據我所知，這款戰鬥機的外觀非常前衛，采用了許多先進技術（F-22主要采用現有的成熟技術）。但是:
1）由於設計問題，它的滾轉率不如F-22。
2）空中加油存在技術隱患。
3）因為它的技術太先進了，所以不太可靠。
4）單架F-22價值1.2億美元，這家夥更貴。
以上是它失利的主要原因，以下是具體參數（無聊）
YF-23A展示了與YF-22A相同的設計理念，也反映了諾斯羅普/麥道設計團隊對未來空戰需求的理解。？
總體布局YF-23A的總體布局很大程度上繼承了諾斯羅普公司概念設計方案的特點。菱形機翼和V形尾翼的布局介於傳統的正常布局和尾翼布局之間。單座，雙引擎，中間機翼，腹部進氣口。？
像YF-22A壹樣，YF-23A沒有采用曾經非常流行的鴨式布局。事實上，我們可以從七家公司的計劃都沒有采用鴨式布局這壹事實中看出美國人的傾向。在壹定程度上，這是受幾年前七巨頭會議上通用動力公司的影響——哈裏·希爾萊克說“鴨翼的最佳位置是在別人的飛機上。”作者在《王者之翼》中提到，拒絕鴨式布局的原因之壹是平衡問題。如果鴨翼按照有效俯仰控制原理設計，那麽鴨翼就無法平衡機翼增升裝置產生的巨大弓形力矩。如果需要配平增升裝置，那麽鴨翼必須加大，機翼的下洗也會增加，進而削弱增升效果。而且，為了防止深度失速，可能需要增加平尾。另壹方面，對於跨音速面積律來說，大型鴨翼很難滿足跨音速面積律的要求，這增加了機身設計的難度和超音速阻力，這對於強調飛越的ATF（尤其是YF-23A）來說尤其不可接受。？
拒絕鴨式布局的另壹個重要原因是隱身。鴨翼的位置、尺寸和平面形狀與隱身要求很難統壹。隱身設計的壹個重要原則是盡量減少（但不可避免地）身體表面的不連續性（尤其是在迎面方向），而鴨翼只是很難制造劍。如果我們想盡量減少機翼前緣和後緣對應的主梁數量（即前緣和後緣平行），將帶來更大的設計難度。？
雖然根據美國空軍的要求，ATF必須兼顧隱身性和機動性，但不同公司的設計思路不同，飛機性能必然會有所不同。從YF-23A最終選擇了V型尾翼而不是傳統的四尾布局來看，諾斯羅普公司追求隱身的意圖相當明顯，他們的設計可以大大減少飛機側面雷達的截面積。由於減少了壹對尾翼，飛機的重量和阻力也可以降低，這也有助於提高巡邏能力。但隨之而來的是操縱面的效率和飛行控制系統的復雜性。？
為了滿足“跨戰區航行”的要求，ATF必須具有足夠大的燃油載荷，並且考慮到隱身要求（飛機不能在外部附加副油箱），所有燃油都必須由內部油箱裝載。因此，YF-22A和YF-23A都必須提供足夠的內部產品-幾乎是F-15的兩倍！從機身尺寸來看，YF-23A機身長度有明顯增加，但仍然有限，因此其內部積的增加必須主要來自飛機橫截面積的增加。考慮到跨音速/超音速阻力，飛機截面積的增加不利於按跨音速面積法則設計飛機。適當加長機身有助於平滑飛機的縱向橫截面分布，降低跨音速/超音速阻力。然而，機身的加長必然導致飛機縱向轉動慣量的增加，這對於提高飛機的敏捷性和精確控制能力是不利的。SUI-27的機身長度與YF-23A相似。壹些飛過隋-27的飛行員說，這種飛機的控制慣性很大，不太容易飛行。？
