本文系用户投稿，不代表机核网观点
阶段I审查前的插曲
阶段I审查前的插曲
美国空军在1984年10月16与七家ATF CDI合约方进行会面。除了向各厂商简报空军CDI分析结果外，ATF系统计划办公室同时在会议中发出了验证/确认（Dem/Val）阶段的提案征求书（RFP）草案。而除了七家潜在的主要承包商外，近60个相关政府单位与50家对计划有兴趣的次级承包商也都收到了这份草案。如果一切顺利，ATF项目会在1984年12月的“里程碑I（Milestone I）”审查后发行正式版RFP，并与厂商签订正式的Dem/Val阶段的合约。
里程碑I审查是由国防系统采购和评估委员会（Defense System Acquisition Review Council，DSARC）负责进行的，旨在确认装备研发计划是否已经完成概念探索阶段的工作，可以进入验证/确认阶段。
ATF的里程碑I审查原定1984年12月7日进行，在此之前的1984年11月13日，美国空军自己的空军系统采购审查委员会（Air Force System Acquisition Review Council，AFSARC）现行进行内部的里程碑I审查。为了能通过国防部的里程碑I审查，AFSARC在审查中为ATF项目定出的限制为起飞重量不大于5万磅（22.68吨），单位飞离成本（flyaway coat）不超过4000万美元（1985年）这两个目标。
虽然ATF项目勉强将单位飞离成本下调到4000万美元，不过还是在DSARC审查前出了岔子。空军部长在DSARC进行里程碑I审查前叫停了进程，其认为ATF项目在两个方面依旧存在疑虑。
首先自然是费用可承受性问题，4000万的单位飞离成本还是相当高昂。希望能继续降低。另一个无妄之灾则是之前几乎已经排除出ATF项目要求的近距离空中支援（Close Air Support，CAS）能力问题。究其原因，在于1984年5月，美国陆空军签订的联合备忘录。在这份备忘录中，空军承诺将为陆军提供增强的CAS支援。而同期包括ATF项目在内的一系列战斗机发展计划却无从体现这一“增强”。因此空军部长希望能在DSARC进行审查前解决以上问题。
为了应付新要求，ATF项目花费了三个多月时间重新修改了一系列计划文件，一直到1985年2月20日才完成最终修订工作。接下来整个季度，ATF项目几乎都在等待空军部长批准进行里程碑I审查，以便在通过审查后，将Dem/Val阶段正式的RFP文件发给参与厂商。与此同时，为了应对外界对ATF成本目标的质疑，ATF项目被迫重新检讨了ATF计划的成本规划，考虑了包括推迟达成初始作战能力时间、接受更高风险的计划、以及降低达成初始作战能力的标准等一系列手段来压低ATF项目的费用。
随后，ATF项目在1985年8月23日再次接受了AFSARC审查，依据审查结果，ATF项目要求修改既有RFP中的几项规格，主要包括修改机体尺寸设定以及重新调整研发与量产飞离成本目标等。
其中修改机体尺寸设定是为了让新机能适应既有的改进型第一代Tab-VEE飞机掩体。这样就能避免新机型无法适应现有掩体设施的情况。除了能免去重新修建飞机掩体的麻烦，也能避免因此增加的后勤支援设施的成本。因此ATF的机体尺寸被限制在最多稍大于F-15的水平，尤其翼展有较大限制。
根据时任空军助理部长托马斯·库伯尔（Thoma Cooper）的指示，其希望进一步将ATF的飞离成本单价目标从4000万进一步降低到3500万，同时还为ATF项目设置了5万磅的起飞重量上限。这一价格是建立在之前已经遭受批评的750架采购规模，年产72架的前提之下。因此空军系统司令部（Air Force Systems Command，AFSC）对3500万美元的目标表示明确异议。不过空军助理部长依旧坚持以3500万标准作为RFP的基础。同时规定了Dem/Val阶段，只有赢得合约的厂商才能进入全尺寸发展（FSD）阶段。不过落选厂商允许通过和得标厂商组成团队形式共同参与研发。
因此最终ATF项目的成本目标设置为了飞离成本3500万美元，总产量750架以及最高峰年产量72架的规格。同时，暂定全尺寸开发阶段将于1989年初开启，并在1991年末进行原型机首飞。同时在1995年达成初始作战能力。
