利用现代 CFD 在计算机上生成的 F-15 65° 迎角下多个剖面的气流状况。在 F-15 研制初期，这种高风险项目需要在 F-15 RPRV 上完成。短短十余年间，飞机的设计和试验手段已经发生了翻天覆地的变化，其间的差距令人感慨不已！

　　至 1981 年 6 月中旬，RPRV 共完成 53 次试飞。在后期试飞中，RPRV 进行了很多改装，以试验这些改装措施对于提高飞机抗尾旋能力的效果。尽管最终这些措施没有应用到 F-15 上，但 RPRV 项目获取的高质量尾旋数据对于后来美国战斗机研制都是极其宝贵的财富。

附录：F-15 12 架原型机试飞简表

生产序列号 代号 首飞时间 试飞任务 71-0280 F-1 1972.7.27 飞行包线扩展，操纵品质评估，外挂试验 71-0281 F-2 1972.9.26 发动机测试平台 71-0282 F-3 1972.11.4 电子设备测试平台，首次安装 APG-63 雷达 71-0283 F-4 1973.1.13 结构试验 71-0284 F-5 1973.3.7 首次装备 M61A1“火神”航炮，作为武器测试发展平台。后改为地面教练机，型号 GF-15A 71-0285 F-6 1973.5.23 第二架电子设备测试平台，用于飞控系统和导弹火控系统试飞 71-0286 F-7 1973.6.14 武器和外挂油箱测试平台 71-0287 F-8 1973.7.25 用于螺旋改出和大迎角试飞，同时担负燃油系统试飞任务 71-0288 F-9 1973.10.20 发动机和飞机性能评估试飞 71-0289 F-10 1974.1.16 TEWS（战术电子战系统）、雷达、航电设备试飞 71-0290 TF-1 1973.6.7 多系统试飞。自该机起，单、双座机保持 7：1 比例 71-0291 TF-2 多种任务综合试飞平台

设计特点

　　由于战斗机黑手党的介入，以及用能量机动理论作设计指导，使得 F-15 有了正确的设计方向，为后来优良的机动性打下坚实的基础。为了进一步了解 F-15 的设计特点，下面对能量机动性和相应飞机设计参数之间的关系作个简单介绍。

　　 盘旋能力是一个重要的机动性指标。那么拥有什么样的盘旋能力才能在空战中占据优势呢？能量机动理论对此的描述是，在假定其他影响因素（包括飞机稳定性、操纵品质、武器、飞行员技术等）相同的情况下，两架以同样速度飞行的飞机进行最小半径盘旋同时不损失高度的一方通常具有优势；或者说，在不损失高度和速度（亦即能量）的前提下，盘旋半径小的通常具有优势。

　　 在稳定盘旋中，机翼所提供的升力不仅要平衡飞机自身的重力，还需要提供盘旋所需的向心力——需要特别指出的是，这里的“平衡”不仅包括大小，还包括方向。升力与飞机自身重力之比，就是我们所谓的“过载”，以重力加速度 G 表示。和我们通常想象的不同，在稳定盘旋条件下，过载唯一决定于飞机的坡度。例如，当飞机坡度为 60 度和 78.5 度的时候，对应的过载分别是 2G 和 5G。而根据物理知识，在给定了过载以后，飞机的盘旋半径和速度平方成正比。换句话说，在过载一定的前提下，两架不同的飞机同速飞行时具有相同的盘旋半径。当然，这个说法不完全正确，因为过载和盘旋半径还要受到机翼最大可用升力系数和平飞时翼载的限制。在给定的高度和速度条件下，机翼最大可用升力系数决定了盘旋中所能产生的最大升力，翼载则决定了最大升力中用于提供向心力的比例有多大。正因为如此，不同的飞机盘旋能力千差万别。

在稳定盘旋中，坡度唯一决定飞机过载。图为飞机进行 2G 和 5G 稳定盘旋时分别需要的侧倾坡度

　　 此外，还有两个参数限制了飞机的盘旋能力。首先，在给定的高度和速度条件下，飞机阻力随机翼升力系数的增大而迅速增大（其增大速度和幅度取决于机翼设计和马赫数），因此即使机翼产生的升力足够，而发动机可用推力不足以平衡由此产生的巨大阻力的话，飞机就会掉高度，这在空战中是相当不利的。因此要进行大过载稳定盘旋，发动机推力必须足够大。此外，还有一个往往被人忽略的因素就是飞机的配平能力。机翼的高升力会产生巨大的俯仰力矩，如果纵向配平能力不足，飞机就会失控。

稳定盘旋条件下，飞机升力的垂直分量必须等于重力。如果为了拉出大过载而压坡度过大，使得 Ysin（γ）小于重力，飞机就会掉高度，此时飞机将进入非稳定盘旋状态

　　 以上这些被约翰.伯伊德等人以理论形式描述出来，就是“能量机动性”。其中有一个关键性参数，即单位重量剩余功率（SEP）。其计算公式为：（飞机推力-阻力）X 速度/飞机重量，其绝对值恰好等于相应高度的飞机爬升率。从飞机的飞行力学关系可知，飞机加速性能和爬升性能都直接与 SEP 成正比。飞机的其他性能参数如稳定盘旋性能、升限等也都与 SEP 有关。只有瞬时盘旋性能只与最大可用升力系数及翼载荷有关，与 SEP 无关。了解了这些，我们不难明白 F-15 低翼载、高推重比的由来，以及这种设计所产生的作用。

对于静稳定飞机，此时飞机升力作用于飞机重心之后，形成低头力矩。如果平尾产生的负升力 Y1 不足以平衡这一力矩，飞机将低头而无法拉出大过载。对于静不稳定飞机则相反，飞机将出现上仰发散，直至失速。
由此图也可看到，如果推力的水平分量 Pcos（α）小于阻力 X，飞机将减速，导致升力下降，无法平衡重力而掉高度

　　也许有人已经注意到，上面所提到的基本上都和稳定盘旋性能相关，而瞬时机动性却几乎只字不提。这是因为在 F-15 设计的年代，由于武器射击条件的限制，飞机设计强调稳定机动能力。而瞬时机动性成为飞机设计重点以及相关的角度空战战术的提出，则是 80 年代的事了。