20 世纪 80 年代中后期由于空对空导弹的发展，对战斗机空战性能的要求已经从持续高 G 转向机动性能演变到快速指向的敏捷性。以往被视为空战禁区的失速和过失速领域，现在看来却被视为克敌制胜的重要法宝。

X-29 的矢量推进计划

1936 年德国人首度提出前掠翼飞机的设计概念，但是当时并没有建造出一架模型出来，一切都还只停留在图纸的阶段。而到了二战末期，飞机的空速越来越快，当传统的平直翼构形（即机翼与机身呈 90 度垂直）的飞机接近声速时，流过机翼的上层表面的气流会因为比机体更接近声速，而产生扰流，使飞机的操作变得更困难。因此产生了后掠翼和前掠翼的相关研究，希望能解决这个问题容克发展了 Ju 287 进行在前掠翼方面的尝试。与此同时，美国有一家名不见经传的小飞机公司 Cornelius 在 1944 年也建造了二架前掠翼无动力的燃料运输滑翔机，但是美国人在这个计划上，同样也没有继续下去。到了二战结束，NACA 的专家曾在风洞中测试前掠翼飞机的设计，并发现了前掠翼飞机的一些潜在的优点。而前苏联在俘虏了一些德国科学家后，在这个领域上有一些尝试，但是最后还是放弃了。1964 年，一家德国的飞机制造公司建造了 50 架 HFB-320 商用的前掠翼喷气式客机，这应该是前掠翼飞机第一个进入生产，实用化的机型了。

Ju 287 的前掠翼布局更多是为了配平机头发动机的需要

Cornelius XFG-1 前掠翼滑翔机

这些早期发展的前掠翼飞机碰上了许多问题，而 NACA 的专家在更多的风洞测试后发现前掠翼飞最主要的缺点在于气动弹性发散，使得机翼的强度设计必需大辐度增加，远超过当时传统材料所能达到的范围。而且机翼设计强度的要求还会随飞机速度的增加而大辐增加，使得传统的刚性材料几乎不可能造出超音速的前掠翼飞机。一直到了 20 世纪 70 年代中期，新的复合材料出现料出现，使得这个问题得到改善。先进的复合材料使得机翼可以以更轻的重量获得更高的强度，并允许一定程度的弯曲，以降低机翼因为扭曲变形而折断导致飞机失事坠毁的机率。然后陆续才有一些飞机公司投入前掠翼飞机方面的研究。到了 20 世纪 70 年代末期，罗克维尔公司提出 Sabre bat 战斗机的模型，通用动力则是改装了 F-16，但最后 DARPA 在 1981 年还是选择了 Grumman 公司的版本。

前掠翼反向的展向流动导致翼尖弹性气动发散的问题

X-29 计划的重点有三，前掠翼飞机设计和使用复合材料的机翼都说过了，最后一个问题就是飞机需要更细致的操控，才能进行超音速的飞行。因此，X-29 计划的第三个主要测试项目就是计算机辅助飞行系统。经由感测到的飞行速度和高度等的变化，计算机每秒钟要对飞机的飞行控制界面例如“升降襟翼”等，下达超过 40 道修正指令，平衡机机的升力和阻力，以确保飞行的稳定性。X-29 共配备三套数字式的计算机辅助飞行系统，并有三套模拟式的计算机辅助飞行系统做备份。万一有一套数字式的计算机辅助飞行系统故障，剩下的二套数字式的计算机辅助飞行系统仍能维持飞机飞行。万一有二套数字式的计算机辅助飞行系统故障，模拟式的计算机辅助飞行系统立即启动。这使得飞行的安全性有了明显的提升，比早期的一些试验飞机一发生故障即失事，有了长足的进步。

然而虽然 X-29 先进技术验证机的前掠翼提供了 45 度迎角的滚转控制能力，但在高迎角的低头能力仍然显得不足，这一点有待通过矢量推进技术加以弥补。在政府的资助下，X-29 于 1981 年年初进行了矢量喷口的研究，格鲁门公司用的是通用电气公司的 ADEN 喷口，因为 X-29 的 F404 发动机正是该公司的产品。矢量推进技术可以进一步增强 X-29 的俯仰控制，再加上前掠翼设计，形成了完整的高迎角能力。但 X-29 对持续机动能力较为重视，期望矢量推进技术可以产生升力分量，提高转向的向心重力加速度。在风洞的测试结果显示，前掠翼的升力效果已经非常优秀了，仅在瞬间的转向速度上还有待提升，但这一点对持续转向的影响不大。

