Rozpiętość skrzydeł całkowita: 11,80 m
Długość całkowita: 14,06 m
Wysokość całkowita: 4,90 m
Masa pustego: 8668 kg
Masa maksymalna uzbrojenia: 6800 kg
Maksymalna masa startowa: 19050 kg
Ilość paliwa: 5678 l
Model silnika: 1x TF41-A-2
Ciąg: 66 kN
Maksymalna prędkość przelotowa: 1112 km/h
Maksymalna prędkość wznoszenia: -
Pułap: -
Zasięg: 4604 km
Rozbieg: -
Dobieg: -

LTV A-7 Corsair II jest jednosilnikowym, jedno lub dwumiejscowym samolotem szturmowym w układzie górnopłata z napędem turbowentylatorowym, o konstrukcji metalowej.
Skrzydła wolnonośne o obrysie trapezowym z uskokiem na krawędzi natarcia. Wydłużenie skrzydeł 4,0, skos w 1/4 cięciwy 35°, wznios ujemny - 5°, kąt zaklinowania 1°. Profil NACA 65A007. Technologicznie płat dzieli się na 3 części: centropłat przechodzący w zewnętrzne części skrzydeł oraz lewą i prawą część zewnętrzną. Części zewnętrzne składane hydraulicznie do góry, do położenia pionowego dla zmniejszenia gabarytów samolotu do hangarowania na lotniskowcu lub parkowania na lotniskach polowych. Struktura skrzydeł wielodźwigarowa, całkowicie metalowa z segmentami poszycia górnego i dolnego, zaopatrzonymi w integralne elementy usztywniające. W kesonach płatów integralne zbiorniki paliwa. Wzdłuż całej rozpiętości krawędzi natarcia rozmieszczone są 4 segmenty klap noskowych: po jednym na każdej z wewnętrznych i zewnętrznych części skrzydeł. Na krawędziach spływu części wewnętrznych po jednym segmencie automatycznych, jednoszczelinowych klap. Przed klapami na krawędziach spływu, na górnej powierzchni płatów zainstalowane są niewielkie spojlery. Na zewnętrznych częściach skrzydeł umieszczone są lotki o konstrukcji ze stopu aluminiowego, wyważone osiowo, z uszczelnionym połączeniem ze stałą częścią skrzydła o maks. kącie wychylenia 25°. Układ sterowania lotek � hydrauliczny, potrojony dla podwyższenia niezawodności. Na dolnej powierzchni każdej z wewnętrznych części skrzydeł po 3 wysięgniki z belkami zaczepów do instalowania uzbrojenia wymiennego oddalone odpowiednio o: 1,554 m, 2,469 m i 3,472 m od osi podłużnej (symetrii) samolotu.
Kadłub o przekroju owalnym, konstrukcji półskorupowej, całkowicie metalowej (w większości blacha duralowa, główne węzły konstrukcji i okucia stalowe lub tytanowe). Struktura wewnętrzna złożona z wręg i podłużnie, zaopatrzona w specjalne wzmocnienia w pobliżu bardzo licznych pokryw włazów obsługowych. Nos kadłuba wykonany z materiału dielektrycznego (laminat), odchylany dla obsługi do góry, kryje antenę radaru. Pod nosem wlot powietrza do silnika. Kanał doprowadzający powietrze do silnika przechodzi