М-200  - учебно-тренировочный двухместный самолёт, представляет собой свободнонесущий моноплан нормальной схемы с высокорасположенным крылом отрицательной V-образности, с трапециевидным горизонтальным и вертикальным оперением, боковыми воздухозаборниками, скомпонованными под крылом, и трехстоечным шасси с носовым управляемым колесом.

Аэродинамическая компоновка УТС М-200 представляет собой свободнонесущий моноплан нормальной схемы с высокорасположенным крылом, скомпонованным из профилей серии П-207.

Фюзеляж УТС М-200 состоит из носовой, центральной и хвостовой частей, конструктивно выполнен по схеме полумонокок со стрингерным набором. Носовая часть фюзеляжа включает в себя гермокабину и носовой обтекатель. В носовом обтекателе размещены носовая стойка шасси, убираемая в направлении против полета, а также оборудование пилотажно-навигационного комплекса и агрегаты кислородной системы.

В герметичной кабине расположены друг за другом два рабочих места: впереди - рабочее место курсанта и сзади - инструктора. Отличительной особенностью кабины разрабатываемого самолета УТС М-200 по требованию технического задания было обеспечение идеального обзора для пилотов, в связи с чем остекление кабины имело несколько увеличенную по сравнению с обычными самолетами форму. Для улучшения обзора внекабинного пространства сиденье инструктора установлено выше сиденья курсанта на 360 мм. Кабина экипажа оборудована катапультными креслами типа К-36Л, которые обеспечивают покидание самолета в аварийной ситуации на всех эксплуатационных режимах полета.

Лобовое стекло кабины экипажа обеспечивает защиту экипажа при столкновении с птицей нормированной массой 1,8 кг на скоростях полета до 500 км/ч.

Трапециевидное крыло с задней кромкой, перпендикулярной к оси симметрии. Под воздухозаборниками располагаются основные опоры шасси, убираемые в ниши, размещенные в нижней части центральной секции фюзеляжа.

В хвостовой части фюзеляжа размещаются приводы управления рулями высоты и направления, а также приборное оборудование и агрегаты системы электроснабжения.

Крыло самолета двухлонжеронное, панелированное, со стрингерным набором. В него входит центральная часть (центроплан) и две отъемные консоли: правая и левая. Центроплан прямоугольной формы в плане, консоли - трапециевидной.

Консоли крыла крепятся к центроплану через стыковые узлы типа "ухо-вилка" по переднему и заднему лонжеронам. Стык консоли крыла с центропланом закрывается лентой. Законцовка консолей представляет собой аэродинамический обтекатель с набором диафрагм.

В крыле расположены три топливных бака: один в кессоне центроплана емкостью 750 л., два других в консолях крыла по 250 л. каждый. Верхняя и нижняя панель кессона крыла состоит из химически фрезерованной обшивки и набора стрингеров.

Для подхода к оборудованию систем на крыле имеется ряд эксплуатационных люков.

Механизация крыла состоит из двух секций выдвижных предкрылков, расположенных по всему размаху крыла, поворотного односекционного закрылка и элеронов.

Хвостовое оперение скомпоновано из симметричных профилей NACA 0010, при этом рули высоты и направления с хордой 30% имеют осевую компенсацию 25%.

Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с передним расположением третьей опоры.

Силовая установка УТС включает в себя два двухконтурных двигателя, расположенных по бокам фюзеляжа под крылом. Два воздухозаборника также расположены по бокам фюзеляжа под крылом. Двигатель "Изд. 35М", разработанный Ленинградским НПО им. В. Климова, представлял собой двухвальный, двухконтурный турбореактивный двигатель с раздельными контурами и нерегулируемыми реактивными соплами. Для обеспечения защиты двигателя от посторонних предметов, подбрасываемых колесами шасси, перед входом в воздухозаборник устанавливается откидная защитная сетка, ось вращения которой расположена на фюзеляже.

Газогенератор двигателя состоит из осецентробежного компрессора и охлаждаемой турбины высокого давления, как в TB7-117. Конструкция двигателя выполнена модульной, что обеспечивает удобство сборки, технического обслуживания и ремонта в эксплуатации.

Выходное устройство двигателя (сопло) состоит из внешнего и внутреннего дозвуковых нерегулируемых реактивных сопел, срезы которых отстоят на 150 мм относительно друг друга. Диаметр сопла внутреннего контура равен 240 мм, а внешнего - 420 мм.

Модификации:

М-200 базовый – учебно-тренировочный для подготовки летчиков гражданской и военной авиации. Возможна также разработка варианта для борьбы с маловысотными, малоскоростными и малозаметными целями. Без подкрылевых пилонов.

М-200УБ - В учебно-боевом варианте предусматривалась установка прицельно-навигационной РСЛ, из-за чего носовой отсек фюзеляжа имел более вытянутую форму. Конструктивным доработкам подверглось крыло самолета, для подвески оружия предусматривалась установка семи точек подвески: по три точки под каждой консолью крыла и одна под фюзеляжем. Для экипажа предусматривалась установка модифицированных катапультных кресел типа K-36. В остеклении фонарей обеих кабин предусматривалась установка линейных разрушающих зарядов, благодаря чему катапультирование происходило сквозь остекление фонаря. В оборудовании обеих кабин предусматривалась установка системы захвата целей и управления огнем.

М-200ЛШ - Модификация самолета М-200ЛШ в качестве легкого штурмовика предусматривалась в одноместном варианте. Отличительной особенностью самолета этой модификации было то, что задняя кабина как таковая полностью отсутствовала. Благодаря этому, на месте задней кабины образовалось свободное пространство для установки дополнительного вкладного топливного бака. С целью повышения боевой живучести самолета все топливные баки штурмовика протектировались. Наружные подвески на крыле и фюзеляже были идентичные как у учебно-боевого варианта самолета М-200. По бокам хвостовой части фюзеляжа устанавливались контейнеры с ложными тепловыми целями и индикатор облучения в задней полусфере.