Ракета Р-11ФМ (8А61ФМ) изначально была представлена в двух вариантах: с осколочно-фугасной боевой частью и с ядерной головной частью. По общей конструктивной схеме ракета выполнена одноступенчатой, с несущими топливными баками из стального сплава. Для повышения статической устойчивости в полете она имела четыре стабилизатора, расположенных в хвостовой части попарно в плоскостях стабилизации. Управление движением ракеты на траектории осуществлялось с помощью графитовых рулей. При ее проектировании и строительстве были использованы новейшие достижения в области ракетостроения и металлургии. Применение легких и прочных материалов позволило снизить массу ракеты до 5,5 т. Конструктивно от своего прототипа ракета Р-11ФМ отличалась наличием приспособлений, воспринимавших нагрузку корсетного устройства пусковой установки, и средств обеспечения герметизации приборного и двигательного отсеков, а также измененной системой управления, которая обеспечивала прием данных на пуск из навигационной системы подводной лодки.
На ракете устанавливался маршевый жидкостный ракетный двигатель, разработанный в ОКБ-2 НИИ-88 главного конструктора А.М.Исаева. В качестве компонентов топлива применялись керосин Т-1 и азотная кислота АК-20, воспламенение которых обеспечивалось специальным пусковым горючим. Баки ракеты заправлялись на базе перед выходом на боевое патрулирование. На серийных ракетах компоненты топлива в камеру сгорания ЖРД подавались не турбонасосным агрегатом, а вытеснительной системой, что облегчало общий вес ракеты.
Разработка системы управления была поручена коллективам трех институтов промышленности: НИИ-885, НИИ-49 и МНИИ-1. НАПилюгин, находясь в оппозиции к морскому увлечению С.П.Королева, доверил решение всех управленческих проблем своему заместителю В.П.Финогееву, который внес большой творческий вклад в разработку новой техники. Система управления Р-11ФМ решала задачи управления дальностью и обеспечивала устойчивость движения ракеты в полете. Она включала в себя автомат стабилизации, автомат управления дальностью, коммутационную аппаратуру и источники питания. Требовались также серьезные изменения в бортовой части системы управления ракеты (прием исходных данных на пуск из навигационной системы подводной лодки). На ракете были установлены гироскопический интегратор продольных ускорений Л-22-5, гировертикаль Л00-ЗФ, гирогоризонт Л11-ЗФ. В процессе предстартовой подготовки оси бортовых гироскопов ракеты выставлялись в плоскость горизонта и по азимуту стрельбы с использованием корабельного гироазимутгоризонта «Сатурн». Будучи жестко связанной с качающимся кораблем, ракета непрерывно меняла свое положение в пространстве, однако гироскопы своей ориентации не меняли. Стартовала ракета с углами, соответствовавшими ее положению в пространстве в момент отрыва от стартового стола. Для гарантированного безударного выхода из захватов пускового устройства включение двигателя происходило в момент минимального отклонения ракеты от вертикали. Дальнейшее движение осуществлялось в соответствии с программой, заложенной в бортовую аппаратуру управления. Невысокие характеристики используемой инерциальной системы управления ракеты, а также навигационной системы лодки, служившей для определения ее местоположения в момент старта, не позволяли достигнуть достаточно хорошей точности стрельбы. Коэффициент вероятного бокового отклонения (КВО) тогда составлял около 0,75 км.
По второму варианту ракета комплектовалась не отделяемой в полете моноблочной головной частью с ядерным зарядом мощностью 10 кт с совмещенным (единым) корпусом заряда и самого блока. При встрече ракеты с целью должно было сработать взрывное устройство и обеспечить подрыв специального заряда головной части. Оснащение ракеты ядерным зарядом взамен 530 кг взрывчатого вещества привело к увеличению массы головной части с 690 до 970 кг, а ужесточение требований к надежности и безопасности — к существенному утяжелению конструкции. При сохранении стартового веса запас топлива уменьшался на 9 %.
В результате максимальная дальность по двум вариантам существенно различалась — почти на 100 км. Поэтому для обеспечения дальности не менее 250 км первоначально прорабатывалась возможность применения относительно небольшого и легкого ядерного заряда, применяемого в те годы на первой советской атомной торпеде.