事實上，僅從機身設計的特點就可以看出YF-23A和YF-22A在設計理念上的差異。從飛機的載油量來看，YF-23A的載油量為10.9噸，YF-22A的載油量為11.35噸。考慮到飛機內彈艙的設計載彈量是相同的（設計是因為YF-23A的戰鬥彈艙仍在圖紙上），YF-23A的內部容積不會大於YF-22A。然而，YF-23a的機身長度明顯長於YF-22A（由於尾部支撐和平尾，YF-23A的實際機身長度超過65，438+08m），這意味著YF-23A可以獲得更平滑的橫截面整體布（即更小的跨音速/超音速阻力），當然也可以獲得更大的縱向慣性矩，即使飛機的最大橫截面積相當。不難看出，為了解決橫截面積增加帶來的阻力問題，YF-23A和YF-22A截然相反。前者選擇了速度性能，但犧牲了敏捷性和精確控制能力。這也在壹定程度上反映了兩大集團對未來戰鬥機的定位。從外觀上看，YF-23A的機身與洛克希德SR-71黑鳥的機身頗為相似，看起來像是前機身和兩個獨立的發動機艙直接嵌入到壹個整體機翼中。前機身主要配備雷達艙、駕駛艙、前起落架艙、航電艙和導彈艙。前機身的前段近似為頂部和底部對稱的圓角六邊形，然後逐漸過渡到圓形截面，最後與機身中段的機翼完全融為壹體。後進氣道和發動機艙的橫截面仍為梯形，並以非常平滑的曲線過渡到機翼或後機身的“海貍尾”，這有助於減少它們之間的幹擾阻力。如前所述，美國空軍取消了使用反推裝置的要求，但諾斯羅普公司沒有修改設計，在後機身形成了非常明顯的“凹槽”，這帶來了不必要的阻力增量。？
在大迎角時，邊條翼布局比鴨翼布局在升力特性上更具優勢，這是影響諾斯羅普公司選擇YF-23A總體布局的因素之壹。就傳統邊條而言，其長度（面積）的增加顯然有利於提高大迎角時的升力。然而，伸展長度越大，大迎角時的俯仰力矩越大；成為限制側欄大小的因素。但是很明顯YF-23A的包邊與三代電腦上的傳統包邊不同。其三段式線性窄邊條設計頗具特色，從機翼前緣壹直延伸到雷達罩頂部。這種邊條與YF-22A非常相似。？
YF-23A的邊條具有以下功能:產生邊條渦流，在機翼上誘導渦流升力，改善機翼的升力特性；利用邊條渦給機翼上表面邊界層補充能量，延緩機翼失速；發揮氣動“翼刀”的作用，防止邊界層向翼尖堆積，延緩翼尖氣流分離（實際上由於YF-23A機翼的大根尖比，在高速或大迎角時可能有明顯的翼尖分離趨勢）；大迎角下的頭渦分離提供了更好的俯仰和方向穩定性——直到第三代超音速戰鬥機，頭渦在大迎角下的非對稱分離問題仍未得到解決，這是限制飛機進入過失速領域的重要因素。？
然而，從傳統的角度來看，YF-23A的邊緣是否太小，無法產生足夠強的渦流以發揮其應有的作用仍是壹個問題。如果是這樣，壹種可能是邊條的作用原理與傳統邊條不同，另壹種可能是有其他輔助措施幫助改善機翼的升力特性。其中提到“機頭和內翼產生的渦流對尾翼沒有影響”，這可能意味著可能有壹些措施在YF-23A機翼內部產生渦流，其作用與邊條渦流類似。YF-22A進氣口頂部有兩個控制面板，用於控制機翼上表面的渦流。YF-23A也可能有類似的設計——其機翼內側的進氣邊界層中有壹條放氣縫，不排除加速後邊界層氣流被排出的可能性，以改善機翼上表面的氣流狀態。？
