В нижней части этого отсека за шп. 23 образована выемка под кессон неразъемного крыла, узлы крепления которого находятся на шп. 23, 266 и 30. Перед крылом установлены агрегаты гидросистемы, электро- и радиоэлектронного оборудования. К топливному отсеку примыкают два боковых воздушных канала двигателя, которые у шп. 30 переходят в общий канал круглого поперечного сечения. Входная часть воздушных каналов (до шп. 266) съемная. Воздухозаборники – дозвуковые, нерегулируемые. Между пластиной, являющейся внутренней стенкой воздухозаборника, и бортом фюзеляжа имеется щель для слива пограничного слоя. Переднюю часть двигательного отсека до противопожарной перегородки (шп. 32) занимает воздушный канал, далее установлен маршевый двигатель, узлы навески которого находятся на шп. 34 и 37. Внутри этого отсека смонтированы направляющие, предназначенные для снятия и установки двигателя, а также располагаются огнетушитель (на шп. 32), агрегаты системы кондиционирования (справа над воздушным каналом), электро- и гидросистем (слева над каналом), вспомогательная силовая установка (под двигателем слева) и воздушная турбина с аварийным электрогенератором (в убранном положении, под двигателем справа).
Хвостовая часть фюзеляжа (шп. 38-47) и киль представляют собой единую конструкцию, которая при необходимости снятия двигателя демонтируется. Внутри хвостовой части размещаются удлинительная труба двигателя и реактивное сопло. Передние узлы навески стабилизатора закреплены между шп. 42 и 43, задние – на шп. 44.
Крыло самолета трапециевидной формы в плане, трехлонжеронное, неразъемное по размаху. Угол стреловидности крыла по 1/4 хорд-1°45'; удлинение -4,4; сужение -2,1. Угол поперечного «V» крыла равен 2° 30'; угол установки 2°. Крыло не имеет аэродинамической и геометрической крутки. Его передняя кромка не механизирована, а задняя оснащена двухщелевым выдвижным закрылком и элеронами. Общая площадь закрылка – 2,68 м2 ; угол отклонения на взлете – 25°, на посадке – 44°. Закрылок оснащен механизмом кинематической синхронизация отклонения левой и правой его половин. Закрылок автоматически убирается при увеличении скорости полета (по прибору) до 310 км/ч. Суммарная площадь элеронов – 1,69 м2 ; углы отклонения – до ±16°. Элероны имеют весовую балансировку и оснащены триммерами с электрическим управлением. В подфюзеляжной зоне крыла между передним и средним лонжеронами находятся два тормозных щитка площадью по 0,25 м2 . Максимальный угол их отклонения – 55°. Щитки управляются летчиками, но при разгоне самолета до М=0,78 выпускаются автоматически. К среднему лонжерону крепятся стойки основных опор шасси. На концах крыла расположены несъемные топливные баки, каждый из которых разделен на три отсека: средний заполняется топливом, а передний и хвостовой занимают антенны и блоки радиотехнического оборудования. В носках концевых баков установлены фары. Нижняя поверхность крыла оснащена узлами для подвески универсальных балочных держателей.
Хвостовое оперение палубное. Вертикальное оперение трапециевидной формы площадью 3,51 м2 . Киль двухлонжеронный.
Площадь руля направления 0,72 м2 , углы отклонения ±30°. РН имеет осевую аэродинамическую компенсацию и весовую балансировку, оснащен триммером. Горизонтальное оперение трапециевидной формы площадью 5,07 м2 . Кессон стабилизатора сквозной, двухлонжеронный. Площадь руля высоты 1,4 м2 , углы отклонения +307-20°. РВ состоит из двух жестко соединенных частей, каждая из которых имеет весовую балансировку и оснащена электроуправляемым триммером. Правый триммер управляется летчиками, левый отклоняется автоматически в зависимости от положения закрылка.
Шасси самолета трехопорное, убираемое в полете: основные опоры убираются по направлению к оси фюзеляжа в отсек между средним и задним лонжеронами крыла, передняя – против направления полета в носовой отсек фюзеляжа. Стойки шасси полурычажного типа, оснащены жидкостно-газовыми амортизаторами. Давление зарядки азота в амортизаторе передней стойки 23 кгс/см2 , основной – 33 кгс/см2 . Передняя стойка шасси – самоориентирующаяся. На ней установлено колесо К25-500 размером 430x150 мм с давлением в пневматике 4,3 кгс/см2 . Угол поворота колеса ±60°. Стойка снабжена демпфером «шимми» и центрирующим механизмом, устанавливающим разгруженное колесо в плоскость симметрии самолета. На основных стойках шасси установлено по одному тормозному колесу К24 размером 610x180 мм с давлением в пневматике 5,5 кгс/см2 . Управление самолетом при движении по земле производится педалями путем подтормаживания основных колес, а торможение на пробеге – рычагом на ручке управления. Торможение колес возможно только при обжатой носовой стойке шасси.