Силовая конструкция неподвижной части крыла – однолонжеронная с подкосной балкой. На верхней поверхности каждой НЧК установлены два аэродинамических гребня, а на нижней располагаются два пилона для установки держателей подкрыльевых подвесок. Внешний пилон интегрирован с внешним аэродинамическим гребнем, а внутренний выполнен съемным. В корневой зоне каждой НЧК располагаются: отсек вооружения с пушкой НР-30, а за ним – ниша убранного положения основной опоры шасси. Часть задней кромки НЧК оснащена однощелевым выдвижным закрылком. При выпуске он отклоняется вниз на 25°.

Контейнер комплексной разведки ККР-1. Справа – его носовая часть

Разбитый Су-17М4Р (борт 50) из 48-го ОГРАП. Аэродром Скнилов 27 июля 2002 г.

Поворотная часть крыла кессонной конструкции. Ее продольный силовой набор состоит из лонжерона, присоединенного к узлу ГШ, двух стенок и стрингеров. Внутри каждой ПЧК имеется топливный бак-отсек. Вдоль передней кромки поворотной части по всему размаху располагается трехсекционный предкрылок, а вдоль задней кромки – внешний однощелевой закрылок и элерон. Угол отклонения предкрылков – 10°, внешних закрылков – до 26°. Эти закрылки выпускаются только при минимальной стреловидности ПЧК, и увеличение стреловидности при выпущенных вшешних закрылках блокируется. Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и весовой балансировкой. Углы их отклонения +/-22°.

Хвостовое оперение свободнонесущее, состоит из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Стреловидность стабилизатора и вертикального оперения по линии 25% хорд составляет 55°. Угол установки стабилизатора равен -1,5°. Каждая консоль стабилизатора шарнирно закреплена на полуоси, которая ориентирована под углом 41,5° к плоскости симметрии самолета и управляется своим бустером. Углы отклонения стабилизатора – от 10,5° вверх до 26,5' вниз. На обеих консолях стабилизатора закреплены противофлаттерные грузы. Руль направления имеет весовую балансировку и отклоняется с помощью бустера в пределах +/-2Ь°. Законцовка киля выполнена радиопрозрачной, внутри размещается антенна связной радиостанции.

Шасси самолета трехопорное с носовым колесом. Основные опоры убираются поворотом к продольной оси самолета в крыло, передняя – против полета в фюзеляж. Все стойки шасси полурычажного типа с воздушно-масляными амортизаторами. На основной стойке установлено одно колесо высокого давления марки КТ-69-410Ш (размер 880x230 мм) с дисковым тормозом, на передней – одно нетормозное колесо высокого давления марки К2-106А (660x200 мм). Передняя опора шасси – управляемая. Механизмом разворота колеса (МРК)управляет летчик посредством педалей. При отключенном МРК разворот самолета осуществляется с помощью тормозов основных колес шасси.

Колея шасси – 3830 мм, база – 5376 мм.

Силовая установка. На самолете установлен один турбореактивный двигатель АЛ-21Ф-3 с форсажной камерой. Статическая тяга двигателя на максимальном режиме – 7800 кгс, на режиме полного форсажа – 11200 кгс, а удельный расход топлива – 0,86 и 1,86 кг/кгс ч, соответственно. Длина двигателя (с форсажной камерой) – 5340 мм, максимальный диаметр 1030 мм, сухая масса – 1580 кг. Двигатель-одноконтурный одновальный, включает осевой 14-ступенчатый компрессор, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 12-ю жаровыми трубами, трехступенчатую турбину, прямоточную форсажную камеру с тремя кольцами стабилизаторов пламени и регулируемое всережимное реактивное сопло. Он оснащен гидромеханической системой автоматического управления. Запуск двигателя производится турбостартером.

Закабинный отсек БЦВМ «Орбита-22» и тормозные щитки на Су-22М4

Топливо (керосин марок Т-1, ТС-1 или их смесь) размещается в четырех фюзеляжных и двух крыльевых баках. Емкость топливной системы – 4740 л. Кроме того, до 3500 л топлива самолет может нести в четырех подвесных топливных баках. На двух фюзеляжных держателях и двух крыльевых пилонах могут быть установлены ПТБ по 600 или 800 л. Два ПТБ большей емкости (1150 л) могут подвешиваться только под фюзеляж.

Гидросистема самолета обеспечивает привод ПЧК, выпуск-уборку шасси, закрылков, предкрылков и тормозных щитков, управление конусом воздухозаборника и противопомпажными створками, питание бустеров элеронов, стабилизатора и руля направления. Она состоит из двух автономных систем – первой и второй. Рабочее давление – 215 кг/см² . Во второй гидросистеме установлена аварийная насосная станция НС-3.

Воздушная система служит для торможения колес, аварийного выпуска шасси и закрылков. Она состоит из двух автономных систем: основной и аварийной. Давление в баллонах 150 кг/см² , рабочее давление в исполнительных механизмах – 12 кг/см² .

Кроме того, сжатый воздух используется для перезарядки пушек, герметизации фонаря кабины, открытия-закрытия и аварийного сброса его крышки.

Электросистема самолета выполнена по однопроводной схеме с присоединением минусового провода на корпус самолета. Питание потребителей постоянным и переменным током обеспечивают два генератора постоянного тока ГС-12Т, аккумуляторная батарея 20НКБН-25, генератор переменного тока СГО-8ТФ, преобразователи ПО-1500ВТ, ПО-750А, ПТ-1000Ц и ПТ-500Ц.