1991：败者为王诺斯罗普/ 麦·道YF-23 “黑寡妇 II ”战 ...

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。”
    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。

    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。
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。
    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。

   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。

    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。
    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。
    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。
   

    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。

   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。

    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。

   

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。

    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 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。
   
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。

    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。

    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。

    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。
   

    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。

    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。

    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。 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。”
    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。

    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。
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。
    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。

   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。

    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。
    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。
    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。
   

    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。

   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。

    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。

   

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。

    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 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。
   
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。

    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。

    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。

    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。
   

    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。

    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。

    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。