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原文刊于《海陆空天惯性世界》，欢迎赏阅。
进入60年代中随着苏联超音速反舰导弹发射平台的逐渐增加，特别是能携带空射超音速反舰导弹的中远程轰炸机的大量装备，对美国海军航母战斗群的饱和攻击已经从理论变为现实的威胁。为了应付这种威胁，美国海军需要一种能够在远离航母的空域长时间巡逻并能够搭载远距空空导弹在敌轰炸机攻击之前就将其击落的中型防空战斗机。但是越战的经验和F-111B研制的失败也使海军认识到不能仅强调战机的超视距远程空战能力，新的舰载战斗机必须要有足够的机动性。在这两点基本要求上延伸出了VFX的战技术要求，具体来说，海军还要求飞机有良好的可维护性，能够在满挂弹药和2000磅燃油的条件下着舰和足够的载弹量以及电子对抗能力遂行近距支援任务。
众所周知，VFX计划的产物就是大名鼎鼎的格鲁曼F-14"雄猫"，作为世界上第一种第三代战斗机，它在气动和结构设计上都独具特色，外观上有一种特有的气势和美感，不仅极快地完成从设计到装备部队的过程而且拥有梦幻般的远距空战能力，再加上超人气电影《壮志凌云》的推波助澜，这一切使它在世界各地拥有数量庞大的Fans群体。笔者此次不想简单的介绍这种飞机的一般性能，而是希望能够对F-14设计上的特点和其中的理由作一个比较详细地介绍。
气动布局
为了满足海军对飞机的高速截击能力、巡逻时间和大负荷条件安全着舰的近乎自相矛盾的苛刻要求，在当时的条件下使用变后掠翼布局几乎是唯一可行的布局。如果要采用固定翼布局，要满足着舰性能的要求，就必须要加大翼面积以降低翼载荷，但是翼面积越大波阻和摩擦阻力就越大，截击能力和巡航经济性就受到损害，于是必须要有更强劲的动力和更多的燃油，毫无疑问，这样会产生更多的重量，就会要求更大的翼面积。虽然这并不是一个没有尽头的循环，但是却收敛于一个成本和重量无法接受的结果，根据国会要求对F-15上舰研究的结果证明了这一点。
在总结了F-111的教训和过去数十年的研究经验的基础上，F-14的机翼堪称战斗机变后掠翼系统的经典之作。F-14的机翼后掠角变化范围为20度~68度，地面停放时可以锁定在后掠75度位置，在后掠20度时翼展19.14米，后掠68度时翼展11.65米，停放时为10.15米，翼面积52.49平方米。机翼可动段有二段式前缘缝翼和三段式后缘襟翼，在后缘襟翼前的机翼上表面有四块扰流片。在F-111的设计试飞过程中，美国人发现该机的转轴位置选择的过于靠内（约20%半展长处），随着飞行马赫数和机翼后掠角的增大，气动中心不断后移，最终后移量达到53%平均气动弦长，换言之飞机的纵向静安定度（注1）增加非常大（最大静安定度达到近60%）。为了配平飞机需要很大的平尾负升力，产生很大的配平阻力，也严重的影响了飞机的机动性，实际上也对平尾面积和尾臂长的选择产生影响，从而增加了重量和成本。在研制F-14时，格鲁曼应用了兰利研究中心的成果，把转轴位置选择在较靠外的30%半展长处（转轴距机身对称面2.72米），使气动中心的移动量大大减小，在后掠50度时出现的最大后移量仅有16%平均气动弦长，此后随后掠角的增加反而逐渐减小，相应的整个马赫数范围内的纵向静安定度都比F-111小得多。这是对采用变后掠翼布局的F-14的机动性要求的基本保证。
与多数变后掠翼飞机不同，F-14的翼套相当大，这是转轴位置靠外造成的，在翼套的内部还收藏着一片翼套扇翼，翼套扇翼伸出可以进一步前移气动中心，使超音速的静安定性降低10%，降低平尾负荷和配平阻力。当收起翼套扇翼时，在大部分超音速范围F-14能做6g以上的机动，而伸出翼套扇翼时还可以再增加约1g。翼套的前缘半径较大，翼套上表面每侧各有两条结构加强翼刀，这样的设计兼有结构和气动的妙用，结构上加强了空心的翼套的强度和刚度，但气动上则又有更为重要的作用。变后掠翼机的翼套后掠角很大，在一定迎角（注2）的时候会像边条一样拉出涡流，但是当外翼小后掠角状态时这个涡流会在翼套前缘与活动机翼相交处离开前缘而流过机翼上方，会在活动翼上表面诱导上洗气流，并且促使活动翼上表面气流发生分离。分离一般从翼套与活动翼相交处弦向的后缘开始，但随着迎角的增大，很快就会向外和向前扩展，虽然实际上也会影响翼套的后缘，但是该处的分离非常缓慢。这种现象发生后再增大迎角，外翼的升力就不再增加，甚至可能下降，而翼套的升力则继续增加，从而影响了飞机所能达到的最大升力系数（注3），并且更重要的是使纵向力矩系数的变化出现非线性，而且变得不稳定，有时也会在纵向不稳定后也破坏横航向的稳定性。另外，由于分离从后缘开始发生，放后缘襟翼的增升效果也不理想。采用大的翼套前缘半径可以推迟出现分离涡流到更大的迎角，而翼刀则可以保持已经发生的涡的位置，阻止它向外翼流动发展。翼套的后缘有一圈柔性的整流装置来保持后缘的密封，这个装置由液压活塞来保持正确的位置。而翼套后的机身收藏后掠的外翼的位置，则有一个气囊来保持气动外形和机身的密封。
也许会让人感到惊讶，作为1970年首飞的飞机，F-14的机翼掠动，翼套扇翼的伸缩和机翼增升装置的收放全部是自动的，而且它们多数并不是由控制增稳系统的飞控计算机控制，而是由中央大气数据计算机控制。在油门杆上有一个四向电门，是机翼的主要掠动控制系统，可以选择自动掠动或者将外翼锁定在前后位置，另一个选择是需要使用炸弹作近距支援时，把机翼锁在55度后掠角位置上，这是因为这个后掠角位置加速性好，持续机动能力强，而且低空速压大，为避免受到过大载荷，机翼不宜多做掠动。飞行员还可以通过油门杆侧面的手动杆应急手动无级调节后掠位置，但是为了限制翼根弯矩，飞行员对后掠角的调节受到掠动程序中手动后掠限动器的限制。事实上格鲁曼设计这个以马赫数为自变量函数的自动掠动程序的最初目的就是为了限制翼根弯矩，减轻机翼的重量，但是他们很快就发现对掠动程序进行合理的优化可以改善飞机的飞行性能。最后使用的程序基本上包括适用于4300米以下和适用于6100米以上两种，实际上考虑了空气密度不同造成的速压和翼根弯矩的区别。众所周知，小后掠角状态可以获得好的低速升力特性、高的升阻比，而增加后掠角可以明显的推迟马赫数增加时的阻力增加。绝大多数时候把按最大升阻比和阻力增加特性确定的随马赫数掠动的程序与按翼根弯矩考虑的掠动程序相叠加就最后得到输出的后掠角，出现这样的结果，不得不说格鲁曼很走运，F-14这个设计的气动效率最优值和结构受载有着高度的相容性，只有很少的情况必须要为结构作出气动上的少许让步。这套变后掠系统使F-14收到了很高的气动效益，在亚音速巡航时可以获得远超过10的最大升阻比（在M0.6可以达到15，此时对应最大航时巡航，但因为速度较慢，并不出现最大航程），而在超音速的零升阻力系数仅略超过0.04。在3050米高度，0.9马赫的条件下，F-14A拥有超过600英尺/秒的单位重量剩余功率，虽然单位重量剩余功率并不与实际的爬升率完全一致，但是反映了飞机的爬升能力，变后掠构型使F-14A在自身重量较大，推重比不足的情况下能够获得比通常推测的更大的爬升率。当然，在前面也已经谈到飞行员可以在手动后掠限动器限制的范围内手动调节机翼的后掠位置，但是飞行员不可能知道在什么时候取多大的后掠角有最佳气动效率，而且自动变后掠机构能够提供的7度/秒（1g）到3度/秒（7.5g）的变后掠速率通常也够用，所以一般并不经常使用手动变后掠。不过，自动变后掠程序并非为格斗而优化，在格斗中也许有经验的飞行员会通过手动调节后掠角而获得额外的优势，比如减小后掠角以迅速的降低速度和获得良好的盘旋性能或者增大后掠角以迅速的加速脱离缠斗。
包含翼套扇翼、前缘缝翼和后缘机动襟翼在内的机动装置对F-14的机动性有十分重要的作用。翼套扇翼最大可向外旋转15度，其作用在前文中已经提到，但是需要说明的是，在F-14B/D型机上已经取消了翼套扇翼,笔者以为原因可能是由于控制系统的改进、飞机重心位置的变化和美国海军对超音速机动性要求的变化使飞机已经不需要这个装置。在机动中使用前缘缝翼据说跟格鲁曼的试飞员曾经试飞过达索的幻影G有很大的关系，他们发现在亚音速机动中使用前缘缝翼可以极大的推迟抖振的发生，稍后会谈到这些机动装置综合作用会有多大的效益。F-14的前缘缝翼最大偏角为17度，在起降时使用，用作机动缝翼时最大偏角8.5度；相似的后缘襟翼在起降时最大偏度为35度，而在机动中最大偏角为10度。后缘襟翼的结构比较复杂，在上表面有一块眉门，眉门伸出时可以保持上表面的连续，收起时可以形成起降高升力构型所需的单缝；下表面也有一扇门可以在后缘襟翼处于收起或机动位置时保持机翼下表面的连续，而在起降高升力构型下则收起形成单缝。前缘机动缝翼和后缘机动襟翼的操纵原本是由飞行员通过操纵杆上的手轮控制的，但是实际上空战中飞行员负担太重，很难顾得上及时使用，在90批次之后就改为由中央大气数据计算机全自动控制了。翼套扇翼也是由中央大气数据计算机控制的，但是在M1.4以下可以由飞行员通过操纵杆上的手轮控制。在低速压下的前后缘机动缝、襟翼和翼套扇翼的收放是互相联系的，大致上是低速时当迎角超过7度时机动装置完全伸出，在迎角小于4度时收回，起始伸出的迎角随马赫数增加而增加。机动装置偏转角度之间的关系是翼套扇翼向外旋转的角度是后缘襟翼的1.5倍，前缘缝翼的偏转角度是后缘襟翼的0.85倍。但是在低空低马赫数时，外翼小后掠，翼套扇翼是不伸出的，因为飞机本身按机翼伸开时具有最小的纵向安定性设计，以减小平尾配平负荷从而获得大的升阻比，如果此时伸出翼套扇翼会使飞机变为纵向静不安定，这种现象在当时是应当避免的。翼套扇翼在M1.4以上会完全伸出，在后掠控制电门处于投弹位置时也会完全伸出。前后缘缝/襟翼也有使用的限制，在7620米以下高度为了控制结构承受的气动载荷，把使用机动装置限定在表速为426千米/小时的常数速压线以下，而在7620米以上高度，由于这个表速所对应的马赫数约为0.85，对应的机翼后掠角接近50度，前后缘机动装置的效率很差，所以即使在更大高度速压有所降低，也把前后缘机动装置在M0.85以上时收起。另外，最内侧襟翼受运动空间的限制，在后掠角大于21度时即锁死。虽然使用机动装置增加了飞机的复杂性，但是从性能的提高看还是值得的。在高度6100米，M1.3的条件下伸出翼套扇翼可使升力系数为0.4时的升阻比提高5%，平尾配平载荷降低38%。在亚音速机动装置综合作用下，不仅最大可用升力系数增加约有0.1，更重要的是抖振边界升力系数随马赫数提高了0.2~0.4。在机动装置收起时虽然最大可用升力系数也可以高达1.6，但是由于抖振十分严重，难以准确追踪目标，多数情况只能用于防御机动，而在使用机动装置时最大可用升力系数与最大可用于跟踪的升力系数基本重合，这主要是由于前缘缝翼极大的减弱了抖振强度。
