Поворот подвижных частей крыла обеспечивал усовершенствованный по сравнению с С-22И гидромеханический привод с электродистанционным управлением, включавший два гидромотора, редукторы (два основных и два угловых) и винтовые механизмы. Последние обеспечивали преобразование вращательного движения в поступательное и состояли из шариковинтовой пары и синхронизирующего вала, проходившего с помощью карданов через фюзеляж с огибанием снизу воздушного канала двигателя. Для повышения живучести и надежности привода поворота правый гидромотор питался от силовой, а левый — от первой бустерной гидросистем. Поворотные части крыла в любом положении при неработающих винтовых механизмах удерживали от смещения гидравлические тормоза.
Уборку и выпуск крыла можно было выполнять только на дозвуке и в неманевренном полете без перегрузки (позже это ограничение сняли). Время полной уборки консоли в воздухе составляло 16 секунд, а выпуска — 19 секунд (разница обуславливалась понятным сопротивлением набегающего потока). Перекладка крыла давала смещение центровки на снаряженной машине на 1,3 % (для сравнения, уборка шасси влияла практически так же, приводя к смещению центровки на 1 %). Для компенсации этого явления, пусть и малооощутимого, по мере перемещения крыла выполнялась балансировка самолета триммированием, чем парировалось изменение как центровки, так и запаса устойчивости по перегрузке и сохранение эффективности стабилизатора при изменении стреловидности. Какую-либо автоматизацию системы управления для балансировки машины внедрять не стали, рассудив, что эффект этот при перемещении консолей не носит критичного характера и, при необходимости, легко парируется летчиком, рефлекторно берущим ручку на себя или от себя в ответ на небольшой пикирующий или кабрирующий момент. В акте по испытаниям на этот счет указывалось: "…в процессе перекладки самолет устойчив и управляем, а усилия на ручке управления приемлемы и легко снимаются механизмом триммерного эффекта".
В системе управления перекладкой крыла и механизацией была предусмотрена блокировка на случай ошибочных действий летчика — "защита от дурака", препятствовавшая выпуску закрылков на консолях при сложенном крыле и, наоборот, не позволявшая убрать крыло на большую стреловидность при полностью выпущенных закрылках, что грозило их поломкой, а то и потерей управляемости в воздухе с вполне предвидимыми печальными результатами.
Крыло было рассчитано на эксплуатационную перегрузку самолета без подвесок +6,5 при убранном положении и +5,0 — при выпущенном (увеличение размаха консолей меняло характер нагружения и действующие усилия). Допустимые перегрузки были несколько меньше по сравнению с предшественником Су-7БМ, где они назначались равными +8,0 (правда, у прибавившего в весе Су-7БКЛ их уровень ограничивался значением +7,0). Отчасти это было платой за подвижное крепление консолей, конструкции априори менее жесткой и прочной по сравнению с цельной в тех же весовых рамках; одновременно приходилось учитывать возросший взлетный вес машины — с полной загрузкой вооружением и ПТБ Су-17 "потяжелел" на две с лишним тонны по сравнению с прототипом.
