第 24 章節
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效果不如LEX，且在跨/超音速時將產生較強激波，阻礙了飛機超音速性能提高。
AMA－955采用類似F/A－18E/F的梯形翼，但展弦比為5左右，超過了後者的4.0（現役戰鬥機一般展弦比都在2.0－3.5左右，LCA最小，只有1.79，F－16為3.2，SU－27為3.5），翼展也達到了近20米。機翼內段後掠角30°，1/4弦長處後掠角25°，外翼段後掠角26°，1/4弦線處20°。前緣安裝了全翼展的機動襟翼，在鋸齒處被分為2段。安裝前緣機動襟翼對性能最大的改善是盤旋性能，特別是瞬時盤旋。此外推遲了大迎角時機翼上的氣流分離，因而減小阻力，改善大迎角機動作戰性能，提高抖振邊界和增加抗失速抗尾旋性能。襟翼下偏還可以引起低頭力矩，減少亞音速飛行時的配平阻力。從風洞模型中AMA－955機翼刻線來看，後緣內段是簡單襟翼，而外段是副翼。簡單襟翼增加的升力不大，但機構簡單，重量輕，適合AMA－955這種大展弦比機翼且對著陸性能要求不高的飛機（可以短距起降）。兩側副翼可以和襟翼同角度下偏，起到全翼展襟翼的作用，增加升力，也可以差動偏轉，形成滾轉操縱力矩。前後緣襟翼和後緣副翼的動作由計算機飛行控制系統控制，可以根據不同飛行狀態控制機翼可動部分偏轉角度以優化機翼外型和增加升力系數。也許是為了增加氣動控制面的控制力矩，所以把機翼後緣控制面向後延伸，形成了獨特的鋸齒形。
有趣的是機翼是鉸接在機身上的，所以起飛和著陸時類似F－8“十字軍戰士”那樣可以擡起，增加機翼升力，結合升力風扇和TVC噴口可以實現短距起降，而且飛機不必擡頭過多（這招在航母上非常管用），在機動時則可以實現直接升力控制，雖然不用擡起也可以實現。從MA模式過渡到MS模式時擡起還可以增加一些升力，避免因速度突然減小而出現掉高度的問題。機翼在停放時可以兩段折疊，方便在航母或機場機庫中存放。
AMA－955潛載機彈射過程時機翼是兩段折疊的，翼展尺寸減少到12米。一般情況下Vosgulov級潛水航母內至少可以放置8架。雖然可以在水下彈射，但危險系數較高，可能更多情況下是浮出水面彈射。其實早在1942年9月一天夜裏，日本就用伊－25潛艇搭載的零式水上飛機偷襲了美國。
從總體上看，AMA－955的設計更多的放在了亞/跨音速機動性上。雖然翼面積較小，但是由於載油系數低，空戰標準重量不高，可能在70噸左右，單位翼載荷事實上是很低的。較小的翼面積也減少了摩擦阻力，對提高速度有利。加上較小的後掠角和較大的展弦比，使得亞音速機動時誘導阻力減少，可用升力系數較大。因為在機動飛行時，誘導阻力和ny（法向過載）的平方成正比，在同樣高度－速度下，當ny=5時誘導阻力將增加到1g時的25倍，所以，盡可能減少誘導阻力就能有效改善戰鬥機的SEP特性。F－14之所以能在推重比不如F－15，但在模擬格鬥機動時戰勝後者，就在於變後掠翼能明顯減少誘導阻力，所以對發動機可用推力的要求也降低了。而AMA－955不開加力時的發動機最大推力達到15,459.2kg，這樣高的可用推力可以克服高G盤旋時產生的巨大誘阻，再加上可用升力系數大的機翼，使得AMA－955可以拉出高G過載的穩定盤旋，增大盤旋角速度，減小盤旋半徑，對空戰是非常有利的。采用展弦比為5的機翼另一方面可能是對小速度下升力不足的擔心。在飛行包線左端主要是進行過失速機動的區域，也是利用MS模式進行機動的區域。此時的飛機由於做各種角度機動，使得能量迅速減少，高度和速度較小，特別是從MA模式過渡到MS模式，所以做完機動後要迅速對飛機補充能量，否則很容易被導彈鎖定擊落。大展弦比的機翼可用升力系數大，可以較快恢覆速度補充能量。使用新型OTM材料也解決了大展弦比機翼的強度和重量問題。第七計劃科內部設計方案選擇變後掠翼的原因可能也差不多，直至Wyvern使用推力驚人的發動機使得整機推重比達到10以上才完美解決了這個問題。
