Новая конструкция планера принесла и существенную экономию веса в 665 кг, из которых 400 кг приходилось на облегченное крыло, 150 кг - на фюзеляж, 80 кг - на шасси и 35 кг - на оперение. На самолет планировалось установить мощный, но тяжелый и еще очень сырой турбореактивный двигатель (ТРД) ТР-7 (АЛ-7) ОКБ-165 МАП A.M. Люльки, работы над которым начались еще в конце 1952 года. На первой стадии проектирования самолет планировалось вооружить тремя 30-мм пушками в консолях крыла и револьверными установками для пуска 57-мм неуправляемых ракет.

Первоначально планировалось создать два варианта истребителя - С-1 со стреловидным и Т-1 с треугольным крылом. Но вскоре все работы были сконцентрированы на С-1, а треугольное крыло было принято для создаваемого параллельно перехватчика Т-3.

В ноябре 1953 года эскизный проект фронтового истребителя С-1 был успешно защищен. Вскоре был построен и натурный деревянный макет самолета, на котором отрабатывали кабину летчика, размещение в ней органов управления и приборов. В феврале 1954 года макет истребителя, схемы и плакаты его систем были представлены на макетную комиссию, председателем которой был заместитель Главкома ВВС по вооружению А.Н. Пономарев. После обсуждения и устранения ряда замечаний он был принят. Началась постройка двух опытных машин. Одна предназначалась для летных, а другая для статических испытаний. Велась подготовка к постройке и второго летного образца.

По своей схеме С-1 представлял собой однодвигательный среднеплан металлической конструкции со стреловидным крылом и оперением, цельно-поворотным стабилизатором, осесимметричным регулируемым воздухозаборником с выдвижным конусом и тупой передней кромкой, трехопорным шасси и герметической кабиной летчика. Фюзеляж круглого сечения большого удлинения (такая форма позволила снизить волновое сопротивление самолета на больших скоростях) с работающей обшивкой расстыковывался для удобства замены двигателя на две части - головную и хвостовую. Воздушный канал двигателя в районе кабины летчика разветвлялся на два рукава, сходясь за ней вновь. С-1 оснащался контейнером тормозного парашюта в нижней части фюзеляжа и четырьмя тормозными щитками большой площади.

Экспериментальный истребитель Су-17 ("Р"). Лето 1949 г.

Один из ранних проектных вариантов истребителя С-1

Летчик размещался в гермокабине с неподвижным козырьком и сдвижной частью фонаря на катапультируемом кресле КС, разработанном в ОКБ П.О. Сухого бригадой В.М. Засько. Первоначально предполагалось, что для защиты летчика от воздушного напора сдвижная часть фонаря будет служить экраном с момента выхода кресла из кабины и до отделения в воздухе. При этом вес всей катапультной системы составлял 240 кг (летчик с креслом - 190 кг, фонарь - 50 кг). Опережающие летные испытания кресла с защитой фонарем, проведенные в апреле 1955 года на летающей лаборатории (ЛЛ) УТИ МиГ-15, сразу же показали всю трудность реализации этой схемы спасения. Из-за недостатка времени и большой сложности доводки системы было решено перейти к традиционному варианту катапультирования, с предварительным сбросом фонаря кабины (забегая вперед, скажем, что решение было оправданным - сложную и тяжелую конструкцию с защитой фонарем не удалось довести и на МиГ-21Ф, где ее использование сопровождалось частым травматизмом). После испытаний на С-1 был установлен опытный образец кресла КС-1 "нормальной" схемы, обеспечивающего безопасное покидание самолета на приборных скоростях до 850 км/ч.

Бронирование кабины состояло из 105-мм бронестекла козырька фонаря, 8-мм передней стальной бронеперегородки, а также надголовника, бронеспинки и заголовника кресла из алюминиевой брони толщиной 36 мм.

Свободнонесущее стреловидное крыло по рекомендации ЦАГИ имело относительную толщину 7% в корневой и средней части и 8% в концевой, с непривычным для скоростных машин профилем со скругленной передней кромкой. Такая конструкция позволила уменьшить срыв воздушного потока с концов крыла на больших углах атаки и повысить эффективность элеронов для лучшей маневренности самолета. С этой же целью на консолях установили по паре аэродинамических перегородок, которые препятствовали перетеканию потока вдоль размаха крыла и "набуханию" пограничного слоя на их концах. Крыло имело сдвижные закрылки и элероны с осевой компенсацией.

Стреловидное однокилевое оперение состояло из цельноповоротного стабилизатора, киля и руля направления. Симметричные профили со скругленной передней и острой задней кромкой позволили снизить влияние волнового кризиса на эффективность оперения и уменьшили волновое сопротивление самолета в целом, а цельноповоротный стабилизатор позволил значительно повысить эффективность горизонтального оперения. Прежде применявшаяся система неподвижного стабилизатора и руля высоты не обеспечивала достаточной управляемости на больших скоростях.