1991：败者为王
诺斯罗普/ 麦·道
YF-23 “黑寡妇 II ”战斗机
方方作品
本文已刊载于《国际展望》杂志
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1991 年可以算是军用航空史上划时代的一年。就在这一年，美国空军下一代战斗机选型终于尘埃落定，第四代超音速战斗机完全浮出水面。这一次选型对于未来战斗机发展的意义，无疑是极其深远的。 俗话说“成王败寇”，但 1991 年那次竞争的结果好像完全颠倒了过来。对于竞争结果的争论，即使在十四年后的今天也没有平息，为当年的失败者 YF-23 打抱不平的大有人在。竞争获胜的洛克希德 YF-22 “闪电 II”没有赢得更多的赞誉，倒是落败的 YF-23 成了众多航迷（也许还有不少业界人士）心中的王者。不可否认，出现这种现象一个重要的原因是，YF-23 那个超前卫的气动设计实在是太漂亮了！ 那么在 YF-23 前卫的气动设计背后，究竟隐藏了什么呢？它究竟因为什么输掉了这场里程碑式的竞争呢？也许我们可以一起探索一下。 现在，让我们回到上个世纪 70 年代…… 先进战术战斗机计划（ATF） 1969~1970 年，美国空军的 FX 计划（新一代重型战斗机，最终结果就是 F-15）正处于关键的最后选型阶段，而战术空军司令部已经将眼光转向了 FX 的后继机上。在这段时间，战术空军司令部投资进行了代号 TAC-85 的项目研究，对 FX 后继机进行了初步探索。TAC-85 研究报告于 1971 年完成，提出了一个概念原型。研究人员将这个概念原型称作先进战术战斗机（ATF）。这只是一个相当粗略的概念，指望能从这个概念里看到今天 F/A-22 的影子是不可能的，但它的确是迈向第四代超音速战斗机的第一步。此后数年间，战术空军司令部先后进行了一些小规模的研究计划，为未来的 ATF 作技术储备。除了战术空军司令部外，其它相关部门也没有闲着。位于莱特·帕特森基地的飞行动力实验室，在 F-15 首飞成功后不久，就展开针对下一代战斗机的全面技术研究，这些研究后来被纳入一个大的技术发展计划，即我们今天所熟知的先进战斗机技术综合应用计划（AFTI ）。几乎与此同时，国防高级研究计划局（DARPA ）也开始进行类似的研究计划。 从 1971 年开始，飞行动力实验室所属的 F-8“十字军战士”就相继进行了超临界翼型、数字式电传飞控系统的研究试飞。紧接着又开展了随控布局（CCV ）研究，1 架 B-52 、1 架 F-4 先后改装为 CCV 研究机进行试飞。特别是 F-4CCV 的试飞令美国人获得宝贵的技术资料，为随控布局的实用化成功铺平了道路。
正在进行超临界翼型验证试飞的 TF-8A，机翼和标准的“十字军战士”明显不同。虽然飞机本身已经陈旧过时，但正是在这些老飞机上验证的新技术铸成了未来 ATF 的基石 NASA 还和美国空军联合提出了高机动性飞机技术计划（即 HIMAT 计划），其下属的阿姆斯研究中心、飞行动力研究室等均有参与。最后洛克韦尔作为主承包商于 1978 年 3、6 月先后制造出 2 架 HIMAT 研究机，并于 1979 年 7 月 27 日首飞成功。HIMAT 计划涉及气动、结构、材料、动力装置和飞控等领域，研究项目包括：近耦鸭式布局、机身机翼边条融合体、超临界翼型、变弯度机翼、翼梢小翼、弹性机翼设计、喷气襟翼、自配平设计、复合材料、飞行推进综合系统、主动控制技术等。
HIMAT 计划是 NASA 和美国空军在机动性技术方面所作的大胆尝试，很多先进技术均是首次应用。然而 HIMAT 的鸭式布局也误导了很多人，让人误以为美国空军更青睐这种气动布局 1975 年初，空军系统司令部提出一个发展计划，准备在 1977~1981 年间制造两架 ATF 原型机进行试飞，但空军并没有多余的资金投入到这样一个耗资巨大的研究计划中去，因此这一计划只停留在纸面上。堂堂美国空军说没钱，恐怕会被第三世界的穷兄弟们砸死。不过在当时，的确有大笔开销等着美国空军买单：1974 年 11 月，F-15A 小批量装备卢克空军基地，很快将进行大规模换装；1975 年 1 月，F-16 在 LWF 计划中竞争获胜，不久也将装备空军，而且将该机“改装”为战斗轰炸机也需要不少资金；作为空军采购 F-16 的交换条件，国会同意空军扩编，一旦实施也需要巨额资金……当然，钱是一个重要因素，但决不是唯一决定因素，最关键的一点是：当时所有已知的苏制战机都不足以对 F-15 构成威胁！有意思的是，30 年后美国国会要求削减 F/A-22 产量时，我们还可以听到类似的理由。 1976 年，美国空军开始考虑在 ATF 概念中引入低可见性设计。对于当时的人而言，如果听到这个决定可能会觉得非常突然。但在今天看来，这是顺利成章的事。作为美国众多黑计划之一，国防高级计划研究局的“试验隐身技术验证机”（XST ）计划（也称为“哈维”（Hervey ）或“海弗蓝”（Have Blue ）计划）已经进入工程发展阶段，在这一年洛克希德“臭鼬”工程队的方案中选，后来在此基础发展出我们所熟知的 F-117 隐身战斗轰炸机。隐身技术渐趋成熟。在此基础上研制隐身性能与气动性能俱佳的战斗机是美国空军必然的选择。另一方面，发动机推力的增大，则使得美国空军开始考虑在 ATF 上实现不加力超音速巡航的可能性；而苏联空军现役和未来的超音速战略轰炸机威胁则在战术上增大了对超音速巡航能力的需求。
洛克希德 XST 原型机。该机和 F-117 极为相似，只是采用内倾双垂尾，以求将侧向 RCS 减至最小。而 F-117 则出于气动方面的考虑改用了外倾垂尾。值得一提的是，DARPA 启动 XST 计划之初并未向洛克希德发出招标，而是美国空军出于对 SR-71 的良好印象邀请洛克希德参与，结果成为 XST 计划的黑马 1977 年，国防高级研究计划局招标研制前掠翼验证机，用于对前掠翼进行全面评估，同时作为未来先进战斗机的技术储备。这架验证机就是现在我们所知道的格鲁门 X-29A。后来 ATF 概念设计竞标时，外界多猜测格鲁门方案是前掠翼，原因就在这里。
格鲁门的 X-29A 对前掠翼的特点进行了全面探索。前掠翼在理论上的优点是很让设计人员心动的。但 X-29A 的试飞结果表明，前掠翼仍存在一些当时无法解决的问题。因此美国人暂时放弃了在 ATF上应用前掠翼的打算，虽然传说格鲁门的 ATF 方案就是前掠翼的 1978 年，美国空军制订了两个独立的发展计划：一是“改进型战术战斗机”（ETF），这是一个短期项目，期望通过近期内可获得的技术在现役战机基础上进行升级改进，增强作战能力；二是“先进战术攻击系统”（ATAS ），这个是长期发展计划，机体、航电、武器等诸系统都要全新研制，以满足多年后未来战场的作战要求。由于美国空军对 F-15 和 F-16 的作战能力有绝对信心，因此 ATAS 的设计重点放在对地攻击方面。但随着苏联空军新一代战斗机的出现，美国空军不得不重新考虑以 ETF 和 ATAS 搭配能否有效夺取制空权和实施空中打击的问题。到了 1980 年 4 月，美国空军决定放弃 ETF 计划，而 ATAS 也演变为 ATF，一种兼顾对空作战和对地攻击的战斗机，并开始考虑增加短距起降的要求。看起来，空军头头们对 F-15 对地攻击能力不足始终耿耿于怀。当年受米格-25 错误情报的影响，FX 被约翰·伯伊德等人牵着鼻子走，提出“没有一磅重量用于对地攻击”，让头头们非常不爽。现在伯伊德已经退役，不会再有人拿“ 对地攻击” 当靶子打了。虽然 ATAS 在苏联新型战斗机威胁下变成 ATF，但不是纯制空战斗机，总算扳回一局。这个过程看起来没有什么问题，唯一有问题的是时间：1977 年 11 月，美国侦察卫星就在莫斯科郊外的拉明斯克试飞中心发现三种正在试飞的新型军用飞机，分别赋予暂时识别编号：拉明 J （米格-29 ，当时判定为和 F-15 同级的固定翼战斗机）、拉明 K （苏-25 ，判定为和 A-9 类似的对地攻击机）和拉明 L（苏-27，判定为和 F-14 类似的变后掠翼战斗机）。为何美国空军在 1978 年制订 ETF 和 ATAS 计划时没有丝毫反应？直到 1980 年才加以变更？可能有以下原因：卫星情报判读和分析需要时间；美国人低估了苏联航空工业的水平；官僚体制导致情报传递缓慢和反应迟钝。
差点变成“超级百系列战斗机”的 F-15A。虽然最后 F-15 以优越的制空能力赢得了空军高层的欢心，但对地攻击能力不足始终让他们耿耿于怀
1986 年 7 月，米格-29 首次访问芬兰，这是该机在世人面前第一次公开亮相，也使得西方可以近距离评估当年神秘的拉明 J
