двухдвигательный высокоплан с крылом изменяемой стреловидности, двухкилевым вертикальным оперением, цельноповоротным дифференциально отклоняемым стабилизатором и убираемым в полете шасси. В его конструкции широко используются титановые сплавы (силовые шпангоуты и продольный силовой набор фюзеляжа, силовая балка, лонжероны и панели крыла), а также применяются полимерные композиционные материалы. Экипаж самолета состоит из двух человек: летчик и оператор РЛС.
Фюзеляж самолета — полумонококовой конструкции, технологически разделен на три секции: переднюю, центральную и хвостовую. Силовые шпангоуты, к которым крепятся опоры шасси, двигатели и хвостовое оперение, выполнены из титана, остальные — из стали. В передней секции фюзеляжа расположены отсек РЛС и кабина экипажа с тандемным расположением рабочих мест. Кабина оборудована двумя катапультными креслами Martin-Baker GRU-7A класса «0–0». Рабочее место летчика оснащено органами управления самолетов и двигателями, а рабочее место оператора — специальным джойстиком управления РЛС. Оператор РЛС управляет также навигационным оборудованием, системой госпознавания и станциями постановки помех. Для доступа в кабину по левому борту имеются убираемая в фюзеляж стремянка и две складывающиеся подножки. Кабина закрыта фонарем, состоящим из козырька и откидывающейся вверх — назад крышки. На правом борту фюзеляжа рядом с козырьком кабины располагается штанга топливоприемника, которая в убранном положении закрыта створкой. Под кабиной экипажа находятся отсек пушки (по левому борту) и ниша убранного положения передней опоры шасси, а за кабиной — отсек БРЭО.
Основным силовым элементом центральной секции фюзеляжа является поперечная силовая балка, к которой шарнирно присоединены консоли крыла. Балка представляет собой топливный бак-отсек, разделенный перегородкой. Кроме того, внутри этой секции фюзеляжа находятся еще два топливных бака- отсека, а также агрегаты самолетных систем и блоки оборудования. По бокам центральной секции фюзеляжа располагаются сверхзвуковые регулируемые воздухозаборники прямоугольного поперечного сечения. Между воздухозаборником и бортом фюзеляжа имеется канал для слива пограничного слоя. Воздухозаборники управляются посредством автоматической системы регулирования С8684, которая в зависимости от режима полета отклоняет их створки. В верхней части канала воздухозаборника располагаются три подвижные створки, управляемые каждая отдельными гидроцилиндрами. Две передние створки сочленены между собой, а задняя — автономная. Между второй и третьей створками имеется щель для перепуска воздуха. До чисел 0,5М воздухозаборник максимально открыт (проходное сечение 0,66 м²), а по мере увеличения скорости полета сначала задняя, а затем передние створки отклоняются, обеспечивая стабильность воздушного потока на входе в двигатель.
Хвостовая секция фюзеляжа образована центральным отсеком и двумя мотогондолами. Снизу на мотогондолах закреплены подфюзеляжные гребни. Центральный отсек несет три тормозных щитка: один — на верхней поверхности и два — на нижней. Все тормозные щитки отклоняются на угол до 60°, однако на посадке отклонение нижних щитков ограничено углом 18”. Между нижними щитками располагается тормозной гак. Подвеска гака к фюзеляжу карданная, позволяющая ему вращаться в вертикальной плоскости и отклоняться в стороны на угол до 26°.
Крыло самолета состоит из неподвижного центроплана, интегрированного с центральной секцией фюзеляжа, и двух подвижных консолей. Внутри центроплана размещаются две передние аэродинамические поверхности треугольной формы в плане, которые могут выдвигаться в поток и выполнять при этом роль дестабилизатора. Максимальный угол их выдвижения — 15° от линии передней кромки центроплана. Управление этими поверхностями осуществляется по командам от вычислителя воздушных данных посредством гидропривода. Стреловидность центроплана по передней кромке — 68°.
Конструкция консоли крыла — кессонного типа, двухлонжеронная. Кессон является топливным баком. Каждая консоль крепится к силовой балке посредством двух шарниров (верхнего и нижнего), причем при разрушении одного из них конструкция сохраняет свою работоспособность. Аэродинамический профиль консоли — NASA- 64А2; относительная толщина у корня — 10,2 %, у законцовки — 7 %. Угол стреловидности консолей (по передней кромке) в полете меняется в диапазоне 20°-68°. Угловая скорость их перемещения — 7,5 °/с. Консоли поворачиваются с помощью гидромоторов и винтовых преобразователей. Какая-либо механическая синхронизация их положения отсутствует. Управление конфигурацией крыла осуществляется автоматической системой в зависимости от режимов полета либо летчиком вручную, для чего в кабине рядом с РУДами установлена соответствующая ручка. Для уменьшения габаритов самолета при авианосном базировании консолям придается угол 75°.
