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航电系统原型与RCS测试
航电系统原型与RCS测试
虽然原型飞行载具（Protype Air Vehicle，PAV）的对比试飞是Dem/Val阶段最引人注目的科目，不过并非全部。在这之前还有一系列重要科目的测试需要进行，其中占据相当比例的测试便是航电系统的验证。根据规划，ATF项目在Dem/Val阶段需要对航电系统进行一系列验证工作，所有工作可以分为平行运行的两个部分：
- 系统架构与核心处理器。主要着力发展于展示一套包含相关软件与处理功能在内的整合模块化航电架构；
- 诸如雷达、通信导航、敌我识别与座舱显示等子系统功能的整合，以及次级系统效能、重量与成本等方面的改进。
虽然空军最初并未要求航电系统必须进行实际飞行试验，不过出于降低风险与展示自身技术实力。两支团队都主动以客机平台为基础，改装了空中航电测试平台。因此空中航电测试项目在1986年10月正式加入到Dem/Val阶段合约中。ATF航电系统的Dem/Val阶段工作因此将分为地面原型（Avionics Ground Prototype，AGP）与航电飞行实验室（Avionics Flying Laboratorie，AFL）两个阶段。
和PAV原型机一样，Dem/Val阶段的航电系统原型同样不是具备完整航电功能的简化系统。不过足以验证计划中采用的航电设备性能。竞标厂商需要完成一系列功能展示与验证：
- 由飞行员控制的实时多传感器飞行数据融合功能；
- 由大约60万行Ada变成语言构成的航电系统软件整合（由军方提供通用开发工具开发）；
- 1套比现役空优战机所用任务计算机快上100倍的新型核心处理器；
- 1套完全整合的先进架构航电；
- 航电系统的自检/故障隔离功能以及部分单元故障失效后的系统功能重组。
完整的AGP航电地面原型（AGP）包含核心处理器在内的核心硬件原型与由Ada语言编写的软件，整套核心再连接到控制与显示工作台与仿真装置以及其他功能的航电子系统。洛克希德团队的航电系统AGP原型在1988年10月开始试验，而诺斯罗普团队的AGP原型试验也几乎在相同时间开始。
除了地面的AGP原型（主要是座舱系统），两支设计团队都改装了以客机为基础的空中实验室平台。航电飞行实验室（AFL）能够提供更为精确且真实的测试环境，如在实际飞行中测试雷达所能获得的实际侦测距离数据等难以在地面上进行完整测试的项目。
洛克希德团队的AFL改装基础是一架波音757客机。在这架波音757上，总计设置了33个仪器设备机箱与33名实验人员的坐席。改装后的波音757自然由波音负责操作与维护，而诺斯罗普-麦道团队的AFL改装基础则是一架产权属于诺斯罗普所有，编号N162W的BAC 111。该机是诺斯罗普公司专门用于各种航电测试的机体。
ATF项目采用的雷达系统同样采用竞标形式选出，竞争在德州仪器-西屋与休斯-通用电气两支团队间的原型中展开，不过雷达系统的选择权在ATF项目的设计团队手中。洛克希德团队与诺斯罗普团队最终都选择了德州仪器-西屋团队的设计。该设计最终演变成了AGP-77雷达。
由于选择了相同设计团队的方案，因此两支设计团队的飞行实验室上，搭载的雷达天线系统除了天线外形稍有不同外，实际性能完全相同。除了雷达天线系统外，两家飞行实验室上还搭载了通信导航和识别（CNI）设备、电子战系统以及IRST系统在内一系列子系统。而诺斯罗普团队的BAC-111飞行实验室上还搭载了全向导弹预警系统进行测试。
两支设计团队的飞行实验室都在1987年5月前后开始试飞工作。通过与地面测试中获得的资料相互补充，可以确定雷达原型的波束、可靠性以及供电冷却等一系列参数。而美国空军通过一系列测试也确定主动相控阵雷达技术已经具备足够的技术成熟度，技术风险不足以影响后续的全尺寸发展阶段。
除了基本相同的雷达系统，两支团队的航电系统架构都基于美国三军联合航电工作小组（JIAWG）在1988年发布的通用航电基线IIB（CAB IIB）标准。该标准以通用的模块取代了传统结构航电各自负责不同功能的多个独立运算模块。所有模块采用兼容的芯片组并具备自检功能，并通过1760军用标准数据总线安装到带液冷的机箱背板插槽中形成通用处理器机箱。
整套航电系统都会以软件形式运行在这套通用处理器系统之上。ATF项目计划安装两个通用处理器机箱，内部安装了超过100片通用模块卡。1990年时，每块模块卡的采购成本为30000美元，大量采购后预期可降低到10000美元。
除了航电系统测试外，ATF项目是第一型将低可探测性作为基础要求的战斗机型号。因此在Dem/Val阶段的合约要求中，参与厂商需要分别使用实物元件、缩比例模型与全尺寸RCS模型进行试验与分析，以确保厂商的设计能满足空军提出的低可探测性指标要求。
其中要求最复杂的便是全尺寸RCS模型。该模型除要求尺寸大小与外形必须和实际飞机完全一致外，还必须在表面设置和真机完全一致的天线开孔和舱门盖板等细节结构。同时，RCS模型上还必须使用预定用于实机上的雷达吸波材料，以忠实反应实机具备的RCS特性。
全尺寸模型最终都会送到美国空军位于新墨西哥州白沙试验场的RCS测试场进行测试，而在全尺寸RCS模型送往空军测试场之前，两支团队已经在各自的RCS测试场进行了工厂测试。其中洛克希德团队的测试在加州Helendale的RCS测试设施进行，而诺斯罗普团队的测试则是在麦道所属的Grey Butte测试场进行，该测试场同样位于加州的荒漠中。
由于RCS模型是基于之后正式量产机的设计进行制造的，因此和同期正在制造中的PAV原型机外形有所不同。尤其诺斯罗普团队的全尺寸RCS模型，更是直接体现了正式量产型的修改。尾部和进气口外形都与PAV原型机差异明显。
为了躲开苏联的卫星侦察，白沙测试场的RCS测试都在夜间进行。而两支团队的RCS模型测试都展现出令人满意的结果。尤其诺斯罗普团队，还因为RCS测试结果太突出遭到空军怀疑：
ATF项目的计划经理曾亲自前往诺斯罗普向负责隐身技术的工程人员质疑某次RCS测试结果。其怀疑诺斯罗普并没有在全尺寸RCS模型中如实还原设计细节。如根据其获知的消息，诺斯罗普的全尺寸RCS模型并未在模型的主翼前缘开设与实机设计相同的前缘襟翼缝隙。最终负责的设计人员将计划经理带至RCS模型前，要求其亲自将手指插进全尺寸RCS模型的前缘襟翼缝隙内以证明模型确实还原了实际设计。这种近似找茬的情况在RCS测试中多次发生。某种意义上确实能证明诺斯罗普团队的设计方案在RCS控制方面确实非常突出。
YF-22的基本设计与子系统
YF-22的基本设计与子系统
根据Dem/Val阶段的最初规划，PAV原型机的任务只有检验气动特性与飞行性能，因此并不要求配备任务用航电系统与武器。因此，虽然Dem/Val阶段进行了大量规格变更，不过大部分调整要在优先系统概念（Preferred System Soncept，PSC）设计中才会得到体现。真正影响PAV原型机的只有取消反推力装置要求这一项。取消反推力装置后势必会改变后机身与喷口设计，进而影响气动特征。
为此，美国空军在1988年5月解冻了两支设计团队的PAV原型机设计。以让两支团队修改设计以符合修改后的要求。洛克希德团队随后在之前的1131构型基础上修改而成1132构型。1132构型除了移除反推力系统外，同时将全动式平尾修改为了面积更大的钻石形，至此，正式的YF-22设计正式成型。
YF-22的主翼面设计针对跨音速段与超音速段性能进行了优化，采用了前缘后掠角48度，后缘前掠角17度的钻石形主翼面设计。除了全宽度的前缘襟翼外，还拥有面积相当大的的副翼与后缘襟翼。
