YF-23戰(zhàn)斗機(jī)是由美國(guó)諾斯洛普與麥克唐納-道格拉斯兩家公司共同設(shè)計(jì)，競(jìng)標(biāo)先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī)（ATF）合約的機(jī)型。美國(guó)空軍于1991年4月23日宣布YF-22獲選優(yōu)勝。YF-23一共只有生產(chǎn)兩架原型機(jī)，目前都已經(jīng)不再飛行。
簡(jiǎn) 介
YF-23戰(zhàn)斗機(jī)是由美國(guó)諾斯洛普與麥克唐納 - 道格拉斯兩家公司共同設(shè)計(jì)，競(jìng)標(biāo)先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī)（ATF）合約的機(jī)型。美國(guó)空軍于1991年4月23日宣布YF-22獲選優(yōu)勝。YF-23一共只有生產(chǎn)兩架原型機(jī)，目前都已經(jīng)不再飛行。
歷 史
1985年美國(guó)空軍提出接替F-15的新一代戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)需求案，由各家公司提出各自的紙上設(shè)計(jì)草案。1986年美國(guó)空軍宣布將挑選最有潛力的兩種設(shè)計(jì)在展示/驗(yàn)證（Demostration/Validation，Dem/Val）階段進(jìn)行為期48個(gè)月的原型機(jī)設(shè)計(jì)與試飛項(xiàng)目。同年7月，美國(guó)空軍選出洛克希德與諾斯洛普兩家進(jìn)入下一階段的競(jìng)爭(zhēng)，并且建議落選的三家公司與優(yōu)勝者組成設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)以分?jǐn)傇O(shè)計(jì)工作，成本與損失。諾斯洛普選擇與麥克唐納 - 道格拉斯聯(lián)合與洛克西德，通用動(dòng)力以及波音公司的團(tuán)隊(duì)分庭抗禮。
YF-23的第一架原型機(jī)于1990年6月23日出廠，8月27日進(jìn)行第一次試飛，YF-22第一架要到8月29日才出廠。9月29日進(jìn)行第一次試飛。YF-23于9月18日第5次試飛時(shí)在不使用后燃器下達(dá)到1.43馬赫的超音速巡航紀(jì)錄，YF-22則是在11月3日達(dá)到1.58馬赫。YF-23第二架原型機(jī)于9月29日出廠。兩架原型機(jī)分別使用不同的發(fā)動(dòng)機(jī)：一號(hào)原型機(jī)使用普惠YF119，二號(hào)原型機(jī)則是奇異YF120，與YF-22剛好顛倒。
YF-23原型機(jī)設(shè)計(jì)概念與YF-22有很大的不同，除了采用許多現(xiàn)有的零組件之外，YF-23的試飛計(jì)劃里面并未包括試射空對(duì)空導(dǎo)彈與驗(yàn)證高攻角飛行能力，多是以風(fēng)洞測(cè)試蒐集與驗(yàn)證資料。根據(jù)測(cè)試的結(jié)果顯示，YF-23沒有攻角限制，飛機(jī)能夠自任何螺旋（Spin）輕易恢復(fù)穩(wěn)定飛行，只有當(dāng)導(dǎo)彈艙門呈開啟狀態(tài)時(shí)會(huì)有困難。
YF-23一共進(jìn)行50次，總計(jì)65小時(shí)的試飛項(xiàng)目，最大空速達(dá)到1.5馬赫，最大負(fù)載達(dá)到7G，最大攻角達(dá)到25度。
性能比較