苏-27 第一架原型机 T10-01，右上角小图是美国侦察卫星拍到的“拉明 L ”。在如此模糊的图像下，误判为变后掠翼飞机也是情有可原的。当然如我们现在所知，T10-01 并不是苏-27 严格意义上的原型机，因为它的设计几乎被全部推倒重来 1981 年，美国空军启动了代号“天空长者”的研制计划。空军经过长期研究后，提出一系列针对未来先进战术战斗机的要求，包括采用新型复合材料、轻合金、先进飞控系统、先进推进系统以及隐身技术等等。空军高层相信，当 ATF 在 21 世纪初服役的时候，也就是 F-15、F-16 等第三代战斗机过时退役的时候。现在来看，可以说当年 ATF 的技术目标已经完全实现了。1981 年 6 月，美国空军发布第一份关于先进战术战斗机的信息需求（RFI ），并邀请 9 家公司参与讨论：波音、费尔柴尔德、格鲁门、洛克希德、麦·道、诺斯罗普、洛克韦尔、沃尔特。7 月，空军发布针对 ATF 推进系统的 RFI，邀请 7 家厂商参与。1981 年 10 月，空军发布 ATF 任务要素综述。 接下来，美国空军在仔细研究了 9 家厂商针对 ATF RFI 提出的意见后，开始考虑修正对 ATF 的一些性能要求。首先，美国空军认为必须将超音速巡航能力作为未来 ATF 的重要性能指标之一。在很大程度上，这个要求是出于高强度欧洲战争条件下夺取中欧制空权的需要。按照北约指挥人员的看法，在两大阵营爆发全面战争的情况下，北约一线战机几乎不可能幸存下来。夺取中欧地区的制空权的北约战机很可能必须从比利时、荷兰、卢森堡甚至英国起飞，并穿越被占地区上空。超音速巡航能力将大大缩短 ATF 在对方防空系统内暴露的时间，提高其生存能力。当然，超音速巡航能力带来的好处不止于此，但这确实是提出超音速巡航要求的初衷。由于可能需要从西欧基地起飞前往中欧作战，ATF 必须具有远优于 F-15 的续航能力，这也是在 ATF 的设计要求中“跨战区航程”的由来。在同样的条件下，基于同样的理由，短距起降能力也是十分重要的。在前沿和纵深机场均可能遭到破坏的情况下，短距起降能力将大大提高 ATF 的部署能力。特别是短距精确着陆能力，对于美军作战飞机及时增援欧洲盟国非常重要，这也是当年北约大力发展垂直起降飞机的主要原因之一。此外，由于作战飞机造价和复杂程度急剧增加（F-15 这一代飞机服役的时候就有人惊呼，照此趋势，到 2050 年美国一年军费将只够采购一架战斗机），美国空军必须抑制这一趋势，为此设置了尺寸和重量限制，并强烈要求厂家采用先进技术以减少生产和维护费用，这一思路尤其值得我们参考。 在此期间，ATF 的设计重点也发生了变化。按照“大趋势”计划研制出来的 F-117 隐身战斗轰炸机已经于 1981 年 6 月首飞，很快将交付使用。该机足以完成突破华约防空系统、实施纵深精确打击的任务。F-111 虽然陈旧，但在 80 年代仍然是一种有效的纵深攻击机（事实上如我们现在看到的，F-111 在 1986 年“黄金峡谷”行动和 1991 年海湾战争中均有出动）。同时美国空军于 1982 年启动“双重任务战斗机（DRF）”计划，研制 F-111 的后继机，备选方案是麦·道的 F-15E 和通用动力 F-16E。DRF 预定将于 1990 年代取代 F-111。在这种情况下，美国空军不再强调 ATF 的对地攻击能力。因此 ATF 角色再度转换：由 1980 年的兼具对空/ 对地能力的战斗机转变为专用的空中优势战斗机。在笔者看到的资料中，没有提到 ATF 的设计重点更改的其它原因，给人印象就是：主要由于 DRF 计划的出现，减轻了 ATF 的任务负荷，使之可以转向专用空优。但如果我们留意一下时间就会发现，当初 ATF 预定服役时间正是 1990 年代初，和 DRF 的预定服役时间相同。加上 DRF 出现的其它好处，笔者认为实际情况可能是这样的：ATF 既要在对苏联第三代战斗机形成压倒性优势，又要保证良好的对地攻击能力，以美国航空工业的水平来说，不是不可能做到，但一个必然的结果就是成本上升，风险增大。为了满足空军降低造价和复杂程度的要求，以现役战机改型分担 ATF 的部分任务是可行且廉价的选择。换句话说，ATF 转型是 DRF 出现的原因而非结果。
巨大保形油箱是 F-15E 的主要外部特征之一。这是为了执行远程作战任务所必须的。然而 ATF 却要求在仅仅使用机内燃油的情况下达到甚至超过 F-15E 的航程，对载油量的要求非常苛刻。北极熊的苏-27 已经率先实现了这一点，白头雕的表现会如何呢？
神秘的 F-117 一直保密到 1988 年。按照美国空军的计划，它将和 F-15E 一起构成 1990 年代的纵深打击力量。正是由于“大趋势”计划的成功，加上苏联新型战斗机问世以及时间、资金、风险等多方面因素的影响，促成了 ATF 的暂时转型 1982 年 10 月，美国大部分战斗机厂商代表和空军代表在加利福尼亚州阿纳海姆开会，讨论 ATF 概念。在这次会议上，ATF 的概念基本成型，已经非常接近我们今天所看到的样子：这种飞机已经明确是作为下一代空中优势战斗机；必须具有超音速巡航能力；作战半径 6 0 0~8 0 0 海里（1,111~1,482km）；具有在 2,000 英尺（610m）跑道上起降的能力，为此发动机需要装备反推喷管；执行空战任务时起飞重量不超过 60,000 磅（27,216kg），执行对地攻击任务时起飞重量不超过 80,000 磅（36,288kg）。随后，美国空军发布方案需求，开始进入 ATF 概念详细研究（CDI）阶段。1983 年 5 月，CDI 阶段结束，空军发布了一份最终方案需求报告（RFP）。也许已经有人注意到了，在上述 ATF 概念中没有一个字提到隐身技术。事实上，隐身技术此时仍属于“黑计划”之列，知道的人相当有限。美国空军虽然在 1976 年就开始考虑在 ATF 中引入隐身设计，但如果要在当时仍未进入保密阶段的 ATF 项目中提出这一要求，必然要被迫公开一系列相关的黑计划，包括绝密的“大趋势”计划，这是空军高层所不愿看到的。 1983 年 9 月，美国空军向所有厂商发出概念设计招标，波音、通用动力、洛克希德、麦·道、诺斯罗普、洛克韦尔宣布参与竞标。空军预计可以于 1984 年 5 月前完成最终报告。 在1983 年5 月，针对 ATF 的 RFP 发布之前，空军已经发布了研制 ATF 所用发动机的 RFP。该项目最初称为“ 先进战斗机发动机” 计划（AFE），后改称“联合先进战斗机发动机”计划（JAFE）。根据空军要求，这种发动机必须：具备自启动能力；可以不依赖地面设备进行自主检测；高推重比；高可靠性和可维护性。事实上，前两项要求基本上是针对欧洲大规模战争的。和超巡、高续航能力、短距起降能力一样，这两项性能有助于 ATF 在增援盟国时不受地面条件限制（预计地面支援设施基本已被摧毁）。1983 年 9 月，空军宣布：普拉特·惠特尼和通用电气的方案中选，获准研制用于 ATF 的发动机原型机。普拉特·惠特尼的方案是 PW5000，空军编号 YF119；通用电气的方案是 GE37，空军编号YF120。空军要求，这两种发动机必须是可互换的，以确保发动机选型竞争不会影响机体设计，也就是说，发动机的尺寸、各种管线接口不能相差太大。在经过竞争试飞后，中选型号将作为生产型 ATF 的唯一动力。 到 1984 年底，ATF 的方案需求进一步明确：超音速巡航速度不小于 M1.5；起飞滑跑距离小于 2,000 英尺（610m）；起飞重量不超过 50,000 磅（22,680kg）；作战半径大于 700 海里（1,296km）；在速度为 M1 时可以完成 5g 盘旋；高度 30,000 英尺（9,144m），M1.5 时盘旋过载 6g；高度 10,000 英尺（3,048m），M0.9 时瞬时盘旋过载 9g；高度 50,000 英尺（15,240m），M1.5 时稳定盘旋过载 2g；海平面，从 M0.6 加速到 M1.0 耗时 20 秒；高度 20,000/30,000 英尺（6,096/9,144m），从 M0.8 加速到 M1.8 耗时 50 秒；飞机单价 4,000 万美元（1985 年美元值，后进一步减少到 3,500 万美元），全寿命费用和 F-15 相当。 按照美国空军最初的想法，他们希望采用“验证/ 确认”模式来研制 ATF，当初 FX（研制出 F-15）计划就是这一模式，而不是轻型战斗机计划（LWF，研制出 F-16）所采用的原型机对比试飞的模式。在验证/ 试飞模式中，竞争方案将进行除了试飞以外的所有测试：航电设备将在模拟器上进行测试；气动设计的优劣通过风洞试验加以确认；还要进行雷达反射截面积的测算；厂家将制作全尺寸木制模型用于必要的测试和评估，但不会制造原型机。只有在验证/确认模式中获胜的厂家才可获准进入全尺寸发展阶段，制造原型机进行全面试飞。 |
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1985 年 9 月，美国空军发布完整的 ATF 验证/ 确认阶段方案需求，截止日期为 1986 年 1 月（后延长至 4 月）。作为验证/ 确认阶段的一部分，厂家将负责制造全尺寸和小比例模型，通过风洞试验评估其气动性能，以及进行雷达反射截面积的测算，检测其是否满足低可见性指标。在这次发布的 RFP 中，美国空军首次提到，可能采购多达 750 架的 ATF。前述波音等 7 家公司全部参与了验证/确认阶段的方案投标。波音公司提出的方案特征是双发、V 形尾翼、菱形机翼、下颌式进气道。通用动力的设计和他们当初竞争 DRF 的 F-16XL 颇有相同之处，无尾三角翼布局，两侧进气（进气口位于机翼前缘），采用大面积单垂尾，最突出的特点是在座舱后、进气口上方的机身两侧各布置一个雷达天线阵列，这种共形天线设计即使在今天看也是相当超前的。洛克希德的方案看起来几乎是直接脱胎于当时仍严格保密的 F-117 设计，具有内置武器舱，采用较大后掠角的后掠翼，前缘边条较大，并直线向前延伸至机头，传统的四尾翼设计（外倾双垂尾＋平尾，均为后掠翼），装有推力矢量喷管，进气道和机身已经具有今天 F/A-22 的影子。如果从俯视图看，这个方案更象增加了平尾并减小了机翼外侧后掠角的 F-117。麦·道的方案特点是单个下颌式进气道和大后掠三角翼。诺斯罗普的方案同样具有内部武器舱，采用菱形机翼，但没有采用推力矢量技术。洛克韦尔的方案采用了大面积双三角翼设计。格鲁门的投标方案已经无从查考，外界推测可能采用了前掠翼设计。
