История Х-55 началась в 1971 году, когда с инициативой о создании новой малогабаритной маловысотной дозвуковой крылатой с ядерной боевой частью ракеты дальнего радиуса действия выступило руководство МКБ «Радуга». Несмотря на первоначальное неприятие, в 1976 году правительство СССР приняло постановление о срочном создании такого ракетного комплекса. МКБ «Радуга» было поручено разработка таких ракет для авиации, которая получила обозначение Х-55. Сборка первых экспериментальных образцов «изделия 120» начались в Дубне уже в начале 1978 года. Но из-за высокой загрузки дубнинского производства выпуском Х-22, было принято решение о развёртывании производства Х-55 на Харьковском авиапромышленном объединении (ХАПО). На первых порах там выпускались отдельные части ракеты, с передачей их на досборку в Дубну, но впоследствии был налажен выпуск изделия полностью.

В марте 1978 года Министерством авиационной промышленности во исполнение постановления правительства было принято решение о разворачивании серийного производства КР на ХАПО, то есть, ещё до завершения испытаний. Первая серийная Х-55 из установочной партии, полностью собранная на ХАПО, была передана заказчику 14 декабря 1980 года. Носителем новых ракет было принято решение сделать самолёты Ту-160 и модернизированные Ту-95. Испытания проводились на полигоне 929-го ГЛИЦ и на базе НИИАС в Фаустово. Первый пуск серийной Х-55 был произведён 23 февраля 1981 года. Из первых 12 пусков только один закончился неудачей из-за отказа электрогенератора ракеты. Дело в том, что полет ракеты на максимальную дальность продолжался несколько часов, и обычные аккумуляторные источники энергообеспечения не обеспечивали столь продолжительную работу бортовых систем. Поэтому их питание осуществляется при помощи встроенного малогабаритного электрогенератора РДК-300.  Освоение нового комплекса было начато в 1223 тбап в Семипалатинске. Уже в феврале 1983 полк начал отработку запуска ракет.

31 декабря 1983 г. комплекс воздушного базирования в составе Х-55 и самолёта-носителя Ту-95МС был официально принят на вооружение. В 1984 году на испытаниях была достигнута дальность 2500 километров, была подтверждена высокая точность этих ракет. В декабре 1986 производство Х-55 на ХАПО было свёрнуто и перенесено на завод им. ХХ партсъезда в городе Киров (ныне ОАО "ВМП «АВИТЕК»). Некоторые агрегаты также стали выпускаться на Смоленском авиазаводе.

Х-55 была сконструирована по нормальной аэродинамической схеме с металлическим сварным корпус, большая часть внутреннего объёма которого представляла собой топливный бак. Силовой набор фюзеляжа Х-55 образован рамами-шпангоутами, которые несут агрегаты, оборудование и обеспечивают стыковку корпусных отсеков. Облегчая конструкцию, рамы выполнили сложных форм, с очень высокими тонкостенными ребрами и стенками.

Диаметр корпуса Х-55 был равен 514 миллиметрам. Размах крыла составлял 3,1 метра, длина – 8,9 метра, стартовая масса – 1700 кг. Круговое вероятное отклонение у Х-55 составляло 100 метров. У Х-555 оно уменьшилось до 20 метров, но дальность применения сократилась до 2000 км. Была, правда, модификация Х-55СМ. За счёт установки накладных конформных баков объёмом 220 литров дальность полёта ракеты этой модификации достигала 3500 км. Поэтому при создании Х-555 была предусмотрена возможность установки на неё таких же баков, с которыми она может пролететь 3000 км. Ракета Х-55 несла заряд мощностью 200 кт. Современный же вариант Х-555 снаряжается 350 килограммами обычного ВВ – смеси тротилла и гексокена.

Крыло, оперение и носовой обтекатель были выполнены из композитных материалов, что не только снижало массу конструкции, но и снижало ЭПР ракеты. Стабилизатор и крыло до пуска ракеты находятся в сложенном состоянии и раскрываются при помощи пиропатронов уже после срабатывания катапультного пускового устройства.

Двухконтурный турбореактивный двигатель Р95-300 размещён в хвостовой части ракеты на специальном пилоне, выдвигающимся из корпуса перед пуском. Запуск двигателя осуществляется пиростартером.

При своих небольших размерах Р95-300 обеспечивает весовую отдачу 3,68 кгс/кг, что соответствует весовой отдаче ТРД боевых самолётов. Двигатель имеет автоматическую электронно-гидравлическую систему управления, обеспечивающую изменение его режимов и регулировку тяги в процессе полёта ракеты.

Помимо обычных сортов топлива (авиационного керосина Т-1, ТС-1 и других) для Р-95-300 было разработано специальное синтетическое боевое топливо Т-10 – децилин. Т-10 – высококалорийное и токсичное соединение, именно с этим топливом достигались максимальные характеристики ракеты. Особенностью Т-10 является его высокая текучесть, требующая особо тщательной герметизации и уплотнения всей топливной системы ракеты.

Ракета Х-55 была оснащена автономной автокорреляционной инерциальной системой наведения с корректировкой траектории по рельефу местности. Закладываемая в ракету перед пуском программа полёта содержит эталонную цифровую карту рельефа местности по маршруту полёта. В процессе полёта бортовая система управления БСУ-55 обеспечивает сравнение этой карты с реальными показаниями высотомера и выдачу при необходимости соответствующих команд на корректировку курса.
 
После пуска с помощью стартового ускорителя (при наземном или морском базировании) или сброса с самолета ракета запускает маршевый двигатель и следует к цели по заданной траектории на высоте 60—100 м (может снизиться и до 30 м), обходя препятствия и ранее выявленные сильные группировки ПВО и меняя курс каждые 100—200 км. По достижении участка коррекции бортовой радиовысотомер СВЧ диапазона «ощупывает» подстилающую поверхность и получает радиолокационную карту рельефа. Карта оцифровывается, ЦВМ сравнивает полученный «слепок» с эталонным и по выявленным ошибкам выдает команды на корректирование траектории. В результате ракета выводится в район цели с точностью, недостижимой для предыдущих поколений.

Помимо функций автопилота и коррелятора в БСУ-55 также заложена возможность выполнения ракетой манёвров для противодействия перехвату.