產生背景
第三代戰鬥機的特點在於逐步實現系統綜合化，即一種飛機作為基本平台，通過航電設備和武器系統的不斷改進成為多功能的空中作戰平台，其中包括先進的脈衝都卜勒雷達和可在視距外發射的空空飛彈，這使重視亞、跨音速區域機動格鬥性能的設計思想受到第一次質疑：如果戰機能使用中距空空飛彈在視距外消滅敵機，那么近距格鬥中的高機動性又能起到什麼作用呢？然而人們很快便發現現有中距空空飛彈並無法確保在足夠的距離上可靠地消滅所有敵機，最後的勝負往往還是需要通過近距格鬥進行，於是，突破了第三代戰鬥機基本氣動設計技術的先進國家之間開展了新一輪增強戰鬥機機動性能的技術競爭。
近距格鬥對戰鬥機最主要的要求是具有高的瞬時機動能力（含高的最大瞬時盤鏇角速度、高加減速能力等），不僅能在進行攻擊時快速地將自身的軸線指向攻擊方向，還能將自己始終處於對手轉彎半徑的內側，以率先進入攻擊位置並先敵開火。如果依靠常規的控制舵面，飛行員可以控制飛機的俯仰角速度（通過推/拉操縱桿控制升降舵偏角實現）、滾轉角速度（通過壓桿控制副翼偏轉角實現）、偏航角速度（通過蹬方向舵或方向舵偏角實現）、縱向加速度（通過油門桿和減速板操縱實現），但是垂直加速度和橫向加速度卻不能很好地控制，因此為進一步提高飛機機動性能，有必要使飛機在這兩個自由度上具有有效的控制能力，這就是所謂的“非常規機動”。
非常規機動的技術實現有“直接力控制機動”(DFCM)和“過失速機動”(PSM)兩種（當然兩者也可以結合起來），前者是指在不改變飛機飛行姿態的情況下，通過適當操縱面直接提供附加的升力或側力，使飛機作垂直方向或側向的平移運動來改變飛機的航跡，目前不少主動控制技術(ACT)/隨控布局(CCV)飛機均已具有這種能力，它們通常都採用氣動操縱面來實現直接力控制，如採用前後緣襟翼對稱偏轉、水平鴨翼對稱偏轉加上後緣襟翼偏轉等方法實現飛機保持水平姿態的上升或下降，採用方向舵結合飛機重心前的偏航控制面實現側向平移等，然而試驗證明這種依賴常規空氣舵面的控制方式效果並不顯著，因此人們開始把眼光集中到“過失速機動”上來。
在傳統的飛行理論中，飛機的迎角是不能夠超過失速迎角的，否則就會失速，進入尾鏇甚至墜毀。而且研究表明，典型戰鬥機在中等到大迎角時的不穩定度和偏航力矩很大，這種不穩定主要來自於諸如機頭附近的輕微缺陷和機體運動中受到小擾動之類因素造成的前機身不對稱尾跡。此外，雖然靜態產生的流場能使人們對大迎角飛行的空氣動力複雜性得到一些了解，但這些情況並不能精確表征在急劇動態機動飛行過程中所預期的種種影響。翼面在運動過程中渦破裂變化的位置變化導致機翼上的壓力發生很大的變化，這一特性稱為動態失速，如果飛機的控制系統基於靜態要求，則動態失速對這些飛機的穩定性和操縱性的影響將是很嚴重的。隨著現代航空科技的發展，特別是隨著以下幾種關鍵技術的出現，突破這種一度無法突破的失速邊界已成為可能，這些技術包括： （A）能達到最大性能的大推重比飛機設計；
（B）採用空氣噴氣推進的多軸推力矢量能力；
（C）先進數字式飛行控制系統，能有效綜合機體和推進系統控制從而在整個擴展的飛行包線內實現“無憂慮”操縱。
