敗者為王：美國諾斯羅普/麥·道YF-23戰鬥機終極解讀
1991 年可以算是軍用航空史上劃時代的一年。就在這一年，美國空軍下一代戰鬥機選型終於塵埃落定，第四代超音速戰鬥機完全浮出水面。這一次選型對於未來戰鬥機發展的意義，無疑是極其深遠的。
俗話說「成王敗寇」，但 1991 年那次競爭的結果好像完全顛倒了過來。對於競爭結果的爭論，即使在十四年後的今天也沒有平息，為當年的失敗者 YF-23 打抱不平的大有人在。競爭獲勝的洛克希德 YF-22 「閃電 II」沒有贏得更多的讚譽，倒是落敗的 YF-23 成了眾多航迷（也許還有不少業界人士）心中的王者。不可否認，出現這種現象一個重要的原因是，YF-23 那個超前衛的氣動設計實在是太漂亮了！
那麼在 YF-23 前衛的氣動設計背後，究竟隱藏了什麼呢？它究竟因為什麼輸掉了這場里程碑式的競爭呢？也許我們可以一起探索一下。
難得一見的場面，諾斯羅普兩兄弟：滑行道待命的YF-23A PAV-1和即裝著陸的B-2A。從側面看，
設計特點
YF-23A展現了與YF-22A全完不,同的設計概念，也體現了諾斯羅普／麥道設計團隊對未來空戰要求的理解。
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計方案的特點。其菱形機翼+V形尾翼的布局，介於傳統正常布局和尢尾布局之間。單座，雙發，中單翼，腹部進氣。
全部的兩架YF-23原型機
和YF-22A一樣，YF-23A最終並沒有採用一度呼聲頗高的鴨式布局。事實上從七家公司的方案無一採用鴨式布局這點上就能看出美國人的傾向了。在一定程度上，這是受了幾年前七巨頭討論會上通用動力的影響——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。如果按照能夠進行有效的俯仰控制原則水設計鴨翼，那麼鴨翼就無法配平機翼增升裝置產生的巨大低頭力矩。如果需要配平增升裝置，那麼鴨翼必須增大，對機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，增大了機身設計難度和超音速阻力——這對於強調超巡的ATF(特別是YF-23A)來說，尤其難以接受。
而拒絕鴨式布局的另一個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一起來。隱身設計的一個重要原則是盡昔減少(但不可避免)機體表面(特別是迎頭方向)的不連續處，而鴨翼恰恰難以做劍這一點。如果還希望把機翼前後緣對應的主波束數量減至最少(也就是前後緣平行)，將帶來更大的設計困難。
雖然根據美國空軍的要求，ATF必然兼顧隱身和機動性，但各個公司設計思想不同，飛機性能偏重也必然不同。從YF-23A最終選擇了V形尾翼而非傳統四尾翼布局來看，諾斯羅普追求隱身的意圖相當明顯，他們的的設計可大大減小飛機的側面雷達反射截面積。由於減少一對尾翼，飛機重量和阻力也可減小，對於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的複雜化。
機身
為滿足「跨戰區航程」的要求，ATF必須有足夠大的載油量而考慮到隱身要求(飛機不能外掛副油箱)，所有燃油必須由機內油箱裝載。因此無論是YF一22A還是YF一23A，都必須提供足夠的機內容積——幾乎相當於F一15的兩倍!從機體尺寸來看，YF一23A機身長度增加明顯，但仍然有限，因此其機內容積增大必然主要來自飛機橫截而積的增大。如果從跨／超音速阻力方面來考慮，飛機橫截面積增大不利於按照跨音速面積律來設計飛機。適當地拉長機身，有助於平滑飛機的縱向橫截面積分布，減小跨／超音速阻力。但機身加長，必然導致飛機縱向轉動慣性增大，這對於提高飛機敏捷性和精確控制能力是不利的。蘇一27的機身長度和YF一23A相近，有飛過蘇一27的飛行員說，該機操縱慣性較大，並不是那麼好飛。
