應該說，在60年代初期，不要說在中國空軍中，就是以當時的國際標準來衡量，殲7也堪稱是一種性能優良的戰鬥機。但是，從1963年冬季至1964年初，殲7飛機在其參加的一係列高空作戰中陸續暴露出其升限留空時間短、高空高速性能差、沒有雷達和高空機動性差等缺陷。另外，在作戰火力和起飛著陸性能上也有待加強和改善。
實際的作戰需要壓倒一切！剛剛開始嚐試完全獨立自主的中國航空工業立即以米格21為基礎開始著手進行新一代戰機的開發工作。
二、一波三折的選型過程
自1964年初開始，三機部601所就開始考慮改進殲7，以滿足高空作戰要求。1964年10月25日，六院在瀋陽601所召開了“米格一21和伊爾-28改進改型預備會”。會上，601所提出了米格-21的兩種改型方案：
第一種方案為米格21漸改型：飛機氣動外形則參照米格一21飛機，不做大的改變，同樣採用機頭進氣模式，發動機則由單變雙，裝用兩台渦噴7發動機的改進型。簡單的說，該機就是將米格21的放大版本。
第一種方案則為米格21大改型：飛機的氣動布局做了較大的修改——採用機身兩側進氣模式取代了米格21的機頭進氣模式，以留出機頭空間安排新型機載雷達，發動機則繼續採用單發布局，但是從新選用了606所新設計的推力為8500千克的加力式渦輪風扇發動機——即我們前文提到過的渦扇6型發動機，取代了米格21原有的渦噴7型發動機，以滿足該機飛行性能提高所帶來的動力需要。
從最初的設計指標上看，兩種方案的飛行性能均與美國的f-4b相當，即升限20000米，最大馬赫數2.2，基本航程l 600千米，重量約10噸。
1965年1月12—17日，三機部在北京召開了航空工業企事業單位領導幹部會，會議期間又專門由段子俊副部長主持召開了新機研製工作座談會。考慮到當時國際航空業上對於渦扇發動機的研究也是剛剛起步，而我國航空業也僅僅具有仿製和改進蘇式渦噴發動機的經驗，出於新發動機的研製周期可能會因此而延誤的擔心，所以會議一致同意以米格-21為原型機搞雙發設計方案，從而確定了殲8的研製方向。
雖然單純的從技術指標來看，第二種方案無疑具備更大的吸引力。但考慮到我國航空工業直到1967年才基本掌握米格21生產技術的現實，選擇第一套方案無疑更為務實穩妥。
根據最初的決定，601所按照原本提出的第一方案，在摸透米格-21的同時，對國內外有關技術情況進行了調研，提出了殲8飛機的初步戰術技術要求，並於1965年3月19日上報六院。
作為米格21的直接改進型，該方案的指導思想主要是根據米格21在實戰中暴露出來的不足進行多種極富針對性的改進——突出高空高速性能，增大航程，提高爬升率和加強火力。
具體的性能指標要求是：
1、使用升限19000～20000米
2、最大平飛馬赫數2.1～2.2。
601所設想1967年殲8飛機完成首飛，1970年能小批裝備部隊。在隨後的時間裏，殲8飛機很快得到了批準，並定下了試製的具體時間表。
雖然已經選定了殲8方案，但考慮技術儲備的需要，同時也是顧及到為部隊提供另外一種可能的選擇。三機部決定在進行殲8戰機研製的同時，在小範圍內開展對於新型單發戰鬥機、渦扇發動機和中程空空飛彈的技術論證工作。
1965年4月12日，三機部正式向601所下達了《關於開展殲9飛機方案設計》的通知，要求在兩個方麵進行方案論證和比較，從中選一作為殲9的最終定稿：
1、突出殲擊性能，兼顧截擊作戰和對付低空高速目標，最大馬赫數2.3左右，升限20000米左右，航程要大，作戰半徑大於450千米。
