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歼-7 是一种设计紧凑、气动外形良好的轻型单发战斗机。采用了三角形机翼、后掠尾翼、细长机身、机头进气的总体布局。大后掠切尖三角形中单翼，翼展 7.15 米，翼面积 23.0 平方米，前缘后掠角 57 度，后缘垂直于机身轴线，下反角 2 度。采用对称翼型，机翼根部相对厚度 5%，翼尖相对厚度 4.2%，翼根弦长 5.97 米，翼尖弦长 0.46 米，展弦比 2.22，尖削比 12.5，安装角 0 度，没有设置前缘扭转角。三角机翼的最大特点是具有良好的超音速性能，其不但延续了后掠翼在高速飞行方面的优势，而且由于它的后掠角大、根梢比大且展弦比小，因此机翼大部分面积靠近根部，气动压力中心的内移使机翼根部的弯矩和扭矩也相应减小，而翼根部的弦长又要比一般的后掠翼大很多，因此在达到同样强度和刚度的条件下比后掠机翼付出的重量代价要小得多，可以在很大程度上改善大后掠翼对机翼强度和刚度的苛刻要求。另一方面还可以采用阻力更小、更薄的翼型，在较大超音速情况下机翼前缘形成的是斜激波，激波的强度较小，因而波阻也较小，有利于降低超音速飞行阻力。而对于小相对厚度的前缘尖削机翼，在满足飞行阻力要求的前提下就没有必要采用更大的前缘后掠角。除了超音速阻力小外，三角翼在大迎角条件下的失速特性好，不容易突然出现失速，机翼只有在较大的迎角下气流才会严重分离。迎角大于临界迎角时升力系数下降较少，飞机的上仰力矩也小，只要飞行员在操纵上不犯严重错误，三角翼飞机一般是不容易进入失速和尾旋的。而且从亚音速过渡到超音速时机翼的气动压力位置变化也较小，对舵面平衡能力的要求也较低，对减小超音速配平阻力很有好处，非常适合超音速飞行，采用三角翼使歼-7 飞机得以在发动机推力并不是很大的情况下飞行速度达到了 M2.0 以上，升限也超过了 20,000 米。为了阻止机翼上表面附着面层向翼尖的堆积而引起失速，左、右机翼上表面靠近外侧处各安装了一个小翼刀来进行阻挡，以减缓翼尖气流分离。
歼-7 总体结构图
但凡事有利则有弊，三角翼尽管超音速性能很好，但是在亚音速飞行时的气动性能却较差。由于机翼的展弦比小，三角翼最大的缺点是在亚音速飞行时的诱导阻力较大、升阻比较小，飞机稳定盘旋性能不足，对亚音速巡航和跨音速机动飞行都不利。起降时可用的升力较小，起飞着陆性能也不好，所需要的跑道比较长。事实上歼-7 飞机的机翼并非是纯粹的三角翼，而是翼尖进行了切角，这是因为亚音速飞行时采用三角翼在气动上不合算，三角翼切尖后减小展弦比显著、因而使升力线斜率降低。这种影响在亚音速下效果更为明显，可以对减少超音速下阻力与提高亚音速下升阻比之间进行了一定程度的平衡。而在七十年代开始研制的第三代战斗机不再一味追求高空高速飞行能力而更加注重亚音速机动能力，因此就很少单纯的使用三角翼了。
在歼-7E 型的改进设计过程中，为了提高飞机亚、跨音速时的机动飞行性能，将原有的三角翼改为双三角翼，内翼段后掠角不变而外翼段的后掠角由原来的 57 度减小到 42 度，外侧后缘则由垂直于机身轴线改为前掠 9 度 37 分，相应地展弦比和机翼面积也都有所增加，进而大幅减小了所产生的诱导阻力。飞机的航程有了一定的增加，起落性能得到进一步改善，着陆所需要的滑跑距离更短。而在外侧前缘还采取了前缘锥形扭转设计，能进一步减小三角翼的诱导阻力，对增大亚音速航程和提高大迎角机动性都有明显的好处。因此双三角翼在兼顾高空超音速性能的同时，提高了中、低空机动性能，使飞机获得了良好的综合飞行能力。
与当时的 F-102、F-106、幻影-3 等飞机所采用的另一种流行的无尾三角翼布局方式不同，米格-21 及歼-7 飞机采用的是有尾三角翼布局。尽管无尾三角翼飞机的升阻比更高，但由于机翼后缘非常靠后，在放下襟翼时将会产生较大的低头力矩，飞机着陆时难以取得平衡，故无法采用襟翼这种增升力装置，因此着陆滑跑距离变得较长，这对前线歼击机来说自然是相当不利的。另外无尾三角翼飞机着陆时必须保持比有尾飞机大得多的迎角，而大的迎角也使飞行员难以看到跑道，使着陆更为困难。因此经过权衡，米格-21 还是保留了水平尾翼而使机翼后缘可以采用襟翼，从而能保证飞机有较好的起落性能。歼-7 飞机的水平尾翼为大后掠角、低置、全动式，前缘后掠角为 55 度。垂直尾翼前缘后掠角为 60 度、方向舵偏转角左右各 25 度。
水平尾翼相对机翼的位置对飞机的纵向稳定性及失速特性影响很大，如果尾翼进入机翼的尾流中将失去操纵能力，因此歼-7 飞机的平尾位置设置的较低，以避开机翼尾流的影响。大后掠全动尾翼采用斜轴布置，使转轴在亚音速和超音速压力之间，产生的铰接力矩可以明显减少，颤振特性较好。但从结构上斜轴布置重量较大，平尾传动装置的布置也较困难。
米格-21 及歼-7 飞机是通过大面积的垂直尾翼来保持高速飞行时的方向稳定性的。米格-21 的风洞试验表明，飞机的最大速度甚至可以达到 M2.3 以上，但事实上当 M 数大于 1.25 以后，随着 M 数的继续增大垂尾效率明显下降，飞机的方向安定性将逐渐变差，与亚音速飞行状态下相比其方向安定性将降低很多，飞机受到阵风等侧向扰动时就会发生侧滑角逐渐增加的发散运动，飞机容易因安定性恶化而进入危险的飞行状态，轻则难于操纵，重则会发生失控。因此在飞行员驾驶手册上明确规定了飞机在高空和高速飞行时最大速度不允许超过 M2.05，带副油箱飞行时的安定性则更差，最大允许速度还要相应更低。如果超过最大允许 M 数会飞行会导致飞机失去方向安定性，侧滑角将迅速增大造成自动滚转并产生惯性离心力矩，使飞机滚转进一步加快，甚至反压驾驶杆也不能制止住飞机的滚转。而自动滚转加快后飞机的迎角和载荷会急剧增大而使飞机失速进入尾旋，如不及时改出就很容易造成发动机空中停车，严重时甚至可能超过最大允许载荷使机体结构破坏，歼-7 飞机服役过程中就曾出现过因此进入超音速失速或超音速颤振状态而导致飞机空中解体的严重事故。由于加大垂尾面积并不一定可以按比例地增大机的方向稳定性，因此不能毫无限制的加大，否则结构重量太重将会引起飞机性能的降低，因而米格-21 及歼-7 飞机还采用了在机身下面安装腹鳍来增大飞机的方向稳定性。由于腹鳍的展弦比小，刚性好，结构弹性变形可以忽略，与垂尾相比单位面积的结构重量要轻很多。此外在大迎角时腹鳍对方向稳定性的作用基本不随迎角的增加而减少，可保持效率不变。此外当飞机有侧滑时，由腹鳍和垂尾引起的滚转力矩正好相反能够抵消一部分。歼-7III 飞机由于加粗加大了前机身以及背鳍，相应的垂直尾翼的面积也随之加大，歼教-7 甚至还需要再增加一个腹鳍以保证飞机的方向稳定性。
歼-7 飞机的圆柱形机体细长，机头进气道唇口较尖削，加上尖锐的可调激波锥，使飞机的超音速波阻相当低。为了进一步降低波阻，飞机的外表面比较光滑，较少有突起物，这也在一定程度上减少了摩擦阻力。歼-7 的机体并没有采用面积率设计，这一方面由于所产生的波阻较低而无需采用面积率即可达到设计最大速度，另一方面如果采用中间细、两头粗的蜂腰型机身将会给生产制造上带来更大的困难，不利于大批量生产的工艺要求。
机身
歼-7 飞机的机身为全金属半硬壳式复合结构，圆形横截面。机身结构由 4 根大梁、36 个主隔框及长桁和蒙皮等组成。为便于检查和拆装发动机，机身分为前后两段，对接面用快卸螺栓进行连接。机身各隔框、长桁和蒙皮材料主要为硬铝，而少数承受较大载荷的加强框则用铬锰硅合金钢制成。前机身段内设有驾驶舱、电气无线电设备、机身机炮、前起落架、燃油箱和液压冷气系统附件等。后机身段安装有一台发动机及其加力燃烧室、发动机喷口、操纵系统、燃油箱和减速伞舱等。
机身前段是由机头进气道口到机翼翼根末端，共有 28 个主隔框和 4 个辅助隔框。机身的最前端为采用整体加工的一个机头罩，形成进气道的进气口，中部隔框两侧装有与机翼相连的接头。机身前段的 4 根大梁都布置在机身上、下大的舱门开口部位，是此段机身结构中承受弯矩的主要构件，也是舱门开口处的加强构件。机身前段蒙皮普遍较薄，在机头罩后两侧进气道的外壁采用厚 3.5 毫米的单层整体壁板，以适应超音速飞机为减小阻力而要求进气道唇口较尖锐的需要。机身前段后部大开口较少，采用的蒙皮较厚。
歼-7 飞机前机身结构图
歼教-7 飞机前机身结构图
前机身的解剖结构
机身后段由隔框、长桁、蒙皮和机尾罩等组成。其结构特点是长桁数量多，桁条结构较强，没有设置大梁，弯矩引起的轴向力由长桁和蒙皮承受。机身后段共有 8 个主隔框和 5 个辅助隔框，机身后段开口较少，大多数长桁是连续贯穿整个后机身的。尾喷管采用了引射式收敛喷管，机尾罩分为两段安装在隔框上，前段由铝合金板材制成，后段由高温合金钢板材制成，将发动机喷管完全包住形成固定外罩的引射器。这种结构的特点是重量轻、喷管及后体的综合设计较为简单，但是亚音速巡航阻力大和超音速推力损失大。
歼-7 飞机后机身结构图
与此前的歼-6 飞机一样，歼-7 也是采用了脱开后机身来进行发动机的拆装和维护的。这种设计虽然对接结构简单、受力条件好。但最大的问题是更换拆装和维护发动机时的工作程序相当烦琐，需要拆装大量的螺钉、衬套、垫圈等。波纹导轨对齐配合困难，机尾罩螺钉也因高温变形而难以拧上。因此部队修理厂普遍反映歼-7 飞机脱开发动机比歼-6 飞机还困难和费时，歼-6 需要 6~7 个地勤人员工作两个小时，而歼-7 却要四个小时。由于歼-7 飞机本身结构紧凑、框架单薄、内部系统复杂，是一种有名的“高填充率”飞机，因此飞机的内部空间比较紧张。操纵系统活动件与周围结构件之间的间隙较小，因而容易造成互相摩擦、碰卡的现象，如果在安装和维护不当将存在一定的安全隐患，甚至因此发生过事故。
歼七传(三)技术特点：机翼
机翼
歼-7 飞机的机翼由翼梁、长桁、翼肋、蒙皮以及整体壁板等组成。为了增大机翼弦向抗弯刚度，使翼根蒙皮能够更好地承力以及能更好地利用机翼的内部空间，歼-7 的机翼采用了混合式多梁结构。由于歼-7E 型飞机采用的是双三角翼，因此前梁在第 7 翼肋处向前弯折，相应的纵向布置的机翼中段长桁也在第7肋处拐折并断开，该处用加强板和加强蒙皮进行对接。机翼蒙皮由超硬铝材料制成，各处的厚度为 1.5~2.5 毫米不等。翼根段前后油箱的上下两面采用的是整体壁板，分别由厚度为 11 毫米和 20 毫米的硬铝板材经机械加工而成。左、右机翼各有五个接头与机身用螺栓相连，在机翼与机身的结合部位装有整流罩，以减小飞行阻力。
歼-7 飞机机翼结构图
为了充分利用机翼内部容积增大载油量，在左右机翼上各有两个结构整体油箱，上翼面也各有一个维护口盖。为了保证整体油箱的密封和防腐，各构件的结合面和油箱内壁均涂以密封胶，油箱沿上翼面的封严槽内敷设有橡胶密封条。
由于歼-7飞机机翼的相对厚度和展弦都比较小，升力系数小导致起飞和着陆速度较高，因此在机翼后缘设置了后退式襟翼，襟翼可沿着滑轨向后滑动。后退式襟翼具有双重的增升效果，一方面后退后增加了机翼实际面积，另一方面也增大了机翼剖面的弯度，因此所产生的增升效果比较好。
歼-7 飞机机翼实物
副翼和襟翼都位于机翼的后缘，襟翼在内侧，副翼则在外侧，副翼在外侧可以增加横向操纵力矩的力臂，有利于提高副翼效能。副翼为金属铆接结构，前缘设有防颤振配重，通过三个固定点安装在机翼上。在飞行员左右压驾驶杆时，通过传动杆带动副翼绕上述三点转动，副翼向上向下的最大偏角均为 10 度。
歼-7 飞机副翼结构图
吹气襟翼
歼-7III 型飞机为了提高飞机的着陆性能，机翼加装了吹气襟翼。所谓吹气襟翼就是当后缘襟翼向下打开时，由喷管从发动机引出高压空气，从机翼后缘的狭缝中沿着襟翼上表面吹气，高速气流提高了襟翼上表面的空气流动的速度，给上表面的附面层补充能量。并通过大的偏转角由向心力和压差的平衡保持附着流动，延缓和推迟了气流的分离，从而提高最大升力系数。吹气襟翼可以有效地降低飞机的着陆速度，缩短飞机着陆滑跑距离可达 35%，增升效果显著。
吹气襟翼的高压空气来源于涡喷-13 型发动机的压气机，其流量一般为压气机排气总量的 10% 左右，打开后对发动机的推力有一定的损失，因此歼-7III 飞机使用吹气襟翼的吹气时间有一定限制。同时吹气襟翼还需要在机翼内布置较长的管路，因此结构也较为复杂。打开吹气襟翼后飞机将有整机的上抬趋势，速度减少明显，需要及时增大油门进行配合来调节速度，飞行员在操纵掌握方面也有一定的难度，因此歼-7III 之后的飞机都没有采用这种技术。
歼-7III 吹气襟翼结构图
歼-7III 的吹气襟翼是国内实际应用的第一种附面层控制高效能增升装置，首次采用了无铆接的全尺寸蜂窝胶接结构件，襟翼夹芯为无孔铝合金蜂窝结构件，外面板为化学铣切的铝合金蒙皮，采用 J-30 粘接剂将其胶接在一起而成一个整体。这种蜂窝胶接结构的刚度大、承受剪力和压力的能力强，其强度和刚度都比铆接结构有不同程度的提高，耐振动和抗冲击的能力也较好，同时结构重量也能大大降低。但这种蜂窝胶接结构也存在着不易承受集中力、胶接工艺复杂质量难于控制以及破损后难以修补的缺点。
歼七传(三)技术特点：机动襟翼/尾翼/起落架
机动襟翼
歼-7E 型飞机为了提高飞机的盘旋机动性以改善空战格斗性能，加装了前缘机动襟翼，原来后缘的后退式襟翼也改为后缘机动襟翼。机动襟翼这种可变机翼弯度技术是实现机翼机动载荷控制的一种重要措施，作为提高大迎角升阻比的措施在战斗机设计中广泛使用，能改善战斗机大迎角时翼面的流动特性，减小平尾处的下洗气流，又能较好地解决飞机横侧向稳定性降低的问题。在减小大迎角阻力的同时还提高了抖振边界，对盘旋性能的改善尤其显著。因此安装后扩大了歼-7E 飞机的作战范围和效能。
歼-7E 前缘机动襟翼结构图
飞机增加了前、后缘机动襟翼及其电液伺服控制系统是歼-7E 型飞机的重要改进之一，前后缘机动襟翼随飞行 M 数、迎角的变化可以实现随动。加装后有效地改善了飞机的机动性能，增强了中、低空作战能力。前缘机动襟翼自动随迎角增加而向下偏转，从而改变机翼弯度达到减小气流分离、改变压力分布、提高升阻比的目的。襟翼位于机翼的外翼前缘处，可绕四个接头形成的转轴进行转动，向下偏转角度为 25 度。机动襟翼收上后靠襟翼上蒙皮和机翼蒙皮端面处的不锈钢密封片来密封，收上后通过襟翼上蒙皮和机翼上蒙皮端面的相互接触挤压来保持不动。后缘机动襟翼位于机翼后缘的内侧，用三个接头与机翼连接并绕固定轴转动。起飞着陆时襟翼向下偏转 25 度，机动飞行时向下偏转 0~10 度，由大气数据计算机配合收放动作筒进行控制。
襟翼电液伺服控制系统接受大气数据计算机和飞行员的指令，按气动需要的规律分别对前、后缘机动襟翼分别实施转动控制，并具有随动、手动收 0 度和放 25 度等功能，其工作状态由设置在驾驶舱内的前、后襟控制开关控制。由于该系统是一套比较复杂的液压伺服控制系统，而国内此前尚缺乏技术经验，因而歼-7E 的机动襟翼在初期的安装使用过程中出现了较多的故障。之后通过严格选用部分高质量元件、控制液压系统清洁度、精心调试装配和进行使用维护等措施，机动襟翼系统的故障率才大大降低。
尾翼
飞机的尾翼由垂直安定面、方向舵、全动水平尾翼构成。垂直安定面由主梁、前后墙、桁条、翼肋和蒙皮等构件组成，通过主、后梁下端的两个接头与机身相应的两个加强隔框进行固定，而安定面顶部前缘一般用以进行安装天线，因此安装有一个玻璃钢蜂窝夹层结构的天线整流罩。方向舵也是由主梁、翼肋、桁条和蒙皮等构件组成。方向舵由人力通过脚蹬直接操纵，可左右转动 25 度。方向舵上有方向舵调整片，由安装在方向舵内的电动调整片操纵系统进行控制。
后机身及垂直尾翼左侧的解剖结构
歼-7M 型机由于引进了七项小型化的国外电子设备等原因，致使飞机的重心有一定的后移。为了保持飞机的平衡，不得不在机头增加了 130 公斤的配重。根据复合材料的特点和当时国内复合材料的研制水平，成都飞机工业公司曾尝试将该机的垂直尾翼采用复合材料进行制造，以希望减轻机头配重，进一步提高飞行性能。歼-7M 的复合材料垂尾由复合材料方向舵、垂直安定面和整流罩壁板三部分组成。垂直安定面的前后长桁、蒙皮、翼肋及加强型材全部改为复合材料构件，而其他构建仍保留原来的金属件。新设计的复合材料垂直尾翼与原金属垂尾的相比在气动外形、承载能力、使用性能方面均保持不变。其中垂直安定面总重 55.5 公斤，较原金属垂尾减重 9.5 公斤，同时还大大减少了紧固件和零件的数量，减少了工艺装备和装配工作量等。该复合材料垂尾于 1989 年顺利通过全尺寸静力试验和装机飞行试验的考核，证明设计基本是成功的。但由于复合材料构件和连接技术的研究当时在国内尚属起步的初级阶段，许多技术问题仍没有彻底解决，因此在歼-7 的批生产中并没有实际使用这种复合材料垂直尾翼。
