飞机的动力装置为两台通用电气公司的J93-GE-1涡轮喷气发动机，每台可以提供的最大推力为22500磅力（约100千牛，10.213吨），不加力推力为14100磅力（约62.72千牛，6.4吨）。飞机有2个机翼油箱和5个机身中央油箱，共可携带7100加仑（约26876升）燃油。飞机起飞滑跑距离为3100英尺（944.88米），6.2分钟即可爬升到40000英尺（12192米）的高空。据估计，飞机的作战半径为1002海里（1855.7千米），飞行高度为72800英尺（22189米）时可获得1721节（3187.3千米/小时）的最大飞行速度。
艺术家绘制的关于早期F-108设计方案的另一幅概念图，从图中可以看出，为飞行员设计了较大的座舱玻璃窗，而且座舱盖后方顶部的“天窗”（开在雷达操作员头顶上）面积也较大。机背上庞大的垂直安定面与早期为B-70轰炸机设计的一款垂直安定面颇为相似，就像是同一个家族中的不同成员。在目前所能接触到的资料中，尚未发现关于北美公司为何采用鸭式设计的确切解释，不过毫无疑问的是，鸭翼产生的下洗流会对主翼和进气口产生不利的影响。
1958年春，美国空军咨询了用普拉特•惠特尼公司的JT9-5A发动机（可视为J58的早期型号）替换最初推荐使用的通用电气J93发动机的可行性。换发动机后，飞机的作战半径将增加4海里（从1002海里增加到1006海里），但飞机执行拦截任务的空域半径却从877海里（1624.2千米）下降到了820海里（1518.64千米）。飞机的最大起飞重量也有了明显的下降，从99400磅减少到了99226磅（45.01吨），其他各方面的性能指标保持不变。相关研究得出的结论是，换发动机并不会明显影响飞机的性能，但会让202A武器系统项目发生“不小的拖延”。尽管这看上去并不会解决什么问题，但J58发动机还是作为备选项目之一而上马，且时间不晚于1959年3月。飞机设计人员甚至专门为容纳两种不同的发动机而设计了两种发动机舱的图纸，一种用于容纳J58发动机，另一种用于容纳J93发动机。随之而来的，是采用两款不同发动机后飞机降落距离的不同——特别是在靠近北极地区的机场，这也让北美公司考虑为发动机加装反推装置，而且为每款发动机都设计了专门的反推装置，因为与传统的减速伞相比，反推装置能提供更好的制动性能。
F-108截击机的J93-GE-3AR发动机模型及其反推装置
武器系统
针对雷达和导弹系统的实体模型测试工作是在加利福尼亚州柯尔沃市（Culver）的休斯公司工厂内进行的，时间是1958年4月15日至17日。之后，XY-1火控系统被重新赋予了AN/ASG-18的代号，GAR-X导弹也被重新命名为GAR-9。与此同时，有关方面还决定让休斯公司为飞机提供一套红外搜索跟踪系统（IRST），视场为70度×140度，角度分辨率精度为1度。
到1958年10月，与最初赢得LRI-X竞标时提出的设计方案相比，F-108飞机的外观已经发生了翻天覆地的变化：三角翼前缘的后掠角度加大了，同时取消了鸭翼；机翼上方的垂直翼面也被拿掉，代之以面积更大的机翼下方的垂直翼面。进气口采用了在A3J（A-5）“民团团员”攻击机上大获成功的设计样式。与最初的设计方案相比，唯一保留下来的是采用了休斯公司的新型火控系统和两台通用电气公司的J93发动机。
ASG-18火控系统使用了美国研制的第一台脉冲相干多普勒雷达。从理论上讲，该系统在70000英尺（21336米）的高度发射导弹能够对抗“从海平面到10万英尺高空飞行的所有吸气式（推进）目标”。ASG-18火控系统是围绕着直径40英寸（101.6厘米）的雷达天线而研制的，可在任意高度、100海里（185.2千米）开外的地方探测到B-47大小的目标。雷达具备下视和上视功能，但一次只能跟踪单个目标，因为那个年代机载计算机的性能还极为有限。整套雷达系统包含41个单独的组件，总重量将近2100磅（952.5千克），占满了F-108机鼻内的大部分空间。
AN/ASG-18雷达/火控系统