80年代初，聯邦德國的赫布斯特(Wolfgang Herbst)首先提出過失速機動的概念，即飛機從常規飛行狀態，拉桿作大角度躍升使迎角達到失速迎角（對大多數戰鬥機約在30°～40°），並在減速過程中使迎角達到70°，在速度非常小的狀態下，迅速改變飛機速度矢量和機頭指向的一種機動形式。一般說來飛機的最大瞬時盤鏇角速度在馬赫數0.4～0.6之間最大，所以要在格鬥中爭取優勢，就要求飛機能從最大馬赫數儘快地減速至中、低速度，而飛機在進行過失速機動時，由於大迎角下自身受到的氣動阻力較大，飛機的速度可以迅速降低。當速度下降到每小時幾十公里時，飛行員控制飛機繞立軸、橫軸或縱軸進行鏇轉，從而可使機頭快速指向任意方向，隨後推桿減小迎角從過失速狀態下退出，進行俯衝增速並恢復到常規飛行狀態。在過失速狀態下飛機的瞬時盤鏇角速度比常規機動瞬時盤鏇角速度可以提高一倍左右，機頭快速指向攻擊方向後，便有可發射具有全向攻擊和大離軸攻擊能力先進格鬥飛彈對敵方進行攻擊。
1986年6月，美國和當時的聯邦德國政府簽訂了一份關於聯合進行“增強戰鬥機機動性”(EFM)計畫研究的諒解備忘錄，該計畫由美國國防高級研究計畫局(DARPA)牽頭，聯邦德國國防部的技術計畫部門以技術合作的方式參與該計畫，為該計畫的發展的研究機就是大名鼎鼎即X-31A“增強戰鬥機機動性”驗證機。該機主要用來研究提高近距空戰格鬥能力的方法，的基本目標是要進入當時的戰鬥機還不敢涉及的失速後的飛行包線，讓飛機能夠在很大的迎角和很低的速度下飛行，使其具有更高的轉彎角速度，即具備“過失速機動”性能，以此獲得空戰格鬥中的戰術優勢。
試飛過程
X-31A的試飛工作由美國海軍試飛中心與美國航空航天局負責，其試飛主要包括“增強戰鬥機機動性”驗證、準無尾飛行測試和短距起落三大內容，具體情況如下：
◎“增強戰鬥機機動性”驗證：
X-31A的1號機和2號機分別在1990年10月和1991年1月實現首飛。1991年2月首次試驗了推力矢量控制，同年5月首次進行全程推力矢量試驗。這些飛行測試均在羅克韋爾的帕姆代爾飛行試驗基地進行的。
1992年2月，應美國國防高級研究計畫局(DARPA)的要求，X-31飛機和飛行試驗計畫從帕姆代爾飛行試驗基地轉移到美國航空航天局(NASA) 德雷頓飛行研究中心。由於增加了NASA的工作人員和設施，又有美國空軍飛行試驗中心的參與，該計畫開始準備其最複雜的，技術要求最高最嚴的過失速包線擴展階段，過失速飛行的一系列重大成就就是在這開始取得的。1992年9月6日，由海軍試飛員艾爾.格羅夫斯在35000英尺高度完成了為時45秒的持續70度最大迎角下的配平穩定飛行。並在同一天實現了在70度迎角下圍繞飛機速度矢量做舵面全偏轉、1G過載速度矢量滾轉。11月6日，過失速包線擴展的初始階段結束，該階段工作中遇到的主要問題在兩個方面：一方面由於過失速機動需要相當大的俯仰桿力，桿力範圍為15-22.5lb，而且根據指令程式的編排，1mm的駕駛桿名義上相當於1度迎角，這就要求飛行員雙手操縱駕駛桿和注意力高度集中；另一方面，由於機頭上產生的縱向渦引起持續1G減速機動中發生橫向不對稱性，不對稱性在45度-55度的迎角範圍內最強，對機頭外形不大的不對稱性極為敏感，這些渦的組合影響產生偏航角，使控制系統不能產生解決該問題足夠的控制效能，通過採用砂紙狀的“砂帶”貼在機頭的不同部位，從而促成較高的對稱度，取得了較好的成效；
1993年2月25日，德國政府試飛員卡爾。蘭首次成功完成了全套赫布斯特機動動作。首先，促使動態進入達到最大迎角（70度迎角）。隨著飛機平飛落入相對風中，飛機就起著其本身的減速板的作用。當飛機減速時，飛行員開始操縱飛機繞速度矢量鏇轉-一直沿航跡方向鏇進，直到航向改變180度為止。在機頭和航跡的方向與初始方向相反時，就如同飛機“卸載”一樣，利用X-31飛機的高推重比能力把飛機加速到恢復高速狀態。進入開始於30000英尺，速度為M0.4。