Самолет Су-27 выполнен по нормальной балансировочной схеме, имеет интегральную аэродинамическую компоновку с плавным сопряжением крыла и фюзеляжа, образующих единый несущий корпус. Конструкция цельнометаллическая с широким применением титановых сплавов. Крыло трехлонжеронной кессонной конструкции, среднерасположенное трапециевидное, удлинение 3,5, сужение 3,4, относительная толщина профилей 3-5%, угол стреловидности отъемных консолей по передней кромке 42 град, угол отрицательного поперечного V примерно 2,5 град. На первых опытных самолетах крыло имело оживальные законцовки, которые себя не оправдали и были заменены в 1981г. на традиционные с установленными на торцах пилонами АПУ, выполняющими одновременно роль противофлаттерных грузов. Удлиненные корневые наплывы крыла предназначены для компенсации смещения назад аэродинамического фокуса при переходе на сверхзвук, а также для создания вихрей, повышающих эффективность поверхностей стабилизации и управления самолетом. Автоматачески отклоняющаяся (адаптивная) на приборных скоростях до 860 км/ч механизация передней и задней кромок крыла обеспечивает полет по огибающей поляр и включает флапероны (площадь 4,9 кв.м., углы отклонения +35...-20 град) и двухсекционный предкрылок (4,6 кв.м., 30 град). На первых опытных самолетах вместо флаперонов были установлены традиционные элероны и отклоняемые закрылки.
Фюзеляж типа полумонокок с круговым поперечным сечением, резко уменьшающимся за кабиной летчика. Носовая часть отклонена вниз. В носовой части располагаются РЛС и оптико-электронная прицельная система, кабина летчика, подкабинные отсеки оборудования, ниша уборки передней опоры шасси и закабинный отсек, в котором размещен основной объем радиоэлектронного оборудования, а также патронный ящик с боекомплектом для пушки. Кабина герметическая, фонарь двухсекционный, состоит из неподвижного козырька и открывающейся вверх-назад сбрасываемой части. Летчик располагается на катапультируемом кресле К-36ДМ, обеспечивающем аварийное покидание самолета во всем диапазоне высот и скоростей полета, включая режимы движения по аэродрому. Снаряжение летчика состоит из высотно-компенсирующего костюма или высотного морского спасательного комплекта, защитного шлема и комплекта кислородного оборудования ККО-5. В средней части фюзеляжа размещены основные топливные баки-отсеки. На первых опытных самолетах воздушными тормозами служили передние щитки ниш основных опор шасси, но при их отклонении возникала тряска горизонтального оперения и с 1981г. используется тормозной щиток (2,6 кв.м., угол отклонения 54 град, применяется на приборных скоростях до 1 000 км/ч), расположенный на верхней поверхности фюзеляжа. Используется гаргрот, выполненный как силовой агрегат, предназначенный для прохода коммуникаций и установки оборудования.
Хвостовая часть фюзеляжа состоит из двух мотоотсеков двигателей, хвостовых балок и центральной балки. В верхней части гондол имеются эксплуатационные люки для доступа к выносным коробкам приводов и основным агрегатам двигателей, последние два силовых шпангоута гондол размыкаются для снятия двигателей при их замене по схеме назад-вниз. Центральная балка включает в себя центральный отсек самолетного оборудования, задний топливный бак, законцовку с контейнером тормозных парашютов и боковые ласты. Хвостовые балки служат платформой для установки оперения, в них установлены бустеры стабилизатора и организованы отсеки общесамолетного оборудования. Консоли дифференциального низкорасположенного цельноповоротного стабилизатора, управляемого с помощью электродистанционной системы, размещены за крылом на хвостовых силовых балках по внешним сторонам мотогондол и имеют прямую ось вращения. Консоли трапециевидной формы, угол стреловидности по передней кромке 45 град, размах 9,8 м, площадь 12,2 кв.м., углы отклонения от +15 до -20 град, "ножницы" при дифференциальном отклонении консолей для управления креном составляют 10 град.
