话说YF-23
原作者：Armstrong来自空翼
虽然诺斯罗普/麦道公司的YF-23在先进战术战斗机（ATF）竞争中落败，但这种外形优美的战斗机原型机至今仍被航空迷津津乐道。
ATF项目的起源
先进战术战斗机（ATF）项目最早是由里根政府提出的，用于取代在美国空军中服役的麦道F-15“鹰”式战斗机。当时人们预计ATF将在20世纪90年代末开始服役，成为美国空军进入21世纪的主力战斗机。
其实美国空军在此之前已经开始未来战斗机的研究了，在F-15、F-16和A-10服役前的1969-70年，战术空军司令部资助了一项被称为TAC-85的研究，探索这三种飞机的后继机会是什么样子。研究结果导致战术空军司令部在1971年颁布了一个叫做先进战术战斗机（ATF）的作战概念，但在当时ATF的概念相当模糊，美国空军在70年代初只进行了一些小规模的研究。1975年初，美国空军系统司令部制定了一个在1977年至1981年间制造两种ATF原型机的计划，但因挤不出资金而作罢。
到1976年，ATF研究已经开始考虑在设计中融入隐身技术，此外不开加力的超音速巡航能力也被认为很重要。美国空军在1978年定义了两个独立项目，一个被称为增强型战术战斗机（ETF），另一个被称作先进战术攻击系统（ATAS）。增强型战术战斗机是一个短期项目，先进战术攻击系统则是一个长期项目，致力于新武器和其他先进技术的发展。这两个项目在一开始都把任务重点放在对地攻击上，这是因为美国空军认为F-15和F-16已足以压制当时的苏联战斗机。但当新一代苏联战斗机米格-29、苏-27和米格-31出现后，美国空军重新评估了作战需求，考虑同时发展空空和空地先进战斗机。增强型战术战斗机项目在1980年4月被搁置，先进战术攻击系统则演变成ATF项目。ATF将同时纳入空空和空地任务，美国空军希望能让同一架飞机来执行这两种任务，此外还探讨了在设计中增加短距起降能力的可行性。
1981年6月，美国空军向9家公司发布了ATF项目的第一份信息征求书（RFI），分别是波音、费尔柴尔德、通用动力、格鲁曼、洛克希德、麦道、诺思罗普、罗克韦尔、沃特。空军在信息征求书阐述了自己对新飞机的要求，有7家公司做了回应。1982年10月，美国空军消化完各公司的回应，决定把超音速巡航能力作为ATF的重要要求之一。
北约指挥官一直对欧战爆发后部署在前进基地的战斗机和攻击机的生存能力表示悲观，争夺欧洲中部制空权的战斗最后很可能要靠部署在比荷卢三国或英国的战斗机进行。在这种情况下，战斗机不开加力进行超音速飞行的能力显得至关重要，这能使飞机在敌对领土上空持续超音速飞行，缩短暴露在敌防空系统面前的时间。此外，短距起飞和降落（STOL）能力也很重要，这能使战斗机更容易地从遭受破坏的机场起降。空军还认为ATF的航程应该比F-15大，能从更遥远更安全的基地起飞奔赴战区。此外，美国空军还试图在ATF项目中扭转新战斗机研发成本和复杂性快速增长的不良趋势，对飞机的尺寸和重量做出限制，并强烈建议厂商采用能降低新战斗机采购和支持成本的新技术。一个月后，美国空军又发布了ATF配套发动机的信息征求书。
为了能让战斗机从被轰炸的机场起飞，美国空军设想了各种奇怪的方案
ATF的空地任务在20世纪80年代初开始变得不那么重要，因为美国空军认为研制中的F-117A隐身战机应该能穿透华沙条约组织的防空系统，同时F-111到90年代仍能保证其作战有效性。此外，通用动力公司和麦道公司也演示了F-15和F-16战斗机能成功变成战斗轰炸机，这一切都意味着让ATF执行纯空优任务是可行的。美国空军在1983年中期把ATF重新调整成以空空任务为主的战斗机，并确定该机是F-15的后继机，要求ATF不仅能进行无加力的超音速飞行，航程也要比F-15大，还要具有矢量和反推喷管来提高短距起降性能，ATF将使用与F-15类似的武器。
