O Northrop / McDonnell Douglas YF-23 foi a entrada mal sucedida na competição Advanced Tactical Fighter (ATF), que foi conquistada pelo Lockheed Martin YF-22.

O projeto Advanced Fighter Tático (ATF) foi concebido nos primeiros anos da administração Reagan. Foi representado como a aeronave que substituiria o McDonnell Douglas F-15 Eagle no serviço da USAF. Naquela época, antecipava-se que o ATF estaria pronto a tempo de começar a entrar no serviço no final da década de 1990, com o ATF sendo o principal lutador em serviço com a USAF no momento em que o novo século começou.

Em 1969-70, mesmo antes do F-15, F-16 e A-10 terem entrado em serviço com a USAF, o Tactical Air Command financiou um estudo conhecido como TAC-85 para começar a explorar o que seu sucessor poderia parecer. Os resultados deste estudo levaram a TAC emitir um conceito de operações em 1971 para o que eles chamaram de Advanced Tactical Fighter (ATF). Naquela época, o conceito ATF ainda era bastante vago, e alguns estudos em pequena escala foram realizados no início da década de 1970. No início de 1975, o Comando dos Sistemas da USAF desenvolveu um plano para construir dois conjuntos de protótipos ATF em 1977-81, mas não havia fundos disponíveis para financiar tal projeto naquele momento.

Em 1976, esses estudos começaram a considerar a incorporação de tecnologia de baixa observação no projeto do ATF. Além disso, a capacidade de cruzeiro a velocidades supersônicas sem usar pós-combustão também foi considerada como importante. Em 1978, a USAF definiu dois projetos separados, um conhecido como Enhanced Tactical Fighter (ETF) e o outro conhecido como Advanced Tactical Attack System (ATAS). A ETF seria um projeto de curto prazo, enquanto o ATAS seria um projeto de longo prazo que se concentraria no desenvolvimento de novas armas e outras tecnologias avançadas. Inicialmente, a ênfase seria na missão de ataque terrestre, uma vez que se supunha que o F-15 e o F-16 poderiam lidar adequadamente com os combatentes soviéticos em serviço. No entanto, a aparição de um novo lutador soviético, como o MiG-29, o Su-27 e o MiG-31, levou a USAF a reconsiderar sua filosofia e a considerar o desenvolvimento de aeronaves ar-a-ar e ar-terra em paralelo . Em abril de 1980, o projeto ETF foi arquivado e a ATAS tornou-se a ATF. O ATF consideraria ambos os tipos de missões. Esperava-se que as funções ar-ar e ar-terra fossem incorporadas na mesma aeronave. Além disso, foi decidido que a possibilidade de incorporar o STOL no projeto também deveria ser explorada.

O primeiro pedido de informações (RFI) para o Advanced Tactical Fighter foi emitido para a indústria em junho de 1981. Nove empresas estiveram envolvidas na RFI: Boeing, Fairchild, General Dynamics, Grumman, Lockheed, McDonnell Douglas, Northrop, Rockwell e Vought. Um RFI para o motor foi emitido um mês depois. O RFI era basicamente um pedido da Força Aérea para a indústria dizer-lhes quais os requisitos para a nova aeronave deveria ser. Sete empresas responderam à RFI. Em outubro de 1982, a USAF havia digerido as respostas de RFI que vieram e decidiram que a capacidade de supercruise seria um requisito importante para o futuro ATF. Os comandantes da OTAN expressaram pessimismo sobre a capacidade de sobrevivência das forças de ataque e de ataque da OTAN baseadas na frente, caso uma guerra existisse na Europa. O controle dos céus acima da Europa central provavelmente deveria ser mantido por lutadores baseados nos países do Benelux ou no Reino Unido. Em tal cenário, a capacidade de uma aeronave para voar a velocidade supersônica sem pós-combustão e, portanto, voar de forma supersônica para todo o segmento da missão que se estendia em território hostil, esperava, reduziria a exposição do lutador às SAMs inimigas. As capacidades curtas de decolagem e aterrissagem (STOL) também seriam importantes, uma vez que a STOL facilitaria a continuação das operações de aeródromos danificados. Recomenda-se também que a aeronave tenha um alcance maior do que o F-15, o que lhe permitirá operar a partir de bases aéreas mais distantes e seguras. Além disso, a Força Aérea queria uma tentativa de reverter a tendência de aumentar rapidamente o custo e a complexidade que pareciam ocorrer com cada nova geração de lutadores. Em apoio a este objetivo, a Força Aérea queria estabelecer um limite no tamanho e peso da aeronave e recomendou fortemente o uso de novas tecnologias para reduzir o custo de aquisição e apoio do novo lutador.

