论F22是”低技术“飞机
啊吖嗄
F-22战斗机是美国洛克希德·马丁公司与波音公司为美国空军研制的21世纪初主力制空战斗机，主要用于替换美国空军现役的F-15战斗机，在美国空军武器装备发展中占有最优先的地位。2002年9月，美空军正式将F-22改名为F/A-22，确立了F/A-22将兼顾制空与对地攻击双重任务。2005年12月，美国空军兰利空军基地的第27战斗机中队装备的F-22A率先达到初始作战能力（IOC），随后国防部表示F-22A已经达到战备状态。同时美国空军又恢复了F-22这一名称。在2007年进行的一系列演习中，F-22A创造了模拟空战击落144架“敌机”而自身无一伤亡的“神话”。尽管这一数字不可全信，但仍足以佐证F-22A性能的超前程度。
2007年初F-22已经完成交付一个完整的大队，并已开始部署到阿拉斯加和日本冲绳岛。尽管稍后F-22即退回美国基地，但该机已经成为美国干涉东亚事务的重要筹码。2007年8月，美国空军签订了总额50亿美元的多年采购合同，3年内共采购60架F-22战斗机。2007年底，F-22形成完全战斗力。如果预算经费没有大的改变，F-22将在几年内停产，也就是说在其他国家的第四代战斗机开始正式研制之前，F-22将已完成生产装备。（以上来自空军世界网站）
从以上描述我们可以得出结论，F-22已经站在有人驾驶战斗机的技术顶峰，其4S能力无人可望其项背，睥睨全球无可匹敌，而且F-22研制之顺利可以说也创造了一个记录。
但是，我说它仍然是一种“低技术”飞机。很多人会说我是在胡说八道——世界其他强国并不能研制出与其相当的战斗机就是证明。下面，我就对我的说法做一论证。
4S指“超音速巡航、超机动性、隐身、可维护性”4个以S打头的英文单词代表的技术能力。由于F-22的成功，具备4S能力成为判断是否达到第四代战斗机水平的一个标准，可以说正是4S技术使F-22成为站在有人驾驶战斗机技术顶峰的基础。
首先，论证超音速巡航技术是低技术。
“说到超音速性能，首先要提到的就是超音速巡航能力。超音速巡航这个概念，对于航空爱好者来说并不陌生。但由于许多媒体报道不甚确实，使得这一概念往往同“超音速飞行”等概念混同起来。
超音速巡航能力实际上是指飞机无需开加力而以较高的超音速巡航飞行的能力。在这一概念中，有两点必须明确：1）无加力；2）较高超音速。对于第一点，笔者曾经不止一次看到有文章提到米格-25/31的“超音速巡航能力”，实际上这两种飞机不过是在机内载油量极大的基础上开加力实现较长时间的超音速飞行罢了。对于第二点，往往被人忽略，认为只要不加力，飞行M数超过1，就可以称作超音速巡航了。英国人在介绍他们自己的“闪电”截击机的一篇文章中就提到，该机不加力M数达到1.01，因此算是世界第一种实现超音速巡航的飞机。随着发动机技术的进步，一些第三代战斗机已经可以在无外挂条件下，不开加力在跨/低超音速区飞行（M0.9~M1.3，一般只能略超过1，尚未接近上限）。这些飞机也算不上实现了超音速巡航。
作为第4代超音速战斗机的划分标准之一，超音速巡航如果这么容易就被第三代、甚至第一/二代超音速战斗机实现，那么这条标准早就可以扔进垃圾堆了。上述两点只是量化衡量的标准，而不是超音速巡航的实质——通过先进的气动设计，大幅降低超音速零升阻力系数，提高超音速升阻比，结合大推力低油耗发动机，飞机超音速性能实现阶段性的飞跃，这种优越性能的冰山一角就是超音速巡航，这就是它的意义所在，也是它能够成为分代标准之一的原因。如果只盯住量化标准，而不考虑背后的实质，恐怕会失之偏颇。试想一下，假如F-15可以装上F119发动机，那么不加力M数或许可以达到M1.2或更高，但它的超音速性能却绝对比不上F-22，因为它的气动设计仍然是第三代战斗机的水平。
那么超音速巡航可以为F-22带来什么样的战术优势呢？就这个能力本身来说，它的优势一般体现在拦截和超视距空战中。
如果你正处于攻击态势，或者说，你正驾驶你的猛禽去拦截入侵者，那么超音速巡航能力将大大提高你的接敌平均速度，外推拦截线，在对手进入武器射程之前就对其实施攻击。而高达M1.5以上的巡航速度，将赋予你“先敌开火，先敌击落”的优势。例如，当载机速度从M0.9提高到M1.5时（这里假定载机具有高度优势），AIM-120阿姆拉姆的动力射程也增大了50%。从一架以M1.5飞行的F-22 发射的AIM-120，其初速度要快得多，更多的燃料可以用在后续航程中，因此可以在比原来的距离远50%的地方击中目标。如果超巡能力再结合F-22自身的隐身能力、AN/APG-77雷达以及具有无源定位能力的AN/ALR-94电子对抗系统，可以说，F-22已经具有飞行员梦寐以求的在超视距空战中“先敌发现，先敌开火，先敌击落”的优势。
好了，现在假定你的AIM-120已经进入自导段，或者你的猛禽很不走运地被对方锁定了（当然如果出现这种情况，那么你大概需要回内利斯补课了），那么你需要做的就是脱离对方导弹的有效攻击范围。只要你不是迎着导弹上去，那么你的任何机动都会导致对方导弹攻击范围的缩小——事实上是导弹发射瞬间的总能量与猛禽的总能量之差决定了这个范围的大小。而超巡能力结合超音速机动能力，可以令你的猛禽在防御机动中保持较高的能量状态，从而大大压缩对手的开火距离和导弹的有效攻击范围。在这种情况下，你的生存几率比以亚音速机动的飞机要高得多。
在和F-15/F-16的对比试飞中，如果F-22不想和它们纠缠而加速脱离的话，那么鹰和战隼无论如何也追不上具有超巡能力的猛禽——尽管这些优秀的第三代战斗机已经采用了半油构型，以尽可能提高飞行性能，但结果仍然相同：猛禽能够将这些具有“优良”气动力设计的飞机远远甩开。采用F100-110/129/229 发动机的F-16在初始加速突破音障阶段还不会落后猛禽太多。但当猛禽进入高马赫数超巡状态后，这场竞赛实际上就结束了。没有哪种飞机可以和猛禽比超音速续航力的。进行追击的F-16和F-15在加挂典型战斗载荷后，无论是在加速段还是在持续巡航段都无法跟上猛禽。对此，F-22首席试飞员保罗·梅斯回忆说：“我们的试飞任务总是受到追击飞机油量的限制。一句简单的“Bingo”就会迫使我们减速，然后把追击机带到加油机那里加油。而此时猛禽的油箱仍然是剩下很多燃油。如果这种下一代战斗机在面对今天的飞行器没有表现出明显优势的话，我会成为坚定的反纳税者。猛禽在很多方面都很出色，而一架超巡中的猛禽更是相当出众的。”
除了空战外，如果需要F-22穿越对手的防空体系，超巡能力同样可以提高其生存力。道理和前述并无二致：穿越防空系统传感器探测范围的时间越短，留给防空系统的反应事件自然越短。猛禽的巡航速度越高，截击就越困难，防空系统攻击范围减小幅度也越显著。无论是尾追还是前置拦截，高速度都显著缩短了有效射击时间，因为导弹必须追击一个高速目标，而相对角速度太大使得它不得不在急转弯中消耗能量。
加速/爬升性能
