В 1949 г. из сборочного цеха опытного завода ОКБ А.И.Микояна выкатили новый самолет МиГ-15бис45 (он же И-330), отличавшийся увеличенным на 10° углом стреловидности крыла — прототип будущего МиГ-17. Еще одно его обозначение — СИ, поскольку согласно одной из версий машина создавалась как сверхзвуковой истребитель. При кажущейся схожести с МиГ-15, самолёт СИ во многом представлял собой новую машину. Новое крыло с углом стреловидности по линии фокусов 45° и увеличенной до 22,6 м площадью отличалось также новыми скоростными профилями С-12с в корне и СР-11 на конце со средней относительной толщиной по потоку 8,8 %, что было на 1,5 % меньше чем у МиГ-15.

Для предотвращения негативных явлений,связанных с перетеканием потока воздуха вдоль размаха крыла с углом поперечного V, уменьшенного с -2° до -3°, установили еще одну аэродинамическую перегородку высотой около 100 мм. Площадь щитков-закрылков возросла до 2,86 м. Существенные изменения коснулись и оперения. Угол стреловидности стабилизатора и его площадь увеличились соответственно до 45° и 3,1 м площадь вертикального оперения — до 4,26 м На руле поворота установили гибкую пластину-нож.

Компоновка носовой части фюзеляжа, включавшей кабину летчика, лафет с артиллерийской установкой, отсеки приборного оборудования и носовой стойки шасси, не изменилась, но общая длина самолёта увеличилась до 8,805 м. Внутренний запас топлива уменьшили до 1412 л. Незначительно возросла площадь тормозных щитков, смонтированных на хвостовой части фюзеляжа. Приборное и радиооборудование — как у МиГ-15.

Первый полет СИ совершил 14 января 1949 г, пилотируемый И.Т. Иващенко. 20 марта самолёт потерпел катастрофу, унеся с собой жизнь летчика. Причины ее стали проясняться во время заводских испытаний второго экземпляра И-330, построенного на опытном заводе №155 в Москве, но видимо в варианте перехватчика СП-2. С учетом выявленных недостатков в ОКБ подготовили чертежи, по которым на заводе в Горьком была построена небольшая опытная серия самолётов СИ. После заводских испытаний и необходимых доработок в апреле 1951 г. машину СИ-01 Горьковского завода передали на госиспытания в ГК НИИ ВВС.

От МиГ-15 новый самолёт унаследовал артиллерийскую установку на опускаемом лафете, но с пушками НР-23 и Н-37Д с локализатором, вместо НС-23 и Н-37. Эта установка оказалась очень удобной в эксплуатации и требовала минимального времени для подготовки самолёта к повторному вылету. Мощное вооружение предназначалось прежде всего для борьбы с тяжелыми бомбардировщиками—носителями атомного оружия, подобными американскому Боинг В-29. В этом качестве, как показал опыт войны в Корее, МиГ-15 не имел себе равных.

В результате всех внесенных изменений максимальное аэродинамическое качество самолёта при полете на дозвуковых скоростях снизилось до 13,6 (у МиГ-15 — 13,9). Непосвященный читатель может сказать: «Подумаешь, какая мелочь!», а эта «мелочь» снижала дальность полета, при одинаковой с МиГ-15бис заправке топливом, на 35 км. В горизонтальном же полете максимальное аэродинамическое качество не превышало 13,1 и мало изменялось в диапазоне высот от 0 до 10000 м при скоростях полета, соответствующих числам М=0,4-0,5. Для увеличения дальности и продолжительности полета на самолёте предусматривались два подвесных топливных бака ёмкостью по 400 л каждый. В этом случае самолёт мог находиться в воздухе не 1 ч 54 мин, а до 3 ч 8 мин.

Недостатки, выявленные в ходе первого этапа госиспытаний, довольно быстро устранили, и в июле 1951 г., уже на СИ-03, третьем экземпляре самолёта, изготовленном в Горьком, испытания завершились. Одним из серьезных дефектов было большое рассеивание снарядов при стрельбе из 23-мм пушек. Предположив, что это связано с возросшим усилием отдачи, ввели гидробуфер, снизивший ее вдвое, до 26 кН. Но истинная причина обнаружилась значительно позже и заключалась в недостаточной жесткости крепления пушки. Однако, по мнению руководства, преимущества новой машины перевешивали недостатки, и ее приняли на вооружение под обозначением МиГ-17.

В соответствии с приказом МАП от 1 января 1951 г. МиГ-17 запустили в массовое производство. Первоначально планировался его выпуск на заводе №292 в Саратове, но фактически самолёт стали осваивать на заводах №1 в Куйбышеве (ныне Самара), где он выпускался под обозначением «изделие 40», №21 в Горьком (Нижнем Новгороде) как «изделие 54», №153 в Новосибирске и №126 в Комсомольске-на-Амуре.

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°, на концах - 42°. Элероны площадью 1,6 м с углами отклонения в диапазоне -18°—+18° до оси вращения имеют внутреннюю аэродинамическую компенсацию. На левом элероне устанавливался триммер. Щитки-закрылки со скользящей осью вращения площадью 2,86 м отклоняются на взлете на угол 20° и на посадке на 60°. Удлинение крыла - 4,08, сужение без учета переднего наплыва - 1,23, угол установки - +1°.

Фюзеляж самолёта - 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° (на самолетах первых серий - 50°). 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 м, горизонтального - 3,1 м. Вертикальное оперение состоит из киля и руля поворота. Горизонтальное оперение с удлинением 3,26 и сужением 2,0 включает стабилизатор и руль высоты площадью 0,884 м. Руль высоты отклоняется вверх на угол 16°, а вниз - на 21°. 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.

Управление самолётом 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 10000 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 самолётах 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 ёмкостью по 65 л, два по 75 л и два по 45 л. Под крылом могли подвешиваться сбрасываемые баки двух типов ёмкостью 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 замемявшаяся 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-3А.

Электрооборудование запитывалось от генератора на двигателе или аккумулятора 12САМ-25. На самолёте имелись комплект навигационных огней и посадочная фара. На больших высотах использовались кислородный прибор КП-14 и четыре кислородных баллона общей ёмкостью 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 № 4), бронеспинки и броне-заголовника 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-3Н, 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.

Тактико-технические характеристики МиГ-17
Размах крыла, м   9,60
Длина самолета, м   11,264
Высота самолета, м   3,80
Площадь крыла, м2   22,60
Масса, кг   
- пустого самолета, кг   3798
- нормальная взлетная   5200
- максимальная взлетная   5930
- топлива,   1173
Тип двигателя   1 ТРД ОКБ В.Я.Климова ВК-1А
Максимальная тяга, кгс   1 х 2700
Максимальная скорость, км/ч:   
- у земли   1060
- на высоте   1114
Практическая дальность, км:   1295
Практический потолок, м:   15600
Макс. эксплуатационная перегрузка   8
Экипаж, чел   1
Вооружение:   одна пушка Н-37Д (40 патронов) и 2 пушки HP-23 (2х80 патронов).
  на двух балочных бомбодержателях Д4-50, смонтированных в профиле крыла, могут подвешиваться бомбы калибра 50-100 кг или ПТБ емкостью 400 л.