“没有一磅重量用于对地攻击！”——这句话大概很多人都听说过，也知道这是在麦.道 F-15 战斗机发展过程中一个著名的口号。在很多文章里面，都提到美国空军由于在越南饱受教训，转而重视机动性，发展出以 F-15 为代表的一批第三代战斗机。然而，事实却并非如此。如果 30 余年前没有几个关键性人物、以及以他们为代表的一个秘密团体的出现，那么我们今天看到的 F-15 将是一架美国版的米格-25。
从二战到越南
二战结束后，美国政府和军方对战争的态度有了极大转变。他们认为，未来的战争必将是一场核大战，因此所有的军事资源、军事理论都为此大幅度调整。在这场大变革中，战术空军司令部成为“重灾区”之一——在核战争中，战略空军是打击主力，战术空军也就沦入给人打下手的境地。
战斗机设计重点也发生巨大转变，转而强调核武器投射能力和防空截击能力。因为，根据五角大楼将军们的想法，在想定的核战争条件下，夺取制空权的不是战斗机，而是轰炸机——用核弹将对手的一切毁于地面。传统的空战机动变得陈旧过时，取而代之的是拦截。战斗机要求具备超音速能力、先进的传感器、导弹武器以及必要条件下的超音速机动空战能力。
这种想法并不是第一次出现。早在二战期间就有人认为，随着战斗机速度提高和可用过载增大，使得先进战斗机进行空战机动变得不可能——然而直到 F-15 出现，战斗机的亚音速可用过载仍未达到人体所能承受的极限（早期 F-15 的极限过载是 7.33g）。然而接下来的不列颠空战证明，空战机动的技巧在空战中仍然是极其必要的，“空战无用论”随之销声匿迹。
无独有偶，就在美国军方再度提出类似观点之后不久，又一次检验机会出现——1950 年朝鲜战争爆发。美国空军在朝鲜空战中表现尚可。但也吃了米格-15 不少苦头。飞行员除了对米格-15 的垂直性能表示欣赏外，对自己战斗机重型化、多用途化导致机动性下降的现状也颇为不满。然而这场空战的教训却被美国军方有意忽略了。军方认为，朝鲜战争只是战争规则的一个例外，今后也不会再有一场战争具有和朝鲜战争类似的特征和规模——然而此后数十年，几乎所有战争都是和朝鲜战争同类的有限规模、夺取有限胜利的局部战争——尤其是令美国人刻骨铭心的越南战争。事实上，朝鲜空战真正的遗产就只有一个——洛克希德 F-104“星”战斗机，这是真正应飞行员的要求设计的空中优势战斗机（尽管它的高空高速特征往往让人将它和同期的美国战斗轰炸机混为一谈），当然这种飞机并不讨美国空军喜欢，很快退役。
F-104 是在听取了朝鲜战场飞行员的意见后研制的，但由于载弹量小、航程短，不配空军胃口而很快
退役 十余年后，随着美国全面介入越南战争，美国空军开始尝到昔日错误判断的苦果。这又是一场局部战争，加上政治上的限制，使得美国空军被迫在一个与想定条件完全不同的环境里作战。空军不得不用重型战斗轰炸机和老式的北越米格战斗机进行空中格斗，原来的拦截和核武器投射能力根本派不上用场。先进的空空导弹不适应越南潮湿气候，故障频频（飞行员的说法是，如果没有意外，导弹应该都是坏的），而越战初期多数美国空军战斗机就没有装备航炮，以至多次出现占据有利位置却不能击落敌机的情况。敌我识别也是一大问题，多起误伤事件之后，为了避免再次击落己方返航机或国际无武装飞机，美军又加上“目视识别”原则，从而使得第二代战斗机的优势几乎荡然无存。更要命的是，美国空军自朝鲜战争后不久就取消了空战训练课程，飞行员普遍没有进行空战训练，结果可想而知。
作为补救措施，美国空军开始给战斗机加装航炮吊舱应急。但这种吊舱射击精度不好，对机动性影响也大。后来美国空军又在新的 F-4E 上采用了内置式固定航炮，取得了一定效果在——F-4E 总计 21 个战果中，有 7 架是被航炮击落的。但这些飞机毕竟不是专用的空战战斗机，一线部队迫切需要一种真正的用于夺取空中优势的战斗机，这种飞机在哪里呢？
装备内置式固定航炮的美国空军 F-4E 战斗轰炸机 F-X 与战斗机黑手党
1965 年 4 月 29 日，美国空军开始进行一项战斗机研究，即后来著名的实验战斗机计划（F-X）。该计划由空军系统司令部专门负责。6 月16 日，空军系统司令部指定航空系统分部开始进行 F-X 相关预研工作。12 月，空军系统司令部正式发布该方案，共有 8 家可能参与投标的厂商收到了相关文件。有意思的是，这个方案仍然没能吸取越南空战的教训，沿用自 50 年代以来的“截击/轰炸机”设计概念，结果变成一种“超级百系列战斗机”——按照该方案，F-X 起飞重量大约 27 吨，加力推重比仅有 0.75，最大速度要求达到 M2.7。这种飞机显然不是一线部队所需要的真正的空中优势战斗机。
百系列战斗机多半是按照多用途概念设计的战斗轰炸机，在面对小巧的米格机时总有力不从心之感。图为越南战场主力之一——F-105“雷公” 几乎在空军系统司令部研究“F-X 初步概念方案”的同时，美国空军内还有另一群人在悄悄进行着研究。那是由阿瑟.C.阿甘空军少将组织的一个研究团队，成员基本上都是 50 年代以前战斗机学校毕业的飞行员，他们的研究方向是未来空军战斗机的发展。尽管是非官方组织，但这个组织却具有相当高的声望——他们后来被称为“战斗机黑手党”。在战斗机黑手党中，有 4 个关键性人物：查尔斯.麦尔斯，前试飞员，私人顾问；约翰.伯伊德少校（后官至上校），曾任战术教官，熟悉空战战术，并创立了“能量机动理论”，对第三代及其以后的战斗机发展影响深远；埃文斯特.瑞齐奥尼上校，空军中“空中优势战斗机”的一贯支持者；组织者阿瑟.C.阿甘少将，空军参谋部计划总监，参加过二战的老飞行员。战斗机黑手党根据他们的调查，正在撰写一份关于现代战斗机设计的报告。在这份报告中，提出的设计概念与当时主流的设计概念完全不同：战斗机不担负截击，不执行轰炸，唯一的任务就是与敌机空战，夺取绝对制空权。为此，朝鲜战争之前对战斗机的一些要求又再度提出，包括良好的视界，优越的机动性能，可靠的近距武器（包括航炮），这些都是近距空战所必需的条件。根据当时航空科技水平的进步，还增加了对超视距空战的要求。