在早期超音速巡航飞机的概念设计中，无尾三角翼布局也曾经非常流行。洛克韦尔的这个 ATF 方案显然是受了这方面的影响
洛克希德参加概念竞争时的 ATF 方案。在设计上仍可以看到 F-117 的痕迹：延伸至机头的内侧大后掠机翼从 XST 到 F-117 一脉相承，都是为了大幅度偏转雷达散射波 1986 年 4 月，美国海军宣布加入 ATF 计划，表示同意在 ATF 基础上研制 NATF，用于替换 F-14。而空军同时也宣布，将在海军 ATA（先进战术攻击机）计划基础上研制新一代重型攻击机。国会对两大军种的态度表示满意，因为这将有助于舒缓国防预算紧张的问题。但 1990 年之后，由于美国海军没有获得舰载型 ATF 的进一步拨款，NATF 项目宣告终止。ATA 计划也于 1991 年 1 月 7 日宣告终止。这是后话了。
NATF 想象图，基本上可以看作 YF-22 的可变后掠翼版本 到了 1986 年 5 月，美国空军在外界的强大压力下被迫宣布放弃“验证/ 确认”模式，而采用 LWF 那种原型机对比试飞模式。相比之下，“验证/ 确认”模式在招标竞争阶段进度快、开销少。但对于飞机而言，很多问题必须要经过试飞才会暴露出来。如果只是小麻烦，那还好说；如果不是，那么空军连选择的机会都没有了，只能一条道走下去，结果必然是进度拖延、费用超支，其损失远不是竞争阶段那点好处所能弥补的。最典型的例子就是 1960 年代的 C-5“银河”运输机和 F-111 战斗轰炸机。国会和五角大楼中的很多人对这两个项目的惨痛教训仍然记忆犹新。在白宫指示下于 1985 年 6 月成立的一个蓝带委员会（其主席就是前国防部长大卫·派卡德，LWF 正是在他的要求下采用竞争试飞模式）强烈建议空军，在最终确定 ATF 方案之前必须进行原型机对比试飞。按照空军的最新决定，将在 7 家竞争厂商中选择 2 家分别制造原型机进行对比试飞，以确定最后的胜者，进入全尺寸发展阶段。 此后，在 ATF 投标截止日期到来之前，竞争形势又发生了变化。空军认为，如果投标厂商之间采取组团合作模式，将有利于彼此吸收有利的经验，而空军则可以得到最好的方案。而对于厂商来说，在预期的“胜者独得”的游戏规则下，失败一方必然遭到严重损失，甚至可能就此退出军机市场（二战以来美国航空工业多次出现这种情况），因此 5 家公司采取了团队竞争的策略：洛克希德、波音、通用动力组成一队，诺斯罗普和麦·道组成另一队。这只是从大的范围来看，而在小的范围内，比如洛克希德团队的子项目中，也有诺斯罗普或麦·道的人在工作，诺斯罗普团队那边也一样。整个形势呈现出一种错综复杂的竞争合作关系，其最终目的就是为了避免出现一失全失的局面出现。此外，空军提供的研制经费太少（中选的两方各获得 6 亿 9,100 万美元）也是组队竞争的原因之一。至于格鲁门和洛克韦尔仍然独立参与竞争。 1980 年代以前，在美国战斗机历史上，诺斯罗普的地位并不是特别重要。二战期间诺斯罗普最出色的作品莫过于 P-61 “黑寡妇”，而该机之所以成名，不是由于其战绩，而是由于它是美国第一种装备雷达的夜间战斗机。1950 年代，诺斯罗普的 F-89“天蝎”截击机只是昙花一现；1955 年开始研制的性能均衡、廉价的 F-5 系列对美国空军毫无吸引力，倒是比较合中小国家的胃口。接下来的 P-530 眼镜蛇方案根本无人问津，P-530 衍生出的 YF-17 在 LWF 竞争中败给了 YF-16。虽然 YF-18 在海军 VFAX 计划中扳回一局，但主承包商却变成了麦·道。F-5 的最终衍生型 F-20 在出口竞争中再次输给 F-16A。在前面提到的 XST 计划中，诺斯罗普的验证机又输给了洛克希德。唯一值得庆幸的是诺斯罗普赢得了 ATB（先进技术轰炸机）计划，这得益于它自 30 年代以来就一直在研究的飞翼布局。
诺斯罗普之所以选择麦·道作为合作伙伴，主要原因之一是双方在 VFAX 计划中曾经合作过，不过双方地位的变化让诺斯罗普不是很高兴就是了。但麦·道在军用飞机的研制经验方面，勿庸置疑要比诺斯罗普丰富的多，当时空军的主力 F-15 就是麦·道产品，而 2 年前结束的 DRF 选型也是麦·道 F-15E 胜出。这是空军选型时必然会考虑的有利条件。对于麦·道来说，诺斯罗普拥有丰富的隐身飞机设计经验，也有利于己方的不足。双方一拍即合。 1986 年 10 月 31 日，美国空军宣布，7 个竞标方案中洛克希德和诺斯罗普的方案评价最高，得以进入竞争试飞阶段；波音、通用动力、麦·道的方案次之；格鲁门和洛克韦尔的方案最差。由于格鲁门和洛克韦尔是独立参与竞标，在方案被淘汰后就退出了 ATF 计划。其余 5 家公司则根据中标方案确定了联合团队的主导权，分别以洛克希德和诺斯罗普为首，展开原型机的研制工作。美国空军赋予洛克希德方案 YF-22A 的编号，诺斯罗普方案为 YF-23A。当时美国空军并没有给予两种原型机官方绰号，现在我们所知的绰号实际是两个集团自行赋予的“闪电 II ”和“黑寡妇 II”。不知是巧合还是有意，其前身都是两家公司在二战时的代表作。根据空军要求，两个团队均需要研制两架原型机，分别装用普拉特·惠特尼 YF119 和通用电气 YF120 发动机，以便进行全面评估。 1987 年，经过 F-15S/MTD（短距起降/ 机动技术验证机）试飞验证之后，美国空军宣布取消在 ATF 上采用反推装置的要求。反推装置原本设计用于飞机进近/ 着陆阶段的速度控制，也可用于飞行中减速。但 F-15S/MTD 的试飞结果表明，反推装置比预计的更重，需要的冷却空气也更多。而 1987 年的国际形势已经缓和，对 ATF 短距精确着陆的要求不再象 1980 年代初那么迫切，权衡利弊之后，美国空军终于决定取消反推。为此，ATF 的着陆距离要求从 2,000 英尺（610m）放宽到 3,000 英尺（915m），而飞机的重量也因此减轻，减小了飞机的复杂程度，这对于提高飞机性能和可靠性都是有利的。
F-15S/MTD 的试飞结果促使美国空军放弃了对反推的要求，但却增强了对推力矢量控制的信心。注意该机的二元推力矢量喷管，后来 NASA 利用该机改装轴对称推力矢量喷管，进行主动控制技术验证（F-15 ACTIVE） 1988 年，国防预算削减迫使美国空军将战术战斗机联队的数量从 38 个减少到 35 个。但在当年提出的空军未来换装计划中，ATF 的采购数量仍维持 750 架不变。根据计划，全尺寸发展阶段将于 1991 年开始，第一架全尺寸原型机将于 1993 年交付，1996 年 ATF 将装备部队，并以每年 72 架的速度交付使用。不过到了 1988 年底，空军对进度表作了调整，将 ATF 时间表延长一年，在进入每年 72 架的全速生产阶段之前，将低速生产 24 架 ATF 用于小批试验。 1989 年 8 月，美国空军发表全尺寸阶段的需求草案。10 月 6 日，装备采购委员会批准：ATF 原型机研制工作的终止日期向后推迟 6 个月，整个竞争试飞阶段结束日期也因此推迟到 1991 年中，全尺寸发展阶段则顺延一年。空军同意将方案需求报告的发布日期由 1990 年 10 月底推迟到 1991 年 4 月，并在此时作出 ATF 选型的最后决定。 在研制过程中，诺斯罗普再度发扬了它节俭的风格（也许该称作天性？），按照验证机的标准来制造两架 YF-23 原型机：主起落架是利用 F/A-18 的主起改装的；前起落架则是直接用 F-15 的；座舱设备照搬了 F-15 的，但只装上了必须的仪表，包括多功能显示器在内的一些昂贵而非必要的设备则全部取消；虽然空军已经在 1987 年宣布取消采用反推的要求，但诺斯罗普并未修改原始设计，于是使得 YF-23A 的后机身（特别是发动机舱）明显大于实际需要的尺寸，当然也带来了额外的重量和阻力；只设计了主武器舱（挂载 AIM-120 导弹，当时并未考虑对地攻击），格斗导弹舱甚至只停留在纸面上。YF-23A 机上也没有装备任何非必要的航电设备（包括雷达、电子对抗系统等）。按照诺斯罗普/ 麦·道的计划，完整的航电系统将装在威斯汀豪斯的 BAC-111 飞机上进行测试。虽然说空军提供的经费不足，但诺斯罗普这种省钱法必然会对后来的评估造成负面影响，特别是后机身和格斗导弹舱的问题，牵涉面较广，工作量大，增大了研制风险。在空军看来，就是我花了钱，但是还得不到我想要的东西。大约 10 年后，波音在 X-32 上重蹈覆辙，试飞设计与目标设计不一致成为 X-32 落选的主因之一。而对于 YF-23A 来说，最后空军宣布其失败的官方理由之一就是研制风险大。就实际情况而言，其风险主要不是来自这里，但诺斯罗普的省钱法毫无疑问是为此作了一定的“贡献”。
按照节俭原则从 F-15 直接挪用过来的前起落架 向后收起的主起落架是利用 F/A-18 的主起改装的。由于 YF-23A 起飞重量远大于 F/A-18，起落架强度必然要增大，不过不必象 F/A-18 那样翻转收藏，因此主起结构看起来比 F/A-18 简单 1989 年，装用 YF119 发动机的第一架 YF-23A 原型机 PAV-1（民用飞机注册号 N231YF，美国空军序列号 87-800）运抵加利福尼亚州爱德华兹空军基地。除了“黑寡妇 II”的绰号，该机还有另一个昵称“灰色幽灵”。1990 年 6 月 22 日，该机在基地进行了公开展示。
