Фюзеляж типа полумонокок, круглого поперечного сечения. Диаметр фюзеляжа в регулярной зоне – 3,8 м, удлинение – 8,66. Фюзеляж герметичный, включает кабину экипажа и пассажирский салон с бытовыми помещениями. Салон рассчитан на 120 пассажирских мест, предусмотрена возможность его перекомпоновки в вариант на 104 места с салоном 1-го класса на 8 пассажиров. В хвостовой части фюзеляжа имеется люк с откидным трапом для входа в пассажирский салон. В носовой части по левому борту располагается передняя входная дверь, а по правому борту – служебная дверь. Кроме того в пассажирском салоне имеются шесть аварийных выходов: по одному типа I и два типа III с каждого борта. Под полом пассажирского салона находятся два багажно-грузовых отсека: передний (под 6 контейнеров АБК-0,725) и задний (под 2 таких контейнера). Грузовые люки находятся по правому борту. Над фюзеляжем перед килем располагается воздухозаборник установленного в фюзеляже среднего двигателя. Между этим двигателем и его воздухозаборником проходит S-образный воздушный канал.
Крыло самолета стреловидное, трапециевидной формы в плане с прямой задней кромкой в корневой части. Оно выполнено неразъемным и имеет аэродинамическую и геометрическую крутки. Угол стреловидности базовой трапеции крыла по линии 1/4 хорд равен 23°. Удлинение крыла – 7,6; угол его установки +3°; угол поперечного «V» равен нулю.
Конструкция крыла – двухлонжеронная, кессонного типа. Оно оснащено двухсекционными элеронами, которые выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Углы отклонения элеронов ±25°. Они снабжены триммерами и сервокомпенсаторами.
Крыло высокомеханизированное. Передняя кромка каждой консоли вдоль всего размаха оснащена предкрылком (6 секций) площадью 7,73 мг , а задняя (от борта до элерона) – двухщелевым закрылком (2 секции) площадью 15,73 м² . Закрылок – выдвижной с неподвижным дефлектором. Угол отклонения закрылка на взлете – 20°, на посадке – 45°. Угол отклонения предкрылка составляет 22°. На верхней поверхности консоли (перед внешней секцией закрылка) установлены 3 секции тормозных интерцепторов общей площадью 3,74 мг , которые автоматически выпускаются в момент касания земли колесами.
Хвостовое оперение Т-образное, стреловидное с переставным в полете стабилизатором. Площадь вертикального оперения – 23,29 м² , угол его стреловидности по линии 1/4 хорд равен 44,5°. Профиль ВО симметричный с относительной толщиной 11%. Углы отклонения руля направления ± 30°. PH снабжен триммером и серворулем. Площадь горизонтального оперения – 29,45 м² , угол его стреловидности по линии 1 /4 хорд равен 25". Профиль ГО перевернутый, двойной кривизны. Руль высоты отклоняется на 25" вверх и на 20" вниз. Он снабжен триммерами. Угол установки стабилизатора изменяется в пределах от +1° до – 12°.
Шасси трехопорное с носовой управляемой опорой, убираемое в полете. Носовая стойка – полурычажного типа, основные стойки – телескопические. Все стойки имеют жидкостно-газовые амортизаторы. Носовая опора – двухколесная, основные оснащены четырехколесными тележками. Колеса основные (КТ-141А) и носовые (КТ-151-2) одинакового размера – 930x305 мм, давление в пневматиках всех колес 10 кгс/смг . Основные колеса – тормозные, носовые снабжены системой подтормаживания при уборке. Предусмотрено раздельное управление тормозами колес правой и левой основных опор. Основные опоры убираются по направлению к оси самолета в крыло и фюзеляж, носовая – против полета в фюзеляж. В убранном положении опоры шасси полностью закрыты створками.
Силовая установка включает три двухконтурных турбореактивных двигателя типа Д-36. Статическая тяга двигателя на взлете – 6280 кгс, тяга на крейсерском режиме (скорость 0,75М, высота полета 8000 м) – 1600 кгс. Удельный расход топлива на взлетном режиме составляет 0,376 кг/кгс-ч; на крейсерском – 0,65 кг/кгс-ч. Степень двухконтурности равна 5,6. Сухая масса двигателя – 1099 кг, длина – 3470 мм, максимальный диаметр – 1712 мм.
Двигатель выполнен по трехвальной схеме. Он состоит из одноступенчатого вентилятора; осевого двухкаскадного компрессора – шестиступенчатый компрессор низкого давления и семиступенчатый компрессор высокого давления; разделительного корпуса и корпуса приводов; кольцевой камеры сгорания с 24 головками; одноступенчатых турбин высокого и низкого давления; трехступенчатой турбины вентилятора и реактивного сопла. Двигатели не оснащены устройствами реверса тяги.
Запуск двигателя – воздушный от ВСУ ТА-6В, которая установлена в отсеке за надфюзеляжным воздухозаборником. ТА-6В представляет собой одновальный газотурбинный двигатель, за компрессором которого отбирается сжатый воздух для запуска маршевых двигателей и работы СКВ. Топливо на самолете размещается в кеосонах крыла. Максимальный запас топлива – 18500 кг. Заправка баков – централизованная.
Система управления самолетом – механическая. В продольном и поперечном каналах – безбустерная, в путевом канале установлен гидроусилитель БУ-270А. Проводки к рулям и элеронам – жесткие, посредством тяг и качалок. Управление рулевыми поверхностями сдвоенное, может осуществляться обоими пилотами как одновременно, так и раздельно. Система управления перестановкой стабилизатора – электрогидравлическая. Кнопки управления стабилизатором находятся на штурвалах.
