与YF-22相比，YF-23机身更长，采用中翼。机翼前后缘前后扫掠40度，类似菱形。机身后部没有水平控制面，取而代之的是两个向外倾斜50度的垂直控制面。进气口位于机身下方，靠近机翼前缘。进气口和进气口均采用固定结构，没有活动部件，既减轻了重量，又避免了正面雷达反射截面积（RCS）的增加。进气道在机身内部向上弯曲，与位于机身后部的发动机相连。喷嘴位于弧形垂直控制面的中间。喷嘴不能从后面和底部直接看到，降低了红外信号的强度，也限制了安装矢量喷嘴的可行性。该原型机只有一个弹舱，位于两侧进气口的中心，位于驾驶舱和发动机之间。计划添加到生产模型中的炸弹舱将位于该舱的前面。 YF-23A展现了与YF-22A完全不同的设计理念，也体现了诺斯罗普/麦克唐纳道格拉斯设计团队对未来空战需求的理解。总体布局 YF-23A的总体布局很大程度上继承了诺斯罗普概念设计的特点。其菱形机翼+V型尾翼的布局介于传统的正常布局和无尾布局之间。单座，双引擎，中翼，腹部进气。和YF-22A一样，YF-23A最终也没有采用曾经风靡一时的鸭式布局。事实上，美国的倾向可以从这七家公司的计划中没有一家采用鸭式布局这一事实看出。这在一定程度上受到了通用动力公司几年前在七巨头会议上的影响——Harry Hilllake 说“鸭子最好的地方是在别人的飞机上。
”作者在《王者之翼》中提到，拒绝鸭翼布局的原因之一就是配平问题。如果按照有效俯仰控制的原则设计鸭翼，那么鸭翼将无法配平机翼 助推器产生的巨大俯仰力矩，如果助推器需要修剪，必须加大鸭翼，机翼的下洗流也会增加，进而削弱助推器效果。档位，可能还需要加个平尾，另一方面，从跨音速面积法来看，大鸭子很难满足跨音速面积法的要求，增加了难度机身设计和超音速阻力。（尤其是YF-23A），特别难以接受。拒绝鸭式布局的另一个重要原因是隐身问题。很难统一飞机的位置、尺寸和平面形状。鸭翼隐身要求。隐身设计的一个重要方面该原则是尽量减少（但不可避免）机身表面（尤其是正面方向）的不连续性，这对于鸭翼来说是困难的。如果还想尽量减少机翼前缘和后缘对应的主梁数量（也就是前后缘平行），这会带来更大的设计难度。虽然按照美国空军的要求，ATF必须兼顾隐身性和机动性，但各公司的设计思路不同，对飞机性能的重视程度也必然不同。 YF-23A的最终选择 从V型尾翼而非传统的四尾翼布局来看，诺斯罗普追求隐身的意图相当明显，他们的设计可以大大减少飞机的侧向雷达反射截面积。由于减少了一对机尾，飞机的重量和阻力也有所降低。也可以降低，对提升超巡航能力也有帮助。
但随之而来的是控制面的效率和飞行控制系统的复杂性。机身为了满足“跨战区航程”的要求，ATF必须有足够大的油量来兼顾隐身要求（飞机不能外挂辅助油箱），所有油量必须从内部油箱装载。因此，无论是 YF-22A 还是 YF-23A，都必须提供足够的内部容积——几乎是 F-15 的两倍！从机身尺寸来看，YF-23A的机身长度明显增加，但仍然有限。因此，飞机内部容积的增加必然主要来自飞机横截面积的增加。从跨音速/超音速阻力的角度来看，飞机截面积的增加不利于飞机按照跨音速面积定律进行设计。适当加长的机身有助于平滑飞机的纵向横截面积分布并减少跨/超音速阻力。但机身加长必然导致飞机纵向惯性增大，不利于提高飞机的敏捷性和精确操控性。 Su-27的机身长度与YF-23A相似。有驾驶过苏27的飞行员表示，该机机动惯性大，不太好飞。事实上，仅从机身设计的特点我们就可以看出YF-23A和YF-22A在设计思路上的不同。从机内油量来看座舱是偏的战斗机，YF-23A的油量为10.9吨，YF-22A的油量为11.35吨。考虑到机内弹舱的设计是一样的（所以设计是因为YF-23A的战斗弹舱还在图纸上），那么YF-23A的内部容积就不会比 YF-22A 大。
