После принятия на вооружение самолёта Су-25, который имел ограниченные возможности по поиску и поражению малоразмерных подвижных бронированных объектов, появилась необходимость в создании специализированного противотанкового самолёта. В 1976 году было выпущено постановление ВПК при Совмине СССР, дающее начало работам по всепогодному штурмовику с противотанковым оружием.

В качестве основного противотанкового ракетного комплекса был принят ПТУР "Вихрь", а в последствии "Вихрь-М" с лазерно-лучевой системой наведения. Основной прицельный комплекс - "Шквал" обеспечивал поиск, автоматическое сопровождение целей и подсветку лазерным дальномером-целеуказателем "Причал".

Для действий в ночное время самолёт мог оборудоваться подфюзеляжным контейнером с низкоуровневой телевизионной станцией "Меркурий", которая комплексировалась с оптико-электронным прицельным комплексом "Шквал".

Телевизионное изобpажение с прицельных систем поступает на установленный в пpавой веpхней части пpибоpной доски телевизионный индикатоp ИТ-23М. "Шквал" обеспечивает 23-кpатное увеличение изобpажения цели, "Меркурий" - 5-кратное, что позволяет pаспознавать цели на дальности: дом - 15 км, танк - 8 - 10 км, веpтолёт типа "Апач" - 6 км.

Основой инфоpмационной системы комплекса РЭБ является станция pадиотехнической pазведки (СРТР), котоpая обеспечивает обнаpужение и пеленгацию наземных, боpтовых и коpабельных РЛС в сектоpе +/-30° по углу места и кpуговую по азимуту. Диапазон pаботы СРТР в 1,2 - 18 ГГц позволяет выявлять пpактически все существующие РЛС. Устанавливаемая станция постановки активных помех пpедназначена для пpотиводействия совpеменным и пеpспективным pадиоэлектpонным системам упpавления оpужием с импульсным, непpеpывным и квазинепpеpывным излучением. Станция устанавливается в контейнеpах, подвешиваемых на внешних подкpыльевых точках подвески. Для защиты от УР с ТГС пpименяются ложные тепловые цели. Устpойство их выбpоса УВ-26 с комплектом 192 помеховых патpонов имеется на самолёте.

Для защиты от УР с ИК ГСН в хвостовой части фюзеляжа самолёта, в основании киля, установлена станция оптико-электpонных помех "Сухогруз" - мощная цезивая лампа с энеpгопотpеблением 6 кВт, которая создаёт амплитудно-модулиpованные помехи, сбивая pаботу ГСН УР.

Для борьбы с радарами ПВО противника самолёт может быть оборудован подвесным контейнером целеуказателей "Вьюга" или "Фантасмагория", которые осуществляют целеуказание для ГСН противорадарных ракет Х-58 и Х-25МПУ.

