◎X-31A的气动布局设计：
X-31A采用鸭式布局，主翼为双三角形下单翼。我们知道，三角翼的通常具有小展弦比和大后掠角，具有跨音速气动特性良好，随着飞行马赫数变化气动中心的移动小，此外有较好的强度、刚度和重量特性，已被超音速飞机广泛采用；但是，对于X-31A而言，三角翼相对于平直机翼和普通后掠翼最大优势是失速迎角大，在大迎角飞行时能仍能保持较大的升力，因此三角翼的选择对X-31A的超音速飞行和大迎角机动是非常适合的。当然三角翼也有其固有的一些缺点，比如三角翼“升力系数—迎角”曲线斜率低，即在一定迎角范围内，其升力系数随迎角的增大增加得比较缓慢，因此对飞机的亚音速飞行性能和着陆、起飞性能都带来不利影响。此外，在迎角较大时将产生强烈的下洗气流，这将对平尾在大迎角下配平性能得发挥产生不利影响，这是X-31A采用鸭式布局的原因之一。其主翼内外侧后掠角不同，内段1/4弦线后掠角为48°6ˊ，外段机翼1/4弦线后掠角为36°36ˊ，可兼顾高低速飞行性能，比一般的三角翼具有更好的大迎角飞行性能。 此外，X-31A机翼还采用了气动扭转和几何扭转，以防止大后掠角时翼尖失速，而主翼采用下单翼布置则是考虑到主翼与鸭式布局前翼的相互影响。
X-31A的鸭翼为全动式，偏转角范围是-55度（前缘向下）到+20度。当X-31A做大强度的机动动作如上仰、小半径盘旋时，鸭翼和主翼上都会产生强大的涡流，两股涡流能在主翼上相互耦合和增强，产生比常规布局更强的升力。除了提高升力外，鸭翼还用于改善跨音速过程中安定性急剧下降的问题，同时也可减少飞机的配平阻力(有利于超音速空战)，此外，鸭翼还可在降落时偏转一个很大的负角，起到减速板的作用。鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择以及大迎角俯仰力矩上仰的问题。因鸭翼产生的升力在重心之前，俯仰力矩在大迎角时上仰严重，对于无尾飞机而言，如何保证在大迎角具有足够的低头力矩成为难题，X-31A由于推力矢量技术的应用，使该问题得以解决。
X-31A机翼的平均上反角为0度，翼型采用罗克韦尔国际公司的跨音速翼型，相对厚度为5.5%。机翼上反角具有横向静稳定的作用，而飞机的稳定性与机动性是相互对立的，稳定性好则意味着机动性差，这便是X-31A取0度上反角的理由；翼型相对厚度的选择主要考虑阻力的影响，亚音速状态下对阻力影响不大，但在跨音速时波阻增加大约与相对厚度的平方成正比，因此应尽量选择相对厚度较小的翼型，但不能太小，否则影响结构高度及机翼的可用容量，所以超音速战斗机机翼相对厚度一般在4%～6%之间。可见X-31A的翼型可保证它在低速大迎角机动和超音速飞行时都具有较低的阻力。
X-31A机翼前缘布置有两段前缘襟翼，后缘有两段襟副翼（用于增升和进行滚转控制）。前缘襟翼当X-31A大迎角机动动作时可将其向下偏转，这样大大减小了机翼前端的局部迎角。可对前方来流进行导流，保证机翼前缘气流不分离，防止过早发生失速。此外，飞行员可通过飞行控制计算机操纵直接按钮，同向偏转襟副翼，如果产生附加的俯仰力矩，水平前翼就会在飞行控制计算机的指令下自动作相应的偏转，产生等值、反向的俯仰力矩以保持迎角不变(即自动进行俯仰轴力矩配平)，在整个控制过程中，驾驶杆和杆位移都不发生变化，由于这种运动方式飞机无需改变迎角便可上升或下降，所以适用于俯仰姿态的修正。在飞机横向平移过程中，飞行控制计算机还会指令襟副翼偏转，产生适当的偏转力矩和滚转力矩，以保持飞机的机头方向和水平姿态不变。
◎X-31A的动力装置与推力矢量设计：
推力矢量技术是指通过偏转发动机喷流的方向获得额外操纵力矩的技术。普通飞机通常在小迎角下飞行和作战，在这种状态下飞机的机翼和尾翼都能够产生足够的升力，因此其操纵面的效率足以保证飞机机动的需要；当飞机迎角增大时，由于气流分离等因素的影响，飞机升力面将不能产生足够的升力以保持对飞机姿态的控制，此时即使飞机发动机工作正常，也无法使飞机在空中保持平衡。然而当飞机采用
