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法拉到需要的迎角。而大幅放宽了静稳定度的AMA－955焦点虽然后移，但距离重心近，产生的低头力矩相对较小，在超音速时接近中立稳定，加上鸭翼的抬头作用，配平阻力不大，平尾偏转的角度也小，降低了迎风面积（高速飞行时气动操纵面偏转会产生极大阻力），所以还可以在超音速机动时拉出大的过载。由于折流瓣式偏折喷口效率较低，不可能像Wyvern的二元推力矢量喷管那样可以一直对飞机进行配平，从这方面说明了AMA－955在超音速下的配平能力还是相当不错的。在从亚音速过渡到超音速飞行的过程中机翼还可以在飞控系统自动控制下向内折叠，形成∧形，这样做减小了展弦比，可以减少激波阻力，机翼起到部分垂直安定面作用，有助于方向安定性，较低音速时后缘襟翼也有一定的方向操纵能力。最主要的是避免了升力中心过度向后移动，从而使飞机趋于稳定，减少了低头力矩。亚音速MS模式下机翼也形成∧形，但作用是为了减少应力，所以常常看到机翼上下煽动的样子。
AMA－955两个垂尾相距较远，在超音速下彼此处于对方马赫线之外，不利干扰小。垂尾位置比较靠前，在大迎角时避开了机翼低能量分离尾流和机身涡流对垂尾的不利影响，但是外倾角达到30°，又对方向稳定性产生较大影响。加上垂尾面积小，尾臂较短，可能引起航向稳定性不足的问题，配平阻力也比较大。一般的做法是适当加大垂尾面积或者安装腹鳍，AMA－955则是通过增加平尾下反角（40°左右），其侧向投影相当于增加垂尾面积的作用，增加了方向稳定性，这样做也减少了机翼下洗气流的影响。但是平尾下反角太大也有不利之处：1。对纵向配平能力有影响。这个可以通过和鸭翼一起配平来解决；2。在起降时平尾翼尖会和地面碰撞。只要在起降时平尾升至水平位置就可以避免这个问题，虽然增加操纵系统复杂性，但对于变形战斗机来说不算什么；3。平尾和垂尾夹角近90°，对隐身不利。AMA－955安装有RP－51型主动隐形系统，顺带解决了这方面的问题，基本对隐身性能没什么影响。
进气道
AMA－955发动机舱相隔1米，这种宽间距布局可以使进气道与机身有足够间隙，避免在大迎角机动时附面层进入的问题。发动机之间的机身有较大的投影面积，在机翼失速后机身升力还能继续增长。缺点是增大了机身最大截面积和浸润面积，摩擦阻力和干扰阻力增加，对超音速性能有不利影响。发动机舱中间可以挂载重磅武器，比如云爆弹（外国称为燃料空气炸弹，即FAE），也可以挂T矿弹或Kh－41反舰导弹。中轴线上还有一门75毫米激光速射炮，进气道是直通式，可以减小气流畸变，但是一眼就可以看到压缩机叶片，没有类似FA－18E/F上风扇状的雷达堵塞器，对隐身性能影响较大，可能是通过使用吸波材料解决。就像SU－35的进气道和压缩机叶片表面涂有一层铁磁雷达吸波材料，可以使进气道产生的雷达反射降低10～15分贝，既不会影响气流量，也不影响防冰系统正常工作。
按照以往的习惯，ZAFT可变型航空MS一向是由海因克尔、MAN和容克公司提供发动机，虽然在发动机寿命方面较低，但是可靠性一直不错，可以从野战机场甚至是土跑道起飞。曾经有AMA－955吸入过飞鸟，飞行员只是感到微微一震，之后飞机未受到任何影响，回到机场才发现叶片上有鸟撞痕迹。遥想当年F－15A由于F－100发动机导致大部分趴窝，1975年全任务率只有40％，被誉为“机场皇后”。
Heinkel－Hirth011A等离子喷射引擎装置了发动机全权数字控制系统（FADEC），可接受自动飞行系统的操纵，飞行操纵更为人性化。加速性能也很好，从慢车状态到全加力状态只需要7秒。如果某个地方发生故障，只需要把有问题的模块拆下更换即可，这一工作可以在机场进行，而且发动机85％的部分可以在损坏后修复，甚至更换压缩机叶片也很简单。AMA－955可以做很多匪夷所思的动作，要求发动机有很高的抗气流畸变性能，以及较大的喘振裕度，而Heinkel－Hirth011A具有自动喘振限制和点火系统，对极限状态下的进气畸变核武器发射的燃气烟雾耐受性极佳。在潜艇内可以维护，以及实现零长弹射（ZEL），弹射时对水蒸气不敏感等等优点。
