Несмотря на то, что Ер-2 является дальнейшим развитием самолета «Сталь-7», по конструкции и геометрии он существенно отличается от предшественника.
Как и у «Сталь-7», двухлонжеронное крыло выполнено по схеме обратная «чайка», но имеет большую площадь и технологически делится на центроплан, моторные отсеки и консоли. Конструкция центроплана осталась прежней, сваренной из стальных труб ЗОХНЗА.
На моторном отсеке смонтированы подмоторные рамы, шасси, бензиновый и масляный баки. За передним лонжероном размещен маслорадиатор.
Между лонжеронами консолей крыла расположено по три бензиновых бака и водорадиаторы моторов. На консолях подвешены щитки типа «Шренк» и элероны типа «Фрайз». Обшивка крыла и щитков – дюралевая, элеронов – перкалевая.
Фюзеляж – цельнометаллический полумонокок, четырехлонжеронный, технологически делится на носовую, среднюю и хвостовую части, а также хвостовой обтекатель.
В носовой части фюзеляжа размещены кабины летчика и штурмана, в средней части – четыре бензобака. Бомбовый отсек, находящийся в средней части фюзеляжа, снабжен люком, разделен центральной балкой на правую и левую половины. Над бомбовым отсеком, в верхней части фюзеляжа, подвешены два бензиновых бака.
Каркас верхней половины носовой части фюзеляжа сварен из стальных труб. Над кабиной штурмана имеется астролюк, а в нижней части фюзеляжа – люк для входа и выхода экипажа.
В хвостовой части фюзеляжа помещаются радист и стрелок, там же расположен люк для входа и выхода экипажа, а также люковая стрелковая установка. В верхнем хвостовом люке смонтирована средняя стрелковая установка.
Шасси – трехопорное с хвостовым колесом, Основные опоры с тормозными колесами размером 1100x400 мм убираются назад и вверх. Амортизация шасси – масляно-пневматическая. Имеется устройство аварийного выпуска шасси. Хвостовая опора с колесом размером 400x150 мм убирается с помощью гидропривода.
Управление самолетом сдвоенное: основное – у летчика, дублирующее – у штурмана.
Силовая установка – два двигателя М-105 с режимом форсажа и с винтами изменяемого шага ВИШ-22Е диаметром 3 м. Для обдува мотора изнутри в носовой части кока винта имеется воздухозаборное отверстие.
Горючее размещено в 14 протестированных топливных баках: по шесть – в фюзеляже и консолях крыла, два – в центроплане. Все баки снабжены системой заполнения углекислым газом из баллона с углекислотой.
В состав оборудования самолета, кроме стандартного набора пилотажно- навигационных приборов и индикаторов для контроля за работой моторов, входят переговорное устройство СПУ-4, радиостанция РСБ-бис, радиополукомпас РПК-2, пневмопочта, кислородные приборы КПА-Збис, противопожарная система, фотоустановка АФА Б и парашютные ракеты.
Оборонительное вооружение – пулемет БС калибра 12,7 мм с боезапасом 200 патронов ка убираемой в крейсерском полете в фюзеляж верхней турели ТАТ-БТ и два пулемета ШКАС калибра 7,62 мм на носовой «НУ» и люковой «ЛУ» установках с боекомплектом по 1000 патронов.
Максимальная бомбовая нагрузка – четыре тонны. В грузовом отсеке свободно размещается до двух тонн бомб, включая две ФАБ-500, а под крылом – ФАБ-1000. Сброс бомб осуществляется с помощь электрифицированного устройства ЭСБР-5.
Самолет представлял собой летающее крыло удлинением 1,33 с переменной стреловидностью по передней кромке, уменьшающейся к концам несущей поверхности с 81 градуса 35 минут до 45 градусов. Планер подразделялся на корпус (центральная часть крыла с кабиной экипажа), консоли и кили.
Центральная часть крыла имела геометрическую крутку, увеличивавшуюся от +1 градуса в плоскости симметрии до +2 градусов в сечении у первого излома передней кромки, а затем уменьшавшуюся до нуля. Отъемная часть крыла имела отрицательную геометрическую крутку, изменявшуюся от нуля до -4 градусов на концах.
