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鸭翼布置在驾驶舱后，带有45°的上反角，可以提高直接力控制效果，但降低了横向稳定性。翼尖前缘有雷达告警接收机（RWR）。鸭翼距离机翼较远，有较高的升阻比，提供的操纵力矩也大，加上前掠翼比后掠翼升力大，就可以减小鸭翼面积（大鸭翼很难满足跨音速面积律的要求，也增大了超音速阻力），但位置过于靠前会导致太大的静不稳定度。选择这样做主要是为减小配平阻力和提高机动性考虑。比如加装鸭翼后，SU－35亚音速纵向静不稳定度从SU－27的5％放宽到20％平均气动力弦长，以高机动性见长的X－29达到35％，可以比拟的只有F－22“猛禽”，这些战斗机的机动性都非常不错（想想Sutherland吧，鸭翼非常靠前，而前掠翼又使得重心十分靠后，静不稳定度太大，亚音速下的控制异常灵敏，导致试飞员死的死，伤的伤，几个能驾驶的不光是SS还是BT）。AMA－955的梯形翼在亚音速时气动中心比较靠后，从亚音速到超音速的气动中心移动量也比较大，所以大幅度放宽静稳定度一部分也是因为这个原因。此外，飞机的不安定程度在有外挂时会根据载荷的不同而改变，通过运用鸭翼就能够控制其不安定程度。在湍流大气层低空飞行时，鸭翼还是纵向振动和抖动的主/被动“减震器”，大大减小了机体载荷，提高了飞行安全性和舒适性。
有了鸭翼，就可以更好的实现直接力控制的非常规机动（DFCM）和过失速非常规机动（P*）。当鸭翼、机翼后缘襟翼和平尾一同进行操纵时就能实现直接升力控制，进行机身俯仰指向和垂直位移机动；鸭翼差动与方向舵操纵结合就能实现直接侧力控制，进行机身方位指向和横向位移机动。直接力控制在二翼面布局的飞机上也可以实现，（据说我国的SU－27使用了自己开发的全权数字式四余度电传操纵系统（FBW），具备CCV操控能力，可使飞机在没有俯仰的情况下利用直接力控制实现上升和下滑等一系列非常实用的动作。）瑞典的JAS－39“鹰狮”通过鸭翼、升降舵和方向舵配合也可以产生直接升力和直接侧力，而不用改变飞机的航向。虽然控制效果不如三翼面布局，但这种“非耦合”的飞行模式在使用航炮进行空对空攻击或对地面目标投放非制导武器的时候是非常有用的。
进气道外侧凸起的整流罩主要作用是减阻和为机枪安放提供空间，其前缘延伸至进气道唇口前面，可能还会形成涡流。整流罩向后向外扩展成扇形直至主翼根部，相当于边条翼（LEX），在大迎角下可产生脱体涡以推迟机翼失速，提高飞机升力。但由于前缘半径较大，气流不易分离，效果不如LEX，且在跨/超音速时将产生较强激波，阻碍了飞机超音速性能提高。
AMA－955采用类似F/A－18E/F的梯形翼，但展弦比为5左右，超过了后者的4。0（现役战斗机一般展弦比都在2。0－3。5左右，LCA最小，只有1。79，F－16为3。2，SU－27为3。5），翼展也达到了近20米。机翼内段后掠角30°，1/4弦长处后掠角25°，外翼段后掠角26°，1/4弦线处20°。前缘安装了全翼展的机动襟翼，在锯齿处被分为2段。安装前缘机动襟翼对性能最大的改善是盘旋性能，特别是瞬时盘旋。此外推迟了大迎角时机翼上的气流分离，因而减小阻力，改善大迎角机动作战性能，提高抖振边界和增加抗失速抗尾旋性能。襟翼下偏还可以引起低头力矩，减少亚音速飞行时的配平阻力。从风洞模型中AMA－955机翼刻线来看，后缘内段是简单襟翼，而外段是副翼。简单襟翼增加的升力不大，但机构简单，重量轻，适合AMA－955这种大展弦比机翼且对着陆性能要求不高的飞机（可以短距起降）。两侧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，也可以差动偏转，形成滚转操纵力矩。前后缘襟翼和后缘副翼的动作由计算机飞行控制系统控制，可以根据不同飞行状态控制机翼可动部分偏转角度以优化机翼外型和增加升力系数。也许是为了增加气动控制面的控制力矩，所以把机翼后缘控制面向后延伸，形成了独特的锯齿形。