No início da década de 1980, a missão ar-terra para o ATF começou a parecer menos urgente, já que o projetado F-117A "lutador furtivo" que estava atualmente em desenvolvimento deveria poder penetrar nas defesas aéreas do Pacto de Varsóvia no evento de uma guerra europeia. Além disso, o F-111, pensou, continuaria efetivo mesmo na década de 1990. Além disso, a General Dynamics e McDonnell Douglas demonstraram que ambos os lutadores F-15 e F-16 poderiam ser modificados com sucesso em aeronaves de ataque, o que significava que seria seguro otimizar o ATF para um papel aéreo . Em meados de 1983, a USAF adotou essa filosofia e reorientou o conceito de ATF como principal lutador ar-a-ar e definiu o conceito ATF como um substituto F-15 que seria capaz de um vôo supersônico sem pós-combustão, com um alcance maior do que o F-15, mas com um armamento semelhante, e com injetores de motorização de vetorização e reversão para o desempenho de STOL.

Em outubro de 1982, representantes da maioria dos fabricantes de lutadores americanos se encontraram com representantes da USAF em Anaheim, Califórnia, para discutir o projeto ATF. Eles vieram com um conceito para uma aeronave capaz de desempenho de cruzeiro supersônico, um raio de combate de 600 a 800 milhas náuticas e a capacidade de decolar e pousar em uma pista de 2000 pés. O peso normal da decolagem não deve ser superior a 60.000 libras na missão ar-ar e 80.000 libras para a missão greve. No final de 1982, um pedido de propostas foi emitido para a fase de investigação da definição de conceito do programa ATF. Esperava-se que a ATF pudesse ser introduzida no serviço em meados da década de 1990.

Em maio de 1983, a RFP final para a fase CDI foi emitida. Naquela época, o projeto ATF ainda estava no mundo "branco" não classificado, e muitos dos diretores que trabalhavam no ATF desconheciam a tecnologia "invisível" que estava sendo desenvolvida. Uma vez que esses funcionários do projeto foram informados sobre este trabalho, o ATP RTP foi alterado para incluir a incorporação da tecnologia furtiva.

Em setembro de 1983, foram emitidos contratos de definição de conceito para todas as empresas que responderam à RFP-Boeing, General Dynamics, Lockheed, McDonnell Douglas, Northrop e Rockwell. Os relatórios finais foram esperados em maio de 1984.

Um programa paralelo foi iniciado para o motor que alimentaria o ATF, sendo o projeto conhecido como o Joint Advanced Fighter Engine (JAFE). Em maio de 1983, mesmo antes de lançar a RFP para a própria aeronave, a Força Aérea lançou seu Pedido de Propostas (RFP) para o desenvolvimento dos motores para o ATF. A usina de energia para o ATF teve que ser auto-iniciante, com equipamentos de check-out autônomos terrestres baseados em relações de impulso / peso muito altas e valores de alta confiabilidade. Em setembro de 1983, Pratt & Whitney e General Electric receberam contratos para projetar e construir motores para o ATF. O motor Pratt & Whitney era conhecido como o PW5000 pelo fabricante e como F119 pela Força Aérea. O motor General Electric era conhecido como GE37 pela empresa e como F120 pela Força Aérea. Os motores deveriam ser intercambiáveis ​​na estrutura da ATF, deixando qualquer um deles para ser aplicável ao lutador definitivo. Havia um concurso entre esses dois fabricantes para ver qual deles iria construir o motor para a ATF de produção.

