洛克希德的设计从 A-4 一直进化到 A-11 构型。其中的 A-4~A-6 构型是小型自主发射飞机，具有翼身融合的外形特征，垂尾安装在机翼上，可被机翼遮蔽。满载燃油后这些构型中重量最大的为 28,580 千克。这三种构型尝试了包括涡喷、冲压发动机、火箭发动机在内的多种推进形式，但没有一种能满足 3,700 千米任务半径要求，结果洛克希德得出了性能和低雷达截面积不可兼得的结论 接下来 A-7~A-9 三种构型是侧重于性能而牺牲雷达截面积的更小型设计（总重 20,000 千克）。这些构型安装一台 J58 涡喷和两台 XPJ-59 冲压发动机，但还是没有一种能满足航程要求。
接下来 A-7~A-9 三种构型是侧重于性能而牺牲雷达截面积的更小型设计（总重 20,000 千克）。这些构型安装一台 J58 涡喷和两台 XPJ-59 冲压发动机，但还是没有一种能满足航程要求
A-10~A-11 构型是侧重性能牺牲雷达截面积的较大型设计。洛克希德向兰德专家组提交了细化的 A-11 构型供审核，该机能自行起飞，起飞总重超过 41,730 千克，其中 25,100 千克是燃油，依靠两台带加力燃烧室的 J58 涡喷发动机达到 3.2 马赫的巡航速度。该机航程 7,400 千米，机长 35.66 米，机高 6.40 米，翼展 17.37 米。
A-10~A-11 构型是侧重性能牺牲雷达截面积的较大型设计。洛克希德向兰德专家组提交了细化的 A-11 构型供审核，该机的起飞总重超过 41,730 千克，其中 25,100 千克是燃油，依靠两台带加力燃烧室的 J58 涡喷发动机达到 3.2 马赫的巡航速度。该机航程 7,400 千米，机长 35.66 米，机高 6.40 米，翼展 17.37 米回到绘图板
康维尔向美国空军推销 B-58B 失败，这也意味着“鱼”的载机夭折在绘图板上。此外“鱼”还遭遇其他挫折，虽然兰德专家组倾向于小尺寸和低雷达截面积设计，但 CIA 却担心单级设计带来的操作复杂性问题。洛克希德独立进行的寄生机研究加重了 CIA 的担忧，因为洛克希德对冲压发动机的可靠性提出了质疑。此外寄生机挂载在 B-58 上时还存在离地间隙过小，寄生飞行时飞行员无法弹射救生的问题。
CIA 最后要求两家公司进行重新设计。这对于洛克希德来说，挑战在于降低雷达截面积。对于康维尔来说，挑战就是从零开始进行全新的设计——一种能满足任务要求的自主发射飞机，而这最终导致了洛克希德 A-12 和康维尔“石首鱼”（Kingfish）的出现。
第三部分：“石首鱼” 50 年代末冷战的紧张局势在世界范围内加剧，美国增加了对苏联军事活动情报的需求。由此产生的紧迫感使 CIA 要求采用更为常规和实用的方法来实施 U-2 后继机的设计。情报局倾向于发展涡喷发动机而不是欠成熟和不完善的冲压发动机，还倾向于常规起降方式而不是高风险和低可靠性的寄生发射方式。
CIA 把最终要求发布给康维尔和洛克希德，他们是该高度机密合同仅有的两个竞争承包商。CIA 列出了三个设计规定：飞机只能采用喷气式发动机为动力，总重约为 45,360 千克，无需载机可自行起飞。在很大程度上 CIA 的要求就是针对洛克希德 A-11 定制的，但还需要减小雷达截面积。
CIA 的两条设计规定直接排除了康维尔的“鱼”方案，因为“鱼”依赖冲压发动机达到4马赫的巡航速度，并依赖 B-58 载机达到冲压发动机的点火速度。所以康维尔可能要花上几个月的时间从零开始进行全新的设计。
