如今只有在莫斯科郊外的莫尼诺航空博物馆里能见到 T-10 的身影
但为了保险起见，也出于苏联航空界里依然强大的保守势力，另一个团队提出了一个更加传统的机身两侧进气口方案，和米格-25 或者 F-15 相似。事实上，这个保守方案的支持者众多，其中一个重要理由就是 F-15 就是这个样子的。
T-10 保守方案
翼身融合体加分立机腹发动机的好处很多，翼身融合体符合面积律，增加的机内容量可以极大地提高机内载油量，机腹下分立的发动机之间的“隧道”起增加方向安定性的作用，平坦的机腹可以产生额外的升力。但这个布局技术上风险较大，很多技术细节需要大量的研究。较为传统的第二方案自然避免了技术风险，但也不能得到新布局的好处。帕维尔支持翼身融合体方案，但第二方案没有马上因此而放弃。
TsAGI 对两个方案作了大量的测试，据说这是除图-144 外对单一飞机项目做过的最大量的测试。测试结果表明，翼身融合体方案的超音速阻力明显低，因此第二方案终于被放弃。
苏霍伊为了起落架的位置大伤脑筋，曾考虑过自行车式（一前一后两个主起落架，加上翼尖的辅助起落架）、主起向“隧道”收缩、外八字主起，最后才落实到现在的靠近翼根但落脚在机翼上的主起。起落架位置的变化也使腹鳍的位置相应变化，最显著的则是双垂尾，早期设计是落脚在发动机舱上，而且是外倾的。这和 F-18 异曲同工，为了避开边条脱体涡导致的垂尾颤振。
1973 年 T-4 项目下马后，大批技术人员从 T-4 转移到 T-10 项目。新生力量提出了一个新颖的方案，将机身下分立的两个发动机舱合并到一个整体发动机舱，中间用一个船头一样的分隔。这样做的好处是减少暴露的表面，减少摩擦阻力。但风洞试验表明，得不偿失，最后还是回到了分立的发动机舱。
T-10 整体发动机舱方案
设计方案在 1975 年冻结，但西伯利亚航空气动研究所 SibNIA 的风洞研究发现了一些问题，不稳定气流有可能使脱体涡提前破裂，导致颤振问题。迎角只有 10 度的时候，就可能产生气流分离。全尺寸模型风洞试验在 1975 年开始展开，试验表明 T-10 的气动控制性能不好，有横滚和方向安定性问题。更糟糕的是，伊万诺夫已经向上面拍胸脯，形势一片大好，就在 SibNIA 指出潜在问题的同时，苏霍伊开始签发设计图纸，样机开始制造。这时候只好将错就错，说不定风洞试验不准确呢？
留里卡 AL31 涡扇被选用为 T-10 的发动机，这是留里卡的第一台涡扇发动机。索洛维耶夫 D30 的推力更大，已经被米格-31 选用，但体积和重量太大，推重比太低，没有采用。由于 AL31 还没有完成研制，所以 T-10 样机采用 AL21 先飞起来。
一号机在 1977 年 5 月 20 日由伊柳辛驾机首飞，二号机很快也进行了首飞。三号机、四号机采用 AL31，也尽快首飞。不幸的是，SibNIA 的风洞试验是正确的，T-10 的机动性能远远达不到要求。更糟糕的是，帕维尔早先对苏联航电的预测是正确的，T-10 的航电大大超重，达到几百公斤。根据经验，航电每超重一公斤，起飞重量就要增加 10-12 公斤。显然，单纯增加起飞重量已经不可能达到原飞行性能要求。AL31 的性能不错，但耗油率超过设计指标，使 T-10 达不到航程的要求。
尽管出了这么多问题，T-10 的试飞还是例行公事地通过苏联空军的鉴定。与此同时，5 架 T-10 的预生产型在远东的共青团城开始制造，最终将加入试飞的队伍。但项目总师西蒙诺夫认清了 T-10 的本质缺陷，果断下令重起炉灶。伊万诺夫还想在 T-10 基础上修修补补，不舍得放弃。航空工业部长瓦西里·卡扎托夫听到西蒙诺夫要推倒重来也是一蹦老高，坚决反对。但西蒙诺夫最终说服了苏联空军和航空工业部。
但重新设计谈何容易。T-10 的设计已经 8 年了，彻底推倒重来的损失太大，时间也不容许。苏霍伊设计局内一直有公开讨论任何技术问题的传统，正是 T-10 早期试飞的结果引发了人们热烈的讨论。西蒙诺夫发动设计局上下开动脑筋，面对 T-10 的问题涌现出来的种种新设想使西蒙诺夫下定决定，与其造一架还不错的平庸战斗机，不如鼓一把劲，一举超过已经浮现在大洋彼岸地平线上的 F-14、F-15、F-16。大改后的 T-10 被重新命名为 T-10S，“S”为sereeynyy，意为生产型，于 1979 年开始全面研制。
T-10S 来之不易，到 1977 年，SibNIA 光机翼形状就测试了至少 27 个方案，甚至包括前掠翼和鸭翼布局，但最后还是回到了和 T-10 相近的传统布局。T-10S 和 T-10 貌合神离，除了单座、双发、双垂尾，采用翼身融合体，和 T-10 已经没有太大的相同之处了。机翼采用直前缘，加大翼面积，降低翼载，提高机动性。弧形翼尖和专用的防颤振配重为“方”翼尖和兼作配重的翼尖导弹挂架所代替，既增加了挂载空空导弹的数量，或者用于挂载电子战吊舱，又达到了机翼防颤振的目的。取消了翼刀，减小阻力。采用前缘机动襟翼，减小机翼弯度，用大型襟翼兼作副翼，以改善机动性。垂尾安装点从发动机舱顶部移到发动机舱外侧的尾撑上，和平尾、腹鳍共用安装点，取消了平尾配重，取消了发动机舱的围护结构，减少了结构重量和表面积，也改善了垂尾工作条件，提高方向安定性。发动机附件从下侧移到上侧，埋藏在背鳍内，虽然增加了维修上的麻烦，但减少机身截面积和表面积，降低迎风阻力和摩擦阻力。减小前机身截面积，增大翼身融合体截面积，改善面积律分布，减少跨音速阻力。简化了主起落架设计，减轻了重量。减速板本来是主起落架盖板的一部分，位于翼下，有利于起飞、着陆时打开产生额外升力，但影响平尾工作，所以移到机脊的位置。加大、加长尾椎，不仅增大了机内油箱的容积，也便于通过燃油移动调节飞机重心。尾椎本身还填补飞机后的低压区，减小阻力。最后结果是表面积减少 15%，亚音速和超音速阻力降低了 18-20%，机内油量增加 613 升，机动性和航程极大地改善，终于造就了一代名机苏-27。
1981 年 4 月 20 日，T-10S 首飞，由伊柳辛驾机。这是整个 T-10 计划的 7 号机。但 7 号机在 9 月 3 日的试飞中坠毁，伊柳辛侥幸跳伞逃生。第二架 T-10S 也很快开始试飞，但 12 月 3 日试飞时，不幸前机身空中解体，试飞员科马罗夫丧生。1982 年间，试飞进入高峰。共有 14 架飞机（包括地面静止试验飞机）参加各种试验。T-10S 成为生产型的基础，定名苏-27。