Até o final de 1984, o requisito ATF tinha alcançado uma forma mais definitiva. O requisito agora exigiu um lutador com uma velocidade de cruzeiro Mach 1.5, um rolo de decolagem de apenas 2000 pés, um peso bruto de decolagem não superior a 50.000 libras e um raio de combate de mais de 700 milhas náuticas. A aeronave deveria ser capaz de realizar rotações de 5g em Mach 1 e 6g gira em Mach 1.5 a 30.000 pés. A 10.000 pés, o ATF seria capaz de puxar cargas de aceleração de giro instantâneas de até 9 gs em Mach 0.9 e seria capaz de realizar rotações sustentadas de 2g em Mach 1.5 a 50.000 pés. Ao nível do mar, o ATF deveria ser capaz de acelerar de Mach 0.6 para Mach 1.0 em 20 segundos. Com 20.000 pés ou 30.000 pés, a aeronave deveria ser capaz de acelerar de Mach 0.8 para Mach 1.8 em 50 segundos. O custo do flyaway da unidade não seria mais de US $ 40 milhões em dólares de 1985 (depois reduzido para apenas US $ 35 milhões), e o custo do ciclo de vida não seria mais do que o F-15.

Em primeiro lugar, a USAF queria desenvolver o ATF através de um processo de "Demonstração e Validação" (Dem / Val) ao invés de ter uma competição de flyoff entre protótipos como foi feito no caso do concurso LWF que resultou no F-16. O processo Dem / Val abrangeria tudo menos do teste de vôo. Sistemas de aviónica completos seriam testados em simuladores. O projeto seria testado em túneis de vento e em faixas de seção transversal de radar. Maquetes de escala completa seriam construídas, mas aeronaves com flyable não seriam. O vencedor da fase Dem / Val receberia então um contrato de desenvolvimento em larga escala (FSD) para uma aeronave flyable.

Em setembro de 1985, a Força Aérea emitiu uma Solicitação de Propostas Dem / Val (RFP) para o ATF, especificando o prazo de inscrição de janeiro de 1986. Neste momento, a Força Aérea indicou a possibilidade de uma compra de compra de tantos como 750 aeronaves. Como parte da abordagem Dem / Val, construíram-se modelos de túnel de vento de escala completa e reduzida, com análise computacional feita de secções transversais de radar para baixa visibilidade. O prazo para a resposta à RFP foi posteriormente estendido até abril de 1986.

Todos os sete concorrentes responderam à Dem / Val RFP. A Boeing propôs um projeto de asa em forma de V, com forma de diamante, com uma única ingestão de tipo queixo de tubarão para alimentar os dois motores. A General Dynamics propôs um design de alas deltas que refletiu alguns dos trabalhos que realizou no F-16XL. Havia duas entradas, uma localizada em cada um dos lados da fuselagem, logo à frente da borda principal da asa. Havia uma única cauda vertical grande. Havia dois arrays de radar separados instalados atrás do cockpit, um sobre cada uma das entradas de ar. O design da Lockheed estreitamente em paralelo com o da F-117 que estava atualmente em desenvolvimento. Tinha um plano de cabeça de flecha e uma luva de ponta que se estendia em linha reta até o nariz. Possui asas trapezoidais convencionais, impulso vetorial e uma cauda horizontal. O design tinha uma baía de armas interna, e apresentava duas caudas verticais de dois lados. O design McDonnell Douglas tinha uma única entrada de queixo em forma de cunha e asas acentuadamente varridas. O projeto de Northrop tinha uma asa em forma de diamante e uma baía de armas interna, mas não tinha vetorização de impulso. O design Rockwell tinha uma grande e altamente delgada de delta. O design Grumman nunca foi descrito com detalhes, mas pode ter apresentado uma ala varrida para a frente.

Em maio de 1986, a USAF mudou de idéia e anunciou que, em vez de prosseguir em direção a um único contratado no final da fase Dem / Val, dois contratados seriam selecionados para construir protótipos para teste de vôo. Os dois empreiteiros vencedores competiriam um contra o outro por um contrato da FSD. A Comissão Packard havia defendido fortemente o teste de vôo de protótipos em concursos de compras militares, e a USAF estava fortemente pressionada para aceitar suas recomendações, com o excesso de custos e os atrasos envolvidos nos projetos C-5A e F-111 ainda sendo frescos no memórias de muitos.