機翼巨大的菱形機翼可以算是YF-23A最突出的外觀特征之壹。機翼前緣後掠40度，後緣前掠40度，上反角為2度。機翼面積為88.26平方米，長寬比為2.0，根尖比高達12.2。諾斯羅普公司選擇這種占主導地位的機翼平面形狀的最重要影響因素是隱身性。YF-23A的隱身技術繼承自B-2，它們是相似的-其中之壹是X形四瓣反射特征。為了實現四瓣反射，機翼的前緣和後緣必須在水平面上平行。這樣，諾斯羅普就沒有更多的選擇了:要麽采用後緣後掠設計，形成後掠梯形機翼，基本類似於B-2的機翼；或者後緣前掠形成對稱菱形機翼。？
采用後掠梯形機翼的優點是後掠角的選擇受到限制，可以根據需要進行優化；但與三角形相比，缺點也很明顯:結構效率低；內部體積較小，對需要跨戰區航行的ATF影響較大；氣動彈性發散問題明顯；機翼相對厚度的選擇受到限制，不利於選擇較小的相對厚度來減小超音速阻力。如果選擇後緣前掠設計，當機翼前緣前掠角（後緣前掠角）較小時，機翼更接近諾斯羅普公司常用的小後掠角薄機翼（如F-5和YF-17），其面臨的問題與後掠梯形機翼相同——非凡的續航能力和出色的超音速性能是難以解決的巨大矛盾。大後掠角的對稱菱形機翼有利於隱身-F-117的後掠角高達66.7度，這是為了大幅度偏轉雷達波-但空氣動力學限制已經拒絕了這種可能性:展弦比太小，空氣動力學效率極低，因此這種飛機能否飛行是壹個問題。而且，後緣的前掠角太大，會使機翼後緣升力/控制裝置的效率急劇下降，直至不可接受。？
在綜合平衡上，只有後掠角適中的對稱菱形機翼才能在隱身、續航和空氣動力學上取得令人滿意的平衡。至於為什麽選擇40度後掠角，筆者認為在其他條件基本滿足的情況下，優化邊條渦的有利幹擾應該是影響因素之壹。然而，即使如此，40度的後緣前掠角嚴重影響了機翼後緣氣動裝置的效率:YF-23A必須使用更大的襟翼向下偏轉角度來確保增升效果，但這增加了機翼上表面邊界層的分離趨勢，這不僅增加了邊界層控制的難度，而且反過來降低了增升效果。另壹方面，YF-23A的副翼效率不佳，導致其滾轉率不符合要求，最終影響了競爭試飛的結果。？
就機翼的特性而言，諾斯羅普公司優先考慮的是首先隱身，然後是超音速和耐力，最後是機動性和敏捷性。？
為了改善機翼的升力特性，YF-23A采用了前緣機動襟翼的設計，其跨度約為翼展的2/3。據悉，該機采用縫翼設計，但在YF-23A的試飛照片中無法看到縫翼的特征。而且，從隱身的角度來看，當縫翼延伸時，形成的狹縫將成為電磁波的良好反射器，這是諾斯羅普公司絕對不能接受的。？
事實上，前緣襟翼仍然對飛機的隱身特性產生不利影響。最佳解決方案是在AFTI/F-111上驗證的任務自適應機翼技術，它可以避免機翼表面的不連續性和裂縫，但遺憾的是這項技術直到今天才投入實踐。在這方面，YF-22A采用了從F-117繼承的菱形凹槽設計，這使其在襟翼偏轉時成為低雷達反射區。然而，力求隱身的YF-23A並沒有考慮這個細節。唯壹的解釋是，在飛機的典型戰鬥狀態（過度巡邏）下，機翼是對稱的，不需要偏轉襟翼。？
