歼-7MF作为一种具有超视距攻击能力的低成本战斗机，在中国以及世界仍有相当的市场。尽管低成本飞机的市场很大，但是老式的歼-8、歼-7毕竟是近四十年前设计的飞机，与现代作战飞机相比，其弱点也是显而易见的。因此，决不能只进行简单地重复生产，必须在保持低成本的同时，不断对其进行技术改进，提升其作战能力。所以本人在歼-7MF飞的基础上，融合FC-1的研制经验和技术成果，构想的一种能满足中小发展中国家国土防空要求的低成本战斗机J-7X。
J-7X与fc-1战斗机相比，两者是不同的，他们最大的不同就是发动机不同，J-7X是国产的昆仑发动机衍生型昆仑-2000，而fc-1的发动机是俄国的RD-93,而且出口时时刻刻受治于俄罗斯，而国产泰山涡扇发动机又不知何时研制成功。而且fc-1战斗机的机载电子设备比J-7X高出一档，所以J-7X战斗机更加廉价高效。
歼七的终极进化型J-7X以防空截击为主要任务的多用途战斗机，具有很强的对地攻击能力。出口型称为F-7MM
对J-7X的要求：一.可以装雷达天线较大的新型火控雷达，要具有超视距多目标攻击能力。二.是拥有较大的作战半径；三.是单机价格为900万美元左右，装备能满足作战任务需求的最低限度的电子设备。四.换装连续放气式双转子加力涡喷发动机昆仑-2000
J-7X在原有J-7MG的飞行性能的基础上重点提高了以下几个方面
A.进一步增强中高空超音速的飞行性能，尤其是盘旋性能
B.提高大迎角机动飞行性能，也提高了瞬时盘旋角速度
C.改善了中低空亚跨音速的飞行性能，特别是稳定盘旋角速度
D.提高了中空的水平加速度，还有爬升率
我构想的J-7X与以前珠海航展展出F-7MF的模型相比，重点作了如下几个方面修改：
1.对主翼的局部结构进行了优化处理，提高了主梁和翼肋的结构强度，增大了翼展和翼面积，增加翼尖弦长，加装了可以配备短程空空导弹的翼尖发射导轨.并重新设计了武器挂载布局，提高了挂载能力
2.重新设计了主起落架，修改了安装位置，采用类似FC-1的设计方案.腾出了宝贵的翼内侧挂架空间
3增大前置鸭翼面积和长度,调整了安装位置,鸭式前翼不影响向前、向下的视界，对进气道也不产生不利影响。
4.其他方面A.对前机身尤其是机头锥的内外形状作了优化设计处理，使内部可以装直径更大的雷达天线同时进一步降低了飞行阻力B.进一步优化背脊设计，加宽并略加高，修改了背脊外形，变的更加具有流线性特征，加大了机背附加油箱的油量，也添加了一些电子设备，C.对驾驶舱形状也进行了优化处理，同时升高了座椅位置，座舱以后增大截面积并略微降低高度，增加了飞行员后方的视野。D.优化进气道设计,提高进气效率和增强进气调节能力.