F-108的IRST系统能够在45000英尺（13716米）的高度上从后半球探测到34.8海里（64.45千米）处B-47大小的目标。如果是迎头方向的话，其对轰炸机目标的探测距离仅为10.3海里（19.1千米）。在任何方向上，该系统均可在76.5海里（约142千米）处探测到以3马赫飞行的轰炸机目标——这是一类非常显眼的目标，因为气动加热作用导致的蒙皮升温非常明显。需要特别指出的是，这一点迫使北美公司相信，努力降低B-70轰炸机的红外特征信号是很有必要的，因为据美国人所知，苏联人几乎在他们所有的截击机上都加装了IRST系统。
最初，F-108截击机上使用的IRST系统采用了一对直径7英寸（17.78厘米）的半球形红外整流罩，每侧机翼前缘翼根处一个，位置靠近机翼与进气口的接合处。风洞测试表明，安装在该位置所产生的阻力会让飞机的航程减少30海里（55.56千米）。经过修形后，安装的位置不变（仍在机翼前缘靠近翼根处），但改成了一对直径6英寸（15.24厘米）的椭圆形（尖顶拱）红外整流罩。修形后对航程的影响仅仅是减少了几海里，并且在未增加任何机械复杂性的基础上保证了良好的视场。
这幅剖视图有点“怪异”，因为其并未特别呈现出任何公开的关于F-108截击机的布局构造，不过从总体上看这幅图还是非常类似1958年12月公布的“轻剑”飞机的设计外形。可见在机体中部的武器舱内挂载有3枚GAR-9导弹，同时独特的机鼻内安装有40英寸（101.6厘米）直径的ASG-18雷达天线，紧挨着雷达操作员后方是庞大的电子设备舱。注意主起落架是如何收入中部机身的。这幅图片并未表现出反推装置或IRST传感器，尽管垂直安定面上的铰接线与其最终的样子是一致的。
正如最初所设想的那样，GAR-9导弹将由一台通用航空喷气公司研制的XM59固体火箭发动机推进，该发动机可以让导弹获得100海里（185.2千米）的射程，最大飞行速度达6马赫。导弹采用半主动雷达制导（SARH），可在38海里（70.38千米）处锁定雷达散射截面积（RCS）为343平方英尺（31.87平方米）的目标。在100海里的射程中，前62海里导弹依靠发射前编好的程序自主飞行。据推测，到1958年年底，导弹的导引头已经能够在63海里（116.67千米）的距离上锁定RCS为100平方英尺（9.3平方米）的目标，这一改善主要归功于雷达信噪比处理算法方面的进步。
根据现在所能接触到的文件，基于一些不那么显而易见的理由，美国空军对GAR-9导弹半主动雷达导引头方面的进展感到不满意。这导致需要研发一款“双重制导模式”的导弹，在初始阶段的飞行中使用半主动雷达制导（而非预先编程自主飞行），然后转入红外导引模式，作为飞行末段的制导。
GAR-9/AIM-47“猎鹰”空对空导弹
与半主动雷达制导型的GAR-9导弹一样，“双重制导模式”的导弹也是在弹尾进行气动控制，控制翼面铰接在气动压力中心附近，尾部翼面与前面边条状弹翼的后缘有一定的“空隙”，从而让导弹具备了高度的机动性。半主动雷达制导型和双重制导型的GAR-9导弹尺寸基本一样，弹长均为150.5英寸（约3.82米），翼展均为33.0英寸（约838毫米），不过双重制导型导弹的直径（15.5英寸，约合394毫米）比半主动雷达制导型（13.5英寸，约合343毫米）大2英寸，其发射前总质量（998磅，约合452.7千克）也比半主动雷达制导型（818磅，约合371千克）重180多千克。这两种导弹的结构基本相同，均采用了半硬壳式不锈钢弹体，固体铸造镁合金弹翼。
到1958年年底，通用航空喷气公司研制的发动机遇到了麻烦：最初制造的用于测试的发动机被认为是无法令人满意的，因为药柱在浇铸过程中“颗粒状和长条状的燃烧剂无法与氧化剂混合”，更有甚者，在1959年5月进行的环境测试表明，导弹发动机在热循环过程中有破裂的倾向。不断出现的问题最终让休斯公司放弃使用通用航空喷气公司研制的发动机，转而在GAR-9导弹真正进入生产阶段后采用了洛克希德公司研制的一款使用可贮存液体推进剂的火箭发动机。
F-108截击机的前座舱采用的是20世纪50年代战斗机座舱的典型设计，磁带风格的设备与常规的圆形仪表盘混杂在一起。就目前所能确定的信息而言，F-108截击机未安装任何雷达告警或电子对抗设备系统。小型化的发动机控制面板位于右下角落，包含排气温度控制、最大功率转速和喷口位置等指标。
项目进展