正在進行空中加油試驗的YF-23
事實上，僅僅從機身設計的特點我們就可看到YF-23A和YF-22A在設計思想方面的差異。從機內載油量來看，YF-23A載油10.9噸，YF-22A載油11.35噸，考慮到機內彈艙設計載彈量相同(之所以說設計，是因為YF-23A的格鬥彈艙還停留在圖紙上)，那麼YF-23A的機內容積不會大於YF-2A。而YF-23A的機身長度卻明顯長於YF-22A(後者由於尾撐和平尾的原因，實際機身長度從有18米多)，這意味著即使在飛機最大橫截面積相當的情況下，YF-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)，當然也獲得了更大的縱向轉動慣量。不難看出，為了解決橫截面積增大帶來的阻力問題，YF-23A和YF-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對未來戰鬥機的定位。 在外觀上，YF-23A的機身頗有些洛克希德SR一71黑鳥的風格，看上去就像把前機身和兩個分離的發動機艙直接嵌到一個整體機翼上一樣。前機身內主要設置雷達艙、座艙、前起落架艙、航電設備艙和導彈艙。前機身前段橫截面近似一個上下對稱的圓角六邊形，然後逐步過渡到圓形潢截面，最後在機身中段與機翼完全融合。後面的進氣道和發動機艙橫截面仍是梯形，並以非常平滑的曲線過渡到機翼或後機身的「海狸尾巴」，這有助於減小相互之間的干擾阻力。前面提到過，空軍取消了採用反推裝置的要求，而諾斯羅普並未修改設訃，在後機身形成非常明顯的「溝槽」，帶來不必要的阻力增量。
全部的兩架YF-23原型機
邊條
邊條翼布局在大迎角時比鴨式布局的升力特性有更大優勢——這是影響諾斯羅普選擇YF-23A整體布局的因素之一。就傳統邊條而言，其展長的增大(面積也增大)對提高大迎角時的升力有明顯好處。但展長越大，大迎角下產生的上仰力矩也越大；成為制約邊條大小的一個因素。但顯然YF-23A的邊條不同於三代機上的傳統邊條。其三段直線式窄邊條設計相當有特點，從機翼前緣一直向前延伸到雷達罩頂端。這種邊條倒是和YF-22A的邊條頗為類似。
YF-23A的邊條具有以下幾個功能：產生邊條渦，在機翼上誘導出渦升力，改善機翼升力特性；利用邊條渦為機翼上表面附面層補充能量，推遲機翼失速；起到氣動「翼刀」的作用，阻止附面層向翼尖堆積，推遲翼尖氣流分離(事實上由於YF一23A機翼根梢比很大，高速或大迎角下可能會有明顯的翼尖分離趨勢)；大迎角下機頭渦的分離，提供更好的俯仰和方向穩定性——直到第三代超音速戰鬥機，大迎角下機頭渦不對稱分離的問題仍未解決，這是限制飛機進入過失速領域的一個重要因素。
但如果從傳統觀點來看，YF-23A的邊條太小，能否產生足夠強的渦流，起到應有的作用還是個疑問。如果確實可以，那麼一種可能性就是該機邊條的作用原理有別干傳統邊條，另一種可能就是還有其它的輔助措施來協助改善機翼升力特性。有資料提及，「機頭和內側機翼所產牛的渦流對尾翼沒有什麼影響」，這可能意味著YF一23A機翼內側可能有某種措施以產生渦流，起到和邊條渦類似的作用。在YF-22A的進氣道頂部各有兩塊控制板，用於控制機翼上表面的渦流。YF一23A可能也有類似設計——其機翼內側有進氣道附面層的放氣狹縫，不排除附面層氣流經過加速後由此排出，藉以改善機翼上表面氣流狀態的可能性。
