在“佩刀”II 项目下马后，成都飞机工业公司和格鲁门飞机公司又决定在歼-7CP 方案可行性分析研究工作的成果上，合作开发一种性能更好的轻型战斗机参与世界军机贸易市场的竞争。由于新研制的飞机是在歼-7 飞机基础上进行改进的，但其作战性能却要超出很多，因此称之为“超-7”方案。机翼由三角翼改为带边条的 40 度后掠角梯形翼，采用独特的进气口内倾 10 度的肋式进气道设计，解决了竖直的两侧进气口在大迎角飞行时进气效率不佳的问题，改善了飞机的大迎角机动性能，也成为该机外观上的一大特色。而后机身段和尾翼仍保留歼-7 的结构，以减少设计工作量。格鲁门公司认为这个超-7方案将会很有前途，潜在用户包括装备着米格-21、歼-7、F-5、“幻影”III 等轻型战斗机并打算换装的国家，较好的性能和低廉的价格在第三世界国家里将会具有很强的竞争力。“超-7”计划与歼-8II“和平典范”计划是八十年代中美军事技术合作的两个最重要的项目，对国内飞机设计水平的发展起到了很大的推动作用。不过后来由于事件，美国等西方国家开始对中国进行全方面的制裁，特别是在军事工业技术领域更是严格加以限制，美国的这种政策也迫使格鲁门公司退出合作，超-7 方案和“和平典范”方案于是都不得不被迫中止。
歼-7E
成都飞机工业公司此前对歼-7I、歼-7II 飞机的改进措施只是对歼-7 飞机的使用维护性方面有了一定的改进，而歼-7M、歼-7IIH 系列飞机则主要是改进了航空电子设备和武器系统，这些机型对于飞行性能的提升却并没有多少改观。特别是歼-7IIH 飞机所挂载的霹雳-8 型空空导弹虽然攻击能力比原装备的霹雳-2 导弹有了大幅提高，但是该导弹的弹体重量却更重，歼-7IIH 飞机挂载后飞行性能有较大地下降。而且七、八十年代局部战争的空战也表明，战斗机的机动飞行性能对空战结果的影响至关重要，因此如何解决歼-7II 中低空机动性能不好的问题被提到空军装备发展的重要日程上来。
为了提高歼-7 飞机的中、低空亚音速及跨音速的机动飞行性能，改善续航能力和起飞着陆性能，同时进一步改进航空电子火控设备来提高了总体作战效能，使之在未来空战的环境中具有一定适应能力。根据当时国家的经济状况、现有装备使用情况和我国航空工业的发展水平的情况，成都飞机工业公司于 1987 年提出了在歼-7II 飞机基础上进行大改的设想，改进后的飞机起初称为歼-7IV 型，后来正式命名为歼-7E 型。
歼-7E 型飞机最重大的改进就是将原来的后掠三角翼更换为翼面积加大并带机动襟翼的双三角翼，重点提升飞机在亚跨音速时的机动格斗性能并兼顾水平加速度性、爬升率、续航性能，在改善起飞着陆性能的同时又不降低超音速飞行性能。这种双三角形机翼是由西北工业大学最早提出来的，保持原三角翼内侧前缘的后掠角不变，从第七翼肋起外侧的后掠角由原来的 57 度减小到 42 度，外侧后缘也带有 9 度 37 分的前掠角。机翼外侧前缘采取气动扭转并加装一个前缘机动襟翼，后缘的后退式襟翼也改为机动襟翼。此外还把原来的副翼向外移动一个肋距，这样机翼的翼展增加到了 8.32 米，翼面积也随之扩大为 24.88 平方米，有效地降低了翼载荷。增大的展弦比加上增设的前后缘机动襟翼大幅度提高了机翼的升力系数，有助于改善飞机的盘旋能力，同时也解决了歼-7IIH 飞机为加挂较重的霹雳-8 导弹而不得不在机头增加 130 多公斤配重的尴尬。特别是前缘机动襟翼是国内首次采用，有效地改善了飞机在各种飞行状态下的升力特性。西北工业大学为确定飞机的气动特性、飞行载荷，进行了上万次的风洞吹风试验，特别是通过低速大迎角的静态、振荡和旋转等试验，获得了相关大迎角特性的气动设计参数来对机翼进行优化设计，并用动力模型对改进后的双三角翼参数进行了空中自由飞试验，验证了飞机的失速及尾旋特性。
此外，歼-7E 飞机还采用了当时国内新研制出来的铝锂合金材料，这种高强度铝合金材料单位重量的强度比此前飞机常用的硬铝材料要高 34%，铝锂合金在机体结构件和蒙皮的大范围使用使整个飞机的结构重量减轻了 17% 之多。
动力装置改为一台涡喷-13F 型发动机，该发动机最初是贵州黎阳发动机公司为满足歼-7II 飞机提高发动机推力的要求于 1984 年开始研制的，1988 年正式被确定为歼-7E 型飞机的发动机。该发动机是在涡喷-13AII 型的基础上对涡轮、加力燃烧室等主要部件的结构和材料做了多方面的改进，将第二级涡轮改为带冠叶型结构，加力燃烧室采用了沙丘驻涡火焰稳定器，从而使发动机在飞机作大机动动作时仍可以稳定地进行工作，发动机的安全工作裕度也有了很大的提高。1992 年 4 月，涡喷-13F 型发动机通过了 300 小时设计定型试车，并于同年 5 月在成都飞机工业公司完成了设计定型鉴定试飞，1992 年 9 月被批准设计定型，1993 年开始作为歼-7E 飞机的配套动力投入批量生产。发动机的最大推力为 4,500 公斤，加力推力为 6,600 公斤，比原来歼-7II 的涡喷-7 乙发动机有了明显地提高。同时发动机的油耗有所降低，可靠性和维护性也有了一定程度提高。发动机的寿命显著增加，首次翻修寿命为 300 小时，总寿命达到了 900 小时，经济性也有了较大地改善。
