更新时间：2023-08-15 18:10
YF-23战斗机（别名：黑寡妇）是由美国诺斯罗普公司和麦道公司共同设计的战斗机，是美国ATF（先进技术战斗机）计划的第一架原型机。
YF-23首架原型机（PAV-1）因其黑色外观，被昵称为“黑寡妇Ⅱ”；第二架（PAV-2）则因灰色外观，而被昵称为“灰魅”。YF-23战斗机总体布局在很大程度仁继承了诺斯罗普概念设计方案的特点。菱形机翼+v形尾翼的布局，介于传统正常布局和无尾布局之间。单座，双发中单翼，腹部进气。机长达20.5米，翼展13.29米，机高4.3米。武器配置了雷达制导地先进中距空空导弹，“响尾蛇”红外制导空空导弹，20毫米航空机炮。
1990年6月22日，YF-23战斗机进行了公开展示。1991年4月23日、美国空军宣布，洛克希德集团的YF-22A方案在竞争中胜出。竞争结束后，两架YF-23仍保存在爱德华兹基地，但移交给美国航空航天局的德雷登试验中心。两架原型机的发动机均已拆除，NASA也没有任何计划让YF-23恢复飞行。其中一架曾被NASA用于校准技术研究。1996年夏，加利福尼亚州霍索恩市的西方飞行博物馆向NASA长期租借一架YF-23，PAV-2被选中。PAV-1则在爱德华兹基地，由空军试验中心博物馆收藏。
1969-1970年，美国空军的FX计划(新一代重型战斗机F-15战斗机)正处于最后选型阶段，但战术空军司令部已将眼光转向了FX的后继机上。在这段时间，战术空军司令部投资进行了代号TAC-85的项目研究，对FX后继机进行了初步探索。TAC-85研究报告于1971年完成，提出了一个概念原型——先进战术战斗机(ATF)。从1971年开始，飞行动力实验室的F-8战斗机就相继进行了超临界翼型、数字式电传飞控系统的试飞。紧接着又开展了随控布局(CCV)研究，1架B-52轰炸机、1架F-4先后改装为CCV研究机。1974年11月，F-15A小批量装备，并将很快进行大规模换装；1975年初，美国空军系统司令部提出一个发展计划，准备在1977-1981年间制造两架ATF原型机进行试飞，但空军并没有多余的资金投入到这样一个耗资巨大的计划中去，因此这一计划只停留在纸面上。1975年1月，F-16在LWF计划中获胜。1976年，美国空军考虑在ATF概念中引入低可见性设计。1978年3月至6月先后制造出2架HIMAT研究机，并于1979年7月27日首飞成功。随着隐身技术渐趋成熟，而苏联空军现役和未来的超音速战略轰炸机威胁则在战术上增大了对超音速巡航能力的需求。随着苏联空军新一代战斗机的出现，美国不得不重新考虑以ETF和ATAS搭配能否有效夺取制空权和实施空中打击的问题。
20世纪80年代初，美国针对来自苏联的威胁提出招标，要求未来的新一代战斗机，航程要比F-15战斗机远，能以超音速高空巡航，具有隐身能力，机动性好，易于维护，提出了一项名为“高级战术战斗机”的竞标项目，旨在研发一款具备超音速巡航、隐身能力和先进航空武器系统的五代战斗机。这就是ATF-美国21世纪的先进战术战斗机。
1978年，美国空军制订了两个独立的发展计划：一是“改进型版术战斗机”(ETF)，这是一个划期项H，期望通过短期内可获得的技术升级改进现役战机；二是“先进战术政击系统”(ATAS)，这是长期发展计划。到了1980年4月，美国空军决定放弃ETF计划，面ATAS也演变为ATF——兼顿对空作战和对地攻击的战斗机，并考虑增加短距起降的要求。1981年，美国空军启动了代号“天空长者”的研制计划。经过长期研究后，提出一系列针对未来先进战术战斗机的要求，包括梁用新型复合材料、先进飞控系统，先进推进系统以及隐身技术等等。空军高是相信。同年6月，美国空军发布第一份关于ATF的信息需求(RFI)，并邀请9家公司参与讨论；7月，空军发布针对ATF推进系统的RFI，邀请7家!