由於采用大幅度放寬靜穩定度設計，鴨翼使氣動中心前移，AMA－955在亞音速大迎角機動時會面臨配平機翼產生的擡頭力矩問題。再加上飛機展弦比很大，雖然失速前升力線斜率較高，但是大迎角性能不佳，容易引起機翼失速。翼根扇形整流罩在大迎角下產生的脫體渦可以推遲機翼失速，但是效果不理想。為了解決大迎角時的上仰問題，一是通過機翼前緣機動襟翼下偏，改善機翼上的氣流分離。二是外翼段後掠角減小至25度，減小了根梢比，以抑制上仰，減少誘阻。三是在翼尖安裝翼梢小翼，其作用雖然一方面增加了少許航程，但對戰鬥機來說效果不大，最主要是為了減小誘導阻力，改善翼尖流場。尾撐在大迎角下也能產生一定的低頭力矩，以抑制前機身擡頭。此外機翼還加了前緣鋸齒，除了抑制展向流之外，還利用鋸齒渦為外翼段氣流補充能量，提高副翼效率，改善飛機大迎角滾轉操縱性能。但比較奇怪的是鋸齒內側被削去一塊，從“ㄥ”變為“<”形，這樣就減弱了鋸齒的作用。通過以上種種措施，再加上鴨翼和平尾進行配平，保證了AMA－955亞/跨音速的機動性，特別是在過失速機動中，配合推力矢量噴口，飛行員還能對飛機保持有效穩定控制和機頭精確指向能力，可以快速改變機頭指向，從而完成武器系統的瞄準和射擊。
超音速時，由於飛機氣動焦點後移，機翼升力產生的低頭力矩相當大，需要很強的配平能力。如果飛機不能提供足夠的俯仰配平力矩，要麽進入上仰發散狀態而失控，要麽被機翼升力產生的低頭力矩壓回去，無法拉到需要的迎角。而大幅放寬了靜穩定度的AMA－955焦點雖然後移，但距離重心近，產生的低頭力矩相對較小，在超音速時接近中立穩定，加上鴨翼的擡頭作用，配平阻力不大，平尾偏轉的角度也小，降低了迎風面積（高速飛行時氣動操縱面偏轉會產生極大阻力），所以還可以在超音速機動時拉出大的過載。由於折流瓣式偏折噴口效率較低，不可能像Wyvern的二元推力矢量噴管那樣可以一直對飛機進行配平，從這方面說明了AMA－955在超音速下的配平能力還是相當不錯的。在從亞音速過渡到超音速飛行的過程中機翼還可以在飛控系統自動控制下向內折疊，形成∧形，這樣做減小了展弦比，可以減少激波阻力，機翼起到部分垂直安定面作用，有助於方向安定性，較低音速時後緣襟翼也有一定的方向操縱能力。最主要的是避免了升力中心過度向後移動，從而使飛機趨於穩定，減少了低頭力矩。亞音速MS模式下機翼也形成∧形，但作用是為了減少應力，所以常常看到機翼上下煽動的樣子。
AMA－955兩個垂尾相距較遠，在超音速下彼此處於對方馬赫線之外，不利幹擾小。垂尾位置比較靠前，在大迎角時避開了機翼低能量分離尾流和機身渦流對垂尾的不利影響，但是外傾角達到30°，又對方向穩定性產生較大影響。加上垂尾面積小，尾臂較短，可能引起航向穩定性不足的問題，配平阻力也比較大。一般的做法是適當加大垂尾面積或者安裝腹鰭，AMA－955則是通過增加平尾下反角（40°左右），其側向投影相當於增加垂尾面積的作用，增加了方向穩定性，這樣做也減少了機翼下洗氣流的影響。但是平尾下反角太大也有不利之處：1.對縱向配平能力有影響。這個可以通過和鴨翼一起配平來解決；2.在起降時平尾翼尖會和地面碰撞。只要在起降時平尾升至水平位置就可以避免這個問題，雖然增加操縱系統覆雜性，但對於變形戰鬥機來說不算什麽；3.平尾和垂尾夾角近90°，對隱身不利。AMA－955安裝有RP－51