歼-7 试验复合材料垂尾
歼-7 飞机为了改善超音速飞机的纵向操纵能力而采用全动式平尾，全动平尾使平尾的可用升力增大，从而提高了飞机的操纵性和机动性。水平尾翼由左、右两部分组成，每一部分都由蒙皮、壁板、前后墙、长桁、短梁和翼肋等构件组成，其中短梁和整体壁板是主要承力构件，翼尖上装有放电刷和向前伸出的防颤振配重。全动水平尾翼采用斜轴式安装，平尾转轴与平尾为一个整体，用铬锰硅镍钢材料制成，通过轴承安装在机身的两个隔框上。为减小摩擦力，平尾转轴安装座上有轴承注油口，可定期注入润滑脂。而全动平尾与转轴之间则通过螺栓相连，转轴的径向间隙可以调整，以消除飞机在接近最大速度平飞时平尾可能产生的轻微抖动。
歼-7 飞机平尾实物
起落架
采前三点式起落架，前起落架向前收入前机身，主起落架则通过转轮机构向内收入机身内。前起落架采用支柱套筒式，除安装有减震支柱、轮叉和前轮等基本构件外，还安装了使前轮偏转的旋转套筒、保证前轮在离地后和接地前处在中立位置的中立机构以及防止滑跑过程中前轮摆振的减摆器，起落架的主要承力构件都由高强度的铬锰硅镍钢制成的。前轮为 LS-15 型双囊式刹车机轮，尺寸为 500×180 毫米。胶囊式刹车装置在刹车时冷气进入胶囊使刹车块与刹车套发生摩擦，产生阻止机轮转动的刹车力矩，冷气压力越大则刹车力矩也越大。
主起落架也是支柱套筒式，由承力构件、主机轮、转轮机构、收放机构，收放锁和信号设备等组成。承力构件也都由铬锰硅镍钢制成。由于飞机的机翼结构很薄，主轮之间的距离又窄，收起主起落架时机轮无法收到机翼内。因此飞机的主起落架上还装有转轮机构，在收起落架时使机轮能够绕轮轴轴线旋转将机轮收入机身两侧内。由于机轮收入机身主起落架舱内后的轮廓超出机身表面，因此在翼根处机身上、下表面有流线型小型整流罩，用以容纳主起落架机轮并减小空气阻力。油气式减震器安装在主起落架支柱内，可以减小飞机着陆接地时的撞击力和减弱飞机滑跑过程中的颠簸跳动。主轮采用 LS-16 型无内胎机轮，尺寸为 600×200 毫米，刹车时盘式刹车装置在刹车压力的作用下移动推动压紧盘压紧使机轮制动。这种盘式刹车较囊式刹车装置更为可靠，提高了飞机刹车效率并减少了机轮轮胎的磨损。
歼-7 前后起落架结构图
由于盘式机轮刹车系统采用传统的粉末冶金刹车盘，这种刹车盘在使用中存在着不少问题，一方面刹车盘的重量大，一副歼-7 主机轮的刹车盘重量达 50 公斤。热荷承载能力低，使用温度过高时会发生翘曲变形、摩擦系数下降等现象，严重危及飞行安全。另一方面使用寿命也比较短，在飞机一次大修寿命期内，每个机轮要更换四、五套刹车盘，这就增加了飞机的使用维护工作量。而西方航空技术先进国家几乎均已经采用碳/碳复合材料刹车盘，与粉末冶金刹车材料相比具有热能载水平高、重量轻、使用可靠、磨损小、寿命长、维护简单等优点，被公认为是最好的刹车材料，用碳/碳复合材料刹车盘替代粉末冶金刹车盘也是飞机刹车系统发展的趋势。为解决歼-7 飞机刹车盘存在的问题，空军第一研究所在有关单位的配合下，开展了歼-7E 型飞机新型机轮刹车系统研制工作。经过近三年的努力，研制成功了符合歼-7E 型飞机装机要求的碳/碳复合材料刹车盘。随后完成了歼-7E 飞机刹车系统、刹车装置和机轮的改进设计，加装了起飞线刹车系统和新的 FJL205E 型机轮，并对两架歼-7E 飞机的相关液压及电路系统进行了改装。通过试验和试飞，歼-7E 飞机安装的新型电子防滑刹车系统刹车平稳柔和，刹车效率比原刹车系统至少提高了 30%，同时消除了原刹车系统存在的刹车时飞机抖动、偏转等现象。
飞机的座舱内还安装有信号设备使飞行员了解起落架所处的确切位置，包括电气信号设备和机械信号设备两类。电气信号设备是利用信号灯来指示起落架位置，信号灯装在座舱仪表板上，红灯亮表示起落架已收好，绿灯亮表示起落架已放好，警告灯亮时提醒飞行员不要忘放下起落架。机械信号设备则是一种机械指示杆，歼-7 飞机只设置了前起落架指示杆，而没有主起落架指示杆。前起落架收上时指示杆缩入机身内，前起落架放下时指示杆伸出蒙皮表面。尽管机械指示杆相对信号灯付出的重量代价更高，但却比信号灯更为可靠，特别是在信号灯电气系统出故障时对飞行员进行正确判断更为重要。
歼七传(三)技术特点：涡喷-7 发动机
涡喷-7 发动机
歼-7 飞机的后机身安装一台按照苏联的 Р-11Ф-300 发动机的图纸和技术资料仿制的涡喷-7 型发动机，这是一种带有加力燃烧室的轴流式双转子涡轮喷气发动机，由双转子轴流式压气机、环管燃烧室、双转子燃气涡轮、加力燃烧室与可调尾喷管四大部件组成，此外还有燃油系统、起动系统、冷却系统、防冰系统等主要系统以及带动发动机和飞机附件的传动装置。发动机全长 4.6 米，最大直径 0.9 米，总重 1,151 公斤，最大推力 3,900 公斤，加力推力 5,750 公斤，最大耗油率 0.97 公斤/公斤推力.小时，加力耗油率 2.3 公斤/公斤推力.小时，体现了苏联五十年代中期喷气发动机的技术水平。
发动机采用了双转子结构，保证了发动机能够在较高的高度和最大飞行速度范围内可靠地工作，特别是避免发动机出现喘振现象。发动机喘振是一种严重危及发动机正常工作的现象，严重时将直接导致发动机空中停车。涡喷-7 由于压气机分为低压和高压两个部分，分别由低压涡轮和高压涡轮分别带动，两个转子之间只有气动联系而没有直接的机械联接。因此压气机的低压和高压两个转子就能够在较大换算转速范围内自动调节各自的转速，压气机叶片的进气迎角比较适当，从而使压气机能够在各种工作状态下都具有较高的效率和较充裕的喘振裕量。叶片的振动应力大为降低，减小了叶片产生疲劳断裂的可能性，即使在大 M 数下压气机也能较稳定地工作。压气机的增压比对发动机的性能影响较大，涡喷-7发动机选择增压比为 8.85 主要是保证在高速飞行时能够发出最大的推力同时能够具有较好的经济性，而发动机的调节也是为了保证发动机的高速性能较好而对低速性能有所牺牲。发动机的推重比为 5.0，比同时期的涡喷-6/РД-9Б、J75、埃汶 301、阿塔等涡轮喷气发动机的推重比都要高，为了能够获得较高的推重比，涡喷-7 发动机在结构上采取了一系列措施以减轻重量和缩小尺寸。压气机采的进口较小、轴向进气速度较大、级增压比高，使得通过六级压气机就能达到 8.85 的增压比(如按照涡喷-6 型发动机的水平则至少需要十级压气机才能达到这一增压比)，从而使得压气机的重量和尺寸显著减小。此外还通过提高进口流速燃烧室和高加力比的加力燃烧室，机匣广泛采用了薄壁焊接结构和较少的双转子支承数目较少等措施来提高增压比。发动机总体结构布置的比较紧凑，附件安装在压气机和燃烧室之间的缩腰处的下部，既减小了迎风面积又缩短了附件的传动路线。发动机的尾喷管可以无级调节，保证发动机在加力状态下仍可以改变推力的大小。主燃烧室采用带补氧系统的点火装置，保证了在高空起动的可靠性。当然涡喷-7 发动机也存在着不少不足之处，发动机在使用加力时耗油率也比较高，加力状态下经济性较差，加力状态下耗油率的过大是歼-7 飞机作战留空时间较短的一个重要原因。而发动机的燃烧室燃烧不够稳定，推力也容易发生脉动现象。由于设计和工艺方面的问题，涡喷-7 发动机在使用过程中出现过压气机和涡轮叶片裂纹及断裂、发动机空中停车、振动严重、转子支承的密封和散热性不佳、滑油系统经常出现故障等多种问题。
双转子轴流式压气机共有六级，前三级为低压压气机，后三级为高压压气机。进气部分与飞机进气道出口通过中间的密封橡胶相连，保证了进气道与压气机之间能够保持气密。高、低压压气机转子由各级轮盘、工作叶片及压气机轴构成，压气机静子由各级机匣、整流叶片、内环等组成。静子叶片直接与机匣和内环焊接构成框架式结构，使整个机匣的刚度大为改善。为了减少压气机各级间的漏气损失，除尽量减少压气机的有关间隙外，还采用了蓖齿封气装置以便进一步减少漏气损失。由于涡喷-7 发动机压气机的增压比较高，因此每级的气动负荷都很大，同时转子的转速高，压气机出口温度也较高，压气机后几级要在相当高的温度环境下工作，因此各叶片、轮盘、轴等均采用耐高温性能较好的合金钢材料。后来批次的低压压气机第一级转子叶片由原 31 片减少到 24 片并将叶型加宽加厚，以降低转子叶片疲劳折断的可能性。
燃烧室为环管形型燃烧室，十个火焰筒顺序安装在由燃烧室内、外套构成的环形夹腔中，从压气机流来的高压空气经燃烧室十个燃油喷嘴喷油燃烧后变为高温燃气，再从燃烧室出口流向涡轮。燃烧室内外壳采用耐热不锈钢制造，火焰筒采用高温的镍基合金制造，为了提高热安定性在火焰筒内外表面均涂有耐热漆，可以防止火焰筒表面腐蚀并减少对筒体的热辐射。为了提高发动机高空点火性能和可靠性，在点火系统中设置了氧气补给系统，可以保证发动机在 12,000 米高度以下可靠地点火起动。此外火焰筒还采用了气膜式强迫冷却方式，冷却空气从引气口进入火焰筒并沿着火焰筒内表面加速流动，形成一层空气膜来保护火焰筒，冷却效果较好。
涡轮为双转子两级轴流式涡轮，由涡轮盘、工作叶片、内外轴构成。第一级为高压涡轮，第二级为低压涡轮，高压涡轮在低压涡轮之前，两者安装在内外轴上并以不同的转速旋转，涡轮静子则由涡轮机匣、两级导向器等组成。燃烧室出口喷出的高温燃气在涡轮里膨胀做功，使涡轮转动并带动压气机和发动机其他附件。涡喷-7 发动机的涡轮前温度达到了 900 摄氏度以上，因此涡轮必须采取有效的冷却措施，如空心导向器叶片、多路冷却等措施，同时涡轮也采用耐高温性能更强、强度更高的镍基或铁镍基合金来制造。
加力燃烧室由加力扩散器和可调尾喷管两部分组成，也是采用了高温合金来制造的。在保持发动机最大转速和涡轮前最高温度的条件下，在加力燃烧室里喷油再次燃烧，进一步提高燃气温度和增大燃气膨胀加速能量，从而提高了喷气速度，可以在短时间内大幅度增加发动机的推力。可调尾喷管的出口面积可以无级调节，随着发动机工作状态的不同而改变。
涡喷-7 甲(上)与涡喷-7 乙剖视图对比，后者重新设计了加力燃烧室
涡喷-7 发动机外形图
此外发动机还设有相关的附件系统，包括滑油系统将滑油喷到轴承、齿轮等转动部件上进行润滑和冷却，减少传动部件的摩擦并带走摩擦产生的热量。燃油系统将燃油供到燃烧室和加力燃烧室的喷嘴处，并能够在各种飞行条件下调节发动机所需要的供油量。起动系统则用来进行发动机的地面和空中起动，发动机油门操纵系统用以改变发动机的工作状态，使发动机产生不同的推力以改变飞机的飞行速度。
涡喷-7 发动机装备歼-7 飞机后在使用中主要存在着发动机在发射导弹、急速拐弯、关加力等情况下容易发生空中停车，加力燃烧室性能较差，在开加力状态下容易产生推力脉动现象并造成发动机停车。此外存在着地面及中低空的最大推力不足影响飞机的起飞和爬升性能，加力状态下发动机的耗油率高导致飞机的航程较短，发动机加力接通不可靠，地面起动时间长等缺点。为此涡喷-7 发动机进行了多种改型设计，其中涡喷-7 甲发动机采用了高温涡轮，涡轮叶片由实心改为空心叶片。改进了涡轮冷却系统，引入低压冷空气对叶片进行强制冷却来增强了叶片的抗高温能力，使涡轮前温度提高了 100 摄氏度，增大了发动机的推力并降低了耗油率。此外在加力燃烧室的加力温度不变的情况下还采用分圈分压供油装置的直流喷油杆代替了原来的离心喷嘴，使燃油分布更均匀，扩大了燃烧室的稳定工作范围，使高空开加力时避免产生推力脉动，并提高了燃油燃烧效率状态，降低了加力状态下的耗油率。发动机全长增加到 5.15 米，总重减为 1,145 公斤，最大推力 4,400 公斤，加力推力 6,000 公斤，最大耗油率 0.98 公斤/公斤推力/小时，加力耗油率 2.0 公斤/公斤推力/小时。涡喷-7 乙发动机是在涡喷-7 甲基础上进行少量改进而成的，排除了压气机的薄弱环节，改进了主燃烧室安装边的材料，解决了主燃烧室寿命短和加力燃烧室壁温高等问题。涡喷-7 乙的首次翻修期仅有 100 小时，总寿命也只有 300 小时。后通过改进发动机的材料和结构，陆续研制出延寿改型的涡喷-7 乙 B 和涡喷-7 乙 III 型发动机，首次翻修期分别达到 200 小时和 300 小时，总寿命也延长到 600 小时和 900 小时。
歼七传(三)技术特点：涡喷-13 发动机
涡喷-13 发动机
空中停车曾是长期困扰涡喷-7 发动机的一种严重故障，在歼-7 飞机上曾发生空中停车次数多达 100 多起，严重地影响飞机的飞行安全和作战，部队反映强烈。发动机高压压气机的喘振裕度较小是造成涡喷-7 发动机高空喘振停车的直接原因，而低压压气机与进气道匹配性不好，在飞机进行机动飞行时流场严重畸变，使低压压气机和进气道喘振停车也是一个原因。此外同时双发发射导弹、驾驶操作动作过猛、接通或切断加力、维护不当、超出飞行规定和机械故障等也是造成燃烧室蓄油、贫油熄火停车的重要原因。苏联的 Р-11Ф-300 及其改进型发动机也都存在这个问题，后来苏联从 Р-13Ф-300 发动机开始通过一系列重大改进措施来解决空中停车的问题。高压压气机在基本保持高压压比不变的情况下由三级改为五级，平均级压比约由 1.384 下降到 1.217，改善了高压压气机的特性，使其喘振裕度达到 17% 以上，从而解决了飞行包线内高空小表速下的喘振停车问题。改进设计了第一级低压压气机，提高了其级压比，使低压压气机的压比和空气流量大幅度增加，实际工作总压比则保持不变。对机匣进行更改，使低压压气机承受进口流场畸变的能力得到提高，与进气道的匹配性和相容性也有所改善。与此同时又在主燃油泵中配置了高空加速性修正器，增设了减速层板，使机动飞行及飞行员操作过猛而导致的进口流场畸变有所减弱，从而解决了低压压气机喘振停车的问题。发动机在台架最大状态下，稳定工作裕度达到 20% 左右，进气道与发动机匹配性相容性良好，解决了飞行包线内空中停车的问题，可以说在飞行包线内 Р-13Ф-300 是无喘振的发动机，但上述结果是在发动机成本上增加较多的情况下换来的。在改进的同时为了保持发动机的重量不变，还将第三至第八级压气机的材料全部改为钛合金，这也就大幅提高了发动机的造价。
歼-7III、歼-7E 等型歼-7 改型飞机使用的是涡喷-13 型发动机就是仿制 Р-13Ф-300 发动机而成的，也是一种双转子加力式涡喷发动机，由八级轴流式压气机、环管燃烧室、两级轴流式涡轮、加力燃烧室和附件传动机匣等组成。当 M 数大于 1.5 时，涡轮前燃气温度基本上与涡喷-7 发动机的相同，这使非气冷式实心的第一级涡轮工作叶片可以继续使用。但为了保证高速飞行时有足够的推力，在二次加力时还相应提高了低压转子转速、增加了空气流量、同时通过加力调节器实现使加力时多供油，使推力有所提高。当 M 数小于 1.5 时，由于涡轮前燃气温度比涡喷-7 发动机要高，因而提高了发动机在中低速飞行时的推力，使飞机的中低空机动性得到改善。发动机大量采用了钛合金材料，钛合金零件重量约占发动机结构重量的 13%。发动机全长 5.15 米，最大直径 0.9 米，总重 1,201 公斤，最大推力 4,100 公斤，加力推力 6,600 公斤，最大耗油率 0.96 公斤/公斤推力/小时，加力耗油率 2.25 公斤/公斤推力/小时，首次翻修寿命为 300 小时。