pod kabiną pilota, a następnie wznosi się do góry biegnąc w kierunku silnika turbowentylatorowego zabudowanego w ogonowej części samolotu. Przekrój kanału przechodzi od kształtu zbliżonego do spłaszczonej litery U przy wlocie do kołowego w części prostej. Za kabiną znajduje się przedział zasobników z amunicją dla uzbrojenia strzeleckiego. Kolejno w górnej części dwa przednie zbiorniki paliwa, a w dolnej przedziały instalacji i wyposażenia awionicznego, dwa środkowe zbiorniki paliwa (po bokach kanału wlotu powietrza) i tylny zbiornik paliwa (z przelotowym otworem na kanał wlotu powietrza). W spodniej części kadłuba zainstalowany jest hamulec aerodynamiczny wychylany w locie siłownikiem hydraulicznym w kierunku do przodu o kąt maks. 60°
Usterzenie ogonowe wolnonośne o konstrukcji półskorupowej, całkowicie metalowej. Statecznik pionowy o obrysie zbliżonym do trapezowego. Skos krawędzi natarcia w 1/4 cięciwy 44,47°. Ster kierunku wychylany o kąt do 24° na boki przy prędkościach występujących przy starcie i lądowaniu i do 6° podczas pozostałej części lotu przy użyciu zdwojonego układu hydraulicznego. Stateczniki poziome płytowe (obracane w całości) o obrysie zbliżonym do trapezowego, skosie krawędzi natarcia w 1/4 cięciwy 45° i wzniosie dodatnim 5,42° pełnią rolę sterów wysokości. Maks. kąt wychylenia sterów wysokości do góry 6,75°, do dołu 26,5°. Są one obracane przy użyciu potrojonego układu hydraulicznego.
Podwozie trójzespołowe z przednim podparciem, wciągane hydraulicznie w locie. Zespół przedni z amortyzatorem w goleni i dwoma kołami obok siebie z oponami 22x5,5, sterowany kierunkowo hydraulicznie, wciągany do tyłu do komory pod kanałem wlotu powietrza. Goleń przedniego zespołu podwozia o specjalnie wzmocnionej konstrukcji ze względu na przenoszenie przez nią bardzo dużych obciążeń podczas startu z wyrzutni lotniskowca. Z przodu jest do niej umocowana belka z zaczepem (launch bar) do czółenkatłoka wyrzutni okrętowej zaś z tyłu listwa prowadnicy (holdback bar) poruszająca się w szczelinie pokładu należącej do wyrzutni. Zespoły główne jednokołowe z oponami 28x9-12, piramidkowe wciągane do przodu do komór w spodzie środkowej części kadłuba. Piramidka zespołu podwozia głównego złożona z dwóch goleni, z których górna wyposażona jest w amortyzator oraz wspierającej od tyłu belki z wciągnikiem hydraulicznym. Zespoły główne zaopatrzone są w hamulce hydrauliczne, tarczowe z urządzeniem przeciwpoślizgowym. Pod ogonową częścią kadłuba zainstalowany jest opuszczany hydraulicznie hak do przechwytywania lin hamujących przy lądowaniu na lotniskowcu.