所得到的減速和盤鏇歷時11s,飛機完成機頭轉向180度。加速並恢復水平飛行狀態需要32s，所得到的盤鏇半徑是475ft（而相同的常規盤鏇半徑約為2500ft）。這一機動動作是常規飛機空氣動力特性所無法達到的。為紀念提出過失速機動概念的赫布斯特(Wolfgang Herbst)，這個具有劃時代意義的機動動作被命名為“Herbst機動”；同年11、12月期間X-31A實現了馬赫數1.28的超音速飛行。1993年是“增強戰鬥機機動”計畫的高潮，X-31A在這一年中同時創造了驗證飛機一年試飛160次和一個月試飛21次的試飛記錄；
1994年3月1日NASA完成了X-31A近距格鬥性能的綜合評估；
1995年1月19日，X-31A的1號機在完成大約43分鐘測試飛行後的返回途中，空速管在20 000英尺（6 096米）的高度產生結冰，導致飛機飛控系統無法準確讀出大氣壓力數據而誤以為飛機處於低速飛行，在其控制下，飛機突然產生劇烈震動，迎角驟然增加到90度，該機試飛員—來自聯邦德國的卡爾。蘭被迫彈射出駕駛艙，飛機墜毀在愛德華茲空軍基地以北的無人沙漠地帶，沒有導致人員傷亡；
1995年上半年，X-31A完成全部“增強戰鬥機機動性”驗證計畫的內容。
◎ 戰術評估：
雖然X-31飛行試驗計畫的大部分集中在驗證過失速狀態下的敏捷性，但是衡量該機成功與否的根本尺度還是要看其在近距格鬥中的價值。在1993年11月到1994年2月期間，在美國航空航天局德雷頓飛行研究中心將X-31A與F/A-18進行了1對1的戰鬥模擬，多數交戰是以中立初始條件（低空告訴和低空超高速）飛行的，交戰的結果是令人注目的。具有過失速飛行能力的飛機獲勝64次，交換比為32：1，其它4次平局主要是由於交戰經過90秒未分出勝負或者其中一架飛機降低到13000FT無遮掩易受攻擊高度以下因而只好以平局宣告結束。為了增加採用過失速在近戰中重要性的了解，為了保證不以某種方式給X-31A飛機帶來競爭性的常規優勢而把X-31A飛機限定在其常規性能（即不使用推力矢量且最大迎角為30度）與從中立條件與F/A-18作戰時，F/A-18在16次交戰中勝12次，X-31A飛機交換比為1：3。
可見，在中立情形下，過失速戰術對獲得優勢會很有效，但是由於過失速戰術伴隨著高能量損失和可能發生負作用，所以不應該長時間使用，飛行員應保證用能量損失換取擊毀敵機。
◎準無尾飛行測試：
垂直尾翼是組成飛機的大部件中唯一可提供航向靜穩定力矩的部件，其它部件如機身起航向靜不穩定作用，所以垂尾在航向靜穩定性中起著十分重要的作用，有的高速飛機為保證航向靜穩定性把垂尾和方向舵做得很大，但這使飛機阻力和重量增加，且加大飛機縱向配平難度；採用雙垂尾儘管在一定程度上可解決這個問題，但它與單個大面積垂尾一樣將嚴重降低飛機側向隱身性能。由於理論上推力矢量可用來取代垂直尾翼進行航向控制，這便為利用X-31A進行這方面的試驗提供了可能。
1994年，在成功完成過失速機動技術驗證之後，NASA在X-31A上安裝了改進的飛控軟體，開始著手驗證無尾飛機使用推力矢量進行穩定操作的可行性。由於並不是全部去除垂尾，而是在測試時還保留一部分垂尾，因此叫做準無尾測試。準無尾測試計畫分兩階段進行，第一階段在38 000英尺(約11 582米)高度以馬赫數1.2進行飛行測試，在此階段所做的機動動作包括滾轉與偏航耦合控制、30度傾斜滾轉、2g過載轉彎等；第二階段包括兩個飛行任務：逼近地面目標與飛行對地攻擊剖面，此時發動機所提供的推力較小，要求推力矢量能快速偏轉角度，這也是在低能量狀態下第一次使用推力矢量作為主要控制手段來控制飛機的飛行。準無尾測試顯示了無垂尾飛機在減少重量、飛行阻力和雷達散射截面積(RCS)等方面的優越性，證明了取消垂尾、改用推力矢量控制的可行性，對現有飛機的改進與未來軍民用飛機的設計具有借鑑作用。