ATF的RFP提交审查后，国防部和国会内也有许多单位对此表示质疑。考虑此时F-15和F-16的单位飞离成本已经分别达到2500万和1500万。一型整合更多新技术的机型飞离成本仅有3500万美元显然有刻意低估的嫌疑。因此国会审查1986财年国防预算时，便以“ATF RFP中，空军缺乏将飞离成本从4000万美元调整至3500万的明确解释。”这一理由，威胁删减ATF计划预算。国会要求空军必须放缓ATF计划的速度，并将联合先进战机发动机（JAFE）计划在1986财年的开销限制在100万美元一下。
对此，空军的解释则是ATF计划会导入许多先进技术，能实际降低系统总体寿命成本。最终ATF被国会限制的部分技术开发项目在空军的诡辩下预算勉强过关。不过预算削减还是导致ATF项目预定的形成初始作战能力时间延迟18个月，即从原定1995年初延迟至1996年晚期。
除了成本方面的问题，同一时期国会也开始将空军ATF计划与海军先进战术战机（Advanced Tactical Aircraft，ATA）计划合并的想法付诸实施。虽然早在1984年，海空军联合专题小组就已经得出了不可能以单一机型同时满足海空军需求的结论。不过双方一致同意可以采购对方开发的机型来满足各自需求。
虽然当时并未细化到采用对方机型需要多大程度改造：即ATF项目衍生出舰载机的指标，ATA项目衍生出陆基型号的指标。不过在国会压力下，海空军在1986年3月达成协议，海军将采购ATF的海军型NATF用于接替F-14，而空军则会采购ATA的陆基型用于接替F-111。而除了互相采购机型外，海空军以及之后加入的陆军LHX项目还将在航电系统上达成最大可能的航电共通。
经历一番波折后，ATF的Dem/Val阶段RFP文件比预定时间晚了近十个月，在1985年10月7日获得批准。ATF管理机构随即在次日向7家厂商发出了RFP副本。
展示与确认阶段
展示与确认阶段
在RPF发出后，各个厂商有2个月时间用于拟定各自的Dem/Val阶段提案，并在1985年12月10日前进行回复。不过随后空军对隐身性能需求进行了大幅调整。
在1985年10月7日发出的Dem/Val RFP中，ATF项目的隐身性能需求是“大多数范围”都具有“极低可探测性（Very Low Obervable，VLO）”。不过同年11月，在国防部研究与工程副部长办公室(OUSD(R&E))的压力下，隐身性能要求进一步提高。
之前F-117和B-2等隐身机型都是飞行性能有限的亚音速机型，而且作战时需要穿透敌方防空系统进入敌方空域作战。全向隐身性能对于这些机型的生存性至关重要。相比之下，以ATF的飞行性能，各种空对空或地对空武器系统对于ATF的后方威胁都相当有限。要求ATF项目拥有全向的隐身性能必要性相当有限。
此时的普遍观点认为隐身喷嘴等机身后方的信号削减措施会显著影响发动机推力，进而影响飞行性能。因此以飞行员这样的一线作战人员观点而言，显然都不希望为了隐身性能而对飞行性能有所妥协。不过指挥层希望ATF能够执行渗透进敌方空域攻击AWACS机或者其他关键节点机型的任务。在敌方空域作战时，ATF会受到全方向的雷达照射。因此在隐身性能方面并不存在可以妥协的方向。
为了正确引导ATF的发展方向，Dem/Val阶段的提案征求书再次进行修改。为此，空军不惜在原定提案回复期限结束前一周，告知各个承包商无限期搁置现有提案。随后在1985年12月16日发出了修订后的RFP，随后，技术部分提案提交日期延后至了1986年2月18日，成本提案则延后至同年3月5日。隐身技术权重在ATF项目中的大幅提高，对于洛克希德以及诺斯罗普而言无疑是好消息。作为同期唯二拥有隐身战机型号实际开发制造经验的承包商，这意味着两家公司会在之后Dem/Val阶段的竞标中占据先发优势地位。
ATF计划在Dem/Val阶段预定要进行的测试项目包括：
- 航电系统发展与测试；
- 模型的RCS与风洞测试；
- 子系统测试；
- JAFE发动机原型地面测试；
- 机体与发动机的可维护性测试。
其中可维护性测试会建造包含检修孔盖的全尺寸模型。在这一模型上会进行包括地勤人员穿戴全套生化防护服进行维护测试在内的一系列地面维护测试。这些测试的结果将会成为之后全尺寸发展（FSD）阶段重要的数据参考。各个厂商也在这些要求下开始了Dem/Val阶段方案设计，并在1986年2月18日前向空军提交提案。
