F-15S/MTD 在圣路易斯市上空飞行
F-15S/MTD 的矢量喷口在高迎角唯一的优点是低头力矩的提高，飞机在加力状态下所产生的低头力矩，使其在低头的加速度可以达到 F-15B 的 3 倍。飞机可以在不到 F-15B 所需的一半时间就达到相同的角速度，而其最大迎角还是 F-15B的 2 倍，这表示其低速的俯仰敏捷性可达到传统喷口的 2~3 倍。
F-15S/MTD 的机动性实验仍集中于低迎角部分，在持续转向中，推力矢量可通过增加重力加速度或者降低转向速度，达到增强机动性的目的。而俯仰角与滚转阻力也比传统的气动面来的少得多，这有助于维持飞机的能量状态。甚至反推也可以增强飞机的轴向敏捷性，其提供的反向加速度比减速板提高 20% 以上，作用速度也比较快，从马赫数 1.4 降低到马赫数 0.8 只需要一半飞机三分之二的时间（30 秒左右）。
1989 年，F-15S/MTD 技术验证机首次试飞。第一阶段飞行时进行各项基本性能的测试，包括矢量与反向推力的试验，这些试验基本上都被限制在亚声速和军用推力的条件下进行。1990 开始的第二阶段试验包括加力状态下的短距起降测试，其速度最大达到了马赫数 1.6，而反向推力则可以在马赫数 1.4 的状态下使用，整个计划在 1991 年宣告结束。
大迎角计划
从提高战斗机机动性能的初衷来看，提高迎角与俯仰率就有助于实现更为快速的瞬间转向；但从敏捷性的观点考虑，就必须在大迎角、高 G 转向中还有高滚转率，这样才能在多机空战中求得生存。然而，机头在 30~50 度不对称引发的涡流会造成横向不稳定性的翼滚现象，这使得 X-29 与 F-15S/MTD 必须以限制器来维持稳定，而造成滚转率的损失。虽然飞机在过 50 度的迎角的过失速领域，反而因为一面脱离涡流影响而恢复稳定，只需要不受适度影响的矢量推进就能控制。但在敏捷性的空战试验当中证实，过失速的超机动性不能完全主宰空战动作，战斗机仍需要在高能量的状态下（低迎角）到高 G 机动状态（中大迎角）到超机动状态（过失速）之间来回转换，因此在中大迎角的敏捷性成为了战斗机循转换不同状态的关键。
为了拓展战斗机在超机动性与敏捷性，美国航空航天总署（NASA）启动了大迎角研发计划（HATP），几乎是在三种飞机平台上进行矢量喷口试验，在该计划中 NASA 投入了航空与气动分析单位以及美国海军和空军的协助。其中首先进行的是“大迎角研究平台”计划，其目的是要对大迎角的布局与气动问题作更加深入的了解，亦验证矢量喷口与机头控制面的操作效果。通过筛选最后大迎角研究平台选择以 F/A-18 作为载机，之所以最后选择了 F/A-18，我们还要从诺斯洛普的 P-530“眼镜蛇”计划说起。1965 年，诺斯罗普公司开始研制一种新的战术轻型战斗机，其性能预计将优于当时尚在发展之中的 F-5E/F“虎”II。公司进行的空气动力等研究表明，制造一种性能远胜于 F-5 的战斗机在技术上是可行的。公司把这个项目编号为 P-530。
P530 早期构型模型，双垂尾向外倾斜近 45°，具有进气激波锥，整体式座舱盖
在气动外形方面 P-530 机翼形状与 F-5 非常相似，1/4 弦线处后掠角为 20 度，后缘无后掠。机翼最初是带 5 度下反角的上单翼，但在之后几年里，安装位置逐渐下移，最后定为中单翼。翼面积 400 平方英尺，比 F-5E 的 186 平方英尺要大得多。机翼采用了可变弯度技术，呈直线形的前缘和后缘内侧都铰接有襟翼，只有在略小于一半翼展的后缘外侧安装了传统的副翼。1968 年，前缘襟翼被分割成了前后两段，以提高其在安装位置降低后的升力系数。机翼前缘安装有边条（“前缘翼根延伸段”，LERX），边条从翼根向前逐渐变窄，在座舱位置融入机身。边条使飞机获得了在迎角超过 30 度（后来甚至达到 40 度）时的超失速机动性能；在高迎角情况下，它增加的升力约为机翼升力的 50%。而将边条延伸到发动机进气口之前，也可以使进入进气道的气流更加顺畅，并在高迎角情况下，保证发动机获得相对稳定的充足气流，以避免熄火。此外，两侧边条在进气口之前、靠近机身处，都挖有很长的纵向狭缝，可以防止超声速飞行时，空气在进气口前堆积；而在低速和高迎角情况下，它们又可以防止进气口前、流过机身的附面层气流发生分离。1968 年，边条被进一步加大，向前一直延伸到机头附近。
P530 YF-17 F/A-18 的演进
最初的设计中，发动机前有很长的进气道，位于机翼前方的进气口呈半圆形，中间有可调式激波锥。然而到 1971 年，由于认识到马赫数2的飞行速度并不是一项重要的设计指标，激波锥就被取消了。大约在同时，进气道也做了缩短，被重新置于边条翼下。由于此时大面积的边条翼看起来就象是眼镜蛇头，诺斯罗普就给 P-530 取名为“眼镜蛇”。1970~1971 年间，对进气道设计做了进一步修改，最终确定的形状为斜椭圆形，边缘固定，并略带圆弧。进气口上缘与边条下表面之间相隔 4 英寸，与机身之间则隔有一块大面积的矩形隔离板。P-530 的尾翼设计起初非常传统，采用了安装位置居中、略微靠下的整体式水平尾翼。最初只设计有一片垂直安定面，但由于 P-530 具有高迎角飞行能力，一片垂直尾翼就略显不足，因为它在高迎角条件下会被机翼遮挡。为了解决这个问题，后来改用了双垂尾设计，每片面积大约相当于原先单片垂尾的一半；并且向外倾斜近 45 度，以保证它们被置于自由气流之中。为减少飞机横滚过程中的相互干扰，方向舵高度只及垂直安定面的一半。1969 年，垂直安定面的面积被放大了将近一倍，位置也向前挪动，使得垂尾与机翼有部分重叠。1970 年末，垂尾被进一步放大，外倾角也减小到了仅 18 度。同时，平尾也被放大，并尽可能地向机尾后移。在 P-530 项目中诺斯罗普公司很有远见的对战斗机的大迎角特性进行了系统的研究，从而使得战斗机的转向性能得到进一步的提高，也因此发现了“翼滚”现象。