而基于最终冻结的1132构型，水平尾翼和两片垂直尾翼都采用了钻石形翼面设计。除了各个翼面前后缘角度都和主翼面的前后缘角度平行外，各个气动控制翼面的边缘也和各翼面平行。 两片垂尾之间还有一片大面积的减速板，通过液压装置作动。
所有翼面都是金属制（主要为钛合金）的翼梁承载结构-轴承结构外覆盖热塑成型复合材料蒙皮而成，机体构造也大体相同。YF-22整机结构重量中，金属占主要比例，铝合金占33%、钛合金占24%、钢占5%。同时还包括占结构重量13%的石墨热塑成型复合材料与占结构重量10%的热固成型复合材料 。
YF-22采用了先进的数字飞控系统，通过光缆连接的飞控系统拥有四余度设计的数字飞控计算机与三重冗余的信号传输线路。作为典型的静不稳定设计，机体的所有气动面控制均通过飞控计算机根据机体飞行条件自动进行整体控制。
根据ATF项目安排，PAV原型机同时是发动机的实机试飞平台。因此两架YF-22搭载了不同的原型发动机。其中YF-22 PAV-1搭载了两台通用电气的YF120发动机，而YF-22 PAV-2则搭载了两台普·惠的YF119发动机。和机体设计相同，虽然美国空军要求发动机达成35000磅等级的加力推力，不过同样只要求在全尺寸发展阶段达成这一目标。
因此Dem/Val阶段，发动机厂商提供给PAV原型机进行试飞的发动机原型均标注为30000磅推力。不过两家发动机厂商的发展策略区别明显，普·惠在地面试验用的XF119上更换了全新设计的大型风扇以验证具备达成35000磅推力的能力。而提供给原型机使用的YF119依旧维持30000磅推力。而通用电气除了在地面试验的XF120发动机中验证了修改后的设计，提供给原型机的YF120也更换了大型风扇，实际上YF120已经可以达到35000磅最大加力推力。不过在功率标定上，YF120出于稳妥起见依旧标注30000磅推力。
YF-22对于发动机的特殊需求是搭载二元矢量推力喷口。二元矢量推力喷口能提供±20度的俯仰矢量推力，通过矢量推力喷口，能提高机体在高攻角下的可控性，同时也能改善机体在亚音速与超音速条件下的俯仰率控制。不过由于需要加入矢量推力功能，每个喷口会增加30至50磅的重量。而且机体为了承受更高过载负荷，需要付出更高的结构重量代价。
理论上矢量推力喷口能够部分替代气动控制面的作用，不过为了保证即使矢量推力喷口完全失效的情况下也不至于失去机体控制力。YF-22采用的气动面设计方案是即使不使用矢量推力也能保证完全控制，在飞行包线范围内任何攻角状况下，都能通过气动控制面恢复正常姿态。同时，YF-22搭载的矢量推力喷口仅用于提供的额外俯仰控制力，因此YF-22的两个矢量推进喷口只能进行同步联动而不能进行差动。
作为试验机，YF-22并不需要搭载完整的航电系统。不过洛克希德倒是在座舱配置方面颇为下血本。
仪表盘上方安装了2台6英寸×6英寸的主要多功能显示器（Primary MFD），下方则是3台4英寸×6尺寸次级多功能显示器（Secondary MFD）。所有多功能显示器均为触摸式控制的主动矩阵型LCD显示器，同时上方安装了广视角的抬头显示器（HUD）。除了飞行用的显示设备，YF-22的仪表板上还包括许多试飞相关的仪表设备，如仪表板右上方就有一台CRT显示器用于配合试飞科目的可视化监测需求。视试飞科目需要，这台CRT显示器可以替换为反尾旋伞系统控制面板等其他设备。
作为专为试飞制造的PAV原型机，YF-22虽然没有搭载雷达天线等设备，不过各部分安装了大量传感器用于收集试飞数据。如机鼻安装了一套飞行测试专用的大气数据探管与加速度转换器。而除了机鼻，YF-22全机上下安装了近50组加速度计、260个应变计与15个姿势传感器。除了飞行测试专用的传感器组外，座舱前方的机头两侧安装了气压大气数据系统（Pneumatic Air Data System，PADS）的传感器。
传感器获得的数据会和电气信号、1553B总线数据以及HUD摄影机记录的图像一起，通过加密或非加密的遥测数据链传回地面控制站以供后续分析。
值得一提的是，虽然PAV原型机并不要求进行武器系统测试，不过YF-22 PAV-2还是设计了具备发射武器功能的完整弹舱结构。为了拍摄武器释放画面，YF-22上还安装了4个16mm摄影机。某种意义上来说，就是洛克希德团队在军方无明确要求项目上主动加码的态度为其赢下竞标打下基础。
YF-23的基本设计与子系统配备
YF-23的基本设计与子系统配备
相比老老实实调整了PAV原型机设计的洛克希德团队，诺斯罗普团队却没有对PAV原型机作出任何设计修改，最终YF-23原型机的设计依旧维持之前DP117K设计不变，原本为反推力装置预留的空间依旧得到了保留。这使得YF-23的发动机舱不但大小比实际需求要厚，而且上表面呈现平面状。
之所以如此操作，是因为设计解冻时，YF-23的部件制造工作已经开始。考虑两支团队的设计冻结时间，诺斯罗普团队的设计冻结时间差不多早了半年多。若此时修改设计，对Dem/Val阶段的进度影响势必比洛克希德团队更为明显。因此诺斯罗普团队选择保留现阶段PAV原型机设计，而将对后机身的修改反映在了PSC设计方案中。两支团队不同的竞争策略最终微妙的影响了最终结果。
YF-23的主翼面造型颇为独特，为前缘后掠角与后缘前掠角都为40度的前后对称设计。YF-23的气动力控制面尺寸相当庞大。除了前缘襟翼外，还拥有占后缘90%长度的副翼与后缘襟翼。YF-23并没有传统的减速板结构，降落时，主翼后缘的副翼与前后缘襟翼会分别向上下弯折以发挥必要的减速作用。
由于VF-23采用了同时兼顾水平尾翼与垂直尾翼功能的V型尾翼，气动控制面数量要少于YF-22。外倾角50度的全动式尾翼根部几乎与主翼面根部紧邻，这样的近距离耦合式（close couple）设计使得主翼面与尾翼间产生互相作用的流场。这样的设计使得俯仰与偏航运动时拥有较低的惯性力矩与阻力，配合静不稳定性设计，机体能够迅速的改变姿态。
得益于B-2项目的经验，YF-23是诺斯罗普第一型采用计算机辅助设计（CAD）与计算机辅助制造（CAM）的飞机型号。工程师在计算机上完成部件设计资料并直接传输至计算机控制的数控机床。由计算机控制进行金属切削、复合材料铺设与自动焊接。
在YF-23的结构重量中，高达35%比例的重量为钛合金。而复合材料所占的重量也高达25%，整个后机身上表面蒙皮是由一整片10英尺×15英尺碳-碳复合材料组成的曲面蒙皮结构。大型的复合材料蒙皮结构通过大型压力锅将蒙皮与加固的纵梁、框罩与连接用配件黏接成型。无需使用机械连接件就能制造出形状复杂、重量轻盈且极其坚固的大型结构。
当然，虽然YF-23整个机体制造过程较为顺利。不过PAV-1号原型机的机翼翼梁加工时却出现了个不大不小的失误。按照原本设计，数控的三轴铣床会直接将整块钛合金加工成需要的整根翼梁形状。不过工程师却忘记设定在翼梁末端加工用于与机身连接的U形夹销。考虑重新用钛合金块加工一根翼梁在成本和时间上都难以接受，诺斯罗普工程师选择单独加工U形夹销部件并以电子束焊接形式连接到加工好的翼梁上。考虑这样的结构在安全性方面比不上原设计的整根翼梁，PAV-1原型机的飞行过载因此被限制在6G以下。
