原創(chuàng)不易 認可價值 轉(zhuǎn)載請務(wù)必注明作者 以及來自空軍之翼
雖然諾斯羅普/麥道公司的YF-23在先進戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機（ATF）競爭中落敗，但這種外形優(yōu)美的戰(zhàn)斗機原型機至今仍被航空迷津津樂道。
ATF項目的起源
先進戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機（ATF）項目最早是由里根政府提出的，用于取代在美國空軍中服役的麥道F-15“鷹”式戰(zhàn)斗機。當時人們預計ATF將在20世紀90年代末開始服役，成為美國空軍進入21世紀的主力戰(zhàn)斗機。
其實美國空軍在此之前已經(jīng)開始未來戰(zhàn)斗機的研究了，在F-15、F-16和A-10服役前的1969-70年，戰(zhàn)術(shù)空軍司令部資助了一項被稱為TAC-85的研究，探索這三種飛機的后繼機會是什么樣子。研究結(jié)果導致戰(zhàn)術(shù)空軍司令部在1971年頒布了一個叫做先進戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機（ATF）的作戰(zhàn)概念，但在當時ATF的概念相當模糊，美國空軍在70年代初只進行了一些小規(guī)模的研究。1975年初，美國空軍系統(tǒng)司令部制定了一個在1977年至1981年間制造兩種ATF原型機的計劃，但因擠不出資金而作罷。
到1976年，ATF研究已經(jīng)開始考慮在設(shè)計中融入隱身技術(shù)，此外不開加力的超音速巡航能力也被認為很重要。美國空軍在1978年定義了兩個獨立項目，一個被稱為增強型戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機（ETF），另一個被稱作先進戰(zhàn)術(shù)攻擊系統(tǒng)（ATAS）。增強型戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機是一個短期項目，先進戰(zhàn)術(shù)攻擊系統(tǒng)則是一個長期項目，致力于新武器和其他先進技術(shù)的發(fā)展。這兩個項目在一開始都把任務(wù)重點放在對地攻擊上，這是因為美國空軍認為F-15和F-16已足以壓制當時的蘇聯(lián)戰(zhàn)斗機。但當新一代蘇聯(lián)戰(zhàn)斗機米格-29、蘇-27和米格-31出現(xiàn)后，美國空軍重新評估了作戰(zhàn)需求，考慮同時發(fā)展空空和空地先進戰(zhàn)斗機。增強型戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機項目在1980年4月被擱置，先進戰(zhàn)術(shù)攻擊系統(tǒng)則演變成ATF項目。ATF將同時納入空空和空地任務(wù)，美國空軍希望能讓同一架飛機來執(zhí)行這兩種任務(wù)，此外還探討了在設(shè)計中增加短距起降能力的可行性。
1981年6月，美國空軍向9家公司發(fā)布了ATF項目的第一份信息征求書（RFI），分別是波音、費爾柴爾德、通用動力、格魯曼、洛克希德、麥道、諾思羅普、羅克韋爾、沃特?？哲娫谛畔⒄髑髸U述了自己對新飛機的要求，有7家公司做了回應(yīng)。1982年10月，美國空軍消化完各公司的回應(yīng)，決定把超音速巡航能力作為ATF的重要要求之一。
