F-5E，注意翼根前缘已经具有小边条
由于当时的飞机设计师十分重视战斗机的持续机动性能，因此设计者只希望“翼滚”能够得到压制就好了，让飞机持续进行小半径转向，因此在 F-5 战斗机上通过对飞机头部形状的修正（著名的“鲨鱼嘴”外形）来提高横向稳定性。这一概念引起了美国航空界对于前机身涡流现象的研究并由此衍生出了机翼前缘延伸面与近距耦合前翼的不同概念。
F-5E “鲨鱼嘴”雷达罩
YF-17，注意俯视图里大边条和机身之间有两条开槽，这在 F-18 的研制过程中被堵掉 80%
此时，诺斯罗普公司已经处在这方面研究的领导地位上了，在 P-530 的设计中除了安装了特大号的翼前缘延伸面来产生涡流，延缓滚转控制翼面的失速外，还特地安装了两个外倾的垂直尾翼，这在大迎角时可向外延伸出机身气流的范围，维持横向稳定性。在 1974 年的飞行测试中证实 YF-17 可以在水平飞行中维持 34 度的迎角，在爬升时可以进一步达到 63 度的迎角，这使得诺斯罗普公司自豪的对外宣称该机可以“毫无迎角限制”，甚至可在 20 节维持对飞机的控制。F/A-18 继承了他的横向稳定性，这使得 F/A-18 很难进入尾旋状态，就算刻意进入也非常容易改出。然而批量生产型发现延伸面产生的涡流会在垂直尾翼前爆散，导致垂直尾翼颤振而提早结束其结构寿命。NASA 认为这个涡流的问题正好可以作为流场研究的题目，加上 F/A-18 的大迎角稳定性与抗为尾旋的能力可有效地提高实验的安全性，而同样具备极强抗失速能力的 F404 发动机正好可以作为失速的推力来源；原有的电传操作系统很容易进行修改，因此 F/A-18 成为了作为合适的改装平台。
计算流体力学仿真计算的结果，可以清楚地看到漩涡产生的情况和流向
高空实验室——F/A-18 HARV
第一阶段研究的是基本气动现象，研究人员在风洞模型上涂抹了油性染料，再进行长时间的风洞测试，从颜料的形状来观察气流的表面分布；涡流结构则以水蒸气注入外部流场，再以激光显影的方式进行拍摄，激光显影技术也在后来协助麦道公司垂直尾翼前方加装垂直挡板，这样可以让涡流提早爆散，以降低垂直尾翼的颤振效应。NASA 在 F/A-18 HARV 技术验证机的机头上也安装了油性染料释出口与烟雾发生器，配合翼尖摄影机与遍布机身蒙皮的短线。利 F/A-18 在 0~55 度间稳定的飞行特性，使得 F/A-18 HARV 成为当之无愧的“大迎角飞行试验室”。从而使 NASA 第一次可以在实际比例、实际速度与大气环境下观察到飞机的大迎角流场。
用于指示气流路径的红色液体
F/A-18 HARV 的试飞工作从 1987 年开始，研究人员通过染料痕迹在飞机头部两侧发现前后两道气流剥离的痕迹，而之间出现了维持层流状态的气泡，这一现象与 1：16 比例的风洞模型状态相符；利用烟雾与摄影机，F/A-18 HARV 技术验证机在空中成功的观察到了飞机头部的涡流与机翼前缘延伸面在涡流在座舱上方交会的现象，这情形则没有在风洞试验中出现过，这也从一个侧面反映了风洞试验无法完全预测飞机在真实状态下的大迎角涡流机构。随着试飞工作的进一步深入，第二阶段 NASA 的主要任务是开始大迎角控制技术的试验，NASA 参考过去 F-14 使用的扰流板，发展出新一代多轴向偏流板；利用每台发动机外加三片偏流板，再加上油门可产生的机身轴、俯仰于偏航轴的“三维”控制能力。
HARV 尾部的矢量推力装置，以现在的标准来看相当原始
F/A-18 HARV 的研究让美国更加升入地了解了大迎角状态下飞机的流场问题，但是由于试飞时间有限，NASA 并未对具体的战术进行深入的研究。而在德国以赫伯斯特为首的航空科学家则致力于战术理论的研究，但是赫伯斯特没有进行试验机飞行的条件。两国研究人员一拍即合，开始了超机动空战理论的研究工作。
该机在后期还安装了机头可收放边条
在机头边条和矢量推力的作用下，HARV 可达到 70 度的最大稳定飞行迎角