С целью снижения стоимости самолета и сроков его разработки применена упрощенная геометрия самолета, обеспечивающая уменьшение числа деталей и упрощение технологии изготовления самолета; использованы повышенные запасы прочности, обеспечивающие уменьшение объема доводочных испытаний (например, расчетный запас по скоростному напору флаттера был увеличен при проектировании с обычных 32% до 44%, что устранило необходимость в проведении дорогостоящих испытаний флаттерной модели); используются 603 компонента от существующих самолетов, общая масса которых составляет 43% от массы пустого самолета Х-31.
Схема Х-31 основана на проекте фирмы «МВВ», предложенном по программе истребителя EFA. Облик Х-31 определили требования маневрирования на закритических углах атаки, снижения по крутой траектории (для исследования посадки перспективных самолетов на палубу авианосца), улучшенной маневренности на докритических режимах, независимого (от траекторного движения) ориентирования фюзеляжа, улучшенных характеристик торможения в полете и маневрирования с отрицательными перегрузками.
Интерьер кабины Х-31
Самолет построен по схеме «утка» с цельноповоротным среднерасположенньж ПГО и низкорасположенным крылом двойной стреловидности. Доля (по массе] материалов в конструкции самолета составляет: алюминиевые сплавы – 51%, эпоксидный углепластик – 17%, сталь – 5%, титановые сплавы – 5%, алюминиево-литиевый сплав – 4%, материал типа углерод-углерод – около 2%. Расчетный ресурс самолета составлял 300 часов.
Крыло имеет алюминиевую силовую конструкцию (15 лонжеронов – передний стреловидный, остальные прямые – и четыре нервюры на каждой консоли) и обшивку из эпоксидного углепластика. Удлинение крыла – 2,5, стреловидность по передней кромке внутренней части крыла – 56,6°, внешней части – 45°, средняя относительная толщина профиля: 5,5% (в корневом сечении 7,0%; внутренней части крыла 5%; внешней части, утолщенной для размещения приводов отклоняемых носков, 5,75%). Двухсекционные отклоняемые носки, занимающие около 2/3 размаха крыла, и двухсекционные элевоны также с углепластиковой обшивкой, причем элевоны имеют сотовый заполнитель на всю толщину. Носки отклоняются автоматически в зависимости от угла атаки и числа М. Кривизна крыла увеличивается при маневрировании на дозвуковых скоростях за счет отклонения вниз носков и элевонов и уменьшается в сверхзвуковом полете за счет отклонения вверх элевонов. Приводы носка крыла взяты от самолета F/A-18, элевонов – от конвертоплана «Боинг Вертол» V-22.
ПГО имеет размах 2,64 м, площадь 2,19 м² , стреловидность по передней кромке 45°, симметричный профиль с относительной толщиной 5% и может отклоняться в диапазоне от + 20° до – 70°, выполнено с обшивкой из эпоксидного углепластика, с сотовым заполнителем. Шарнирный узел поворота консолей ПГО был взят от бомбардировщика «Рокуэлл» В-1В, где он используется для крепления поверхностей системы подавления упругих колебаний фюзеляжа.
Фюзеляж – типа полумонокок с 4 основными продольными балками и 11 усиленными шпангоутами; 9 шпангоутов получены фрезерованием из цельных алюминиевых заготовок, 2 остальных шпангоута составные. Для уменьшения трансзвукового сопротивления верхняя центральная секция фюзеляжа в соответствии с правилом площадей скошена вниз в направлении от кабины к килю, в то же время для снижения производственных расходов наибольшая часть этой секции имеет постоянное поперечное сечение с идентичными прессованными вспомогательными шпангоутами. Стапель для сборки фюзеляжа был упрощен, фюзеляжные шпангоуты при этом использовались как элементы стапеля.
Компоновочная схема Х-31
Наибольшая часть обшивки передней секции фюзеляжа трехслойная, из эпоксидного углепластика, с сотовым заполнителем, боковая обшивка центральной части фюзеляжа выполнена из алюминиево-литиевого сплава, обшивка хвостовой части – из титанового сплава. Кабина одноместная, герметичная, лобовое стекло и фонарь кабины, катапультируемое кресло, а также значительная часть кабинного оборудования взяты от самолета F/A-18. По бокам хвостовой части фюзеляжа установлены воздушные тормоза, под носовой частью фюзеляжа – штанга ПВД.
Киль пятилонжеронной конструкции с алюминиевыми лонжеронами и обшивкой из эпоксидного углепластика; стреловидность по передней кромке 50°.
Шасси трехопорное, с одноколесными стойками. Используются стойки от самолета «Дженерал Дайнэмикс» F-16, основные колеса и тормоза от административного самолета Цессна «Сайтейшн» III, пневматики основных колес от штурмовика «Воут» A-7D, носовой пневматик от F-16. Колея шасси составляет 2,25 м, база – 3,54 м.
На обоих самолетах имелся противоштопорный парашют.
Двухконтурный форсированный ТРД «Дженерал Электрик» F404, примененный впервые на истребителе F/A-18D, установлен в хвостовой части фюзеляжа. Система управления двигателем – цифровая с полной ответственностью (FADEC). За кабиной летчика расположены вспомогательная силовая установка от самолета F-16 и аварийная система воздушного запуска двигателя от самолета F-20.
Воздухозаборник – подфюзеляжный прямоугольный, с отклоняемой на 26° нижней панелью. Верхняя панель воздухозаборника служит отсекателем фюзеляжного пограничного слоя, который направляется в систему кондиционирования, а избыток воздуха выбрасывается через отверстия по бокам фюзеляжа над носком крыла. Стенки воздухозаборника имеют трехслойную конструкцию с обшивкой из углепластика и сотовым заполнителем. Предусмотрена возможность установки до 40 датчиков давления для изучения потока на входе в воздухозаборник на больших углах атаки.
С целью экономии средств на самолетах была применена упрощенная схема отклонения вектора тяги двигателя с использованием трех поворотных дефлекторов или периферийных газовых рулей, установленных за соплом двигателя по его периметру. Эта система была разработана на основе дефлекторной системы управления рысканием, прошедшей испытания на модифицированном самолете F-14. Периферийные рули выполнены из материала углерод- углерод с теплозащитным покрытием и имеют стальные вкладыши для цапф приводов. Они крепятся к фюзеляжу с помощью титановых фитингов. При комбинированном отклонении дефлекторов возможно отклонение струи выходящих газов в любом направлении на угол до 10° относительно продольной оси самолета с обеспечением поперечной составляющей силы тяги до 17% от полной силы тяги. Отклонение вектора тяги используется для управления тангажом и рысканием самолета на малых скоростях, возможно также и симметричное отклонение газовых рулей как воздушных тормозов для быстрого торможения самолета.