为钛制，转子叶片上有减振凸台。低压压气机有 6 级，静子叶片为钢制，转子叶片为钦制。7 级高压压气机为镍基合金制造。压气机总压比 18.8，在当时这是一个很高的值。发动机采用环管燃烧室，内有 8 个火焰筒，每个火焰筒内有 4 个双油路喷嘴。单级轴流式高压涡轮采用钴基合金气冷导向叶片和镍基合金气冷转子叶片，三级低压涡轮均为镍基合金，涡轮出口燃气温度为 857℃。发动机带有自备式点火系统，不需使用飞机的电源即可自行完成地面或空中开车。为了改善启动特性，减少小转速压气机失速危险，发动机可以根据压气机压比从第 12 级压气机处放气。为了减少发动机的排烟，TF30-P-8 可以使用专门的“去烟系统”，向发动机燃油系统注人一种牌号为 Cl-2 的“燃烧改进添加剂”，可以使燃油燃烧得更完全。这套系统在正常飞行中可长时间使用，唯一的缺点是 C1-2 冰点较高，在环境温度较低时就不能使用。 　　虽然 TF30 系列在普·惠公司生产了很长时间，但是作为一种批量生产的军用涡扇发动机，其在可靠性和耐久性上问题比较严重，特别是高压比压气机的设计造成容易失速。这些缺陷促使空军在 1965 年底同意采用陆基型 A-7D 的同时，要求换装比较可靠的罗·罗公司 RB168-25 发动机改型。由于与罗·罗公司的长期合作关系，艾里逊公司被选择为美方合作伙伴，公司编号为 Alllson920 为了满足 A-7D 飞机对发动机的推力和尺寸的要求，对原准发动机进行了一系列的改动。主要是取消了进口导流叶片，把原设计的 5 级风扇改为 3 级风扇和 2 级低压压气机，风扇直径增加了 124 毫米。由于风扇压比增大，流量也有所增加，为了保持总压比不变，高压压气机减少了 1 级，涡轮导向器和转子叶片安装角有所改动。 　　换装 TF41-A-1 使 A-7D 推力增加了约 900 公斤，而海军 A-7E 选用的 TF41-A-2 通过提高涡轮前温度、低压转子转速、流量和压比，又增加了 300 多公斤推力，重量也有所增加，其中当然也有使用高压压气机静子叶片防腐措施的原因。TF41 也采用了压气机放气措施，同时还使用高压压气机进口导流叶片调节。尽管原准发动机在使用中表现可靠，但是 TF41 在服役中还是遇到了可靠性和耐久性问题，定型时间被迫推迟了一年之久。TF41-A-2 发动机还存在起飞从慢车推到军用推力时，由于发动机尚未完全加热，气密部位漏气和为了保持涡轮后温度减少燃油流量造成推力突然下降，影响起飞性能的问题。这个问题后来通过加装“双数据补油系统”调节起飞时的燃油流量来部分改善，推力可恢复约 40%，但是始终不理想。不过，TF41-A-2 发动机油门响应比较好，从慢车到军用推力只需不超过 15 秒，对于工作中的热发动机则只需 4.5~7.5 秒。TF41-A-2 台架最大推力 6,800 公斤力，台架耗油率 0.633 公斤/公斤力·小时，在 11,000 米高度、0.8 马赫巡航状态为 0.855 公斤/公斤力·小时。A-7E 作为轻型舰载攻击机，有较好的飞行品质，同时配备当时比较先进的 AN/ASW-30 三轴双余度增稳自动驾驶仪来改善飞行品质和减轻驾驶员负担。该增稳系统有横侧阻尼、操纵增稳，姿态保持、航向保持、高度保持、甚高频全方位导航、全天候着舰和通过数据传输系统实现的地面管制轰炸等工作状态。第一种工作状态可提供横侧阻尼和副翼方向舵交联，第二种工作状态在飞机俯仰和滚装操纵时提供增稳，保持不同空速下单位杆力产生的滚转率和杆力不变。这两种状态在自动驾驶仪工作后始终接通，其他状态只在俯仰角 ±60°、坡度 ±70°范围内工作，只要施加 0.68 公斤杆力即可进行超越自动驾驶仪的控制。飞机采用不可逆液压助力操纵，杆力由弹簧模拟，操纵回路中有变臂机构改变传动比。 　　A-7E 起降性优异，舵面在低速时效能良好，正常着陆重量下，表速 167~185 公里/时表速时就能抬起前轮。飞机在起降状态时，如果速度超过 300 公里/时会有中等程度的抖动，但是收襟翼后就会消失。收襟翼时有轻微的低头倾向，但是收起落架时配平变化很小。