能量空战理论创立者，战斗机黑手党关键人物之一——约翰.伯伊德 不难看出战斗机黑手党提出的战斗机概念和空军系统司令部提出的 F-X 概念完全背道而驰。在 F-X 研制过程中，两种设计思想不可避免地正面冲突。初看起来，战斗机黑手党势力单薄，他们只是一个半地下的非正式组织罢了，而他们所面对的却是五角大楼的高层军官和传统思维的惯性。不过，他们并非全然无助。越南空战的状况，使得当时美国空军内部不少人也意识到了当前的飞机设计思想出了问题，因此对战斗机黑手党的活动至少是不加干涉的。而且，战斗机黑手党的成员不少身处要害部门，能够在职权范围内对 F-X 研制方向施加影响。
1965 年 5 月，阿甘首先带着完成的研究，报告找到空军参谋长约翰.P.麦克唐纳将军，说服了他对战斗机黑手党提
出的未来空中优势战斗机的支持。1966 年末，约翰.伯伊德调到空军装备发展参谋战术分部供职。该部门负责空军装备计划的发展和演进的，同时也为重大装备项目提供意见。事实上，伯伊德调到该部门并非偶然。因为空军自忖 F-X 方案难以通过国会答辩，而伯伊德却宣称他的能量机动理论可以计算并改进战斗机的优缺点，于是在这个并不讨人喜欢的家伙
即将调往海外基地时将他留了下来，准备为 F-X 计划服务，无意中却为战斗机黑手党影响 F-X 方案提供了极其便利的条件。因此当伯伊德一接触到 F-X 初步方案时，即明确提出反对意见。由此展开了战斗机黑手党与国防部和空军高层官员的拉锯战。在双方争执不下时，来自苏联方面的情报帮了战斗机黑手党大忙——当时已经知道苏联在研制一种神秘的三倍音速战斗机（即米格-25）。由于错误估计了苏联航空技术水平，米格-25 成了一种极具威胁的战斗机，重量轻，推重比大，机动性好，速度快，按照当时的估计，西方战斗机无一能与之匹敌。在这一威胁面前，战斗机黑手党关于现代战斗机的设计思想基本被空军高层接纳，但作为妥协，F-X 也不完全是战斗机黑手党理想的“纯”战斗机，而是保留了高速拦截能力。因此，当 1967 年，6 月第二次招标需求发布时，F-X 概念已经与一年半前完全不同。第一次发布的 F-X 概念实际上是一种“战术支援飞机”。而现在的 F-X 则是一种高性能的制空战斗机，具有优异的机动性能，能够在空战中摧毁敌空军威胁（在当时主要就是针对被神化了的米格-25），夺取并保持制空权。
F-X 设计之初的主要假想敌，曾经被神话过的米格-25。西方对米格-25 的恐惧在 70 年代幻想小说《火狐》中也有明显体现。图为放伞着陆的米格-25PD 不过，无论何时，当一种理论被另一种理论取代时，其早期的结果一般都是走向原先理论的反面，甚至是极端对立。F-X 也不例外。在瑞特.帕特森空军基地的 F-X 系统计划办公室，工作人员打出了一条横幅——“没有一磅重量用于对地攻击！”
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1966 年 4 月，美国空军指定麦克唐纳.道格拉斯、北美.洛克韦尔和费尔柴尔德.共和三家公司参与 F-X 计划竞争。
在 F-X 计划进行期间，NASA 作为技术发展研究的先行者，也在进行相关战斗机构型研究。研究工作主要在兰利研究中心进行。当时一共提出了 4 个方案，包括：LFAX-4（可变翼方案），LFAX-8（LFAX-4 的固定翼方案），LFAX-9（双发上单翼方案）和 LFAX-10（和苏联米格-25 外形相似的方案）。1967 年，兰利中心发布了它们的研究成果，即 LFAX-8。
NASA 提出的 4 种战斗机气动布局方案。其中 LFAX-4 后来为海军 F-14 战斗机所继承，LFAX-8 则已经具备了相当多的 F-15 的特征
1968 年，美国国防部正式要求 NASA 参与 F-15 发展计划。促使国防部做出这个决定的关键人物是约翰.佛斯特博士，当时他正担任国防部研究工程局总监。佛斯特认为，首先 NASA 提出的飞机方案使得 F-15 采用的先进技术更加具体化，同时可以作为厂家方案的技术上限；其次 NASA 及其解决问题的专业意见，有助于最大限度的减小 F-15 发展过程中的风险和问题。此后，NASA 的 4 个方案被进一步深入研究。合作期间，各厂商设计团队相继访问 NASA，针对其各个构型的优点、缺点以及技术成熟程度进行不断改进。最终，LFAX-4 方案被格鲁门公司采用，成为海军
F-14“雄猫”战斗机的基础。而 LFAX-8 方案，则给麦.道公司设计团队留下了深刻印象，他们的设计方案选择了以 LFAX-8 为基础。事实上，这个方案已经具有后来 F-15 的部分特征了。这些特征包括：缩短动力组件长度以减轻重量；发动机安装位置前移以便平衡；采用水平调节斜板的发动机进气道，以便在大迎角下获得良好的进气性能；平尾安装在远远向后伸出的尾撑上，以获得更好的安定性和控制能力；发动机间距和整流罩经过优化设计，以减小亚音速巡航阻力。不过，麦.道设计团队也对该方案进行了修改。由于空军更加强调高亚音速机动性，麦.道的方案中机翼采用了前缘锥形扭转设计。而为了安装大型雷达天线（NASA 的方案中机头整流罩太小），麦.道综合考虑之后决定采用大型机头整流罩——尽管 NASA 为此警告说，这种整流罩会增大飞机超音速阻力。
在 LFAX-4 基础上发展而来的格鲁门 F-14“雄猫”重型舰载战斗机，曾经一度威胁到 F-15 的生存。图为 F-14A，机翼已经转至最小后掠角状态
需要说明的是，最早 F-X 并未确定采用哪种机翼构型。但在 1968 年下半年伯伊德与其上级参加国会答辩时，海军已经正式确定研制可变翼的 F-14。伯伊德意识到，如果 F-X 同样是可变翼，国会必然会以节省开支为由要求空军采购海军的 F-14。于是在来不及和上司商议的情况下，在回答议员询问时抢先回答说，F-X 将是一种固定翼战斗机。一句话，挽救了 F-X，也确定了该机的机翼构型。
1967 年麦.道构型，着重于优化最大速度和加速能力，对机动性特别是持续转弯性能没有过多强调
1968 年初，麦.道提出了这个超过 27 吨的可变后掠翼构型，该构型与费尔柴尔德的颇为相似，发动机短舱分开距离很大以降低阻力，但整体性能低于预期