在超音速巡航能力的背后，隐藏着这样一个事实：猛禽的发动机推力大而阻力小，在考虑飞机重量因素后，其单位重量剩余功率（Ps，其绝对值等于同等状态下飞机的爬升率）相当惊人。
发动机是重要因素之一。F119-PW-100最大推力97.9千牛，加力推力155千牛，可靠性高，可以忍受油门的剧烈变化，堪称战斗机的理想动力。带固定斜板的进气道在设计上偏重于考虑超巡的要求，在设计巡航速度下具有较高的效率和较小的阻力，飞行包线右端的加速性能和Ps都明显改善。对于F-22来说，限制其最大速度的因素不是发动机推力，而是包括机体强度在内的其它因素——特别是在低空。为了避免飞行员无操作导致飞机超出最大速度限制，F-22已经加装了最大速度提示和警告系统，以便当飞机接近极速限制时提醒飞行员。
而阻力小的特点主要得益于两方面：优良的气动设计（在设计上特别考虑了超巡的需要，在M1.5的设计速度附近和40,000英尺高度条件下，总阻力最小）和内置弹舱设计。
可以对比一下F-15。F-15号称冲刺速度可以达到M2.5，但那是在净形条件下。在挂弹后，由于干扰阻力增大，该机最大M数仅有M1.78，在接近M1.7的时候加速性严重下降。而F-22在这方面的表现就要好的多。按照试飞员的说法：“在所有高度上，以军用推力或者更小的推力进行水平加速非常容易，但要是使用全加力，其加速度简直令人惊骇。我希望我可以用数字来说明，不过它们现在仍然是保密的。使用军用推力，在接近音速时随阻力上升，加速性有些下降，但突破音障仍很轻松。猛禽以军用推力跨音速飞行，感觉上和F-15开加力差不多。打开全加力，猛禽的加速性变得稳定而强劲。在M0.97~M1.08之间，飞机有轻微抖振。之后，直到最大速度，猛禽的加速一直保持平稳连续。试飞时，我们喜欢尽快进入超巡状态，以最大限度地利用我们狭小的超音速空域。我们开加力进入超巡，当达到测试条件时收回油门。现在很多高速试飞已经转移到太平洋导弹靶场（Vandenburg空军基地和Point Mugu海军航空站之间）进行。我们在这里有更长的直线飞行空间，并可以将音爆对当地居民的影响减至最小。”
爬升能力方面，F-22也相当不错。传统的战斗机快速爬升时是采用鲁特斯基爬升曲线。它们先以亚音速爬升到对流层顶（约36,000英尺），然后再加速到超音速进行爬升。对猛禽而言，就可以省掉这些复杂的曲线，直接从跑道上拉起加速，转入超音速爬升。“这家伙简直就象是为高速飞行而生的。”保罗·梅斯如此评价。
超音速盘旋能力
超音速机动性能是F-22的设计重点之一，也是该机与第三代战斗机的“代差”标志之一。除了前述超巡、超音速加速/爬升性能外，超音速状态下的盘旋能力也有明显提高。有资料称，该机在M1.7时稳定盘旋过载可达6.5G。考虑到F-15在同等条件下盘旋能力远逊于此，而苏-27在M0.9、中空才达到这个水平，不能不说这是一个相当惊人的进步。
能够达到如此之大的超音速盘旋过载，发动机是一个重要原因，而同样重要的还有飞机的超音速升阻比和配平能力。
关于升阻比，不难理解。要拉出足够的过载，机翼就必须产生相应的升力，伴随而来的就是诱导阻力的急剧增大（诱阻系数与机翼迎角平方成正比，与机翼展弦比成反比）。如果诱阻系数太大，诱阻增长极快，那么很快就会抵消发动机的剩余推力，飞机虽仍可能拉出较大过载，但发动机推力已不足以维持稳定飞行，当年的幻影III瞬时盘旋性能好而稳定盘旋性能差，正是为此。以现代航空技术水平而言，要设计出具有高升阻比的机翼或者具有良好超音速性能的机翼均非特别困难，但要将两者合而为一却非一日之功。这也是F-22足以自傲的一点。
而配平能力则往往容易被人忽略。机翼的高升力是拉出大过载的基础，但升力越大，产生的俯仰力矩也越大。如果飞机自身不能提供足够的俯仰配平力矩，那么要么进入上仰发散状态而失控，要么被机翼升力产生的低头力矩压回去，无法拉到需要的迎角。特别是在超音速条件下，飞机焦点大幅度后移，机翼升力产生的低头力矩相当大，进行超音速机动需要更强的配平能力。以超音速性能著称的米格-25，就是由于配平原因而无法进行较大过载的超音速机动——该机超音速平飞时，平尾偏转就已接近极限，能用于超音速机动的余量相当小，所以虽然机体可以承受更大的载荷，但M2时的最大盘旋过载仅有3G。
要解决配平问题，一是大幅放宽静稳定度，将飞机焦点前移。这样超音速飞行时飞机焦点虽然仍会后移，但距离重心近，产生的低头力矩相对较小。不过，这样一来飞机在亚音速大迎角机动时同样会面临配平问题——这次是配平机翼产生的抬头力矩。被媒体过分渲染的近耦鸭式布局，由于鸭翼距离重心较近，配平能力不足，F-16的总师哈瑞·希尔莱克就曾说过：“鸭翼最好的位置是在别人的飞机上。”广为人知的LAVI战斗机就始终未能解决大迎角配平问题。因此，在当年ATF方案论证时虽然出现过不少鸭式布局方案（老航迷们应该还记得80年代采用鸭式布局的“YF-22”的想象图），但F-22最终还是选择了具有较强配平能力的正常式布局，纵向静稳定度也大幅放宽。解决配平的另一个途径是采用推力矢量控制（TVC）技术。采用TVC，其主要优点有：在气动操纵面基础上又增加了一个配平手段，配平能力自然大幅增强；高速飞行时气动操纵面偏转将产生极大阻力，而采用TVC可以起到同样的操纵效果却无需偏转操纵面；TVC并不仅仅是偏转推力矢量而产生法向分力，强大的发动机喷流将在后机身形成引射作用，产生新的“升力”增量，同时参与配平。F-22的超音速机动性大幅提高，TVC技术功不可没。
就超音速盘旋本身的特点而言，其最大优势体现在日趋重要的超视距空战中。前面已经提到，在超视距空战中无论是攻击还是防御态势，超巡能力都非常有用，而超音速盘旋能力则是保证攻防转换顺利衔接的关键一环。当AIM-120进入自导段时，F-22为了避免进入对方武器有效射程或者冲得太快进入风险极大的近距格斗，需要转向高速脱离。可以想象，对于F-15这类飞机而言，为了尽快转向，转弯前的速度需要保持在其角点速度附近，完成转向之后再加速脱离，这必然限制其发射AIM-120时的速度，减小了有效射程；或者为了提高有效射程增速到超音速，发射后再次减速，但牺牲了时间。对F-22来说，完全没有这些麻烦。良好的超音速盘旋能力使之可以在超视距作战阶段始终维持较高的能量状态，以应付各种突发事件。”（以上来自《王者之翼——F-22飞行性能优势探析》，作者：方方）
引用了这么大一堆分析，要说明的就是超音速巡航的高技术本质和重要意义，但是下面就要告诉大家，其实超音速巡航也是“低技术”。
实现超音速巡航需要解决以下几个问题：突破音障进行超音速飞行（这个是最基本的）；解决超音速飞行的气动加热问题（材料是主要的）；气动构形（以现在的技术，一个方块是最没效率的）；发动机（只要发动机过关，一个方块也能进行超音速巡航）；超音速巡航中的飞行稳定性和操控有效性。
在解决以上问题中，X系列验证机是功不可没的。以下对X系列验证机的描述引自《X档案：从X-1到X-50——美国X系列飞行器简史》（作者：Planeboy），后面的解说就是我自己的话啦。
X-1