Após o final da Segunda Guerra Mundial, a Northrop Corporation tornou-se bem conhecida pelo seu trabalho em projetos de combate que equilibrava o custo contra a capacidade. No interesse de reduzir os custos, o alto desempenho e a sofisticação tecnológica foram enfatizados apenas quando absolutamente necessário. Esta foi a filosofia por trás do F-5A / B Freedom Fighter e do F-5E / F Tiger II, que tinha sido extraordinariamente bem sucedido no mercado de exportação. No entanto, a empresa Northrop teve menos sucesso com suas tentativas de construir um sucessor do F-5. O projeto P-530 Cobra não atraiu nenhum cliente, e seu derivado YF-17 foi eliminado pelo F-16 no concurso LWF. A Northrop conseguiu comercializar um derivado de seu YF-17 para a Marinha dos EUA como o F / A-18 Hornet, mas o programa de produção de Hornet acabou sendo dominado por seu parceiro McDonnell Douglas, sendo a Northrop reduzida ao status de subcontratado . A Northrop tentou desenvolver um equivalente de menor custo para o F-16 sob a forma do F-20 Tigershark, mas o F-20 também não conseguiu atrair clientes e foi cancelado na íntegra antes de entrar na produção.

Em estudos financiados pela empresa, a Northrop usou amplamente os simuladores de vôo orientados por computador para determinar as características operacionais de um lutador que seria mais eficaz no ambiente de combate aéreo do futuro. Verificou-se que uma aeronave com baixa observância de radar teve a melhor chance de penetrar no espaço aéreo hostil e permanecer não detectada ou pelo menos evitar o rastreamento efetivo por sistemas hostis. Além disso, grandes melhorias em sistemas de radar a bordo, juntamente com melhorias no poder de processamento de computadores e o uso de monitores de cabine de tela grande, aumentarão a eficácia de um lutador. Northrop concluiu que um lutador sigiloso com sistemas avançados de radar e poderoso poder de processamento de computadores poderia se envolver e matar muitos de seus adversários em encontros de BVR antes de serem conscientes de sua existência.

Northrop tornou-se um dos inquiridos da RFP para o ATF. Vários meses antes da decisão Dem / Val foi anunciada pela USAF, a Northrop decidiu se juntar com McDonnell Douglas na competição ATF, tal como tinha feito no projeto F / A-18 Hornet. A Northrop poderia aproveitar a ampla experiência da McDonnell Douglas na concepção de aeronaves táticas grandes e complexas, como o F-15E. Esperava-se que o programa Dem / Val custasse consideravelmente mais do que a USAF estava preparada para pagar e a equipe permitiria que as duas empresas apoiasse maiores perdas. Foi acordado que qualquer equipe que ganhasse o programa Dem / Val lideraria o esforço.

Sete fabricantes responderam à RFP - Boeing, General Dynamics, Grumman, Lockheed, McDonnell Douglas, Northrop e Rockwell. Grumman e Rockwell saíram da competição em uma fase inicial. Em 31 de outubro de 1986, Lockheed e Northrop foram anunciados como vencedores e foram adjudicados contratos para a fase de demonstração e validação do programa. Cada grupo era construir dois protótipos flyable. A equipe liderada pela Lockheed criaria dois protótipos YF-22A e a equipe liderada pela Northrop iria construir dois protótipos YF-23A. Cada aeronave seria capaz de voar com um par de Pratt & Whitney F119 ou um par de motores da General Electric F120. Na conclusão, uma das equipes receberia um contrato de Desenvolvimento de escala completa (FSD).