YF-23與YF-22的各項(xiàng)性能比較目前仍是機(jī)密，不過根據(jù)外界的觀察，YF-23的飛行速度較高。雖然沒有向量噴嘴和水平控制面，后機(jī)身結(jié)構(gòu)反而比較簡(jiǎn)單，重量也較輕。YF-23與YF-22在大部分的飛行包絡(luò)線范圍下的性能差距不大，YF-22只有在低速下的控制性略勝一籌。
兩款飛機(jī)都采用內(nèi)置彈艙，必要時(shí)可以在機(jī)翼下另外攜帶武裝。但是YF-23的量產(chǎn)型將需要延長(zhǎng)機(jī)身以加入另外一個(gè)彈艙。設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)皆宣稱這兩種飛機(jī)都沒有攻角限制，同時(shí)都具備超音速巡航能力。
競(jìng)標(biāo)結(jié)果
所有測(cè)試于1990年12月結(jié)束，兩組團(tuán)隊(duì)根據(jù)測(cè)試的結(jié)果提出工程與生產(chǎn)發(fā)展（Engineering and Manufacturing Development，EMD）企劃案，經(jīng)過90天評(píng)估之后，美國(guó)空軍系統(tǒng)計(jì)劃辦公室（System Programme Office，SPO）在每一項(xiàng)類別上以紅黃綠藍(lán)四色代表兩款原型機(jī)的表現(xiàn)：紅色是未能滿足需要，黃色是可以改進(jìn)的項(xiàng)目，綠色是達(dá)到需求，藍(lán)色則是表現(xiàn)優(yōu)異，這種評(píng)分免去分?jǐn)?shù)相加的可能與總分會(huì)與個(gè)別項(xiàng)目之間不相符合，提供決策者較為客觀的評(píng)量參考。
美國(guó)空軍總司令最后決定由YF-22奪標(biāo)，進(jìn)入下一階段的研發(fā)計(jì)劃。諾斯洛普與麥克唐納 - 道格拉斯兩家公司受到相當(dāng)大的影響，前者與格魯門公司合并，后者納入波音公司旗下，短時(shí)間之內(nèi)將沒有機(jī)會(huì)為美國(guó)軍方設(shè)計(jì)戰(zhàn)斗機(jī)。
如前面所描述的，如果兩種原型機(jī)各有所長(zhǎng)但是差距有限的時(shí)候，最后決定的關(guān)鍵就不是在性能比較方面。YF-23競(jìng)標(biāo)失敗的原因也沒有公開過，綜合當(dāng)時(shí)各種推測(cè)之后的可能性包括：
諾斯洛普在B-2轟炸機(jī)研發(fā)案上出現(xiàn)不少預(yù)算超支與時(shí)程落后的狀況。
1990年代諾斯洛普在發(fā)展沉默彩虹導(dǎo)彈上讓美國(guó)空軍不是很滿意。
美國(guó)空軍對(duì)于洛克西德公司發(fā)展與生產(chǎn)F-117所展現(xiàn)的計(jì)劃管理與執(zhí)行能力相當(dāng)滿意。
YF-22團(tuán)隊(duì)當(dāng)中還有對(duì)大型計(jì)劃非常有經(jīng)驗(yàn)的波音公司。
美國(guó)空軍極有可能從ATF計(jì)劃的挑戰(zhàn)性，設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)過去執(zhí)行與管理計(jì)劃的能力與紀(jì)錄等方面，選擇了綜合能力較強(qiáng)的YF-22而將YF-23踢除。
設(shè)計(jì)特點(diǎn)
相較于YF-22，YF-23的機(jī)身比較長(zhǎng)，采中單翼，機(jī)翼的前后緣分別后掠與前掠40度，類似于菱形。機(jī)身后方?jīng)]有水平控制面，以兩片向外傾斜50度的垂直控制面取代兩者。