相对涡喷-7，压气机低压压气机除了重新设计了第一级转子叶片外，主要改进是增加了处理机匣。这种机匣由机匣壳体和扰流片组成，扰流片两端嵌入壳体的槽内，并构成许多与轴向和径向倾斜的狭缝。发动机工作时，从第一级压气机转子叶片顶部抽出的空气通过狭缝进入壳体空腔内，然后从壳体空腔经狭缝排向第一级压气机转子叶片的进口，产生附加的循环气流，可抑制机匣和叶片表面附面层的发展并增大进口处的气流速度和减小叶尖附近的迎角，从而扩大了低压压气机的稳定工作裕度。低压压气机的第一级转子叶片由原 31 片减少到 24 片并将叶型加宽加厚，可以降低转子叶片疲劳折断的可能性。增大了级压比和进口气流速度，在进口尺寸不变的情况下，发动机空气流量约增 3 公斤/秒。此外第一级转子叶片还进行了选频装配，消除了原有的裂纹故障。高压压气机在保持增压比基本不变的条件下改为低压三级，高压五级，采用了超、跨音速设计。减小了平均级压比，降低了转子进口气流的相对 M 数，扩大了高压压气机稳定工作范围和提高了效率。压气机机匣上还增设了七个现察口，改善了发动机的维护条件。压气机除第一和第二级转子叶片和盘、压气机轴、第八级静子叶片为合金钢锻件外，其余各级转子叶片、盘及静子叶片均为钛合金制造。涡喷-13FI 发动机低压压气机的第一级转子叶片还进一步由 24 片改为 19 片，其第三级静子内环则采用钛合金整体精铸工艺等。
主燃烧室由十个直流式气膜冷却火焰筒组成的环管燃烧室。火焰筒头部的内表面均匀安置 12 片扭转叶片，与导流罩一起构成外缘式涡流器。由于涡流强度大，所以贫油熄火边界较宽。此外还具有流阻损失小和总压恢复系数高的特点。火焰筒的燃烧区由三段改为五段，具有两个点火器并采用低压电容放电点火。两股冷却气流经火焰筒前端的小孔进入筒体形成冷却气膜，改善了筒壁的冷却效果。材料为铁镍基高温合金，筒内壁涂高温陶瓷，提高了火焰简的使用寿命。另外采用带吹除积碳装置的双油路双喷口离心式喷咀，提高了燃烧室的工作稳定性和可靠性。
涡喷-13F 发动机剖视图
涡喷-13 发动机外形图
涡轮由一级高压和一级低压反力式涡轮组成，由于涡轮前温度比涡喷-7 发动机设计状态约高 50 摄氏度，因此高压涡轮的导向叶片由无冷却结构改为气冷结构，导向叶片内设导流片引导冷却气流沿叶片内腔壁面向排气边缘流动。在低压涡轮导向器壳体上安装了八个扇形件，可有效地避免高温燃气对导向器壳体的影响。低压涡轮轴上还增设了轴间轴承，大大降低了发动机的振动。
加力燃烧室也是由加力扩散器和可调尾喷管两部分组成，扩散器的结构布局与涡喷-7 大体相同，但稳定器由两圈环形结构改为径向与环形混合式结构。离心喷嘴改为直流式喷油杆，并采用分圈分压供油以满足飞机所需推力。涡喷-13、涡喷-13AII 采用环形加径向混合型稳定器，涡喷-13F、涡喷-13FI 为沙丘驻涡式稳定器，加力筒体采用全长隔热屏并于第三段等离子喷涂氧化锆涂层。喷口调节部分由 18 片调节片和 18 片联接片组成，这种结构收放较为灵活，克服了涡喷-7 发动机曾出现的卡死现象。喷口操纵机构仍为涡喷-7 的电气液压系统但有所改进，加力筒体内的防振屏加长并向扩散器内延伸，改善了工作条件。
系统与附件方面起动系统用煤油起动系统代替原汽油起动系统，为适应煤油燃烧的特点，对起动点火器也作了改进。液压电磁开关控制的放气系统改为气动弹簧控制，既简化了控制系统又减轻了重量。抽气系统基本与涡喷-7发动机的相同，但为了向歼-7III 飞机所设置的吹气襟翼的吹气系统提供压缩空气，在主燃烧室外套上设置了两个大口盖，以便联接飞机引气管。为满足飞机进气道调节锥系统传感器感知发动机压气机静增压比的需要，专门设置了引压气机空气的管路系统。滑油系统采用了滑油监控装置、最小滑油压力信号器和金属屑信号器。当滑油中的金属屑等杂物堵住信号器金属网一定面积时，金属屑信号器接通座舱信号灯进行报警。加力燃油泵结构与涡喷-7 的基本相同、但将高空限制器的受感器元件由膜盒式改为薄膜式，提高了调整精度和工作可靠性。
通过上述改进，不仅改善了涡喷-13 发动机的中、低空性能，而且提高了该发动机的泼辣性、可靠性、可维护性和延长了使用寿命，因而在实际飞行中操纵方便、使用限制少和安全可靠。
歼七传(三)技术特点：进气道/减速装置
进气道
歼-7 飞机采用了带中心锥体的两激波系外冲压式三级可调节超音速进气道，以适应飞机高空超音速飞行的要求。只有实现进气道和发动机之间相匹配，才能保证发动机在各种飞行条件下稳定工作。此前的亚音速和跨音速的歼-5、歼-6 飞机所采用的是亚音速进气道，空气流量和发动机能相协调，所以不需要专门的空气流量调节系统。而歼-7 飞机为两倍音速的飞机，当飞行速度不断增加超过 M1.5 后，进入进气道的空气超过了发动机所需的流量，必须设法有效地改变进气道口截获气流的面积并排出多余的气流。此外由于进气道口在超音速条件下已经产生激波，进气的激波损耗较大，需要将产生的阻力较大的正激波转变为阻力较小的斜激波。为此采用了超音速尖锐唇口设计并在圆形截面进气道的中心加装一个锥体，中心锥体可以根据不同的飞行速度前后进行移动。这样不但可以改变进气道口气流截获面积，而且可以产生所需要的斜激波并将其保持在给定的位置上。歼-7 飞机的进气道唇口较为尖锐，唇口半径为 0.5 毫米，这种结构适应高空高速飞行，但在低空机动飞行时易发生气流分离，因此歼-7I 型飞机将进气道唇口改钝，唇口半径由 0.5 毫米增加到 2.0 毫米，改善了低速飞行状态下的进气特性。
歼-7 进气道口中心锥体
调节锥安装在机头罩内进气道的中心，由调节锥、导筒和作动筒组成。调节锥的锥体有 35 度和 50 度两级锥角(歼-7III 的调节锥体积进一步加大了)，由于雷达测距器天线安装在调节锥内，因此采用了具有重量轻、比强度大以及高频电磁波穿透性能好等特点玻璃钢材质。锥体内外层均为玻璃布胶板，中间是蜂窝夹层结构。调节锥用一圈螺钉固定在导筒套上，通过导筒套由信号发送器、液电阀、液压作动筒来带动，可以沿导筒前后滑动。当锥体伸出时使座舱的调节锥伸出信号灯亮，飞行员就可以了解调节锥所处的位置。中心锥的最大调节行程为 200 毫米，中心锥和进气道轴线相对机身水平基准线下倾 3 度。
进气锥结构图
进气道和发动机相容性不好不仅会降低飞机的性能，还能够引起进气道和发动机不稳定工作，严重时甚至引起发动机失速、喘振或停车，危及飞行安全。调锥系统就是为了使进气道进气流量与发动机所需流量供求相匹配，保证发动机的进气需要。歼-7 飞机的调锥系统是根据飞行 M 数进行调节的开关式系统，设有三级调节，由 M 数传感器感受飞机的飞行 M 数来控制进气道中心锥的运动。当飞机的飞行 M 数小于 1.5 时调节锥在液压作动筒的作用下始终保持收进位置，调节锥伸出进气口的距离为 60 毫米。当 M 数等于 1.5 时，调节锥在液压作动筒的作用下使调节锥伸出并保持在 M1.5 的位置。当 M 数大于 1.9 时，调节锥在液压作动筒作用下伸出并保持最大的位置，调节锥伸出进气口的距离为 170 毫米。歼-7I 型飞机的调锥系统由三级调节改为无级调节，实现了调节锥运动与发动机进气需求的同步匹配，更好地提高了进气性能。飞行 M 数参数由空速管向调锥系统提供，歼-7E 型飞机改为由大气数据计算机提供，调锥系统由包括大气数据计算机、信号发送器、液电阀、液压作动筒等电子、电气和液压附件组成的闭合自动调节系统。歼-7III 型飞机的调锥系统则改为根据发动机压气机静增压比进行无级自动调节的，进一步改善了进气道与发动机的匹配准确性，提高了进气道与发动机工作的稳定性，更加有效地防止了发动机出现喘振和空中停车现象。
歼-7 空速管
为了保证在起飞或低空进气量的需要，在机身两侧壁各设有一个靠进气道内外压差来调节开关的辅助进气门。另外还设有进气道防喘放气门，当飞行 M 数大于 1.7 切断发动机加力时，为防止在短时间内发动机转速降低，空气流量减小引起进气道和发动机喘振而自动打开防喘放气门。歼-7 飞机的进气道是典型的机头迎面式轴对称进气道，其优点是波阻小、迎面空气来流不受机身干扰、进气总压畸变很小。但在大迎角飞行时，中心锥产生的激波角发生变化。迎风一侧激波角增加，背风一侧则减少，迎角同时使进气道唇口倾斜，气流被迫绕过尖唇口将会产生较严重的气流分离，最终使迎风面激波射人唇口并在管内形成复杂的波系，进气道口激波系状态恶化将引起进气道不稳定工作，从而使总压恢复大幅度降低并引起畸变而影响进气道与发动机的匹配性能。另外超音速飞行时，迎角的增大会降低进气道的最大流量系数，使溢流增大，严重时会诱发进气道喘振而造成发动机空中停车。因此歼-7 飞机在飞行 M 数大于 1.5、发动机全加力状态下，当水平尾翼前缘向下偏转 20 度时防喘放气门也都将自动打开。
减速装置
减速板是一种增大飞行阻力以增强飞机空中机动性的装置，歼-7 飞机装有三块减速板，左右两块侧减速板和一块下减速板。由于机身副油箱安装在下减速板下面，所以下减速板的收放与机身副油箱的悬挂是相协调的，挂装的机身副油箱在未投放出去前下减速板是不能打开的。两侧减速板内侧是炮舱和设备舱，为了保证地勤人员在此区域内工作时的安全，侧减速板的收放管路内装有连通开关。接通此开关后即可防止侧减速板意外收起而夹伤人员。
歼-7 减速伞舱特写
歼-7 飞机为了缩短着陆滑跑距离安装了减速伞装置，特别是在大速度条件下着陆时使用减速伞的效果尤为显著。此前的歼-7 和歼-7I 飞机的减速伞舱均设置在机身尾部第 30~32 隔框处腹鳍处，放伞力矩是低头力矩，只能在主起落架和前起落架都接地之后才能放出减速伞进行减速，导致滑跑距离增长。另外由于这种下减速伞舱在当伞舱打开后，阻力伞是靠自重掉出开伞工作，优点是开伞方便，所用的引导伞结构较简单。但由于减速伞是在伞舱门后的瞬间内很快掉出，在引导伞尚未拉直减速伞时伞衣就已经掉在跑道上被拖曳磨损而影响使用寿命。为了能够实现了空中放伞，更有效地缩短着陆滑跑距离，从歼-7I 后期型和歼-7II 飞机开始将减速伞舱上移至垂尾根部，使得放伞力矩由低头力矩变为抬头力矩，飞机在主起落架机轮一接地或未接地(离地 1 米时)的情况下放出减速伞。特别是空中放伞方式由于减速伞在空中已完成了开伞过程，当飞机接地时主伞已经完全张满，从而大大地缩短了着陆滑跑距离。减速伞机构由由阻力伞、伞锁钩、伞舱及伞舱门等组成，减速伞的主伞和引导伞装在伞衣套内装入伞舱，伞舱门打开时，带有螺旋压缩弹簧的引导伞被弹出，在气动力作用下将包有伞衣包布的主伞从伞舱中拉出后主伞张开。
减速伞舱结构图
歼七传(三)技术特点：操纵系统/自动驾驶仪/液压、冷气、燃油系统
操纵系统
操纵系统是飞机最为重要的系统之一，操纵系统特性的好坏直接影响飞机的飞行安全和作战效能。歼-7 飞机的操纵系统为不可逆液压助力操纵系统，传动机构主要由硬式机械拉杆、摇臂等组成。在平尾操纵系统设置有双腔液压助力器、力臂自动调节器、载荷机构和调整片效应机构等，副翼操纵系统只设置有单腔助力器和载荷机构。飞机的平尾和方向舵操纵杆系的传动线路接近于直接线路，从驾驶杆和脚蹬出来后经过座椅下面，再由座椅背后折向上方，然后贴近机身上表面在背鳍内通向机身后方。操纵系统安装在背鳍内可以从机身上表面蒙皮的外面通过，因此对于歼-7 这种内部空间狭小的飞机来说，在机身内部布置其他设备和装置时可以互不影响。而且由于背鳍是非受力构件，蒙皮可以经常拆卸打开，特别有利于操纵系统附件的维护检修。同时把操纵系统安置在机身上背鳍内在作战时还可以利用机身内的设备、发动机等对操纵杆系起到一定遮挡保护作用。
歼-7 操纵杆结构图
随着飞机飞行速度的增加，操纵舵面铰链力矩随之也大幅增加，即使利用空气动力补偿措施也不能使驾驶杆力控制在飞行员臂力所能的范围之内，因此高速喷气式飞机操纵系统广泛采用液压助力器以实现助力操纵。为了使驾驶员能够感觉到飞行速度和高度的变化，在助力操纵系统中仍需把舵面上的一小部分空气动力载荷传递到驾驶杆上去，这种助力操纵系统称为“可逆助力操纵系统”。而歼-7 飞机的平尾采用全动平尾，全动平尾铰链力矩的数值范围变化很大，无法选取适合的回力比，于是取消了回力而成为“不可逆的助力操纵系统”。全动平尾的采用使歼-7 飞机如果在超音速飞行时可获得适宜的操纵力矩，则在低空以高亚音速飞行时会由于平尾操纵效能过大而导致所需的平尾偏度很小，所需的杆力和杆位移因而也变得很小。过小的杆力和杆位移使飞行员很难进行操纵，严重影响飞行安全。因而设置了一个力臂自动调节器，可以按照飞行速度、高度自动改变驾驶杆至水平尾翼的传动比和由驾驶杆至载荷机构的传动比，保证飞机具有精确的操纵性。当然如果力臂自动调节器在飞行中发生故障，突然由小力臂变为大力臂，这时如果飞行员不知情仍用小力臂时的杆力去操纵的话，就会因操纵过猛引起飞机大幅度“飘摆”而造成事故。为此在座舱仪表板上还安装有大力臂信号灯和力臂位置指示器，使飞行员能够知道当时的力臂位置。由于副翼和方向舵的操纵指标在不同速度和高度下的变动范围也非常大，因此副翼和方向舵的操纵系统中也装有非线性机构，可以防止飞机在大表速飞行条件下操纵过灵以及高空大M数飞行时副翼效率降低的问题。
自动驾驶仪
由于歼-7 飞机的操纵系统没有自动配平功能，这样给飞行员的操纵会带来一些麻烦，长时间的连续操纵将会感到比较疲乏。所谓配平是指保持飞机等速平直飞行时，其纵向力矩、杆力均为零的状态。实际上由于飞机和发动机制造上的误差以及飞行状态变化都会引起纵向不平衡力矩存在，为了保证飞机仍能平飞，则要求平尾偏角相应实时发生变化以补偿纵向不平衡力矩，这样就要求飞行员一直按调效机构按钮来消除杆力以保证平飞，这个配平过程称为人工配平。显然这种方式是相当麻烦的，在巡航、转场、搜索、穿云以及夜航这些飞行状态下，飞行员希望飞机能长时间自动地保持某姿态平直飞行以减轻体力消耗，而在激烈的空战中飞行员有时会失去对空间状态的辨别能力，此时飞机要能自动恢复水平状态(称之为自动改平)以保证飞机安全，在俯冲攻击时飞行员有时会短暂失去知觉，这时又要求飞机俯冲到危险高度后能自动拉起。因此这个过程如果能自动地进行则会大大减轻飞行员的驾驶负担，而利用自动驾驶仪就可以实现这些功能，因而出现了与自动驾驶仪相结合的复合操纵系统。这种系统除了具有增稳功能外，还有稳定飞机俯仰角、倾侧角、航向角以及自动改平、高度保持、自动拉起多种功能。
所谓自动驾驶仪就是用一套自动装置替代飞行员来操纵飞机的自动控制系统，来保持飞机按预定的姿态飞行。最初的自动驾驶仪被广泛地安装在民航机和轰炸机上来减轻驾驶员长途飞行的疲劳，五十年代后随着超音速歼击机的作战半径、航程等飞行性能不断提高，自动驾驶仪也开始被应用在歼击机上。歼-7III 飞机采用了北京青云仪器厂(232 厂)生产的 KJ-11 型自动驾驶仪，这是一种双通道自动驾驶仪，能自动保持高度和航向，可以帮助飞行员保持飞行姿态，腾出更多的注意力来观察仪表或舱外情况。同时在飞行员失去空间定位的情况下，能够使飞机从任意起始位置改平并保持稳定的水平直线飞行状态。加装自动驾驶仪改善了飞机的飞行品质，减轻了飞行员负担，提高了飞行安全性。但 KJ-11 型自动驾驶仪是依照苏联五十年代的 АП-115 自动驾驶仪仿制而成的，技术水平较低且系统控制律中的参数为固定值，因此难以在整个飞行包线范围内都达到理想的控制效果。
液压、冷气、燃油系统
歼-7 飞机的液压系统分为主液压系统和助力液压系统，主液压系统向进气道调节锥、防喘放气门、和尾喷口作动筒供压，并向 ZL-6 型平尾双腔助力器的其中一腔供压，助力液压系统除向 ZL-6 型助力器的另一腔供压外，还向两个副翼助力器供压。当发动机停车后系统压力低于 160 公斤/平方厘米时，应急油泵自动开始供压以保证飞机能够着陆。此前国内生产的歼-5 飞机的主液压系统和助力液压系统采用两套压力体制，即主液压系统的最大工作压力为 135 公斤/平方厘米，助力液压系统的最大工作压力为 60 公斤/平方厘米，两套系统对低压力的部分可降低制造工艺要求，从而降低制造成本。但这种方式也存在液压管路多、元件体积大、维护不便的缺点。而歼-6 的主液压系统和助力液压系统改为一套压力体制，最大工作压力均为 135 公斤/平方厘米，比歼-5 飞机的技术水平有所提高，但压力仍然较低。歼-7 飞机的两套系统同样采用了一套压力体制，最大工作压力均提高到为 215 公斤/平方厘米。掌握“210 公斤压力液压系统”是当初摸透米格-21 飞机时的重点技术关键之一，高压体制的附件体积小、重量轻，当然但对液压元件和管路的强度和可靠性也提出了更高的要求。