2、突出截擊性能，兼顧殲擊作戰，最大馬赫數2.4～2.5，升限21～22千米，作戰半徑350千米。
飛機總重量則要求控製在14噸左右。
1966年4月1日，三機部向國防工辦，國防科工委呈報了《殲9飛機設計方案》。國防科工委開會審查了殲9飛機的設計方案，並向軍委呈報了《殲9飛機戰術技術論證報告》。中央軍委在審查了兩個方案後，最終決定按第一方案研製殲9飛機，並在設計指標上進行了一定的改動：最大馬赫數2.4，升限21000米，最大爬升率200米/秒，最大航程3000千米，作戰半徑600千米，續航時間3小時。
三、艱難跋涉
如前文所述，殲9在設計之初便被設定為米格21的大改型，在技術繼承性上明顯要低於採用“漸改”方案的殲8，這在提升飛機性能的同時也大大的增加了該機的研製難度，更為不利的是，在殲9的研製過程中，軍方的性能要求一改再改，迫使研發部門不得不一再的修改設計方案，對殲9的正常研發造成了極為不利的影響。
根據殲9的最初研製要求，1965年起，601開始進行殲9氣動布局參數的選擇，選出了4種機翼平麵形狀，即：
1、前緣後掠50度的後掠翼
2、後掠57度的三角翼
3、前緣後掠55度的後掠翼
4、以及雙前緣後掠角的雙三角翼
601所對四種機翼平麵形狀方案均做出了模型，進行了風洞實驗。
其中主要是考慮採用後掠翼還是三角翼，後掠翼和三角翼都是採用前緣後掠的方法來增加機翼的臨界馬赫數。但是如果超音速飛行增加到馬赫數為2.0時，要採用亞音速後掠翼方案就必須使前緣後掠角大於60。，但前緣後掠角過大，翼根結構受力就會惡化，將增加結構重量；另外，低速時空氣動力特性也將惡化，升力下降，阻力增加，將直接影響到戰機的機動能力，故採用大後掠翼很不利。而三角翼則比較適用，不但具有後掠翼所具有的優點，而且比較長的翼根弦長保證了根部結構受力狀況，減輕結構重量，還有助於保證飛機的縱向飛行穩定性。所以601所淘汰了前三個方案，又把三角翼的前緣後掠角改為55度，稱為殲9 iv方案。
實際的作戰需要壓倒一切！剛剛開始嚐試完全獨立自主的中國航空工業立即以米格21為基礎開始著手進行新一代戰機的開發工作。
二、一波三折的選型過程
自1964年初開始，三機部601所就開始考慮改進殲7，以滿足高空作戰要求。1964年10月25日，六院在瀋陽601所召開了“米格一21和伊爾-28改進改型預備會”。會上，601所提出了米格-21的兩種改型方案：
第一種方案為米格21漸改型：飛機氣動外形則參照米格一21飛機，不做大的改變，同樣採用機頭進氣模式，發動機則由單變雙，裝用兩台渦噴7發動機的改進型。簡單的說，該機就是將米格21的放大版本。
第一種方案則為米格21大改型：飛機的氣動布局做了較大的修改——採用機身兩側進氣模式取代了米格21的機頭進氣模式，以留出機頭空間安排新型機載雷達，發動機則繼續採用單發布局，但是從新選用了606所新設計的推力為8500千克的加力式渦輪風扇發動機——即我們前文提到過的渦扇6型發動機，取代了米格21原有的渦噴7型發動機，以滿足該機飛行性能提高所帶來的動力需要。
從最初的設計指標上看，兩種方案的飛行性能均與美國的f-4b相當，即升限20000米，最大馬赫數2.2，基本航程l 600千米，重量約10噸。
1965年1月12—17日，三機部在北京召開了航空工業企事業單位領導幹部會，會議期間又專門由段子俊副部長主持召開了新機研製工作座談會。考慮到當時國際航空業上對於渦扇發動機的研究也是剛剛起步，而我國航空業也僅僅具有仿製和改進蘇式渦噴發動機的經驗，出於新發動機的研製周期可能會因此而延誤的擔心，所以會議一致同意以米格-21為原型機搞雙發設計方案，從而確定了殲8的研製方向。
