F-23的兩架原型機被生產出來。它們看起來像巨大的鉆石，壹個是普惠公司的YF199渦扇發動機，壹個是通用電氣公司的YF120渦扇發動機。和F-22壹樣，不需要加力就可以達到超音速。
原型機翼展13.28米，機身長20.54米，航程1300公裏，總重29噸，最大速度1.43馬赫。
YF-23A的設計特點
YF-23A展示了與YF-22A相同的設計理念，也反映了諾斯羅普/麥道設計團隊對未來空戰需求的理解。
總體布局YF-23A的總體布局很大程度上繼承了諾斯羅普公司概念設計方案的特點。菱形機翼和V型尾翼的布局介於傳統的正常布局和尾翼布局之間。單座，雙發，中翼，腹部進氣。
和YF-22A壹樣，YF-23A也沒有采用曾經非常流行的鴨式布局。其實從7家公司的規劃沒有壹家采用鴨式布局就可以看出美國人的傾向。這在某種程度上是受了幾年前七國集團研討會上通用動力學的影響——哈裏·希爾萊克說“鴨翼的最佳位置是在別人的飛機上。”作者在《王者之翼》中提到，拒絕鴨式布局的原因之壹是平衡問題。如果按照有效俯仰控制原理設計鴨翼，那麽鴨翼就無法平衡機翼增升裝置產生的巨大弓形力矩。如果需要配平增升裝置，那麽鴨翼必須加大，機翼下洗也會加大，進而削弱增升效果。而且為了防止深度失速，可能需要增加平尾。另壹方面，對於跨音速面積律，大鴨翼很難滿足跨音速面積律的要求，增加了機身設計難度和超音速阻力，這對於強調飛越的ATF(尤其是YF-23A)來說尤其難以接受。
拒絕鴨式布局的另壹個重要原因是隱身。鴨翼的位置、大小、平面形狀與隱身要求很難統壹。隱身設計的壹個重要原則是減少(但不可避免地)機體表面(尤其是迎面方向)的不連續性，鴨翼只是難以造劍。如果要盡量減少機翼前後緣對應的主梁數量(即前後緣平行)，會帶來更大的設計難度。
雖然按照美國空軍的要求，ATF必須兼顧隱身和機動性能，但是不同公司的設計思路不同，飛機性能必然會有所不同。從YF-23A最終選擇了V型尾翼而不是傳統的四尾翼布局來看，諾斯羅普追求隱身的意圖相當明顯，他們的設計可以大大減小飛機的側雷達截面積。由於減少了壹對尾翼，也可以降低飛機的重量和阻力，對提高巡邏能力也有幫助。但隨之而來的是操縱面的效率和飛行控制系統的復雜性。
為了滿足“跨戰區航程”的要求，ATF必須有足夠大的載油量，並且考慮到隱身要求(飛機不能外掛副油箱)，所有燃油必須由內部油箱裝載。因此，YF-22A和YF-23A都必須提供足夠的內積——幾乎是F-15的兩倍！從機身尺寸來看，YF-23A機身長度有明顯增加，但還是有限的，所以其內積的增加壹定主要來自於飛機橫截面積的增加。考慮跨音速/超音速阻力，飛機截面積的增加不利於按跨音速面積法則設計飛機。適當加長機身有助於平滑飛機的縱向橫截面分布，降低跨音速/超音速阻力。但機身的加長必然導致飛機縱向轉動慣量的增加，對提高飛機的敏捷性和精確控制能力是不利的。SUI-27的機身長度和YF-23A差不多。有飛過隋-27的飛行員說，這種飛機操縱慣性大，不那麽好飛。
