- инфракрасный датчик переднего обзора;
- блок подсистемы DSMAC ;
- канал связи;
- боевая часть с предохранительно-исполнительным механизмом ;
- иллюминатор подсистемы DSMAC;
- топливный бак и силовые приводы развертывания крыла;
- воздухозаборник ТВРД и термобатарея;
- маршевый ТВРД;
- блок подсистемы TERCOM;
Ракета состоит из шести отсеков, к последнему отсеку соосно с ракетой пристыкован стартовый ракетный твердотопливвый двигатель (РДТТ).
Стартовый РДТТ (длина 0,8 м, масса 297 кг) развивает тягу 3200 кгс, продолжительность его работы 6-7 с. Он имеет систему отклонения вектора тяги (максимальный угол отклонения около 10°) в виде четырех газовых рулей, находящихся на срезе сопла.
Маршевый двигатель - малогабаритный турбореактивный двухвальный двухкаскадный двигатель F-107 с низкой степенью двухконтурности и смешением потоков обоих контуров в сопле. Каскад низкого давления состоит из двухступенчатого вентилятора и двухступенчатого нерегулируемого компрессора, приводимых в движение двухкаскадной турбиной. Вентилятор, компрессор в турбина низкого давления находятся на одном валу, где также установлен компрессор среднего давления. Каскад высокого давления состоит из одного нерегулируемого центробежного компрессора с приводом от турбины. Двигатель работает следующим образом. Воздушный поток из воздухозаборника поступает в двухступенчатый нерегулируемый компрессор низкого давления. Часть воздуха оттуда направляется во внешний контур, а остальной - сначала в компрессор среднего давления, а затем высокого давления и камеру сгорания. Топливо подается в двигатель с помощью вытеснительной системы. Запуск двигателя обеспечивается системой зажигания, оснащенной двумя запальными свечами с емкостным зарядом. Свечи расположены в передней зоне кольцевой камеры сгорания. Для надежного запуска охлажденного двигателя к ним подается кислород. Система зажигания действует непрерывно во время полета КР. Если двигатель заглохнет, то производится повторный запуск.