Оперение самолета - свободнонесущее, кессонного типа, однокилевое, стреловидное (угол стреловидности 40° по линии четвертей хорд). Фиксированный стабилизатор (угол установки - 2,5°) состоит из двух половин, состыкованных по оси самолета. Конструкция стабилизатора разработана с учетом возможности перестановки в полете, однако соответствующий механизм на самолеты не ставился. Рули выполнены с 30%-й осевой аэродинамической компенсацией и весовой компенсацией с 3%-й (РВ) и 2%-й (PH) перебалансировкой. Конструктивно рули состоят из лонжерона, набора нервюр и обшивок, задняя кромка представляет собой “нож" из магниевого сплава. На каждой половине РВ имеется триммер с ручным и электрическим управлением. Обе половины РВ связаны между собой карданным валом. На PH расположен триммер-сервокомпенсатор с электроприводом.
Шасси самолета - убирающееся, трехопорное, с хвостовой предохранительной опорой. Створки шасси управляются кинематическими механизмами. Основные стойки несут тележки с четырьмя тормозными колесами размером 1500x500 (давление в пневматиках - 9,5 кг/см²) и убираются с помощью электромеханизмов в обтекатели, являющиеся продолжением мотогондолы ближнего к фюзеляжу двигателя. Уборка производится с поворотом тележки на 180° в вертикальной плоскости. Амортизатор стойки - масляно-воздушный, с дополнительным торможением на обратном ходу, заряжается маслом AM Г-10 в качестве рабочей жидкости и техническим азотом с начальным давлением 40 кг/см². В системе торможения имеется антиюзовый автомат. Носовая опора несет два колеса размером 1100x330 (давление в пневматиках - 9 кг/см²), убирается назад по полету с помощью гидропривода. Амортизатор такой же, как на основных стойках. Начальное давление азота - 27 кг/см². Управление поворотом передних колес осуществляется педалями, привод - от гидросистемы. Для предохранения хвостовой части фюзеляжа от удара при неправильной посадке имеется хвостовая опора, состоящая из масляно-воздушного амортизатора с дополнительным торможением на обратном ходу и двух колес с пневматиками размером 480x200 мм Силовая установка. На первых Ту-95 устанавливались ТВД НК-12 мощностью по 12000 э.л.с. Начиная с Ту-95М применялись НК-12М (позднее - НК-12МВ) мощностью 15000 э.л.с. Двигатели крепились на нулевом шпангоуте мотогондол в четырех точках с помощью виброгасящих демпферов. На двигателе установлены следующие агрегаты: два генератора постоянного тока ГСР-18000М, генератор переменного тока СГО-30У, воздушный компрессор АК-150НК, командно-топливный агрегат КТА-14Н, топливный насос высокого давления 450УК, топливный насос низкого давления 1007К, регулятор оборотов Р-60ДА, маслоагрегат, гидронасос 437Ф, агрегат управления входным направляющим аппаратом и клапанами перепуска воздуха АУ-12, откачивающие и нагнетающие маслонасосы, центробежный суфлер и датчики тахометров ДТ-2 и ДТ-33. Запуск двигателя осуществляется с помощью турбостартера ТС-12М.
Воздушный винт АВ-60 (позднее - АВ-60Н, АВ-60К) состоит из двух четырехлопастных соосных винтов изменяемого шага, вращающихся со скоростью 736 об/мин в разные стороны (передний - по часовой стрелке, задний - против часовой стрелки). Передаваемая на винты мощность распределяется следующим образом: 54,4% - на передний и 45,6% - на задний. Профиль дюралевых лопастей - NACA-16. Изменение шага винтов производится гидромеханизмом, связанным с регулятором оборотов. Лопасти можно установить во флюгерное положение и вывести из него. На двигателях НК-12МВ для предупреждения возникновения отрицательной тяги при отказе установлена система всережимного автоматического флюгирования, срабатывающая при падении крутящего момента на валу двигателя. Для предохранения винтов от обледенения на передних кромках лопастей имеются ленточные электронагревательные элементы.
Топливо (авиационный керосин типов Т-1, Т-2, ТС-1) располагается в мягких резиновых баках (на Ту-95 имеется 71 бак, на Ту-95М - 74) в фюзеляже, центроплане и отъемных частях крыла. Баки соединены трубопроводами таким образом, что образуют четыре самостоятельные топливные системы, каждая из которых питает свой двигатель. Из условий прочности и сохранения допустимых центровок установлена строгая очередность выработки топлива, регулируемая системой автоматического измерения количества и расхода топлива типа СЭТС-80А. Для уменьшения полетного веса самолета, сохранения центровки в пределах допустимых значений, а также в ряде экстренных случаев предусмотрен аварийный слив топлива в полете.