Параллельно с работой над опытным самолетом с неподвижным крылом 23-01 с одним маршевым и двумя подъемными двигателями специалисты ОКБ приступили к проверке другой концепции - самолета 23-11 с крылом изменяемой стреловидности. Окончательная цель программ была одинаковой: создать истребитель, способный летать со скоростями до М=2...2,5 и выполнять укороченный взлет и посадку.
Фюзеляж самолета 23-11 имел форму заостренной сигары овального сечения, переходящего в области шпангоутов № 18-20 в закругленный прямоугольник. Часть конструкции, расположенная между этими силовыми шпангоутами, имеет особенно важное значение, так как одновременно является центральным кессоном крыла (неподвижная часть) и интегральным баком, пересекаемым воздушными каналами для реактивного двигателя.
На стенке отсека шасси (между шпангоутами № 20 и 22) установлены узлы крепления основного шасси и узлы уборки шасси. Фюзеляж разъединяется на головную и хвостовую части по шпангоуту № 28 для замены двигателя.
Силовой шпангоут № 31 в хвостовой части фюзеляжа служит точками поворота четырех воздушных тормозов и подвески консолей стабилизатора, а также задним узлом крепления киля. Обшивка выполнена из панелей, сваренных контактной электросваркой и соединенных заклепками.
Две консоли крыла имеют в плане трапециевидную форму. Конструкция кессона состоит из переднего лонжерона, двух силовых стенок и заднего лонжерона. В выпущенном положении консоли имеют угол стреловидности по передней кромке 16o. Они могут синхронно поворачиваться назад максимально до 72o.
Поворот консолей крыла осуществляется гидравлическим приводом СПК-1, который состоит из двух винтовых шариковых преобразователей, преобразующих вращательное движение в поступательное.
Эти преобразователи непосредственно подсоединены к рычагам поворотных узлов консолей. Ось вращения консоли расположена в кессоне в поперечном направлении на расстоянии 1500 мм от оси симметрии фюзеляжа, а в продольном направлении - на расстоянии 128,5 мм впереди шпангоута № 20.
Выбор положения угла стреловидности 16o, 45o, 72o осуществляется при помощи специального рычага, установленного на левом борту кабины. Летчик может контролировать положение консолей по индикатору на приборной доске.
Каждая консоль имела секционные предкрылки, закрылки из четырех элементов по размаху задней кромки крыла и двухсекционные интерцепторы перед двумя центральными закрылков. Предкрылки кинематически связаны с закрылками, но нелинейный механизм в системе управления предкрылками обеспечивает разную величину углов отклонения предкрылков относительно закрылков.
При выпуске закрылков во взлетное положение 25o предкрылки выпускаются на 17o, а при выпуске закрылков в посадочное положение 50o предкрылки выпускаются на 19o (максимальный угол отклонения). Эта связь сохраняется только на угле стреловидности крыла 16o - механические тяги автоматически выходят из зацепления при угле стреловидности 45o и 72o.
На верхней поверхности каждой консоли крыла к заднему лонжерону крепится интерцептор, выполняющий роль элерона. При стреловидности 16o интерцепторы могли отклоняться на правой или левой консоли максимально на угол 45o.
При достижении стреловидности 72o интерцептор остается в убранном положении, т.е. выключается из работы. В этом случае управление самолетом осуществляется только дифференциальным отклонением половин стабилизатора. Применение интерцепторов исключало опасность закручивания консолей крыла при отклонении элеронов на больших скоростях. Их угол отклонения зависит от угла стреловидности крыла, которую устанавливает летчик.
Управление рулем направления обеспечивается необратимым сервоприводом с пружинным механизмом загрузки (на МиГ-21 сервоуправление отсутствовало).
На опытном самолете 23-11 был установлен двигатель конструкции Хачатурова Р-27Ф-300 (изделие 41) максимальной тягой 5096 даН (5200 кгс) и форсажной тягой 7644 даН (7800 кгс). Эжекторное сопло форсажной камеры имело регулируемый диаметр, который изменялся при помощи внутренних и внешних створок.
Работа двигателя регулировалась на всех режимах одним рычагом управления линейного типа (впервые на МиГ) и створками клиньев регулируемых боковых воздухозаборников.
С двигателем Р-27Ф-300 самолет 23-11/1 расходовал топлива на один километр на 25% меньше, чем МиГ-21С с двигателем Р-11Ф2-300.
Система управления клиньями воздухозаборников УВД-23 обеспечивала максимальную тягу и гарантировала надежную работу двигателя на всех режимах полета и режимах работы двигателя.
