当时超-7方案的边条形状很细长，面积不大，边条面积小当然增升效果也要差一些，但是细长边条造成的气动中心前移量比较少，对于保持飞机的静安定性有利。当时我国尚不能自行研制生产电传飞控系统，也没有任何开发电传飞控软件的经验，当然格鲁曼公司也不想把这种先进技术教给中国，而且格鲁曼公司自身设计带边条气动布局的经验也不丰富，采用细长边条是当时比较合理的选择。但是细长边条除了增升作用较差以外，在大迎角下边条涡破裂较早，破裂位置比较靠前，而且发生破裂后的破裂发展也比较快，在俯仰力矩上仰方面比较不利，而较宽的边条破裂的发展比较缓慢。在当时的技术条件下，超-7基本上没有利用先进飞控手段应付俯仰力矩非线性上仰的可能，这个上仰力矩的严重程度可能会对超-7的可用迎角造成限制，不过面积较小的边条相应引起的上仰力矩也比较小。笔者所见的超-7模型照片上没有表现出机翼上的控制面和增升装置，不过不难猜想对于中等后掠角的切尖三角翼没有必要再用结构比较复杂的前缘缝翼，而是会使用前缘机动襟翼，后缘则是副翼和机动襟翼。超-7的这个方案没能实现翼身融合比较令人遗憾，不过也唯有如此才能保留歼-7的中机身结构设计。超-7的腹鳍在这个阶段被改为双腹鳍，原因可能包括前机身侧面投影面积增加造成垂尾的横侧安定作用不足，飞行迎角增加要求有不受遮蔽的横侧安定面或者是从原佩刀II拦阻钩设计在腹鳍一侧不利使用的角度考虑，不过从结果看双腹鳍对飞机的大迎角性能肯定是有利的。
　　
　　到1989年由于众所周知的原因中止与美方的合作为止，超-7的气动布局基本上不再有大的变化。总体来说这个方案体现出了一些第三代战斗机的特点，但是由于保留了大量的原歼-7的气动和结构设计，特别是后机身的横侧安定面和操纵面基本上都没有变，飞机的气动性能仍然不是很理想，操纵能力是否足够也是未知之数。按照这个方案设计的超-7如果配装美国的航电和武器系统，作战能力可能基本达到诺斯罗普公司的F-20飞机的水平，但是受到保留的翼下安装起落架的限制，外挂能力不尽人意，对巴基斯坦来说这可能不算大问题，不过要取代其他国家装备的F-5E/F飞机可能就会有影响。
　　
　　浴火重生的枭龙
　　
　　与美方的合作终止之后，超-7这型曾经令军迷无比期待的出口型战斗机沉寂了下去，仿佛就此销声匿迹了。但是1995年的北京航展却又让大家格外惊喜，超-7不但没有就此消失，反而在这几年间彻底脱去旧胎获得了重生！此时的超-7有了一个新的名字叫做FC-1，中国的第一款自行研制的出口型战斗机，一个创造历史的型号。FC-1飞机在外观上再也看不到米格-21留下的痕迹，翼身融合配上后边条上的双腹鳍和直轴平尾恍若一架缩小了的F-16。FC-1飞机的外形直到01架和03架原型机相继试飞时为止，没有发生太大的变化。
　　
　　前机身 重新设计之后的FC-1飞机前机身形状进行了修形，从进气道附面层隔道向前对原来曲面形状的前机身切出一个顺气流方向的平面，直到机头雷达罩末端为止。这个设计可以在很多其他采用了平面激波系的两侧肋下进气设计飞机上看到。两侧肋下进气的进气道是两侧进气的一种改进，利用机身对进气道的遮蔽减小当地迎角改善进气道的大迎角性能，同时可以利用前机身对来流的预压缩作用改善进气道的超音速性能。对前机身侧面切平以后，机身产生平面预压缩激波，波后压力分布比较简单均匀，表现出二维流动的特征，能较好的适应FC-1飞机的二维进气道，而且前体侧面的平面外形跟平面的附面层分离板搭配在提供同样隔道宽度时飞机迎风面积较小。关于这个设计是否出于隐身考虑，笔者以为FC-1飞机仍然按照传统的设计要求进行设计，低可探测性在它的设计目标中不占有重要的位置，在飞机其它部位都没有为隐身优化的情况下刻意为隐身设计前机身倾斜平面意义并不大，当然客观上仍然有减少侧面雷达散射截面积(RCS)的作用。
　　