雖然單純的從技術指標來看，第二種方案無疑具備更大的吸引力。但考慮到我國航空工業直到1967年才基本掌握米格21生產技術的現實，選擇第一套方案無疑更為務實穩妥。
根據最初的決定，601所按照原本提出的第一方案，在摸透米格-21的同時，對國內外有關技術情況進行了調研，提出了殲8飛機的初步戰術技術要求，並於1965年3月19日上報六院。
作為米格21的直接改進型，該方案的指導思想主要是根據米格21在實戰中暴露出來的不足進行多種極富針對性的改進——突出高空高速性能，增大航程，提高爬升率和加強火力。
具體的性能指標要求是：
1、使用升限19000～20000米
2、最大平飛馬赫數2.1～2.2。
601所設想1967年殲8飛機完成首飛，1970年能小批裝備部隊。在隨後的時間裏，殲8飛機很快得到了批準，並定下了試製的具體時間表。
雖然已經選定了殲8方案，但考慮技術儲備的需要，同時也是顧及到為部隊提供另外一種可能的選擇。三機部決定在進行殲8戰機研製的同時，在小範圍內開展對於新型單發戰鬥機、渦扇發動機和中程空空飛彈的技術論證工作。
1965年4月12日，三機部正式向601所下達了《關於開展殲9飛機方案設計》的通知，要求在兩個方麵進行方案論證和比較，從中選一作為殲9的最終定稿：
1、突出殲擊性能，兼顧截擊作戰和對付低空高速目標，最大馬赫數2.3左右，升限20000米左右，航程要大，作戰半徑大於450千米。
2、突出截擊性能，兼顧殲擊作戰，最大馬赫數2.4～2.5，升限21～22千米，作戰半徑350千米。
飛機總重量則要求控製在14噸左右。
1966年4月1日，三機部向國防工辦，國防科工委呈報了《殲9飛機設計方案》。國防科工委開會審查了殲9飛機的設計方案，並向軍委呈報了《殲9飛機戰術技術論證報告》。中央軍委在審查了兩個方案後，最終決定按第一方案研製殲9飛機，並在設計指標上進行了一定的改動：最大馬赫數2.4，升限21000米，最大爬升率200米/秒，最大航程3000千米，作戰半徑600千米，續航時間3小時。
三、艱難跋涉
如前文所述，殲9在設計之初便被設定為米格21的大改型，在技術繼承性上明顯要低於採用“漸改”方案的殲8，這在提升飛機性能的同時也大大的增加了該機的研製難度，更為不利的是，在殲9的研製過程中，軍方的性能要求一改再改，迫使研發部門不得不一再的修改設計方案，對殲9的正常研發造成了極為不利的影響。
根據殲9的最初研製要求，1965年起，601開始進行殲9氣動布局參數的選擇，選出了4種機翼平麵形狀，即：
1、前緣後掠50度的後掠翼
2、後掠57度的三角翼
3、前緣後掠55度的後掠翼
4、以及雙前緣後掠角的雙三角翼
601所對四種機翼平麵形狀方案均做出了模型，進行了風洞實驗。
其中主要是考慮採用後掠翼還是三角翼，後掠翼和三角翼都是採用前緣後掠的方法來增加機翼的臨界馬赫數。但是如果超音速飛行增加到馬赫數為2.0時，要採用亞音速後掠翼方案就必須使前緣後掠角大於60。，但前緣後掠角過大，翼根結構受力就會惡化，將增加結構重量；另外，低速時空氣動力特性也將惡化，升力下降，阻力增加，將直接影響到戰機的機動能力，故採用大後掠翼很不利。而三角翼則比較適用，不但具有後掠翼所具有的優點，而且比較長的翼根弦長保證了根部結構受力狀況，減輕結構重量，還有助於保證飛機的縱向飛行穩定性。所以601所淘汰了前三個方案，又把三角翼的前緣後掠角改為55度，稱為殲9 iv方案。