После проведения первой серии испытаний самолетов Х-1 фирма Bell совместно с Национальным координационным комитетом по авиации NАСА и ВВС США приступила в 1949 г. к проектированию самолета для исследования аэродинамических и термодинамических явлений при полетах с М = 3. При этом предполагалось, что по мере совершенствования самолета он сможет достигать высоты в диапазоне 30-60 км, когда во второй половине полета тяга двигателя будет больше веса самолета Первый опытный образец Х-2 был построен в 1952 г, и после выполнения нескольких планирующих полетов в 1953 г (носителем являлся самолет Boeing В-50) был осуществлен его облет с работающим двигателем. Однако 12 мая 1953 г во время заправки топливных баков опытного самолета в воздухе, когда Х-2 находился еще в бомбоотсеке В-50, произошел взрыв (погибли два члена экипажа самолета-носителя, подготавливавшие Х-2 к самостоятельному полету), самолет вспыхнул и сгорел в воздухе. Эта катастрофа прервала исследования до конца 1955 г.

Второй экземпляр самолета был построен лишь в 1955 г, и его облет с работающим двигателем состоялся в ноябре. Позже, 25 июля 1956 г., была достигнута рекордная скорость в горизонтальном полете 3360 км/ч, а в начале сентября 1956 г. - высота 38 430 м. Второй опытный образец постигла участь первого 27 сентября 1956 г. произошла катастрофа, причины которой так и не удалось установить.

Х-2 представляет собой моноплан классической схемы с низкорасположенным стреловидным ( ~ 40°) крылом, имеющим острую переднюю кромку. Крыло оснащено носовыми щитками, расположенными приблизительно на 2/5 длины передней кромки, а также обычными элеронами, снабженными триммерами. Стабилизатор - стреловидный, управляемый, а киль - прямой, с рулем направления. Фюзеляж (длиной около 12м) в центральной части имеет форму, близкую к цилиндрической, а передняя и хвостовая части-конусообразную. На верхней и нижней поверхностям фюзеляжа находятся два больших продольных обтекателя, которые закрывают коммуникации и оборудование системы управления, а также выпускаемую во время приземления лыжу (в первом опытном образце). Крыло и оперение выполнены из нержавеющей стали, а фюзеляж - из легированной молибдено-никелевой стали. Поскольку Х-2 стартует в воздухе с оборудованного соответствующим образом бомбардировщика Boeing В-50, шасси Х-2 предназначено лишь для посадки и рассчитано на небольшие нагрузки. У первого экземпляра самолета шасси состояло из одноколесной передней стойки и лыжи, выполняющей роль колеса главного шасси. Во втором опытном экземпляре использовались уже две лыжи, которые при необходимости убирались в крыло.

Предназначение самолета для полетов на больших скоростях и высотах потребовало разработки безотказного и безопасного способа катапультирования пилота в случае аварии. В своем выборе конструкторы остановились на варианте отделения всей кабины от самолета. Кабина имела теплоизоляционное покрытие и стационарное переднее остекление, состоящее из двух стекол. Стекла не только сохраняли свои свойства до температуры 540 °С, но и поглощали инфракрасные лучи. В целях уменьшения солнечного нагрева конструкции и увеличения интенсивности теплоотвода в окружающую среду самолет покрашен в белый цвет.

В самолете использован восьмикамерный ракетный двигатель XLR-25-CW-1 фирмы Curtiss-Wright с максимальной тягой ~71,10 кН. Двигатель был оснащен насосами для подачи топлива (этиловый спирт и жидкий кислород), а также оборудованием для запуска, выключения и регулирования тяги двигателя во время полета. Емкость топливных баков обеспечивала работу двигателя в течение 2,3-6,0 мин.

Модификация	X-2
Размах крыла, м	9.76
Длина, м	13.40
Высота, м	4.13
Площадь крыла, м2	24.30
Масса, кг
пустого самолета	7300
нормальная взлетная	11200
максимальная взлетная	13000
Тип двигателя	1 РД Curtiss-Wright XLR-25-CW-1
Тяга нефорсированная, кН	1 х 71.10
Максимальная скорость , км/ч	3360
Динамический потолок, м	38430
Экипаж	1