北約指揮官一直對歐戰(zhàn)爆發(fā)后部署在前進基地的戰(zhàn)斗機和攻擊機的生存能力表示悲觀，爭奪歐洲中部制空權(quán)的戰(zhàn)斗最后很可能要靠部署在比荷盧三國或英國的戰(zhàn)斗機進行。在這種情況下，戰(zhàn)斗機不開加力進行超音速飛行的能力顯得至關(guān)重要，這能使飛機在敵對領(lǐng)土上空持續(xù)超音速飛行，縮短暴露在敵防空系統(tǒng)面前的時間。此外，短距起飛和降落（STOL）能力也很重要，這能使戰(zhàn)斗機更容易地從遭受破壞的機場起降?？哲娺€認為ATF的航程應(yīng)該比F-15大，能從更遙遠更安全的基地起飛奔赴戰(zhàn)區(qū)。此外，美國空軍還試圖在ATF項目中扭轉(zhuǎn)新戰(zhàn)斗機研發(fā)成本和復雜性快速增長的不良趨勢，對飛機的尺寸和重量做出限制，并強烈建議廠商采用能降低新戰(zhàn)斗機采購和支持成本的新技術(shù)。一個月后，美國空軍又發(fā)布了ATF配套發(fā)動機的信息征求書。
ATF的空地任務(wù)在20世紀80年代初開始變得不那么重要，因為美國空軍認為研制中的F-117A隱身戰(zhàn)機應(yīng)該能穿透華沙條約組織的防空系統(tǒng)，同時F-111到90年代仍能保證其作戰(zhàn)有效性。此外，通用動力公司和麥道公司也演示了F-15和F-16戰(zhàn)斗機能成功變成戰(zhàn)斗轟炸機，這一切都意味著讓ATF執(zhí)行純空優(yōu)任務(wù)是可行的。美國空軍在1983年中期把ATF重新調(diào)整成以空空任務(wù)為主的戰(zhàn)斗機，并確定該機是F-15的后繼機，要求ATF不僅能進行無加力的超音速飛行，航程也要比F-15大，還要具有矢量和反推噴管來提高短距起降性能，ATF將使用與F-15類似的武器。
1982年10月，美國主要戰(zhàn)斗機制造商和美國空軍的代表齊聚加州阿納海姆討論ATF項目。他們一起確定了ATF必須能夠超音速巡航性能、具有600-800海里（1110-1480千米）作戰(zhàn)半徑，能在610米長的跑道上起降，執(zhí)行空空任務(wù)時正常起飛重量不超過27200千克，對地任務(wù)正常起飛重量不超過36300千克。美國空軍在1982年末發(fā)布了ATF項目的方案征求書（RFP），標志著項目進入概念定義研究階段。當時人們希望ATF能在90年代中期服役。
概念定義研究
1983年5月，美國空軍發(fā)布了概念定義研究階段最終方案征求書。ATF在當時仍屬非機密的“白色”項目，很多項目官員并未意識到該機將使用一些正在研制中的“黑色”隱身技術(shù)。當他們意識到這點后修訂了ATF的方案征求書，增加了應(yīng)用隱身技術(shù)的要求。
1983年9月，所有回應(yīng)方案征求書的公司都獲得了一份概念定義合同，其中包括波音、通用動力、洛克希德、麥道、諾思羅普、羅克韋爾。概念定義階段的最終報告預計能在1984年5月完成。
與ATF配套的發(fā)動機項目也同時啟動，被稱為聯(lián)合先進戰(zhàn)斗機發(fā)動機（JAFE）項目。美國空軍要求ATF的發(fā)動機必須能夠自啟動，具有地面自主檢測設(shè)備，發(fā)動機推重比和可靠性要非常高。1983年9月，普拉特·惠特尼和通用電氣公司分別被授予設(shè)計和制造ATF發(fā)動機原型機的合同，普惠的PW5000被賦予F119的軍用編號，通用電氣的GE37被賦予F120的軍用編號。兩種發(fā)動機被要求能互換，讓原型機可選裝其中任何一種。兩家著名的發(fā)動機廠商于是展開了又一場“發(fā)動機大戰(zhàn)”。
到1984年底，美國空軍為ATF列出了更明確的指標。要求飛機具有1.5馬赫的超音速巡航速度，起飛滑跑距離不超過610米，起飛總重量不超過22680千克，作戰(zhàn)半徑超過700海里（1300千米），能在9140米高度1馬赫速度下作5g轉(zhuǎn)彎，1.5馬赫下做6g轉(zhuǎn)彎，在3050米高度0.9馬赫下能拉出9g瞬時轉(zhuǎn)彎過載，在15240米高度1.5馬赫下能做持續(xù)2g轉(zhuǎn)彎，在海平面能在20秒內(nèi)從0.6馬赫加速到1.0馬赫，在6100米或9140米高度能在50秒內(nèi)從0.8馬赫加速到1.8馬赫，單機飛離成本不高過4000萬美元（1985年幣值，后來又進一步降低到3500萬美元），生命周期成本不超過F-15。
