向气动极限冲刺-NASA在第四代战斗机气动领域的早期探索[61P]
20 世纪 80 年代中后期由于空对空导弹的发展，对战斗机空战性能的要求已经从持续高 G 转向机动性能演变到快速指向的敏捷性。以往被视为空战禁区的失速和过失速领域，现在看来却被视为克敌制胜的重要法宝。
X-29 的矢量推进计划
1936 年德国人首度提出前掠翼飞机的设计概念，但是当时并没有建造出一架模型出来，一切都还只停留在图纸的阶段。而到了二战末期，飞机的空速越来越快，当传统的平直翼构形（即机翼与机身呈 90 度垂直）的飞机接近声速时，流过机翼的上层表面的气流会因为比机体更接近声速，而产生扰流，使飞机的操作变得更困难。因此产生了后掠翼和前掠翼的相关研究，希望能解决这个问题容克发展了 Ju 287 进行在前掠翼方面的尝试。与此同时，美国有一家名不见经传的小飞机公司 Cornelius 在 1944 年也建造了二架前掠翼无动力的燃料运输滑翔机，但是美国人在这个计划上，同样也没有继续下去。到了二战结束，NACA 的专家曾在风洞中测试前掠翼飞机的设计，并发现了前掠翼飞机的一些潜在的优点。而前苏联在俘虏了一些德国科学家后，在这个领域上有一些尝试，但是最后还是放弃了。1964 年，一家德国的飞机制造公司建造了 50 架 HFB-320 商用的前掠翼喷气式客机，这应该是前掠翼飞机第一个进入生产，实用化的机型了。
Ju 287 的前掠翼布局更多是为了配平机头发动机的需要
Cornelius XFG-1 前掠翼滑翔机
HFB-320 采用前掠翼布局是为了尽量扩展客舱空间
这些早期发展的前掠翼飞机碰上了许多问题，而 NACA 的专家在更多的风洞测试后发现前掠翼飞最主要的缺点在于气动弹性发散，使得机翼的强度设计必需大辐度增加，远超过当时传统材料所能达到的范围。而且机翼设计强度的要求还会随飞机速度的增加而大辐增加，使得传统的刚性材料几乎不可能造出超音速的前掠翼飞机。一直到了 20 世纪 70 年代中期，新的复合材料出现料出现，使得这个问题得到改善。先进的复合材料使得机翼可以以更轻的重量获得更高的强度，并允许一定程度的弯曲，以降低机翼因为扭曲变形而折断导致飞机失事坠毁的机率。然后陆续才有一些飞机公司投入前掠翼飞机方面的研究。到了 20 世纪 70 年代末期，罗克维尔公司提出 Sabre bat 战斗机的模型，通用动力则是改装了 F-16，但最后 DARPA 在 1981 年还是选择了 Grumman 公司的版本。
前掠翼反向的展向流动导致翼尖弹性气动发散的问题
外形很科幻的罗克维尔公司 Sabre bat 战斗机模型
F-16 FSW 模型
最后获胜的格鲁曼 X-29 方案，沿用了 F-20 虎鲨的机体
X-29 计划的重点有三，前掠翼飞机设计和使用复合材料的机翼都说过了，最后一个问题就是飞机需要更细致的操控，才能进行超音速的飞行。因此，X-29 计划的第三个主要测试项目就是计算机辅助飞行系统。经由感测到的飞行速度和高度等的变化，计算机每秒钟要对飞机的飞行控制界面例如“升降襟翼”等，下达超过 40 道修正指令，平衡机机的升力和阻力，以确保飞行的稳定性。X-29 共配备三套数字式的计算机辅助飞行系统，并有三套模拟式的计算机辅助飞行系统做备份。万一有一套数字式的计算机辅助飞行系统故障，剩下的二套数字式的计算机辅助飞行系统仍能维持飞机飞行。万一有二套数字式的计算机辅助飞行系统故障，模拟式的计算机辅助飞行系统立即启动。这使得飞行的安全性有了明显的提升，比早期的一些试验飞机一发生故障即失事，有了长足的进步。
然而虽然 X-29 先进技术验证机的前掠翼提供了 45 度迎角的滚转控制能力，但在高迎角的低头能力仍然显得不足，这一点有待通过矢量推进技术加以弥补。在政府的资助下，X-29 于 1981 年年初进行了矢量喷口的研究，格鲁门公司用的是通用电气公司的 ADEN 喷口，因为 X-29 的 F404 发动机正是该公司的产品。矢量推进技术可以进一步增强 X-29 的俯仰控制，再加上前掠翼设计，形成了完整的高迎角能力。但 X-29 对持续机动能力较为重视，期望矢量推进技术可以产生升力分量，提高转向的向心重力加速度。在风洞的测试结果显示，前掠翼的升力效果已经非常优秀了，仅在瞬间的转向速度上还有待提升，但这一点对持续转向的影响不大。