事實上，僅從機身設計的特點就可以看出YF-23A和YF-22A在設計思路上的差異。從機內載油量來看，YF-23A的載油量為10.9噸，YF-22A為11.35噸。考慮到飛機內彈艙的設計載彈量相同(設計是因為YF-23A的戰鬥彈艙還在圖紙上)，YF-23A的內部容積不會大於YF-22A。但YF-23a的機身長度明顯長於YF-22A(由於尾翼支撐和平尾，YF-23A的實際機身長度超過18m)，這意味著YF-23A可以獲得更平滑的橫截面整體布(即更小的跨音速/超音速阻力)，當然還有更大的縱向慣性矩，即使飛機的最大橫截面積相當。不難看出，為了解決截面積增大帶來的阻力問題，YF-23A和YF-22A是截然對立的。前者選擇了速度性能，卻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於未來戰機的定位。從外形上看，YF-23A的機身與洛克希德SR-71黑鳥頗為相似，看起來像是前機身和兩個獨立的發動機艙直接嵌入壹個整體機翼。前機身主要配備雷達艙、駕駛艙、前起落架艙、航電艙、導彈艙。前機身前段橫截面大致為上下對稱的圓角六邊形，然後逐漸過渡為圓形橫截面，最後在機身中段與機翼完全融為壹體。後進氣道和發動機艙的橫截面仍然是梯形，以非常平滑的曲線過渡到機翼或後機身的“海貍尾”，有助於降低它們之間的幹擾阻力。如前所述，空軍取消了使用反推裝置的要求，但諾斯羅普公司沒有修改設置，在後機身形成了非常明顯的“凹槽”，帶來了不必要的阻力增量。
在大迎角時，邊條翼布局比鴨翼布局在升力特性上更有優勢，這也是影響諾斯羅普公司選擇YF-23A總體布局的因素之壹。就傳統邊條而言，其長度(面積)的增加對提高大迎角升力明顯有利。然而，伸展長度越大，大迎角時的俯仰力矩越大；成為制約側欄大小的因素。但是很明顯YF-23A包邊和三代電腦上的傳統包邊是不壹樣的。其三段式線性窄邊條設計頗具特色，從機翼前緣壹直延伸到天線罩頂部。這種邊條和YF-22A的很像。
YF-23A的邊條有以下作用:產生邊條渦，在機翼上誘導渦升力，改善機翼的升力特性；利用邊條渦補充機翼上表面邊界層能量，延緩機翼失速；發揮氣動“翼刀”的作用，防止邊界層向翼尖堆積，延緩翼尖氣流分離(實際上由於YF-23A機翼的大根尖比，在高速或大迎角時可能會出現明顯的翼尖分離趨勢)；大迎角下的頭渦分離提供了更好的俯仰和方向穩定性——直到第三代超音速戰鬥機，頭渦在大迎角下的非對稱分離問題仍未得到解決，這是限制飛機進入過失速領域的重要因素。
但從傳統的角度來看，YF-23A的邊緣是否過小，無法產生足夠強的渦流發揮應有的作用，還是個問題。如果是，壹種可能是邊條的作用原理與傳統邊條不同，另壹種可能是有其他輔助措施幫助改善機翼的升力特性。其中提到“機頭和內翼產生的渦流對尾翼沒有影響”，這可能意味著YF-23A機翼內部可能有壹些措施產生渦流，起到類似邊條渦流的作用。YF-22A的進氣道頂部有兩個控制面板，用來控制機翼上表面的渦流。YF-23A也可能有類似的設計——其機翼內側的進氣邊界層有壹個放氣縫，不排除加速後邊界層氣流被排出的可能，以改善機翼上表面的氣流狀態。
機翼巨大的菱形機翼可以算是YF-23A最突出的外觀特征之壹。機翼前緣後掠40度，後緣前掠40度，上反角2度。機翼面積88.26平方米，展弦比2.0，根尖比高達12.2。諾斯羅普公司選擇如此占優勢的機翼平面形狀，最重要的影響因素是隱身。YF-23A的隱身技術繼承自B-2，兩者有相似之處——其中壹個是X型四葉反射特性。為了實現四瓣反射，機翼的前緣和後緣必須在水平面上平行。這樣諾斯羅普就沒有更多的選擇了:要麽采用後緣後掠設計，形成後掠梯形機翼，基本類似於B-2的機翼；或者後緣前掠，形成對稱的菱形機翼。