YF-23的飞控系统和YF-22一样，都是四余度设计的数字线传飞控。整体水平和YF-22基本一致。不过由于YF-23较为简洁的气动控制面，其在具体飞控软件编写方面明显更为复杂。所有控制面均没有个别指派专门功能，而是在飞控计算机的统一协调下响应飞行员的操纵指令。整套飞控系统能够提供无需飞行员担心失速或进入尾旋的“无顾虑（Care-Free-Abandon）”飞行品质。同时，为了满足超音速巡航状态时的飞行控制，飞控系统还设计了能自动微调发动机推力的“整合发动机模式（Intrgated Engine Mode，IEM）”。飞行员只需要将节流阀推至中间位置就能启动IEM模式。在IEM模式下，无论进行俯仰还是进行滚转，YF-23都会维持固定的飞行速度。可以说是一个开创性的飞控能力。
相比YF-22以较为传统的隔板分离边界层的Caret进气口，YF-23的进气口设计采用了颇有特色的多孔边界层引射系统（porous boundary layer bleed system）。
外观上而言，YF-23进气口没有一般飞机常见的边界层隔板。边界层气流被多孔结构板吸除，并通过机内导管引到到机体上表面的排气门排除。低速时，边界层气流从固定式排气槽排出，而当机体处于高速状态时，飞控计算机会自动打开活动式排气门来排除边界层气流。
YF-23两架PAV原型机同样分别搭载了YF119与YF120。不过其搭载的发动机类型与PAV原型机序号间的关系相比两架YF-22刚好相反。YF-23 PAV-1搭载了两台普·惠的YF119发动机，而YF-23 PAV-2则搭载了两台通用电气的YF120发动机。
出于隐身性能考虑，YF-23搭载的发动机采用了特殊的单膨胀斜面喷口（SERN）设计，整个喷口由上唇板与固定式排气槽形成一个固定斜面。因此无论是YF119还是YF120，配备与YF-23上的版本都采用单侧唇板可动设计，其和YF-22采用的发动机主要区别集中于发动机的A8至A9分段。
固定式排气槽是机体的固定构件，基本构造就是在不锈钢结构上铺设钛合金冷却瓦形成的。钛合金冷却瓦内部蚀刻有冷却孔道并通往多孔结构的冷却瓦表面。从发动机风扇段引流的冷空气进入冷却瓦的冷却孔道后从冷却瓦表面流出形成空气薄膜。借此冷却发动机排气槽并降低后机身热信号。
不过由于PAV原型机并不需要检测低可探测性设计，排气槽部分的冷却瓦铺设方式相当随意。基本就是以固定大小的冷却瓦铺满平面即可。横平竖直铺设的冷却瓦对于控制RCS信号显然相当不利。在正式的量产机上，冷却瓦会重新安排平行的铺设方式。
相比采用了全新设计玻璃化座舱的YF-22，YF-23则根据PAV原型机的要求，采用了大量现成部件来控制成本。其整个驾驶舱仪表盘设计基本和麦道制造的F-15E如出一辙。主要变化就是将中央的多用途显示器替换为了飞行测试用的控制面板。
除了中央飞行测试用控制面板外，座舱左侧廊板上安装了“载具管理系统控制面板”，可以直接向飞控计算机下达特定控制指令以进行极限条件测试或应对紧急情况，可以说从一切就简的驾驶舱设计以及飞行测试专用的控制面板就能看出诺斯罗普团队对该机的测试机定位。
PAV原型机的主要目的只有检验气动特性与飞行性能。只要能确保机体达到测试目的，完全没有必要按照作战机体规格配备设备。而且PAV原型机建造数量只有2架，考虑到节省成本与缩短开发建造时间的问题，许多不影响测试结果的子系统进行简化是相当自然的手段。
因此YF-23上，除了机体框架、蒙皮、飞控以及发动机这些直接和气动特性与飞行性能相关的设备，其他子系统几乎可以说是现成产品东拼西凑的结果：YF-23的前起落架是F-15采用的现成产品，而主起落架与轮胎、刹车组件来自F/A-18，燃油推动泵来自F-15与T-37教练机，空气涡轮启动器来自B-2轰炸机。其中机翼燃油转移泵和液压过滤模组甚至分别来自S-67直升机与航天飞机。
YF-23上也和YF-22一样搭载了飞行测试用的传感器。其最主要的测试设备和YF-22一样是基于大气资料系统（Air Data System）进行布置的。该系统获取的数据除了在测试中获取飞行数据外，也是数字飞控系统能够正常工作的必要条件。
为了兼顾之后正式量产机上的隐身要求，诺斯罗普团队为了YF-23设计了一套彻底平面化的大气资料测量系统，整套系统包括机鼻上下表面的静压感应器与风挡前方与机鼻两侧的温度感应器。总计4组侦测口向4台大气资料计算机提供数据，随后转换为数字信号形式传输到飞控计算机。相比正式的量产机设计而言，YF-23上唯一专用于飞行测试的大气数据设备只有位于机鼻鼻锥下方作为总压探测口的L形探针。
相比由厂商追加额外投资进行武器实际投放试验的YF-22， YF-23以达成Dem/Val合约要求为目标，未安排任何武器发射测试。而且两架YF-23视试飞任务不同，武器舱配置有相当程度不同。
其中负责武器舱整合任务的PAV-1号YF-23，拥有完整功能的武器舱舱门结构。除了有完整的液压驱动机构与内外侧蒙皮外，武器舱的前端边缘还横向设置了两组可折叠的锯齿状扰流片。该部位扰流片是为了避免武器舱门在打开时产生有害的低频震动与相应的噪音。武器舱中，中距的AIM-120会挂载在一个托盘结构上，发射时托盘结构向下伸展，将LAU-106发射轨伸出武器舱外发射。而AIM-9的LAU-114发射轨则预定安装在武器舱门内侧，发射时只需要将武器舱门翻开即可。
试飞重点预定放在高攻角试验的PAV-2号YF-23则没有配备完整的武器舱结构。除了没有扰流片外，武器舱门甚至没有驱动结构与内侧蒙皮。在地面时，武器舱门以人力形式进行开合，飞行时，武器舱门通过V形支架拴在武器舱顶部。武器舱内的空间用于安装额外的紧急动力系统。
原型飞行载具的制造
原型飞行载具的制造
对于由多家厂商组成的设计团队而言，如何分配原型机制造中的工作量是一项重要挑战。显然较为复杂的武器系统不可能如民用工程一般以合同金额划分工作量。最终洛克希德团队根据子系统划分了三家厂商工作量：
- 洛克希德：前机身、主翼面前缘、翼稍与控制翼面制造。并负责全机最终组装、武器系统以及航电系统整合；
- 波音：主翼面、后机身制造与推进系统整合；
- 通用动力：中段机身、尾翼制造以及包括武器系统、起落架、飞控系统在内大部分子系统的开发制造。
而诺斯罗普团队虽然是由诺斯罗普一家承担了YF-23的大部分设计工作，不过相对平衡的分配了原型机制造工作：
- 诺斯罗普：后机身与尾翼的制造。并负责全机系统整合与最终组装；
- 麦道：前机身、中段机身、主翼面，同时负责燃油系统、武器系统与座舱显示系统开发制造。
单就原型机建造的进度而言，诺斯罗普团队的进度明显更快。1989年4月15日，负责前半段机身建造的麦道就将成品交付给了诺斯罗普。随后YF-23第一架原型机PAV-1在1989年年底完成了组装并在同年12月将PAV-1运到了爱德华空军基地的ATF联合测试部队综合设施（ATF Combined Test Force Complex）。而洛克希德团队的第一架原型机PAV-1的组装则要等到1990年1月13日才开始。
1990年5月15日，美国国防部先行公布了较为精确的YF-22与YF-23外形图想象图。而在1990年6月22日，诺斯罗普特地临时中断YF-23试飞准备工作，在爱德华空军基地进行了一场出厂仪式。在各个供应商、空军与国会代表致辞后，YF-23 PAV-1号原型机被拖出机库。这也是ATF项目正式开启多年，首次有可飞行的实机出现在公众面前。2个月后的1990年8月29日，YF-22也在洛克希德第10号工厂举行了出厂仪式。
除了进度方面的因素影响外，YF-23与YF-22首次亮相地点的微妙差异其实体现了两支团队不同的首飞计划安排。YF-23采用的策略是在工厂完成简单测试后，拆开后以部件形式运往空军分配的测试用机场，之后在测试机场重新装配并在试飞机场进行首飞。而YF-22的首飞即直接从工厂飞往测试机场。前期的地面滑跑等测试都将在工厂完成。