准备安装在 X-29 上的 ADEN 喷口外形
而测试表明 ADEN 喷口对起飞性能的改善有比较明显的作用，所谓 ADEN 喷口是通用电气公司于 1972 年为美国海军的先进垂直/短距推进计划所开发的，其主要的设计思想是能通过导流板将发动机射流转向 90 度以上，从而使飞机具备垂直起降的能力，因此这种喷口被命名为“加力偏流喷口”（ADEN）。喷口向上打开可以使在滑行中的飞机提早抬起机头，使得前掠翼提前发挥升力作用，从而缩短一半的起飞距离。降落时则与机翼配合减缓进场速度，测试表明，飞机的进场速度可以降低 4.6%。
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。
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。
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
1974 年的 HIMAT 计划，罗克韦尔公司提出过换装二维矢量喷口的设计，但是因为成本问题没有被采纳。由于当时潮流是基于能量机动型的持续转弯性能，因此计划书中的矢量喷口仅具备俯仰控制能力，可以快速抬起机头达到最佳的迎角，并利用垂直转弯时的推力分量来提高向心力。
HIMAT 计划是 NASA 和美国空军在机动性技术方面所作的大胆尝试，很多先进技术均是首次应用。然而 HIMAT 的鸭式布局也误导了很多人，让人误以为美国空军更青睐这种气动布局
到了 1984 年，罗克韦尔虽然没能赢得 X-29 的计划，但德国业内发起的超机动理论为其带来了翻身的机会。因此他们以 HIMAT 为基础，提出矢量推力的高迎角研究计划即“超正向姿态动态提升计划（缩写：SMAKE），其喷口改用三片推力导向片，与 F/A-18 HARV 一样都是为 NASA 的 F-14 偏流喷口研究项目提供服务的。
当时欧洲国家进行的“敏捷战斗机研究计划”（ACA），就是后再的欧洲战斗机计划（现改称 EF-2000 或者“台风”），该计划将实现赫伯斯特对未来战斗机的设想，前缘鸭翼设计与超声速巡航能力，但对矢量推进与过失速机动能力，则受到欧洲科技与财力的限制未能纳入其中。因此德国 MBB 公司便与罗克韦尔公司洽谈共同开发 SNAKE 技术验证飞机。
MBB 公司进行鸭式布局风洞测试
BAe 的 ACA 全尺寸模型
X-31 的诞生
如前所述，NASA 虽然在 20 世纪 80 年代对大迎角的科学问题进行了许多研究，但是对战术应用却是相当保留。因为美国空军内部当时主要分为了两派：一方面是以超视距为首的“空优派”另方面是以强调空中颤抖性能为首的“轻型战斗机黑手党”，这两派的共同信念就是“速度即为生命”，都将牺牲战斗机速度的超机动理论视为洪水猛兽。
然而没过政府一方面对飞机制造厂商与其他国家进行科技交流进行严格限制，一反面又不愿意在任何先进的科技研究中缺席，因此美国和德国在 1986 年达成合作协议，在两国的共同资助下由罗克韦尔公司和 MBB 公司共同制造两架 X-31 先进技术验证机。
X-31 控制翼面示意图
X-31 是 X 系列试验飞行器中第一个国际合作项目。X-31 机长 14.85 米，机高 4.45 米，翼展 7.28 米，飞机保留了 SNAKE 计划中下腹进气道与单发的设计，但同时机翼布局也修改成为了 MBB 提出的鸭式前翼和双三角机翼，但是前缘鸭翼的位置刻意前挪，而不能发挥近距耦合前翼的涡流效果，目的是要拉大前缘鸭翼的俯仰力臂，作为大迎角改出时的保险措施。前缘鸭翼在平常会保持负载荷状态，保持对空气的夹角为零，因此不像 HIMAT 提供俯仰与偏航的控制力矩。但在矢量喷口故障时可向下 70 度，产生低头力矩使飞机降低迎角。