洛克希德方案的起点就是CDI研究阶段提交的“拉长版F117”。根据洛克希德ATF项目主任工程师15年后接受杂志访谈时的说法：“我知道我们的设计在满足超音速需求方面有严重问题，我们的设计能达到超音速，但不能算是一架真正的飞机——如果有足够的动力，连砖头都飞得起来。”
内容因剧透、敏感不适等原因被隐藏
点击查看顺带一提，如今已成烂梗的“力大砖飞”这一说法就是来自于此。不过原意显然是在强调气动设计的重要性而不是如今错用的发动机推力万能论。
困扰洛克希德的主要问题在于无法估算曲线表面的隐形设计：现有的RCS分析软件还不够成熟，而此时计算机性能也不足以支撑相关模拟分析。这一问题最终在1985年得到突破，洛克希德设计部门开始逐步在原有设计上采用更为平滑的曲面设计以获得更为优秀的超音速性能与机动性。同时还建造了不同造型的曲线表面模型放在雷达测试场中进行直接测试，以代替对软件系统的部分依赖。至084构型时，除了机鼻部分，大部分结构已经是曲面设计了。
解决如何设计符合隐身要求的曲面雷达罩这一关键问题后，洛克希德以084构型为基础发展了090P构型作为正式的Dem/Val提案。这一构型进一步优化了气动设计，设计了两侧带有大面积翼面的箭型机头。主翼面与尾翼都采用了大后掠角设计。
该方案的雷达系统将采用三天线设计，机鼻与前机身两侧分别安装一套雷达天线。每一侧天线可以覆盖机身两侧各120度范围。而武器舱则采用带旋转发射装置的单一大型弹舱设计。这一装置能够携带6枚导弹，不过需要在机外进行装弹再将整个发射装置装入弹舱内。
而诺斯罗普面临的则是另一种问题。CDI研究结束时，诺斯罗普在两支设计团队平行发展下拥有了两个方案，即“敏捷机动战机（Agile Maneuverable Fighter，AMF）”与超隐身战机（Ultra Stealth Fighter）。两个方案从大小、重量、武器配置乃至发动机推力水平都几乎一样。不过其设计路线可以说完全相反。
AMF设计方案是以各种高敏捷性战斗机方案为基础，以机动性为优先发展而来的设计。其面积庞大的三角机翼设计能满足超机动性与超音速巡航性能要求。因为此时隐身技术极高的保密级别，AMF方案的设计小组所能知道并应用到AMF上的隐身技术水平仅相当于同期B-1B上应用的级别。因此AMF方案的问题是虽然预期具备优秀的飞行性能，但隐身水平无法达到计划要求的“极低可观测性（Very Low Observable）”级别。
而诺斯罗普另一支设计小组设计的USF，其技术路线可以说和AMF正好相反。其基础设计以Tacit Blue与B-2水平的隐身设计为基础，并在这一设计基础上尽可能融合战斗机飞行性能要求进行发展。因此USF方案一开始就达到了“极低可观测性（Very Low Observable）”级别的隐身能力，不过怪异的翼面设计（2对鸭翼+后掠翼主翼）与位于背部的进气道设计在气动效率、飞控设计与结构重量方面带来严重的问题。实机的飞行性能完全无法保证。
作为两个小组方案的融合与折中，负责USF方案设计的小组在1985年初另起炉灶，设计了“高隐身战机（High Stealth Fighter，HSF）”方案。HSF方案气动构型相较怪异的USF方案更为保守，主翼面与V型尾翼的气动构型设计基本是在AMF气动构型基础上大幅融合隐身设计而来的结果。整体隐身设计思路继承Tactic Blue，机头采用扁平的鸭嘴式构型，机头边缘、主翼面前缘与V型尾翼前缘互相平行。发动机舱到机尾的构型则大幅融合了USF DP22方案构型，喷口位于机尾上方。最终HSF方案成为了诺斯罗普公司在Dem/Val阶段的正式提案。
对比Dem/Val阶段其他参与者和洛克希德、诺斯罗普这两家公司之间的区别，那就是洛克希德和诺斯罗普都是在极低可探测性设计基础上设法满足高机动性与超音速巡航性能要求，而其他厂商的方案则是先满足飞行性能要求再设法降低机体雷达反射信号。
