F-5A 的气动外形可谓干净利落
F-5A 的机翼根部前缘设计有后掠 60 度的边条（面积 0.36㎡）。设计人员最初的目的是为了改善机身横截面积分布，以满足跨音速面积律的要求，减小跨音速飞行时的激波阻力。对于采用小推力发动机的 F-5A 来说，要想突破音障，在设计上必须非常小心，以免带来意料之外的阻力增量——在这一点上 YF-102 是前车之鉴。当时设计人员曾经担心，由于边条气流过早分离，可能会带来较大的诱导阻力，从而影响飞机的亚音速机动性和巡航性能。虽然事情后来的发展并非如此，但就初衷而言，诺斯罗普设计人员确实是在尽力保证飞机突破音障。言归正传，后来试飞结果表明，加装的边条并没有如预期中那样增大诱阻，不仅降低了波阻，而且将大迎角时的可用升力系数提高了 10％，明显改善了瞬时盘旋性能——1,500 米高度，最大瞬时盘旋角速度约 18°/秒（相同速度下的稳定盘旋角速度约 11°/秒，最大稳定盘旋角速度 12°/秒）。从此，边条翼设计一发不可收拾。
F-5A 的机翼根部前缘设计有后掠 60 度的边条，从这个角度也可以看到机腹的减速板
机翼前缘装有全翼展蜂巢结构的前缘襟翼（但不可自动调节偏转角度，最大下偏角度 23°），面积 1.14㎡。机翼后缘则安装了轻合金材料的单缝襟翼和副翼。其中后缘襟翼面积 1.77㎡，最大下偏角 20°；单个副翼面积 0.43㎡，起落架放下时偏转范围＋35°/－25°，起落架收起时偏转范围＋18.5°/－14°。
机翼前缘全翼展前缘襟翼，最大下偏状态
平尾采用低置全动平尾构型，总面积 5.49㎡，翼型为 NACA05A-004，相对厚度 4％。偏转范围＋5.5°/－17°。
单垂尾外露面积 3.82㎡，翼型为 NACA05A-004，相对厚度 4％。方向舵面积 0.57㎡，有两个偏转范围：在起落架收起的情况下最大偏转 6 度，放下起落架后偏转范围增大到 30 度。阻力伞舱位于方向舵下部。应该说，F-5A 的垂尾设计相当出色，在相当大的迎角范围内都能保证一定的方向稳定性，后来 F-5 系列良好的尾旋特性与此不无关系。
F-5A 的全动平尾略为下偏，以保持高效率
垂尾后缘前掠，又助于提高打迎角状态下方向舵的效率
机身按照跨音速面积律设计，前机身宽度明显加大，翼身连接段的机身向内收缩，形成“蜂腰”构型，保证机身横截面积分布尽可能接近理想状态，以减小激波阻力。机身下部设计有减速板，总面积 0.6㎡，最大张开角度 45°。
机身中段明显的蜂腰设计
发动机和燃油系统
F-5A 具有比 T-38 更大的进气口，以适应发动机更大的空气流量。在进气道后部两侧还有矩形百叶窗式辅助进气口。进气道内部设计有附面层抽吸孔，以吸除进气道内残留的附面层。两台发动机可以通过后机身下部维护口盖接近和拆装。由于重量很轻（265㎏），仅凭人力即可将发动机拆下。N-156F 采用的是 J85-GE-5 发动机，F-5A 则改进为 J85-GE-13（军用推力 1,234㎏，加力推力 1,851㎏）。
F-5A 进气道内部
所有燃油均装在机身油箱内，机翼不设油箱，形成“干翼”结构——事实上由于机翼相对厚度和绝对厚度都很小，也不可能设机翼油箱。除了机身油箱外，F-5A 还有一对相当有特色的翼尖副油箱，和常见副油箱不同的是，它们也是按照跨音速面积律来设计的，具有明显的蜂腰特征。不包括副油箱，F-5A 机内载油量为 1,678㎏。
独具特色的蜂腰翼尖副油箱
操纵系统
操纵系统采用传统的机械－液压操纵系统，并装有增稳控制系统，用于方向舵配平、俯仰/偏航振荡抑制。增稳控制系统与操纵系统共用液压系统，机上没有应急涡轮泵，以双余度液压系统和一套电气系统来保证可靠性。
武器系统
标准武器是机头上部两门 20 毫米 M39 转膛炮（每门备弹 280 发）——不知为何诺斯罗普选择了将航炮口设置在机头上表面的设计，这样在白昼射击炮口烟雾严重阻碍视界，在夜间射击时炮口焰将造成飞行员短暂失明（诺斯罗普后来在 YF-17 上重复了这一设计，并延续到今天的 F/A-18）。翼尖挂架可以挂装两枚 AIM-9 响尾蛇近距格斗导弹。此外，F-5A/B 机身和翼下共有 5 个挂点（N-156F 为 3 个）可以用于挂载其它武器，包括：“响尾蛇”导弹，227㎏MK82 通用炸弹和“蛇眼”炸弹、454㎏MK83 通用炸弹、907㎏MK84 通用炸弹、340㎏M117 炸弹、LAU-68A/A 和 LAU-68B/A 火箭发射器、航炮吊舱以及副油箱等。少数后期改型增加了发射“幼畜”空地导弹的能力。最大载弹量 2,800㎏。
F-5A 机头上部两门 20 毫米 M39 转膛炮