Боковая панель воздухозаборника находилась на расстоянии 55 мм от боковой поверхности фюзеляжа, образуя щель слива пограничного слоя, которая предотвращает попадание пограничного слоя в заборник.
Система УВД-23 позволяла регулировать положение клиньев воздухозаборника в зависимости от степени сжатия компрессора. Автоматическое регулирование клиньев начинало работать при достижении М = 1,5 и имело коррекцию по углам отклонения стабилизатора.
На самолете 23-11/1 топливо (4250 л) размещалось в трех фюзеляжных боковых отсеках (1920 л + 820 л + 710 л) и шести крыльевых баковых отсеках (2х62,5 + 2х137,5 + 2х200 л), а также начиная с первого серийного самолета в подвесном баке, установленном под фюзеляжем. В связи с изменяемой стреловидностью крыла соединение топливной и воздушной магистрали крыла и фюзеляжа осуществлялось при помощи поворачивающихся телескопических узлов.
При выпуске шасси подфюзеляжный гребень устанавливался горизонтально. Шасси имеет три стойки рычажного типа (с тормозными колесами).
Стойки основного шасси оборудованы колесами КТ-144 с пневматиками 830 х 225 мм (на МиГ-27 - пневматиками 830 х 300 мм). Передняя стойка оборудована спаренными колесами с пневматиками 520 х 125 мм.
Эти колеса имели дисковые тормоза с воздушным управлением. Передняя стойка была оборудована механизмом разворота спаренного колеса МРК-30 и гидравлической системой защиты от шимми.
При разработке самолета это шасси создавало некоторые проблемы. В результате изменяемой геометрии крыла шасси должно было убираться полностью в фюзеляж. Но его колея не могла быть слишком узкой. Тормозной парашют ПТ-10370-65 площадью 21 м2 был расположен в контейнере, установленном в основании киля. Вооружение самолета 23-11/1 состояло из четырех ракет К-23 (две - под неподвижной частью крыла, две - под фюзеляжем), но во время испытаний осуществлялись также пуски ракет К-13.
Первый летный самолет МиГ 23-11/1 был перевезен на летную станцию 26 мая 1967 года, затем после проверки систем и взвешиваний на земле, а также традиционных пробежек и подлетов шеф-пилот ОКБ А.В.Федотов выполнил 10 июня 1967 года первый полет.
Первые 12 полетов стали подготовкой к авиационному параду в Домодедово, который должен был состояться 9 июня в честь предстоящего 50-летия Октябрьской революции. Во время этого парада Федотов, для которого это был всего 13-й полет, продемонстрировал несколько раз изменение в полете положения крыла.
Во время последующих полетов изучались область полетных режимов при различных положениях крыла и характеристики воздухозаборника.
После 45-го полета двигатель Р-27Ф-300 выработал свой 25-часовой ресурс. Полеты возобновились в январе 1968 года после замены двигателя и установки на самолете трехканального автопилота АП-155. В начале апреля самолет был переведен на аэродром, расположенный недалеко от полигона для огневых испытаний, чтобы изучить, как влияют пуски ракет К-13 и К-23 на работу воздухозаборника и двигателя и поведение самолета при пусках.
Эти испытания проводились с 8 по 24 апреля 1968 года. Летчики-испытатели ОКБ П.М.Остапенко и М.М.Комаров выполнили 16 неуправляемых пусков ракет, так как на самолете не было РЛС. Пуски К-23 не вызвали помпажа и остановки двигателя в диапазоне высот от 5000 до 17000 м и скоростей от М=0,7 до М=1,8.
Испытания по основной программе закончились в июле 1968 года после 97 полетов, большая часть которых была сделана П.М.Остапенко. В Акте заводских летных испытаний записано:

"Применение на самолете МиГ-23 крыла изменяемой стреловидности позволило получить:
- существенное уменьшение длины разбега и пробега (в сравнении со всеми существующими типами самолетов),
- простоту пилотирования на всех режимах полета, особенно на на взлете и посадке,
- большую приборную скорость полета на малой высоте и на максимальной стреловидности, ограниченные перегрузки при болтанке,
- большую дальность и продолжительность полета на крейсерском режиме.
Окончательные данные должны быть получены с двигателем Р-27Ф2-300 с требуемой для этого самолета повышенной тягой."

6 ноября 1968 года А.И.Микоян утвердил Акт о заводских испытаниях самолета 23-11/1. Сегодня эту машину с бортовым номером 231 на передней части фюзеляжа можно видеть в Музее ВВС в Монино, недалеко от Москвы.