为什么美国的YF-23战斗机不装备部队？
据我所知，这款战机外观非常前卫，采用了很多先进技术(F-22主要采用现有成熟技术)。但是:
1)由于设计问题，它的滚转率不如F-22。
2)空中加油存在技术隐患。
3)因为它的技术太先进，所以不太靠谱。
4)单架F-22价值1.2亿美元，这家伙更贵。
以上是其败北的主要原因，以下是具体参数(无聊)
YF-23A展示了与YF-22A相同的设计理念，也反映了诺斯罗普/麦道设计团队对未来空战需求的理解。？
总体布局YF-23A的总体布局很大程度上继承了诺斯罗普公司概念设计方案的特点。菱形机翼和V型尾翼的布局介于传统的正常布局和尾翼布局之间。单座，双发，中翼，腹部进气。？
和YF-22A一样，YF-23A也没有采用曾经非常流行的鸭式布局。其实从7家公司的规划没有一家采用鸭式布局就可以看出美国人的倾向。这在一定程度上是受几年前七巨头会议上通用动力的影响——哈里·希尔莱克说“鸭翼的最佳位置是在别人的飞机上。”作者在《王者之翼》中提到，拒绝鸭式布局的原因之一是平衡问题。如果按照有效俯仰控制原理设计鸭翼，那么鸭翼就无法平衡机翼增升装置产生的巨大弓形力矩。如果需要配平增升装置，那么鸭翼必须加大，机翼下洗也会加大，进而削弱增升效果。而且为了防止深度失速，可能需要增加平尾。另一方面，对于跨音速面积律，大鸭翼很难满足跨音速面积律的要求，增加了机身设计难度和超音速阻力，这对于强调飞越的ATF(尤其是YF-23A)来说尤其难以接受。？
拒绝鸭式布局的另一个重要原因是隐身。鸭翼的位置、大小、平面形状与隐身要求很难统一。隐身设计的一个重要原则是尽量减少(但不可避免地)机体表面(尤其是迎面方向)的不连续性，而鸭翼恰恰很难造剑。如果要尽量减少机翼前后缘对应的主梁数量(即前后缘平行)，会带来更大的设计难度。？
虽然按照美国空军的要求，ATF必须兼顾隐身和机动性能，但是不同公司的设计思路不同，飞机性能必然会有所不同。从YF-23A最终选择了V型尾翼而不是传统的四尾翼布局来看，诺斯罗普追求隐身的意图相当明显，他们的设计可以大大减小飞机的侧雷达截面积。由于减少了一对尾翼，也可以降低飞机的重量和阻力，对提高巡逻能力也有帮助。但随之而来的是操纵面的效率和飞行控制系统的复杂性。？
为了满足“跨战区航程”的要求，ATF必须有足够大的载油量，并且考虑到隐身要求(飞机不能外挂副油箱)，所有燃油必须由内部油箱装载。因此，YF-22A和YF-23A都必须提供足够的内积——几乎是F-15的两倍！从机身尺寸来看，YF-23A机身长度有明显增加，但还是有限的，所以其内积的增加一定主要来自于飞机横截面积的增加。考虑跨音速/超音速阻力，飞机截面积的增加不利于按跨音速面积法则设计飞机。适当加长机身有助于平滑飞机的纵向横截面分布，降低跨音速/超音速阻力。但机身的加长必然导致飞机纵向转动惯量的增加，对提高飞机的敏捷性和精确控制能力是不利的。SUI-27的机身长度和YF-23A差不多。有飞过隋-27的飞行员说，这种飞机操纵惯性大，不那么好飞。？
事实上，仅从机身设计的特点就可以看出YF-23A和YF-22A在设计思路上的差异。从机内载油量来看，YF-23A的载油量为10.9吨，YF-22A为11.35吨。考虑到飞机内弹舱的设计载弹量相同(设计是因为YF-23A的战斗弹舱还在图纸上)，YF-23A的内部容积不会大于YF-22A。但YF-23a的机身长度明显长于YF-22A(由于尾翼支撑和平尾，YF-23A的实际机身长度超过18m)，这意味着YF-23A可以获得更平滑的横截面整体布(即更小的跨音速/超音速阻力)，当然还有更大的纵向惯性矩，即使飞机的最大横截面积相当。不难看出，为了解决截面积增大带来的阻力问题，YF-23A和YF-22A是截然对立的。