◎極短距起降驗證(ESTOL)：
使用推力矢量技術的飛機不僅其機動性大大提高，而且還具有前所未有的短距起落能力，這是因為使用推力矢量技術的飛機的超環量升力和推力在升力方向的分量都有利於減小飛機的離地和接地速度，縮短飛機的滑跑距離。另外，由於推力矢量噴管很容易實現推力反向，飛機在降落之後的制動力也大幅提高，因此著陸滑跑距離更加縮短了。2000年為研究“矢量無尾”項目（VECTOR）而重新使用了X-31A飛機，並於2001年2月24日到4月6日進行了功能飛行試驗。VECTOR技術計畫為引導極短距起降控制無尾操作研究計畫，該計畫的目的就是通過利用綜合推力矢量控制，探究X-31A試驗機極短距起降能力。
設計特點
X-31A的設計方案是在美國的HiMAT高機動遙控研究機項目和德國航宇公司TKF-90項目的研究成果基礎上提出的，方案設計從1986年底開始，1987年8月完成，共製造了兩架飛機（稱為1號機和2號機）。其中氣動外形及結構設計由美國羅克韋爾國際公司負責，飛行控制系統及進氣道的設計則由德國航宇公司（戴姆勒-賓士航宇公司）負責。
◎X-31A的氣動布局設計：
X-31A採用鴨式布局，主翼為雙三角形下單翼。我們知道，三角翼的通常具有小展弦比和大後掠角，具有跨音速氣動特性良好，隨著飛行馬赫數變化氣動中心的移動小，此外有較好的強度、剛度和重量特性，已被超音速飛機廣泛採用；但是，對於X-31A而言，三角翼相對於平直機翼和普通後掠翼最大優勢是失速迎角大，在大迎角飛行時能仍能保持較大的升力，因此三角翼的選擇對X-31A的超音速飛行和大迎角機動是非常適合的。當然三角翼也有其固有的一些缺點，比如三角翼“升力係數—迎角”曲線斜率低，即在一定迎角範圍內，其升力係數隨迎角的增大增加得比較緩慢，因此對飛機的亞音速飛行性能和著陸、起飛性能都帶來不利影響。此外，在迎角較大時將產生強烈的下洗氣流，這將對平尾在大迎角下配平性能得發揮產生不利影響，這是X-31A採用鴨式布局的原因之一。其主翼內外側後掠角不同，內段1/4弦線後掠角為48°6ˊ，外段機翼1/4弦線後掠角為36°36ˊ，可兼顧高低速飛行性能，比一般的三角翼具有更好的大迎角飛行性能。 此外，X-31A機翼還採用了氣動扭轉和幾何扭轉，以防止大後掠角時翼尖失速，而主翼採用下單翼布置則是考慮到主翼與鴨式布局前翼的相互影響。
X-31A的鴨翼為全動式，偏轉角範圍是-55度（前緣向下）到+20度。當X-31A做大強度的機動動作如上仰、小半徑盤鏇時，鴨翼和主翼上都會產生強大的渦流，兩股渦流能在主翼上相互耦合和增強，產生比常規布局更強的升力。除了提高升力外，鴨翼還用於改善跨音速過程中安定性急劇下降的問題，同時也可減少飛機的配平阻力(有利於超音速空戰)，此外，鴨翼還可在降落時偏轉一個很大的負角，起到減速板的作用。鴨式布局的難點是鴨翼位置的選擇以及大迎角俯仰力矩上仰的問題。因鴨翼產生的升力在重心之前，俯仰力矩在大迎角時上仰嚴重，對於無尾飛機而言，如何保證在大迎角具有足夠的低頭力矩成為難題，X-31A由於推力矢量技術的套用，使該問題得以解決。
