Носовую часть ракеты занимала аппаратура самонаведения ВС-КН с активной радиолокационной ГСН. С помощью самолетной аппаратуры целеуказания ГСН захватывала цель на подвеске, отслеживая ее положение по азимуту. В следующем отсеке размещалась БЧ фугасно-кумулятивного типа массой 700 кг или ядерная БЧ в специальном контейнере со всем необходимым оборудованием,включая взры-вательное устройство, обеспечивающее заданный наземный или воздушный подрыв, систему предохранения и взведения с датчиками отстыковки от носителя и траекторными датчиками, систему термостатирования, поддерживающую в отсеке необходимую температуру и влажность.
Центральную часть ракеты занимал топливный отсек с баками горючего и окислителя. Бак горючего содержал 660 л, стальной бак-отсек окислителя - 1010 л. Наддув баков обеспечивался воздушной системой, служащей одновременно первой ступенью системы подачи, с ее помощью производился также наддув волноводов и раскладка нижнего киля. Трубопроводы системы наддува, подачи и жгуты электроарматуры прокладывались в подфюзеляжном гар-гроте под съемными панелями для обеспечения доступа. «Сухие» ампульные батареи с преобразователем в отсеке оборудования обеспечивали энергопитание систем в течение 480 сек. Низковысотная КСР-5Н имела ряд отличий по энергосистеме и аккумуляторным батареям.
Ракета оснащалась ЖРД типа С.5.33 конструкции КБ А.М.Исаева, имеющим две камеры сгорания с раздельными выхлопными соплами. Сверхзвуковые сопла нерегулируемые, и каждое из них было оптимизировано для создания определенной тяги. Питание двигателя обеспечивалось общим тур-бонасосным агрегатом (ТНА) с автоматической регулировкой режимов, выполняющим две программы с различной тягой. Высокопроизводительный ТНА давал необходимый уровень расхода топлива, достигавший 80 кг/сек, и требуемое давление на входе в двигатель (тяга ЖРД значительно возрастает с повышением рабочего давления в камере сгорания, и давление подачи должно превысить его, чтобы топливо могло попасть в двигатель). Двухкамерная конструкция ЖРД при компактности и небольшом весе обеспечивала требуемый диапазон тяг, необходимый на различных режимах полета. При пуске ракеты начинала работать форсажная камера сгорания, тяга которой в 7100 кгс сообщала ракете тяговооружен-ность 1,8 и обеспечивала быстрый разгон и набор высоты. Для поддержания скорости на высоте, где в работу включалась маршевая камера сгорания с экономичной тягой 600 кгс или 1120 кГс, в зависимости от заданного режима полета.
