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。
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