YF-23巨大的垂尾，主要是为了保证足够的控制能力，要兼顾三轴控制，尾翼负荷实在太大了。

    尾翼 V形尾翼设计并非诺斯罗普首 创。1956年法国C.M.175教练机就采用了V形尾翼。洛克希德的F一117A也是如此(不过比较特殊，只提供方向控制)。但在强调机动性的未来战机上采用V形尾翼设计，YF-23A是第一个。

　　YF一23A的v形尾翼设计相当独特。为了保证4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。考虑到大部分雷达反射发生在与水平面成±30度的范围内，YF一23A采用了将尾翼外倾40度的设计，以确保雷达波不会被反射回接收机，但相应的尾翼效率也降低了。相比之下，YF一22A采用91、倾27度的设计，处F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一23A出于大迎角机动性的要求，其尾翼采用宽间距布置，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。

　　就隐身而言，YF-23A的尾翼设计显然是成功的，但其气动效率却不免令人担、心。偏航、俯仰、滚转，二轴控制全部包揽。一物多用固然好，但重要却往往被人忽略的一点是：尾翼的总控制能力是有限的，某个轴占用较多的控制能力，必然会削弱其它轴的控制能力。当飞机陷于比较复杂的状态时，YF-23A的尾翼未必能兼顾。看看后来F一22的过失速试飞情况就知道了，操纵面的控制负荷是相当重的，而且还要加上推力矢量控制才行。当然，换个角度想，可能诺斯罗普压根儿就没有考虑超火迎角飞行的控制问题。能够保证大迎角范围内不出现气动发散的情况(诺斯罗普称，风洞数据显示YF-23A可以在所有迎角范围内稳定飞行，但YF一23A的试飞迎角最终也没有超过25度)，是诺斯罗普在这方面所作的极限了。毕竟机动性并小是YF-23A的第一优先目标，过失速机动性就更不用说了。

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来源：《国际展望》杂志

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