F-14机头直径很大，主要是为了容纳大直径的雷达天线，在机头长细比上作了折衷，既照顾了波阻，也可以在一定程度上避免大迎角下机鼻上表面分理处不对称的涡影响方向安定性。机身横截面很独特，为发动机短舱宽间距布局，机身扁平，翼套有一定的上反角，发动机舱也是倾斜安装，看起来略呈扁M形。发动机短舱宽间距布局虽然增大了干净构型下的摩擦阻力和波阻，但是在挂载武器的时候却可以通过保形挂架挂载"不死鸟"导弹，和机身半埋挂载"麻雀"导弹，比起完全外挂武器减少了相当多的阻力。翼套内段的上反与外段的下反可以使较大后掠角时的升力分布仍接近椭圆，减少诱导阻力。为了适应高空高速截击任务的需要，F-14选择了二元外压式四波系直通进气道，有一块水平固定压缩斜板，三块可调压缩斜板（最后的一块是扩压段的）和一个可调的放气门。压缩斜板按飞行马赫数调节，放气门则要跟据飞行马赫数、发动机换算转速（由温度传感器测得的总温换算得到的发动机转速）和飞行迎角来调节。各级斜板和放气门均为带反馈的闭环系统，该闭环系统精度较高，在小行程段误差不大于0.6%，中行程段不大于0.35%，大行程段不大于0.8%。系统响应速度则根据需要不同，按飞行马赫数控制的斜板由于飞行马赫数变化较慢，作动筒速度分别为10.16毫米/秒，43.18毫米/秒，30.48毫米/秒，而放气门还受到迎角和发动机转速的控制，其中战斗机在空战时油门运动频繁，发动机转速变化也很快，要求放气门作动筒速度达到139.7毫米/秒。进气道控制系统的指令更新也很快，更新周期为10毫秒，能够较好的满足实际飞行的需要。进气道内侧距机身25厘米，可以避免机头附面层进入进气道，进气道的下唇口位置比机头下缘更低，加上水平压缩斜板的屏蔽作用，进气道的大迎角性能较好。F-14的双垂尾安装在发动机短舱的上方，外倾5度，两垂尾顶端距离为3.25米，发动动机短舱下有双腹鳍，能够满足高空高速飞行的方向安定性要求。方向舵偏角为±30度，在大迎角时仍能控制飞机。全动平尾位置较主翼低，偏角范围为+15度到-35度，可以差动控制飞机滚转。为了减少后体阻力F-14A在设计过程中作了大量的研究，其中最具特色的是格鲁曼专为F-14A设计的光圈式收扩喷管，这种至今仅见于F-14A的喷管具有重量轻、自冷却和安装性能高的特点，喷管调节时作前后移动，不需要铰链，内外均十分光滑，在获得高的内部性能的同时又可以降低阻力。发动机喷口间的整流设计也十分关键，最后选择的整流方案较原设计短，剖面为楔形，中后部有一段外伸体可以改善面积分布，该方案兼顾了亚音速和跨音速性能，使飞机的巡航时可减少约6.5%的废阻力。整流体上下表面各有一块减速板，面积分别为2平方米和1.3平方米，可打开34度，但是在着舰时下减速板只能放到18度（一说被锁死）。
F-14的操纵舵面包括扰流片、全动平尾和方向舵，其中扰流片主要参与滚转操纵，全动平尾同向偏转可作俯仰操纵，差动可作滚转操纵，方向舵在小迎角作偏航操纵，大迎角也作滚转操纵。扰流片最大开度为55度，自动驾驶仪工作时为15度，当后掠角大于57度时，扰流片被锁死，不再参与操纵。变后掠翼飞机采用扰流片是相当普遍的现象，主要是因为布置全翼展后缘襟翼的需要，采用扰流片也可以避免大动压时的操纵反效，并且打开扰流片产生的阻力可导致有利于滚转的偏航力矩，另一点很重要的是在降落阶段打开后缘襟翼前的扰流片可以明显破坏襟翼升力效果，产生很大的滚转力矩，对低速时保持有效操纵飞机很有意义。但是使用扰流板也存在着很多固有的问题，首先是扰流片通过扰动气流引起升力变化来产生滚转力矩，这个过程有明显的时间延迟，时间延迟会影响操纵的准确度；其次是扰流片产生的滚转力矩与扰流片偏度的关系是非线性的，偏度很小的时候，处在附面层内，几乎不能产生滚转力矩，然后随偏度增加力矩增加很快，但最后力矩增长又趋于缓慢；然后是由于大迎角时机翼后缘附面层增厚，甚至局部分离，这会严重降低扰流片的操纵效率，使用前缘缝翼可以控制分离，部分弥补这个缺陷；最后是随着后掠角的增大，扰流片扰动减弱，位置也更靠近重心，操纵效果将会下降，而且扰流片位置靠后，会产生附加的抬头力矩，另外大后掠角通常对应的跨超音速飞行状态，扰流片前将会出现激波，扰流片只能影响波后升力分布，操纵效能进一步下降。扰流片的这些特点决定了F-14必须要使用差动平尾与扰流片相组合的滚转操纵手段，差动平尾在中小后掠角是辅助的滚转操纵手段，随后掠角增大逐渐变为主要操纵手段。差动平尾差动量一般不大（在F-14上最大差动权限为±7度，使用自动驾驶仪时为±5度），在低速压时不能产生足够滚转力矩，而且机翼展开时转动惯量和滚转阻尼也较大，必须要与扰流片组合作用，相反的对应高速压的大后掠状态，本身舵效比较明显，而且飞机转动惯量和滚转阻尼都减小很多，这时候为限制滚转率和后机身扭矩，平尾差动权限逐渐下降到最大值的一半。F-14的扰流片还有一些辅助的功能：在降落时可附加偏转8度，起直接升力控制的作用；在着陆接地后，左右同时打开55度增加阻力；在机动襟翼工作时下偏4.5度，减小缝隙，改善流态。与多数人的印象可能不同，战斗机的方向舵的偏航操纵能力主要用于机动中减小侧滑（注4）和精确控制航向及抵抗侧风降落等，而在F-14上方向舵的大迎角操纵能力十分重要。F-14拥有较高的使用迎角和一些非常规的机动能力，但在大迎角下扰流片和差动平尾的效能不足，必须要用方向舵控制滚转。
F-14的发动机短舱宽间距布局使它在大迎角下外侧机翼失速之后，机身仍然能够产生升力，并且在很高的迎角仍然在增长，这个特点与Su-27有些相似，是F-14大迎角机动能力的基础。然而令多数人想不到的是制约第三代战斗机大迎角能力的通常并不是机翼分离失速而是大迎角下的安定性和操纵性，很多飞机都因为安定性的丧失或者失去有效控制能力而把使用迎角限制在远低于失速迎角的地方。F-14并不是没有迎角限制的战斗机，它能够以一些瞬态的动作进入非常高的迎角范围，或者在比较大的迎角完成一些稳定可控的机动，但是飞行员必须要小心谨慎，及时地对可能发生的意外做出正确的反应。在试飞的时候曾经由于意外而在一个垂直科目中达到了±90度迎角，而有意识的表演则似乎能够在1.5秒内拉到77度迎角，飞机没有发生任何偏离（注5）或者尾旋（注6）的趋势，能够顺利地退出机动。根据F-14试飞员的说法，他们在45度迎角范围内使用所有诱发尾旋操纵，拉杆到底，压满杆和反向蹬舵，直到60度迎角的满压杆，以及倒飞时在-30度攻角推杆到头和满压杆，或者推杆到头和蹬满舵都未能引发尾旋，甚至可以在45度迎角稳定飞行和蹬满舵完成360度滚转。不同的外挂也不会引起抗尾旋特性的明显变化。曾经有一位《航空周刊》的编辑坐在2号原型机的后座观摩了由格鲁曼首席试飞员西威尔所做的一场机动和格斗表演。当时该机因为加装测控设备和反尾旋伞，空重达到20412公斤，起飞时携带6985公斤燃油，格斗的对手是经改装减重1361公斤的F-4B。西威尔首先表演了超音速的高g动作和快滚，随后在6706米，556公里/小时表速，机翼自动全后掠时拉杆以约50度/秒的俯仰速率拉到55度迎角并且保持这个位置直到空速减到93公里/小时，迎角下降到48度。在空速为92公里/小时，拉杆到底，迎角约为25度时，西威尔把机翼锁在50度后掠，压满杆，蹬满舵，飞机几乎没有抖振的完成360度滚转。滚转到倒飞姿态，西威尔表演了推杆到-26度迎角，获得-2.5g过载并保持10秒，在推杆达到-50度迎角和-3.8g。在格斗中，即使F-4B拉到超过抖振边界和达到8g过载以至于翼尖玻璃纤维结构被撕裂也摆脱不了F-14的追踪，而且F-14确实能够像电影中表现的那样用突然拉起减速迫使追踪的F-4B冲前。然而事实上F-14在服役初期也曾因为大迎角偏离而发生了一些事故，这主要是因为F-14在小后掠构型不放前缘缝翼时在16度迎角附近有一个失去方向安定性的区域，这是如果发生侧滑而不及时纠偏的话就会进入发散的荷兰滚模态（注7），并因为迎角的增大而最终进入尾旋。F-14机头离重心比较远，发生尾旋时飞行员受到较大的侧向加速度会妨碍飞行员完成改出动作，并且对弹射有一定的不利影响。试飞员没有发生这种事故可能是因为他们能够根据丰富的经验手动放出前缘缝翼和及时蹬舵纠偏，后来生产的F-14都是用了自动缝翼，就像前面介绍的那样。但是在25度到36度迎角范围内，F-14还可能因为差动平尾造成的不利偏航而在快滚时发生反操纵，后来通过加装副翼-方向舵联动基本解决了这个问题。
进入60年代中随着苏联超音速反舰导弹发射平台的逐渐增加，特别是能携带空射超音速反舰导弹的中远程轰炸机的大量装备，对美国海军航母战斗群的饱和攻击已经从理论变为现实的威胁。为了应付这种威胁，美国海军需要一种能够在远离航母的空域长时间巡逻并能够搭载远距空空导弹在敌轰炸机攻击之前就将其击落的中型防空战斗机。但是越战的经验和F-111B研制的失败也使海军认识到不能仅强调战机的超视距远程空战能力，新的舰载战斗机必须要有足够的机动性。在这两点基本要求上延伸出了VFX的战技术要求，具体来说，海军还要求飞机有良好的可维护性，能够在满挂弹药和2000磅燃油的条件下着舰和足够的载弹量以及电子对抗能力遂行近距支援任务。
众所周知，VFX计划的产物就是大名鼎鼎的格鲁曼F-14"雄猫"，作为世界上第一种第三代战斗机，它在气动和结构设计上都独具特色，外观上有一种特有的气势和美感，不仅极快地完成从设计到装备部队的过程而且拥有梦幻般的远距空战能力，再加上超人气电影《壮志凌云》的推波助澜，这一切使它在世界各地拥有数量庞大的Fans群体。笔者此次不想简单的介绍这种飞机的一般性能，而是希望能够对F-14设计上的特点和其中的理由作一个比较详细地介绍。
气动布局
为了满足海军对飞机的高速截击能力、巡逻时间和大负荷条件安全着舰的近乎自相矛盾的苛刻要求，在当时的条件下使用变后掠翼布局几乎是唯一可行的布局。如果要采用固定翼布局，要满足着舰性能的要求，就必须要加大翼面积以降低翼载荷，但是翼面积越大波阻和摩擦阻力就越大，截击能力和巡航经济性就受到损害，于是必须要有更强劲的动力和更多的燃油，毫无疑问，这样会产生更多的重量，就会要求更大的翼面积。虽然这并不是一个没有尽头的循环，但是却收敛于一个成本和重量无法接受的结果，根据国会要求对F-15上舰研究的结果证明了这一点。
在总结了F-111的教训和过去数十年的研究经验的基础上，F-14的机翼堪称战斗机变后掠翼系统的经典之作。F-14的机翼后掠角变化范围为20度~68度，地面停放时可以锁定在后掠75度位置，在后掠20度时翼展19.14米，后掠68度时翼展11.65米，停放时为10.15米，翼面积52.49平方米。机翼可动段有二段式前缘缝翼和三段式后缘襟翼，在后缘襟翼前的机翼上表面有四块扰流片。在F-111的设计试飞过程中，美国人发现该机的转轴位置选择的过于靠内（约20%半展长处），随着飞行马赫数和机翼后掠角的增大，气动中心不断后移，最终后移量达到53%平均气动弦长，换言之飞机的纵向静安定度（注1）增加非常大（最大静安定度达到近60%）。为了配平飞机需要很大的平尾负升力，产生很大的配平阻力，也严重的影响了飞机的机动性，实际上也对平尾面积和尾臂长的选择产生影响，从而增加了重量和成本。在研制F-14时，格鲁曼应用了兰利研究中心的成果，把转轴位置选择在较靠外的30%半展长处（转轴距机身对称面2.72米），使气动中心的移动量大大减小，在后掠50度时出现的最大后移量仅有16%平均气动弦长，此后随后掠角的增加反而逐渐减小，相应的整个马赫数范围内的纵向静安定度都比F-111小得多。这是对采用变后掠翼布局的F-14的机动性要求的基本保证。