洛克希德 A-11 满足所有三个设计规定，该构型安装两台 J58 涡喷发动机，总重约 41,730 千克，并且能依靠自身动力起飞。洛克希德只需花较少时间进行细化设计。
洛克希德 A-11 满足所有三个设计规定，该构型安装两台 J58 涡喷发动机，总重约 41,730 千克，并且能依靠自身动力起飞。洛克希德只需花较少时间进行细化设计 CIA 评估两家公司竞争设计的标准被分成四个部分：分析与设计、模型和组件、材料研究、子系统。分析与设计用于评估构型是否能满足电子效应及性能的要求（即雷达截面积），是否能满足高空高速侦察平台所需的巡航速度、航程、及其他性能要求。
模型和组件用于评估研究罗杰斯效应的小比例电子信号模型，罗杰斯效应是综合速度、高速、雷达截面积方面参数来研究飞机隐身性能的概念。材料研究用于评估构型设计所需的材料需求。子系统用于评估诸如电气、燃油、液压这类的子系统需求。
但 CIA 只给两家公司两个多月的时间来提交最终方案。
康维尔工程师广泛借鉴了“鱼”的设计特点来完成最初的“石首鱼”构型，但在最终方案的插图中很难看出遗传自“鱼”的特点
“石首鱼”的进化
康维尔工程师广泛借鉴了“鱼”的设计特点来完成最初的“石首鱼”构型，但在最终方案的插图中很难看出遗传自“鱼”的特点。康维尔最初 238 构型被称为“低置石首鱼”，该机沿用了“鱼”的机翼外形和机腹进气口，主要的不同之处集中在降低雷达截面积上。康维尔制造了一个 1/8 模型在测试场对该构型的雷达截面积进行了测量。
康维尔工程师广泛借鉴了“鱼”的设计特点来完成最初的“石首鱼”构型康维尔最初 238 构型被称为“低置石首鱼”，该机沿用了“鱼”的机翼外形和机腹进气口，主要的不同之处集中在降低雷达截面积上。康维尔制造了一个 1/8 模型在测试场对该构型的雷达截面积进行了测量 与“低置石首鱼”同时进行的还有另外3种不同进气布局的构型。其中“银白鱼”把进气口移到机翼上方，稍稍向上弯曲并向后上方斜切。“鲱鱼”的进气口也在机翼上方，但稍向两侧弯曲并向外侧斜切。“高置石首鱼”干脆把进气口挪到机背。但这四种进气口布局都存在雷达截面积、设计和空气动力学方面的问题，其中“银白鱼”和“鲱鱼”是最有希望的两种构型，最终“石首鱼”构型的进气口设计就采用了“银白鱼”和“鲱鱼”的混合方案。
与“低位石首鱼”同时进行的还有另外3种不同进气布局的构型。其中“银白鱼”把进气口移到机翼上方，稍稍向上弯曲并向后上方斜切“鲱鱼”的进气口也在机翼上方，但稍向两侧弯曲并向外侧斜切“高置石首鱼”干脆把进气口挪到机背。但这四种进气口布局都存在雷达截面积、设计和空气动力学方面的问题，其中“银白鱼”和“鲱鱼”是最有希望的两种构型，最终“石首鱼”构型的进气口设计就采用了“银白鱼”和“鲱鱼”的混合方案
康维尔制造了一个 7/10“石首鱼”最终构型的精细模型用于最终雷达截面积测试。之所以选择这个比例是因为 7/10 模型大小几乎与全尺寸的“鱼”模型相同，与重新制造新的全尺寸模型相比，改装“鱼”模型的速度要快的多，且更加经济。该模型在内华达州印第安泉附近的一处雷达测试场进行了测试。
康维尔制作了一些“石首鱼”早期构型的模型，图中是 249 构型251 构型模型康维尔制造了一个 7/10“石首鱼”最终构型的精细模型用于最终雷达截面积测试。之所以选择这个比例是因为 7/10 的“石首鱼”模型大小几乎与全尺寸的“鱼”模型相同，与重新制造新的全尺寸模型相比，改装“鱼”模型的速度要快的多，且更加经济。该模型在内华达州印第安泉附近的一处雷达测试场进行了测试
最终设计