X-1试验飞机作为人类历史上一种划时代的飞机，不仅仅是因为它的速度超过了音速，也是因为它是世界上第一种纯粹为了试验目的而设计制造的飞机。X-1最初设想来自于20世纪30年代末飞机设计领域所遇到的问题，当时建造的风洞已经不能满足飞机在亚音速和超音速飞行条件下各种参数的正确搜集，因而研制一种专用的飞行试验机势在必行。
贝尔飞机公司制造的3架X-1机长9.45米，机高3.35米，翼展8.53米，其机身形状与12.7毫米机枪子弹极其相似，这样可在超音速飞行时保持机体的稳定。X-1的机翼为平直翼，翼面厚度很小。XLR-11火箭发动机为其提供动力，其燃料为液氧与酒精和水的混合物。X-1-1、X-1-2于1945年相继出厂开始了试验飞行，与此同时NACA（美国国家航空咨询委员会，美国国家航空航天局NASA的前身）也加入了X-1项目的研制工作。
1947年10月14日，试飞员查理斯.耶格尔驾驶X-1-1在43,000英尺的高空飞出了1.06马赫的高速，从而迈出了人类超音速飞行的第一步。不久，X-1-2在飞行试验中速度也超过了音速。1950年5月12日，X-1-1在耶格尔的驾驶下完成了最后一次试验光荣退休了。随后，X-1-2也停止了飞行开始进行改造。NACA的工程师们为X-1-2设计了新的机翼和新型的涡轮泵燃油系统，另外还将试飞员从侧面舱门进入驾驶舱的设计改为向上开启的座舱盖，这样X-1-2就成为了X-1E。X-1E是用来验证薄翼气动特性的，它是第一架采用4%机翼厚度飞行成功的飞机。另外还有必要提一下X-1-3，由于其燃料供给系统进行了改进，所以其理论最高速度可以达到2.4马赫，远远超过了前两者。但这架X-1-3运气不太好，在一次试飞中由于燃料泄漏事故和载机B-50一起在空中炸成了碎片。X-1总共试验飞行了157次，最大飞行速度达到1.45马赫，最大飞行高度21,000米。
贝尔飞机公司之后又建造了四架经过改进的X-1，其中X-1A进行动力稳定试验，X-1B进行空中载荷研究，X-1C搭载机炮进行武器测试（实体模型阶段被取消），X-1D则进行传热研究。X-1D和X-1A先后在试验过程中爆炸坠毁，事后调查发现和X-1-3一样都是因为液氧油箱中皮革垫圈引起的，所以随后X-1B和X-2机体上的皮革垫圈全部被除去。多次马赫2的飞行试验后，X-1B在1957年被改装用来进行反应控制系统（RCS，Reaction Control System）的试验。它的翼尖上被装上了数枚过氧化氢火箭，当动态压力对于常规空气动力控制过小的时候，其后机身和机尾就会提供控制，这些成果为随后X-15的发展提供了宝贵的经验。
解说：从1947年10月14日，美国突破了超音速巡航的第一关，即突破音障进行超音速飞行。
X-2
X-2试验机项目于1945年由贝尔飞机公司、美国陆军航空队、NACA共同承担研制任务，它是一种装备火箭发动机、后掠翼的试验用机，其主要用途是为了研究飞行器在高空高速飞行条件下的气动力加热对机体结构的影响，以及飞行稳定性和操控有效性。
X-2机长13.84米，机高3.60米，翼展11.55米。其机身使用了不锈钢和K-monel（一种铜镍合金）材料，其动力为一台寇蒂斯XLR25液体火箭发动机。鉴于早期X-1发生的事故，X-2为飞行员安装了一个逃生舱。在紧急情况下，逃生舱可脱离主机身并打开稳定降落伞。当逃生舱降落到一定高度的时候，飞行员再可打开舱盖自行跳伞逃生。即便如此，一架X-2还是在一次燃料泄漏事故中发生了空中爆炸，试飞员当场死亡。
1956年4月25日，试飞员埃伯依斯特驾驶X-2在试验飞行中首次超过了音速，达到1.4马赫。在随后的飞行中，X-2又达到了2.53马赫的高速。7月23日，埃伯依斯特进行了最后一次X-2飞行，在20,800米的高空达到了2.87马赫，这次飞行让他获得了“世界上飞得最快的人”的光荣称号。这还没有完，9月7日另一位试飞员金切洛驾驶X-2飞到了38,500英尺的高空，也为自己赢得了“世界上第一位太空人”的称号（该记录后来被X-15所打破）。
9月27日，埃伯依斯特刚保持了两个多月的速度记录就被另一名试飞员梅尔本.阿普特打破了。在当天的试验飞行中，X-2在阿普特的驾驶下达到了3.196马赫。也许是被打破记录的喜悦冲昏了头脑，阿普特让X-2来了个空中急转弯，以便能更快的返回爱德华兹空军基地，但这个急转弯让飞机的控制系统失灵并进入了螺旋。阿普特试图重新控制住飞机，但没有成功。在即将坠毁的一瞬间，阿普特按下了逃生舱脱离的按钮，但为时已晚他与X-2重重的摔在了地上。
解说：从1945开始，美国就对高空高速条件下飞行的飞行器的气动加热对机体结构的影响，以及飞行稳定性和操控有效性进行研究，但是，真的很惨，三个试飞员有两个都牺牲了。我们可以从X-2的试飞中看出，气动加热对高空高速条件下飞行的飞行器机体结构的第一个也是最重要的影响既是燃料箱泄露，这个问题一天不解决高速飞行就难以实现。第二个问题就是飞行稳定性和操控有效性，梅尔本.阿普特就是在这个问题上牺牲的——其实F-22在2004年12月21日的坠毁事故就是因为操控软件出问题导致的（美国《每日防务》2005年1月13日报道），离梅尔本.阿普特牺牲已经有48年了。
X-3
道格拉斯飞机公司研制的X-3机长20.36米，机高3.81米，翼展6.92米，其外形就像一把短剑，是早期X系列试验飞机中外形最流畅的。与X-1、X-2不同，X-3是借助自身的动力起飞和降落，并能保持进行2马赫巡航飞行。X-3机体结构首次尝试大量使用钛合金，同时还进行了低展弦比、高翼载机翼的可行性研究。X-3的机身细长机翼短粗，这是当时美国正在研制中的战斗机的典型布局。后来，F-104“星”战斗机的翼形就是取自X-3。
首架X-3于1952年9月11日出厂，而第二架X-3则因为发动机动力不足和机体问题被中途取消，部分完成的机体作为首架机的备件使用。在爱德华兹空军基地进行的试飞试验中，试飞员认为X-3的两台威斯汀豪斯J34-WE-17涡轮喷气发动机动力严重不足而且飞机本身操控性也很糟糕。X-3的首次超音速飞行是在以15度的角度进行俯冲时获得的，当时的速度只有可怜的1.1马赫。而它在随后飞行中达到的最快速度也仅为1.208马赫，当时的X-3正处于30度的俯冲状态。
X-3在试验飞行中，经常会出现“滚转耦合”的问题，即在进行一个轴上的机动时就会引起另外两个轴上不受控制的机动。当时F-100战斗机也经常碰到这样的问题，NACA随即在X-3上对“滚转耦合”问题进行了深入的研究。
X-4
洛斯罗普飞机公司的X-4主要是用来验证半无尾翼超音速飞行的可行性，当时许多人认为这样一种取消了水平尾翼的设计将能避免超音速飞行时机翼和水平尾翼之间振荡波的相互干扰。
X-4机体相当小巧，机长仅为7.07米，机高4.54米，翼展5.15米，只能容纳两台J30喷气发动机、一名飞行员和必要的设备，携带的油料也只能维持45分钟。不过小也有小的好处，X-4几乎所有的地面维护工作都可以不需要登机梯或脚凳来完成，地勤人员站在地面上就可以很容易的看到机舱内部的情况。