与多数变后掠翼飞机不同，F-14的翼套相当大，这是转轴位置靠外造成的，在翼套的内部还收藏着一片翼套扇翼，翼套扇翼伸出可以进一步前移气动中心，使超音速的静安定性降低10%，降低平尾负荷和配平阻力。当收起翼套扇翼时，在大部分超音速范围F-14能做6g以上的机动，而伸出翼套扇翼时还可以再增加约1g。翼套的前缘半径较大，翼套上表面每侧各有两条结构加强翼刀，这样的设计兼有结构和气动的妙用，结构上加强了空心的翼套的强度和刚度，但气动上则又有更为重要的作用。变后掠翼机的翼套后掠角很大，在一定迎角（注2）的时候会像边条一样拉出涡流，但是当外翼小后掠角状态时这个涡流会在翼套前缘与活动机翼相交处离开前缘而流过机翼上方，会在活动翼上表面诱导上洗气流，并且促使活动翼上表面气流发生分离。分离一般从翼套与活动翼相交处弦向的后缘开始，但随着迎角的增大，很快就会向外和向前扩展，虽然实际上也会影响翼套的后缘，但是该处的分离非常缓慢。这种现象发生后再增大迎角，外翼的升力就不再增加，甚至可能下降，而翼套的升力则继续增加，从而影响了飞机所能达到的最大升力系数（注3），并且更重要的是使纵向力矩系数的变化出现非线性，而且变得不稳定，有时也会在纵向不稳定后也破坏横航向的稳定性。另外，由于分离从后缘开始发生，放后缘襟翼的增升效果也不理想。采用大的翼套前缘半径可以推迟出现分离涡流到更大的迎角，而翼刀则可以保持已经发生的涡的位置，阻止它向外翼流动发展。翼套的后缘有一圈柔性的整流装置来保持后缘的密封，这个装置由液压活塞来保持正确的位置。而翼套后的机身收藏后掠的外翼的位置，则有一个气囊来保持气动外形和机身的密封。
也许会让人感到惊讶，作为1970年首飞的飞机，F-14的机翼掠动，翼套扇翼的伸缩和机翼增升装置的收放全部是自动的，而且它们多数并不是由控制增稳系统的飞控计算机控制，而是由中央大气数据计算机控制。在油门杆上有一个四向电门，是机翼的主要掠动控制系统，可以选择自动掠动或者将外翼锁定在前后位置，另一个选择是需要使用炸弹作近距支援时，把机翼锁在55度后掠角位置上，这是因为这个后掠角位置加速性好，持续机动能力强，而且低空速压大，为避免受到过大载荷，机翼不宜多做掠动。飞行员还可以通过油门杆侧面的手动杆应急手动无级调节后掠位置，但是为了限制翼根弯矩，飞行员对后掠角的调节受到掠动程序中手动后掠限动器的限制。事实上格鲁曼设计这个以马赫数为自变量函数的自动掠动程序的最初目的就是为了限制翼根弯矩，减轻机翼的重量，但是他们很快就发现对掠动程序进行合理的优化可以改善飞机的飞行性能。最后使用的程序基本上包括适用于4300米以下和适用于6100米以上两种，实际上考虑了空气密度不同造成的速压和翼根弯矩的区别。众所周知，小后掠角状态可以获得好的低速升力特性、高的升阻比，而增加后掠角可以明显的推迟马赫数增加时的阻力增加。绝大多数时候把按最大升阻比和阻力增加特性确定的随马赫数掠动的程序与按翼根弯矩考虑的掠动程序相叠加就最后得到输出的后掠角，出现这样的结果，不得不说格鲁曼很走运，F-14这个设计的气动效率最优值和结构受载有着高度的相容性，只有很少的情况必须要为结构作出气动上的少许让步。这套变后掠系统使F-14收到了很高的气动效益，在亚音速巡航时可以获得远超过10的最大升阻比（在M0.6可以达到15，此时对应最大航时巡航，但因为速度较慢，并不出现最大航程），而在超音速的零升阻力系数仅略超过0.04。在3050米高度，0.9马赫的条件下，F-14A拥有超过600英尺/秒的单位重量剩余功率，虽然单位重量剩余功率并不与实际的爬升率完全一致，但是反映了飞机的爬升能力，变后掠构型使F-14A在自身重量较大，推重比不足的情况下能够获得比通常推测的更大的爬升率。当然，在前面也已经谈到飞行员可以在手动后掠限动器限制的范围内手动调节机翼的后掠位置，但是飞行员不可能知道在什么时候取多大的后掠角有最佳气动效率，而且自动变后掠机构能够提供的7度/秒（1g）到3度/秒（7.5g）的变后掠速率通常也够用，所以一般并不经常使用手动变后掠。不过，自动变后掠程序并非为格斗而优化，在格斗中也许有经验的飞行员会通过手动调节后掠角而获得额外的优势，比如减小后掠角以迅速的降低速度和获得良好的盘旋性能或者增大后掠角以迅速的加速脱离缠斗。
包含翼套扇翼、前缘缝翼和后缘机动襟翼在内的机动装置对F-14的机动性有十分重要的作用。翼套扇翼最大可向外旋转15度，其作用在前文中已经提到，但是需要说明的是，在F-14B/D型机上已经取消了翼套扇翼,笔者以为原因可能是由于控制系统的改进、飞机重心位置的变化和美国海军对超音速机动性要求的变化使飞机已经不需要这个装置。在机动中使用前缘缝翼据说跟格鲁曼的试飞员曾经试飞过达索的幻影G有很大的关系，他们发现在亚音速机动中使用前缘缝翼可以极大的推迟抖振的发生，稍后会谈到这些机动装置综合作用会有多大的效益。F-14的前缘缝翼最大偏角为17度，在起降时使用，用作机动缝翼时最大偏角8.5度；相似的后缘襟翼在起降时最大偏度为35度，而在机动中最大偏角为10度。后缘襟翼的结构比较复杂，在上表面有一块眉门，眉门伸出时可以保持上表面的连续，收起时可以形成起降高升力构型所需的单缝；下表面也有一扇门可以在后缘襟翼处于收起或机动位置时保持机翼下表面的连续，而在起降高升力构型下则收起形成单缝。前缘机动缝翼和后缘机动襟翼的操纵原本是由飞行员通过操纵杆上的手轮控制的，但是实际上空战中飞行员负担太重，很难顾得上及时使用，在90批次之后就改为由中央大气数据计算机全自动控制了。翼套扇翼也是由中央大气数据计算机控制的，但是在M1.4以下可以由飞行员通过操纵杆上的手轮控制。在低速压下的前后缘机动缝、襟翼和翼套扇翼的收放是互相联系的，大致上是低速时当迎角超过7度时机动装置完全伸出，在迎角小于4度时收回，起始伸出的迎角随马赫数增加而增加。机动装置偏转角度之间的关系是翼套扇翼向外旋转的角度是后缘襟翼的1.5倍，前缘缝翼的偏转角度是后缘襟翼的0.85倍。但是在低空低马赫数时，外翼小后掠，翼套扇翼是不伸出的，因为飞机本身按机翼伸开时具有最小的纵向安定性设计，以减小平尾配平负荷从而获得大的升阻比，如果此时伸出翼套扇翼会使飞机变为纵向静不安定，这种现象在当时是应当避免的。翼套扇翼在M1.4以上会完全伸出，在后掠控制电门处于投弹位置时也会完全伸出。前后缘缝/襟翼也有使用的限制，在7620米以下高度为了控制结构承受的气动载荷，把使用机动装置限定在表速为426千米/小时的常数速压线以下，而在7620米以上高度，由于这个表速所对应的马赫数约为0.85，对应的机翼后掠角接近50度，前后缘机动装置的效率很差，所以即使在更大高度速压有所降低，也把前后缘机动装置在M0.85以上时收起。另外，最内侧襟翼受运动空间的限制，在后掠角大于21度时即锁死。虽然使用机动装置增加了飞机的复杂性，但是从性能的提高看还是值得的。在高度6100米，M1.3的条件下伸出翼套扇翼可使升力系数为0.4时的升阻比提高5%，平尾配平载荷降低38%。在亚音速机动装置综合作用下，不仅最大可用升力系数增加约有0.1，更重要的是抖振边界升力系数随马赫数提高了0.2~0.4。在机动装置收起时虽然最大可用升力系数也可以高达1.6，但是由于抖振十分严重，难以准确追踪目标，多数情况只能用于防御机动，而在使用机动装置时最大可用升力系数与最大可用于跟踪的升力系数基本重合，这主要是由于前缘缝翼极大的减弱了抖振强度。
F-14机头直径很大，主要是为了容纳大直径的雷达天线，在机头长细比上作了折衷，既照顾了波阻，也可以在一定程度上避免大迎角下机鼻上表面分理处不对称的涡影响方向安定性。机身横截面很独特，为发动机短舱宽间距布局，机身扁平，翼套有一定的上反角，发动机舱也是倾斜安装，看起来略呈扁M形。发动机短舱宽间距布局虽然增大了干净构型下的摩擦阻力和波阻，但是在挂载武器的时候却可以通过保形挂架挂载"不死鸟"导弹，和机身半埋挂载"麻雀"导弹，比起完全外挂武器减少了相当多的阻力。翼套内段的上反与外段的下反可以使较大后掠角时的升力分布仍接近椭圆，减少诱导阻力。为了适应高空高速截击任务的需要，F-14选择了二元外压式四波系直通进气道，有一块水平固定压缩斜板，三块可调压缩斜板（最后的一块是扩压段的）和一个可调的放气门。压缩斜板按飞行马赫数调节，放气门则要跟据飞行马赫数、发动机换算转速（由温度传感器测得的总温换算得到的发动机转速）和飞行迎角来调节。各级斜板和放气门均为带反馈的闭环系统，该闭环系统精度较高，在小行程段误差不大于0.6%，中行程段不大于0.35%，大行程段不大于0.8%。系统响应速度则根据需要不同，按飞行马赫数控制的斜板由于飞行马赫数变化较慢，作动筒速度分别为10.16毫米/秒，43.18毫米/秒，30.48毫米/秒，而放气门还受到迎角和发动机转速的控制，其中战斗机在空战时油门运动频繁，发动机转速变化也很快，要求放气门作动筒速度达到139.7毫米/秒。进气道控制系统的指令更新也很快，更新周期为10毫秒，能够较好的满足实际飞行的需要。进气道内侧距机身25厘米，可以避免机头附面层进入进气道，进气道的下唇口位置比机头下缘更低，加上水平压缩斜板的屏蔽作用，进气道的大迎角性能较好。F-14的双垂尾安装在发动机短舱的上方，外倾5度，两垂尾顶端距离为3.25米，发动动机短舱下有双腹鳍，能够满足高空高速飞行的方向安定性要求。方向舵偏角为±30度，在大迎角时仍能控制飞机。全动平尾位置较主翼低，偏角范围为+15度到-35度，可以差动控制飞机滚转。为了减少后体阻力F-14A在设计过程中作了大量的研究，其中最具特色的是格鲁曼专为F-14A设计的光圈式收扩喷管，这种至今仅见于F-14A的喷管具有重量轻、自冷却和安装性能高的特点，喷管调节时作前后移动，不需要铰链，内外均十分光滑，在获得高的内部性能的同时又可以降低阻力。发动机喷口间的整流设计也十分关键，最后选择的整流方案较原设计短，剖面为楔形，中后部有一段外伸体可以改善面积分布，该方案兼顾了亚音速和跨音速性能，使飞机的巡航时可减少约6.5%的废阻力。整流体上下表面各有一块减速板，面积分别为2平方米和1.3平方米，可打开34度，但是在着舰时下减速板只能放到18度（一说被锁死）。
F-14的操纵舵面包括扰流片、全动平尾和方向舵，其中扰流片主要参与滚转操纵，全动平尾同向偏转可作俯仰操纵，差动可作滚转操纵，方向舵在小迎角作偏航操纵，大迎角也作滚转操纵。扰流片最大开度为55度，自动驾驶仪工作时为15度，当后掠角大于57度时，扰流片被锁死，不再参与操纵。变后掠翼飞机采用扰流片是相当普遍的现象，主要是因为布置全翼展后缘襟翼的需要，采用扰流片也可以避免大动压时的操纵反效，并且打开扰流片产生的阻力可导致有利于滚转的偏航力矩，另一点很重要的是在降落阶段打开后缘襟翼前的扰流片可以明显破坏襟翼升力效果，产生很大的滚转力矩，对低速时保持有效操纵飞机很有意义。但是使用扰流板也存在着很多固有的问题，首先是扰流片通过扰动气流引起升力变化来产生滚转力矩，这个过程有明显的时间延迟，时间延迟会影响操纵的准确度；其次是扰流片产生的滚转力矩与扰流片偏度的关系是非线性的，偏度很小的时候，处在附面层内，几乎不能产生滚转力矩，然后随偏度增加力矩增加很快，但最后力矩增长又趋于缓慢；然后是由于大迎角时机翼后缘附面层增厚，甚至局部分离，这会严重降低扰流片的操纵效率，使用前缘缝翼可以控制分离，部分弥补这个缺陷；最后是随着后掠角的增大，扰流片扰动减弱，位置也更靠近重心，操纵效果将会下降，而且扰流片位置靠后，会产生附加的抬头力矩，另外大后掠角通常对应的跨超音速飞行状态，扰流片前将会出现激波，扰流片只能影响波后升力分布，操纵效能进一步下降。扰流片的这些特点决定了F-14必须要使用差动平尾与扰流片相组合的滚转操纵手段，差动平尾在中小后掠角是辅助的滚转操纵手段，随后掠角增大逐渐变为主要操纵手段。差动平尾差动量一般不大（在F-14上最大差动权限为±7度，使用自动驾驶仪时为±5度），在低速压时不能产生足够滚转力矩，而且机翼展开时转动惯量和滚转阻尼也较大，必须要与扰流片组合作用，相反的对应高速压的大后掠状态，本身舵效比较明显，而且飞机转动惯量和滚转阻尼都减小很多，这时候为限制滚转率和后机身扭矩，平尾差动权限逐渐下降到最大值的一半。F-14的扰流片还有一些辅助的功能：在降落时可附加偏转8度，起直接升力控制的作用；在着陆接地后，左右同时打开55度增加阻力；在机动襟翼工作时下偏4.5度，减小缝隙，改善流态。与多数人的印象可能不同，战斗机的方向舵的偏航操纵能力主要用于机动中减小侧滑（注4）和精确控制航向及抵抗侧风降落等，而在F-14上方向舵的大迎角操纵能力十分重要。F-14拥有较高的使用迎角和一些非常规的机动能力，但在大迎角下扰流片和差动平尾的效能不足，必须要用方向舵控制滚转。
