難得一見的場面，諾斯羅普兩兄弟：滑行道待命的YF-23A PAV-1和即裝著陸的B-2A。從側(cè)面看，YF-23A復(fù)雜的曲面造型和B-2A有頗多類似之處。
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　　設(shè)計(jì)特點(diǎn)

　　YF-23A展現(xiàn)了與YF-22A全完不,同的設(shè)計(jì)概念，也體現(xiàn)了諾斯羅普／麥道設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)對未來空戰(zhàn)要求的理解。

　　總體布局YF-23A的總體布局在很大程度上繼承了諾斯羅普概念設(shè)計(jì)方案的特點(diǎn)。其菱形機(jī)翼+V形尾翼的布局，介于傳統(tǒng)正常布局和尢尾布局之間。單座，雙發(fā)，中單翼，腹部進(jìn)氣。

　　和YF-22A一樣，YF-23A最終并沒有采用一度呼聲頗高的鴨式布局。事實(shí)上從七家公司的方案無一采用鴨式布局這點(diǎn)上就能看出美國人的傾向了。在一定程度上，這是受了幾年前七巨頭討論會(huì)上通用動(dòng)力的影響——哈瑞-希爾萊克說“鴨翼最好的位置是在別人的飛機(jī)上?！惫P者在《王者之翼》中曾提到過，拒絕鴨式布局的原因之一是配平問題。如果按照能夠進(jìn)行有效的俯仰控制原則水設(shè)計(jì)鴨翼，那么鴨翼就無法配平機(jī)翼增升裝置產(chǎn)生的巨大低頭力矩。如果需要配平增升裝置，那么鴨翼必須增大，對機(jī)翼的下洗也隨之增大，反過來削弱了增升效果。而且為了防止深失速，可能還需要增加平尾。另一方面，從跨音速面積律來說，大鴨翼很難滿足跨音速面積律的要求，增大了機(jī)身設(shè)計(jì)難度和超音速阻力——這對于強(qiáng)調(diào)超巡的ATF(特別是YF一23A)來說，尤其難以接受。

　　而拒絕鴨式布局的另一個(gè)重要原因是隱身問題。鴨翼的位置、大小、平面形狀很難和隱身要求統(tǒng)一起來。隱身設(shè)計(jì)的一個(gè)重要原則是盡昔減少(但不可避免)機(jī)體表面(特別是迎頭方向)的不連續(xù)處，而鴨翼恰恰難以做劍這一點(diǎn)。如果還希望把機(jī)翼前后緣對應(yīng)的主波束數(shù)量減至最少(也就是前后緣平行)，將帶來更大的設(shè)計(jì)困難。

　　雖然根據(jù)美國空軍的要求，ATF必然兼顧隱身和機(jī)動(dòng)性，但各個(gè)公司設(shè)計(jì)思想不同，飛機(jī)性能偏重也必然不同。從YF-23A最終選擇了V形尾翼而非傳統(tǒng)四尾翼布局來看，諾斯羅普追求隱身的意圖相當(dāng)明顯，他們的的設(shè)計(jì)可大大減小飛機(jī)的側(cè)面雷達(dá)反射截面積。由于減少一對尾翼，飛機(jī)重量和阻力也可減小，對于提高超巡能力也有助益。但隨之而來的是操縱面的效率問題和飛控系統(tǒng)的復(fù)雜化。

　　機(jī)身 為滿足“跨戰(zhàn)區(qū)航程”的要求，ATF必須有足夠大的載油量而考慮到隱身要求(飛機(jī)不能外掛副油箱)，所有燃油必須由機(jī)內(nèi)油箱裝載。因此無論是YF一22A還是YF一23A，都必須提供足夠的機(jī)內(nèi)容積——幾乎相當(dāng)于F一15的兩倍!從機(jī)體尺寸來看，YF一23A機(jī)身長度增加明顯，但仍然有限，因此其機(jī)內(nèi)容積增大必然主要來自飛機(jī)橫截而積的增大。如果從跨／超音速阻力方面來考慮，飛機(jī)橫截面積增大不利于按照跨音速面積律來設(shè)計(jì)飛機(jī)。適當(dāng)?shù)乩L機(jī)身，有助于平滑飛機(jī)的縱向橫截面積分布，減小跨／超音速阻力。但機(jī)身加長，必然導(dǎo)致飛機(jī)縱向轉(zhuǎn)動(dòng)慣性增大，這對于提高飛機(jī)敏捷性和精確控制能力是不利的。蘇一27的機(jī)身長度和YF一23A相近，有飛過蘇一27的飛行員說，該機(jī)操縱慣性較大，并不是那么好飛。