YF-23A的机身长度明显长于YF-22A（由于尾托和平尾的原因，机身实际长度超过18米），这意味着即使最大交叉飞机截面积可比的情况下，YF-23A也可以获得更平滑的截面积分布（即更小的跨/超音速阻力），当然还有更大的纵向惯性矩。不难看出，为了解决截面积增大带来的阻力问题，YF-23A和YF-22A的选择截然相反。前者以牺牲敏捷性和精确控制为代价选择速度性能。这也在一定程度上体现了两大集团对未来战机的定位。从外观上看，YF-23A的机身与洛克希德SR-71黑鸟颇为相似，看起来就像是前机身和两个独立的发动机舱直接嵌入了一个整体机翼。机身前部主要配备雷达舱、驾驶舱、前起落架舱、航电设备舱和导弹舱。前机身前段的横截面类似于一个上下对称的圆角六边形，然后逐渐过渡为圆形，最后在机身中段与机翼完全融合。后进气口和短舱的横截面仍然是梯形，并以非常平滑的曲线过渡到机翼或后机身的“海狸尾”，这有助于减少干扰阻力。如前所述，空军取消了使用反推力装置的要求，诺斯罗普也没有修改设计，在机身后部形成了一个非常明显的“凹槽”，带来了不必要的阻力增加。侧板 板翼布局在大迎角下比鸭式布局的升力特性具有更大的优势——这是影响诺斯罗普选择 YF-23A 整体布局的因素之一。
就传统侧边栏而言，其长度（和面积）的增加对于提高大迎角的升力有明显的好处。但延伸越大，在大迎角下产生的俯仰力矩越大，成为限制边条尺寸的因素。但显然YF-23A的侧边条与三代机上的传统边条不同。其三段式直线窄边条设计颇具特色，从机翼前缘向前延伸至天线罩顶部。这种边缘与YF-22A的边缘非常相似。 YF-23A的边缘具有以下功能：产生边缘涡，在机翼上诱导涡升力，改善机翼的升力特性；利用边缘涡为机翼上表面补充能量，延缓机翼失速；充当气动“翼刀”，防止边界层积聚到翼尖，延缓翼尖气流的分离（实际上，由于YF-23A机翼根尖比大，可能存在显着的翼尖分离趋势）；大迎角前涡分离，提供更好的俯仰和方向稳定性——直到第三代超音速战斗机，高迎角前涡不对称分离的问题仍未解决，这是限制进入的重要因素一架飞机进入失速区。但如果从传统的角度来看，YF-23A的边条太小，能否产生足够强的涡流并发挥应有的作用，还是值得怀疑的。如果是这样，那么一种可能是侧翼的工作原理与传统的侧翼不同，另一种可能是还有其他辅助措施来帮助改善机翼的升力特性。提到“机头和内翼产生的涡流对尾部没有影响”，这可能意味着YF-23A机翼内侧可能有一些措施产生涡流，类似于边缘漩涡。效果。
YF-22A的进气口顶部有两块控制板，用于控制机翼上表面的涡流。 YF-23A也可能有类似的设计——机翼内侧在进气口边界层有一个通风缝，不排除从边界层出来的气流加速后排出的可能，从而改善机翼上表面的气流。 机翼巨大的菱形机翼可视为YF-23A最突出的外形特征之一。机翼前缘后掠40度，后缘前掠40度，二面角2度，机翼面积88.26平方米，展弦比2.@ >0，根尖比高达12.@>2。诺斯罗普选择这种占主导地位的机翼平面形状的最重要因素是隐身性。 YF-23A的隐身技术继承自B-2，两者有相似之处——其中之一就是X形四瓣反射特性。