1982年10月，美国主要战斗机制造商和美国空军的代表齐聚加州阿纳海姆讨论ATF项目。他们一起确定了ATF必须能够超音速巡航性能、具有600-800海里（1110-1480千米）作战半径，能在610米长的跑道上起降，执行空空任务时正常起飞重量不超过27200千克，对地任务正常起飞重量不超过36300千克。美国空军在1982年末发布了ATF项目的方案征求书（RFP），标志着项目进入概念定义研究阶段。当时人们希望ATF能在90年代中期服役。
通用动力公司和麦道公司也演示了F-15和F-16战斗机能成功变成战斗轰炸机，这一切都意味着让ATF执行纯空优任务是可行的
概念定义研究
1983年5月，美国空军发布了概念定义研究阶段最终方案征求书。ATF在当时仍属非机密的“白色”项目，很多项目官员并未意识到该机将使用一些正在研制中的“黑色”隐身技术。当他们意识到这点后修订了ATF的方案征求书，增加了应用隐身技术的要求。
1983年9月，所有回应方案征求书的公司都获得了一份概念定义合同，其中包括波音、通用动力、洛克希德、麦道、诺思罗普、罗克韦尔。概念定义阶段的最终报告预计能在1984年5月完成。
与ATF配套的发动机项目也同时启动，被称为联合先进战斗机发动机（JAFE）项目。美国空军要求ATF的发动机必须能够自启动，具有地面自主检测设备，发动机推重比和可靠性要非常高。1983年9月，普拉特·惠特尼和通用电气公司分别被授予设计和制造ATF发动机原型机的合同，普惠的PW5000被赋予F119的军用编号，通用电气的GE37被赋予F120的军用编号。两种发动机被要求能互换，让原型机可选装其中任何一种。两家著名的发动机厂商于是展开了又一场“发动机大战”。
到1984年底，美国空军为ATF列出了更明确的指标。要求飞机具有1.5马赫的超音速巡航速度，起飞滑跑距离不超过610米，起飞总重量不超过22680千克，作战半径超过700海里（1300千米），能在9140米高度1马赫速度下作5g转弯，1.5马赫下做6g转弯，在3050米高度0.9马赫下能拉出9g瞬时转弯过载，在15240米高度1.5马赫下能做持续2g转弯，在海平面能在20秒内从0.6马赫加速到1.0马赫，在6100米或9140米高度能在50秒内从0.8马赫加速到1.8马赫，单机飞离成本不高过4000万美元（1985年币值，后来又进一步降低到3500万美元），生命周期成本不超过F-15。
美国空军希望ATF项目采用“演示和验证”（Dem/Val）流程而不是轻型战斗机（LWF，最终决出了F-16“战隼”战斗机）项目的原型机试飞竞争流程。演示和验证流程将涵盖除原型机试飞外的所有方面，全套航电系统也只在模拟器上进行测试。各厂家的ATF设计会先在风洞和雷达反射面积测试场进行测试，然后制造全尺寸实体模型，最后获胜的厂家才会被授予制造一架试飞原型机的全尺寸发展（FSD）合同。
1985年9月，美国空军发布了完整的ATF演示和验证阶段方案征求书，规定截止日期是1986年1月，美国空军表示该机的采购数量可能多达750架。在演示和验证阶段，厂家要制作用于风洞测试的全尺寸或缩比模型，还要实现对雷达反射面积的计算机化分析，由于工作复杂，截止日期被被推迟到1986年4月。
所有7个竞争者都提交了方案。波音提交了一种V尾菱形机翼设计，两台发动机机共用一个大型“鲨鱼嘴”式样机腹进气口。通用动力提交了一种三角翼设计，融入该公司F-16XL的一些元素，机身两侧进气，进气口位于翼根前缘前，单垂尾面积巨大，座舱后方机身两侧安装独立的雷达侧视阵列。洛克希德提交的设计具有一个箭头形平面形状，机翼边条成直线一直延伸到机鼻，机翼为传统的梯形设计，后机身具有矢量喷管和平尾，机身内设置了弹舱，采用双外倾垂尾。麦道提交了一个具有楔形机腹进气口和大后掠机翼的设计。诺斯罗普提交了一个具有菱形机翼和内部武器舱但没有推力矢量的设计。罗克韦尔的设计是一种大型高度翼身融合的三角翼飞机。格鲁曼提交了一种鸭式布局的前掠翼设计。