J-7X在研制过程中特别注重继承性和充分利用FC-1的研制经验和技术成果。最大限度的提高效费比
J-7X采用极为简单但实际效果却极佳的翼身融合设计方法，翼身融合程度较低，技术较为简易。主起落架直接安装在翼梁根部，承受的载荷由翼梁传递--实际上采用了FC-1起落架设计方案。这种设计既具有机翼起落架重量轻的优点，又具有机身起落架节约机翼内侧翼下空间的优点。但凡事有利必有弊，这种设计虽然具有前述优点，但起落架舱却可能影响到进气道的布置。J-7X的进气道为了避开后方的主起落架舱而向上作比较剧烈的转折，从而影响了它的总压恢复系数；但是暴露在敌方雷达面前的发动机将是很强的反射源，歼-7X从机身正前方只能看到大约38.2%的发动机部分，大大降低了飞机正面的雷达反射截面积。
J-7X的腹部进气道采用了斜板压缩多波系可调超音速进气道，矩形的进气道长宽比约为5：3，中间一块隔板将进气道分隔成两个单独的进气喉道，隔开后的独立子进气道长宽比大致是5：6。两个进气喉道绕开前起落架舱后接入发动机舱，进气道采用斜板固定、进气口下唇边可变截面积的设计，类似于欧洲战斗机EF-2000的进气道设计。这样设计的进气道既保留了原有米格21高空高速的飞行性能，也可以利用腹部进气道对迎角，侧滑不敏感的特性，避免丧失原有歼7E优异的超常规机动能力
J-7X电子设备采用开放式结构设计，采用一套三轴数字式三余度全权限电传飞行操纵系统和一套双余度模拟式电传操纵系统，为了控制成本，降低飞控软件的编写难度，没有像F-16那样采用放宽静安定度的设计(飞机的焦点位于飞机重心之后，但是焦点离重心很近），这样就使飞机的最大过载受到限制，飞机性能稍有下降。机上装有一门双管23毫米机炮。全机包括翼尖弹在内共有7个外挂点，翼尖两个，翼下四个，机腹中心一个。配备500升-720升-860升三种低阻副油箱。
J-7X采用切尖的“复合后掠”三角形悬臂式中单翼，下反角2°，+安装角0°，机翼内段前缘后掠角55.62°，机翼外段后掠角42度，展弦比2.66，安装角0°，前缘襟翼可向下偏转30度，后缘襟翼和副翼上下偏转角为上偏+30°，下偏-18°。悬臂式尾翼，全部翼面都有大后掠角。全动式平尾前缘后掠55.62°.平尾前缘最大上偏+15°，下偏-20°，垂尾1/4弦线后掠角47°50′，方向舵偏转角为±25°，腹部有腹鳍。
J-7X(F-7MM)技术数据
机长：14.25米(不包括空速管)
翼展：8.55米（带翼尖导弹发射导轨）
前翼翼展：3.73米
机高：4.65米
翼面积：27.5平方米
前翼翼面积：1.88平方米
主起落架轮距：2.57米
前主轮距：4.46米
空重：5.88吨
正常起飞重量：8.333吨
最大起飞重量：11.55吨
机内燃油：2.23吨
最大外挂重量约：3吨
限制使用过载+8.5G~-3G。
最大平飞速度M2.07(2200km/h)（高空11000米)
M1.15(1410km/h)（海平面50米)
最小平飞表速度200千米/小时
实用升限18000米
限制过载+7g（速度M0.85)
+8.5g（速度小于M0.85)
航程1550千米（机内最大燃油）
3000千米（带3个860升副油箱）附录：
研制昆仑-2000目的：降低耗油率，增加使用寿命，提高发动机推重比，改善发动机高空高速时的性能进一步提高作战适应性，改善了可靠性及可维修性，但是成本要低。
昆仑-2000是在昆仑发动机的基础上改型设计的一种高性能、低成本的小涵道比的连续放气式双转子加力涡喷发动机(可以称之为涡扇发动机).，昆仑-2000大约有61.8％零部件与昆仑通用。昆仑-2000的高压压气机、燃烧室和高压涡轮与昆仑相同，并对其它部件、系统、成件等作了适应性改进。即将通过设计定型审查。
