Le 9 novembre 1962, le X-15 n° 2 (numéro de série 56-6671) fut gravement endommagé. Après le retour de l'épave à Edwards, les responsables du programme décidèrent rapidement de profiter du chantier de remise en état pour réaliser un X-15 plus performant, un super X-15 capable de Mach 8.

Les deux X-15 qui restaient suffisaient pour atteindre les objectifs fixés, et l'avion de recherches avait d'ores et déjà atteint ses performances maximales avec une facilité étonnante ; la tentation était donc grande de modifier le X-15 pour lui permettre d'élargir encore le domaine de vol hypersonique.

En outre, la NASA comme l'USAF, montraient à cette époque un grand intérêt pour la technologie des statoréacteurs et voyaient dans un super X-15 le moyen privilégié d'en tester en fonctionnement entre Mach 3 et Mach 8.

Le 13 mai 1963, North American signa le contrat de construction, à partir du X-15 n° 2, d'un "Advanced X-15" qui fut vite baptisé X-15A-2, et qui devrait être capable de voler à Mach 8 à 30 500 m d'altitude. Le coût de l'opération était fixé à 5 millions de dollars et le délai de réalisation était de 39 mois. Ralph Ruud, successeur d'Harrison A. Storms à la tête de l'usine North American de Los Angeles, désigna Howard A. Evans et E. W. Johnston pour conduire ce chantier.

Dès cette époque, la configuration du X-15A-2 était fixée. Globalement, l'accroissement des performances devait être obtenu en augmentant le temps de propulsion de 85 à 145 secondes, et en améliorant la protection thermique du revêtement. Par ailleurs, il fallait prévoir l'installation et l'alimentation d'un statoréacteur, ainsi que les logements pour des équipements scientifiques.

L'allongement du temps de fonctionnement du moteur XLR-99 nécessitait d'emporter plus de propergols dans des réservoirs extérieurs accolés au fuselage, lesquels seraient vidés en premier puis éjectés à Mach 2 et 21 000 m, et récupérés par parachute. D'un diamètre de 95,88 cm et d'une longueur de 7,16 m, les réservoirs contenaient chacun 6123 kg de propergols, soit 3399 kg d'oxygène liquide (réservoir gauche) et 2724 kg d'ammoniaque (réservoir droit).

Le déséquilibre des masses était cependant encore aggravé par l'hélium de pressurisation dans le réservoir gauche. La séquence de largage était initialisée par l'explosion de cartouches, à l'avant et à l'arrière ; pour assurer la séparation à Mach 2, une fusée à propergol solide, placée à l'avant du réservoir, le faisait basculer vers le bas. Ensuite s'ouvrait un parachute pilote contenu dans la pointe avant biseautée, auquel succédait, vers 2 500 m, un parachute principal de 10,36 m de diamètre.

La plus longue durée de fonctionnement du moteur augmentait par ailleurs la consommation d'hélium et de peroxyde d'hydrogène dont un plus grand volume fut logé dans l'arrière des tunnels latéraux de fuselage rallonges, et dans un réservoir sphérique d'hélium, au droit du bord de fuite de la dérive dorsale. Le logement de 21,8 kg d'hydrogène liquide dans deux réservoirs placés au centre de gravité du véhicule, entre les réservoirs de comburant et de combustible, fut allongé de 73,66 cm.