最终构型的“石首鱼”为单座设计，全三角翼前缘高度后掠且轻微弯曲，双垂尾安装在机翼上方，根部没有超过机翼后缘。该机总重 46,810 千克，载油量 28,460 千克，干重 18,350 千克，机长 22.43 米，机高 5.59 米，翼展 18.29 米，翼面积 168.62 平方米。
最终构型的“石首鱼”为单座设计，全三角翼前缘高度后掠且轻微弯曲，双垂尾安装在机翼上方，根部没有超过机翼后缘 “石首鱼”的机翼前后缘有一圈锯齿状钢板，之间嵌有预浸石墨的耐高温陶瓷板以降低雷达反射。半硬壳结构机身由隔框、纵梁和钢制蜂窝夹芯蒙皮构成，制造材料与 B-58 大致相同。因为机翼前缘将暴露在 427 度的高温环境中，所以采用了与“鱼”类似耐热结构，固定在锯齿状钢板件的三角形耐高温陶瓷板的底边形成了前缘。
“石首鱼”的机翼前后缘有一圈锯齿状钢板，之间嵌有预浸石墨的耐高温陶瓷板以降低雷达反射 “石首鱼”机身两侧安装两台普惠 JT11 加力涡喷发动机，B-58 式样的加压座舱兼逃生舱无需飞行员身着压力服，该机机鼻上方安装有可收放空中加油探杆，起落架为传统的前三点式布局。
“石首鱼”机身两侧安装两台普惠 JT11 加力涡喷发动机，B-58 式样的加压座舱兼逃生舱无需飞行员身着压力服，该机机鼻上方安装有可收放空中加油探杆，起落架为传统的前三点式布局
性能和标准任务剖面
“石首鱼”的设计巡航速度和巡航高度分别是 3.2 马赫和 25,900 米，最大飞行高度 29,960 米。该机的任务剖面被分为三个部分：初始段、战术段和结束段，在开始战术段前，飞机先要接受 KC-135 的空中加油。
初始段始于“石首鱼”从美国本土基地的起飞，起飞速度 256 千米/时，该机需要飞行近 370 公里进行爬升并加速到 3.2 马赫。在 22,550 米高空“石首鱼”保持 3.2 马赫的速度以获得最大航程。在距离第一个空中加油汇合点 590 千米处，飞行员将操纵发动机怠速运转使飞机下降到 10,670 米高度并减速至 0.8 马赫。任务剖面为第一次空中加油规定的时间是 45 分钟。
在 CIA 的要求中规定高空高速侦察平台在战术段中先以 25,900 米飞行，然后爬升至最大飞行高度飞行，战术段总航程 7,400 千米。为了满足这一要求，“石首鱼”的飞行员完成第一次空中加油后先爬升至 25,900 米并在此高度飞行 1,500 千米，然后爬升至 26,730 米飞行，在目标上空进行两个 90 度转弯以收集情报，最后飞向第二个空中加油汇合点。
在距离第二个空中加油汇合点 590 千米处，飞行员再一次使发动机怠速运转，以下降到 10,670 米高度并减速至 0.8 马赫，进行第二次空中加油。
完成加油后“石首鱼”加速至 3.2 马赫并爬升到 22,550 米开始结束段的飞行，飞机在此高度巡航以达到最大航程。距降落基地 695 千米远处“石首鱼”再次下降到 10,670 米并减速至 0.8 马赫准备降落。任务剖面预留给此高度的返航时间为 30 分钟，该机的降落速度 180 千米/时，接地时仅余能在海平面飞行 15 分钟的燃油。
康维尔的最终构型报告也涉及单发故障时的紧急情况处理，在这种情况下另一侧正常发动机的推力将提高到最大推力的 108%。如果在战术段中点单发失效后，该机还能继续巡航 2,500 千米。
康维尔还研究了飞行高度和储备燃油对航程的影响。飞行高度增加到 29,500 米，战术段航程将减少 530 千米。与此相反的是，最大高度降低到 26,550 米，战术段航程会增加 350 千米（战术段总航程达到 7,750 千米）。在最大高度飞行时（29,960 米），“石首鱼”的战术段总航程会降低至 6,110 千米。