两支团队不同的首飞策略相当明显的影响了两支团队的试飞进度，诺斯罗普团队显然低估了重新组装该机的工程难度。导致虽然YF-23 PAV-1走下生产线在1989年末，但是经历运输与在机场重新组装的一系列工程麻烦后，YF-23实际准备好开始试飞工作已经到了1990年6月。一来一去的进度延后让之前相对洛克希德团队的大幅进度领先缩短到了微不足道的2个月。
YF-22的试飞
YF-22的试飞
由于YF120发动机的进度滞后，洛克希德团队一度考虑让搭载YF119的PAV-2号YF-22先行出厂试飞。不过最终因为普·惠交付YF119的进度也没理想多少，试飞计划还是维持了先YF-22 PAV-1再YF-22 PAV-2的安排。
1990年9月29日，YF-22 PAV-1在洛克希德试飞员戴夫·佛格森（Dave Ferguson）驾驶下开始首飞任务。根据安排，YF-22 PAV-1的首飞是从洛克希德在加州的帕姆代尔工厂飞往同样在加州的爱德华空军基地。一个月后的1990年10月30日，安装2台YF119的YF-22 PAV-2首飞。由洛克希德公司试飞员汤姆·摩根菲尔德（Tom Morgenfeld）驾驶，完成了从帕姆代尔飞往爱德华兹空军基地的首飞。
两架YF-22除了共通的适航性、机动性与发动机测试等试验项目，还有各自单独承担的试验科目。其中YF-22 PAV-1负责空中加油测试与高功角飞行测试，而YF-22 PAV-2的重点则是武器舱运作试验。
YF-22 PAV-1的前几次试飞可以说并不顺利。首先是因为地面控制站问题造成YF-22的起飞有所延迟，最终导致YF-22 PAV-1的首飞时间只持续了18分钟。而之后YF-22本身也发现了不大不小的问题： 按照惯例，新机型前几次首飞中并不需要收回起落架。不过在之后的试飞中，试飞小组发现该机的起落架无法顺利收回机身。最终通过调整起落架收放的控制方式，终于在第五次试飞中解决了这个问题。
解决这一小插曲后，YF-22 PAV-1按照试飞计划安排，开始验证适航性、系统性能。在1990年10月25日的第9次试飞中，YF-22 PAV-1在空军马克·沙克尔福德（ Mark Shackelford）少校的驾驶下进行了首次超音速飞行，
不过该次超音速飞行中打开了发动机加力，而YF-22的首次超音速巡航试验则要等到同年11月3日。在该次试飞中，YF-22打开加力冲刺到预定的超音速巡航速度，然后关闭加力，将发动机维持在最大非加力推力，最终在平衡速度下达到了1.58马赫的持续巡航速度。之后YF-22 PAV-1在37000至40000英尺高度上成功进行了多次超音速巡航测试。不过之后的超音速巡航测试并未超过之前的1.58马赫的速度。
除了超音速巡航测试外，YF-22 PAV-1还在之前10月26日进行了首次空中加油能力验证。一架KC-135通过机背的加油口为YF-22 PAV-1进行空中加油测试。
在基础试飞项目结束后，YF-22 PAV-1暂停了试飞作业进行后续改装。除了根据之后高攻角飞行项目需要安装反尾旋伞系统，并对飞控软件进行升级以使YF-22 PAV-1具备使用矢量推力的能力外，还修改了大气数据探管的安装方式，修改后的大气数据探管安装方式拥有了3度的攻角以抵消因为数据探管自然下垂带来的误差。
改装完成后，YF-22 PAV-1首先在地面滑跑与飞行状态下进行抗尾旋伞的展开与抛弃测试。除此之外，还要进行矢量推力系统、发动机空中启动、辅助动力单元/紧急动力单元空中启动等一系列必要的预备测试工作。所有预备测试在1990年12月10日之前全部完成。
之后YF-22 PAV-1开始高攻角测试项目。从20度开始，向最终目标60度攻角逐步加码。最初20度至40度范围时，每次以2度幅度增加攻角。而在40度至60度范围时，则增加到4度每次。在所有试验攻角下，都包含规定的程序：
- 以1G减速并调整到指定的测试攻角；
- 在测试攻角上进行俯仰、滚转与偏航；
- 节流阀瞬变操作（只在40度以下攻角进行）；
- 发动机调到中间推力，并开启矢量推力；
- 再次将飞机调整到测试攻角，并在发动机怠速、矢量推力关闭的情况下再次将操纵杆向前推到底以测定飞机基本俯仰运动。
不同测试点的试验连续进行，每完成一个测试点便立即评估结果，因此测试进度维持在了极快的速度。从1990年12月10到17日。洛克希德团队以七天10个架次，总计14.9小时的试飞完成了预定的20度至60度所有的高攻角飞行测试。其中包括一次60度攻角下进行360度滚转的测试。而YF-22在整个高功角试验中，都未曾发生需要使用反尾旋伞的情况。
通过发动机怠速、矢量推力关闭条件下的推杆测试，证明了YF-22的气动设计即使不使用矢量推力也能从任何从任何攻角恢复水平。而凭借现有气动控制面与矢量推力系统的组合，YF-22在低速范围拥有较F-16高出两倍以上的俯仰率。
YF-22 PAV-1完成高攻角试验后便拆除了反尾旋伞，继续进行扩展超音速飞行包线范围、性能、飞行质量与直至最大速度（超过两马赫）的负荷试验。最后YF-22 PAV-1累积了43架次、52.8小时的飞行试验时数。
与PAV-1作为对照，YF-22 PAV-2也进行了超音速包线扩展与超音速巡航测试。由于YF119只能提供30000磅级推力，因此YF-22 PAV-2在超音速巡航试验中达到的最高巡航速度只达到了1.43马赫。此外和搭载了YF120发动机的YF-22 PAV-1一样，YF-22 PAV-2同样需要先开启加力突破音障，之后才能以无加力军用推力维持在超音速巡航状态。
而YF-22 PAV-2在完成飞行适应性测试后，很快就开始导弹发射试验。在实际进行试射前，测试小组先在武器舱内挂载模型弹以评估挂载状态下的震动与噪音情况，随后再进行实弹发射测试。
1990年11月28日，通用动力试飞员乔恩·比斯利（Jon Beesley）驾驶YF-22 PAV-2在加州的中国湖海军武器中心（the Naval Weapons Center at China Lake)发射了一枚移除了战斗部的AIM-9M。随后的1990年12月20日，洛克希德试飞员汤姆·摩根菲尔德驾驶YF-22 PAV-2在美国海军穆古角的太平洋导弹试验场（the Pacific Missile Test Range at Point Mugu）成功发射了一枚同样移除战斗部的AIM-120A。
两次试射都在0.7马赫以及20000英尺高度进行，且试验结果相当成功，武器舱门开合与挂架系统的运作一切正常。而导弹的尾焰也未发现影响发动机进气与机体结构的情况。
至1990年12月28日，YF-22 PAV-2进行最后一次试飞，PAV-2总计累积31架次与38.8小时飞行时数。最终两架YF-22的试飞计划只花了91天便全部完成。
就试飞结果来看，YF-22的各项性能表现基本都符合预期或高于预期。唯一未达到预期的只有滚转率。原预期YF-22因能在3万英尺高度与0.9马赫速度条件下能达到每秒200度的滚转率，4万英尺高度与1.5马赫速度条件下则能达到每秒185度的滚转率，而最终YF-22在两个条件下实际达成的滚转率只有每秒180度与每秒175度。至于其他诸如必须开启加力才能突破音障进入超音速巡航的问题预计换装推力真正达到35000磅的全尺寸发展型发动机就能解决问题。
两架YF-22在试飞中展现了极高的可靠性，没有发生任何不受控制的发动机故障或失速事故。两次涉及发动机级别的故障均发生在安装于PAV-1上的YF120发动机。