2004 年 4 月 X-31 VECTOR 在帕特森河海军航空站进行的试飞首次实现了自动、推力矢量控制的着陆，攻角达 24 度
X-31 的主翼也是类似今天“台风”战斗机的双三角翼，由于失去了近距前缘鸭翼的涡流耦合效果，因此在三角翼的后掠角切成两段。并带有翼根前边条。其机翼采用铝合金翼梁和翼肋、碳纤维复合材料蒙皮，机身结构大部分为铝合金材料。X-31 机身腹部的矩形进气口带前伸的附面层板，其下唇口板可调节。
全动鸭翼
X-31 的动力系统与 X-29A 一样，都是通用电气的 F404-GE-400 涡扇喷气发动机。其发动机尾喷口处安装有三片推力导向片（可作正负 10 度的偏转，并能长时间承受最高 1,500 度的高温），可使飞机在上下或左右方向上的控制更加自如。X-31 采用数字飞行控制系统，其中三台同步主计算机控制飞机飞行控制面的工作，余下一台计算机则在前面三台计算机出现冲突时充当连接断路器的角色，但这四台计算机都不具有与 X-29A 类似的备份功能。
尾部偏流板，起到矢量推力的作用
X-31 主要用来验证推力矢量技术与高级飞控系统配合的实用性，即用推力矢量技术和可控前翼完成常规飞机无法实现的大迎角机动飞行。与同时代的“先进技术战斗机”（ATF）和“欧洲战斗机”（EFA）等先进战斗机强调中距空战能力的设计思想不同，X-31 计要求主要是研究如何提高近距空战格斗能力，使飞机能够在很大的迎角和很低的速度下飞行，使其具有更高的转弯角速度。
X-31 无尾大攻角着陆想象图，事实上 X-31 从未拆除过垂尾，在如此攻角下，以及飞控软件的帮助下，X-31 的小垂尾基本无用处
如果说当年 HIMAT 是约翰的终极梦想，则 X-31 可以说是赫伯斯特理想的实现。其机翼负荷基本保持在每平方米 310 千克，也就是赫伯斯特认为的战斗机的最佳设计，而 1.2 的推重比也是他在认为的最佳值。提供推重比的原因一方面是因为 NASA 之前的研究显示，矢量喷口在大迎角的工作时必须保持罪的剩余推力，这也表示过失速空战是一个速度较低，但是耗油量很大的过程；另一方面，美国和欧洲对敏捷性进行电脑模拟时显示，超级动力不能必须战斗机能量机动性损失，只能在能量机动性不输给对方的情况下才能有效发挥战斗力提升的效果，因此 X-31 又被称为增强战斗机机动性（EFM）项目，从这里我们也可以看出超机动是对能量机动的增强而不是代替。
超机动空战
与 X-29 相同的是，X-31 在非启动关键项目上大量借用现役战斗机的零件，以节约成本。其座舱盖开始使用了 F-16 的，但是后来却改用 F-18 战斗机的座舱盖，此外，还有油门操纵杆与驾驶杆。首架 X-31 于 1990 年出场，并于同年 10 月 11 日进行了首飞，第二架则在隔年进行了首飞。试飞工作显示在罗克韦尔的机场进行，期间对 X-31 与矢量喷口的基本性能进行测试。由于这是一种全新的飞机，而不像 F/A-18 HARV 是由现役战斗机改装而来的，因此其飞行特性需要重新进行摸索，基本的测试飞行花费了 1 年的时间。
正在进行发动机装配的 X-31，注意发动机舱两侧的边条
1992 年试飞工作开始由 NASA 接替，机场也转移到了爱德华兹空军基地。NASA 进一步扩展了 X-31 在大迎角状态下的飞行包线，这也使得他们发现了两个问题。首先是飞机在 50 度的迎角状态下减速时，突然失去滚转控制能力，原因是襟翼和副翼必须完全打开才能维持迎角，这与在风洞的测试结果完全不符。研究发现，风洞模型的发动机偏流片制动器是暴露在发动机舱外由整流罩包覆，而验证机则是将制动器布置在了发动机机舱内。其外罩会产生额外的低头力矩，而实机上就失去了这种效果。解决方法是在发动机机舱两侧加装边条来解决低头力矩。