康维尔还研究了飞行高度和储备燃油对航程的影响。飞行高度增加到 29,500 米，战术段航程将减少 530 千米。与此相反的是，最大高度降低到 26,550 米，战术段航程会增加 350 千米（战术段总航程达到 7,750 千米）。在最大高度飞行时（29,960 米），“石首鱼”的战术段总航程会降低至 6,110 千米洛克希德 A-11 向 A-12 的进化
在康维尔工程师埋头苦干加快“石首鱼”进度时，洛克希德设计师却把精力集中在“大天使”的细化设计上，使 A-11 进化到 A-12 构型。工作的主要重点是降低雷达截面积，但代价是降低了最大巡航高度。
在康维尔工程师埋头苦干加快“石首鱼”进度时，洛克希德设计师却把精力集中在“大天使”的细化设计上，使 A-11 进化到 A-12 构型。工作的主要重点是降低雷达截面积，但代价是降低了最大巡航高度 洛克希德使用双垂尾取代了单垂尾，安装在两个发动机舱顶部。垂尾内倾 15 度以减小对侧面入射雷达波的反射。出于同样原因，在机身两侧增加了被称为“里脊肉”的倾斜表面形成翼身融合外形，并且在“里脊肉”和机翼边缘安装有具有吸波效果的锯齿边缘。
洛克希德使用双垂尾取代了单垂尾，安装在两个发动机舱顶部。垂尾内倾 15 度以减小对侧面入射雷达波的反射。出于同样原因，在机身两侧增加了被称为“里脊肉”的倾斜表面形成翼身融合外形，并且在“里脊肉”和机翼边缘安装有具有吸波效果的锯齿边缘A-12 的空重增加了 22%，达到 19,800 千克。A-12 可装载 29,300 千克的燃油，起飞总重 49,100 千克 为此该机的空重增加了 22%，达到 19,800 千克。A-12 可装载 29,300 千克的燃油，起飞总重 49,100 千克。A-12 的发动机舱采用轴对称圆形进气口，而不是 A-11 的矩形或二维进气口。轴对称进气口可降低雷达截面积（消除了折角的强反射），并更容易融入机翼设计，用于调节进气量的进气锥也阻止了雷达波直接照射到发动机正面。为了减重 A-12 主要使用钛合金制造。
A-12 的发动机舱采用轴对称圆形进气口，而不是 A-11 的矩形或二维进气口。轴对称进气口可降低雷达截面积（消除了折角的强反射），并更容易融入机翼设计，用于调节进气量的进气锥也阻止了雷达波直接照射到发动机正面。为了减重 A-12 主要使用钛合金制造
洛克希德的胜利
1959 年 8 月 20 日康维尔和洛克希德提交了各自的方案。尽管“石首鱼”具有更好的性能和更小的雷达截面积，但 A-12 的成本更低并有更远的作战航程。8 月 29 日洛克希德赢得竞标，但附带了一项条件——必须能证明 A-12 减小雷达截面积的措施有效。1960 年 1 月中旬前洛克希德完成了证明，1960 年 2 月 11 日 CIA 授予洛克希德 12 架 A-12 飞机的合同，1962 年 4 月 25 日首架 A-12 进行了非正式首飞，试飞员是洛克希德的路•夏尔克。夏尔克在 4 月 26 日还进行了一次收起起落架的试飞，4 月 30 日在政府代表面前进行了正式首飞。