1990年10月15日进行的第三次试飞中，发生过一起可控的发动机停车故障。起飞后，一台YF120因为液压系统的衬垫失效，液压系统流体漏光导致液压动力丧失。随后发动机的自动控制系统对发动机下达了停机指令。由于此时飞机刚刚起飞不就，试飞员选择开启另一台发动机加力以维持空速。最终因为空中重启发动机的尝试未能成功，YF-22 PAV-1只得选择以单发状态着陆。而该次事故后不久的1990年10月26日的第11次试飞中，YF-22 PAV-1再次发生液压系统泄漏事故。一台发动机所属的液压系统压力开关故障导致液压系统流体泄漏，最终YF-22 PAV-1在另一套液压系统的支持下顺利返回爱德华空军基地并成功着陆。
YF-23的试飞
YF-23的试飞
相比洛克希德团队主动加码增加高功角试飞与武器系统实弹测试。诺斯罗普团队的试飞安排则完全是另一个思路下的结果。
在YF-23还在组装的1989年8月，诺斯罗普就组织了首飞小组（First Flight Team，FFT）。相关人员接受了为期一年，总计185小时的训练。而且为了实际检测飞控系统运作状态，诺斯罗普团队在加州霍桑（Hawthorne）工厂实验室内搭建了了铁鸟（Iron Bird）试验台用于检测飞控系统实际运作情况并协助试飞小组训练。同时搭建了一座半球形的大振幅模拟器（Large Amplitude Simulator，LAS）。在计算机控制下，测试飞控系统的控制律与飞行品质。并让飞行员体验YF-23的飞行特性。
除了地面试验设备外，诺斯罗普还在NC-131 TIFS（Total In Flight Simulator，全面飞行模拟）实验机上进行了测试。通过特别改装的驾驶舱并安装YF-23相同的飞控计算机，可以在指定速度、姿态与攻角条件下再现YF-23的亚音速段飞行性能。在1987年7月至1990年1月间，通过39架次、总计46.7小时的TIFS模拟飞行试验，得出了YF-23飞控系统已经达到安全飞行标准的结论。
在原定安排中，YF-23 PAV-1会在1990年1月底首飞，不过YF-23 PAV-1拆开运抵爱德华空军基地后，重新组装与测试整备作业花了比预期更长的时间，因此PAV-1的首飞向后拖延了一段时间。1990年2月23日开始，YF-23依序进行了地面共振测试（Ground Resonance Testing）与地面振动测试（Ground Vibration Testing）以确定机体结构的振动模式，随后还进行了燃油、座舱显示与发动机附件箱等子系统地面测试。最终在1990年5月21日进行了首次地面发动机点火试验。
在1990年6月22日的出厂仪式在结束后，YF-23 PAV-1在1990年7月与8月进行了地面滑跑测试。滑跑速度从15节至30节低速逐步增加到了110至120节。YF-23就此做好了试飞前准备。
最后在1990年8月27日，YF-23 PAV-1在诺斯罗普首席试飞员保罗·梅茨（Paul Metz）的驾驶下进行了首飞。而直到2个月后的1990年10月26日，第二架YF-23在诺斯罗普另一位试飞员吉姆·桑德伯格（Jim Sandberg）的驾驶下完成了首飞。采用深灰色涂装的YF-22 PAV-1被称为“Gray Ghost（灰色幽灵）”。而采用浅灰色涂装的YF-22 PAV-2则称为“Spider（蜘蛛）”，这一名称来源除了反映了YF-23 黑寡妇II（Black Widow II）的命名外，也因为YF-23的隐身设计可以将雷达反射信号集中在8个回波尖峰上，雷达影像就像蜘蛛一般。
虽然和YF-22一样，YF-23为了获得飞行许可，也向FAA申请了民航编号,两架YF-23因此获得了N231YF与N232YF的民用编号。不过诺斯罗普似乎非常抵触在原型机上刷民航编号的，最终通过钻FAA相关规章漏洞（并未强制要求机体上非要标出FAA的编号），YF-23上只标注了空军给予的87-0800与87-0801空军序列编号与“U.S. AIR FORCE”字样。同时在座舱两侧的底部边框上标上“EXPERIMENTAL”字样象征性表示这是通过FAA注册的机体。
在首次55分钟的首飞中，YF-23 PAV-1达到了0.9马赫与35000英尺的高度。而且在起落架未收起状态下，YF-23 PAV-1就完成了爬升至15000英尺并以240节速度巡航。其充沛的剩余推力表现使得与之伴飞的F-16甚至需要打开加力推力才能与军用推力状态下的YF-23 PAV-1维持编队。
在最初头个月的试飞中，YF-23进行了基本的适航性试飞。在限定的标准包线范围内，通过诸如追随与脱离空中加油机（不进行实际加油动作）、区域机动与起降等简单的基本飞行动作验证飞行操纵特性，然后再逐步扩展飞行包线范围。在扩展飞行包线范围的试验途中，YF-23 PAV-1同时承担了颤振测试任务。仪表板左上方的显示器替换为了颤振激励控制单元（Flutter Exciter Control Unit）。通过该装置，可向飞控系统输入不同频率与增幅，让机体产生颤振。借此与计算结果进行比较。
在1990年9月14日的第4次试飞中，YF-23 PAV-1进行了首次空中加油试验。一架KC-135负责为YF-23 PAV-1进行空中加油。随后在1990年9月18日完成了首次超音速巡航测试，测试中达到了1.43马赫的超音速巡航速度。之后YF-23 PAV-1又在之后进行了开启加力的速度测试，达到了1.8马赫的最高飞行速度目标。
当然，即使是1.8马赫的飞行速度下，YF119发动机其实依旧留有余力。这一指标是诺斯罗普为试飞计划设定的最大速度上限而非最大设计上限。
之后YF-23 PAV-1转向了武器舱测试项目，包括在武器舱中搭载AIM-120训练弹试飞、在飞行中开启舱门进行测试等一系列试飞项目。试飞中，YF-23 PAV-1在开启武器舱门状态下达到了4万英尺高度1.5马赫的记录。
不过和洛克希德团队不同，诺斯罗普团队并未追加更多的额外投资。试飞项目限定在了军方给出的验证要求范围内。因此并未安排实弹发射试验。而且诺斯罗普团队也认为，像YF-22一样，在0.7马赫平飞中试射完全就是货架产品的现成导弹对于开发工作并没有什么意义。
在1990年11月30日，YF-23 PAV-1安排了密集出动能力验证演练。该机在不到10小时时间内，连续执行了6架次飞行任务。在包含模拟装填机炮炮弹与重新装填导弹的情况下，展现了最短18分钟的任务周转时间能力。而开启加力达到1.8马赫最高计划飞行速度也是在当天的连续试飞中完成的。在当天试飞任务完成后，YF-23 PAV-1以34架次，总计44.3小时的飞行时数完成了试飞任务。
搭载YF120发动机的YF-23 PAV-2在完成首飞后也进行了相应的适航性与功能验证性质试飞。之后主要任务集中于超音速巡航、飞行性能与机动性测试。在正式飞行任务开始前，PAV-2安装了新版飞控软件以让前缘襟翼自由变化角度。
得益于YF120发动机更高的军用推力，据信YF-23 PAV-2在1990年11月29日的第七次试飞中达成了1.6马赫的超音速巡航飞行速度。不过在最大速度方面诺斯罗普团队依旧相当保守。理论上YF120能让YF-23 PAV-2达到2马赫以上的最大飞行速度，而在开加力飞行试验中也仅仅止步于1.72马赫。
在最初安排中，诺斯罗普团队计划让PAV-2执行高功角试飞任务，并已经完成了配套的反尾旋伞系统支架的制造。反螺旋伞系统预定安装在V形尾翼之间、以25度斜角向后伸出机身。不过由于可用测试时间大幅缩短，诺斯罗普团队出于节约经费与时间考虑，在试飞开始前2个月取消了高功角测试安排。在实际试飞中，YF-23的最大攻角试验只进行到25度。而且这一记录是由YF-23 PAV-1在其他科目试飞中顺带完成的。
