气动布局
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。
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。