美國空軍希望ATF項目采用“演示和驗證”（Dem/Val）流程而不是輕型戰(zhàn)斗機（LWF，最終決出了F-16“戰(zhàn)隼”戰(zhàn)斗機）項目的原型機試飛競爭流程。演示和驗證流程將涵蓋除原型機試飛外的所有方面，全套航電系統(tǒng)也只在模擬器上進行測試。各廠家的ATF設(shè)計會先在風洞和雷達反射面積測試場進行測試，然后制造全尺寸實體模型，最后獲勝的廠家才會被授予制造一架試飛原型機的全尺寸發(fā)展（FSD）合同。
1985年9月，美國空軍發(fā)布了完整的ATF演示和驗證階段方案征求書，規(guī)定截止日期是1986年1月，美國空軍表示該機的采購數(shù)量可能多達750架。在演示和驗證階段，廠家要制作用于風洞測試的全尺寸或縮比模型，還要實現(xiàn)對雷達反射面積的計算機化分析，由于工作復雜，截止日期被被推遲到1986年4月。
所有7個競爭者都提交了方案。波音提交了一種V尾菱形機翼設(shè)計，兩臺發(fā)動機機共用一個大型“鯊魚嘴”式樣機腹進氣口。通用動力提交了一種三角翼設(shè)計，融入該公司F-16XL的一些元素，機身兩側(cè)進氣，進氣口位于翼根前緣前，單垂尾面積巨大，座艙后方機身兩側(cè)安裝獨立的雷達側(cè)視陣列。洛克希德提交的設(shè)計具有一個箭頭形平面形狀，機翼邊條成直線一直延伸到機鼻，機翼為傳統(tǒng)的梯形設(shè)計，后機身具有矢量噴管和平尾，機身內(nèi)設(shè)置了彈艙，采用雙外傾垂尾。麥道提交了一個具有楔形機腹進氣口和大后掠機翼的設(shè)計。諾斯羅普提交了一個具有菱形機翼和內(nèi)部武器艙但沒有推力矢量的設(shè)計。羅克韋爾的設(shè)計是一種大型高度翼身融合的三角翼飛機。格魯曼提交了一種鴨式布局的前掠翼設(shè)計。
美國空軍在1986年5月改變了主意，宣布將在演示和驗證階段結(jié)束時選出兩家公司制造各自的試飛原型機，再決出獲勝者進入全尺寸發(fā)展階段。這是因為帕卡德委員會（美國國防管理特別工作委員會）極力主張軍機采購采用原型機試飛競爭流程，當時C-5A和F-111項目的成本超支和延誤仍記憶猶新，美國空軍在強大壓力下不得不接受其建議。
諾斯羅普公司
二戰(zhàn)后，諾斯羅普公司因在戰(zhàn)斗機設(shè)計上實現(xiàn)了出色的成本/性能權(quán)衡而聞名于世。為了降低成本，諾斯羅普強調(diào)只在絕對需要的地方使用高性能和尖端技術(shù)，并成為F-5A/B“自由戰(zhàn)士”戰(zhàn)斗機和F-5E/F“虎II”背后的設(shè)計理念。雖然這兩種戰(zhàn)斗機在出口市場上獲得了巨大成功，但諾斯羅普公司在研制F-5后繼機上卻屢戰(zhàn)屢敗。P-530“眼鏡蛇”項目沒有吸引到任何客戶，其衍生型YF-17又在輕型戰(zhàn)斗機競爭中敗給F-16。雖然YF-17的衍生型F/A-18“大黃蜂”最后獲得了美國海軍的訂貨，但諾斯羅普引狼入室，讓合作伙伴麥道公司在F-18艦載型項目中占據(jù)了主導地位，自己反而變成分包商，同時自己主導的F-18L陸基型項目又無人問津。最后諾斯羅普又研制了與F-16A競爭外銷市場的F-20“虎鯊”戰(zhàn)斗機，同樣未能吸引任何客戶。
在一項自籌資金的研究中，諾斯羅普用計算機模型來確定戰(zhàn)斗機的哪些性能特點在未來空戰(zhàn)環(huán)境中最為有效，結(jié)果發(fā)現(xiàn)一架具有隱身能力的戰(zhàn)斗機能在穿透敵方領(lǐng)空時不被發(fā)現(xiàn)，或即使被發(fā)現(xiàn)也能避免被敵防空系統(tǒng)效跟蹤。此外，大幅改進的機載雷達系統(tǒng)和大大增強的計算機處理能力及座艙大屏顯示器也能大幅提高戰(zhàn)斗機的效能。于是諾斯羅普得出結(jié)論：一種具有先進雷達系統(tǒng)和強大機載計算機的隱身戰(zhàn)斗機能夠在未來超視距空戰(zhàn)中做到先敵發(fā)現(xiàn)和先敵擊落。