1959 年 8 月 29 日洛克希德赢得竞标，但附带了一项条件——必须能证明 A-12 减小雷达截面积的措施有效。1960 年 1 月中旬前洛克希德完成了证明1960 年 2 月 11 日 CIA 授予洛克希德 12 架 A-12 飞机的合同1962 年 4 月 25 日首架 A-12 进行了非正式首飞，试飞员是洛克希德的路•夏尔克。夏尔克在 4 月 26 日还进行了一次收起起落架的试飞，4 月 30 日在政府代表面前进行了正式首飞 1960 年 2 月在完成了对二维尾喷管一些附加研究和测试后，康维尔结束了在该项目上的努力。1960 年 10 月该公司提交了关于“石首鱼”的最终报告。3 年后，康维尔在“鱼”的基础上开始了 A-12 后继机的研究。这些设计包括一系列作战速度最高达 9 马赫的寄生和自主发射飞机，也是本文的最后一个部分的内容。
第四部分：“鱼”的回归 1959 年 8 月 CIA 选择洛克希德 A-12 作为 U-2 侦察机的高空高速后继机后，康维尔仓促然终止了“石首鱼”的设计工作。与“石首鱼”相关的结构测试部件、工装、原料被悉数销毁并作为废料出售，该项目的工程师也被重新分配工作，项目文档被粉碎。1960 年 2 月 CIA 正式通知康维尔停止“热忱”计划的工作——U-2“蛟龙夫人”后继机项目的代号。1963 年 1 月该公司收到了相关工作的最后报酬。
1960 年 2 月 CIA 正式通知康维尔停止“热忱”计划的工作——U-2“蛟龙夫人”后继机项目的代号。1963 年 1 月该公司收到了相关工作的最后报酬。但仅仅在 10 个月之后，康维尔应 CIA 要求启动了 A-12 后继机的研究，这次使用了“鱼”作为设计起点 但仅仅在 10 个月之后，康维尔应 CIA 要求启动了 A-12 后继机的研究，这次使用了“鱼”作为设计起点。
兰迪•肯特率领一个 15 名工程师的团队开始了研究工作。“我们是一个优秀的团队，”肯特在大约 15 年后回忆道。“我们被分入一个保密区，在此进行潜心研究。这项工作对公司来说非常重要，当时我们手头只有很少的新机项目，再不生产新飞机就要歇业了。”
A-12 后继机项目的工作最初被分到一个内部结算代号——540 号工作订单。初步研究工作从 1963 年 11 月持续到 1964 年 6 月，可分为四个阶段，每阶段为期两个月的。
第一阶段：放大的 234 构型
“鱼”的 234 构型成为第一阶段研究的起点，该构型在本文的第二部分有介绍，设计完成于 1959 年。234 构型长 14.33 米，垂尾部高 3.05 米，翼展 11.28 米，翼面积 66.33 平方米，总重 17,380 千克。该机安装两台马夸特 MA24E 冲压发动机，最大速度 4 马赫，航程 7,200 千米。
“鱼”的 234 构型成为第一阶段研究的起点，该构型在本文的第二部分有介绍，设计完成于 1959 年。234 构型长 14.33 米，垂尾部高 3.05 米，翼展 11.28 米，翼面积 66.33 平方米，总重 17,380 千克。该机安装两台马夸特 MA24E 冲压发动机，最大速度 4 马赫，航程 7,200 千米 A-12 后继机研究的最初阶段还是集中在与一种 B-58 加长型匹配的寄生方案上，这种 B-58 的垂尾更大，增高加固了起落架，同时机身加长了 1.52 米。从这种 B-58 上发射的“鱼”作战半径为 4,260 千米。
康维尔考虑了超音速空中加油、可变后掠翼、以及涡扇冲压发动机等新技术，最终推出了 4 种新构型。
第一种是 234A 构型，为超音速空中加油进行了优化。该机总重 18,980 千克，区内航程 4,900 千米，区后航程 3,500 千米（在该机的设计中引入了区间概念，总航程被分为区内段和区后段，区内航程是指该机以最大作战高度和速度持续飞行的距离，即以 4 马赫速度在 27,430 米高空飞行的航程）。由于超音速空中加油存在若干空气动力学问题，所以该构型最后被放弃。