1990 年 6 月 22 日，YF-23A 原型机 PAV-1“灰色幽灵”在爱德华兹空军基地进行公开展示，立刻以其前卫的气动外形吸引了众多目光 8 月 27 日，爱德华兹基地 4 号跑道，PAV-1 在保罗·梅斯的操纵下开始它的首次试飞。滑跑 4,100 英尺（1,250m）后，PAV-1 腾空而起。到达 1,000 英尺（305m）高度后，保罗·梅斯保持 10°迎角，将油门收回军用推力状态。此时已在空中准备伴随护航的 F-15 必须开加力才能跟上 PAV-1，F-16 则已经跟不上了，而 PAV-1 的起落架甚至尚未收起！PAV-1 爬升到 25,000 英尺（7,620m），收起起落架，开始进行基本系统功能测试，进行了如俯仰、滚转、偏航等一系列机动动作。然后保罗·梅斯准备和 F-15 护航机编队飞行。但在此过程中，PAV-1 进行一个 1.5G 的左转机动时，左主起落架突然开锁，导致起落架舱门打开并被高速气流吹坏。在 F-15 飞行员确认 PAV-1 没有其它问题后，保罗·梅斯操纵飞机返航。整个首飞历时 55 分钟，最大速度达到 M0.7，最大飞行高度 35,000 英尺（10,668m）。这次首飞比 YF-22A 早了足足一个月，YF-23A 可以算是先声夺人。
难得一见的场景，诺斯罗普两兄弟：正在滑行道待命的 YF-23A PAV-1 和即将着陆的 B-2A。从机身侧面来看，YF-23A 复杂的曲面造型和 B-2A 有颇多类似之处 8 月 30 日，PAV-1 进行第二次试飞，但由于飞行中发现发动机冒黑烟而被迫中止。由于时间紧迫，工程人员进行紧急检修后，PAV-1 再次升空，按计划完成超音速试飞。9 月 14 日，PAV-1 进行第一次与 KC-135 的空中加油试验。在这次试飞中，PAV-1 以 M0.95 的速度在空中飞行了 3 小时。9 月 18 日，PAV-1 完成第一次超音速巡航，巡航马赫数达到 M1.43。到 11 月 30 日为止，PAV-1 共完成 34 架次试飞。 10 月 27 日，装用 YF120 的 PAV-2（87-801，昵称“蜘蛛”）在吉姆·森德博格德操纵下完成首次试飞，这次飞行持续了 44 分钟。试飞员表示，虽然装用不同发动机，但 PAV-2 的操纵品质和 PAV-1 相同，没有感到差异。PAV-2 主要用于完成超音速巡航试飞。11 月 29 日，PAV-2 在超音速巡航试飞中达到马赫数 M1.6，这是在试飞中达到的最大超巡速度。通用电气方面表示，如果 YF-22A 采用 YF120 可以达到 M1.58 的超巡速度的话，那么 YF-23A 在 YF120 驱动下应该可以达到 M1.8 的超巡速度。该机的超音速巡航时间累计略超过 7 小时。到 12 月 18 日，PAV-2 完成最后一架次试飞（YF-22A 的试飞工作于 10 天后结束）。
YF-23A 双机编队。两架原型机的涂装截然不同，可能分别采用了当时美国空军刚开始应用的“灰色高地 I”和“灰色高地 II”涂装方案。两种方案均是针对在中空飞行的空优战斗机设计的 在不到 4 个月的试飞中，YF-23A 共飞行 50 架次，累计飞行时间约 65 小时。而 YF-22A 则试飞 74 架次、91 小时。两架原型机的试飞科目和数据目前仍未解密，外界所了解到的只是：YF-23A 在试飞中最大平飞速度达到 M1.8，最大机动过载 7G，最大使用迎角 25°。 关于这次试飞竞争，ATF 计划主任费恩准将表示：“美国的采购战略一直是由承包商实施他们认为最适合其设计的试验计划，在实施试验计划过程中，承包商拥有最大自主权，以便用自己认为最适合军方总则要求的方法去优化他们的设计。所以竞争各方的飞行试验必然不同，因为设计本身就不同。费恩和空军系统司令部司令耶茨上将强调，这次试飞不是传统的竞争试飞，而是为全尺寸发展阶段进行数据采集和实践。因此两种原型机没有真正意义上的对比试飞项目。耶茨说：“这统其它主要组成部分一样，是减少风险计划的一部分。”费恩进一步阐述道：“这项计划的目的是建立技术储备，当我们开始全尺寸发展时，已经有了一套很好的、明确的要求和已知的技术。因此，对于这个计划， 我们应有一个已知的价格……，明确的试飞只是这个计划的一部分。” 1991 年 4 月 23 日，美国空军宣布，洛克希德集团的 YF-22A 方案在竞争中胜出，同时普拉特·惠特尼的 YF119 发动机也被选种作为未来 F-22A 的发动机，二者将进入全尺寸发展阶段（此时已改称“工程制造发展阶段”）。
伤感的一幕：竞争失败，名机蒙尘，“灰色幽灵”的心脏 YF119 发动机也被拆下运走。若无意外，它将永远不能再上蓝天 竞争结束后，两架 YF-23A 仍保存在爱德华兹基地，但移交给 NASA 的德雷登试验中心。两架原型机的发动机均已拆除，NASA 也没有任何计划让 YF-23A 恢复飞行。其中一架曾被 NASA 用于校准技术研究。1996 年夏，加利福尼亚州霍索恩市的西方飞行博物馆向 NASA 长期租借一架 YF-23A 展出，PAV-2 被选中落户该地。至于 PAV-1 则还在爱德华兹基地，转由空军试验中心博物馆收藏展出。
F-22 布局的演变
YF-23 三面图 |
设计特点
YF-23A 展现了与 YF-22A 完全不同的设计概念，也体现了诺斯罗普/麦·道设计团队对未来空战要求的理解。
总体布局
YF-23A 的总体布局在很大程度上继承了当初诺斯罗普概念设计方案的特点。其菱形机翼加 V 形尾翼的布局，介于传统正常式布局和无尾布局之间。单座，双发，中单翼，腹部进气。
和 YF-22A 一样，YF-23A 最终并没有采用呼声一度颇高的鸭式布局。事实上在 1986 年方案投标阶段就能看出美国人的选择倾向了。七家公司的方案无一采用鸭式布局。在一定程度上，这是受了几年前七巨头讨论会上通用动力的影响，哈瑞·希尔莱克说的：“鸭翼最好的位置是在别人的飞机上。”
源自 F-16 的“狮”也继承了F-16 大迎角配平困难的特点，并且由于改用鸭式布局进一步增大了配平难度，终其一生未能解决。F-16 自 BLOCK 15 开始也加大了平尾以增强配平能力
拒绝鸭式布局的原因之一是配平问题。如果按照能够进行有效的俯仰控制原则来设计鸭翼，那么鸭翼就无法配平机翼增升装置产生的巨大低头力矩。如果需要配平增升装置，那么鸭翼必须增大，对机翼的下洗也随之增大，反过来削弱了增升效果。而且为了防止深失速，可能还需要增加平尾。另一方面，从跨音速面积律来说，大鸭翼很难满足跨音速面积律的要求，增大了机身的设计难度，也增大了超音速阻力，这对于强调超音速巡航的 ATF（特别是 YF-23A）来说，尤其难以接受。
正在进行大迎角试飞的 X-29A。可以看到，鸭翼并不足以产生足够的配平力矩，必须依赖后边条的气动控制面参与辅助配平，这也是有人将该机称作“三翼面布局” 的原因
而拒绝鸭式布局的另一个重要原因是隐身问题。对于一种同时强调高机动性的战斗机来说，鸭翼的位置、大小、平面形状很难和隐身要求统一起来。对于隐身设计来说，一个重要原则是尽量减少（但不可避免）机体表面（特别是迎头方向）的不连续处，而鸭翼设计恰恰难以做到这一点。如果还希望把机翼前后缘对应的主波束数量减至最少（也就是前后缘平行），将带来更大的设计困难。
表面行波的存在可能会增大飞机的雷达反射截面积。尽量避免表面开口（特别是在前机身）是当前隐身飞机设计必须遵循的原则。但鸭式布局恰恰难以做到这一点。当雷达照射到机身前部时会在机体表面形成表面波。表面波向后运动到机尾再返回，当遇到不连续处时就会产生二次辐射信号，不幸的是，这时的信号方向是朝向雷达接收机的，因此增大了飞机的前向雷达反射截面积。当然，在表面波向后运动过程中遇到不连续处时也会增大雷达反射截面积，不过是后向的，相对影响小一些。但无论如何，对于隐身飞机而言，减少机体表面的不连续是至关重要的
虽然根据美国空军的要求，ATF 都必然有隐身和机动性兼顾的特点，但各个公司设计思想不同，飞机性能偏重也必然不同。从 YF-23A 最终选择了 V 形尾翼而非 F-22A 的传统四尾翼布局来看，诺斯罗普设计人员追求隐身的意图相当明显，这种设计可以大大减小飞机的侧面雷达反射截面积。由于减少一对尾翼，飞机重量和阻力也可减小，对于提高超音速巡航能力也有助益。但随之而来的就是操纵面的效率问题和飞控系统的复杂化。
机身
为了满足“跨战区航程”的要求，ATF 必须具有足够大的载油量；而且考虑到隐身问题，飞机不能外挂副油箱，所有燃油必须由机内油箱装载。因此无论是 YF-22A 还是 YF-23A，都必须提供足够的机内容积，几乎相当于 F-15 的两倍！从机体尺寸来看，YF-23A 机身长度增加明显，但仍然有限，因此其机内容积增大必然主要来自飞机横截面积的增大。
如果从跨、超音速阻力方面来考虑，飞机横截面积增大不利于按照跨音速面积律来设计飞机。适当地拉长机身，有助于平滑飞机的纵向横截面积分布，减小跨、超音速阻力。但机身加长，必然导致飞机纵向转动惯性增大，这对于提高飞机敏捷性和精确控制能力是不利的。苏-27 的机身长度和 YF-23A 相近，有飞过苏-27 的飞行员说，该机操纵惯性较大，并不是那么好飞的。
YF-22A 的实际机身长度比 YF-23A 要短很多，俯仰轴转动惯量较小，配合其四尾翼设计和推力矢量控制系统，该机的俯仰轴的敏捷性要明显优于 YF-23A
事实上，仅仅从机身设计的特点我们就可以看到 YF-23A 和 YF-22A 在设计思想方面的差异。从机内载油量来看，YF-23A 载油 10,900kg，YF-22A 载油 11,350kg，考虑到双方机内弹舱设计载弹量相同（之所以说设计，是因为 YF-23A 的格斗弹舱还停留在图纸上），那么 YF-23A 的机内容积不会大于 YF-22A。而 YF-23A 的机身长度却明显长于 YF-22A（后者由于尾撑和平尾的原因，实际机身长度只有 18 米多），这意味着即使在飞机最大横截面积相当的情况下，YF-23A 也可以获得更平滑的横截面积分布（也就是更小的跨、超音速阻力），当然也获得了更大的纵向转动惯量。不难看出，为了解决横截面积增大带来的阻力问题，YF-23A 和 YF-22A 的选择截然不同：前者选择了速度性能，而牺牲了敏捷性和精确控制能力；后者则恰恰相反。这也在一定程度上反映了两大集团对未来战斗机的定位。