進(jìn)氣口位于機(jī)身下方靠近機(jī)翼前緣的位置，進(jìn)氣口和進(jìn)氣道都采用固定結(jié)構(gòu)，沒有可以移動(dòng)的部分，不僅能夠降低重量，也避免增加正面雷達(dá)反射截面積（RCS）。進(jìn)氣道在機(jī)身內(nèi)部向上彎折與位于機(jī)背的的發(fā)動(dòng)機(jī)相連接，噴嘴位于外傾的垂直控制面的中間處，從后下方無法直接看到噴嘴，降低紅外線訊號(hào)的強(qiáng)度，同時(shí)也限制安裝向量噴嘴的可行性。
原型機(jī)只有一處彈艙，位于兩側(cè)進(jìn)氣道的中央，座艙與發(fā)動(dòng)機(jī)之間。量產(chǎn)型預(yù)定增加的彈艙將會(huì)位于這個(gè)彈艙的前方。
YF-23A展現(xiàn)了與YF-22A全完不,同的設(shè)計(jì)概念，也體現(xiàn)了諾斯羅普/麥道設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)對(duì)未來空戰(zhàn)要求的理解。
總體布局YF-23A的總體布局在很大程度上繼承了諾斯羅普概念設(shè)計(jì)方案的特點(diǎn)。其菱形機(jī)翼+V形尾翼的布局，介于傳統(tǒng)正常布局和無尾布局之間。單座，雙發(fā)，中單翼，腹部進(jìn)氣。
和YF-22A一樣，YF-23A最終并沒有采用一度呼聲頗高的鴨式布局。事實(shí)上從七家公司的方案無一采用鴨式布局這點(diǎn)上就能看出美國(guó)人的傾向了。在一定程度上，這是受了幾年前七巨頭討論會(huì)上通用動(dòng)力的影響——哈瑞-希爾萊克說“鴨翼最好的位置是在別人的飛機(jī)上。”筆者在《王者之翼》中曾提到過，拒絕鴨式布局的原因之一是配平問題。如果按照能夠進(jìn)行有效的俯仰控制原則水設(shè)計(jì)鴨翼，那么鴨翼就無法配平機(jī)翼增升裝置產(chǎn)生的巨大低頭力矩。如果需要配平增升裝置，那么鴨翼必須增大，對(duì)機(jī)翼的下洗也隨之增大，反過來削弱了增升效果。而且為了防止深失速，可能還需要增加平尾。另一方面，從跨音速面積律來說，大鴨翼很難滿足跨音速面積律的要求，增大了機(jī)身設(shè)計(jì)難度和超音速阻力——這對(duì)于強(qiáng)調(diào)超巡的ATF(特別是YF一23A)來說，尤其難以接受。
而拒絕鴨式布局的另一個(gè)重要原因是隱身問題。鴨翼的位置、大小、平面形狀很難和隱身要求統(tǒng)一起來。隱身設(shè)計(jì)的一個(gè)重要原則是盡昔減少(但不可避免)機(jī)體表面(特別是迎頭方向)的不連續(xù)處，而鴨翼恰恰難以做劍這一點(diǎn)。如果還希望把機(jī)翼前后緣對(duì)應(yīng)的主波束數(shù)量減至最少(也就是前后緣平行)，將帶來更大的設(shè)計(jì)困難。
雖然根據(jù)美國(guó)空軍的要求，ATF必然兼顧隱身和機(jī)動(dòng)性，但各個(gè)公司設(shè)計(jì)思想不同，飛機(jī)性能偏重也必然不同。從YF-23A最終選擇了V形尾翼而非傳統(tǒng)四尾翼布局來看，諾斯羅普追求隱身的意圖相當(dāng)明顯，他們的的設(shè)計(jì)可大大減小飛機(jī)的側(cè)面雷達(dá)反射截面積。由于減少一對(duì)尾翼，飛機(jī)重量和阻力也可減小，對(duì)于提高超巡能力也有助益。但隨之而來的是操縱面的效率問題和飛控系統(tǒng)的復(fù)雜化。
