尾翼 V形尾翼设计并非诺斯罗普首创。1956年法国C.M.175教练机就采用了V形尾翼。洛克希德的F一117A也是如此(不过比较特殊，只提供方向控制)。但在强调机动性的未来战机上采用V形尾翼设计，YF-23A是第一个。

　　YF一23A的v形尾翼设计相当独特。为了保证4波瓣雷达反射特性，平尾前后缘在水平面内的投影分别和机翼前后缘平行。这使得该机尾翼看起来相当巨大。考虑到大部分雷达反射

发生在与水平面成±30度的范围内，YF一23A采用了将尾翼外倾40度的设计，以确保雷达波不会被反射回接收机，但相应的尾翼效率也降低了。相比之下，YF一22A采用91、倾27度的设计，处F隐身设计的边缘，属于隐身和机动综合权衡的结果。按照公开的说法，YF一23A出于大迎角机动性的要求，其尾翼采用宽间距布置，完全避开了边条和机翼内侧涡流，因此改善了剧烈机动状态下俯仰、滚转和偏航控制。

　　就隐身而言，YF-23A的尾翼设计显然是成功的，但其气动效率却不免令人担、心。偏航、俯仰、滚转，二轴控制全部包揽。一物多用固然好，但重要却往往被人忽略的一点是：尾翼的总控制能力是有限的，某个轴占用较多的控制能力，必然会削弱其它轴的控制能力。当飞机陷于比较复杂的状态时，YF-23A的尾翼未必能兼顾。看看后来F一22的过失速试飞情况就知道了，操纵面的控制负荷是相当重的，而且还要加上推力矢量控制才行。当然，换个角度想，可能诺斯罗普压根儿就没有考虑超火迎角飞行的控制问题。能够保证大迎角范围内不出现气动发散的情况(诺斯罗普称，风洞数据显示YF-23A可以在所有迎角范围内稳定飞行，但YF一23A的试飞迎角最终也没有超过25度)，是诺斯罗普在这方面所作的极限了。毕竟机动性并小是YF-23A的第一优先目标，过失速机动性就更不用说了。

　　飞控系统和推力矢量控制 随控布局经过长期验证在ATF设计阶段已经相当成熟。YF一23A应用随控布局技术、为此采用电传飞控系统并不令人意外。不过由于最终竞争失败，外界对该机的飞控系统细节了解极少。 前面已经提到，YF一23A在设计上具有鲜明的“一物多用”的特色。由于减少了操纵面和相应的控制机构，有助于飞机减轻重量和减小阻力，对于改善飞机隐身特性也是相当有利的。但除了操纵面负荷问题外，这种设计必然面临的一个考验就是飞控系统的复杂化。固然，在已经成功的B一2上也可以见到类似的设计，不过必须看到的是，对于不需要进行复杂机动的轰炸机而占，这种一物多用的设计问题不大；然而战斗机即使在常规条件下的机动，其操纵面的偏转控制也是相当复杂的，一物多用的设计必然会加大飞控系统的复杂程度和研制风险。如果还要考虑超常规飞行的话，飞控系统的设计难度可想而知。飞控软件的编制是飞控系统设计难点之一。自电传飞控系统实用化以来，大多数一流战机都在这上面栽过跟头。1992年4月25日，YF一22A因为飞控软件问题造成“飞行员诱发振荡”，撞地损毁。后来F一22试飞阶段还不断对飞控软件进行改进升级。连基本按照常规设计的YF一22A飞控系统都有这么多麻烦，非常规设计的YF一23A飞控系统就更难说。在对设计风险的判断上，美国空军还是比较准确的。

　　如果YF一23A采用了推力矢量控制系统，一物多用带来的控制面负荷问题町能会得到缓解，对改善机动性和敏捷性也有好处。但诺斯罗普最终放弃了推力矢量，以确保其首要目标——隐身能力。因为如要应用推力矢量控制技术，就必须更改后机身设计，不仅增大了飞机重量，也导致飞机雷达反射截面积(主要是后向)增大和红外隐身能力下降——因为必须取消那个沟槽式尾喷口设计。这并不符合诺斯罗普的设计思想。

　　进／排气系统 进气道和

　　发动机进气道是一个空腔结构，本身就是良好的雷达波反射体。而发动机一级压气机高速旋转的叶片不仅是强反射源，其反射波频谱甚至足以成为飞机型号的识别特征。要解决隐身问题，就必须首先解决这两个麻烦。解决途径之一是遮挡。F-111、幻影那种三元进气道，其激波锥可以在一定程度上遮蔽进气道内部和压气机的反射波，但问题是激波锥本身就是一个强雷达散射源。另一个也是更常采用的途径是S形进气道，并在进气道内敷设吸波材料。不过S形进气道并不是想象中那么简单，设计不当可能导致严重的总压损失。没有大量的验证，设计时少不了要吃苦头的。

　　YF-23A的进气口位于机翼下方靠近前缘的位置，类似苏一27的设计，这显然是处于大迎角条件下进气要求的考虑。其横截面为梯形，除了垂直面上的斜切结构外，在水下面上也略有斜切，可以起到改善大迎角和侧滑条件下进气效率的作用。在进气口前方，设计有多孔式附面层吸除装置(机翼下表面未喷漆区域)，并经机翼上表面排出一一由于进气口靠近机翼前缘，附面层厚度不大，因此不需要采用大型的附面层隔道，有助于减小雷达反射特征。在发动机舱卜表面还设计有辅助进气门(位于附面层排放狭缝旁边的带锯齿后缘的梯形板)，用于在起降和低速状态下满足发动机的进气需要。根据隐身原则，进气道自进气口开始向内、向上弯曲，从正前方根本不可能看到压气机叶片，可获得较好隐身效果。此外，YF-23A采用了固定式进气道设计，以避免可调式进气道的调节斜板之间的缝隙和台阶产生的雷达反射。压缩斜板为二波系设计，并按照YF-23A的预计巡航速度作了优化。

　　YF-23A的发动机喷口设计带有明显的B-2风格。沟槽状喷口位于V形尾翼之间扁平的“海狸尾巴”上，以耐热材料作为衬垫。喷口顶端铰接一块无边形调节板，用于调节喷口大小。在海狸尾巴、V形尾翼、沟槽侧壁的屏蔽下，来自燃烧室的热喷流在沟槽段与冷空气混合降温(二元矩形喷口使得喷流更容易与周围空气混合)，然后再排出机外，红外特征较之常规战斗机明显降低。除了隐身作用外，笔者推测，YF-23A的喷口设计可能还具有引射增升的作用，V形尾翼则起到了类似端板、增强增升效应的作用。不过这一推测没有获得资料证实。