位於YF-23A機翼後緣的氣動操縱面頗具特色，可以算是YF-23A的亮點。根據壹些數據，機翼內部是襟翼，外部是副翼，但實際情況遠沒有這麽簡單。襟翼和副翼的簡單區分不符合諾斯羅普公司在YF-23A上體現的“壹物多用”的設計思想。根據YF-23A的飛行試驗照片，內外操縱面都參與了升力和滾轉控制。因此，作者將其定義為“多用途襟副翼”。之所以說“多用途”，是因為這兩對操縱面不僅具有傳統襟翼的功能，還具有減速板和阻力舵的功能。當內襟翼副翼同時向下偏轉時，外襟翼機翼同時向上偏轉，在保證機翼不產生額外升力增量的同時，產生對稱的氣動阻力，起到減速板的作用。當只有壹個副翼向上/向下傾斜時，它將產生小的對稱阻力並起到阻力方向舵的作用——這必須從B-2的設計中繼承下來。這種設計相當新穎，有效地減輕了重量，但飛行控制系統的復雜性和開發風險不可避免地增加了。
V形尾翼設計並非由諾斯羅普公司首創。在1956中，法國C.M.175教練機使用了V型尾翼。洛克希德F-117A也是如此（但它比較特殊，只提供方向控制）。然而，在強調機動性的未來戰鬥機中，YF-23A首次采用了V形尾翼設計。？
YF-23A的V型尾翼設計相當獨特。為了保證4瓣雷達的反射特性，平尾前後緣在水平面上的投影分別與機翼前後緣平行。這使得飛機的尾部看起來相當巨大。考慮到大部分雷達反射發生在距離水平面30度的範圍內，YF-23A采用了將尾翼傾斜40度的設計，以確保雷達波不會反射回接收器，但相應的尾翼效率也有所降低。相比之下，YF-22A采用91的設計並傾斜27度，F隱身設計的邊緣是隱身性和機動性之間綜合平衡的結果。根據公開聲明，YF-23A出於大迎角機動性的要求，采用了寬間距尾翼，完全避免了邊條和機翼內部渦流，從而改善了嚴重機動狀態下的俯仰、滾轉和偏航控制。？
就隱身而言，YF-23A的尾翼設計顯然是成功的，但其氣動效率難免令人擔憂。偏航，俯仰，滾動和雙軸控制都得到了照顧。壹物多用固然好，但經常被忽略的是，尾巴的總控制能力是有限的，某壹軸占據更多的控制能力必然會削弱其他軸的控制能力。當飛機處於復雜狀態時，YF-23A的尾翼可能無法兼顧。回頭看看F-22的過失速飛行試驗，妳就知道操縱面的控制載荷相當重，需要推力矢量控制。當然，從另壹個角度來看，也許諾斯羅普根本沒有考慮超火力迎角飛行的控制問題。它可以確保在大迎角範圍內不發生氣動發散（諾斯羅普說風洞數據表明YF-23A可以在所有迎角下穩定飛行，但YF-23A的迎角最終不超過25度），這是諾斯羅普在這方面做出的限制。畢竟，機動性是YF-23A的第壹要務，更不用說過失速機動性了。？
飛控系統和推力矢量控制的後續布局經過長期驗證，在ATF設計階段已經相當成熟。YF-23A應用以下控制布局技術並為此采用電傳飛行控制系統並不奇怪。但由於最終比賽失敗，外界對該機飛控系統的細節知之甚少。如前所述，YF-23A在設計上具有“壹物多用”的鮮明特點。由於操縱面和相應操縱機構的減少，有助於降低飛機的重量和阻力，對提高飛機的隱身特性也相當有利。然而，除了操縱面載荷問題之外，這種設計還必然面臨著對飛控系統復雜性的考驗。當然，在成功的B-2上也可以看到類似的設計，但必須指出的是，這種多用途設計對於不需要復雜機動的轟炸機來說問題不大；然而，戰鬥機即使在正常條件下機動時，其操縱面的偏轉控制也相當復雜，多用途的設計將不可避免地增加飛控系統的復雜性和開發風險。如果要考慮非常規飛行，飛控系統的設計難度可想而知。飛行控制軟件編程是飛行控制系統設計的難點之壹。自從電傳飛控系統實際應用以來，大多數壹流戰鬥機都在它身上栽了跟頭。4月25日，1992，YF-22A由於飛行控制軟件問題導致“飛行員誘發振蕩”並墜毀在地面上。後來，在F-22的飛行測試過程中，飛行控制軟件不斷改進和升級。即使是基本上按照常規設計的YF-22A飛行控制系統也有如此多的問題，更不用說非常規設計的YF-23A飛行控制系統了。在判斷設計風險方面，美國空軍相對準確。？
