Центральный фюзеляж-гондола полумонококовой конструкции состоит из трех частей. К первому усиленному шпангоуту крепится антенна РЛС и блоки радиоэлектронного оборудования. Антенна закрыта закругленным радиопрозрачным обтекателем. В носовой секции фюзеляжа находятся ниша носовой опоры шасси и двухместная кабина летчика и воздушного стрелка. Доступ в кабину осуществляется через откидную лестницу в нише носовой опоры шасси. Фонарь кабины имеет откидную секцию, которая может быть сброшена аварийно. За креслом летчика установлен бронезаголовник. Сиденье стрелка вращается, благодаря чему стрелок может удерживать цель в прицеле по всей верхней полусфере. На самолете P-61B носовая секция удлинена по сравнению с секцией самолета P-61A на 203 мм. Через центральную секцию фюзеляжа проходят силовые лонжероны крыла. К лонжеронам крепится пулеметная турель. Ниже лонжеронов находятся закрытые обтекателем пушки и боекомплект к ним.
Некоторые самолеты P-61 использовались в различных летных экспериментах. Этот P-61С-1-NO был переоборудован в носитель крылатых ракет РТV-N-2U «Гордон».
Лестница доступа в кабину летчика и воздушного стрелка.
P-61В
К средней секции крепится хвостовая, которая фактически является кабиной оператора РЛС. Оператор РЛС также управляет турельной пулеметной установкой при стрельбе в заднюю полусферу. Сиденье оператора вращается. На передней стенке задней секции установлена аппаратура РЛС. Электронно-лучевой индикатор, отображающий азимутальные данные о цели снабжен резиновым тубусом. Ниже него находится электронно-лучевой индикатор, отображающий расстояние до цели. Рядом установлен компас. При работе с РЛС оператор располагается лицом по полету, при обороне от атак самолетов противника из задней полусферы — лицом назад. Доступ в кабину оператора — через откидной трап-люк. Для аварийного покидания кабины по правому борту в остеклении имеется откидная панель, она может быть сброшена аварийно. Обе кабины снабжены системами вентиляции и подогрева, но не герметизированы.
Двухлонжеронное крыло имеет небольшую V-образность. В центральной секции V-образность больше, чем у внешних секций. К центральной секции крыла крепятся внешние секции и переходящие в хвостовые балки мотогондолы. В передней кромки центральной части крыла имеются воздухозаборники системы обогрева кабины. Заднюю часть крыла занимают однощелевые закрылки с гидравлическим приводом, максимальный угол отклонения закрылков 60 град. Пространство между лонжеронами занято главным и вспомогательными топливными баками. В передних кромках внешних секций крыла с закругленными законцовками имеются воздухозаборники нагнетателей и теплообменников. Передняя кромка внешней секции от воздухозаборника до законцовки закрыта резиновым противообледенительным покрытием фирмы Гудрич. Заднюю кромку внешней секции, так же как и центральной занимают двухсекционные однощелевые закрылки, на прототипах использовались закрылки типа Зап (Zap). Привод закрылков — гидравлический.
Обшивка элеронов — полотняная. Элероны — очень небольшого размаха. Элероны отклоняются синхронно с интерцепторами, расположенными на верхней поверхности плоскости крыла. Управление элеронами — механическое, через систему тяг и качалок.
Истребитель P-61A, снят обтекатели РЛС, хорошо видна антенна.
Лестница-трап в кабину оператора РЛС.
Средняя часть мотогондолы — полумонококовой конструкции, силовой набор — стальные трубы, соединенные сваркой и заклепками. В задней части мотогондол находятся ниши основных опор шасси. Ниши основных опор шасси самолета P-61 закрывались одной длинной створкой с выштамповкой под колесо, привод створки — гидравлический. Ниша основной опоры шасси самолета P-61B имеет четыре секции, две задних закрываются снова после выпуска опоры, предотвращая попадание грязи в нишу на взлете, посадке и рулежке.
Хвостовые балки крепятся к средним частям мотогондол. Первый шпангоут хвостовой балки выполнен усиленным. Внутри балок проходят тяги управления рулями, электрокабели и воздуховоды противообледенительной системы.
