На самолете был установлен турбореактивный двигатель ОКБ А. М. Люльки АЛ-7Ф1-250. Он развивал тягу 6800 кгс на максимальном режиме и 9600 кгс на полном форсаже. ТРДФ этой модификации отличались от своих предшественников дублированной автоматикой компрессора и системой высотноскоростной коррекции приемистости двигателя, предназначенной для сокращения времени приемистости двигателя в диапазоне высот 0 — 5500 м и скоростях более 150 км/ч. Лопатки первой и второй ступеней компрессора выполнялись из титана. Этот материал к тому времени в СССР прошел достаточную технологическую отработку, а его стоимость со временем удалось снизить до уровня цены качественного алюминиевого сплава.
Для управления конусом и створками перепуска воздуха входного устройства Су-17 оснащался электрогидравлической системой управления воздухозаборником ЭСУВ-1В (она же устанавливалась и на Су- 75 различных модификаций), но с одним новшеством — для улучшения работы двигателя на земле и скоростях полета менее 400 км/ч (на этих режимах через воздухозаборник к двигателю подводилось гораздо меньше воздуха, чем требовалось, что сильно снижало его тягу) створки под действием разрежения в канале имели свободный ход внутрь, благодаря чему к двигателю поступал дополнительный воздух и его тяга увеличивалась примерно на 6 %. После набора скорости створки автоматически захлопывались из-за выравнивания давления внутри канала и обтекающего потока воздуха снаружи. В дальнейшем это удачное решение нашло применение на всех последующих модификациях самолета, независимо от типа двигателя и геометрии его воздушного канала.
Несколько изменилось шасси самолета — установили новую управляемую носовую опору, поменялась кинематика, были доработаны створки. Во избежание попадания грязи в нишу передней стойки передняя пара ее створок при движении по земле закрывалась, защищая от загрязнения замки и шарнирные механизмы. Для главных опор шасси были разработаны, испытаны и приняты в опытную эксплуатацию специальные лыжи (или, как их называли в документах, — лыжные приставки к главным стойкам шасси). Они устанавливались на место тормозных колес КТ-69/ 4LU (880 х 230 мм), при этом на передней ноге оставалось штатное нетормозное колесо К2-106А (660 х 200 мм). Управление поворотом переднего колеса (угол разворота ±27°) осуществлялось летчиком отклонением педалей управления рулем направления при помощи одноступенчатого механизма разворота (МРК). При его отключении система работала в режиме демпфирования колебаний, переднее колеса становилось самоориентирующимся, а управление самолетом на земле осуществлялось при помощи раздельного торможения колес основных стоек шасси.