　　事實(shí)上，僅僅從機(jī)身設(shè)計(jì)的特點(diǎn)我們就可看到Y(jié)F一23A和YF一22A在設(shè)計(jì)思想方面的差異。從機(jī)內(nèi)載油量來看，YF一23A載油10.9噸，YF一22A載油11.35噸，考慮到機(jī)內(nèi)彈艙設(shè)計(jì)載彈量相同(之所以說設(shè)計(jì)，是因?yàn)閅F一23A的格斗彈艙還停留在圖紙上)，那么YF一23A的機(jī)內(nèi)容積不會(huì)大于YF一22A。而YF一23A的機(jī)身長度卻明顯長于YF一22A(后者由于尾撐和平尾的原因，實(shí)際機(jī)身長度從有18米多)，這意味著即使在飛機(jī)最大橫截面積相當(dāng)?shù)那闆r下，YF一23A也可以獲得更平滑的橫截面積分布(也就是更小的跨／超音速阻力)，當(dāng)然也獲得了更大的縱向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。不難看出，為了解決橫截面積增大帶來的阻力問題，YF一23A和YF一22A的選擇截然相反，前者選擇了速度性能而犧牲了敏捷性和精確控制能力。這也在一定程度上反映了兩大集團(tuán)對未來戰(zhàn)斗機(jī)的定位。 在外觀上，YF一23A的機(jī)身頗有些洛克希德SR一71黑鳥的風(fēng)格，看上去就像把前機(jī)身和兩個(gè)分離的

發(fā)動(dòng)機(jī)艙直接嵌到一個(gè)整體機(jī)翼上一樣。前機(jī)身內(nèi)主要設(shè)置雷達(dá)艙、座艙、前起落架艙、航電設(shè)備艙和導(dǎo)彈艙。前機(jī)身前段橫截面近似一個(gè)上下對稱的圓角六邊形，然后逐步過渡到圓形潢截面，最后在機(jī)身中段與機(jī)翼完全融合。后面的進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)艙橫截面仍是梯形，并以非常平滑的曲線過渡到機(jī)翼或后機(jī)身的“海貍尾巴”，這有助于減小相互之間的干擾阻力。前面提到過，空軍取消了采用反推裝置的要求，而諾斯羅普并未修改設(shè)訃，在后機(jī)身形成非常明顯的“溝槽”，帶來不必要的阻力增量。

　　邊條 邊條翼布局在大迎角時(shí)比鴨式布局的升力特性有更大優(yōu)勢——這是影響諾斯羅普選擇YF一23A整體布局的因素之一。就傳統(tǒng)邊條而言，其展長的增大(面積也增大)對提高大迎角時(shí)的升力有明顯好處。但展長越大，大迎角下產(chǎn)生的上仰力矩也越大；成為制約邊條大小的一個(gè)因素。但顯然YF一23A的邊條不同于三代機(jī)上的傳統(tǒng)邊條。其三段直線式窄邊條設(shè)計(jì)相當(dāng)有特點(diǎn)，從機(jī)翼前緣一直向前延伸到雷達(dá)罩頂端。這種邊條倒是和YF一22A的邊條頗為類似。

