В соответствии с постановлением Совета Министров СССР от 1958 г. в ОКБ П.О.Сухого началась разработка комплекса перехвата воздушных целей Т-3-8М с ракетами К-8М. В ОКБ самолёт получил обозначение Т-47. Для размещения по требованию военных РЛС «Алмаз» и оптического прицела АСП-5Н пришлось доработать носовую часть фюзеляжа. Для обеспечения требуемых диаграмм направленности антенн перехватчика по бокам носовой части фюзеляжа сделали вырезы, закрывавшиеся радиопрозрачными панелями.

В январе 1958 г. лётчик-испытатель Е.К.Кукушев первым поднял Т-47 в воздух. После 15 полётов машину поставили на прикол, сняв предварительно двигатель (он потребовался для четвертого серийного ПТ-8-4, оснащенного как пушечным, так и ракетным вооружением). Переделанный ПТ-8-4 отличался от других серийных машин двигателем АЛ-7Ф с лопатками компрессора, установленными под углом 9°, и оборудованием для кислородного запуска. На этой машине было выполнено несколько десятков полётов различными лётчиками. В конце лета 1958 г. самолёт ПТ-8-4, пилотируемый лётчиком-испытателем Э.В.Еляном, после посадки на повышенной скорости выкатился за пределы ВПП и получил повреждения.

В 1957 г. завод №153 должен был выпустить 50 перехватчиков Т-47. Всего же завод построил десять Т-47 с РЛС «Алмаз» и пушками. Первые серийные самолёты комплектовались двигателями АЛ-7Ф и после выработки их ресурса должны были заменяться на АЛ-7Ф-1. Первый самолёт комплекса Т-3-8М, пока еще не укомплектованный полностью оборудованием и вооружением, переделали из серийного ПТ-8 на опытном заводе ОКБ-51. В конце 1958 г. начались лётные испытания головного прототипа будущего Су-11 под обозначением Т-47-3. В отличие от машин с РЛС «Алмаз» с прототипа Су-11 исчезли носовые радиопрозрачные панели и крыльевой «зуб». По обоим бортам фюзеляжа протянулись обтекатели электрокабелей. В состав бортового оборудования комплекса перехвата Т-3-8М входила система автоматического управления перехватом «Воздух-1» с радиокомандной линией автоматизированной передачи данных «Лазурь» и РЛС «Орел». Бортовой комплекс обеспечивал перехват целей в задней полусфере, летящих со скоростью до 1800 км/ч.

В конце 1959 г. начались совместные государственные испытания комплекса Т-3-8М с УР К-8М. Акт Госкомиссии по завершению испытаний был утвержден 8 июня 1961 г., а спустя месяц самолёт Т-47-8, пилотируемый лётчиком-испытателем Е.Н.Соловьевым, принимал участие в тушинском параде. Авиационный ракетный комплекс перехвата под обозначением Су-11-8М был принят на вооружение в феврале 1962 г. Комплекс обеспечивал перехват целей, летящих со скоростью до 1600 км/ч на высотах до 23 000 м. Дальность обнаружения целей РЛС составляла 25-26 км, а поражение цели обеспечивалось пуском двух ракет с вероятностью 0,8-0,9.

По сравнению с самолётом Су-9, Су-11 было выпущено немного (около 100), да и прослужили они недолго. Эксплуатация Су-11 в частях сопровождалась высокой аварийностью, нередко связанной с отказом двигателей. Причина эта, по мнению разработчика, заключалась в несоответствии расходных характеристик воздухозаборника и ТРД. Истребители Су-9 и Су-11 оставались самыми скоростными и высотными самолётами ПВО страны до 1969 г., когда им на смену стали поступать истребители МиГ-25. Последние истребители этого типа были выведены из эксплуатации в 1980 г., т.е. прослужили на вооружении более 20 лет.

Фюзеляж истребителя-перехватчика Су-11 - полумонококовой конструкции. Осесимметричный воздухозаборник оснащался подвижным центральным двухскачковым конусом. На боковых поверхностях носового отсека располагались 4 противопомпажные створки. Как и конус, они управлялись электрогидравлической системой ЭСУВ-1С. Воздушный канал в районе кабины разделялся на 2 рукава, вновь соединявшихся за ней. Как передний, так и кабинный отсеки ГЧФ не имели продольного набора. Кабинный отсек включал собственно гермокабину и располагавшуюся под ней нишу передней опоры шасси. Фонарь кабины состоял из козырька с бронеблоком из силикатного стекла и сдвижной части из термостойкого оргстекла. Сразу за кабиной располагалось приборное оборудование, далее - топливные баки №1 и 2. Крыло крепилось к фюзеляжу в 4 точках. На Су-11 на верхней поверхности ГЧФ располагались обтекатели электрожгутов (гаргроты). Большую часть внутреннего объема занимала удлинительная труба форсажной камеры двигателя. В нижней части располагались вкладной топливный бак-отсек №3 и ниша тормозного парашюта, а по сторонам - 4 тормозных щитка.