機(jī)身為滿足“跨戰(zhàn)區(qū)航程”的要求，ATF必須有足夠大的載油量而考慮到隱身要求(飛機(jī)不能外掛副油箱)，所有燃油必須由機(jī)內(nèi)油箱裝載。因此無論是YF一22A還是YF一23A，都必須提供足夠的機(jī)內(nèi)容積——幾乎相當(dāng)于F一15的兩倍!從機(jī)體尺寸來看，YF一23A機(jī)身長(zhǎng)度增加明顯，但仍然有限，因此其機(jī)內(nèi)容積增大必然主要來自飛機(jī)橫截而積的增大。如果從跨/超音速阻力方面來考慮，飛機(jī)橫截面積增大不利于按照跨音速面積律來設(shè)計(jì)飛機(jī)。適當(dāng)?shù)乩L(zhǎng)機(jī)身，有助于平滑飛機(jī)的縱向橫截面積分布，減小跨/超音速阻力。但機(jī)身加長(zhǎng)，必然導(dǎo)致飛機(jī)縱向轉(zhuǎn)動(dòng)慣性增大，這對(duì)于提高飛機(jī)敏捷性和精確控制能力是不利的。蘇一27的機(jī)身長(zhǎng)度和YF一23A相近，有飛過蘇一27的飛行員說，該機(jī)操縱慣性較大，并不是那么好飛。
事實(shí)上，僅僅從機(jī)身設(shè)計(jì)的特點(diǎn)我們就可看到Y(jié)F一23A和YF一22A在設(shè)計(jì)思想方面的差異。從機(jī)內(nèi)載油量來看，YF一23A載油10.9噸，YF一22A載油11.35噸，考慮到機(jī)內(nèi)彈艙設(shè)計(jì)載彈量相同(之所以說設(shè)計(jì)，是因?yàn)閅F一23A的格斗彈艙還停留在圖紙上)，那么YF一23A的機(jī)內(nèi)容積不會(huì)大于YF一22A。而YF一23A的機(jī)身長(zhǎng)度卻明顯長(zhǎng)于YF一22A(后者由于尾撐和平尾的原因，實(shí)際機(jī)身長(zhǎng)度從有18米多)，這意味著即使在飛機(jī)最大橫截面積相當(dāng)?shù)那闆r下，YF一23A也可以獲得更平滑的橫截面積分布(也就是更小的跨/超音速阻力)，當(dāng)然也獲得了更大的縱向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。不難看出，為了解決橫截面積增大帶來的阻力問題，YF一23A和YF一22A的選擇截然相反，前者選擇了速度性能而犧牲了敏捷性和精確控制能力。這也在一定程度上反映了兩大集團(tuán)對(duì)未來戰(zhàn)斗機(jī)的定位。 在外觀上，YF一23A的機(jī)身頗有些洛克希德SR一71黑鳥的風(fēng)格，看上去就像把前機(jī)身和兩個(gè)分離的 發(fā)動(dòng)機(jī)艙直接嵌到一個(gè)整體機(jī)翼上一樣。前機(jī)身內(nèi)主要設(shè)置雷達(dá)艙、座艙、前起落架艙、航電設(shè)備艙和導(dǎo)彈艙。前機(jī)身前段橫截面近似一個(gè)上下對(duì)稱的圓角六邊形，然后逐步過渡到圓形潢截面，最后在機(jī)身中段與機(jī)翼完全融合。后面的進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)艙橫截面仍是梯形，并以非常平滑的曲線過渡到機(jī)翼或后機(jī)身的“海貍尾巴”，這有助于減小相互之間的干擾阻力。前面提到過，空軍取消了采用反推裝置的要求，而諾斯羅普并未修改設(shè)訃，在后機(jī)身形成非常明顯的“溝槽”，帶來不必要的阻力增量。
邊條翼布局在大迎角時(shí)比鴨式布局的升力特性有更大優(yōu)勢(shì)——這是影響諾斯羅普選擇YF一23A整體布局的因素之一。就傳統(tǒng)邊條而言，其展長(zhǎng)的增大(面積也增大)對(duì)提高大迎角時(shí)的升力有明顯好處。但展長(zhǎng)越大，大迎角下產(chǎn)生的上仰力矩也越大；成為制約邊條大小的一個(gè)因素。但顯然YF一23A的邊條不同于三代機(jī)上的傳統(tǒng)邊條。其三段直線式窄邊條設(shè)計(jì)相當(dāng)有特點(diǎn)，從機(jī)翼前緣一直向前延伸到雷達(dá)罩頂端。這種邊條倒是和YF一22A的邊條頗為類似。