　　YF一23A的邊條具有以下幾個(gè)功能：產(chǎn)生邊條渦，在機(jī)翼上誘導(dǎo)出渦升力，改善機(jī)翼升力特性；利用邊條渦為機(jī)翼上表面附面層補(bǔ)充能量，推遲機(jī)翼失速；起到氣動(dòng)“翼刀”的作用，阻止附面層向翼尖堆積，推遲翼尖氣流分離(事實(shí)上由于YF一23A機(jī)翼根梢比很大，高速或大迎角下可能會(huì)有明顯的翼尖分離趨勢)；大迎角下機(jī)頭渦的分離，提供更好的俯仰和方向穩(wěn)定性——直到第三代超音速戰(zhàn)斗機(jī)，大迎角下機(jī)頭渦不對稱分離的問題仍未解決，這是限制飛機(jī)進(jìn)入過失速領(lǐng)域的一個(gè)重要因素。

　　但如果從傳統(tǒng)觀點(diǎn)來看，YF一23A的邊條太小，能否產(chǎn)生足夠強(qiáng)的渦流，起到應(yīng)有的作用還是個(gè)疑問。如果確實(shí)可以，那么一種可能性就是該機(jī)邊條的作用原理有別干傳統(tǒng)邊條，另一種可能就是還有其它的輔助措施來協(xié)助改善機(jī)翼升力特性。有資料提及，“機(jī)頭和內(nèi)側(cè)機(jī)翼所產(chǎn)牛的渦流對尾翼沒有什么影響”，這可能意味著YF一23A機(jī)翼內(nèi)側(cè)可能有某種措施以產(chǎn)生渦流，起到和邊條渦類似的作用。在YF一22A的進(jìn)氣道頂部各有兩塊控制板，用于控制機(jī)翼上表面的渦流。YF一23A可能也有類似設(shè)計(jì)——其機(jī)翼內(nèi)側(cè)有進(jìn)氣道附面層的放氣狹縫，不排除附面層氣流經(jīng)過加速后由此排出，借以改善機(jī)翼上表面氣流狀態(tài)的可能性。

　　機(jī)翼巨大的菱形機(jī)翼可以算是YF-23A最突出的外形特征之一。機(jī)翼前緣后掠40度，后緣前掠40度，下反角2度，翼面積88.26平方米，展弦比2.0，根梢比高達(dá)12.2。諾斯羅普之所以選擇這樣一個(gè)占懌的機(jī)翼平面形狀，最重要的影響因素就是隱身。YF一23A的隱身技術(shù)繼承自B一2，兩者有類同之處——其中之一就是X形的四波瓣反射特征。要實(shí)現(xiàn)四波瓣反射，機(jī)翼前后緣在水平面內(nèi)必須平行。這樣一來，諾斯歲普沒有更多的選擇：要么采用后緣后掠設(shè)計(jì)，形成后掠梯形翼，基本類似B一2的機(jī)翼；要么采用后緣前掠設(shè)計(jì)，形成對稱菱形翼。

　　采用后掠梯形翼，好處是后掠角選擇限制較小，可以根據(jù)需要進(jìn)行優(yōu)化；但和三角其相比，缺點(diǎn)也很明顯：結(jié)構(gòu)效率較低；內(nèi)部容積較小，對于要求跨戰(zhàn)區(qū)航程的ATF而言影響尤大；氣動(dòng)彈性發(fā)散問題較明顯；機(jī)翼相對厚度的選擇受限制，不利于選擇較小的相對厚度來減小超音速阻力。如果選擇后緣前掠設(shè)計(jì)，當(dāng)機(jī)翼前緣后掠角(后緣前掠角)較小時(shí)，這種機(jī)翼更接近于諾斯羅普慣用的小后掠角薄機(jī)翼(典型的如F-5、YF—17)，所面臨的問題則和后掠梯形翼相同——超凡的續(xù)航能力和優(yōu)良的超音速性能是這種機(jī)翼難以解決的巨大矛盾。而采用大后掠角的對稱菱形翼，在隱身上是有利的——F一117采用高達(dá)66.7度的后掠角，就是為了將雷達(dá)波大幅偏轉(zhuǎn)出去——但氣動(dòng)方面的限制已經(jīng)否決了這種可能性：展弦比太小，氣動(dòng)效率極低，這種飛機(jī)造出來能不能飛都是個(gè)問題。而且后緣前掠角太大，將使得機(jī)翼后緣的增升／操縱裝置的效率急劇降低直至不可接受。