F-14的发动机短舱宽间距布局使它在大迎角下外侧机翼失速之后，机身仍然能够产生升力，并且在很高的迎角仍然在增长，这个特点与Su-27有些相似，是F-14大迎角机动能力的基础。然而令多数人想不到的是制约第三代战斗机大迎角能力的通常并不是机翼分离失速而是大迎角下的安定性和操纵性，很多飞机都因为安定性的丧失或者失去有效控制能力而把使用迎角限制在远低于失速迎角的地方。F-14并不是没有迎角限制的战斗机，它能够以一些瞬态的动作进入非常高的迎角范围，或者在比较大的迎角完成一些稳定可控的机动，但是飞行员必须要小心谨慎，及时地对可能发生的意外做出正确的反应。在试飞的时候曾经由于意外而在一个垂直科目中达到了±90度迎角，而有意识的表演则似乎能够在1.5秒内拉到77度迎角，飞机没有发生任何偏离（注5）或者尾旋（注6）的趋势，能够顺利地退出机动。根据F-14试飞员的说法，他们在45度迎角范围内使用所有诱发尾旋操纵，拉杆到底，压满杆和反向蹬舵，直到60度迎角的满压杆，以及倒飞时在-30度攻角推杆到头和满压杆，或者推杆到头和蹬满舵都未能引发尾旋，甚至可以在45度迎角稳定飞行和蹬满舵完成360度滚转。不同的外挂也不会引起抗尾旋特性的明显变化。曾经有一位《航空周刊》的编辑坐在2号原型机的后座观摩了由格鲁曼首席试飞员西威尔所做的一场机动和格斗表演。当时该机因为加装测控设备和反尾旋伞，空重达到20412公斤，起飞时携带6985公斤燃油，格斗的对手是经改装减重1361公斤的F-4B。西威尔首先表演了超音速的高g动作和快滚，随后在6706米，556公里/小时表速，机翼自动全后掠时拉杆以约50度/秒的俯仰速率拉到55度迎角并且保持这个位置直到空速减到93公里/小时，迎角下降到48度。在空速为92公里/小时，拉杆到底，迎角约为25度时，西威尔把机翼锁在50度后掠，压满杆，蹬满舵，飞机几乎没有抖振的完成360度滚转。滚转到倒飞姿态，西威尔表演了推杆到-26度迎角，获得-2.5g过载并保持10秒，在推杆达到-50度迎角和-3.8g。在格斗中，即使F-4B拉到超过抖振边界和达到8g过载以至于翼尖玻璃纤维结构被撕裂也摆脱不了F-14的追踪，而且F-14确实能够像电影中表现的那样用突然拉起减速迫使追踪的F-4B冲前。然而事实上F-14在服役初期也曾因为大迎角偏离而发生了一些事故，这主要是因为F-14在小后掠构型不放前缘缝翼时在16度迎角附近有一个失去方向安定性的区域，这是如果发生侧滑而不及时纠偏的话就会进入发散的荷兰滚模态（注7），并因为迎角的增大而最终进入尾旋。F-14机头离重心比较远，发生尾旋时飞行员受到较大的侧向加速度会妨碍飞行员完成改出动作，并且对弹射有一定的不利影响。试飞员没有发生这种事故可能是因为他们能够根据丰富的经验手动放出前缘缝翼和及时蹬舵纠偏，后来生产的F-14都是用了自动缝翼，就像前面介绍的那样。但是在25度到36度迎角范围内，F-14还可能因为差动平尾造成的不利偏航而在快滚时发生反操纵，后来通过加装副翼-方向舵联动基本解决了这个问题。
发动机和燃油系统
F-14A的发动机历来以推力不足和可靠性不佳为人所诟病，作为第一种用于超音速战斗机的加力式涡轮风扇发动机，它的前身是1958年普拉特·惠特尼公司作为私人经营计划的民用发动机JTF-10A。这种1959年就首次试车的发动机并没有打开民用市场，而是以加力版TF30-P-1于1961年被海、空军选中为F-111的动力，稍后海军选中不加力的TF30-P-6作为A-7的动力。F-14A选用的TF30-P-412实际上是F-111B用的TF30-P-12的发展型。普·惠在研制TF30时应用了高压比压气机、气冷涡轮、加力燃烧室分区供油和全程可调的收敛-扩张引射喷管等技术，其中加力室分区供油可使推力在大范围内调节，接通加力时压力平滑上升，有助于避免加力点火的压力脉动前传而造成风扇或压气机失速。尽管TF30-P-1经历了两次严格的150小时定型试车，其中一次长时间模拟海平面和高空超音速飞行，但是这型发动机仍然在使用中发现存在着严重的失速、可靠性和耐久性问题。这也许跟追求高压比减小了发动机的喘振裕度有关，此后的近十年中，TF30一直在不断改进。本来海军只是想用成熟的TF30作为过渡，早在F-14A首飞前就已经决定采用普·惠的F401-P-400作为F-14的标准动力装置。但是F401和同是从JTF22上发展而来的F100一开始就因为选用了性能较低的风扇设计而造成研制拖期，导致海军在1971年年中取消了下一年的订货。而后F100又在1973年因为风扇叶片和涡轮叶片故障未能通过150小时试车，改进风扇静子的F100在模拟高空高速试车时突然起火，风扇以后部分毁坏。祸不单行，同年9月，F401也在试车台上爆炸。虽然最后查明事故的原因竟然是实验室壁上落下的锈蚀严重的腐蚀了发动机，但是这些问题导致了F401更加严重的超支和拖期。费用的超支加上经济疲软带来的经费紧张促使海军最终放弃了F401，不过从空军使用F100的经验看，这种发动机在服役初期在风扇失速这个问题上较TF30有过之而无不及，而且耐久性表现也不佳，也许使用不断成熟中的TF30反而可以比较省心。当然TF30并不是海军心目中合适的发动机，改进的F-14B/D最终选择了推力强劲、可靠耐久的F110-GE-400。为了适应F-14的机体，F110-GE-400把加力燃烧室延长了1.27米（表面积增加一倍多），并且移动了发动机安装节的位置，这带来了加力室寿命问题和安装主发动机安装节的风扇机匣的承载和保持保持圆度的问题。为保证加力室的寿命和节约冷却空气流量，采用新的对流冷却方式冷却加长了1.27米的防振隔热屏，比较令人意外的是加长的防振隔热屏提高了加力室的效率，降低了发动机的加力耗油率。安装节位置的改动通过加强风扇机匣解决，虽然得到了一种较好的方案，但是重量仍然不可避免地增加了。为了适应推力大增的新发动机，F-14本身也做了一些改动，进气道斜板调节程序和进场自动油门也做了修改。新发动机使F-14的爬升率提高61%，滞空时间延长约30%，在5000英尺高度从200节加速到600节仅耗时24秒，而且发动机数字控制系统使发动机在整个包线内都不会出现压气机失速。
F-14的燃油系统包括载油2616升的前机身软油箱（1号、2号油箱），共载油1726升的左、右供油油箱（位于中央翼盒内的3号、4号整体油箱），载油2453升的后机身油箱（5、6、7、8号软油箱和整体通气油箱）和每侧载油1117升的外翼整体油箱，进气道下可悬挂容量为1022升的副油箱。当使用密度为0.816千克/升的JP-5燃油时，机内载油量为7466千克，总载油量为9114千克。左翼和后机身油箱为左发供油，右翼和前机身油箱为右发供油，除副油箱外，系统为重力输油。F-14有空中受油系统和地面单点压力加油，地面放油口和位于尾部中间整流体末端的空中放油口。可在左发开车时进行地面压力加油（称为热加油）。空中受油管通往左、右供油油箱。
F-14A的发动机历来以推力不足和可靠性不佳为人所诟病，作为第一种用于超音速战斗机的加力式涡轮风扇发动机，它的前身是1958年普拉特·惠特尼公司作为私人经营计划的民用发动机JTF-10A。这种1959年就首次试车的发动机并没有打开民用市场，而是以加力版TF30-P-1于1961年被海、空军选中为F-111的动力，稍后海军选中不加力的TF30-P-6作为A-7的动力。F-14A选用的TF30-P-412实际上是F-111B用的TF30-P-12的发展型。普·惠在研制TF30时应用了高压比压气机、气冷涡轮、加力燃烧室分区供油和全程可调的收敛-扩张引射喷管等技术，其中加力室分区供油可使推力在大范围内调节，接通加力时压力平滑上升，有助于避免加力点火的压力脉动前传而造成风扇或压气机失速。尽管TF30-P-1经历了两次严格的150小时定型试车，其中一次长时间模拟海平面和高空超音速飞行，但是这型发动机仍然在使用中发现存在着严重的失速、可靠性和耐久性问题。这也许跟追求高压比减小了发动机的喘振裕度有关，此后的近十年中，TF30一直在不断改进。本来海军只是想用成熟的TF30作为过渡，早在F-14A首飞前就已经决定采用普·惠的F401-P-400作为F-14的标准动力装置。但是F401和同是从JTF22上发展而来的F100一开始就因为选用了性能较低的风扇设计而造成研制拖期，导致海军在1971年年中取消了下一年的订货。而后F100又在1973年因为风扇叶片和涡轮叶片故障未能通过150小时试车，改进风扇静子的F100在模拟高空高速试车时突然起火，风扇以后部分毁坏。祸不单行，同年9月，F401也在试车台上爆炸。虽然最后查明事故的原因竟然是实验室壁上落下的锈蚀严重的腐蚀了发动机，但是这些问题导致了F401更加严重的超支和拖期。费用的超支加上经济疲软带来的经费紧张促使海军最终放弃了F401，不过从空军使用F100的经验看，这种发动机在服役初期在风扇失速这个问题上较TF30有过之而无不及，而且耐久性表现也不佳，也许使用不断成熟中的TF30反而可以比较省心。当然TF30并不是海军心目中合适的发动机，改进的F-14B/D最终选择了推力强劲、可靠耐久的F110-GE-400。为了适应F-14的机体，F110-GE-400把加力燃烧室延长了1.27米（表面积增加一倍多），并且移动了发动机安装节的位置，这带来了加力室寿命问题和安装主发动机安装节的风扇机匣的承载和保持保持圆度的问题。为保证加力室的寿命和节约冷却空气流量，采用新的对流冷却方式冷却加长了1.27米的防振隔热屏，比较令人意外的是加长的防振隔热屏提高了加力室的效率，降低了发动机的加力耗油率。安装节位置的改动通过加强风扇机匣解决，虽然得到了一种较好的方案，但是重量仍然不可避免地增加了。为了适应推力大增的新发动机，F-14本身也做了一些改动，进气道斜板调节程序和进场自动油门也做了修改。新发动机使F-14的爬升率提高61%，滞空时间延长约30%，在5000英尺高度从200节加速到600节仅耗时24秒，而且发动机数字控制系统使发动机在整个包线内都不会出现压气机失速。
F-14的燃油系统包括载油2616升的前机身软油箱（1号、2号油箱），共载油1726升的左、右供油油箱（位于中央翼盒内的3号、4号整体油箱），载油2453升的后机身油箱（5、6、7、8号软油箱和整体通气油箱）和每侧载油1117升的外翼整体油箱，进气道下可悬挂容量为1022升的副油箱。当使用密度为0.816千克/升的JP-5燃油时，机内载油量为7466千克，总载油量为9114千克。左翼和后机身油箱为左发供油，右翼和前机身油箱为右发供油，除副油箱外，系统为重力输油。F-14有空中受油系统和地面单点压力加油，地面放油口和位于尾部中间整流体末端的空中放油口。可在左发开车时进行地面压力加油（称为热加油）。空中受油管通往左、右供油油箱。