YF一23A的邊條具有以下幾個(gè)功能：產(chǎn)生邊條渦，在機(jī)翼上誘導(dǎo)出渦升力，改善機(jī)翼升力特性；利用邊條渦為機(jī)翼上表面附面層補(bǔ)充能量，推遲機(jī)翼失速；起到氣動(dòng)“翼刀”的作用，阻止附面層向翼尖堆積，推遲翼尖氣流分離(事實(shí)上由于YF一23A機(jī)翼根梢比很大，高速或大迎角下可能會(huì)有明顯的翼尖分離趨勢(shì))；大迎角下機(jī)頭渦的分離，提供更好的俯仰和方向穩(wěn)定性——直到第三代超音速戰(zhàn)斗機(jī)，大迎角下機(jī)頭渦不對(duì)稱分離的問題仍未解決，這是限制飛機(jī)進(jìn)入過失速領(lǐng)域的一個(gè)重要因素。
但如果從傳統(tǒng)觀點(diǎn)來看，YF一23A的邊條太小，能否產(chǎn)生足夠強(qiáng)的渦流，起到應(yīng)有的作用還是個(gè)疑問。如果確實(shí)可以，那么一種可能性就是該機(jī)邊條的作用原理有別干傳統(tǒng)邊條，另一種可能就是還有其它的輔助措施來協(xié)助改善機(jī)翼升力特性。有資料提及，“機(jī)頭和內(nèi)側(cè)機(jī)翼所產(chǎn)牛的渦流對(duì)尾翼沒有什么影響”，這可能意味著YF一23A機(jī)翼內(nèi)側(cè)可能有某種措施以產(chǎn)生渦流，起到和邊條渦類似的作用。在YF一22A的進(jìn)氣道頂部各有兩塊控制板，用于控制機(jī)翼上表面的渦流。YF一23A可能也有類似設(shè)計(jì)——其機(jī)翼內(nèi)側(cè)有進(jìn)氣道附面層的放氣狹縫，不排除附面層氣流經(jīng)過加速后由此排出，借以改善機(jī)翼上表面氣流狀態(tài)的可能性。
機(jī)翼巨大的菱形機(jī)翼可以算是YF-23A最突出的外形特征之一。機(jī)翼前緣后掠40度，后緣前掠40度，下反角2度，翼面積88.26平方米，展弦比2.0，根梢比高達(dá)12.2。諾斯羅普之所以選擇這樣一個(gè)占懌的機(jī)翼平面形狀，最重要的影響因素就是隱身。YF一23A的隱身技術(shù)繼承自B一2，兩者有類同之處——其中之一就是X形的四波瓣反射特征。要實(shí)現(xiàn)四波瓣反射，機(jī)翼前后緣在水平面內(nèi)必須平行。這樣一來，諾斯歲普沒有更多的選擇：要么采用后緣后掠設(shè)計(jì)，形成后掠梯形翼，基本類似B一2的機(jī)翼；要么采用后緣前掠設(shè)計(jì)，形成對(duì)稱菱形翼。
采用后掠梯形翼，好處是后掠角選擇限制較小，可以根據(jù)需要進(jìn)行優(yōu)化；但和三角其相比，缺點(diǎn)也很明顯：結(jié)構(gòu)效率較低；內(nèi)部容積較小，對(duì)于要求跨戰(zhàn)區(qū)航程的ATF而言影響尤大；氣動(dòng)彈性發(fā)散問題較明顯；機(jī)翼相對(duì)厚度的選擇受限制，不利于選擇較小的相對(duì)厚度來減小超音速阻力。如果選擇后緣前掠設(shè)計(jì)，當(dāng)機(jī)翼前緣后掠角(后緣前掠角)較小時(shí)，這種機(jī)翼更接近于諾斯羅普慣用的小后掠角薄機(jī)翼(典型的如F-5、YF—17)，所面臨的問題則和后掠梯形翼相同——超凡的續(xù)航能力和優(yōu)良的超音速性能是這種機(jī)翼難以解決的巨大矛盾。而采用大后掠角的對(duì)稱菱形翼，在隱身上是有利的——F一117采用高達(dá)66.7度的后掠角，就是為了將雷達(dá)波大幅偏轉(zhuǎn)出去——但氣動(dòng)方面的限制已經(jīng)否決了這種可能性：展弦比太小，氣動(dòng)效率極低，這種飛機(jī)造出來能不能飛都是個(gè)問題。而且后緣前掠角太大，將使得機(jī)翼后緣的增升/操縱裝置的效率急劇降低直至不可接受。