（俯仰）推力矢量技术之后，由于发动机喷管了上下偏转，这样产生的推力可不通过飞机的重心，从而形成可控制飞机俯仰姿态的俯仰力矩，此时推力就发挥了和飞机升降舵相同的作用（它们的本质区别在于前者是一种直接力控制手段）。由于推力的产生只与发动机有关系，所以只要发动机能在超过失速迎角的条件下工作，推力就能够为飞机提供配平力矩（但若要在此状态下保持稳定飞行，则要求机翼此时仍能产生足够升力）。
采用推力矢量技术后，飞机由这种直接力控制方式提供的控制力矩不受飞机本身姿态的影响，可以保证飞机在操纵舵面几近失效的低速、大迎角条件下利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞机机动，第四代战斗机基本的4S要求中包括“超机动性”（其它3S为隐身、超音速巡航和短距起降），因此推力矢量技术是第四代战斗机的重要技术特征之一。
目前，推力矢量技术已经发展出现许多不同的形式，主要包括折流瓣式偏折喷口、二元推力矢量喷管和元维推力矢量喷管这三种，其中二元推力矢量喷管无法提供偏航控制力矩，而三元推力矢量喷管可向任意方向推进，提供飞机任意方向的推力矢量，但其喷口设计复杂，目前仍是许多国家的研究重点。
X-31A采用的是折流瓣式偏折喷口，3块碳-碳导流叶片绕发动机圆周对称配置，每枚导流叶片的受高温区都包敷着碳化硅面层，且均由单独的致动装置驱动。1号叶片正好处于垂直尾翼的下面，由于它靠近抗螺旋伞，故仅限于向外偏转7度。2号和3号导流叶片位于机身的下半部中间位置，把它们打开到60度的最大外侧位置时可充当减速板使用。通过偏转导流叶片来提供俯仰和偏航所需的控制力。最大偏转角度为35度，但由于它不像二维和三维推力矢量喷管那样“包覆”住喷流，所以在大多数情况下最大只能将气流方向改变而15度，而在某些低能量状态以及发动机尾喷口面积较小的情况下气流改变还达不到15度。导流叶片的液压驱动器理论上可使叶片达到80度/秒的最大偏转角速度，但是X-31A飞控软件将每枚叶片的偏转角速度上限设置在60度/秒，这是因为大迎角飞行时飞机各个液压操纵面均要产生动作，能分配给导流叶片做偏转的液压动力并不足以达到80度/秒的偏转角速度。X-31A的导流叶片与尾喷流的偏转角速度之比大致为1.5比1，因此其推力矢量的偏转角速度最大可达40度/秒。
X-31A导流叶片偏转角度大小是与可用推力成反比（这是显然的,因为低能量情况下要产生等量的控制力矩，导流叶片就必须偏转更大的角度以使尾喷流方向改变得更多）。在X-31A得飞控系统中，推力由发动机尾喷口面积，油门杆角度(PLA)与发动机增压比来进行估算，这种估算的准确性对推力矢量控制系统的输出—即燃气舵的偏转量是至关重要的，因为如果推力估算过大将使导流叶片的偏转不到位，达不到机动动作的要求，甚至可能使飞机陷入危险；反之就将导致偏转过量，产生不希望的动作。当不需要推力矢量时，飞行控制系统由发动机尾喷口面积与发动机增压比计算出尾喷口羽状气流边界的大小，并据此将导流叶片调整到尾喷流边界处，以确保在必要时燃气舵的偏转能够及时得产生所需的矢量推力。
X-31A的这种推力矢量控制方式的缺点是相当明显的，首先它的导流叶片在同时偏转26度以上可能发生相互碰撞，因而必须在控制软件中做适当的设置，这和尾喷口羽状气流边界的计算一样，导致该机推力矢量的控制律和与飞行控制系统的结合相当复杂（控制律和与飞行控制系统的结合是推力矢量控制能够实用的最关键因素之一），如果采用二元或者三元推力矢量喷口的话这些问题就可以到得到很好的解决；其次是导流叶片本身的使用能力问题，试验发先若在F404-GE-400发动机稳定运转30秒后将燃气舵内偏5度，仅仅10秒后导流叶片就必须外转10度（即转到尾喷口外侧5度）冷却15秒才能再次使用；最后是折流瓣式偏折喷口的固有缺点—推力损失问题，X-31A在导流叶片的偏转角度超过10度时推力开始明显损失，偏转至25度时推力将损失700千克左右（1600磅）。尽管推力矢量控制方式有种种缺点，但它并不妨碍X-31A做出许多匪夷所思的超大迎角机动动作，并在与现役高机动战斗机进行模拟空战时取得极高的获胜率。