结构和系统
F-14的机体为金属半硬壳结构，主要包括前、中、后机身，活动翼，、垂尾、平尾、起落架等部分。前机身由机头和座舱组成，机头雷达天线罩为常规的缠绕玻璃纤维结构，为了便于在航空母舰狭小的机库里维护雷达，雷达找可以向上方折起。座舱下方向前收藏的双轮前起落架装有前轮转向机构和弹射拖曳杆。F-14的座舱十分高大宽敞，有些遗憾的是保守的三片式风挡有些影响视野，如同人们所熟知的，F-14A的平显画面就投射在风挡的中央。这个别出心裁的设计实际上是无奈之举，由于安装位置的限制，原设计的风挡玻璃和平显之间出现了严重的多重反射问题导致飞行员不能看清字符，所以只能把平显投射玻璃取消掉。但是这个设计对风挡提出了很高的要求，它既要满足风挡玻璃承受空气动力和座舱压力的要求，也要满足平显玻璃的光学品质和安装精度要求。最终使用的风挡玻璃为乙烯基塑料粘接的五层回火、半回火和退火的玻璃组成，内表面涂有金属氧化物反射涂层。为了改善平显画面质量，在原光路中加了一块偏振镜。这个设计完全解决了原设计的多重反射问题，但是因为增加了眼睛到透镜的距离而缩小了瞬时视野没有办法解决，只是通过移动字符位置来做补偿，另外校准平显所用工具也与寻常平显略有区别。固定风挡的框架为钛合金精密锻件，可以减少机械加工量。座舱盖框架A357铝合金铸件，成本很低，座舱盖透明件由外层改性聚丙烯酸酯和内层拉伸聚丙烯酸酯经有机硅胶粘接而成，能承受较高的驻点温度。
F-14的驾驶舱段为组合式结构可以同时在两侧进行装配，也便于工人接近，缩短了装配工时。F-14的中机身包括中央翼盒、进气道、主起落架和油箱。其中中央翼盒为Ti-6Al-4V锻件真空电子束焊接的整体，显著降低了重量，焊缝质量非常好，翼盒疲劳寿命远超过2倍机身设计寿命。进气道前段为铝结构，而扩压段管壁温度很高，用钛合金制造，靠近油箱部分使用了隔热材料。主起落架位于发动机前的短舱外侧，载荷直接传递给整体的中央翼盒，结构十分坚固，而且缓冲器行程高达635毫米，主起落架向前收藏，主轮翻转90度收入翼套。后机身包括尾翼、发动机短舱、油箱、腹鳍和拦阻钩等。平尾前后梁均为钛合金，蒙皮为硼纤维复合材料，前缘包铝合金，垂尾全部由铝合金制造。发动机舱下的双腹鳍为铝质梁和复合材料蒙皮。拦阻钩由油压缓冲器连接在其身上，用220KSI钢制成，可承受67.636千牛的拉力，自重仅94.9千克。发动机舱内壁为钛合金蜂窝结构，外壁为铝蒙皮，下壁开两个大舱门供维护和拆装发动机用，发动机舱有两个钢制加强框分别连接垂尾前梁和平尾作动筒以及垂尾后梁和平尾转轴。机翼前后梁、上翼面蒙皮由Ti-6Al-6V-2Sn制成，下蒙皮由Ti-6Al-4V制成，翼肋由2024-T851铝板制成。
飞机的液压系统和分系统对于保证F-14的作战能力和生存力具有十分重要的意义。F-14的飞行操纵系统所需液压油由三套连续工作的独立系统和一套间断工作的备用系统提供，系统压强为20.68兆帕，使用MIL-H-5606B液压油。其中两套独立系统分别由左右发动机驱动的液压泵提供液压，右发驱动的系统主要为操纵舵面的作动筒提供液压而左发驱动的系统主要为增升装置和其他液压驱动部件提供液压，两套系统之间有双向功率传递泵可以再一套系统失效的情况下以一半功率完成全部操纵。第三套独立系统为外侧扰流片/增升装置备用系统，由一套可以通过整体发电机和主汇流条从任一发动机获得功率的电动泵驱动，可以在两套主系统均失效时驱动操纵舵面和增升装置。间断工作系统则是最后一套备用系统也由电动泵驱动，在全部失效时，关键系统可由冷气和手摇泵驱动。为了保证作战生存力，两套主系统分别位于飞机的两侧，起落架收放、刹车和转向等的液压管路在起落架收起后就跟系统的其他部分断开。为了减轻重量在6.35毫米以上直径导管上使用Ti-3Al-2.5V退火钛合金，只在小直径导管上使用不锈钢，部分永久接头为钎焊钛合金接头和低温热缩镍-钛记忆合金接头，部分元件被组装成一个整体的组件。
F-14的机体为金属半硬壳结构，主要包括前、中、后机身，活动翼，、垂尾、平尾、起落架等部分。前机身由机头和座舱组成，机头雷达天线罩为常规的缠绕玻璃纤维结构，为了便于在航空母舰狭小的机库里维护雷达，雷达找可以向上方折起。座舱下方向前收藏的双轮前起落架装有前轮转向机构和弹射拖曳杆。F-14的座舱十分高大宽敞，有些遗憾的是保守的三片式风挡有些影响视野，如同人们所熟知的，F-14A的平显画面就投射在风挡的中央。这个别出心裁的设计实际上是无奈之举，由于安装位置的限制，原设计的风挡玻璃和平显之间出现了严重的多重反射问题导致飞行员不能看清字符，所以只能把平显投射玻璃取消掉。但是这个设计对风挡提出了很高的要求，它既要满足风挡玻璃承受空气动力和座舱压力的要求，也要满足平显玻璃的光学品质和安装精度要求。最终使用的风挡玻璃为乙烯基塑料粘接的五层回火、半回火和退火的玻璃组成，内表面涂有金属氧化物反射涂层。为了改善平显画面质量，在原光路中加了一块偏振镜。这个设计完全解决了原设计的多重反射问题，但是因为增加了眼睛到透镜的距离而缩小了瞬时视野没有办法解决，只是通过移动字符位置来做补偿，另外校准平显所用工具也与寻常平显略有区别。固定风挡的框架为钛合金精密锻件，可以减少机械加工量。座舱盖框架A357铝合金铸件，成本很低，座舱盖透明件由外层改性聚丙烯酸酯和内层拉伸聚丙烯酸酯经有机硅胶粘接而成，能承受较高的驻点温度。
F-14的驾驶舱段为组合式结构可以同时在两侧进行装配，也便于工人接近，缩短了装配工时。F-14的中机身包括中央翼盒、进气道、主起落架和油箱。其中中央翼盒为Ti-6Al-4V锻件真空电子束焊接的整体，显著降低了重量，焊缝质量非常好，翼盒疲劳寿命远超过2倍机身设计寿命。进气道前段为铝结构，而扩压段管壁温度很高，用钛合金制造，靠近油箱部分使用了隔热材料。主起落架位于发动机前的短舱外侧，载荷直接传递给整体的中央翼盒，结构十分坚固，而且缓冲器行程高达635毫米，主起落架向前收藏，主轮翻转90度收入翼套。后机身包括尾翼、发动机短舱、油箱、腹鳍和拦阻钩等。平尾前后梁均为钛合金，蒙皮为硼纤维复合材料，前缘包铝合金，垂尾全部由铝合金制造。发动机舱下的双腹鳍为铝质梁和复合材料蒙皮。拦阻钩由油压缓冲器连接在其身上，用220KSI钢制成，可承受67.636千牛的拉力，自重仅94.9千克。发动机舱内壁为钛合金蜂窝结构，外壁为铝蒙皮，下壁开两个大舱门供维护和拆装发动机用，发动机舱有两个钢制加强框分别连接垂尾前梁和平尾作动筒以及垂尾后梁和平尾转轴。机翼前后梁、上翼面蒙皮由Ti-6Al-6V-2Sn制成，下蒙皮由Ti-6Al-4V制成，翼肋由2024-T851铝板制成。
飞机的液压系统和分系统对于保证F-14的作战能力和生存力具有十分重要的意义。F-14的飞行操纵系统所需液压油由三套连续工作的独立系统和一套间断工作的备用系统提供，系统压强为20.68兆帕，使用MIL-H-5606B液压油。其中两套独立系统分别由左右发动机驱动的液压泵提供液压，右发驱动的系统主要为操纵舵面的作动筒提供液压而左发驱动的系统主要为增升装置和其他液压驱动部件提供液压，两套系统之间有双向功率传递泵可以再一套系统失效的情况下以一半功率完成全部操纵。第三套独立系统为外侧扰流片/增升装置备用系统，由一套可以通过整体发电机和主汇流条从任一发动机获得功率的电动泵驱动，可以在两套主系统均失效时驱动操纵舵面和增升装置。间断工作系统则是最后一套备用系统也由电动泵驱动，在全部失效时，关键系统可由冷气和手摇泵驱动。为了保证作战生存力，两套主系统分别位于飞机的两侧，起落架收放、刹车和转向等的液压管路在起落架收起后就跟系统的其他部分断开。为了减轻重量在6.35毫米以上直径导管上使用Ti-3Al-2.5V退火钛合金，只在小直径导管上使用不锈钢，部分永久接头为钎焊钛合金接头和低温热缩镍-钛记忆合金接头，部分元件被组装成一个整体的组件。
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航电和武器
F-14延续了海军重型战斗机的传统全部为双座也是一个很大的特色，曾经有人认为双座布局增加了飞机的重量而只在截击作战时发挥操控火控系统的作用，有些得不偿失。然而实际上由于当年技术水平的限制，AN/AWG-9火控系统操作十分复杂，有后座的武器操作员操作火控系统和通观全局能够大大减轻飞行员的负担，便于飞行员集中精力，而在格斗的时候，多一双眼睛搜索敌机和观察六点钟方向总是多一份机会和安全。F-14A座舱内仪表板的布置也同样是独具特色，前座舱中间上方为AN/AVA-12平视-垂直情况显示系统，下方则是水平情况显示器，圆盘指针式的其他飞行仪表则分居两侧，发动机仪表为垂直刻度形式，便于观察。平视显示器总视场20度，瞬时视场13.2度，垂直显示器CRT直径178毫米，这个系统相对比较原始，需要平显与垂直显示器互相配合使用才能完成现代平显的主要功能，并且有些显示模式下飞行员仍需要观察一些指针式仪表来获取飞行数据。飞行员可通过显示控制板和机动空战控制板的按钮选择起飞、巡航、空对空攻击、空对地攻击、着陆五个主模式和总共二十三个子模式。水平显示器则显示经计算机处理后的目标数据。后舱的主要仪表为中间的详细数据显示器和战术信息显示器以及右侧的电子战显示器和左侧的武器控制面板。详细数据显示器CRT直径127毫米，主要显示来自雷达和光电装置的目标原始数据，武器操纵员通过监控详细数据显示器确保火控计算机正确跟踪目标并帮助辨识释放干扰的目标。战术信息显示器CRT直径254毫米，显示经火控计算机处理后的战术数据，包括计算机推荐的攻击顺序和最佳攻击距离及攻击时间预测。
从仪表的配置可以看出F-14A座舱设计都是围绕着最大程度的发挥AN/AWG-9火控系统的威力而进行的。AN/AWG-9组成复杂，包含了显示设备、火控雷达、电源设备、火控计算机和武器发射控制设备，体积为0.79立方米，重599千克，其中火控雷达重331.3千克。雷达工作在X波段（8~12.5GHz），圆形平板缝隙阵天线直径91.5厘米，其上集成了敌我识别询问天线，峰值功率高达10千瓦，发射机采用增益50分贝的栅控行波管756H，另有发射连续波用的辅助行波管。雷达扫描图形在方位上最大±65度，高低上最多8行，每行10度。雷达的工作有四种脉冲多普勒状态、两种脉冲状态和一种机动空战状态。脉冲多普勒搜索是搜索范围最大的方式，对雷达散射截面积为5平方米的目标（下同），最大作用距离可达213公里，扫描图形可选择±10度、±20度、±40度、±65度和1行、2行、4行、8行，但进行一次8行±65度扫描需耗时13秒而且该状态只在详细数据显示器上显示目标方位、高度和相对速度而不显示距离。边测距边搜索状态可选择的扫描范围与脉冲多普勒搜索状态相同，但是扫描图形重叠，可以获得目标距离，作用距离通常可达167公里，得到的数据同时显示在详细数据显示器和战术信息显示器上，而且在大角度搜索的同时就可以完成空空导弹的瞄准。