綜合權(quán)衡之下，只有采用中等后掠角的對(duì)稱菱形翼，才能在隱身、續(xù)航、氣動(dòng)等諸方面取得令人較為滿意的平衡點(diǎn)。至于為什么恰好選定40度后掠角，筆者認(rèn)為，在其它條件基本得到滿足的情況下，優(yōu)化邊條渦的有利干擾應(yīng)該是影響因素之一。不過，既便如此，40度的后緣前掠角也嚴(yán)重影響了機(jī)翼后緣氣動(dòng)裝置的效率：YF一23A必須使用更大的襟翼下偏角來保證增升效果，但這又增大了機(jī)翼上表面附面層分離趨勢(shì)，不但增大了附面層控制難度，也反過來降低了增升效果另一方面，YF一23A的副翼效率也不佳，導(dǎo)致其滾轉(zhuǎn)率不能滿足要求，而這最終影響到了競(jìng)爭(zhēng)試飛的結(jié)果。
就機(jī)翼的特點(diǎn)來看，諾斯羅普的考慮優(yōu)先順序首先是隱身，其次是超音速和續(xù)航能力，最后才是機(jī)動(dòng)性和敏捷性。
為改善機(jī)翼升力特性，YF一23A采用了前緣機(jī)動(dòng)襟翼設(shè)計(jì)，其展長(zhǎng)約占2/3翼展。有資料稱該機(jī)采用的是縫翼設(shè)計(jì)，但在YF-23A試飛照片上看不出縫翼的特征。而且從隱身角度考慮，當(dāng)縫翼伸出時(shí)，形成的狹縫將成為電磁波的良好反射體，這對(duì)于諾斯羅普來說是絕對(duì)不能接受的。
事實(shí)上，前緣襟翼對(duì)飛機(jī)的隱身特性仍然有不利影響。最好的解決手段是在AFTI/F一111上驗(yàn)證的任務(wù)自適應(yīng)機(jī)翼技術(shù)，可以避免機(jī)翼表面的不連續(xù)和開縫，不過遺憾的是直至今天這一技術(shù)仍未投入實(shí)用。對(duì)此，YF-22A采用了從F一117上繼承來的菱形槽設(shè)計(jì)，使得襟翼偏轉(zhuǎn)時(shí)該處成為低雷達(dá)反射區(qū)。而極力追求隱身的YF一23A竟然不考慮這個(gè)細(xì)節(jié)，唯一的解釋就是在該機(jī)的典型作戰(zhàn)狀態(tài)(超巡)時(shí)，機(jī)翼為對(duì)稱翼型，不需要偏轉(zhuǎn)襟翼。
位于YF一23A機(jī)翼后緣的氣動(dòng)操縱面設(shè)計(jì)相當(dāng)有特色，可算是YF一23A的亮點(diǎn)。有的資料稱，機(jī)翼內(nèi)側(cè)為襟翼，外側(cè)則是副翼，但實(shí)際情況遠(yuǎn)非這么簡(jiǎn)單。簡(jiǎn)單的襟翼、副翼之分，并不符合諾斯羅普在YF一23A上體現(xiàn)出來的“一物多用”的設(shè)計(jì)思想。就YF一23A的試飛照片來看，內(nèi)、外側(cè)控制面均有參與增升和滾轉(zhuǎn)控制。因此筆者將其定位為“多用途襟副翼”。之所以說“多用途”，是因?yàn)檫@兩對(duì)控制面除了傳統(tǒng)襟副其的功能外，還兼有減速板和阻力方向舵的作甩當(dāng)內(nèi)側(cè)襟副翼同時(shí)下偏，外側(cè)襟副冀同時(shí)上偏，在保證機(jī)翼不產(chǎn)生額外升力增量的同時(shí)，產(chǎn)生對(duì)稱氣動(dòng)阻力，起到減速板的作用；當(dāng)只有一側(cè)襟副翼采用上/下偏時(shí)，則產(chǎn)生小對(duì)稱阻力，起到阻力方向舵的作用——這肯定是從B一2的設(shè)計(jì)繼承發(fā)展而來的。這種設(shè)計(jì)相當(dāng)新穎，有效地減輕了重量，但飛控系統(tǒng)的復(fù)雜性和研制風(fēng)險(xiǎn)則不可避免地增大了。
