На 39-м авиационном салоне Бурже, который проходил в июле 1991 г., демонстрация модели (один к десяти) и фильма об этом самолете вызвали сенсацию. «Появление самолета Як-141 потрясло Запад, чьи разработки по самолетам вертикального взлета, по-видимому, оказались превзойденными», — отмечал английский журнал «Флайт интернэйшнл». Як-141 стал логическим продолжением работ ОКБ им. А. С. Яковлева но созданию самолетов вертикального взлета и посадки. Эта машина первой в мире среди самолетов такого класса преодолела скорость звука. Предшественником этого самолета был Як-38, принятый на вооружение авиации ВМФ в 1980-х. Зарубежный аналог Як-38 — англо-американский «Харриер», остающийся на Западе лучшим в классе СВВП, считался «законодателем мод» в 1980 г.
Проектирование самолета началось в 1975 г. под индексом Як-41. Первоначально самолет задумывался как многоцелевой корабельный истребитель с вертикальным взлетом и посадкой для вооружения ТАКР проектов 1143М, 1143,4 и 1143,5. Позднее, в процессе проектирования, с учетом опыта боевого применения в Афганистане штурмовика Як-38М, выяснилось, что самолет можно эффективно использовать с фронтовых аэродромов и малоразмерных площадок для огневой поддержки Сухопутных войск.
В 1986 г. был построен первый опытный экземпляр истребителя, летные испытания которого (под индексом Як-41 М) начались в 1987 г. К июню 1991 г. после проведения большого объема наземных испытаний, особенно на стенде сил и моментов, и летной обкатки ПМД в ЛИИ на летающей лаборатории Ту-16, было изготовлено четыре прототипа, из них два — для летных испытаний, один — для статических и один для наземной отработки силовой установки.
9 марта 1987 г. шеф-пилот фирмы А. А. Синицын впервые по-самолетному (т.е. с разбегом) поднял в воздух 2-й прототип самолета. 29 декабря 1989 г. на третьей машине А. А. Синицын выполнил первое висение, а 13 июня 1990 г. — полет по полному профилю на той же машине.
26 сентября 1991 г. А. А. Синицын впервые посадил Я к-141 № 2 на ТАКР «Адмирал флота Советского Союза С. Горшков». Через час на корабль сел Як-141 № 3, пилотируемый летчиком В. Якимовым. В период с 26 сентября по 19 октября Синицын и Якимов выполнили 8 полетов на своих машинах. 5 октября 1991 г., в результате нерасчетной посадки, самолет Якимова потерпел аварию. После удара о палубу, из-за превышения допустимой верти калькой скорости, стойки шасси пробили фюзеляж в районе топливного бака. Самолет загорелся, и по команде руководителя полетов Якимов катапультировался и приводнился рядом с кораблем. После аварии самолет № 3 восстановили и передали в музей ОКБ им. А. С. Яковлева.
За период испытаний летчик А. А Синицын установил 12 мировых рекордов грузоподъемности и скороподъемности. Все они утверждены ФАИ.
Впервые самолет публично продемонстрировали публике (как водится, за рубежом) на авиасалоне в Фарнборо 6—13 сентября 1992 г. Вместе с Як-141 выставлялся и его старший брат Як-38. Летал на обеих машинах на открытии и закрытии выставки летчик-испытатель ОКБ В. Якимов.
К сентябрю 1991 г. подготовка серийного производства самолета была свернута. Распад Союза, а затем и бедствия, обрушившиеся на нашу армию, коснулись и корабельной авиации: финансирование работ по Як-141 прекратили. К чести фирмы и ее генерального конструктора А. Дондукова, работы по единственному в мире сверхзвуковому самолету ВВП не остановились. Разработана новая модификация с улучшенными данными.
Самолет представляет собой высокоплан со стреловидным крылом, цельноповоротным горизонтальным и двухкилевым вертикальным оперением с небольшим развалом. Стреловидное крыло с изломом задней кромки при корабельном базировании складывается (размах в сложенном положении — 5,9 м), имеет корневые наплывы. Угол стреловидности по передней кромке 30, угол поперечного V крыла отрицательный и равен 4". Механизация крыла включает закрылки и отклоняемые носки. Элероны самолета имеют механическую связь со струйными рулями. Фюзеляж прямоугольного сечения выполнен с учетом правила площадей. Хвостовое оперение расположено на двух консольных балках, вынесенных далеко назад за подъемно-маршевый двигатель. От килей вперед вдоль фюзеляжа идут вертикальные перегородки. Система катапультирования обеспечивает автоматическое спасение летчика на вертикальных и переходных режимах полета. Система управления вооружением включает многорежимную импульсно-доплеровскую помехозащитную РЛС, как на МиГ-29М.
Силовая установка — комбинированная, состоит из подъемно-маршевого ТРДДФ с поворотным соплом типа Р-79В-300 (конструктор В. К. Кобченко) и двух подъемных двигателей РД-41 (конструктор А. С. Новиков). Один подъемно-маршевый установлен в хвостовой части, а два подъемных в передней части фюзеляжа. Боковые воздухозаборники с большим поперечным сечением имеют регулируемый клин и две перепускные створки. Сопло обладает возможностью поворачиваться на угол 95° для отклонения тяги. Воздухозаборники подъемных двигателей находятся за кабиной летчика и используются только при взлете и посадке, в полете они закрыты.
Самолет имеет три способа взлета: вертикальный, короткий взлете разбегом и сверхкороткий взлет с проскальзыванием. Максимальный угол поворота сопла используется при вертикальном взлете. При двух последующих угол отклонения сопла составляет 65°. При взлете с разбегом поворот сопла происходит после начала разбега, а при взлете с проскальзыванием (длина разбега около 6 м) поворот сопла (двигатель на форсаже) устанавливается до начала разбега. Тяга двигателя при повороте сопла достигает 80% от горизонтальной тяги. Подъемные двигатели РД-41 наклонены примерно на 10° вперед относительно вертикали, их сопла могут поворачиваться в диапазоне 12,5е в продольной плоскости. При вертикальном взлете эти сопла развернуты друг к другу для формирования единой струи (две отдельные струи приводят к нежелательному образованию восходящего фонтана). При взлете с разбегом сопла обоих двигателей отклонены на максимальный угол назад. Для исключения попадания посторонних предметов при вертикальном взлете по бокам нижней части воздухозаборников выдвигаются две продольные горизонтальные перегородки. Тяга подъемных двигателей уменьшается автоматически, не допуская разбалансировку самолета на протяжении всего перехода к горизонтальному полету.
Управление самолетом осуществляется с помощью аэродинамических поверхностей и струйными рулями. С помощью аэродинамических поверхностей осуществляется горизонтальный полет. А на режимах висения и полета с малой скоростью — струйными. Они расположены на концах крыла и в хвостовых балках. Воздух для струйных рулей отбирается от компрессора подъемно-маршевого двигателя. Система управления двигателями цифровая, с трехканальной системой резервирования.