發展沿革
先進戰術戰鬥機計劃（ATF）
1969~1970年，美國空軍的FX計劃（新一代重型戰鬥機，最終結果就是F-15）正處于關鍵的最後選型階段，而戰術空軍司令部已經将眼光轉向了FX的後繼機上。
在這段時間，戰術空軍司令部投資進行了代号TAC-85的項目研究，對FX後繼機進行了初步探索。TAC-85研究報告于1971年完成，提出了一個概念原型。研究人員将這個概念原型稱作先進戰術戰鬥機（ATF）。這隻是一個相當粗略的概念，指望能從這個概念裡看到今天F/A-22的影子是不可能的，但它的确是邁向第四代超音速戰鬥機的第一步。此後數年間，戰術空軍司令部先後進行了一些小規模的研究計劃，為未來的ATF作技術儲備。除了戰術空軍司令部外，其它相關部門也沒有閑着。
位于萊特·帕特森基地的飛行動力實驗室，在F-15首飛成功後不久，就展開針對下一代戰鬥機的全面技術研究，這些研究後來被納入一個大的技術發展計劃，即我們今天所熟知的先進戰鬥機技術綜合應用計劃（AFTI）。幾乎與此同時，國防高級研究計劃局（DARPA）也開始進行類似的研究計劃。
從1971年開始，飛行動力實驗室所屬的F-8“十字軍戰士”就相繼進行了超臨界翼型、數字式電傳飛控系統的研究試飛。緊接着又開展了随控布局（CCV）研究，1架B-52、1架F-4先後改裝為CCV研究機進行試飛。特别是F-4CCV的試飛令美國人獲得寶貴的技術資料，為随控布局的實用化成功鋪平了道路。
NASA還和美國空軍聯合提出了高機動性飛機技術計劃（即HIMAT計劃），其下屬的阿姆斯研究中心、飛行動力研究室等均有參與。最後洛克韋爾作為主承包商于1978年3、6月先後制造出2架HIMAT研究機，并于1979年7月27日首飛成功。HIMAT計劃涉及氣動、結構、材料、動力裝置和飛控等領域，研究項目包括：近耦鴨式布局、機身機翼邊條融合體、超臨界翼型、變彎度機翼、翼梢小翼、彈性機翼設計、噴氣襟翼、自配平設計、複合材料、飛行推進綜合系統、主動控制技術等。
1975年初，空軍系統司令部提出一個發展計劃，準備在1977~1981年間制造兩架ATF原型機進行試飛，但空軍并沒有多馀的資金投入到這樣一個耗資巨大的研究計劃中去，因此這一計劃隻停留在紙面上。1976年，美國空軍開始考慮在ATF概念中引入低可見性設計。對于當時的人而言，如果聽到這個決定可能會覺得非常突然。但在今天看來，這是順利成章的事。
作為美國衆多黑計劃之一，國防高級計劃研究局的“試驗隐身技術驗證機”（XST）計劃（也稱為“哈維”（Hervey）或“海弗藍”（HaveBlue）計劃）已經進入工程發展階段，在這一年洛克希德“臭鼬”工程隊的方案中選，後來在此基礎發展出我們所熟知的F-117隐身戰鬥轟炸機。隐身技術漸趨成熟。在此基礎上研制隐身性能與氣動性能俱佳的戰鬥機是美國空軍必然的選擇。另一方面，發動機推力的增大，則使得美國空軍開始考慮在ATF上實現不加力超音速巡航的可能性；而蘇聯空軍現役和未來的超音速戰略轟炸機威脅則在戰術上增大了對超音速巡航能力的需求。
1985年美國空軍提出接替F-15的新一代戰鬥機設計需求案，由各家公司提出各自的紙上設計草案。1986年美國空軍宣布将挑選最有潛力的兩種設計在展示/驗證（Demostration/Validation，Dem/Val）階段進行為期48個月的原型機設計與試飛項目。同年7月，美國空軍選出洛克希德與諾斯洛普兩家進入下一階段的競争，并且建議落選的三家公司與優勝者組成設計團隊以分攤設計工作，成本與損失。諾斯洛普選擇與麥克唐納-道格拉斯聯合與洛克西德，通用動力以及波音公司的團隊分庭抗禮。
YF-23的第一架原型機于1990年6月23日出廠，8月27日進行第一次試飛，YF-22（即F-22“猛禽”）第一架要到8月29日才出廠。9月29日進行第一次試飛。YF-23于9月18日第5次試飛時在不使用後燃器下達到1.43馬赫的超音速巡航紀錄，YF-22則是在11月3日達到1.58馬赫。YF-23第二架原型機于9月29日出廠。兩架原型機分别使用不同的發動機：一号原型機使用普惠YF119，二号原型機則是奇異YF120，與YF-22剛好颠倒。
YF-23原型機設計概念與YF-22有很大的不同，除了采用許多現有的零組件之外，YF-23的試飛計劃裡面并未包括試射空對空導彈與驗證高攻角飛行能力，多是以風洞測試蒐集與驗證資料。根據測試的結果顯示，YF-23沒有攻角限制，飛機能夠自任何螺旋（Spin）輕易恢複穩定飛行，隻有當導彈艙門呈開啟狀态時會有困難。
YF-23一共進行50次，總計65小時的試飛項目，最大空速達到1.5馬赫，最大負載達到7G，最大攻角達到25度。
競标結果
所有測試于1990年12月結束，兩組團隊根據測試的結果提出工程與生産發展（EngineeringandManufacturingDevelopment，EMD）企劃案，經過90天評估之後，美國空軍系統計劃辦公室（SystemProgrammeOffice，SPO）在每一項類别上以紅黃綠藍四色代表兩款原型機的表現：紅色是未能滿足需要，黃色是可以改進的項目，綠色是達到需求，藍色則是表現優異，這種評分免去分數相加的可能與總分會與個别項目之間不相符合，提供決策者較為客觀的評量參考。
美國空軍總司令最後決定由YF-22奪标，進入下一階段的研發計劃。諾斯洛普與麥克唐納-道格拉斯兩家公司受到相當大的影響，前者與格魯曼公司合并，後者納入波音公司旗下，短時間之内将沒有機會為美國軍方設計戰鬥機。
如前面所描述的，如果兩種原型機各有所長但是差距有限的時候，最後決定的關鍵就不是在性能比較方面。YF-23競标失敗的原因也沒有公開過，綜合當時各種推測之後的可能性包括：
