Вариант вооружения:
— 6 КАБ LT-2
— 2 УР PL-9
— 2 УР PL-5
— контейнер целеуказания FILAT
JH-7
(борт. № 811067)
JH-7
(борт. № 81667)
Подвеска 250-кг авиабомб на многозамковом держателе
Контейнеры со станциями РЭБ
JH-7
Вариант вооружения:
— 24 250-кг авиабомбы
— 2 УР PL-5
Проект JH-7B (JH-7XP)
| Длина фюзеляжа, м | 15,115 |
| Длина самолета с ПВД, м | 18,583 |
| Размах крыла (стреловидность по перед, кромке консолей), м | 9,83 (63°) 14,40(30”) |
| Площадь крыла (стреловидность по перед, кромке консолей), м2 | 35,85(63") 38,5 (30°) |
| Двигатель | АЛ-7Ф-250 |
| Тяга двигателя макс., кгс | 6800 |
| Тяга двигателя форс., кгс | 9600 |
| Норм. взл. вес, кг | 12700 |
| Макс. скорость на высоте, км/ч — Н = 0 м — Н = 13000 м | 1350 |
| 2150 | |
| Потолок, м | 16300 |
| Дальность полета, км | 1200 |
| Посадочная скорость, км/ч | 200 |
| Длина пробега с ТП, м | 700 |
| 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, м? | 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°.