Em 1987, o requisito para o uso de reversores de impulso foi eliminado. Os inversores de impulso foram projetados para ser usados em vôo, para desaceleração em combate e para controle de velocidade durante a aproximação e pouso. Durante o desenvolvimento, os testes com o F-15 STOL / Maneuver Technology Demonstrator descobriram que esses inversores de impulso seriam mais pesados e exigiria mais ar de resfriamento do que o previsto. Conseqüentemente, no final de 1987, os reversores de impulso foram eliminados dos requisitos ATF. Sem inversores de impulso, a aeronave aterraria em 3000 pés em vez dos 2000 pés que haviam sido originalmente especificados, mas o peso e a complexidade adicionais necessários para os 1000 pés adicionais de espaço de parada foram considerados não valendo o custo.

Em 1988, os orçamentos em declínio obrigaram a Força Aérea a reduzir o número de asas de combate táticas de 38 para 35. Em 1988, os planos de modernização da USAF agora incluem 750 ATFs, a serem entregues a uma taxa de 72 por ano. Na sequência do prosseguimento do FSD previsto para 1991, as entregas das primeiras aeronaves FSD começaram em 1993, com o primeiro avião a entrar no serviço com a USAF em 1996. No final de 1988, o programa ATF tinha sido prorrogado por um ano e a USAF declarou um lote de produção piloto de 24 aeronaves.

Um projecto de pedido de propostas sobre a fase FSD foi emitido em agosto de 1989. Em 6 de outubro de 1989, o Conselho de Aquisição de Defesa aprovou um atraso de seis meses no início do projeto, estendendo a fase Dem / Val até meados de 1991. Isso atrasou a fase FSD por um ano. A Força Aérea concordou em emitir a RFP para FSD no final de outubro de 1990 e passar para a FSD em abril de 1991, momento em que um único empreiteiro seria selecionado.

A aeronave que finalmente surgiu da equipe Northrop / McDonnell Douglas foi maior do que o F-15, como era esperado devido ao requisito de maior alcance em combustível completamente interno. O corpo do YF-23A é uma mistura de formas furtivas e eficiência aerodinâmica, esperançosamente fornecendo uma baixa seção de radar sem comprometer o desempenho. O YF-23A foi mais longo e mais delgado que o Lockheed YF-22A. A estrutura de fuselagem de carga principal, medida a partir do estabilizador para a frente do cockpit, é cerca de 7 metros a mais que o YF-22A. Do lado, o perfil do YF-23A é uma reminiscência da Lockheed SR-71. A impressão geral de outros ângulos é a de um corpo largo e alto montado entre duas nácaras de motores amplamente separadas. A variação longitudinal na área da seção transversal é muito suave, minimizando o arraso transônico e supersônico. A seção de frente tem uma seção transversal modificada de duplo trapezoide, uma acima da outra na imagem espelhada, com a região posterior misturando-se a uma seção transversal circular e desaparecendo na fuselagem traseira. O componente superior da caixa do motor é dominado por duas nácaras paralelas do motor que se misturam suavemente na asa, sendo cada nacelle de uma seção transversal trapezoidal modificada. O corpo da frente tem o cockpit, o trem de pouso do nariz, a eletrônica e a baía de mísseis. As nacelles do motor YF-23 eram maiores do que teriam sido na produção F-23, uma vez que foram projetadas para acomodar os inversores de impulso originalmente planejados para o ATF, mas depois excluídos.

As entradas de ar em forma de trapezoide estão localizadas debaixo de cada asa, com a borda de ataque formando o lábio dianteiro de um sistema simples de dois choques de geometria fixa. A colocação das entradas debaixo das asas tem a vantagem de removê-los dos lados da fuselagem, de modo que uma grande colher de camada limite não é necessária. Em vez disso, a fina camada limite que se forma na ala à frente da entrada é removida através de um painel poroso e é ventilada acima da asa. Uma porta de entrada auxiliar de entrada está localizada em cada uma das nacelas superiores logo à frente do motor para fornecer ar adicional aos motores para decolagem ou para baixas velocidades. Os dutos de entrada que levam à curva dos motores em duas dimensões, para cima e para dentro, para proteger as faces dos compressores dos emissores de radar provenientes da direção para a frente.

