進氣口位於機身下方靠近機翼前緣的位置，進氣口和進氣道都采用固定結構，沒有可以移動的部分，不僅能夠降低重量，也避免增加正面雷達反射截面積（RCS）。進氣道在機身內部向上彎折與位於機背的的發動機相連接，噴嘴位於外傾的垂直控制面的中間處，從後下方無法直接看到噴嘴，降低紅外線訊號的強度，同時也限制安裝向量噴嘴的可行性。
原型機只有壹處彈艙，位於兩側進氣道的中央，座艙與發動機之間。量產型預定增加的彈艙將會位於這個彈艙的前方。
YF-23A展現了與YF-22A完全不同的設計概念，也體現了諾斯羅普/麥道設計團隊對未來空戰要求的理解。
總體布局YF-23A的總體布局在很大程度上繼承了諾斯羅普概念設計方案的特點。其菱形機翼+V形尾翼的布局，介於傳統正常布局和無尾布局之間。單座，雙發，中單翼，腹部進氣。
和YF-22A壹樣，YF-23A最終並沒有采用壹度呼聲頗高的鴨式布局。事實上從七家公司的方案無壹采用鴨式布局這點上就能看出美國人的傾向了。在壹定程度上，這是受了幾年前七巨頭討論會上通用動力的影響——哈瑞-希爾萊克說“鴨翼最好的位置是在別人的飛機上。”筆者在《王者之翼》中曾提到過，拒絕鴨式布局的原因之壹是配平問題。如果按照能夠進行有效的俯仰控制原則水設計鴨翼，那麽鴨翼就無法配平機翼增升裝置產生的巨大低頭力矩。如果需要配平增升裝置，那麽鴨翼必須增大，對機翼的下洗也隨之增大，反過來削弱了增升效果。而且為了防止深失速，可能還需要增加平尾。另壹方面，從跨音速面積律來說，大鴨翼很難滿足跨音速面積律的要求，增大了機身設計難度和超音速阻力——這對於強調超巡的ATF(特別是YF壹23A)來說，尤其難以接受。
而拒絕鴨式布局的另壹個重要原因是隱身問題。鴨翼的位置、大小、平面形狀很難和隱身要求統壹起來。隱身設計的壹個重要原則是盡昔減少(但不可避免)機體表面(特別是迎頭方向)的不連續處，而鴨翼恰恰難以做到這壹點。如果還希望把機翼前後緣對應的主波束數量減至最少(也就是前後緣平行)，將帶來更大的設計困難。
雖然根據美國空軍的要求，ATF必然兼顧隱身和機動性，但各個公司設計思想不同，飛機性能偏重也必然不同。從YF-23A最終選擇了V形尾翼而非傳統四尾翼布局來看，諾斯羅普追求隱身的意圖相當明顯，他們的的設計可大大減小飛機的側面雷達反射截面積。由於減少壹對尾翼，飛機重量和阻力也可減小，對於提高超巡能力也有助益。但隨之而來的是操縱面的效率問題和飛控系統的復雜化。
機身 為滿足“跨戰區航程”的要求，ATF必須有足夠大的載油量而考慮到隱身要求(飛機不能外掛副油箱)，所有燃油必須由機內油箱裝載。因此無論是YF壹22A還是YF壹23A，都必須提供足夠的機內容積——幾乎相當於F壹15的兩倍!從機體尺寸來看，YF壹23A機身長度增加明顯，但仍然有限，因此其機內容積增大必然主要來自飛機橫截而積的增大。如果從跨/超音速阻力方面來考慮，飛機橫截面積增大不利於按照跨音速面積律來設計飛機。適當地拉長機身，有助於平滑飛機的縱向橫截面積分布，減小跨/超音速阻力。但機身加長，必然導致飛機縱向轉動慣性增大，這對於提高飛機敏捷性和精確控制能力是不利的。蘇壹27的機身長度和YF壹23A相近，有飛過蘇壹27的飛行員說，該機操縱慣性較大，並不是那麽好飛。