歼-7 飞机装备部队后液压系统屡屡出现事故而危及飞行安全，其中之一是助力供压部分的油泵进油软管爆破造成主系统和助力系统的油箱外漏。歼-7E 型等后期出厂的歼-7 飞机将进油软管改成氟塑料软管，在某种程度上缓解了软管爆破的问题，但还是未能从根本上解决该问题。目前国内歼击机液压系统没有专门用于故障监控和隔离的元件，这样当系统某一部分由于故障或战斗中出现损伤而发生泄露时，常常造成整个液压系统的迅速失效，而国外先进战斗机往往使用一些这种隔离阀元件，在系统出现初期泄漏即可对管路系统进行隔离并报警。此外液压系统清洁度问题也是长期困扰歼-7 飞机使用的一个问题，据统计大约 75% 的液压系统故障与的污染有关。由于液压系统中精密液压伺服元件较多，各种油泵、控制元件和执行元件中，相对运动零件之间的配合间隙都很小。油液污染会对液压附件内部的活动部位和阀芯、作动筒内表面等对粗糙度有严格要求的部位造成划伤，破坏配合表面的精度，加速附件的磨损，使液压附件工作精度降低，甚至会使相对运动零件之间卡死，引起控制阀的故障导致液压元件的动作失灵。因此控制油液污染对于提高系统工作可靠性和延长附件使用寿命具有重要意义，在飞机液压系统加装新式油滤，进行定期观察开展油液监控等措施来减少液压油的污染，是提高出勤率和保证飞机安全可靠的重要措施。歼-7E 飞机在左、右机翼上分别装有前缘机动襟翼和后缘机动襟翼，为了提高襟翼操纵作动器的油液清洁度，在系统供压油路中加装一个精密油滤，并装有一个取样阀以便定期采集系统油样来检测系统油液污染度。
歼-7III 燃油分布
冷气系统由主系统和应急系统组成，主系统用于机轮刹车、座舱盖的开关密封和抛放、机炮装弹、放减速伞等，应急系统则用于应急放下起落架和应急刹车等。一旦液压系统失效，冷气传动使之能够将起落架和襟翼放下，增加飞机着陆的可靠性。冷气由钢制冷气瓶提供，压力为 110~130 公斤/平方厘米，通过减压器将供气部分高压冷气降为传动部分需要的工作压力。
燃油系统由油箱和副油箱、供油系统、输油系统、通气和增压系统、耗油顺序控制系统、油量测量指示系统组成，可以保证在各种飞行状态下以及地面和空中起动时向发动机进行供油。歼-7 飞机共有七个机身橡胶软油箱、四个机翼整体油箱和一个机身副油箱，全机燃油总量为 2,080 公斤。歼-7I、歼-7II 飞机的机身副油箱的容积由原来的 480 升增大为 720 升，全机包括副油箱的燃油总量分别为 2,210 和 2,396 公斤。歼-7M、歼-7E 飞机在机翼下可再增挂两个副油箱，进一步增加了飞机的燃油量。而歼-7III 飞机则有八个机身橡胶软油箱，一个背鳍金属油箱、四个机翼整体油箱和三个副油箱，全机燃油总量增加到 3,345 公斤。由于歼-7 飞机的机体尺寸小，机内燃油量较小，加之发动机的耗油量较高，即使挂载副油箱其航程和作战半径也非常有限，机内燃油的作战半径仅 300~400 公里而已。由于歼-7 飞机采用的是重力加油方式，加油口多且位置分散，致使再次出动的准备时间较长，歼-7E 型飞机改为压力加油方式，大幅缩短了加油时间，加满最大燃油容量的时间从原来的 30 分钟减少到 6 分钟，提高了再次作战的出勤速度。
720 升副油箱结构图
歼七传(三)技术特点：座舱/风挡/环控防护系统
座舱
歼-7 飞机的密封式座舱位于机身第 6~11 隔框之间，由座舱左右壁板、前后隔框隔板以及座舱地板和座舱盖组成，为气密式座舱。
座舱内的仪表设备根据工作的重要性、使用的经常性方面的考虑分别配置在仪表板、左右操纵台和座舱左右侧壁及驾驶杆上合理的部位。仪表的配置是将一些最重要的、飞行员需要经常观察的航行驾驶仪表和发动机仪表配置在前方最容易观察和最醒目的中央仪表板上，以便飞行员迅速准确地进行判读。而像一些飞行中不需要经常观察的或比较次要的辅助仪表如液压、冷气等系统的压力表则配置于左右仪表板与左右操纵台上这些不大醒目的地方。这样既可以在需要时查看这些辅助仪表，又不至于挤占经常需要看的重要仪表的安装位置。一些同类的、性质近似的或需要对照观察的仪表配置在一起，例如升降速度表、航空地平仪和空速表比较集中地安装在飞行员的正前方，使飞行员能够方便地根据这三个仪表的指示来操纵飞机的上升或下降。将发动机的仪表及液压系统压力表集中配置在一起，以便能够及时了解发动机和液压系统总体的工作情况。
歼-7IIH 座舱图
常用的手柄和电门，如油门手柄、调整片电门等通常都配置在靠近飞行员和便于操纵的部位，这样飞行员不需要挪动身体就可以方便地进行操纵，至于那些不经常使用的手柄和电门则配置在不十分引人注意的地方。为适应飞行员右手一直握着驾驶杆、左手经常要掌握油门手柄的操纵特点，一些使用机会较多的手柄和电门配置在了座舱左边。油门手柄、襟翼操纵开关、副翼助力器开关等装在左操纵台上，起落架收放手柄装在左仪表板上，氧气使用开关等装在座舱左侧壁上。而那些不常用的手柄和电门，如应急放起落架冷气开关、座舱供气操纵手柄等都配置在座舱右边的操纵台和侧壁上。此外为了在使用某些按钮把手时不妨碍飞机的操纵，将一些要与驾驶杆和油门手柄一起操纵的或是可能会频繁使用的按钮分别装在驾驶杆和油门手柄上。减速板收放按钮、射击投弹按钮、导弹解锁按钮、调整片效应机构开关以及刹车把手安装在驾驶杆上，而无线电通话按钮、距离把手卡锁等则配置在油门手柄上。飞机的用电设备的电门一般都集中在一个或几个配电板上。配电板则大多配置在座舱内左、右侧或前下方，这样使用起来比较方便，并且也便于在起飞前飞行员的检查。其中左配电板上的都是与发动机工作有关的保险电门，而无线电、军械设备以及某些仪表、电气设备的保险电门则装在右配电板上。座舱的前上方是瞄准具或平视显示器以及操纵瞄准具、平视显示器的控制面板，飞行员扳动这些开关、旋钮就可实现对平显火控系统的操作，实现对目标的瞄准攻击。其他系统、设备的信号灯，除了个别重要系统的警告灯外，也都装在相应的仪表、手柄或电门附近。
歼教-7 座舱
歼-7 飞机的座舱布局是五、六十年代高速歼击机的典型布局，密密麻麻的仪表电门、五颜六色的指示灯几乎占据了座舱的所有空间，尽管座舱这些设备遵循着一定的配置原则，但仍使人感到杂乱。在这样的环境中工作会使飞行员承受较重的工作负担和精神压力，极易造成精神和体力的疲劳。从目前最新型号的歼-7G 型飞机的座舱来看仍然是传统布局，综合显示程度非常有限。
歼-7GB 的座舱布局
风挡
歼-7 和歼-7I 型飞机的座舱盖和风挡是合二为一的整体式结构，由单块风挡玻璃和舱盖玻璃及舱盖金属框架构成，向前折翻开启，机构较复杂。舱盖正前方为一块椭圆形风挡，但没有侧向金属骨架，因此飞行员的侧向视界不受遮挡。风挡玻璃为层合粘结的平板防弹玻璃，最外层为 4.5 毫米厚的半钢化无机硅酸盐玻璃，最内层为 8 毫米厚的钢化无机硅酸盐玻璃，两层玻璃之间由 2 毫米厚的聚乙烯醇缩丁醛透明胶片经过加温加压粘合起来，在玻璃与风挡金属骨架之间则填充硅橡胶进行固定连接，风挡下部安装有酒精防冰液的喷管进行防冰。歼-7II 飞机的座舱盖系统由固定风挡和活动座舱盖两部分组成，座舱盖可以绕后铰链向后折翻开启，正常打开角度为 45 度，固定风挡由三块风挡玻璃构成，正面仍为一块椭圆形平板玻璃但提高了风挡的耐鸟撞性能，两侧则为双曲面有机玻璃。歼-7 飞机自装备部队以来，多次发生空中座舱玻璃爆炸事故，后通过选用定向玻璃取代非定向玻璃使风挡的安全可靠性得到根本改善。平板型风挡的强度及刚度较好，正前方的光学性能也很好，光学畸变较小，同时与光学瞄准具的修正和调整也较为简单，不需要专门的光学补偿装置，因此被当时绝大部分战斗机所采用。但这种风挡也存在着内部空间相对狭窄，固定风挡的侧向金属骨架对飞行员的视界有一定的影响的不利因素。歼-7III 和歼教-7 型飞机的风挡结构与歼-7II 的类似，但采用了侧向右折翻开启的座舱盖，飞行员进出座舱更加方便。但增大的背鳍挡住了飞行员的后视角度，因此不得不增加专门的可伸缩的后视镜来方便向后方空域的观察。
歼-7I 舱盖
歼-7II 舱盖
歼教-7 舱盖
目前新型战斗机已经普遍采用整体曲面风挡取代了这种带骨架的平面风挡。整体曲面风挡中间没有金属骨架，视界开阔而连续，内部空间较大，气动载荷分布和结构受力也比较为均匀。但由于整个风挡玻璃均为曲面，光偏差和畸变较大，影响飞行员的观察，需要专门的光学补偿装置进行纠正，相应的光学瞄准具的调整也比较复杂，因此整体曲面风挡的采用要依赖于透明材料、工艺技术和光学装置的技术进步才可以实现。歼-7PG、歼-7G 型飞机采用了整体圆弧风挡，风挡由一整块透明的单层拉伸丙烯酸定向有机玻璃构成，取消了遮挡视线的金属骨架，使飞行员的视界有了非常大的改善。玻璃与金属框架之间采用螺栓硬连接技术，定向有机玻璃的内外表面还增加了涤纶钢加强片，以增加风挡玻璃的整体强度和刚度。为了能够与以前歼-7 的三块式平板保持互换性，歼-7G 的风挡玻璃的结构为半圆锥加直线段，这与歼-10 飞机的纯半圆锥形整体风挡玻璃略有不同。
歼-7 原型和米格-21Ф-13 都安装有防弹玻璃
环控防护系统
驾驶舱的环境控制系统能自动调节舱内的温度和压力。采用混合供氧系统并配有高空代偿服、抗荷服和密闭式头盔。座舱的通风和增压的空气从发动机第六级压气机引来，经过滤净化后通过管道输送到密封座舱内，从而满足飞行员在高空飞行时的生理需求。由于从发动机压气机里引出来的是温度可达 500 度以上的高压气体，因此座舱增压系统中设有温度、压力自动调节装置，可使座舱温度保持在 16~26 摄氏度的范围内，舱内外压差随飞行高度增加而增加，9,000 米以上内外压力差为 0.3 公斤/平方厘米。
航空供氧装备是在飞行中防止高空缺氧和低气压对人体的危害，确保飞行员的生命安全和正常工作能力发挥的防护救生装备。江淮航空仪表厂(351 厂)1962 年至 1966 年间仿制成功与歼-7 飞机相配套使用的 YX-1 型高空供氧系统。当飞机座舱高度低于 12,000 米时，可以对飞行员长时间供混合氧或纯氧。在飞机座舱发生突然损坏，座舱高度超过 12,000 米时能保证飞行员迅速降低到安全高度过程中的供氧。当飞行员必须弹射离机跳伞的情况下，在降落过程中可以进行短时间供氧，使飞行员安全着地。
由于歼-7 飞机为高空高速歼击机，当飞机在高空飞行时座舱失去气密性的突然减压会使飞行员失去意识甚至死亡，因此必须依靠密闭头盔和高空代偿服来保证飞行员的安全。歼-7 飞机装备的密闭头盔主要为 TK-1 型，是按苏联的 ГШ-4МС 型密闭头盔仿制的，用于与 DC-2 或 DC-3 高空代偿服配合使用。TK-1 型头盔可以保证飞行员在 38,000 米以下的密封座舱和在 12,000 米以下非密封座舱内的长时间飞行，在 12,000 米以上座舱失去气密性时维持 10 分钟的飞行时间。头盔由面部框架、盔帽和面罩板三部分构成，面部框架上固定着橡胶密封圈使头盔沿脖子密闭，铝质盔帽固定在面框上用以保护飞行员头部。在面罩板的下部安装有呼气活门、吸气活门和氧气软管，采用电加温防止面罩起雾。而装备歼-7III 飞机的 TK-4 型密闭头盔是一种自行研制的开放式密闭头盔，在中低空飞行时作为保护头盔，面罩板处于敞开状态保持通风，这样飞行员就会感到比较舒适，高空飞行或气密座舱一旦失去气密性时面罩能迅即自动关闭成为密闭头盔。TK-4 型头盔主要由防护外壳、面罩板、下放机构、氧气面罩、滤光镜、收紧装置等组成，与 DC-2 或 DC-3 型高空代偿服一起配合使用。
高空代偿服内设张紧装置，氧气调节器自动向张紧装置拉力管内快速充入氧气，对飞行员体表造成与密闭头盔内余压相适应的代偿压力，保证人体内外压力平衡，维持正常呼吸。DC-2 型高空代偿服按照我国飞行员身材进行改进，其胶囊由天然橡胶制成(服装重量为 3.6 公斤)，用在歼-7 飞机上与 TK-1 型密闭头盔(带 YM6505 氧气面罩)配合使用，也是 YX-1 全套供氧系统的组成部分。DC-3 型高空代偿服是在 DC-2 型的基础改进改型的，全部胶囊改由涂胶布粘接而成，服装重量只有 2.3 公斤，透气性好，用于歼-7、歼-7II 等飞机。DC-4 型高空代偿服开始用于歼-7III 飞机，吸取了 DC-3 高空代偿服的优点，结构简单、重量轻、穿着舒适性能好。与 TK-4 或 TK-1 密闭头盔及 YTQ-15 或 YTQ-1 氧气设备配套使用。
由于歼击机在进行剧烈机动飞行时将产生较大的正向载荷，为了使飞行员能够更好的抗过载，歼-7 飞机还装备了由襄樊江汉航空救生装备厂(510 厂)生产的抗荷装置。抗荷装备由抗荷服和抗荷调压器构成，KH-2 型抗荷服是在参考当时台湾国民党飞行员徐廷泽起义飞回的美制 CSU-3/P 抗荷服的结构研制的，与之配套的 KT-2 型抗荷调节器则是根据苏联 АД-5А 抗荷调压器仿制的。由发动机引入的压缩空气经抗荷调节器的活门进入抗荷服的气囊内使之膨胀，将飞行员的腹部和腿部束紧，阻止血液向下急剧流动，防止在大过载情况下飞行员大脑过度缺血出现黑视甚至失去知觉。KH-4 型抗荷服改进为侧管式，配套 KT-7A 型调压器，主要由腹部、左右腿裤套组件和胶囊组成。胶囊由涂胶布制成。左右张紧装置及抗荷胶囊位于裤腿两侧，提高了抗荷效果，穿着更加舒适，装备在歼-7III 和歼教-7 飞机上使用。
歼七传(三)技术特点：弹射救生系统
弹射救生系统
歼-7 这种高速歼击机的飞行员在弹射救生时往往都是在飞机飞行速度很高的情况下进行的，而这种弹射环境是十分险恶的。飞行员弹射出舱后会受到迎面强大空气气流的吹袭。一方面气流吹袭动压使人体产生面部变形、结膜和皮下出血以及软组织撕裂等损伤，另一方面还会出现飞行员的头及四肢的甩打伤，造成头和四肢关节脱臼和脑外伤，严重的脑外伤可立即引起意识丧失和死亡，而且飞机的速度越快，甩打伤的伤势就越重。此外高速气流可将飞行员的头盔、氧气面罩、飞行服等吹掉或吹坏，使飞行员发生缺氧、冻伤等损害。那么是否有一种能使飞行员高速飞行弹射时不受气流吹袭的办法呢?最好是使飞行员弹射时密封起来，至少也要与高速气流之间有东西隔开，那么就会大大降低气流吹袭的损伤。歼-7 和歼-7I 型飞机采用了的“СК”舱盖带离式弹射救生系统就是依照这种思路研制的，当开始弹射时座椅的上端先顶住座舱盖的后缘，接着舱盖便绕其前缘转动，在座椅出舱行程完成后，座舱盖前缘和座椅下端联接在一起，舱盖于是自动地扣在弹射座椅之前，而飞行员则位于座椅与座舱盖之间于是就可以避免高速迎面气流的吹袭。于是座舱盖扣合在飞行员和座椅的前面，形成一个小的相对封闭空间，这样舱盖就阻挡了迎面吹来的高速气流压力，对飞行员提供了足够的防护。当座弹射座椅上升到一定高度后扣合的座舱盖再次和座椅自动分离，然后飞行员再和座椅分离，打开降落伞完成救生过程。这种舱盖扣在座椅前面的弹射离舱方式尽管对飞行员提供了防护，但为保证座舱盖和座椅之间的扣合和分离，其联接部分的结构就比较复杂，锁的顺序开闭环节较多。扣合时的 15 个各种类型的锁要在弹射瞬间按预定顺序完成 19 次动作，分离时这些锁又要再度按相反顺序进行动作，加上由于制造误差和使用维护等方面的原因，弹射座椅的各机件很容易在弹射时发生故障导致救生失败。另外这种舱盖带离式弹射救生系统的弹射座椅是根据苏联飞行员的人体尺寸进行设计的，而根据对中国飞行员的人体测量发现中国飞行员的平均身高虽然低于苏联飞行员，但平均坐高(坐着的时候臀部至头顶的距离)却比苏联飞行员要高 37 毫米，中国飞行员的上身长度长但下肢长度却比他们短得多，这是黄种人与白种人在人体尺寸上的一个很大差别，也导致原设计的座舱盖到飞行员头部之间的距离太近，飞行时飞行员带上头盔后头盔的顶部几乎就碰到座舱盖了，因而在扣盖弹射瞬间飞行员的头部和舱盖之间已经没有了足够的空间，座舱盖将猛烈扣击头盔，很容易造成颅脑损伤和颈椎的骨折和移位，成为歼-7 飞机在弹射时飞行员容易受伤和死亡的重要原因。同时这种带离式弹射救生系统的低空救生性能也不好，平飞时的安全救生高度必须在 110 米以上，因此只在歼-7、歼-7I 飞机上使用过，后来被敞开式弹射救生系统所取代。
早期型歼-7 上使用的 I 型火箭弹射座椅
歼-7II 之后的飞机均改为敞开式弹射救生系统，弹射时飞行员拉动弹射手柄，冷气系统首先将座舱盖向后上方抛出，在弹射动力推动弹射座椅上升的过程中，飞行员的肩带被拉紧，两腿收回并被脚卡固定，手臂防护挡板展开限制双臂的摆动，这些装置可以将飞行员的肢体定位锁紧，避免在弹射和高速气流吹袭中甩打受伤，在戴密闭头盔的情况下可保证 1,000 公里/小时速度弹射时头面部不受损伤。座椅弹射出舱后稳定伞射出并展开，座椅开始稳定和减速，待座椅达到预定高度与速度后人椅进行分离，最后打开降落伞完成救生过程。敞开式座椅弹射时座椅与飞行员都暴露在迎面气流中，可采取密闭头盔等各种不同的措施来防止高速气流的吹袭来保护飞行员的头部和面部。这种弹射救生系统具有重量轻、结构简单、低空性能好等特点，被世界上大多数战斗机所采用。配套的火箭弹射座椅采用座椅弹射器和弹射火箭的联合弹射动力装置，不仅降低了作用于人体的最大过载，大大提高了弹射轨迹的高度。同时还降低了弹射时对飞行高度和飞行表速的要求，使火箭弹射座椅实现零高度和零速度弹射，达到了在零高度到整个飞机升限内、表速从零到最大表速范围内的安全救生能力。