1968 年中期的麦.道方案，特征是三角翼，进气口下唇更靠下，具有类似于 F-15S/MTD 的二元喷口
1969 年 1 月的麦.道构型，三角翼后缘改为前掠，进气口与 MiG-25 极为相似，仍保留了二元喷口
最终获胜的麦.道方案，与现在的 F-15 基本一致。注意进气道两侧前部串联挂载了两枚 XAIM-82 近距空空导弹，并有双腹鳍
同年 9 月 30 日，经过长期争论之后，空军终于发布详细的 F-X 方案需求（RFP）。RFP 指出新型战斗机应该具有低翼载、高推重比，在 M0.9 速度附近具有良好的机动性能；装备脉冲多普勒雷达，具有下视下射能力；足够的转场航程，可以无需空中加油自行部署到欧洲基地；最大马赫数要求达到 M2.5（不过，这一条要求只在理论上达到过：由于代价高昂以及复杂性，F-X/F-15 在挂弹后最大 M 数被限制在 M1.78）；单座构型；最大空战起飞重量要求不超过 18,144 公斤；以及其它一些和疲劳寿命、维护性、可视性、自启动能力等相关的要求。
10 月 24 日空军将 F-X 定名为 ZF-15A。
到 12 月 30 日，空军 F-15 系统计划办公室（SPO）已经收到麦克唐纳.道格拉斯、北美.洛克韦尔和费尔柴尔德.共和三家公司的投标方案，标价均为 1,540 万美元。
北美的 FX 全尺寸模型，机腹进气。进气道两侧挂载两枚“麻雀”导弹，另外两枚半埋挂载在机腹
这三种方案并没有显著不同，只是北美和费尔柴尔德的方案均采用单垂尾设计。其中后者得到来自长岛的国会议员的大力支持——因为该方案如果中标将在长岛生产。经过详尽的评估之后，1969 年 12 月 23 日，美国空军系统司令部（AFSC）宣布麦克唐纳.道格拉斯所提出的设计方案在 F-15 计划竞争中获胜，成为该计划主承包商。
麦.道 FX 构型的演进，第四排第一个明显是 F-4“鬼怪”的改进型，而在其余的构型中又可以发现与 F-14 和 F-22 的相似之处
在进行了风洞测试后，NASA 对麦道的构型提出如下建议：去掉腹鳍，加高垂尾，对喷管进行整流设计，平尾加装锯齿，主翼尖进行斜切。于是在原型机上没有看到腹鳍，但后两项改进直到生产型上才得以应用
1970 年 1 月 1 日，F-15 发展合同（合同号 F33657-70-C-0300）正式生效，麦.道开始进入全尺寸研制阶段。初始合同要求生产 20 架飞机用于工程发展，其中包括 10 架试验型 F-15A（生产序列号 71-0280/0289）和 2 架 TF-15A（后改称 F-15B）双座教练型（71-0290/0291），还有 8 架全尺寸发展型 FSD 飞机，全部是 F-15A（72-0113/0120）。由于麦.道曾经研制过“鬼怪”战斗机，F-15 早期研制工作于其中获益良多。乔治.格拉夫被任命为设计小组负责人，负责工程研制工作。项目经理唐.马文则负责处理组织工作的实际问题，并确保项目进度。
1971 年 4 月 8 日，F-15 评审工作最终完成。次年 6 月 26 日，第一架原型机 YF-15A（71-0280，代号 F-1）出厂。整个项目进展速度快得令人吃惊。当然，这一切很大程度上要归功于早期的大量预研工作。
第一架 YF-15A 71-0280 在圣路易斯工厂下线
1972 年 7 月 27 日，麦.道首席试飞员欧文.L.保罗斯驾驶 YF-15 F-1 号机从爱德华兹空军基地起飞，开始这只“雏鹰”的首次飞行。此次飞行持续时间 50 分钟，最大飞行高度 3,658 米，最大空速 250 节。此后，9 架单座原型机（F-2/10）和 2 架双座原型机（TF-1/2）相继试飞。自此 F-15 长达 30 余年的辉煌历史拉开了序幕。
放下起落架准备进场的 F-15 原型机
1972 年 7 月 27 日首次试飞的 YF-15 F-1 号机。和后期的 F-15 相比，该机最大的区别是没有翼尖斜切结构。一个新的时代在这一天开始了
需要指出的是，在 F-15 的试飞过程中，遥控模型扮演了相当重要的角色。事情起因是 1971 年 4 月，负责研究发展的空军部长助理格兰特.汉森签发一份备忘录，其中提到空军当年由于失速和尾旋损失不少飞机，认为相关的研究没有跟上。此后 NASA 德莱登研究中心开始研究以缩比模型进行相关试飞的可行性。10 月，3/8 比例的 F-15 遥控研究机（RPRV）项目正式批准。RPRV 是铝、木、玻璃纤维混合结构，重1,099 公斤，价格仅 25 万美元，远低于一架原型机的价格（680 万美元），试飞风险和效果都要优于有人驾驶飞机。
正准备以滑橇着陆的 F-15RPRV 遥控研究机。在 CFD（计算流体力学）尚未出现的年代，该机对 F-15 起了重要的推动作用
1973 年 10 月 12 日，第一架 F-15 RPRV 由 NASA 所属的 NB-52 投下，进行首次试飞。这一次 RPRV 由直升机在空中回收，以后改为由飞行员遥控，以滑橇进行水平着陆。至 1975 年底，RPRV 共进行了 27 次试飞。试飞迎角范围从 20° 直至 53°——由于风险太大，这在全尺寸原型机试飞中几乎是难以完成的——使得 NASA 的工程师得以对 F-15 的大迎角飞行特性的数学模型进行检测。试飞结果显示，F-15 具有较好的抗尾旋能力。当然，在人为故意操纵的情况下，RPRV 可以进入尾旋状态，从而使研究人员可以进一步获取 F-15 的尾旋特性。后来试验范围进一步扩大，试飞迎角高达 70° 至 88°！
利用现代 CFD 在计算机上生成的 F-15 65° 迎角下多个剖面的气流状况。在 F-15 研制初期，这种高风险项目需要在 F-15 RPRV 上完成。短短十余年间，飞机的设计和试验手段已经发生了翻天覆地的变化，其间的差距令人感慨不已！
至 1981 年 6 月中旬，RPRV 共完成 53 次试飞。在后期试飞中，RPRV 进行了很多改装，以试验这些改装措施对于提高飞机抗尾旋能力的效果。尽管最终这些措施没有应用到 F-15 上，但 RPRV 项目获取的高质量尾旋数据对于后来美国战斗机研制都是极其宝贵的财富。
附录：F-15 12 架原型机试飞简表