第一架X-4于1948年12月15日首飞，但由于飞行状态极不稳定很快就被停飞了。第二架X-4也好不到那儿去，经常会在0.8马赫速度飞行时出现机体上下振动的问题，为此试飞员自嘲驾驶X-4就像是驾驶汽车行驶在“搓衣板”上一样。尽管后来经过工程人员的改进，X-4暂时克服了偏振的问题，但当它的速度达到0.91马赫的时候，问题又出现了。X-4的飞行试验证明，半无尾翼飞机不适合接近马赫1的飞行。后来，计算机电传系统的出现让后掠翼无尾翼设计再次火了起来，X-36、F-117A等都采用了这样的设计，尽管它们的外形和X-4相比已经是发生了巨大的变化。
X-5
贝尔飞机公司的X-5将研究的重点转向了变后掠翼。X-5在外形上大量借鉴了德国在二战期间研制的P.1101，都是机头进气、气泡式座舱和下置发动机设计。X-5的机翼可在20～60度之间变换，总共需要20秒钟。当电动后掠装置失效后，飞行员可使用手闸完成掠翼工作（X-5只能在低于40度的后掠角度下安全着陆）。X-5机长10.18米，机高3.66米，翼展为6.34米。
1951年6月20日，X-5在爱德华兹空军基地完成了首飞。在第9次试飞中，X-5首次成功完成了空中掠翼动作。由于艾立森J35-A-17A涡轮喷气发动机安装位置较低，X-5经常会出现螺旋。1953年10月13日，试飞员雷蒙德.帕普森在X-5的螺旋事故中没有成功改出，最终机毁人亡。螺旋的频繁出现并不是变后掠翼的问题，而是X-5机体设计上的缺陷造成的。
从上个世纪六十年代开始，逐渐成熟的变后掠翼开始大行其道。凭借着X-5的丰厚技术积累，美国先后研制出了F-111战斗轰炸机、F-14战斗机以及B-1轰炸机，所以可以这么说，X-5是美国变后掠翼飞机的共同“祖先”。
解说：X-3、X-4、X-5都是对超音速飞行构形的验证，X-3的结果就是F-104，X-4的结果就是X-36、F-117，X-5的结果就是F-111、F-14、B-1三种令人津津乐道的飞机——尤其是F-14的Fans超多啊。这里有一个矛盾和两个值得注意的地方，矛盾是X-3号称能够进行2马赫的超音速巡航——那是什么年代啊，是1952年，第一代喷气式战斗机才刚刚主宰天空，但是后面又说因为发动机动力不足导致“X-3的首次超音速飞行是在以15度的角度进行俯冲时获得的，当时的速度只有可怜的1.1马赫。而它在随后飞行中达到的最快速度也仅为1.208马赫，当时的X-3正处于30度的俯冲状态。”通过矛盾的描述我们可以肯定，X-3的高速飞行验证可以说失败了，即该机不能进行超音速巡航，并且最高速度未突破2马赫，但是从后来F-104的成功，我们可以推断出，该机不成功的地方在于发动机而不是气动构形。同时，第一个值得注意的地方也就在这个地方，当时使用的发动机是“两台威斯汀豪斯J34-WE-17涡轮喷气发动机”（威斯汀豪斯现在翻译成西屋电气，后面还有该公司的发动机出场，但是，现在该公司已经退出航空发动机市场——现在的航空发动机西方是三巨头：GE、PW、RR，西屋主要的精力已经投入到核动力技术的开发），这个时候已经从火箭发动机过渡到了常规发动机。第二个值得注意的地方就是，X-3采用了钛合金材料，为高速飞行的材料应用进行了探索。
我们可以看出，从上世纪50年代前期，超音速巡航涉及的几个问题的技术基础已经打下了，虽然经历了重大的牺牲，但是高速飞行所要解决的问题美国已经摸清了方向，其中突破音障进行超音速飞行已经不是问题了，下来要解决的问题就是气动构形、材料和发动机。美国已经雄心勃勃的想在X-3上就实现2马赫的超音速巡航。
X-6和超音速巡航没关系，是用来验证核动力发动机的。
X-7
洛克希德导弹与空间公司研制的X-7主要用来进行高速冲压喷气发动机的研究工作，其主要型号有X-7A-1、X-7A-3和X-7B。X-7体形很独特，其长度为9.99米，翼展为6.34米，因而常被人戏称作“飞行大烟囱”。试验飞行时，X-7会由载机B-29或B-50升入空中，然后脱离载机其尾部助推器点火发动从而自行飞行。冲压发动机开始工作后，助推器则随即与X-7脱离。
在长达9年的试验飞行中（1951年4月首飞），X-7除了进行冲压发动机的测试外还进行了导航与控制试验、助推器推进试验、高速降落伞试验、热力学试验等诸多研究科目。美国空军、陆军和海军均参与了X-7的试验飞行，这在X系列试验飞机研制史上是不多见的。X-7是世界上第一架采用冲压喷气发动机速度达到3马赫的飞行器。
X-8
X-8（海军代号为飞行蜜蜂Aerobee）是一种十分廉价的无制导探空火箭，长度为6.12米，直径为0.38米。在其头锥内携带有各种光学、大气、生物等试验设备，以搜集关于太阳辐射、高空风、地球磁场和火箭空气动力学等方面的数据。X-8装备有RTV-N10型液体燃料火箭发动机和固体燃料助推器，最大速度可达6马赫。
X-8可将70千克重的试验设备送入200,000米的高空，而且这些设备还能够通过火箭头锥降落伞被地面回收。从1947年11月首飞至今，美国通用航空喷气机公司总共制造了900枚以上执行各种军用、民用任务的X-8。
X-9
1947年5月，贝尔飞机公司获得了一份研制ASM-A-2“淘气鬼”空对地核导弹（后来其编号更改为B-63/GAM-63）的合同。之后不久，为了测试该导弹的常规航空动力学设计、无线电控制系统、火箭推进装置等，缩比试验型RTV-A-4“伯劳鸟”（一种凶猛的食肉鸟类）研制成功。RTV-A-4的动力系统为一台贝尔XLR65-BA-1液体火箭发动机，由一架EB-50D载机带入空中并释放，其后飞行通过载机上控制人员遥控完成。RTV-A-4的射程为80公里，最大速度可达到1.5马赫。
1951年，RTV-A-4被更名为X-9，其试验飞行一直持续到1953年1月。X-9长为6.94米，直径为0.57米，其最大速度提高至2马赫。由于X-9的进展异常顺利，贝尔飞机公司甚至开始设想用它来取代B-63并将其改装为空对地核导弹。但最后由于X-9射程和载荷都偏小而被放弃。
X-10
X-10由北美航空公司研制，是专门为MX-770（B/SM-64）“纳瓦霍”洲际巡航导弹计划而开发的一种超音速无人驾驶试验飞行器，用来搜集空气动力学设计、控制和自动导航系统的数据。X-10机长20.14米，机高4.51米，翼展为8.56米。X-10的机体设计比较有特色，采用下三角翼、双垂直安定翼和机鼻鸭翼的布局。此外，可收放起落架和助降伞能使X-10重复使用。X-10安装有两台威斯汀豪斯J40-WE-1涡轮喷气发动机，其最大速度为2.05马赫。最初X-10的飞行由地面无线电控制，后来则开始使用自动导航系统。
1953年10月14日，X-10在爱德华兹空军基地进行了首飞。尽管X-10的试验飞行很顺利，但随着1957年“纳瓦霍”项目（纳瓦霍为美国一个印第安人部落名，其使用的语言十分复杂，因而在太平洋战争期间美军曾招募了一批纳瓦霍人作为密码通讯员）的下马，X-10的飞行也很快被中止。其后大部分X-10被充当靶机使用，目前仅存的唯一一架X-10保存在美国俄亥俄州代顿美国空军博物馆内。