商参与。同年10月，空军发布ATF任务要素综述。1982年10月，美国大部分战斗机厂商代表和空军代表在加州网纳海解开会讨论ATF概念。会上，ATF的概念基本成型。次年5月，CDI阶段结束，空军发布了一份最终方案需求报告(RFP)。9月，美国空军向所有厂商发出概念设计招标，波音公司、通用动力、洛克希德·马丁公司、麦道公司、诺斯罗普、洛克韦尔宣布参与竞标。1984年底，ATF的方室需求进一步明确。次年9月，美国空军发布完整的ATF验证/确认阶段方案需求。1986年4月，美困海军宣布加入ATF计划，同意在ATF基础上研制NATF，用于替换F-14战斗机。同年5月，美国空军在外界的强大压力下被迫宣布放弃“验证/确认”模式，改采用原型机对比试飞模式。1986年10月31日，美国空军宜布，7个竞标方案中洛克希德和诺斯罗普的方案评价最高，进入竞争试飞阶段。
先进战术战斗机计划（ATF）的研制分两步走，先研制两种原型机，进行对比试飞，然后决定谁将成为真正的先进战术战斗机。两种原型机分别定名为YF-22A和YF-23。YF系列火箭发动机22A由以洛克希德、波音公司和通用动力为首的工业集团研制，YF-23由以诺斯罗普和麦道公司为首的工业集团设计。
诺斯罗普公司按照验证机的标维来制造两架YF-23原型机：主起落架改装自F/A-18的主起；前起落架则直接用F-15战斗机的，座舱设备照搬F-15，只装上了必需的仪表，包括多功能显示器在内的昂贵而非必要的设备全部取消；虽然空军已经在1987年宣布取消采用反推的要求，但诺斯罗普并未修改原始设计，使根YF-23的后机身(特别是发动机舱)明显大于实际需要尺寸，这带来了额外重量和阻力；只设计了主武器舱，格斗导弹舱甚至只停留在纸面上。诺斯罗普和麦道努力在竞争中占据优势，于1990年6月23日在爱德华兹空军基地推出了YF-23，并于同年8月底进行了首次试飞。
1989年，第一架YF-23原型机PAV-1运抵爱德华兹空军基地，进行了公开展示和首飞。在试飞过程中，该机进行了基本系统功能测试和机动飞行，并完成了空中加油试验和超音速巡航。PAV-1的试飞数据表明，该机具有较好的操纵品质和高速飞行能力。PAV-1的最大平飞速度达到M1.8，最大机动过载7G，最大使用迎角25度。在YF-23和YF-22A之间的竞争试飞中，洛克希德·马丁公司集团的YF-22A方案被选为未来F-22A的方案，而普·惠的YF-119发动机也被选中作为未来F-22A的发动机。
1991年4月23日，YF-23A被美国空军打入冷宫，因为美国空军决定将项目进入EMD阶段，选择相对保守的YF-22作为第四代超音速战斗机的代表。对于YF-23A的失败，空军给出了两个主要理由：研制风险过高，以及诺斯罗普/麦道集团的管理问题可能导致成本上升。这些理由确实存在，但并不是全部。在设计特点上，YF-23的前卫设计带来了较高的研制风险。同时，诺斯罗普、麦道集团的管理漏洞也可能导致了飞机成本的上升。这两个因素是导致YF-23失败的重要原因。YF-22和YF-23的隐身设计都是基于诺斯罗普、麦道集团公司以前研制的隐身飞机。YF-22身上有很多F-117的特点，而YF-23的设计则脱胎自B-2。不过，YF-22在隐身要求和气动要求之间进行了折中，而YF-23则更注重隐身效果。因此，YF-23在侧向和后向的雷达反射特性上优于YF-22，但在前向雷达反射特性上并没有明显的优势。在超音速巡航能力方面，YF-23由于阻力更小，因此强于YF-22。据通用电气估计，YF-23的最大超音速巡航速度可以达到M1.8，而YF-22的最大超音速巡航速度为M1.58。这个速度差异在超视距作战中并没有明显增大YF-23发射的AIM-120拦截导弹的攻击区。