неуправляемые ракеты С-5 дополнили более солидными С-8 в 20-ствольных блоках Б- 8М или Б-8М1 (80 НАР в четырех блоках), начали использовать и мощные НАР С-25-О или С-25-ОФ в одноразовых пусковых 0-25, которые были приняты на вооружение в июне 1975 года. Правда, их можно было взять всего пару, так как для подвески годились лишь крайние балочные держатели — пуск с других грозил помпажом, с которым трудно было бороться даже новой системе предупреждения и ликвидации помпажа (СПП), внедренной на Су-17М с 63-й серии взамен ранее устанавливавшейся системе аварийного выключения (АО). Новая СПП срабатывала на всех высотах и скоростях полета с работающей системой СУНА при пусках НАР или управляемых ракет (в момент нажатия боевой кнопки 'ПОДВЕСКИ'), а также автоматически на высотах более двух километров (независимо от скорости) и числах М более 0,65 (независимо от высоты) без стрельбы. При срабатывании системы, выдающей команду на отсечку подачи топлива в камеру сгорания двигателя на 0,3 сек (от боевой кнопки или по сигналам о превышении температуры газов за турбиной), происходило кратковременное снижение температуры газов за турбиной двигателя на 50-100 °C° и незначительное падение его оборотов с последующим их восстановлением через 4–6 секунд, тем самым предотвращая перегрев ТРДФ. В начальный период эксплуатации новой системы автоматическое восстановление исходного режима работы двигателя не было задействовано — при срабатывании СПП летчику высвечивался сигнал 'ЗАПУСК' и происходил резкий провал оборотов и падение температуры газов за турбиной ТРДФ, после чего он вручную (как и при срабатывании АО) должен был перевести РУД на упор 'СТОП' и произвести запуск двигателя в воздухе.
Разработка тяжелой неуправляемой авиационной ракеты С-25 была начата в КБ Точного Машиностроения согласно Постановлению Совмина от 28 августа 1965 года. Госиспытания ракет проводились на Су-17М в октябре 1974 — январе 1975 года в Ахтубинске ведущими летчиками- испытателями Н. Рухлядко и П. Кузнецовым. Кроме испытаний на боевую эффективность, оценивалась и стойкость НАР к аэродинамическому нагреву в скоростном полете, для чего мощная боевая часть ракеты защищалась зазором между ее корпусами, а двигатель — трубой одноразовой пусковой установки. Для этих испытаний в горизонтальном полете и пикировании на высотах 25 — 3000 м при скорости носителя 1200– 1500 км/ч использовались весовые макеты НАР, оборудованные термодатчиками и радиотелеметрической аппаратурой.
В ходе выпуска последних серий машины были введены новые, специально разработанные для Су-17 подвесные баки ПТБ-800 емкостью, по 800 л (их реальная вырабатываемая емкость была даже больше и составляла 840 л). Новые баки были приняты с учетом того, что имевшиеся ПТБ-1150 были несколько великоваты и их подвеска ощутимо сказывалась на поведении самолета, из-за чего их рекомендовалось использовать при выполнении заданий с неманевренными режимами (полеты на дальность и перегонка). Испытания прошли два варианта новых баков, емкостью 950 л и 800 л, после чего приняты были баки второго исполнения, ставшие обычным вариантом снаряжения всех модификаций Су-17. Разработали также унифицированный вариант ПТБ, состоявший из набора носовой и хвостовой частей, соединявшихся со сменной центральной секцией, с помощью которых можно было собрать бак требуемой емкости ПТБ- 800 или ПТБ-1 150, однако практического применения такой 'конструктор' не получил. На самолет можно было подвесить до четырех баков типа ПТБ-800 либо комплект из пары ПТБ-1150 и двух ПТБ-800 для дальних перелетов. Подвеска одновременно четырех объемистых 1150-литровых баков не допускалась как по весовым соображениям, 'зашкаливая' за допустимую четырехтонную нагрузку, но еще более с учетом неблагоприятного влияния на устойчивость и управляемость машины с габаритными 'сардельками' (с появлением более совершенных модификаций самолета это ограничение пересмотрели, о чем мы еще будем говорить ниже). А еще вместо старого указателя угла атаки и сигнализатора опасных углов устанавливалась более совершенная система, выдававшая на указатель в кабине информацию о текущих и предельно допустимых значениях угла атаки и вертикальной перегрузки и предупреждавшая световым сигналом летчика о предельно допустимых значениях этих параметров. Для упрощения восприятия летчиком шкалу прибора разделили на два сектора (на прежней модели их было три, что распыляло внимание летчика) — предупреждающий с черно-желтой 'зеброй', соответствующей выходу на местные углы атаки 18–24°, и красно-черный для углов 24–35°, опасных по управляемости самолета.
Постановлением Совета Министров от 11 ноября 1974 года самолет Су-17М был принят на вооружение. Выпуск 'эмки' продолжался до 1975 года, когда последний, 251-й серийный самолет покинул сборочный цех.
Производство Су-17 и Су-17М два года шло параллельно и многие новации они получали практически одновременно. Первые экземпляры 'эмовского' варианта не имели третьей аэродинамической перегородки на неподвижной части крыла, а основной и аварийный приемники воздушного давления располагались, как и на Су-17 'без буквы', на которых оба приемника размещались с правой стороны фюзеляжа. Из-за этого самолет имел различные характеристики левого и правого сваливания по причине несимметричного срыва потока на больших углах атаки (самолет с выходом на срывной режим охотнее валился в левую сторону, а выводить его из-за асимметричного обтекания было сложно). После того, как в дело включились специалисты ЦАГИ Г.И. Головатюк и Н.Н. Долженко, выполнившие испытания моделей самолета в штопорной аэродинамической трубе, удалось выявить причины неприятностей со штопорными характеристиками. По их заключению, дело было в неудачном размещении штанг ПВД, сгруппированных в носовой части фюзеляжа с одной, правой, стороны и, особенно, их заделки, 'парусом' выступавшей сбоку, буквально провоцируя здесь начало срыва потока. Ученые выдали рекомендации по доработке Су-17: по их мнению, обеспечить избавление машины от недостатков возможно было способом таким же простым, как и их причины, разнеся основную и аварийную ПВД симметрично.
Ведущий аэродинамик суховской фирмы И.Е. Баславский оценил рациональность решения и тут же организовал его испытания на доработанной машине, без промедления внедрив в серии. Для устранения этого явления в 1974 году в ходе выпуска Су-17М на центроплане установили третью аэродинамическую перегородку, а аварийный ПВД был вынесен с борта фюзеляжа и установлен на штанге впереди за кромкой воздухозаборника, придав самолету характерное обличье. Удачное решение было распространено и на большинство уже построенных Су-17 и Су-17М, которые прошли соответствующую доработку в 1975 — 76 годах. Минимальные скорости, на которых самолет продолжал держаться и воздухе без выхода на критический режим, за счет этих новшеств удалось уменьшить на 20–30 км/ч.
Перенос ПВД улучшил характеристики сваливания (пропала разница между левым и правым), а также привел к практически полному исчезновению путевой и поперечной разбалансировки на малых скоростях полета и увеличил коэффициент подъемной силы сваливания на 8 — 14 %. В ходе испытаний при стреловидности крыла 30° без подвесок приборная скорость сваливания в горизонтальном полете равнялась 220–240 км/ч, а при 63° — 240–260 км/ч без подвесок и 270
— 300 км/ч с подвесками. Самолет с выпущенными закрылками и предкрылками выводили на скорость 1 60 — 170 км/ч, без механизации — до 180–200 км/ч. При этом он не сваливался, а парашютировал,