歼-7 舱盖带离式弹射
敞开式弹射救生系统必须首先要将座舱盖抛掉后才能实施弹射，而座舱盖抛放系统是由抛放作动筒、应急抛放冷气管路等组成的一个比较复杂的系统，舱盖抛放系统不仅增加了重量，而且维护的时间也大大增多。特别是在弹射座椅开始弹射之前所增加的这个抛放座舱盖所需要的时间延迟，直接会决定在低空大下沉率或不利的姿态情况下弹射救生的成败。另外如果由于某些原因不能抛掉座舱盖，那么座椅也不能进行弹射，因此歼-7MG、歼-7G 型飞机开始采用技术更为先进的穿盖弹射方式来进一步提高救生性能。该系统的弹射座椅上安装有破盖枪，座椅开始弹射后破盖枪先穿透座舱盖玻璃，使玻璃产生预制裂纹来降低舱盖的强度，然后依靠座椅上的破盖器破裂舱盖玻璃弹射出舱。这种穿盖弹射方式的优点是技术相对简单，缩短了救生时间，比抛盖弹射要缩短 0.4 秒，提高了在低空复杂姿态下的救生成功率。另外由于取消了抛盖装置、抛盖联动机构、座椅联锁机构等三个关联装置，座椅与座舱盖系统之间不需要联动，减少了救生系统的工作环节，也使系统可靠性大大提高，是清除弹射通道最简单和耗时最少的方法。但这种弹射方式的缺点是破盖枪产生的预制裂纹不稳定，作用在飞行员身体上的穿盖载荷对飞行员损伤概率相对较大，舱盖玻璃碎片还可能会破坏氧气面罩等个人装备，如果设计不当穿盖弹射也能对飞行员造成严重损伤或导致弹射失败。为了能降低作用在飞行员身体上的穿盖载荷，在此基础上 FC-1 和歼-10 飞机采用了微爆索爆破穿盖弹射方式，在座舱盖玻璃上敷设微爆索，当座椅开始弹射后，立即启爆微爆索将舱盖玻璃炸裂，然后座椅上的破盖器撞开舱盖玻璃出舱。此种穿盖方式的舱盖玻璃破裂效果好、产生的预制裂纹稳定，弹射过程中作用在人体上的穿盖载荷相对较小。但是座椅与座舱之间需要一套联动机构用于启爆微爆索，而且敷设微爆索的工艺也比较复杂，舱盖上的微爆索对飞行员的视界也有一定的影响。
歼-7E 吊装弹射座椅
与各型歼-7 飞机救生系统配套的弹射座椅有多种型号，座椅通过左右两根滑轨安装在座舱内的防弹钢板上，为了满足不同座高的飞行员进入座舱后具有良好的操纵舒适性和良好的视野，座椅上装有小型化的椅盆电动升降机构。早期的歼-7 和歼-7I 型飞机采用的是弹道式弹射座椅，采用了三级弹射筒以提高弹射座椅离机的速度。歼-7II 飞机所采用的 HTY-2 型火箭弹射座椅把火箭作为弹射座椅的第二级动力，在弹射筒作用下把座椅弹出座舱后，再由火箭动力继续推动座椅向上运动，使其具有更高的轨迹以实现了在零高度至升限、250~850 公里/小时的范围内能够安全弹射救生。歼-7III 飞机采用了性能更好的 HTY-3 型火箭弹射座椅，可在零高度至升限，130~1,000公里/小时的范围内弹射救生。歼-7E 和一些歼-7M 系列出口飞机换装了 HTY-4 型弹射座椅，这种座椅是在 HTY-3 型弹射座椅的基础上发展而成的，具有更好的人椅自动分离性能，可先期弹出的稳定伞快速将降落伞打开，实现了零高度至升限，0~1,000 公里/小时的范围内的“零零”弹射救生标准。歼-7G 系列飞机装备的 HTY-6 型火箭弹射座椅除具备 HTY-4 型弹射座椅的救生包线外，还采用了许多新枝术，包括动态程序控制器可根据弹射时不同的高度和速度自动选择人椅系统分离和射出救生伞的最佳时机，提高了在不利姿态下的救生性能。新型火箭包采用喷口后置并向后倾斜一定角度，增加了水平分力，改善了座椅零高度、零速度和低速弹射能力，配装的新型高原救生伞保证了飞机在高原地区作战时的安全救生，新的上肢防护装置也提高了飞行员抵抗高速气流吹袭的能力。性能与国外现役飞机弹射座椅的性能基本接近，被空军确定为通用型座椅。
歼七传(三)技术特点：航电
大气数据仪表/大气数据计算机系统
大气数据对于飞行员是最为重要的信息之一，歼-7 飞机配套使用的是包括气压式高度表、空速表、M 数表、升降速度表等组成的全静压大气数据仪表，仍然是传统的机械膜盒式仪表，通过空速管采集大气全压和静压之间的差值来指示飞机的速度、高度等信息。歼-7、歼-7I、歼-7II 飞机空速管安装在机头下方，空速管的管体比较长，远远的伸在机头前方受气流干扰最小的地方，头部还安装有迎角传感器和侧滑角传感器，飞机在地面停放的时候机头空速管可向上折起。但这种安装方式并不很理想，因此而歼-7IIA 以后的型号上为了改善其使用维护性，多将空速管支臂缩短，并改为了固定安装在机头的右上方，这样就不会在地勤维护中无意中被磕碰损坏。除了主空速管进行测量外，机头还安装有外形较小的应急全压受感器，在主空速管发生故障时作为应急备份使用。
空速管支臂缩短所带来的测量误差是由歼-7IIA 飞机安装的引进英国的 50-408-02 型大气数据计算机进行计算修正的，随着飞机对大气数据的需求越来越多，大气数据计算机系统逐步地替代各自独立的分离式仪表和传感器，使所需要的传感器数量大大减小并且提高了测量参数的精度。大气数据计算机通过静压传感器、动压传感器、迎角传感器和总温传感器将所获得的气压高度、真空速、指示空速、升降速度、马赫数、大气密度、大气温度、迎角等数据经计算机进行集中处理和误差修正，然后将处理后的结果输送给平显或综合显示仪表系统，供飞行员操纵飞机使用。同时也可以将信号输送到飞行的操纵、火控以及导航系统中提供飞行状态参数。引进后的大气数据计算机的国产型装备了后来的歼-7E 等型号，具有输出信息多、精度高、速度快、易维修等优点，标志着国内座舱技术和仪表综合化的重大突破。
大气数据系统
除了气压式高度表外，无线电高度表也是一种体积小、重量轻的无线电测高设备，通过向地面发射无线电波来测量飞机距离地面的高度。与气压式高度表测的是大气压高度不同，无线电高度表测量的是飞机飞行的真实高度，可以作为飞机低高度飞行时的精准测高设备。特别是在低空近、超音速飞行时空速管受激波的影响，静压测量将会出现非常大的误差，导致气压式膜盒高度表出现较大的少指示，只能靠无线电高度表来指示准确高度。歼-7 飞机早先配套安装 262 型无线电高度表，是一种调频式无线电高度表，这种高度表以连续波方式工作，采用两个天线分别作为发射天线和接收天线，测高范围为 600 米以内。后来安装的 265 型雷达高度表是一种脉冲式无线电高度表，它的工作方式与脉冲雷达测量距离的工作方式基本相同，发射的脉冲宽度可自动调整，无论在低高度或高高度均可精确测量并具有低高度告警功能，测高范围扩大到 1,500 米以内，并可为自动驾驶仪提供低高度拉起信号。除设有专用指示器来显示测高结果外、还能够与组合高度表或平显交联，成为火控系统的一个组成部分，指示高度以供飞行员攻击或着陆时使用。
飞行参数记录仪
歼-7III 型飞机首先开始安装 FJ-1 型飞行参数记录仪，用于记录各种飞行数据为训练考核提供参考，建立飞行档案实现对飞机状态的监控，并为飞行事故的预防和事后分析处理提供依据。FJ-1 型飞行参数记录仪是一种机械数据记录设备，由主机、电源盒、数据防毁记录器等组成，可以将飞行参数数据实时发送到记录磁带上进行记录。飞行结束后，记录在磁带上的数据可以通过示波器进行曲线显示或打印机打印出来。歼-7E 型飞机在交付初期并没有安装飞行参数记录仪，后来首先在交付“八一”飞行表演队的歼-7EB 飞机上安装了 FJ-20E 型飞行参数记录仪，之后从 0227 号歼-7E 开始配装这种飞行参数记录仪，同时在其他早期型号的歼-7II、歼-7H 和歼教-7 飞机上也均安装了不同型号的飞行参数记录仪。
飞行参数记录仪在飞机起飞前由地勤人员通过履历打入器将飞机的相关的起飞日期、编号、科目、机型、外挂重量等参数，当飞行速度达到一定大小后开始记录数据，整个数据的记录过程可以自动完成，返回地面后在计算机中解压、输出。由于不能对所记录的飞行参数进行自动判读、报告故障情况，必须由人工对数据逐个研究对比才能得到飞机是否存在故障，因此分析工作量较大不能满足部队对飞行故障快速通报的要求。为此专门研制出了歼-7E 型飞机故障快速通报专家软件系统进行处理，并在歼-7EB 表演型飞机上通过了空军组织的评审鉴定。飞行参数记录仪的使用使部队有了一种科学有效的飞机状态监控手段，由于飞行参数记录仪记录了飞机发动机、液压、操纵、电气等系统的技术参数，因此可以方便地对飞机进行一线原位检测、诊断，可降低维修人员拆装系统设备的劳动强度，减少了飞机的停飞检查时间，是传统的依靠地勤维修人员听、摸、看、嗅的方式检查飞机所根本无法比拟的。地勤维修人员可追溯到故障现象发生的源头，为飞机各系统故障的诊断分析和视情维护提供了科学依据，从而使机务维修科学化，实现视情维修，令装备维护水平上了一个台阶。飞行员在飞行后也可以回顾自己的飞行过程来评估训练水平，以利于发现不良驾驶，纠正错误提高水平，从而改进并提高作战技能。飞机失事后，飞行参数记录仪记录的结果也成为分析事故原因的重要依据。
通讯系统
不同型号的歼-7 飞机配装有不同的无线电通讯和导航系统，以确保飞机能够安全飞行和完成作战任务。机载通信设备的配置是根据飞机的类型、大小、用途、飞行距离等多种因素综合决定的，一般近距离飞行的小型歼击机飞机通常只配备小功率的超短波电台就可以满足通讯要求了，当作战半径达 500 公里以上时，除配备超短波电台外还需要安装小功率的机载短波电台，以满足对通讯距离的要求，而大型轰炸机、运输机等大航程的飞机则需要配备功率较大的短波电台。歼-7 飞机最早安装的是 CT-3 型通讯电台，用于飞机与地面、飞机与飞机之间的通话联络，同时它还可以监听无线电罗盘、导弹截获等信号。后来改为使用性能更好的 TKR-122 型通讯电台，这是一种 VHF 频段机载超短波调幅的收发明话电台，可用于飞机与飞机之间和飞机与地面之间的通信联络。电台由发射机、接收机、频率调谐器、电源、控制盒组成，具有体积小、重量轻、易于维护的特点。控制盒安装在驾驶舱里供飞行员操作，发射机和接收机安装在飞机的电子设备舱，各部件之间通过电缆联接。歼-7E 装备的 SRT-651C 型通讯电台是引进国外技术生产的多频段电台，其接收机还可以兼做定向仪的接收机。飞行员通过耳机控制超短波电台实现与外部的无线电联络，同时也是机上罗盘、无线电高度表、武器系统及音频告警信号的终端接收设备。歼教-7 飞机还配套使用了 JT-2A 型机内通话器，是用于机内乘员之间进行内部通话。
导航系统
歼-7 飞机的导航系统包括仪表导航和无线电导航系统。仪表导航是利用导航仪表进行定位和导航的，由磁罗盘、空速表、高度表、时钟等基本仪表获得的空速、航向和风速、风向，然后根据航行速度即可计算出地速、偏流角以及飞行距离，从而也就得到了当时飞机的位置。这种导航方式所用的设备比较简单，但导航精度差、飞行员的计算工作量大。
无线电导航系统采用的是自动定向导航系统，这是一种近程空地配合式导航系统，适用于昼夜和复杂气象条件下领航。飞行员利用无线电罗盘进行定向，据地面导航台发射的无线电波的来向，无线电罗盘可以自动地测出无线电波相对方位角，指引飞行员飞向作战空域或返回基地。歼-7 飞机上安装的 WL-7 无线电罗盘是由环形天线、垂直天线、接收机、控制盒、指示器等组成的自动定向系统，能连续自动地测量飞机相对地面导航台的航向角。机载接收机将接收到的导航台发出两个不同相位的正弦波进行比较，即可得到飞机相对导航台的方位角，再得到飞机至导航台的距离，从而得到飞机在空间的位置。但是这种自动系统的缺点是在特定条件下会产生相应的误差，精度较低，同时易受外界噪声和天电干扰的影响。WL-7 无线电罗盘的为全晶体管化结构，罗盘的环形天线位于腹鳍前段的酚醛玻璃钢泡沫夹芯结构里，后来从歼-7IIA 以后的型号改为铜网天线封装在该腹鳍前段的内部。之后的歼-7III、歼-7E 型飞机开始装备塔康无线电导航系统，可接收地面塔康台的信号通过测地面相对飞机的方位角及距离来进行定向、测距。由于塔康系统的工作频率较高，有较强的抗静电干扰能力，避免了在云中飞行易受静电干扰影响定向的问题，因此比仅装备无线电罗盘的自动定向导航系统可靠性更高，有利于提高在复杂气象条件下的飞行和作战能力。与无线电导航系统配合的 XS-6 信标接收机可以向飞行员提供飞机通过信标台上空时的声音或指示灯信号，使飞行员能够判定飞机离跑道端头的距离，加上配装的无线电高度表可以构成简易的盲目着陆引导系统。
米格-21 着陆时导航仪表状态
歼-7 飞机上的导航系统一直长期沿用传统的磁罗盘、无线电罗盘等设备，虽然这些导航设备也可以向飞行员提供飞机的航向和姿态参数，但其提供的这些参数信息量极少且精度较低，设备的体积大、维修性也差。随着歼-7 飞机机载武器的进步和雷达火控系统的发展以及航程的增大需要更可靠的位置精度数据，平显火控系统也要求得到更准确的飞机姿态精度以便进行火控解算。随着国内惯性导航系统技术的发展，捷联惯性组合导航系统也开始装备在歼-7IIIA 飞机上。捷联式惯性导航系统是利用加速度计测出飞机沿互相垂直的三个方向上的加速度，得出三个方向上的速度和位移，从而能连续得到飞机的准确空间位置，并与航姿态系统结合起来进行导航。国内研发的 583 捷联惯性/GNSS 组合导航系统首先在成都飞机工业公司的 142 号歼-7MG 飞机上进行了试改装。583 捷联惯性/GNSS 组合导航系统由捷联惯性参考部件、控制显示器、磁传感器、GNSS 天线、GNSS 接收机组成。具有较高的定位精度，该系统不仅可替代原歼-7 飞机上装备的陀螺航姿系统，还可以为飞机上其他系统提供更多的数字参数。
歼-7III 为了更好地满足拦截任务的需要，还装备了 481 型数据传输/导航系统，也是歼-7III 飞机增装的重要新系统。该系统与地面半自动防空指挥系统交联，地面指挥系统可以通过这种数据传输方式向歼-7III 飞机传输航向、高度、速度等相应指令(歼-7IIIA 还可以将指令显示在平视显示器上)并可转变为声音命令传送至飞行员的耳机内，实现指挥引导歼击机完成拦截空中目标的任务。同时其导航部分具有塔康导航系统的功能，还可以与地面导航台配合，为飞机自动提供方位角和距离，实现一定的近距导航功能。
电子战系统
歼-7 飞机安装的敌我识别器为 YD-3 型应答机，是根据苏制 СОД-57М 型应答机仿制的，是地面以及飞机之间用于判别敌我的主要装置。这是一种电子问答式敌我识别系统，主要由应答机、密码机、电源和天线等组件构成。应答机在地面引导雷达询问信号的作用下，会自动发回含有密码的回答信号，己方雷达接收到回答信号后，就可以判定被询间的飞机是己方的还是敌方的。如果没有回答信号或者回答信号的密码不对，则能判断被询问的飞机是敌方的。而当飞行员按下“识别”按钮时，可向地面雷达发出识别和高度信号，使地面指挥人员能够了解飞机的位置和高度，便于实施拦截或着陆引导。后来一些型号的歼-7 飞机改用了 605 甲型询问应答机，除了具有像 YD-3 型应答机那样的对敌我识别系统询问机的询问给以回答，使询问方能够判断载机是我方飞机的功能外。还可以作为询问机用，对载机发现的目标进行主动询问，根据接收到的应答信号以不同的标识显示出来，以此判断目标的敌我属性，必要时应答机还能发出呼救信号。
930 机尾警戒器(也称护尾器)，是歼-7 飞机最基本的电子对抗设备，由接收天线、接收机、控制盒、指示器、电缆等构成，主要接收本机尾后部一定空域内敌方的雷达照射信号。当敌方尾随跟踪本机时，护尾器将被敌机雷达照到，于是其就可以向飞行员发出告警信息。一方面用灯光来显示敌机所在的方位，另一方面在飞行员的耳机里边能够听到一个急促的蛙鸣声，这样飞行员就可以知道自己已经被敌机发现或瞄准，进而采取机动规避措施。随着空空导弹可以实现全向攻击后，这种护尾器已经被全向雷达告警器所取代。一些歼-7 飞机配装了全向雷达告警器，不但可以对本机尾后部的威胁进行警戒，而且能够对其他任何方位接收到的 2 或 3 厘米波段的敌方雷达信号进行告警。指示灯和音响告警信号可以随敌方雷达的搜索或跟踪状态的变化而变化，使飞行员更容易判断所受威胁的程度。并且还能够通过驾驶舱内的控制器人工或自动地投放干扰箔条或红外干扰弹，自卫能力更为完善。为了防止本机的雷达、敌我识别器、数据传输/导航系统等发射无线电波的装置对告警器接收天线产生干扰造成告警器报虚警，在这些设备工作时通过电路对告警器进行闭锁，使之暂时停止工作一小段时间，提高了其工作的可靠性。
