Истребитель МиГ-17 представляет собой классический среднеплан. Крыло - цельнометаллическое двухлонжеронное, с внутренним подкосом; состоит из центроплана и двух консолей. Угол стреловидности крыла по передней кромке в корневой части - 45 град., на концах - 42 град.
Элероны площадью 1,6 м2 с углами отклонения в диапазоне -18 град.- +18 град.. до оси вращения имеют внутреннюю аэродинамическую компенсацию. На левом элероне устанавливался триммер.
Щитки-закрылки со скользящей осью вращения площадью 2,86 м2 отклоняются на взлете на угол 20 град. и на посадке на 60 град. Удлинение крыла - 4,08, сужение без учета переднего наплыва - 1,23, угол установки - +1 град.
Фюзеляж самолета - полумонокок с максимальным диаметром 1,45 м и длиной 8,805 м. Он состоит из носовой и хвостовой частей, имеющих технологический и эксплуатационный разъем по шпангоуту № 13. Такая конструкция обеспечивает удобный монтаж и демонтаж двигателя.
В передней части фюзеляжа находится герметическая вентиляционного типа кабина летчика. Фонарь, состоящий из козырька и сдвигающейся назад секции, оснащен жидкостным антиобледенителем. Для улучшения обзора задней полусферы на сдвижной части имеется перископ.
Пилот сидит в катапультном кресле, обеспечивающем покидание самолета при нажатии ручек, расположенных на поручнях сиденья. На последних сериях МиГ-17 устанавливали кресла с защитной шторкой. В носовой части фюзеляжа находятся также входной канал воздухозаборника (в самом начале он общий, но далее расходится на два, обходя кабину), лафет с артиллерийской установкой, приборное и радиооборудование, носовая стойка шасси с нишей ее уборки.
В хвостовой части фюзеляжа расположены два топливных бака. По бокам установлены открывающиеся вперед тормозные щитки с углом отклонения 55 град. (на самолетах первых серий - 50 град.). Кинематика механизма управления щитками выполнена так, что в случае разрушения трубопровода гидросистемы они закрываются под действием напора воздуха. Под хвостовой частью фюзеляжа находится небольшой фальшкиль для увеличения запаса путевой устойчивости.
Хвостовое оперение классической схемы, стреловидное. Площадь вертикального оперения - 4,26 м2, горизонтального - 3,1 м2. Вертикальное оперение, набранное из профилей NACA-M относительной толщиной 8,8% по потоку, состоит из киля и руля поворота. Последний имеет площадь 0,947 м2 и углы отклонения в диапазоне от -25 град. до +25 град. Угол стреловидности вертикального оперения по передней кромке - 55 град. 41', сужение-2,79. Горизонтальное оперение с удлинением 3,26 и сужением 2,0 включает стабилизатор и руль высоты площадью 0,884 м2, набранный из профилей NACA-M с относительной толщиной 8,7% по потоку. Руль высоты отклоняется вверх на угол 16 град., а вниз - на 21 град.
Шасси - трехопорное, с носовым колесом. Основные колеса - тормозные, размером 660x160 мм, носовое колесо размером 480x200 мм. Колея шасси - 3,849 м, продольная база - 3,368 м. Уборка и выпуск шасси производятся гидравликой, аварийный выпуск- пневмосистемой. Стояночный угол самолета при необжатых пневматиках 2 град.. 15'.
Управление самолетом осуществляется с помощью руля высоты и элеронов, кинематически связанных с ручкой управления, и рулем поворота, связанным с педалями. Для снижения усилий на ручке управления в каналах крена и тангажа установлены необратимые гидроусилители БУ-1М. Управление рулем высоты дублируется тросовой проводкой.
На МиГ-17 и МиГ-17П устанавливался ТРД ВК-1А с центробежным компрессором, на МиГ-17Ф и МиГ-17ПФ-ВК-1Ф, отличавшийся наличием форсажной камеры. Ресурс двигателя в 1952 г. составлял 250 ч.
