F-15 和它的前辈 F-4 的座舱对比，不难看出 F-15 的视界有了质的改善
F-15 机身为全金属半硬壳式结构，分为三段。前段包括机头雷达罩、座舱和电子设备舱，主要结构材料为铝合金。中段与机翼相连，前三个框为铝合金结构，后三个为钛合金结构。后段为发动机舱，全钛合金结构。
进气道外侧有凸出的整流罩，从机翼根部前缘向前延伸，大迎角下可以产生涡流，推迟机翼失速和提高尾翼效率，相当于边条翼，但由于整流罩前缘半径较大，具有较大吸力，气流不易分离，其效果不如边条翼好。整流罩结构经过机翼向后延伸，形成尾部支撑桁架（尾撑）结构，除了提供尾翼安装空间外，大迎角下还能产生一定的低头力矩，改善飞机的大迎角性能。
单块式减速板位于机身背部，最大开度 35 度，可以在任何速度下打开，并不会改变飞机的俯仰姿态。但是试飞结果显示，在高速下打开减速板可能会诱发颤振。为此麦.道修改了设计，减小了高速时减速板的开启角度，并将其面积从 1.9 平方米增大到 2.9 平方米。
F-15 原型（上）与 F-15A（下）对比。背部减速板已经张开，可以看到其大小有明显变化
F-15 的机尾采用双发小间距布局，减小了飞机阻力。由于后机身有尾撑结构，可能对喷管和后体产生严重的不利干扰，麦.道对此进行了大量研究。麦.道提出了 MCAIR-1~ MCAIR-4 四种设计方案，其中 MCAIR-1 为不带尾撑的基准构型。风洞试验表明，MCAIR-3 和MCAIR-4 方案阻力均明显下降。尽管 MCAIR-4 方案阻力最小，但由于强度不足，不能承受尾翼载荷，麦.道最终选择了 MCAIR-3 方案，使得 F-15 的巡航性能和机动性均有较大改善。
F-15 机尾特写。后机身中央整流体、尾撑、着陆拦阻钩、收敛-扩散喷口均清晰可见
F-15 主动控制技术验证机的机尾。其轴对称矢量喷口已经偏转
F-15 的机翼设计是依据半经验和当时的线性理论方法选择机翼参数组合，利用飞机设计一体化系统（CADE）进行分析研究，然后选择有利方案进行吹风试验，选定最终的机翼参数。经过长达 1 年的吹风试验，对 800 个机翼变量进行了试验，包括 74 种机翼外形和 54 中变弯度措施。
最后确定了两种方案：方案一，展弦比 2.5，根梢比 5，前缘后掠角 50°，带前缘锥形襟翼；方案二，展弦比 3，根梢比 2.5，前缘后掠角 45°，固定前缘锥形扭转。经过各类改进之后，方案二入选。最终 F-15 的机翼方案为：切尖三角翼，无前后缘机动襟翼，采用前缘固定锥形扭转设计。前缘后掠 45 度，机翼相对厚度为 6%/3%（翼根/翼尖），展弦比为 3，根梢比为 5，翼面积 56.48 平方米，下反角 1°，安装角 0°。机翼上仅有后缘高升力襟翼和副翼共 4 个操纵面。
F-15 采用切尖三角翼翼形的原因是很显然的，三角翼在改善机翼结构、增大机内容积方面有较大优势，同时可以使飞机在跨音速区的阻力增加变得更加平缓，飞机跨音速时焦点移动量也较小，减小了配平阻力。不过，在 F-15 原型机试飞照片上，我们可以看到，该机并没有翼尖斜切结构。但在试飞过程中发现，F-15 在 9,144 米高度、M0.85~M0.95 速度范围内进行 6G 或更大过载的机动时，机翼会出现颤振现象。为了改善颤振特性，机翼翼尖切去了大约 0.8 平方米左右，形成现在所见的切尖设计。
在低空进行双机飞行表演的 F-15。可以清楚地看到机翼平面形状为中等后掠角切尖三角翼
为了改善飞机亚音速性能，F-15 采用了前缘固定锥形扭转设计，而没有采用当时已经得到普遍应用的前缘机动襟翼——这种设计主要是从重量、制造工艺和系统复杂性方面考虑的。由于 F100 发动机推力相当高，即使固定锥形扭转将导致飞机超音速阻力增大，根据计算，F-15 的超音速性能仍可达到空军的指标。权衡利弊之后，麦.道决定放弃前缘机动襟翼的选择。而 F-15 放弃后缘机动襟翼，则是由于后缘襟翼放下以后，增加的配平阻力超过了因此减小诱导阻力所带来的好处。
机翼采用高达 3 的展弦比，配合较小的根梢比，有利于推迟翼尖分离，明显减小了机翼诱导阻力；同时较大的展弦比提高了机翼升力线斜率，改善了机翼升力特性。这和能量机动理论中减阻增升的要求是一致的。当然，展弦比增大，超音速零升阻力系数也增大，增大了跨/超音速的波阻。这个缺点，则利用强大的发动机推力和其它方面的设计来弥补。
机动中的 F-15C。机翼后缘只有四块操纵面。从副翼偏转方向可以判断飞机正在向左滚转
较小的机翼相对厚度是有效降低波阻的措施之一。当相对厚度由 6% 减小到 3% 时，波阻明显减小但缺点是增重和亚音速时促使前缘分离提前发生。为此 F-15 选择了沿展向变化相对厚度的设计。但是这样一来，机翼的刚度却有点问题。前面提到的机翼颤振问题，以及 F-15 滚转率不高的缺陷，都与此不无关系。
F-15 的翼面积在当时而言，选择得相当大。这主要是为了降低翼载、提高大迎角机动性。因为正是翼载则决定了稳定盘旋中最大升力用于提供向心力的比例。当时选择翼载主要依据两个条件：速度 M0.9，高度 9,150 米，机动过载 5G（升力系数 0.7）时的发动机剩余推力（Ps）要求；速度 M2.2 高度 12,200 米，机动过载 1G（升力系数 0.04）时的 Ps 要求。
刚刚滑出、准备起飞的 F-15E。后缘襟翼已经放下。照片中，机翼厚度由翼根向翼尖逐渐减薄、机翼前缘扭转等特征清晰可见
机翼结构为多梁抗扭盒型破损安全结构，前梁为铝合金，后三梁为钛合金。内侧整体油箱的下蒙皮采用钛合金壁板，其余为铝合金机加工整体壁板。机翼前后缘、襟翼、副翼均为全铝蜂窝夹层结构。机翼的破损安全结构，配合承力蒙皮，只要有一根翼梁仍然完好，就可以支持飞机继续飞行，大大提高了飞机的生存能力。
全加力起飞的 F-15。由于选择翼载低，机翼升力系数较大，推重比高，使得该机具有良好的短距起降能力，为日后改装成短距起飞/精确着陆验证机奠定了基础
尾翼
麦.道的 F-15 早期方案也是单垂尾布局，但到后期设计时放弃了，改为大间距双垂尾布局。两个垂尾安装在后机身两侧的尾撑上，以消除相互之间的不利影响。由于在任何迎角、侧滑角条件下，都有一个垂尾出于相对“干净”的来流之中，从而提高了飞机的航向稳定性。