边跟踪边扫描状态要求每2秒波束扫掠一次目标，因此扫描图形被限制为±40度、2行或±20度、4行，作用距离为167公里，但是该方式可以同时跟踪24个目标，并且使用AIM-54导弹同时攻击96公里距离内在扫描范围中任意位置的6个目标。对于这种F-14特有的远距离大范围多目标攻击方式有必要多解释一下，边跟踪边扫描通过把频率调制或者多重脉冲重复频率测距用到搜索模式中，把检测到的目标距离、角度和多普勒频率等参数存储到计算机中并利用这些数据形成跟踪文件，天线按搜索图形扫描，通过对检测到的数据进行相关处理更新跟踪文件。这种方式能支持在大空域内跟踪多个目标，但是跟踪精度比单目标跟踪差。这种精度较差的采样数据半主动方式用于远距攻击没有多少机动能力的轰炸机的中段制导是可以实现的，但是攻击战斗机受限于技术条件在精度和数据率上都有困难，并不太合适。目前先进的相控阵雷达可以在搜索到目标时短时间转为单目标跟踪来提高数据精度，配合数据连可以提供质量较好的中段制导。脉冲多普勒单目标跟踪状态的跟踪距离为167公里，只能同时攻击一个目标，但是允许的导弹发射距离最大，可以达到所使用各型导弹的最大射程。脉冲搜索状态可选择的扫描图形与脉冲多普勒搜索相同，作用距离较近，为115公里，下视能力较差，但脉冲状态的好处是不会在目标横穿机头正前方时丢失目标。脉冲单目标跟踪作用距离为91公里，中远距导弹的发射距离受到限制，但该状态可以使用机炮。机动空战状态可以自动截获近距离目标，而且在大过载机动中也不会丢失目标，各种数据都显示在平显上显示（其他状态下飞行员使用武器攻击时仅在平显上显示部分数据），作用范围为305米~9.3公里。该状态又分为三种方式，飞行员快速锁定方式雷达波束在正前方2.3度范围内做锥形扫描，垂直扫描锁定方式扫描方位角4.8度，可选择+15度~+55度或-15度~+25度作2行扫描，手动快速锁定方式可由武器操作员使用雷达操纵杆使天线指向任意方位，扫描图行为±10度、1行。在脉冲多普勒单目标跟踪和脉冲单目标跟踪状态如遇到干扰可切换为跟踪干扰源状态。
光电系统原使用AN/ALR-23红外搜索和跟踪系统，该系统使用闭式斯特林循环致冷的锑化铟敏感元件，工作在4~5微米波段，该装置在天气良好、目标开加力时作用距离相当远，但是存在高虚警、不可靠的问题，在1979年后换成电视摄像组件，摄下的图像可保存在战术数据记录系统的磁带中。光电系统可随动于雷达也可搜索不同的区域，在雷达不能正常工作时，可依靠光电系统的数据发射AIM-54和AIM-9，但AIM-54只能使用全程主动制导，射程约20公里。火控计算机为控制数据公司的CDC5400B，内存储器容量32K，运算速度13.4万次/秒。F-14A的其他主要航电系统包括AN/ASW-27B数据链（Link4A）、AN/ARA-63自动着舰接收解码机、AN/ARN-84塔康、AN/ASN-92惯导、AN/AWG-15武器管理系统、AN/ALR-67雷达告警接收机、AN/ALQ-126A电子对抗系统、AN/ASW-43自动飞行控制系统和AN/ASN-105进场功率控制系统等，其中自动飞控系统为纵向3余度，横侧2余度的模拟式控制增稳系统，有自动驾驶仪功能。F-14D大幅更新了航电系统，将大部分模拟设备数字化，采用了以任务计算机和数据总线为核心的综合化航电系统。两条1553B任务总线由两台AYK-14任务计算机管理，任务计算机之间由1553B计算机总线连接，并连接到雷达数据处理器和武器操作员显示器，雷达和雷达数据处理器由1553B雷达总线连接，而外挂武器则通过1776武器总线连接。F-14D的座舱中安装了独立的广角平视显示器和与AV-8B相同的多功能显示器。F-14D的火控系统中雷达换成了AN/APG-71，该雷达是F-14A雷达的数字化改型，使用了一些AN/APG-70的技术，减少了外场可更换组件的数量，提高了可靠性，采用了低旁瓣天线、捷变频等技术和速度高达4000万次/秒的信号处理机，提高了抗干扰能力，通过增加中脉冲重复频率改善了下视后半球攻击的能力，提供了在正常扫描过程中分时跟踪其它区域目标的数字化天线扫描控制和压缩机叶片调制信号非合作敌我识别能力。由于红外探测技术的成熟，F-14D重新在电视摄像系统组件的边上加装了AN/AAS-42红外搜索和跟踪系统，该系统有六个工作模式，可以同时向火控计算机提供数据和向多功能显示器提供红外影像，在天气良好时作用距离很远。F-14D的另一项重要的新设备是联合战术信息分配系统的终端（Link16），使之能够更好的融入海军的作战系统中。在90年代中期，在役的F-14为提高飞行的安全性，全部换装了GEC-马克尼公司的数字飞行控制系统，能够有效的保证飞行的安全，避免进入复杂飞行状态。F-14B/D和部分F-14A在同期加装了GPS接收天线和新的火控软件，挂装AN/AAQ-14目标指示吊舱，拥有了投放精确制导炸弹的能力，也就是所谓的"炸弹猫"。
F-14的武器中除了AIM-54远距空空导弹之外，基本上与海军的其他战斗机没有什么分别。AIM-54原本是为F-111B设计的，早在1966年就从一架改装了AN/AWG-9的A-3飞机上首次进行制导试射，尽管没有战斗部，样弹还是直接撞毁了靶机。该弹为正常式布局，弹体中部有4片狭长的梯形弹翼，尾部为矩形舵面，导弹外壳为铝合金结构，涂有耐热涂料，再有一层Nomex环氧树脂层，前部厚3.2毫米，后部为2.3毫米。导弹从前向后依次为制导控制舱、引信、战斗部和火箭发动机。导弹导引头天线罩由耐高温陶瓷制成，天线为四象限平面阵列，机载火控系统的射频信号则由尾部天线接收送入混频器。导弹的导引方式为初段程序飞行，半主动中段制导和主动末段制导。其中中段制导可以为连续数据半主动制导也可以是对应雷达边跟踪边扫描状态的采样数据半主动制导，当受到干扰时可以跟踪干扰源。前面提到过，在特殊情况下AIM-54可以在近距离以全程主动制导方式飞行。导弹自动驾驶仪有俯仰、偏航和横滚三个通道，其中俯仰和偏航通道由阻尼速度反馈的加速度指令控制，可以保持导弹的最佳弹道和稳定性，横滚控制由速度积分陀螺完成。导弹引信为无线电近炸引信和与之有电连接的触发引信,无线电近炸引信为K波段，有四个喇叭天线，通过计算导弹与目标的接近速度确定最佳起爆时间，向传爆管发送点火脉冲引爆战斗部。战斗部为连续杆式，重61千克，杀伤半径可达15米。AIM-54A型的火箭发动机为洛克威尔公司的Mk47Mod0，总冲高达440000牛·秒，可以使重达453千克的导弹最大速度达到M4.3,可以攻击高度为25000米的高空高速目标，最大过载可达17~22g。在AIM-54A的试射过程中，创造了很多"第一"，其中最为人津津乐道的是1973年的一次在38秒内连射6发攻击分布在50至80公里距离上的6个目标，命中4发，1发因为靶机故障丢失目标，1发脱靶。同年的另一次试射中，F-14在13716米高度，1.5马赫下发射AIM-54A击落了203公里处的16764米高度同速迎头带间断噪声干扰的超音速靶机。同时导弹有良好的下射能力，1974年在木古角的试射中，3350米高度发射的导弹成功地在杀伤半径范围内掠过35千米处15米高度的靶机。在改进的C型上，导弹去掉了液冷系统，实现了制导控制部件的固态化和数字化，提高了导弹的抗干扰能力，能够对天线罩误差进行补偿，可靠性也大幅提高。新的战斗部威力提高了20%~25%。换装航空喷气公司的Mk60Mod0，导弹的最大速度提高到M5.0，最大目标高度达到30000米。虽然6号原型机在从机腹后挂点抛射AIM-7E2导弹时发生了事故，但是AIM-54导弹的抛射试验很顺利，从最小速度到超音速，从海平面到设计升限，从0g到限制过载的抛射试验很成功，以至于删除了一些认为不必要的分离试验。另外需要指出的是早在1981年，F-14A就曾经试射过AIM-120A的早期样弹，并且是连射三发，因为当时只有AN/AWG-9火控系统有在边跟踪边扫描状态下同时攻击多个目标的能力。之所以没有在F-14上使用AIM-120，主要是因为经费和F-14本身的服役期限。
F-14延续了海军重型战斗机的传统全部为双座也是一个很大的特色，曾经有人认为双座布局增加了飞机的重量而只在截击作战时发挥操控火控系统的作用，有些得不偿失。然而实际上由于当年技术水平的限制，AN/AWG-9火控系统操作十分复杂，有后座的武器操作员操作火控系统和通观全局能够大大减轻飞行员的负担，便于飞行员集中精力，而在格斗的时候，多一双眼睛搜索敌机和观察六点钟方向总是多一份机会和安全。F-14A座舱内仪表板的布置也同样是独具特色，前座舱中间上方为AN/AVA-12平视-垂直情况显示系统，下方则是水平情况显示器，圆盘指针式的其他飞行仪表则分居两侧，发动机仪表为垂直刻度形式，便于观察。平视显示器总视场20度，瞬时视场13.2度，垂直显示器CRT直径178毫米，这个系统相对比较原始，需要平显与垂直显示器互相配合使用才能完成现代平显的主要功能，并且有些显示模式下飞行员仍需要观察一些指针式仪表来获取飞行数据。飞行员可通过显示控制板和机动空战控制板的按钮选择起飞、巡航、空对空攻击、空对地攻击、着陆五个主模式和总共二十三个子模式。水平显示器则显示经计算机处理后的目标数据。后舱的主要仪表为中间的详细数据显示器和战术信息显示器以及右侧的电子战显示器和左侧的武器控制面板。详细数据显示器CRT直径127毫米，主要显示来自雷达和光电装置的目标原始数据，武器操纵员通过监控详细数据显示器确保火控计算机正确跟踪目标并帮助辨识释放干扰的目标。战术信息显示器CRT直径254毫米，显示经火控计算机处理后的战术数据，包括计算机推荐的攻击顺序和最佳攻击距离及攻击时间预测。
从仪表的配置可以看出F-14A座舱设计都是围绕着最大程度的发挥AN/AWG-9火控系统的威力而进行的。AN/AWG-9组成复杂，包含了显示设备、火控雷达、电源设备、火控计算机和武器发射控制设备，体积为0.79立方米，重599千克，其中火控雷达重331.3千克。雷达工作在X波段（8~12.5GHz），圆形平板缝隙阵天线直径91.5厘米，其上集成了敌我识别询问天线，峰值功率高达10千瓦，发射机采用增益50分贝的栅控行波管756H，另有发射连续波用的辅助行波管。雷达扫描图形在方位上最大±65度，高低上最多8行，每行10度。雷达的工作有四种脉冲多普勒状态、两种脉冲状态和一种机动空战状态。脉冲多普勒搜索是搜索范围最大的方式，对雷达散射截面积为5平方米的目标（下同），最大作用距离可达213公里，扫描图形可选择±10度、±20度、±40度、±65度和1行、2行、4行、8行，但进行一次8行±65度扫描需耗时13秒而且该状态只在详细数据显示器上显示目标方位、高度和相对速度而不显示距离。边测距边搜索状态可选择的扫描范围与脉冲多普勒搜索状态相同，但是扫描图形重叠，可以获得目标距离，作用距离通常可达167公里，得到的数据同时显示在详细数据显示器和战术信息显示器上，而且在大角度搜索的同时就可以完成空空导弹的瞄准。
边跟踪边扫描状态要求每2秒波束扫掠一次目标，因此扫描图形被限制为±40度、2行或±20度、4行，作用距离为167公里，但是该方式可以同时跟踪24个目标，并且使用AIM-54导弹同时攻击96公里距离内在扫描范围中任意位置的6个目标。对于这种F-14特有的远距离大范围多目标攻击方式有必要多解释一下，边跟踪边扫描通过把频率调制或者多重脉冲重复频率测距用到搜索模式中，把检测到的目标距离、角度和多普勒频率等参数存储到计算机中并利用这些数据形成跟踪文件，天线按搜索图形扫描，通过对检测到的数据进行相关处理更新跟踪文件。这种方式能支持在大空域内跟踪多个目标，但是跟踪精度比单目标跟踪差。这种精度较差的采样数据半主动方式用于远距攻击没有多少机动能力的轰炸机的中段制导是可以实现的，但是攻击战斗机受限于技术条件在精度和数据率上都有困难，并不太合适。目前先进的相控阵雷达可以在搜索到目标时短时间转为单目标跟踪来提高数据精度，配合数据连可以提供质量较好的中段制导。脉冲多普勒单目标跟踪状态的跟踪距离为167公里，只能同时攻击一个目标，但是允许的导弹发射距离最大，可以达到所使用各型导弹的最大射程。脉冲搜索状态可选择的扫描图形与脉冲多普勒搜索相同，作用距离较近，为115公里，下视能力较差，但脉冲状态的好处是不会在目标横穿机头正前方时丢失目标。脉冲单目标跟踪作用距离为91公里，中远距导弹的发射距离受到限制，但该状态可以使用机炮。机动空战状态可以自动截获近距离目标，而且在大过载机动中也不会丢失目标，各种数据都显示在平显上显示（其他状态下飞行员使用武器攻击时仅在平显上显示部分数据），作用范围为305米~9.3公里。该状态又分为三种方式，飞行员快速锁定方式雷达波束在正前方2.3度范围内做锥形扫描，垂直扫描锁定方式扫描方位角4.8度，可选择+15度~+55度或-15度~+25度作2行扫描，手动快速锁定方式可由武器操作员使用雷达操纵杆使天线指向任意方位，扫描图行为±10度、1行。在脉冲多普勒单目标跟踪和脉冲单目标跟踪状态如遇到干扰可切换为跟踪干扰源状态。