第二个问题是 X-31 在进行第一次 60 度迎角高 G 机动中，突然偏航失去控制，飞行员放开操纵杆让飞机自动驾驶才恢复稳定。这种情况并不陌生，主要是机头涡流不对称爆发导致的横向不稳定。但奇怪的是在这一现象在 X-31 的二号机上表现的特别明显，而在第一架则不是十分明显。因此 NASA 尝试了多种修改来改善这一现象，包括让机头表面颗粒化，从而使得机头“变钝”，这让横向不稳定幅度回到可以控制的范围。这一现象说明当时的技术人员还无法准确的预测和控制机头涡流的发生。
X-31 在“赫伯斯特机动”中的大迎角姿态
在高迎角的测试飞行中，X-31 与 F/A-18 HARV 一样进行了许多飞行品质与敏捷型的验证动作。由于两者的试飞时间表相当接近，因此两个小组会相互流研究成果，并改进试验程序。但在进行高 G 的空战机动时，F/A-18 HARV 只是点到为止，而 X-31 则是大显身手。
F/A-18 HARV 在与普通 F/A-18 进行空战训练时演示了依靠矢量推力迅速改变机头指向的能力
X-31 在战术测试中的三个经典动作
1、俯仰率补充：在 30 度迎角与其它战机进行同样的高 G 转向时，X-31 可以利用其矢量喷口额外提高 70 度的迎角，可在别人无法射击的角度完成射击准备。该动作也会因为武器的选择有所差异，当飞行员选择使用机炮时，X-31 直接拉机头到指向目标的角度；在选择空对空导弹时，因为导弹发射时有迎角的限制，机头必须先掠过目标，在 30 度的角度对准目标。这一动作与苏-27 的普加乔夫的眼镜蛇机动有着异曲同工之妙，但差别是 X-31 全程可控，可以精确的跟踪目标；而普加乔夫眼镜蛇机动却是飞行员无法控制的。
X-31 依靠矢量推力可直接拉机头对准目标
2、水平剪刀机动：剪刀机动是一对对手在格斗中试图抢得进攻优势转向对手后方，因为两者意图相同，飞行轨迹看起来象是一系列互相颠倒反复的飞行路线，结果是飞得慢的一方最终获得胜利。X-31 的大迎角减速率不是问题，加之其滚转动作可以转化成为“滚转剪刀”，因此 X-31 可以在与传统布局战斗机的空战中更快的占得先机。
X-31 在水平剪刀机动中也占尽优势
3、“赫伯斯特机动”与“直升机旋转”：赫伯斯特机动原本是为了 180 度转向而发展的动作，但因为转弯半径极小的特性，也被称为 J 转向（意为转向只在字母 J 下方的小勾内完成）。如果在回转完成后，战机不继续进行回转，而是让飞机自然向下，继续进行 360~720 度的纵轴回转，由于重力与速度的轴相同，飞行轨迹自然向下，单机头却像直升机自旋般的水平旋转，因此成为“直升机旋转”。
“赫伯斯特机动”图示
“赫伯斯特机动”的实战应用
“直升机旋转”示意图
机动与敏捷性谁更重要
之前我们介绍过，超机动概念提出后，遭到传统机动维护者的反对，最后不得不将其合并在“敏捷性”概念中，也就是说，超机动并不是最求别人做不到的，或是不可思议的动作，而是要将能量、速度或角速度的变化加快到敌机无法反应的程度。
这使得大迎角状态下的大迎角轴滚转成为热名课题。在敏捷性概念的发展初期，滚转率会被认为是检验一种飞机敏捷与否的判定基础，因为在高 G 转向中的滚转，可以让战斗机迅速转换到不同的平面，甩开或者攻击盘旋性能较好的飞机。但是大迎角轴滚转，同时包含轴滚转与偏航旋转的特性，使其足以取代作战飞机传统意义上的转向动作。
上面我们曾经介绍过 F/A-18 HARV 的双机空战试验动作就是以大迎角滚转达到战机机头指向侧面敌机的目的。包括 X-29 在内的大迎角试验飞机，其滚转率可以达到 30~45 度/秒不等，片面转向率（偏航）可达 20~40 度/秒，而一般的喷气式战斗机瞬间最大的转向率只有 15~25 度/秒。
F/A-18 HARV 的典型空战动作
早期的对超机动的研究是利用飞机在大迎角状态下的空速降低和动能过剩的效应来提高俯仰面的转向率。然而要成 180 度转向的机动转向，在转向前需要先抬头并滚转到水平面，转向后则需要滚转回水平面并低头开加力，“赫伯斯特机动”则要先利用爬升完成大迎角并减速，在滚转的同时完成速度轴的转向与加速，这种机动可以再在很短的时间内完成，战机可以通过它来完成快速发射空对空导弹并完成反向逃逸。