X-31A機翼的平均上反角為0度，翼型採用羅克韋爾國際公司的跨音速翼型，相對厚度為5.5%。機翼上反角具有橫向靜穩定的作用，而飛機的穩定性與機動性是相互對立的，穩定性好則意味著機動性差，這便是X-31A取0度上反角的理由；翼型相對厚度的選擇主要考慮阻力的影響，亞音速狀態下對阻力影響不大，但在跨音速時波阻增加大約與相對厚度的平方成正比，因此應儘量選擇相對厚度較小的翼型，但不能太小，否則影響結構高度及機翼的可用容量，所以超音速戰鬥機機翼相對厚度一般在4%～6%之間。可見X-31A的翼型可保證它在低速大迎角機動和超音速飛行時都具有較低的阻力。
X-31A機翼前緣布置有兩段前緣襟翼，後緣有兩段襟副翼（用於增升和進行滾轉控制）。前緣襟翼當X-31A大迎角機動動作時可將其向下偏轉，這樣大大減小了機翼前端的局部迎角。可對前方來流進行導流，保證機翼前緣氣流不分離，防止過早發生失速。此外，飛行員可通過飛行控制計算機操縱直接按鈕，同向偏轉襟副翼，如果產生附加的俯仰力矩，水平前翼就會在飛行控制計算機的指令下自動作相應的偏轉，產生等值、反向的俯仰力矩以保持迎角不變(即自動進行俯仰軸力矩配平)，在整個控制過程中，駕駛桿和桿位移都不發生變化，由於這種運動方式飛機無需改變迎角便可上升或下降，所以適用於俯仰姿態的修正。在飛機橫向平移過程中，飛行控制計算機還會指令襟副翼偏轉，產生適當的偏轉力矩和滾轉力矩，以保持飛機的機頭方向和水平姿態不變。
◎X-31A的動力裝置與推力矢量設計：
推力矢量技術是指通過偏轉發動機噴流的方向獲得額外操縱力矩的技術。普通飛機通常在小迎角下飛行和作戰，在這種狀態下飛機的機翼和尾翼都能夠產生足夠的升力，因此其操縱面的效率足以保證飛機機動的需要；當飛機迎角增大時，由於氣流分離等因素的影響，飛機升力面將不能產生足夠的升力以保持對飛機姿態的控制，此時即使飛機發動機工作正常，也無法使飛機在空中保持平衡。然而當飛機採用
（俯仰）推力矢量技術之後，由於發動機噴管了上下偏轉，這樣產生的推力可不通過飛機的重心，從而形成可控制飛機俯仰姿態的俯仰力矩，此時推力就發揮了和飛機升降舵相同的作用（它們的本質區別在於前者是一種直接力控制手段）。由於推力的產生只與發動機有關係，所以只要發動機能在超過失速迎角的條件下工作，推力就能夠為飛機提供配平力矩（但若要在此狀態下保持穩定飛行，則要求機翼此時仍能產生足夠升力）。
採用推力矢量技術後，飛機由這種直接力控制方式提供的控制力矩不受飛機本身姿態的影響，可以保證飛機在操縱舵面幾近失效的低速、大迎角條件下利用推力矢量提供的額外操縱力矩來控制飛機機動，第四代戰鬥機基本的4S要求中包括“超機動性”（其它3S為隱身、超音速巡航和短距起降），因此推力矢量技術是第四代戰鬥機的重要技術特徵之一。
目前，推力矢量技術已經發展出現許多不同的形式，主要包括折流瓣式偏折噴口、二元推力矢量噴管和元維推力矢量噴管這三種，其中二元推力矢量噴管無法提供偏航控制力矩，而三元推力矢量噴管可向任意方向推進，提供飛機任意方向的推力矢量，但其噴口設計複雜，目前仍是許多國家的研究重點。
X-31A採用的是折流瓣式偏折噴口，3塊碳-碳導流葉片繞發動機圓周對稱配置，每枚導流葉片的受高溫區都包敷著碳化矽面層，且均由單獨的致動裝置驅動。1號葉片正好處於垂直尾翼的下面，由於它靠近抗螺鏇傘，故僅限於向外偏轉7度。2號和3號導流葉片位於機身的下半部中間位置，把它們打開到60度的最大外側位置時可充當減速板使用。通過偏轉導流葉片來提供俯仰和偏航所需的控制力。最大偏轉角度為35度，但由於它不像二維和三維推力矢量噴管那樣“包覆”住噴流，所以在大多數情況下最大只能將氣流方向改變而15度，而在某些低能量狀態以及發動機尾噴口面積較小的情況下氣流改變還達不到15度。導流葉片的液壓驅動器理論上可使葉片達到80度/秒的最大偏轉角速度，但是X-31A飛控軟體將每枚葉片的偏轉角速度上限設定在60度/秒，這是因為大迎角飛行時飛機各個液壓操縱面均要產生動作，能分配給導流葉片做偏轉的液壓動力並不足以達到80度/秒的偏轉角速度。X-31A的導流葉片與尾噴流的偏轉角速度之比大致為1.5比1，因此其推力矢量的偏轉角速度最大可達40度/秒。
