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。”

源自 F-16 的“狮”也继承了F-16 大迎角配平困难的特点，并且由于改用鸭式布局进一步增大了配平难度，终其一生未能解决。F-16 自 BLOCK 15 开始也加大了平尾以增强配平能力

　　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。

正在进行大迎角试飞的 X-29A。可以看到，鸭翼并不足以产生足够的配平力矩，必须依赖后边条的气动控制面参与辅助配平，这也是有人将该机称作“三翼面布局” 的原因

　　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。

表面行波的存在可能会增大飞机的雷达反射截面积。尽量避免表面开口（特别是在前机身）是当前隐身飞机设计必须遵循的原则。但鸭式布局恰恰难以做到这一点。当雷达照射到机身前部时会在机体表面形成表面波。表面波向后运动到机尾再返回，当遇到不连续处时就会产生二次辐射信号，不幸的是，这时的信号方向是朝向雷达接收机的，因此增大了飞机的前向雷达反射截面积。当然，在表面波向后运动过程中遇到不连续处时也会增大雷达反射截面积，不过是后向的，相对影响小一些。但无论如何，对于隐身飞机而言，减少机体表面的不连续是至关重要的

　　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。

YF-22A 的实际机身长度比 YF-23A 要短很多，俯仰轴转动惯量较小，配合其四尾翼设计和推力矢量控制系统，该机的俯仰轴的敏捷性要明显优于 YF-23A

　　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。

YF-23A 的发动机舱之间形成的巨大沟槽。如果按照实际需要来设计，这个沟槽本不必这么深。这是拜诺斯罗普“节俭”作风之赐

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。

YF-23A 独特的三段式直前缘边条一直延伸到机头顶端。从传统边条的角度来看，这种边条宽度实在太窄，其作用原理是否别有隐情呢？

　　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。

既要满足四波瓣反射要求，又要满足机内容积的要求，还要考虑机动性等诸多因素，诺斯罗普在机翼平面形状上并没有多少选择的余地

　　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。

正在进行任务自适应机翼试飞的 AFTI/F-111。该技术一旦实用化，将大幅提高飞机隐身特性，并改变传统操纵手段

　　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。

任务自适应机翼示意图以及正在车间装配的 AFTI/F-111 的自适应机翼。由于机翼表面没有传统控制面和增升装置形成的狭缝、锐角反射面，对于隐身飞机的设计人员来说压力减轻不少。任务自适应机翼是 AFTI 计划的一部分，其主要特点是没有常规的气动控制面（包括服役、襟翼/ 缝翼、扰流片等），但采用了能够灵活弯曲到所需位置而不留缝隙的前/ 后缘。其前缘偏转范围位 +1°~-20°，后缘为+ 1°~-18°。减小雷达反射截面积并不是这项计划的目标，但这种设计无疑可以起到改善隐身能力的作用——特别是对于必须采用机动襟翼的高机动性战斗机来说

　　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。

这张照片显示了 YF-23A 的后缘多功能襟副翼是如何作为增升装置工作的。从高度和前后缘襟翼偏转角度推测，“蜘蛛”可能正在进行低速测试

这张不甚清晰的照片却透露了一些细节：飞控系统和前轮转向系统是联动的；V 型尾翼作方向舵时会产生反向滚转力矩，照片上可见后缘内侧襟副翼已经差动偏转以抑制该力矩

B-2A 打开的阻力方向舵。YF-23A 的多功能控制面思想显然是在 B-2A 基础上的继承和发展。但对于需要进行复杂机动的战斗机来说，其飞控系统的设计难度还要大得多

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。

“蜘蛛”的右垂尾。如此巨大的垂尾主要是为了保证足够的控制能力，要兼顾三轴控制，尾翼负荷实在太大了。照片中还可以看到从后机身到尾翼优美的过渡曲线

　　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。