Силовой набор килей представляет собой лонжероны, стрингеры и нервюры. Нижние части килей усилены и выполняют роль хвостовой пяты-опоры. На заднем лонжероне киля расположены петли навески руля направления. Каркас руля — металлический, обшивка — матерчатая. Рули статически и динамически сбалансированы, снабжены управляемыми в полете триммерами.
Двухлонжеронный стабилизатор имеет прямоугольную в плане форму, каркас руля высоты — металлический, обшивка — матерчатая. На руле высоты установлен управляемый в полете триммер и две регулировочные пластины (отклоняются на земле). Передняя кромка стабилизатора закрыта резиновым противообледенительным покрытием.
Уборка/выпуск шасси производятся гидроприводами как на P-61A, так и на P-61В.
Колеса основных опор шасси снабжены гидравлическими тормозами и механическими стояночными тормозами.
На свободноориентирующейся носовой опоре шасси установлена посадочная фара и щиток, снижающий вероятность попадания пыли и грязи при рулежке, разбеге и пробеге в стволы расположенных в нижней части фюзеляжа пушек.
На самолете установлены два двухрядных звездообразных поршневых двигателя Пратт энд Уитни R-2800-10 (P-61A) или R-2800-65 (P-61B), двигатели снабжены двухступенчатыми двухскоростными механическими нагнетателями. Воздушные винты — четырехлопастные фирмы Кертис Электрик, диаметр воздушного винта 3,72 м. Двигатели R-2800-65 позднего выпуска оснащались системой кратковременного впрыска воды в цилиндры для увеличения мощности на взлете. Двигатель R-2800-65 развивает на уровне моря мощность 1850 л.с., на высоте 700 м — 2000 л.с., на максимальном боевом режиме — 2250 л.с.
Суммарная емкость крыльевых топливных баков составляет 2426 л. Емкость двух внешних крыльевых баков — по 777 л, двух внутренних — по 436 л. Предусмотрена возможность подвески внешних сбрасываемых топливных баков, что позволяет значительно увеличить дальность и продолжительность полета. Маслобаки и баки для воды находятся в мотогондолах. Используется бензин с октановым числом 100/130 и авиационное масло AN-0-8.
Прибор ночного видения закреплен в кабине летчика на подвижной раме.
Технические данные прототипов Вариант XP-61 YP-61 XP-61D XP-61 Е ХР-15 Размах крыла, м 20,12 20,12 20,12 20,12 20.12 Длина, м 14,90 14.90 14,90 15.54 15,54 Площадь крыла, м² 61,68 61.68 61,68 61.68 16.68 Масса взлетная, кг 13 108 13 088 18 027 20 0907 4 528. Скорость максимальная, км/ч 595 595 570 605 570 Скорость сваливания. км/ч 113 113 113 113 113 Технические характеристики серийных самолетов Вариант P-61A-1/5 P-61A-10 P-61B P-61C F-15A Размах крыла, м 20,12 20.12 20.12 20,12 20,12 Длина, м 14,90 14,90 15,11 15.11 15,37 Высота, м 4,32 4,32 4,32 4.32 4,32 Площадь крыла, м² 61,68 61.68 61.68 61.68 61,68 Масса пустого, кг 9520 10 079 12 258 - 9 603 Масса взлетная, кг 12 537 12 394 17 252 18 296 14 007 Скорость максимальная, км/ч 594 583 570 570 708 Потолок, м 10 250 10 300 10 100 12 400 12 500 Дальность полета, км 1 850 1 940 1 625 - 6 440
В состав гидросистемы самолетов P-61А и P-61В входят насосы с приводом от двигателей и гидроаккумулятор. В аварийном режиме гидросистема может работать от насоса с ручным приводом. От гидросистемы работают автопилоты, приводы уборки/выпуска опор шасси, закрылков, фильтры карбюраторов, створки маслорадиаторов, приводы теплообменников системы обогрева карбюраторов и охлаждения двигателей.