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.
Воздухозаборник самолета Х-31
Регулируемые дефлекторы за соплом Х-31
Топливо размещается в одном баке в центральной части фюзеляжа, обеспечено питание топливом двигателя в большом диапазоне углов тангажа: имеются два бачка отрицательных перегрузок и топливный аккумулятор для нулевой перегрузки. Системы дозаправки в полете не предусмотрено.
Система управления полетом – цифровая электродистанционная, с центральной ручкой управления, от самолета F/A-18; вычислители системы взяты от экспериментального самолета НТТВ. Программное обеспечение СУП написано на языке «Джовиал». Самолет весьма статически неустойчив. Требованиями предусматривалось обеспечение полной управляемости самолета и отсутствие тенденции к сваливанию при работающем двигателе на углах атаки до 70°. Поставлено также требование вывода самолета из критических режимов с помощью только аэродинамических органов управления при отказе двигателя или поворотных дефлекторов тяги. Основным аэродинамическим органом продольного управления являются элевоны. ПГО также используется для продольного управления и балансировки самолета совместно с элевонами и служит прежде всего для вывода самолета на безопасные углы тангажа; оно может также обеспечивать непосредственное управление подъемной силой и увеличение подъемной силы.
В отсеке за кабиной летчика установлена система кондиционирования от самолета F-5E. Генераторы системы электроснабжения были взяты от самолета F/A-18. Связное оборудование ДМВ-диапазона. Контрольно-измерительное оборудование размещено в носовой части фюзеляжа. Имеются аварийные гидравлическая и электрическая системы для обеспечения работы системы управления полетом, а также аварийный источник энергии для запуска двигателя.
В кабине установлен индикатор на лобовом стекле, на котором отображается символика, предупреждающая потерю летчиком ориентировки при выполнении нестандартных маневров.
В процессе разработки Х-31 были проведены испытания многочисленных моделей в аэродинамических трубах, а также 25 тысяч сеансов моделирования пилотажных характеристик самолета. В результате было построено два самолета Х-31.
Первый полет первого самолета состоялся 11 октября 1990 года, второго – в 1991 году. Летные испытания должны были продлиться до середины 1992 года. В ходе испытаний планировалось выполнить 400 полетов, из них 80 в обычной области режимов полета (на докритических углах атаки) и 200 на закритических режимах, а также 120 с имитацией воздушного боя.
Осенью 1992 года в процессе испытаний самолет Х-31 достиг угла атаки 70°.
Х-31 успешно выполнил один из основных маневров, для совершения которого он был предназначен. На больших углах атаки с использованием трех дефлекторов отклонения тяги самолет выполнил разворот на 180° с радиусом, значительно меньшим, чем при нормальном развороте с креном. Этот разворот называется маневром Хербста – в честь В. Хербста, бывшего технического директора фирмы «МВВ», сторонника использования закритического маневрирования в воздушном бою. Маневр начался на высоте 6000 м при скорости 371 км/ч, самолет быстро затормозился с увеличением угла атаки до 70°. Вслед за этим летчик отклонил дефлекторы для выполнения быстрого крена с изменением направления полета самолета на обратное, после чего самолет вновь набрал скорость. Этот маневр был повторен несколькими летчиками несколько раз.
В полете Х-31
По словам представителей ВВС США, время разворота Х-31 на сверхкритическом режиме меньше на 30% по сравнению с обычным разворотом с большой перегрузкой.
Оценка боевой эффективности Х-31 в многочисленных исследовательских поединках с самолетом F-18 «дала замечательные результаты». Эта оценка была направлена на изучение эффективности закритического маневрирования. В процессе совместного маневрирования были изучены и освоены три основных боевых маневра: резкое изменение тангажа, разворот с выходом на закритические углы атаки и маневр атаки вертолета. В последнем случае, по словам летчика, «сопровождение цели продольной линией фюзеляжа по рысканию достигалось хорошо».
До октября 1993 года самолет летал только на дозвуке. 24 ноября 1993 г. Х-31 совершил свой первый сверхзвуковой полет, достигнув числа М = 1,11 на высоте 11 430 м. Вскоре после этого система управления полетом была перепрограммирована таким образом, чтобы вопроизвести аэродинамику полета без вертикального оперения при М=1,3 и использовать отклонение вектора тяги для управления в «квазибесхвостовой конфигурации».
В 1994 году испытания Х-31А предусматривали полеты с постепенным уменьшением доли вертикального оперения в процессе пилотирования самолета для оценки его управляемости вообще без участия вертикального оперения. Уменьшение площади вертикального оперения самолета-истребителя обещало улучшить боевую эффективность самолета благодаря снижению его лобового сопротивления, массы и радиолокационной заметности. По словам летчика-испытателя, «киль практически бесполезен на углах атаки выше 40°, а эффективность руля направления резко снижается на угле атаки выше 45°».
В 1994 году создатели Х-31 получили премию Американского института аэронавтики и астронавтики за оригинальную концепцию самолета, приведшую к достижению прорыва в летно-технических характеристиках.
В январе 1995 года, после завершения полного цикла испытаний и исследований, для которых создавался Х-31, финансирование программы было свернуто. А 19 января один из двух самолетов был потерян. После обледенения приемного отверстия штанги ПВД ЭДСУ самолета стала генерировать неправильные сигналы управления, что привело к потере контроля над самолетом. Летчик был вынужден катапультироваться.
