Первое затруднение, с которым столкнулись разработчики, — отсутствие достаточно мощных, экономичных и надёжных отечественных двигателей. В нашей стране в этот период не оказалось двигателя достаточной мощности, обеспечивающего, как на английских самолётах, возможность висения и полёта, что существенно упрощало конструкцию. Нам пришлось идти другим путём. Уверения разработчиков и представителей ОКБ, что они не ставили задачу создания самолёта с единым подъёмно-маршевым двигателем как для вертикальных режимов, так и для других режимов полёта, вряд ли соответствуют реальности. Они исходили из того, чем располагали. Разработка двухконтурных двигателей в нашей стране только начиналась.

В это время в конструкторском бюро С.К. Туманского на базе ТРД типа Р11-300 ведущий конструктор Ю.Т. Гусев разрабатывал двигатель с улучшенными характеристиками, получивший обозначение Р27-300, который и показался более или менее подходящим для самолёта, получившего название Як-36. Из конструкции двигателя исключили форсажную камеру, что привело к снижению тяги до 5300 кгс. Два двигателя разместили в носовой части фюзеляжа самолёта так, чтобы суммарный вектор тяги при отклонённых вниз насадках реактивных сопел проходил через центр тяжести самолёта. Подобная компоновка силовой установки, расположенной в фюзеляже, привела к необходимости установки велосипедного шасси с одноколесной передней и двухколесной задней опорой (впрочем, самолёты с шасси подобного типа ОКБ разрабатывало и раньше). Крыльевые опоры убирались против направления полета в обтекатели. Рабочее место лётчика разместили над двигателями.

Конструкция планера была типичная для самолетов тех лет и не претендовала на новизну: фюзеляж типа полумонокок и лонжеронное крыло с закрылками.

Як-36 в продувочной трубе ЦАГИ

Экспериментальный СВВП Як-36

Из аэродинамики известно, что на самолетных режимах угол атаки крыла находится в прямой зависимости от скорости полёта, а при маневрах зависит от величины продольной перегрузки, поскольку вес самолёта уравновешивается аэродинамической подъёмной силой крыла. Устойчивость и управляемость в этом случае также обеспечивается аэродинамическими силами, возникающими при обтекании несущих и управляющих поверхностей самолёта.

На вертикальных и переходных режимах устойчивость и управляемость достигается с помощью специальных органов управления - струйных рулей, дополняемых системой автоматического управления (САУ), обеспечивающей стабилизацию параметров движения и демпфирование колебаний самолёта. На самолёте Як-36 эту задачу решала реактивная система управления положением поворотных насадков реактивных сопел (далее по тексту - сопел). Изменение высоты полёта на висении и режимах околонулевых скоростей обеспечивалось рычагом управления двигателями (РУД), перемещение изменяло тягу силовой установки, и самолёт приобретал вертикальное ускорение того или иного знака. На переходных режимах перемещение РУД и изменение угла атаки приводит к увеличению высоты и обеспечивает разгон, темп которого зависит от угла наклона суммарной равнодействующей тяги силовой установки.

Реактивная система управления работала на сжатом воздухе, отбираемом от компрессоров двигателей, и включала трубопроводы с заслонками, подводящие воздух к соплам: переднему (на штанге, являвшейся и весовой компенсацией) и заднему для управления по тангажу; двум соплам на консолях для управления по крену и тяг, связанных с силовой установкой. Некоторые, наиболее далёкие от авиации, предполагали, что установленная впереди самолёта штанга с утолщением предназначалась для тарана в воздушном бою.

Всего было построено четыре самолёта Як-36, из которых два предназначались для лётной отработки. Один из лётных экземпляров весной 1963 г. доставили на аэродром ЛИИ в Жуковском. Ведущий лётчик-испытатель Ю.А. Гарнаев приступил к отработке висений на привязи высотой до полуметра. Дальнейшие испытания продолжил лётчик-испытатель полковник В.Г. Мухин. Висения выполнялись над бетонированной ямой, накрытой металлической решёткой для отвода отработавших газов, температура которых превышала 600 град.