当飞机在定直飞行状态，在马赫数稍大于 0.87 时会出现轻微抖振，如果是加速飞行或者带有外挂，在更低的速度就会出现抖振，但是这种抖振不影响正常操纵。A-7E 在平飞中，马赫数变化会引起俯仰力矩的变化，超过 0.75 马赫后会出现抬头倾向，当马赫数超过 0.85 直到限制马赫数，飞机又出现低头倾向，超过限制马赫数后又再度出现抬头倾向，俯仰力矩曲线表现出轻微的“勺形”，但是飞行员完全可以克服。在增稳装置接通时，飞机的各向安定性都很好，横侧扰动可以在一个周期内抑制，横侧安定性随速度增加，但是在有外挂时会减弱。如不使用增稳器，飞机仍然具有较好的安定性，但是阻尼略有不足。 　　A-7E 在进行俯冲时初始阶段增速很快，可以进行表速增加的等马赫数俯冲。在 3,000 米以下真速达 1,200 公里/时左右时，副翼作用降低、滚转率下降。改出俯冲损失高度与推力大小有关，小于军用推力时按比例减小，俯冲改出杆力梯度为 2.7~3.6 公斤力/g，要避免拉杆太猛超过限制过载。当飞机携带较多外挂做俯冲时，马赫数可能会逐渐减小，出现自动抬头现象。减速板在整个飞行包线内都可以使用，但是表速大于 806 公里/时候就不能完全打开。放出减速板后会产生一个抬头力矩，需要飞行员推杆克服，高亚音速时需要大约 4.5 公斤杆力。 　　飞机在低速下横滚时，会带有不利偏航的倾向，但是高亚音速到跨音速阶段不出现这样的倾向。如果断开副翼方向舵交联，不利偏航会增加，导致滚转率下降。飞机在马赫数小于 0.8 时，压满杆滚转会出现低头倾向，由于滚转率大，需要带杆克服低头作用。但是在马赫数超过 0.8 时则出现抬头趋势。在飞机有外挂时，满压杆滚转可能会出现轻微的滚转过度，同时由于挂架的弹性，在结束滚转时反副翼可能发生周期性的振动祸合，而且快速反偏副翼也可能导致横侧飘摆震荡。如果外挂物对称，开始滚转过载不能小于 0.5g；如果是非对称外挂，开始滚转过载不能小于 1.0g，滚转过程中不能随意推杆。在外挂物非对称时，压杆位移不能超过 1/2 行程，坡度变化不能超过 180°。在改出俯冲时飞机也可以进行滚转，这个时候指示的过载要比实际值小。如果拉起时速度较低，滚转中会发生不利偏航，起始滚转率很大，而后逐渐下降。大表速滚转时，飞机有可能在出现抖振或不利偏航前达到强度极限，因此当滚转过载达到 3.0g 后不允许猛压杆，滚转率不宜过高。另外，A-7 飞机不允许连续横滚，滚转不能超过 360°。 　　A-7 具有较好的机动性，在越战中曾经发生过与战斗机的格斗，甚至发生过不断追击米格-17 的场面。A-7E 在无外挂或轻重量下进行对称机动时，可允许过载范围达-3~+7g，非对称机动过载限制为-1~+5g，当飞机重量超过 13,600 公斤时则限制在-2~+5g 范围内。改装 TF41-A-2 发动机的 A-7E 在盘旋过载限制上基本与使用 TF30-P-8 发动机的相当，没有出现大的变化，但是飞机推重比提高后稳定盘旋能力有一定的提高。当飞机进行过于激烈的机动时，可能会进入过大的迎角而发生失速。但是在飞机达到失速迎角前，座舱脚蹬会自动进行抖动告警，提醒飞行员注意。在飞机接近失速状态，自动驾驶仪和增稳系统不能发挥正确的作用，所以应当将其断开，以保证一旦失速可以进行足够的反尾旋操纵。在大迎角下飞机不能进行副翼滚，以免不利偏航造成变状态。 　　A-7 在失速时会发生明显的机头偏转和滚转。如果发生失速而又没有进入尾旋，可以使杆舵中立，由飞机自身的气动阻尼完成改出。A-7 有一种“过失速旋转”模态，在失速发生后偏转会渐渐停止只是继续滚转，这种情况只要放任飞机一边滚转一边俯冲，速度超过 370 公里/时后就可以制止滚转拉起。如果飞机偏转超过 2 圈，滚转摆动达到 ±45°，则可以确认飞机进入了尾旋，同时飞机机头偏转比普通失速状态剧烈的多，偏转率可达 125°/秒。当发生尾旋后，飞行员要及时收油门，切断自动驾驶仪，将杆舵中立后松开。改出尾旋时首先要正确判断尾旋的方向，然后顺尾旋方向压杆，反尾旋方向蹬舵，偏转逐渐停止后，中立副翼和方向舵，推杆，当速度超过 370 公里/时的时候可以拉起飞机。在负迎角状态，飞机有可能进入倒飞尾旋（负迎角的尾旋，不是一定指倒飞中发生的尾旋），通常只要杆舵中立即