1990年6月22日，YF-23A原型機(jī)PAV-1“灰色幽靈”在愛德華茲空軍基地進(jìn)行公開展示，立刻以其前衛(wèi)的氣動(dòng)外形吸引了眾多目光。
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　　尾翼 V形尾翼設(shè)計(jì)并非諾斯羅普首創(chuàng)。1956年法國C.M.175教練機(jī)就采用了V形尾翼。洛克希德的F一117A也是如此(不過比較特殊，只提供方向控制)。但在強(qiáng)調(diào)機(jī)動(dòng)性的未來戰(zhàn)機(jī)上采用V形尾翼設(shè)計(jì)，YF-23A是第一個(gè)。

　　YF一23A的v形尾翼設(shè)計(jì)相當(dāng)獨(dú)特。為了保證4波瓣雷達(dá)反射特性，平尾前后緣在水平面內(nèi)的投影分別和機(jī)翼前后緣平行。這使得該機(jī)尾翼看起來相當(dāng)巨大?？紤]到大部分雷達(dá)反射發(fā)生在與水平面成±30度的范圍內(nèi)，YF一23A采用了將尾翼外傾40度的設(shè)計(jì)，以確保雷達(dá)波不會(huì)被反射回接收機(jī)，但相應(yīng)的尾翼效率也降低了。相比之下，YF一22A采用91、傾27度的設(shè)計(jì)，處F隱身設(shè)計(jì)的邊緣，屬于隱身和機(jī)動(dòng)綜合權(quán)衡的結(jié)果。按照公開的說法，YF一23A出于大迎角機(jī)動(dòng)性的要求，其尾翼采用寬間距布置，完全避開了邊條和機(jī)翼內(nèi)側(cè)渦流，因此改善了劇烈機(jī)動(dòng)狀態(tài)下俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航控制。

　　就隱身而言，YF-23A的尾翼設(shè)計(jì)顯然是成功的，但其氣動(dòng)效率卻不免令人擔(dān)、心。偏航、俯仰、滾轉(zhuǎn)，二軸控制全部包攬。一物多用固然好，但重要卻往往被人忽略的一點(diǎn)是：尾翼的總控制能力是有限的，某個(gè)軸占用較多的控制能力，必然會(huì)削弱其它軸的控制能力。當(dāng)飛機(jī)陷于比較復(fù)雜的狀態(tài)時(shí)，YF-23A的尾翼未必能兼顧。看看后來F一22的過失速試飛情況就知道了，操縱面的控制負(fù)荷是相當(dāng)重的，而且還要加上推力矢量控制才行。當(dāng)然，換個(gè)角度想，可能諾斯羅普壓根兒就沒有考慮超火迎角飛行的控制問題。能夠保證大迎角范圍內(nèi)不出現(xiàn)氣動(dòng)發(fā)散的情況(諾斯羅普稱，風(fēng)洞數(shù)據(jù)顯示YF-23A可以在所有迎角范圍內(nèi)穩(wěn)定飛行，但YF一23A的試飛迎角最終也沒有超過25度)，是諾斯羅普在這方面所作的極限了。畢竟機(jī)動(dòng)性并小是YF-23A的第一優(yōu)先目標(biāo)，過失速機(jī)動(dòng)性就更不用說了。

　　飛控系統(tǒng)和推力矢量控制 隨控布局經(jīng)過長期驗(yàn)證在ATF設(shè)計(jì)階段已經(jīng)相當(dāng)成熟。YF一23A應(yīng)用隨控布局技術(shù)、為此采用電傳飛控系統(tǒng)并不令人意外。不過由于最終競爭失敗，外界對(duì)該機(jī)的飛控系統(tǒng)細(xì)節(jié)了解極少。 前面已經(jīng)提到，YF一23A在設(shè)計(jì)上具有鮮明的“一物多用”的特色。由于減少了操縱面和相應(yīng)的控制機(jī)構(gòu)，有助于飛機(jī)減輕重量和減小阻力，對(duì)于改善飛機(jī)隱身特性也是相當(dāng)有利的。但除了操縱面負(fù)荷問題外，這種設(shè)計(jì)必然面臨的一個(gè)考驗(yàn)就是飛控系統(tǒng)的復(fù)雜化。固然，在已經(jīng)成功的B一2上也可以見到類似的設(shè)計(jì)，不過必須看到的是，對(duì)于不需要進(jìn)行復(fù)雜機(jī)動(dòng)的轟炸機(jī)而占，這種一物多用的設(shè)計(jì)問題不大；然而戰(zhàn)斗機(jī)即使在常規(guī)條件下的機(jī)動(dòng)，其操縱面的偏轉(zhuǎn)控制也是相當(dāng)復(fù)雜的，一物多用的設(shè)計(jì)必然會(huì)加大飛控系統(tǒng)的復(fù)雜程度和研制風(fēng)險(xiǎn)。如果還要考慮超常規(guī)飛行的話，飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度可想而知。飛控軟件的編制是飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)難點(diǎn)之一。自電傳飛控系統(tǒng)實(shí)用化以來，大多數(shù)一流戰(zhàn)機(jī)都在這上面栽過跟頭。1992年4月25日，YF一22A因?yàn)轱w控軟件問題造成“飛行員誘發(fā)振蕩”，撞地?fù)p毀。后來F一22試飛階段還不斷對(duì)飛控軟件進(jìn)行改進(jìn)升級(jí)。連基本按照常規(guī)設(shè)計(jì)的YF一22A飛控系統(tǒng)都有這么多麻煩，非常規(guī)設(shè)計(jì)的YF一23A飛控系統(tǒng)就更難說。在對(duì)設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)的判斷上，美國空軍還是比較準(zhǔn)確的。