光电系统原使用AN/ALR-23红外搜索和跟踪系统，该系统使用闭式斯特林循环致冷的锑化铟敏感元件，工作在4~5微米波段，该装置在天气良好、目标开加力时作用距离相当远，但是存在高虚警、不可靠的问题，在1979年后换成电视摄像组件，摄下的图像可保存在战术数据记录系统的磁带中。光电系统可随动于雷达也可搜索不同的区域，在雷达不能正常工作时，可依靠光电系统的数据发射AIM-54和AIM-9，但AIM-54只能使用全程主动制导，射程约20公里。火控计算机为控制数据公司的CDC5400B，内存储器容量32K，运算速度13.4万次/秒。F-14A的其他主要航电系统包括AN/ASW-27B数据链（Link4A）、AN/ARA-63自动着舰接收解码机、AN/ARN-84塔康、AN/ASN-92惯导、AN/AWG-15武器管理系统、AN/ALR-67雷达告警接收机、AN/ALQ-126A电子对抗系统、AN/ASW-43自动飞行控制系统和AN/ASN-105进场功率控制系统等，其中自动飞控系统为纵向3余度，横侧2余度的模拟式控制增稳系统，有自动驾驶仪功能。F-14D大幅更新了航电系统，将大部分模拟设备数字化，采用了以任务计算机和数据总线为核心的综合化航电系统。两条1553B任务总线由两台AYK-14任务计算机管理，任务计算机之间由1553B计算机总线连接，并连接到雷达数据处理器和武器操作员显示器，雷达和雷达数据处理器由1553B雷达总线连接，而外挂武器则通过1776武器总线连接。F-14D的座舱中安装了独立的广角平视显示器和与AV-8B相同的多功能显示器。F-14D的火控系统中雷达换成了AN/APG-71，该雷达是F-14A雷达的数字化改型，使用了一些AN/APG-70的技术，减少了外场可更换组件的数量，提高了可靠性，采用了低旁瓣天线、捷变频等技术和速度高达4000万次/秒的信号处理机，提高了抗干扰能力，通过增加中脉冲重复频率改善了下视后半球攻击的能力，提供了在正常扫描过程中分时跟踪其它区域目标的数字化天线扫描控制和压缩机叶片调制信号非合作敌我识别能力。由于红外探测技术的成熟，F-14D重新在电视摄像系统组件的边上加装了AN/AAS-42红外搜索和跟踪系统，该系统有六个工作模式，可以同时向火控计算机提供数据和向多功能显示器提供红外影像，在天气良好时作用距离很远。F-14D的另一项重要的新设备是联合战术信息分配系统的终端（Link16），使之能够更好的融入海军的作战系统中。在90年代中期，在役的F-14为提高飞行的安全性，全部换装了GEC-马克尼公司的数字飞行控制系统，能够有效的保证飞行的安全，避免进入复杂飞行状态。F-14B/D和部分F-14A在同期加装了GPS接收天线和新的火控软件，挂装AN/AAQ-14目标指示吊舱，拥有了投放精确制导炸弹的能力，也就是所谓的"炸弹猫"。
F-14的武器中除了AIM-54远距空空导弹之外，基本上与海军的其他战斗机没有什么分别。AIM-54原本是为F-111B设计的，早在1966年就从一架改装了AN/AWG-9的A-3飞机上首次进行制导试射，尽管没有战斗部，样弹还是直接撞毁了靶机。该弹为正常式布局，弹体中部有4片狭长的梯形弹翼，尾部为矩形舵面，导弹外壳为铝合金结构，涂有耐热涂料，再有一层Nomex环氧树脂层，前部厚3.2毫米，后部为2.3毫米。导弹从前向后依次为制导控制舱、引信、战斗部和火箭发动机。导弹导引头天线罩由耐高温陶瓷制成，天线为四象限平面阵列，机载火控系统的射频信号则由尾部天线接收送入混频器。导弹的导引方式为初段程序飞行，半主动中段制导和主动末段制导。其中中段制导可以为连续数据半主动制导也可以是对应雷达边跟踪边扫描状态的采样数据半主动制导，当受到干扰时可以跟踪干扰源。前面提到过，在特殊情况下AIM-54可以在近距离以全程主动制导方式飞行。导弹自动驾驶仪有俯仰、偏航和横滚三个通道，其中俯仰和偏航通道由阻尼速度反馈的加速度指令控制，可以保持导弹的最佳弹道和稳定性，横滚控制由速度积分陀螺完成。导弹引信为无线电近炸引信和与之有电连接的触发引信,无线电近炸引信为K波段，有四个喇叭天线，通过计算导弹与目标的接近速度确定最佳起爆时间，向传爆管发送点火脉冲引爆战斗部。战斗部为连续杆式，重61千克，杀伤半径可达15米。AIM-54A型的火箭发动机为洛克威尔公司的Mk47Mod0，总冲高达440000牛·秒，可以使重达453千克的导弹最大速度达到M4.3,可以攻击高度为25000米的高空高速目标，最大过载可达17~22g。在AIM-54A的试射过程中，创造了很多"第一"，其中最为人津津乐道的是1973年的一次在38秒内连射6发攻击分布在50至80公里距离上的6个目标，命中4发，1发因为靶机故障丢失目标，1发脱靶。同年的另一次试射中，F-14在13716米高度，1.5马赫下发射AIM-54A击落了203公里处的16764米高度同速迎头带间断噪声干扰的超音速靶机。同时导弹有良好的下射能力，1974年在木古角的试射中，3350米高度发射的导弹成功地在杀伤半径范围内掠过35千米处15米高度的靶机。在改进的C型上，导弹去掉了液冷系统，实现了制导控制部件的固态化和数字化，提高了导弹的抗干扰能力，能够对天线罩误差进行补偿，可靠性也大幅提高。新的战斗部威力提高了20%~25%。换装航空喷气公司的Mk60Mod0，导弹的最大速度提高到M5.0，最大目标高度达到30000米。虽然6号原型机在从机腹后挂点抛射AIM-7E2导弹时发生了事故，但是AIM-54导弹的抛射试验很顺利，从最小速度到超音速，从海平面到设计升限，从0g到限制过载的抛射试验很成功，以至于删除了一些认为不必要的分离试验。另外需要指出的是早在1981年，F-14A就曾经试射过AIM-120A的早期样弹，并且是连射三发，因为当时只有AN/AWG-9火控系统有在边跟踪边扫描状态下同时攻击多个目标的能力。之所以没有在F-14上使用AIM-120，主要是因为经费和F-14本身的服役期限。
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描述：AIM-54特有的高抛轨迹
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描述：退休生活
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直到现在，仍然有人认为F-14是最强的第三代战斗机，但是也有人认为它不过是一种二代半技术水平的战斗机，这篇文章写到这里，相信读者对这种飞机的技术水平已经有一个大致的了解。在当时的技术条件下，变后掠翼也许并不是唯一的选择，但无疑是最好的选择，特别是在没有获得理想的发动机的时候，变后掠翼的升阻特性保证了飞机的性能，试想如果F-15装的是TF30发动机，那么它的性能可能就很尴尬了。
长期驻扎横须贺的VF-154中队，跟我国多有接触
从截击能力上讲，F-14的爬升率不算很理想，但是也并非很差，高速性能从纸面上看并不突出，但是F-14的拥有真正的超音速机动能力，在15000米高度，M2.0的时候，最大过载可拉到7g以上，而且在低空超音速试飞中可以安全达到1588公里/小时的大表速，最重要的是在外挂AIM-54时，保型挂架的减阻优势非常明显，配合AN/AWG-9和AIM-54这对组合的巨大威力，F-14的截击能力始终居于世界领先地位。这也正是F-14退役后，美国海军对继任的F/A-18E/F最为担心的地方，F/A-18E/F的爬升和高速能力都很勉强，AIM-120也没有AIM-54那么大的射程，要对付前苏联时代的超音速轰炸机饱和攻击是很难做到的。从机动性上讲，F-14有非常好的水平机动性能，特别是低速盘旋性能，但是滚转性能不算很好，如果在有利的高度和空速范围格斗，F-14是非常致命的。在1977年的美国海空军ACEVAL/AIMVAL联合作战试验中，在10月11日到13日的三天中，F-14与F-15进行了1对1，1对2和2对2的多次空战演练，演练的设定对高度和速度有些限制，武器可以使用导弹和机炮，令人惊讶的是F-14竟然取得了25:1的压倒性胜利（一说20胜4平1负）。关于这个结果，有F-15的飞行员还不熟悉飞机性能，被F-14引入优势区，F-15的发动机不可靠，F-14的双座布局使它有更强的态势感知能力等解释，但是毫无疑问的，如果F-14的机动性比F-15差得多的话，是不可能取得这样的胜利的。
反尾旋伞打开
在这个强大的平台上，格鲁曼公司曾经设想过许多雄心勃勃的改进计划。在海军先进战术战斗机招标期间，格鲁曼提出成本较低的"雄猫"21/"攻击雄猫"21方案，"雄猫"21在飞机外形上有比较明显的变化，翼套面积增加很多，前缘成为折线外形，可能有前移焦点位置，提供涡流增升和调整雷达散射能量峰值方向的作用，座舱下方增加一对对地攻击/导航用前视红外系统。"雄猫"21大量使用复合材料，风挡也改为全圆弧风挡，飞机考虑了降低可观测性但是只能做到"准隐身"，发动机准备更换为F110-GE-129并配装推力矢量喷管，据说有望实现超音速巡航。"雄猫"21在技术上相对于基于先进战术战斗机的其他NATF方案比较保守，此后格鲁曼又提出更多应用ATF技术的ASF-14方案，在航电和发动机上选用了ATF的成果。不过最后令各路战机制造商始料未及的是国会取消了NATF计划，所有参选方案都停留在纸面上。在海军的先进战术攻击机A-12被取消后，海军缺乏能代替A-6的远程攻击力量，格鲁曼提出F-14"快速攻击"方案，该方案在F-14D的基础上为AN/APG-71雷达增加合成孔径模式和地形测绘模式，外挂"蓝盾"吊舱，基本上类似于F-15E，可以使用海军的各种精确制导武器。但是海军最后选中了F/A-18E/F来承担这个任务，格鲁曼公司不死心，又推出F/A-14D，但是它的实质是把F-14"快速攻击"的改进内容分阶段实施，其中又加入一些机载惰性气体发生器和AN/ALE-50拖曳诱饵这样的提高生存力措施。对于这个计划，海军认为费用过高，海军提出内容大致接近的"批次1"改进，主要的差别在于在改进F-14A/B时保留原有的模拟设备，而在其上增加数字设备，对此，格鲁曼认为保留模拟设备就难以改善可靠性和维护性。最后这些计划都没有实现，海军在这方面力量的缺陷通过改装现役F-14飞机成为"炸弹猫"在F/A-18E/F大量服役前提供了过渡。
落日残阳，明天的战斗不需要我了吗？.
