В июне 1954 г. были разработаны тактико-технические требования к экспериментальным самолетам для космических исследований. Эти требования касались проблем аэродинамики в диапазоне скоростей до М = = 7,0, устойчивости и управляемости, конструкции планера и его оборудования, двигателей, а также психофизиологических аспектов космических полетов. В декабре 1954 г. был объявлен конкурс, в результате которого в 1955 г создание самолета было поручено фирме North American  в кооперации с двигателестроительной фирмой Reaction Motors. Строительству и облету опытного образца предшествовали не только обычные аэродинамические и прочностные испытания, но также исследования аэродинамического нагрева (исследования проводились на моделях, выполненных в масштабе 1:15, в диапазоне чисел Маха 0,6-7,0) и специальная подготовка пилотов. Будущие пилоты  самолета Х-15 должны были выполнить 2000 "полетов" на тренажере, пройти испытания на центрифуге, в условиях высоких и низких температур окружающей среды, малых давлений и в состоянии невесомости (испытания в условиях невесомости проводились на транспортном  самолете).
Первый из трех опытных образцов Х-15А был впервые показан публично 15 октября 1958 г. Десятого марта 1959 г. был совершен первый полет Х-15 на подвеске соответствующим образом переоборудованного самолета Boeing В-52А (для испытаний трех самолетов Х-15 были подготовлены два В-52), а 8 июня были предприняты отделение Х-15 от самолета-носителя и его последующий планирующий полет. Испытание прошло успешно, самолет Х-15 совершил полет со скоростью ~ 400 км/ч и спустя 5 мин приземлился на дне высохшего соленого озера, находящегося на территории авиационной базы им Эдвардса в Калифорнии. Первый полет с работающим двигателем (на втором опытном образце) был совершен 17 сентября 1959 г. Во время третьего полета этого самолета (6 ноября) в одной из камер двигателя произошел взрыв. Во время вынужденной посадки самолет потерпел аварию. Полеты (на первом опытном образце) были продолжены 4 февраля 1960 г. (третий был облетан 20 декабря 1961 г.) Во время испытаний самолет достиг следующих рекордных скоростей и высот полета: 

• 4 августа 1960 г. скорость 3514 км/ч, 12 августа 1960 г . высота 41605 м;

• 7 марта 1961 г. скорость 4264 км/ч, 31 марта  1961 г . высота 50 300 м;

• 21 апреля 1961 г. скорость 5033 км/ч;

• 12 сентября 1961 г. скорость 5832 км/ч;

• 9 ноября 1961 г. скорость 6548 км/ч, 30 апреля 1962 г. высота 77 720 м;

• 17 июля 1962 г. высота 95 935 м, 22 августа 1963 г. высота 107 906 м.
  

