Последующие испытания, проводившиеся с интенсивностью примерно один пуск в месяц, позволили постепенно добиться устойчивого полета на заданную дальность и высоту. Пришлось отказаться от первоначально принятой конструкции стеклотекстолитовых камер ракетно-прямоточных двигателей, которые в процессе работы не выдерживали нагрева и теряли прочность. Увеличение их толщины вдвое не улучшило их работу, но масса камер при этом возросла и была практически равна массе аналогичной камеры из титанового листа с теплозащитным покрытием.

С десятого пуска 22Д, который состоялся 5 сентября 1964 г., камеры из титана уже использовались в составе ракеты. В целях дальнейшего улучшения ракетно-прямоточных двигателей количество сопел в газогенераторе увеличили с 18 до 66. Это позволило уменьшить размеры струй газов, истекавших из газогенератора и размывавших теплозащиту в зоне их касания со стенками камеры, после чего каких-либо проблем при работе ракетно-прямоточных двигателей уже не возникало.

С одиннадцатого пуска, состоявшегося 10 октября 1964 г., начались программные и контурно-программные пуски. В контурно-программных пусках полет ракеты происходил в замкнутом контуре управления с наведением ее на условную неподвижную цель с последующей реализацией ступенчатых команд, выдаваемых программным механизмом ракеты или радиолокационной станцией наведения, что позволяло моделировать процесс перехвата.

За весь период испытаний до 25 августа 1966 г. было осуществлено 33 пуска ракеты 22Д с твердотопливными ракетно-прямоточными двигателями. Стартовая масса ракет в этих пусках составляла от 3110 до 3260 кг. Максимальная скорость, достигнутая ракетой при включенном двигателе третьей ступени и сброшенных ракетно-прямоточных двигателях, соответствовала 4,8 М, или около 1400 м/с. Достижение скоростей полета в атмосфере, близких к гиперзвуковым, было значительным достижением. При работе двигателя третьей ступени максимальная высота полета ракеты 22Д составила более 30 км. Маневренность ракеты на этих высотах оказалась достаточной для осуществления наведения на цель и ее перехвата. С работающими ракетно-прямоточными двигателями ее скорость не превышала 3,9 М (эта величина получена в девятнадцатом пуске 22Д 31 июля 1965 г.), а высота полета — 22 км. До этих скоростей и высот при углах атаки до 10 град, ракетно-прямоточные двигатели работали устойчиво, без срывных явлений и помпажа. Однако эффективность работы этих двигателей при скорости полета более 3М заметно снижалась из-за попадания в камеру дожигания сверхзвуковых течений и снижения из-за этого полноты сгорания топлива в ней.

К началу первых пусков 22Д в ОКБ-2 велась параллельная разработка ее варианта с четырьмя жидкостными прямоточными воздушно-реактивными двигателями. Увеличение удельного импульса до 1200 кгс*с/кг вместо 550 кг*с/кг у твердотопливного варианта позволяло добиться снижения стартовой массы ракеты примерно до 2850 кг. Однако это вело к появлению на ракете жидкого компонента топлива — керосина, от чего ее разработчики стремились уйти еще при создании 17Д.

Задание на разработку такой двигательной установки было выдано в возглавлявшееся М.М. Бондарюком ОКБ-670, которое к середине 1960-х гг. уже имело опыт разработки жидкостных сверхзвуковых прямоточных двигателей различных размеров и уровня тяги. Проект двигателя, получившего обозначение РД-046, был готов к концу 1965 г., а в феврале следующего года состоялся первый (и 27-й с момента начала испытаний) пуск 22Д с четырьмя РД-046, изготовленными на заводе № 464. Ракета с жидкостными двигателями стала легче примерно на 200 кг, несколько улучшились ее летные характеристики. Летом 1966 г. были проведены еще два пуска ракеты с РД-046, но к этому времени история 22Д уже подходила к концу.

Это не было связано ни с неожиданно проявившимися конструктивными просчетами, ни с какими-либо неудачами при испытаниях. Ракета 22Д была на высоте предъявлявшихся к ней требований — скоростная, высотная, с дальностью полета, которая по результатам испытаний могла достигать 70 км. Но характеристики самой системы С-75, для которой и предназначалась 22Д, оказались недостаточными для обеспечения поражения целей на таких дистанциях. К тому же за годы создания 17Д и 22Д улучшились характеристики оснащенных жидкостными двигателями ракет семейства В-750. Дальность их полета к середине 1960-х гг. подходила к 50 км, высота — к 30 км, а начавшаяся война во Вьетнаме подтвердила их достаточно высокие боевые качества. Зенитные ракеты этого семейства к этому времени были освоены в производстве и в частях ПВО, где для них была создана соответствующая инфраструктура (заправочные средства и т.п.). Применение токсичных и агрессивных жидких топлив стало привычным и не являлось сдерживающим фактором для их широкого использования. В этих условиях было признано нецелесообразным принятие на вооружение более совершенной и менее требовательной, но более дорогой и трудоемкой ракеты.

Прекращение работ по ракете 22Д определилось и осознанием исчерпанности возможностей для радикальной модернизации комплекса С-75 при наметившейся потребности в создании комплекса нового поколения как основного направления развития зенитной ракетной техники, которая в дальнейшем была реализована в ЗРК системы С-300.

Варианты ракет для комплексов типа С-75

Свидетельством огромного объема работ, выполненных ОКБ-2/МКБ «Факел» по совершенствованию ракет комплексов семейства С-75, может служить далеко не полный список некоторых известных как реализованных, так и нереализованных модификаций ракет для этих ЗРК.

- В-750 (1Д) — первая поступившая на вооружение ракета диапазона «В» (10 см);
- В-750П — экспериментальная ракета с поворотным крылом;
- В-750ИР — вариант с импульсным радиовзрывателем;
- В-750В (11Д) — ракета диапазона «В» с увеличенной высотностью;
- В-750Н — ракета диапазона «Н» (6 см);
- В-750ВН (1ЗД) — ракета диапазона «Н» с увеличенной высотностью;
- В-751 — экспериментальная ракета КМ с прямоточным двигателем на основе «025» М.М. Бондарюка;
- В-752 — вариант ракеты по пакетной схеме (с боковым расположением ускорителей);
- В-753 — вариант ракеты для корабельного комплекса М-2;
- В-754 - вариант ракеты с разработанной в НИИ-648 полуактивной радиолокационной ГСН ПАРГ-6-ЗВ;
- В-755 (20Д) — глубокая модернизация ракеты В-750ВН;
- В-755С — вариант ракеты, предназначавшийся для применения в составе макета системы «Сатурн-М»;
- В-756 — вариант ракеты для корабельного комплекса М-2бис;
- В-757 (17Д) — двухступенчатая ракета с ПВРД на маршевой ступени;
- В-757КР (ЗМ10) — вариант ракеты В-757 для комплекса Сухопутных войск «Круг»;
- В-758 (22Д) — трехступенчатая ракета с ПВРД на второй ступени;
- В-759 (5Я23) — модернизация ракеты В-755;
- В-760 (15Д) — вариант ракеты В-755 со спецзарядом;
- В-760В (5В29) — вариант ракеты В-759 со спецзарядом.