为了提高飞机的战场生存能力，从歼-7H 型飞机开始安装 941 系列箔条/红外干扰弹综合投放器，作为飞机电子对抗系统的重要组成部分。这是一种无源干扰方式，用于对敌机雷达实施电子干扰和对来袭的红外制导导弹进行引诱。箔条干扰弹里的箔条是镀铝(或镀锌)的尼龙丝或玻璃纤维丝，包装成束或包。箔条长度通常约为被干扰雷达波长的一半，投放后产生反射面很大的干扰云团，能对雷达发射的电磁波谐振产生强烈反射，在敌机雷达显示器荧光屏上形成强杂波以干扰雷达正常工作，增加其捕捉目标的难度。箔条干扰技术在第二次世界大战期间就已经广泛应用，是一种廉价、有效和容易实施的电子对抗技术，因此在现代战场环境中仍然被大量使用，只是箔条的技术水平和投放方式都有了长足的发展。而针对红外制导导弹的威胁，机载红外干扰弹则是较为有效的红外对抗手段，被发射点燃后能形成一种比飞机本身的红外辐射强度还要大的红外假目标，用以引偏跟踪的红外制导导弹并使其脱靶，从而起到保护载机安全的作用。红外干扰弹辐射的强红外辐射能量是由烟火反应提供的，最常用的烟火成份是由粉末状的镁粉和聚四氟乙烯树脂组成，并由合成橡胶化合物或其它聚合物将其固化在一起形成固体颗粒。具有高的能量辐射效率、良好的贮存期和较低的价格。发射器要使红外干扰弹抛出时具有一定的速度和高度，以免干扰弹抛出后在飞机后面快速下落而被识别。但这种干扰弹对于目前出现的成像式红外制导导弹来说，其诱骗能力不够。箔条/红外干扰弹综合投放器是专门投放干扰弹的装置，可以由雷达告警信号自动控制实施干扰，也可单独手动实施干扰。
注意这架歼-7II 的腹鳍上加装了箔条红外干扰弹投放器
歼七传(三)技术特点：火控系统
雷达/雷达测距器
绝大部分歼-7 飞机是一种昼间型歼击机，没有装备全功能的火控雷达，只安装了雷达测距器，用以搜索发现机头前方一定范围内的敌机目标。其天线安装在进气道中央的调节锥内，因此调节锥为玻璃钢蜂窝夹层结构，以便能够透过无线电波。雷达测距器实际上就是一种半雷达，在探测空中目标时只具备距离测量而没有方位测量的功能。对目标的搜索和跟踪基本要全靠飞行员利用光学瞄准具来进行，因此只能供白天使用而难以在夜间或能见度不好的情况下使用，不具备全天候作战的能力。尽管雷达测距器的功能有限，但其结构简单、体积小、重量轻、耗电低、价格便宜，天线直径较小而方便安装，因此在五十年代小型战斗机上使用的较多。雷达测距器由固定式天线、小功率发射机、单通道接收机、测距测速电路及电源等组成，不配备显示器，只用指示灯和电表之类进行状态显示。歼-7、歼-7I 型飞机配装的是 222 型雷达测距器，是仿制苏联 СРД-5МК 雷达测距器而成的，最大测距距离为 5~7 公里。雷达测距器有两种工作状态，在机炮射击状态下雷达测距器发射波的波瓣较宽，探测距离较近。在导弹发射状态下雷达测距器发射波的波瓣较窄，探测距离较远。在雷达测距器截获目标后，安装在座舱里的距离表指示出与目标的距离，在目标接近到导弹允许发射距离时“允许发射”指示灯亮来提示飞行员发射导弹，而当目标接近到导弹最小发射距离时“退出”指示灯亮来提示飞行员终止发射并脱离。用雷达测距器的雷达测距代替光学瞄准具的光学测距在当时是个较大的技术进步，使得歼-7 飞行员不必像歼-6 飞行员那样需要装定目标机的翼展，通过外基线光学测距方式获得目标的距离。雷达测距能够获得比光学外基线测距方式精度更高的目标距离和距离变化率，从而提高了射击瞄准的准确性。
歼-7M 型飞机采用了从英国引进的“空中巡逻兵”7M 型雷达测距器，该雷达测距器采用复合固定天线、两种波束宽度以及频率捷变等较先进技术，能适应使用不同武器的需要，使其在机炮射击与发射导弹和火箭弹时的性能都较好，同时也具有较好的抗干扰能力。机炮射击和发射火箭弹时采用的波束宽度为 18 度，作用距离 300~3,000 米。导弹发射时采用的波束宽度为 6 度，作用距离为 450~19,500 米。无论在作用距离、抗干扰能力、工作可靠性还是使用维护等性能方面都比歼-7 安装的 222 型以及歼-7II 安装的 226 型雷达测距器大为提高，而重量和体积则降低了。
雷达测距器由于不具备在夜间和复杂气象条件下的作战能力，因此全天候型的歼-7III 配装了 JL-7 型雷达。与简陋的雷达测距器不同，JL-7 是一种 2 厘米波段单脉冲体制的全雷达，既可以进行距离测量也可以进行方位测量并可以实现对目标的跟踪，同时还具备空对地测距能力，大大增强了飞行员发现空中目标的能力。JL-7 型雷达是由雷华电子技术研究所(607 所)于 1980 年开始在 317 甲型雷达的基础上研制的，针对歼-7III 飞机的具体要求，317 甲型雷达大约有 60% 的电路进行了改动或重新设计。雷达的空空工作方式包括搜索显示、人工截获目标、配合敌我识别，光学瞄准或平视仪瞄准，尾追攻击目标等。空地工作方式包括测定目标斜距，配合光学瞄准攻击地面目标，雷达具有五种抗干扰措施，抗干扰能力较强。空中目标探测距离大于 30 公里，方位角范围 ±45 度，跟踪距离大于 15 公里。为便于维护修理，检查和隔离雷达故障，雷达具有可与外场检查仪联接的自检系统，各部分与电缆均可快速拆卸。雷达在飞机上采用了集中安装、集中减震的形式，天线头部与飞机之间的安装采用软连接。雷达的电路采用集成电路，结构较为轻巧，整个体积比较紧凑，重量为 115 公斤，平均故障间隔时间约 50 小时。由于飞机的进气道中心锥内部空间的限制，不能靠增大天线面积的方法来增加天线增益，因此为了提高对目标的探测距离，JL-7 雷达采用的是提高发射机重复频率、增加视频积累和降低接收机噪声系数的方法，这样在技术上更容易实现一些。雷达由 18 个组合组成，分为三个大单元安装在飞机的进气道中心锥、雷达舱和座舱内。天线头部电子部分包括天线、自动频率调节器、接收机、发射机以及电源等六个组合，其中长轴为 0.38 米，短轴为 0.27 米的椭圆抛物面天线的方位与俯仰两轴由交流电机驱动，可以保证搜索空域稳定。发射机为高效同轴磁控管及两级直流脉冲调制器产生微波功率，具有过流过热保护电路。接收机是典型的三通道单脉冲接收机，由自动频率控制器保证混频。雷达舱电子部分包括电子控制放大器、测距器、陀螺变换器、滑窗检测器和交直流低压电源等八个组合件，其中电子控制放大器产生天线搜索信号，在陀螺信号控制下稳定搜索空域，驱动天线对目标进行角度跟踪。测距器负责对空中目标和地面目标的回波自动跟踪并输出距离数据，采用自动变量程、边带宽的电子式测距器，具有近地警告和抗消极干扰电路。数字自适应第一门限滑窗检测器，可使雷达识别系数有所改善。座舱电子部分包括显示器、控制盒等四个组合。示波形产生器和显示器产生显示所需波形并在具有高亮度、可变余辉的直观存储管上显示，实现了雷达画面的综合显示。JL-7 雷达全机有近 5,000 个电子器件，为了提高雷达的可靠性，采用了各种形式的保护电路和自检、告警电路，印刷板刷防潮漆、筛选质量较好的元器件并降低载荷使用、加强制造过程的控制等措施。JL-7 雷达是当时国内较为先进的小型机载雷达，性能超过了米格-21МФ 飞机所配装的 РП-21МА 雷达。该系列雷达交付使用后暴露的主要问题是可靠性差，自频调和微波前端部分故障较多，加之这两个部位维修困难，空军曾将该雷达可靠性差问题列为需要限期整改的项目。后经雷华电子技术研究所在不改变雷达接口关系、结构尺寸和装机位置的情况下，改用微带固体前端组件、更换没有机械调谐的固体振荡器代替速调管振荡器等措施，使 JL-7 系列雷达的可靠性有了明显的改善，同时还提高了雷达的作用距离和改善了可维护性。
歼-7G 型飞机换装了以色列的 EL/M-2001 脉冲多普勒雷达的国产型，这是一种功能比较简单的小型雷达，最大探测距离为 30 公里，搜索和跟踪范围达 ±30 度，能够在全天候、全高度条件下对空中目标进行搜索跟踪。整个雷达由发射机、接收机、电源、高频激励器、收发分机、伺服装置等六个外场可更换的全固态化单元，以及波束指向装置、齿轮箱、高频头、行波管等四个不能外场更换的单元共同组成，十个单元均安装在主机架上。目标数据传输到平视显示器和机载火控计算机，而空中目标的检测由飞行员肉眼进行，雷达对平视显示器上能见到的任何目标可进行截获及跟踪。如有不止一个目标存在时，可按飞行员所选择的目标进行跟踪。由于雷达采用脉冲多普勒体制(即 PD 雷达)，因此雷达下视工作时可以避免受到地杂波的影响，适用于超低空空战。雷达提高了火炮和导弹的发射精度，用于导弹时可确定目标是否位于导弹的有效射程内，机炮瞄准则是靠平视显示器或头盔瞄准具来完成的，此外还可以提高对地攻击测距的精度。雷达具有自测和机内检测能力，可独立检测整个功能的 90% 以上，更换外场可更换组件时无需对雷达进行校准。
瞄准具/平显火控系统
飞机的火控系统包括瞄准具、照相枪等组成，歼-7 飞机装备的是射瞄-3 甲型瞄准具，由西北光学仪器厂在苏制 АП-5Н 瞄准具的基础上仿制的。这是一种自动计算射击前置量的光学陀螺计算瞄准具，通过测量目标距离和距离变化率以及目标相对本机的角速度、高度、空速和姿态，对连续变化的射击参数自动解算，为飞行员获得准确射击所必须的前置量，并在瞄准具头部的玻璃上显示出带有前置修正量的活动瞄准光环。由飞行员操纵飞机和转动油门把手进行光学测距，完成瞄准光环对目标的跟踪，直到瞄准光环完全稳定套住目标并跟踪一小段时间后就可以开火射击。这种光学陀螺射击瞄准具的结构简单紧凑、使用方便，减轻了飞行员射击时的计算负担，适用于白昼或夜间对目标照明情况下的瞄准，准确性较高。还可与 222 型雷达测距器相交联，能够获得比光学外基线测距方式精度更高的敌我距离和距离变化率，从而提高了射击瞄准的准确性。对地轰炸时，瞄准具仅仅作为一个简单的视准式瞄准具使用。瞄准具具有多种工作状态，工作状态和武器类型的选择是通过光学显示器控制板上的转换开关来进行的。之后的歼-7II 飞机采用了改进的射瞄-7 甲型瞄准具，增加了快速射击瞄准和对低速目标的锁定状态，扩大了瞄准具的工作范围和功能。歼-7III 全天候型飞机配装的是射瞄-8 甲型瞄准具，具有稳环时间短、精度高、光环反应快等优点。由光学显示器、速率陀螺组件、模拟计算机、伺服放大器、静压全压传感器等五个部件组成，是国内首次采用速率陀螺替代计算陀螺作为歼击机瞄准具的测量装置，进一步提高了射击的精度。为了与 JL-7 型雷达交联，射瞄-8 甲瞄准具的雷达接口线路和武器弹道参数进行了更改，能够全天候进行作战。配合歼-7III 型飞机的照明体制，瞄准具的控制面板也采用了红光照明。
随着歼击机的作战性能的不断改进，其作战任务也更加复杂，因此对座舱信息的显示提出了更高的要求。而电子与光学技术的发展，也为这种要求的实现提供了可能。平显火控系统开始取代传统的瞄准具及相关飞行数据仪表，成为歼击机火控系统的标准配备。平视显示器的采用极大的改变了飞行员以往的飞行和作战模式，在此前的飞机传统座舱内，飞行员在整个飞行过程既需要随时观察飞机座舱外的情况，又要不时低头看座舱内仪表板上所显示的飞行数据、各功能系统工作情况，这样舱内舱外来回扫视仪表板和搜索目标不可避免地造成飞行员注意力的分散，而这种注意力的分散往往是造成飞行事故的一个重要原因。平视显示器将所需的飞行高度、速度、升降速度、姿态、航向等飞行数据都叠加显示在风挡外部背景之上，飞行员通过平视显示器既能看到所显示的图形和字符，又能看到舱外景物，这样就减少飞行员视线的移动范围，提高判读效率，克服了过去在飞行中飞行员低头看仪表显示，再抬头看座舱外面造成视觉中断的这个严重缺点。使飞行员能够将更多的注意力放在对舱外环境的判断上，这对起飞着陆以及低空飞行的安全性具有重大意义。而在作战环境中，平显火控系统代替传统的光学瞄准具，可以在瞄准的同时又能够观察到飞机的相关飞行信息，有利于飞行员更好地把握飞机的飞行状态及外部空战环境，提高了作战效率，比陀螺光学瞄准具要具有大得多的优越性。平显火控系统不但可以灵活使用传统的各种火力控制方式，还可增加连续计算命中线状态这种特定的实时瞄准方式以及导弹发射条件判定等新功能。这就改变了原来的射击瞄准具的局限性，拥有了综合多种武器的能力。传统的光学瞄准具为了简化计算都假设目标在空中作匀速直线运动，这自然与实际空战情祝下敌机的飞行状态不完全符合，因而不可避免地会带来一定的射击误差。再就是由于瞄准具受结构的限制，能构成的最大射击提前角有一定的数值，这就在一定程度上限制了武器的攻击范围，使飞行员难于进行瞄准射击。同样在瞄准过程中光环需要稳定地套在目标上一段时间后才能开火射击，这往往也会在瞬息万变的空战中贻误战机，甚至陷入被动的境地。而加装平显火控系统以后就可以克服上述的不足。如在平显的连续计算命中线状态中，可以根据载机的大气数据、运动姿态和机炮弹道性能，将发射出去的弹丸位置连续计算出来，形成一条轨迹线，这条被称为“热线”的轨迹线通过平视显示器的平板玻璃显示给飞行员。瞄准射击时飞行员只需要操纵飞机使目标与“热线”上的“特征点”重合时即可开火射击，目标就能够被击中。这种瞄准方法不需要对目标运动做出假设，也不需要保持“稳环时间”，因而瞄准过程更加简便，瞄准射击效果更好，可使机炮命中率提高数倍以上。此外，平视显示器同时还可以显示导弹武器的发射瞄准状态的最大、最小距离指示以其其他发射参数信息，使飞行员能更好的判断和把握空空导弹的发射时机，并在整个飞行包线内都可提供精确的武器瞄准，这种瞄准精度的提高也使得对目标摧毁所需武器的数量随之大为减少。
歼-7IIA 型飞机是第一种配装平显火控系统的歼-7 飞机，其所配装的引进自英国的 956 型平视显示器除显示空对空连续计算命中线状态外，通过控制面板上的转换开关还可显示包括导航工作状态、进场/着陆状态、空对空提前角计算状态、空对地连续计算弹着点状态、空对空导弹工作状态以及备用瞄准具状态等六种不同的状态画面，精度高、使用维护方便。由于综合化程度高，使座舱的安排更加紧凑简明。平显主要由电子部件和显示器两大部件组成，电子部件中有输入接口电路、中央处理机和字符发生器三部分，实际相当于一台小型机载火控计算机，从其他电子设备和传感器传送来的.各种所需的数字量、模拟量、离散量等原始信息经输入接口电路进入系统，经中央处理机处理加工后，选择出要显示的字符，并计算出其位置和数值。显示器包括一个小口径阴极射线显像管和一套折射式光学系统。中央处理机中有一个容量为 16K 的程序存贮器来存贮飞行作战软件，对输入信息量进行计算处理，以确定在 CRT 上显示字符的形状、大小和位置，同时还包括有在各种攻击状态下武器瞄准计算的计算程序。为了充分发挥平显的功能，适应多种飞行和作战用途的需要，设计人员可以对飞行作战软件进行改进和扩充。只需从电子部件中取出程序存贮器，这种可擦写存贮器能够用紫外线照射来抹去原有内容，改写入新的程序内容即可。安装了平显后的歼-7IIA 飞机无论在火控系统的先进性方面还是在飞机飞行安全性方面，都比歼-7II 飞机大为提高。武器瞄准更为精确、武器投放过程更加简便，特别是对于歼-7 这种具有较好的飞行性能以及一定武器携带能力的老式飞机而言，平显火控系统的加装是以较低成本换取作战效能大幅提高的较好手段，因此之后的歼-7E 等型号将平显火控系统作为了标准设备来配备。但当中国的飞行员刚开始跨入装备有平显的座舱时并不适应，许多第一次接触平显的飞行员仍习惯于按照传统的仪表指示刻度而不是平显的矢量符号来获取飞行状态信息，不少飞行员甚至觉得平显的字符对观察舱外有影响，宁愿关掉平显仍按仪表指示来保持飞行状态。这也暴露出部队长期在技术水平落后装备的训练状态下，对先进装备技术产生的不信任以及对新技术战术方法的抵触心理，这在很大程度制约了新飞机效能的发挥。仪表飞行时飞行员关注的是飞机的速度、高度、航向等具体参数，而平显飞行时飞行员则更关注的是飞机的姿态、运动趋势以及各系统的状态。因此对当时空军传统的训练体制和训练模式都提出了新的挑战。此外平显火控系统在国内也是首次批量生产，自装备歼-7E 飞机以来，平显火控系统暴露出来的故障也比较多，可靠性较低。其中平显故障的原因主要是设备的质量问题，尤其在夏季炎热的气候下故障发生的最为集中。