YF-22和YF-23都考虑了涡流控制问题，以避免在大迎角下失控。从设计上看，诺斯罗普为YF-23机动性所做的努力仅此而已。YF-23的机动性提高主要依赖于涡升力、低翼载和大推力发动机。相比之下，YF-22在机动性和敏捷性方面力求突破，这正是该机采用推力矢量控制的主要原因。洛克希德当时总负责人里奇曾表示，在满足空军基本要求后，洛克希德就将注意力转向了机动性和敏捷性。在设计上，YF-22尤其突出了飞机的过失速机动能力，而YF-23在这方面几乎是空白。竞争结束后，两架YF-23原型机保存在爱德华兹基地，但被移交给NASA的德出登试验中心。1996年夏，一架YF-23被选为西方飞行博物馆的展品，而另一架则由空军试验中心博物馆收藏。
YF-23的总体布局在很大程度上继承了诺斯罗普概念设计方案的特点。其菱形机翼+V形尾翼的布局，介于传统正常布局和无尾布局之间。单座，双发，中单翼，腹部进气。
YF-23采用了B-2飞机的隐身原理，切尖的三角翼飞机面积很大，并装有前后缘机动襟翼。—侧机翼的前缘和另一侧机翼后缘（包括尾翼在内）相平行，尾翼平面形状与B-2一样呈锯齿状；两台F119发动机埋藏在机身后部两个贝壳状的鼓包内，进气道为S形，有效的屏蔽了发动机压气机的迎面雷达波发射，可调的槽形为喷口使红外辐射降至最低；YF-23采用了相距很远的蝶形尾翼，它既是升降舵，又是方向舵，外倾角40度左右，蝶形垂尾有利于隐身（如同F-117A攻击机），而且在大迎角机动飞行时可避开机翼尾流的影响始终保持良好的操纵性；采用内藏式武器悬挂系统，机身下表面平坦，有利于隐身和减阻。驾驶舱盖采用低阻的气泡形设计，座舱位置较高，而且很靠前，因此飞行员的视野非常好。
YF-23的机身为满足“跨战区航程”的要求，必须有足够大的载油量，因此所有燃油必须由机内油箱装载。为了提供足够的机内容积，YF-23的机身长度增加明显，并且其横截面积也相应增大。然而，横截面积的增大不利于按照跨音速面积律来设计飞机，因此适当地拉长机身有助于平滑飞机的纵向横截面积分布，从而减小跨、超音速阻力。但机身加长会导致飞机纵向转动惯性增大，这对于提高飞机敏捷性和精确控制能力是不利的。YF-23选择了速度性能而牺牲了敏捷性和精确控制能力。它的机翼类似于菱形，前后缘分别后掠与前掠40度。机身设计具有洛克希德SR-71侦察机黑鸟的风格，前机身内主要设置雷达舱、座舱、前起落架舱、航电设备舱和导弹舱。前机身前段横截面近似一个上下对称的圆角六边形，然后逐步过渡到圆形横截面，最后在机身中段与机翼完全融合。后面的进气道和发动机舱横截面仍是梯形，并以非常平滑的曲线过渡到机翼或后机身的“海理尾巴”，这有助于减小相互之间的干扰阻力。
YF-23的边条不同于三代机上的传统边条。其三段直线式窄边条设计相当有特点，从机冀前缘一直向前延伸到雷达罩顶端。YF-23的边条翼布局在大迎角时比鸭式布局的升力特性有更大优势，在机翼上诱导出涡升力，改善机翼升力特性；利用边条涡为机翼上表面附面层补充能量，推迟机翼失速；起到气动“翼刀”的作用，阻止附面层向翼尖堆积，推迟翼尖气流分离(事实上由于YF-23机翼根梢比很大，高速或大迎角下可能会有明显的翼尖分离趋势)；控制大迎角下机头涡的分离，提供更好的俯仰和方向稳定性--直到第三代超音速战斗机，大迎角下机头涡不对称分离的问题仍未解决，这是限制飞机进入过失速领域的一个重要因素。在YF-22A的进气道顶部各有两块控制板，用于控制机翼上表面的涡流。YF-23机翼内侧有进气道附面层的放气狭缝，附面层气流经过加速后由此排出，借以改善机翼上表面气流状态。机翼巨大的菱形机翼是YF-23最突出的外形特征之一。机翼前缘后掠40度，后缘前掠40度，下反角2度、翼面积88.26平方米，展弦比2.0，根梢比高达12.2。而采用大后掠角的对称菱形翼，在隐身上是有利的。