機翼巨大的菱形機翼可以算是YF-23A最突出的外形特徵之一。機翼前緣後掠40度，後緣前掠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12.2。諾斯羅普之所以選擇這樣一個占懌的機翼平面形狀，最重要的影響因素就是隱身。YF-23A的隱身技術繼承自B-2，兩者有類同之處——其中之一就是X形的四波瓣反射特徵。要實現四波瓣反射，機翼前後緣在水平面內必須平行。這樣一來，諾斯歲普沒有更多的選擇：要麼採用後緣後掠設計，形成後掠梯形翼，基本類似B-2的機翼；要麼採用後緣前掠設計，形成對稱菱形翼。
採用後掠梯形翼，好處是後掠角選擇限制較小，可以根據需要進行優化；但和三角其相比，缺點也很明顯：結構效率較低；內部容積較小，對於要求跨戰區航程的ATF而言影響尤大；氣動彈性發散問題較明顯；機翼相對厚度的選擇受限制，不利於選擇較小的相對厚度來減小超音速阻力。如果選擇後緣前掠設計，當機翼前緣後掠角(後緣前掠角)較小時，這種機翼更接近於諾斯羅普慣用的小後掠角薄機翼(典型的如F-5、YF—17)，所面臨的問題則和後掠梯形翼相同——超凡的續航能力和優良的超音速性能是這種機翼難以解決的巨大矛盾。而採用大後掠角的對稱菱形翼，在隱身上是有利的——F一117採用高達66.7度的後掠角，就是為了將雷達波大幅偏轉出去——但氣動方面的限制已經否決了這種可能性：展弦比太小，氣動效率極低，這種飛機造出來能不能飛都是個問題。而且後緣前掠角太大，將使得機翼後緣的增升／操縱裝置的效率急劇降低直至不可接受。
綜合權衡之下，只有採用中等後掠角的對稱菱形翼，才能在隱身、續航、氣動等諸方面取得令人較為滿意的平衡點。至於為什麼恰好選定40度後掠角，筆者認為，在其它條件基本得到滿足的情況下，優化邊條渦的有利干擾應該是影響因素之一。不過，既便如此，40度的後緣前掠角也嚴重影響了機翼後緣氣動裝置的效率：YF一23A必須使用更大的襟翼下偏角來保證增升效果，但這又增大了機翼上表面附面層分離趨勢，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，導致其滾轉率不能滿足要求，而這最終影響到了競爭試飛的結果。
YF-23A獨特的三段式直前緣邊條一直延伸到機頭頂端。從傳統邊條的角度來看，這種邊條寬度實在太窄，其
就機翼的特點來看，諾斯羅普的考慮優先順序首先是隱身，其次是超音速和續航能力，最後才是機動性和敏捷性。
為改善機翼升力特性，YF-23A採用了前緣機動襟翼設計，其展長約佔2/3翼展。有資料稱該機採用的是縫翼設計，但在YF-23A試飛照片上看不出縫翼的特徵。而且從隱身角度考慮，當縫翼伸出時，形成的狹縫將成為電磁波的良好反射體，這對於諾斯羅普來說是絕對不能接受的。
事實上，前緣襟翼對飛機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上驗證的任務自適應機翼技術，可以避免機翼表面的不連續和開縫，不過遺憾的是直至今天這一技術仍未投入實用。對此，YF-22A採用了從F一117上繼承來的菱形槽設計，使得襟翼偏轉時該處成為低雷達反射區。而極力追求隱身的YF一23A竟然不考慮這個細節，唯一的解釋就是在該機的典型作戰狀態(超巡)時，機翼為對稱翼型，不需要偏轉襟翼。
位於YF一23A機翼後緣的氣動操縱面設計相當有特色，可算是YF一23A的亮點。有的資料稱，機翼內側為襟翼，外側則是副翼，但實際情況遠非這麼簡單。簡單的襟翼、副翼之分，並不符合諾斯羅普在YF一23A上體現出來的「一物多用」的設計思想。就YF一23A的試飛照片來看，內、外側控制面均有參與增升和滾轉控制。因此筆者將其定位為「多用途襟副翼」。之所以說「多用途」，是因為這兩對控制面除了傳統襟副其的功能外，還兼有減速板和阻力方向舵的作甩當內側襟副翼同時下偏，外側襟副冀同時上偏，在保證機翼不產生額外升力增量的同時，產生對稱氣動阻力，起到減速板的作用；當只有一側襟副翼採用上／下偏時，則產生小對稱阻力，起到阻力方向舵的作用——這肯定是從B一2的設計繼承發展而來的。這種設計相當新穎，有效地減輕了重量，但飛控系統的複雜性和研製風險則不可避免地增大了。
