Снизу передней части между шпангоутами 1М и ЗВ. имеется ниша для уборки носовой опоры шасси.

Сварная средняя часть фюзеляжа, как и на МиГ-25. является основным силовым элементом планера, воспринимающим большую часть нагрузок. В средней части фюзеляжа находятся семь топливных баков.

Гаргрот, расположенный сверху средней части фюзеляжа, прикрывает проводку (тросы и жесткие тяги) механической системы управления.

Воздухозаборники с острыми кромками на входе имеют прямоугольное сечение, входные каналы начинаются по бокам фюзеляжа от шпангоута 2 и продолжаются до шпангоута 6. Количество поступающего к двигателям воздуха регулируется нижними створками и верхним горизонтальным клином автоматически в зависимости от высоты и скорости полета.

К хвостовой части крепятся вертикальное и горизонтальное оперение, контейнер для двух крестообразных тормозных парашютов суммарной площадью 50 м² и форсажные камеры двигателей. В хвостовой части в трех теплоизолированных отсеках размещаются некоторые агрегаты топливной, гидравлической систем и системы управления.

КРЫЛО трапециевидной в плане формы с наплывами в корневой части. Установочный угол атаки крыла – 0 град., поперечной V – -5 град. Относительная толщина профилей изменяется от 3.7% в корневой части до 4.48% – на концах плоскостей. В корневой части крыла используются профили с острой кромкой ЦАГИ П44М. в концевой – ЦАГИ П101М. Угол стреловидности крыла по передней кромке – 41 град., стреловидность наплыва – 70 град. Механизация крыла состоит из щелевых закрылков. элеронов и четырехсекционных отклоняемых носков. Углы отклонения элеронов +/-20 град., угол отклонения закрылков – 30 град., угол отклонения носков – 13 град. Силовой набор крыла стоит из трех лонжеронов, нервюр и стрингеров. Консоли крыла крепятся к фюзеляжу в шести точках каждая. На нижней поверхности плоскостей имеются точки подвески пилонов, возможна установка двух пилонов под каждой плоскостью.

Хвостовое оперение состоит из двух вертикальных килей, установленных с развалом наружу под углом 8 град, к плоскости симметрии самолета, цельноповоротного стабилизатора и двух подфюзеляжных аэродинамических гребней (угол развала 12 град.). Кили с рулями направления по конструкции идентичны друг другу. но отличаются расположением радиопрозрачных обтекателей антенн. К хвостовой части фюзеляжа каждый киль крепится в трех точках.

ШАССИ трехопорное, убираемое с помощью гидравлики. Носовая двуколесная опора убирается назад, по полету; на колесах передней стойки установлен грязеотбойный щиток, уменьшающий вероятность попадания при рулежке посторонних предметов в воздухозабоник. Основные опоры оснащены двухколесными тележками, колеса тележек установлены одно за другим со смещением относительно продольной оси тележки; заднее колесо сдвинуто наружу относительно переднего. Основные опоры убираются против полета. Передние створки ниш основных опор являются. также, воздушными тормозами. Все колеса оснащены тормозами. Колея шасси – 3.64 м. база шасси – 7,11 м.

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА включает два двухконтурных турбореактивных двигателя с форсажными камерами Д-30Ф-6 разработки пермского НПО «Авиадвигатель», тяга каждого двигателя 9500 кгс, на форсаже- 15 500кгс, на взлетном режиме – 19 000 кгс: степень двухконтурности равна 3, масса сухого – 2416 кг. На МиГ-31М установлена ТРДДФ Д- 30Ф-6М. Двигатель Д-30Ф имеет пятиступенчатый компрессор низкого давления, десятиступенчатый компрессор высокого давления, трубчато- кольцевую камеру сгорания, двухступенчатые турбины высокого и низкого давления. Максимальная температура газов на входе в турбину составляет 1660 К. Форсажная камера снабжена кольцами, обеспечивающими стабильность горения, сверхзвуковое сопло имеет в расширяющейся части специальные пластинчатые клапаны для впуска воздуха и устранения пульсаций давления в выхлопной струе газов.

Топливо размещается в семи фюзеляжных баках, четырех крыльевых и двух килевых суммарной емкостью 18 300 л. Предусмотрена подвеска двух внешних баков емкостью по 2500 л на внешних подкрыльевых пилонах.

БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ. В состав бортового оборудования входит прицельно-навигационный комплекс. включающий РЛС с фазированной антенной решеткой РП-31 Н007 «Заслон», бортовой вычислитель «Аргон-К», теплопеленгатор 8ТП. навигационную систему КН-21 с двумя инерциальными системами ИС-1-72А и цифровым вычислителем «Маневр», радитехническую систему ближней навигации А-312 «Радикал- НП», радиотехническую систему дальней навигации А-723 «Квиток- 2» и радиосистемы сверхдальней навигации «Тропик» и «Маршрут» (аналоги американских радиосистем «Лоран» и «Омега»), РЛС «Заслон» (диаметр ФАР 1.1 м) может обнаруживать воздушные цели в секторе +/ -70 град, по азимуту и от -60 град, до +70 град, по углу места. Дальность обнаружения цели с ЭПР 5 кв.м (истребитель) – 180 км, дальность автоматического сопровождения – 120 км. РЛС способна одновременно сопровождать до 10 целей и наводить ракеты с радиолокационным полуактивным наведением на четыре из них (в том числе и на фоне земной поверхности), приоритет обстреливаемых целей выбирается вычислителем «Аргон-К». Теплопеленгатор 8ТП, установленный в выдвижном контейнере под носовой частью фюзеляжа. имеет сектор обзора в горизонтальной плоскости – +/- 60 град., в вертикальной – от -15 град, до +6 град.; дальность обнаружения целей теплопеленгатором – 50 км. Теплопеленгатор предназначен для обзора воздушного пространства в пассивном режиме (с выключенной РЛС) и выдачи целеуказания ракетам с тепловыми головками самонаведения. На самолете МиГ-31М установлена РЛС «Заслон-М» с ФАР диаметром 1.4 м.Дальность обнаружения целей РЛС «Заслон-М» увеличена до 320 км, РЛС способна отслеживать до 24 целей одновременно и наводить ракеты на шесть из них. Вместо теплопеленгатора на МиГ-31 имеется опто-электронная обзорно-прицельная система с тепловизором и лазерным дальномером.