Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме и представляет собой одноместный однодвигательный среднеплан со стреловидными крылом и хвостовым оперением. Конструкция самолета – цельнометаллическая, планер изготовлен главным образом из алюминиевого сплава Д16 и сталей марок ЗОХГСА и 20ХГСА.
Фюзеляж круглого поперечного сечения имеет полумонококовую конструкцию и выполнен разъемным. Максимальный диаметр фюзеляжа – 1,45 м. Эксплуатационный разъем (по шп. № 13/14) лежит в плоскости задних узлов крепления крыла и делит фюзеляж на две практически равные по длине секции. Лобовой дозвуковой воздухозаборник разделен вертикальной перегородкой на два канала, которые огибают кабину летчика. В носке этой перегородки установлена посадочная фара. Над воздухозаборником на шп. № 1 закреплен фотокинопулемет С-13. Между воздушными каналами в носовой части фюзеляжа (до шп. № 4) располагается отсек оборудования, а под ним – ниша убранного положения передней опоры шасси. В отсеке оборудования находятся аккумуляторная батарея, два кислородных баллона, блоки радиостанции и системы госопознавания. Для доступа к этому оборудованию предусмотрен верхний люк. Передняя опора шасси крепится к шп. № 4, а гидроцилиндр ее уборки-выпуска – к шп. № 1. На верхней части шп. № 4 закреплена 10-мм бронеплита.
Далее, между шп. № 4 и № 9, располагается кабина летчика. Кабина – герметичная, вентиляционного типа, закрыта прозрачным каплевидным фонарем, состоящим из неподвижного козырька и сдвигаемой назад крышки, Остекление козырька – лобовое бронестекло толщиной 64 мм и две боковые плексигласовые секции толщиной по 8 мм. Крышка фонаря также изготовлена из плексигласа толщиной 8 мм и 4 мм (задняя секция). Кроме того, фонарь имеет внутреннее остекление из плексигласа толщиной 4 мм. Между внешним и внутренним слоями плексигласа помещен сменный силикагель для поглощения влаги. В аварийной ситуации крышка фонаря сбрасывается. Кресло летчика – катапультируемое. За креслом установлены бронезаголовник и бронеспинка. Под кабиной находится отсек оборудования с электропреобразователями и блоками радиовысотомера и радиокомпаса, а ниже – отсек вооружения. Пушки с патронными коробками закреплены на лафете, который при обслуживании самолета опускается. В отсеке вооружения находятся также баллон аварийной пневмосистемы и фотоаппарат АФА-14М.
За кабиной летчика между каналами воздухозаборника расположен основной топливный бак. Здесь же находится гидроаккумулятор. К узлам на шп. № 9 и № 13 крепится крыло. Между этими шпангоутами на нижней поверхности фюзеляжа имеется люк для монтажа/демонтажа топливного бака. Силовой набор передней секции фюзеляжа дополняют четыре лонжерона, изготовленные из дюралюминия (между шп. № 1 и №9) и стали (между шп. № 9 и № 13). Толщина обшивки этой секции варьируется от 0,6 до 1,2 мм.
В задней секции фюзеляжа (шп. № 14 – № 28) находятся двигатель ВК-1 с удлинительной трубой и реактивным соплом, а также задний топливный бак. Бак располагается под удлинительной трубой между шп. № 21 и № 25. Монтируется он через нижний люк. Спереди двигатель окружен воздушной камерой, которая соединена с воздушными каналами передней секции фюзеляжа. На бортах фюзеляжа между шп. № 26 и № 28 установлены два тормозных щитка. Суммарная площадь щитков – 0,5 м² , максимальный угол их отклонения – 55 град. В зоне щитков снизу установлена подфюзеляжная предохранительная пята. Задняя секция фюзеляжа крепится к шп. № 13 в десяти точках, а на шп. № 28 этой секции закреплен хвостовой обтекатель.