На силовых шпангоутах №38, 42 и 43 крепились киль и стабилизатор. Крыло - треугольное, с углом стреловидности по передней кромке 60. Каркас каждой консоли составляли: передний и задний лонжероны, 3 балки, стрингеры, 14 нервюр и 25 носков нервюр. Конструктивно каждая консоль делилась на 5 отсеков: передний отсек, отсек шасси, задний отсек, носок и хвостовая часть. Отсек шасси располагался между балками №1 и 2. Задний отсек, располагавшийся между 2-й и 3-й балками, был выполнен герметичным и являлся топливным баком. Панели отсека отштампованы заодно с продольным и поперечным набором, в остальных местах применена обычная листовая обшивка. Механизация крыла состояла из выдвижного щелевого закрылка и элерона с осевой аэродинамической и весовой компенсацией. Под каждой консолью было установлено по одному пилону для подвески пусковых устройств.

Хвостовое оперение состояло из киля с рулем направления и цельноповоротного стабилизатора. Киль - однолонжеронный с подкосной балкой, с продольным набором из стрингеров и поперечным из 16 нервюр. Форкиль конструктивно выполнен совместно с фюзеляжем. Законцовка киля - из стеклопластика с впрессованной сетчатой антенной радиостанции РСИУ-5. Руль направления - однолонжеронный с весовой балансировкой. Для повышения критической скорости флаттера на законцовке каждой из половин устанавливался выносной груз. Шасси состояло из передней опоры, убиравшейся вперед, и двух основных, убиравшихся по направлению к фюзеляжу. Тормоза колес основных опор - дисковые, металло-керамические, передней опоры - дисковые. На передней опоре устанавливался гаситель колебаний шимми. Самолёт оснащался тормозным парашютом ПТ-7 или ПТЗ-7Б.

На самолёте Су-11 устанавливался ТРДФ АЛ-7Ф-2. Двигатель имел форсажную камеру с двухпозиционным соплом. Запуск осуществлялся при помощи турбостартера ТС-20Б, работавшего на бензине. Управление двигателем - тросовое, форсажем - электрическое. Система ЭСУВ-1С на дозвуковых скоростях удерживала конус в убранном положении, а на сверхзвуке постепенно выдвигала его, обеспечивая оптимальное расположение скачков уплотнения. Топливная система состояла из фюзеляжных и крыльевых баков суммарной вместимостью 3060 л, а для самолетов поздних серий - 4195 л, в двух подвесных баках размещалось еще 1440 л. Топливо - керосин Т-1, ТС-1 или РТ. Была установлена система струйной защиты воздухозаборника от попадания посторонних предметов.

Система управления - необратимая бустерная. Проводка системы управления стабилизатором и элеронами - жесткая, а РН - смешанная, при помощи тросов и тяг. Для имитации аэродинамических нагрузок во все каналы включались пружинные загрузочные механизмы (в системе управления РН их было два, один из которых был сблокирован с шасси и отключался при его выпуске). Кроме того, в систему продольного управления включались: автомат регулирования загрузки АРЗ-1, дифференциальный механизм и механизм триммерного эффекта; в систему поперечного управления - пружинные тяги, предназначенные для управления самолетом при отказе одного из бустеров элеронов, а в систему управления РН - демпфер рыскания АП-106М. Использовались бустеры типа БУ-49. На Су-11 в проводку управления был параллельно включен автопилот АП-28Ж-1Б с исполнительными механизмами типа РА-16 в трех каналах, а демпфер рыскания АП-106М заменен на трехканальный демпфер Д-ЗК-110. Управление закрылками - гидравлическое, на самолётах поздних серий внедрена пневмосистема их аварийного выпуска.

Гидравлическая система состояла из трех независимых систем: силовой и двух бустерных (основной и дублирующей). Каждая имела автономный источник питания - плунжерные насосы типа НП34-1Т в силовой системе и НП26-3 - в бустерных. В дублирующую систему параллельно основному насосу был подключена аварийная насосная станция НС-3, обеспечивающий управление самолетом в случае отказа двигателя. Силовая гидросистема предназначалась для уборки и выпуска шасси, закрылков, тормозных щитков, конуса воздухозаборника и управления противопомпажными створками, а также автоматического торможения колес при уборке шасси и обеспечения работы гидропривода антенны РЛС и рулевых агрегатов автопилота, а бустерные - только для обеспечения работы бустеров. Пневматическая система состояла из двух автономных систем: основной и аварийной, предназначенных для торможения колес основных опор, аварийного выпуска шасси и закрылков и герметизации фонаря кабины. Сжатый азот размещался в 5 баллонах суммарной емкостью 21 л.