X-31A導流葉片偏轉角度大小是與可用推力成反比（這是顯然的,因為低能量情況下要產生等量的控制力矩，導流葉片就必須偏轉更大的角度以使尾噴流方向改變得更多）。在X-31A得飛控系統中，推力由發動機尾噴口面積，油門桿角度(PLA)與發動機增壓比來進行估算，這種估算的準確性對推力矢量控制系統的輸出—即燃氣舵的偏轉量是至關重要的，因為如果推力估算過大將使導流葉片的偏轉不到位，達不到機動動作的要求，甚至可能使飛機陷入危險；反之就將導致偏轉過量，產生不希望的動作。當不需要推力矢量時，飛行控制系統由發動機尾噴口面積與發動機增壓比計算出尾噴口羽狀氣流邊界的大小，並據此將導流葉片調整到尾噴流邊界處，以確保在必要時燃氣舵的偏轉能夠及時得產生所需的矢量推力。
X-31A的這種推力矢量控制方式的缺點是相當明顯的，首先它的導流葉片在同時偏轉26度以上可能發生相互碰撞，因而必須在控制軟體中做適當的設定，這和尾噴口羽狀氣流邊界的計算一樣，導致該機推力矢量的控制律和與飛行控制系統的結合相當複雜（控制律和與飛行控制系統的結合是推力矢量控制能夠實用的最關鍵因素之一），如果採用二元或者三元推力矢量噴口的話這些問題就可以到得到很好的解決；其次是導流葉片本身的使用能力問題，試驗發先若在F404-GE-400發動機穩定運轉30秒後將燃氣舵內偏5度，僅僅10秒後導流葉片就必須外轉10度（即轉到尾噴口外側5度）冷卻15秒才能再次使用；最後是折流瓣式偏折噴口的固有缺點—推力損失問題，X-31A在導流葉片的偏轉角度超過10度時推力開始明顯損失，偏轉至25度時推力將損失700千克左右（1600磅）。儘管推力矢量控制方式有種種缺點，但它並不妨礙X-31A做出許多匪夷所思的超大迎角機動動作，並在與現役高機動戰鬥機進行模擬空戰時取得極高的獲勝率。
X-31A裝單發美國通用電氣公司雙轉子加力F404-GE-400渦扇發動機，加力推力71.17千牛（7 255千克） ，設計推重比為1.3。進氣道位於腹部，在大迎角飛行時由於前機身促使氣流轉向，降低了進氣道的局部迎角，改善了發動機在大迎角下的工作條件；X-31A的腹部進氣道是不可調的，一方面可以減輕重量以提高推重比，另一方面儘管固定式進氣道在跨音速時由於總壓恢復下降而導致發動機可用推力下降，但這對於超機動飛行影響不大，因為在較大迎角機動時飛機一般在負的單位剩餘功率下飛行，阻力比飛機的可用推力本來就要大得多，而且它是是一種瞬時狀態，因此發動機推力的下降無甚影響。
◎X-31A飛行控制系統與控制律：
如前所述，推力矢量技術運用的最大難點之一是控制律，X-31A不僅充分證實了推力矢量控制在提高戰鬥機機動性和戰鬥力的作用，同時也在控制律設計方面取得了成功，因此可為第四代戰鬥機的推力矢量設計和現役戰鬥機的推力矢量改進提供寶貴財富。
X-31A飛機是一架帶有鴨式布局的縱向不穩定三角翼飛機。主氣動力控制面在縱軸上是對稱的後緣襟翼與鴨翼，橫航向軸是差動後緣襟翼與方向舵。此外，推力矢量系統可在低速和過失速飛行期間用於補充氣動力操縱效能的不足。