諾斯羅普在美國空軍宣布ATF項目將采用演示/驗證流程前的幾個月決定再次與麥道公司合作參加ATF，就像在F/A-18“大黃蜂”項目中的那樣。諾斯羅普希望能夠借鑒麥道公司在設(shè)計大型復雜戰(zhàn)術(shù)飛機（如F-15E）上的豐富經(jīng)驗，此外由于演示/驗證階段的耗資將大大超過美國空軍的撥款，組隊合作能使這兩家公司承受得起更大虧損。雙方一致同意在演示/驗證階段中獲勝的公司將主導項目。
格魯曼和羅克韋爾在演示/驗證階段早期就退出了競爭。1986年10月31日，美國空軍宣布洛克希德和諾斯羅普的方案獲勝，各自獲得一份原型機制造合同。每個團隊將制造兩架試飛原型機，也就是說洛克希德團隊將制造兩架YF-22A原型機，諾斯羅普團隊將制造兩架YF-23A原型機。每架原型機都能安裝普惠F119或通用電氣F120發(fā)動機進行飛行。試飛競爭結(jié)束后，其中一個團隊將獲得全尺寸發(fā)展（FSD）合同。
1987年，美國空軍刪除了反推裝置要求。在原先的設(shè)想中，ATF的反推裝置可以在飛行中啟動，用于在作戰(zhàn)中減速或在進近降落中進行速度控制，但是F-15短距起降測試/機動技術(shù)驗證機表明反推裝置不僅增加了重量，而且需要的冷卻空氣流量也比預計的更大。取消了反推裝置后，ATF降落滑跑距離也從610米放寬到915米，為了縮短區(qū)區(qū)305米的滑跑距離而增加反推裝置，增加的重量和復雜性是得不償失的。
1988年，預算削減迫使美國空軍把戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機聯(lián)隊的規(guī)模從38個降低到35個。當時的美國空軍現(xiàn)代化計劃仍包括750架ATF，交付速度為每年72架。全尺寸發(fā)展將在1991年啟動，1993年交付第一架全尺寸發(fā)展型飛機，1996年第一架ATF進入美國空軍服役。
1989年8月，美國空軍發(fā)布了全尺寸發(fā)展階段的方案征求書草案。1989年10月6日，國防采辦委員會批準演示/驗證階段早期設(shè)計工作推遲6個月，之后又推遲到1991年中期，導致了全尺寸發(fā)展階段相應(yīng)延后一年。美國空軍同意在1990年10月底發(fā)布全尺寸發(fā)展方案征求書，并在1991年4月選出一個獲勝者。
YF-23的設(shè)計
諾斯羅普/麥道團隊的YF-23A的體形比F-15大，這是因為更大航程要求帶來的大內(nèi)油設(shè)計。機身融合了隱身外形和氣動效率，希望能在降低雷達反射面積的同時不影響性能。YF-23A比洛克希德的YF-22A更修長，從尾翼到座艙前部的主承重機身結(jié)構(gòu)比YF-22A長了2.13米。從側(cè)面看，YF-23A的輪廓讓人想起了洛克希德的SR-71，從其他角度看，給人的總體印象是設(shè)計師把又長又高的前機身裝在了兩個間距很大的發(fā)動機艙之間。機身縱向截面積變化非常平滑，最大限度降低了跨音速和超音速阻力。前機身是修形雙梯形截面，一個倒扣在另一個之上，后部融入一個圓形截面并消失在后機身。兩個平行發(fā)動機艙上半部分突出于機身表面，截面呈梯形并平滑融入機翼。前機身布置了座艙、前起落架、航電艙和彈艙。YF-23的發(fā)動機艙明顯大于計劃中的F-23生產(chǎn)型，這是因為在設(shè)計時考慮了安裝反推裝置。
梯形進氣口位于兩側(cè)機翼下方，機翼前緣形成進氣口的上唇。這是一個簡單的固定幾何形狀二波系進氣口，把進氣口布置在機翼下方而不是機身兩側(cè)的優(yōu)點是可以取消附面層隔板設(shè)計，只使用多孔面板就行吸除機翼下表面形成的薄附面層，再從機翼上方排出。吸入式輔助進氣門設(shè)置在發(fā)動機艙頂部，用于在起飛或低速飛行時向發(fā)動機提供額外空氣。進氣道不僅向上彎曲，還向內(nèi)彎曲，對于入射雷達波完全屏蔽了發(fā)動機壓氣機正面。
YF-23A的機翼前緣后掠40度，后緣前掠40度，從頂部看機翼呈菱形。YF-23A頂視圖上的所有主要邊緣都互相平行，這已經(jīng)成為隱身設(shè)計的指導原則之一。機翼結(jié)構(gòu)厚度大，翼盒內(nèi)有足夠空間用于裝油，相對厚度較薄，無上下反角。