准备安装在 X-29 上的 ADEN 喷口外形

而测试表明 ADEN 喷口对起飞性能的改善有比较明显的作用，所谓 ADEN 喷口是通用电气公司于 1972 年为美国海军的先进垂直/短距推进计划所开发的，其主要的设计思想是能通过导流板将发动机射流转向 90 度以上，从而使飞机具备垂直起降的能力，因此这种喷口被命名为“加力偏流喷口”（ADEN）。喷口向上打开可以使在滑行中的飞机提早抬起机头，使得前掠翼提前发挥升力作用，从而缩短一半的起飞距离。降落时则与机翼配合减缓进场速度，测试表明，飞机的进场速度可以降低 4.6%。

艺术家笔下的 X-29

ADEN 喷口原先垂直起降用的档流板，被 X-29 拆除并加入反推导流板，使其产生 50% 的逆向推力，缩短 30% 的飞行距离。然而，美国空军在已经装备的 F-111 和 F-15 上进行短距离起降研究，所以空军认为没必要 X-29 上进行重复性研究，因此，X-29 和 ADEN 喷口的综合工作一直仅限于风洞试验。

1992 年美国空军又使用 X-29 进行了尾旋控制的研究计划，用来提升飞机在大迎角攻击飞行时的控制性。第二架 X-29 被改装来进行这项的研究（VFC）。增加了两个高压的氮气瓶，控制阀及喷嘴，当飞机在大迎角攻击飞行时用来注射气流进入流过机鼻的涡流。在风洞测试中发现，注入的气流会改变涡流的方向，并在机鼻部产生相应的力量改变或控制机鼻的方向。从 60 次的试验飞行中证明当飞机在进行大迎角攻击飞行，方向舵失效时，尾旋控制比产生偏向力来得有效。但 VFC 在抑制飞机侧滑和摇摆振动时的功效并不显著。

X-29 VFC 系统示意图

X-29 项目验证了几种新的技术并使得已有成熟技术有了新的应用。这些包括：控制结构发散的气弹剪裁，一对相当大的用于纵向控制的近距鸭翼；飞机控制具有很大的静不定度但同时也提供了良好的控制品质；三翼面控制；在超音速飞行中使用的双段后缘襟翼；大迎角攻击的控制效能；尾旋控制；以及从总体设计考虑的军事效用。

短距起降的 F-15S/MTD

20 世纪 70 年代，美国和苏联都通过超音速轰炸机和中程弹道导弹来制约双方在欧洲的前线机场，加上以色列在中东战争中与通过轰炸将敌方空军消灭在机场的经验，使得世界各国空军开始质疑战斗机对跑道的依赖程度。因此美国空军再次将亚声速格斗、超音速拦截和短距起降列为未来战斗机的三大主要性能指标，而美国空军也在“先进战斗机综合”计划书的一开始，就将短距离起降技术与其他空战技术一起进行研究。

麦克唐纳?道格拉斯公司于 1984 年得到空军的订单，开始短距离起降战斗机的研究，他们将普惠公司的多用途喷口与通用电气公司的综合发动机控制系统安装在了一架 F-15B 双座战斗机上，进行短距离起降与提升机动性的研究，这项试验计划命名为 F-15S/MTD（短距起降/机动性能技术验证机）。

麦道提出的 F-15B 方案想象图

当时 NASA 对于矢量推进技术的研究主要集中在了非轴对称的圆形喷口上。其主要原因是双发动机配置的圆形喷口，由于缝隙干扰的流场会产生额外的阻力，而方形喷口则不会诱发类似的阻力。而且方形喷口的外形接近后机身的箱形截面，因此在喷口向下时可以融成统一个升力面以较低的阻力产生额外的升力，而从圆形喷口喷出的气流虽然可以诱导外围气流产生升力，但喷口本身却会产生较多阻力。