　　綜合權(quán)衡之下，只有采用中等后掠角的對稱菱形翼，才能在隱身、續(xù)航、氣動(dòng)等諸方面取得令人較為滿意的平衡點(diǎn)。至于為什么恰好選定40度后掠角，筆者認(rèn)為，在其它條件基本得到滿足的情況下，優(yōu)化邊條渦的有利干擾應(yīng)該是影響因素之一。不過，既便如此，40度的后緣前掠角也嚴(yán)重影響了機(jī)翼后緣氣動(dòng)裝置的效率：YF一23A必須使用更大的襟翼下偏角來保證增升效果，但這又增大了機(jī)翼上表面附面層分離趨勢，不但增大了附面層控制難度，也反過來降低了增升效果另一方面，YF一23A的副翼效率也不佳，導(dǎo)致其滾轉(zhuǎn)率不能滿足要求，而這最終影響到了競爭試飛的結(jié)果。

　　就機(jī)翼的特點(diǎn)來看，諾斯羅普的考慮優(yōu)先順序首先是隱身，其次是超音速和續(xù)航能力，最后才是機(jī)動(dòng)性和敏捷性。

　　為改善機(jī)翼升力特性，YF一23A采用了前緣機(jī)動(dòng)襟翼設(shè)計(jì)，其展長約占2／3翼展。有資料稱該機(jī)采用的是縫翼設(shè)計(jì)，但在YF-23A試飛照片上看不出縫翼的特征。而且從隱身角度考慮，當(dāng)縫翼伸出時(shí)，形成的狹縫將成為電磁波的良好反射體，這對于諾斯羅普來說是絕對不能接受的。

　　事實(shí)上，前緣襟翼對飛機(jī)的隱身特性仍然有不利影響。最好的解決手段是在AFTI／F一111上驗(yàn)證的任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼技術(shù)，可以避免機(jī)翼表面的不連續(xù)和開縫，不過遺憾的是直至今天這一技術(shù)仍未投入實(shí)用。對此，YF-22A采用了從F一117上繼承來的菱形槽設(shè)計(jì)，使得襟翼偏轉(zhuǎn)時(shí)該處成為低雷達(dá)反射區(qū)。而極力追求隱身的YF一23A竟然不考慮這個(gè)細(xì)節(jié)，唯一的解釋就是在該機(jī)的典型作戰(zhàn)狀態(tài)(超巡)時(shí)，機(jī)翼為對稱翼型，不需要偏轉(zhuǎn)襟翼。

　　位于YF一23A機(jī)翼后緣的氣動(dòng)操縱面設(shè)計(jì)相當(dāng)有特色，可算是YF一23A的亮點(diǎn)。有的資料稱，機(jī)翼內(nèi)側(cè)為襟翼，外側(cè)則是副翼，但實(shí)際情況遠(yuǎn)非這么簡單。簡單的襟翼、副翼之分，并不符合諾斯羅普在YF一23A上體現(xiàn)出來的“一物多用”的設(shè)計(jì)思想。就YF一23A的試飛照片來看，內(nèi)、外側(cè)控制面均有參與增升和滾轉(zhuǎn)控制。因此筆者將其定位為“多用途襟副翼”。之所以說“多用途”，是因?yàn)檫@兩對控制面除了傳統(tǒng)襟副其的功能外，還兼有減速板和阻力方向舵的作甩當(dāng)內(nèi)側(cè)襟副翼同時(shí)下偏，外側(cè)襟副冀同時(shí)上偏，在保證機(jī)翼不產(chǎn)生額外升力增量的同時(shí)，產(chǎn)生對稱氣動(dòng)阻力，起到減速板的作用；當(dāng)只有一側(cè)襟副翼采用上／下偏時(shí)，則產(chǎn)生小對稱阻力，起到阻力方向舵的作用——這肯定是從B一2的設(shè)計(jì)繼承發(fā)展而來的。這種設(shè)計(jì)相當(dāng)新穎，有效地減輕了重量，但飛控系統(tǒng)的復(fù)雜性和研制風(fēng)險(xiǎn)則不可避免地增大了。

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