凭借发动机的优异性能，AMA－955不开加力就能超过音速，但是意义不大。因为超声速巡航是在作战状态下，以超过M1。4的速度持续飞行30分钟以上，实质是结合大推力低油耗发动机，通过先进的气动设计，大幅降低超音速零升阻力系数，提高超音速升阻比。AMA－955要兼顾到变形，所以气动设计甚至达不到第三代战斗机的水平，燃料搭载系数低也限制了超音速能力。当然AMA－955换成热核发动机后可以实现无限制时间的超音速巡航。
Heinkel－Hirth011A等离子喷射引擎尾喷口和X－31A一样，采用的是折流瓣式偏折喷口，通过偏转导流叶片来提供俯仰和偏航所需的控制力。根据X－31A的使用情况，2号和3号导流叶片位于机身的下半部中间位置，把它们打开到60°的最大外侧位置时可充当减速板使用。最大偏转角度为35°，但由于它不像二维和三维推力矢量喷管那样“包覆”住喷流，所以在大多数情况下最大只能将气流方向改变而15°，而在某些低能量状态以及发动机尾喷口面积较小的情况下气流改变还达不到15°。导流叶片与尾喷流的偏转角速度之比大致为1。5比1，因此其推力矢量的偏转角速度最大可达40°/秒。导流叶片在同时偏转26°以上可能发生相互碰撞，因而必须在控制软件中做适当的设置，导致该机推力矢量的控制律与飞行控制系统的结合相当复杂。折流瓣式偏折喷口的固有缺点是推力损失问题，X－31A在导流叶片的偏转角度超过10°时推力开始明显损失。
既然折流瓣式偏折喷口有那么多缺点，为什么AMA－955会选择它呢？凡尔纳设计局以前在试验二元推力矢量喷管方面发现推力损失很大，所以将研究重点转向轴对称推力矢量喷管，战争爆发后发现轴对称推力矢量喷管很难安装在可变型MS上，二元推力矢量喷管的试验还在进行中，所以简单易行的折流瓣式偏折喷管就被提了出来。折流瓣式偏折喷口的维修工时远远少于前两者，特别是在战争年代，而且可靠性不比前者差。按照军方的要求，就是用最简单的方法实现首要目标，即使牺牲部分次要性能也在所不惜。通过整体优化设计，折流瓣式偏折喷口达到了预想中的要求，实现了全向推力矢量。（据专家计算，仅带有俯仰推力矢量喷管的战斗机与常规战斗机空战损失比为3。5～8。1，而带有全向推力矢量喷管的战斗机和常规战斗机的交损比为9。6～32。在1993年11月到1994年2月期间，美国航空航天局德雷顿飞行研究中心将X－31A与F/A－18进行了1对1的战斗模拟，结果是，前者不使用TVC时交换比为3：1）
AMA－955还可在两翼加挂辅助变循环发动机，变循环发动机可以在涡喷和冲压工作模式之间转换。例如SR－71的J－58发动机低马赫数时关闭旁路，气流进入压气机和燃烧室做功。高马赫数则打开旁路，将经过冲压的气体直接引入加力燃烧室点火，压气机和燃烧室则处于空转状态。在冲压工作模式下的油耗和不开加力时的涡喷工作模式差不多。AMA－955的辅助发动机喷口还带有折流瓣式偏折喷口，改善了超音速下的操纵性能。
起落装置
AMA－955为前三点式单轮起落架。前起落架外形和SU－27相似，支柱较长，但是上部只有一个着陆灯。轮叉上装有一个挡泥板以防泥沙等被吸入进气道或打伤飞机底部，但是进气道内没有带网格的防尘装置，使挡泥板的作用打了折扣。起落架舱门为三片式开启。舰载型起落架可能也没多大改动，因为YAK－41也是单轮，只是没有挡泥板。主起落架机轮直径较小，支柱安装在发动机舱内，向前收起时机轮绕支柱转动90°以便收入机舱，舱门分两片向外开启。从外形上看，AMA－955的起落架是根据军方要求设计的，可以在简易机场起降，但是主轮较小的直径又不利于适应应急跑道的起飞问题。
火控系统
AMA－955的火控系统包括雷达瞄准综合系统，IRST和TCS以及头盔显示器组成的光电瞄准系统，显示系统，导航系统和外挂管理系统等。IRST安装在驾驶