无论是是瞄准具还是平显，其视场都有很大的限制，而头盔瞄准/显示系统的出现较好地解决了这个问题。歼-7G 飞机配装的头盔瞄准/显示系统在飞行员转动头部的同时即可完成对目标的跟踪瞄准，经由计算机处理后就能够得到跟踪的瞄准线，连续地输出目标相对于载机的方位、俯仰角，传输给导弹导引头使其同步离轴并使位标器的轴线对准目标，一旦判明敌机已落入攻击区便可立即开火，实现了“看到哪里就打哪里”。早期的霹雳-2 近距空空导弹采用定轴瞄准发射，这就需要飞行员操纵飞机去精确瞄准与捕获目标。而歼-7G 飞机挂载的霹雳-8 等导弹具有大的离轴发射能力，因此头盔瞄准/显示系统能够更好地控制大离轴格斗导弹的导引头离轴捕获目标。头盔瞄准/显示系统由头盔、瞄准显示装置、头部位置探测器和计算机等组成。飞行员通过瞄准显示装置既可以看到目标，同时又可以看到瞄准标志和其他火控信息。头部位置探测器则测量飞行员头部的位置和转动角速度，获得目标相对本机的方位角、俯仰角及角速度等相应信息。计算机除完成头部位置测量计算外，还可以根据目标相对载机的参数产生控制指令，控制机载雷达和导弹导引头迅速截获目标。尽管了头盔瞄准/显示系统本身的视场并不是很大，但可以随着飞行员的头部灵活地转动，在大范围内搜索跟踪目标，远比直接操纵飞机跟踪目标要方便得多，因此它可以加快目标的跟踪瞄准过程。当然现在的头盔瞄准/显示系统还存在不少缺点，并不能完全代替座舱内固定安装的平视显示器。显示信息量比平显要少得多，长时间不如看平视显示器舒适。加之由于安装在头盔上，附加的重量增加了飞行员头部的负担。更为关键的是头盔瞄准/显示系统是安装在头部这个活动环节上的，远不如平视显示器那样刚性固定安装在飞机上好，受到飞机及飞行员在振动环境中的影响将会损失较多的瞄准精度。
照相枪也是火控系统的一个组成部分，歼-7 飞机安装的也是西北光学仪器厂生产的 7 型照相枪，是一种记录射击效果的小型照相机。能够拍摄机炮、火箭弹武器射击范围内的目标和瞄准攻击画面以及导弹发射状态下的瞄准攻击画面，通过对胶卷的判读来检查和评价实战或训练中飞行员瞄准射击的准确性和实际战果，同时也可以了解飞机的操纵情况。照相枪快门与射击按钮联动，可以将连续拍摄下来的画面存储到 16 毫米胶卷上，与 3 型延时机构交联使用，可使照相枪在飞行员松开射击按钮停止射击后，在装定的一段延时内仍继续拍照，有利于对目标的毁伤状况进行确认，而在训练中也可单独使用照相枪进行模拟射击。
歼七传(三)技术特点：军械系统
军械系统
歼-7 飞机配装有航空机炮、空空导弹、空空火箭弹等多种武器。歼-7 飞机安装的是口径为 30 毫米的 30-1 型机炮，是西安昆仑机械厂(847 厂，现在的西安昆仑工业公司)仿制苏联 НР-30 型管退式单管航空机炮，其采用后坐力加燃气复进，靠射击时产生的火药燃气压力带动各活动部件自动完成全部射击循环。机炮由炮管、进弹机、冷气装弹机构、炮箱、机心、电发火机和总装零件共 6 种部件、163 种零件组成，结构简单，装拆方便。全长 2.15 米，宽 0.18 米，高 0.186 米，重量 66 公斤。采用电操纵射击，射击初速为 780 米/秒，射速 900 发/分钟，寿命为 2,000 发。机炮供弹方式为弹链弹带供弹，装弹方式为气压装弹，弹药类型一般为杀伤爆破燃烧弹。由于机炮后坐力较大使炮体在连续射击时前后窜动剧烈，使得进弹系统与输弹导接口处对准性差，从而降低了进弹系统工作的可靠性。且由于采用管退式工作原理，基本构件和运动件的质量占全炮质量的比例较大，加上运动件的速度高，所以炮体零件所受的撞击力较大而容易破坏。为此在使用上只能采用增加零备件的方法来弥补。由于采用瓦斯筒结构，射击后清除瓦斯筒内的火药残渣较麻烦，维护比较困难。
随着空战对航空机炮射击精确性的要求进一步提高，30-1 型机炮的射速已经难以满足的要求，因此歼-7III 飞机换装了射速更高的 23-3 型机炮，该机炮同时也装备歼-8I、歼-8II 等型飞机。23-3 型机炮是西安昆仑机械厂参照苏制 ГШ-23 机炮研制的一种气退、滑动机心式双管航空机炮，其结构和工作原理与 30-1 型机炮不同，是利用炮管引出的火药燃气压力，带动各活动部件的后退与复进，自动完成两根炮管的全部射击循环。机炮由炮管、电发火机、缓冲器和进弹机这四个组件组成，并列两根炮管，各配有一套互相联动的滑板闭锁机构，而全炮的其它机构则共用一套，整个机炮活动部件质量小，体积紧凑。当第一根炮管射击后，从该炮管引出的燃气进入第二根炮管的燃气筒内推动第一根炮管的滑板闭锁机构后退。与此同时，进入第二根炮管燃气筒的燃气，推动本身炮管内的滑板闭锁机构复进。两根炮管的滑板闭锁机构通过联动机构协调后退和复进运动，共用一个进弹机给两根炮管的各自机心供弹，左、右炮管连续不断地交替射击。机炮采用火药燃气弹进行装弹和再次装弹，机炮的燃气弹室可每次装填三发燃气弹。采用火药充弹改变了国产机炮长期沿用的冷气充弹方法，因而使结构大为简化。不再需要提供气瓶、管道等设备，简化了系统并减轻了飞机的载荷。由于每个滑板闭锁机构的后退与复进都是在火药燃气的作用下完成的，这使复进的运动时间与后退的运动时间一样短，因此每个炮管的射速比同口径的单管机炮相比也高得多，故双管的整体射速达到 3,000~3,400 发/分钟，远远高于同口径的 23-1 型单管机炮(23-1 型机炮的射速仅 850 发/分钟)，双管炮的射速虽然比同口径的单管航炮成倍地提高，但是体积和质量增大不多，重量只有 50.5 公斤(不带炮口消焰器)。因此综合性能较好，威力与同口径的多管旋转式机炮接近，且比多管旋转式机炮在飞机上布置更为简便容易。
机炮的供弹导链系统是环状闭合式的，由输弹导管、弹链导向器、装弹导槽、环形导轨等四部分组成，环形导轨安装在座舱后面的油箱槽上。歼-7 飞机备弹 60 发，歼-7I、歼-7II 飞机备弹 120 发，歼-7III 则备弹 200 发，弹药类型一般为杀伤爆破弹或穿甲燃烧弹。
歼-7 飞机是国产歼击机机载武器由以机炮为主转变到以导弹为主的转折机型，从歼-7 到歼-7I、歼-7II，机炮由一门增加到两门，而到歼-7E、歼-7G 又减少到一门。而空空导弹则从两枚增加到最多可挂四枚，从只能尾追定轴发射提高到全向离轴发射。
歼-7 飞机最先使用的霹雳-2 导弹是西安东方机械厂(844 厂，现在的西安东方机电集团公司)在苏联的 К-13 型空空导弹基础上仿制并改进而成的，后来株洲发动机厂也进行了生产。采用鸭式气动外形布局和模块化舱段结构，由导引头舱、舵机舱、战斗部舱、光学引信舱和发动机舱共五部分组成。两对三角形舵面位于舵机舱所在的圆柱形弹体外侧，两对后掠梯形弹翼位于发动机舱所在的圆柱形弹体尾部，两组弹翼均呈十字形配置。导引头采用硫化铅红外探测器，固体火箭发动机由铝合金制成。霹雳-2 导弹的弹长 2.84 米，弹径 0.127 米，翼展 0.609 米，弹重75.3公斤，最大射程 7.6 公里，最小射程 1.5 公里，最大速度 M2.5，最大过载 11g，战斗部重 11.4 公斤，有效杀伤半径 10~11 米，可以在昼间简单气象条件下对敌机后半球进行攻击。由于霹雳-2 导弹受当时技术水平的限制，导弹本身的机动性、抗阳光以及其他干扰的能力也比较差，并且只能从尾后攻击敌方飞机，难以适应现代空战环境的要求。为了提高导弹的性能，中国空空导弹研究院(612 所，现在的洛阳光电技术发展中心)从 1964 年 10 月开始对霹雳-2 导弹进行改进研制，代号为霹雳-2-15，增大了导弹的弹翼和舵面面积、提高了红外导引头的接收灵敏度、减轻弹体重量以及减小了近炸引信延时时间等。之后又改进出霹雳-2 乙型，增大了红外导引头的探测距离，提高了抗太阳及天空背景辐射干扰的能力，调整了光学引信的灵敏度并提高引信工作可靠性。1981 年 10 月定型投入批量生产，成为八十年代歼-7II 型飞机的主要导弹武器装备。
机翼下的霹雳-2 导弹
八十年代国内另外一种被歼-7 飞机广泛使用的红外制导空空导弹是霹雳-5 乙型，该导弹是空空导弹研究院参照缴获的美制 AIM-9D 空空导弹残骸进行设计的，采用鸭式气动布局，由控制舱、战斗部舱、引信舱、发动机舱等四个独立的舱段以及翼面组成。弹长 2.892 米，弹径 0.127 米，翼展 0.657 米，弹重 84.6 公斤,最大射程 16 公里，最小射程 1.3 公里，最大速度 M2.2，最大过载 30g。导弹前端为钝头光学整流罩，内装红外导引头，导引头是采用压缩空气致冷的硫化铅，灵敏度较霹雳-2 的导引头更高，具有抗背景辐射干扰的能力，对太阳的盲区也减小了。战斗部采用高爆炸药，有杀伤破片型和连续杆型两种，前者配用红外近炸引信，后者配用无线电近炸引信。这两种类型的战斗部及其近炸引信可以互换使用，战斗部总质量为 11.5 公斤，有效杀伤半径为 10 米。红外近炸引信的抗干扰能力强，起爆可靠性高。动力装置采用一台固体火箭发动机，圆柱形弹体由合金钢管制成。双后掠鸭式舵面在弹体前端，带陀螺舵的梯形弹翼在弹体尾部，前后串列配置在两个互相垂直的平面上。霹雳-5 乙型导弹于 1986 年 9 月设计定型并在汉中南峰机械厂(202 厂)投入批生产，进入中国空、海军装备歼-7，歼-8 系列飞机。
霹雳-5 乙
由于霹雳-2 乙及霹雳-5 乙导弹的导引头灵敏度低，抗环境干扰能力差，导引头的探测角度不超过 3.5 度。由于探测角度非常狭窄，瞄准发射范围较小，这就要求飞机在导弹发射前必须精确地对准目标，只能进行定轴发射，这在实际空战中往往难以做到，已难以满足现代空战的需要。八十年代随着与西方国家的关系改善，中国也得以接触到西方先进空空导弹的技术。霹雳-7 导弹是株洲南方航空动力机械公司依照法国马特拉公司的 R550“魔术”近距格斗空空导弹仿制的，用以满足新一代歼击机的作战使用要求，具有自动搜索截获、大机动过载和离轴发射以及较高的毁伤目标能力。导弹弹长 2.75 米，弹径 0.157 米，翼展 0.66 米，弹重 90 公斤，最大射程 14 公里，最小射程 0.5 公里，最大速度 M2，最大过载 35g。导弹采用低阻大过载双鸭式气动外形布局，四片固定式切梢三角形前翼位于导弹头部，其后为四片活动式前段梯形、后段三角形组成的舵面，四片后掠梯形弹翼位于导弹尾部，弹翼固定在一个能绕弹体纵轴旋转的套筒上，发射后能自由转动使导弹横滚稳定。各翼面和舵面呈十字形布置并位于同一平面，导弹的俯仰和偏航由两对舵面偏转进行控制，横滚由俯仰舵面差动偏转进行控制，横滚稳定由弹翼旋转保证。鸭式舵面位于导弹重心之前，同装在尾部的大面积弹翼相配合，可减少舵面偏转的响应时间，增大舵面产生的气流分离相适应的最大平衡攻角，提高了导弹的机动性，从而获得近距大过载发射和格斗能力。该弹在结构上分为由卡箍相连接的前、后两个舱段，而不是像霹雳-2 或霹雳-5 那样按导弹各部件分为多个舱段，这样以利于使用维护。前舱段又称为制导控制舱或电子舱，内装导引头、电子组件、伺服机构、电池、自动驾驶仪和红外近炸引信等，后舱段内则装战斗部和固体火箭发动机。红外导引头采用氮气致冷的锑化铟红外探测器，灵敏度更高，最大跟踪偏转角 ±30 度。战斗部总重 12 公斤，采用红外近炸引信，有效杀伤半径 10 米。1987 年通过鉴定投入批生产，主要装备在歼-7M 系列飞机上出口。
霹雳-7 导弹前半部
为了进一步增强国内歼-7 飞机近距空战的能力，八十年代初中国还引进了以色列拉斐尔公司格斗性能较好的“怪蛇”-3 空空导弹的技术，并仿制出霹雳-8 型导弹，在株洲南方航空动力机械公司进行生产，装备歼-7H、歼-7E 等型及歼-8II 系列飞机使用。导弹的弹长 2.99 米，弹径 0.16 米，翼展 0.86 米，弹重 120 公斤，最大射程 15 公里，最小射程 0.5 公里，最大速度 M3，最大过载 40g。采用鸭式气动外形布局，弹体分为前、后两个舱段，前舱内装导引头位标器、电子组件、电池、氮气瓶和主动雷达近炸引信，后舱内装战斗部、保险执行机构和火箭发动机。导引头采用氮气致冷的锑化铟红外探测器，最大离轴发射角达到 20 度，电子组件采用固态小型化电路。战斗部重 11 公斤，杀伤半径 13 米。近炸引信的一对接收/发射天线安装在弹体外部两侧，根据导弹飞达目标的多普勒频率提供引爆信号，因此抗干扰能力较强。大后掠弹翼安装在弹体的中后部，每片弹翼后缘都带有一个在气动力作用下每分钟达到 10,000 转的横滚稳定陀螺舵。由于采用高灵敏度红外探测器导引头、主动雷达近炸引信和两级推力固体火箭发动机，使导弹的探测视场、制导精度、射程和射速均有较大提高，因而在总体性能上达到与美国“响尾蛇”AIM-9L 相同的第三代空空导弹水平。导弹可以定轴发射也可以离轴发射，不仅可以尾后攻击，而且具有全向攻击能力。
霹雳-8
霹雳-9 导弹主要配装于歼-7PG 等出口型飞机上，是一种具有大过载机动能力的格斗型空空导弹，可以配合头盔瞄准具进行瞄准和发射，可以满足新一代战斗机的作战使用要求。霹雳-9 是由洛阳光电技术发展中心和西安东方机电集团公司结合霹雳-5 和霹雳-8 技术的基础上研制的，1989 年投入批量生产。该弹的气动外形布局与霹雳-5 乙相似，小双三角形鸭式舵面位于导弹前部，大梯形固定式弹翼位于导弹尾部，四片弹翼后缘外侧各带一个用于横滚稳定的陀螺舵。结构则与霹雳-7 和霹雳-8 一样分为前、后两个舱段，以利于维护使用。弹长 2.99 米，弹径 0.16 米，翼展 0.810 米，弹重 123 公斤，最大射程 16 公里，最小射程 0.5 公里，最大速度 M3.5，最大过载 40g。该弹的性能水平优于霹雳-8 导弹，导引头采用液氮制冷的锑化铟红外探测器，具有更好的自动搜索截获目标能力、更大的机动过载和离轴发射能力。战斗部重 12 公斤，装有主动雷达近炸引信，采用多卜勒效应来引爆战斗部，具有较高的毁伤目标的能力。
霹雳-9
由于霹雳-8、霹雳-9 导弹的性能较好，但价格也比较高，因此在掌握了全向攻击格斗导弹的技术之后，中国还对自己生产的霹雳-5 导弹进行了相应的技术改进，以提高其性能并降低装备使用成本。霹雳-5E 除换用液氮制冷的锑化铟红外探测器，实现了全向攻击目标的能力外，还具有较好的抗干扰性能，同时采用了末段制导以提高制导精度，具有很好的离轴发射能力。该弹动力装置为无烟型推进型火箭发动机，降低了发射信号特征，同时减少了载机吞烟对发动机的影响。战斗部为破片式，采用激光近炸引信，较霹雳-5 乙所采用的红外近炸引信相比更能精确地控制爆炸点并且难以受到干扰。弹径 127 毫米，弹长 2.89 米，翼展 0.61 米，弹重 83 公斤，最大机动过载 40g，霹雳-5E 性能较好、价格低廉，被作为霹雳-5 乙的替代型号装备于各型歼-7 飞机上。
受限制于歼-7 的雷达、火控系统、载荷能力以及国内雷达制导导弹的研制技术水平，歼-7 仅挂载近距红外制导导弹而没有装备中距雷达制导导弹，不具备超视距攻击能力。导弹在使用过程中左弹或右弹能够按任何顺序的单发发射，在点火发射系统发生故障或其他紧急情况下能够应急发射或应急投放导弹发射架。飞行员发现目标后，按直接导引法操纵飞机使目标移动到瞄准具的固定光环内，这时目标位于导弹导引头的视场内。当目标热辐射的能量高于导引头的灵敏度时导引头即可捕获目标。当载机与目标的距离在允许攻击距离范围内且载机的横向过载不超过允许值时即可发射导弹。由于导弹发射时产生的废气有可能吸入进气道，因此飞机在发射导弹时应进行避烟机动动作，减轻废气对进气道口流场的干扰，防止发生吞烟而造成发动机不稳定工作甚至喘振停车。
