运-12的设计特点
运-12采用小型多用途飞机常规布局:双发、单翼、垂尾，前三点固定起落架，可在简易跑道上平稳起降。粘接技术广泛应用于机体结构中，以减轻结构重量。飞机的机翼是带对角撑杆的双梁结构，重量轻，平面形状为矩形。机身为全金属、长桁框架式半硬壳结构，前段为驾驶舱，中段为客货舱，可安排17乘客座位或装载货物、农业和地质勘探设备等。尾部垂尾为全金属结构，垂直于安定面的前后梁插入后机身，与加强框连接。方向舵配有一个调节件，由安装在方向舵前缘的电动机构驱动。水平尾翼也是全金属的。左、右升降舵后缘有1个调节片，由安装在升降舵前缘的电动机构驱动。
机翼上带有对角撑杆的双梁结构。平面形状是矩形的。GAW-0417翼型相对厚度17%，弦长2m，机翼安装角4°，二面角1 41′。中翼6肋和17肋前后梁之间有整体油箱，最大载油量1230 kg。后段内侧装有后退的富勒襟翼，外侧是副翼，右侧副翼装有拉环。
机身的横截面形状由弧形侧壁和从平坦底部向外突出的顶部形成。机头罩、前行李门、尾罩、支柱整流罩均采用玻璃钢材料，减轻了结构重量。
尾翼的垂直尾翼和水平尾翼都是金属结构。平面形状都是梯形。方向舵和升降舵都装有调节件，由安装在方向舵前缘的电动机构驱动。
前三点式起落架带不可收放式起落架，有油气减震器，都是单轮。主轮尺寸640mm× 230mm，胎压5.5x 105 pa(5.61kg/cm2)。前轮可转向，尺寸480mm× 200mm，胎压3.5x105pa (3.57kg/cm2)。有空调刹车。运-12II装备两台加拿大普惠公司生产的PT6A-27涡桨发动机，单台功率456 kW (620轴马力)，配套螺旋桨为美国Hartzel公司生产的HC-B3tn-3B/t 10173 b-3变距正反桨螺旋桨。
为了替代进口的PT6A-27发动机，株洲航空机械研究所于1983年4月开始设计以涡轴-8A为原始标准的涡桨-9涡桨发动机。发动机为自由涡轮单转子，功率范围462~507 kW。1984年2月完成施工图设计，1985年南航动力机械公司制造第一架验证机。
1986年开始整机部件测试和性能调试并取得成功。1987年7月，项目转入型号研制；1988年2月，开始样机设计；1989年9月，第一批样机制造完成；1992，18年2月，首次试飞。1994完成全部适航考核的发动机地面和飞行试验于1995年初取得民航型号合格证并开始交付。截至1994，累计超过1500小时试验，其中飞行试验200小时，续航试验150小时，初始维护寿命试验2000次循环。通过采取滑油光谱分析、检查井检查、磁堵和振动检查等措施，对发动机进行了视情维修。成熟发动机的大修寿命为2000小时。驾驶舱机身前段是驾驶舱，挡风玻璃大，左右窗，驾驶员视野开阔。中段为客(货)舱，可配备17旅客座位，或装载货物，或加装农业、地质勘探设备。客(货)舱两侧有四个450 mm× 600 mm的方形窗户，舱内光线明亮。右边有两个紧急出口，左边有一个紧急出口。
该系统有一个主控制系统和一个辅助控制系统。主控制系统用于副翼、升降舵和方向舵控制。副翼由盘式转向杆、链轮、钢索、三组滑轮、扇形摇臂和连杆控制。电梯由柔性钢索、拉杆、扇形摇臂、两组钢索、五组滑轮、后扇形摇臂和拉杆操纵。方向舵由软缆控制。辅助控制系统用于控制襟翼、辅助襟翼调整片、升降舵调整片和方向舵调整片，所有这些都由电动机构控制。电力系统
飞机配备了两个6000瓦的启动器/发电机作为主电源。12HK-28电池，额定容量28安时，额定电压24伏，用作启动和应急电源。两台PC-17-3静止变流器为车载用电设备提供115V 400Hz单相交流电，每台容量为600VA。1套125伏安SBL-125转换器为地平仪和陀螺磁罗盘提供三相交流电。带有115V、400Hz和40VA的1 SBL-40转换器为备用地平线提供三相交流电。
环境控制系统
环境控制系统，配备通风和加热系统，使用发动机引气加热驾驶舱的挡风玻璃和驾驶员的脚。机头两侧有冲压进气口，通过管道通向驾驶舱，驾驶舱由安装在仪表板两侧的风量和风向可调的喷嘴进行通风。货舱顶部有两个自然通风孔和两个出风口。客舱加热和客舱强制通风可以是可选的。
指示仪器
通信和导航系统包括CT-1甚高频无线电、JDT-2高频无线电、JT-5A对讲机、WL-7无线电罗盘、WG-4无线电高度表和XS-6信标接收机。还可以选择柯林斯公司的电子设备:VHF-251 VHF无线电台、HF-220 HF无线电台、ALT-55B无线电高度表、VIR-351 VHF全向信标系统、DME-451测距仪、TDR-950空管应答机、MCS-65陀螺。
飞机可以在目视飞行规则(VFR)和仪表飞行规则(IFR)下的非结冰条件下飞行。如果尾部除冰器是可选的，它可以在结冰条件下飞行。