X-31A装单发美国通用电气公司双转子加力F404-GE-400涡扇发动机，加力推力71.17千牛（7 255千克） ，设计推重比为1.3。进气道位于腹部，在大迎角飞行时由于前机身促使气流转向，降低了进气道的局部迎角，改善了发动机在大迎角下的工作条件；X-31A的腹部进气道是不可调的，一方面可以减轻重量以提高推重比，另一方面尽管固定式进气道在跨音速时由于总压恢复下降而导致发动机可用推力下降，但这对于超机动飞行影响不大，因为在较大迎角机动时飞机一般在负的单位剩余功率下飞行，阻力比飞机的可用推力本来就要大得多，而且它是是一种瞬时状态，因此发动机推力的下降无甚影响。
◎X-31A飞行控制系统与控制律：
如前所述，推力矢量技术运用的最大难点之一是控制律，X-31A不仅充分证实了推力矢量控制在提高战斗机机动性和战斗力的作用，同时也在控制律设计方面取得了成功，因此可为第四代战斗机的推力矢量设计和现役战斗机的推力矢量改进提供宝贵财富。
X-31A飞机是一架带有鸭式布局的纵向不稳定三角翼飞机。主气动力控制面在纵轴上是对称的后缘襟翼与鸭翼，横航向轴是差动后缘襟翼与方向舵。此外，推力矢量系统可在低速和过失速飞行期间用于补充气动力操纵效能的不足。
X-31A飞行控制系统是一种全权限数字电传操纵系统。它由三台飞行控制计算机（每台有两个CPU）组成，并受一台称为在线断路器的飞行控制计算机支持。它与其它三台控制计算机一样，但只有一个CPU，一旦发现第二个故障时，它能够选择健全的通道，给出四余度系统可靠性。
俯仰操纵杆位置在飞行控制率中标定为-1.0（最大推杆）到+1.5（最大拉杆）。这个位置直接对应于迎角或过载指令。在低动压飞行状态时，飞行控制率处于迎角指令模态。在此模态中-1.0的指令对应-10度的迎角，+1.0对应+30度的迎角，而+1.5则对应于+70度迎角。若过失速被禁止，迎角指令则被限制为+30度。在+1.0时驾驶杆人感系统的力卡销给飞行员提供他是否已拉到过失速区的信息，此外，如果过失速一种或者多种先决条件不再给予满足，或者一旦出现故障，迎角指令自动降低到30度。在大动压情况下，-1.0对应大约-2.4G，而+1.0指令则是7.2G，拉过卡销并不改变7.2G的最大指令（这是飞机的最大载荷极限）。在这两种指令系统之间的转换发生在30度的迎角产生最大7.2G的过载的飞行状态。这大约是380磅/平方英尺。只有飞机处于在迎角指令模态时，过失速飞行才是可能的。
在飞行控制率中滚转杆位置定标是从—1（左侧最大位置）到+1（右侧最大位置）。根据飞行状态不同计算最大风轴滚转角速度，在小迎角和高动压时高达240度/秒。最大滚转速率按飞行状态定标，这种定标应使有效控制效能尽可能多地用于稳态滚转，留出足够的控制效能用于稳定和防止失控过渡。
驾驶员可以接通和断开推力矢量系统，一旦出现故障，推力矢量被自动地断开，飞行控制软件使气动控制面得到附加指令，产生的总力矩与矢量推力产生的相同。只要能得到足够的气动力控制效能，有无推力矢量工作时的力矩没有差别。在过失速时一旦推力失量出现故障，便得不到足够的偏航力矩，在这种情况下应使侧滑尽可能的低。此外，滚转性能也随着推力矢量断开而降低。出于安全的原因，起飞和着陆时推力矢量自动禁止。
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