| 生产序列号 | 代号 | 首飞时间 | 试飞任务 |
| 71-0280 | F-1 | 1972.7.27 | 飞行包线扩展，操纵品质评估，外挂试验 |
| 71-0281 | F-2 | 1972.9.26 | 发动机测试平台 |
| 71-0282 | F-3 | 1972.11.4 | 电子设备测试平台，首次安装 APG-63 雷达 |
| 71-0283 | F-4 | 1973.1.13 | 结构试验 |
| 71-0284 | F-5 | 1973.3.7 | 首次装备 M61A1“火神”航炮，作为武器测试发展平台。后改为地面教练机，型号 GF-15A |
| 71-0285 | F-6 | 1973.5.23 | 第二架电子设备测试平台，用于飞控系统和导弹火控系统试飞 |
| 71-0286 | F-7 | 1973.6.14 | 武器和外挂油箱测试平台 |
| 71-0287 | F-8 | 1973.7.25 | 用于螺旋改出和大迎角试飞，同时担负燃油系统试飞任务 |
| 71-0288 | F-9 | 1973.10.20 | 发动机和飞机性能评估试飞 |
| 71-0289 | F-10 | 1974.1.16 | TEWS（战术电子战系统）、雷达、航电设备试飞 |
| 71-0290 | TF-1 | 1973.6.7 | 多系统试飞。自该机起，单、双座机保持 7：1 比例 |
| 71-0291 | TF-2 | | 多种任务综合试飞平台 |
设计特点
由于战斗机黑手党的介入，以及用能量机动理论作设计指导，使得 F-15 有了正确的设计方向，为后来优良的机动性打下坚实的基础。为了进一步了解 F-15 的设计特点，下面对能量机动性和相应飞机设计参数之间的关系作个简单介绍。
盘旋能力是一个重要的机动性指标。那么拥有什么样的盘旋能力才能在空战中占据优势呢？能量机动理论对此的描述是，在假定其他影响因素（包括飞机稳定性、操纵品质、武器、飞行员技术等）相同的情况下，两架以同样速度飞行的飞机进行最小半径盘旋同时不损失高度的一方通常具有优势；或者说，在不损失高度和速度（亦即能量）的前提下，盘旋半径小的通常具有优势。
在稳定盘旋中，机翼所提供的升力不仅要平衡飞机自身的重力，还需要提供盘旋所需的向心力——需要特别指出的是，这里的“平衡”不仅包括大小，还包括方向。升力与飞机自身重力之比，就是我们所谓的“过载”，以重力加速度 G 表示。和我们通常想象的不同，在稳定盘旋条件下，过载唯一决定于飞机的坡度。例如，当飞机坡度为 60 度和 78.5 度的时候，对应的过载分别是 2G 和 5G。而根据物理知识，在给定了过载以后，飞机的盘旋半径和速度平方成正比。换句话说，在过载一定的前提下，两架不同的飞机同速飞行时具有相同的盘旋半径。当然，这个说法不完全正确，因为过载和盘旋半径还要受到机翼最大可用升力系数和平飞时翼载的限制。在给定的高度和速度条件下，机翼最大可用升力系数决定了盘旋中所能产生的最大升力，翼载则决定了最大升力中用于提供向心力的比例有多大。正因为如此，不同的飞机盘旋能力千差万别。
在稳定盘旋中，坡度唯一决定飞机过载。图为飞机进行 2G 和 5G 稳定盘旋时分别需要的侧倾坡度
此外，还有两个参数限制了飞机的盘旋能力。首先，在给定的高度和速度条件下，飞机阻力随机翼升力系数的增大而迅速增大（其增大速度和幅度取决于机翼设计和马赫数），因此即使机翼产生的升力足够，而发动机可用推力不足以平衡由此产生的巨大阻力的话，飞机就会掉高度，这在空战中是相当不利的。因此要进行大过载稳定盘旋，发动机推力必须足够大。此外，还有一个往往被人忽略的因素就是飞机的配平能力。机翼的高升力会产生巨大的俯仰力矩，如果纵向配平能力不足，飞机就会失控。
稳定盘旋条件下，飞机升力的垂直分量必须等于重力。如果为了拉出大过载而压坡度过大，使得 Ysin（γ）小于重力，飞机就会掉高度，此时飞机将进入非稳定盘旋状态
以上这些被约翰.伯伊德等人以理论形式描述出来，就是“能量机动性”。其中有一个关键性参数，即单位重量剩余功率（SEP）。其计算公式为：（飞机推力-阻力）X 速度/飞机重量，其绝对值恰好等于相应高度的飞机爬升率。从飞机的飞行力学关系可知，飞机加速性能和爬升性能都直接与 SEP 成正比。飞机的其他性能参数如稳定盘旋性能、升限等也都与 SEP 有关。只有瞬时盘旋性能只与最大可用升力系数及翼载荷有关，与 SEP 无关。了解了这些，我们不难明白 F-15 低翼载、高推重比的由来，以及这种设计所产生的作用。
对于静稳定飞机，此时飞机升力作用于飞机重心之后，形成低头力矩。如果平尾产生的负升力 Y1 不足以平衡这一力矩，飞机将低头而无法拉出大过载。对于静不稳定飞机则相反，飞机将出现上仰发散，直至失速。
由此图也可看到，如果推力的水平分量 Pcos（α）小于阻力 X，飞机将减速，导致升力下降，无法平衡重力而掉高度
也许有人已经注意到，上面所提到的基本上都和稳定盘旋性能相关，而瞬时机动性却几乎只字不提。这是因为在 F-15 设计的年代，由于武器射击条件的限制，飞机设计强调稳定机动能力。而瞬时机动性成为飞机设计重点以及相关的角度空战战术的提出，则是 80 年代的事了。
在正确的设计思想指导下，脱颖而出的 F-15 几乎是当时美国空军“空中优势战斗机”概念的完美体现，深得空军高层的欢心。后来空军一心一意将原作为格斗战斗机设计的 F-16 变成一架战斗轰炸机，主要原因之一就是为了避免 F-16 和 F-15 抢资源。
那么，F-15 在设计上究竟有哪些特点呢？
视界
由于越战的教训，F-15 相当重视视界问题——飞行员的看法是，如果在座舱里看不到外界，那么这飞机就不是一架战斗机。事实上，在近距格斗中，飞行员的视界相当重要，直接关系到飞行员的态势感知（SA）能力。据统计，80% 被击落的飞行员都不知道攻击来自何方。而且根据伯伊德后来的总结，朝鲜战争期间 F-86 取胜的重要原因之一是该机的视界比米格-15 好。