Вертикальное оперение двухкилевое с рулями направления, кили размещены по внешним бортам хвостовых балок. Площадь ВО 15,4 кв.м., площадь двух рулей 3,5 кв.м., углы отклонения рулей 25 град в каждую сторону, угол стреловидности килей по передней кромке 40 град. В верхней части килей и по их передней кромке под радиопрозначными обтекателями размещены антенны радиотехнических устройств. Для улучшения противоштопорных характеристик и повышения путевой устойчивости под хвостовыми балками установлены фальшкили площадью 2,5 кв.м. со стреловидностью 38 град по передней кромке. Шасси трехопорное с одноколесными стойками, убирающимися вперед по полету: носовая стойка убирается в отсек под кабиной, основные опоры - в центроплан крыла с разворотом колес. На основных стойках телескопического типа установлены тормозные колеса КТ-156Д (1030x350 мм), на передней - нетормозное колесо КН-27 (680x260 мм). Давление в основных колесах 1,23-1,57 МПа (12,5-16 кгс/кв.см.), носовом колесе - 0,93 МПа (9,5 кгс/кв.см.). Управляемая передняя опора полурычажного типа с грязезащитным щитком, на серийных самолетах она сдвинута по сравнению с опытными образцами ближе к центру тяжести, что обеспечивает очень малый радиус разворота на земле и уменьшает вероятность попадания посторонних предметов в воздухозаборники. База шасси 5,88 м, колея 4,33 м.
Силовая установка. Двигатели размещены в разнесенных гондолах, выполненных по схеме полумонокок. На первом Т-10-1 и ряде других опытных самолетов (Т-10-2, Т-10-5, Т-10-6, Т-10-9, Т-10-10, Т-10-11) были установлены ТРД АЛ-21Ф-3 (использующиеся на других самолетах фирмы: Су-17, Су-24). На других опытных самолетах (первый из них Т-10-3 полетел 23 августа 1979г.) и серийных машинах применены АЛ-31Ф. На рекордном самолете П-42 установлены ТРДДФ Р-32 (2 * 133,37 кН, 2 * 13 600 кгс). ТРДДФ АЛ-31Ф, созданный в ОКБ им. А.М. Люльки - первый в нашей стране двухконтурный двигатель, соответствующий по параметрам в своем классе высшим мировым достижениям. Это мощный и экономичный ТРДДФ модульной конструкции, состоит из 14 блоков. Отношение тяги к массе более 8. Двигатель имеет четырехступенчатый регулируемый КНД, девятиступенчатый КВД с регулируемой первой группой ступеней, одноступенчатые охлаждаемые турбины высокого и низкого давления с активным управлением радиальными зазорами, компактную кольцевую камеру сгорания, регулируемое сужающееся-расширяющееся сопло. Основная особенность АЛ-31Ф - уникальные по механическим и эксплуатационным характеристикам лопатки турбины, изготовленные из жаропрочного сплава с монокристаллической структурой и имеющие эффективную систему охлаждения. Напряженная термодинамика двигателя, высокие степень повышения давления и температура газов перед турбиной (1600-1700 К), компактная конструкция позволили получить высокую тягу при малой массе (двигатель дал выигрыш в массе самолета на целых 2 т) и небольших габаритах и обеспечить высокую тяговооруженность самолета. Степень повышения давления в компрессоре 23, расход воздуха 110 кг/с, степень двухконтурности 0,6. Масса 1533 кг, диаметр входа 0,91 м, максимальный диаметр 1,22 м, длина 4,95 м.
