Менее заметным отличием было применение одного двигателя АЛ-7Ф Главного конструктора A.M. Люльки, почти в полтора раза превосходящего по тяге установленные на МиГ-19 два двигателя РД-9Б. Рост тяги был необходим из-за почти двукратного увеличения стартового веса самолета-снаряда в сравнении с пилотируемой машиной и полуторократного увеличения скорости. Запуск двигателя при наземных проверках обеспечивался двумя стартер-генераторами СТГ-12, а на подвеске под носителем после выведения самолета-снаряда в набегающий поток — от авторотации.
В качестве пускового горючего использовался бензин. Еще при нахождении самолета-снаряда под носителем двигатель выводился на форсажный режим, при этом осуществлялась подпитка самолета-снаряда топливом из баков Ту-95К.
Поскольку для самолета-снаряда не требовалось обеспечения высокой маневренности и обеспечения управляемости на небольших скоростях при взлетно-посадочных режимах, крыло не имело средств механизации, а его площадь — 25,14 м2 — не увеличилась по сравнению с МиГ-19. Форма крыла в плане со стреловидностью по 1/4 хорд 55° также практически соответствовала МиГ-19, а размах возрос всего на 40 мм. Силовая схема крыла упростилась из-за того, что в отличие от МиГ-19 в крыле не размещались отсутствующие на самолете-снаряде шасси, пушки, а также топливные баки. Обоими лонжеронами крыло стыковалось вертикальными болтами к фюзеляжу. Относительная толщина профиля Ср 3-7с составляла всего 6%. В отличие от пилотируемого самолета элероны с осевой компенсацией размещались примерно по середине задней кромки крыла. Площадь элеронов была увеличена до 2,33 м2 при снижении угла отклонения до ±10°.
Цельноповоротное горизонтальное оперение полной площадью 3,36 м2 имело стреловидность по передней кромке 52° 52' и размах 4050 мм. Поворотная часть площадью 2,98 м2 отклонялась на 10° вниз и на 13° вверх. Профиль NACA-00M имел относительную толщину 6%.
Вертикальное оперение площадью 2,4 м2 при стреловидности 56° имело профиль С-11-6%. Руль площадью 0,64 м2 отклонялся вправо и влево на угол 10°.
Как и на МиГ-19, для обеспечения путевой устойчивости на больших углах атаки применили небольшой подфюзеляжный киль. В дальнейшем, исходя из реальных условий подвески самолета-снаряда под носитель киль сделали съемным, устанавливаемым на самолет-снаряд после подъема на балочном держателе носителя. Это доставляло немало хлопот в эксплуатации — необходимо было убедиться в добросовестном завертываниями солдатиками более сотни винтов крепления!
Увеличение площади миделя фюзеляжа более, чем в полтора раза по сравнению с МиГ-19, то есть доведение его до уровня Ил-28 определялось не столько применением на X-20 двигателя АЛ-7Ф, сколько размещением «пузатого» первенца термоядерного оружия.
Проектом предусматривалось, что в фюзеляже будут последовательно расположены (рис.1):
1 — сверхзвуковой воздухозаборник с автоматически управляемым конусом; 2 — бак №1 емкостью 1390 л (по центру канала воздухоподачи); 3 — герметизированный боевой отсек для размещения боевого заряда с аппаратурой подрыва; 4 — бак №2 емкостью 2100 л вокруг канала воздухоподачи; 5 — бак №4 из двух емкостей по 250 л, побортно и сверху канала воздухоподачи; 6 — бак №5 из двух емкостей по 550 л, побортно и снизу канала воздухоподачи); 7 — аппаратура радиоуправления ЯР; 8 — аппаратура автопилота ЯК; 9 — двигатель АЛ-7ФК.
Кроме основного топлива на самолете-снаряде размещалось 23 л масла, а также бензин для запуска двигателя.
СМ-20/1 (бортовой № 105) под фюзеляжем Ту-95К №2, оснащенного обтекателем воздухозаборника подвешиваемого ЛА
Приемная антенна системы радиоуправления ЯР устанавливалась на законцевке киля, блоки ее аппаратуры и часть блоков автопилота ЯК — у основания киля, а остальная часть аппаратуры ЯК — под боевой частью и баком №2.
Кроме этого, на самолете-снаряде размещались средства, обеспечивающие поддержание требуемого температурного режима в боевом отсеке путем подогрева при многочасовом полете на подвеске под носителем и охлаждения при автономном полете.
Несмотря на необходимость отвода тепла от боевого отсека с капризным минсредмашевским «пассажиром», при скоростях полета, достигаемых на Х-20, еще не стояла проблема «теплового барьера». В конструкции самолета-снаряда предусматривалось использование уже хорошо освоенных промышленностью алюминиевых сплавов и, в отдельных узлах, нержавеющих сталей.
Проектное значение стартового веса ракеты составляло 12,5 т, из которых почти 4 т приходилось на боевую часть и 0,35 т — на аппаратуру управления.