前者选择了速度性能，却牺牲了敏捷性和精确控制能力。这也在一定程度上反映了两大集团对于未来战机的定位。从外形上看，YF-23A的机身与洛克希德SR-71黑鸟颇为相似，看起来像是前机身和两个独立的发动机舱直接嵌入一个整体机翼。前机身主要配备雷达舱、驾驶舱、前起落架舱、航电舱、导弹舱。前机身前段近似为上下对称的圆角六边形，然后逐渐过渡为圆形截面，最后在机身中段与机翼完全融为一体。后进气道和发动机舱的横截面仍然是梯形，以非常平滑的曲线过渡到机翼或后机身的“海狸尾”，有助于降低它们之间的干扰阻力。如前所述，空军取消了使用反推装置的要求，但诺斯罗普公司没有修改设计，在后机身形成了非常明显的“凹槽”，带来了不必要的阻力增量。？
在大迎角时，边条翼布局比鸭翼布局在升力特性上更有优势，这也是影响诺斯罗普公司选择YF-23A总体布局的因素之一。就传统边条而言，其长度(面积)的增加对提高大迎角升力明显有利。然而，伸展长度越大，大迎角时的俯仰力矩越大；成为制约侧栏大小的因素。但是很明显YF-23A包边和三代电脑上的传统包边是不一样的。其三段式线性窄边条设计颇具特色，从机翼前缘一直延伸到天线罩顶部。这种边条和YF-22A的很像。？
YF-23A的边条有以下作用:产生边条涡，在机翼上诱导涡升力，改善机翼的升力特性；利用边条涡补充机翼上表面边界层能量，延缓机翼失速；发挥气动“翼刀”的作用，防止边界层向翼尖堆积，延缓翼尖气流分离(实际上由于YF-23A机翼的大根尖比，在高速或大迎角时可能会出现明显的翼尖分离趋势)；大迎角下的头涡分离提供了更好的俯仰和方向稳定性——直到第三代超音速战斗机，头涡在大迎角下的非对称分离问题仍未得到解决，这是限制飞机进入过失速领域的重要因素。？
但从传统的角度来看，YF-23A的边缘是否过小，无法产生足够强的涡流发挥应有的作用，还是个问题。如果是，一种可能是边条的作用原理与传统边条不同，另一种可能是有其他辅助措施帮助改善机翼的升力特性。其中提到“机头和内翼产生的涡流对尾翼没有影响”，这可能意味着YF-23A机翼内部可能有一些产生涡流的措施，起到类似边条涡流的作用。YF-22A的进气道顶部有两个控制面板，用来控制机翼上表面的涡流。YF-23A也可能有类似的设计——其机翼内侧的进气边界层有一个放气缝，不排除加速后边界层气流被排出的可能，以改善机翼上表面的气流状态。？
机翼巨大的菱形机翼可以算是YF-23A最突出的外观特征之一。机翼前缘后掠40度，后缘前掠40度，上反角2度。机翼面积88.26平方米，展弦比2.0，根尖比高达12.2。诺斯罗普公司选择如此占优势的机翼平面形状，最重要的影响因素是隐身。YF-23A的隐身技术继承自B-2，两者有相似之处——其中一个是X型四叶反射特性。为了实现四瓣反射，机翼的前缘和后缘必须在水平面上平行。这样诺斯罗普就没有更多的选择了:要么采用后缘后掠设计，形成后掠梯形机翼，基本类似于B-2的机翼；或者后缘前掠，形成对称的菱形机翼。？
采用后掠梯形机翼的优点是后掠角的选择有限，可以根据需要进行优化；但与三角形相比，缺点也很明显:结构效率低；内部体积小，对需要跨战区航行的ATF影响大；气动弹性发散问题明显；机翼相对厚度的选择受到限制，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，当机翼前缘前掠角(后缘前掠角)较小时，机翼更接近诺斯罗普公司常用的小后掠角薄机翼(如F-5和YF-17)，其面临的问题与后掠梯形机翼相同——非凡的续航能力和优异的超音速性能是难以解决的巨大矛盾。大后掠角的对称菱形机翼有利于隐身——F-117的后掠角高达66.7度，是为了大幅度偏转雷达波——但气动限制已经否决了这种可能性:展弦比太小，气动效率极低，这种飞机能不能飞是个问题。而且后缘前掠角过大，会使机翼后缘升力/控制装置的效率急剧下降，直至无法接受。？