如果YF-23A采用推力矢量控制系統，多用途帶來的操縱面載荷問題將得到緩解，這也有利於提高機動性和敏捷性。但諾斯羅普最終放棄了推力矢量，以確保其首要目標——隱身能力。因為如果要應用推力矢量控制技術，就必須改變後機身的設計，這不僅增加了飛機的重量，還會導致飛機的雷達截面積（主要是向後）增加和紅外隱身能力下降——因為必須取消開槽尾噴管設計。這不符合諾斯羅普的設計思路。？
進/排氣系統的進氣口和發動機的第壹級壓氣機是噴流前方雷達截面積的主要來源。設計上稍有不慎就會導致為隱身所做的壹切努力付之東流。通常，在中高空飛行的飛機，如F-117和B-2，主要受到來自下方的威脅，因此可以將進氣道和噴管放置在機身上表面以阻擋主要的雷達反射特性。但對於空空戰鬥機來說，這個威脅定律顯然並不適用。如果來自四面八方的威脅同樣可能發生，那麽在這種情況下應該采用什麽原則來設計飛機？沒有讓每個人都滿意的答案。從YF-23A的設計來看，在沒有適用的隱身規則的情況下，YF-23A的進氣道設計選擇了遵循機動性和進氣量的要求。？
發動機進氣道是空腔結構，是很好的雷達波反射器。發動機第壹級壓氣機的高速旋轉葉片不僅是強反射源，而且反射的波譜足以作為飛機模型的識別特征。要解決隱形問題，首先要解決這兩個煩惱。解決方法之壹是遮擋。F-111和幻影的激波錐可以在壹定程度上屏蔽進氣道和壓氣機中的反射波，但問題是激波錐本身是壹個強雷達散射源。另壹種更常用的方式是S形進氣道，吸波材料鋪設在進氣道中。然而，S形進氣道並不像預期的那樣簡單，設計不當可能會導致嚴重的總壓損失。如果沒有大量的驗證，設計將不可避免地受到影響。？
YF-23A的進氣道位於機翼下靠近前緣的位置，與蘇-27的設計類似，這顯然是對大迎角條件下進氣要求的考慮。它的橫截面是梯形的，除了垂直面上的斜切結構外，在水下也是輕微的斜切，可以提高大迎角和側滑條件下的進氣效率。在進氣口前面，設計了壹個多孔邊界層抽吸裝置（機翼下表面的未上漆區域），並通過機翼上表面排出。由於進氣口靠近機翼前緣，邊界層厚度不大，因此無需采用大的邊界層隔斷，有助於降低雷達反射特性。發動機艙表面還設計了壹個輔助進氣閥（梯形板，後邊緣呈鋸齒狀，位於邊界層排放狹縫旁），以滿足發動機在起降和低速工況下的進氣需求。根據隱身原理，進氣道從進氣道向內向上彎曲，因此從正面無法看到壓氣機葉片，可以獲得良好的隱身效果。此外，YF-23A采用了固定進氣道設計，以避免可調進氣道的可調斜板之間的間隙和臺階導致的雷達反射。壓縮斜板設計為雙波系統，並根據YF-23A的預計巡航速度進行了優化。？