X-11
康维尔公司研制的X-11是SM-65“阿特拉斯”洲际弹道导弹的前身，用以搜集后者研制过程中所必须的试验技术数据，是发展“阿特拉斯”导弹的关键试验设备。“阿特拉斯”是美国部署的第一种洲际弹道导弹，其后续派生型号直到今天也还作为民用/军用空间探测发射运载工具使用。
X-11为康维尔公司两级火箭计划的首个产品，长度为29.26米，直径为3.66米。X-11安装有一台北美XLR43-NA-5火箭发动机，最大速度高达10.6马赫。总共制造了8枚X-11，先后参与了“阿特拉斯”洲际弹道导弹和“水星”载人轨道飞行计划。
X-12
与X-11一样，X-12的任务也是为“阿特拉斯”洲际弹道导弹的研制工作搜集试验飞行数据。同时X-12是康维尔公司两级火箭计划实施的第二个产品，用以全面掌握使用洲际弹道技术。
X-12长度为31.40米，直径为3.65米，其第一级安装有四台北美XLR-43-NA-5火箭发动机，第二级则是一台，最大速度可达18马赫。X-12先后制造过5枚，但和X-11一样都在试验中消耗了，没有任何一枚能够保存下来。
解说：X-13、X-14都是验证垂直起降技术的，和超音速巡航技术无关，但是从X-7到X-12，飞行速度最高达到了18马赫，谁说其中没有关于高速飞行的气动加热试验成果我是坚决不相信的。X-7和X-10、X-12最为重要，X-7验证了3马赫的冲压发动机、导航与控制试验、助推器推进试验、高速降落伞试验、热力学试验等诸多研究科目，X-10验证了突破2马赫的威斯汀豪斯J40-WE-1涡轮喷气发动机、空气动力学设计、控制和自动导航系统的数据，X-12达到了18马赫的创纪录速度，为气动加热的研究做出了突出的贡献。下面的任务就是要在高超音速进行综合性的研究，从后面的努力我们可以推断，气动加热仍然是有人驾驶战斗机超音速巡航的主要问题。
X-15
X-15高超音速研究项目是由NASA牵头，联合美国空军、海军和北美航空公司共同进行的。在近十年的时间里，X-15先后创造了6.72马赫和108,000米的速度与升限的世界记录，它的试验飞行几乎涉及了高超音速研究的所有领域，并为美国后来水星、双子星、阿波罗有人太空飞行计划和航天飞机的发展提供了极其珍贵的试验数据。在X-15整个试验飞行过程中，研究人员根据其飞行数据总共撰写了765份有价值的研究报告。
X-15机长15.30米，机高3.53米，翼展6.79米，采用中单翼设计，最初装备两台XLR-11火箭发动机（后改为XLR-99）。X-15机身表面覆盖有一层称作Inconel X的镍铬铁合金，可抵御高速飞行时产生的1,200度高温。由于火箭发动机燃料消耗量惊人，所以X-15必须由一架B-52载机带入空中。从载机上释放后，X-15自身携带的燃料只能飞行80～120秒，因此余下来的10分钟左右只能是无动力滑翔。降落时，X-15机身前部下方安装有常规机轮，机身后部则为两个着陆滑撬。
1964年2月，两架X-15被改装为X-15A-2。后者机身加长了71厘米，机翼下增加了两个分别装有液氨和液氧的罐体，它们可以为X-15A-2多提供60秒的飞行时间。X-15A-2在1967年创造出了6.72马赫的世界最快速度记录。
解说：“X-15机身表面覆盖有一层称作Inconel X的镍铬铁合金，可抵御高速飞行时产生的1,200度高温。”从这短短的一句话，我们就可以得出结论，高速飞行的气动加热问题基本上已经是解决了，时间是1964年。
说了这么多，在实际应用中有成果吗？我们可以肯定的说有，这个成果就是传奇的SR-71/A-12“黑鸟”。
SR-71“黑鸟”(BlackBird)，美国空军高空高速侦察机。飞行高度达到30000米，最大速度达到3.5倍音速，这称之为“双三”。因此SR-71比现有绝大多数战斗机和防空导弹都要飞得高、飞得快，因此出入敌国领空如入无人之境，在苏联、中国的“枪林弹雨”中都未受到任何实质威胁；在以色列上空侦察以色列核设施时，以军F-4战斗机向它发射了AIM-9“响尾蛇”空空导弹，但是却完全无法追赶上SR-71。
SR-71在1964年12月22日首次试飞，并在1966年1月进入加州比尔（Beale）空军基地的第4200战略侦察联队（后改番号为第9战略侦察联队）服役。1990年1月26日，由于国防预算降低和操作费用高昂，美国空军将SR-71退役，但在1995年又编回部队，并于1997年展开飞行任务，1998年SR-71永久退役。
SR-71仍然是世界上最快的飞机，并且保有两项纪录：1976年7月28日当天，一架SR-71创下时速2,193.167哩（3,529.56公里）的速度纪录，以及85,068.997呎（25,929米）的高度纪录，只有前苏联的MiG-25狐蝠式高空拦截机曾经在1977年8月31日达到更高的37,650。它可以在80,000呎（约24公里）的高空，以每小时100,000平方哩（约每秒72平方公里）的速度扫视地表。当SR-71在1990年退役时，其中一架从它出生的加州棕榈谷（Palmdale）的美国空军42号工厂（en:Plant 42），飞到维吉尼亚州香蒂利（Chantilly）国家航太博物馆展示，以平均时速2,124哩（3,418公里），全程只花了68分钟。SR-71也保有在1974年9月1日创下的从纽约到伦敦的纪录：1小时54分56.4秒。（协和式客机飞行同样的路程要3小时20分，而最快的次音速客机波音747则需要7小时。）
关于SR-71的描述来自航空世界网站。
我们要说明的是：SR-71仅仅是投入作战使用的最快的飞机——说是最快的飞机对X-15是不公平的，不过作为巡航速度最快的飞机，仅仅退役时的平均速度就已经达到了837.745米/秒，也就是说超过了2马赫。
从SR-71的成就中我们可以看出超音速巡航的气动构形、气动加热、发动机——虽然是变循环发动机（这个东东现在也不是随便就能搞出来的），这三大问题已经成功解决，只要研制出足够推力的普通发动机，那么1马赫的超音速巡航已经不成问题了。
SR-71同时也部分的解决了雷达隐身问题，部分指的是该机具有短波波段雷达隐身和一定的视觉隐身能力，对长波波段雷达和红外探测并不能隐身——该机长32.74米，翼展16.95米，这么大个家伙米波雷达绝对能看得到；在巡航飞行中其速度能达到3马赫，气动加热使机体表面的最低温度260°C，发动机最冷部分进气口达到426.7°C（温度数据来自《极速家族——牛车黑鸟》，作者：不知火），在红外探测器上简直就是一个大火炬。关于隐身的问题在后面还要谈到，这里就不展开说了。
下面就该说发动机了。
F/A-22装两台普拉特·惠特尼公司F119-PW-100加力式涡扇发动机，单台加力推力155.7千牛，发动机推重比达到10，飞机推重比达到1.1。发动机不开加力时，飞机能以M1.58作超音速巡航30分钟。