Крыло набрано из профилей серии R с относительной толщиной, уменьшавшейся с 6,3 процента в плоскости симметрии до 4 процентов у первого излома передней кромки.
Вертикальное оперение состояло из двух килей с рулями направления, делившими крыло на центральную часть и консоли, на которых располагались элевоны. Рули высоты находились между килями.
На верхней поверхности крыла между килями помещался блок силовой установки из пяти турбореактивных двигателей НК-10Б и сверхзвукового воздухозаборного устройства.
Взлетно-посадочное устройство состояло из главной лыжи, расположенной впереди центра тяжести и воспринимавшей 75 процентов стояночной нагрузки, и двух кормовых лыж, расположенных на нижних частях килей.
В полете главная лыжа убиралась внутрь корпуса, а кормовые неубирающиеся опоры закрывались обтекателями. Главная и кормовые лыжи имели подводные крылья, обеспечивавшие взлет и посадку на воду. Посадка и взлет с земли осуществлялась при помощи металлических полозов, размещенных на нижних поверхностях лыж и охлаждавшихся путем испарения жидкости заливавшейся в рубашки полозов. Для снижения коэффициента трения при взлете с земли предусмотрена подача жидкости на поверхность скольжения полоза.
Пилотажно-навигационное оборудование выполнено в виде комплекса автоматической системы самолетовождения и бомбометания (КАСС), обеспечивавшего максимальную автоматизацию всех этапов полета.
В варианте разведчика (Р-57) самолет комплектовался аэрофотоаппаратами и станциеи радиолокационной разведки «Ромб-4».
Оборонительное вооружение включало аппаратуру для подавления РЛС зенитных управляемых ракет и зенитной артиллерии, РЛС прицеливания и перехвата систем наведения ракет классов «воздух-воздух» и «земля-воздух».
Для пассивной защиты предназначались постановщик помех РЛС обнаружения и наведения истребителей и зенитных управляемых ракет в задней полусфере самолета «Автомат-2», а также турбореактивные снаряды ТРС-45 – для защиты передней полусферы носителя.
Наступательное вооружение состояло из одной крылатой ракеты РСС, в корпусе имелся термостабилизированный грузовой отсек для размещения термоядерной бомбы «244Н» (тип «6») весом 3000 кг.
Самолет ВВА-14 выполнен по схеме высокоплан с несущим центропланом малого удлинения и трапециевидными консолями. На центроплане расположены гондолы маршевых двигателей, а по его бокам – отсеки с пневматическими взлетно- посадочными устройствами (ПВПУ).
Конструкция планера – цельнометаллическая. Основные конструкционные материалы – алюминиевые сплавы Д16Т, Д19, АК-6 и кадмированные стали. Все детали самолета имеют антикоррозионное покрытие.
Консоли крыла образованы профилями относительной толщиной 12 процентов, установлены под углом один градус и имеют поперечное V, равное 2 градусам. На консолях по всему размаху имеются предкрылки, однощелевые закрылки и элероны.
Фюзеляж – полумонокок с работающей обшивкой, подкрепленной набором стрингеров и шпангоутов. Бортовые отсеки предназначены для крепления горизонтального и вертикального оперения, ПВПУ и боковых стоек шасси. Внутри них размещаются агрегаты системы управления самолетом.
Оперение свободнонесущее, стреловидное. Горизонтальное оперение общей площадью 21,8 м² имеет стреловидность по передней кромке 40 градусов и снабжено рулями высоты общей площадью 6,33 м² . Вертикальное оперение – двухкилевое общей площадью 22,75 м² со стреловидностью по передней кромке 54 градуса, общая площадь рулей направления 6,75 м² .
Силовая установка состоит из двух маршевых двухконтурных турбореактивных двигателей Д-30М, размещенных в гондолах на пилоне над центропланом, и двенадцати подъемных турбовентиляторных двигателей РД36-35ПР. Эти двигатели размещены попарно в центроплане с наклоном вперед, со створками воздухозаборников, открывающимися вверх, и нижними поворотными створками с решетками. Был предусмотрен и вспомогательный турбогенератор ТА-6А.