垂尾采用大展弦比、中等后掠角设计，前缘后掠角 37°，外倾 2°，高度较大，大迎角下可以明显改善飞机的航向稳定性，从而保证 F-15 可以有效的进行大迎角机动。但是这种大展弦比高垂尾在高速时受载扭转，效率将会大大降低。需要说明的是，F-15 早期垂尾采用小展弦比设计，在尾撑下面加装有腹鳍，以提高方向稳定性。后来经过风洞试验，增大了垂尾展弦比，面积加大 12%，取消腹鳍，形成我们今天所见的设计。这样的好处是在保证航向稳定性的同时，使亚音速巡航阻力减小了 5.5%。
大间距双垂尾保证了 F-15 高速和大迎角条件下的航向稳定性
F-15 的平尾为大后掠全动式低平尾设计，前缘后掠角 50°，具有前缘锯齿和翼尖斜切设计。低平尾布局主要是为了减小机翼下洗流的影响——F-4 由于采用高平尾设计，导致飞机大迎角飞行品质不好，很容易失速进入螺旋。因此美国空军对其后继机的大迎角飞行品质相当重视。锯齿和斜切则是为了解决平尾颤振问题，同时锯齿上产生的涡流还有助于提高平尾效率。平尾安装位置相当靠后，借助于尾撑结构，使之可以安装到发动机喷管附近，其尾臂长度达到 5.424 米，远远超过同代的其它飞机，如 F-16（4.41 米）、苏-27（4.64 米）。这显然是从 LFAX-8 方案继承来的（相对而言平尾位置有所前移），以获得较好的控制能力。从能量机动理论我们可以知道，即使机翼可以拉出足够的过载，如果飞机配平能力不足，那么同样无法实施大迎角高 G 机动。
加力状态的 F-15。从这个角度可以看到平尾和机翼平面之间的垂直距离。这使得平尾在大迎角可以避开机翼下洗流，保持良好的控制能力
F-15 垂直安定面和平尾都是全金属蜂窝夹层结构。两者的抗扭盒为钛合金结构，蒙皮则是全厚度铝夹芯和硼纤维层合板构成的蜂窝壁板，前后缘为全铝蜂窝结构。方向舵梁肋为碳纤维复合材料，蒙皮则由硼纤维层合板和铝夹芯构成。平尾和方向舵均可以左右互换。
F-15 的进气道设计要求是：大机动和高 M 数时性能良好；所有飞行状态下进气畸变小；重量轻。最初设计时有机翼短舱方案和两侧进气后机身并列方案。由于短舱方案较重，滚转惯性矩和发动机停车时的偏航力矩均较大，最终选择了两侧进气后机身并列方案。
进气道是可调外压式四波系超音速进气道，采用水平压缩斜板，除了具备基本的对气流进行预压缩功能外，在大迎角状态下还能改善进气状况，起到和腹部进气道类似的效果。由于二级压缩斜板超音速总压恢复较低，不能满足 M2.2 机动的要求，F-15 最终采用了三级斜板形式。
计算机生成的 F-15 翼身进气道气流轨迹图（上）和表面压力分布图
为了在超音速大迎角范围内保持理想的激波系统，F-15 考虑采用可变捕获面积进气口，后来发现这种设计还有减阻、改善进气道与发动机匹配等好处。当时提出了 4 种方案，最后选定的方案是：可变捕获面积，三级斜板（同时转动），随迎角和 M 数调节，引气系统位于喉道槽缝。为此，F-15 的进气道上罩（包括侧壁）被设计成可以转动的，形成 F-15 独有的特征。由于上罩转动对发动机和飞机性能均有影响，因此其调节规律需要考虑到所有相关因素的影响，以取得最佳的综合效果。
F-15 设计阶段曾研究过两种不同的进气道侧壁外形，以求减小溢流阻力和改善侧滑时进气道性能。一种是全侧壁方案，另一种则是内外侧壁切除量不同的方案。根据试验，切小的侧壁在飞机侧滑时明显改善了飞机总压恢复和畸变，而全侧壁则在超音速小迎角时总压恢复最高。由于 F-15 强调高速拦截能力，超音速性能是设计重点。因此最终还是采用了全侧壁方案，气流畸变问题用附面层吸除孔板来解决。
F-15 的四波系可变捕获面积超音速进气道风洞模型
为了配合进气道性能，F-15 前机身也作过修形。其原始设计在大迎角和侧滑时会导致前机身下部分分离气流进入进气道。为此，F-15 取消了前机身下部直线段，增大下部圆角，同时将机身最大宽度线由进气道中部上移到进气道上部，并减小机头下垂度。这种设计减轻了下部分离，改善了进气道总压恢复和畸变。
总之，这种四波系可调进气道大大减小了阻力，提高进气道总压恢复，对 F-15 的超音速性能助益犹大，但为此付出的重量和复杂性代价也不小。这也是空军高层和战斗机黑手党激烈斗争的结果之一——若不是强调 M2.5 的最大速度和超音速拦截能力，这种复杂的超音速进气道存在的意义也就不太大了。事实上后来的格斗战斗机 F-16，就是采用了简单的固定正激波进气道。
F100-PW-100 发动机
发动机是 F-15 的另一个关键。普拉特.惠特尼研制的 F100-PW-100 发动机加力推力高达 11,340 公斤，为 F-15 的优越性能提供了坚实的基础。这是一种轴流式涡扇发动机，涵道比 0.7，双轴 3 级风扇+10 级高压压气机+2 级涡轮。该发动机设计相当先进，推重比 7.8，可以左右互换安装，在理想条件下拆卸时间只需要 20 分钟。但普.惠在设计时过于注重先进性而没有过多考虑可靠性，结果 F100-PW-100 问题层出不穷，F-15 早期因频频趴窝而被称为“机库皇后”，相当程度上是发动机的原因。
正在吊装发动机的 F-15
F-15 的发动机喷管选择也是经过优化对比的结果。当时一共提出了四种方案，包括：非轴对称喷管；简单收敛喷管；膨胀比 1.41 的收敛-扩散喷管和膨胀比 1.61 的收敛-扩散喷管。非轴对称虽然巡航阻力最低，但综合性能不好，风险大，首先被淘汰。剩下三种方案性能相近，但在典型作战任务剖面性能比较中：膨胀比 1.61 的收敛-扩散喷管由于超音速单位重量剩余功率（Ps）明显超出要求而占据优势，而其亚音速的 Ps 和膨胀比 1.41 的收敛-扩散喷管相近，优于简单收敛喷管。由于膨胀比 1.6 的收敛-扩散喷管占据明显优势，F-15 最终采用了这一方案。不过，其结构和最早在 F-14 上应用的光圈式收敛-扩散喷口不同，为铰接鱼鳞板式结构。
F-14 和F-15 的尾喷管对比
为配合高机动性设计，F-15 采用了双余度、高权限模拟式控制增稳系统（CAS）——实际上是第一代电传飞控系统，外加一套机械备份。飞行员的控制指令首先发送到 CAS，由计算机进行处理后以最佳方式输出到各控制面和发动机，从而保证飞机在飞行包线内飞行，而不必担心失控。