Самолет ХС-142А представляет собой моноплан с высокорасположенным крылом, четырьмя ТВД и трехопорным шасси. Самолет спроектирован с использованием опыта разработки экспериментального СВВП Хиллер Х-18.
Фюзеляж цельнометаллический, полумонококовой конструкции, с небольшим удлинением, имеет прямоугольное сечение со скругленными углами. Обшивка самолета слоистой конструкции изготовлена из листов алюминия, склеенных с бальзой.
В носовой части фюзеляжа расположена двухместная кабина экипажа с большой площадью остекления. Кабина оснащена стандартным оборудованием. Сиденья летчиков катапультные, разделяются необычно широкой консолью с приборами. Предусмотрено третье откидное сиденье для командира экипажа или командира десантной группы. Кабина оснащена двойным комплектом управления. Рычаги управления обычного типа; дополнительно установлен рычаг управления общим шагом винтов для управления вертикальными перемещениями самолета на режиме висения с кнопкой управления поворотом крыла. Имеется указатель углов поворота крыла.
Грузовая кабина самолета, примыкающая к кабине экипажа, спроектирована с учетом возможности перевозки армейских транспортных средств, легких и средних артиллерийских установок и зенитных пусковых установок. По своим размерам - 9,1x2,3x2,1 м3 - кабина соответствует кабине армейского транспортного вертолета Вертол СН-47А «Чинук». В кабине могут разместиться 32 вооруженных десантника на откидных сиденьях вдоль бортов фюзеляжа, или гаубица калибром 105 мм с тягачом грузоподъемностью 3/4 т, или элементы зенитной установки Рэйтеон «Хоук» общим весом 3600 кг. Для крепления груза в полу кабины предусмотрены специальные швартовочные узлы. Санитарный вариант самолета рассчитан на перевозку 24 раненых на носилках и четырех сопровождающих. Для облегчения погрузки дверь грузового люка в хвостовой части фюзеляжа откидывается вниз, образуя рампу. С правого борта имеется дополнительная дверь.
Демонстрация СВВП ХС-142А для спасения пострадавшего на море
Крыло прямое, трапециевидной формы в плане, с небольшой стреловидностью по передней кромке, неразрезное, двухлонжеронной конструкции, имеет небольшое отрицательное поперечное V и относительное удлинение 8,6. Технологически крыло состоит из трех частей: центроплана кессонной конструкции с постоянным сечением в пределах фюзеляжа и двух консолей. Крыло крепится к фюзеляжу на четырех шарнирах.
При разработке крыла особое внимание уделялось проблеме обеспечения безотрывного обтекания крыла потоком от винтов. Проведенные исследования поворотного крыла показали, что с увеличением его утла атаки на переходных режимах возникает опасность появления на крыле срыва потока. При этом могут возникнуть такие условия, когда крыло достигает критических углов атаки до создания винтами необходимой подъемной силы. Для устранения этих явлений крыло было снабжено мощной системой механизации, состоящей из двухщелевых закрылок по всему размаху и предкрылков на участках, обдуваемых потоком от винтов. Двухщелевые закрылки используются для увеличения подъемной силы на вертикальных режимах и при крейсерском полете с малой скоростью. Секции закрылок на концах крыла могут использоваться также в качестве дополнительных элеронов. Предкрылки должны предотвращать срыв потока на крыле от винтов на переходных режимах. При взлете и посадке крыло должно устанавливаться в вертикальное положение; при отклонении крыла на угол 100° самолет может висеть в воздухе, не перемещаясь при попутном ветре. При повороте крыла в вертикальное положение примыкающие к крылу передняя и задняя панели в верхней части фюзеляжа откидываются вверх на некоторый угол для обеспечения более плавного обтекания центральной части фюзеляжа. Управление поворотом крыла производится с помощью кнопки, расположенной на рычаге управления общим шагом винтов. Скорость поворота крыла может устанавливаться в пределах 1 - 8 °/с.
Привод поворота крыла механический, поворот осуществляется с помощью двойных синхронизированных винтовых домкратов. Выпуск закрылок осуществляется с помощью винтовых домкратов, расположенных в обтекателях на нижней поверхности крыла. В варианте самолета для флота консоли крыла должны складываться для удобства размещения самолета на авианосце или в ангаре. Для этого крыло устанавливается в вертикальном положении, и консоли его отклоняются назад, устанавливаясь параллельно фюзеляжу.