在外观上，YF-23A 的机身颇有些当年洛克希德 SR-71“黑鸟”的风格，初看上去就像把前机身和两个分离的发动机舱直接嵌到一个整体机翼上一样。前机身内主要设置雷达舱、座舱、前起落架舱、航电设备舱和导弹舱。前机身前段横截面近似一个上下对称的圆角六边形（或者说是两个相互镜像的梯形），然后逐步过渡到圆形横截面，最后在机身中段与机翼完全融合。后面的进气道和发动机舱部分，其横截面仍是梯形，并以非常平滑的曲线过渡到机翼或后机身的“海狸尾巴”，这有助于减小相互之间的干扰阻力。前面提到过，空军取消了采用反推装置的要求，而诺斯罗普并未修改设计，使得发动机舱的大小超过了实际需要，在后机身形成非常明显的“沟槽”，带来不必要的阻力增量。
YF-23A 的发动机舱之间形成的巨大沟槽。如果按照实际需要来设计，这个沟槽本不必这么深。这是拜诺斯罗普“节俭”作风之赐
边条
由于大迎角时边条对机翼以及机翼对边条的有利干扰均较大，因此边条翼布局在大迎角时比鸭式布局的升力特性有更大优势，这一点也应该是影响诺斯罗普选择 YF-23A 整体布局的因素之一。
就传统边条而言，其展长的增大（面积也增大）对提高大迎角时的升力有明显好处。但展长越大，大迎角下产生的上仰力矩也越大，成为制约边条大小的一个因素。但显然 YF-23A 的边条不同于我们通常在三代机上所见的传统边条。其设计相当有特点，为三段直线式窄边条，从机翼前缘一直向前延伸到雷达罩顶端。这种边条倒是和 YF-22A 的边条颇有类似之处。
YF-23A 独特的三段式直前缘边条一直延伸到机头顶端。从传统边条的角度来看，这种边条宽度实在太窄，其作用原理是否别有隐情呢？
就公开资料来看，YF-23A 的边条具有以下几个功能：产生边条涡，在机翼上诱导出涡升力，改善机翼升力特性；利用边条涡为机翼上表面附面层补充能量，推迟机翼失速；起到气动“翼刀”的作用，阻止附面层向翼尖堆积，推迟翼尖气流分离（事实上由于 YF-23A 机翼根梢比很大，高速或大迎角下可能会有明显的翼尖分离趋势）；控制大迎角下机头涡的分离，提供更好的俯仰和方向稳定性，直到第三代超音速战斗机，大迎角下机头涡不对称分离的问题仍未解决，这是限制飞机进入过失速领域的一个重要因素。
但如果从传统观点来看，YF-23A 的边条太小，能否产生足够强的涡流，起到希望它起的作用？如果确实可以，那么一种可能性就是该机边条的作用原理有别于传统边条，另一种可能就是还有其它的辅助措施来协助改善机翼升力特性。有资料提及，“机头和内侧机翼所产生的涡流对尾翼没有什么影响”，这可能意味着 YF-23A 机翼内侧可能有某种措施以产生涡流，起到和边条涡类似的作用。在 YF-22A 的进气道顶部各有两块控制板，用于控制机翼上表面的涡流。YF-23A 可能也有类似设计，其机翼内侧有进气道附面层的放气狭缝，不排除附面层气流经过加速后由此排出，借以改善机翼上表面气流状态的可能性。
机翼
巨大的菱形机翼可以算是 YF-23A 最突出的外形特征之一。机翼前缘后掠 40°，后缘前掠 40°，下反角 2°，翼面积 88. 26m²，展弦比2.0，根梢比高达 12.2。
诺斯罗普的设计人员之所以选择这样一个古怪的机翼平面形状，最重要的影响因素就是隐身。YF-23A 采用的隐身技术继承自 B-2，很多地方具有和 B-2 相似的特点，其中之一就是 X 形的四波瓣反射特征。要实现四波瓣反射，机翼前后缘在水平面内必须平行。这样一来，诺斯罗普没有更多的选择：要么采用后缘后掠设计，形成后掠梯形翼，基本类似 B-2 的机翼；要么采用后缘前掠设计，形成对称菱形翼。
既要满足四波瓣反射要求，又要满足机内容积的要求，还要考虑机动性等诸多因素，诺斯罗普在机翼平面形状上并没有多少选择的余地
采用后掠梯形翼，好处是后掠角选择限制较小，可以根据需要进行优化；但和三角翼相比，缺点也很明显：结构效率较低；内部容积较小，对于要求跨战区航程的 ATF 而言影响犹大；气动弹性发散问题较明显；机翼相对厚度的选择受限制，不利于选择较小的相对厚度来减小超音速阻力。如果选择后缘前掠设计，当机翼前缘后掠角（后缘前掠角）较小时，这种机翼更接近于诺斯罗普所惯用的小后掠角薄机翼（典型的如 F-5、YF-17），所面临的问题则和前述后掠梯形翼相同，特别是超凡的续航能力和优良的超音速性能更是这种机翼很难解决的巨大矛盾。而采用大后掠角的对称菱形翼，在隐身上是有利的。F-117 采用高达 66.7°的后掠角，就是为了将雷达波大幅偏转出去，但气动方面的限制已经否决了这种可能性：展弦比太小，气动效率极低，这种飞机造出来能不能飞都是个问题。而且后缘前掠角太大，将使得机翼后缘的增升/操纵装置的效率急剧降低直至不可接受。
综合权衡之下，只有采用中等后掠角的对称菱形翼，才能在隐身、续航、气动等诸方面取得令人较为满意的平衡点。至于为什么恰好选定 40°后掠角，笔者认为，在其它条件基本得到满足的情况下，优化边条涡的有利干扰应该是影响因素之一。不过，既便如此，40°的后缘前掠角也严重影响了机翼后缘气动装置的效率：YF-23A 必须使用更大的襟翼下偏角来保证增升效果，但这又增大了机翼上表面附面层分离趋势，不但增大了附面层控制难度，也反过来降低了增升效果；另一方面，YF-23A 的副翼效率也不佳，导致其滚转率不能满足要求，而这最终影响到了竞争试飞的结果。
就机翼的特点来看，诺斯罗普的考虑优先顺序首先是隐身，然后是超音速和续航能力，最后才是机动性和敏捷性问题。
正在进行任务自适应机翼试飞的 AFTI/F-111。该技术一旦实用化，将大幅提高飞机隐身特性，并改变传统操纵手段
为了改善机翼升力特性，YF-23A 采用了前缘机动襟翼设计，其展长约占 2/3 机翼翼展。有资料称该机采用的是缝翼设计，但在 YF-23A 试飞照片上看不出缝翼的特征。而且从隐身角度考虑，当缝翼伸出时，形成的狭缝将成为电磁波的良好反射体，可能严重破坏飞机原有的隐身特性，这对于诺斯罗普来说是绝对不可接受的。事实上，前缘襟翼对飞机的隐身特性仍然有不利影响。最好的解决手段是在 AFTI/F-111 上验证的任务自适应机翼技术，可以避免机翼表面的不连续和开缝，不过遗憾的事直至今天这一技术仍未投入实用。对此，YF-22A 采用了从 F-117 上继承来的菱形槽设计，使得襟翼偏转时该处成为低雷达反射区。而极力追求隐身的 YF-23A 竟然不考虑这个细节，唯一的解释就是在该机的典型作战状态（超音速巡航），机翼为对称翼型，不需要偏转襟翼。
任务自适应机翼示意图以及正在车间装配的 AFTI/F-111 的自适应机翼。由于机翼表面没有传统控制面和增升装置形成的狭缝、锐角反射面，对于隐身飞机的设计人员来说压力减轻不少。任务自适应机翼是 AFTI 计划的一部分，其主要特点是没有常规的气动控制面（包括服役、襟翼/ 缝翼、扰流片等），但采用了能够灵活弯曲到所需位置而不留缝隙的前/ 后缘。其前缘偏转范围位 +1°~-20°，后缘为+ 1°~-18°。减小雷达反射截面积并不是这项计划的目标，但这种设计无疑可以起到改善隐身能力的作用——特别是对于必须采用机动襟翼的高机动性战斗机来说
位于 YF-23A 机翼后缘的气动操纵面，其设计相当有特色，可以算是 YF-23A 的亮点之一。有的资料称，机翼内侧为襟翼，外侧则是副翼，但实际情况远非这么简单。简单的襟翼、副翼之分，并不符合诺斯罗普在 YF-23A 上体现出来的“一物多用”的设计思想。就 YF-23A 的试飞照片来看，内、外侧控制面均有参与增升和滚转控制。因此笔者将其定位为“多用途襟副翼”。之所以说“多用途”，是因为这两对控制面除了传统襟副翼的功能外，还兼有减速板和阻力方向舵的作用：当内侧襟副翼同时下偏，外侧襟副翼同时上偏，在保证机翼不产生额外升力增量的同时，产生对称气动阻力，起到减速板的作用；当只有一侧襟副翼采用上/下偏时，则产生不对称阻力，起到阻力方向舵的作用，这肯定是从 B-2 的设计继承发展而来的。这种设计相当新颖，有效地减轻了重量，但飞控系统的复杂性和研制风险则不可避免地增大了。
这张照片显示了 YF-23A 的后缘多功能襟副翼是如何作为增升装置工作的。从高度和前后缘襟翼偏转角度推测，“蜘蛛”可能正在进行低速测试
这张不甚清晰的照片却透露了一些细节：飞控系统和前轮转向系统是联动的；V 型尾翼作方向舵时会产生反向滚转力矩，照片上可见后缘内侧襟副翼已经差动偏转以抑制该力矩
B-2A 打开的阻力方向舵。YF-23A 的多功能控制面思想显然是在 B-2A 基础上的继承和发展。但对于需要进行复杂机动的战斗机来说，其飞控系统的设计难度还要大得多
尾翼
V 形尾翼设计并非诺斯罗普首创。1956 年法国 C.M.175“西风神”教练机就采用了 V 形尾翼。洛克希德的 F-117A 也采用了 V 形尾翼（不过比较特殊，只提供方向控制）。但在强调机动性的未来一线战机上采用 V 形尾翼设计，YF-23A 是第一个。
“蜘蛛”的右垂尾。如此巨大的垂尾主要是为了保证足够的控制能力，要兼顾三轴控制，尾翼负荷实在太大了。照片中还可以看到从后机身到尾翼优美的过渡曲线