由于两架YF-23的试飞计划只有1个月时间的重叠期，且各有项目安排。因此两架YF-23同时出场的机会极少。为此诺斯罗普特地在1990年11月29日安排了20分钟编队照相科目。当天YF-23 PAV-1进行第28次试飞而YF-23 PAV-2则进行第7次试飞。
之后1990年12月18日，美国空军特地安排了一次纪念编队飞行。YF-22 PAV-1和YF-23 PAV-2这两架ATF项目PAV原型机进行了首次也是唯一一次共同编队飞行。至此YF-23 PAV-2的试飞项目也全部完成。最终YF-23 PAV-2一共进行16架次总计21.6小时飞行。
两架YF-23在前后104天时间中共进行了50架次，总计65.9小时的试飞。试飞架次不但比最初计划的340架次严重缩水，两家厂商的总飞行架次也比1989年1月制定的两支团队总计350架次总计800小时的试飞计划缩水不少。
究其原因，和空军不断调整的指标与工程问题导致的延期有关。两个主要因素相加导致可用试飞时间至少少了一年，而YF119发动机的延期交付也延误了半年时间。而空军依旧坚持1991年4月决标的计划，这导致两支团队可用的试飞时间时间上只剩3个月，试飞规模自然也只能大幅缩水。最终两支竞标团队都只对整个飞行包线范围预期最关键部分进行试飞，实际试飞时间都压缩到了100小时之内。
不过，虽然YF-23的试飞计划只有原计划的十分之一，诺斯罗普团队依旧获得所有需要的参数。在试飞中，YF-23验证了1.43马赫以及1.6马赫的超音速巡航飞行能力，并评估了到1.8马赫为止的亚音速与超音速机动性能。YF-23即使在超音速状态，依旧能维持在亚音速状态相同的滚转、偏航与俯仰能力。而凭借极低的翼载荷，也拥有优秀的低速性能。 而且虽然没有装备矢量推力技术，YF-23依旧能凭借庞大的全动式V型尾翼在低速与高攻角机动中提供极高的俯仰、偏航与滚转率。
基于试飞中的表现，YF-23的飞行性能与风洞测试的资料基本吻合，诺斯罗普技术人员据此认为YF-23能达到风洞测试与流体力学分析中所达到的“无攻角限制”飞行能力，所以无须耗费额外时间与经费在实际试飞证明。
相比YF-22，YF-23的跨音速阻力与超音速阻力都相对较低。因此虽然搭载的是推力不如正式要求的原型发动机，YF-23还是达到了1.4马赫至1.6马赫的超音速巡航速度。由于YF120使用了先进的可变循环（Variable-Cycle）设计，其在超音速下可以提供更高推力与更高的燃油效率。而且由于YF12已经换装了大尺寸风扇，就推力表现而言胜过YF119。搭载YF120的YF-23 PAV-2也因此成为四架PAV原型机中速度方面表现最突出的一架。
不过YF120的可靠性相比YF119依旧有所不足。和YF-22 PAV-1的情况类似，安装在YF-23 PAV-2上的YF120也发生过两次因为周边设备问题而导致发动机单发停车的故障。
而且YF120的推力控制设计在YF-23 PAV-2的测试中也出现了问题。在YF120上，通用动力试图通过软件控制让发动机无论在低转速还是高转速都能通过节流阀进行线性的推力控制。不过在实际试飞中，却发现YF120对推力变化的反应有很大且不可预测的延迟。因此在YF-23 PAV-2的空中加油测试中，试飞员不得不将一台发动机调节到怠速状态，仅微调一台发动机推力才顺利完成空中加油测试。
相比YF-23，YF-23在试飞中遭遇的小麻烦更多点。如YF-23 PAV-1和YF-23 PAV-2都发生过座舱风挡玻璃碎裂的事故。不过碎裂的都是外层组合玻璃，内层聚碳酸酯层没有损伤。因此除了影响视野，并不影响原型机安全降落。
考虑到之前地面滑跑阶段就有过类似的情况，显然风档玻璃玻璃破碎不是因为结构强度问题。最后研判的结果是外层组合玻璃与内侧聚碳酸酯的膨胀率不同所致。因此更换新座舱风挡后，这一事故便不再发生。
类似不大不小的事故还包括一起漏油事故，1990年11月21日试飞中，伴飞的F-15发现YF-23 PAV-2机尾拉出一条因为燃油泄漏并气化而产生的尾迹。为此YF-23 PAV-2紧急降落进行检修。
详细检查结果发现原因是因为大气传感器管线末端的硅胶密封垫未去除。该处硅胶密封垫原本是在涂装中用于防止油漆渗入管线，但是涂装完成后却忘记去除。原本YF-23 PAV-2的油箱会根据外界大气压力对油箱进行加压以防止燃料沸腾。结果未去除的硅胶密封垫导致压力测量错误，YF-23 PAV-2升到25000英尺高度时，油箱过度增压导致油箱结构发生漏油。
除了这些对试飞进度有不大不小影响的事故，倒是也有因祸得福的突发情况：某日，爱德华基地一组2000磅重的基地设施在当地强风吹拂下滑动撞上了停放中的YF-23 PAV-1。YF-23 PAV-1右侧V形尾翼上出现了一个12英尺×18英尺的破洞。随后诺斯罗普团队很快就修补了破洞，在之后最高1.8马赫的试飞中都没没有发生任何问题。这次突发事故无意中展示了YF-23所用的复合材料结构的可修理性。
EMD方案的成型
EMD方案的成型
虽然YF-22和YF-23的试飞可能是整个ATF项目最为引人注目的项目。不过ATF项目的最终结果实际上并非由YF-22与YF-23的试飞表现来决定胜负。空军决定ATF项目最终结果的依据其实是两支设计团队提交的全尺寸发展（Full-Scale Development，FSD）阶段设计提案。而PAV原型机的试飞其实只是一种降低FSD阶段提案风险的手段。
在两型PAV原型机都还未出厂的1989年8月18日，美国空军就发布了第一份FSD阶段提案征求书的草案。稍作修改后，在1994年4月发出了第二份提案征求书草案。由于期间美国国防部将“全尺寸开发（Full-Scale Development，FSD）阶段”这一术语修改为了“工程制造与开发（Engineering & Manufacturing Development，EMD）阶段”。该草案也因此改称EMD阶段提案征求书草案。最终在1990年11月1日，美国空军发布最终版EMD阶段提案征求书，要求两支团队在1990年12月31日前交付正式的EMD提案。
而在PAV原型机设计冻结并进行实机建造于试飞的同时，两支团队的优先系统概念（Preferred System Concept，PSC）设计依旧在不断进行细化设计。而PSC设计就是最终应用于FSD/EMD阶段提案，即正式量产型的原型机设计，
因此当YF-22使用的1132构型在1988年5月冻结设计后，对应的PSC构型设计632构型却并未停止发展。在1988年7月，洛克希德团队推出了634构型。新的634构型将发动机进气口位置后移以减轻结构重量并改善飞行员侧下方视野。基于634构型演变来的637构型则重新设计了前机身与机头造型，并修改了武器舱设计与系统配置。
最初在1132/632构型中，垂尾面积特地放大以避免潜在的尾旋问题。而当YF-22试飞证明尾旋问题并不存在后，基于637构型发展来的638构型便将垂尾尺寸削减了20%以减重与减阻。除此之外，638构型的主翼面前缘后掠角从48度修改为42度。因此相比632构型，638构型在机翼总面积不变的情况下，翼展增加了1英尺6英寸，而整体长度短了2英尺1英寸。同时，除了进气道口向后缩外，驾驶舱也向前移动以进一步优化视野。由于飞控控制的气动翼面已经能达成减速板的作用，垂尾之间的减速板也一并取消。
除了修改构型，洛克希德团队还计划将EMD方案的复合材料占结构重量比重从YF-22的23%大幅提升到40%以进一步减轻重量。最终638构型成为了洛克希德团队正式的EMD方案。
