Основные "болевые точки" самолета удалось определить задолго до первого полета. Во-первых, сбылись предсказания провидцев, считавших неизбежным рост массы палубной модификации. В конце 1963 г. проектировщики представили уточненные весовые расчеты, согласно которым масса F-111В увеличивалась на 8000 фунтов (3600 кг). ВМС потребовали прекратить разработку ненужного им самолета. Не вышло. Макнамара лично встал на защиту F-111В, обратив, однако, внимание конструкторов на настоятельную необходимость снижения массы самолета. Была даже принята специальная программа SWIP (Super Weight Improvement Program - программа улучшения весовой отдачи). Вторая такая программа, первая называлась Weight Improvement Program, без Super. Но успешной она не стала. После того, как надежд не оправдала программа SWIP, появилась программа Collosal Weight Improvement Program - видимо, кто-то из участников программы проявил своеобразное чувство юмора. «Колоссальная» программа принесла самолету F-111B пользы немногим больше, чем пушка «Колоссаль» кайзеровской Германии. Мероприятия по программе SWIP позволили снизить массу планера на 2270 кг. Впрочем, этого все равно было мало.
В начале 1964 г. специалисты НАСА пришли к выводу, что сопротивление планера будет гораздо больше расчетного, из-за этого снизится дальность сверхзвукового броска на малой высоте - один из ключевых параметров в требованиях ВВС. Заместитель министра ВВС Александр Флэкс потребовал приостановить проектирование и радикально переработать аэродинамику самолета. Представители фирмы Дженерал Дайнемикс вступили в жесткую полемику с НАСА, доказывая правильность результатов своих продувок в аэродинамических трубах. Промышленность победила в споре науку, но наука оказалась права. Возможность реализовать предложения ученых существовала. По оценкам критиков программы, вносить серьезные изменения в конструкцию можно было вплоть до декабря 1964 г., до первого полета.
Компоновка в основном соответствовала схеме, предложенной НАСА - высокоплан с крылом изменяемой стреловидности и разнесенными шарнирами. В хвостовой части фюзеляжа расположены два двухконтурных турбореактивных двигателя.
Фюзеляж типа полумонокок. Основным силовым элементом конструкции является Т-образная балка. Кабина экипажа двухместная, кресла летчиков расположены рядом. Основной конструкционный материал фюзеляжа - алюминиевый сплав 2024-Т851, отдельные наиболее нагруженные узлы изготовлены из стали и титановых сплавов. Масса титана в конструкции планера составляет примерно 700 кг. Обшивка кессонов крыла и киля представляет собой механически обработанные панели из алюминия, остальная обшивка - слоистые панели толщиной 22 мм из алюминия с сотовым заполнителем.
Крыло четырехлонжеронное с конической круткой носка, профиль - NACA-63, толщина которого уменьшается от корня к концу плоскости. Обшивка плоскостей крыла - фрезерованная, работающая. Механизация крыла состоит из предкрылков и двухщелевых закрылков Фаулера, закрылки отклоняются при угле стреловидности не более 26 град. Отклонение предкрылков возможно только после выпуска закрылков на угол более 15 град. На верхней поверхности подвижных частей крыла установлены интерцепторы.
Неподвижная часть крыла занимает около 20% общей площади. Шарниры крыла расположены примерно на 25% концевой хорды неподвижной части. Шарнир полностью вписывается в крыло, которое, однако, в месте расположения шарнира имеет небольшую выпуклость.
Диапазон изменения углов стреловидности - от 16° до 72,5°. Крыло может быть зафиксировано в любом промежуточном положении, но «штатными» считаются четыре положения: 16° - взлетное, 26° - посадочное и крейсерский полет на дозвуковой скорости, 50° - крейсерский полет на сверхзвуковой скорости, 72,5° — режим полета на максимальной скорости. В положении максимальной стреловидности заднюю кромку крыла от передней кромки стабилизатора отделяет всего 25 см — минимальный зазор, гарантирующий от соприкосновения аэродинамические поверхности при их колебаниях в полете. Механизм изменения стреловидности представляет монолитную стальную балку длиной 4,3 м, сужающуюся к концам, где находятся оси шарниров крепления подвижных консолей крыла. Система привода крыла включает два винтовых домкрата, синхронизирующий вал и механизм обратной связи. Шариковые домкраты приводятся в действие двумя гидромоторами мощностью по 100 л.с. Моторы запитаны от независимых гидросистем, при отказе одной из них мощности одного мотора хватает для изменения стреловидности крыла. В состав механизма изменения стреловидности также входят червячная и планетарная зубчатая передача. Механизм исключает возможность асимметричного изменения стреловидности.
В качестве воздушных тормозов используются интерцепторы и створка отсека основных опор шасси. При посадке створка отклоняется на угол 20°, в полете возможно отклонение на угол 40°.
Кабина представляет собой единую спасательную капсулу, отделяемую от самолета посредством линейного кумулятивного заряда («взрывной шнур»). Положение кресел летчиков регулируется по всем трем осям. При приведении в действие рычага катапультирования пиротехническая система вырезает капсулу из фюзеляжа подобно газовой горелке. Ракетный двигатель тягой 18000 кг отводит капсулу от аварийной машины, после чего срабатывает парашют. Удар о грунт смягчают надувные пневматические баллоны, в случае приводнения баллоны играют роль поплавков. Катапультирование кабины возможно не только на малых высотах, но даже из-под воды, до глубины 15 м.