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来考虑，飞机横截面积增大不利于按照跨音速面积律来设计飞机。适当地拉长机身，有助于平滑飞机的纵向横截面积分布，减小跨／超音速阻力。但机身加长，必然导致飞机纵向转动惯性增大，这对于提高飞机敏捷性和精确控制能力是不利的。苏一27的机身长度和YF一23A相近，有飞过苏一27的飞行员说，该机操纵惯性较大，并不是那么好飞。

事实上，仅仅从机身设计的特点我们就可看到YF一23A和YF一22A在设计思想方面的差异。从机内载油量来看，YF一23A载油10。9吨，YF一22A载油11。35吨，考虑到机内弹舱设计载弹量相同（之所以说设计，是因为YF一23A的格斗弹舱还停留在图纸上），那么YF一23A的机内容积不会大于YF一22A。而YF一23A的机身长度却明显长于YF一22A（后者由于尾撑和平尾的原因，实际机身长度从有18米多），这意味着即使在飞机最大横截面积相当的情况下，YF一23A也可以获得更平滑的横截面积分布（也就是更小的跨／超音速阻力），当然也获得了更大的纵向转动惯量。不难看出，为了解决横截面积增大带来的阻力问题，YF一23A和YF一22A的选择截然相反，前者选择了速度性能而牺牲了敏捷性和精确控制能力。这也在一定程度上反映了两大集团对未来战斗机的定位。　在外观上，YF一23A的机身颇有些洛克希德SR一71黑鸟的风格，看上去就像把前机身和两个分离的　发动机舱直接嵌到一个整体机翼上一样。前机身内主要设置雷达舱、座舱、前起落架舱、航电设备舱和导弹舱。前机身前段横截面近似一个上下对称的圆角六边形，然后逐步过渡到圆形潢截面，最后在机身中段与机翼完全融合。后面的进气道和发动机舱横截面仍是梯形，并以非常平滑的曲线过渡到机翼或后机身的“海狸尾巴”，这有助于减小相互之间的干扰阻力。前面提到过，空军取消了采用反推装置的要求，而诺斯罗普并未修改设讣，在后机身形成非常明显的“沟槽”，带来不必要的阻力增量。

边条　边条翼布局在大迎角时比鸭式布局的升力特性有更大优势？？这是影响诺斯罗普选择YF一23A整体布局的因素之一。就传统边条而言，其展长的增大（面积也增大）对提高大迎角时的升力有明显好处。但展长越大，大迎角下产生的上仰力矩也越大；成为制约边条大小的一个因素。但显然YF一23A的边条不同于三代机上的传统边条。其三段直线式窄边条设计相当有特点，从机翼前缘一直向前延伸到雷达罩顶端。这种边条倒是和YF一22A的边条颇为类似。

YF一23A的边条具有以下几个功能：产生边条涡，在机翼上诱导出涡升力，改善机翼升力特性；利用边条涡为机翼上表面附面层补充能量，推迟机翼失速；起到气动“翼刀”的作用，阻止附面层向翼尖堆积，推迟翼尖气流分离（事实上由于YF一23A机翼根梢比很大，高速或大迎角下可能会有明显的翼尖分离趋势）；大迎角下机头涡的分离，提供更好的俯仰和方向稳定性？？直到第三代超音速战斗机，大迎角下机头涡不对称分离的问题仍未解决，这是限制飞机进入过失速领域的一个重要因素。

但如果从传统观点来看，YF一23A的边条太小，能否产生足够强的涡流，起到应有的作用还是个疑问。如果确实可以，那么一种可能性就是该机边条的作用原理有别干传统边条，另一种可能就是还有其它的辅助措施来协助改善机翼升力特性。有资料提及，“机头和内侧机翼所产牛的涡流对尾翼没有什么影响”，这可能意味着YF一23A机翼内侧可能有某种措施以产生涡流，起到和边条涡类似的作用。在YF一22A的进气道顶部各有两块控制板，用于控制机翼上表面的涡流。YF一23A可能也有类似设计？？其机翼内侧有进气道附面层的放气狭缝，不排除附面层气流经过加速后由此排出，借以改善机翼上表面气流状态的可能性。

机翼巨大的菱形机翼可以算是YF…23A最突出的外形特征之一。机翼前缘后掠40度，后缘前掠40度，下反角2度，翼面积88。26平方米，展弦比2。0，根梢比高达12。2。诺斯罗普之所以选择这样一个占怿的机翼平面形状，最重要的影响因素就是隐身。YF一23A的隐身技术继承自B一2，两者有类同之处？？其中之一就是X形的四波瓣反射特征。要实现四波瓣反射，机翼前后缘在水平面内必须平行。这样一来，诺斯岁普没有更多的选择：要么采用后缘后掠设计，形成后掠梯形翼，基本类似B一2的机翼；要么采用后缘前掠设计，