機翼前緣襟翼的長度大約占展長的三分之二，后緣內(nèi)側(cè)是襟翼，外側(cè)是副翼。YF-23A與YF-22A一樣沒有減速板。
后機身全動V尾間隔距離很遠，V尾外傾50度以避免在前視圖和頂視圖上形成銳角或直角。全動尾翼繞著一根軸轉(zhuǎn)動，前后緣在頂視圖上平行于主翼。全動外傾平尾能在除正上方和后方的其他角度上屏蔽發(fā)動機排氣。
諾斯洛普沒有為YF-23A安裝推力矢量噴管，這不僅是為了降低重量，還有助于實現(xiàn)更好的全向隱身性能，特別是后半球。YF-23的所有操控都通過氣動控制面進行，V尾同時提供俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航控制，機翼后緣的襟翼和副翼提供滾轉(zhuǎn)和增升控制，也可作為減速板和方向舵使用。在直線減速時，飛控系統(tǒng)會讓副翼向上偏轉(zhuǎn)襟翼向下偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生阻力的同時不會導致姿態(tài)變化，一側(cè)機翼減速則可提供偏航控制。
前機身兩側(cè)的折邊能在大攻角中保持飛機的俯仰和偏航穩(wěn)定性，折邊還能在大攻角中拉出的脫體渦流過機翼上表面，不僅能增加升力，也能作為虛擬翼刀穩(wěn)定機翼表面氣流。計算機研究表明YF-23A的轉(zhuǎn)彎性能會比三代機好，而且沒有操縱限制。
YF-23A的座艙后方有一個空中加油插座。YF-23A和YF-22A一樣也采用線傳飛控系統(tǒng)，飛行計算機根據(jù)飛行員的操縱輸入來控制控制翼面的偏轉(zhuǎn)。
主起落架向后收入發(fā)動機旁的翼根處，前起落架向前收入前機身下方。
座艙配備了ACES II彈射座椅，蛤殼式座艙蓋向后方打開，采用單片式無框風擋，風擋后有一個寬視場平顯。
第一架YF-23A安裝兩臺普惠YF119發(fā)動機，第二架安裝兩臺通用電氣YF120發(fā)動機。YF119和YF120都采用反向旋轉(zhuǎn)的低涵道比雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，高低壓壓氣機都是整體葉盤結(jié)構(gòu)。
通用電氣的YF120發(fā)動機是一種變循環(huán)發(fā)動機，在亞音速時以渦扇模式運行，在超音速時以渦噴模式運行。低壓轉(zhuǎn)子由兩級風扇和一級低壓渦輪組成，發(fā)動機本身配備有三重數(shù)字控制單元。YF120的零件數(shù)量比F110少了40%。
普惠的YF119是一種具有先進燃油控制和管理系統(tǒng)的傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機，低壓轉(zhuǎn)子由三級風扇和一級低壓渦輪組成，高壓轉(zhuǎn)子由六級高壓壓氣機和一級高壓渦輪組成。風扇出口導向葉片被鑄造無支架導向葉片的一個整體組成部分，在二元收斂擴散噴管之前還有一排可變距冷卻導向葉片。
機身后緣同樣遵循對齊原則，一個具有鋸齒后緣的船尾甲板結(jié)構(gòu)不僅填補了V尾之間的空間，還把發(fā)動機排氣系統(tǒng)融入低雷達反射面積外形結(jié)構(gòu)中。與YF-22A不同的是，YF-23A沒有推力矢量噴管，單膨脹斜坡噴管位于后機身上方很靠前的位置。噴管頂部是一個可動折板，底部是彎曲的固定斜坡。發(fā)動機排氣通過后機身船尾甲板的“隧道”或“壕溝”排出，這些溝槽表面貼有耐熱材料，可快速冷卻發(fā)動機排氣，降低紅外輻射。
為了追求隱身性能，YF-23A把所有武器都內(nèi)置。前機身底部平坦，在前起落架艙后方布置了寬敞的彈艙，可容納4枚AIM-120先進中程空空導彈。彈艙門打開后，掛在伸縮掛架上的導彈伸出到氣流中，然后導彈下落點火，艙門立即關(guān)閉，最大限度縮短暴露時間，降低被敵人發(fā)現(xiàn)的可能性。生產(chǎn)型F-23會加長前機身，在主彈艙前方再增加一個用于容納兩枚AIM-9“響尾蛇”或先進近距空空導彈（ASRAAM）的小彈艙。此外，F(xiàn)-23還會再主彈艙上方的機身右上方安裝一門20毫米M61“火神”機炮。
