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麵雷達反射截麵積。由於減少一對尾翼，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麵的效率問題和飛控係統的複雜化。
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一22a還是yf一23a，都必須提供足夠的機內容積??幾乎相當於f一15的兩倍!從機體尺寸來看，yf一23a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／超音速阻力方麵來考慮，飛機橫截麵積增大不利於按照跨音速麵積律來設計飛機。適當地拉長機身，有助於平滑飛機的縱向橫截麵積分布，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製能力是不利的。蘇一27的機身長度和yf一23a相近，有飛過蘇一27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一23a和yf一22a在設計思想方麵的差異。從機內載油量來看，yf一23a載油10.9噸，yf一22a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一23a的格鬥彈艙還停留在圖紙上)，那麽yf一23a的機內容積不會大於yf一22a。而yf一23a的機身長度卻明顯長於yf一22a(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麵積相當的情況下，yf一23a也可以獲得更平滑的橫截麵積分布(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，為了解決橫截麵積增大帶來的阻力問題，yf一23a和yf一22a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製能力。這也在一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一23a的機身頗有些洛克希德sr一71黑鳥的風格，看上去就像把前機身和兩個分離的 發動機艙直接嵌到一個整體機翼上一樣。前機身內主要設置雷達艙、座艙、前起落架艙、航電設備艙和飛彈艙。前機身前段橫截麵近似一個上下對稱的圓角六邊形，然後逐步過渡到圓形潢截麵，最後在機身中段與機翼完全融合。後麵的進氣道和發動機艙橫截麵仍是梯形，並以非常平滑的曲線過渡到機翼或後機身的“海狸尾巴”，這有助於減小相互之間的幹擾阻力。前麵提到過，空軍取消了採用反推裝置的要求，而諾斯羅普並未修改設訃，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一23a整體布局的因素之一。就傳統邊條而言，其展長的增大(麵積也增大)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；成為製約邊條大小的一個因素。但顯然yf一23a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，從機翼前緣一直向前延伸到雷達罩頂端。這種邊條倒是和yf一22a的邊條頗為類似。
yf一23a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麵附麵層補充能量，推遲機翼失速；起到氣動“翼刀”的作用，阻止附麵層向翼尖堆積，推遲翼尖氣流分離(事實上由於yf一23a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，這是限製飛機進入過失速領域的一個重要因素。
但如果從傳統觀點來看，yf一23a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，那麽一種可能性就是該機邊條的作用原理有別幹傳統邊條，另一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一23a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一22a的進氣道頂部各有兩塊控製板，用於控製機翼上表麵的渦流。yf一23a可能也有類似設計??其機翼內側有進氣道附麵層的放氣狹縫，不排除附麵層氣流經過加速後由此排出，藉以改善機翼上表麵氣流狀態的可能性。
機翼巨大的菱形機翼可以算是yf-23a最突出的外形特徵之一。機翼前緣後掠40度，後緣前掠40度，下反角2度，翼麵積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一個占懌的機翼平麵形狀，最重要的影響因素就是隱身。yf一23a的隱身技術繼承自b一2，兩者有類同之處??其中之一就是x形的四波瓣反射特徵。要實現四波瓣反射，機翼前後緣在水平麵內必須平行。這樣一來，諾斯歲普沒有更多的選擇：要麽採用後緣後掠設計，形成後掠梯形翼，基本類似b一2的機翼；要麽採用後緣前掠設計，形成對稱菱形翼。
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一22a還是yf一23a，都必須提供足夠的機內容積??幾乎相當於f一15的兩倍!從機體尺寸來看，yf一23a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／超音速阻力方麵來考慮，飛機橫截麵積增大不利於按照跨音速麵積律來設計飛機。適當地拉長機身，有助於平滑飛機的縱向橫截麵積分布，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製能力是不利的。蘇一27的機身長度和yf一23a相近，有飛過蘇一27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一23a和yf一22a在設計思想方麵的差異。從機內載油量來看，yf一23a載油10.9噸，yf一22a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一23a的格鬥彈艙還停留在圖紙上)，那麽yf一23a的機內容積不會大於yf一22a。而yf一23a的機身長度卻明顯長於yf一22a(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麵積相當的情況下，yf一23a也可以獲得更平滑的橫截麵積分布(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，為了解決橫截麵積增大帶來的阻力問題，yf一23a和yf一22a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製能力。這也在一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一23a的機身頗有些洛克希德sr一71黑鳥的風格，看上去就像把前機身和兩個分離的 發動機艙直接嵌到一個整體機翼上一樣。前機身內主要設置雷達艙、座艙、前起落架艙、航電設備艙和飛彈艙。前機身前段橫截麵近似一個上下對稱的圓角六邊形，然後逐步過渡到圓形潢截麵，最後在機身中段與機翼完全融合。後麵的進氣道和發動機艙橫截麵仍是梯形，並以非常平滑的曲線過渡到機翼或後機身的“海狸尾巴”，這有助於減小相互之間的幹擾阻力。前麵提到過，空軍取消了採用反推裝置的要求，而諾斯羅普並未修改設訃，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一23a整體布局的因素之一。就傳統邊條而言，其展長的增大(麵積也增大)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；成為製約邊條大小的一個因素。但顯然yf一23a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，從機翼前緣一直向前延伸到雷達罩頂端。這種邊條倒是和yf一22a的邊條頗為類似。
yf一23a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麵附麵層補充能量，推遲機翼失速；起到氣動“翼刀”的作用，阻止附麵層向翼尖堆積，推遲翼尖氣流分離(事實上由於yf一23a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，這是限製飛機進入過失速領域的一個重要因素。
但如果從傳統觀點來看，yf一23a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，那麽一種可能性就是該機邊條的作用原理有別幹傳統邊條，另一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一23a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一22a的進氣道頂部各有兩塊控製板，用於控製機翼上表麵的渦流。yf一23a可能也有類似設計??其機翼內側有進氣道附麵層的放氣狹縫，不排除附麵層氣流經過加速後由此排出，藉以改善機翼上表麵氣流狀態的可能性。
機翼巨大的菱形機翼可以算是yf-23a最突出的外形特徵之一。機翼前緣後掠40度，後緣前掠40度，下反角2度，翼麵積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一個占懌的機翼平麵形狀，最重要的影響因素就是隱身。yf一23a的隱身技術繼承自b一2，兩者有類同之處??其中之一就是x形的四波瓣反射特徵。要實現四波瓣反射，機翼前後緣在水平麵內必須平行。這樣一來，諾斯歲普沒有更多的選擇：要麽採用後緣後掠設計，形成後掠梯形翼，基本類似b一2的機翼；要麽採用後緣前掠設計，形成對稱菱形翼。