234A 构型为超音速空中加油进行了优化。该机总重 18,980 千克，区内航程 4,900 千米，区后航程 3,500 千米（在该机的设计中引入了区间概念，总航程被分为区内段和区后段，区内航程是指该机以最大作战高度和速度持续飞行的距离，即以 4 马赫速度在 27,430 米高空飞行的航程）。由于超音速空中加油存在若干空气动力学问题，所以该构型最后被放弃
234B 构型去掉了超音速空中加油能力，该机总重 19,400 千克，区内航程 6,950 千米，区后航程 3,700 千米。
234B 构型去掉了超音速空中加油能力，该机总重 19,400 千克，区内航程 6,950 千米，区后航程 3,700 千米。234 构型在座舱后的机身内部安装了两台涡喷发动机，降落时可伸出机身以提供动力。而 234B 改为座舱后的支架上安装 3 台涡喷发动机，降落时支架抬起把发动机伸出机身外。该构型更为实际并进入下一阶段发展 234 构型在座舱后的机身内部安装了两台涡喷发动机，降落时可伸出机身以提供动力。而 234B 改为座舱后的支架上安装 3 台涡喷发动机，降落时支架抬起把发动机伸出机身外。该构型更为实际并进入下一阶段发展。
VSF-1 构型具有可变后掠翼。可变后掠翼在飞行中可改变机翼的平面形状和空气动力学特性，但是在 A-12 后继机方案中加入可变后掠翼需要在有限的时间里完成大量的工作。无独有偶，1960 年美国空军的 TFX 项目要求采用可变后掠翼设计，1962 年通用动力赢得竞标，并生产出世界上第一种可变后掠翼的生产型飞机——F-111。
VSF-1 总重 19,870 千克，区内航程 6,430 千米，区后航程 5,150 千米，机翼变化角度约 15 度。与 234 构型一样，VSF 已安装了两台用于超音速飞行的冲压发动机和两台用于亚音速飞行的涡喷发动机，涡喷发动机的布局与 234B 类似，在超音速飞行时收入机身内 VSF-1 总重 19,870 千克，区内航程 6,430 千米，区后航程 5,150 千米，机翼变化角度约 15 度。与 234 构型一样，VSF 已安装了两台用于超音速飞行的冲压发动机和两台用于亚音速飞行的涡喷发动机，涡喷发动机的布局与 234B 类似，在超音速飞行时收入机身内。
一开始可变后掠翼设计没有被考虑进后续研究阶段，因为该机机翼转轴厚度超出了 B-58 载机的空气动力学和空间限制。但后来康维尔改变了决定。
FWF-2 构型引入了两台涡扇冲压发动机，这变循环发动机有涡喷和冲压两种工作模式，可取消之前构型的内置涡喷发动机，结果该机的航程有所增加。FWF-2 的总重 22,080 千克，区内航程 7,200 千米，区后航程 4,800 千米，该构型获得了晋级。
FWF-2 构型引入了两台涡扇冲压发动机，这变循环发动机有涡喷和冲压两种工作模式，可取消之前构型的内置涡喷发动机，结果该机的航程有所增加。FWF-2 的总重 22,080 千克，区内航程 7,200 千米，区后航程 4,800 千米，该构型获得了晋级 第一阶段还包括了一些探索性研究。首先是 234A 构型的超音速空中加油概念，还有燃油气动加热的问题，此外还研究了两种寄生拖曳的概念，以及一种以丙烷（液化石油气）为燃料的 6 马赫概念。后者编号 HV-1，这种燃气的高超音速寄生飞机也被列入了下一阶段的研究清单中。
康维尔在第一阶段中还研究了以丙烷（液化石油气）为燃料的 6 马赫概念。后者编号 HV-1，这种燃气的高超音速寄生飞机也被列入了下一阶段的研究清单中