諾斯洛普在B-2轟炸機研發案上出現不少預算超支與時程落後的狀況。
1990年代諾斯洛普在發展沉默彩虹導彈上讓美國空軍不是很滿意。
美國空軍對于洛克西德公司發展與生産F-117所展現的計劃管理與執行能力相當滿意。
YF-22團隊當中還有對大型計劃非常有經驗的波音公司。
美國空軍極有可能從ATF計劃的挑戰性，設計團隊過去執行與管理計劃的能力與紀錄等方面，選擇了綜合能力較強的YF-22而将YF-23踢除。
設計特點
相較于YF-22，YF-23的機身比較長，采中單翼，機翼的前後緣分别後掠與前掠40度，類似于菱形。機身後方沒有水平控制面，以兩片向外傾斜50度的垂直控制面取代兩者。
進氣口位于機身下方靠近機翼前緣的位置，進氣口和進氣道都采用固定結構，沒有可以移動的部分，不僅能夠降低重量，也避免增加正面雷達反射截面積（RCS）。進氣道在機身内部向上彎折與位于機背的的發動機相連接，噴嘴位于外傾的垂直控制面的中間處，從後下方無法直接看到噴嘴，降低紅外線訊号的強度，同時也限制安裝向量噴嘴的可行性。
原型機隻有一處彈艙，位于兩側進氣道的中央，座艙與發動機之間。量産型預定增加的彈艙将會位于這個彈艙的前方。
YF-23A展現了與YF-22A完全不同的設計概念，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，介于傳統正常布局和無尾布局之間。單座，雙發，中單翼，腹部進氣。
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。事實上從七家公司的方案無一采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讨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别人的飛機上。”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産生的巨大低頭力矩。如果需要配平增升裝置，那麼鴨翼必須增大，對機翼的下洗也随之增大，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——這對于強調超巡的ATF(特别是YF一23A)來說，尤其難以接受。
而拒絕鴨式布局的另一個重要原因是隐身問題。鴨翼的位置、大小、平面形狀很難和隐身要求統一起來。隐身設計的一個重要原則是盡量減少(但不可避免)機體表面(特别是迎頭方向)的不連續處，而鴨翼恰恰難以做到這一點。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)，将帶來更大的設計困難。
雖然根據美國空軍的要求，ATF必然兼顧隐身和機動性，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，諾斯羅普追求隐身的意圖相當明顯，他們的的設計可大大減小飛機的側面雷達反射截面積。由于減少一對尾翼，飛機重量和阻力也可減小，對于提高超巡能力也有助益。但随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隐身要求(飛機不能外挂副油箱)，所有燃油必須由機内油箱裝載。因此無論是YF一22A還是YF一23A，都必須提供足夠的機内容積——幾乎相當于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，因此其機内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于按照跨音速面積律來設計飛機。
适當地拉長機身，有助于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，必然導緻飛機縱向轉動慣性增大，這對于提高飛機敏捷性和精确控制能力是不利的。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，并不是那麼好飛。
事實上，僅僅從機身設計的特點我們就可看到YF一23A和YF一22A在設計思想方面的差異。從機内載油量來看，YF一23A載油10.9噸，YF一22A載油11.35噸，考慮到機内彈艙設計載彈量相同(之所以說設計，是因為YF一23A的格鬥彈艙還停留在圖紙上)，那麼YF一23A的機内容積不會大于YF一22A。
而YF一23A的機身長度卻明顯長于YF一22A(後者由于尾撐和平尾的原因，實際機身長度從有18米多)，這意味着即使在飛機最大橫截面積相當的情況下，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确控制能力。
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一23A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。前機身内主要設置雷達艙、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，并以非常平滑的曲線過渡到機翼或後機身的“海狸尾巴”，這有助于減小相互之間的幹擾阻力。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訃，在後機身形成非常明顯的“溝槽”，帶來不必要的阻力增量。
