В декабре 1943 г. на совместном заседании представителей NАСА, ВВС, ВМС и промышленности США была предварительно определена программа исследований высоких скоростей полета с перспективой их использования для военных целей. Поскольку промышленность в то время была перегружена массовым производством военных самолетов, лишь фирма Bell выразила готовность приступить к проведению соответствующих исследований, с которой 30 ноябрь 1944 г. было подписано соглашение о разработке и строительстве опытного экземпляра самолета с обозначением МХ-524, а также о проведении исследований его характеристик во время полета с околозвуковой скоростью. Начатые в конце 1944 г. под руководством Р. Вудса работы были завершены в январе 1946 г. созданием первого, а несколько позднее и второго экземпляров самолета Х-1 (первоначальное обозначение было изменено на МХ-1, затем на Х5-1 и окончательно Х-1).
На первом опытном образце было выполнено большое количество планирующих полетов, в которых были определены аэродинамические характеристики самолета. Не оснащенный двигателем опытный самолет стартовал с носителя, роль которого выполнял модифицированный бомбардировщик В-29 фирмы Boeing. При скорости 240 км/ч бомбосбрасыватель отделял Х-1 от В-29 на соответствующей высоте, после чего Х-1 добирался до аэродрома в планирующем полете. В ходе последующих исследований сбрасывание осуществлялось при всевозрастающих скоростях полета. 9 декабря 1946 г. пилотом С. Гудлином был осуществлен облет второго опытного экземпляра самолета, на котором были установлены двигатель и все необходимое оборудование. После 20 полетов с двигателем была достигнута скорость, соответствующая М = 0,8, и лишь 14 октября 1947 г. была превзойдена (М = 1,05) недосягаемая до этого времени скорость звука. Это совершил пилот Ч Егер на первом опытном экземпляре самолета.
В 1947-1948 гг. на нем было выполнено свыше 80 полетов, причем последний полет (в январе 1949 г.) был осуществлен при самостоятельном старте с половинным запасом топлива, благодаря чему разбег составлял лишь около 700м при скорости отрыва 273 км/ч. В 1948 г. на этом экземпляре самолета была достигнута максимальная скорость 1556 км/ч на высоте 14000м (что соответствовало М = 1,46), а в 1949 г. - максимальная высота, равная 21 383 м. В общей сложности были изготовлены три экземпляра самолета Х-1, первый из которых в 1949 г. был передан в музей, а второй (модифицированный) получил новое обозначение Х-1Е (третий в ноябре 1951 г сгорел в воздухе в результате аварии самолета-носителя).
В конце 1951 г начались работы по созданию самолета Х-1А, представляющего собой усовершенствованный вариант третьего образца самолета Х-1, который предназначался для исследований при более высоких сверхзвуковых скоростях полета. Летные испытания этого самолета были начаты в апреле 1953 года 12 декабря пилот Ч.Егер достиг на нем максимальной скорости 2655 км/ч (М = 2,5) на высоте свыше 21 000 м, а летом 1954 г максимальной высоты 27450м Летом 1955 г. самолет Х-1А взорвался спустя 17 с после его отделения от самолета-носителя В-29. Второй экземпляр самолета Х-1А, приспособленный для проведения исследований аэродинамического нагрева, получил обозначение Х-1В. Исследования проводились в 1954-1958 гг, после чего самолет был переоборудован для оценки эффективности системы трехосного струйного (реактивного) управления.
Кроме вышеназванных пяти самолетов, был построен также опытный образец модификации Х-10 (программа Х-1С была аннулирована до завершения разработки соответствующего варианта самолета), который взорвался 23 августа 1951 г. во время своего первого полета в воздухе в момент отделения от носителя В-50 (модификация В-29). На этом закончилась наиболее дорогостоящая и рискованная (по тем временам) исследовательская программа. Тем не менее она позволила получить множество ценных данных, касающихся главным образом поведения самолета в области околозвуковых скоростей.
Самолет Х-1 является среднепланом, построенным по классической схеме, с прямым трапециевидным крылом удлинения 6,0 В зависимости от модификации самолета крылья выполняются из ламинарных профилей относительной толщины 10°о (второй экземпляр Х-1 до переделки), 8% (первый и третий экземпляры Х-1 и Х-1 В) и 4% (Х-1 А и Х-1Е). Они оснащены закрылками и элеронами. Обшивка крыла выполнена из дюралевых листов толщиной 12,7 мм в околофюзеляжных частях и приблизительно 3,2 мм на концах Оперение-классической схемы, с рулями высоты и направления, причем стабилизатор закреплен шарнирно и оснащен серводвигателем с винтовым домкратом, обеспечивающим изменение угла установки стабилизатора в полете. Так как самолет рассчитывался на максимальную скорость около 2720 км/ч, то основное внимание было уделено аэродинамическому проектированию фюзеляжа.
В рамках предварительных исследований проводился анализ траекторий баллистических моделей и возникающих при их движении ударных волн. Эти исследования проводились с использованием фотоснимков, полученных при испытаниях на баллистических трассах, которые дополнялись испытаниями соответствующих моделей в аэродинамической трубе. В результате было установлено, что наилучшей для корпуса сверхзвукового самолета является форма, близкая к оживальной форме снаряда. Из этих соображений кабина пилота была полностью вписана в геометрический контур фюзеляжа с использованием для этого неразъемного фонаря и расположенной с правой стороны дверцы кабины. Частые аварии и катастрофы вынудили конструкторов использовать типовой фонарь кабины с неподвижной передней и откидной остальной частью. Модифицированная защита кабины использовалась в самолетах Х-1 А, Х-1В и Х-1Е. Трехстоечное шасси с одинарными колесами полностью убиралось в фюзеляж. Планер самолета был рассчитан на перегрузки от + 18 до - 10. 
Во всех модификациях самолета использован четырехкамерный ЖРД XLR-11-RM-6 фирмы Reaction Motors тягой 26,69 кН .Система управления двигателем позволяет включать в работу любое число камер (от одной до всех четырех), каждая из которых развивает максимальную тягу 6,67 кН . Топливо (спирт и жидкий кислород) находится в баках, размещенных соответственно за узлами крепления крыла и перед ними В проекте предусматривалось, что топливо будет подаваться к двигателю с помощью насосов, однако в самолете Х-1 была применена вытеснительная система подачи, поскольку насосы с необходимыми характеристиками своевременно разработать не удалось. Вытеснительная система состояла из 12 сферических баллонов с азотом, что значительно увеличило собственную массу самолета В целях уменьшения взлетной массы количество топлива ограничили до 2310 кг, что повлекло за собой сокращение времени работы двигателя с планировавшихся 10 до 2,5 мин. В остальных модификациях самолета (Х-1 А, , 1Е), кроме использования топливных насосов, был удлинен фюзеляж на 1,4 м, это позволило разместить дополнительные баки, увеличить массу топлива до 2680 кг и продлить время  работы двигательной установки при максимальной тяге до 4,2 мин В целях повышения безопасности на период проведения испытаний самолета жидкий кислород был заменен раствором перекиси водорода.