其中麦道的Dem/Val阶段提案相当接近洛克希德的设计。提交的提案的上半部分几乎和洛克希德090P构型如出一辙，而且同样采用机腹的大型武器舱设计。不过机身下半部分有较大不同，麦道方案采用了整体呈现尖锐的箭型且中央有隔板的颔部进气道。考虑麦道在RFI阶段与CDI阶段主要精力都放在各种无尾三角翼布局以及鸭翼布局上，Dem/Val阶段突然转向传统布局后掠翼设计显得略微突兀。据称原因在于麦道雇佣了前洛克希德工程师来建立隐身技术体系，因此最终双方提出了相似的构型。
除了有“抄作业”之嫌的麦道外，其他厂商的Dem/Val提案基本都是在各自CDI阶段提案基础上进行进一步隐身修形而来的。
通用动力在ATF项目先期研究时提出了三种构型，即基于F-16设计放大并进行隐身化修改而来的传统布局C构型，Sneaky Pete方案基础上进行超音速化设计而来的飞翼布局W构型与全新设计，采用V型尾翼与三角翼设计的T构型。最终通用动力选择T构型，衍生出正式的Dem/Val阶段提案。
通用动力的Dem/Val阶段正式提案采用了大面积的无尾三角翼设计，目的在于以最小重量达成最大回转能力与超音速能力，且机翼后缘采用了锯齿形设计以优化隐身性能。不过由于采用了面积非常大的单垂尾设计，对机身侧面方向的雷达信号削减相当不利。
为了解决这一问题，通用动力曾尝试在T构型上设计两片面积较小的外倾式尾翼。不过风洞测试的结果是两片垂直尾翼相互作用下会产生不稳定的俯仰力矩。由于T构型既没有鸭翼也没有水平尾翼可以来配平这个力矩，最终正式方案还是选择了牺牲一定隐身性能的单垂尾设计。
除了通用动力外，波音的Dem/Val阶段提案也是基于其CDI阶段的设计进一步强化隐身设计而来的。虽然波音在之前尝试了各种鸭翼乃至可变翼设计，不过当确认隐身需求为最优先后。波音放弃了鸭翼设计，转向了更为传统的设计。在设计Dem/Val阶段提案时，波音对翼面设计的主要争议集中在尾翼设计。最终出于更低信号特征与更轻重量的考虑选择了V型尾翼，两片大面积的外倾式尾翼足以同时提供垂直尾翼与水平尾翼的控制能力。不过这一方案难以回答的问题在于巨大的进气口如何遮挡发动机叶片。显然进气道本身的弯度并不足以完全遮蔽发动机叶片。
除了翼面构型外，风洞测试结果显示武器舱布置会很明显影响飞机的高攻角飞行能力。因此波音Dem/Val阶段的设计其实是围绕着武器舱在布置整架机体。最终波音的Dem/Val方案设置了三个武器舱，即两侧的用于携带短程格斗弹的小型弹舱与机腹用于携带中程空对空导弹的主弹舱。
最初计划中，Dem/Val阶段并不会建造任何可飞的原型机，不过在1986年2月18日，即空军收到各厂商Dem/Val提案同一天，由时任美国总统里根任命的国防管理蓝绶带委员会（Blue Ribbon Commission on Defense Management）向总统提交了内部报告，其中关于提高对原型机重视以及强化市场竞争手段的建议对ATF项目产生了重大影响。
1986年4月1日，里根直接指示军方将国防管理蓝绶带委员会的建议付诸实行，所有主要采购案都将采用所谓“先飞再买（fly-before-buy）”的竞标采购策略。而ATF项目则是空军同期优先适用该策略的项目。
在空军部长与空军参谋部的强烈支持下，AFT项目在5月6日准备了Dem/Val RFP的修正需求，内容包括：
- 告知厂商Dem/Val阶段将纳入可飞行的原型机与航电系统原型试验项目；
- 告知厂商Dem/Val阶段将只会选出2家厂商，而非原先的3到4家；
- 鼓励竞标厂商组成团队；
- 需求经费提案中必须包含原型机的成本。
虽然增加了原型机试飞要求，不过对于ATF项目针对这要求的调整倒是并不困难。早在1984年，就有数家厂商强烈建议纳入原型机试飞项目。大部分厂商也早已做好了建造原型机的准备。
虽然大幅削减Dem/Val阶段实际参与厂商数量虽然会很明显减少选择的多样性，不过，根据空军在1986年3月的初步审查，空军其实已经选出了初步的结果。同期有空军官员接受采访时对厂商提交的提案做出了直言不讳的评价：“我们得到了两个优秀（excellent）提案，三个好（good）提案与两个不知所云的提案。”
显然根据空军的判断，有两家厂商的提案水平显著超越其余厂商。即使Dem/Val阶段只选出两家厂商，其余三家“好”方案厂商也可以以组成团队形式加入两家胜利者的开发。而之后格鲁曼与洛克威尔早早退出了竞标，两个不知所云的提案出处也不言自明，虽然两家退出竞标的明面理由都是人手不足。
