Достижение заданных высотно-скоростных характеристик со скоростью на маршевом участке порядка М=3,5 и высотой 22-23 км, превышавшей возможности существовавших ЗРК и истребителей, выдвигало на первый план проблему силовой установки с учетом обеспечения требуемой тяги при умеренном расходе топлива, напрямую сказывавшемся на дальности.

Турбореактивный двигатель, вполне удовлетворявший крылатым ракетам первого поколения, требуемых возможностей обеспечить не мог, а создание перспективных образцов с должными параметрами было связано с большим техническим риском.

Удовлетворяющим большинству требований выглядел ЖРД, отличавшийся компактностью и небольшим весом при относительной простоте устройства, позволяя создать ракету предельно рациональной схемы - «сигару» без воздухозаборников и воздушных каналов, с достаточно плотной компоновкой, мидель которой определялся бы габаритами оборудования (прежде всего, антенны ГСН и БЧ, которая в ядерном варианте представляла собой довольно крупное изделие). Опыт работы с ЖРД у дубнинцев уже имелся при отработке ракет КСР-2, но обеспечение значительно более высоких характеристик диктовало потребность в двигателе намного большей тяги — по расчетам, разгон более крупной ракеты с массой около 5 тонн требовал стартовой тяги порядка 8-10 тонн (против одной тонны у КСР-2). Такой ЖРД отличался изрядным расходом топлива, требуя вместительных баков. В то время подходящих по энергоемкости твердых топлив с высоким удельным импульсом в стране не было, и ЖРД практически не имел альтернативы.

Рассмотрение вариантов ракетного топлива свелось к выбору прежней «рецептуры». Выглядевшие наиболее многообещающими по энергоемкости фтороводороды были неприемлемы из-за массы проблем (во фторе горели бы любые материалы, даже вода). Водородные топлива, как и любые другие с использованием кислорода в качестве окислителя, из-за малой плотности требовали очень больших баков и, главное, - сверхнизких температур при ранении, заправке и подаче, полностью оправдывая наименование «криогенные» (т.е. ледяные).

Отработанным и освоенным тогда являлось использование окислителя на основе азотной кислоты и энергоемкого горючего, выпуск которых был налажен в стране, и они тысячами тонн шли на многие отечественные ракеты. Использование на ракете нескольких тонн едких и токсичных материалов существенно усложняло задачу, требуя специальных материалов и мер коррозионной защиты, а также трудоемких и.небезопасных методик обслуживания, но они оказались тогда наиболее доступным решением. Попутно пришлось решать и проблему защиты топлива от перегрева - окислитель закипал уже при +50°С, не терпело высоких температур и горючее.

Проект Д-2 отличался завершенностью и рациональностью компоновки, развивая отработанную в предыдущих изделиях схему. Ракета имела четкое деление по функциональным отсекам фюзеляжа: носовой отсек занимала аппаратура ГСН, за ним располагалась БЧ с блоком системы подрыва, баки-отсеки с компонентами ракетного топлива, энергетический отсек с аккумуляторной батареей, автопилотом и агрегатами воздушной и гидравлической систем. В хвостовом отсеке находился ЖРД с турбонасосным агрегатом подачи и рулевые приводы.

Конструктивно ракета представляла собой цельнометаллический моноплан с фюзеляжем большого удлинения (для сравнения - этот параметр у Х-22 равнялся 12,6 против 8,5 у КСР-2 и 6,5 у «Комет»), треугольным крылом высокой стреловидности и крестообразным оперением, плоскости которого служили рулями, управлявшими ракетой по курсу, крену и тангажу.

Основной вариант Х-22 разрабатывался с системой управления на основе активного радиолокационного самонаведения, обеспечивающей поражение широкого круга целей. Опыт создания таких систем позволял рассчитывать на успех, однако и уровень проблем оказался неожиданно велик. Помимо задачи обеспечения надежной и эффективной работы системы наведения с дальностью 350-400 км, требовавшей мощной бортовой энергетики, кропотливой доводки потребовала конструкция и системы скоростной ракеты, работать которым предстояло в крайне жестких условиях.

Вместе с тем, использование радиоуправления (под ним тогда понималось и радиолокационное наведение), позволявшего атаковать только радиоконтрастные цели, ограничивало возможности комплекса, притом что многие потенциальные цели не являлись достаточно «приметными», а по большей части, напротив, замаскированными и укрытыми (наподобие упрятанных под землей и лишенных четких контрастных признаков убежищ, складов, пунктов управления и группировок войск). При этом они обладали привязкой к местности, что и было положено в основу разработки варианта ракеты с полностью автономной инерциальной системой наведения, предназначенной для поражения объектов с установленными координатами, по которым и рассчитывалась программа полета к цели. Заданием предусматривалась для нее дальность полета до 500-600 км по площадным стационарным объектам и 400-500 км — по корабельным целям.

Постановлением СМ СССР от 24 августа 1962 года задание было выдано также на противорадиолокационный вариант Х-22, предназначенный для поражения объектов ПВО и обеспечения атаки ударных самолетов. Основу ПВО составляли РЛС обнаружения и наведения зенитных ракет и перехватчиков, для прикрытия американского континента разворачивалась автоматизированная система NORAD, мощным комплексом радиотехнических средств обладали также корабельные группировки противника, без уничтожения которых основная задача вряд ли являлась выполнимой. Научно-исследовательские работы по созданию противорадиолокационного вооружения с конца 50-х годов велись в подмосковном НИИ-2 (позже ГОСНИИАС).

Одновременно вести работы по всем направлениям из-за многообразия проблем не представлялось возможным, и приоритетным являлось создание Х-22 с радиолокационным наведением, с доводкой которой открывались возможности для отработки других вариантов. В систему управления ракеты входила самолетная РЛС типа «ПН» (аббревиатура от «прибор наведения»), осуществлявшая поиск цели и целеуказание ГСН ракеты «ПГ» (литера расшифровывалась как «головка»), представлявшей собой аналог самолетной станции с приемно-излучающей антенной и координатором цели. После захвата цели аппаратура ГСН осуществляла автоматическое сопровождение цели и, после пуска, управляла наведением ракеты.

«Автономный» вариант ракеты комплектовался головкой самонаведения «ПСИ» с инерциальной системой и счислителем пути, служивших для атаки целей с известными координатами. В систему управления перед пуском вводились данные о географической широте точки старта и положении цели - начальной дальности и бортовом пеленге на нее. Счислитель в ходе полета к цели учитывал мгновенную скорость, пройденное время и угол сноса, определявшиеся допплеровским измерителем, на основании чего корректировался полет. С помощью автопилота ракета управлялась по курсу и дальности, а маршевая высота стабилизировалась при посредстве радиовысотомера. Выдерживая заданный курс, ракета проходила указанное расстояние, после чего аппаратурой подавалась команда на пикирование к цели.