A borda de ataque da asa do YF-23A é varrida para trás a 40 graus, e a borda de fuga é varrida para a frente no mesmo ângulo. Quando visto de cima, a asa tem o plano de um triângulo cortado. No YF-23A, cada linha na planform é paralela a uma ou outra das arestas de asa, que se tornou um dos princípios orientadores em um design sigiloso. A asa é estruturalmente profunda, e há espaço suficiente para o combustível dentro da caixa da asa. As asas têm uma seção transversal fina com aproximadamente dois graus de anhedral.

A asa tem lâminas de ponta que se estendem em cerca de dois terços da extensão. A borda de fuga possui um conjunto de abas internas e um conjunto de ailerons inclinados para fora. Em contraste com o Lockheed YF-22A, nenhum freio de velocidade está instalado no YF-23A.

As caudas em V de gêmeos totalmente voltadas estão separadas na fuselagem traseira. Eles são inclinados 50 graus para fora, na tentativa de evitar cantos agudos ou ângulos retos em elevação ou vista frontal. Essas seções de cauda totalmente voltadas são articuladas em um único pivô. Suas arestas de ponta e de fuga são paralelas às asas principais, mas em um plano diferente. As caudas inclinadas de todos os voos são duplas como escudos para o escape do motor em todos os ângulos, exceto aqueles imediatamente acima ou a direita da aeronave.

No YF-23A, a Northrop escolheu não usar o vetor de impulso para controle aerodinâmico. Isso foi feito para economizar peso e ajudar a alcançar um melhor sigilo em todos os aspectos, especialmente a partir da parte traseira. Todos os controles são por superfícies aerodinâmicas. As caudas em V funcionam em pitch, roll e yaw. Os controles da borda de ataque da asa fornecem controle de rolo e aumento de elevação, mas também funcionam como pára-brisas e lemes. Para a desaceleração em linha reta, o sistema de controle controla os ailerons externos para desviar e as abas internas para desviar, produzindo assim uma força de desaceleração, mas não criando outros momentos. O controle de iaw pode ser fornecido fazendo isso apenas em um lado.

A fuselagem dianteira tem uma grande quantidade que mantém a estabilidade do passo e da guinada em altos ângulos de ataque. O chine derrama um vórtice em ângulos elevados de ataque que gera elevação sobre a asa e também atua como uma cerca, estabilizando o fluxo de ar de avanço. Estudos informáticos indicaram que o YF-23A teria melhor desempenho de giro do que os lutadores de hoje, sem limites de manipulação artificiais.

Existe um receptáculo de reabastecimento no meio do ar localizado na fuselagem superior atrás do cockpit do piloto. Como o YF-22A, o YF-23A possui um sistema fly-by-wire que controla as configurações das superfícies aerodinâmicas em resposta às entradas do piloto.

Os principais membros do trem de pouso se retraem para trás em baías nas raízes da asa adjacentes aos compressores diretos dos motores. A roda do nariz retrai-se para um poço embaixo da fuselagem.

O piloto fica bem na frente da fuselagem em um assento de ejetor ACES II. O piloto está embaixo de um dossel de duas peças, com um pára-brisas sem molas fixo e uma porção traseira de abertura de concha. Uma exibição heads-up de campo largo fica baixa no deck para frente.

O primeiro YF-23A foi alimentado por um par de motores Pratt & Whitney YF119, o segundo por um par de motores da General Electric F120. Tanto os motores YF119 como os motores YF120 são bobinas duplas, de baixo desvio, usinas de energia com discos de turbina únicos em estádios de compressão baixa e alta. O motor General Electric YF120 é um powerplant de ciclo variável que funciona como um turbofan a velocidades subsônicas e como um turborretro a velocidades supersônicas. O motor F120 possui um rotor de baixa pressão composto por um ventilador de dois estágios e uma turbina de alta pressão de um estágio com uma unidade de controle digital triplex montada na própria usina. O YF120 possui 40% menos componentes do que o F110. O YF119 é baseado em um ciclo convencional com um sistema avançado de controle e gerenciamento de combustível. O F119 incorpora um ventilador de três estágios como o rotor de baixa pressão com um estágio de turbina e pressão de pressão e um compressor de alta pressão de seis estágios, também conduzido por uma turbina de estágio único. As aberturas de guia de saída são moldadas como parte integrante dos difusores sem suporte e um difusor de resfriamento totalmente modulante está localizado à frente do bico divergente convergente bidimensional.