YF-23A的發動機噴管設計具有明顯的B-2風格。凹槽噴嘴位於V形尾翼之間的扁平“海貍尾”上，內襯耐熱材料。噴嘴的頂部鉸接有用於調節噴嘴大小的無邊界調節板。在海貍尾、V型尾翼和凹槽側壁的屏蔽下，燃燒室的熱射流在凹槽段與冷空氣混合降溫（二元矩形噴嘴使射流更容易與周圍空氣混合），然後將其排出飛機外，紅外特性明顯低於常規戰鬥機。除了隱身功能外，作者推測YF-23A的噴管設計可能還具有彈射和增升功能，V形尾翼起到類似端板的作用並增強增升效果。不過，這壹猜測並沒有得到數據的證實。？
發動機發動機是飛機的核心部件，YF-23A的優越性能很大程度上是基於YF-119/120的巨大推力。超巡能力和跨戰區航行對發動機提出了極其嚴格的要求。為了滿足性能要求，需要采用中等增壓比的高壓壓氣機、大增壓比的低壓壓氣機、渦輪前高溫和加力狀態下的大推力。？
為了滿足加力推力的要求，GE選擇了變循環技術。其YF-120發動機使用了壹種特殊的可變面積外部管道噴射器，該噴射器通過控制內部和外部管道的空氣流速來改變涵道比。在超音速巡航狀態下，YF-120的工作方式接近渦噴發動機（涵道比接近於0），僅使用少量外部涵道引氣進行冷卻；在亞音速飛行中，YF-120作為渦扇發動機工作（最大涵道比約為0.3）。YF-120為雙轉子方案，采用同軸反轉技術，兩級低壓壓氣機和高低壓渦輪只有壹級。采用三冗余數字發動機控制模塊。與F-100相比，零件數量減少了40%。YF-120的軍用推力高達125千牛，甚至超過了早期F-100的加力推力。？
當然，蒲輝選擇了相對保守的渦扇發動機方案，設計取得了重大進展，這使得YF-119即使沒有變循環技術也能滿足JAFE的要求。YF-119也是雙轉子方案，具有三級低壓壓縮機、六級高壓壓縮機和壹級高/低壓渦輪。它的加力推力明顯低於YF-120，只有97.9千牛。足夠有趣的是，第壹臺實用的變循環發動機J-58（用於SR-71）是由普暉在20世紀50年代開發的。對於為何放棄自己的原創技術，蒲輝沒有給出任何解釋。後來，GE承認YF120的技術有些先進，風險確實高於YF119。？
武器系統由於ATF暫時放棄了對地攻擊能力的要求，YF-23A的替代武器上沒有對地攻擊武器。最初為ATF準備的主要空對空武器是先進的中程空對空導彈（AMRAAM，後來的AIM-120）和先進的短程空對空導彈（ASRAAM，後來的AIM-132）。由於AIM-132的進度嚴重延誤，美國空軍被迫采取先進的響尾蛇改型（即AIM-9X）作為應急措施。如今，AIM-9X和AIM-120已經成為F/A-22的主力武器。？
YF-23A繼承了諾斯羅普公司原始方案的內部武器艙設計。戰鬥導彈艙和主武器艙串聯布置在前機身內。戰鬥導彈艙很小，只能容納兩枚AIM-9導彈。主武器艙很大，可以容納4枚AIM-120導彈。載彈量與YF-22A相同。因為AIM-120改進後機翼縮小，在F/A-22的主武器艙中可以容納6枚。然而，YF-23A以交錯的方式排列AIM-120A，這與YF-22A的對稱排列不同，表明其主武器艙的尺寸可能較小，因此可能無法容納6個AIM-120變體。其中提到YF-23A的主武器艙掛架可以升降。當需要發射AIM-120時，掛架伸出飛機外，導彈在發射前置於自由流中。這種模式不同於YF-22A的彈射模式，它完全避免了導彈穿過機身表面氣流時狀態發生異常變化的可能性。當然，重量和內積的代價是不可避免的。？
