飞控系统和推力矢量控制

　　随控布局经过长期验证以及 F-16 的实践，在 ATF 设计阶段已经相当成熟。YF-23A 应用随控布局技术、为此采用电传飞控系统并不令人意外。不过由于最终竞争失败，外界对该机的飞控系统细节了解极少。

　　前面已经提到，YF-23A 在设计上具有鲜明的“一物多用”的特色。多功能襟副翼、全动 V 形尾翼均是这一思想下的产物。由于减少了操纵面和相应的控制机构，有助于飞机减轻重量和减小阻力，对于改善飞机隐身特性也是相当有利的。但除了操纵面负荷问题外，这种设计必然面临的一个考验就是飞控系统的复杂化。固然，在已经成功的 B-2 上也可以见到类似的设计，不过必须看到的是，对于不需要进行复杂机动的轰炸机而言，这种一物多用的设计问题不大；然而对于战斗机而言，即使在常规条件下的机动，其操纵面的偏转控制也是相当复杂的，一物多用的设计必然会加大飞控系统的复杂程度和研制风险。如果还要考虑超常规飞行的话，飞控系统的设计难度可想而知。而飞控软件的编制恰恰是飞控系统设计难点之一。自电传飞控系统实用化以来，大多数一流战机都在这上面栽过跟头。1992 年 4 月 25 日，YF-22A 因为飞控软件问题造成“飞行员诱发振荡”，撞地损毁。后来 F-22 试飞阶段还不断对飞控软件进行改进升级。连基本按照常规设计的 YF-22A 飞控系统都有这么多麻烦，非常规设计的 YF-23A 飞控系统就更难说。在对设计风险的判断上，美国空军还是比较准确的。

　　如果 YF-23A 采用了推力矢量控制系统，一物多用带来的控制面负荷问题可能会得到缓解，对改善机动性和敏捷性也有好处。但诺斯罗普最终放弃了推力矢量控制系统，以确保其首要目标：隐身能力。对于诺斯罗普来说，如果要应用推力矢量控制技术，就必须更改源自 B-2 的后机身设计，不仅增大了飞机重量，也导致飞机雷达反射截面积（主要是后向）增大和红外隐身能力下降，因为必须取消那个沟槽式尾喷口设计。这并不符合诺斯罗普的设计思想。

YF-22A 的推力矢量喷口。试飞结果表明，推力矢量控制在低速段和高速段作用最明显。而诺斯罗普首先确定放弃推力矢量，才有了 YF-23A 发展自 B-2 的尾喷口设计，不过这种设计使得改装推力矢量喷管都不可能了

进/排气系统

　　对于喷气式飞机而言，进气道和发动机一级压气机是其前方雷达反射截面积的主要来源之一，设计稍有不慎即可导致为隐身所作的努力全数付诸东流。通常在中、高空飞行的飞机，如 F-117、B-2 这类飞机，其主要威胁来自下方，因此将进气道和喷管布置于机体上表面，以机身遮挡主要雷达反射特征。但对于制空战斗机来说，这一威胁定律显然是不适用的。如果在所有方向上的威胁具有同等可能性，在这种情况下依据什么原则来设计飞机呢？并没有一个人人满意的答案。从 YF-23A 的设计来看，在没有适用的隐身规则的情况下，其进气道设计选择了遵循机动性和进气要求。

　　发动机进气道是一个空腔结构，本身就是良好的雷达波反射体。而发动机一级压气机高速旋转的叶片不仅是强反射源，其反射波频谱甚至足以成为飞机型号的识别特征。要解决隐身问题，就必须首先解决这两个麻烦。解决途径之一是遮挡。F-111、幻影那种三元进气道，其激波锥可以在一定程度上遮蔽来自进气道内部和压气机的反射波，但问题是激波锥本身就是一个强的雷达散射源。另一个也是更常采用的途径是采用 S 形进气道，并在进气道内敷设吸波材料。不过 S 形进气道并不是想象中那么简单，设计不当可能导致严重的总压损失。没有大量的验证，设计时候少不了要吃苦头的。