АЛ-31Ф эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полета, устойчиво работает на режимах глубокого помпажа воздухозаборника на числах М=2 в условиях плоского, прямого и перевернутого штопора. Системы ликвидации помпажа, автоматического запуска в полете, встречного запуска основной и форсажной камер обеспечивают надежность силовой установки при применении бортового оружия. Двигатель имеет большой ресурс. При ремонте двигателя в эксплуатационных условиях можно поменять шесть, а на авиаремонтных заводах - все 14 блоков. Ресурс двигателя поднят до ресурса самолета. Воздухозаборники прямоугольные регулируемые, размещены под наплывами крыла и оснащены отклоняемыми сетками для защиты от попадания в двигатели посторонних предметов. Они обеспечивают устойчивую работу двигателей на любых углах атаки, во всем диапазоне скоростей полета. Расположение поверхности торможения воздухозаборника - горизонтальное, для предотвращения попадания пограничного слоя в воздухозаборник клин торможения отодвинут от поверхности несущего корпуса, а между крылом и клином образована щель для слива ПС. Отсос ПС осуществляется также через перфорацию на третьей ступени клина. Механизация воздухозаборника - подвижные панели регулируемого клина и створки подпитки на нижней поверхности. Регулируемый клин состоит из связанных между собой передней и задней подвижных панелей. На боковой поверхности воздухозаборников установлены антенны станции предупреждения об облучении.
Для достижения большой дальности беспосадочного полета предусмотрен значительно больший относительный объем топливных баков-отсеков, чем у других отечественных и зарубежных истребителей третьего и четвертого поколений: баки занимают практически весь внутренний объем средней части фюзеляжа, центроплана и консолей крыла. Общая емкость топливных баков (три в фюзеляже и центроплане и один в консолях крыла) около 12 000 л (9 400 кг при плотности топлива 0,785 кг/куб.дм.). Установка подвесных баков на исходном Су-27 не предусмотрена.
Общесамолетное оборудование. Су-27 с самого начала (еще на стадии первого проектного варианта Т-10) разрабатывался как первый отечественный статически неустойчивый истребитель с аналоговой электродистанционной системой управления (ЭДСУ) в продольном канале. Запас статической устойчивости близок к нулевому, в зависимости от изменения центровки он может быть как положительным, так и отрицательным. При разработке было заложено требование нормального управления при статической неустойчивости самолета до 5% САХ, что и определило необходимость ЭДСУ в продольном канале. Управление в поперечном и путевом каналах с традиционной механической проводкой. ЭДСУ помимо управления в продольном канале служит для повышения устойчивости и управляемости во всех трех каналах, в продольном канале она имеет четырехкратное резервирование, в боковых каналах - трехкратное. ЭДСУ "размазана" по объему самолета своими каналами и чрезвычайно живуча. Используется автоматическая система ограничения допустимого угла атаки (30-35 град) и предельной нормальной перегрузки в процессе пилотирования для предотвращения выхода самолета на закритические режимы. При проектировании системы были приняты следующие два основных требования: вероятность отказа, приводящего к потере управления самолетом, должна быть не более чем 10E-7, система должна обеспечивать управления самолетом при любых двух последовательных отказах в ее электрической части.
Гидравлическая система состоит из двух независимых гидросистем закрытого типа с рабочим давлением 27,5 МПа (280 кгс/кв.см.) и приводом каждой от своего двигателя. Гидросистемы обеспечивают выпуск и уборку шасси, торможение колес, привод поверхностей управления, механизации крыла и тормозного щитка, управление панелями воздухозаборника, выпуска и уборки защитных сеток. Пневматическая система используется в качестве аварийной для выпуска шасси, а также для наддува кабины и отсеков РЭО, управления и герметизации фонаря кабины и т.д. Система электроснабжения имеет цепи постоянного тока напряжением 27 В и переменного тока 115 В/400 Гц. Основные источники электроэнергии - два интегральных привод-генератора переменного тока, приводимые от двигателей. Имеются преобразователи однофазного и трехфазного тока. Резервный источник электроснабжения - две никель-кадмиевые аккумуляторные батареи типа 20НКБН-25. Используются бортовая система регистрации параметров полета типа "Тестер" и система встроенного контроля и предупреждения экипажа "Экран", служащие для фиксации параметров работы авиационной техники и действий экипажа.
