кабины от земли на стоянке — 2,2 м. Грузовая кабина сзади ограничена шп. № 67, стенка которого является гермостворкой. При открытии грузового люка эта створка отклоняется назад-вверх и фиксируется в отсеке Ф-3 замками.

К силовым шп. № 29, № 34 и № 41 отсека Ф-2 крепятся лонжероны центроплана крыла. Основные опоры шасси закреплены на силовых шп. № 37, № 41, № 45 и № 49. При уборке этих опор колеса частично прячутся в ниши фюзеляжа (между шп. № 35 и № 51), а частично в обтекатели. Обтекателями закрыты и кронштейны навески основных опор. Внутри обтекателей шасси находятся также агрегаты самолетных систем и оборудования.

Ф-3 — негерметичный отсек грузового люка, проем которого закрыт тремя створками: двумя боковыми и одной средней. При открытии грузолюка боковые створки отклоняются наружу, а средняя поднимается вверх и фиксируется двумя замками на шп. № 78. Верхняя часть этого отсека от шп. № 74 до шп. № 86 усилена подкилевой жесткостью, в которой (между шп. № 83 и № 85) находится люк килевого эксплуатационного лаза. Доступ в отсек Ф-3 при закрытом грузолюке осуществляется через дверь в гермостворке шп. № 67.

Отсек Ф-4 фюзеляжа представляет собой кабину воздушного стрелка. Кабина бронированная: в каркасе фонаря установлены бронестекла, а боковые стенки и пол кабины выполнены из стальных бронеплит толщиной 10 мм. Стрелок попадает в кабину через дверь в гермопангоуте № 90, используя при этом лестницу, шарнирно закрепленную внутри отсека Ф-3. По правому борту фюзеляжа между шп. № 91 и № 93 расположена дверь аварийного покидания кабины стрелка в полете.

Крыло стреловидное, трапециевидной формы в плане с наплывом по задней кромке. Крыло имеет четыре технологических разъема, которые делят его на центроплан, две средние (СЧК) и две отъемные (ОЧК) части крыла. Удлинение крыла — 7,9: угол поперечного «V» равен -3'. Стреловидность базовой трапеции крыла по линии Vi хорд — 25'. Угол установки крыла +3', при этом его геометрическая крутка составляет -3'. Профиль крыла — ЦАГИ П-151 с относительной толщиной 12,9 % (по бортовой нервюре) и 10,9 % (по стыку с ОЧК). Конструкция крыла — кессонного типа. Панели — фрезерованные. Кессоны центроплана и СЧК — трехлонжеронные, кессон ОЧК — двухлонжеронный. Центроплан крепится к силовым шпангоутам фюзеляжа шестью узлами, расположенными по бортовым нервюрам. Практически весь кессон крыла (на 90 % его размаха) является топливным баком-отсеком.

Крыло высокомеханизированное. Передняя кромка консоли вдоль всего размаха оснащена предкрылком (5 секций), а задняя (от борта до элерона) — трехщелевым закрылком (2 секции). Закрылок — раздвижной, состоит из основного звена с дефлектором и хвостового звена. Угол отклонения закрылка на взлете — 30', на посадке — 40' (внешняя секция — на ОЧК) или 43' (внутренняя секция — на СЧК). Максимальный угол отклонения предкрылка — 25'. На внешней поверхности СЧК установлены 4 секции тормозных щитков, которые используются только на пробеге. Угол их отклонения — 40'. На внешней поверхности ОЧК установлены 4 секции интерцепторов, которые работают в двух режимах: как воздушные тормоза (на земле и в полете) и как органы поперечного управления самолетом (совместно с элеронами). Максимальный угол отклонения интерцепторов — 20'. Крыло оснащено двухсекционными элеронами, которые отклоняются на 28' вверх и на 16' вниз. Внутренняя секция элерона снабжена сервокомпенсатором, а внешняя — триммером.

Хвостовое оперение свободнонесущее, стреловидное с переставным в полете стабилизатором. Площадь вертикального оперения — 49,6 м²; угол стреловидности по линии '/л хорд равен 38'. Площадь руля направления — 15,6 м²; руль отклоняется в пределах ±28". На PH установлены триммер и сервокомпенсатор. Площадь горизонтального оперения — 63 м², стреловидности по линии '/л хорд — 30'. Угол установки стабилизатора изменяется в пределах от +2' до -8'. Площадь руля высоты — 17,2 м²; руль отклоняется на 21' вверх и на 15" вниз. Каждая из его половин снабжена триммером-сервокомпенсатором!.

Конструкции киля и стабилизатора — кессонного типа. Кессон киля — трехлонжеронный, кессон стабилизатора — двухлонжеронный. Киль крепится к фюзел яжу между шп. № 74 и № 86 посредством специального профиля. Стабилизатор присоединен к верхней части киля лонжеронами: вторые лонжероны киля и стабилизатора связаны шарнирным узлом, а между их первыми лонжеронами установлен винтовой подьемник. Внутри киля между вторым и третьим лонжеронами имеется лаз с лестницей для выхода на стабилизатор.

Шасси самолета — пятистоечное, состоит из управляемой носовой стойки и двух пар (передней и задней) основных стоек. Каждая из стоек оснащена жидкостно-газовым амортизатором и четырьмя колесами, установленными на одной оси. Основные стойки — телескопические с однокамерными амортизаторами, носовая — полурычажно'го типа с двухкамерным амортизатором. Колеса основных опор КТ-158 размером 1300x480 мм снабжены дисковыми тормозами и антиюзовьмм автоматами. Носовые колеса КТ-159 размером 1100x330 мм нетормозные. Пневматики всех колес — низкого давления, обеспечивающие возможность эксплуатации самолюта взлетной массой не более 152 т с грунтовых аэродромов (удельная прочность грунта не менее 6 кг/см²). Носовая опора — управляемая, ее колеса разворачиваются в диапазоне ±50' (на рулении) либо ±7' (на разбеге/пробеге). База шасси (от носовых до задних основных колес) — 14,17 м, колея по внешним колесам — 8,16 м. Носовая опора убирается против полета. Основные опоры убираются по направлению к оси самолета, при этом колеса поворачиваются на 90' вокруг продольных осей стоек.

Силовая установка включает четыре двухконтурных турбореактивных двигателя Д-30КП 2-й серии, размещенные в мотогондолах на пилонах под крылом. Тяга двигателя на взлетном режиме (в условиях MCA) — 12000 кгс; на крейсерском режиме (высота полета 11000 м, скорость 860 км/ч) — 2750 кгс… Удельный расход топлива на взлетном режиме (без отборов) — 0,49 к: г/кгс ч; на крейсерском режиме — 0,69 кг/кгсч. Сухая масса двигателя — 2985 кг, длина — 5.45 м, максимальный диаметр — 1,56 м. Степень двухконтурности двигателя равна 2,33. Ресурс двигателя — 2000 ч, наработка — не более 1700 запусков.

Двигатель выполнен по двухвальной схеме. Он состоит из трехступенчатого вентилятора, одиннадцатиступенчатого компрессора высокого давления, трубчато-кольцевой камеры сгорания с 12-ю жаровыми трубами, двухступенчатой турбины высокого давления, четырехступенчатой турбины низкого давления, камеры смешения и нерегулируемого реактивного сопла. Каждый двигатель снабжен реверсивно-тормозном устройством, представляющим собой две вертикальные створки, которые в нерабочем положении являются