一般对方形喷口的质疑的主要方面在于，发动机从方形截面的角落削减尾喷口的能量，但美国在 20 世纪 70 年代的研究结果显示，其对于尾喷口能量削减微乎其微，几乎可以忽略不计。而影响比较大的是尾喷口的冷却气流，不同的设计有不同的结果，通常在*用军**推力的情况下会有一些损失，但其后燃推力反而变大。总而言之，方形喷口在双发战斗机上所产生的推力在马赫数 1.6 以下会比圆型喷口要大。

普惠为 F-15S/MTD 研制的的方形喷口为日后的 F-22 做了技术积累

普惠公司采用二维收敛-扩张（2D-CD）喷口，与 ADEN 喷口不同的是，它的上下可动面是相同的，因此该喷口的驱动面较多。但是 2D-CD 喷口的四片可动面同时具有喷口面积控制、俯仰矢量与反推三大功能，而不像 ADEN 喷口需要额外加装反推装置。另外，2D-CD 喷口的上下角度相同，可以提供均衡的俯仰/滚转控制，而不像 ADEN 喷口会有俯角大于仰角的情况发生。

2D-CD 喷口的几种状态，分别是收敛、下偏、减速、反推

为了避免飞行员控制的复杂性。S/MTD 计划书也将原有的模拟增益系统换成四余度电传操作系统。其软件是由“先进战斗机综合”计划书中的 F-15IFFC“综合飞控/推进能力”系统，以及发动机数字化控制系统发展而来，其目的是将矢量喷口视为气动控制面的一个重要环节，可以控制飞机的俯仰角与滚转，甚至可以用两喷口开合大小的不同得到推力差以此来控制偏航。

三翼面选型

虽然 2D-CD 喷口会降低双发战斗机的阻力，但其重量仍然要无可避免的增加，从而使得飞机的重心后移破坏纵向稳定性能。F-15S/MTD 在主翼以上加装了两片前缘鸭翼，在亚声速状态下可以用于提高飞机的稳定性，超音速时则可以阻止飞机的升力中心过度前移。在需要直接升力时（飞机进场或者转向）可以用来配平喷口的低头力矩，巡航于降落时可以差动产生偏航的控制力矩。这两片前缘鸭翼使得 F-15 的外形呈独特的三翼面布局，麦道公司认为，三翼面战斗机在无矢量推进时，也可以在不同状态下选择前缘压翼或者水平尾翼进行配平，而达到最低的配平阻力。

F-15S/MTD 巨大的前翼实际上是 F/A-18 的尾翼

然而，近距离耦合前缘鸭翼虽在高迎角提高了升力，却也降低了低头力矩。这使得战斗机很难脱离高迎角状态，这在 X-29 上也会发生。理论上，唯一可以在此时提供额外的低头力矩，但矢量喷口的重力力矩又抵消了不少。另一方面与 X-29 的“翼滚”现象相似，麦道公司的风洞实验也显示其前缘鸭翼与进气道前缘所产生的涡流，在高迎角时会与翼尖涡流混合并覆盖主翼上方，在两边的机翼却总是不能在同一时间点产生强大而不稳定的偏航力矩。

正在进行调整的 F-15S/MTD 风洞模型

横向不稳定现象在达到过失速迎角时，会因为主翼完全失速而消失，但对高 G 转向所用到的中间迎角却有很大的影响。X-29 利用了前缘鸭翼与全电传操作系统，而 F-15S/MTD 只能从电传操作系统中限制其偏航命令，并将滚转命令切换给方向舵控制滚转来抑制反向滚转以及偏航效应。风洞的测试结果表明其可以到达 45 度迎角而不会有翼滚现象或是让飞机进入尾旋，但这也使得飞机的滚转率在一定程度上下滑。

F-15S/MTD 在圣路易斯市上空飞行

F-15S/MTD 的矢量喷口在高迎角唯一的优点是低头力矩的提高，飞机在加力状态下所产生的低头力矩，使其在低头的加速度可以达到 F-15B 的 3 倍。飞机可以在不到 F-15B 所需的一半时间就达到相同的角速度，而其最大迎角还是 F-15B的 2 倍，这表示其低速的俯仰敏捷性可达到传统喷口的 2~3 倍。

