Конструкция и компоновка управляемого снаряда Х-4 имеют весьма оригинальную к примечательную конструкцию (рис.4.2.12).

Планер ракеты был выполнен но самолетной схеме в состоял из веретенообразного фюзеляжа» сделанного из стальной жеста и алюминиевых сплавов, четырех стреловидных крыльев, выполненных из дерева (фанеры) и четырех трапециевидных стабилизаторов, сваренных из жестяных штамповок. Крылья были смещены относительно стабилизаторов на 45°.

На законцовках одной пары крыльев крепились жестяные обтекатели, в которых размещались катушки с проводом для передачи управляющих команд. На законцовках другой пары крепились трассеры, необходимые для обеспечения наблюдения за ракетой. При транспортировке крылья можно было снять, а для их установки служили дюралевые уголки, приклепанные к фюзеляжу. Установка крыльев была сделана с перекосом, что обеспечивало вращение ракеты во время полета со скоростью 60 об/мин. Изменение траектории полета осуществлялось при помощи интерцепторов, расположенных на задних кромках крыльев и прерывателей потока, расположенных на рулях, которые, в свою очередь, крепились на стабилизаторах.

Силовая установка снаряда Х-4 имела весьма оригинальную конструкцию. Основой ее служил двигатель BMW 109-548 - один из самых маленьких ЖРД, созданных во время войны. В средней части фюзеляжа, по контуру обшивки, в виде спирали из 14 витков, была навита алюминиевая трубка диаметром в свету 28 мм, которая служила баком для окислителя («сальбай»). Запас окислителя составлял 6,7 кг. Внутри этой спирали размещалась другая спираль из 13 витков трубки диаметром 22 мм, в которой находилось 1,8 кг горючего («тонка 250»). Эта топливная комбинация была самовоспламеняющейся, что упрощало схему ЖРД.

Для подачи компонентов служил сжатый до 120 ат воздух, который хранился в двух стальных баллонах, расположенных внутри спиральных баков. От баллонов воздух подавался к пироклапанам, которые срабатывали от электросигнала в момент пуска снаряда. В этих же клапанах происходило редуцирование давления воздуха перед его подачей под эластичные поршни, расположенные в спиральных баках. Применение вытеснительной подачи компонентов с помощью эластичных поршней обеспечивало надежность работы двигателя при любых маневрах ракеты. Баки отделялись от камеры сгорания с помощью разрывных алюминиевых мембран. После пуска топливо поступало в камеру сгорания сразу, а окислитель проходил охлаждающий тракт, который образовывали 16 витков трубки, обмотанной вокруг камеры сгорания. Давление в камере сгорания составляло 27 ат. Двигатель развивал тягу 121 кгс, которая за 30 с его работы падала до 20-30 кгс. Если давление в камере сгорания было отрегулировано на 30 ат, то первоначальная тяга была 140 кгс, но время работы падало до 22 с.

Конечно, конструкторы понимали, что из-за химической агрессивности окислителя (азотная кислота) возникнут проблемы при эксплуатации ракеты, поэтому в следующих модификациях предполагалось применить твердотопливный двигатель Шмиддинг 109-603. Он развивал большую тягу - 150 кгс, но время его работы составляло только 8 с. Вариант Х-4 с РДТТ не был достаточно отработан.

Рис. 4,2.12. Компоновка управляемой ракеты Х-4.
 1 - неконтактный взрыватель.; 2 - заряд БВ; 3 - электроклапаны; 4 - петли для подвески; 5 - крыло; 6 - трассер; 7 - катушка с проводом; 8 - спойлер; 9 - баллоны со сжатым воздухом; 10 - бак с горючим («тонка 250»); 11- бак с окислителем «сальбай» (азотная кислота); 12 - гироскоп; 13 - приемник; 14 - аккумуляторная батарея; 15 - разрывная мембрана; 16 - стабилизатор; 17 - спойлер; 18 - камера сгорания ЖРД.