米格-23是蘇聯繼蘇-17後的第2種變後掠翼超音速戰鬥轟炸機，它在氣動上參照了美國f-111變後掠翼戰鬥轟炸機，繼承了f-111最初的多用途設計思想並要求具有寬闊的飛行速度範圍、較大的航程和作戰半徑、良好的起降性能和突出中低空機動性能。這在它氣動布局上的主要反映便是以變後掠上單翼布局取代了米格戰鬥機傳統的中單翼結構形式。
米格-23的機翼前方有較大的固定邊條，機翼轉軸沿展向位於距機身軸線約21.4%半翼展處，沿橫向位於機翼最大厚度處，機翼具有18°40′、47°40′和74°40′3個可用前緣後掠角，其中18°40′的後掠角用於起降、轉場巡航和巡邏待機；74°40′的後掠角用於超音速和低空大表速飛行；47°40′的後掠角則用於空中格鬥。其他有利於提高亞音速性能的設計有：活動翼前後緣均布置有多段式襟翼，其中後緣的單縫襟翼基本占有整個後緣長度，大大提高了飛機的起降性能；每個活動翼在後緣襟翼前方布置兩片單偏擾流片，可結合差動平尾進行滾轉控製，不僅滿足了滾轉操縱力矩的需要，還使在飛機活動翼後緣布置全展向襟翼成為可能；活動翼上加裝了一個2.4°的鋸齒形前緣並在機翼沿展向做中等程度的錐形扭轉，提高了高亞音速巡航狀態下的升阻比，可降低油耗、提高續航時間和航程等。機翼具有4°的下反角，後機身布置的4塊減速板。
米格-23采用略低於機翼平麵全動式斜軸平尾，前後緣後掠角度分別為55°40′和15°，麵積6.93平方米，展弦比1.84。當作升降舵使用時平尾偏轉範圍為-24°~+8.5°，差動滾轉時最大差角大小為10°和6.5°，機翼上的擾流片則與平尾差動機構和機翼轉動機構聯動，機翼後掠18°40′時進行滾轉控製其偏角為45°，後掠角為74°40′時偏角為0°。它與差動平尾的結合可為米格-23提供足夠的滾轉力矩。
米格-23的垂直安定麵設計對其達到m2.35的最大設計速度至關重要，其垂尾前緣後掠角62°21′，不計背鰭的麵積為6.01平方米，展弦比0.77，其中方向舵麵積為0.93平方米，最大偏轉角±25°；腹鰭為單塊折疊式，總麵積1.46平方米，展弦比0.45，腹鰭鰭臂長4.5米。該腹鰭采用液壓控製並與起落架交聯，當起落架放下時腹鰭折起，起落架收起時腹鰭放下。
米格-23的主要尺寸數據是：機長15.88米，翼展7.78米和14.0米，機高4.82米；最大和最小後掠時機翼麵積分別為34.16和37.35平方米。
米格-23係列采用矩形外部壓縮兩側進氣道，其設計直接參照了美國的f-4。進氣口前有平行於機身側麵安裝的3級垂直斜板，它們與機身側表麵有55毫米的距離，形成了可避免貼著機身流動的低能量附麵層進入進氣道中的附麵層槽道；最靠近進氣口的第3級斜板上還開有吸除貼著斜板形成的附麵層氣流的小孔，可將附麵層氣流排入與機身側表麵之間的附麵層槽道中，提高進氣道的進氣效率。每側進氣道外側表麵安裝有兩個上下布置的矩形輔助進氣門，其開關由進氣道內與外部空氣壓力差控製，可保證發動機工作需要的進氣量。3級斜板中最前方的第1級固定，第2、3級則可調，由此構成了4波係進氣道。
米格-23使用了幾種不同型別的渦噴發動機，均為莫斯科的圖曼斯基設計局或莫斯科留裏卡設計局的產品。最主要3種是r-27f2m-300、r-29-300、和r-35-300，它們的總設計師均為k·哈察圖諾夫，主要性能數據如下：
r-27f2m-300：尺寸約4850×1060毫米，重1725千克；空氣流量95千克/秒，總增壓比10.9，渦輪前溫度1370k；最大和加力推力分別約6900和10000千克，推重比5.8；最大和加力推力下耗油率分別約0.98和2.09千克/千克推力·小時。
r-29-300：尺寸約4992×1，088毫米，重1992千克；空氣流量110千克/秒，總增壓比12.88，渦輪前溫度1410k；巡航、額定、最大、小加力和全加力推力分別約5300、6100、8300、9800和12500千克，對應的渦輪後溫度分別為913、913、1113、1068和1113k，推重比6.5；巡航、額定、最大、小加力和全加力推力下的耗油率分別約0.83、0.84、0.96、1.5和2.03千克/千克推力·小時。
r-35-300：長約4975毫米，重約1800千克；總增壓比13.0，渦輪前溫度1520k；最大推力約8550千克，加力推力約13000千克，推重比7.2；最大推力和加力推力下耗油率分別約為0.96和1.95千克/千克推力·小時；其餘數據與r-29-300基本相同。
米格-23-11原型機使用al-7f-1，其尺寸約6810×1250毫米，重2010千克；空氣流量114千克/秒，總增壓比約8，渦輪前溫度1200k；最大和加力推力分別約6800和9200千克，推重比4.6；最大和加力推力下耗油率分別約0.90和1.99千克/千克推力·小時。