　　进气道 FC-1飞机的进气道在布置上基本上延续了原超-7飞机的设计，外伸的附面层分离板同时起单级固定压缩斜板的作用构成二维双波系超音速进气道。固定的双波系进气道也是比较常见的设计，F/A-18和F-20飞机就采用这样的设计，不过这种进气道在超过设计马赫数之后总压恢复明显下降，如果设计大的压缩角显然会造成较大的型阻，所以高速性能也并不理想，而且这种进气道重量比皮托管进气道大，所以F-16在确定有足够剩余推力后果断采用了较轻的皮托管式进气道。FC-1飞机设计马赫数并不高，但是却采用双波系进气道，估计主要原因还是零升阻力较高而同时飞机推重比不大，剩余推力有些不足。从FC-1的01号原型机到03号原型机，进气道作了一点肉眼难以分辨的改动，固定压缩斜板的压缩角提高了2°，这个设计明显是以提高超音速总压恢复为目的，为此不惜减小了捕获面积，牺牲了一点流量裕度，这也说明了FC-1飞机在高速剩余推力方面的不足。固定压缩斜板上开有附面层吸除孔，在FC-1进气道特写的照片上可以看得很清晰，固定压缩斜板的长度足以产生较厚的附面层，如果不作处理会降低进气道的总压恢复，产生畸变，并且容易发生分离，这套抽吸排放管路也是双波系进气道重量增大的原因。普通的机身两侧垂直压缩斜板超音速进气道受机身上洗影响，当地迎角比较大，大迎角总压恢复较差，而且在有侧滑情况下垂直压缩斜板表面容易发生分离，这是比较明显的弱点。FC-1飞机的内倾设计在大迎角性能和抗侧滑能力上都有所改善，而机身底部又过渡比较平坦，避免了大迎角时机腹高压产生的漩涡，对避免下唇口内侧分离有利。
　　
　　座舱 FC-1飞机从超-7方案开始就采用了全圆弧风挡，当时格鲁曼公司建议采用F-20飞机的风挡，但是FC-1飞机的背鳍比较窄，后方视野较超-7有所改善，不过依然没有取消掉背鳍。背鳍是结构上容纳操纵拉杆，液压管路之类设备的地方，采用背鳍付出一些重量、阻力和视野的代价可以简化内部结构的设计，所以仍然很顽强地出现在很多新型战斗机的设计中。实际上FC-1飞机的气泡式座舱盖十分低矮，即使没有后面的背鳍，飞行员的后向视野也不会太好，而且飞行员侧面下方的视野也不太理想。视野不良对于飞行员的态势感知能力有一定的负面影响，但是舱盖低矮可以减少阻力，减轻重量，对于前面已经提到超音速剩余推力似乎比较紧张的FC-1来说，减少阻力要更重要一些。
　　
　　边条 从超-7到FC-1，边条的变化比较明显，原来的三角形狭长边条被外凸的狭长边条所取代，机身采用了翼身融合设计，后机身出现了较宽的后边条。在边条根部宽度变化不大的情况下改变边条平面形状少许增加了边条的面积，这个改进增加了边条涡的强度，推迟了机翼的失速，而且机翼达到最大升力系数后升力随迎角的变化比较和缓，同时外凸形状对飞机的横侧安定性有好处。但是增加的边条面积比较靠前，修改之后气动中心的前移和大迎角的上仰力矩都比较明显，FC-1采用这样的设计跟我国飞控系统的进步应该是有关系的。FC-1的边条前端有一个锯齿，这是边条布局中比较少见的设计，俄罗斯米高扬设计局曾经有过类似边条设计的轻型战斗机方案，在FC-1飞机上出现的这个设计不知与米高扬设计局和成都飞机设计研究所在这个项目上的合作是否有关。毫无疑问的，这个锯齿可以明显的提高边条涡的强度和稳定性，但是它对俯仰力矩的影响目前还不得而知。此外，F-35前掠进气道尖锐的上唇口外凸在涡的产生方面可能与锯齿边条类似。
　　
　　主翼 FC-1的机翼是一个42°后掠角的大根梢比切尖三角翼。42°后掠角在边条布局上的趋同现象是一个颇令人感兴趣的话题。机翼后掠角在40°左右的时候边条可以使机翼获得最大的升力系数增量是一个早在70年代就被观察到的现象，后掠角较小的机翼外段失速比较早，而后掠角较大的机翼自身存在大迎角前缘分离涡，边条涡的影响就比较小。但是早年F-16选择了40°后掠角的切尖三角翼，并且获得了良好的效果，而苏联在同时期设计的苏-27和米格-29飞机却采用42°后掠角的后掠梯形机翼，有意思的是美国最先进的F-22战斗机也从YF-22验证机的48°后掠角改成了42°后掠角，42°后掠角真的是利用涡升力最有利的后掠角吗？或者这是因为要求相近的单位重量剩余功率(SEP)优势区域而从诱导阻力考虑的优化结果？笔者不敢妄自揣度，这个现象的原因还有待更详细研究资料的出现。

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