Результаты выполненных проработок стали основой постановления от 20 мая 1954 г. «О разработке межконтинентальной баллистической ракеты Р-7», которым задавались:
-  диапазон дальностей — от 3500-4000 до 8000 км (без учета вращения Земли);
-  точность стрельбы — 10 км (для 80% ракет);
-  стартовый вес ракеты — 260 т.

В качестве контрольного срока выхода на летные испытания предусматривался I квартал 1956 г., а пристрелочные и контрольные пуски намечалось начать в июне 1957 г.

Так как создание Р-7 представлялось сопряженным с высокой степенью технического риска, в тот же день правительство задало разработку межконтинентальных крылатых ракет «Буря» и «Буран» кооперациями организаций-исполнителей во главе с ОКБ-301 главного конструктора С.А. Лавочкина и ОКБ-23 В.М. Мясищева.

Менее чем через месяц правительственным постановлением был утвержден более детальный план НИР и ОКР в обеспечение создания ракеты Р-7, которая еще в начале года получила индекс 8К71. Спустя пару месяцев после принятия постановления, почти на полгода раньше планового срока, был выпущен эскизный проект ракеты Р-7. Представленный в нем технический облик изделия 8К71 со стартовым весом 260 т основывался на результатах работ по теме Т-1 и в основном уже соответствовал широко известному окончательному варианту «семерки», хотя и имел ряд отличий от него.

Ракета состояла из центрального блока А (или Ц) и четырех боковых блоков (Б, В, Г и Д). При примерно одинаковом суммарном расходе топлива центральный блок работал в 2,5 раза дольше, чем боковые, и имел иную компоновку. Расширенный по максимальному диаметру бак окислителя был выполнен в виде прямой и обратной слабо конических оболочек со сферическими днищами. С противоположной стороны располагался цилиндрический межбаковый отсек, в котором находилась часть приборов управления. Бак горючего имел традиционную форму с цилиндрической обечайкой и сферическими днищами, а за ним находились торовые баки с перекисью водорода и жидким азотом. В хвостовом отсеке также располагался мощный однокамерный жидкостный ракетный двигатель.

Для соответствия железнодорожным ограничениям центральный блок перевозился посекционно, в двух специальных вагонах (8Т071 и 8Т073) и окончательно стыковался в районе старта. Для доставки боковых блоков использовались вагоны 8Т072, а корпус головной части транспортировался в вагоне 8Т074.

До конца 1954 г. в ОКБ-456 во главе с В.П. Глушко еще надеялось форсировать ранее спроектированные для 170-тонного варианта ракеты однокамерные кислородно-керосиновые двигатели РД-105 (8Д56) для боковых блоков и РД-106 (8Д60) для центрального блока с наземной тягой 55 и 53 т соответственно. Первоначально на Р-7, как и на всех ранее созданных ракетах, в качестве органов управления предполагалось использовать газовые и аэродинамические рули. Еще до выпуска эскизного проекта выяснилось, что двигатель центрального блока мог дросселироваться в узких пределах. Это не обеспечивало требуемое десятикратное снижение тяги, необходимое для достижения приемлемой точности стрельбы путем ограничения уровня ускорений перед отсечкой тяги и минимизации импульса последействия двигателя. Кроме того, газовые рули разрушались от воздействии продуктов сгорания при длительном (более 4 мин) времени работы двигателя. Поэтому на центральном блоке в дополнение  к основной камере были применены четыре рулевых двигателя малой тяги (по 2,5 т), которые после отключения основной камеры выполняли функции доводочных, обеспечивая малый уровень ускорений и импульса последействия в конце активного участка траектории.