为改善机翼升力特性，YF-23采用了前缘机动襟翼设计，其展长约占2/3翼展。位于YF-23机翼后缘的气动操纵面设计为机翼内侧为襟翼，外侧则是副翼，这两对控制而除了传统襟刷翼的功能外。还兼有减速板和阻力方向舵的作用当内侧襟副翼同时下偏，外侧襟副冀同时上偏、在保证机翼不产生额外升力增最的同时，产生对称气动阻力。起到减速板的作用；当只有一侧燃副露采用上/下偏时，则产生不对称阻力，起到阻力方向能的作用。YF-23的V形尾翼设计相当独特。为保证波瓣雷达反射特性，平尾前后缘在水平面内的投影分别和机翼前后缘平行。这使得该机尾翼看起来相当巨大。YF-23采用将尾翼外倾40度的设计，以确保雷达波不会被反射回无线电接收机，但相应的尾翼效率也降低了。相比之，YF-23采用外倾27度的设计，处于隐身设计的边缘，属于隐身和机动综合权衡的结果。按照公开的说法，YF-23出于大迎角机动性的要求，其尾翼采用宽八抖可布置，完全避开了边条和机翼内侧涡流，因此改善了剧烈机动状态下俯仰、滚转和偏航控制。
YF-23的第一架原型机装备了普惠公司的YF-119引擎。首先达到1.43马赫的超音速巡航纪录，所使用的YF120发动机推力比YF-22第一架原型机使用的YF119要小，而YF-22第一架原型机第一次验证超音速巡航飞行时就达到1.5马赫。二号机装备了通用电气的YF-120引擎，能够飞出更快的超音速巡航速度。
PAV-1:2台通用电气YF120喷气发动机；PAV-2:2台普惠YF119喷气发动机。YF-23的超音速巡航能力更强，尤其是在搭配通用电气的YF-120涡轮风扇发动机的情况下。美国智库威尔逊中心的巴利·瓦茨（BarryWatts）认为，就算用低一个档次的YF-119引擎，YF-23的超音速突袭速度也能够达到1.4马赫以上。若换用YF-120引擎，这款设计流畅的原型机巡航速度能达到1.8马赫以上。
由于ATF放弃了对地攻击能力的要求，因此在YF-23的备选武器上并没有对地攻击武器。为ATF准备的主要对空武器是先进中距空空导弹(AMRAAM，后来的AIM-120)和先进近距空空导弹(AIM-132先进短程空对空导弹，后来的AIM-132)。由于AIM-132进度严重拖延，迫使美国空军以先进响尾蛇改型(即AIM-9X)作为应急措施。AIM-9X和AIM-120已经成为F/A-22的主要武器。YF-23继承了诺斯罗普最初方案的内部武器舱设计。格斗导弹舱和主武器舱串列布置于前机身内。格斗导弹舱较小.只能容纳2枚AIM-9响尾蛇导弹导弹。主武器舱较大，可容纳4枚AIM-120导弹。载弹量和YF-22A相同。由于AIM-120改进后弹翼缩小，因此在F/A-22的主武器舱内可容纳6枚。但YF-23布置AIM-120A的方式就是上下前后错置排列，和YF-22A对称排列不同，显示其主武器舱尺寸可能较小，因此不一定能放得下6枚AIM-120改型。YF-23的主武器舱挂架是可以升降的。需要发射AIM-120时，挂架伸出机外，将导弹置于自由流中再点火发射。
YF-23机上也没有装备任何非必要的航电设备包括雷达、电子对抗系统等。完整的航电系统将装在威斯汀豪斯BAC_111的一飞机上进行测试。诺斯罗普这种省钱法对后来的评估造成负面影响—特别是后机身和格斗导弹舱的问题，牵涉面较广，工作量大，增大了研制风险。
YF-23机上采用单座，座舱设备照搬F一15，只装上了必需的仪表，包括多功能显示器在内的昂贵而非必要的设备全部取消虽然空军在1987年宣布取消采用反推的要求，但诺斯罗普并未修改原始设计，使得YF-23的后机身特别是发动机舱明显大于实际需要尺寸，这带来了额外重量和阻力只设计了主武器舱，格斗导弹舱只停留在纸面上。