兩架YF-23A更像是驗證機而不是原型機。為了省錢，主起落架組件修改自F-18“大黃蜂”戰(zhàn)斗機，前起落架和座艙來自F-15，座艙沒有安裝大屏幕顯示器。美國空軍放棄反推裝置后，諾斯羅普也沒有重新設(shè)計后機身，使原型機的后機身比生產(chǎn)型更寬更深。原型機也沒有安裝雷達，沒有生產(chǎn)型飛機的任何復雜航電。不過諾斯羅普/麥道團隊使用威斯汀豪斯公司的BAC-111試飛了一套完整原型航電系統(tǒng)。雖然諾斯羅普不打算用YF-23A做大攻角試飛，也不會發(fā)射任何導彈，但NASA蘭利風洞的試驗表明這架飛機可以做尾沖機動，不存在攻角限制，除彈倉門開啟狀態(tài)下，能在任何尾旋中自行改出。
試飛表現(xiàn)
第一架YF-23A（民用注冊號N231YF，美國空軍序列號87-0800）安裝普惠發(fā)動機，在1989年被運到加州的愛德華茲空軍基地，并在1990年6月22日的一個公開儀式中首次露面。8月27日，試飛員保羅·梅斯駕駛該機在空軍飛行試驗中心完成首飛。首飛持續(xù)了20分鐘，唯一出現(xiàn)的問題是無法正常閉鎖左側(cè)主起落架。到9月中旬，第一架YF-23A完成了另外4架次試飛，其中包括9月14日的首次超音速飛行和與KC-135的空中加油。
第二YF-23A（87-0801）安裝通用電氣YF120發(fā)動機，在10月26日首飛。
YF-23A的試飛進展迅速，試飛員保羅·梅斯表示該機的飛行特性與計算機模擬結(jié)果一致。第一YF-23A在第5架次試飛中就實現(xiàn)了超級巡航，也就是在不開加力的情況下突破1馬赫。在試飛中，YF-23A達到了1.8馬赫的最大速度、7g最大過載、25度最大攻角。第一架原型機在11月14日實現(xiàn)了1.43馬赫的最大超音速巡航速度。第二架YF-23A安裝的YF120發(fā)動機的體積和推力都大于YF119，雖然該機的超巡數(shù)據(jù)仍然保密，但通用電氣參考安裝了YF120的YF-22A幾乎實現(xiàn)了1.6馬赫的超巡速度，推測安裝了YF120的YF-23A應(yīng)該能達到1.8馬赫。
1991年4月23日，美國空軍宣布洛克希德團隊在ATF競爭的演示/研制階段獲勝，同時普惠的YF119在發(fā)動機競爭中勝出。雖然YF-22A和YF-23A之間詳細的對比報告仍然屬高度機密，但大家的共識是YF-23A的速度更快。此外，YF-23A的隱身性能可能還更好，尤其是側(cè)向和后半球。由于YF-23A沒有推力矢量噴管，尾翼也較小，該機更簡單，重量也更輕。YF-22A唯一具有明顯優(yōu)勢的是低速機動性。所以從技術(shù)風險看，YF-23A要低于YF-22A。
YF119發(fā)動機獲勝的原因可能是表現(xiàn)出的技術(shù)風險低于YF120。
競爭結(jié)束后，兩架YF-23都存放在愛德華茲空軍基地?，F(xiàn)在，87-0800在俄亥俄州代頓市的空軍博物館展出，87-0801在加州托蘭斯的西部博物館展出。
性能參數(shù)
兩臺普惠YF119-PW-100或兩臺通用電氣YF120-GE-100加力渦扇發(fā)動機，最大軍推10660千克，加力推力15875千克。
性能(估計)：
高空軍推最大速度1.6馬赫，加力最大速度2.0馬赫，10100米高度以上最大持續(xù)巡航速度1.4-1.5馬赫
實用升限19810米。
起飛滑跑距離1060米
無空中加油作戰(zhàn)半徑1390-1480千米
空重13155千克，正常起飛重量24500千克，戰(zhàn)斗起飛重量28100千克
尺寸：
翼展13.28米，長度20.55米，高度4.24米，翼面積83.61平方米。
武器：
前機身彈艙內(nèi)的4枚AIM-120先進中程空空導彈。
關(guān)注“空軍之翼”公眾號給你最專業(yè)的航空感受
聯(lián)系客服