为了提供良好的视界，F-15 采用了大型气泡式座舱盖，整体式风挡，座椅位置也安排得较高，飞行员几乎 1/3 个身子露在机身外，使得飞行员具有上半球 360 度环视视界，正前方下视角达到 15°，相当出色。
F-15 和它的前辈 F-4 的座舱对比，不难看出 F-15 的视界有了质的改善
机身
F-15 机身为全金属半硬壳式结构，分为三段。前段包括机头雷达罩、座舱和电子设备舱，主要结构材料为铝合金。中段与机翼相连，前三个框为铝合金结构，后三个为钛合金结构。后段为发动机舱，全钛合金结构。
进气道外侧有凸出的整流罩，从机翼根部前缘向前延伸，大迎角下可以产生涡流，推迟机翼失速和提高尾翼效率，相当于边条翼，但由于整流罩前缘半径较大，具有较大吸力，气流不易分离，其效果不如边条翼好。整流罩结构经过机翼向后延伸，形成尾部支撑桁架（尾撑）结构，除了提供尾翼安装空间外，大迎角下还能产生一定的低头力矩，改善飞机的大迎角性能。
单块式减速板位于机身背部，最大开度 35 度，可以在任何速度下打开，并不会改变飞机的俯仰姿态。但是试飞结果显示，在高速下打开减速板可能会诱发颤振。为此麦.道修改了设计，减小了高速时减速板的开启角度，并将其面积从 1.9 平方米增大到 2.9 平方米。
F-15 原型（上）与 F-15A（下）对比。背部减速板已经张开，可以看到其大小有明显变化
F-15 的机尾采用双发小间距布局，减小了飞机阻力。由于后机身有尾撑结构，可能对喷管和后体产生严重的不利干扰，麦.道对此进行了大量研究。麦.道提出了 MCAIR-1~ MCAIR-4 四种设计方案，其中 MCAIR-1 为不带尾撑的基准构型。风洞试验表明，MCAIR-3 和MCAIR-4 方案阻力均明显下降。尽管 MCAIR-4 方案阻力最小，但由于强度不足，不能承受尾翼载荷，麦.道最终选择了 MCAIR-3 方案，使得 F-15 的巡航性能和机动性均有较大改善。
F-15 机尾特写。后机身中央整流体、尾撑、着陆拦阻钩、收敛-扩散喷口均清晰可见
F-15 主动控制技术验证机的机尾。其轴对称矢量喷口已经偏转
机翼
F-15 的机翼设计是依据半经验和当时的线性理论方法选择机翼参数组合，利用飞机设计一体化系统（CADE）进行分析研究，然后选择有利方案进行吹风试验，选定最终的机翼参数。经过长达 1 年的吹风试验，对 800 个机翼变量进行了试验，包括 74 种机翼外形和 54 中变弯度措施。
最后确定了两种方案：方案一，展弦比 2.5，根梢比 5，前缘后掠角 50°，带前缘锥形襟翼；方案二，展弦比 3，根梢比 2.5，前缘后掠角 45°，固定前缘锥形扭转。经过各类改进之后，方案二入选。最终 F-15 的机翼方案为：切尖三角翼，无前后缘机动襟翼，采用前缘固定锥形扭转设计。前缘后掠 45 度，机翼相对厚度为 6%/3%（翼根/翼尖），展弦比为 3，根梢比为 5，翼面积 56.48 平方米，下反角 1°，安装角 0°。机翼上仅有后缘高升力襟翼和副翼共 4 个操纵面。
F-15 采用切尖三角翼翼形的原因是很显然的，三角翼在改善机翼结构、增大机内容积方面有较大优势，同时可以使飞机在跨音速区的阻力增加变得更加平缓，飞机跨音速时焦点移动量也较小，减小了配平阻力。不过，在 F-15 原型机试飞照片上，我们可以看到，该机并没有翼尖斜切结构。但在试飞过程中发现，F-15 在 9,144 米高度、M0.85~M0.95 速度范围内进行 6G 或更大过载的机动时，机翼会出现颤振现象。为了改善颤振特性，机翼翼尖切去了大约 0.8 平方米左右，形成现在所见的切尖设计。
在低空进行双机飞行表演的 F-15。可以清楚地看到机翼平面形状为中等后掠角切尖三角翼
为了改善飞机亚音速性能，F-15 采用了前缘固定锥形扭转设计，而没有采用当时已经得到普遍应用的前缘机动襟翼——这种设计主要是从重量、制造工艺和系统复杂性方面考虑的。由于 F100 发动机推力相当高，即使固定锥形扭转将导致飞机超音速阻力增大，根据计算，F-15 的超音速性能仍可达到空军的指标。权衡利弊之后，麦.道决定放弃前缘机动襟翼的选择。而 F-15 放弃后缘机动襟翼，则是由于后缘襟翼放下以后，增加的配平阻力超过了因此减小诱导阻力所带来的好处。
机翼采用高达 3 的展弦比，配合较小的根梢比，有利于推迟翼尖分离，明显减小了机翼诱导阻力；同时较大的展弦比提高了机翼升力线斜率，改善了机翼升力特性。这和能量机动理论中减阻增升的要求是一致的。当然，展弦比增大，超音速零升阻力系数也增大，增大了跨/超音速的波阻。这个缺点，则利用强大的发动机推力和其它方面的设计来弥补。
机动中的 F-15C。机翼后缘只有四块操纵面。从副翼偏转方向可以判断飞机正在向左滚转
较小的机翼相对厚度是有效降低波阻的措施之一。当相对厚度由 6% 减小到 3% 时，波阻明显减小但缺点是增重和亚音速时促使前缘分离提前发生。为此 F-15 选择了沿展向变化相对厚度的设计。但是这样一来，机翼的刚度却有点问题。前面提到的机翼颤振问题，以及 F-15 滚转率不高的缺陷，都与此不无关系。
F-15 的翼面积在当时而言，选择得相当大。这主要是为了降低翼载、提高大迎角机动性。因为正是翼载则决定了稳定盘旋中最大升力用于提供向心力的比例。当时选择翼载主要依据两个条件：速度 M0.9，高度 9,150 米，机动过载 5G（升力系数 0.7）时的发动机剩余推力（Ps）要求；速度 M2.2 高度 12,200 米，机动过载 1G（升力系数 0.04）时的 Ps 要求。
刚刚滑出、准备起飞的 F-15E。后缘襟翼已经放下。照片中，机翼厚度由翼根向翼尖逐渐减薄、机翼前缘扭转等特征清晰可见
机翼结构为多梁抗扭盒型破损安全结构，前梁为铝合金，后三梁为钛合金。内侧整体油箱的下蒙皮采用钛合金壁板，其余为铝合金机加工整体壁板。机翼前后缘、襟翼、副翼均为全铝蜂窝夹层结构。机翼的破损安全结构，配合承力蒙皮，只要有一根翼梁仍然完好，就可以支持飞机继续飞行，大大提高了飞机的生存能力。
全加力起飞的 F-15。由于选择翼载低，机翼升力系数较大，推重比高，使得该机具有良好的短距起降能力，为日后改装成短距起飞/精确着陆验证机奠定了基础
尾翼