修改后的Dem/Val阶段RFP文件在1986年5月21日通过AFSARC审查，并在同年5月27日获得正式批准。1986年5月28日，修改后的RFP文件发给了各厂商，各厂商需要根据修改后的要求，在1986年7月28日提交新的技术提案。而在1986年7月2日，洛克希德、通用动力与波音这三家厂商签订了同盟协议。协议规定三家中任何一家厂商之后赢得Dem/Val阶段合约，则该厂商自动成为主承包商，其余厂商成为次级承包商。获胜者提案将成为团队Dem/Val设计基础。几周后，诺斯罗普和麦道也达成了类似协议。虽然相关协议也有规定同团队如果有两家厂商同时赢得合约的情况，不过以此时已经相当明了的局面而言，几乎可以肯定获得Dem/Val阶段合约的厂商会是洛克希德与诺斯罗普。
在1986年7月28日，五家厂商正式提交了修改后的提案。经过12周的审查后，空军在1986年10月31日宣布了正式评审结果：洛克希德的090P构型评为最优，诺斯罗普N-14提案第二。接下来名次分别为通用动力、波音以及麦道。而ATF项目刚刚在之前的8月19日正式通过里程碑I审查，正式进入Dem/Val阶段。比预期时间晚了22个月。
空军随后分别与洛克希德和诺斯罗普签订了价值6.91亿美元的Dem/Val阶段合同，将由洛克希德方案为基础建造YF-22原型机，而以诺斯罗普方案为基础发展YF-23原型机。同时，向负责发动机研发的通用电气和普拉特·惠特尼分别拨付6.5亿美元用于发动机研发。各家厂商随后依据之前的同盟协议组成了洛克希德-通用动力-波音团队与诺斯罗普-麦道团队。不过Dem/Val阶段合同属于固定价格合同，金额不足以满足Dem/Val阶段的所有开销。因此每支团队还需要额外投入3到5亿美元的资金以争夺之后全尺寸开发阶段与量产阶段的丰厚利润。
根据Dem/Val阶段合同，在这个阶段，两组设计团队需要完成三项主要任务：
- 系统规格发展（System Specification Development，SSD）：进一步完善ATF武器系统特性与作战需求规格制定。通过RCS测试、操纵模拟、材料试验、可靠性/可维护性展示等一系列试验活动检验与修订ATF需求，进而决定全尺寸发展（Full Scale Development，FSD）阶段的规格。
- 航电地面原型（Avionics Ground Prototypes，AGPs）与航电飞行实验室（Avionics Flying Laboratorise，AFLs）：实际展示ATF航电系统发展并进行试验。虽然美国空军并未明确要求航电系统进行实际试飞，不过两组团队都改装了客机平台的飞行实验室平台来进行ATF航电系统原型试飞。
- 原型飞行载具（Protype Air Vehicle，PAV）：展示ATF机体设计的操纵系与飞行能力。两支设计团队将建造2架分别安装通用电气公司的发动机原型与普·惠公司的发动机原型PAV用于机体-发动机交叉试飞。
PAV原型机的主要任务只有飞行性能测试，因此需要建造的4架PAV原型机并不需要安装复杂的全功能航电系统与武器系统，且允许尽可能使用现成零件来节省成本。根据最初版本Dem/Val阶段进程安排，两只设计团队应该在1987年中旬就应该冻结PAV原型机设计并开始PAV原型机建造。
而RCS测试将由专门制造的全尺寸杆支撑模型负责，因此PAV原型机既不需要使用昂贵的雷达吸波材料也不需要严格的按照隐身要求来处理机身表面开口等细节。
YF-22设计的成型
YF-22设计的成型
入选Dem/Val阶段后，洛克希德、通用动力与波音组成的联合小组随后仔细分析了090P的设计，之后得出的结论却相当令人惊讶——这个得到空军高度评价，在评审中获得第一的构型可能连基本的飞行性能都无法保证：
该设计机身中部巨大的旋转式武器舱将进气道与发动机舱挤向外侧，会产生巨大的波阻力（wave drag）恶化机体飞行性能，而庞大的前机身甚至会直接导致其在俯仰轴上无法控制。
通用动力的工程师将这一设计输入电脑进行分析的结果也支持这一观点：这个设计提案的平面视角与各区剖面都只是粗略互联，实际上只是一系列无法相互连接的飞机子系统区段草图。洛克希德在提案书中描述的气动力与重量数据也与机体构型设计图无法吻合。