综合平衡来看，只有后掠角适中的对称菱形机翼才能在隐身、续航和气动上达到令人满意的平衡。至于为什么选择40度后掠角，笔者认为在其他条件基本满足的情况下，优化边条涡的有利干扰应该是影响因素之一。然而，即便如此，40度的后缘前掠角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向下偏转角来保证增升效果，但这增加了机翼上表面边界层的分离趋势，不仅增加了边界层控制的难度，也反过来降低了增升效果。另一方面，YF-23A的副翼效率不好，导致其滚转率达不到要求，最终影响了竞技试飞的结果。？
就机翼的特性而言，诺斯罗普公司优先考虑的首先是隐身，其次是超音速和续航能力，最后是机动性和敏捷性。？
为了改善机翼的升力特性，YF-23A采用了前缘机动襟翼的设计，其跨度约为翼展的2/3。据悉，该机采用缝翼设计，但在YF-23A的试飞照片中看不到缝翼的特征。而且从隐身的角度来说，缝翼伸长时，形成的狭缝会成为电磁波的良好反射体，这是诺斯罗普公司绝对不能接受的。？
事实上，前缘襟翼仍然对飞机的隐身特性有不利影响。最好的解决方案是在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性和狭缝，但遗憾的是这项技术直到今天还没有付诸实践。在这方面，YF-22A采用了继承自F-117的菱形凹槽设计，使其在襟翼偏转时成为低雷达反射区。而力求隐身的YF-23A则不考虑这个细节。唯一的解释是，在飞机典型的战斗状态(超巡)下，机翼是对称的，不需要偏转襟翼。？
位于YF-23A机翼后缘的气动操纵面比较有特色，可以算是YF-23A的亮点。有资料显示，机翼内侧是襟翼，外侧是副翼，但实际情况远没有这么简单。襟翼和副翼的简单区分不符合诺斯罗普公司在YF-23A上体现的“一物多用”的设计思想。根据YF-23A的飞行试验照片，内外操纵面都参与了升力和滚转控制。因此，作者将其定义为“多用途襟副翼”。之所以说“多用途”，是因为这两对操纵面不仅具有传统襟翼的功能，还具有减速板和阻力方向舵的功能。当内襟翼副翼同时向下偏转时，外襟翼机翼同时向上倾斜，保证机翼不产生额外的升力增量，同时产生对称的气动阻力，起到减速板的作用。当只有一个副翼向上/向下倾斜时，会产生很小的对称阻力，起到阻力方向舵的作用——这一定是继承了B-2的设计。这种设计相当新颖，有效地减轻了重量，但飞行控制系统的复杂性和开发风险不可避免地增加了。
尾翼？V型尾翼的设计不是诺斯罗普公司首创的。1956年，法国C.M.175教练机使用了V型尾翼。洛克希德F-117A也是如此(但比较特殊，只提供方向控制)。但YF-23A在强调机动性的未来战斗机中率先采用V型尾翼设计。？
YF-23A的V型尾翼设计相当独特。为了保证4瓣雷达的反射特性，平尾前后缘在水平面上的投影分别与机翼前后缘平行。这使得飞机的尾部看起来相当巨大。考虑到大部分雷达反射发生在离水平面30度的范围内，YF-23A采用了将尾翼倾斜40度的设计，保证雷达波不会反射回接收机，但相应的尾翼效率也降低了。相比之下，YF-22A采用91的设计，倾斜27度，F隐身设计的边缘是隐身性和机动性综合平衡的结果。按照公开的说法，YF-23A出于大迎角机动性能的要求，将尾翼布置在了较宽的距离上，完全避开了边条和机翼内部的涡流，从而提高了激烈机动状态下的俯仰、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，但其气动效率难免堪忧。偏航，俯仰，滚动和两轴控制都考虑到了。