巨大的激波锥几乎完全遮挡了雷达波对 J58 发动机的照射，有利于 SR-71 的隐身。但问题是激波锥本身就是一个强雷达散射源

　　YF-23A 的进气口位于机翼下方靠近前缘的位置，类似苏-27 的设计，这显然是处于大迎角条件下进气要求的考虑。其横截面为梯形，除了垂直面上的斜切结构外，在水平面上也略有斜切，可以起到改善大迎角和侧滑条件下进气效率的作用。在进气口前方，设计有多孔式附面层吸除装置（机翼下表面未喷漆区域），并经机翼上表面排出，由于进气口靠近机翼前缘，附面层厚度不大，因此不需要采用大型的附面层隔道，有助于减小雷达反射特征。在发动机舱上表面还设计有辅助进气门（位于附面层排放狭缝旁边的带锯齿后缘的梯形板），用于在起降和低速状态下满足发动机的进气需要。根据隐身原则，进气道自进气口开始向内、向上弯曲，从正前方看，根本不可能看到压气机叶片，可以获得较好的隐身效果。除此以外，YF-23A 采用了固定式进气道设计，以避免可调式进气道的调节斜板之间的缝隙和台阶产生的雷达反射。压缩斜板为二波系设计，并按照 YF-23A 的预计巡航速度作了优化。

YF-23A 左右进气道特写。进行如此复杂的弯曲而又要保证总压损失最小和气流稳定，对设计人员的要求相当高。照片上可以看到，YF-23A 没有采用附面层隔道，而是采用吸除方式：进气口前马赛克状区域就是吸除装置

　　YF-23A 的发动机喷口设计带有明显的 B-2 风格。沟槽状喷口位于 V 形尾翼之间扁平的“海狸尾巴”上，以耐热材料作为衬垫。喷口顶端铰接一块五边形调节板，用于调节喷口大小。在海狸尾巴、V 形尾翼、沟槽侧壁的屏蔽下，来自燃烧室的热喷流在沟槽段与冷空气混合降温（二元矩形喷口使得喷流更容易与周围空气混合），然后再排出机外，红外特征较之常规战斗机明显降低。除了隐身作用外，笔者推测，YF-23A 的喷口设计可能还具有引射增升的作用，V 形尾翼则起到了类似端板、增强增升效应的作用。不过这一推测没有获得资料证实。

YF-23A 尾喷口特写。这种设计将极大地降低飞机尾喷口的红外特征。不过，当雷达波从后方照射时，可以直接照到高速旋转的涡轮上，产生强烈的反射波。对于这一问题，美国人曾经进行了大量的研究，但最终因推力损失太大而作罢

发动机

　　发动机是飞机的核心部件，YF-23A 的优越性能很大程度是建立在 YF119/YF120 的巨大推力基础上的。超音速巡航能力和跨战区航程，对发动机提出了极为严苛的要求。为了满足飞机性能要求，需要采用具有中等增压比的高压压气机、较大增压比的低压压气机、较高的涡轮前温度和较大的非加力状态推力。

　　为了满足不加力推力的要求，通用电气选择了变循环技术。其 YF120 发动机上使用了一种特殊的可变面积外涵道引射器，通过控制内、外涵道空气流量来改变涵道比。在超音速巡航状态下，YF120 以接近涡喷发动机的方式工作（涵道比接近 0 ），只有少量外涵道引气用于冷却；亚音速飞行时，YF120 以涡扇发动机的方式工作（最大涵道比约0.3）。YF120 为双转子方案，采用同轴反转技术，两级低压压气机，高/低压涡轮均只有一级。采用三余度数字式发动机控制组件。和 F100 相比，其零件数量少了 40％。而 YF120 的军用推力高达 125 千牛，甚至超过早期 F100 的加力推力。

JAFE 计划下结出的硕果：YF119 和 YF120 发动机。即使到了今天，其性能仍然是无与伦比的。通用电气虽然由于研制风险过高输给了普拉特·惠特尼，但谁能说 YF120 不会帮它赢得未来呢？

　　和通用电气不同，普拉特·惠特尼选择了相对保守的涡扇发动机方案，当然在设计上有明显进步，使得 YF119 即使不采用变循环技术也可以满足 JAFE 的要求。YF119 也是双转子方案，3 级低压压气机，6 级高压压气机，高/低压涡轮各一级。其不加力推力明显比 YF120 要低，只有 97.9 千牛。