美国空军在1986年5月改变了主意，宣布将在演示和验证阶段结束时选出两家公司制造各自的试飞原型机，再决出获胜者进入全尺寸发展阶段。这是因为帕卡德委员会（美国国防管理特别工作委员会）极力主张军机采购采用原型机试飞竞争流程，当时C-5A和F-111项目的成本超支和延误仍记忆犹新，美国空军在强大压力下不得不接受其建议。
波音的ATF设计
通用动力的ATF设计
洛克希德的ATF设计
诺斯罗普的菱形机翼设计
罗克韦尔的翼身融合设计
格鲁曼的前掠翼设计
诺斯罗普公司
二战后，诺斯罗普公司因在战斗机设计上实现了出色的成本/性能权衡而闻名于世。为了降低成本，诺斯罗普强调只在绝对需要的地方使用高性能和尖端技术，并成为F-5A/B“自由战士”战斗机和F-5E/F“虎II”背后的设计理念。虽然这两种战斗机在出口市场上获得了巨大成功，但诺斯罗普公司在研制F-5后继机上却屡战屡败。P-530“眼镜蛇”项目没有吸引到任何客户，其衍生型YF-17又在轻型战斗机竞争中败给F-16。虽然YF-17的衍生型F/A-18“大黄蜂”最后获得了美国海军的订货，但诺斯罗普引狼入室，让合作伙伴麦道公司在F-18舰载型项目中占据了主导地位，自己反而变成分包商，同时自己主导的F-18L陆基型项目又无人问津。最后诺斯罗普又研制了与F-16A竞争外销市场的F-20“虎鲨”战斗机，同样未能吸引任何客户。
P-530“眼镜蛇”全尺寸模型
在一项自筹资金的研究中，诺斯罗普用计算机模型来确定战斗机的哪些性能特点在未来空战环境中最为有效，结果发现一架具有隐身能力的战斗机能在穿透敌方领空时不被发现，或即使被发现也能避免被敌防空系统效跟踪。此外，大幅改进的机载雷达系统和大大增强的计算机处理能力及座舱大屏显示器也能大幅提高战斗机的效能。于是诺斯罗普得出结论：一种具有先进雷达系统和强大机载计算机的隐身战斗机能够在未来超视距空战中做到先敌发现和先敌击落。
大幅改进的机载雷达系统和大大增强的计算机处理能力及座舱大屏显示器也能大幅提高战斗机的效能
诺斯罗普在美国空军宣布ATF项目将采用演示/验证流程前的几个月决定再次与麦道公司合作参加ATF，就像在F/A-18“大黄蜂”项目中的那样。诺斯罗普希望能够借鉴麦道公司在设计大型复杂战术飞机（如F-15E）上的丰富经验，此外由于演示/验证阶段的耗资将大大超过美国空军的拨款，组队合作能使这两家公司承受得起更大亏损。双方一致同意在演示/验证阶段中获胜的公司将主导项目。
格鲁曼和罗克韦尔在演示/验证阶段早期就退出了竞争。1986年10月31日，美国空军宣布洛克希德和诺斯罗普的方案获胜，各自获得一份原型机制造合同。每个团队将制造两架试飞原型机，也就是说洛克希德团队将制造两架YF-22A原型机，诺斯罗普团队将制造两架YF-23A原型机。每架原型机都能安装普惠F119或通用电气F120发动机进行飞行。试飞竞争结束后，其中一个团队将获得全尺寸发展（FSD）合同。
1987年，美国空军删除了反推装置要求。在原先的设想中，ATF的反推装置可以在飞行中启动，用于在作战中减速或在进近降落中进行速度控制，但是F-15短距起降测试/机动技术验证机表明反推装置不仅增加了重量，而且需要的冷却空气流量也比预计的更大。取消了反推装置后，ATF降落滑跑距离也从610米放宽到915米，为了缩短区区305米的滑跑距离而增加反推装置，增加的重量和复杂性是得不偿失的。
