Фонарь кабины состоит из неподвижного козырька, сдвигаемой назад секции над рабочим местом летчика, неподвижной средней секции, на которой установлена мачта антенны, откидывающейся вверх-влево секции над верхним рабочим местом штурмана-радиста и неподвижной задней секции, сразу за которой располагается сферический экран верхней стрелковой башни. Эта башня представляет собой отдельный модуль, внутри которого находится бронированное кресло стрелка В кабине за креслом летчика смонтирована противокапотажная рама, на которой закреплены бронеспинка и бронезаголовник, защищающие летчика сзади.
Хвостовая часть фюзеляжа выполнена как одно целое с форкилем и основанием киля. Это повышает крутильную и изгибную жесткость фюзеляжного отсека. Хвостовая часть усилена бимсами для восприятия нагрузок от тормозного гака.
Крыло состоит из прямоугольного центроплана и двух трапециевидных консолей, которые на стоянке могут складываться. Профиль крыла – типа NACA-230. Относительная толщина профиля центроплана – 15%. Консоль имеет переменную толщину: от 15% (у корня) до 9% (по законцовкам). Угол поперечного V центроплана 0°, консоли +6°. Продольный силовой набор крыла состоит из двух лонжеронов, задней стенки и стрингеров. Поперечный набор центроплана – 17 нервюр, каждой консоли – 20 нервюр. Обшивка крыла работающая.
Элероны выполнены с осевой аэродинамической компенсацией и 100% весовой балансировкой, снабжены триммерами. Каждый элероны имеет площадь 0,883 м² . Каркас элеронов – металлический, обшивка – полотняная. Триммеры имеют металлическую обшивку. Левый триммер служит для балансировки самолета в полете и имеет электрический привод. С помощью правого компенсируют погрешности сборки. Он регулируется в процессе приемо-сдаточных полетов на заводе. Площадь каждого триммера 0,035 м² , В элеронной зоне носка каждой консоли крыла имеется профилированная щель длиной 1,143 м, затягивающая на больших углах атаки срыв потока в этой зоне. Механизация крыла – щитки-закрылки общей площадью 5,806 м² . Закрылки состоят из двух центропланных и двух консольных секций. Максимальный угол отклонения центропланных секций – 50°, консольных – 45°.
Консоли крыла складываются назад и поворачиваются при этом носком вниз. Привод складывания – гидравлический, управляется рычагом в кабине. Складывание консолей возможно как при работающем, так и неработающем двигателе (от аэродромного гидроагрегата или бортового гидроаккумулятора).
Хвостовое оперение включает киль, закрепленный в основании киля стабилизатор, форкиль, рули направления и высоты. Киль площадью 2,455 м² установлен в плоскости симметрии самолета. Угол установки стабилизатора ±30°, его площадь – 4,357 м² . Руль направления имеет площадь 1,509 м² и отклоняется на углы до ±24°. Площадь руля высоты – 5,940 м² , углы отклонения – до 10' вниз и 20' вверх. Рули сделаны с осевой и роговой аэродинамическими компенсациями и 100% весовой балансировкой. Обшивка рулей – полотняная. PH и обе половины РВ снабжены триммерами с электрическими приводами. Обшивки триммеров – металлические. Углы отклонения триммера PH – до 16° вправо и 24° влево; триммеров РВ – до 10° вниз и 12°30' вверх. Триммер PH выполнен двухсекционным, причем верхняя его секция является также сервокомпенсатором.
Шасси самолета трехопорное с хвостовым колесом, убираемое в полете. Колея шасси – 3,302 м. Основные опоры убираются в крыло по направлению к законцовкам, хвостовая опора убирается по полету в хвостовую часть фюзеляжа. В убранном положении стойки всех опор закрыты щитками, закрепленными непосредственно на стойках, колеса остаются открытыми. Уборка и выпуск шасси производится гидроцилиндрами. Аварийный выпуск основных стоек шасси механический – после открытия замков убранного положения стойки выходят и становятся на замки выпущенного положения под собственным весом. Основная стойка – телескопического типа, снабжена жидкостно-газовым амортизатором с нормальным рабочим ходом 114 мм. На стойке установлено колесо размером 864x229 мм с дисковым тормозом. Хвостовая опора шасси оснащена жидкостно-газовым амортизатором и колесом размером 368х 127 мм. Давление в пневматиках всех колес – 6,68 кгс/см² (при работе с палубы авианосца) либо 7,74 кгс/см² (при работе с сухопутного аэродрома).