YF-23A上沒有提及AIM-9的鎖定/發射模式。但這其實是壹個很有意思的問題。因為在密閉的導彈艙內，AIM-9導引頭是不可能捕捉到目標的。？
關於這個問題，筆者和許多同行進行了長時間的討論，並反復觀看了F-22武器系統測試的視頻，最終達成了壹個較為壹致的觀點:在戰鬥狀態下，F-22導彈艙處於打開狀態，AIM-9X進行延伸以解決導引頭鎖定問題。YF-23A完全有可能采用類似的型號。結合AIM-120的發射方式，筆者推測AIM-9可能還會掛載升降掛架，在戰鬥狀態下通過打開艙門將AIM-9伸出機外。由於AIM-9完全伸出機外，並且沒有機身的側擋板，因此它可以獲得比YF-22A更好的視野，並且它不需要YF-22A上的隔熱/火焰排氣裝置。開艙狀態可能會給人壹種奇怪的感覺，但實際上，打開艙門伸出導彈的阻力不會比傳統掛架更大，因此不會對飛機性能產生太大的負面影響。這種模式的唯壹問題是在戰鬥狀態下飛機的雷達反射截面積會明顯增加。但是，在未來視距內空戰的情況下，雷達隱身的意義不大；其次，現代空戰的戰鬥時間明顯縮短，開火暴露時間有限，因此不會對YF-23A構成嚴重威脅。對於ATF來說，尤其是YF-23A，不進入戰鬥狀態是最好的戰術。？
除了空空導彈外，M-61火神炮仍將作為ATF的固定武器。YF-23A上沒有安裝M-61，但根據設計方案，該機關炮將安裝在機身右側主武器艙上方。？
維修性設計、維修蓋和艙蓋ATF是第壹架在設計之初就提出維修性指標的作戰飛機，也是第壹架邀請維修部門參與設計階段的戰鬥機。美國空軍如此重視可維護性，很大程度上是受F-15A的影響。F-15A剛服役時，故障層出不窮，飛機頻頻臥倒，因此被稱為“機庫女王”。？
對於傳統飛機來說，維修罩在機身表面的覆蓋率是衡量其維修性的重要參考指標。高覆蓋率意味著機載設備可以很好地訪問，機組人員不必將時間花費在無用但必要的工作上-最典型的是，為了接近設備A，必須先移除設備B、C、D。處理後，按相反的順序放回原處，而B、C和D實際上對A的維護沒有意義..？
然而，對於隱身飛機來說，情況完全不同。表面波的存在使得機身表面的任何開口都有可能嚴重破壞飛機的隱身特性。因此，“除非必要，否則絕不打開機身表面”是隱身飛機在設計時必須遵循的原則。在這種情況下，如何提高飛機的可維護性？壹種方法是集中處理。我們不應該在有需要接近的設備的地方打開壹個維護蓋，而是應該確定壹個集中區域，將所有最頻繁接近且維護量最大的設備集中在該區域，並由壹個大型維護蓋解決。第二種方式是在第壹種方式的基礎上，即盡量使用不可避免的艙口作為維修蓋。例如武器艙和起落架艙。如果需要維護的設備或接口可以集中在這些機艙中，甚至可能不需要打開機身表面的其他維護蓋。為了保證反射光束的壹致性，飛機表面的所有襟翼和艙門必須設計成鋸齒形狀，並且鋸齒前緣在水平面上的投影應與飛機的主反射邊緣平行。然而，與通常想象的不同，多鋸齒前緣設計並不是控制雷達反射的最佳措施。這種設計實際上是隱形和重量要求折疊毛巾的結果。從隱身的角度來看，最理想的是單鋸齒設計。然而，為了保證單個鋸齒的結構強度，必須付出相應的重量代價。在ATF嚴格的重量要求下，YF-23A和YF-22A都采用了多鋸齒設計。然而，在後來的F-22上，我們可以看到，在空軍的批準下，減少了鋸齒的數量，以提高隱身特性。