　　有意思的是，恰恰是普拉特·惠特尼在 50 年代研制了第一种实用的变循环发动机 J58（用于 SR-71“黑鸟”）。对于为何放弃自己首先应用的变循环技术，普拉特·惠特尼方面并没有任何解释，但当年 J58 研制的经验教训显然对普拉特·惠特尼的选择有重要影响。后来通用电气承认，YF120 的技术有些超前了，风险确实比 YF119 要高。

第一种变循环发动机：普拉特·惠特尼 J58，用于 SR-71“黑鸟”

武器系统

　　由于 ATF 暂时放弃了对地攻击能力的要求，因此在 YF-23A 的备选武器上并没有对地攻击武器。当初为 ATF 准备的主要对空武器是先进中距空空导弹（AMRAAM，后来的 AIM-120）和先进近距空空导弹（ASRAAM，后来的 AIM-132）。由于 AIM-132 进度严重拖延，迫使美国空军考虑以先进响尾蛇改型（即今天的 AIM-9X）作为应急措施。今天，AIM-9X 和 AIM-120 已经成为竞争获胜的 F/A-22 的主要武器。

　　YF-23A 继承了诺斯罗普最初方案的内部武器舱设计。格斗导弹舱和主武器舱串列布置于前机身内。格斗导弹舱较小，只能容纳两枚 AIM-9 导弹。主武器舱较大，可以容纳 4 枚 AIM-120A 导弹。载弹数量和 YF-22A 是一样的。如我们现在所知，AIM-120 改进后弹翼缩小，因此在 F/A-22 的主武器舱内可以容纳 6 枚该型导弹。但 YF-23A 布置 AIM-120A  的方式就是上下前后错置排列，和 YF-22A 对称排列不同，显示其主武器舱尺寸可能较小，因此不一定能放得下 6 枚 AIM-120 改型。

F-22 进行 AIM-9 发射试验。YF-23 可能采用与之相同的开舱锁定/发射模式

　　有资料提及，YF-23A 的主武器舱挂架是可以升降的。需要发射 AIM-120 时，挂架伸出机外，将导弹置于自由流中再点火发射。这个方式和 YF-22A 的弹射发射方式不同，可以完全避免导弹在穿越机身表面气流时状态发生异常改变的可能性。当然，重量和机内容积的代价是免不了的。

威龙 1/72 YF-23 模型所表现的机腹武器舱

　　没有资料提及在 YF-23A 上 AIM-9 的锁定/发射模式。但这其实是一个很有意思的问题。因为在封闭的导弹舱内，AIM-9 的导引头是不可能捕获目标的。这里可以参考一下 F-22 的模式。就这个问题，笔者和许多同好曾经进行了长时间的讨论，反复观看 F-22 武器系统试验的发射录像，最终形成比较一致的看法：F-22 在格斗状态下，格斗导弹舱是处于开舱状态，将 AIM-9X 伸出，以解决导引头锁定问题。YF-23A 完全有可能采用类似的模式。结合 AIM-120 的发射模式，笔者推测：挂载 AIM-9 的可能也是升降式挂架，格斗状态下开舱门将 AIM-9 伸出机外，待机发射。由于完全伸出机外，没有机身侧面屏蔽，AIM-9 可以获得比在 YF-22A 上更好的视界，而且也不需要 YF-22A 上面的隔热/排焰装置。开舱状态可能会给人比较怪异的感觉，但事实上开舱门伸出导弹所带来的阻力并不会比传统外挂架的阻力更大，因此不会对飞机性能有多大负面影响。这种模式唯一的问题在于格斗状态下飞机的雷达反射截面积会明显增大。不过一来在进入视距内空战的情况下雷达隐身意义不大；二来现代空战格斗时间明显缩短，开舱射击暴露时间有限，因此不至于对 YF-23A 构成严重威胁。当然，完全不受威胁是不可能的。对于 ATF，特别是 YF-23A 这种飞机来说，不进入格斗才是最佳战术。

进行 AIM-120 发射试验的 F-22。与之不同的是，YF-23 没有采用弹射模式，而采用了挂架外伸发射模式

　　除了空空导弹外，M61“火神”航炮仍然将作为 ATF 的固定武器。YF-23A 上并没有安装 M61，但按照设计方案，航炮将安装在机身右侧，主武器舱上方。

可维护性设计·维护口盖·舱门

　　ATF 是第一种在设计之初就提出可维护性指标的作战飞机，也是第一种在设计阶段就邀请机务部门参与的战斗机。美国空军如此重视 ATF 的可维护性，很大程度上是受当年 F-15A 的影响，F-15A 刚刚服役时，故障层出不穷，飞机频频趴窝，被人称作“机库皇后”，美国空军为此吃了不少苦头。

