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，通常在军用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。