　　如果YF一23A采用了推力矢量控制系統(tǒng)，一物多用帶來的控制面負(fù)荷問題町能會(huì)得到緩解，對(duì)改善機(jī)動(dòng)性和敏捷性也有好處。但諾斯羅普最終放棄了推力矢量，以確保其首要目標(biāo)——隱身能力。因?yàn)槿缫獞?yīng)用推力矢量控制技術(shù)，就必須更改后機(jī)身設(shè)計(jì)，不僅增大了飛機(jī)重量，也導(dǎo)致飛機(jī)雷達(dá)反射截面積(主要是后向)增大和紅外隱身能力下降——因?yàn)楸仨毴∠莻€(gè)溝槽式尾噴口設(shè)計(jì)。這并不符合諾斯羅普的設(shè)計(jì)思想。

　　進(jìn)／排氣系統(tǒng) 進(jìn)氣道和

發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)壓氣機(jī)是噴氣機(jī)前方雷達(dá)反射截面積的主要來源，設(shè)計(jì)稍有不慎即可導(dǎo)致為隱身所作的努力全數(shù)付諸東流。通常在中、高空飛行的飛機(jī)，如F-117、B-2，其主要威脅來自下方，因此可將進(jìn)氣道和噴管置于機(jī)體上表面，以機(jī)身遮擋主要雷達(dá)反射特征。但對(duì)于制空戰(zhàn)斗機(jī)而言，這一威脅定律顯然不適用。如果住所有方向上的威脅具有同等可能性，在這種情況下依據(jù)什么原則來設(shè)計(jì)飛機(jī)呢?并沒有一個(gè)人人滿意的答案。從YF一23A的設(shè)計(jì)來看，在沒有適用的隱身規(guī)則的情況下，其進(jìn)氣道設(shè)計(jì)選擇了遵循機(jī)動(dòng)性和進(jìn)氣要求。

　　發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道是一個(gè)空腔結(jié)構(gòu)，本身就是良好的雷達(dá)波反射體。而發(fā)動(dòng)機(jī)一級(jí)壓氣機(jī)高速旋轉(zhuǎn)的葉片不僅是強(qiáng)反射源，其反射波頻譜甚至足以成為飛機(jī)型號(hào)的識(shí)別特征。要解決隱身問題，就必須首先解決這兩個(gè)麻煩。解決途徑之一是遮擋。F-111、幻影那種三元進(jìn)氣道，其激波錐可以在一定程度上遮蔽進(jìn)氣道內(nèi)部和壓氣機(jī)的反射波，但問題是激波錐本身就是一個(gè)強(qiáng)雷達(dá)散射源。另一個(gè)也是更常采用的途徑是S形進(jìn)氣道，并在進(jìn)氣道內(nèi)敷設(shè)吸波材料。不過S形進(jìn)氣道并不是想象中那么簡單，設(shè)計(jì)不當(dāng)可能導(dǎo)致嚴(yán)重的總壓損失。沒有大量的驗(yàn)證，設(shè)計(jì)時(shí)少不了要吃苦頭的。

　　YF-23A的進(jìn)氣口位于機(jī)翼下方靠近前緣的位置，類似蘇一27的設(shè)計(jì)，這顯然是處于大迎角條件下進(jìn)氣要求的考慮。其橫截面為梯形，除了垂直面上的斜切結(jié)構(gòu)外，在水下面上也略有斜切，可以起到改善大迎角和側(cè)滑條件下進(jìn)氣效率的作用。在進(jìn)氣口前方，設(shè)計(jì)有多孔式附面層吸除裝置(機(jī)翼下表面未噴漆區(qū)域)，并經(jīng)機(jī)翼上表面排出一一由于進(jìn)氣口靠近機(jī)翼前緣，附面層厚度不大，因此不需要采用大型的附面層隔道，有助于減小雷達(dá)反射特征。在發(fā)動(dòng)機(jī)艙卜表面還設(shè)計(jì)有輔助進(jìn)氣門(位于附面層排放狹縫旁邊的帶鋸齒后緣的梯形板)，用于在起降和低速狀態(tài)下滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣需要。根據(jù)隱身原則，進(jìn)氣道自進(jìn)氣口開始向內(nèi)、向上彎曲，從正前方根本不可能看到壓氣機(jī)葉片，可獲得較好隱身效果。此外，YF-23A采用了固定式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)，以避免可調(diào)式進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)斜板之間的縫隙和臺(tái)階產(chǎn)生的雷達(dá)反射。壓縮斜板為二波系設(shè)計(jì)，并按照YF-23A的預(yù)計(jì)巡航速度作了優(yōu)化。

　　YF-23A的發(fā)動(dòng)機(jī)噴口設(shè)計(jì)帶有明顯的B-2風(fēng)格。溝槽狀噴口位于V形尾翼之間扁平的“海貍尾巴”上，以耐熱材料作為襯墊。噴口頂端鉸接一塊無邊形調(diào)節(jié)板，用于調(diào)節(jié)噴口大小。在海貍尾巴、V形尾翼、溝槽側(cè)壁的屏蔽下，來自燃燒室的熱噴流在溝槽段與冷空氣混合降溫(二元矩形噴口使得噴流更容易與周圍空氣混合)，然后再排出機(jī)外，紅外特征較之常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)明顯降低。除了隱身作用外，筆者推測，YF-23A的噴口設(shè)計(jì)可能還具有引射增升的作用，V形尾翼則起到了類似端板、增強(qiáng)增升效應(yīng)的作用。不過這一推測沒有獲得資料證實(shí)。

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