诺斯罗普/ 麦·道 YF-23 “黑寡妇 II ”战斗机 方方作品 本文已刊载于《国际展望》杂志 Part4
飞控系统和推力矢量控制
随控布局经过长期验证以及 F-16 的实践，在 ATF 设计阶段已经相当成熟。YF-23A 应用随控布局技术、为此采用电传飞控系统并不令人意外。不过由于最终竞争失败，外界对该机的飞控系统细节了解极少。
前面已经提到，YF-23A 在设计上具有鲜明的“一物多用”的特色。多功能襟副翼、全动 V 形尾翼均是这一思想下的产物。由于减少了操纵面和相应的控制机构，有助于飞机减轻重量和减小阻力，对于改善飞机隐身特性也是相当有利的。但除了操纵面负荷问题外，这种设计必然面临的一个考验就是飞控系统的复杂化。固然，在已经成功的 B-2 上也可以见到类似的设计，不过必须看到的是，对于不需要进行复杂机动的轰炸机而言，这种一物多用的设计问题不大；然而对于战斗机而言，即使在常规条件下的机动，其操纵面的偏转控制也是相当复杂的，一物多用的设计必然会加大飞控系统的复杂程度和研制风险。如果还要考虑超常规飞行的话，飞控系统的设计难度可想而知。而飞控软件的编制恰恰是飞控系统设计难点之一。自电传飞控系统实用化以来，大多数一流战机都在这上面栽过跟头。1992 年 4 月 25 日，YF-22A 因为飞控软件问题造成“飞行员诱发振荡”，撞地损毁。后来 F-22 试飞阶段还不断对飞控软件进行改进升级。连基本按照常规设计的 YF-22A 飞控系统都有这么多麻烦，非常规设计的 YF-23A 飞控系统就更难说。在对设计风险的判断上，美国空军还是比较准确的。
如果 YF-23A 采用了推力矢量控制系统，一物多用带来的控制面负荷问题可能会得到缓解，对改善机动性和敏捷性也有好处。但诺斯罗普最终放弃了推力矢量控制系统，以确保其首要目标：隐身能力。对于诺斯罗普来说，如果要应用推力矢量控制技术，就必须更改源自 B-2 的后机身设计，不仅增大了飞机重量，也导致飞机雷达反射截面积（主要是后向）增大和红外隐身能力下降，因为必须取消那个沟槽式尾喷口设计。这并不符合诺斯罗普的设计思想。
YF-22A 的推力矢量喷口。试飞结果表明，推力矢量控制在低速段和高速段作用最明显。而诺斯罗普首先确定放弃推力矢量，才有了 YF-23A 发展自 B-2 的尾喷口设计，不过这种设计使得改装推力矢量喷管都不可能了
进/排气系统
对于喷气式飞机而言，进气道和发动机一级压气机是其前方雷达反射截面积的主要来源之一，设计稍有不慎即可导致为隐身所作的努力全数付诸东流。通常在中、高空飞行的飞机，如 F-117、B-2 这类飞机，其主要威胁来自下方，因此将进气道和喷管布置于机体上表面，以机身遮挡主要雷达反射特征。但对于制空战斗机来说，这一威胁定律显然是不适用的。如果在所有方向上的威胁具有同等可能性，在这种情况下依据什么原则来设计飞机呢？并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，其进气道设计选择了遵循机动性和进气要求。
发动机进气道是一个空腔结构，本身就是良好的雷达波反射体。而发动机一级压气机高速旋转的叶片不仅是强反射源，其反射波频谱甚至足以成为飞机型号的识别特征。要解决隐身问题，就必须首先解决这两个麻烦。解决途径之一是遮挡。F-111、幻影那种三元进气道，其激波锥可以在一定程度上遮蔽来自进气道内部和压气机的反射波，但问题是激波锥本身就是一个强的雷达散射源。另一个也是更常采用的途径是采用 S 形进气道，并在进气道内敷设吸波材料。不过 S 形进气道并不是想象中那么简单，设计不当可能导致严重的总压损失。没有大量的验证，设计时候少不了要吃苦头的。
巨大的激波锥几乎完全遮挡了雷达波对 J58 发动机的照射，有利于 SR-71 的隐身。但问题是激波锥本身就是一个强雷达散射源
YF-23A 的进气口位于机翼下方靠近前缘的位置，类似苏-27 的设计，这显然是处于大迎角条件下进气要求的考虑。其横截面为梯形，除了垂直面上的斜切结构外，在水平面上也略有斜切，可以起到改善大迎角和侧滑条件下进气效率的作用。在进气口前方，设计有多孔式附面层吸除装置（机翼下表面未喷漆区域），并经机翼上表面排出，由于进气口靠近机翼前缘，附面层厚度不大，因此不需要采用大型的附面层隔道，有助于减小雷达反射特征。在发动机舱上表面还设计有辅助进气门（位于附面层排放狭缝旁边的带锯齿后缘的梯形板），用于在起降和低速状态下满足发动机的进气需要。根据隐身原则，进气道自进气口开始向内、向上弯曲，从正前方看，根本不可能看到压气机叶片，可以获得较好的隐身效果。除此以外，YF-23A 采用了固定式进气道设计，以避免可调式进气道的调节斜板之间的缝隙和台阶产生的雷达反射。压缩斜板为二波系设计，并按照 YF-23A 的预计巡航速度作了优化。