采用後掠梯形機翼的優點是後掠角的選擇有限，可以根據需要進行優化；但與三角形相比，缺點也很明顯:結構效率低；內部體積小，對需要跨戰區航行的ATF影響大；氣動彈性發散問題明顯；機翼相對厚度的選擇受到限制，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，當機翼前緣前掠角(後緣前掠角)較小時，機翼更接近諾斯羅普公司常用的小後掠角薄機翼(如F-5和YF-17)，其面臨的問題與後掠梯形機翼相同——非凡的續航能力和優異的超音速性能是難以解決的巨大矛盾。大後掠角的對稱菱形機翼有利於隱身——F-117的後掠角高達66.7度，是為了大幅度偏轉雷達波——但氣動限制已經否決了這種可能性:展弦比太小，氣動效率極低，這種飛機能不能飛是個問題。而且後緣前掠角過大，會使機翼後緣升力/控制裝置的效率急劇下降，直至無法接受。
綜合平衡來看，只有後掠角適中的對稱菱形機翼才能在隱身、續航和氣動上達到令人滿意的平衡。至於為什麽選擇40度後掠角，筆者認為在其他條件基本滿足的情況下，優化邊條渦的有利幹擾應該是影響因素之壹。然而，即便如此，40度的後緣前掠角嚴重影響了機翼後緣氣動裝置的效率:YF-23A必須使用更大的襟翼向下偏轉角來保證增升效果，但這增加了機翼上表面邊界層的分離趨勢，不僅增加了邊界層控制的難度，也反過來降低了增升效果。另壹方面，YF-23A的副翼效率不好，導致其滾轉率達不到要求，最終影響了競技試飛的結果。
就機翼的特性而言，諾斯羅普公司優先考慮的首先是隱身，其次是超音速和續航能力，最後是機動性和敏捷性。
為了改善機翼的升力特性，YF-23A采用了前緣機動襟翼的設計，其跨度約為翼展的2/3。據悉，該機采用縫翼設計，但在YF-23A的試飛照片中看不到縫翼的特征。而且從隱身的角度來說，縫翼伸長時，形成的狹縫會成為電磁波的良好反射體，這是諾斯羅普公司絕對不能接受的。
事實上，前緣襟翼仍然對飛機的隱身特性有不利影響。最好的解決方案是在AFTI/F-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性和狹縫，但遺憾的是這項技術直到今天還沒有付諸實踐。在這方面，YF-22A采用了繼承自F-117的菱形凹槽設計，使其在襟翼偏轉時成為低雷達反射區。而力求隱身的YF-23A則不考慮這個細節。唯壹的解釋是，在飛機典型的戰鬥狀態(超巡)下，機翼是對稱的，不需要偏轉襟翼。
位於YF-23A機翼後緣的氣動操縱面比較有特色，可以算是YF-23A的亮點。有資料顯示，機翼內側是襟翼，外側是副翼，但實際情況遠沒有這麽簡單。襟翼和副翼的簡單區分不符合諾斯羅普公司在YF-23A上體現的“壹物多用”的設計思想。根據YF-23A的飛行試驗照片，內外操縱面都參與了升力和滾轉控制。因此，作者將其定義為“多用途襟副翼”。之所以說“多用途”，是因為這兩對操縱面不僅具有傳統襟翼的功能，還具有減速板和阻力方向舵的功能。當內襟翼副翼同時向下偏轉時，外襟翼機翼同時向上偏轉，保證機翼不產生額外的升力增量，同時產生對稱的氣動阻力，起到減速板的作用。當只有壹個副翼向上/向下傾斜時，會產生很小的對稱阻力，起到阻力方向舵的作用——這壹定是繼承了B-2的設計。這種設計相當新穎，有效地減輕了重量，但飛行控制系統的復雜性和開發風險不可避免地增加了。