В 1962 г. было принято решение о реконструкции второго опытного образца. Самолет был оснащен двумя дополнительными топливными баками и получил новое обозначение Х-15А-2. Первый (планирующий) полет на нем был совершен 28 июня 1964 г с пустыми баками, а первый полет с заправленными баками и работающим двигателем осуществлен лишь в ноябре 1965 г. Во время испытаний этого прототипа дважды были достигнуты рекордные скорости - 18 ноября 1966 г. скорость 6840 км/ч;3 октября 1967 г. М = 6,72.
Программа исследований была завершена 20 февраля 1968 г. после выполнения 191 полета на всех трех опытных образцах. Все три пилота-испытателя получили такие же награды, как и американские космонавты. Первым награду получил Р Уайт (за полет 17.07.1962 г), затем Р Рашворт (27.06.1963 г., высота 95 300 м) и Дж Уолкер (за полет 22.08.1963 г).
Х-15А представляет собой среднеплан, прямое трапециевидное крыло которого имеет относительную толщину профиля 5%, прямолинейную закругленную (радиусом ~ б мм в целях уменьшения аэродинамического нагрева) переднюю кромку с углом стреловидности 25° и тупую заднюю кромку толщиной от 54 мм в корневых частях крыла до 9,5 мм на концах. Крыло выполнено без кручения, а  угол его поперечной установки равен нулю. Единственными подвижными поверхностями крыла являются закрылки. Система управления-комбинированного типа (реактивно-аэродинамическая). Аэродинамическими исполнительными элементами являются управляемый дифференциальный стабилизатор (с отрицательным углом поперечного V 15°) и управляемые кили (основной и подфюзеляжный). Каждый киль имеет неподвижную (околофюзеляжную) и поворотную (концевую) секции. Поворотные секции служат рулем направления. Подфюзеляжный киль выполнен разъемным. Его поворотная секция устанавливается после подвески Х-15 под самолетом-носителем и отбрасывается перед посадкой. Неподвижные секции килей оканчиваются четырехстворчатыми тормозными щитками большой эффективности. В случае отклонения щитков на угол 90° при полете с  М= 2 на высоте 18000 м тормозная сила достигает значения 53,94 кН, а на высоте 46 000 м при М = 5,0 ее значение составляет 9,81 кН. Другими особенностями принятого крестообразного оперения являются малая относительная толщина плоскостей стабилизатора и клиновидный профиль килей, задняя  кромка которых имеет толщину порядка 300 мм. Система аэродинамического управления дополнена реактивным управлением, обеспечивающим требуемые летные характеристики самолета при полетах на высоте свыше 36 000 м Система реактивного управления работает на газообразных продуктах разложения перекиси водорода и оснащена соплами, расположенными в концевых сечениях крыла (4 сопла управления креном) и в передней части фюзеляжа (2 сопла управления по тангажу и 2 управления по курсу). Тяга сопел управления по тангажу и курсу ~44,5 даН,  а по крену ~ 17,8 даН. В целях увеличения безопасности полета реактивное управление по курсу и тангажу выполнено в виде сдвоенной системы Управление аэродинамической и реактивной системами осуществляется независимо аэродинамической-с помощью обычной ручки управления и педалей, а реактивной-двумя расположенными по бокам кабины рычагами. Носовая часть фюзеляжа выполнена в виде  конуса с овальным сечением, в ней размещается кабина пилота с монолитным эллиптическим фонарем, остекление которого выполнено из двух пластин толщиной 9,5 и 6,4 мм. Стекла разделены между собой воздушным пространством. Толщина воздушной прослойки составляет 19 мм. Фонарь открывается вверх-назад. Кабина оснащена катапультируемым сиденьем с двумя стабилизирующими поверхностями и выдвижным экраном, предохраняющим пилота от воздействия большого динамического давления. Пилот выполняет полет в высотном скафандре, изготовленном из пятислойной ткани, покрытой алюминиевой краской. В случае аварии на больших высотах весь самолет до момента входа в плотные слои атмосферы выполняет роль капсулы. После этого пилот совершает обычное катапультирование. Носовая часть фюзеляжа второго опытного образца сначала имела заостренный передний обтекатель с удлиняющей иглой. В 1960 г. в результате проведенной модификации всем самолетам были приданы "тупые носы", более оправданные при полетах с большими скоростями.
Центральная и хвостовая части фюзеляжа (круглого сечения) снабжены двумя боковыми гаргротами Цилиндрическая часть занята отсеком оборудования (за кабиной), баком окислителя, баком системы реактивного управления, баком горючего и двигателем. В боковых гаргротах находятся проводка, некоторые элементы оборудования и ниши уборки главных стоек шасси. Шасси-трехстоечное, убираемое вперед. Передняя стойка - со спаренными колесами, главные - со стальными лыжами, заменяемыми после 5-6 посадок. Для перемещения по аэродрому задняя часть фюзеляжа устанавливается на специальной тележке.
Основной целью проводившихся на Х-15 экспериментов являлось исследование условий полета на больших скоростях в верхних слоях земтур на конструкцию планера и механические свойства материалов, оценка надежности контрольно-измерительной аппаратуры, управляемости самолета, связи с контрольными пунктами, реакции человека на состояние невесомости и перегрузок при возвращении на землю и т.п. Все это обусловило применение разнообразного оборудования и специальной конструкции планера самолета. Контрольно-измерительная аппаратура самолета (массой около 600 кг) насчитывала 650 датчиков температуры, 104 датчика аэродинамических сил и 140 датчиков давления, регистратор показаний 15 приборов средством телеметрии передавались на землю  Для обеспечения работоспособности конструкции в условиях аэродинамического нагрева планер был выполнен из нержавеющей стали, сплавов никеля, титана и других жаропрочных материалов. Наибольшее применение нашел сплав инконелъ-Х, сохраняющий свои прочностные характеристики до температуры 590°С. Из него были выполнены обшивка, лонжероны крыла и переборки внутри баков, а также толстые носки крыла и оперения. Характерной особенностью планера Х-15 является широкое применение сварки. Этим методом выполнено около 65% всех соединений. Для лучшего отвода тепла с поверхности самолет покрашен специальной черной силиконовой краской, которая кратковременно способна выдерживать воздействие температуры до 540°С. Самолет рассчитан на семикратные перегрузки (выполнение маневров в атмосфере допускается с перегрузкой 4).
На первом опытном образце (№ 2) были опробованы (в разных полетах) два четырехкамерных ракетных двигателя на жидком топливе фирмы Reaction Motors XLR-11 тягой 35,59 кН х 4.  На следующих двух опытных образцах уже устанавливались однокамерные двигатели XLR-99-RM-1-на одном и XLR-99-RM-2 - на другом). На высоте 13 700 м однокамерный двигатель развивал максимальную тягу 253,55 кН; он имел диапазон регулирования тяги от 102,31 кН до 266,90 кН.. Двигатель XLR-11 работал на спирте и жидком кислороде (по аналогии с самолетами Х-1), а двигатель XLR-99-RM-1/2 на аммиаке и жидком кислороде. Внутренняя топливная система емкостью 8615 кг в опытном образце Х-15А-2 была дополнена двумя подвесными баками (длиной 6,70 м и диаметром 0,96 м) общей емкостью 6123 кг (2724 кг аммиака и 3399 кг кислорода). Заправка топливом осуществляется перед стартом Х-15 с борта самолета-носителя В-52А. Во время работы двигателя топливо сначала расходуется из подвесных баков, которые после опорожнения сбрасываются на парашютах. Использование дополнительных топливных баков позволило увеличить время работы двигателя с 84 до 150 с. Для привода вспомогательных устройств (системы управления, шасси, автоматики) используются два турбонасосных агрегата, работающие на продуктах разложения перекиси водорода, которые располагаются за кабиной пилота. Кроме баков аммиака, жидкого кислорода и перекиси водорода в фюзеляже (и в его хвостовом отсеке, над соплом двигателя в опытном образце Х-15А-2) размещены баллоны со сжатым гелием, используемым для наддува топливных баков, продувки двигателя и аварийного слива топлива, и жидким азотом, используемым в системе охлаждения кабины.