Оперение состоит из двух килей с рулями направления, дифференциально отклоняемого цельноповоротного стабилизатора, установленного ниже плоскости крыла, и двух подфюзеляжных килей, размещенных под гондолой каждого двигателя. Кили со стреловидностью 47" по передней кромке установлены с углом развала 5". Диапазон изменения установки углов симметрично отклоняемых рулей направления ±30°. Подфюзеляжные кили служат для повышения путевой устойчивости при маневрировании с большими перегрузками, когда кили и рули направления попадают в зону аэродинамического затенения. При углах стреловидности крыла более 55° управление по крену осуществляется только дифференциальным отклонением консолей стабилизатора, поскольку из-за уменьшения плеча действия силы отклонение итерцеп-торов оказывается неэффективным. Угол стреловидности стабилизаторов по передней кромке - 51°, углы отклонения - от -35° до +14°.
Шасси трехопорное с носовой опорой. Основные стойки одноколесные и убираются в отсеки неподвижной части крыла вперед-вверх с разворотом колес на 90°. Носовая двухколесная опора убирается вперед вверх в нишу под кабиной летчика. На носовой стойке имеется кронштейн для крепления бугеля катапульты. В хвостовой части фюзеляжа между гондолами двигателей смонтирован опускаемый тормозной гак с пневматическим демпфером; гак свободно вращается в вертикальной плоскости и может отклоняться на угол ±26° в горизонтальной плоскости.
Силовая установка состоит из двух двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажной камерой Пратт-Уитни TF-30. До 1977 г. устанавливались ТРДДФ TF-30-P-412A, затем - ТРДДФ TF-30-P-414.
На истребителе F-14 применены регулируемые боковые ковшовые воздухозаборники с внешним сжатием и горизонтальными рампами. Между стенкой канала воздухозаборника и фюзеляжем имеется зазор для отвода пограничного слоя. Регулирование подвода воздуха к двигателям осуществляется автоматическим отклонением рамп в зависимости от числа М. Створки перепуска воздуха, размещенные на верхней поверхности каналов воздухозаборников, открываются на больших скоростях и углах атаки для обеспечения требуемого запаса по помпажу.
Топливная система включает в себя баки-отсеки, расположенные в центральной части фюзеляжа (расходные), в подвижных частях крыла и между двигателями в хвостовой части фюзеляжа; суммарная емкость внутренних баков -9029 л. На узлах подвески под каналами воздухозаборников предусмотрена возможность подвески двух ПТБ емкостью по 1010 л. Самолет оснащен системой дозаправки в воздухе; убираемая штанга топливоприемника находится с правого борта фюзеляжа несколько впереди фонаря кабины.
Система управления полетом бустер-ная, необратимая; органы управления -традиционные, ручка и педали. В контур системы управления включены подсистема повышения устойчивости и автопилот с двойным резервированием по каналам тангажа и крена, тройным резервированием по каналу рысканья. Обработка данных от первичных датчиков пилотажных параметров и сигналов обработанной связи исполнительных механизмов производится центральным вычислителем воздушных данных.
Система AWG-9 обеспечивает обнаружение и опознавание воздушных целей, их оценку по степени угрозы, определение последовательности перехвата, распределение целей между отдельными ракетами, подсветку целей с помощью бортовой РЛС для полуактивного радиолокационного наведения ракет воздух-воздух на среднем участке их полета, применение ракет воздух-воздух AIM-54 "Феникс", AIM-7 "Спэр-роу", AIM-9 "Сайдуиндер" и прицельную стрельбу из пушки "Вулкан". СУ О AWG-9 связана по радиоканалам в реальном масштабе времени с корабельной системой обработки тактической информации NTDS и аналогичной системой обработки информации, используемой на самолетах ДРЛО Е-2 "Хо-кай". Обнаружение целей осуществляется с помощью импульсно-допплеров-ской РЛС сантиметрового диапазона и ИК или телевизионной системы обнаружения и сопровождения целей в передней полусфере.
РЛС позволяет обнаруживать и сопровождать малоразмерные воздушные цели типа крылатой ракеты на больших и малых высотах, в том числе и в нижней полусфере на фоне любой подстилающей поверхности. При работе в им-пульсно-доплеровском режиме РЛС обеспечивает определение скорости изменения дальности до цели с ЭПР 5 м2 (истребитель), находящейся на удалении до 215 км, бомбардировщика - 315 км, крылатой ракеты - 120 км. Возможно одновременное сопровождение 24 воздушных целей и наведение ракет на шесть из них (при условии, что расстояние между обстреливаемыми целями не превышает 15 км). Залповый пуск УР "Феникс" возможен на дальность до 196 км.
Остронаправленная планарная щелевая антенна диаметром 0,914 м установлена в носовой части фюзеляжа под радиопрозрачным обтекателем. Другой датчик СУО AWG-9 - ИК устройство поиска и сопровождения целей - используется в качестве резервного, по отношению к РЛС, средства. Тепловизор особенно эффективен при обнаружении ракет с работающими маршевыми двигателями. Возможно одновременное использование РЛС и ИК системы. С 1979 г. на F-14 вместо тепловизоров устанавливаются телевизионные системы поиска и сопровождения целей.