YF-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°的范围内，YF-23A 采用了将尾翼外倾 40°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-22A 采用外倾 27°的设计，处于隐身设计的边缘，属于隐身和机动综合权衡的结果。按照公开的说法，YF-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，三轴控制全部包揽。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-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大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-23A 的试飞迎角最终也没有超过 25°），是诺斯罗普在这方面所作的极限了。毕竟机动性并不是 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以及 F-16 的实践，在 ATF 设计阶段已经相当成熟。YF-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-23A 在设计上具有鲜明的“一物多用”的特色。多功能襟副翼、全动 V 形尾翼均是这一思想下的产物。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-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言，这种一物多用的设计问题不大；然而对于战斗机而言，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。而飞控软件的编制恰恰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-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-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-22A 飞控系统都有这么多麻烦，非常规设计的 YF-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-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可能会得到缓解，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控制系统，以确保其首要目标：隐身能力。对于诺斯罗普来说，如果要应用推力矢量控制技术，就必须更改源自 B-2 的后机身设计，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。
YF-22A 的推力矢量喷口。试飞结果表明，推力矢量控制在低速段和高速段作用最明显。而诺斯罗普首先确定放弃推力矢量，才有了 YF-23A 发展自 B-2 的尾喷口设计，不过这种设计使得改装推力矢量喷管都不可能了
进/排气系统
对于喷气式飞机而言，进气道和发动机一级压气机是其前方雷达反射截面积的主要来源之一，设计稍有不慎即可导致为隐身所作的努力全数付诸东流。通常在中、高空飞行的飞机，如 F-117、B-2 这类飞机，其主要威胁来自下方，因此将进气道和喷管布置于机体上表面，以机身遮挡主要雷达反射特征。但对于制空战斗机来说，这一威胁定律显然是不适用的。如果在所有方向上的威胁具有同等可能性，在这种情况下依据什么原则来设计飞机呢？并没有一个人人满意的答案。从 YF-23A 的设计来看，在没有适用的隐身规则的情况下，其进气道设计选择了遵循机动性和进气要求。
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来自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的雷达散射源。另一个也是更常采用的途径是采用 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，设计时候少不了要吃苦头的。
巨大的激波锥几乎完全遮挡了雷达波对 J58 发动机的照射，有利于 SR-71 的隐身。但问题是激波锥本身就是一个强雷达散射源
YF-23A 的进气口位于机翼下方靠近前缘的位置，类似苏-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，在水平面上也略有斜切，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，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。在发动机舱上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，从正前方看，根本不可能看到压气机叶片，可以获得较好的隐身效果。除此以外，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 左右进气道特写。进行如此复杂的弯曲而又要保证总压损失最小和气流稳定，对设计人员的要求相当高。照片上可以看到，YF-23A 没有采用附面层隔道，而是采用吸除方式：进气口前马赛克状区域就是吸除装置
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。喷口顶端铰接一块五边形调节板，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。
YF-23A 尾喷口特写。这种设计将极大地降低飞机尾喷口的红外特征。不过，当雷达波从后方照射时，可以直接照到高速旋转的涡轮上，产生强烈的反射波。对于这一问题，美国人曾经进行了大量的研究，但最终因推力损失太大而作罢
发动机
发动机是飞机的核心部件，YF-23A 的优越性能很大程度是建立在 YF119/YF120 的巨大推力基础上的。超音速巡航能力和跨战区航程，对发动机提出了极为严苛的要求。为了满足飞机性能要求，需要采用具有中等增压比的高压压气机、较大增压比的低压压气机、较高的涡轮前温度和较大的非加力状态推力。
为了满足不加力推力的要求，通用电气选择了变循环技术。其 YF120 发动机上使用了一种特殊的可变面积外涵道引射器，通过控制内、外涵道空气流量来改变涵道比。在超音速巡航状态下，YF120 以接近涡喷发动机的方式工作（涵道比接近 0 ），只有少量外涵道引气用于冷却；亚音速飞行时，YF120 以涡扇发动机的方式工作（最大涵道比约0.3）。YF120 为双转子方案，采用同轴反转技术，两级低压压气机，高/低压涡轮均只有一级。采用三余度数字式发动机控制组件。和 F100 相比，其零件数量少了 40％。而 YF120 的军用推力高达 125 千牛，甚至超过早期 F100 的加力推力。
JAFE 计划下结出的硕果：YF119 和 YF120 发动机。即使到了今天，其性能仍然是无与伦比的。通用电气虽然由于研制风险过高输给了普拉特·惠特尼，但谁能说 YF120 不会帮它赢得未来呢？
和通用电气不同，普拉特·惠特尼选择了相对保守的涡扇发动机方案，当然在设计上有明显进步，使得 YF119 即使不采用变循环技术也可以满足 JAFE 的要求。YF119 也是双转子方案，3 级低压压气机，6 级高压压气机，高/低压涡轮各一级。其不加力推力明显比 YF120 要低，只有 97.9 千牛。
有意思的是，恰恰是普拉特·惠特尼在 50 年代研制了第一种实用的变循环发动机 J58（用于 SR-71“黑鸟”）。对于为何放弃自己首先应用的变循环技术，普拉特·惠特尼方面并没有任何解释，但当年 J58 研制的经验教训显然对普拉特·惠特尼的选择有重要影响。后来通用电气承认，YF120 的技术有些超前了，风险确实比 YF119 要高。
第一种变循环发动机：普拉特·惠特尼 J58，用于 SR-71“黑鸟”
武器系统
由于 ATF 暂时放弃了对地攻击能力的要求，因此在 YF-23A 的备选武器上并没有对地攻击武器。当初为 ATF 准备的主要对空武器是先进中距空空导弹（AMRAAM，后来的 AIM-120）和先进近距空空导弹（ASRAAM，后来的 AIM-132）。由于 AIM-132 进度严重拖延，迫使美国空军考虑以先进响尾蛇改型（即今天的 AIM-9X）作为应急措施。今天，AIM-9X 和 AIM-120 已经成为竞争获胜的 F/A-22 的主要武器。
YF-23A 继承了诺斯罗普最初方案的内部武器舱设计。格斗导弹舱和主武器舱串列布置于前机身内。格斗导弹舱较小，只能容纳两枚 AIM-9 导弹。主武器舱较大，可以容纳 4 枚 AIM-120A 导弹。载弹数量和 YF-22A 是一样的。如我们现在所知，AIM-120 改进后弹翼缩小，因此在 F/A-22 的主武器舱内可以容纳 6 枚该型导弹。但 YF-23A 布置 AIM-120A 的方式就是上下前后错置排列，和 YF-22A 对称排列不同，显示其主武器舱尺寸可能较小，因此不一定能放得下 6 枚 AIM-120 改型。
F-22 进行 AIM-9 发射试验。YF-23 可能采用与之相同的开舱锁定/发射模式