昆仑-2000发动机为改善飞机的飞行性能，同时又减少飞机换发的改动量，要求昆仑-2000发动机在保持空气流量、外廓尺寸、重量和安装节位置与某现役发动机相同或相近的前提下，大幅度改善发动机性能。研制计划一开始就对方案完成精确定义，以后不再作改动，这将大大节省研制时间和成本。为减少技术风险.昆仑-2000发动机的结构设计特别注重继承性，尽量采用成熟的结构设计;为确保达性能指标，有选择地采用了一部份有予研基础和经过试验验证的新技术.这种设计方案极大的减小了研制风险、减少了研制费用和更缩短了研制周期。
由于利用了昆仑研制的高压压气机、燃烧室和高压涡轮、发动机主调节系统，使昆仑-2000发动机的研制费用和冒险性减至最小。根据这个最初的设计目标，昆仑-2000与昆仑发动机之间的通用零部件达61.8％。
昆仑发动机的高压压气机参照了斯贝MK202的前七级高压压气机设计，低压压气机也参照了斯贝MK202的前三级低压压气机设计方案，所以昆仑发动机高、低压匹配问题很容易得到全面解决。
昆仑-2000的主要设计特点是：（1）重新设计了低压压气系统，低压压气机参照了斯贝MK202的前三级低压压气机（也就是风扇）设计方案，是按斯贝MK202的风扇比例缩小的改进型，由5级改为3级，低压压气机采用小展弦比，宽弦长叶片，3级轴流式。兼作为连续放气风扇。放气比约0.13。（2）低压涡轮以昆仑/昆仑1的为基础重新设计，仍保持1级，但为适应新低压压气机的需要，提高了转速。（3）加力燃烧室和排气喷管由昆仑/昆仑1的方案衍生而来，可以利用外涵气流进行冷却。（4）由低压压气机连续引气13％。这股气流经燃烧室机匣、涡轮机匣、加力筒体和喷管外壁排出，对上述部件进行冷却。因此经常被戏称为“漏气的涡喷发动机”。不过正是因为外涵气流的存在，发动机尾喷管对冷却性能的要求就比较低，可以使用轻型低价??在于降低尾喷管的温度。这不仅延长了发动机使用寿命，还降低了寿命期故障率，减少了维护费用。
涡喷发动机的推力是由喷管排气产生的，但是排出的这股气流还有很高的速度、温度和压力。当气流喷出喷管后，其中残余的热能、动能和压力能就不能对发动机总推力有任何贡献，所以浪费了燃油，这种浪费是十分惊人的。涡喷发动机的优点在于：一方面，由于其迎风面积小，故总体阻力较小，雷达反射面积也相应减少，适合应用于主要在地面引导下遂行国土防空任务的高空高速截击机上。另一方面，随着超视距空战的发展，对战斗机高速巡航性能的重视又有所回升，而阻力较小的涡喷飞机可以较容易地实现超音速飞行。在高空高速条件下，由於进气流的速度快动压高，直接进入涡喷的压气机会产生人们所说的冲压效应，此时压气机工作效率迅速提高，涡喷全机的工作状态全面上升，涡喷与涡扇相比几乎所有的缺点此刻都不复存在，发动机推力急剧上升而油耗反而下降...
昆仑-2000发动机的设计结构和系统
进气道环形。固定进气锥。有可变弯度进口导流叶片。
低压压气机3级轴流式。兼作为连续放气风扇。放气比约0.13，压比略高于昆仑发动机的。水平对开机匣。
高压压气机7轴流式。结构和压比与昆仑的基本相同
燃烧室环形燃烧室,带气动雾化喷嘴，整体式钢匣。
高压涡轮单级轴流气冷式。采用复合气冷定向凝固无余量精铸叶片，采用不带冠结构
低压涡轮单级轴流式。转子叶片带冠，气冷。
加力燃烷室结构类似昆仑，选用V形加径向混合型火焰稳定器
尾喷管液压作动的简单收敛型，喷口无级调节。装有与昆仑相同的气动作动筒
控制系统电气－机械液压式。有数字防喘控制系统。
技术数据
全加力状态推力(下限值)7350(daN)
小加力状态推力6615(daN)
中间状态推力(下限值)5145(daN)
巡航状态推力4116(daN)
全加力状态耗油率(上限值)2.00[kg/(daN·h)]
小加力状态耗油率1.5[kg/(daN·h)]
中间状态耗油率(上限值)0.91[kg/(daN·h)]
巡航状态耗油率0.80[kg/(daN·h)]
推重比（全加力推力下限值/净质量上限值）6.67
空气流量70(kg/s)
总增压比13.6
涡轮前温度1177℃
最大直径0.905(mm)
总长度4,616(mm)
净质量1125(kg)
质量(交付状态上限值)1255(kg)
翻修期700h
寿命2000h