Zespół napędowy składa się z jednego dwuwałowego, dwuprzepływowego silnika turbo wentylatorowego bez dopalacza jednego z niżej opisanych typów:
A. Pratt & Whitney TF30-P-6 (ozn. wytwórni JTF10A-8) o ciągu startowym 50,52 kN, stosowany w A-7A.
Wlot powietrza typu pierścieniowego z 23 stałymi łopatkami kierownic odladzanymi ciepłym powietrzem odbieranym z silnika.
Wentylator 3-stopniowy z obudową wykonaną z tytanu. Stosunek ciśnień 1:2,14. Przepływ powietrza 112 kg/s.
Sprężarka niskiego ciśnienia 6-stopniowa połączona integralnie z wentylatorem tworzy jeden 9-stopniowy zespół wirników i wieńców kierownic. Konstrukcja całkowicie tytanowa, z wyjątkiem łopatek kierownic wykonanych ze stali.
Sprężarka wysokiego ciśnienia 7-stopniowa wykonana ze stopu niklowego.
Komora spalania rurowo-pierścieniowa ze stalową obudową i 8 rurami ogniowymi ze stopu Hasteloy-X.
Turbina wysokiego ciśnienia 1-stopniowa wykonana ze stopu kobaltowego. Temperatura gazów 1027°C.
Turbina niskiego ciśnienia 3-stopniowa wykonana ze stopu niklowego. Temperatura gazów za turbiną 552° C.
Dysza wylotowa zaopatrzona w 6-segmentowy regulator przekroju.
Instalacja olejowa o pojemności zbiornika 15,14 dm3. Olej wg normy Mil-L-7808.
Silnik TF 30-P-6 ma średnicę 4206 mm, długość 3251 mm- i masę 1232 kg.
B. Pratt & Whitney TF30-P-8 (ozn. wytwórni JTF10A-9) o ciągu startowym 54,29 kN, stosowany w A-7B. Zmodernizowany w stosunku do TF30-P-6. 6-stopniową sprężarkę niskiego ciśnienia zastąpiono 7-stopniową. Masa silnika 1146 kg.
C. Pratt & Whitney TF-30-P-408 (ozn. wytwórni JTF10A-16A) o ciągu startowym 59,62 kN, stosowany w A-7P, późniejszych A-7B i A-7C. Jest to udoskonalona odmiana TF30-P-8.
D. Allison/Rolls-Royce TF41-A-1 (ozn. wytwórni Allison Model 912-B3, Rolls Royce Spey RB. 168-62) o ciągu startowym 64,52 kN, stosowany w A-7D.
Wlot powietrza stały, bez łopatek kierownic, odladzany ciepłym powietrzem odbieranym z silnika.
Wentylator 3-stopniowy z tytanowymi łopatkami wirników.
Sprężarka niskiego ciśnienia 2-stopniowa, na wspólnym wale z wentylatorem, z łopatkami wirników wykonanymi z tytanu. Obudowa sprężarki złożona z elementów stalowych i aluminiowych.
Sprężarka wysokiego ciśnienia 11-stopniowa. Łopatki wirników pierwszych 9 stopni tytanowe, ostatnich 3 ze stali nierdzewnej.
Komora spalania typu pierścieniowego z 10 rurami ogniowymi ze stopu kobaltowo-niklowego.
Turbina wysokiego ciśnienia 2-stopniowa z łopatkami wirników odkuwanymi ze stopu kobaltowo-niklowego. Chłodzenie wewnętrzne powietrzem ze sprężarki wysokiego ciśnienia. Tarcze wirników ze stopu Inco 901.
Turbina niskiego ciśnienia 2-stopniowa z łopatkami wirników ze stopu kobaltowo-niklowego. Tarcze wirników stalowe.
Dysza stała, wykonana ze stali żaroodpornej.
System regulacji dopływu paliwa � hydromechaniczny. Automatyczna regulacja prędkości i przyspieszenia z opcją awaryjnego sterowania ręcznego. Instalacja olejowa ze zbiornikiem o pojemności 10,34 dm3.
Silnik TF-41-A-1 ma średnicę 1003 mm, długość 2900 mm i masę 1440 kg.
E. Allison/Rolls-Royce TF41-A-2 (ozn. wytwórni Allison Model 912-B14, Rolls-Royce Spey RB. 168-66) o ciągu startowym 66,75 kN, stosowany w A-7E/H i TA-7C. Zmodernizowana odmiana TF41-A-1. Masa silnika 1477 kg.