为了实现四瓣反射，机翼的前缘和后缘必须在水平面上平行。这样一来，北绥浦就没有更多的选择：要么采用后缘后掠设计，形成后掠梯形机翼，与B-2的机翼基本相似；或采用后缘前掠设计，形成对称的菱形机翼。使用后掠梯形机翼的优点是后掠角的选择限制较少，可以根据需要进行优化；但与三角翼相比，缺点也很明显：结构效率较低；对于ATF，影响特别大；气动弹性发散问题明显；机翼相对厚度的选择有限，不利于选择较小的相对厚度来降低超音速阻力。如果选择后缘后掠设计，当机翼前缘后掠角（后缘后掠角）较小时，机翼更接近诺斯罗普惯用的小后掠角薄翼（典型如F-5、YF -17)，面临与后掠梯形机翼相同的问题——非凡的续航能力和出色的超音速性能是这种机翼难以解决的巨大矛盾。
大后掠角的对称菱形机翼有利于隐身——F-117采用了高达66.7度的后掠角，可以大幅度偏转雷达波——但是气动限制有排除了这种可能性：展弦比太小，气动效率极低，这种飞机能不能造出来飞是个问题。此外，后缘后掠角过大，将大大降低机翼后缘上的升力/操纵装置的效率，直至无法接受。综合平衡下，只有中等后掠角的对称菱形机翼，在隐身性、续航力、空气动力学等方面才能达到令人满意的平衡。至于为什么刚刚选择40度的后掠角，笔者认为，在其他条件基本满足的情况下，优化后的边缘涡的有利干涉应该是影响因素之一。然而即便如此，40度后缘前掠严重影响了机翼后缘气动效率：YF-23A必须使用更大的襟翼下倾角来保证升力效果，但这增加了机翼后缘的分离趋势。机翼上表面的边界层不仅增加了控制边界层的难度，而且降低了增加升力的效果。要求得到满足，最终影响了竞争性试飞的结果。就机翼的特性而言，诺斯罗普的首要任务是隐身，然后是超音速和续航，最后是机动性和敏捷性。为了提高机翼的升力特性，YF-23A采用了前缘机动襟翼的设计，其跨度约占翼展的2/3。有资料显示该机采用缝翼设计，但在YF-23A试飞照片中看不到缝翼的特征。
而且从隐身的角度来看，当板条展开时，形成的狭缝会很好地反射电磁波，这对诺斯罗普来说是绝对不能接受的。事实上，前缘襟翼仍然对飞机的隐身特性产生不利影响。最好的解决方案是在AFTI/F-111上得到验证的任务自适应机翼技术，可以避免机翼表面出现不连续和狭缝，但遗憾的是这项技术直到今天才投入实际应用。对此，YF-22A采用了继承自F-117的菱形凹槽设计，使其在襟翼偏转时为低雷达反射区。力求隐身的YF-23A连这个细节都没有考虑。唯一的解释是，在飞机的典型作战状态（超级巡航）下，机翼是对称的，不需要偏转襟翼。 YF-23A机翼后缘气动控制面的设计颇有特色，可以说是YF-23A的亮点。有消息称，机翼内侧是襟翼座舱是偏的战斗机，外侧是副翼，但实际情况远没有这么简单。襟翼和副翼的简单区分，并不符合诺斯罗普在YF-23A上体现的“多用途”设计理念。从YF-23A的试飞照片来看，内外操纵面都参与了升力和侧倾控制。因此，作者将其定位为“多用途襟副翼”。之所以说它“一机多用”，是因为这两对操纵面除了具有传统襟翼的功能外，还兼有减速板和阻力舵的作用。偏置，在确保机翼不产生额外升力增量的同时，产生对称的气动阻力，起到减速板的作用；当只有一个襟副翼采用上/下偏置时，会产生一个小的对称阻力，作为阻力。方向舵的作用——这一定是从 B-2 的设计中继承下来的。这种设计相当新颖，有效减轻了重量，但飞控系统的复杂性和开发风险不可避免地增加了