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AMA－955采用類似F/A－18E/F的梯形翼，但展弦比為5左右，超過了後者的4.0（現役戰鬥機一般展弦比都在2.0－3.5左右，LCA最小，只有1.79，F－16為3.2，SU－27為3.5），翼展也達到了近20米。機翼內段後掠角30°，1/4弦長處後掠角25°，外翼段後掠角26°，1/4弦線處20°。前緣安裝了全翼展的機動襟翼，在鋸齒處被分為2段。安裝前緣機動襟翼對性能最大的改善是盤旋性能，特別是瞬時盤旋。此外推遲了大迎角時機翼上的氣流分離，因而減小阻力，改善大迎角機動作戰性能，提高抖振邊界和增加抗失速抗尾旋性能。襟翼下偏還可以引起低頭力矩，減少亞音速飛行時的配平阻力。從風洞模型中AMA－955機翼刻線來看，後緣內段是簡單襟翼，而外段是副翼。簡單襟翼增加的升力不大，但機構簡單，重量輕，適合AMA－955這種大展弦比機翼且對著陸性能要求不高的飛機（可以短距起降）。兩側副翼可以和襟翼同角度下偏，起到全翼展襟翼的作用，增加升力，也可以差動偏轉，形成滾轉操縱力矩。前後緣襟翼和後緣副翼的動作由計算機飛行控制系統控制，可以根據不同飛行狀態控制機翼可動部分偏轉角度以優化機翼外型和增加升力系數。也許是為了增加氣動控制面的控制力矩，所以把機翼後緣控制面向後延伸，形成了獨特的鋸齒形。
有趣的是機翼是鉸接在機身上的，所以起飛和著陸時類似F－8“十字軍戰士”那樣可以擡起，增加機翼升力，結合升力風扇和TVC噴口可以實現短距起降，而且飛機不必擡頭過多（這招在航母上非常管用），在機動時則可以實現直接升力控制，雖然不用擡起也可以實現。從MA模式過渡到MS模式時擡起還可以增加一些升力，避免因速度突然減小而出現掉高度的問題。機翼在停放時可以兩段折疊，方便在航母或機場機庫中存放。
AMA－955潛載機彈射過程時機翼是兩段折疊的，翼展尺寸減少到12米。一般情況下Vosgulov級潛水航母內至少可以放置8架。雖然可以在水下彈射，但危險系數較高，可能更多情況下是浮出水面彈射。其實早在1942年9月一天夜裏，日本就用伊－25潛艇搭載的零式水上飛機偷襲了美國。
從總體上看，AMA－955的設計更多的放在了亞/跨音速機動性上。雖然翼面積較小，但是由於載油系數低，空戰標準重量不高，可能在70噸左右，單位翼載荷事實上是很低的。較小的翼面積也減少了摩擦阻力，對提高速度有利。加上較小的後掠角和較大的展弦比，使得亞音速機動時誘導阻力減少，可用升力系數較大。因為在機動飛行時，誘導阻力和ny（法向過載）的平方成正比，在同樣高度－速度下，當ny=5時誘導阻力將增加到1g時的25倍，所以，盡可能減少誘導阻力就能有效改善戰鬥機的SEP特性。F－14之所以能在推重比不如F－15，但在模擬格鬥機動時戰勝後者，就在於變後掠翼能明顯減少誘導阻力，所以對發動機可用推力的要求也降低了。而AMA－955不開加力時的發動機最大推力達到15,459.2kg，這樣高的可用推力可以克服高G盤旋時產生的巨大誘阻，再加上可用升力系數大的機翼，使得AMA－955可以拉出高G過載的穩定盤旋，增大盤旋角速度，減小盤旋半徑，對空戰是非常有利的。采用展弦比為5的機翼另一方面可能是對小速度下升力不足的擔心。在飛行包線左端主要是進行過失速機動的區域，也是利用MS模式進行機動的區域。此時的飛機由於做各種角度機動，使得能量迅速減少，高度和速度較小，特別是從MA模式過渡到MS模式，所以做完機動後要迅速對飛機補充能量，否則很容易被導彈鎖定擊落。大展弦比的機翼可用升力系數大，可以較快恢覆速度補充能量。使用新型OTM材料也解決了大展弦比機翼的強度和重量問題。第七計劃科內部設計方案選擇變後掠翼的原因可能也差不多，直至Wyvern使用推力驚人的發動機使得整機推重比達到10以上才完美解決了這個問題。