Крыло свободнонесущее трапециевидной формы в плане, состоит из двух отъемных консолей, каждая из которых крепится к фюзеляжу в четырех точках. Угол стреловидности консоли по линии 25% хорд – 35'. Крыло установлено под углом 1 град., угол его поперечного «V» равен -2 град. Удлинение крыла – 4,85; сужение – 1,61. В корневой зоне консоли применен профиль ЦАГИ С-10с, в концевой – ЦАГИ СР-3. Продольный силовой набор консоли крыла включает передний лонжерон, главную балку, заднюю стенку и стрингеры. Поперечный набор состоит из 20 нервюр. Обшивка консоли – работающая, толщина ее варьируется от 2 до 1 мм. Между передним лонжероном и главной балкой в консоли размещается отсек убранного положения основной опоры шасси. В носке консоли между нервюрами № 10 и № 12 находится балка для подвески топливного бака или бомбы. На верхней поверхности каждой консоли установлены две аэродинамические перегородки высотой по 100 мм. Крыло оснащено элеронами и щитками-закрылками типа ЦАГИ со скользящей осью вращения. Элерон выполнен с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Углы его отклонения +/-15 град. На левом элероне установлен триммер. Суммарная площадь элеронов – 1,01 м² , щитков-закрылков – 2,36 м² . При взлете щитки отклоняются вниз на 20', при посадке – на 55 град. На задних кромках обеих консолей имеются триммерные пластины.
Хвостовое оперение свободнонесущее трапециевидной формы в плане. Стабилизатор закреплен на киле примерно на 55% его размаха. Угол установки стабилизатора равен -0,5 град.. Аэродинамический профиль горизонтального и вертикального оперений – NACA-00. Площадь горизонтального оперения – 3,0 м² (в т.ч. руля высоты – 0,85 м² ), стреловидность по передней кромке – 40 град.. РВ отклоняется на 32 град. вверх и 16 град. вниз, его левая половина оснащена триммером. Площадь вертикального оперения – 4,0 м² (в т.ч. руля направления – 1,0 м² ), стреловидность по передней кромке – 56 град.. Углы отклонения PH +/-20 град.. Киль и руль направления выполнены двухсекционными. Верхняя секция киля (над стабилизатором) – съемная, а на нижней секции PH имеется триммерная пластина. Рули высоты и направления изготовлены с осевой аэродинамической компенсацией и снабжены весовыми балансирами.
Шасси самолета трехопорное с носовым колесом, убираемое в полете. Основные опоры убираются поворотом к продольной оси самолета в крыльевые ниши, передняя – против полета в фюзеляжную нишу. В убранном положении опоры шасси полностью закрываются створками. Все стойки шасси имеют воздушно- масляные амортизаторы. Основные стойки – рычажного типа, на них установлено по одному колесу размером 660х 160 мм с дисковым тормозом. Передняя стойка – полурычажного типа, оснащена одним нетормозным колесом размером 480x200 мм. Передняя опора оборудована демпфером «шимми». Эта опора – управляемая, колесо поворачивается в пределах +/-50'. Колея шасси – 3810 мм; база – 3175 мм.
Силовая установка включает турбореактивный бесфорсажный двигатель ВК-1. Максимальная тяга двигателя (на стоянке, при 11560 об/мин) – 2700 кгс. Удельный расход топлива при этом составляет 1,07 кг/кгс ч. Тяга двигателя на высоте 15000 м – 450-550 кгс. Двигатель состоит из двухступенчатого центробежного компрессора, 9-ти камер сгорания и одноступенчатой турбины. Масса двигателя с установленными на нем агрегатами и удлинительной трубой – 972 кг. Рама навески двигателя крепится к шп. № 13 передней секции фюзеляжа.
Топливо (керосин марок Т-1, ТС-1) размещается в двух фюзеляжных баках: переднем резиновом емкостью 1250 л и заднем металлическом на 160 л. Передний бак является расходным. Топливо к двигателю подается насосом ПН В-2, смонтированным под этим баком. Кроме того, предусмотрена подвеска двух подкрыльевых топливных баков емкостью по 260 или 300 л. Порядок выработки топлива следующий: сначала 345 л из переднего бака, затем задний бак, далее еще 100 л из переднего, после чего начинается выработка топлива из ПТБ. Когда в переднем баке запас топлива уменьшается до 300 л, срабатывает датчик аварийного остатка.
Система управления – механическая с жесткой проводкой к рулям и элеронам. В контур управления элеронами включены обратимые бустеры БУ-1. Триммеры отклоняются электроприводами УТ-6Д. Щитки- закрылки и тормозные щитки управляются гидравликой. Отклонения щитков-закрылков левой и правой консолей крыла синхронизированы посредством механической передачи. Механическую синхронизацию имеют и тормозные щитки.
Гидросистема самолета обеспечивает отклонение элеронов, выпуск-уборку шасси, щитков-закрылков и тормозных щитков. Она включает гидронасос, бачок с гидрожидкостью, гидроаккумулятор с загрузочным