1990年6月22日，YF-23A原型機PAV-1「灰色幽靈」在愛德華茲空軍基地進行公開展示，立刻以
尾翼
V形尾翼設計並非諾斯羅普首創。1956年法國C.M.175教練機就採用了V形尾翼。洛克希德的F一117A也是如此(不過比較特殊，只提供方向控制)。但在強調機動性的未來戰機上採用V形尾翼設計，YF-23A是第一個。
YF-23A的v形尾翼設計相當獨特。為了保證4波瓣雷達反射特性，平尾前後緣在水平面內的投影分別和機翼前後緣平行。這使得該機尾翼看起來相當巨大。考慮到大部分雷達反射發生在與水平面成±30度的範圍內，YF-23A採用了將尾翼外傾40度的設計，以確保雷達波不會被反射回接收機，但相應的尾翼效率也降低了。相比之下，YF-22A採用91、傾27度的設計，處F隱身設計的邊緣，屬於隱身和機動綜合權衡的結果。按照公開的說法，YF-23A出於大迎角機動性的要求，其尾翼採用寬間距布置，完全避開了邊條和機翼內側渦流，因此改善了劇烈機動狀態下俯仰、滾轉和偏航控制。
YF-23巨大的垂尾，主要是為了保證足夠的控制能力，要兼顧三軸控制，尾翼負荷實在太大了。
就隱身而言，YF-23A的尾翼設計顯然是成功的，但其氣動效率卻不免令人擔、心。偏航、俯仰、滾轉，二軸控制全部包攬。一物多用固然好，但重要卻往往被人忽略的一點是：尾翼的總控制能力是有限的，某個軸佔用較多的控制能力，必然會削弱其它軸的控制能力。當飛機陷於比較複雜的狀態時，YF-23A的尾翼未必能兼顧。看看後來F一22的過失速試飛情況就知道了，操縱面的控制負荷是相當重的，而且還要加上推力矢量控制才行。當然，換個角度想，可能諾斯羅普壓根兒就沒有考慮超火迎角飛行的控制問題。能夠保證大迎角範圍內不出現氣動發散的情況(諾斯羅普稱，風洞數據顯示YF-23A可以在所有迎角範圍內穩定飛行，但YF一23A的試飛迎角最終也沒有超過25度)，是諾斯羅普在這方面所作的極限了。畢竟機動性並小是YF-23A的第一優先目標，過失速機動性就更不用說了。
飛控系統和推力矢量控制
隨控布局經過長期驗證在ATF設計階段已經相當成熟。YF-23A應用隨控布局技術、為此採用電傳飛控系統並不令人意外。不過由於最終競爭失敗，外界對該機的飛控系統細節了解極少。 前面已經提到，YF-23A在設計上具有鮮明的「一物多用」的特色。由於減少了操縱面和相應的控制機構，有助於飛機減輕重量和減小阻力，對於改善飛機隱身特性也是相當有利的。但除了操縱面負荷問題外，這種設計必然面臨的一個考驗就是飛控系統的複雜化。固然，在已經成功的B-2上也可以見到類似的設計，不過必須看到的是，對於不需要進行複雜機動的轟炸機而占，這種一物多用的設計問題不大；然而戰鬥機即使在常規條件下的機動，其操縱面的偏轉控制也是相當複雜的，一物多用的設計必然會加大飛控系統的複雜程度和研製風險。如果還要考慮超常規飛行的話，飛控系統的設計難度可想而知。飛控軟體的編製是飛控系統設計難點之一。自電傳飛控系統實用化以來，大多數一流戰機都在這上面栽過跟頭。1992年4月25日，YF-22A因為飛控軟體問題造成「飛行員誘發振蕩」，撞地損毀。後來F-22試飛階段還不斷對飛控軟體進行改進升級。連基本按照常規設計的YF一22A飛控系統都有這麼多麻煩，非常規設計的YF-23A飛控系統就更難說。在對設計風險的判斷上，美國空軍還是比較準確的。
如果YF-23A採用了推力矢量控制系統，一物多用帶來的控制面負荷問題町能會得到緩解，對改善機動性和敏捷性也有好處。但諾斯羅普最終放棄了推力矢量，以確保其首要目標——隱身能力。因為如要應用推力矢量控制技術，就必須更改後機身設計，不僅增大了飛機重量，也導致飛機雷達反射截面積(主要是後向)增大和紅外隱身能力下降——因為必須取消那個溝槽式尾噴口設計。這並不符合諾斯羅普的設計思想。