随控布局在ATF设计阶段已经相当成熟，YF-23应用了随控布局技术，采用了电传飞控系统。不过，由于最终竞争失败，外界对该机的飞控系统细节了解极少。YF-23在设计上具有鲜明的“一机多用”的特色。由于减少了操纵面和相应的控制机构，有助于飞机减轻重量和减小阻力，对改善飞机隐身特性也是相当有利的。但除了操纵面负荷问题外，这种设计必然面临的一个考验就是飞控系统的复杂化。在对设计风险的判断上，美国空军还是比较准确的。诺斯罗普最终放弃了推力矢量，以确保其首要目标——隐身能力。因为应用推力矢量控制技术，就必须更改后机身设计，不仅增大了飞机重量，也导致飞机雷达反射截面积增大和红外隐身能力下降——因为必须取消那个沟精式尾喷口设计，这并不符合诺斯罗普的设计思想。
进气道和发动机级压气机是喷气机前方雷达反射截面积的主要来源。从YF-23的设计看，在没有适用的隐身规则的情况下，其进气道设计选择了遵循机动性和进气要求。发动机进气道是一个空腔结构，本身就是良好的雷达波反射体。而发动机一级压气机高速旋转的叶片不仅是强反射源，其反射波频谱甚至足以成为飞机型号的识别特征。YF-23的进气口位于机翼下方靠近前缘的位置，类似苏-27战斗机的设计，这显然是出于大迎角条件下进气要求的考虑。其横截面为梯形，除了垂直面上的斜切结构外，在水平面上也略有斜切，可以起到改善大迎角和侧滑条件下进气效率的作用。在进气口前方，设计有多孔式附面层吸除装置(机属下表面来喷漆区域)，并经机翼上表面排出——由于进气口靠近机翼前缘，附面层厚度不大，因此不需要采用大型的附面层隔道，有助于减小雷达反射特征。在发动机舱上表面还设计有辅助进气(位于附面层排放狭缝旁边的带锯齿后缘的梯形板)，用于在起降和低速状态下满足发动机的进气需要。YF-23采用了固定式进气道设计，以避免可调式进气道的调节斜板之间的缝隙和台阶产生的雷达反射。压缩斜板为“波系设计，并按照YF-23A的预计巡航速度作了优化。
可维护性设计在ATF中得到了高度重视。传统飞机的维护口盖在机身表面的覆盖率是衡量其可维护性的一个重要指标，但在隐身飞机设计中，这一原则不再适用。隐身飞机设计中，为了避免破坏飞机的隐身特性，必须遵循“非必要绝不在机身表面开口”的原则。为了改善可维护性，一种方法是集中处理，将接近最频繁、维护量最大的设备全部集中到一个大的维护口盖中。另一种途径是利用飞机必需设置的舱门作为维护口盖，例如武器舱和起落架舱。飞机表面所有口盖和舱门都采用锯齿状设计，这是隐身和重量要求折中的结果。尽管多锯齿前缘设计不是最佳的控制雷达反射措施，但在保证结构强度的情况下，为了实现更好的隐身特性，YF-23采用了这种设计。
尽管日本在电子机械、隐性材料和航空控制装置等领域，拥有较高的技术水平，但由于不具备从零开始进行装备的技术与经验，作为实战机实在无法与美国的战机相比，日本即使成功开发了隐形战斗机，作战能力也难以与F-22战斗机相比；日本三菱重工大力研发F-3远程战斗轰炸机，是以美国诺思罗普公司研制的ATF战机——YF-23的原型机为蓝本研制的，这是因为日本相中了YF-23战机先进的隐形技术。
然而YF-23过多地强调了飞机的隐身性能，而对机动性能关注不够，再加上新技术应用太多，提高了研制的费用和风险，结果在与YF-22的竞争中败下阵来。虽然YF-23停止了发展，但是它独特的设计思想和优美的外形仍然不失名机风范。——中国科普博览
对于竞争结果的争论，即使在十四年后的今天也没有平息。竞争获胜的洛克希德YF-22没有赢得更多的赞誉，倒是落败的YF-23成了众多航迷（也许还有不少业界人士）心中的王者。——国际展望期刊作者方方
就算用低一个档次的YF系列火箭发动机119引擎，YF-23的超音速突袭速度也能够达到1.4马赫以上。若换用YF-120引擎，这款设计流畅的原型机巡航速度能达到1.8马赫以上。——美国智库威尔逊中心的巴利·瓦茨