Хвостовая часть фюзеляжа (шп. №№49- 57) включала форсажные камеры двигателей. В районе шп. №№53-57 устанавливались четыре воздухозаборника, обеспечивающие продув пространства между форсажными камерами и обшивкой фюзеляжа. Для уменьшения длины пробега при посадке снизу хвостовой части в специальном контейнере размещался тормозной парашют (площадь купола 50 м²), выпускающийся электропневматически.
Крыло двухлонжеронной конструкции состояло из пяти частей: центроплана, двух средних и отъемных частей. Механизация крыла включала в себя закрылки, элероны и интерцепторы. Панели центроплана имели клепаную конструкцию. Внутри центроплана размещались два мягких непротектированных топливных бака. Герметичная средняя часть крыла представляла собой кессон-бак. К ней крепились основные стойки шасси, механизмы Их уборки и гондолы, пилоны подвески ракет, а на верхней поверхности - два аэродинамических гребня. Панели средней части крыла - прессованные, лонжероны и хвостовая балка - клепаные. Отъемная часть крыла имела клепаные панели. На ней размещались элероны, имевшие осевую компенсацию и снабженные триммерами, отклоняемыми электромеханизмами.
Хвостовое оперение состяло из киля с рулем направления и управляемого стабилизатора с рулями высоты. Передняя часть форкиля образовывала воздухозаборник обдува форсажных камер двигателей и генераторов. Для увеличения критической скорости флаттера верхняя часть киля имела косой срез. Киль крепился на четырех узлах по шп. №51 и №55. Стабилизатор состоял из двух половин. Внутри них на нервюрах устанавливались по два подшипника, которыми половины стабилизатора опирались на балки, являвшиеся осями вращения. Балки крепились у шп. №55. Киль и стабилизатор - двухлонжеронной конструкции. Рули имели аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку в виде трех выносных грузов обтекаемой формы, которые в нейтральном положении руля не выходили из теоретических обводов. Руль направления был снабжен триммером, отклоняемым с помощью электромеханизма.
Шасси самолета состояло из передней опоры с двумя колесами и двух основных опор с етырехколесными тележками, Амортизация - масляно-пневматическая, давление в пневматиках - 11 кг/см², уборка и выпуск шасси, торможение колес попроизводились гидравлическими механизмами. Передняя опора имела нетормозные колеса типоразмера 600x155В. Для предотвращения эффекта "шимми" колеса закреплялись на общей реи, вращавшейся в подшипниках втулки стойки. Ароме того, устанавливался демпфер "шимми", цилиндры которого использовались и для управления передней стойкой во время рулежки. Основные стойки имели колеса типоразмера 800x225В с дисковыми тормозами. Для уменьшения износа покрышек и сокращения длины пробега применялся автомат торможения. Основные опоры убирались в крыльевые гондолы и закрывались створками. Механизм управления створками -комбинированный, приводился в движение гидроцилиндром, а также кинематически от движения стойки. Задние створки закрывали ниши гондол как при убранном, так и при выпущенном положении главных опор.
Основные конструкционные материалы планера - алюминиевые сплавы Д-16 и В-95 (листы, профили и штамповки), стали ЗОХГСА и ЗОХГСНА (нагруженные узлы, стыковочные болты и крепежные детали), магниевый сплав Мл25-74 (литье) и др. Внешняя клепка потайная.
Силовая установка. На Ту-128 устанавливались два турбореактивных двигателя АЛ-7Ф-2 серий 0, 1, 2, 4, 6 и 7, отличавшихся гарантийным ресурсом (7-я серия - 300 ч). Максимальная тяга на форсаже - 10100 кге, при этом удельный расход топлива составлял 2,25 кг/кге ч. Максимальная тяга на бесфорсажном режиме - 6900 кге (расход - 0,96 кг/кге ч). Масса одного двигателя с агрегатами - 2454 кг. Запуск осуществлялся при помощи турбостартера ТС-20Б, работающего на бензине Б-70, Крепление каждого двигателя - трехточечное. Боковой нерегулируемый в полете сверхзвуковой воздухозаборник имел стартовую механизацию в виде подвижного конуса и створок дополнительного забора воздуха. При взлете конус находился в заднем положении, а створки подпитки были открыты. После взлета створки закрывались, а конус выдвигался вперед и в этом положении оставался в течение всего полета. Управление двигателями осуществлялось при помощи тросовой системы управления дроссельными кранами насосов-регуляторов на двигателях и электрической системы управления форсажем. Соответствующие рычаги находились на пульте левого борта кабины летчика.
Самолет имел две самостоятельные топливные системы, каждая из которых обслуживала свой двигатель. Системы соединялись трубопроводом перекрестного питания с краном. Топливо размещалось в десяти фюзеляжных мягких баках и двух кессонных баках крыла. Баки рассчитаны на 15500 кг топлива марки ТС-1, Т-1 или РТ. Из условий центровки и прочности самолета устанавливались определенный порядок заправки и строгая очередность выработки топлива по группам баков. Имелся аварийный слив с темпом 500-600 л/мин.