麦.道的 F-15 早期方案也是单垂尾布局，但到后期设计时放弃了，改为大间距双垂尾布局。两个垂尾安装在后机身两侧的尾撑上，以消除相互之间的不利影响。由于在任何迎角、侧滑角条件下，都有一个垂尾出于相对“干净”的来流之中，从而提高了飞机的航向稳定性。
垂尾采用大展弦比、中等后掠角设计，前缘后掠角 37°，外倾 2°，高度较大，大迎角下可以明显改善飞机的航向稳定性，从而保证 F-15 可以有效的进行大迎角机动。但是这种大展弦比高垂尾在高速时受载扭转，效率将会大大降低。需要说明的是，F-15 早期垂尾采用小展弦比设计，在尾撑下面加装有腹鳍，以提高方向稳定性。后来经过风洞试验，增大了垂尾展弦比，面积加大 12%，取消腹鳍，形成我们今天所见的设计。这样的好处是在保证航向稳定性的同时，使亚音速巡航阻力减小了 5.5%。
大间距双垂尾保证了 F-15 高速和大迎角条件下的航向稳定性
F-15 的平尾为大后掠全动式低平尾设计，前缘后掠角 50°，具有前缘锯齿和翼尖斜切设计。低平尾布局主要是为了减小机翼下洗流的影响——F-4 由于采用高平尾设计，导致飞机大迎角飞行品质不好，很容易失速进入螺旋。因此美国空军对其后继机的大迎角飞行品质相当重视。锯齿和斜切则是为了解决平尾颤振问题，同时锯齿上产生的涡流还有助于提高平尾效率。平尾安装位置相当靠后，借助于尾撑结构，使之可以安装到发动机喷管附近，其尾臂长度达到 5.424 米，远远超过同代的其它飞机，如 F-16（4.41 米）、苏-27（4.64 米）。这显然是从 LFAX-8 方案继承来的（相对而言平尾位置有所前移），以获得较好的控制能力。从能量机动理论我们可以知道，即使机翼可以拉出足够的过载，如果飞机配平能力不足，那么同样无法实施大迎角高 G 机动。
加力状态的 F-15。从这个角度可以看到平尾和机翼平面之间的垂直距离。这使得平尾在大迎角可以避开机翼下洗流，保持良好的控制能力
F-15 垂直安定面和平尾都是全金属蜂窝夹层结构。两者的抗扭盒为钛合金结构，蒙皮则是全厚度铝夹芯和硼纤维层合板构成的蜂窝壁板，前后缘为全铝蜂窝结构。方向舵梁肋为碳纤维复合材料，蒙皮则由硼纤维层合板和铝夹芯构成。平尾和方向舵均可以左右互换。
进气道和发动机系统
F-15 的进气道设计要求是：大机动和高 M 数时性能良好；所有飞行状态下进气畸变小；重量轻。最初设计时有机翼短舱方案和两侧进气后机身并列方案。由于短舱方案较重，滚转惯性矩和发动机停车时的偏航力矩均较大，最终选择了两侧进气后机身并列方案。
进气道是可调外压式四波系超音速进气道，采用水平压缩斜板，除了具备基本的对气流进行预压缩功能外，在大迎角状态下还能改善进气状况，起到和腹部进气道类似的效果。由于二级压缩斜板超音速总压恢复较低，不能满足 M2.2 机动的要求，F-15 最终采用了三级斜板形式。
计算机生成的 F-15 翼身进气道气流轨迹图（上）和表面压力分布图
为了在超音速大迎角范围内保持理想的激波系统，F-15 考虑采用可变捕获面积进气口，后来发现这种设计还有减阻、改善进气道与发动机匹配等好处。当时提出了 4 种方案，最后选定的方案是：可变捕获面积，三级斜板（同时转动），随迎角和 M 数调节，引气系统位于喉道槽缝。为此，F-15 的进气道上罩（包括侧壁）被设计成可以转动的，形成 F-15 独有的特征。由于上罩转动对发动机和飞机性能均有影响，因此其调节规律需要考虑到所有相关因素的影响，以取得最佳的综合效果。
F-15 设计阶段曾研究过两种不同的进气道侧壁外形，以求减小溢流阻力和改善侧滑时进气道性能。一种是全侧壁方案，另一种则是内外侧壁切除量不同的方案。根据试验，切小的侧壁在飞机侧滑时明显改善了飞机总压恢复和畸变，而全侧壁则在超音速小迎角时总压恢复最高。由于 F-15 强调高速拦截能力，超音速性能是设计重点。因此最终还是采用了全侧壁方案，气流畸变问题用附面层吸除孔板来解决。
F-15 的四波系可变捕获面积超音速进气道风洞模型
为了配合进气道性能，F-15 前机身也作过修形。其原始设计在大迎角和侧滑时会导致前机身下部分分离气流进入进气道。为此，F-15 取消了前机身下部直线段，增大下部圆角，同时将机身最大宽度线由进气道中部上移到进气道上部，并减小机头下垂度。这种设计减轻了下部分离，改善了进气道总压恢复和畸变。
总之，这种四波系可调进气道大大减小了阻力，提高进气道总压恢复，对 F-15 的超音速性能助益犹大，但为此付出的重量和复杂性代价也不小。这也是空军高层和战斗机黑手党激烈斗争的结果之一——若不是强调 M2.5 的最大速度和超音速拦截能力，这种复杂的超音速进气道存在的意义也就不太大了。事实上后来的格斗战斗机 F-16，就是采用了简单的固定正激波进气道。
F100-PW-100 发动机
发动机是 F-15 的另一个关键。普拉特.惠特尼研制的 F100-PW-100 发动机加力推力高达 11,340 公斤，为 F-15 的优越性能提供了坚实的基础。这是一种轴流式涡扇发动机，涵道比 0.7，双轴 3 级风扇+10 级高压压气机+2 级涡轮。该发动机设计相当先进，推重比 7.8，可以左右互换安装，在理想条件下拆卸时间只需要 20 分钟。但普.惠在设计时过于注重先进性而没有过多考虑可靠性，结果 F100-PW-100 问题层出不穷，F-15 早期因频频趴窝而被称为“机库皇后”，相当程度上是发动机的原因。
正在吊装发动机的 F-15
F-15 的发动机喷管选择也是经过优化对比的结果。当时一共提出了四种方案，包括：非轴对称喷管；简单收敛喷管；膨胀比 1.41 的收敛-扩散喷管和膨胀比 1.61 的收敛-扩散喷管。非轴对称虽然巡航阻力最低，但综合性能不好，风险大，首先被淘汰。剩下三种方案性能相近，但在典型作战任务剖面性能比较中：膨胀比 1.61 的收敛-扩散喷管由于超音速单位重量剩余功率（Ps）明显超出要求而占据优势，而其亚音速的 Ps 和膨胀比 1.41 的收敛-扩散喷管相近，优于简单收敛喷管。由于膨胀比 1.6 的收敛-扩散喷管占据明显优势，F-15 最终采用了这一方案。不过，其结构和最早在 F-14 上应用的光圈式收敛-扩散喷口不同，为铰接鱼鳞板式结构。
