來考慮，飛機橫截面積增大不利於按照跨音速面積律來設計飛機。適當地拉長機身，有助於平滑飛機的縱向橫截面積分佈，減小跨／超音速阻力。但機身加長，必然導致飛機縱向轉動慣性增大，這對於提高飛機敏捷性和精確控制能力是不利的。蘇一27的機身長度和YF一23A相近，有飛過蘇一27的飛行員說，該機操縱慣性較大，並不是那麼好飛。

事實上，僅僅從機身設計的特點我們就可看到YF一23A和YF一22A在設計思想方面的差異。從機內載油量來看，YF一23A載油10。9噸，YF一22A載油11。35噸，考慮到機內彈艙設計載彈量相同（之所以說設計，是因為YF一23A的格鬥彈艙還停留在圖紙上），那麼YF一23A的機內容積不會大於YF一22A。而YF一23A的機身長度卻明顯長於YF一22A（後者由於尾撐和平尾的原因，實際機身長度從有18米多），這意味著即使在飛機最大橫截面積相當的情況下，YF一23A也可以獲得更平滑的橫截面積分佈（也就是更小的跨／超音速阻力），當然也獲得了更大的縱向轉動慣量。不難看出，為了解決橫截面積增大帶來的阻力問題，YF一23A和YF一22A的選擇截然相反，前者選擇了速度效能而犧牲了敏捷性和精確控制能力。這也在一定程度上反映了兩大集團對未來戰鬥機的定位。　在外觀上，YF一23A的機身頗有些洛克希德SR一71黑鳥的風格，看上去就像把前機身和兩個分離的　發動機艙直接嵌到一個整體機翼上一樣。前機身內主要設定雷達艙、座艙、前起落架艙、航電裝置艙和導彈艙。前機身前段橫截面近似一個上下對稱的圓角六邊形，然後逐步過渡到圓形潢截面，最後在機身中段與機翼完全融合。後面的進氣道和發動機艙橫截面仍是梯形，並以非常平滑的曲線過渡到機翼或後機身的“海狸尾巴”，這有助於減小相互之間的干擾阻力。前面提到過，空軍取消了採用反推裝置的要求，而諾斯羅普並未修改設訃，在後機身形成非常明顯的“溝槽”，帶來不必要的阻力增量。

邊條　邊條翼佈局在大迎角時比鴨式佈局的升力特性有更大優勢？？這是影響諾斯羅普選擇YF一23A整體佈局的因素之一。就傳統邊條而言，其展長的增大（面積也增大）對提高大迎角時的升力有明顯好處。但展長越大，大迎角下產生的上仰力矩也越大；成為制約邊條大小的一個因素。但顯然YF一23A的邊條不同於三代機上的傳統邊條。其三段直線式窄邊條設計相當有特點，從機翼前緣一直向前延伸到雷達罩頂端。這種邊條倒是和YF一22A的邊條頗為類似。

YF一23A的邊條具有以下幾個功能：產生邊條渦，在機翼上誘匯出渦升力，改善機翼升力特性；利用邊條渦為機翼上表面附面層補充能量，推遲機翼失速；起到氣動“翼刀”的作用，阻止附面層向翼尖堆積，推遲翼尖氣流分離（事實上由於YF一23A機翼根梢比很大，高速或大迎角下可能會有明顯的翼尖分離趨勢）；大迎角下機頭渦的分離，提供更好的俯仰和方向穩定性？？直到第三代超音速戰鬥機，大迎角下機頭渦不對稱分離的問題仍未解決，這是限制飛機進入過失速領域的一個重要因素。

但如果從傳統觀點來看，YF一23A的邊條太小，能否產生足夠強的渦流，起到應有的作用還是個疑問。如果確實可以，那麼一種可能性就是該機邊條的作用原理有別幹傳統邊條，另一種可能就是還有其它的輔助措施來協助改善機翼升力特性。有資料提及，“機頭和內側機翼所產牛的渦流對尾翼沒有什麼影響”，這可能意味著YF一23A機翼內側可能有某種措施以產生渦流，起到和邊條渦類似的作用。在YF一22A的進氣道頂部各有兩塊控制板，用於控制機翼上表面的渦流。YF一23A可能也有類似設計？？其機翼內側有進氣道附面層的放氣狹縫，不排除附面層氣流經過加速後由此排出，藉以改善機翼上表面氣流狀態的可能性。

機翼巨大的菱形機翼可以算是YF…23A最突出的外形特徵之一。機翼前緣後掠40度，後緣前掠40度，下反角2度，翼面積88。26平方米，展弦比2。0，根梢比高達12。2。諾斯羅普之所以選擇這樣一個佔懌的機翼平面形狀，最重要的影響因素就是隱身。YF一23A的隱身技術繼承自B一2，兩者有類同之處？？其中之一就是X形的四波瓣反射特徵。要實現四波瓣反射，機翼前後緣在水平面內必須平行。這樣一來，諾斯歲普沒有更多的選擇：要麼採用後緣後掠設計，形成後掠梯形翼，基本類似B一2的機翼；要麼採用後緣前掠設計，