Проектирование новой модификации Су-7 было начато в инициативном порядке в мае 1965 года. Коструктивно-силовая схема крыла была предложена лично Сухим и определялась достаточно просто: вид крыла в плане был сохранен без существенных изменений, размеры неподвижных частей крыла (НЧК) определялись положением основных стоек шасси, конструкция и кинематика которых также не менялась по сравнению с Су-7. Поворотные части крыла (ПЧК) занимали по сравнению с аналогичными проектами тех лет относительно небольшую часть размаха. Предложенная Генеральным конструктором идея позволяла не только оставить прежними фюзеляж, оперение и шасси, но и решить проблему сохранения устойчивости, ведь вслед за поворотом крыла смещался и аэродинамический фокус самолета. Аэродинамические исследования показали, что схема, предложенная П.О. Сухим и начальником бригады проектов А.М. Поляковым, оказалась очень удачной. Сохранение значительной площади НЧК и удачно выбранное положение осей поворота приводили к незначительному изменению центровки (порядка 2%), оставляя продольную устойчивость самолета в допустимых пределах во всем диапазоне допустимых скоростей и углов поворота. Минимальный угол стреловидности поворотных частей крыла был принят равным 30°, а максимальный остался таким же, как и у Су-7- 63°. При изменении стреловидности от минимальной до максимальной площадь крыла менялась с 38,5 м2 до 34,5 м2, удлинение— с 4,88 до 2,69 и относительная толщина — с 12% до 7%.
Самолет получил обозначение по ОКБ С-22И, свидетельствовавшее о тесном «родстве» с Су-7 (С-22). Ведущим конструктором по нему стал Н.Г. Зырин. Первый опытный экземпляр машины строился на базе серийного Су-7БМ (С-22М), что позволило использовать отработанную технологию и многие агрегаты самолета, сэкономив время и средства. Но предстояло решить основной вопрос: создать поворотные консоли и шарнир, который стал в буквальном смысле самым «узким» местом конструкции. В обычном крыле все нагрузки, возникающие в полете, воспринимаются всей взаимосвязанной силовой конструкцией. Здесь же силы и моменты с консолей предстояло снять одним, притом небольшим по размерам узлом центральным шарниром (опорный рельс, также включавшийся в работу, воспринимал лишь небольшую часть нагрузок). Этот же узел должен был обеспечивать и само перемещение поворотной консоли при изменении угла стреловидности. Размеры шарнира ограничивались небольшой строительной высотой крыла тонкого скоростного профиля.
Потребовалось изменить и усилить конструкцию центроплана, ведь установка поворотного шарнира полностью меняла характер его нагружения. Каждый из двух шарниров разместили во внешней вершине силового треугольника из переднего лонжерона, подкоской балки и бортовой нервюры соответствующей половины центроплана. Часть усилий на опорные рельсы НЧК передавали каретки, с помощью которых консоли скользили при перемещении. И, наконец, когда крыло занимало положение, соответствующее максимальной стреловидности (при котором нагрузки были наибольшими) в работу включались дополнительные опоры, установленные на задних стенках поворотных консолей.
Довольно сложной задачей при проектировании центроплана оказалась конструкция его хвостовой части — в обычном крыле участка, как правило, менее нагруженного и потому относительно несложного. При увеличении стреловидности ПЧК значительная часть консолей уходила именно в этот отсек. Он должен был лишиться привычного силового набора Консоли его буквально «выдавливали» наружу Известно, что наибольшей прочностью и жесткостью обладают замкнутые контуры, и сохранение прочностных характеристик открытой пустотелой хвостовой части крыла т ребовало подкрепления Проблему решили оригинально и просто: по торцам центроплана установили мощные вертикальные ребра, выполнявшие роль нервюр и одновременно служившие аэродинамическими перегородками. Впоследствии они были использованы для подвески вооружения и дополнительных баков. Сами панели, помимо использования сотовых конструкций, подкрепили наружными продольными таврами.