Целевое оборудование. Система управления вооружением включает когерентную импульсно-доплеровскую РЛС и оптико-электронный локатор с нашлемной системой целеуказания. РЛС способна осуществлять поиск и сопровождение воздушных целей в любых метеоусловиях в свободном пространстве и на фоне земли, обеспечивает одновременное сопровождение до 10 целей на проходе и одновременный пуск УР по двум целям. Дальность обнаружения целей около 240 км, дальность сопровождения - 185 км, диаметр антенны около 1,0 м. Оптико-локационная станция (ОЛС) 36Ш, визир которой установлен перед фонарем кабины по оси самолета, выполняет поиск и сопровождение целей в простых метеоусловиях с большей точностью при лучшей помехозащищенности. ОЛС разработана в НПО "Геофизика" и предназначена для определения координат контрастных тепловых подвижных объектов. ОЛС имеет поле поиска 120x75 град, поле обзора 60x10 град, 20x5 град и 3x3 град, дальность обнаружения в задней полусфере 50 км, в передней - 15 км.
Нашлемная система позволяет производить целеуказание системам самонаведения ракет и сканирующему устройству ОЛС путем поворота головы летчика в направлении той части пространства, где ожидается появление цели. Имеется аппаратура приборного наведения по помехозащищенной линии "Бирюза", которая осуществляет вывод истребителя на воздушную цель в директорном режиме по командам с наземного пункта управления или самолета РЛДН. Пилотажно-навигационный комплекс включает информационный комплекс высокоскоростных параметров (ИК-ВСП), автоматический радиокомпас (АРК), радиовысотомер, радиотехническую систему ближней навигации (РСБН). На самолете имеется система автоматического управления (САУ), позволяющая производить стабилизацию основных параметров траектории полета и положения самолета в пространстве, а также управление некоторыми параметрами полета по заданной программе.
Система единой индикации обеспечивает отображение необходимой пилотажно-навигационной и прицельной информации на широкоугольном ИЛС, а также вывод информации от РЛС и ОЛС на индикатор прямой видимости. Радиосвязное оборудование обеспечивает устойчивую двустороннюю радиотелефонную связь экипажа с командно-диспетчерским пунктом и между самолетами в воздухе. Установлены УКВ-радиостанция Р-800, КВ-радиостанция Р-864 и аппаратура записи переговоров. На Су-27УБ имеется также СПУ. Самолетный ответчик типа СО-69. Комплекс РЭБ включает станцию предупреждения о радиолокационном облучении "Береза", станцию активных помех "Сорбция-C" (аналог американской станции AN/ALQ-135), установка которой возможна на концевых крыльевых узлах вместо АПУ. В центральной хвостовой балке размещено устройство выброса пассивных помех. Радиоэлектронное оборудование устанавливается в наплывах крыла и головной части фюзеляжа. Контейнеры с радиоэлектронным оборудованием могут устанавливаться на торцах крыла вместо крайних пилонов с вооружением.
Вооружение. Включает встроенную автоматическую одноствольную пушку ГШ-301 (30 мм, 1500 выстр./мин, разработана под руководством В.П. Грязева и А.Г. Шипунова, 150 патронов), установленную в правом наплыве крыла. Ракетное вооружение размещается на авиационных пусковых устройствах (АПУ) на 10 точках подвески: шесть под консолями крыла, два под гондолами двигателей и два под центропланом между мотогондолами. Может быть установлено до шести УР класса воздух-воздух средней дальности Р-27 (в вариантах Р-27Р и Р-27РЭ с РЛ и вариантах Р-27Т и Р-27ТЭ с тепловыми ГСН). На четырех внешних подкрыльных узлах могут быть подвешены УР малой дальности Р-73 с тепловыми ГСН. На подфюзеляжных и двух подкрыльных узлах возможна установка балочных держателей.