Максимальная тяга двигателя достигается у земли при нулевой скорости. Тяга резко падает с высотой и, например, на 10 000 м при скорости полета 900-1000 км/ч равна 1500-1600 кг на форсаже и 1030-1050 кг - на взлетном режиме. При постоянной высоте тяга двигателя на взлетном режиме до скорости 500-700 км/ч понижается, а затем начинает плавно возрастать. На режиме форсажа возрастание тяги начинается со скорости 500-600 км/ч.
Двигатель охлаждался воздухом, протекавшим между его стенками и фюзеляжем. На некоторых самолетах устанавливались двигатели ВК-1Ф с усиленной форсажной камерой, допускавшие регулирование тяги на форсаже путем дросселирования, снижавшего обороты до 10 870 об/мин. В соответствии с директивой ВВС от 22 января 1959 г. было запрещено устанавливать обороты свыше 11 350 об/мин и лишь в непредвиденных случаях допускался полет с 11 560 об/мин. При пониженных оборотах возрастали на 8% длина разбега и на 20-25% время набора высоты. Максимальная скорость в зависимости от высоты полета снижалась на 10-30 км/ч, а практический потолок уменьшался на 500 м.
Топливо находилось в фюзеляже и крыле. В хвостовой части фюзеляжа монтировались два бака: один мягкий резино-тканевый, другой - двухсекционный металлический. В крыльях размещались шесть топливных баков: два емкостью по 65 л, два по 75 л и два по 45 л. Под крылом могли подвешиваться сбрасываемые баки двух типов емкостью по 400 л каждый - на стойках и с обтекателем. Первый из них диаметром 0,526 м и длиной 3,01 м, второй-диаметром 0,52 и длиной 2,81 м. Оба типа имели стабилизаторы.
Гидравлическая система МиГ-17 состоит из насоса, бачка с гидравлической смесью и воздушного аккумулятора с разгрузочным автоматом.
В состав оборудования самолета входили связная радиостанция РСИУ-3 «Клен» (в процессе эксплуатации заменявшаяся на РСИУ-4В «Дуб» или Р-800), автоматический радиокомпас АРК-5 "Амур", оборудование для слепой посадки ОСП-48, радиовысотомер малых высот РВ-2 "Кристалл", маркерный радиоприемник МРП-48 «Хризантема», электрифицированные кассеты сигнальных патронов ЭСКР-46 и перископ обзора задней полусферы. На некоторых машинах устанавливали навигационный индикатор НИ-50Б, предназначенный для определения направления и скорости ветра. Впоследствии добавили сигнализатор радиолокационного облучения «Сирена-2», первоначально обозначавшийся как «прибор защиты хвоста», ответчик СРО-1 «Барий"» (затем «Хром») и приемник воздушного давления ПД-ЗА.
Электрооборудование запитывалось от генератора на двигателе или аккумулятора 12САМ-25. На самолете имелись комплект навигационных огней и посадочная фара.
На больших высотах использовались кислородный прибор КП-14 и четыре кислородных баллона общей емкостью 8 л. С середины 1953 г. истребители комплектовались противоперегрузочными костюмами ППК-1 и системой их питания сжатым воздухом.
Бронезащита состоит из переднего бронестекла фонаря толщиной 64 мм, бронеплиты перед кабиной пилота (на шпангоуте No. 4), бронеспинки и бронезаголовника кресла.
Вооружение включало одну 37-мм пушку Н-37Д (ОКБ-16МВ) и две 23-мм пушки НР-23, размещенные на одном лафете сварной конструкции. Для удобства обслуживания лафет опускался вниз на тросах вращением рукоятки. Боезапас пушки Н-37Д-40 патронов, а НР-23 - по 80 патронов на ствол. У пилота имелся прицел АСП-ЗН, позже АСП-3НМ. Часть машин оснащалась радиодальномерами СРД-1М. Для контроля результатов стрельбы и учебных целей на МиГ-17 монтировался фотокинопулемет С-13.
Допускалась подвеска двух бомб калибра 50, 100 или 250 кг на держателях Д-4-50 под крылом. Бомбометание могло производиться с горизонтального полета, пикирования или кабрирования.