在F-14退役后，代替它的正是F/A-18E/F。F/A-18E/F从不得已的过渡方案到如今舰载战斗攻击机的主力地位，一直都充满了争议。F/A-18E/F在巡航效率上不如F-14，在防空巡逻任务上不能提供同样的巡逻时间或者会缩小防空巡逻半径，而且F/A-18E/F的加速爬升时间也比换发后的F-14B/D慢得多，很多原先飞F-14的飞行员都不喜欢换装的新飞机。但是冷战结束后，能够在大洋上与美国航母编队决战的海空力量已经不复存在，几百枚超音速反舰导弹拖着令人心悸的白色尾迹争先恐后地从地平线下升起的场景只在老将军们午夜的恶梦里出现，原苏联各加盟共和国封存的超音速轰炸机纷纷被美元"击落"。美国海军在新世纪开头几十年中的使命是"由海向陆"，航母舰载机的主要任务是向敌对国家地面目标迅速可靠的投送足够的精确打击火力。任务方向发生转变后战斗机的制空能力不再是主要矛盾，在冷战后大幅削减经费的背景下保持足够的机队规模和保持高的完善率，出动率，减少后勤保障的压力上升为主要矛盾。F-14飞机在平台性能上无疑比F/A-18E/F更优越，即使作为对地攻击使用时仍然如此，F-14在外挂同样武器载荷时飞得比F/A-18E/F更快，更远，并且由于变后掠翼在大后掠状态的升力线斜率小，F-14在超低空突防时完全可以飞得更稳。虽然由于挂架位置的限制，F-14在携带长度比较大的对地攻击武器时可能腹下空间不能有效利用，但是F/A-18E/F通常情况也只是同时携带2枚AGM-84导弹，另一对大载荷挂点要挂副油箱。F-14在使用上的主要差距在结构复杂，可靠性差，保养要困难得多，在作战行动中，F-14可出动的架次不如F/A-18E/F，对于支援要求的响应更不如F/A-18E/F，而每个出动架次的维护保养时间F-14要长得多。F-14本身的复杂性造成它的全寿命成本非常高，在其角色不是无可替代的时候，使用成本的高昂就成为了致命的错误，正是这个缺陷使得F-14尽管提出了若干个攻击力强大的改进计划，但是始终得不到海军的青睐。F-14能够使用的精确制导武器种类很少，不能满足海军"由海向陆"战略的要求，而F/A-18E/F却能够使用海军的所有精确制导武器，这只是表面的现象，如果F-14"快速攻击"或者"雄猫"21/"攻击雄猫"21这样的改进计划得以实施，F-14同样能获得使用精确制导武器的能力，也同样能改善信号特征。这种改进的简便性从改装AN/AAQ-14吊舱挂载激光制导炸弹成为"炸弹猫"和2003年3月紧急改装后使用JDAM上表现的十分明显。真正迫使雄猫淡出的是紧缩的预算不能负担这样的飞机，迫使时任国防部长的切尼不顾海军和格鲁曼公司的强烈反对，下令拆除了生产线。在生产线被拆除后，F-14机队逐渐老化，维护费用更加高昂，零备件也是捉襟见肘，退役只是早晚的事。F/A-18E/F之所以被扶正也就是因为它简单便宜，零件数甚至比F/A-18C/D大幅减少了，采购费用在发展期内没有发生过大的波动，全寿命费用可以负担的起，而该机的能力又的确足够适应美国海军航空兵在当前的作战需要。
为国家站好最后一班岗
也许笔者应该在最后把目前世界上仅有的两种重型舰载制空战斗机简单的对比一下，毫无疑问，F-14的盘旋性能在Su-33面前并无优势，爬升性能方面F-14B/D也许跟Su33差不多，毕竟Su-33本身也非常重。但是F-14的强大截击能力是Su-33所不能比的，而且Su-33的滑跃起飞限制了它从舰上起飞时所能携带的燃油和武器载荷，而Su-33的巡航效率是不能和F-14相比的，换句话说，Su-33不可能完成F-14的主要作战任务。
F-14全部退役的时间是2006年9月，格鲁曼的最后一只猫将要带着35年的荣耀和寂寞随风而逝，而它的绝世利器AIM-54导弹早在2年前就已经退役，屠龙之技埋没尘土，也许会有些遗憾，也许这才是最好的结局。
注释：
注1 静安定性是飞机受到扰动后出现恢复原飞行状态趋势的性能，在纵向，重心位于空气动力增量作用点（焦点）之前为静安定，静安定性大小由重心与焦点距离和平均气动弦长之比的百分数来度量。多数时候焦点与等效的空气动力作用点（气动中心）重合。安定性亦称稳定性。
注2 迎角是飞机纵轴与速度矢量在飞机对称面内投影的夹角，不可与俯仰角混淆，俯仰角是飞机纵轴与参考坐标系水平面的夹角。
注3 力系数和力矩系数是为研究方便而定义的无量纲量，必须要使用与测定时定义相同的参考面积来计算才能由力系数和力矩系数得到力和力矩。
注4 侧滑是飞机纵向对称面与速度矢量的夹角。
注5 偏离是飞行员操纵诱发的飞机俯仰和偏航方向运动耦合造成的大迎角偏航发散现象。
注6 尾旋是飞机在失速或大迎角状态受到剧烈扰动后发生的急剧偏航和滚转运动，并且由于惯性交感力矩的作用，迎角进一步加大，最终飞机绕空间某一垂直轴以沿很小的半径的螺旋轨迹急剧下降的现象。
注7 荷兰滚模态是飞机航向安定性不足而横向安定性过高时，如遇到横侧扰动发生的偏航和滚转轴同时发生的振荡运动，因为动作轨迹类似滑冰运动中的"荷兰滚"动作而得名。
参考资料：
《飞机气动布局设计》
《国外飞机手册》
《世界航空发动机手册》
《世界飞机武器手册》
《国外军用飞机航空电子装备手册》
《国外战术飞机火力控制设备手册》
《国外航空技术》
《国外航空》
《国外航空简讯》
《飞机设计》
《国际航空》
直到现在，仍然有人认为F-14是最强的第三代战斗机，但是也有人认为它不过是一种二代半技术水平的战斗机，这篇文章写到这里，相信读者对这种飞机的技术水平已经有一个大致的了解。在当时的技术条件下，变后掠翼也许并不是唯一的选择，但无疑是最好的选择，特别是在没有获得理想的发动机的时候，变后掠翼的升阻特性保证了飞机的性能，试想如果F-15装的是TF30发动机，那么它的性能可能就很尴尬了。
长期驻扎横须贺的VF-154中队，跟我国多有接触
从截击能力上讲，F-14的爬升率不算很理想，但是也并非很差，高速性能从纸面上看并不突出，但是F-14的拥有真正的超音速机动能力，在15000米高度，M2.0的时候，最大过载可拉到7g以上，而且在低空超音速试飞中可以安全达到1588公里/小时的大表速，最重要的是在外挂AIM-54时，保型挂架的减阻优势非常明显，配合AN/AWG-9和AIM-54这对组合的巨大威力，F-14的截击能力始终居于世界领先地位。这也正是F-14退役后，美国海军对继任的F/A-18E/F最为担心的地方，F/A-18E/F的爬升和高速能力都很勉强，AIM-120也没有AIM-54那么大的射程，要对付前苏联时代的超音速轰炸机饱和攻击是很难做到的。从机动性上讲，F-14有非常好的水平机动性能，特别是低速盘旋性能，但是滚转性能不算很好，如果在有利的高度和空速范围格斗，F-14是非常致命的。在1977年的美国海空军ACEVAL/AIMVAL联合作战试验中，在10月11日到13日的三天中，F-14与F-15进行了1对1，1对2和2对2的多次空战演练，演练的设定对高度和速度有些限制，武器可以使用导弹和机炮，令人惊讶的是F-14竟然取得了25:1的压倒性胜利（一说20胜4平1负）。关于这个结果，有F-15的飞行员还不熟悉飞机性能，被F-14引入优势区，F-15的发动机不可靠，F-14的双座布局使它有更强的态势感知能力等解释，但是毫无疑问的，如果F-14的机动性比F-15差得多的话，是不可能取得这样的胜利的。
反尾旋伞打开
在这个强大的平台上，格鲁曼公司曾经设想过许多雄心勃勃的改进计划。在海军先进战术战斗机招标期间，格鲁曼提出成本较低的"雄猫"21/"攻击雄猫"21方案，"雄猫"21在飞机外形上有比较明显的变化，翼套面积增加很多，前缘成为折线外形，可能有前移焦点位置，提供涡流增升和调整雷达散射能量峰值方向的作用，座舱下方增加一对对地攻击/导航用前视红外系统。"雄猫"21大量使用复合材料，风挡也改为全圆弧风挡，飞机考虑了降低可观测性但是只能做到"准隐身"，发动机准备更换为F110-GE-129并配装推力矢量喷管，据说有望实现超音速巡航。"雄猫"21在技术上相对于基于先进战术战斗机的其他NATF方案比较保守，此后格鲁曼又提出更多应用ATF技术的ASF-14方案，在航电和发动机上选用了ATF的成果。不过最后令各路战机制造商始料未及的是国会取消了NATF计划，所有参选方案都停留在纸面上。在海军的先进战术攻击机A-12被取消后，海军缺乏能代替A-6的远程攻击力量，格鲁曼提出F-14"快速攻击"方案，该方案在F-14D的基础上为AN/APG-71雷达增加合成孔径模式和地形测绘模式，外挂"蓝盾"吊舱，基本上类似于F-15E，可以使用海军的各种精确制导武器。但是海军最后选中了F/A-18E/F来承担这个任务，格鲁曼公司不死心，又推出F/A-14D，但是它的实质是把F-14"快速攻击"的改进内容分阶段实施，其中又加入一些机载惰性气体发生器和AN/ALE-50拖曳诱饵这样的提高生存力措施。对于这个计划，海军认为费用过高，海军提出内容大致接近的"批次1"改进，主要的差别在于在改进F-14A/B时保留原有的模拟设备，而在其上增加数字设备，对此，格鲁曼认为保留模拟设备就难以改善可靠性和维护性。最后这些计划都没有实现，海军在这方面力量的缺陷通过改装现役F-14飞机成为"炸弹猫"在F/A-18E/F大量服役前提供了过渡。
落日残阳，明天的战斗不需要我了吗？.
在F-14退役后，代替它的正是F/A-18E/F。F/A-18E/F从不得已的过渡方案到如今舰载战斗攻击机的主力地位，一直都充满了争议。F/A-18E/F在巡航效率上不如F-14，在防空巡逻任务上不能提供同样的巡逻时间或者会缩小防空巡逻半径，而且F/A-18E/F的加速爬升时间也比换发后的F-14B/D慢得多，很多原先飞F-14的飞行员都不喜欢换装的新飞机。但是冷战结束后，能够在大洋上与美国航母编队决战的海空力量已经不复存在，几百枚超音速反舰导弹拖着令人心悸的白色尾迹争先恐后地从地平线下升起的场景只在老将军们午夜的恶梦里出现，原苏联各加盟共和国封存的超音速轰炸机纷纷被美元"击落"。美国海军在新世纪开头几十年中的使命是"由海向陆"，航母舰载机的主要任务是向敌对国家地面目标迅速可靠的投送足够的精确打击火力。任务方向发生转变后战斗机的制空能力不再是主要矛盾，在冷战后大幅削减经费的背景下保持足够的机队规模和保持高的完善率，出动率，减少后勤保障的压力上升为主要矛盾。F-14飞机在平台性能上无疑比F/A-18E/F更优越，即使作为对地攻击使用时仍然如此，F-14在外挂同样武器载荷时飞得比F/A-18E/F更快，更远，并且由于变后掠翼在大后掠状态的升力线斜率小，F-14在超低空突防时完全可以飞得更稳。虽然由于挂架位置的限制，F-14在携带长度比较大的对地攻击武器时可能腹下空间不能有效利用，但是F/A-18E/F通常情况也只是同时携带2枚AGM-84导弹，另一对大载荷挂点要挂副油箱。F-14在使用上的主要差距在结构复杂，可靠性差，保养要困难得多，在作战行动中，F-14可出动的架次不如F/A-18E/F，对于支援要求的响应更不如F/A-18E/F，而每个出动架次的维护保养时间F-14要长得多。F-14本身的复杂性造成它的全寿命成本非常高，在其角色不是无可替代的时候，使用成本的高昂就成为了致命的错误，正是这个缺陷使得F-14尽管提出了若干个攻击力强大的改进计划，但是始终得不到海军的青睐。F-14能够使用的精确制导武器种类很少，不能满足海军"由海向陆"战略的要求，而F/A-18E/F却能够使用海军的所有精确制导武器，这只是表面的现象，如果F-14"快速攻击"或者"雄猫"21/"攻击雄猫"21这样的改进计划得以实施，F-14同样能获得使用精确制导武器的能力，也同样能改善信号特征。这种改进的简便性从改装AN/AAQ-14吊舱挂载激光制导炸弹成为"炸弹猫"和2003年3月紧急改装后使用JDAM上表现的十分明显。真正迫使雄猫淡出的是紧缩的预算不能负担这样的飞机，迫使时任国防部长的切尼不顾海军和格鲁曼公司的强烈反对，下令拆除了生产线。在生产线被拆除后，F-14机队逐渐老化，维护费用更加高昂，零备件也是捉襟见肘，退役只是早晚的事。F/A-18E/F之所以被扶正也就是因为它简单便宜，零件数甚至比F/A-18C/D大幅减少了，采购费用在发展期内没有发生过大的波动，全寿命费用可以负担的起，而该机的能力又的确足够适应美国海军航空兵在当前的作战需要。
为国家站好最后一班岗
也许笔者应该在最后把目前世界上仅有的两种重型舰载制空战斗机简单的对比一下，毫无疑问，F-14的盘旋性能在Su-33面前并无优势，爬升性能方面F-14B/D也许跟Su33差不多，毕竟Su-33本身也非常重。但是F-14的强大截击能力是Su-33所不能比的，而且Su-33的滑跃起飞限制了它从舰上起飞时所能携带的燃油和武器载荷，而Su-33的巡航效率是不能和F-14相比的，换句话说，Su-33不可能完成F-14的主要作战任务。
F-14全部退役的时间是2006年9月，格鲁曼的最后一只猫将要带着35年的荣耀和寂寞随风而逝，而它的绝世利器AIM-54导弹早在2年前就已经退役，屠龙之技埋没尘土，也许会有些遗憾，也许这才是最好的结局。
注释：
注1 静安定性是飞机受到扰动后出现恢复原飞行状态趋势的性能，在纵向，重心位于空气动力增量作用点（焦点）之前为静安定，静安定性大小由重心与焦点距离和平均气动弦长之比的百分数来度量。多数时候焦点与等效的空气动力作用点（气动中心）重合。安定性亦称稳定性。
注2 迎角是飞机纵轴与速度矢量在飞机对称面内投影的夹角，不可与俯仰角混淆，俯仰角是飞机纵轴与参考坐标系水平面的夹角。
注3 力系数和力矩系数是为研究方便而定义的无量纲量，必须要使用与测定时定义相同的参考面积来计算才能由力系数和力矩系数得到力和力矩。
注4 侧滑是飞机纵向对称面与速度矢量的夹角。
注5 偏离是飞行员操纵诱发的飞机俯仰和偏航方向运动耦合造成的大迎角偏航发散现象。
注6 尾旋是飞机在失速或大迎角状态受到剧烈扰动后发生的急剧偏航和滚转运动，并且由于惯性交感力矩的作用，迎角进一步加大，最终飞机绕空间某一垂直轴以沿很小的半径的螺旋轨迹急剧下降的现象。
注7 荷兰滚模态是飞机航向安定性不足而横向安定性过高时，如遇到横侧扰动发生的偏航和滚转轴同时发生的振荡运动，因为动作轨迹类似滑冰运动中的"荷兰滚"动作而得名。
参考资料：
《飞机气动布局设计》
《国外飞机手册》
《世界航空发动机手册》
《世界飞机武器手册》
《国外军用飞机航空电子装备手册》
《国外战术飞机火力控制设备手册》
《国外航空技术》
《国外航空》
《国外航空简讯》
《飞机设计》
《国际航空》
博文
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