一物多用固然很好，但往往被忽略的是，尾巴的总控制能力是有限的，某一轴如果占据了更多的控制能力，必然会削弱其他轴的控制能力。当飞机处于复杂状态时，YF-23A的尾翼可能无法兼顾两者。回头看看F-22的过失速飞行试验，就知道操纵面的控制载荷相当重，需要推力矢量控制。当然，从另一个角度来说，可能诺斯罗普根本没有考虑超火力攻角飞行的控制问题。可以保证在大迎角范围内不发生气动发散(诺斯罗普说风洞数据显示YF-23A可以在所有迎角下稳定飞行，但YF-23A的迎角最终不超过25度)，这是诺斯罗普在这方面做出的极限。毕竟机动性是YF-23A的第一要务，过失速机动性就更不用说了。？
飞行控制系统和推力矢量控制？经过长期的验证，带控制的布局在ATF设计阶段已经相当成熟。YF-23A应用以下控制布局技术并为此采用电传飞控系统并不奇怪。但由于最终比赛失败，外界对飞机的飞控系统细节知之甚少。如前所述，YF-23A在设计上具有“一物多用”的显著特点。由于减少了操纵面和相应的操纵机构，有助于降低飞机的重量和阻力，对提高飞机的隐身特性也相当有利。然而，除了操纵面载荷问题，这种设计还必然面临着对飞行控制系统复杂性的考验。当然，在成功的B-2上也可以看到类似的设计，但必须注意的是，这种多用途的设计对于不需要复杂机动的轰炸机来说问题不大；然而，战斗机操纵面的偏转控制即使在正常情况下机动也是相当复杂的，多用途的设计必然会增加飞行控制系统的复杂性和开发风险。如果要考虑非常规飞行，飞控系统的设计难度可想而知。飞行控制软件编程是飞行控制系统设计的难点之一。自从电传飞控系统实际应用以来，大多数一流战斗机都是在它上面栽了跟头。1992年4月25日，YF-22A因飞行控制软件问题导致“飞行员诱发振荡”，坠毁地面。后来在F-22的试飞过程中，飞控软件不断改进升级。即使是基本上按照常规设计的YF-22A飞行控制系统也有如此多的麻烦，更不用说把YF-23A飞行控制系统设计得非常规。在判断设计风险上，美国空军是比较准确的。？
如果YF-23A采用推力矢量控制系统，将缓解多用途带来的操纵面载荷问题，也有利于提高机动性和敏捷性。但诺斯罗普最终放弃了推力矢量，以确保其首要目标——隐身能力。因为如果要应用推力矢量控制技术，就必须改变后机身的设计，这不仅增加了飞机的重量，还会导致飞机的雷达截面积(主要是向后)增加，红外隐身能力下降——因为必须取消开槽尾喷管设计。这不符合诺斯罗普公司的设计思路。？
进气/排气系统？发动机的进气道和第一级压气机是喷流前方雷达截面积的主要来源，设计上稍有不慎就可能导致为隐身所做的一切努力付之东流。在中高空飞行的飞机，如F-117、B-2等，主要受到来自下方的威胁，因此可以将进气道和喷管放在机身上表面，阻挡主要的雷达反射特性。但是对于空对空战斗机来说，这个威胁定律显然不适用。如果来自四面八方的威胁可能性相等，那么在这种情况下应该用什么原则来设计飞机？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，YF-23A的进气道设计选择了遵循机动性和进气道的要求。？
发动机进气道是空腔结构，是很好的雷达波反射器。发动机第一级压气机的高速旋转叶片不仅是强反射源，而且反射的波谱足以作为飞机模型的识别特征。要解决隐形的问题，首先要解决这两个麻烦。解决方法之一是遮挡。F-111和Phantom的激波锥可以在一定程度上屏蔽进气道和压气机内的反射波，但问题是激波锥本身就是一个强雷达散射源。另一种更常用的方式是S型进气口，在进气口铺设吸波材料。然而，S形进气道并没有想象中的那么简单，设计不当可能会导致严重的总压损失。没有大量的验证，设计难免吃亏。？
