В 1961 г. председатель ГКАТ П.В. Дементьев доложил заместителю председателя Совмина СССР Д.Ф. Устинову выводы, к которым пришли специалисты ЦАГИ. В частности, в этом документе отмечено, что «такая компоновка представляет собой большие конструктивные сложности… Кроме технических трудностей создания крыла с изменяемой стреловидностью, оно имеет ряд других недостатков. Значительно ухудшаются устойчивость и управляемость самолета, которые будут изменяться… в связи со сдвигом средней аэродинамической хорды крыла из-за его поворота. Расчеты, проведенные в ЦАГИ, показали, что эти параметры будут в 2–3 раза хуже, чем на самолете обычной схемы, что приведет, соответственно, к большим потерям в подъемной силе и в качестве…».
Вскоре в СМИ появились данные о разработке американскими компаниями General Dynamics и Grumman Aircraft многоцелевого боевого самолета с изменяемой стреловидностью крыла XF-111, на котором каждая консоль поворачивалась вокруг собственного шарнира, установленного на центроплане вне фюзеляжа. Это обеспечивало вполне приемлемое изменение фокуса при повороте консолей.
И.О. Сухого подобная схема заинтересовала, и он решил использовать ее при создании экспериментального самолета с изменяемой стреловидностью крыла на базе серийного Су-7Б (монографию об этом самолете см. в «АиВ», № 5’2011).
В ЦАГИ изучением крыла изменяемой стреловидности занималась группа профессора П.П. Красильщикова, оказавшая существенную помощь КБ Сухого в этой работе. В частности, ее специалисты выработали решение, при котором фокус практически не сдвигается при изменении стреловидности крыла. Такой эффект наблюдается на крыле с развитым наплывом в корневой части и при расположении шарниров в определенном месте.
Опираясь на результаты, полученные наукой, П.О. Сухой предложил конструктивно-силовую схему стреловидного крыла, в которой оси поворота консолей находились примерно на половине его размаха. Неподвижная часть крыла при этом оставалась достаточно большой, ее размеры определялись положением основных опор шасси. К работе приступили в инициативном порядке в начале 1965 г. Конструктивная проработка такого крыла была поручена бригаде общих видов во главе с А.М. Поляковым.
Минимальный угол стреловидности поворотных частей крыла приняли 30°. При этом площадь крыла составляла 38,5 м², а при максимальной стреловидности — 35,85 м². Новым крылом решено было оснастить Су-7БМ (сер. № 48–06), хвостовую часть которого доработали по типу «БКЛ». Самолет получил «фирменное» обозначение С-22И (И — изменяемая стреловидность). Ведущим конструктором был назначен Н.Г. Зырин.
