米格-23 机翼后缘布置着几乎全展长的襟翼

米格-23 采用略低于机翼平面全动式斜轴平尾（平尾转轴后掠角为 45°），前后缘后掠角度分别为 55°40′ 和 15°，面积 6.93 平方米，展弦比 1.84。当做升降舵使用时平尾偏转范围为-24°~+8.5°（以前缘向上偏转为正），差动滚转时最大差角大小为 10°（机翼后掠角为 18°40′~47°40′ 时）和 6.5°（机翼后掠角为 47°40′~74°40′ 时），机翼上的扰流片则与平尾差动机构和机翼转动机构联动，机翼后掠 18°40′ 时进行滚转控制其偏角为 45°，后掠角为 74°40′ 时偏角为 0°。它与差动平尾的结合可为米格-23 提供足够的滚转力矩。

米格-23 的垂直安定面设计对其达到 M2.35 的最大设计速度至关重要（米格-21 飞机则由于垂直尾翼安定性不够被迫限速在 M2.05），其垂尾前缘后掠角 62°21′，不计背鳍的面积为 6.01 平方米（计背鳍的面积为 7.21 平方米），展弦比 0.77，其中方向舵面积为 0.93 平方米，最大偏转角 +/-25°；腹鳍为单块折叠式（折叠角为 95°），总面积 1.46 平方米（其中可折叠部分 1.105 平方米），展弦比 0.45，腹鳍鳍臂长 4.5 米。该腹鳍采用液压控制并与起落架交联，当起落架放下时腹鳍折起，起落架收起时腹鳍放下。

飞行中的米格-23，可见其腹鳍在打开状态                                                         放下起落架的米格-23，腹鳍已经折叠

米格-23 的主要尺寸数据是：机长 15.88 米（包括空速管则为 16.71 米），翼展 7.78 米（74°40′ 后掠）和 14.0 米（18°40′ 后掠），机高 4.82 米；最大和最小后掠时机翼面积分别为 34.16 和 37.35 平方米（但 23-11 和 S/SM 分别为 29.89 和 32.1 平方米）。

推进系统设计主要包括进排气系统设计和发动机选择。米格-23 的设计要求在这方面的主要反映是它以两侧进气方式取代了米格战斗机传统的机头进气方式，同时采用大推力的新型发动机。

米格-23 系列采用矩形外部压缩（指空气在进入进气道前即被压缩）两侧进气道，其设计直接参照了美国的 F-4。进气口前有平行于机身侧面安装的3级垂直斜板，它们与机身侧表面有 55 毫米的距离，形成了可避免贴着机身流动的低能量附面层进入进气道中的附面层槽道；最靠近进气口的第 3 级斜板上还开有吸除贴着斜板形成的附面层气流的小孔，可将附面层气流排入与机身侧表面之间的附面层槽道中，提高进气道的进气效率。每侧进气道外侧表面安装有两个上下布置的矩形辅助进气门，其开关由进气道内与外部空气压力差控制，可保证发动机工作需要的进气量。3 级斜板中最前方的第 1 级固定，第 2、3 级则可调（偏转角度由斜板调节系统根据发动机压气机增压比控制），由此构成了 4 波系进气道。

米格-23 使用了几种不同型别的涡喷发动机，均为莫斯科的图曼斯基设计局（今俄罗斯航空发动机科技联合体）或莫斯科留里卡设计局（今“留里卡-土星”联合股份公司）的产品（前者产品标识为 R，后者为 AL）。最主要 3 种是 R-27F2M-300（用于 S/SM/UB）、R-29-300（用于M/MS/MF）、和 R-35-300（用于ML/P（MLA）/MLD），它们（R-27/29/35 系列）的总设计师均为 K.哈察图诺夫，主要性能数据如下：

·R-27F2M-300：尺寸约 4,850×1,060 毫米（长×最大直径，下同），重 1,725 千克；空气流量 95 千克/秒，总增压比 10.9，涡轮前温度 1,370 K；最大和加力推力分别约 6,900 和 10,000 千克，推重比 5.8；最大和加力推力下耗油率分别约 0.98 和 2.09 千克/千克推力·小时。

·R-29-300：尺寸约 4,992×1,088 毫米，重 1,992 千克；空气流量 110 千克/秒，总增压比 12.88，涡轮前温度 1,410K；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力分别约 5,300、6,100、8,300、9,800 和 12,500 千克，对应的涡轮后温度分别为 913、913、1,113、1,068 和,1,113K，推重比 6.5；巡航、额定、最大、小加力和全加力推力下的耗油率分别约 0.83、0.84、0.96、1.5 和 2.03 千克/千克推力·小时。

R-29-300

·R-35-300：长约 4,975 毫米，重约 1,800 千克；总增压比 13.0，涡轮前温度 1,520K；最大推力约 8,550 千克，加力推力约 13,000 千克，推重比 7.2；最大推力和加力推力下耗油率分别约为 0.96 和 1.95 千克/千克推力·小时；其余数据与 R-29-300 基本相同。

米格-23-11 原型机使用 AL-7F-1，其尺寸约 6,810×1,250 毫米，重 2,010 千克；空气流量 114 千克/秒，总增压比约 8，涡轮前温度 1,200K；最大和加力推力分别约 6,800 和 9,200 千克，推重比 4.6；最大和加力推力下耗油率分别约 0.90 和 1.99 千克/千克推力·小时。

米格-23 采用半硬壳式机身，主要制造材料是钢和铝合金。飞机的液压系统沿用了米格机传统的双余度设计，即包括完全独立的主液压系统和助力液压系统（分别相当于美机的共用液压系统和飞行操纵液压系统）。主液压系统向机上所有需要液压能源的系统和附件供应能量（含机翼转动和平尾差动），助力液压系统仅对飞行操纵提供液压能源，可保证前者发生故障时飞机的安全返航。两套液压系统压强均为 210 千克/平方厘米。

由于采用了上单翼布局，所以主起落架只能安置在机身，这样便形成了米格-23 相对于以往米格机独特的八字形主起落架（轮距 2.88 米）。且其前起落架为双轮（前主轮距 5.81 米），主起落架为单轮。