F-15短距起降测试/机动技术验证机表明反推装置不仅增加了重量，而且需要的冷却空气流量也比预计的更大 1988年，预算削减迫使美国空军把战术战斗机联队的规模从38个降低到35个。当时的美国空军现代化计划仍包括750架ATF，交付速度为每年72架。全尺寸发展将在1991年启动，1993年交付第一架全尺寸发展型飞机，1996年第一架ATF进入美国空军服役。
1989年8月，美国空军发布了全尺寸发展阶段的方案征求书草案。1989年10月6日，国防采办委员会批准演示/验证阶段早期设计工作推迟6个月，之后又推迟到1991年中期，导致了全尺寸发展阶段相应延后一年。美国空军同意在1990年10月底发布全尺寸发展方案征求书，并在1991年4月选出一个获胜者。
YF-23的设计
诺斯罗普/麦道团队的YF-23A的体形比F-15大，这是因为更大航程要求带来的大内油设计。机身融合了隐身外形和气动效率，希望能在降低雷达反射面积的同时不影响性能。YF-23A比洛克希德的YF-22A更修长，从尾翼到座舱前部的主承重机身结构比YF-22A长了2.13米。从侧面看，YF-23A的轮廓让人想起了洛克希德的SR-71，从其他角度看，给人的总体印象是设计师把又长又高的前机身装在了两个间距很大的发动机舱之间。机身纵向截面积变化非常平滑，最大限度降低了跨音速和超音速阻力。前机身是修形双梯形截面，一个倒扣在另一个之上，后部融入一个圆形截面并消失在后机身。两个平行发动机舱上半部分突出于机身表面，截面呈梯形并平滑融入机翼。前机身布置了座舱、前起落架、航电舱和弹舱。YF-23的发动机舱明显大于计划中的F-23生产型，这是因为在设计时考虑了安装反推装置。
梯形进气口位于两侧机翼下方，机翼前缘形成进气口的上唇。这是一个简单的固定几何形状二波系进气口，把进气口布置在机翼下方而不是机身两侧的优点是可以取消附面层隔板设计，只使用多孔面板就行吸除机翼下表面形成的薄附面层，再从机翼上方排出。吸入式辅助进气门设置在发动机舱顶部，用于在起飞或低速飞行时向发动机提供额外空气。进气道不仅向上弯曲，还向内弯曲，对于入射雷达波完全屏蔽了发动机压气机正面。
前机身是修形双梯形截面，一个倒扣在另一个之上，后部融入一个圆形截面并消失在后机身
有了设计B-2的经验，诺斯罗普在YF-23A的隐身设计上驾轻就熟
从其他角度看，给人的总体印象是设计师把又长又高的前机身装在了两个间距很大的发动机舱之间
只使用多孔面板就行吸除机翼下表面形成的薄附面层，再从机翼上方排出
YF-23A顶视图上的所有主要边缘都互相平行，这已经成为隐身设计的指导原则之一
YF-23A的机翼前缘后掠40度，后缘前掠40度，从顶部看机翼呈菱形。YF-23A顶视图上的所有主要边缘都互相平行，这已经成为隐身设计的指导原则之一。机翼结构厚度大，翼盒内有足够空间用于装油，相对厚度较薄，无上下反角。
机翼前缘襟翼的长度大约占展长的三分之二，后缘内侧是襟翼，外侧是副翼。YF-23A与YF-22A一样没有减速板。
后机身全动V尾间隔距离很远，V尾外倾50度以避免在前视图和顶视图上形成锐角或直角。全动尾翼绕着一根轴转动，前后缘在顶视图上平行于主翼。全动外倾平尾能在除正上方和后方的其他角度上屏蔽发动机排气。
诺斯洛普没有为YF-23A安装推力矢量喷管，这不仅是为了降低重量，还有助于实现更好的全向隐身性能，特别是后半球。YF-23的所有操控都通过气动控制面进行，V尾同时提供俯仰、滚转和偏航控制，机翼后缘的襟翼和副翼提供滚转和增升控制，也可作为减速板和方向舵使用。在直线减速时，飞控系统会让副翼向上偏转襟翼向下偏转，产生阻力的同时不会导致姿态变化，一侧机翼减速则可提供偏航控制。
在直线减速时，飞控系统会让副翼向上偏转襟翼向下偏转，产生阻力的同时不会导致姿态变化
YF119发动机，这是YF-22A安装的型号，因而具有矢量喷管
YF-23A安装的YF120发动机
YF-23A没有推力矢量喷管，单膨胀斜坡喷管位于后机身上方很靠前的位置。喷管顶部是一个可动折板，底部是弯曲的固定斜坡