X-31A飛行控制系統是一種全許可權數字電傳操縱系統。它由三台飛行控制計算機（每台有兩個CPU）組成，並受一台稱為線上斷路器的飛行控制計算機支持。它與其它三台控制計算機一樣，但只有一個CPU，一旦發現第二個故障時，它能夠選擇健全的通道，給出四餘度系統可靠性。
俯仰操縱桿位置在飛行控制率中標定為-1.0（最大推桿）到+1.5（最大拉桿）。這個位置直接對應於迎角或過載指令。在低動壓飛行狀態時，飛行控制率處於迎角指令模態。在此模態中-1.0的指令對應-10度的迎角，+1.0對應+30度的迎角，而+1.5則對應於+70度迎角。若過失速被禁止，迎角指令則被限制為+30度。在+1.0時駕駛桿人感系統的力卡銷給飛行員提供他是否已拉到過失速區的信息，此外，如果過失速一種或者多種先決條件不再給予滿足，或者一旦出現故障，迎角指令自動降低到30度。在大動壓情況下，-1.0對應大約-2.4G，而+1.0指令則是7.2G，拉過卡銷並不改變7.2G的最大指令（這是飛機的最大載荷極限）。在這兩種指令系統之間的轉換髮生在30度的迎角產生最大7.2G的過載的飛行狀態。這大約是380磅/平方英尺。只有飛機處於在迎角指令模態時，過失速飛行才是可能的。
在飛行控制率中滾轉桿位置定標是從—1（左側最大位置）到+1（右側最大位置）。根據飛行狀態不同計算最大風軸滾轉角速度，在小迎角和高動壓時高達240度/秒。最大滾轉速率按飛行狀態定標，這種定標應使有效控制效能儘可能多地用於穩態滾轉，留出足夠的控制效能用於穩定和防止失控過渡。
駕駛員可以接通和斷開推力矢量系統，一旦出現故障，推力矢量被自動地斷開，飛行控制軟體使氣動控制面得到附加指令，產生的總力矩與矢量推力產生的相同。只要能得到足夠的氣動力控制效能，有無推力矢量工作時的力矩沒有差別。在過失速時一旦推力失量出現故障，便得不到足夠的偏航力矩，在這種情況下應使側滑儘可能的低。此外，滾轉性能也隨著推力矢量斷開而降低。出於安全的原因，起飛和著陸時推力矢量自動禁止。
◎ 頭盔顯示器：
X-31在高達70度的大迎角下進行可控飛行給飛行員帶來了一些潛在的問題。第一個問題是，由於大迎角偏移有時能使飛行員迷失方向，所以第二個問題就是姿態意識 就是武器使用，平視顯示器不能顯示當今複雜武器系統的完整武器包線，因此飛行員在決定使用何種戰術武器時不 事。頭盔顯示器就是用來緩解這樣一些問題的。
發展前景
在X-31A擱置一年之後，2002年5月，由美國海軍和波音公司，和德國聯邦國防科技與採購辦室(BWB)、德國空軍第61試驗中心(WTD)、歐洲航空防禦與航天集團(EADS)、德國航空研究局(DLR)飛行系統科技學院進入VECTOR技術計畫測試的第二個階段。據美《防務日報》報導，美國海軍航空系統司令部(NAVAIR)聲稱,在11月18日的飛行試驗中，X-31在空中“虛擬跑道”上分別以12°和14°攻角進近，之後在第二天的試驗中，飛機以24°攻角進場著陸。X-31 VECTOR試驗機將於明年年初開始實施在實際跑道上的ESTOL著陸試驗，飛機進近攻角最高達24°。VECTOR項目飛行試驗負責人聲稱，X-31裝上EADS提供的高級大氣數據系統(Flush Air Data System，FADS)後，進近攻角將最高可達70°。一旦完成了最後階段的矢量無尾項目試驗，X-31A飛機將用於西班牙ITP公司開發的推進矢量噴管試驗（該推力矢量噴口將用於“歐洲戰鬥機”EF2000，有報導說瑞典也計畫利用X-31A為JAS-39的改進試驗推力矢量噴管）。
