В сентябре 1958 г. британская фирма «Fairey» выступила с предложением создать экспериментальный самолёт (на базе самолёта FD.2) с целью исследования крыла новой формы, которое использовано в проекте пассажирского сверхзвукового самолёта, разработанном ранее фирмой «Hawker Siddeley». Однако лишь в июле 1960 г. программа была конкретизирована. Разработка и строительство прототипа были поручены фирме «Bristol Aircraft», входящей в корпорацию ВАС. Фирма представила два варианта модификации самолёта FD.2; в первом из них предусматривалась лишь замена треугольного крыла оживальным, а во втором предполагалось также увеличить длину фюзеляжа и изменить конструкцию шасси. Для реализации был принят второй вариант, обозначенный предварительно Bristol Т.221.

Конструкторские работы были развернуты в апреле 1961 г. Им предшествовал повторный облет (5.09.1960 г.) уже законсервированного первого опытного образца самолета FD.2. Реконструкция планера была завершена в июле 1963 г., а облет нового самолёта состоялся 1.05.1964 г. Результаты проведенных исследований при малых, околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полёта впоследствии были использованы в проекте самолёта «Concorde».

Экспериментальный самолёт Bristol BAC.221 представляет собой построенный по схеме «бесхвостка» среднеплан, оживальное крыло которого имеет минимальную стреловидность передней кромки 65° и относительную толщину 4,5%. В дополнение к большей относительной толщине крыла и изменению формы передней кромки задней кромке крыла придана небольшая положительная стреловидность, а размах крыла уменьшен, что привело к уменьшению удлинения до значения 1,28. Конструкция крыла – многолонжеронная с применением монолитных панелей. За счет вставки новой секции перед двигателем фюзеляж удлинен на 1,83 м. Кабина оснащена модифицированным катапультируемым сиденьем Мк3 фирмы «Martin-Backer» с ракетным ускорителем. Угол наклона кресла вперед на режимах взлета и посадки уменьшен до 8°.

Существенной реконструкции подверглось и шасси. В передней стойке использованы реконструированная опора с самолёта «Gannet» и спаренные колеса с самолета FD.2. В качестве главных стоек шасси использованы соответствующие узлы с самолета «Lightning». Передняя стойка убирается назад, главные - вперед при одновременном повороте колес (давление в пневматиках 1,24 МПа) на 90° и полном убирании их в консоли крыла. Управление самолётом BAC.221 осуществляется аналогично управлению самолетом FD.2, т.е. с помощью элеронов (расположенных в концевых частях крыла), рулей высоты (в прифюзеляжных частях) и руля направления. Управление всеми рулями осуществляется с помощью необратимых гидроусилителей, причем сервоприводы элеронов расположены за контуром профиля, в специальных подкрыльных обтекателях. В системе управления элеронами и рулем направления использован механизм, обеспечивающий начальную установку их положения. В нейтральной позиции ручки управления элероны остаются отклоненными на угол 2° вверх. Передаточное число между углами отклонения ручки и элеронов (а также руля высоты) составляет 2:1. Во время посадки возможно отклонение рулей высоты на угол 13° вверх или 8,5° вниз, элеронов соответственно на 10° и 11°, а руля направления на 15°. Самолёт оснащен четырехсекционными тормозными щитками и парашютом.

На самолёте Bristol BAC.221 использован турбореактивный двигатель «Avon» RA.28R фирмы «Rolls-Royce» с тягой на форсаже 49,03 кН (5000 кГ), который получен путем оснащения форсажной камерой двигателя RA.28 тягой 44,48 кН (4536 кГ). Изменение формы крыла потребовало реконструкции воздухозаборников и воздушного канала. Были применены два подкрыльных, полуэллиптических нерегулируемых воздухозаборника. Топливо размещено в крыльевых кессон-баках и в одном фюзеляжном баке, расположенном за нишей передней стойки шасси.

Тактико-технические характеристики Bristol BAC.221
Экипаж   1
Размах крыла, м   7.62
Длина, м   17.56
Высота, м   3.57
Площадь крыла, м2   45.52
Масса, кг   
- пустого самолета   7458
- нормальная взлетная   8400
- максимальная взлетная   9063
Тип двигателя   1 ТРД Rolls-Royce Avon RA.28R
Тяга форсированная, кН   1 х 49.03
Максимальная скорость , км/ч   1700
Практическая дальность, км   650
Практический потолок, м   18000