而在1990年底，诺斯罗普也向美国空军提交F-23A的EMD提案。为了对应YF119与YF120两种发动机，诺斯罗普内部为F-23 EMD准备了DP231和DP232两种编号的设计案。而相比YF-23使用的DP117K设计案，最主要的修改集中在武器舱。
原本在设计阶段，ATF主要考虑的导弹为ASRAAM与短弹翼型AIM-120的组合。两种导弹都拥有更小的占用空间，能让ATF项目达到预定的载弹量目标。然而美国空军在1988年退出ASRAAM项目。而作为替代的AIM-9发展型（即之后AIM-9X）与短弹翼版AIM-120发展都严重滞后，ATF项目将需要继续使用现有的AIM-9M与AIM-120A。
在这种现实下，DP117K的单一大型弹舱设计变得略显尴尬，挂载在弹舱舱门上的AIM-9和挂载在弹舱内的AIM-120之间的距离不甚理想。而且载弹量并不能满足空军最初提出的6至8枚载弹量的目标。
为了解决这一问题，F-23A EMD设计方案中，武器舱修改为了厚度更薄但是分为前后两个弹舱的双弹舱设计。其中前武器舱用于携带2枚AIM-9而后武器舱用于携带4枚AIM-120。而之后AIM-120短弹翼型服役，后武器舱的容量也能相应提升到6枚。为了满足弹舱修改，F-23A EMD的机头有了略微加长。全机总长度也从YF-23的67英尺5英寸延长到70英尺5英寸（DP231）与70英尺10英寸（DP232）。
机身长度方面，DP231构型与DP232构型分别为67英尺11英寸与68英尺7英寸。而DP231与DP232机身长度不同的主要原因是为了适配F119与F120两种尺寸稍有不同的发动机。搭载不同发动机的F-23A EMD的机尾后缘外形有所不同。而相比YF-23的设计，F-23A EMD的发动机舱明显更薄且机背外形更为圆润。
而除了发动机舱厚度与机尾外，F-23 EMD的进气口也进行了小幅调整。原本斜切梯形的进气口修改为了半圆形，前端增加了进气锥结构。同时进气口边缘也修改为了锯齿形。该部分修改除了满足全推力的量产型发动机进气量变化外，主要考虑是解决在较高要求的飞行区域与飞行姿势中出现的气动问题。而锯齿形边缘在满足气动要求的前提下，同时维持了原有的RCS水平。
虽然IRST系统已经排除出基础需求，不过在YF-23A EMD的两种提案设计上还是预留了IRST的安装空间。同时，诺斯罗普团队还为两种提案设计了双座型。
和洛克希德团队一样，诺斯罗普方面同样计划在F-23A EMD上大幅提升复合材料的使用比例。预计复合材料重量比例将从YF-23的25%大幅提升至50%左右。因此F-23A的重量有望降低到55000磅等级。
胜负已分
胜负已分
两支设计团队最终都在1990年12月31日的截止日期前提交了各自的EMD提案。之后1991年1月2日，两家发动机承包商的发动机EMD提案也按期提交。在两支团队的口头计划总结报告完成后，美国空军花了三个多月时间对ATF项目在Dem/Val阶段的成果与EMD阶段提案进行审查。
洛克希德提交的F-22和诺斯罗普提交的F-23两种EMD提案无疑都能满足美国空军的需求。不过两支团队提交的EMD提案无疑是从两个截然不同的基本思路与发展路线而来的结果。洛克希德团队在机动性方面做了更多最佳化设计，而诺斯罗普团队则更强调超音速巡航与隐身。就最终结果而言，F-22 EMD是相对更接近传统设计的战斗机，而F-23A EMD则导入了更多非传统的设计概念与技术。相同情况也发生在F119发动机与F120发动机上。
在1991年4月23日，美国空军部长唐纳德·赖斯（Donald Rice）宣布，洛克希德团队的F-22提案胜出进入ATF项目的EMD阶段。同时选择普·惠的F119发动机提案作为先进战术发动机项目竞标的获胜者。
虽然至今依旧没有完全解密ATF项目的细节，不过美国空军部长在发布结果时简单解释了空军决定竞标获胜者的理由。其指出，两种ATF提案都能满足空军需求，但对于洛克希德团队与普·惠团队的计划管理能力更有信心。F-22与F119组成的武器系统更容易在承诺的成本开支下准时交付。而1991年4月，杂志采访某位实际参与了ATF项目EMD方案评比的官员。根据该官员说法，美国空军在各种评估因素中最关注的是风险的评估。洛克希德与普·惠获胜的原因在于洛克希德与普·惠在技术提案与管理开发计划的能力上得到了较高评价，因此被认为更有能力兑现他们的技术提案案，并成功管理开发计划。而诺斯罗普与通用电气在这方面的能力存疑。
在ATF项目开启的20世纪80年代，美国空军的目标是借助先进技术与先进概念的应用，获得一型能在未来空战中取得绝对优势的装备。然而在1990年至1991年这一冷战濒临结束的时间节点。国际环境的剧变使得军方未来能获得的预算支持势必会大幅减少。比起性能与技术，军方开始更为注意成本与风险。因此比起设计提案中厂商提出的目标性能与设计理念，美国空军更重视厂商实现这些目标的管理与执行能力。
对于通用电气而言，YF120在试飞中发生的发动机停车故障显然是导致军方给予其较低评价的主要原因。虽然实际导致故障的都是和发动机本体无关的设备，不过YF120在两种PAV原型机上都先后以类似原因引发停车故障足以对其可靠性印象产生毁灭性打击。而在空军决定不再像F100与F110一样同时支持两种性能与安装条件相近的发动机开发，YF120因为其较高的技术风险与更糟的可靠性表现黯然退场也几乎成为必然。
而诺斯罗普团队获得较低评价的原因就更为复杂。一方面显然是受到Dem/Val阶段过于保守的策略拖累。虽然两支团队在Dem/Val阶段都追加了不低于军方投资经费数量的厂商私有资金，不过洛克希德团队的投入明显更高，而且对美国空军需求变化的响应也更为积极。而诺斯罗普团队则考虑以最低的成本达成Dem/Val阶段的基本要求。
因此YF-22上大量采用全新开发的新规格元件，而非如YF-23一样用大量现成的货架产品以节省成本。虽然对试飞结果几乎无影响的全新子系统其实并不影响项目实际开发。不过更多全新规格部件显然更能展示设计理念。而诸如全新设计的驾驶舱仪表等子系统在观感上也更佳。
两支团队不同的竞标策略同时反应在了PAV原型机的试飞计划。Dem/Val阶段的原型机试飞完全由厂商主导，由竞标团队自行决定PAV原型机需要展示的能力。空军的飞行测试中心仅提供安全监察和机场设备支持，作战测试与评估中心仅派遣飞行员执行初期作战评估（Early Operational Assessments，EOA）。而且为了不影响厂商的Dem/Val阶段试飞计划，EOA飞行的总时数只占整个原型机试飞计划的极小部分。
洛克希德团队除了检验基本性能，更为积极的向空军展示YF-22的极限性能。除了实际让YF-22冲击2马赫极限速度并实际展示了60度攻角下的飞行性能。还自行追加投资，进行AIM-9与AIM-120的实弹发射试验。而诺斯罗普Dem/Val阶段的试飞以更低的经费消耗与更短时间为出发点进行安排，因此诺斯罗普团队的试飞计划安排只以达到空军的基本门槛为目标。这使得F-23A EMD提案的许多性能参数与设计特性都完全依赖风洞试验资料与电脑模拟计算。就之后的发展风险而言，显然要高于在YF-22上就验证过2马赫最高速度飞行能力与60度攻角下机动性的F-22 EMD。
就最终表现出的结果而言，洛克希德团队的飞行计划显然更为积极。而且单就试飞安排的密度而言，洛克希德团队在试飞持续天数在比诺斯罗普团队短了13天的情况下，试飞架次与时数却比对手多出三分之一。对于展示厂商计划管理能力与执行力而言无疑是有益因素。