1983年9月，美国空军同时授予普·惠公司和通用电气公司金额各为2亿美元，为期50个月的验证机合同。普·惠公司的PW5000是一种强调应用成熟技术的常规设计；而通用电气公司的GE37则是一种新颖的变循环发动机，其涵道比可在0～0.25之间变化。后来，这两种验证机分别编号为YF119和YF120，并于1986年10月和1987年5月开始地面试验。经过广泛的地面试验和安装在YF-22和YF-23上的初步飞行试验后，1991年4月，F-22/F119组合被选中。据美军方有关人士谈到选择F119的原因时说，F120技术复杂，尚未经实际验证，因而研制风险较大，而且变循环设计也增加了结构和控制系统的复杂性和重量，因而维修比较困难，寿命期费用较高。在选择时，风险和费用是主要考虑，技术先进性没有起到关键作用。在此之前，F119已积累3000多地面试验小时，其中1500h带二元矢量喷管试验。
发动机的资料比较少，但是我们也可以看出，F119发动机是1983年开始研制的，在此之前，PW的第三代战斗机用发动机F100已经设计定型10年了（《“他山之石，可以攻玉”——第三代战斗机用大推力涡扇发动机巡礼》，作者：Maya）——1973年该发动机设计定型。可以说，很多F100上的成熟技术和经验被应用到了F119的研制中——虽然这个F100在开始的时候简直就是垃圾，但是到F119研制的时候大部分问题已经解决了。
从以上的资料来说，F-22的超音速巡航问题除了发动机以外，1964年就把大部分问题解决了，也为完善超音速巡航提出了解决的研究方向，而PW的F100发动机又为后来的F119打好了基础，所以，扣除技术的进步，F-22在超音速巡航方面所采用的均是30至40年前的技术，从这个方面来说超音速巡航是一种“低技术”。
其次，我们来考察超机动性这个“低技术”。
下面关于超机动性的描述完全来自《王者之翼——F-22飞行性能优势探析》（作者：方方）。
一般来说，S4 里面的超机动性，主要就是指过失速机动性。要具备过失速机动性，良好的大迎角飞行品质和有效的控制手段是必需的两大基础。我们先来看看 F-22 在大迎角飞行状态下的表现，这或许有助于我们理解这种飞机的优势所在。
抖振
抖振是飞机大迎角下常见的飞行特征。对于飞行员来说，抖振是一个很好的提示，它是机翼上表面后部气流开始发生分离的直接表现，等于通知飞行员：机翼已接近临界迎角，即将失速。当气流分离向前发展至机翼前缘时，机翼即完全失速。对于传统飞机来说，机翼失速可能导致飞机进入尾旋或者其它难以控制的复杂飞行状态。此外，强烈的抖振不仅可能损伤飞机结构，而且将严重影响武器系统的使用。即使是设计良好的第三代战斗机，在此时也需要飞行员仔细而谨慎地操纵——如果你不希望飞机进入非预想的超大迎角状态，那么就需要立刻检查杆舵输入，尽快减小迎角。
参与了 F-22 左端包线试飞的琼·比斯雷谈到：“猛禽大约在 20 度迎角附近开始抖振，直到 26 度抖振幅度有轻微增大。猛禽的抖振强度大约和 F-16 大迎角抖振的最小强度差不多，而控制比 F-15 少得多。从 26 度到大约 40 度，抖振强度基本稳定，超过 40 度后开始减小。”而来自 F-16/MATV 试飞小组的报告称：“除非在高亚音速状态，否则标准的 F-16 在正常迎角限制的飞行包线内不会出现大幅度抖振。在超过限制后的某个位置，我们遇到了明显而意味深长的抖振。在大约 40 度迎角附近出现中等幅度的抖振，一直持续到 50 度，然后幅度减弱到几乎消失。”
两相对比，我们可以看到：和经典的第三代战斗机相比，F-22 的抖振幅度明显减小，这得益于其良好的气动设计，对于大迎角条件下的武器使用（特别是航炮）非常有利。此外，报告中还有一句潜台词：飞机在大迎角下飞行稳定，不会出现机翼突然失速然后失控的局面。
横向品质与控制
根据经验和已知的信息，大多数战斗机在迎角 25~35 度之间其横向稳定性会急剧下降。如果希望进行过失速机动，这是一个必须解决的问题。在早期试验中，F-22 也有同样的问题，大约在 30 度迎角附近会出现侧滑。这虽然比设计人员期望的值要大，但也表明该机的安定性比预计的小。
要解决这个问题，必须首先确定大迎角下横、航向控制手段。
和习惯性的想法不同，大迎角下最有效直观的控制手段是方向舵，而不是常规飞行状态中使用的横向控制面（包括副翼、差动平尾等）——除了 F-22 联合试飞队外，来自 F-16/MATV 试飞员的结论也确认了这一点。不过，F-16/MATV 的垂尾是按照常规设计，其方向舵在较大迎角时已经失效，控制能力来自于矢量推力喷口；而 F-22 的方向舵铰链线明显前倾，使之在所有迎角下都有一定的控制能力，并且在迎角 40 度左右效率最高。
同样，大迎角航向控制也不再是传统的方向舵，而是原来的横向控制面。在包括 F-22 在内的多个大迎角验证试飞计划中，试飞员就已经发现，大迎角下的滚转机动看起来更像纯偏航输入。这情形其实有点类似一战时期的战斗机，那时的设计理论远未完善，副翼偏转时产生极大的偏航力矩，使得飞机首先完成偏航机动，然后才是滚转机动。当然，这两种情形只是现象类似，本质却完全不同了。对于 F-22 来说，利用差动平尾进行偏航控制并不是什么新技术，早在 1990 年 YF-22 试飞时就已经采用了。不过在试飞中仍然发现，迎角超过 50 度以后，飞机平尾的控制负荷较重，在飞控系统指令下频繁进行差动偏转，以保证飞机稳定性。在对大量试飞录像进行研究之后，设计人员得出结论：这是由于飞机横侧气动力差异大于预期值造成的。
对于控制问题，设计人员没有更改气动设计，而是通过改进飞控软件（主要就是改进控制律，使之和飞机的气动特性能够完全匹配）来解决的：在 F-22 第一次软件升级时更换了新的飞控软件，改善了 F-22 的安定性问题，现在的 F-22 在进入 25~35 度这个迎角区域时，不会在操纵品质上有任何改变。而大迎角下平尾控制负荷重的问题，也随着飞控系统升级而得到圆满解决。
俯仰控制
要完成过失速机动，良好的俯仰控制能力必不可少。当飞机超过失速迎角后，传统气动控制面效率明显下降，此时的俯仰控制能力主要来自于推力矢量控制。需要特别指出的是，这里的俯仰控制能力并不仅仅是指飞机的俯仰率大小，还包括俯仰轴上机头精确指向能力和稳定机头指向的能力。
对此，琼·比斯雷说：“飞控系统结合推力矢量控制，赋予猛禽充分的俯仰控制能力。当我们在大迎角下改变机头指向时，俯仰控制一直反应良好。我们在 35,000 英尺急剧拉起，此时俯仰率超过每秒 40 度。如果在低空，这些眼镜蛇类的机动会更加惊人，在那里我们会有更多的剩余推力用于推力矢量。迄今为止，我们的所有大迎角动作都是在 30,000 英尺以上完成的。”
