Решением виделся многорежимный боевой самолёт, который бы сочетал хорошие взлётно-посадочные качества с высокими лётными характеристиками во всём диапазоне используемых скоростей — от высокой сверхзвуковой при преодолении рубежей ПВО и прорыве к цели до умеренной при нанесении удара, с сохранением хорошей управляемости и манёвренности, способствовавших точности огневого поражения. Точный выход на цель и эффективное её поражение должно было обеспечить новое прицельно-навигационное оборудование.
Основная задача при создании такого самолёта, в общем случае, сводилась к обеспечению широкого диапазона скоростей и увеличению отношения максимальной скорости полёта к посадочной. Определяющими факторами при этом являлись параметры основной несущей поверхности — крыла. Оптимальным для обеспечения высоких взлётно-посадочных качеств и выгодных несущих характеристик на крейсерских скоростях было крыло небольшой стреловидности (в идеале — прямое), значительной толщины и удлинения, которое бы обладало наибольшими значениями коэффициента подъёмной силы и критического угла атаки. Однако толстое прямое крыло имело высокое сопротивление, волновая и индуктивная составляющие которого резко возрастали с увеличением скорости, а возникновение местных скачков уплотнения на околозвуковых скоростях резко снижало аэродинамическое качество. Выход на сверхзвук для самолёта с таким крылом был практически невозможен из-за роста сопротивления, проявлявшегося в виде «стенки» уплотнённого воздуха — прямого скачка уплотнения, «садившегося» на переднюю кромку крыла.
Увеличение стреловидности затягивало «волновой кризис», повышая скоростные качества, однако влекло за собой ухудшение несущих свойств, продольной и поперечной устойчивости и управляемости. Расширение диапазона скоростей могло быть достигнуто изменением стреловидности в полёте, постоянно приспосабливавшей самолёт к новому режиму. Консоли уходили назад на большой скорости, увеличивая стреловидность, и разворачивались вперёд, приближая крыло к прямому при взлёте, посадке и полёте на максимальную дальность, когда требовалось максимальное аэродинамическое качество. Изменение стреловидности крыла меняло все его параметры, определяющие аэродинамические характеристики, из-за чего за такой схемой утвердилась наименование «крыло изменяемой геометрии» (КИГ), более полно отвечающее сути. При развёрнутом («выпущенном») крыле увеличивались его размах, удлинение, относительная толщина, радиус закругления носка профиля и в меньшей степени площадь, причём одновременно создавались благоприятные условия работы взлётно-посадочной механизации, наиболее эффективной на такой несущей плоскости и позволяющей дополнительно опустить нижнюю границу диапазона эксплуатационных скоростей. При складывании («уборке») крыла часть его уходила внутрь неподвижной конструкции — центроплана, уменьшая несущую площадь, омываемую потоком, удлинение и толщину, тем самым уменьшая сопротивление, а стреловидность приближалась к оптимальной для заданной скорости.