有趣的是机翼是铰接在机身上的，所以起飞和着陆时类似F－8“十字军战士”那样可以抬起，增加机翼升力，结合升力风扇和TVC喷口可以实现短距起降，而且飞机不必抬头过多（这招在航母上非常管用），在机动时则可以实现直接升力控制，虽然不用抬起也可以实现。从MA模式过渡到MS模式时抬起还可以增加一些升力，避免因速度突然减小而出现掉高度的问题。机翼在停放时可以两段折叠，方便在航母或机场机库中存放。
AMA－955潜载机弹射过程时机翼是两段折叠的，翼展尺寸减少到12米。一般情况下Vosgulov级潜水航母内至少可以放置8架。虽然可以在水下弹射，但危险系数较高，可能更多情况下是浮出水面弹射。其实早在1942年9月一天夜里，日本就用伊－25潜艇搭载的零式水上飞机偷袭了美国。
从总体上看，AMA－955的设计更多的放在了亚/跨音速机动性上。虽然翼面积较小，但是由于载油系数低，空战标准重量不高，可能在70吨左右，单位翼载荷事实上是很低的。较小的翼面积也减少了摩擦阻力，对提高速度有利。加上较小的后掠角和较大的展弦比，使得亚音速机动时诱导阻力减少，可用升力系数较大。因为在机动飞行时，诱导阻力和ny（法向过载）的平方成正比，在同样高度－速度下，当ny=5时诱导阻力将增加到1g时的25倍，所以，尽可能减少诱导阻力就能有效改善战斗机的SEP特性。F－14之所以能在推重比不如F－15，但在模拟格斗机动时战胜后者，就在于变后掠翼能明显减少诱导阻力，所以对发动机可用推力的要求也降低了。而AMA－955不开加力时的发动机最大推力达到15；459。2kg，这样高的可用推力可以克服高G盘旋时产生的巨大诱阻，再加上可用升力系数大的机翼，使得AMA－955可以拉出高G过载的稳定盘旋，增大盘旋角速度，减小盘旋半径，对空战是非常有利的。采用展弦比为5的机翼另一方面可能是对小速度下升力不足的担心。在飞行包线左端主要是进行过失速机动的区域，也是利用MS模式进行机动的区域。此时的飞机由于做各种角度机动，使得能量迅速减少，高度和速度较小，特别是从MA模式过渡到MS模式，所以做完机动后要迅速对飞机补充能量，否则很容易被导弹锁定击落。大展弦比的机翼可用升力系数大，可以较快恢复速度补充能量。使用新型OTM材料也解决了大展弦比机翼的强度和重量问题。第七计划科内部设计方案选择变后掠翼的原因可能也差不多，直至Wyvern使用推力惊人的发动机使得整机推重比达到10以上才完美解决了这个问题。
由于采用大幅度放宽静稳定度设计，鸭翼使气动中心前移，AMA－955在亚音速大迎角机动时会面临配平机翼产生的抬头力矩问题。再加上飞机展弦比很大，虽然失速前升力线斜率较高，但是大迎角性能不佳，容易引起机翼失速。翼根扇形整流罩在大迎角下产生的脱体涡可以推迟机翼失速，但是效果不理想。为了解决大迎角时的上仰问题，一是通过机翼前缘机动襟翼下偏，改善机翼上的气流分离。二是外翼段后掠角减小至25度，减小了根梢比，以抑制上仰，减少诱阻。三是在翼尖安装翼梢小翼，其作用虽然一方面增加了少许航程，但对战斗机来说效果不大，最主要是为了减小诱导阻力，改善翼尖流场。尾撑在大迎角下也能产生一定的低头力矩，以抑制前机身抬头。此外机翼还加了前缘锯齿，除了抑制展向流之外，还利用锯齿涡为外翼段气流补充能量，提高副翼效率，改善飞机大迎角滚转操纵性能。但比较奇怪的是锯齿内侧被削去一块，从“ㄥ”变为“<；”形，这样就减弱了锯齿的作用。通过以上种种措施，再加上鸭翼和平尾进行配平，保证了AMA－955亚/跨音速的机动性，特别是在过失速机动中，配合推力矢量喷口，飞行员还能对飞机保持有效稳定控制和机头精确指向能力，可以快速改变机头指向，从而完成武器系统的瞄准和射击。
超音速时，由于飞机气动焦点后移，机翼升力产生的低头力矩相当大，需要很强的配平能力。如果飞机不能提供足够的俯仰配平力矩，要么进入上仰发散状态而失控，要么被机翼升力产生的低头力矩压回去，无法拉到需要的迎角。而大幅放宽了静