由这段话我们可以看到，F-22 具有较大的俯仰率，如果考虑到这个俯仰率是在 35,000 英尺高度获得的，那么这个表现是相当不错的——在经典的眼镜蛇机动中，苏-27 最大俯仰率可以达到 60~70 度/秒，虽然由于高度不同而不具备可比性，不过后者完全依靠气动作用实现如此大的俯仰率，苏霍伊的气动设计功底可见一斑。需要注意的是，F-22 此时的俯仰率主要得益于 TVC，因此可以持续提供较高的俯仰率；而苏-27 在眼镜蛇机动中，只能在动作初期达到较高的俯仰率，动作后期实际上是靠前期产生的巨大惯性将前机身“甩”上去，整个动作基本上不受控——因此，也有人认为眼镜蛇机动不算是真正意义上的过失速机动，而只能说是动作中的迎角超过了失速迎角。
对于俯仰轴上机头精确指向能力和稳定机头指向的能力，琼·比斯雷只用了一句话概括：“俯仰控制一直反应良好。”如果我们对比 F-16/MATV 试飞员的谈话，会发现更多有意思的东西：“俯仰控制动作不仅有效，还有充分的俯仰率余量，使得飞行员在 85 度迎角以下的任何位置都足以控制机头。如果飞行员急剧拉杆到后限，飞机可以很容易就超过 100 度迎角。在我们早期包线扩展试飞接近结束的时候，F-16/MATV 验证了这种能力。在 60 度迎角稳定住飞机后（这只需以很小力量向后拉杆），我迅速向后拉杆到底，飞机迎角增大了 30 多度，接近 100 度迎角。只需轻微前推杆，我就可以恢复到 60 度迎角或者我希望的任何俯仰位置，偏差只有 1~2 度。我们曾经令飞机进入 90 度仰角，而并未留意速度损失情况，因为我们确信可以在任何速度下控制机头指向。即使当飞机倒飞下坠时（迎角为-90 度），我们通过前后推拉杆仍然能够精确控制机头位置。如果你想要很高的俯仰率、俯仰姿态变化或者指向能力，F-16/MATV 都可以做到。”虽然在时间上 F-16/MATV 是和 F-22 并行的验证计划，但前者主要是针对多轴 TVC 技术，而在俯仰轴控制上并没有什么特别之处。有理由相信，F-16/MATV 能做到的，F-22 也能做到——在公开的 F-22 试飞录像上同样可以看到这一点。
说到这里不得不提一下矢量喷口的跟随性，因为这对于利用 TVC 进行精确控制是非常重要的。虽然没有试飞员提及这一点，不过在当年 YF-22 因为“飞行员诱发振荡”而撞地的事故录像中却看得非常清楚——那段录像恰好是从机尾拍摄的。在录像中可以看到，矢量喷口参与了飞控系统对飞机的配平工作，和平尾同步频繁偏转，动作滞后量很小。相比之下，苏-37 的矢量喷口偏转要慢一些，能看得出明显滞后——在表演录像上，飞行员在地面偏转操纵面检测功能时可以看到：平尾首先偏转到位，稳定，然后矢量喷口才转到相应位置。虽然这种滞后无碍于苏-37 完成“伏罗洛夫法 轮”等动作，但能否完成飞机精确控制就难说了。
负迎角
作为包线扩展试飞的一部分，F-22 进行了负迎角试飞。根据试飞员的说法，试飞中最大负迎角达到-40 度（可能是拍摄角度的关系，从录像上看迎角大约有-60 度）。在前期试飞中，在-30 度迎角时出现较大侧滑（这一点倒是和正迎角状态相同），在第一次飞快软件升级时也针对这个问题进行了改进，现在侧滑已经小得多了。整个试飞过程中没有出现其它异常情况，试飞结果和设计人员的预测非常吻合。
对于负迎角飞行能力可能带来的战术优势，笔者目前尚未看到官方的观点。但就个人理解而言，负迎角飞行能力是对复杂的过失速机动的有力保障。人类飞行刚刚开始进入过失速领域，还有很多领域需要摸索。对于过失速机动能力的战斗机，飞行员敢不敢在实战中应用这种独特的能力，决定了飞机效能的发挥。如同米格-21 和 F-5E 的对抗一样：在性能指标上米格-21 并不逊于 F-5E，但这种飞机的飞行品质不如后者，“在大机动中可能失速进入螺旋”的意识使得飞行员难以将飞机的性能发挥到极致。但F-22 就不一样了。看到 F-22 稳定地将机头推到预定的负迎角，任何人都会感到震撼。对于这种在正负超大迎角范围内都可以进行稳定可控飞行的飞机，每个飞行员都不吝于充分发挥它的潜力——自第三代战斗机开始，很多新机型都号称具有“无忧虑飞行能力”，但那是通过电传飞控系统限制飞机动作，避免进入危险区域来实现的，而到了 F-22 才算真正实现了“无忧虑飞行”，因为对它而言几乎没有什么“危险区域”。
最小速度
F-22 已经完成了 0 空速试飞。这对于现代战斗机来说算不上什么值得夸耀的能力，F-16、苏-27 等第三代战斗机在进入尾冲、榔头等机动时都会进入 0 空速状态。真正有意思的东西在后面——琼·比斯雷提到：“在所有机动中，猛禽反应良好。在空速 20 节时机头仍然可控。飞机在 0 空速下的运动是可知的。在垂直爬升 0 空速状态下，飞机甚至可以自动缓慢恢复正飞状态。在 0 空速或其附近机动，由于飞机受重力和惯性控制，通常会沿垂线快速飘摆。在很多现代战斗机上，这个运动通常是钟摆机动的开始，然后接一个垂直斤斗。而对于猛禽而言，机头可以很容易地稳定在向下位置，没有明显摆向另一侧的趋势。”
看出来了吗？这段话有两个意思：1，即使在包线最左端，F-22 仍然具有稳定飞行的能力，而不会突然失控；2，F-22 在包线左端仍具有可靠的机头指向能力——这对于过失速机动的最终成功非常关键。对于第一点，大部分第三代战斗机（特别是第三代后期）都具有这种能力。但对于第二点，在包线左端气动操纵面已经失效，没有 TVC 的第三代战斗机只能依靠自身的气动特性保持稳定坠落，直至速度增大恢复机动能力为止——而在这段时间里，目标可能早就飞出己机的攻击区了。以苏-27 来说，如果它的眼镜蛇机动真的非常幸运地迫使对手冲前，那么只要对手有足够的能量作高速向上机动，苏-27 是一点办法没有，因为已经没有能量供其跟随机动了，而且此时苏-27 的速度还在 200km/h 左右，如果在 0 空速附近，等加速完毕，目标早就不知跑到哪里去了。但对于 F-22 来说，这一点就不必担心了 ，TVC 足以保证其完成精确的机头指向——唯一遗憾的是 F-22 的推力矢量控制能力仅限于俯仰轴和横轴，而航向轴仍然依赖于气动操纵面，在 0 空速状态下是无能为力的；虽然可以利用双发推力差产生控制力矩，但发动机控制的滞后使得这种控制手段还无法适应精确灵活的控制模式。
发动机失速
发动机是所有飞机的基础，不管你想让你的飞机干什么，不管你的飞机设计如何出色，失去了发动机的动力，就只有一个结果——废铁一块。AL-31F 发动机之所以名头如此响亮，很大程度上得益于 1988 年那个震惊世界的“普加契夫眼镜蛇”。能够在如此恶劣的情况下仍稳定工作的发动机，其自身的可靠性不用说是相当高的。
那么 F-22 的心脏——F119-PW-100 的可靠性又如何呢？按照琼·比斯雷的说法，F-22 在所飞过的每种条件下（包括 0 空速）都进行过发动机测试，油门从军用推力猛地推到全加力，然后迅速拉回。除了正常的油门变化外，他们还在油门过渡顶峰状态加入快速横侧操纵输入，以便利用液压泵尽可能多地分享发动机功率，加大发动机的负载。即使在这样的条件下，发动机仍然正常工作。对于飞行员来说，这实在是一个福音：F-22 的设计保证了几乎在任何状态下都不会失控，变成一个疯狂旋转的陀螺，但一个在稳定可控状态下撞地的铁块实在比一个失控的陀螺好不到哪里去；而 F119 可以解决飞行员在这方面的顾虑。F-22 最终实现“无忧虑操纵”，发动机是关键之一。