有资料提及，YF-23A 的主武器舱挂架是可以升降的。需要发射 AIM-120 时，挂架伸出机外，将导弹置于自由流中再点火发射。这个方式和 YF-22A 的弹射发射方式不同，可以完全避免导弹在穿越机身表面气流时状态发生异常改变的可能性。当然，重量和机内容积的代价是免不了的。
威龙 1/72 YF-23 模型所表现的机腹武器舱
没有资料提及在 YF-23A 上 AIM-9 的锁定/发射模式。但这其实是一个很有意思的问题。因为在封闭的导弹舱内，AIM-9 的导引头是不可能捕获目标的。这里可以参考一下 F-22 的模式。就这个问题，笔者和许多同好曾经进行了长时间的讨论，反复观看 F-22 武器系统试验的发射录像，最终形成比较一致的看法：F-22 在格斗状态下，格斗导弹舱是处于开舱状态，将 AIM-9X 伸出，以解决导引头锁定问题。YF-23A 完全有可能采用类似的模式。结合 AIM-120 的发射模式，笔者推测：挂载 AIM-9 的可能也是升降式挂架，格斗状态下开舱门将 AIM-9 伸出机外，待机发射。由于完全伸出机外，没有机身侧面屏蔽，AIM-9 可以获得比在 YF-22A 上更好的视界，而且也不需要 YF-22A 上面的隔热/排焰装置。开舱状态可能会给人比较怪异的感觉，但事实上开舱门伸出导弹所带来的阻力并不会比传统外挂架的阻力更大，因此不会对飞机性能有多大负面影响。这种模式唯一的问题在于格斗状态下飞机的雷达反射截面积会明显增大。不过一来在进入视距内空战的情况下雷达隐身意义不大；二来现代空战格斗时间明显缩短，开舱射击暴露时间有限，因此不至于对 YF-23A 构成严重威胁。当然，完全不受威胁是不可能的。对于 ATF，特别是 YF-23A 这种飞机来说，不进入格斗才是最佳战术。
进行 AIM-120 发射试验的 F-22。与之不同的是，YF-23 没有采用弹射模式，而采用了挂架外伸发射模式
除了空空导弹外，M61“火神”航炮仍然将作为 ATF 的固定武器。YF-23A 上并没有安装 M61，但按照设计方案，航炮将安装在机身右侧，主武器舱上方。
可维护性设计·维护口盖·舱门
ATF 是第一种在设计之初就提出可维护性指标的作战飞机，也是第一种在设计阶段就邀请机务部门参与的战斗机。美国空军如此重视 ATF 的可维护性，很大程度上是受当年 F-15A 的影响，F-15A 刚刚服役时，故障层出不穷，飞机频频趴窝，被人称作“机库皇后”，美国空军为此吃了不少苦头。
对于传统飞机来说，维护口盖在机身表面的覆盖率是衡量其可维护性的一个重要参考指标。覆盖率高，意味着机载设备可接近性好，机务人员不必将时间消耗在无用但必需的工作上。最典型的就是为了接近设备 A，必须先拆下设备 B、C、D……；处理完后再按相反顺序装回去，而 B、C、D 其实对于 A 的维护毫无意义。
但是，对于隐身飞机来说，情况完全不同。表面波的存在，使得机身表面任何开口都可能严重破坏飞机隐身特性。因此，“非必要绝不在机身表面开口”是当前隐身飞机设计必须遵守的原则。在这种情况下如果改善飞机的可维护性呢？途径之一是采用集中处理的方法。不再是哪里有需要接近的设备就在哪里开设维护口盖，而是确定一个集中区域，将接近最频繁、维护量最大的设备全部集中到那里，以一个大的维护口盖来解决。途径二是建立在途径一基础上的，即尽量利用飞机必需设置的舱门作为维护口盖。例如武器舱、起落架舱，这些舱门都是必须设置而不能省略的，如果将需要维护的设备或接口集中到武器舱、起落架舱内，那么甚至可能不必在机身表面再开设其它维护口盖。
YF-23 机身腹部的特殊口盖和起落架舱盖。所有口盖均通过锯齿外形对雷达反射波进行校准
 正在进行-90°迎角试飞的 F-22A。F-22 突出的过失速机动能力是 YF-23A 根本无法望其项背的，也是该机能够赢得美国空军欢心的重要因素之一 |
为了保证反射波束的一致性，飞机表面所有口盖、舱门都必须采用锯齿状设计，其锯齿前缘在水平面的投影应平行于飞机主要的反射边缘。不过，和通常想象的不同，多锯齿前缘设计并不是最佳的控制雷达反射措施。这种设计实际上是隐身和重量要求折中的结果。就隐身的角度来看，最理想的是单一锯齿设计。但为了保证单一锯齿的结构强度，必须要付出相应的重量代价。在 ATF 的严格重量要求下，YF-23A 和 YF-22A 均采用了多锯齿设计。然而在后来的 F-22 上，我们可以看到，经过空军同意，该机减少了锯齿数量，以改善隐身特性。
总的来看，YF-23A 是这样一种飞机：比第三代超音速战斗机上了一个台阶的常规机动性是它设计的基础，然而也是诺斯罗普在这方面所作的极限。在 1980 年代中后期出现的敏捷性、过失速机动性等新概念，在 YF-23A 的设计中基本没有考虑。它的设计重点放在隐身和超音速巡航方面。由于之前赢得了 ATB 计划合约，使得诺斯罗普在隐身飞机设计上显得踌躇满志。强调 YF-23A 的隐身能力，有利于发挥诺斯罗普自身的技术特长，从效费比的观点来看，把 B-2 的隐身技术运用到 YF-23A 上也是合理的。强调超音速巡航能力，则应该是属于诺斯罗普对未来空战要求的判断。
这样的设计思想，使得YF-23A在性能上呈现出一种“平均水平上有重点的突出”的特点，特别是和 YF-22A 相比更是如此。在笔者看来，YF-23A 的设计思想更接近于当年百戏列战斗机中“截击/ 轰炸机”的概念，而有悖于诺斯罗普传统的均衡设计思想（这一思想从 F-5 到 P-530 再到 YF-17 一脉相承）。这种突然转变是颇为令人瞩目和惊讶的。没人知道其中的原因，但均衡设计的战斗机长期竞争失利（虽然失利根本原因并不在此）和 ATB 计划的成功，可能是促使诺斯罗普改变其传统设计思想的重要因素。加上诺斯罗普对机动性、速度、隐身重要性的认识，最终形成了我们所看到的 YF-23A。
YF-23 修长的外形，不均衡的设计重点，非常容易令人想起第二代超音速战斗机
失败原因浅析 1991 年 4 月 23 日对 YF-23A 迷来说不是个好日子。漂亮前卫的 YF-23A 被美国空军打入冷宫，相对保守的 YF-22A 则昂首进入 EMD 阶段，成为第四代超音速战斗机的唯一代表。对于 YF-23A 落败的原因，美国空军给出了非常模糊的理由：YF-23A 的研制风险过高；诺斯罗普/麦·道集团在管理方面存在问题，可能导致飞机成本大幅上升。不能说这不是事实。从前述设计特点，我们已经可以看到 YF-23A 的前卫设计确实导致比较高的研制风险。而诺斯罗普/麦·道集团也确实存在管理方面的漏洞。这两个因素绝对是导致 YF-23A 失败的原因，但绝对不是唯一的原因。事实上这两个因素几乎可以套用到任何一种失败的飞机上。10 年后，美国空军宣布 X-32 失败原因的时候，我们可以看到同样的字眼。 由于 1990 年试飞的数据至今仍是高度机密，外界除了几个数字外根本不能一窥究竟。因此分析竞争结果的着眼点只能首先放在两种原型机的差异上。 设计差异 两种原型机的隐身设计实际上都继承自两家公司以前研制的隐身飞机。YF-22A 身上能找到很多 F-117 的特点，而 YF-23A 的很多设计显然脱胎自 B-2。所不同的是，YF-22A 将隐身要求与气动要求作了折中，而 YF-23A 则全力追求隐身效果，因此后者各个方向（特别是侧向和后向）的雷达反射特性均优于 YF-22A。但在最重要的前向雷达反射特性上，YF-23A 并没有足以引起质变的明显优势。 如前所述，YF-23A 在设计上极力减小跨、超音速阻力，其横截面积分布堪称与跨音速面积律结合的典范，因此该机在超音速巡航能力方面强于 YF-22A。YF-22A 最大超音速巡航速度为 M1.58，而 YF-23A 据通用电气估计可以达到 M1.8。M0.2 的速度差异证明了 YF-23A 的阻力优势，但在超视距作战中，这个速度差不足以明显增大 YF-23A 上发射的 AIM-120 的攻击区。当然，如果就纯粹的远程拦截作战而言，YF-23A 还是占有一定的优势的。 现有资料指出，YF-22A 和 YF-23A 均考虑了涡流控制问题，在大迎角下不会由于涡流问题导致飞机失控。从设计上看，诺斯罗普为 YF-23A 机动性所做的努力仅此而已。YF-23A 的机动性提高主要依赖于涡升力、低翼载和大推力发动机。并且因为过于强调隐身和超音速巡航，降低了机翼效率，导致盘旋能力下降。基于同样的理由，YF-23A 在敏捷性方面的表现也不如 YF-22A，加上没有采用推力矢量控制，使得这方面的差距进一步拉大。 和 YF-23A 相比，YF-22A 在机动性和敏捷性方面力求突破，这正是该机采用推力矢量控制的主要原因。按照洛克希德当时总裁里奇的说法，在确定可以满足空军基本要求后，洛克希德就将注意力转向了机动性和敏捷性。在设计上，YF-22A 尤其突出了飞机的过失速机动能力，而 YF-23A 在这方面几乎是空白。 至于载弹量和续航能力方面，没有公开资料指出两种原型机在这两方面有明显差距。 就对空作战能力而言，如果是 YF-22A 和 YF-23A 相对比，那么 YF-23A 在超视距作战中有一定优势，而 YF-22A 在视距内空战中有一定优势，且当空战进入包线左端时，YF-22A 将具有压倒性优势。如果是两种原型机和第三代战斗机如 F-15 对比，那么 YF-22A 在所有阶段均具有压倒性优势，而 YF-23A 的优势分布却不均衡：超视距空战优势更大，视距内空战优势较小。如果只考虑作战能力的因素，在不能确保不进入视距内空战的前提下，YF-22A 是比较稳妥的选择。 美国空军的期望 按照两位美国空军高级军官费恩准将和耶茨上将的说法，ATF 的试飞更接近于一种性能展示飞行，而非对比试飞。