Оперение цельнометаллическое, однокилевое, обычной конструкции, с рулем направления. Вертикальное оперение отличается большими размерами. Конструктивно киль и руль направления состоят из двух частей. Предусмотрена возможность складывания вертикального оперения во время стоянки; при этом верхняя часть оперения откидывается вниз. Нижняя часть киля, выполненная заодно с фюзеляжем, переходит в вынесенную назад хвостовую балку. На кило установлен управляемый горизонтальный неразрезной стабилизатор размахом 8,13 м трапециевидной формы в плане. Для улучшения продольной устойчивости самолета увеличение угла поворота крыла сопровождается одновременным отклонением стабилизатора. Все основные рулевые поверхности на самолете имеют дублированные гидравлические приводы.
На хвостовой балке располагается в горизонтальной плоскости трехлопастный рулевой винт изменяемого шага для продольного управления самолетом на режиме висения и переходных режимах. Хвостовая балка с винтом может складываться влево, чтобы предохранить конструкцию от повреждений во время погрузочно-разгрузочных работ.
Шасси убирающееся, трехопорной схемы, с носовой опорой. Все опоры шасси снабжены сдвоенными колесами с пневматиками низкого давления. Носовая опора убирается, отклоняясь вперед. Колеса главных опор шасси убираются в фюзеляж и закрываются обтекателями. База шасси 6.6 м, колея 5,4 м.
Силовая установка состоит из четырех ТВД Дженерал Электрик T64-GE-1 взлетной мощностью по 2850 л.с., отличающихся малой удельной массой 0,114 кг/л.с. Двигатели установлены в гондолах под крылом, воздухозаборники снабжены фильтрами. ТВД обеспечивают привод четырех воздушных винтов и хвостового винта. В горизонтальном полете ТВД обеспечивают большую избыточную мощность, поэтому для привода винтов используются только два двигателя, на вертикальных режимах полета должны работать все четыре ТВД. Имеется вспомогательная силовая установка, размещенная в обтекателе правой главной стойки шасси.
Топливо содержится в двух топливных баках, впереди и за крылом, расходным является задний бак. Предусматривалась установка дополнительного бака в фюзеляже.
Воздушные винты изменяемого шага, четырехлопастные, конструкции фирмы «Гамильтон Стандарт». Диаметр винтов 4,72 м. Лопасти имеют симметричный профиль; изготовлены из стеклопластика со стальным лонжероном методом склейки. Лопасти рулевого винта аналогичной конструкции. Для устранения гироскопического эффекта и обеспечения более плавного обтекания крыла потоком от винтов левая пара винтов вращается но часовой стрелке в направлении полета, а правая пара - против часовой стрелки.
Система трансмиссии, включающая соединительные валы, редукторы и муфты сцепления, соединяет все четыре двигателя с воздушными винтами и хвостовым винтом. Каждый воздушный винт имеет привод от отдельного двигателя, но все они связаны между собой общим синхронизирующим валом, проходящим в носке крыла и обеспечивающим равномерное распределение мощности между винтами; автоматическое отключение двигателя при выходе из строя выполняется с помощью муфты свободного хода. Два редуктора средних двигателей дополнительно снабжены муфтами сцепления, с помощью которых летчик может отсоединить эти двигатели в крейсерском полете, когда имеется избыточная мощность, или в аварийном случае. При отключении этих двигателей винты устанавливаются во флюгерное положение.
Управление самолетом в горизонтальном полете аналогично управлению обычным самолетом и осуществляется с помощью аэродинамических рулей, рулевой винт застопорен. При переходе из горизонтального на вертикальный режим полета продольное управление переключается от стабилизатора на рулевой винт, поперечное управление - от элеронов на систему дифференциального управления общим шагом винтов и элеронами, находящимися я потоке от винтов. Для обеспечения плавности перехода рабочие диапазоны систем управления на вертикальных и горизонтальных режимах полета перекрываются. Связь органов управления в кабине летчика с поверхностями управления при изменении угла отклонения крыла осуществляется автоматически с помощью механического интегрирующего устройства.