但是在 X-31 的试验中却发现，大迎角轴滚转的特性对缠斗中也有一定的帮助，因为它不像在进行俯仰面动作会继续增大迎角而超过控制系统的使用极限，而能够维持 50~70 度迎角范围内快速控制机头指向。发展到极致就成为“直升机旋转”，此时飞机像落叶一样随风旋转，飞行轨迹虽然向下不变，但机头与武器的指向却可以快速瞄准 360 度以内的敌机，试飞结果表明，即使经验有限的飞行员也很容易掌握这种机动动作，而不像其他机动那样需要协调迎角与速度轴的变化。
完成空战动作的测试后，X-31 计划进入到了模拟空战阶段。在模拟空战中 X-31 的对手仍然是 F/A-18。与 HARV 不同的是 X-31 在推重比方面具有明显的优势，所以在马赫数 0.3~0.5 时 X-31 的持续机动转向性能要高于 F/A-18，而 F/A-18 则在瞬间转向方面全面领先。这一切都符合当初赫伯斯特的理想；“先以持续机动性设计战斗机，再以超机动扭转飞机的瞬间机动性能。”
1994 年与 F/A-18A 伴飞飞机编队飞行的 X-31
由于之前的电脑模拟显示过失速所提的敏捷性对空战时使用机炮的影响比较大，对导弹则完全不同。因为导弹射击时只有迎角限制的关系，因此模拟空战中只用机炮作为武器，飞机之间的交战距离一般由机炮的极限射程开始，然后快速进入机炮缠斗。从 1993 年 11 月~1994 年，在 X-31 与 F/A-18 之间进行了一系列的模拟空战，在 X-31 飞机不使用推力矢量技术与 F/A-18 飞机同向并行开始空中格斗的情况下，16 次交战中 F/A-18 赢了 12 次；而在 X-31 使用推力矢量技术时，66 次交战 X-31 赢了 64 次。
在与 F/A-18 的模拟空战中 X-31 可谓大获全胜出尽了风头，而这些胜利都是仰仗大迎角状态下的滚轴机动。1994 年，X-31 被转移到美国空军的 422 测试中队与 F-15 和 F-16 进行空战训练，虽然 X-31 的超级机动性能在低速领域仍然没有敌手，但因为 F-15 和 F-16 的推重比比 F/A-18 高出许多，因此在局势不利的情况下，往往可以利用推重比高的优势爬升逃逸，或者利用高度差进行攻击。
另一方面，矢量发动机与可变收敛喷口已经准备开始量产，可用改装到现役战斗机或安装到新一代的 F-22 战斗机上。美国对 X-31 的大迎角试验失去了兴趣，相反对战机的隐身性能的兴趣却与日俱增。1994 年美国国防部的“联合攻击战斗机”（JAST 也就是后来的 JSF）计划办公室资助 X-31 进行无尾翼控制研究。由于经费有限，美国航空航天总署（NASA）仅以控制软体来抵消垂直尾翼的作用，以矢量喷口来控制飞机的偏航，并完成了 1.2 马赫的试飞。
X-31 无垂尾概念图，NASA PS
在无尾翼试飞期间，1 号机因空速管结冰而失去控制坠毁，2 号机则在计划书结束后封存。1999 年，德国方面提议使用 X-31 进行短距离起降的研究，这时也是赫伯斯特所看中的未来战斗机最主要的三项指标之一。美国和德国重新启封 2 号机委托波音公司进行“带矢量推力的超短距起飞着陆控制和无尾飞行研究”（VECTOR），与第一阶段的 X-31 EFM（增强机动性战斗机）研究超机动性不同，VECTOR 研究推力矢量控制下的极短距起飞和着陆技术，研究成果可以应用在未来无人机项目上。VECTOR 由美国海军和波音公司，和德国联邦国防科技与采购办公室（BWB）、德国空军第 61 试验中心（WTD）、德国 EADS 军用飞机公司、德国航空研究局（DLR）飞行系统科技学院共同实施。不同于 F-15S/MTD 在滑行时使用的反向推力装置，VECTOR 计划纯粹利用了矢量喷口将迎角提高到了 40 度，而使降落速度由 160 节降低到 100 节。2004 年 4 月 X-31 VECTOR 在帕特森河海军航空站进行的试飞首次实现了自动、推力矢量控制的着陆，攻角达 24 度。目前该计划已经结束，2 号机已经被挪至德国的博物馆进行静态展示。