F-14 和F-15 的尾喷管对比
飞控系统
为配合高机动性设计，F-15 采用了双余度、高权限模拟式控制增稳系统（CAS）——实际上是第一代电传飞控系统，外加一套机械备份。飞行员的控制指令首先发送到 CAS，由计算机进行处理后以最佳方式输出到各控制面和发动机，从而保证飞机在飞行包线内飞行，而不必担心失控。
事实上，F-15 能获得优异的机动性能，主要原因就在于它的低翼载和高推重比。F-15A 在空优构型起飞重量下，其推重比达到 1.07，而翼载仅有 358 公斤/平方米。这些参数远优于当时的典型战斗机，但并非偶然——这事实上是约翰.伯伊德创立的“能量机动理论”首次用于指导飞机设计的实践，从而使战斗机设计进入了一个全新的时代。不过需要说明的是，在 F-15 的设计过程中，能量机动理论只用于作大方向的设计指导，并未用于具体参数计算。真正完全用能量机动理论设计出来的飞机，则是战斗机黑手党的宠儿，通用电气的 F-16。
航电设备
为了赢得空战，飞行员必须先敌发现，先敌开火，先敌摧毁。因此，航电设备至关重要。F-15 装备了大型脉冲多普勒（PD）雷达，以提供先敌发现的优势。战术电子战系统（TEWS）提供威胁告警信息。平显和双杆操纵系统（HOTAS）则大大减轻了飞行员搜索、跟踪、攻击目标时的操纵负担，并简化了操纵程序。
为 F-15A 设计的是 AN/APG-63 全天候多模式雷达系统。APG-63 雷达工作在 X 波段，探测距离远，具有下视下射能力。探测信息自动送往中央计算机，并和计算结果一起实时反馈给飞行员（通过平显和下显）。APG-63 具有多种对空工作模式，可以根据不同的搜索方式或选择的交战模式来选择不同的脉冲重复频率（PRF）：远程搜索，使用中/高 PRF，根据飞行员选择的搜索距离（18.5~296 公里）确定 PRF，以期获得较好的迎头和尾追搜索效果；速度搜索，使用高 PRF，专用于迎头高速接近的目标；近距搜索，使用中 PRF，用于格斗时为响尾蛇导弹和航炮提供数据，具有 16、32、64 公里三种探测范围，可以跟踪多个目标。作为以上三种模式的备份，APG-63 还有一种非 PD 模式，使用低 PRF，只能提供上视能力——因为非 PD 模式无法过滤地面杂波。此外，APG-63 还有多种提供特殊功能的模式，包括：信标模式，用于向空中飞机的敌我识别系统（IFF）发射询问信号；手动跟踪模式，作为自动跟踪模式的备份；被动模式，用于监测外部雷达辐射信号，同时自身只发送微弱脉冲，以尽可能减小自我暴露的可能性；地图测绘模式。
F-15 早期座舱
F-15E 前舱与 F-15E 后舱。随着时间推移，F-15 显示技术和界面日趋先进合理，更有利于飞行员掌握空/地战术态势，大大提高了作战效率
1973 年，APG-63 雷达投入使用。1979 年，该雷达装备了可编程信号处理器（PSP），这是 PSP 首次在机载雷达上应用。这使得系统通过软件编程就可以适应新的战术、使用模式以及武器系统，而无需进行大规模硬件改进。1986 年，APG-63 停产，共生产大约 1,000 台，装备所有 F-15A/B 型和早期 F-15C/D 型。但是 APG-63 并不完善。其平均维修间隔时间（MTBM）不到 15 小时。对该系统的航线可更换件（LRU）的技术支持日益困难。原因之一是很多部件采购困难，而采用新技术部件则往往要求重新设计系统而被迫放弃。另一方面，持续恶化的可靠性影响了飞机的部署。如果航空站没有二级维修能力，就无法对雷达故障提供技术支援。此外，由于设计时的局限，APG-63 事实上没有多余的处理能力和存储能力来升级软件，应付日益增大的威胁。为此，从 F-15C/D 后期型开始换装 APG-70 雷达。
F-15 平显投影影像
APG-63(V)1 则是针对 APG-63 缺点所做的重大改型，在可靠性和可维护性方面有了明显提高，以满足用户要求。作为美国空军雷达换装计划的一部分，APG-63(V)1 将取代 APG-63 装备 F-15C/D，以保证美国空军雷达方面的优势。(V)1 系统更换了发射机、接收机、数据处理器、低压电源和信号数据转换器。在系统能力增强的同时，可靠性提高了近 10 倍，MTBM 达到 120 小时。2001 年 3 月美国空军第 27 战斗机中队的 F-15 首批换装 APG-63(V)1 雷达，预计将有至少 170 架 F-15 接受升级改装。
AN/APG-63 雷达
而在此之前，波音在 2000 年 12 月向美国空军交付了 3 架装备 APG-63(V)2 主动相控阵（AESA）雷达的 F-15C，从而使该机成为第一种装备 AESA 雷达的现役飞机。该雷达的控制和显示和 APG-63(V)1 几乎完全相同，但扫描方式由机械扫描改为电子扫描，可以提供更大空间内的多目标扫描跟踪能力。
APG-63(V)2 主动相控阵雷达
机载 AN/ASN-109 惯性导航系统（INS）可以在全球任何位置为 F-15 提供导航。它可以和 AN/ASN-108 姿态/方向参考系统一起综合提供飞机的实时位置、俯仰/滚转、姿态、航向、加速度和速度等相关信息。电子战系统可以同时提供威胁告警以及对选定的威胁实施电子对抗。拖曳式诱饵则是作为传统雷达干扰手段的补充，用于对付现代雷达制导导弹——该诱饵可以模拟敌方雷达信号，诱使制导头锁定自己而非飞机。
武器系统
F-15 可以使用多种对空武器。自动化的武器系统加上平显、HOTAS，使得飞行员可以高效率地进行空战，而无需将精力浪费在繁杂的武器操纵程序上。如果飞行员更改了当前的武器选择，平显上的武器发射指引也将随之自动改变。
根据最初的设计，F-15 可以携带三种对空武器系统：AIM-7F/M“麻雀”半主动雷达制导中距导弹，AIM-9L/M“响尾蛇”红外制导格斗导弹，M61A1“火神”加特林航炮。随着 AIM-120 先进中距空空导弹投产服役，F-15 也可以使用这种先进的主动雷达制导导弹。今后随着 AIM-9X 格斗导弹定型投产，我们还将在 F-15 的挂架上见到它的身影。
M61A1 航炮