洛克希德方面技术人员对此的解释是：对于空军评选程序而言，并不需要厂商进行耗时许久才能完成的“完整系统工程设计”，只需要“构型的基本概念”即可。而通用动力方面的技术人员对这一结果的反省也是相似的结论：“就我们看来，只有以一个完整的构型为起点，才能进行确切的设计权衡分析。但我们或许误解了空军的意思，他们更感兴趣的是Dem/Val方案的细节而非确认权衡分析的基本构型。”
为了完善090P构型这一并不成熟的设计，洛克希德-通用动力-波音团队从1987年2月开始陆续对原有设计进行不断完善，其中第一个重大修改就是以空间利用率更佳的平面弹舱设计替代了原本体积巨大的旋转式弹舱。这一修改在维持原有载弹量不变的前提下，大幅缩小了进气道间距，以此减少了波阻力。同时，前机身进行了大幅修改，原有的箭头形前机身修改为了类似通用动力Dem/Val提案的构型以缩减机身截面并降低重量，同时还能改善机体高攻角性能。
为了优化管理，1987年中旬，洛克希德-通用动力-波音设计团队将后续的构型划分为了两个族系：
- 1000族系为原型飞行载具（Protype Air Vehicle，PAV）：Dem/Val阶段验证用原型机设计；
- 500族系为优先系统概念（Preferred System Soncept，PSC）：预定用于接下来工程制造发展阶段（Engineering and Manufacturing Developmen，EMD）提案的预备设计。
两个族系平行同步发展但互相对应，即1000系（PAV构型）作为验证试飞用原型机用设计，而500系（PSC）则为基于相同构型发展而来的正式量产型做好准备。之后细微的设计变动以在相应构型编号后增加后缀数字的形式进行编号。而095构型作为第一个适用于这一规则的设计，演变为1095与595两个构型。至1987年7月，PAV构型已经发展到1095-6，而对应的PSC构型则为595-6。1095/595-6构型虽然达到了所有机动性参数需求，不过重量超重9000磅且成本超支500万美元。而且设计团队发现无论如何简化都无法满足重量与成本要求。
为此，设计团队决定重新设计构型，尝试各种主翼面、尾翼、前机身、进气道与武器舱载弹量的组合。各种配置排列组合下，选出了总计8种构型作为后续发展基础：
- 595-7构型：基于595-6衍生而来，作为分析新构型的基础。采用梯形主翼面、四尾翼与8枚容量弹舱；
- 607构型：主翼面采用钻石型翼，依旧采用四片式尾翼，弹舱容量降为6枚（该构型几乎可看做更换翼面设计的通用动力Dem/Val方案）;
- 607-11构型：主翼面采用钻石型翼，尾翼改为V型尾翼，弹舱容量降为6枚;
- 608构型：主翼面设计类似595-7，尾翼改为V型尾翼，弹舱容量降为6枚；
- 608A构型：翼面设计类似595-7，依旧采用四片尾翼，弹舱容量降为6枚;
- 609A构型：主翼面设计类似595-7，尾翼改为V型尾翼，进气道改为颔式，弹舱容量降为6枚（该构型基本可看做波音Dem/Val方案的变形）；
- 610A构型：整体设计更接近609A，不过进气道改为两侧式；
- 611A构型：主翼面采用钻石型翼，尾翼改为V型尾翼，前机身修改为了类似090P构型的设计。
为了考虑所有可能性，这一阶段几乎尝试了所有可能的组合。参与的各个厂商也将各自Dem/Val阶段提案的设计元素进行了重新融合。1987年8月，设计团队从8种构型中选择了作为基准的595-7、由608A衍生的612、由608衍生的613、由607衍生的614以及由607-11与611衍生的615总计5种构型继续发展。
经过进一步筛选，采用钻石形主翼与四尾翼设计的614构型脱颖而出。虽然理论上后掠的梯形翼有较大展弦比，因此有更佳的气动效率。不过机体为了达到需要的结构强度与气动控制力，需要在结构重量方面付出不小的代价。
而钻石形主翼更容易以更轻的重量在结构强度与气动面控制效率方面取得平衡。对于饱受超重困扰的洛克希德方案而言是相当有吸引力的优势。而且较大的机翼面积与较长的翼根长可以让尾翼更为靠前，进而优化机体载荷分布。
从1987年12月开始，YF-22设计团队开始将精力放在尾翼结构的优化上。基于614-6发展而来的630构型将垂尾修改为了钻石型翼面以优化隐身性能与气动性能。而之后基于630构型发展而来的631构型对尾翼设计进行了微调：垂尾面积增加0.65平方米，而倾斜角度修改为了28度。