VECTOR 阶段试飞的 X-31
F-16/MATV
F-16 多轴推力矢量计划（MATV）原先是由 GE（通用电气）GD（通用动力） 两家公司自筹资金研究的项目，目的在于为战隼研制推力矢量喷管。美国空军最初拒绝投资此项计划，于是 GE 和 GD 找到了以色列空军，以色列人表示了浓厚兴趣。以色列空军提供了一架 F-16D 用于实验，两家美国公司开始了改装工作。到 1991 年，美国空军赖特实验室参与了此项计划并表现得十分积极。遗憾的是，以色列空军于 1992 年退出，可能是看不到实用化的希望。此外，战术空军司令部也拿出一架 F-16D Block 30 给洛克西德.福特.沃斯公司用于改装成推力矢量验证机，称为变稳测试机（VISTA)）。1992 年这架飞机飞行了 5 次，由于缺乏资金后被封存。
F-16/MATV 改装示意图
1993 年 11 月里一系列独特空战拉开序幕。空战中没有规则限制，一些美国空军最好的飞行员在这里和世界上第一架装备多轴推力矢量控制发动机的 F-16 交手。他们的目的是测试推力矢量控制的技术效能和过失速机动。在早期的包线扩展和开发试飞中，采用多轴推力矢量控制技术的 F-16 已经给洛克希德和空军的试飞员留下了深刻印象。在 4 个月里，这种原本限制在 25 度迎角以下飞行的飞机，已经实现了无迎角限制飞行，可以完成眼镜蛇、J 转弯等机动以及类似直升机的动作。但这种能力是否具有真正意义的技术效能，则留待试飞计划的操作阶段来解决。
F-16/MATV 尾部装有抗尾旋伞
过失速机动的批评家认为，战斗机绝对不能进入低速状态。他们不顾敏捷性因素，认为落入低速就等同于靶机。支持者则争辩说，推力矢量提供了敏捷性优势，使得空战变得更慢。这类争论大部分都是理论上的。 这就是内利斯基地的第 422 试飞评估中队的飞行员被召来试飞 F-16/MATV 的原因。第 422 中队担负着为现役 F-16、F-15、A-10 和 F-4G 中队的新装备/系统进行试飞和发展战术的任务。在继爱德华兹基地（及少数来自其它试飞基地）的同僚完成了扩展试飞后，422 中队开始进行作战阶段试飞，这是他们最具代表性的任务。
F-16/MATV 的多轴推力矢量喷管
422 中队选择了两名 F-16 的顶尖飞行员，杰?皮尔松少校和吉姆?汉德森上尉，来操纵和对抗 F-16/MATV。皮尔松在 F-16 上飞行时间超过 2,400 小时。他在群山、卢克都飞过 F-16。包括几个正在进行的作战试飞履历在内，汉德森已经在 F-16 上飞行了 1,900 小时。他同时也是 F-16 的飞行教官。两名飞行员都毕业于以严格著称的美国空军战斗机武器学校。
皮尔松和汉德森参与了早期计划阶段，当 F-16 联合试验队在爱德华兹基地完成了包线扩展试飞后，他们很快加入 F-16/MATV 试飞。联合试验队包括洛克希德、通用电气和美国空军的试飞员、工程师、机械员和技术员。在这些人和伟大的设计组成员的努力下，包线扩展阶段非常顺利，到进入作战试飞阶段时飞机没有受到任何限制。但在进行超出 I 类限制（迎角大于 25 度）的飞行时，422 中队的飞行员仍被要求将发动机推力保持在军用推力或更高。这样可以保持足够高的推力，当然也就保证了矢量分量。（在早期试飞计划中曾经做过将油门拉回慢车的试验，但除了推力矢量分量减小外并没有其它问题。）空战高度从通常的 10,000 英尺提高到 20,000 英尺，作为附加的安全措施，以保护这架尚在试验原型系统的飞机。
F-16/MATV 在进行可控”眼镜蛇“机动