Сославшись на перегрузку своего ОКБ-456, Глушко не взялся за разработку рулевых двигателей. Руководствуясь принципом «спасение утопающих — дело рук самих утопающих», эту работу приняло на себя ракетное ОКБ-1. Только в марте 1957 г., незадолго до пуска первой Р-7, Глушко все-таки согласился на окончательную доводку «рулевиков». С внедрением рулевых двигателей, естественно, отказались от газовых рулей. Так как, отклоняясь на угол до 45°, рулевые двигатели центрального блока «поджаривали» боковые блоки, часть их хвостовых отсеков выполнили из жаростойкой стали, зеркальной блестящей поверхностью выделяющейся на корпусе ракеты.

Боковые блоки имели форму, близкую к конической, что определило и соответствующую форму переднего бака окислителя и заднего — горючего, выполненных с обычными полусферическими выпуклыми днищами. В передней части бокового блока находился так называемый опорный конус со сферическим завершением, в середине — короткий межбаковый отсек. В хвостовой части, как и на центральном блоке, располагались два торовых бака (для перекиси водорода и для азота) и двигатель. В качестве органов управления на каждом боковом блоке на стадии эскизного проекта предусматривалось применение одного аэродинамического и трех газовых рулей.

Сопряжение центрального и боковых блоков осуществлялось на двух уровнях. В наиболее широкой части центрального блока один из шпангоутов бака окислителя выполнили в виде силового пояса с четырьмя шаровыми пятами. В эти пяты входили сферические опоры передних конусов боковых блоков, каждая из которых снабжалась пальцем, препятствующим провороту бокового блока относительно продольной оси. Через сферические опоры на пяты центрального блока передавалось усилие от тяги двигателей боковых блоков. При практически равной тяге двигателей меньшая масса боковых блоков определяла то, что в полете они как бы толкали вперед более тяжелый центральный блок. В нижней части боковые блоки крепились к центральному при помощи силовых тяг с пирозамками. Большие усилия через эти тяги не передавались, они обеспечивали только сохранение формы ракеты. В этом состояло основное отличие от первоначального варианта компоновки, в котором основная силовая связь между блоками осуществлялась в районе хвостовых отсеков. В результате большая часть обечаек баков и хвостовой отсек центрального блока оказались разгруженными от мощных сжимающих нагрузок, грозящих потерей устойчивости конструкции.

Обеспечивая простое решение ряда сложных проблем, пакетная схема была сопряжена и со значительными трудностями при обеспечении безударного разделения ступеней. К середине 1950-х гг. подобную задачу уже решили на некоторых зенитных и крылатых ракетах, но при этом для отвода отработавших боковых ускорителей использовались мощные аэродинамические силы. На «семерке» при реализации этого процесса задействовались газодинамические устройства.

После выработки почти всего топлива боковых блоков их двигатели переводились в режим малой тяги, а нижние стяжки пакета разрывались пирозамками. Тяга двигателя бокового блока создавала момент, отводящий его хвостовую часть от центрального блока, что в результате исключало возможность соударения на этом уровне. По мере падения тяги своего двигателя боковой блок начинал отставать от центрального, и сферические опоры выходили из зацепления. По этому признаку выдавалась команда на вскрытие сопла в верхней части бокового блока, через которой начинал истекать азот наддува бака окислителя. Под действием тяги этого сопла передняя часть бокового блока отходила от центрального более энергично чем хвостовая.

Боковые блоки, развернувшись носками от центрального блока, на остаточной тяге своих основных двигателей удалялись от него. При хорошей видимости процесс отделения первой ступени визуально просматривался со стартовой позиции. Следы в небе от расходящихся в противоположные стороны боковых блоков прозвали «крест Королева».

На этапе выпуска эскизного проекта предусматривалось осуществлять пуск ракеты с устройства, по типу близкому к традиционному стартовому столу, с опиранием на хвостовые отсеки боковых блоков. Сборку пакета предполагалось осуществлять непосредственно на стартовой позиции, хотя прорабатывался и вариант сборки в монтажно-испытательном корпусе с последующим вывозом ракеты на старт в вертикальном положении — так, как спустя десятилетие американцы осуществляли сборку и транспортировку своего суперносителя «Сатурн-5».