随后631构型对应的1131构型设计冻结以作为之后正式的YF-22原型机构型设计。
YF-23设计的成型
YF-23设计的成型
诺斯罗普-麦道团队的设计起点自然是诺斯罗普在1986年1月完成，并作为Dem/Val阶段基本设计投稿的DP86E HSF设计方案。其截角式钻石形主翼面、全动式V型尾翼等一系列设计都继承到了之后正式的PAV原型机设计中。
作为初始设计的DP86E，其隐身性能已经相当优秀，后续的设计调整基本放在了气动性能改善方面。相比洛克希德团队几乎是从头来过的大幅调整，诺斯罗普团队对HSF基础设计的调整少之又少。第一个调整方案DP110基本沿袭了DP86E的设计，较大调整仅有将发动机舱布置从原本与中轴线略带夹角形式修改为平行中轴线布置，同时主起落架收纳方式从向前折叠改为向后折叠。
之后在DP110基础上，进行进一步细节修正，便诞生了诺斯罗普团队的PAV原型机正式构型DP117K。DP117K主要修改同样集中在与机尾后缘与机鼻等少量部位。
其中机尾后缘构型在原本两个尖角的W构型基础上，在机尾后缘中央增加了一个海狸尾式尖角。这一修改仅付出了极其轻微的后向隐身性能代价，但是大幅改善了机尾的面积律分布，显著减少了机尾部分的阻力。同时连带改善了机尾排气槽结构的热效应与气动负荷，并降低了振动问题。可以说是一举多得的修改。
而除了机尾部分的修改，从DP86E构型到DP117K构型，全机结构修改最明显的部分集中在机头部分。初始版本DP85E构型的前机身两侧带有延伸至机鼻两侧的直线边缘，而机头采用了鸭嘴状设计，扁平的机鼻左右两侧带有薄板结构。机鼻前缘和主翼面前缘角度平行以控制雷达波反射方向。这种隐身设计与Tacit Blue以及B-2的隐身设计思路类似，即通过将反射的雷达波集中在几个有限方向来大幅降低雷达信号特征。这样的设计虽然带来极其优秀的隐身性能，不过在高攻角下会产生涡流控制问题。而且作为需要在机头安装高性能雷达系统的战斗机，扁平的机头很难容纳足够孔径的雷达天线与相应的航电设备。
为此，DP117K构型上，机鼻造型进行了修改。除了延长了8英寸左右的长度外，厚度也相对更厚。更重要的是修改了机鼻两侧的板状结构，前缘角度从原先与主翼面平行的40度后掠角修改为了更大角度。虽然隐身性能有微小幅度下降，不过大幅改善了高攻角下的涡流控制，并为安装雷达系统以及航电设备提供了更大容积。
就整体设计变化而言，从1986年1月正式确定的DP86E构型到PAV原型机最终采用的DP117K构型之间的变化并不大。所有设计采用了相同的基本构型，机身设计、进气道、主翼面和尾翼的设计基本没有变化，主要调整集中在了细节部位。通过少量牺牲机头与机尾方向的隐身性，显著改善了高攻角性能并降低了机尾部分的阻力。这证明了最初的DP86E构型相当成功，诺斯罗普得以在最初就找到了理想构型。
相比在并不合理的090P构型上浪费了大量时间，乃至到1987年下半年都还在对气动构型进行调整，最终确定构型要到1988年2月的洛克希德团队，诺斯罗普团队的PAV原型机设计在1987年4月就已经初步定案，可以说诺斯罗普团队在这一阶段的进度处于明显的领先位置。不过随后美国空军再次调整了设计需求，更改了多项关键设计指标与要求。这一系列变更明显影响了诺斯罗普团队后续的设计工作。
ATF项目的需求变更
ATF项目的需求变更
美国空军在Dem/Val合约正式签订后一年多时间中多次重新修订设计需求的原因，可以认为是在给之前强推的部分不符合现实规格指标还债。1987年4月27日至30日，美国空军对诺斯罗普团队进行了系统需求评审（System Requirement Reviews，SRRs）。同年5月4日至7日，洛克希德团队也经历了相同评审。随后，美国空军根据两家厂商提交的性能与成本权衡研究结果，在1987年5月开始分析厂商提交的SRRs报告。