换句话说，就是你们两大集团把飞机造出来表演给我看，看看哪一种飞机是我想要的类型。所以两种飞机的试飞看起来不是那么针锋相对：YF-22A 把飞机拉到了 60°迎角，诺斯罗普的反应只是说风洞试验表明我们的飞机没有迎角限制，然后让 YF-23A 继续展示它的超音速巡航能力。就这个意义而言，飞机设计重点的选择比飞机具体性能的优劣更重要。当然，性能差距太大也不行。这就有点赌博的意思了。压对了宝，只要不出大的纰漏，那么一切 OK。不幸的是，诺斯罗普这次压错了。 美国空军在技术开发方面一贯保持非常积极甚至激进的态度，任何有意义的概念它都会尝试一番，发现有较大价值就再搞个验证机出来。走在军用航空技术最前端的就是美国空军，几乎没有哪个领域它没有涉足的。这往往给人一个错误的感觉，就是美国空军在作战飞机选型上也是如此。但事实恰恰相反，除了少数几个例外，美国空军选择作战飞机的时候态度可以说相当保守，并且带有巨大的思维惯性，几乎到了雷打不动的地步。当年 FX 计划提出的时候，空军正在越南给人打得灰头土脸，但高层仍然强调要研制一种延续二代战斗机思想的“截击/轰炸机”。如果不是战斗机黑手党一干人的努力加上对苏联航空技术水平的误判，后来的 F-15 绝对是美国版的米格-25。当然，F-15 出来以后赢得了高层的欢心，成为空军的宠儿。该机的优缺点、设计思想必然会影响到空军对下一代战斗机的期望。如果没有重大变故，可以肯定空军想要的就是一架超级 F-15。F-15 问世之初，机动性压倒所有已知的苏联战斗机，空军高层必然对 ATF 也有类似期望，但 YF-23A 的设计无法确保这一点。
F-15 自诞生之日起就深得美国空军高层喜爱，ATF 选型很大程度上就是选一架“超级 F-15 ”。显然，YF-22A 均衡的特点、突出的机动性更接近美国空军的期望 在以前“两型竞争”的验证机计划中，例如 1970 年代的轻型战斗机计划（LF）、先进中型 STOL 运输机计划，评估人员选择进入最后竞争的方案时，一向的标准都是：与众不同的设计思想、低风险、高效费比、有技术创新但必须稳妥。为了促使厂家采用先进技术，必然有一个方案技术先进而风险较高，另一个相对保守而风险较低（实际上是作为前者的后备），而从近二十余年来的经验看，最终获胜的往往都是保守方案。YF-23A 不幸成为这一惯例的新例证。10 年后，波音 X-32 再度成为这一惯例的悲剧性角色。究其原因，风险是一个重要因素。对于美国空军来说，风险一词意味着以 F-111 为代表的惨痛历史教训。而在国防预算紧缩的形势下，风险意味着资金缺口和进度拖延，甚至导致项目中止。1991 年下马的ATA 计划是对“风险”的最新注解。
30 余年来，美国空军的两型竞争模式获胜者都是相对保守而风险较低的方案。继 YF-23A 之后，波音 X-32 再度成为这一规律的悲剧性角色 总之，诺斯罗普对机动性、速度和隐身的重要性的认识和技术水平决定了 YF-23A 的特点，而上述多种原因综合作用决定了 YF-23A 竞争失败的命运。不过，在个人看来，YF-23A 不符合美国空军的期望，是空军没有说明但影响最大的因素。这一点是空军不会承认的，因为公开承认的这一点意味着空军承认：F-22 代表了空军所认可的未来空战的发展趋势。 余波未平之 F/B-23 美国空军 2004 年 4 月提出研制过渡型轰炸机，再度点燃了诺斯罗普·格鲁门（原来的诺斯罗普已经和当年 ATF 的竞争对手格鲁门合并）以及众多 YF-23 迷的希望。诺斯罗普·格鲁门提出了在 YF-23A 基础上改进设计的 F/B-23 方案，还专门要回了仍在霍索恩西方飞行博物馆的 PAV-2 “蜘蛛”，看起来似乎有意让该机恢复飞行，验证 F/B-23 的相关技术。 笔者前面提到过，YF-23A 的设计思想接近“截击/ 轰炸机”概念，因此美国空军这次过渡型轰炸机的招标可以说正对胃口，YF-23A 的改型将更容易满足要求。从前述设计特点可以看到，按照轰炸机的要求，YF-23A 的机内弹舱太小，机内载弹量不足；而机内容积不足，使得该机载油量受限，不能满足续航能力的要求。因此 F/B-23 的改进将主要针对这两方面。而 YF-23A 的这个限制，实际上是源自对低超音速阻力的追求。为了尽量满足跨因素面积律，其机身设计得相当细长。只要付出一部分超音速阻力代价，将机身中、后段加大加粗（类似米格-29S“肥背”型），增大的内部容积就足以满足武器舱和机内载油量的要求。从现在的 F/B-23 想象图来看，诺斯罗普·格鲁门走的正是这条路。而这个改进途径付出的代价比洛·马提出的 F/B-22 无尾大三角翼改型要低的多。
采用“肥背”构形的米格-29SMT。这种设计可以在不对机身大改的情况下增大机内容积，但需要在超音速阻力方面付出代价 就性能特点以及改进效费比而言，笔者认为，F/B-23 比 F/B-22 以及 F/A-22 改型更能满足美国空军的要求。但从现实角度考虑，笔者认为，F/B-23 翻身的机会是 0。
F/B-23 个概念图版本一，并列双座，并增大了内部弹舱
F/B-23 个概念图版本二，串列双座 首先看看过渡型轰炸机提出的真正意图是什么？ 阿富汗战争后就有人提出美国空军打击力量不足。洛·马趁机推出 F/B-22 方案。但在当时除了空军部长詹姆斯·G ·罗杰（文职官员）表示欣赏外，包括空军参谋长（空军最高军事指挥官）约翰·P·乔普在内的军方高级将领却表示对 F-22 增强攻击能力的研究更感兴趣。时隔两年，为何空军突然对过渡型轰炸机热衷起来？其根本原因在于 F/A-22。
F/B-22 的两个版本：单座无垂尾版与双座双垂尾版。过渡型轰炸机计划的提出，根本目的在于保住 F/A-22。由于自身特点所限，FB-22 的改动幅度远大于设想的 FB-23。然而空军的目的已经决定了 FB-23 只能停留在纸面上 自 F/A-22 投产服役以来，该机的采购数量一直在削减，甚至有国会议员提出停产该机，以 F-15 改型取代。在五角大楼 2006 财年预算申请中，该机采购数量已经跌落至 179 架。按此数量，在即将进入的全速生产状态下（五角大楼已于今年 4 月 15 日批准该机进入全速生产），到 2008 年 F/A-22 即可全部生产完毕，其生产线将被迫关闭。而生产线一旦关闭，再度恢复生产的可能性微乎其微。为了维持生产线，空军必须找到一个充分的理由。约翰·P ·乔普已经放出风声，减少的 F/A-22 需要“另外的飞机”来弥补。这“另外的飞机”绝对不会是空中优势战斗机，否则会立刻死于预算大斧之下，因此才有“过渡型轰炸机”的出台。但这种“过渡型轰炸机”会是一种专用的中型中程轰炸机吗？如 F/B-22 或 F/B-23？还是 F/A-22 的增强攻击型？ 从美国空军的装备历史来看，战斗轰炸机是其装备的主流。虽然 F-15A 以纯空优战斗机赢得美国空军高层的欢心，但他们还是对该机没有对地攻击能力抱怨不断，80 年代中后期 F-15C 增强对地攻击能力方案不少，原因就在这里。如果细分，战斗轰炸机在美国空军内大致可以分为三类：一类是空优战斗机兼顾对地攻击能力的，这类飞机是空军的象征和骄傲，F/A-22 就属于此类；第二类是以对地攻击为主，兼有空战自卫能力的，是空军纵深攻击力量的核心，也是空军实践“制空权”理论的主要力量，80 年代提出来的双重任务战斗机是典型代表；第三类是轻/ 中型战斗轰炸机，用于在经费紧张条件下弥补飞机数量的，载弹量、续航能力、对地攻击精度是首要考察指标，而空战机动性则不那么重要，美国空军体制下的 F-16 和未来的 F-35 均属此列。 在 ATF 的发展历程中我们可以看到，美国空军最初的计划是以 ETF 作为第一类飞机，以 ATAS 作为第二类飞机。后来由于苏联战斗机威胁增大，转而研制 ATF 作为第一类，以 DRF（F-15E）作为第二类。在 ATF 研制过程中，对地攻击能力被暂时放弃了。但从美国空军的战斗机研制历史来看，可以肯定地说，这绝非美国空军的本意，ATF 增加对地攻击能力只是早晚的事。现在的 F/A-22 已经证明了这一点。现在 F-15E 服役已经 17 年了，美国空军中只剩下它没有后继机（第一类有 F/A-22，第三类有 F-35），因此“过渡型轰炸机”真正可以替代的对象就是 F-15E。
过渡型轰炸机真正要取代的飞机是已服役近 20 年的 F-15E。无论是从后勤保障还是从美国空军的目的来看，其最终结果都只会是 F-22 的改型之一，而不会是 FB-23 笔者认为，在当前形势下美国空军可能的选择有三：在 F/A-22 采购数量不能得到满足的情况下，以过渡型轰炸机的名义采购 F/A-22 增强攻击型（也许可能改称 A/F-22），以弥补制空战斗机的数量；选择 F/B-22 作为过渡型轰炸机，以维持洛·马的生产线，寻求未来恢复 F/A-22 生产的可能性；在国际形势突变，五角大楼批准足额采购 F/A-22 的情况下，过渡型轰炸机将纯粹作为 F-15E 的后继机研制，但从后勤保障以及美国空军的喜好方面考虑，选择对象也只会是 A/F-22 或者 F/B-22。无论哪种选择，都不会是 F/B-23。 “黑寡妇II”重上蓝天，是诺斯罗普·格鲁门和众多航迷的梦想，但这也只是一个梦想罢了。对于这种漂亮前卫的飞机来说，博物馆也许是它最后最好的归宿。
静静停放在加利福尼亚州霍索恩市的西方飞行博物馆中的 PAV-2“蜘蛛”。虽然无法再上蓝天，但它依然是许多航迷心中的王者…… |
博文
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