F-15S/MTD 的机动性实验仍集中于低迎角部分，在持续转向中，推力矢量可通过增加重力加速度或者降低转向速度，达到增强机动性的目的。而俯仰角与滚转阻力也比传统的气动面来的少得多，这有助于维持飞机的能量状态。甚至反推也可以增强飞机的轴向敏捷性，其提供的反向加速度比减速板提高 20% 以上，作用速度也比较快，从马赫数 1.4 降低到马赫数 0.8 只需要一半飞机三分之二的时间（30 秒左右）。

1989 年，F-15S/MTD 技术验证机首次试飞。第一阶段飞行时进行各项基本性能的测试，包括矢量与反向推力的试验，这些试验基本上都被限制在亚声速和*用军**推力的条件下进行。1990 开始的第二阶段试验包括加力状态下的短距起降测试，其速度最大达到了马赫数 1.6，而反向推力则可以在马赫数 1.4 的状态下使用，整个计划在 1991 年宣告结束。

大迎角计划

从提高战斗机机动性能的初衷来看，提高迎角与俯仰率就有助于实现更为快速的瞬间转向；但从敏捷性的观点考虑，就必须在大迎角、高 G 转向中还有高滚转率，这样才能在多机空战中求得生存。然而，机头在 30~50 度不对称引发的涡流会造成横向不稳定性的翼滚现象，这使得 X-29 与 F-15S/MTD 必须以限制器来维持稳定，而造成滚转率的损失。虽然飞机在过 50 度的迎角的过失速领域，反而因为一面脱离涡流影响而恢复稳定，只需要不受适度影响的矢量推进就能控制。但在敏捷性的空战试验当中证实，过失速的超机动性不能完全主宰空战动作，战斗机仍需要在高能量的状态下（低迎角）到高 G 机动状态（中大迎角）到超机动状态（过失速）之间来回转换，因此在中大迎角的敏捷性成为了战斗机循转换不同状态的关键。

为了拓展战斗机在超机动性与敏捷性，美国航空航天总署（NASA）启动了大迎角研发计划（HATP），几乎是在三种飞机平台上进行矢量喷口试验，在该计划中 NASA 投入了航空与气动分析单位以及美国海军和空军的协助。其中首先进行的是“大迎角研究平台”计划，其目的是要对大迎角的布局与气动问题作更加深入的了解，亦验证矢量喷口与机头控制面的操作效果。通过筛选最后大迎角研究平台选择以 F/A-18 作为载机，之所以最后选择了 F/A-18，我们还要从诺斯洛普的 P-530“眼镜蛇”计划说起。1965 年，诺斯罗普公司开始研制一种新的战术轻型战斗机，其性能预计将优于当时尚在发展之中的 F-5E/F“虎”II。公司进行的空气动力等研究表明，制造一种性能远胜于 F-5 的战斗机在技术上是可行的。公司把这个项目编号为 P-530。

P530 早期构型模型，双垂尾向外倾斜近 45°，具有进气激波锥，整体式座舱盖

在气动外形方面 P-530 机翼形状与 F-5 非常相似，1/4 弦线处后掠角为 20 度，后缘无后掠。机翼最初是带 5 度下反角的上单翼，但在之后几年里，安装位置逐渐下移，最后定为中单翼。翼面积 400 平方英尺，比 F-5E 的 186 平方英尺要大得多。机翼采用了可变弯度技术，呈直线形的前缘和后缘内侧都铰接有襟翼，只有在略小于一半翼展的后缘外侧安装了传统的副翼。1968 年，前缘襟翼被分割成了前后两段，以提高其在安装位置降低后的升力系数。机翼前缘安装有边条（“前缘翼根延伸段”，LERX），边条从翼根向前逐渐变窄，在座舱位置融入机身。边条使飞机获得了在迎角超过 30 度（后来甚至达到 40 度）时的超失速机动性能；在高迎角情况下，它增加的升力约为机翼升力的 50%。而将边条延伸到发动机进气口之前，也可以使进入进气道的气流更加顺畅，并在高迎角情况下，保证发动机获得相对稳定的充足气流，以避免熄火。此外，两侧边条在进气口之前、靠近机身处，都挖有很长的纵向狭缝，可以防止超声速飞行时，空气在进气口前堆积；而在低速和高迎角情况下，它们又可以防止进气口前、流过机身的附面层气流发生分离。1968 年，边条被进一步加大，向前一直延伸到机头附近。