422 中队飞行员轮流驾驶 MATV 飞机和扮演入侵者的飞机（422 中队的 F-16 Block32）。首先进行的是一对一空战。评估期间所采用的模拟武器是 F-16 的标准机炮（采用增大射程的 PGU-28 炮弹）、AIM-9M 和 AIM-120。整个评估过程中，422 中队的飞行员被鼓励飞出最高水平的基本战斗机动。交战中没有规避射击。其目的是为了在没有其它因素影响下，对矢量推力效能进行真实的检验。一对一空战分别验证了攻击态势、防御态势和中立（对头）态势。战斗开始速度从 435 节到 250 节，用较低的速度用于模拟一场已经经过了几个盘旋的战斗。
F-16 已经拥有可怕的机动性。但矢量推力允许攻击方飞行员获得更快的攻击占位，也可以帮助飞行员避免一些常见错误如冲前或者角度滞后。入侵者仍然可以开火，但命中率要低得多，因为 F-16/MATV 比标准的 F-16 更加难以捉摸。此外，由于已经知道 F-16/MATV 可以进行过失速机动，使得攻击方飞行员感到要采取某些防御措施，因此改变了他的战术以防备来自推力矢量战斗机的真实的、或者预感到的威胁。
三种矢量推力战斗机编队飞行
在防御位置，推力矢量使得 F-16/MATV 可以生存更长时间。高速中立态势一对一交战显示，F-16 的限制器有一定好处。限制器使得飞行员在盘旋中可以保持飞机能量而免于进入过失速区（那里的阻力急剧增大）。如果 MATV 飞行员过早或在错误的时间进行过失速机动，他会很快减速，从而使入侵者获得优势。不过，推力矢量允许 F-16 使用飞行包线中正常迎角限制器到最大迎角的区域，以获得最大胜利（大约在 35 度迎角附近）。因此，相对 F-16，MATV 飞行员可以获得最大盘旋能力优势。
当空战中速度下降，或者在一对一中立态势转变为攻击或防御态势时，推力矢量和过失速机动确实改善了 F-16 的对空作战能力。当然，中立态势是指对抗另一架具有良好垂直机动性的 F-16 而言。当面对另一架没有这么大推重比的飞机时，F-16/MATV 就可以在战斗中更早使用过失速机动，从而获得明显优势。
在一对二交战中，422 中队派出戴夫?多德森上尉专门扮演入侵者。多德森在 F-16 上飞行时间超过 1,000 小时，这个背景使得他成为最可怕的对手。空战试验包括一系列和 F-15 的空战，以及和一架专用 F-5 以及一架 F-16 入侵者飞机交战。像皮尔松和汉德森一样，多德森也是毕业于美国空军战斗机武器学校。
F-16/MATV 尾部细节
在一对二交战中，汉德森专职扮演敌机对付 F-16/MATV，而皮尔松和汉德森则轮流担任敌机和 F-16/MATV 前座飞行员。他们三个共进行了 62 次一对二空战。在这些交战中，入侵者总是试图让僚机占据高位以便在战斗中获得优势——同时还根据战斗机战术手册进行交战。他们的策略是当 F-16/MATV 与其前方的入侵者交战时，从上方实施攻击。如果这种战术成功，将为批评家针对过失速机动的主要论点提供事实依据。这意味着，过失速机动所带来的任何优势都可能被对手数量上的优势所轻易克服。
但真正的结果可能令这些批评家非常惊讶：MATV 飞机在这种不公平的交手中总是能坚持下去，并经常进行令人印象深刻的攻击性过失速机动，从而迫使敌机改变战术，或者减小相互支援以对付 MATV 飞机。尽管敌僚机一直试图占据高位，但 F-16/MATV 可以使用它的过失速机动能力获得开火机会，或者至少在继续和前方敌机交战前，给予高处的僚机以一定威胁。
评估也显示，航炮（配备增大射程的 PGU-28 炮弹）是使用最多的武器，因为格斗中距离较近，反应时间较短。导弹仅仅在一部分时间里使用，其中大多数都是在标准迎角限制内开火。（大迎角导弹正在研制中。事实上，在几次飞行中，F-16/MATV 翼尖曾经挂上装有特殊设备的 AIM-9M，以收集在大迎角环境下作用到导弹上的振动和载荷数据。）
422 中队飞行员的意见是：尽管推力矢量永远无法替代融会贯通的基本空战技巧在空战中的作用，但这种能力确实可以显著改善飞机的攻击力。 F-16 也从这种能力中获益。目前该机挂载导弹后的可用迎角已经从 15 度（不对称挂载导弹时）提高到最大升力系数迎角（35 度）甚至更高。但这种优势在试飞计划中并没有刻意强调。
