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。
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。
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。
