Первый летный экземпляр ракеты «Атлас А» на стартовой позиции.	Неудачный пуск «Атлас А» 11 июня 1957 г. Энергичные маневры неисправной ракеты подтвердили прочность ее конструкции.

«Титан» представлял собой цельнометаллическую двухступенчатую ракету. Корпуса как первой, так и второй ступени монококовой конструкции изготавливались из панелей алюминиевого сплава с высоким содержанием меди. Панели сначала сгибались, затем подвергались механической обработке и химическому травлению. После этой операции на них появлялся рельеф стрингеров и шпангоутов. Далее панели соединялись между собой в цилиндрическую конструкцию с помощью дуговой сварки в атмосфере гелия. Внутрь полученных цилиндров вваривались полусферические перегородки, разделяющие корпус на баки для топлива и окислителя. Трубопроводы, оборудование и силовые рамы для двигателей крепились к стенкам болтами.

Диаметр первой ступени составлял 3 м, длина — 16 м; диаметр второй ступени — 2,45 м, длина — 9,8 м. Ступени соединялись между собой рядом продольных швеллерных профилей длиной по 1,52 м, которые жестко прикреплялись в верхней части первой ступени и несли вторую ступень, которая имела свой ряд профилей, свободно входящих в профили первой ступени. Для снижения трения профили перемещались относительно друг друга по направляющим, опираясь на стальные шарики. Получалось, что когда ступени разделялись, то первая ступень просто скатывалась на шариках вниз. Эта система очень похожа на современную мебельную фурнитуру для выдвижных ящиков. До момента разделения ступени скреплялись взрывными болтами.

Двигатель первой ступени LR-87 с двумя шарнирно закрепленными камерами сгорания разрабатывался фирмой Аэроджет Дженерал (Aero Jet General). Тяга каждой камеры у земли составляла 68 т. Управление ракетой по тангажу и рысканью обеспечивалось отклонением камер сгорания, а управление по крену (вращение вокруг собственной оси ракеты) — выхлопной струей газогенератора турбонасоса. Первый серийный двигатель LR-87 поступил на испытания в ноябре 1957 г.

Двигатель второй ступени LR-91 имел одну шарнирно закрепленную камеру с большим коэффициентом расширения сопла, соответствующим условиям космического полета. Номинальная тяга двигателя в вакууме составляла 36,6 т. Управление полетом ступени обеспечивалось поворотом сопла и четырьмя рулевыми двигателями, работающими от газогенератора.

В качестве топлива для двигателей применялся керосин и жидкий кислород, которые подавались в камеры сгорания при помощи турбонасосов.

Ракета должна была стартовать вертикально. Примерно через 20 с после отрыва от стартового стола она наклонялась в заданном направлении и летела в течение 80 с. За это время она набирала скорость около 8530 км/ч. В заданное время срабатывал автоматический программный механизм, который выключал двигатель первой ступени и подрывал взрывные болты, скрепляющие ступени. В этот момент включались два небольших твердотопливных ракетных двигателя, которые отводили вторую ступень. Затем включался газогенератор, приводящий в действие турбонасос, и зажигание двигателя второй ступени. В момент, близкий к достижению максимальной скорости (29000 км/ч), двигатель второй ступени выключался, а газогенератор продолжал работать. Тяга рулевых двигателей реверсировалась, за счет чего происходило отделение головной части, которая продолжала самостоятельный полет к цели по баллистической траектории.

Головная часть (ГЧ) разработанная фирмой Авко (Avco) имела форму полуэллипсоида, изготавливалась из нержавеющей стали и покрывалась слоем никеля. Ее стабилизация в полете обеспечивалась газовыми рулями, которые начинали работу на высоте 90000 м. Внутри ГЧ должно было размещаться термоядерное устройство мощностью 5 Мт.

Первая партия ракет оснащалась комбинированной (радиоинерциальной) системой наведения. Радиоуправление работало только на активном участке траектории. В процессе совершенствования ракеты планировалось перейти на чисто инерциальную систему, которая была лишена недостатков комбинированной системы — низкой помехозащищенности и невозможности одновременного управления несколькими ракетами, во время группового старта.

Когда фирма Мартин закончила проектирование и начала собирать первые образцы своей ракеты, финансирование программы неожиданно прекратилось. Это стало результатом подковерной борьбы в правительстве и руководстве ВВС между противниками и сторонниками одновременной разработки двух ракет. Заочные дебаты продолжались уже несколько лет.