Wyposażenie kabiny. Fotel wyrzucany klasy zero-zero, pozwalający na ewakuację z kabiny w zakresie prędkości 0-1200 km/h i wysokości 0-15 250 m. Od chwili uruchomienia urządzenia ratunkowego do pełnego wypełnienia czaszy spadochronu upływa 3 s. Typy foteli: McDonnell Douglas Escapac 1G-2 (w A-7A i A-7B), 1C-2 (w A-7D), 1C-4 (przedni fotel A-7K), 1C-5 (tylny fotel A-7K), Stencel SJU-8/A (A-7E i TA-7C). W starszych wersjach opancerzenie kabiny złożone z płyt stalowych 9,5 mm i duralowych 12,7 mm, w nowszych z płyt z kompozytu borowo-węglowego.
Wiatrochron złożony z trzech szyb, przednia szyba kuloodporna o grubości 31,6 mm. Osłona kabiny otwierana hydraulicznie: podnoszona do tyłu � do góry w wersjach jednomiejscowych i odchylana na prawą stronę w wersjach dwumiejscowych. Z lewej strony kabiny rozkładana drabinka.

Układ sterowania � klasyczny, mechaniczno-hydrauliczny. Przeniesienie sterowania z drążka sterowego i pedałów steru kierunku do urządzeń wykonawczych (siłowników hydraulicznych) przy wykorzystaniu cięgieł, popychaczy i dźwigni kątowych. W sterowaniu oprócz sterów kierunku i wysokości oraz lotek udział biorą (także poza fazą startu i lądowania) klapy noskowe i klapy na krawędzi spływu. Pilot automatyczny dostosowany do lądowania na lotniskowcu.

Instalacja paliwowa. Pojemność integralnych zbiorników paliwa 5663 dm3 w A-7A/B/C/E i TA-7C (wersje USN), 5394 dm3 w A-7D/K (wersje USAF). 5 integralnych zbiorników kadłubowych: lewy i prawy przednie po 344 dm3, lewy i prawy środkowe po 291 dm3 oraz tylny 1234 dm3. Dwa zbiorniki w wewnętrznych (nieskładanych) częściach skrzydeł po 2869 dm3. Zbiornik opadowy 290 dm3. (Pojemności dla A-7D). Zbiorniki i przewody instalacji samouszczelniające. Otaczająca zbiorniki warstwa pianki poliuretanowej zmniejsza niebezpieczeństwo wybuchu pożaru i eksplozji paliwa. Samolot wyposażony w urządzenia do uzupełniania paliwa w locie: w wersjach USN składana hydraulicznie sonda do łączenia ze stożkiem dryfkotwy przewodu elastycznego umieszczona w specjalnym wgłębieniu z boku przedniej części kadłuba, w wersjach USAF gniazdo dla przewodu sztywnego umieszczone na grzbiecie kadłuba, za kabiną. Możliwość podwieszania dodatkowych zbiorników paliwa o maks. łącznej pojemności 4542 dm3 (4 zbiorniki 300-galonowe, 1136 dm3). Paliwo � nafta lotnicza JP-4.

Instalacja hydrauliczna służy do napędu siłowników sterów kierunku i wysokości, klap, klap noskowych, spojlerów, hamulca aerodynamicznego, mechanizmów wciąganiawy ciągania podwozia, haka hamującego, sterowania przedniego zespołu podwozia i otwierania pokrywy kabiny. Instalacja pracuje pod ciśnieniem 20,6 MPa.

Instalacja elektryczna z generatorem napędzanym od silnika, układefri prostownikowym i akumulatorem. Gniazdo do zasilania lotniskowego^. Zapasowym źródłem zasilania dla instalacji hydraulicznej i elektrycznej jest turbina z wirnikiem swobodnie obracającym się w strumieniu powietrza.

Instalacja klimatyzacyjna wykorzystuje sprężone powietrze upuszczane z silnika do utrzymywania ciśnienia i chłodzenia kabiny oraz chłodzenia przedziałów awioniki.

Instalacja tlenowa ze zbiornikiem ciekłego tlenu o pojemności 10 dm3.