从方方老大的叙述中，我们基本已经可以肯定，这个超机动性有关于气动方面的问题已经在F-16/MATV上解决了，而发动机方面F119不让人失望。
在F-16/MATV之前，为了进行高机动性的飞行试验，1975年12月，YF-16的第一架原型机(72-1567)在空军飞行实验室改装成了CCV验证机。这就是YF-16/CCV。1976年3月16日YF-16CCV首飞，但在6月24日发生了严重事故，在离机场约一公里时发动机失灵，飞机迫降导致起落架折断。修复工作进行了6个月，1977年春恢复了试验。截至1977年6月31日最后一次飞行结束，共飞行了87架次、125小时。几年后，CCV的技术和经验被用在F-16/AFTI计划上。YF-16/CCV和F-16/AFTI的共同特点就是在进气道下方加装了倒V形鸭翼控制面，而F-16/MATV和X-31主要验证了推力矢量技术与高级飞控系统配合的实用性，其中关于F-16/MATV的资料比较少（英文的看不懂）。
其实，除了F-16系列的验证机外，F-15的验证机对超机动性的研究应该更全面，但是不知道为什么在性能上更接近F-22的F-15的超机动性验证机在宣传中刻意被遗忘了。
F-15S/MTD——美国空军在 F-15B（实际上是TF-15A 1 号原型机）基础上改装的短距起飞/精确着陆技术验证机。采用三翼面布局（鸭翼是经过修改的 F/A-18 的平尾），换装数字式电传飞控系统，发动机为 F100-PW-220，但改用二元矢量喷口。该机主要用于验证飞机在短距起降和实用推力矢量控制（TVC）时，起飞、着陆以及空战机动的性能。
NF-15B“敏捷鹰”/F-15 ACTIVE——NASA 改装的 F-15B，主动控制技术验证机，三翼面布局。由 F-15S/MTD 验证机直接改装而来，加装了功能强大的研究计算机，发动机推力加大，换装新研制的轴对称推力矢量喷口——这是它和 F-15S/MTD 在外观上最主要的区别。
可以说F-22更多的采用了F-15验证机的技术——即大推力的推力矢量发动机，F-16/MATV和X-31的研究成果，即推力矢量技术与高级飞控系统配合的技术——可能是F-15的功能简化型，在气动构形上F-22和YF-16/CCV和F-16/AFTI、X-29（X-29对前掠翼进行了充分研究）、X-31 、F-15S/MTD、NF-15B“敏捷鹰”/F-15 ACTIVE相去甚远——主要是指没有采用破坏气动隐身的多翼面技术和前掠翼技术。
所以从超机动性上说，F-22采用的技术也是水到渠成的“低技术”。
再次，说说隐身这个“低技术”。
隐身技术的名声是F-117宣扬起来的，但是认真研究起来其实F-117是一种失败的隐身飞机。
说它是一种失败的隐身飞机是因为它采用了异乎寻常的多面体隐身技术，虽然这种气动结构对隐身的帮助非常大，但是对飞行性能的贡献可以说是完全的没有。可以说由于飞行性能的低劣，在战斗中只要被发现就会被摧毁——要完全指望隐身性能超过探测技术的发展是痴人说梦。
F-22的隐身一是气动构形的贡献，二是材料的贡献，三是涂料的贡献。
这三方面，SR-71及从SR-71发展来的D-21已经做了充分的验证。在气动构形上的隐身设计使尺寸相当于波音737的SR-71的雷达反射面积比F-14还小，而据推测D-21的RCS值约为0.1~1㎡（《夜鹰的诞生——从Have Blue到F-117》，作者：张明德），在SR-71的“机背、机翼和垂尾等处边缘都用一种吸波层压塑料制成”（《极速家族——牛车黑鸟》，作者：不知火），D-21机体上覆盖了厚达1~2厘米的铁氧体涂层（《从货物标签到毕业杯——美国早期战略无人侦察机的尝试》，作者：孟繁荃）。这些全都是上世纪60年代的技术！如果技术的进步在F-22开始研制的年代为零，F-22仍然能够做到低于0.1~1㎡的RCS值，况且，通过F-117的研制，对气动构形隐身有了突飞猛进的发展——不是F-117的奇怪气动构形，而是在F-117研制中发展起来的RCS值估算方法（《夜鹰的诞生——从Have Blue到F-117》，作者：张明德），SR-71、D-21、F-22和F-117都是洛克希德·马丁公司的产品，所以我们不要奇怪F-22隐身技术的来源是上世纪60年代的东东。
所以隐身技术也是“低技术”啊。
最后，就是最没技术含量的可维修性技术。
为什么这么说呢？因为从大量的资料来看，从二战开始，已经开始重视战斗机的可维修性了——特别是海军的舰载战斗机，航母舰队需要最大可能的保持战斗力就要舰载战斗机容易修理。所以，F-22的可维修性技术是从二战时代继承过来的，这就表明了可维修性技术的“低技术”本质。
通过以上的研究，我们可以发现，F-22本质上是美国在曾经研究和使用过的大量技术上简化和发展而来的一种“低技术”飞机，但是，这些“低技术”对于其他国家来说基本上可以算得上是可望而不可即的。从根本上讲，这是美国航空技术的一次厚积薄发（F-35这种F-22的简化版就更不用说了），对其他国家的启示在于：只有不断的进行研究，并且积累相当深厚的技术基础，才能勃发出先进的产品。我们又为将来准备了多少呢？
2008年3月28日夜至29日凌晨
比较老的资料大合集 呵呵 还是支持一下楼主
现在过失速和超常规机动来说最强打得还是MIG-29OVT
全向矢量整合入飞控计算机
还有纠正一点 F-117的隐身算法是苏联人先搞出来的
1966年苏联学者发表的“在物理折射理论中的边缘波方法”论文，提出预测某种简单形状的物体如何散射或反射电磁辐射的方程，阐述了编制计算机软件来精确地计算某些两维结构雷达截面的方法。可惜的是苏联人并没有重视他们的发现倒是一个在洛克希德马丁工作的计算机工程师完成了这个程序，其直接产物——洛克希德的大趋势和have blue 技术验证机——f-117的直系祖先
SR-71虽然是最早采用隐身设计的飞机-他有一个最小截面设计但是事实上他是老美的联邦管制雷达系统上最好探测的目标
另外个人认为虽然ATF早期F22方案确实有F-117的影子
但是后来似乎采用了B-2的结构原理而不是F-117的多面体
圆滑的上表面向周边展沿开来，一直到尖锐的周边。这样，入射的电磁能量的散射大量减少，而是变成表面波，沿弧面向周边“流散”。尽管最终遇到边缘还是要远路返回，但如此劳师远征，来回一跑，在流动的过程中一路按指数规律衰减，形成回波的时候也是强弩之末了。这个隐身原理比 F-117 的多面体要先进很多，既达成全向隐身，又减少对气动设计的影响。
另外从能量机动角度F22最大的优势在于F-119的强大推力他的机翼翼载不比F15低
最后我认为低技术。。。。其实所有飞机都是低技术的
ATF到现在已经22年了
ATF的前身天空长者更早
1980年代显然是以F-117的技术为基础的
GE-F-120甚至用的是SR-71发动机的变循环原理有意思GE盗版PW呀。。很老了吧
还是不成熟
先说怎么多吧 呵呵