F-23生产型的尾喷管结构
前机身两侧的折边能在大攻角中保持飞机的俯仰和偏航稳定性，折边还能在大攻角中拉出的脱体涡流过机翼上表面，不仅能增加升力，也能作为虚拟翼刀稳定机翼表面气流。计算机研究表明YF-23A的转弯性能会比三代机好，而且没有操纵限制。
YF-23A的座舱后方有一个空中加油插座。YF-23A和YF-22A一样也采用线传飞控系统，飞行计算机根据飞行员的操纵输入来控制控制翼面的偏转。
主起落架向后收入发动机旁的翼根处，前起落架向前收入前机身下方。
座舱配备了ACES II弹射座椅，蛤壳式座舱盖向后方打开，采用单片式无框风挡，风挡后有一个宽视场平显。
第一架YF-23A安装两台普惠YF119发动机，第二架安装两台通用电气YF120发动机。YF119和YF120都采用反向旋转的低涵道比双转子结构，高低压压气机都是整体叶盘结构。
通用电气的YF120发动机是一种变循环发动机，在亚音速时以涡扇模式运行，在超音速时以涡喷模式运行。低压转子由两级风扇和一级低压涡轮组成，发动机本身配备有三重数字控制单元。YF120的零件数量比F110少了40%。
普惠的YF119是一种具有先进燃油控制和管理系统的传统涡扇发动机，低压转子由三级风扇和一级低压涡轮组成，高压转子由六级高压压气机和一级高压涡轮组成。风扇出口导向叶片被铸造无支架导向叶片的一个整体组成部分，在二元收敛扩散喷管之前还有一排可变距冷却导向叶片。
机身后缘同样遵循对齐原则，一个具有锯齿后缘的船尾甲板结构不仅填补了V尾之间的空间，还把发动机排气系统融入低雷达反射面积外形结构中。与YF-22A不同的是，YF-23A没有推力矢量喷管，单膨胀斜坡喷管位于后机身上方很靠前的位置。喷管顶部是一个可动折板，底部是弯曲的固定斜坡。发动机排气通过后机身船尾甲板的“隧道”或“壕沟”排出，这些沟槽表面贴有耐热材料，可快速冷却发动机排气，降低红外辐射。
一个具有锯齿后缘的船尾甲板结构不仅填补了V尾之间的空间，还把发动机排气系统融入低雷达反射面积外形结构中
这些沟槽表面贴有耐热材料，可快速冷却发动机排气，降低红外辐射
在前起落架舱后方布置了宽敞的弹舱，可容纳4枚AIM-120先进中程空空导弹
生产型F-23会加长前机身，在主弹舱前方再增加一个用于容纳两枚AIM-9“响尾蛇”或先进近距空空导弹（ASRAAM）的小弹舱
生产型F-23（红线）的外形变化
YF-23的座舱 为了追求隐身性能，YF-23A把所有武器都内置。前机身底部平坦，在前起落架舱后方布置了宽敞的弹舱，可容纳4枚AIM-120先进中程空空导弹。弹舱门打开后，挂在伸缩挂架上的导弹伸出到气流中，然后导弹下落点火，舱门立即关闭，最大限度缩短暴露时间，降低被敌人发现的可能性。生产型F-23会加长前机身，在主弹舱前方再增加一个用于容纳两枚AIM-9“响尾蛇”或先进近距空空导弹（ASRAAM）的小弹舱。此外，F-23还会再主弹舱上方的机身右上方安装一门20毫米M61“火神”机炮。
两架YF-23A更像是验证机而不是原型机。为了省钱，主起落架组件修改自F-18“大黄蜂”战斗机，前起落架和座舱来自F-15，座舱没有安装大屏幕显示器。美国空军放弃反推装置后，诺斯罗普也没有重新设计后机身，使原型机的后机身比生产型更宽更深。原型机也没有安装雷达，没有生产型飞机的任何复杂航电。不过诺斯罗普/麦道团队使用威斯汀豪斯公司的BAC-111试飞了一套完整原型航电系统。虽然诺斯罗普不打算用YF-23A做大攻角试飞，也不会发射任何导弹，但NASA兰利风洞的试验表明这架飞机可以做尾冲机动，不存在攻角限制，除弹仓门开启状态下，能在任何尾旋中自行改出。
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