| Модификация | JH-7 | JH-7A |
| Размах крыла, м | 12.71 | |
| Длина самолета, м | ||
| Размах крыла, м | 12.71 | |
| Длина самолета, м | ||
| — со штангой ПВД | 22.32 | |
| — без штанги ПВД | 21.03 | |
| Высота самолета, м | 6.58 | |
| Площадь крыла, м² | 52.30 | |
| Масса пустого, кг | 14500 | - |
| Максимальная взлетная масса, кг | 28500 | 30000 |
| Взлетная масса без внешних | 22000 | 21500 |
| подвесок, кг | ||
| Максимальная боевая нагрузка, кг | 6500 | 8000 |
| Число М максимальное | 1.75 | |
| Число М крейсерское | 0.85 | |
| Максимальная скорость у земли, км/ч | 1200 | |
| Практический потолок,м | 16000 | |
| Длина разбега, м | 920 | - |
| Длина пробега, м | 1050 | - |
| Боевой радиус действия (с ПТБ), км | ||
| — на малой высоте | 900 | - |
| — на большой высоте | 1650 | - |
| Перегоночная дальность с ПТБ, км | 3700 |
Самолет выполнен по нормальной аэродинамической схеме с высокорасположенным крылом, цельноповоротным стабилизатором и однокилевым вертикальным оперением. Конструкция планера — цельнометаллическая, изготовлена, в основном, из алюминиевых сплавов. В крыле и хвостовом оперении используются композиционные материалы. Экипаж самолета состоит из двух человек — летчик и штурман-оператор.
Фюзеляж — полумонококовой конструкции, прямоугольного поперечного сечения. Его обводы выполнены в соответствии с правилом площадей. В носовой части фюзеляжа установлена РЛС, антенна которой закрыта радиопрозрачным обтекателем. Далее находится герметичная кабина экипажа с тандемным расположением рабочих мест летчика и штурмана. Она закрыта единым фонарем, состоящим из переднего козырька, двух откидывающихся вверх-назад крышек и неподвижной центральной секции. В кабине установлены катапультные кресла китайского производства HTY-4, которые обеспечивают аварийное покидание самолета на высотах от 0 до 20000 м в диапазоне приборных скоростей от 0 до 1000 км/ч.
По бортам средней части фюзеляжа располагаются нерегулируемые сверхзвуковые воздухозаборники прямоугольной формы, снабженные отсекателями пограничного слоя. На боковых стенках воздухозаборнйки прямоугольной формы снабженные отсекателями пограничного слоя. На боковых стенках воздушных каналов имеются по две подпружиненные створки перепуска воздуха. Внутри хвостовой части фюзеляжа находятся два маршевых двигателя и ВСУ. На верхней поверхности расположены два тормозных щитка, а непосредственно под килем — контейнер тормозного парашюта.
Крыло — умеренно стреловидное, трапециевидной формы в плане с небольшим корневым наплывом. Крыло набрано из тонких скоростных аэродинамических профилей. Угол его поперечного «V» равен -7°, угол установки — 0°. Консоли крыла отъемные, каждая состоит из двух частей: средней (СЧК) и корневой (КЧК) частей крыла. Угол стреловидности по 1/4 хорд СЧК равен 45°, КЧК — 55°. На передней кромке крыла по линии разъема СЧК и КЧК сформирован вихреобразующий «клык». Всю хвостовую часть СЧК занимает односекционный закрылок, а на КЧК располагается элерон.
Хвостовое оперение — стреловидное. Горизонтальное оперение — цельноповоротный стабилизатор. Вертикальное оперение состоит из киля с небольшим форкилем и односекционного руля направления. На нижней поверхности фюзеляжа установлены также два подфюзеляжных гребня, ориентированные параллельно плоскости симметрии самолета. Угол стреловидности по 1/4 хорд ВО равен 45°, ГО — 55°. Угол поперечного «V» ГО — 0”.
Шасси убираемое в полете, выполнено по трехопорной схеме с носовой опорой. Основные опоры рычажного типа, носовая — телескопическая. На каждой опоре имеются по два колеса. Все опоры убираются в ниши фюзеляжа: носовая — по полету, основные — против полета. При уборке колеса основной опоры поворачиваются вокруг оси стойки на 90°. Носовая опора управляемая, углы ее отклонения +/-60°.
Силовая установка включает два форсажных двухконтурных турбореактивных двигателя WS9 (лицензионный вариант английского двигателя Rolls-Royce Spey Mk 202). Тяга двигателя на максимальном режиме — 5420 кгс, на режиме полного форсажа — 9200 кгс. Суммарная емкость топливных баков — 8350 л. Топливные баки протестированные и имеют систему заполнения инертным газом. Кроме того, самолет может нести до трех подвесных топливных баков емкостью по 800 л или 1400 л, которые подвешиваются на двух подкрыльевых и центральном подфюзеляжном узлах.
Система управления самолетом — цифровая электродистанционная.
Бортовое радиоэлектронное оборудование. «Интеллектуальную основу» БРЭО составляют цифровые процессоры HZX-1B SAS и «Тип 8145». В состав навигационного оборудования входят средства радионавигации, инерционная система, скомплексированная с приемником спутниковой навигации GPS, а также доплеровская навигационная система «Тип 210».
Навигационно-прицельный комплекс самолета обеспечивает применение оружия по малоразмерным наз емным и морским целям. Навигационно — прицельный комплекс самолета позволяет применение оружия по малоразмерным целям, а также маловысотный полет. Его основа импульсно-доплеровская РЛС J-диапазона LETF, антенна которой имеет механическое сканирование, сканирование по азимуту составляет +/-60°. Дальностьность обнаружения воздушной цели типа «истребитель составляет 80 км, на фоне земли — 50 км. дальность ее захвата на сопровождение — 40 км и 32 км. Одновременно могут сопровождаться четыре воздушные цели. Самолет оснащен встроенными системами РЭБ.
Каждое рабочее место в кабине экипажа оснащено многофункциональными дисплеями на ЭЛТ имеющими кнопочное обрамление. Имеется широкоугольный ИЛС.
Вооружение. Артиллерийское вооружение: встроенная 23-миллиметровая двуствольная пушка с боекомплектом — 200 снарядов.
Ракетно-бомбовое вооружение может размещаться на шести узлах внешней подвески.