Nach insgesamt 20-​jähriger Entwicklung stand Indien mit der PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle) ab 1993 eine eigene leistungsfähige Trägerrakete zur Verfügung, die in der Lage war, die wichtigsten Nutzlasten, nämlich Erderkundungssatelliten vom Typ IRS auf sonnensynchrone Polarbahnen zu transportieren und nach einigen Modifikationen, sogar Satelliten der 1.000 kg Klasse auf eine geostationäre Übergangsbahn. Aufbauend auf den Erfahrungen mit der SLV-​3  und der ASLV bedeutete die PSLV doch auf vielen Gebieten technologisches Neuland für Indien.
Nachdem sich die PSLV über 10 Jahre als zuverlässige Trägerrakete etabliert hatte und mit der PSLV-​C Serie auch die Überleitung zu einer gewissen Standardisierung gelungen war, begannen bei der ISRO Überlegungen, aus dem Standardmodell eine ganze Familie von Raketen für unterschiedliche Nutzlasten und Einsatzzwecke abzuleiten. Während die PSLV-​XL das Spektrum nach oben abrundete, sollte die PSLV-​CA den kostengünstigeren Start kleinerer und leichterer Nutzlasten erlauben. Damit trug man auch den zunehmenden Erfolgen bei der kommerziellen Vermarktung der PSLV Rechnung.
Wie beim Standardmodell bildete auch bei der PSLV-​CA das S138 Feststofftriebwerk die Erststufe. Mit einem Durchmesser von 2,8 m bei einer Länge von 20 m zählte dieses zu den größten Feststofftriebwerken im weltweiten Vergleich. Gefertigt wurde es in fünf Segmenten mit einem Gehäuse aus hochfestem M250 Maraging-​Stahl. Konstruktionsbedingt geriet die Stufe damit ziemlich schwer. Bei der Treibstoffmischung setzte man auf eine HTPB Mixtur. Während die Standard PSLV zusätzlich über sechs Feststoffbooster verfügte, wurde beim „Core Alone“ Modell auf sie verzichtet, was den größten Unterschied zwischen diesen beiden Modellen ausmachte. In zwei externen Tanks wurde der Vorrat einer Strontium-​Perchlorat-​Lösung mitgeführt, der über 24 Düsen in die Entspannungsdüse eingespritzt werden konnte. Darüber wurde die Schubvektorkontrolle um die Nick– und Gierachse realisiert. Zwei RCTs (Reaction Control Thusters) sorgten für die Rollkontrolle. Sie wurden mit der Treibstoffkombination MMH/MON-​3  (Monomethylhydrazin/Mixed Oxides of Nitrogen) betrieben.
Die Zweitstufe beruhte auf dem „Viking“ Triebwerk der europäischen Ariane-​4  Rakete. Indien hatte Ende der 1980^er Jahre von Frankreich die Lizenzen für einen Nachbau erworben und das „Vikas“ Triebwerk abgeleitet. Obwohl es sich beim „Viking“ nicht gerade um ein Hochleistungstriebwerk handelte, machte auch der Nachbau dieses Triebwerks die Einführung zahlreicher neuer Fertigungsverfahren und Technologien erforderlich. Während die erste, dritte und vierte Stufe sowie die Feststoffbooster noch konventionelle Triebwerke waren, handelte es sich bei der Zweitstufe um ein modernes Flüssigkeitstriebwerk. Allerdings beruht das „Vikas“ Triebwerk weitgehend auf französischen Lizenzen für das „Viking“ Triebwerk der europäischen Ariane-​Rakete. Dennoch machte auch der Nachbau dieses Triebwerks die Einführung zahlreicher neuer Fertigungsverfahren und Technologien erforderlich. Das Triebwerk arbeitete wie das Vorbild mit UH25 - einer Mischung aus 75% UDMH (Unsymmetrisches Dimethylhydrazin) und 25% Hydrazinhydrat - und Stickstofftetroxid. Die Treibstoffkomponenten wurden von einer am Triebwerk angeflanschten Turpobumpe gefördert. Der Wasservorrat für die Turbopumpe stammte aus einem Toroid-​Tank oberhalb des Triebwerks. Die Treibstoffkomponenten wurden in zwei Aluminiumtanks mit gemeinsamer Trennwand gespeichert. Das elektro-​hydraulisch bis zu 4° um zwei Achsen schwenkbare „Vikas“ Triebwerk besorgte die Steuerung um die Nick– und Gierachse, während ein separates HRCM (Hot Gas Reaction Control System) für die Rollkontrolle vorgesehen war.
Als dritte Stufe kam wieder ein HTPB Feststofftriebwerk zum Einsatz. Das Motorgehäuse wurde aus hochfestem Polyaramidfaser-​Verbundwerkstoff („Kevlar“) gewickelt. Die Entspannungsdüse konnte elektro-​machanisch geschwenkt werden, was die Steuerung um die Nick– und Gierachse erlaubte. Das RCS (Reaction Control System) der Viertstufe übernahm auch die Rollkontrolle der Drittstufe, sowohl während der angetriebenen als auch in der antriebslosen Phase.
Die Viertstufe wurde um eine leichtgewichtige Gitterstuktur herum konstruiert. Diese nahm sowohl den Tank für die Treibstoffkomponenten MMH/MON-​3 auf als auch die beiden, elektro-​mechanisch um zwei Achsen schwenkbaren, Triebwerke. Die Treibstoffzuladung in der Viertstufe wurde bei der PSLV-​CA gegenüber dem Standardmodell missionsspezifisch um einige 100 kg reduziert. Unterhalb der Viertstufe befand sich eine Instrumentensektion mit dem Inertiallenksystem der Rakete. Das redundante System überwachte und steuerte von hier alle vier Stufen. Während des Durchfliegens der unteren Atmosphärenschichten (also etwa 160 bis 170 s lang) arbeitete das Steuerungssystem nach dem „open loop“ Schema. Bis zur Abtrennung der Nutzlast(en) wurde dann aber eine adaptive („closed loop“) Steuerung aktiviert.
Die voluminöse Nutzlastverkleidung, die auch die Endstufe umschloß, bestand aus zwei Aluminium-​Halbschalen in Isogrid Wabenstruktur. Der auf der Viertstufe aufgesetzte Nutzlastadapter wurde aus CFRP (Carbon Fibre Reinforced Plastics), kohlefaserverstärktem Kunststoff, gefertigt.