Mercury est la première cabine spatiale américaine. Avec sa masse de 1360 kg limité par les capacité du lanceur Atlas, elle parait toute petite par rapport à Apollo qui 10 ans plus tard emmènera des hommes vers la lune. 

Mc Donnell a réussit à construire une cabine conique dont la structure représente 300 kg seulement, pour un diamètre de base de 1,75 m, cette dimension "hors tout" laissant 1,45 m pour l'astronaute assis les jambes repliées dans un siége moulé à son physique. L'astronaute ne peut se mouvoir dans la cabine, tout juste bouger ses bras et ses mains pour atteindre les commandes et prendre quelques photos en regardant à travers le petit hublot aménagé dans la carlingue au dessus de lui. Conçue comme le Vostok soviétique pour des missions balistiques avec retour commandé par rétro-fuséee, Mercury possède un grand atout, son système d'orientation. Avec un manche à balai, comme pour un avion, l'astronaute peut orienter sa cabine grâce à des bouffée de gaz éjecté par des tuyères. En poussant le manche vers l'avant, la cabine pique du nez (mouvement de tangage), allant à gauche ou à droite, la cabine tourne sur elle même (mouvement de roulis) et un mouvement de rotation provoque un mouvement de lacet vers la droite ou la gauche. 

Lorsque McDonnell est choisi comme maître d'œuvre du programme Mercury, les ingénieurs du Space Task Group (STG) de la NASA ont déjà arrêté les principales caractéristiques de la cabine. Il revenait aux ingénieurs de McDonnell de finaliser l'aspect ingénierie du projet et de commencer à découper le métal pour le construire. Mais avec une capacité de satellisation de 1,3 tonnes en orbite basse pour le lanceur Atlas, le concept final se devait d'être un modèle de compacité.

Mercury est un cône tronqué surmonté d'un cylindre d'une hauteur totale de 2.92 mètres. La cabine pressurisée occupe la majeure partie du vaisseau, la plupart des systèmes embarqués étant logés à l'extérieur. Le système de récupération et les capteurs d'horizon sont enfermés dans la section cylindrique supérieure. A la base se trouve un bouclier thermique de 1.8 m de diamètre. La structure principale du vaisseau est essentiellement composée de titane, plus léger que l'acier et plus rigide à hautes températures. Monté sous le bouclier thermique, le module de rétro-freinage, constitué de trois fusées à carburant solide, capables d'une poussée unitaire de 4.45 kN pendant 10 secondes. Ces fusées, mises à feu à la fin de la mission orbitale, permettent d'initier le retour balistique de la cabine. Sur cet ensemble, se trouvent également quatre petites fusées de 1.78 kN de poussée, destinées à la séparation du lanceur une fois la mise sur orbite achevée. Une fois le retro-freinage effectué, le module complet est alors largué.

Au sommet de la capsule, est montée une tour d'éjection, de 4.57 m de haut, constituée d'une structure métallique en treillis et d'un cylindre renfermant deux propulseurs à carburant solide. Conçue par Maxime Faget (responsable des système de vol au STG), cette structure est destinée à arracher la capsule de son lanceur en cas de problème au décollage ou lors des deux premières minutes de l'ascension. Pour ce faire, la plus grosse des deux fusées solides développe une poussée de 230 kN pendant une seconde. La capsule suit alors une trajectoire de retour balistique pour venir amerrir de façon classique sous des parachutes. La seconde fusée solide (3.6 kN de poussée pendant 1.5 seconde) sert, quant à elle, au largage de la tour elle-même, après 150 secondes de vol. Passé ce cap, les petites fusées du module de rétro-freinage sont suffisantes pour séparer la cabine du lanceur en cas de nécessité. McDonnell préférait un système de poussée comme mode d'éjection, avec de gros propulseurs disposés à la base du vaisseau. Le système de traction, imaginé par Faget, avait cependant le mérite d'être aisément largable en cours de vol, une fois son utilité rendue caduque.

Le choix du missile balistique intercontinental Atlas comme lanceur exigeait de nouveaux aménagements pour l'astronaute occupant. Alors qu'il pouvait aisément supporter le pic d'accélération de 6G rencontré lors de la phase ascensionnelle, il n'en était pas de même du pic de 20 G de décélération pouvant être expérimenté lors de la rentrée balistique suivant une interruption du vol. Faget et son équipe ont trouvé la solution en concevant un siège moulé aux dimensions de chaque astronaute. Testé en laboratoire, il permit à des cobayes de supporter 20G sans aucun dommage corporel.

Concernant l'environnement à l'intérieur de la cabine, il est très tôt envisager de reproduire l'atmosphère terrestre, avec un mélange d'oxygène et d'azote sous 1013 mbars de pression, comme pour les vaisseaux soviétiques Vostok. Des études plus poussées ont montré qu'une atmosphère d'oxygène pur sous une pression de 200 à 460 mbars était également envisageable. Le principal avantage d'une telle atmosphère était la simplicité, la fiabilité du système plus élevé que dans le cas d'un système avec deux gaz. De plus, la pression plus basse permettait de concevoir une structure plus légère en contrôlant les éventuelles fuites. Finalement, le STG approuva le principe d'une atmosphère d'oxygène pur à 345 mbars qui devint par la suite le standard pour tous les vaisseaux habités américains jusqu'à l'apparition de la navette spatiale en 1981. Toutefois, cette option présentait l'inconvénient majeur d'un risque très élevé d'incendie, qui s'avéra fatal huit ans plus tard à l'équipage d'Apollo 1.