YF-23A的进气道位于机翼下靠近前缘的位置，类似于苏-27的设计，显然是大迎角条件下进气要求的考虑。其横截面为梯形，除垂直面上为斜切结构外，水下也为微斜切，可提高大攻角侧滑条件下的进气效率。在进气口前面，设计了多孔边界层抽吸装置(机翼下表面未喷漆区域)，通过机翼上表面排出。由于进气口靠近机翼前缘，边界层厚度不大，所以不需要采用大的边界层隔断，有助于降低雷达反射特性。发动机舱表面还设计了一个辅助进气阀(梯形板，带有锯齿状后缘，位于边界层排放缝旁)，以满足发动机在起飞着陆和低速工况下的进气需要。根据隐身原理，进气道从进气道向内向上弯曲，从正面看不到压气机叶片，可以获得很好的隐身效果。此外，YF-23A采用固定进气道设计，避免了可调进气道可调斜板之间的缝隙和台阶造成的雷达反射。压缩斜板设计为二波系统，并根据YF-23A的预计巡航速度进行优化。？
YF-23A的发动机喷管设计有明显的B-2风格。凹槽喷管位于V形尾翼之间的扁平“海狸尾”上，内衬耐热材料。喷嘴顶部铰接有无边框调节板，用于调节喷嘴的大小。在海狸尾、V型尾翼和凹槽侧壁的屏蔽下，燃烧室喷出的热射流在凹槽段与冷空气混合降温(二元矩形喷管使射流更容易与周围空气混合)，然后排出机外，红外特性明显低于常规战斗机。除了隐身功能，笔者推测YF-23A的喷管设计可能还具有弹射增升功能，V型尾翼起到类似端板的作用，增强增升效果。不过，这种猜测并没有得到数据的证实。？
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上是基于YF-119/120的巨大推力。超巡能力和跨战区远航对发动机提出了极其严格的要求。为了满足性能要求，需要采用中等增压比的高压压气机、大增压比的低压压气机、涡轮前的高温和加力状态下的大推力。？
为了满足加力推力的要求，GE选择了变循环技术。其YF-120发动机采用特殊的可变面积外涵道引射器，通过控制内外涵道的空气流量来改变涵道比。在超音速巡航状态下，YF-120的工作方式接近涡喷发动机(涵道比接近0)，仅使用少量的外涵道引气进行冷却；在亚音速飞行中，YF-120作为涡扇发动机工作(最大涵道比约为0.3)。YF-120为双转子方案，采用同轴反转技术，两级低压压气机，高低压涡轮只有一级。采用三余度数字发动机控制模块。与F-100相比，零件数量少了40%。YF-120的军用推力高达125 kn，甚至超过了早期F-100的加力推力。？
蒲辉选择了相对保守的涡扇发动机方案，当然设计上有了显著进步，使得YF-119即使没有变循环技术也能满足JAFE的要求。YF-119也是双转子方案，低压压气机三级，高压压气机六级，高低压涡轮一级。它的加力推力明显低于YF-120，只有97.9千牛。足够有趣的是，第一台实用的变循环发动机J-58(用于SR-71)是由普惠公司在20世纪50年代研制的。对于为何放弃自己的原创技术，浦辉没有给出任何解释。后来葛承认YF120的技术有些先进，风险确实比YF119高。？
武器系统？因为ATF暂时放弃了对地攻击能力的要求，YF-23A的替代武器上没有对地攻击武器。最初为ATF准备的主要空对空武器是先进的中程空对空导弹(AMRAAM，后来的AIM-120)和先进的近程空对空导弹(ASRAAM，后来的AIM-132)。由于AIM-132进度严重滞后，美国空军被迫采取先进的响尾蛇改装(即AIM-9X)作为应急措施。如今，AIM-9X和AIM-120已经成为F/A-22的主力武器。？