除了在Dem/Val阶段的实际表现外，诺斯罗普公司同期在先进的技术轰炸机（Advanced Technology Bomber，ATB）项目和三军防区外攻击导弹（Tri-Service Standoff Attack Missile，TSSAM）项目中都出现了进程延误与成本超值。其中TSSAM因为一连串的问题导致的进度严重延误更是导致军方在之后取消了这一项目。
两个隐身武器项目的进度拖延与成本严重超支严重打击了军方对诺斯罗普在项目管理能力方面的信心。相比之下，之前洛克希德的F-117项目虽然也有进度延迟与成本超支。不过延后时间与成本超支额度都稍好于诺斯罗普。
在后冷战时代势必更为严峻的预算压力下，美国空军最终选择洛克希德团队这一竞标策略更为积极且表现出更优秀项目管理与执行能力的团队可以说是自然而然的结果。配套的ATFE发动机项目中选择普·惠公司方案也几乎是出于相似原因。
无疾而终的NATF
无疾而终的NATF
根据美国海军与美国空军在1986年3月签署的协议，美国空军会采购ATA项目的陆基型，作为F-111的换代产品。而美国海军会采购基于ATF项目衍生而来的NATF项目以作为接替F-14D的新一代舰队防空战斗机。因此，两个军种分别给对方的项目提供额外资金支持以进行改进型研发。
相比ATA项目条件更为宽松的舰载机改陆基飞机，为航母研发舰载机的NATF限制显然更多。不过海军对NATF项目的推进并不积极，NATF项目正式开启要等到ATF项目两种PAV原型机设计已经成型，且实际制造也以开始的1988年中旬才正式开启NATF项目。1988年8月，海军派遣人员进驻空军设立在赖特—帕特逊（Wright-Patterson）空军基地的ATF系统计划办公室，在其中设立了海军的NATF系统计划办公室。同时海军支付给洛克希德团队和诺斯罗普团队各自150万美元用于NATF概念设计。
作为舰载机，NATF项目在尺寸上的限制更多，基本要求NATF项目维持与现役F-14相同的甲板占用面积。简而言之，NATF的全长应该不长于F-14的62英尺8.5英寸。机翼折叠状态翼展不应该超过F-14主翼最大后掠角时的38英尺。这样就不需要修改航母设施，能够兼容现有的升降机与甲板作业设施。同时也能符合现有航母的机库存放与维护空间。
除了尺寸要求外，NATF项目作为承担舰队防空任务的舰载机，既要满足拦截任务的高速性，又要兼顾航母安全起降所需的低速性能。同样为了弹射器弹射能力上限与拦阻索安全使用上限限制。最大起飞重量与着陆重量分别限制在65000磅与52000磅。
美国空军和美国海军虽然都想要一种先进战斗机。不过海空军对于战斗机的需求实际上完全不同。而空军的ATF项目更是不可能会考虑任何舰上作业需求。导致NATF项目直接由空军ATF构型发展而来的想法完全不切实际。
而美国海军其实很早就明白这些问题，在1989年9月，海军部长回答参议院质询时就明确承认NATF项目可能比ATF重10000磅（而ATF项目的重量上限也不过50000磅），而ATF与NATF间可能只有20%的零件通用。相关问题反应到两支设计团队的NATF概念设计就是两支团队在设计NATF构型时几乎都从头来过。
洛克希德团队的YF-22设计在机体尺寸方面的问题不大，由其机体长度方面在限制范围之内。不过其翼型设计完全针对空军超音速巡航与跨音速、超音速机动为前提考虑。虽然能够满足高速性能要求，但是着陆速度无疑不可能达到舰载机要求。为此，洛克希德团队的NATF构型选择以可变后掠翼来兼顾高速性能与低速性能要求，不过可变后掠翼设计无疑会破坏原本的低可探测性设计。而加强结构后的重量可能超出65000磅上限。
对于诺斯罗普而言，主要的麻烦在于YF-23的长度达到了67英尺以上。其明显超出了海军的尺寸限制范围。为此，诺斯罗普在1989后重新提出了两个完全不同的NATF构型。即DP533月DP527。
其中DP533构型相对传统，为菱形主翼与四尾翼设计。而被诺斯罗普视为最佳NATF设计的DP527构型则干脆采用了鸭翼设计。同时为了航母起降视野。两种构型的驾驶舱都采用了加高处理。
原本根据1990年4月的审计文件显示，美国海军从1990财年到1994财年为NATF项目总计编列了725000美元用于推进开发。不过在1991年4月17日，海军就要求将1991财年的NATF项目剩余预算用于海军其他航空计划。而同年4月23空军宣布ATF项目的获胜者后，海军发言人随即宣布虽然将继续参与ATF项目的航电研发不过不会在空军选择的洛克希德方案基础上发展下一代战斗机。这本质上就等于宣布NATF项目在2年不到的实际开发时间后就宣布终结。两只团队的设计方案甚至都未能进入细节设计。
考虑到海军的A-12项目合同早在之前的1月份就已经被国防部终止。海军会在此时退出原本就不怎么想要的NATF项目，集中所有资源用于A-12替代品就丝毫不出人意料了。
后续影响
后续影响
ATF项目对于美国军用航空界的影响而言无异于一次洗牌。
对于洛克希德而言，ATF项目的胜利标志着其从F-104之后重回美国空军的主力空优战斗机供应商行列。而随着1993年，洛克希德并购通用动力战斗机部门。其在美国空优战斗机领域的垄断地位也逐步形成。
这导致在1996年开启的联合攻击战斗机(Joint Strike Fighter，JSF）项目中，洛克希德团队几乎形成了一家独大的情况。竞标最终阶段的对比试飞中，波音团队的X-32几乎成了陪太子读书的存在。
而对于诺斯罗普而言，ATF项目竞标的失败是第一重打击。同期其进行中的B-2项目在之后接连遭遇重大打击：
1990年4月，老布什政府决定将B-2的采购数量从原来132架作战型大幅降低到75架。而随着1991年12月苏联正式解体，B-2轰炸机的采购量在1992年1月28日的国情咨文中正式宣布降低到20架。而几乎相同时期，另一个重要项目TSSAM导弹项目也遭遇重大挫折。因为冷战结束与成本失控，在1994年12月也被宣布取消。接连失去ATF与TSSAM两个重要项目，B-2采购量也被大砍。这导致诺斯罗普的国防业务陷入危机。
为了应对危机，诺斯罗普团队的最初安排是进一步强化战斗机业务方面的能力。但是1992年底，诺斯罗普与洛克希德竞购通用动力沃斯堡（Fort Worth）工厂，即通用动力战斗机部门的并购案失利。一来一去之下，洛克希德在战斗机业务方面的地位越发无法撼动。
诺斯罗普领导层随即决定大幅调整公司业务方向。避开冷战结束后势必大幅缩水的战斗机市场，转向航电与电子系统领域。1994年4月，在时任CEO肯特·克雷萨（Kent Kresa）的主持下，诺斯罗普从马丁·玛丽埃塔公司手中以敌意并购形式并购了格鲁曼，重组为诺斯鲁普·格鲁曼。之后又在同年并购了著名的西屋防御（Westing house）电子系统公司与LogicON。之后诺斯罗普·格鲁曼又在1999年并购了无人机制造商Teledyne Ryan。而2001年并购了纽波特纽斯（Newport News）船厂后，诺斯罗普·格鲁曼就此迈入海军舰船制造领域。之后2002年，诺斯罗普·格鲁曼并购著名的卫星与火箭制造商TRW，进入了航天领域。
在肯特·克雷萨与2003年退休时，诺斯罗普·格鲁曼在其领导下一共并购了16家厂商，而年营业额也从50亿美元扩大至280亿。虽然基本上退出了战斗机制造领域，不过诺斯罗普·格鲁曼却成功将业务扩展到了更广领域，成为横跨军用电子、舰船制造、航天、无人机等领域的另一大国防业巨头。
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