Консоль крыла по всему размаху оснащена предкрылком и трехсекционным двухщелевым закрылком. Элерон отсутствует. Максимальный угол отклонения предкрылка — 17°, закрылка — 35°. Выпуск механизации возможен при стреловидности крыла не более 50°, причем внутренняя секция закрылка работает только при минимальной стреловидности. Механизация крыла используется не только на взлете и посадке, но и в полете. При этом предкрылки отклоняются на угол до 7°, закрылки — до 10° по сигналам от системы CADC (central air-data computer). На верхней поверхности консоли расположены четыре секции интерцепторов, которые используются в полете для управления самолетом по крену (совместно со стабилизатором) и непосредственного управления подъемной силой, а также на посадке как тормозные щитки. Максимальный угол их отклонения — 55°. Внутренние и внешние секции интерцепторов работают независимо друг от друга. При стреловидности крыла более 57° отклонение интерцепторов блокируется.
На центроплане крыла имеются прижимные щитки, прикрывающие щели между центропланом и подвижными консолями. На верхней поверхности заднего отсека фюзеляжа закреплены мешки из специальной ткани, которые надуваются воздухом, отбираемым от компрессора двигателей, и заполняют щели между консолями крыла и фюзеляжем.
Хвостовое оперение состоит из двух килей с рулями направления и цельноповоротного стабилизатора. Стреловидность по передней кромке киля — 47°, стабилизатора — 51°. Руль направления отклоняется на угол ±30°, консоль стабилизатора поворачивается в диапазоне от -35° до +14°. Рули направления, носки и хвостики стабилизатора имеют трехслойную конструкцию с сотовым заполнителем. Обшивка стабилизатора выполнена из бороэпоксидного ПКМ.
Шасси самолета включает двухколесную переднюю и две одноколесные основные опоры. Опоры убираются против полета, при этом колеса основных опор поворачиваются на 90°. Стойки всех опор — телескопического типа, все колеса снабжены дисковыми тормозами и антиюзовыми устройствами. Амортизаторы основных стоек — двухкамерные жидкостно-газовые, обеспечивают безаварийную посадку с вертикальной перегрузкой до +6,5д. Амортизатор передней стойки — однокамерный жидкостно-газовый. Эта стойка оборудована кронштейном крепления к каретке паровой катапульты и механизмом вздыбливания. Передняя опора управляемая — электрогидравлический механизм обеспечивает поворот колес на угол ±70°. Этот же механизм является демпфером шимми. Размер основных колес — 939x292 мм, передних — 559x168 мм, давление в их пневматиках при наземном базировании — 17,23 и 7,38 кг/см², соответственно. При корабельном базировании давление в пневматиках всех колес — 24,61 кг/см².
Силовая установка самолета включает два ТРДДФ Pratt amp; Whitney TF30-P-412/414. Двигатель выполнен по двухроторной схеме: 3-ступенчатый вентилятор и 6-ступенчатый компрессор низкого давления находятся на одном валу с 3-ступенчатой турбиной низкого давления, а 7-ступенчатый компрессор высокого давления — на одном валу с одноступенчатой турбиной высокого давления. Камера сгорания — трубчато- кольцевая с 8 жаровыми трубами. Форсажная камера имеет 5 каскадов форсунок. Реактивное сопло — регулируемое, многолепесткового ирисового типа с переменным сечением. Регулировка створок внутреннего контура сопла осуществляется за счет перемещения управляющего кольца, расположенного вокруг створок. Створки внешнего контура — самоориентирующиеся.
Характеристики двигателя TF30-P-414A: тяга на максимальном/ форсажном режиме — 5600/9500 кгс; удельный расход топлива — 0,69/2,78 кг/кгс-ч, соответственно. Степень двухконтурности — 0,9. Сухая масса двигателя — 1825 кг; длина — 6 м, диаметр — 1,25 м.
Топливная система включает пять внутренних баков-отсеков: два крыльевых (емкостью по 1116 л), передний (2616 л) и задний (2453 л) фюзеляжные баки и расходный бак (1726 л). В качестве расходного бака используется внутреннее пространство силовой балки, разделенное перегородкой на левую и правую половины. Правый крыльевой и передний фюзеляжный баки питают топливом правый двигатель, а левый
