Силовая установка. На самолете установлен двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель АИ-25ТЛ. Тяга двигателя в стандартных условиях: на взлетном режиме – 1720 кгс, на номинальном – 1500 кгс. Удельный расход топлива – 0,60 и 0,585 кг/кгсч, соответственно. Степень двухконтурности – 1,983. Двигатель состоит из осевого двенадцатиступенчатого компрессора, разделительного корпуса, кольцевой камеры сгорания, трехступенчатой осевой турбины, камеры смешения, удлинительной трубы и реактивного сопла. Компрессор двигателя выполнен дозвуковым, двухкаскадным: первый каскад – трехступенчатый компрессор низкого давления, второй каскад – девятиступенчатый компрессор высокого давления. Между компрессорами низкого и высокого давлений находится разделительный корпус, который служит для распределения потока воздуха меж- – ду контурами двигателя, а также размещения опор компрессоров. В нижнем приливе этого корпуса расположены приводы самолетных агрегатов, передающие вращение от ротора высокого давления. Турбина – двухвальная, реактивная, состоит из одноступенчатой турбины высокого давления и двухступенчатой турбины низкого давления.
Запуск двигателя воздушный. Раскрутка ротора высокого давления осуществляется стартером СВ-25ТЛ, к которому воздух подается от вспомогательной силовой установки.
ВСУ представляет собой одновальный газотурбинный двигатель «Сапфир-5», который состоит из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой противоточной камеры сгорания, двухступенчатой осевой турбины, выхлопного сопла, а также агрегатов и систем, обеспечивает устойчивую регулируемую подачу воздуха для запуска маршевого двигателя. Запуск ВСУ производится электростартером от бортовой аккумуляторной батареи или других источников постоянного тока напряжением 27В. Топливо для работы двигателя «Сапфир-5» подается из самолетной магистрали. Расход топлива на номинальном режиме работы – 50 кг/ч. Воздух отбирается за компрессором, подача воздуха в стартер – 0,4 кг/с, время непрерывной работы, ограниченное системой управления, – 10 мин.
В топливную систему самолета входят: пять фюзеляжных баков (общей емкостью 1100 л); два концевых крыльевых бака (по 200 л); топливный аккумулятор, обеспечивающий подачу топлива к двигателю при полете с отрицательной перегрузкой; трубопроводы и топливная аппаратура; системы управления, контроля, сигнализации и дренажа. Заправка баков топливом производится сверху через три заливные горловины, находящиеся: одна – на втором фюзеляжном баке и по одной – на крыльевых баках. Расходным является фюзеляжный бак № 5. Подача топлива из крыльевых баков в расходный производится путем поддавливания (0,4 кгс/см2 ) воздухом, отбираемым от компрессора двигателя. Применяемое топливо – керосин марок Т-1, ТС-1, РТ, PL-4/5/6.
Масляная система двигателя – автономная, работающая под давлением. Она выполнена по замкнутой циркуляционной схеме. Выпуск самолета в полет разрешается при наличии масла в баке от 4,5 до 7,5 л. На самолетах с 8-й серии выпуска установлена система защиты двигателя от перегрева с регулятором температуры РТ-12-9, обеспечивающая сигнализацию о достижении температуры газов за турбиной значения 700°С и выключение двигателя при движении самолета по земле, если эта температура возросла до 730°С.
Системой пожаротушения на самолете оснащен только двигательный отсек фюзеляжа. Эта система включает: огнетушитель ОС-2 с огнегасящей жидкостью «7» или фреоном 114В2, соединительные трубопроводы и распылительные коллекторы, а также шесть сигнализаторов, находящихся на шп. 32-37, и светосигнальные табло в кабинах. Включение огнетушителя производится нажатием кнопок пожаротушения любым из пилотов.