事實上，僅僅從機身設計的特點我們就可看到YF壹23A和YF壹22A在設計思想方面的差異。從機內載油量來看，YF壹23A載油10.9噸，YF壹22A載油11.35噸，考慮到機內彈艙設計載彈量相同(之所以說設計，是因為YF壹23A的格鬥彈艙還停留在圖紙上)，那麽YF壹23A的機內容積不會大於YF壹22A。而YF壹23A的機身長度卻明顯長於YF壹22A(後者由於尾撐和平尾的原因，實際機身長度從有18米多)，這意味著即使在飛機最大橫截面積相當的情況下，YF壹23A也可以獲得更平滑的橫截面積分布(也就是更小的跨/超音速阻力)，當然也獲得了更大的縱向轉動慣量。不難看出，為了解決橫截面積增大帶來的阻力問題，YF壹23A和YF壹22A的選擇截然相反，前者選擇了速度性能而犧牲了敏捷性和精確控制能力。這也在壹定程度上反映了兩大集團對未來戰鬥機的定位。 在外觀上，YF壹23A的機身頗有些洛克希德SR壹71黑鳥的風格，看上去就像把前機身和兩個分離的 發動機艙直接嵌到壹個整體機翼上壹樣。前機身內主要設置雷達艙、座艙、前起落架艙、航電設備艙和導彈艙。前機身前段橫截面近似壹個上下對稱的圓角六邊形，然後逐步過渡到圓形潢截面，最後在機身中段與機翼完全融合。後面的進氣道和發動機艙橫截面仍是梯形，並以非常平滑的曲線過渡到機翼或後機身的“海貍尾巴”，這有助於減小相互之間的幹擾阻力。前面提到過，空軍取消了采用反推裝置的要求，而諾斯羅普並未修改設計，在後機身形成非常明顯的“溝槽”，帶來不必要的阻力增量。
邊條 邊條翼布局在大迎角時比鴨式布局的升力特性有更大優勢——這是影響諾斯羅普選擇YF壹23A整體布局的因素之壹。就傳統邊條而言，其展長的增大(面積也增大)對提高大迎角時的升力有明顯好處。但展長越大，大迎角下產生的上仰力矩也越大；成為制約邊條大小的壹個因素。但顯然YF壹23A的邊條不同於三代機上的傳統邊條。其三段直線式窄邊條設計相當有特點，從機翼前緣壹直向前延伸到雷達罩頂端。這種邊條倒是和YF壹22A的邊條頗為類似。
YF壹23A的邊條具有以下幾個功能：產生邊條渦，在機翼上誘導出渦升力，改善機翼升力特性；利用邊條渦為機翼上表面附面層補充能量，推遲機翼失速；起到氣動“翼刀”的作用，阻止附面層向翼尖堆積，推遲翼尖氣流分離(事實上由於YF壹23A機翼根梢比很大，高速或大迎角下可能會有明顯的翼尖分離趨勢)；大迎角下機頭渦的分離，提供更好的俯仰和方向穩定性——直到第三代超音速戰鬥機，大迎角下機頭渦不對稱分離的問題仍未解決，這是限制飛機進入過失速領域的壹個重要因素。
但如果從傳統觀點來看，YF壹23A的邊條太小，能否產生足夠強的渦流，起到應有的作用還是個疑問。如果確實可以，那麽壹種可能性就是該機邊條的作用原理有別幹傳統邊條，另壹種可能就是還有其它的輔助措施來協助改善機翼升力特性。有資料提及，“機頭和內側機翼所產牛的渦流對尾翼沒有什麽影響”，這可能意味著YF壹23A機翼內側可能有某種措施以產生渦流，起到和邊條渦類似的作用。在YF壹22A的進氣道頂部各有兩塊控制板，用於控制機翼上表面的渦流。YF壹23A可能也有類似設計——其機翼內側有進氣道附面層的放氣狹縫，不排除附面層氣流經過加速後由此排出，借以改善機翼上表面氣流狀態的可能性。
機翼巨大的菱形機翼可以算是YF-23A最突出的外形特征之壹。機翼前緣後掠40度，後緣前掠40度，下反角2度，翼面積88.26平方米，展弦比2.0，根梢比高達12.2。諾斯羅普之所以選擇這樣壹個占懌的機翼平面形狀，最重要的影響因素就是隱身。YF壹23A的隱身技術繼承自B壹2，兩者有類同之處——其中之壹就是X形的四波瓣反射特征。要實現四波瓣反射，機翼前後緣在水平面內必須平行。這樣壹來，諾斯歲普沒有更多的選擇：要麽采用後緣後掠設計，形成後掠梯形翼，基本類似B壹2的機翼；要麽采用後緣前掠設計，形成對稱菱形翼。