F-15 ACTIVE
随着超机动技术与战术的日益成熟，制造商开始进行实际产品的研发。普惠公司开始矢量喷口的研发。通用电气公司和普惠公司首先进行了带俯仰推力矢量和反推力功能的二元喷管试验。后来，这两家公司在二元矢量喷管的经验基础上，根据各自的 F110 和 F100 发动机的特点研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的轴对称推力矢量喷管 AVEN 和 P/YBBN 并进行了试验。
F-15S/MTD 换装了P/YBBN 喷口，开始了 ACTIVE 实验
P/YBBN 主要是为了对现役战斗机进行改进，但在缺乏资金的情况下，普惠找到美国政府要求拨发研究经费。普惠与麦道公司合作的 F-15S/MTD 计划可以说是常规起降战斗机安装矢量喷口的先驱。但是随着苏联的解体，F-15 的短距起降功能已经显得不再那么重要了。因此 S/MTD 计划也就没了下文。普惠公司借机向 NASA 建议用 F-15S/MTD 作为试验机来测试 P/YBBN 喷口，该计划后来被称为“综合飞行器先进控制技术计划”（ACTIVE）。
F-15 ACTIVE 所做的改动
计划的研究重点是测试发动机喷口的飞行包线与发动机控制系统的最佳化。F-15 本身的大迎角机动性能并不突出，而试验飞机又被安装上了不少测试设备，因此官方并没兴趣将其投入到大迎角试验计划当中，只要求其测试对后机身气流的影响以及测试矢量喷口降低噪声的方法。
大角度爬升中的 F-15 ACTIVE
之前我们提到过方形的矢量喷口才是双发战斗机的最佳选择，圆形喷口之间的空隙会因发生干扰流场而产生噪音与阻力，因此 F-15 加上 P/YBBN 喷口肯定是效果有限。其主要目还是帮助制造厂商检测产品，制造厂商也表示该喷口具有双重电力液压控制回路，这表示该系统可以马上应用到单发战斗机上，而这才是 P/YBBN 喷口的主要市场。
ACTIVE 于 1993 年开始，花费了近两年的时间进行相关系统设计与软件开发，地面试验于 1995 年开始进行，次年开始进行试飞。与以往的矢量喷口的研制不同的是，过去矢量喷口的研制主要集中在低速的起降或者大迎角领域，ACTIVE 则转向高速发展。1996 年 F-15ACTIVE 完成了超声速的俯仰与偏航的测试，并且在同年 10 月完成了将飞行速度扩展到马赫数 1.95，这些数据打破了之前矢量喷口研究领域的最高记录。
P/YBBN 喷口的几种工作模式
由于战斗机机翼在超音速飞行时可以产生数倍于自身重量的升力，虽然试验用的 F-15 发动机的推力并不大，但是 P/YBBN 喷口的好处是阻力相对较小，可以通过配平控制而降低巡航阻力，而对于无尾翼飞机而言，这更是唯一控制飞机偏航的方法。
F-15ACTIVE 试验机于 1997 年开始进行“高稳定机动控制”（HISTEC）的研究，该计划是利用压力测量器探测压气机表面的气流扭曲现象，当发现压气机出现即将失速的即将是，就开启高速喷气阀门阻止气流失速。这个测试也没有进行多久，此后试验机又回去进行喷口与控制系统的相关测试，所有的试验工作直到 1998 年才结束。
结束语
美国在矢量喷口的发展最终落实在了第四代战斗机的身上——F-22，这种战斗机采用方形发动机喷口，而在进行过失速的超机时的技巧也被用于进行未来飞行员的战术训练当中。然而机头涡流为何会不对称发生进而造成横向不稳定的现象仍然是有待技术人员解决的问题。在经历了大量的风洞试验后，技术人员仍然不能掌握这一问题的成因，不过现在已经知道如何对其进行控制，在未来的计划中，战机的垂直尾翼已经显得不再必要，可以去掉以降低飞机的雷达反射面积。
[
本帖最后由 zxzhu 于 2016-5-30 07:46 编辑 ]
![SiS001! Board - [第一会所 关闭注册]](images/green001/logo.png){kind=logo}