O tratamento de borda é sustentado na parte posterior da fuselagem, onde um pavimento de cauda de barco com bordas irregulares preenche o fosso entre as duas caudas de V e mistura o motor para o plano de baixa RCS. Ao contrário do YF-22A, o YF-23A não usa vetorização de impulso. Os orifícios de escape estão localizados bem para a frente na fuselagem superior, entre as caudas, e são do tipo de rampa de expansão única. Existe uma aba externa variável em cima de cada bocal e a metade inferior de cada bocal é encadeada em uma rampa curva e fixa. Os motores escapam para túneis ou trincheiras cortadas no deck traseiro da fuselagem. Estas trincheiras são revestidas com material resistente à cabeça, resfriando rapidamente o exaustão do motor e fazendo com que uma fonte de IR mais fraca.

Na busca do sigilo, todas as armas levadas pelo F-23 deveriam ter sido alojadas completamente internamente. A parte dianteira do underbelly da fuselagem era plana, com uma baía de armas espaçosa imediatamente a popa do compartimento da engrenagem do nariz. A baía poderia transportar quatro mísseis A-120 AMRAAM ar-ar. Os mísseis foram lançados com as portas abertas e os mísseis se estendem para o fluxo de ar em trapezes. Os mísseis caíram e o motor dispara. As portas ficariam imediatamente fechadas, minimizando a quantidade de tempo que elas estavam abertas e possivelmente causando retornos de radar mais intensos. Era planejado que a produção F-23 tivesse um corpo esticado, acomodando uma baía de mísseis extra para um par de mísseis AIM-9 Sidewinders ou ASRAAM em frente à baía AMRAAM. Além disso, a produção de F-23s teria levado um cano Vulcan M61 de 20 mm instalado dentro da fuselagem de estilete superior logo acima da baía de armas principal.

Os dois YF-23As que foram construídos foram mais como manifestantes de pernas curtas do que protótipos verdadeiros. Para economizar dinheiro, os principais membros da plataforma de pouso foram componentes modificados da F-18 e a engrenagem do nariz era de um F-15. O cockpit era de um F-15, e monitores de tela grande não estavam equipados. A Northrop não havia redesenhado o fim da aeronave quando a USAF baixou o requisito de inversão de impulso e a fuselagem traseira dos protótipos era mais ampla e profunda do que a planejada para máquinas de produção. Os protótipos não possuíam nenhum radar, nem possuíam uma eletrônica complexa que seria necessária em uma aeronave de produção. Northrop / McDonnell Douglas construiu um protótipo completo do sistema de aviónica que foi testado no BAC-111 da Westinghouse. A Northrop não planejou fazer manobra de alto ângulo de ataque com o protótipo, nem pretendia disparar nenhum míssil. No entanto, testes de túnel de vento na NASA Langley mostraram que a aeronave poderia executar slides de cauda e não tinha limites de ângulo de ataque e poderia se auto-recuperar de qualquer giro, exceto nas situações em que as portas de armas estavam abertas.

O primeiro YF-23A (registro civil N231YF, número de série da USAF 87-0800), alimentado por motores Pratt & Whitney, foi enviado para a Edwards AFB na Califórnia em 1989. Foi lançado na Edwards AFB em uma cerimônia pública em 22 de junho. 1990. O primeiro YF-23A voou no Air Force Flight Test Center em 27 de agosto de 1990, com o piloto de testes Paul Metz nos controles. Permaneceu no ar por 20 minutos. O único problema durante este primeiro voo foi uma engrenagem principal esquerda que não conseguiu travar corretamente. Mais quatro vôos ocorreram até meados de setembro, incluindo vôos a velocidades supersônicas e testes de reabastecimento em linha com um KC-135 que foram realizados em 14 de setembro.

O segundo YF-23A (87-0801), alimentado por motores da General Electric YF120, seguiu em 26 de outubro.