YF-23A继承了诺斯罗普公司原方案的内部武器舱设计。战斗导弹舱和主武器舱串联布置在前机身。战斗导弹舱很小，只能容纳两枚AIM-9导弹。主武器舱较大，可容纳4枚AIM-120导弹。载弹量和YF-22A一样。因为AIM-120改进后机翼缩小，F/A-22主武器舱可容纳6枚。但YF-23A以交错方式布置AIM-120A，与YF-22A的对称布置不同，表明其主武器舱尺寸可能较小，因此可能无法容纳6种AIM-120变体。提到YF-23A的主武器舱挂架可以升降。需要发射AIM-120时，挂架伸出飞机，导弹在发射前置于自由流中。这种模式不同于YF-22A的弹射模式，完全避免了导弹穿过机身表面气流时状态异常变化的可能。当然，重量和内积的代价是不可避免的。？
YF-23A上没有提及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导引头是不可能捕捉到目标的。？
在这个问题上，笔者和很多同事进行了长时间的讨论，反复观看了F-22武器系统测试的视频，最终达成了比较一致的观点:在战斗状态下，F-22导弹舱处于打开状态，AIM-9X展开解决导引头锁定问题。YF-23A完全有可能采用类似的型号。结合AIM-120的发射方式，笔者推测AIM-9也有可能挂载有升降式挂架，在战斗状态下通过打开舱门将AIM-9伸出飞机。由于AIM-9完全伸出机外，没有机身的侧护板，因此可以获得比YF-22A上更好的视野，也不需要YF-22A上的隔热/火焰排气装置。开舱状态可能会给人一种奇怪的感觉，但实际上打开舱门伸出导弹的阻力不会比传统挂架大，所以不会对飞机性能产生太大的负面影响。这种模式唯一的问题是在战斗状态下飞机的雷达反射截面积会明显增加。但未来在视距内空战的情况下，雷达隐身意义不大；其次，现代空战的战斗时间明显缩短，开火暴露时间有限，不会对YF-23A构成严重威胁。对于ATF来说，尤其是YF-23A，不进入战斗是最好的战术。？
除了空对空导弹，M-61火神炮仍将作为ATF的固定武器。YF-23A上没有安装M-61，但根据设计方案，机炮将安装在主武器舱上方的机身右侧。？
维修性设计，维修盖和舱口？ATF是第一个在设计之初就提出维修性指标的作战飞机，也是第一个邀请维修部门参与设计阶段的战斗机。美国空军如此重视维修性，很大程度上是受F-15A的影响。F-15A刚服役时，故障层出不穷，飞机频频卧倒，被称为“机库女王”。？
对于传统飞机来说，维修罩在机身表面的覆盖率是衡量其维修性的重要参考指标。高覆盖率意味着机载设备可以很好地接入，机组成员不必把时间花在无用但必要的工作上——最典型的是，为了接近设备A，必须先移除设备B、C、D。处理完了再按逆序放回去，而B，C，D对于A的维护其实是没有意义的..？
但是，对于隐形飞机来说，情况就完全不同了。表面波的存在使得机身表面的任何开口都有可能严重损害飞机的隐身特性。因此，“除非必要，绝不打开机身表面”是隐形飞机在设计时必须遵循的原则。在这种情况下，如何提高飞机的维修性？一种方式是集中处理。不是在有需要接近的设备的地方开一个维修罩，而是要确定一个集中的区域，把所有最频繁接近的，维修量最大的设备集中起来，用一个大的维修罩解决。第二种方式是在第一种方式的基础上，即尽量使用无法避免的舱口作为维修盖。例如武器舱和起落架舱。如果需要维修的设备或接口可以集中在这些舱内，甚至可能不需要打开机身表面的其他维修盖。为了保证反射光束的一致性，飞机表面的所有襟翼和舱门必须设计成锯齿形，锯齿前缘在水平面上的投影应与飞机主反射边平行。然而，与通常想象的不同，多锯齿前缘设计并不是控制雷达反射的最佳措施。这种设计实际上是隐形和重量要求折叠毛巾的结果。从隐身的角度来说，最理想的是单锯齿设计。但为了保证单个锯齿的结构强度，必须付出相应的重量代价。在ATF严格的重量要求下，YF-23A和YF-22A都采用了多锯齿设计。但在后来的F-22上，我们可以看到，在空军的批准下，减少了锯齿数量，以提高隐身特性。