P530 YF-17 F/A-18 的演进

最初的设计中，发动机前有很长的进气道，位于机翼前方的进气口呈半圆形，中间有可调式激波锥。然而到 1971 年，由于认识到马赫数2的飞行速度并不是一项重要的设计指标，激波锥就被取消了。大约在同时，进气道也做了缩短，被重新置于边条翼下。由于此时大面积的边条翼看起来就象是眼镜蛇头，诺斯罗普就给 P-530 取名为“眼镜蛇”。1970~1971 年间，对进气道设计做了进一步修改，最终确定的形状为斜椭圆形，边缘固定，并略带圆弧。进气口上缘与边条下表面之间相隔 4 英寸，与机身之间则隔有一块大面积的矩形隔离板。P-530 的尾翼设计起初非常传统，采用了安装位置居中、略微靠下的整体式水平尾翼。最初只设计有一片垂直安定面，但由于 P-530 具有高迎角飞行能力，一片垂直尾翼就略显不足，因为它在高迎角条件下会被机翼遮挡。为了解决这个问题，后来改用了双垂尾设计，每片面积大约相当于原先单片垂尾的一半；并且向外倾斜近 45 度，以保证它们被置于自由气流之中。为减少飞机横滚过程中的相互干扰，方向舵高度只及垂直安定面的一半。1969 年，垂直安定面的面积被放大了将近一倍，位置也向前挪动，使得垂尾与机翼有部分重叠。1970 年末，垂尾被进一步放大，外倾角也减小到了仅 18 度。同时，平尾也被放大，并尽可能地向机尾后移。在 P-530 项目中诺斯罗普公司很有远见的对战斗机的大迎角特性进行了系统的研究，从而使得战斗机的转向性能得到进一步的提高，也因此发现了“翼滚”现象。

F-5E，注意翼根前缘已经具有小边条

由于当时的飞机设计师十分重视战斗机的持续机动性能，因此设计者只希望“翼滚”能够得到压制就好了，让飞机持续进行小半径转向，因此在 F-5 战斗机上通过对飞机头部形状的修正（著名的“鲨鱼嘴”外形）来提高横向稳定性。这一概念引起了美国航空界对于前机身涡流现象的研究并由此衍生出了机翼前缘延伸面与近距耦合前翼的不同概念。

YF-17，注意俯视图里大边条和机身之间有两条开槽，这在 F-18 的研制过程中被堵掉 80%

此时，诺斯罗普公司已经处在这方面研究的领导地位上了，在 P-530 的设计中除了安装了特大号的翼前缘延伸面来产生涡流，延缓滚转控制翼面的失速外，还特地安装了两个外倾的垂直尾翼，这在大迎角时可向外延伸出机身气流的范围，维持横向稳定性。在 1974 年的飞行测试中证实 YF-17 可以在水平飞行中维持 34 度的迎角，在爬升时可以进一步达到 63 度的迎角，这使得诺斯罗普公司自豪的对外宣称该机可以“毫无迎角限制”，甚至可在 20 节维持对飞机的控制。F/A-18 继承了他的横向稳定性，这使得 F/A-18 很难进入尾旋状态，就算刻意进入也非常容易改出。然而批量生产型发现延伸面产生的涡流会在垂直尾翼前爆散，导致垂直尾翼颤振而提早结束其结构寿命。NASA 认为这个涡流的问题正好可以作为流场研究的题目，加上 F/A-18 的大迎角稳定性与抗为尾旋的能力可有效地提高实验的安全性，而同样具备极强抗失速能力的 F404 发动机正好可以作为失速的推力来源；原有的电传操作系统很容易进行修改，因此 F/A-18 成为了作为合适的改装平台。