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一23A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，大迎角下産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一23A的邊條不同于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一22A的邊條頗為類似。
YF一23A的邊條具有以下幾個功能：産生邊條渦，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(事實上由于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一23A的邊條太小，能否産生足夠強的渦流，起到應有的作用還是個疑問。如果确實可以，那麼一種可能性就是該機邊條的作用原理有别幹傳統邊條，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，“機頭和内側機翼所産牛的渦流對尾翼沒有什麼影響”，這可能意味着YF一23A機翼内側可能有某種措施以産生渦流，起到和邊條渦類似的作用。在YF一22A的進氣道頂部各有兩塊控制闆，用于控制機翼上表面的渦流。YF一23A可能也有類似設計——其機翼内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，借以改善機翼上表面氣流狀态的可能性。
機翼巨大的菱形機翼可以算是YF-23A最突出的外形特征之一。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怿的機翼平面形狀，最重要的影響因素就是隐身。YF一23A的隐身技術繼承自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。要實現四波瓣反射，機翼前後緣在水平面内必須平行。這樣一來，諾斯歲普沒有更多的選擇：要麼采用後緣後掠設計，形成後掠梯形翼，基本類似B一2的機翼；要麼采用後緣前掠設計，形成對稱菱形翼。
采用後掠梯形翼，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；内部容積較小，對于要求跨戰區航程的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，不利于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，這種機翼更接近于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。而采用大後掠角的對稱菱形翼，在隐身上是有利的——F一117采用高達66.7度的後掠角，就是為了将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，将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，隻有采用中等後掠角的對稱菱形翼，才能在隐身、續航、氣動等諸方面取得令人較為滿意的平衡點。至于為什麼恰好選定40度後掠角，筆者認為，在其它條件基本得到滿足的情況下，優化邊條渦的有利幹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，導緻其滾轉率不能滿足要求，而這最終影響到了競争試飛的結果。
就機翼的特點來看，諾斯羅普的考慮優先順序首先是隐身，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一23A采用了前緣機動襟翼設計，其展長約占2/3翼展。有資料稱該機采用的是縫翼設計，但在YF-23A試飛照片上看不出縫翼的特征。而且從隐身角度考慮，當縫翼伸出時，形成的狹縫将成為電磁波的良好反射體，這對于諾斯羅普來說是絕對不能接受的。
事實上，前緣襟翼對飛機的隐身特性仍然有不利影響。最好的解決手段是在AFTI/F一111上驗證的任務自适應機翼技術，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采用了從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。而極力追求隐身的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态(超巡)時，機翼為對稱翼型，不需要偏轉襟翼。
位于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，機翼内側為襟翼，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，并不符合諾斯羅普在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，内、外側控制面均有參與增升和滾轉控制。
因此筆者将其定位為“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，還兼有減速闆和阻力方向舵的作甩當内側襟副翼同時下偏，外側襟副冀同時上偏，在保證機翼不産生額外升力增量的同時，産生對稱氣動阻力，起到減速闆的作用；當隻有一側襟副翼采用上/下偏時，則産生小對稱阻力，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制風險則不可避免地增大了。