　　对于传统飞机来说，维护口盖在机身表面的覆盖率是衡量其可维护性的一个重要参考指标。覆盖率高，意味着机载设备可接近性好，机务人员不必将时间消耗在无用但必需的工作上。最典型的就是为了接近设备 A，必须先拆下设备 B、C、D……；处理完后再按相反顺序装回去，而 B、C、D 其实对于 A 的维护毫无意义。

　　但是，对于隐身飞机来说，情况完全不同。表面波的存在，使得机身表面任何开口都可能严重破坏飞机隐身特性。因此，“非必要绝不在机身表面开口”是当前隐身飞机设计必须遵守的原则。在这种情况下如果改善飞机的可维护性呢？途径之一是采用集中处理的方法。不再是哪里有需要接近的设备就在哪里开设维护口盖，而是确定一个集中区域，将接近最频繁、维护量最大的设备全部集中到那里，以一个大的维护口盖来解决。途径二是建立在途径一基础上的，即尽量利用飞机必需设置的舱门作为维护口盖。例如武器舱、起落架舱，这些舱门都是必须设置而不能省略的，如果将需要维护的设备或接口集中到武器舱、起落架舱内，那么甚至可能不必在机身表面再开设其它维护口盖。

YF-23 机身腹部的特殊口盖和起落架舱盖。所有口盖均通过锯齿外形对雷达反射波进行校准

正在进行-90°迎角试飞的 F-22A。F-22 突出的过失速机动能力是 YF-23A 根本无法望其项背的，也是该机能够赢得美国空军欢心的重要因素之一

　　为了保证反射波束的一致性，飞机表面所有口盖、舱门都必须采用锯齿状设计，其锯齿前缘在水平面的投影应平行于飞机主要的反射边缘。不过，和通常想象的不同，多锯齿前缘设计并不是最佳的控制雷达反射措施。这种设计实际上是隐身和重量要求折中的结果。就隐身的角度来看，最理想的是单一锯齿设计。但为了保证单一锯齿的结构强度，必须要付出相应的重量代价。在 ATF 的严格重量要求下，YF-23A 和 YF-22A 均采用了多锯齿设计。然而在后来的 F-22 上，我们可以看到，经过空军同意，该机减少了锯齿数量，以改善隐身特性。

　　总的来看，YF-23A 是这样一种飞机：比第三代超音速战斗机上了一个台阶的常规机动性是它设计的基础，然而也是诺斯罗普在这方面所作的极限。在 1980 年代中后期出现的敏捷性、过失速机动性等新概念，在 YF-23A 的设计中基本没有考虑。它的设计重点放在隐身和超音速巡航方面。由于之前赢得了 ATB 计划合约，使得诺斯罗普在隐身飞机设计上显得踌躇满志。强调 YF-23A 的隐身能力，有利于发挥诺斯罗普自身的技术特长，从效费比的观点来看，把 B-2 的隐身技术运用到 YF-23A 上也是合理的。强调超音速巡航能力，则应该是属于诺斯罗普对未来空战要求的判断。

　　这样的设计思想，使得YF-23A在性能上呈现出一种“平均水平上有重点的突出”的特点，特别是和 YF-22A 相比更是如此。在笔者看来，YF-23A 的设计思想更接近于当年百戏列战斗机中“截击/ 轰炸机”的概念，而有悖于诺斯罗普传统的均衡设计思想（这一思想从 F-5 到 P-530 再到 YF-17 一脉相承）。这种突然转变是颇为令人瞩目和惊讶的。没人知道其中的原因，但均衡设计的战斗机长期竞争失利（虽然失利根本原因并不在此）和 ATB 计划的成功，可能是促使诺斯罗普改变其传统设计思想的重要因素。加上诺斯罗普对机动性、速度、隐身重要性的认识，最终形成了我们所看到的 YF-23A。

YF-23 修长的外形，不均衡的设计重点，非常容易令人想起第二代超音速战斗机