当时根据越南战争的经验，空战多发生在中低空跨声速，还是以目视格斗为主，因此需要有较高的跨声速盘旋、上升和加速能力，高度 5千米、马赫数0.9的稳定盘旋过载达到6的飞机——而歼-8仅为4.6 。武器方面则还是以航炮为主兼用红外短程空空导弹 。飞机最大起飞重量不超过9吨 。由于以近距格斗为主，所以不一定装雷达，以减轻重量、突出机动性 。
1971 年底，沈阳飞机设计研究所完成飞机总体方案、总体协调，发出了除电器仪表、无线电等以外的全部结构系统打样图，并于10月份进行了方案机的摸底工作 。1972 年 3 月1 2 日，总体室副主任方宝瑞领导的小组正式向六院报送短距起落歼击机的设计方案——研究所暂定名歼-13歼击机 。其主要技术指标为：最大马赫数不小于2.0；静升限大于18,000米；主要作战高度3,000-10,000 米；作战速度马赫数为0.7~1.5；航程不带副油箱不小于2,000千米，带副油箱不小于3,000千米；起落滑跑距离为500米，起飞重量9吨 。
1972 年 9 月 26 日，六院作出批复，将该机的研制下达为二号任务，指出：“二号任务为前线歼击机，突出机动性，方向是正确的，但要大力减轻起飞总重，奋争推重比达到或超过 1.2，在确保机动性的前提下，争取续航时间比歼-6 有延长” 。《批复》还指出，该机将替代歼-6 歼击机，作为下一代前线歼击机的主力机装备部队 。
并要求按上述意见进行方案论证和性能计算，11月份向院汇报，争取列入1973年国家计划 。该机研制被称为二号任务，后定名为歼-13 。歼13的机翼共选择了4种基本平面形状 。共7个方案，分别称作歼13I、II、II-1、III、IV、IV-1、IV-2，其中歼13I、II、III、IV为基本方案 。上述所有方案的机身和尾翼参数均相同，只是机翼平面形状(I、II、IV一1、IV-2)和机翼的上下位置(II与II-I)不同，并在II与lV方案中分别配了上下平尾两个方案 。
1973年11月到1974年4月期间，歼-13的1/28全金属风洞模型在沈阳进行了试验 。试验结果表明，歼-13与歼-6、歼-7比较，亚声速零升阻力系数相差不大，跨声速时歼-6最小，超声速时歼-7最小 。试验结果表明歼-13的全机阻力问题不是很理想，争取跨声速赶上歼-6，超声速接近歼-7的水平 。601所派人于1972和1974年两次去空、海军12个部队进行调查研究，新歼击机的设想得到空、海军领导机关的赞同 。
1974年初，空军全面提出了歼-6后继机的战术技术要求 。1975年冬，空军有关部门又与设计部门反复探讨，正式拟定了歼-6后继机的战术技术要求，1976年上报，同年4月24日，常规装备发展领导小组正式行文批复 。1977年6月1日至11 日，三机部在北京召开了歼-13飞机论证会 。国家计委，国防工办，总参装备部，空军，海军，航定委，一，四，五机部，冶金，石油，轻工部，建材总局等71个单位256名代表参加了会议，其中王震也参加了会议 。
会议认真审查方案之后认为“飞机的总体方案是先进可行的，经过努力是可以实现的 。1978 年 9 月，中国从埃及引进了一架米格-23MS 飞机，这架米格-23 在某种程度上改变了歼-13 的命运 。随该机还引进了两台其采用的 R-29-300 型发动机，我国也很快组织专家分析研究，1979 年开始测绘，定名涡喷-15 。
由 606 所、120 厂、420 厂、011 基地约 200 人在 410 厂测绘，1979 年1 0 月完成，并进行了工艺、材料分析 。410 厂的涡喷-15 试车台于 1979 年 7 月开车试验，在 2 台发动机上进行录取性能、转速特性、参数测量、防喘试验、巡航特性试验、不同大气条件下的验收曲线试验、起动、调整试验等 。
仿制的涡喷-15 发动机结构为双转子，环形燃烧室，气动喷嘴，高温涡轮，加力推力全程无级可调涡轮喷气发动机 。最大推力 81 千牛，加力推力 122.5 千牛 。推重比 6.5 。而在随后的分析中，发现仿制的涡喷-15 发动机在单位推力、推重比、中低空亚跨声速的高度、速度特性上都优于歼-13 飞机计划装备的涡扇-6 发动机 。
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