歼-7 系列飞机的机翼下挂架除能挂载导弹和副油箱外，还可悬挂两组 57 毫米口径的 57-2 型空空火箭弹或 90 毫米口径的 90-1 型空地火箭弹发射器，57-2 型火箭弹用于对空攻击，由引信战斗部、固体火箭发动机和折叠式稳定尾翼装置组成，采用六翼片折叠式稳定尾翼装置，翼展 0.23 米。最大射程 5 公里，最大速度 510~610 米/秒，全弹长 0.805~0.818 米，全弹重 3.86~3.97 公斤，战斗部 1.38 公斤，有通用爆破、破甲、破甲杀伤、燃烧等多种战斗部，触发/近炸引信。火箭弹采用 HF-16 系列发射器进行发射，每个发射器可携带 12 枚火箭弹，可以选择 4 发连射或 12 发连射。90-1 型火箭弹则是用于对地攻击，结构与 57 毫米口径火箭弹类似，但采用四翼片折叠式稳定尾翼装置，翼展 0.34 米。动力装置为四喷管固体火箭发动机，最大射程 7 公里，最大速度 500~600 米/秒，全弹长 1.257~1.267 米，全弹重 14.6~17.1 公斤，战斗部 4.8~5.6 公斤，触发/近炸引信，采用 HF-7 系列发射器进行发射，每个发射器可携带 7 枚火箭弹，可以选择 2 发连射或 7 发连射。
除了采用空地火箭弹外，歼-7 飞机还能够挂载多种航空炸弹用于对地攻击。特别是多用途功能增强的歼-7III 型飞机可以挂载 8 枚 100-2 型或 4 枚 250-2 型或 2 枚 500-2 型航空爆破弹，该系列炸弹是在前苏联 ФАБ-М54 系列爆破炸弹基础上改进研制的，属于高阻爆破炸弹。全弹由圆柱形弹体、双圆筒式尾翼装置、头部/尾部传爆管、双弹耳和相应装填系数的 TNT 装药等组成，弹体由弹头、弹身、尾锥体、弹道环组成。弹道环焊在弹头外部，专门用来改善炸弹下落时的稳定性。但由于高阻航空炸弹不适用于歼-7 这种高速作战飞机，挂载后阻力较大，影响飞机的飞行速度、航程以及机动性，也不适用于低空或超低空轰炸，因此后来又研制出阻力系数小、外形呈流线型的低阻爆破炸弹，适合高速的战斗机和攻击机携带。由于飞机的载弹量非常有限，最大外挂载荷只有 1,960 公斤，因此歼-7III 型飞机的对地攻击能力并不理想。
歼七传(三)技术特点：发展回顾与中苏改进的比较
发展回顾与中苏改进的比较
回溯中国歼-7 飞机的发展历程，我们可以将 1961 年到现在的四十多年的时间分为五个发展阶段：第一个阶段是六十年代，这一阶段中国考虑的问题是如何将米格-21 仿制出来。在航空工业技术水平方面中国与苏联差距甚远，以中国航空工业当时的现实状况仿制比米格-21 技术要求更低的米格-19 飞机都问题重重，前后花了五年多的时间才算仿制过关，在失去苏联专家的指导后对于米格-21 则更难以下手。因此在引进米格-21 以后的最初三年里，中国的航空工业技术人员只能先对米格-21 进行技术摸透，熟悉该机的特点以保证后来的仿制过程能少走弯路。通过技术摸透和仿制试验，基本掌握了该机设计原理以及一系列的关键生产技术，当然这时所说的“摸透”离真正掌握该机的技术尚有一定的差距。歼-7 机的引进和仿制成功，在当时极大地促进了中国航空技术的进步，同时在仿制的基础上得以获得一些先进战斗机的设计思想和技术，为自行研制性能更好的歼-8 飞机奠定了基础。然而在好不容易“依葫芦画瓢”式的试制出来后，以当时的技术力量仍然没有能力对米格-21 存在的一些严重不适应国内实际情况的缺陷进行改造，造成歼-7 飞机后来长期存在隐患，无法发挥其应有的作用。
第二个阶段是七十年代，这一阶段主要对米格-21 飞机存在的设计缺陷和不符合中国国情的向题进行修正。改进的重点放在使米格-21 飞机适应国内使用方式以及提高维护可靠性等方面上。通过歼-7I 和歼-7II 的改进，比当初引进的米格-21 有了明显的改观，特别是在安全救生方面有了很大的提高，近战火力得到了加强，低空性能有所改善，使之具备了基本满足空军作战使用的要求，但对飞机的性能和作战效能并没有产生什么明显提升。但由于受当时国内文革的影响，歼-7 生产一直处于混乱状态，生产数量少而且质量差，无法装备部队使用。对歼-7 的技术改进方案也经过了多次反复，一直徘徊不前，耽搁了宝贵的时间。直到 1979 年歼-7II 设计定型转入小批生产才基本完成了对米格-21 飞机提高使用维护可靠性等方面的改进，初步实现了战斗力。经过设计定型、生产定型等一系列的技术管理，使歼-7 飞机质量和产量大幅度上升。从 1982 年起又实现了成都与安顺两厂同时生产歼-7 飞机，从而能够为部队换装提供大量的新飞机。而此时国外航空技术突飞猛进，高性能的第三代战斗机纷纷研制成功并装备部队，在飞机性能、雷达电子技术以及武器装备方面将中国远远地抛在了后面。
第三个阶段是八十年代，这一阶段主要是针对歼-7 飞机的机载设备和武器落后的状况，通过引进西方先进电子设备和高性能的导弹来对飞机进行改造，大幅提高了飞机的综合作战效能，缩短国产歼击机与国外先进飞机的技术差距。歼-7M 从英国引进的平显等火控电子设备，这也是中国利用国外先进技术改造国产战斗机的首次尝试，使歼-7 成为国内首先实现平视显示的机种，从此这一先进的火控技术得以在国产歼击机上被广泛采用。之后又用两种国外先进的近距格斗导弹成功地改装了歼-7，使歼-7 电子设备技术水平和武器的性能提高到了一个新水平。并对后来提高整个国内机载设备和空空导弹的技术水平起到了重大作用。引进西方的技术使歼-7 飞机得以大批出口，成为中国军机出口的支柱产品，一方面为国家换回了大量的外汇，另一方面也加速了歼-7 飞机的技术进步和系列化发展的步伐。同时西方的先进技术也极大地扩展了中国航空技术人员的眼界，这对提高中国歼击机设计水平获益匪浅。在此期间还改进成功全天候型和教练型，实现了“一机多型”，满足了了国内的急需。
第四个阶段是九十年代，这一阶段主要是针对现代空战的特点，在前期的技术积累与实践的基础上对歼-7 飞机进行了大幅度改进，使之性能能够接近第三代战斗机的水平。利用八十年代预研的成果以及加大了的资金投入，在气动方面歼-7E 将原先的三角翼改为双三角翼，使之达到了二代机里的最好的机动飞行性能。全面更换了八十年代研制成功的新电子设备和具备大离轴角发射的空空导弹，使歼-7E 的空战能力有了质的飞跃，从而一定程度上填补了新研制的歼-10，歼-11 在完成换装并形成作战能力之前的空白。
第五个阶段是 2000 年以后，这一阶段主要是在以前所积累的技术成果基础上，使歼-7 飞机的作战效能得到进一步的提升。不但为国内提供了更好的装备，也为歼-7 出口其他一些处于换装期的国家提供了更有竞争力的机型。此外为了适应未来空战环境的变化，歼-7 也开始尝试增加超视距空战的能力，使之成为一种低成本、高效能的武器平台。
尽管中国和苏联都对米格-21 进行了大量的、长时间的改进，但两者的改进过程与思路却有着很大的不同，这也折射出两国对该机不同的定位以及本身的技术水平的差异。在米格-21 开始投产后不久，苏联空军认为今后敌方的轰炸机将很少会有机会在昼间良好气象条件下进行袭击，而主要轰炸攻击方式将改为在夜间和复杂气象条件下进行，为了保证对来袭轰炸机的拦截，全天候截击型才是发展的首要目标。尽管苏联当时的防空军配备了很多的专用截击机，但作为防空体系的重要补充，大量装备的、具备优异高空爬升性能的空军米格-21 飞机仍然是高空近程拦截的重要组成部分，因此从米格-21ПФ 开始，先后为飞机装备了各型 РП-21 系列全功能雷达，使之成为一种廉价的点防空轻型截击机。全天候型的米格-21 很快就取代了昼间型，成为苏军装备的主要机型。
在当时苏联的电子工业技术条件的限制下，要使雷达具有一定搜索距离就必须得增大雷达的天线直径，而为了保证增大后的雷达天线能够容纳在激波锥内以保持机头进气方式的不变，就只能通过增粗前机身来增大锥体的空间，这样势必会增大机体的迎风面积，带来一定的空气阻力。作为弥补，在米格-21的改进过程中发动机一直成为改进的重点之一，发动机的推力从最早的加力推力为 5,750 公斤的 P-11Φ-300 型增大到加力推力 6,600 公斤的 P-13-300 型，最后装备的 Р-25 型发动机的加力推力达到了 7,100 公斤型，依靠着发动机推力的增加，米格-21 才没有因为增加雷达电子设备的重量而使飞行性能下降过多。
由于米格-21 飞机的尺寸比较小，加上采用机头进气的布局方式，进气道较长的管道占用了不少内部空间，使得飞机机内空间紧张，难以容纳更多的燃油，因此作战半径十分有限，甚至被称为“机场守卫者”，在米格-21 的改进过程中增大飞机的作战半径成为另一项重要的改进项目。基于尽可能减少机体结构的变动，米高扬设计局采用了增大座舱后的背鳍来为油箱提供安装空间，这样既增加了机体内的空间，又能保持飞机的机体迎风面积不变。不过从效果上来看，这种改进并没有实质性增大多少载油量，加上苏联耗油率很高的涡喷发动机，米格-21 飞机“腿短”的问题一直没有得到根本的改观。另一方面来看，作战半径较小对于米格-21 执行截击任务并没有产生太大的困扰，点防空作战并不要求飞机有很大的作战半径。
米格-21 后期的改进主要集中在增强飞机的多用途能力上，特别是六十年代末到七十年代开始，苏联开始执行全球扩张的战略，原先单纯的执行防空截击的飞机已经不能满足进攻型作战的需要，因此从米格-21 开始增加机翼挂架的数量，并配备了各种对空对地武器，使飞机不但增强了对空作战能力，而且能更好的支援地面部队的进攻，作战灵活性得到很大改善。
米格-21 在苏联服役的时间虽然不短，一直到苏联解体后才最终退役。但苏联雄厚的航空工业在研制出米格-21 后，新型歼击机能够不断推陈出新，从七十年代初期就开始，米格-21 就逐步被性能更好、火力更强、设备更全、航程更远的米格-23 等飞机取代，于是从主力战斗机的地位退了下来，并向国外大量出口。尽管米格-23 飞机也是一种结构简单，价格较低的战斗机，被称为“最后一种能够大批生产的喷气式战斗机”，在各方面几乎都超越了米格-21，但其造价仍然要比米格-21 后期改型要高出很多，装备数量并不能满足苏联空军的需要，因此尚具备一定作战效能的米格-21 仍然被大批保留在空军中继续发挥作用，这也是苏联对飞机性能、效能与成本之间的一个平衡过程。
反观中国，中国空军在歼-7 飞机的实际使用上与苏联使用米格-21 飞机的方式上存在着一定的差别，冷战时期虽然苏联和美国没有发生正面冲突，设想的高空轰炸机超音速大规模突防并没有发生，但苏联却要经常不断起飞拦截和驱赶美国及北约组织的侦察飞机对铁幕背后的窥视，因此米格-21 在苏联主要执行的是昼间高空拦截任务，要求飞机的最大飞行速度高、爬升快、高空飞行性能突出，而这些侦察飞机的机动性都很差，因而也无需对米格-21 的亚音速及跨音速机动性提出特别的要求。当时在中国却不仅仅是这样，除了拦截高空侦察机以及潜在的超音速轰炸机的威胁外，在中国空军的歼-7 还主要要担负与敌方战斗机进行战场制空权的争夺，五、六十年代中国空军长期与台湾国民党空军的战斗机进行作战，积累了丰富的空战的经验。因此中国空军的飞行员们比国外的同行们更早地知道了喷气式战斗机的空战并非会像原先设想的那样以超音速在高空完成，而是往往会在中低空亚音速条件下进行，在日常的训练中自然以中低空的格斗为主，这样歼-7 飞机尽管拥有较好的高空高速性能，但在中低空机动性能却乏善可陈，这就使当时很多飞行员认为歼-7 的性能不如歼-6 飞机，空军对是否要大批装备歼-7 来取代歼-6 在认识上也不统一，有过很长时间的争论。直到通过组织两种飞机性能的实际对比试飞才统一了认识，最后才确定了以歼-7 取代歼-6 飞机，这也为歼-7 的装备和改进发展带来了不小的消极影响。因而当时空军对歼-7 首先提出的一条意见就是要求改进飞机的中低空飞行性能，为此歼-7I 型飞机一方面将原来的适应高空拦截作战剖面的进气锥三级调节改为能更好适应格斗空战中飞行速度多变的无级调节。另一方面增大了进气道唇口的过渡圆弧半径，使之更加圆滑而改善低空飞行下的气流分离现象，这都为发动机的进气提供给一个更为匹配的工作状态，增大了发动机的最大推力，而增大的推重比则对机动性的改善有所促进。
由于当时的空空导弹性能落后，只能像机炮那样进行尾追攻击，几乎可以看作是延伸了射程的机炮，而命中率之低则被飞行员们普遍认为是一种不可靠的武器，他们宁愿相信射程短却更“听话”的机炮，美军飞行员在越战中曾戏称：“如果正常的话，每一枚导弹都应该是坏的。”加之当时导弹发射步骤的烦琐，发射条件也很苛刻，这在激烈的空战中很难获得良好的攻击时机。而导弹武器的成本也远远高于炮弹，在当时缺乏相应的模拟器材的情况下，难以在平常的训练中进行。当时导弹的这些缺陷使传统上均靠机炮取得战果的中国空军对导弹武器并不是很重视，仍然抱守着以机炮为主的空战指导思想。而对于用惯了歼-5、歼-6 三门机炮配置的飞行员来说，歼-7 的一门机炮的近战火力和射击命中率显然是完全不够的，因而空军提出的意见中的另外一条就是增加一门机炮以加强火力。而苏联则采用的是以导弹为主的空战指导思想，米格-21 后面的一些改型受当时“机炮取代导弹”的影响甚至连机炮都取消了，转而只通过在机翼下增加武器挂架来加强导弹攻击的能力。
尽管对于处于国土防空的中国空军来说歼-7 的作战半径小并不是一个难以接受的缺陷，但对于夺取制空权的作战来说就显得捉襟见肘，为此中国也对提高歼-7 飞机的作战半径进行了一些努力，与苏联人不同，中国没有通过扩大飞机的机体来增加燃油，而是选择了在技术上更简单的加大副油箱容积的办法来实现的。从歼-7I 开始可以挂载 720 升的副油箱，有限地解决了歼-7“腿短”的毛病。这种“小步”改进方式自然难度更低，更容易被实现，而对于远距离的巡逻拦截任务主要是由机体更大的歼-8 飞机来执行。到了九十年代，空军的战略不在局限于国土防空，而是力图转变为一支进攻型的空军，这就对飞机的作战半径提出了更大的要求，原先单靠增加副油箱油量的做法已经不能满足这种要求，于是新研制的歼击机载油量远高于歼-7 飞机。
而在机载电子设备方面，由于国内不能提供更好的设备进行改进，八十年代以前的歼-7 飞机与当初引进的米格-21 的机载设备配置并没有什么大的区别，落后的电子设备导致歼-7 作战能力低下，没有雷达导致缺乏主动发现敌方飞机的能力，只能在昼间进行作战，没有全天候能力，完全要依靠地面雷达的引导指挥。由于无法提供可用的雷达，歼-7 在后续的发展中除了仿制米格-21МФ 的歼-7III 飞机外，其他型号都只是昼间型，因此前机身并没有像苏联的米格-21 那样进行加粗。而歼-7III 尽管具备了一定的全天候作战能力，但增大的飞行阻力和安装雷达等设备带来的机体重量增加，使获得全天候作战能力所付出的代价就是飞机的机动性下降较多，同时由于翼载荷的增加使飞机的着陆性能和操纵特性相比歼-7II 不升反降。由于当时的中国发动机制造厂无法做到像苏联那样为米格-21 及时提供更大推力的发动机，因此笨拙的歼-7III 和歼-7D 没有受到空军的欢迎，仅仅生产了几十架就不得不停产。而直到随着电子技术的进步，使脉冲多普勒雷达能够实现小型化和轻量化之后，才使歼-7G 在不增大前机身和进气锥大小的情况下获得了全天候作战能力。
此外苏联几乎没有对米格-21 的气动部分做过大的更改，而中国多年来对米格-21 进行了上万次的各种风洞模型吹风试验和大量的飞行试验，对这种飞机的气动特性和飞行性能不但在引进的飞机当中掌握的最全面和最透彻，甚至不亚于米高扬设计局对米格-21 的掌握。而作为一种仿制机种本来不必做如此大量的气动试验和飞行研究工作，但中国实际上是希望藉此来积累气动资料，为自行研制性能更好的超音速歼击机进行基础技术上的准备。这种努力在 1990 年终于开花结果，双三角翼使歼-7 的飞行性能有了显著地提高，为这种已经显得过时的飞机注入了新的生机，而性能更好的全向导弹的出现和完善，也在相当程度上降低了对飞机飞行性能的要求，歼-7 这种技术较为落后的机型在挂载较好性能的导弹后，攻击能力得到很大的提高，也延长了服役时间和提高了使用价值。
歼-7 的改进是采用渐进的方式进行的，随着国内航空技术水平的提高由起先的歼-7I 的小改实现了后来的歼-7E 的大改，在飞机气动布局、机体结构、电子设备等方面有了长足的改进，充分挖掘了飞机的潜力，使得研制风险和投资较少。随着机载设备、火控系统和武器外挂能力的不断改进，使歼-7 系列飞机的使用范围不断扩大，适应了国内外不同的需求。但这种改进改型也有相当的局限性，飞机的基本气动布局及作战效能难以有质的提升。
老毕 文 恒岳 编辑、绘图 2013-04-26