進／排氣系統
進氣道和發動機一級壓氣機是噴氣機前方雷達反射截面積的主要來源，設計稍有不慎即可導致為隱身所作的努力全數付諸東流。通常在中、高空飛行的飛機，如F-117、B-2，其主要威脅來自下方，因此可將進氣道和噴管置於機體上表面，以機身遮擋主要雷達反射特徵。但對於制空戰鬥機而言，這一威脅定律顯然不適用。如果住所有方向上的威脅具有同等可能性，在這種情況下依據什麼原則來設計飛機呢?並沒有一個人人滿意的答案。從YF-23A的設計來看，在沒有適用的隱身規則的情況下，其進氣道設計選擇了遵循機動性和進氣要求。
YF-23的正面，可見其進氣道位置
發動機進氣道是一個空腔結構，本身就是良好的雷達波反射體。而發動機一級壓氣機高速旋轉的葉片不僅是強反射源，其反射波頻譜甚至足以成為飛機型號的識別特徵。要解決隱身問題，就必須首先解決這兩個麻煩。解決途徑之一是遮擋。F-111、幻影那種三元進氣道，其激波錐可以在一定程度上遮蔽進氣道內部和壓氣機的反射波，但問題是激波錐本身就是一個強雷達散射源。另一個也是更常採用的途徑是S形進氣道，並在進氣道內敷設吸波材料。不過S形進氣道並不是想像中那麼簡單，設計不當可能導致嚴重的總壓損失。沒有大量的驗證，設計時少不了要吃苦頭的。
YF-23A的進氣口位於機翼下方靠近前緣的位置，類似蘇一27的設計，這顯然是處於大迎角條件下進氣要求的考慮。其橫截面為梯形，除了垂直面上的斜切結構外，在水下面上也略有斜切，可以起到改善大迎角和側滑條件下進氣效率的作用。在進氣口前方，設計有多孔式附面層吸除裝置(機翼下表面未噴漆區域)，並經機翼上表面排出一一由於進氣口靠近機翼前緣，附面層厚度不大，因此不需要採用大型的附面層隔道，有助於減小雷達反射特徵。在發動機艙卜表面還設計有輔助進氣門(位於附面層排放狹縫旁邊的帶鋸齒後緣的梯形板)，用於在起降和低速狀態下滿足發動機的進氣需要。根據隱身原則，進氣道自進氣口開始向內、向上彎曲，從正前方根本不可能看到壓氣機葉片，可獲得較好隱身效果。此外，YF-23A採用了固定式進氣道設計，以避免可調式進氣道的調節斜板之間的縫隙和台階產生的雷達反射。壓縮斜板為二波系設計，並按照YF-23A的預計巡航速度作了優化。
YF-23A的發動機艙之間形成巨大溝槽。如果按照實際需要來設計，這個溝槽本不必這麼深。這是拜諾斯羅普
YF-23A的發動機噴口設計帶有明顯的B-2風格。溝槽狀噴口位於V形尾翼之間扁平的「海狸尾巴」上，以耐熱材料作為襯墊。噴口頂端鉸接一塊無邊形調節板，用於調節噴口大小。在海狸尾巴、V形尾翼、溝槽側壁的屏蔽下，來自燃燒室的熱噴流在溝槽段與冷空氣混合降溫(二元矩形噴口使得噴流更容易與周圍空氣混合)，然後再排出機外，紅外特徵較之常規戰鬥機明顯降低。除了隱身作用外，筆者推測，YF-23A的噴口設計可能還具有引射增升的作用，V形尾翼則起到了類似端板、增強增升效應的作用。不過這一推測沒有獲得資料證實。
這張照片顯示了YF-23A的後緣多功能襟副翼是如何作為增升裝置工作的。從高度和前後後緣襟翼偏轉角度推
發動機
發動機是飛機的核心部件，YF-23A的優越性能很大程度是建立在YF-119/120的巨大推力基礎上的。超巡能力和跨戰區航程對發動機提出了極為嚴苛的要求。為滿足性能要求，需要採用具有中等增壓比的高壓壓氣機、較大增壓比的低壓壓氣機、較高的渦輪前溫度和較大的非加力狀態推力。