Система кондиционирования воздуха предназначалась для обеспечения необходимых условий жизнедеятельности лётчика. Воздух отбирался от 5-й либо 7-й ступени компрессора, программный уровень давления обеспечивался регулятором АРД-57В, а заданный уровень температуры в пределах от +16 до +26 градусов Цельсия - термостатом ТРТВК-45М. Воздух поступал в кабину через коллекторы обдува остекления, предохраняя его от запотевания. Для обеспечения лётчика кислородом при полётах на больших высотах и при разгерметизации кабины служил комплект кислородного оборудования ККО-3: маска КМ-30М, кислородные приборы КП-34 и КП-27М (парашютный) и баллоны с системой понижающих редукторов. Использовался высотный компенсирующий костюм ВКК-4 или ВКК-ЗМ с гермошлемом ГШ-4МС. Система аварийного покидания включала катапультируемое кресло типа КС и систему аварийного сброса сдвижной части фонаря. На Су-11 устанавливалось кресло КС-3 с расширенным диапазоном условий безопасного катапультирования: приборная скорость до 1100 км/ч, минимальная высота 30 м.

Основные источники электроэнергии: генератор постоянного тока ГС-12Т и генератор однофазного переменного тока СГО-8. Аварийный источник постоянного тока - аккумуляторная батарея 12-АСАМ-23. Кроме того, на самолёте устанавливались 4 преобразователя ПО-750А, служившие источником переменного однофазного тока стабилизированной частоты и по одному преобразователю ПТ-125Ц и ПТ-500Ц для выработки переменного трехфазного тока стабилизированной частоты, для системы вооружения дополнительно устанавливался преобразователь ПТ-1200Е. На самолётах ранних серий приборное оборудование кабины имело ультрафиолетовое освещение, позднее были внедрены лампы красного освещения. Рулежная фара отсутствовала, две выдвижные посадочно-рулежные фары ПРФ-4 - в специальных вырезах в консолях крыла.

Пилотажно-навигационное оборудование состояло из: гирокомпаса ГИК-1, замененный вскоре на курсовую систему типа КСИ с указателем курса УКЛ-1 (УКЛ-2), авиагоризонта АГИ-1 (позднее АГД-1), высотомера ВДИ-30, указателя скорости КУСИ-2500, указателя числа Маха М-2,5, вариометра ВАР-300, указателя поворота ЭУП-53, акселерометра AM-10 и часов АЧХ. Дополнительно установили компас КИ-13. Радионавигационное и связное оборудование включало: связную УКВ-станцию РСИУ-5, высотную аппаратуру связи из комплекта ККО-3, автоматический радиокомпас АРК-10, маркерное радиоприемное устройство МРП-56П, радиоответчик СОД-57М радиолокационной системы слепой посадки РСП-6, бортовую аппаратуру радиолинии "Лазурь" (АРЛ-С), запросчик-ответчик СРЗО-2М системы госопознавания "Кремний-2М". Дополнительно установили радиовысотомер малых высот РВ-УМ.

На Су-11 в состав системы вооружения входила РЛС РП-11, 2 ракеты типа Р-8М, подвешивавшиеся на пусковых устройствах ПУ-1-8, системы пуска и контроля. Обычный вариант вооружения включал одну ракету Р-8МР с полуактивной радиолокационной ГСН и одну ракету Р-8МТ с тепловой ГСН. Пуск ракет мог осуществляться как по одной, так и залпом (одновременно или с задержкой 0,5 с).

Тактико-технические характеристики Су-11
Размах крыльев, м   8.54
Длина, м   18.23
Высота, м   4.70
Площадь крыла, м2   26.20
Масса, кг 
- нормальная взлетаня   12674
- максимальная взлетная    13990
- топлива во внутренних баках   3440
Емкость ПТБ, л   2 х 600 л
Тип двигателя   1 ТРДФ АЛ-7Ф-2
Тяга двигателя, кгс   
- бесфорсажная   1 х 6800
- форсажная   1 х 10100
Максимальная скорость, км/ч   2340
Практическая дальность, км   
- без ПТБ   1350
- с ПТБ   1800
Рубеж перехвата, км   350
Практический потолок, м   18000
Экипаж, чел   1
Вооружение:   до 2-х УР класса "воздух-воздух" типа К-8М(АА-3 ).
  боевая нагрузка - 1000 кг
  модернизированные самолеты могли нести два контейнера с 23-мм пушками УПК-23 на внешних узлах подвески