Awionika (dla wersji A-7E). System nawigacji i sterowania systemami uzbrojenia N/WDS (Navigation/Weapon Delivery System) prowadzi w sposób ciągły obliczenia optymalizujące wszystkie fazy lotu służącego wykonaniu zadania szturmowego. Centralnym elementem systemu N/WDS jest komputer IBM AN/ASN-91 (V). Danych dla systemów nawigacyjnych i sterowania uzbrojeniem dostarcza bezwładnościowy system pomiarowy Kearfott AN/ASN-90 (V). Do pomiaru prędkości względem ziemi służy radar dopplerowski General Precision AN/APN-190 (V). Obserwacja obszaru przed samolotem prowadzona jest przez radar Texas Instruments AN/APQ-126 (V). Radar pracuje w jednym z następujących trybów: pomiary odległości samolot-ziemia, śledzenie rzeźby terenu pod samolotem, unikanie przeszkód terenowych, sporządzanie radarowej mapy terenu za pomocą wiązki skupionej (na małej wysokości) lub ukształtowanej (na dużej wysokości), radiolatarnia do operacji spotkania z samolotem-zbiornikowcem, wykorzystanie wiązki poprzecznej do unikania przeszkód terenowych i sporządzania mapy radarowej. Ekran radaru może zostać przełączony w tryb pracy monitora TV dla nakierowywania bomb sterowanych i pocisków rakietowych. Dane o otaczającym powietrzu atmosferycznym z 7 instrumentów pomiarowych zbiera komputer ADC (Air Data Computer) CP-953A/AJQ. Część danych pilotażowo-nawigacyjnych może być prezentowana na wyświetlaczu refleksyjnym HUD (Head-Up Display) Marconi-Elliot AN/AVQ-7 (V). Do sterowania systemami uzbrojenia służy urządzenie ASCU (Armament Station Control Unit). Ostatnim elementem systemu N/WDS jest czytnik map lotniczych PMDS (Projected Map Display Set). Standardowe mapy lotnicze utrwalone są na filmie 35 mm.
Systemy awioniki uzupełniają: kompensator mocy przy podejściu do lądowania AN/ASN-54, automatyczny system sterowania AN/ASW-30, odbiornik-dekoder AN/ARA-63 do współpracy z systemem lądowania na lotniskowcu Cscan, dwie radiostacje pasma UHF AN/ARC-159, system nawigacji i taktycznej Tacan AN/ARN-84, transponder urządzenia identyfikującego swój-obcy (IFF) AN/APX-72, radiolatarnia radarowa AN/APN-154, układ transmisji danych AN/ASW-25, radiokompas AN/ARA-50, system audio AN/AIC-25. Systemy do walki radioelektronicznej to urządzenie naprowadzająco-ostrzegawcze ALR-45/50 i urządzenie aktywnego przeciwdziałania ALQ-126. Urządzenie do obserwacji w podczerwieni FLIR Texas Instruments AN/AAR-4S.

Uzbrojenie stałe. W A-7A/B dwa działka jednolufowe Colt-Browning Mk 12 kal. 20 mm napądzane pneumatycznie ze spustem elektrycznym zabudowane po obu bokach wlotu powietrza. Zapas 600 szt. amunicji. Od wersji A-7D wprowadzono pojedyncze działko sześciolufowe General Electric M61A1 Vulcan kal. 20 mm z zapasem 1000 szt. amunicji zabudowane po lewej stronie wlotu powietrza, które zastąpiło instalowane poprzednio dwa działka jednolufowe.
Uzbrojenie wymienne instalowane jest na 6 wysięgnikach podskrzydłowych. Dodatkowo samolot wyposażony jest w dwie belki dla pocisków powietrze-powietrze AIM-9 Sidewinder umieszczone po bokach kadłuba. W skład uzbrojenia wymiennego mogą wchodzić następujące rodzaje i typy broni
� bomby: Mk 82 (o obniżonym oporze aerodynamicznym, do 24 szt), Mk
82 Snakeye (do 20 szt.), Mk 36 Destructor (do 20 szt.), Mk 20 Rockeye , (kasetowe), Mk 82 Laser/Mk 83 LDGP/Mk 84 LDGP (do 10 szt.), Mk 84
EO-TV/Laser (do 4 szt.)
� bomby zapalające: BLU-1/-27 (do 10 szt.), BLU-52 (do 6 szt.")
� bomby jądrowe: (do 2 szt) Mk 28, B43, Mk 61/B61 (termojądrowa), Mk 57 (głębinowa).
� wyrzutnie niekierowanych pocisków rakietowych: LAU-3/-10/-68/-95 (do 6 szt.)
� kierowane pociski rakietowe: AIM-9 Sidewinder (powietrze-powietrze, do 2 szt.), AGM-65 Maverick (powietrze-ziemia, do 6 szt.), AGM-45 Shirke (antyradarowy, do 4 szt.)
� wyrzutniki flar: SUU-25/-42 (do 2 szt.)
� zasobniki z aparaturą do walki radioelektronicznej: AN/ALO-71/-87/-101/-119/-131 (do 2 szt.)
Zewnętrzne i środkowe zaczepy wysięgników podskrzydłowych mają udźwig do 1588 kg, zaczepy wewnętrzne do 1134 kg. Dodatkowe zbiorniki paliwa mogą być podwieszane na zaczepach wewnętrznych i zewnętrznych (na środkowym nie ma odpowiedniej instalacji).