為滿足不加力推力的要求，通用電氣選擇了變循環技術。其YF-120發動機上使用了一種特殊的可變面積外涵道引射器，通過控制內、外涵道空氣流量來改變涵道比。在超音速巡航狀態下，YF-120以接近渦噴發動機的方式工作(涵道比接近0)，只有少量外涵道引氣用於冷卻；亞音速飛行時，YF-120以渦扇發動機的方式上作(最大涵道比約0.3)。YF-120為雙轉子方案，採用同軸反轉技術，兩級低壓壓氣機，高／低壓渦輪均只有一級。採用三餘度數字式發動機控制組件。和F-100比，其零件數量少了40%。而YF-120的軍用推力高達125千牛，甚至超過早期F-100的加力推力。
普·惠則選擇了相對保守的渦扇發動機方案，當然在設計卜有明顯進步，使得YF-119即使不採用變循環技術也可以滿足JAFE的要求。YF-119也是雙轉子方案，3級低壓壓氣機，6級高壓壓氣機，高／低壓渦輪各一級。其不加力推力明顯比YF-120要低，只有97.9千牛。有意思的足，第一種實用的變循環發動機J-58(用於SR-71)正是普·惠在50年代研製了。對於為何放棄自己首創技術，普·惠方面並沒有任何解釋。後來通用電氣承認，YF120的技術有些超前了，風險確實比YF119要高。
武器系統由於ATF暫時放棄了對地攻擊能力的要求，因此在YF-23A的備選武器上並沒有對地攻擊武器。當初為ATF準備的主要對空武器是先進中距空空導彈(AMRAAM，後來的AIM一120)和先進近距空空導彈(ASRAAM，後來的AIM-132)。由於AIM-132進度嚴重拖延，迫使美國空軍以先進響尾蛇改型(即AIM-9X)作為應急措施。今天，AIM-9X和AIM-120已經成為F/A-22的主要武器。
YF-23A繼承了諾斯羅普最初方案的內部武器艙設計。格鬥導彈艙和主武器艙串列布置於前機身內。格鬥導彈艙較小，只能容納2枚AIM-9導彈。主武器艙較大，可容納4枚AIM-120導彈。載彈量和YF-22A相同。由於AIM-120改進後彈翼縮小，因此在F/A-22的主武器艙內可容納6枚。但YF-23A布置AIM-120A的方式就是上下前後錯置排列，和YF-22A對稱排列不同，顯示其主武器艙尺寸可能較小，因此不一定能放得下6枚AIM一120改型。有資料提及，YF-23A的主武器艙掛架是可以升降的。需要發射AIM-120時，掛架伸出機外，將導彈置於自由流中再點火發射。此方式和YF-22A的彈射發射方式不同，完全避免了導彈在穿越機身表面氣流時狀態發生異常改變的可能性。當然，重量和機內容積的代價是免不了的。
沒有資料提及在YF-23A上AIM-9的鎖定／發射模式。但這其實是一個很有意思的問題。因為在封閉的導彈艙內，AIM-9的導引頭是不可能捕獲目標的。
就這個問題，筆者和許多同好曾經進行了長時間的討論，反覆觀看F-22武器系統試驗的錄像，最終形成較一致的看法：F-22在格鬥狀態下，格鬥導彈艙處於開艙狀態，將AIM-9X伸出，以解決導引頭鎖定問題。YF-23A完全可能采刖類似模式。結合AIM-120的發射模式，筆者推測：掛載AIM-9的可能也是升降式掛架，格鬥狀態下開艙門將AIM-9伸出機外。由於完全伸出機外，沒有機身側面屏蔽，AIM-9可以獲得比在YF-22A上更好的視界，而且也不需要YF-22A上面的隔熱/排焰裝置。開艙狀態可能會給人比較怪異的感覺，但事實上開艙門伸出導彈所帶來的阻力並不會比傳統外掛架的阻力更大，因此不會對飛機性能有太大的負面影響。這種模式唯一的問題在於格鬥狀態下飛機的雷達反射截面積會明顯增大。不過·來在進入視距內空戰的情況下雷達隱身意義不大；二來現代空戰格鬥時間明顯縮短，開艙射擊暴露時間有限，因此不至於對YF一23A構成嚴重威脅。對於ATF，特別是YF一23A這利飛機來說，不進入格鬥才是最佳戰術。
除了空空導彈外，M-61火神航炮仍然將作為ATF的固定武器。YF-23A上並沒有安裝M-61，但按照設計方案，航炮將安裝在機身右側，主武器艙上方。