由於采用大幅度放寬靜穩定度設計，鴨翼使氣動中心前移，AMA－955在亞音速大迎角機動時會面臨配平機翼產生的擡頭力矩問題。再加上飛機展弦比很大，雖然失速前升力線斜率較高，但是大迎角性能不佳，容易引起機翼失速。翼根扇形整流罩在大迎角下產生的脫體渦可以推遲機翼失速，但是效果不理想。為了解決大迎角時的上仰問題，一是通過機翼前緣機動襟翼下偏，改善機翼上的氣流分離。二是外翼段後掠角減小至25度，減小了根梢比，以抑制上仰，減少誘阻。三是在翼尖安裝翼梢小翼，其作用雖然一方面增加了少許航程，但對戰鬥機來說效果不大，最主要是為了減小誘導阻力，改善翼尖流場。尾撐在大迎角下也能產生一定的低頭力矩，以抑制前機身擡頭。此外機翼還加了前緣鋸齒，除了抑制展向流之外，還利用鋸齒渦為外翼段氣流補充能量，提高副翼效率，改善飛機大迎角滾轉操縱性能。但比較奇怪的是鋸齒內側被削去一塊，從“ㄥ”變為“<”形，這樣就減弱了鋸齒的作用。通過以上種種措施，再加上鴨翼和平尾進行配平，保證了AMA－955亞/跨音速的機動性，特別是在過失速機動中，配合推力矢量噴口，飛行員還能對飛機保持有效穩定控制和機頭精確指向能力，可以快速改變機頭指向，從而完成武器系統的瞄準和射擊。
超音速時，由於飛機氣動焦點後移，機翼升力產生的低頭力矩相當大，需要很強的配平能力。如果飛機不能提供足夠的俯仰配平力矩，要麽進入上仰發散狀態而失控，要麽被機翼升力產生的低頭力矩壓回去，無法拉到需要的迎角。而大幅放寬了靜穩定度的AMA－955焦點雖然後移，但距離重心近，產生的低頭力矩相對較小，在超音速時接近中立穩定，加上鴨翼的擡頭作用，配平阻力不大，平尾偏轉的角度也小，降低了迎風面積（高速飛行時氣動操縱面偏轉會產生極大阻力），所以還可以在超音速機動時拉出大的過載。由於折流瓣式偏折噴口效率較低，不可能像Wyvern的二元推力矢量噴管那樣可以一直對飛機進行配平，從這方面說明了AMA－955在超音速下的配平能力還是相當不錯的。在從亞音速過渡到超音速飛行的過程中機翼還可以在飛控系統自動控制下向內折疊，形成∧形，這樣做減小了展弦比，可以減少激波阻力，機翼起到部分垂直安定面作用，有助於方向安定性，較低音速時後緣襟翼也有一定的方向操縱能力。最主要的是避免了升力中心過度向後移動，從而使飛機趨於穩定，減少了低頭力矩。亞音速MS模式下機翼也形成∧形，但作用是為了減少應力，所以常常看到機翼上下煽動的樣子。
AMA－955兩個垂尾相距較遠，在超音速下彼此處於對方馬赫線之外，不利幹擾小。垂尾位置比較靠前，在大迎角時避開了機翼低能量分離尾流和機身渦流對垂尾的不利影響，但是外傾角達到30°，又對方向穩定性產生較大影響。加上垂尾面積小，尾臂較短，可能引起航向穩定性不足的問題，配平阻力也比較大。一般的做法是適當加大垂尾面積或者安裝腹鰭，AMA－955則是通過增加平尾下反角（40°左右），其側向投影相當於增加垂尾面積的作用，增加了方向穩定性，這樣做也減少了機翼下洗氣流的影響。但是平尾下反角太大也有不利之處：1.對縱向配平能力有影響。這個可以通過和鴨翼一起配平來解決；2.在起降時平尾翼尖會和地面碰撞。只要在起降時平尾升至水平位置就可以避免這個問題，雖然增加操縱系統覆雜性，但對於變形戰鬥機來說不算什麽；3.平尾和垂尾夾角近90°，對隱身不利。AMA－955安裝有RP－51
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