Устройство

Планер ракеты сварной, изготовлен из алюминиевых сплавов без технологических разъёмов. Маршевая ступень ракеты была выполнена по нормальной схеме с Х-образным расположением консолей треугольных крыльев и стреловидного оперения. В корпусе ракеты, прикрытом спереди радиопрозрачным обтекателем последовательно располагались аппаратура активной радиолокационной головки самонаведения, боевая часть , инерциальная аппаратура, топливный отсек с проходящим через него изогнутым каналом подачи воздуха к двигателю, двухконтурный двигатель. За воздухозаборником располагались антенны радиовысотомера, разработанного . Управление по всем каналам осуществляется дифференциальным отклонением аэродинамических рулей, при этом рулевые машины привода располагаются в корпусе вокруг двигателя. Воздухозаборник — подфюзеляжный, фиксированной геометрии.

Двигатель

На Х35 устанавливается двухконтурный турбореактивный короткоресурсный двигатель ТРДД-50АТ разработки НПО «Сатурн или Р95ТМ-300 разработки АМНТК «Союз». Применена система автоматического управления режимами турбореактивного двигателя. Запуск происходит после отделения твердотопливного ускорителя (в самолетном варианте отсутствует) пиростартером.

Двигатель	Максимальная тяга кгс	Удельный расход топлива на максимальном режиме кг/кгс*ч.	Диаметр  мм	Длина  мм	Сухой вес кг	Используемое топливо
ТРДД 50АТ	450	0,71	330	850	82	Т-1, Т-6, Т-10(децилин),ТС-1, РТ
Р95ТМ-300	350	0,85	315	850	95	Т-1, Т-10,ТС-1

Особенности двигателей:

ТРДД-50АТ

• Двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель с соосными валами контуров низкого и высокого давления.

• Контур высокого давления — оседиагональный компрессор(одна осевая ступень и одна диагональная) и одноступенчатая осевая турбина.

• Контур низкого давления — одноступенчатый вентилятор с широкохордными лопатками и одноступенчатая осевая турбина.

• Кольцевая полупетлевая камера сгорания с вращающейся форсункой.

• Автономная маслосистема.

• Электронно-гидравлическая система регулирования.

• Встроенный электрогенератор мощностью 4 кВт.

• Высокая топливная экономичность.

• Стойкость к попаданию на вход мелких посторонних предметов (птицы, пыль и др.).

• Стойкость к воздействию ударных и тепловых волн.

• Способность к самопроизвольному выходу из помпажа после исчезновения вызвавшей его причины.

• Надежный запуск во всем диапазоне внешних условий эксплуатации (t° от −50 С° до +60 С°, высота до 10000 м).

• Длительный режим работы — до 10 ч (по проекту, возможна более длительная работа).

• Высокая надежность — 1 отказ на 1000 запусков (по проекту).

• Возможность работы на максимальном режиме до 1-2 ч.

• Высокая приёмистость.

• В озможность отбора воздуха на нужды летательного аппарата

Р95ТМ-300

• Двухконтурный одновальный турбореактивный двигатель.

• Компрессор низкого давления — двухступенчатый вентилятор.

• Компрессор высокого давления — семиступенчатый осевой компрессор.

• Двухступенчатая турбина.

• Кольцевая камера сгорания.

• Автономная маслосистема.

• Электронная система регулирования.

• Встроенный электрогенератор мощностью 4 кВт.

• Возможность отбора воздуха на нужды летательного аппарата.