Основным требованием явилось увеличение дальности полета ракеты «Поларис А-2» до 1500 миль (2800 км), поэтому модификация UGM-27B имела следующие основные отличия от UGM-27A:
- масса заряда РДТТ первой ступени была увеличена примерно на 25% за счет удлинения корпуса двигателя и, как следствие, увеличения объема, заполняемого топливом, при этом длина БРПЛ выросла примерно на 0,8 м;
- масса корпуса РДТТ первой ступени была снижена за счет уменьшения толщины стальной стенки примерно на 15%;
-  существенно уменьшилась масса корпуса РДТТ второй ступени за счет применения стеклопластика на основе стекловолокна марки S-994 (эпоксидная смола, армированная стекловолокном) и изготовления методом продольной намотки;
-  внедрение модифицированного двухосновного топлива в РДТТ второй ступени;
-  использование четырех поворотных сопл на второй ступени для управления вектором тяги вместо дефлекторов газовой струи, снижавших величину тяги;
- масса моноблочной головной части ракеты была уменьшена примерно на 40 кг.

В результате указанных изменений дальность стрельбы БРПЛ «Поларис А-2» увеличилась на 600 км.

Двигатель первой ступени А-2-Р ракеты «Поларис А-2» фирмы «Аэроджет Дженерал» был создан на основе смесевого топлива (полиуретан с присадками алюминия и перхлората аммония) с более высоким удельным импульсом, чем топливо ракеты «Поларис А-1». Охлаждение абляционное, пленочное. Температура в камере сгорания 2700° С. Корпус изготовлялся из стали марки AMS-6434 плотностью 7,8 г/см³. Длина корпуса (без днищ) 3,4 м, с днищами — 4,521 м, толщина стенки 4,8 мм. Вес корпуса без теплоизоляции 773,8 кг. Масса снаряженного РДТТ составляла 9979 кг. РДТТ первой ступени, как и предшественник, имел четыре неподвижных сопла с поворотными дефлекторами (джетевейторами), обеспечивавшими создание управляющих усилий в полете.

Схема БРПЛ «Поларис А-2».	Схема работы поворотных сопл РДТТ второй ступени БРПЛ «Поларис А-2».	БРПЛ «ПоларисА-2».

На второй ступени был установлен двигатель Х-250-В-4 фирмы «Геркулес Паудер». Этот двигатель работал на двухосновном топливе (нитроцеллюлоза и нитроглицерин с присадками алюминия) с высоким удельным импульсом (температура в камере сгорания 3300°С). Охлаждение пленочное. Корпус двигателя изготовлен из стеклопластика «спираллой» плотностью 2,1 г/см³. Длина корпуса (без днищ) 0,91 м, общая длина 2,14 м, толщина стенки 4,57 мм. Вес корпуса (без теплоизоляции) 173,3 кг. В связи с повышенными энергетическими характеристиками пришлось установить сопла с применением тугоплавких материалов.

Использование поворотных сопл на второй ступени позволило уменьшить вес системы и сократить потери тяги. Ось вращения сопла находилась под некоторым углом к его геометрической оси. При нейтральном положении сопла боковая составляющая тяги отсутствовала, при вращении сопла она появлялась. Поворотное сопло позволяло осуществлять управление вектором тяги с минимальными потерями тяги. При повороте противолежащих сопл в одном направлении обеспечивалось управление по тангажу или рысканию, при повороте их в противоположных направлениях — по крену.

При испытаниях двигателя Х-250-В-4 на заводе фирмы «Геркулес Паудер» в г. Бакусе (шт. Юта) испытательный стенд был оснащен системой датчиков и 12 скоростными кинокамерами (3000 кадров в секунду). Показания датчиков передавались в центр обработки данных по 240 каналам с пропускной способностью 20000 единиц информации в секунду.

В приборном отсеке БРПЛ размещалась аппаратура бортовой системы управления (СУ) ракеты, а также высоковольтный блок запуска РДТТ второй ступени, обеспечивавший подключение воспламенителя двигателя, блок блокировки прохождения команд на задействование этого воспламенителя и другая аппаратура. Отсек также служил для соединения второй ступени ракеты с ее ГЧ. Для доступа к аппаратуре в корпусе приборного отсека имелся специальный люк, на крышке которого находилось оптическое «окно» для прицеливания БРПЛ в процессе предстартовой подготовки. Корпус отсека изготавливался из сплава магния и тория.