O progresso no teste de vôo foi rápido, o piloto de testes Paul Metz afirmando que as características do vôo eram exatamente o que as simulações de computador disseram que deveriam ser. O primeiro YF-23A "supercruizado" - isto é, passou por Mach 1 sem pós-combustão - em seu quinto vôo. A aeronave alcançou uma velocidade máxima de Mach 1.8, manobrava até 7 g e atingiu um ângulo de ataque máximo de 25 graus. A aeronave número 1 alcançou sua supercruise mais alta de Mach 1.43 em 14 de novembro. O motor General Electric F120 no segundo YF-23A foi um pouco maior e mais poderoso do que o Pratt & Whitney F119 no primeiro YF-23A. Embora os dados de supercruise no segundo YF-23A ainda estejam classificados, a General Electric estimou que, se o YF-22A com F120 pudesse alcançar quase Mach 1.6, o YF-23A com potência F120 poderia atingir Mach 1.8 sem pós-combustão.

Em 23 de abril de 1991, a Força Aérea anunciou que o grupo Lockheed ganhou a fase de demonstração / avaliação do concurso ATF. Ao mesmo tempo, a entrada Pratt & Whitney foi selecionada como o motor vencedor. Embora as comparações detalhadas entre YF-22A e YF-23A ainda estejam altamente classificadas, o consenso geral é que o YF-23A é o mais rápido dos dois projetos. Além disso, foi provavelmente o mais furtivo dos dois, especialmente do lado e da retaguarda. Uma vez que o YF-23A não teve vetores de impulso e uma área de cauda menor, é mais simples e leve. A única área em que o YF-22A teve uma vantagem óbvia foi na manobrabilidade de baixa velocidade. O motor F119 foi escolhido pelo F120 provavelmente porque apresentava menos riscos tecnológicos.

Ambos os YF-23 foram colocados em armazenamento no Edwards AFB. O 87-0800 agora está em exibição no Museu da Força Aérea em Dayton, Ohio, enquanto o 87-0801 está em exibição no Western Museum of Flight em Torrance, Califórnia.

Especificação de Northrop YF-23A :

Dois Pratt & Whitney YF119-PW-100 ou dois turbofans de pós-combustão General Electric YF120-GE-100, cada um com 23.500 lb.s.t. seco e 35,000 lb.s.t. com pós-combustão. Desempenho (estimado): Velocidade máxima com potência militar Mach 1.6 (1059 mph). Velocidade máxima Mach 2.0 (1450 mph). com potência máxima com pós-combustão em altitude. Velocidade máxima de cruzeiro sustentada acima de 36,000 pés Mach 1,4-1,5 (925-990 mph). Tecto de serviço 65,000 pés. Comprimento de decolagem de 3500 pés. Rádio de combate não reabastecido de 750-800 milhas náuticas. Pesos: 29 mil libras vazias, decolagem normal de 54,000 libras. Peso de decolagem de combate de 62,000 libras. Dimensões: Wingspan 43 pés 7 polegadas, comprimento 67 pés 5 polegadas, altura 13 pés 11 polegadas, área da asa 900 pés quadrados. Quatro mísseis AIM-9 Sidewinder são transportados em compartimentos internos nos lados dos dutos de admissão do motor. Quatro mísseis AIM-120 AMRAAM são transportados em baías internas sob as entradas de ar.

Fontes:

1. Northrop / McDonnell Douglas YF-23: o lutador que não queriam, Bill Sweetman, World Airpower Journal, volume 7, outono / inverno, 1991.
   
   
2. Lockheed F-22: Stealth with Agility, Bill Sweetman, World Airpower Journal, Volume 6, verão de 1991..
   
   
3. De ATF para Lightning II: A Bolt in Anger. Opções de design e o YF-23A, David Baker, Air International, dezembro de 1994.
   
   
4. De ATF para Lightning II: A Bolt in Anger. Lockheed's YF-22A, David Baker, Air International, janeiro de 1995.
   
   
5. E-mail de Vahe Demirjian na disposição dos dois YF-23s.