采用後掠梯形翼，好處是後掠角選擇限制較小，可以根據需要進行優化；但和三角其相比，缺點也很明顯：結構效率較低；內部容積較小，對於要求跨戰區航程的ATF而言影響尤大；氣動彈性發散問題較明顯；機翼相對厚度的選擇受限制，不利於選擇較小的相對厚度來減小超音速阻力。如果選擇後緣前掠設計，當機翼前緣後掠角(後緣前掠角)較小時，這種機翼更接近於諾斯羅普慣用的小後掠角薄機翼(典型的如F-5、YF—17)，所面臨的問題則和後掠梯形翼相同——超凡的續航能力和優良的超音速性能是這種機翼難以解決的巨大矛盾。而采用大後掠角的對稱菱形翼，在隱身上是有利的——F壹117采用高達66.7度的後掠角，就是為了將雷達波大幅偏轉出去——但氣動方面的限制已經否決了這種可能性：展弦比太小，氣動效率極低，這種飛機造出來能不能飛都是個問題。而且後緣前掠角太大，將使得機翼後緣的增升/操縱裝置的效率急劇降低直至不可接受。
綜合權衡之下，只有采用中等後掠角的對稱菱形翼，才能在隱身、續航、氣動等諸方面取得令人較為滿意的平衡點。至於為什麽恰好選定40度後掠角，筆者認為，在其它條件基本得到滿足的情況下，優化邊條渦的有利幹擾應該是影響因素之壹。不過，既便如此，40度的後緣前掠角也嚴重影響了機翼後緣氣動裝置的效率：YF壹23A必須使用更大的襟翼下偏角來保證增升效果，但這又增大了機翼上表面附面層分離趨勢，不但增大了附面層控制難度，也反過來降低了增升效果另壹方面，YF壹23A的副翼效率也不佳，導致其滾轉率不能滿足要求，而這最終影響到了競爭試飛的結果。
就機翼的特點來看，諾斯羅普的考慮優先順序首先是隱身，其次是超音速和續航能力，最後才是機動性和敏捷性。
為改善機翼升力特性，YF壹23A采用了前緣機動襟翼設計，其展長約占2/3翼展。有資料稱該機采用的是縫翼設計，但在YF-23A試飛照片上看不出縫翼的特征。而且從隱身角度考慮，當縫翼伸出時，形成的狹縫將成為電磁波的良好反射體，這對於諾斯羅普來說是絕對不能接受的。
事實上，前緣襟翼對飛機的隱身特性仍然有不利影響。最好的解決手段是在AFTI/F壹111上驗證的任務自適應機翼技術，可以避免機翼表面的不連續和開縫，不過遺憾的是直至今天這壹技術仍未投入實用。對此，YF-22A采用了從F壹117上繼承來的菱形槽設計，使得襟翼偏轉時該處成為低雷達反射區。而極力追求隱身的YF壹23A竟然不考慮這個細節，唯壹的解釋就是在該機的典型作戰狀態(超巡)時，機翼為對稱翼型，不需要偏轉襟翼。
位於YF壹23A機翼後緣的氣動操縱面設計相當有特色，可算是YF壹23A的亮點。有的資料稱，機翼內側為襟翼，外側則是副翼，但實際情況遠非這麽簡單。簡單的襟翼、副翼之分，並不符合諾斯羅普在YF壹23A上體現出來的“壹物多用”的設計思想。就YF壹23A的試飛照片來看，內、外側控制面均有參與增升和滾轉控制。因此筆者將其定位為“多用途襟副翼”。之所以說“多用途”，是因為這兩對控制面除了傳統襟副其的功能外，還兼有減速板和阻力方向舵的作甩當內側襟副翼同時下偏，外側襟副冀同時上偏，在保證機翼不產生額外升力增量的同時，產生對稱氣動阻力，起到減速板的作用；當只有壹側襟副翼采用上/下偏時，則產生小對稱阻力，起到阻力方向舵的作用——這肯定是從B壹2的設計繼承發展而來的。這種設計相當新穎，有效地減輕了重量，但飛控系統的復雜性和研制風險則不可避免地增大了。