到1958年10月，F-108项目已经取得了相当大的进展，其中最突出的变化是取消了鸭翼，以提升低速时的失速特性，降低配平阻力，并减小了进气口前方的边界层。每侧机翼上方的垂直安定面也被取消了，并将机翼下方的稳定翼面增加了同样大小的面积。以上措施提升了飞机的操纵特性，以及低速、高攻角时的方向稳定性。机翼的形状略有改变，翼展改为56.1英尺（约17.1米），机翼面积达到了1865平方英尺（约173.3平方米），机翼前缘后掠角改为58度。
上面的这两个模型（其实是同一种设计，只不过拍照的角度不同）表现了传言中F-108截击机外观设计的终极形态——在该项目采用不同的外观设计之前。在北美公司提出的各个F-108飞机设计方案中，普遍存在的一大问题是如何设计出足够有效的垂直安定面，以便在70000英尺（约2.14万米）以上的高空、以超过3马赫的速度飞行时仍能提供有效的方向控制。上面的模型中，除了机身背部的垂直安定面和两个较小的腹鳍外，在两侧机翼中部还安装了庞大的垂直安定面。造成这一问题的部分原因是，当时没有人确切地知道在高马赫数飞行时会发生什么情况——早在X-1和X-2系列验证机上就已经出现过惯性耦合现象（译者注：所谓“惯性耦合”是指航空器绕一个机体轴转动时，由于本身质量的惯性作用，产生对另外一个机体轴的力和力矩，从而使这两个不同轴的运动耦合起来的现象，也称“惯性交感”），但直到此时为止仍未有明确的解决方法。
机身延长至89英尺（约27.13米），机内燃油总储量增加到了7200加仑（约27255升），这主要是增加了翼面积的结果——机上共有7个油箱，每侧机翼内有2个。此时飞机的最大起飞重量为101800磅（约46.176吨），预期作战半径可达1005海里（约1861.3千米）。最大飞行速度仍为飞行高度为72800英尺（22189米）时可达1721节（3187.3千米/小时，估计值）。在80%内油的情况下，机体过载限制为+5.33/-3.00g，这也是这一时期美国空军战斗机的标准。在1958年年底，又决定在基本设计中为F-108引入空中加油能力，于是在驾驶舱后座靠后位置的机身正上方增设了标准的空中加油接口。
建造中的F-108全尺寸模型，注意打开的起落架舱门也发挥着减速板的作用。基于我们尚不理解的原因，在项目推进过程中，后部座舱盖玻璃窗的外形经历了多次修改。照片中显示的是早期设计中较大的玻璃窗
1958年11月19日，有关方面决定将F-108的服役日期推迟到1963年中期，因为研究预算出现了问题。差不多一个月之后，当年12月30日，原型机的数量被从31架砍到了20架，首飞日期也被拖了三个月，拖到了1961年4月。不幸的是，这一切成了“结束的开始”。
F-108截击机原本会为每位机组乘员都配备先进的逃生舱。对设计人员而言，为F-108飞机设计逃生舱是一项特殊的挑战，因为这是一个相对较新的技术领域。一个更有意思的问题是，当飞行员进入逃生舱之后，他将如何控制飞机（某些紧急情况会迫使飞行员进入逃生舱，但并不会从飞机中弹射出去）。在B-70轰炸机上，这一问题可通过提供一种“电子油门减速”的能力而予以解决；不过，针对F-108截击机，设计人员为其选择了一套不同的解决方案。尽管F-108上的这一系统已经在其最初“完全自动化”的理念基础上进行了大幅简化，但其自动飞行控制子系统仍是所有要设计的系统中最先进、难度最大的。设计方认为，与B-70轰炸机相比，作为战斗机的F-108截击机飞行员更有可能在异常的飞行姿态下进行逃生，并对此付出了额外的努力以解决相关问题。F-108截击机的飞行员可以透过逃生舱的玻璃窗观察到主仪表板，但无力施加任何人为的控制。尽管如此，当飞行员关闭其逃生舱之后，舱内一个“下降按钮”便会启动。倘若飞行员按下这个按钮，飞机油门就会自动减速到“怠速”状态，机体的滚转姿态控制模块启动，并操纵飞机进入无坡度飞行状态。当滚转偏离水平状态的角度小于7度时，航向稳定模块接管飞机，轻微地拉起机头，让飞机以很小的迎角飞行并减速，同时以预先设定好的速率下降，直至40000英尺（约1.22万米）高度，然后飞机将进入平飞状态，以平直的航线水平飞行，直到燃油耗尽。在此期间，飞行员（以及后座的雷达操作员）可以选择弹射，或是打开逃生舱重新控制飞机。