分析结果显示，ATF项目制定的50000磅起飞重量与3500万美元飞离成本这两项重要目标可能都无法达成。因为此阶段，两组竞标团队提交的优先系统概念（Preferred System Soncept，PSC）设计起飞重量都即将达到60000磅，单位飞离成本也将达到4000万美元。为此，在1987年8月19日，针对SRRs评审结论的司令部简报中，战术空军司令部的指挥官罗伯特·鲁斯（Robert Russ）要求ATF项目应该设法将设计案重量降低到50000磅。为此，ATF项目管理机构和战术空军司令部一起组成工作小组进行权衡分析。提出的初步建议是可以删除“巡航高度要求”并放宽某些机动性需求已降低机体结构重量。不过之后1987年12月发布的《系统作业需求文件（System Operational Requirement Document，SORD）》中，50000磅的起飞重量要求与3500万美元成本目标依旧没变。
为了维持原本的起飞重量目标，美国空军尝试降低乃至删除ATF项目部分子系统需求。在SORD文件制定的同期，基于F-15修改而来的短距离起降/机动性技术验证机（Short Takeoff and Landing/Maneuver Technology Demonstrator，S/MTD）的地面测试也告一段落。虽然还没有正式的试飞，不过地面测试结果已经表明，兼顾矢量推力与反推力功能的二元喷口存在严重的超重问题。究其原因，是为了满足矢量推力模式运作时的冷却要求导致S/MTD所用的喷口材质与结构设计存在严重限制，因此重量势必难以简单降低。
以当时的技术条件而言，如果要将喷口结构重量控制在可接受范围，那么只能在矢量推力功能与反推力功能间二选一。考虑反推力功能带来的效益无法抵消其在重量、成本与维护需求方面的负面效应，美国空军最终决定将ATF项目的降落跑道长度需求从2000英尺增加到3000英尺，反向推力装置的需求也因此取消。
虽然移除了发动机反推力需求并放宽了部分性能指标以为结构减重留出可能性空间，不过毕竟ATF项目的超机动性要求对机体强度有难以妥协的硬性要求。因此两支设计团队经过各种调整还是确定无法将起飞重量降低到50000磅以下。
而从美国空军1987年底就知会普·惠与通用电气，准备将发动机最大加力推力指标提高到35000磅这一情况来看。美国空军内部也对ATF项目势必超出50000磅指标的现实有所准备。只是美国空军在相当一段时间内没能下定决心，一直拖到1988年末才最终同意调整机体重量指标。
美国空军之所以坚持50000磅重量指标，主要原因就是为了控制机体的最终成本。在软件系统成本还不明显的年代里，机体成本主要来自机体材料和发动机。在重量和造价线性相关的时代里，控制机体重量就等同于对战斗机制造成本进行有效控制。而随着50000磅重量指标的失守，美国空军重新检讨了每一项设计需求，并调整了几项需求：
- 削减雷达视野范围：最初需求中要求ATF的雷达天线应该覆盖从左到右总计240度范围。因此几乎所有厂商的方案都选择以机头的主天线阵列配合机身左右两侧的侧视阵列的三阵列组合来满足要求。在后续规格调整中，雷达视野要求降低到正面120度，因此只需要保留机头的主天线阵列。
- 暂缓IRST配备：最初需求中要求配备多色型IRST系统。而在1987年的SORD文件中要求降低为单色型IRST，多色型IRST则调整为目标需求。之后为了进一步控制成本，IRST系统的需求进一步降级为ATF服役时不需要配备但保留之后加装IRST所需冗余。
- 降低机炮系统规格：ATF计划曾考虑采用 “先进机炮技术”(Advanced Gun Technology，AGT） 计划发展的新型机炮。虽然相比ATF其他子系统，AGT机炮的开发成本相当有限。不过最终出于控制成本与降低后勤维护成本考虑，还是决定采用基于M61改进而来的机炮。
- 降低弹射座椅性能规格：最初ATF项目要求弹射椅系统的性能为从零-零（零速度-零高度）到2马赫-50000英尺高度的高空高速范围都能进行弹射。不过为了压低整个项目成本，最终战术空军司令部同意降低ATF项目的弹射椅性能要求到现役的ACES II型弹射椅的性能范围内。
除了子系统需求调整外，ATF项目的抗核爆加固需求也在之后的调整中被完全删除。一系列调整虽然零散，但是调整范围却涵盖了机体重量上限、反推力系统、雷达视野范围等一系列关键设计需求。大范围的需求规格变动自然也会对两支团队后续的开发工作产生影响，而两支设计团队不同的应对策略最终影响了之后的竞争结果。
评论区
共 9 条评论热门最新