завершились, но в серийное производство не пошла, поскольку уже не удовлетворяла возросшим требованиям заказчиков, прежде всего по дальности.