Проверка Су-17 на режимах сваливания с выходом на предельные углы атаки и перегрузку выполнялась летчиком-испытателем В.Г. Ивановым на самолете № 86-01 в сентябре 1971 года. Поначалу причиной ухудшения характеристик признали снятие концевых шайб по крайним частям крыла, которые у поворотных консолей Су-17 были ликвидированы. Для улучшения поведения самолета решили было исправить положение за счет изменения формы законцовок крыла. Первым был переоборудован С-22И, на котором зимой 1972 года испытали три типа разных законцовок, но ни один из вариантов не дал приемлемых результатов. Обнаружилось также, что при выпущенном крыле срыв потока возникает в области излома передней кромки крыла по месту образования вихря и далее, по мере увеличения угла атаки, срыв распространяется на всю зону центроплана. В конце концов, пришлось обратиться к более традиционному методу, увеличив высоту остававшейся торцевой аэродинамической перегородки центроплана.

На самолетах первых серий на каждой половине неподвижной части крыла устанавливалось по одной внешней аэродинамической перегородке (перегородка № 2) высотой 180 мм и небольшой нижний гребень в задней части центроплана (перегородка № 1). На более поздних машинах высота верхней перегородки была увеличена до 220 мм, что должно было более эффективно препятствовать перетеканию потока вдоль крыла, сохраняя нормальное обтекание без накапливания возмущенного погранслоя на концах крыла, который мог привести к преждевременному отрыву потока. Попутно достигалось изменение распределения давления по крылу с увеличением нагрузки на внутренней части и уменьшением на внешних частях, что также препятствовало развитию срывных явлений на поворотных консолях. Устройство перегородок тоже установилось не сразу - высокие пластины "трещали" из-за воздушных нагрузок, потребовалось их подкрепление для повышения прочности и жесткости. Установка новых гребней привела к увеличению коэффициента подъемной силы самолета на близких к сваливанию режимах примерно на 10 % и к возникновению на больших углах атаки слабой аэродинамической тряски, предупреждавшей летчика. Однако это происходило только в полете с крылом, установленным на минимальную стреловидность 30°. При углах установки поворотных консолей 45° или 63° при выходе на большие углы атаки тряска практически отсутствовала, самолет сваливался без предупреждения. Поэтому для сигнализации летчику о выходе на эти режимы с серийного издели (пропуск в тексте, прим. ВВС) самолет получил датчик углов атаки (устанавливался в обтекателе на правом борту фюзеляжа недалеко от входа в воздухозаборник двигателя) с указателем в кабине летчика. Для своевременного предупреждения летчика о приближении опасных углов в комплект включили специальный сигнализатор, индикатором которого являлась лампа-транспарант, работающая в мигающем режиме. Она, как и стрелочный указатель, размещалась прямо перед глазами летчика - на небольшом щитке в верхней части козырька фонаря кабины.

Для доставки самолета на взлетную полосу и его перемещения после посадки под каждую лыжу устанавливалась специальная колесная буксировочно-рулежная тележка

Су-17 первых серий отличались отсутствием третьей аэродинамической перегородки на неподвижной части крыла

Кроме того, начиная с Су-17 № 92-21, на неподвижных частях крыла сверху установили третью аэродинамическую перегородку. Позднее установка датчика угла атаки и дополнительной перегородки была выполнена и на машинах раннего выпуска, строевой доработкой в частях. Эти нововведения были внедрены по итогам испытаний доработанного С-22И, а затем переделанного аналогичным образом Су-17 № 86-01. Их совместные испытания провели в 1-м квартале 1972 года на базе ГНИКИ ВВС летчики ОКБ B.C. Ильюшин, Е.С. Соловьев и А.Н. Исаков, от военных летал А.Д. Иванов.

Штопорными испытаниями и вопросами поведения на срывных режимах занимались летчики-испытатели ЛИИ — опытные штопористы В.И Лойчиков и О.В. Гудков. С марта по ноябрь 1972 года ими были проведены испытания Су-17 № 85-01 в его исходной конфигурации (без доработок), затем проверялось поведение машины с внедренными изменениями.

Было выявлено, что доработанный самолет с крылом на стреловидности 30° при выпущенных закрылках и предкрылках не сваливается и при полностью взятой ручке, а парашютирует плавно на скорости около 200 км/ч с небольшим покачиванием с крыла на крыло. Однако для рядового летчика положение изрядно осложняло несимметричное обтекание самолета на больших углах - размещенные с одной, правой, стороны штанги основного и пилона аварийного ПВД играли на этих режимах роль "паруса", способствующего интенсивному уводу носа влево уже при скорости 350-400 км/ч с возникновением левого крена. На Су-7Б, где в носовой части присутствовала одна основная ПВД, при выходе на срывной режим самолет также имел тенденцию к сваливанию влево, однако поведение машины не носило критичного характера и срыв не расценивался так строго.