可維護性設計·維護口蓋·艙門ATF是第一種在設計之初就提出可維護性指標的作戰飛機，也是第一種在設計階段就邀請機務部門參與的戰鬥機。美國空軍如此重視可維護性，很大程度上是受F-15A的影響——F-15A剛剛服役時，故障層出不窮，飛機頻頻趴窩，人稱「機庫皇后」。
正在滑行的YF-23
對於傳統飛機來說，維護口蓋在機身表面的覆蓋率是衡量其可維護性的一個重要參考指標。覆蓋率高，意味著機載設備可按近性好，機務人員不必將時間消耗在無用但必需的工作上——最典型的就是為了接近設備A，必須先拆下設備B、C、D…;處理完後再按相反順序裝回去，而B、C、D其實對於A的維護毫無意義。
但是，對於隱身飛機來說，情況完全不同。表面波的存在，使得機身表面任何開口都可能嚴重破壞飛機隱身特性。因此，「非必要絕不在機身表面開口」是隱身飛機設計必循的原則。在這種情況下如何改善飛機的可維護性呢?途徑之一是集中處理。不再是哪裡有需要接近的設備就在哪裡開設維護口蓋，而是確定一個集中區域，將接近最頻繁、維護量最大的設備全部集中到那裡，以一個大的維護口蓋來解決。途徑二是建立在途徑一基礎上的，即盡量利用飛機必需設置無法省略的艙門作為維護口蓋。例如武器艙、起落架艙。如果能將需要維護的設備或介面集中到這些艙內，甚至可能不必在機身表面再開其它維護口蓋。為保證反射波束的.致性，飛機表面所有口蓋羔、艙門都必須採用鋸齒狀設計，其鋸齒前緣在水平面的投影應平行於飛機主要的反射邊緣。不過，和通常想像的不同，多鋸齒前緣設計並不是最佳的控制雷達反射措施。這種設計實際卜是隱身和重量要求折巾的結果。就隱身的角度來看，最理想的是單一鋸齒設計。但為了保證單一鋸齒的結構強度，必須要付出相應的重量代價。在ATF的嚴格重量要才下，YF一23A和YF一22A均採用了多鋸齒設計。然而在後來的F-22上，我們可以毛到，經過空軍同意，該機減少了鋸齒數量,以改善隱身特性。
向後收起的主起落架是利用F/A-18主起改裝的。由於YF-23A起飛重量遠大於F/A-18,起落架
總體評價
總的來看，YF-23A是這樣一種飛機相對第三代戰鬥機上了一個台階的常規機動性是它設計的基礎，然而這也是諾斯羅普在這方面所作的極限。在80年代中後期出現的敏捷性、過失速機動性等新概念，在YF-23A的設計中基本沒有考慮。它的設計重點放在隱身和超巡方面。由於之前贏得TATB計劃合約，使得諾斯羅普在隱身飛機設計上顯得躊躇滿志。強調YF-23A的隱身能力，有利於發揮諾斯羅普的技術特長，從效費比的觀點來看，把B-2的隱身技術運用到YF-23A上也是合理的。強調超巡能力，則應該是屬於諾斯羅普對未來空戰要求的判斷。
這樣的設計思想，使得YF-23A在性能上呈現出一種「平均水平上有重點突出」的特點，特別是和YF-22A相比更是如此。在筆者看來，YF-23A的設計思想更接近於當年百系列戰鬥機中「截擊/轟炸機」的慨念，而有悖於諾斯羅普傳統的均衡設計思想。這種突然轉變是頗為令人矚目和驚訝的。
均衡設計的戰鬥機長期競爭失利(雖然失利根本原因並不在此)和ATB計劃的成功，可能是促使諾斯羅普改變其傳統設計思想的重要因素。加上諾斯羅普對機動性、速度、隱身重要性的認識，最終形成了我們所看到的YF-23A。
YF-22和YF-23
YF-23A展現了與YF-22A全完不同的設計概念，也體現了諾斯羅普／麥道設計團隊對未來空戰要求的理解。
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計方案的特點。其菱形機翼+V形尾翼的布局，介於傳統正常布局和尢尾布局之間。單座，雙發，中單翼，腹部進氣。
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