В физической модели самолёта были внесены следующие добавления:
Динамика самолёта всегда рассчитывается на основе одних и тех же общих уравнений физики, описывающих поступательное и вращательное движение твёрдого тела под воздействием внешних сил и моментов, вне зависимости от природы их возникновения.
Центр тяжести самолёта может изменять своё положение в скоростной системе координат.
При расчёте аэродинамических характеристик (АДХ) самолёт представляется как совокупность элементов планера (фюзеляж, консоли крыла, стабилизатора и т.п.), для которых производится раздельный расчёт АДХ во всём диапазоне местных углов атаки и скольжения (в том числе и закритическом), местных скоростных напоров и чисел Маха, с учетом отклоненения и степени разрушения органов управления и отдельных элементов планера.
Реактивный двигатель представляется как сложный комплекс моделей основных элементов: компрессор, камера сгорания, турбина и стартёр-генератор.
При пилотировании самолёта новая физическая модель проявляется следующим образом:
Переход между режимами полёта происходит более плавно, без резкого изменения угловых скоростей вращения самолёта и пространственного положения (например, при сходе с "Колокола", или при посадке с углом крена - на одну из опор шасси).
Естественным образом учитывается гироскопический эффект при вращении самолёта.
Учитывается несимметричное действие на самолёт внешних сил (таких как "разнотяг" двигателей и т.п.), а также действие внешних сил, проходящих не через центр массы самолёта (например, сила тяги двигателей, сила сопротивления тормозного парашюта при его выпуске). Такие силы корректно обрабатываются на любых этапах полёта и вызывают адекватный вращательный момент.
Учитывается сила отдачи при стрельбе из пушки.
Имеется понятие продольной и поперечной центровки, которая может изменяться в зависимости от заправки самолёта топливом, подвески грузов на пилонах.
Естественным образом учитывается несимметричная подвеска грузов на пилонах, правильно влияющая на характеристики поперечного управления (в зависимости от скорости полёта, нормальной перегрузки и пр.).
Корректно моделируется аэродинамика самолёта во всём диапазоне углов атаки и скольжения. Особенно это заметно при выполнении режимов "Колокол" со скольжением на хвост, опрокидыванием на спину, поворотом через крыло и пр.
Эффективность поперечного и бокового управления, а также степень боковой и поперечной статической устойчивости, зависят от угла атаки, продольной и поперечной центровки.
Естественным образом учитывается режим авторотации крыла при вращении по крену на больших углах атаки.
Естественным образом учитывается кинематическое, аэродинамическое и инерционное взаимодействие продольного, поперечного и бокового каналов (движение рыскания при выполнении вращений по крену, движение крена при даче педалей и пр.).
Наличие угла скольжения обусловлено управляющим воздействием лётчика и пространственным положением самолёта.
В случае разрушения элементов планера движение самолёта получается естественным образом, методом исключения из аэродинамического расчёта разрушенного элемента целиком, или частично.
Модель обеспечивает реалистичный характер сваливания (покачивание с крыла на крыло с одновременными колебаниями по курсу).
Реализован различный характер аэродинамической тряски в зависимости от режима полёта: при превышении максимально допустимого угла атаки, числа Маха и пр.
Сила тяги двигателя на режиме "малый газ" (МГ) соответствует реальной.
Обороты МГ зависят от режима полёта (высоты и числа Маха), а также от атмосферных условий, в том числе давления и температуры.
Моделируется кратковременный заброс оборотов при приемистости.
Время приемистости и дросселирования двигателя, а также его управляемость (запаздывание реакции на РУД) зависят от оборотов.
Значение температуры газов за турбиной сложным образом зависит от режима работы двигателя, режима полёта и атмосферных условий.
Удельный расход топлива нелинейно зависит от режима работы двигателя и режима полёта.
Корректно моделируется динамика параметров работы двигателя (оборотов и температуры газов) в процессе запуска и остановки. Реализован режим авторотации двигателя от набегающего потока, "зависания" оборотов (при продолжающемся росте температуры) в случае неудачного запуска при неправильном положении РУД на ранних стадиях запуска, а также "встречный" запуск и автоматический запуск в воздухе.
Каждая гидросистема (левая и правая) питает свою группу потребителей гидравлической энергии (шасси, бустеры элеронов, закрылки, носки крыла, переставной стабилизатор, управление передним колесом (ПК), тормозные системы и т.п.).
Давление в левой и правой гидросистемах зависит от баланса производительности гидронасосов и расхода гидрожидкости потребителями гидравлической энергии (бустеры, силовые приводы и т.п.). При этом, производительность гидронасосов зависит от оборотов левого и правого двигателя соответственно, а расход гидрожидкости потребителями зависит от интенсивности их работы.
Моделируется как полный, так и частичный отказ силовых приводов при падении давления в соответствующей гидросистеме.
Модель триммера тангажа и рыскания и модель механизма триммерного эффекта крена реализованы с различной логикой. В частности, положение триммера тангажа не влияет на положение РУС на околонулевых скоростях полёта/руления. Работоспособность триммеров и МТЭ зависит от наличия электропитания в бортовой сети самолёта.
При падении давления в левой ГС, поперечная управляемость самолёта ухудшается с ростом приборной скорости полёта. Продольная и боковая управляемость самолёта не зависят от давления в ГС.
Скорость выпуска и уборки механизации крыла и переставки (переставной стабилизатор, изменяющий свой угол установки помимо отклонения руля высоты) стабилизатора зависит от давления в ГС.
Выпуск механизации крыла в положение более маневренной конфигурации (МК) на больших приборных скоростях полёта приводит сначала к частичному, а затем и к полному заклиниванию силовых приводов, влечёт за собой повреждение трубопроводов ГС, утечку гидрожидкости и падение давления в ГС.
Выпуск шасси на больших приборных скоростях полёта приводит сначала к частичному, а затем и к полному заклиниванию силовых приводов, влечёт за собой повреждение трубопроводов ГС, утечку гидрожидкости и падение давления в ГС.