这是在美国第三代战斗机上得到广泛使用的一种航炮，F-15 所有改型上均有装备。安装位置在右翼根整流罩内，备弹 940 发（A~D 型）/500 发（E）。航炮射速有两种，4,000 发/分和 6,000 发/分，飞行员可以自行设置。航炮主要用于距离 600 米以内的空战，弥补格斗导弹的发射死区。
AIM-9L/M
AIM-9 导弹系列诞生于 50 年代中期，发展到 L/M 已经是第三代。尽管气动外形仍和早期 AIM-9 相似，但性能却不可同日而语。早期 AIM-9 只能跟踪发动机尾喷口的红外信号，要求飞行员将机头指向敌机尾部才能发射，并且发射时过载也有严格限制。而 L/M 型则可以实施“全向”攻击——当然，实际上还做不到“全向”发射，在目标机头左右各 15 度范围内仍然是发射死区，但已经远远优于它的前辈了。并且其制导头可以随动于雷达，雷达锁定目标的同时，导弹的制导头也已经锁定目标了。
需要说明的是，AIM-9L 原来是海军的项目，后来空军为了减小风险，缩减开支而决定与海军联合研制，从而放弃了自己的 AIM-82 项目。
AIM-9M 及其在 F-15 上的挂载方式
AIM-9X
尽管 AIM-9L/M 性能良好，但和俄国的 P-73 导弹相比，仍然有一定差距。这是世界头号空军大国所不能接受的。当年和英国分工合作，美国研制中距导弹 AIM-120，英国研制近距导弹 AIM-132。现在 AIM-120 已经服役，AIM-132 却遥遥无期。为了赶上甚至超过 P-73，美国人决定继续改进 AIM-9 系列，生产一种全新的格斗导弹应急，这就是 AIM-9X。实际性能美国人尚未公布，但从 AIM-9X 的宣传录像上看，其发射后转向 180 度攻击的能力给人以极大的震撼。超过 P-73 也许并不只是一句口号。
力求赶超 R-73 的 AIM-9X
AIM-7
AIM-7 系列同样诞生于 50 年代中，采用半主动雷达制导，用于超视距攻击。越南战争中，由于客观条件限制（政治因素、敌我识别问题、气候适应性等），AIM-7 系列导弹并未发挥多大作用。但超视距作战的序幕已经拉开，作为未来主力制空战斗机的 F-15 选择了第三代“麻雀”即 AIM-7F 作为超视距主战武器，配合 APG-63 雷达，争取“先敌攻击”的优势。后来 AIM-7F 内部电路进行了改进，型号改为 AIM-7M，F-15 随之换装。
AIM-7M 半主动雷达制导导弹
AIM-120
AIM-120 源自“先进中距空空导弹”（AMRAAM）计划，定型后改称 AIM-120。这是一种全新概念的中距导弹，由于采用主动雷达制导，使得 AIM-120 的载机不必象制导 AIM-7 那样始终保持跟踪目标，而是在导弹进入自导段以后就可以脱离规避，从而大大减小了载机的风险。在和挂载半主动雷达制导导弹的对手进行超视距对抗时，挂载 AIM-120 的 F-15 将具有明显优势。
在 F-15I 翼下并排挂载的 AIM-120 和“怪蛇”IV 导弹
改进改型
F-15 从 1974 年 11 月开始装备美国空军，服役至今近 30 年，发展了众多改型。其中有些装备部队成为主力机型，有些则是昙花一现，甚至没有脱离制图板就夭折了。下面我们来看看这个庞大的“鹰”的家族。
F-15A
单座制空战斗型。装备 F100-PW-100 发动机和 AN/APG-63 雷达。1972 年 7 月 27 日首飞。平安度过试飞、评估期之后，于 1974 年 11 月交付使用。到停产时为止，F-15A 共计生产 385 架，装备美国空军 366 架（机尾号从“73-”到“77-”），出口以色列 42 架（其中 24 架原属美国空军）。
1982 年 1 月，驻兰利空军基地的第 48 战斗截击机中队开始换装 F-15A，淘汰陈旧过时的
F-106“三角标枪”，成为第一个换装 F-15 的防空中队。
90 年代中期以后，F-15A 开始从一线部队退役，转给空中国民警卫队（ANG）。有 6 个州的 ANG 装备有 F-15A，包括：俄勒冈州、密苏里州、乔治亚州、路易斯安那州、夏威夷州和马萨诸塞州。包括 F-15B 在内，两型机共装备了 7
个空军联队和 6 个 ANG 中队，以色列空军也装备了 1 个空军中队。
第 1 战术战斗机联队装备的 F-15A
F-15B
A 型的双座教练型，初称 TF-15A，后改称 F-15B。结构重量增加 363 公斤，具有 F-15A 的全部作战能力，但没有装备 A 型的 AN/ALQ-135 电子干扰设备。外观上的主要区别就是增加了一个后座教员席。后座教员具有全部操纵能力，视界良好，可以在飞行包线内完成任何动作，包括起飞和着陆。产量 60 架其中 7 架出口以色列。
1973 年 6 月 7 日首飞。1974 年 11 月第一架 F-15B 生产型交付驻亚利桑那州卢克空军基地的第 58 战术训练联队，飞行员将在那里完成单、双座型的训练。由于 B 型主要用于训练，因此后座事实上没有能力控制用于作战的航电系统和武器装备。
停机坪上的 F-15B。由于外观差别很小，只能借助机尾号 76-141 和其它双座型相区别
F-15A/B MSIP
F-15A/B 的寿命中期改进计划。90 年代开始实施。主要目标是将 F-15A/B 升级到 F-15C/D 的标准，包括更换 AN/APG-70 雷达、换装新的航电设备、用新的数字式计算机取代老式的模拟式计算机等。
F-15C
在 A 型基础上改进的单座制空战斗型。内部载油量增加 1,116 公斤，采用改进型 APG-63 雷达，可在进气道两侧加装保形油箱——除了可以装载 2,211 公斤 JP-4 燃油外，也可换装侦察传感器、雷达探测和干扰设备、激光标定装置、微光电视设备、侦察照相机等设备。最初期型仍采用 F100-PW-100 发动机，后来大部分均改用 F100-PW-220。最大起飞重量有所增加。在外观上，C 型和 A 型区别甚微，只有机尾号可供识别：C 型的机尾号是从“78-”到“86-”。产量 488 架，出口以色列 24 架，沙特阿拉伯 75 架。
1979 年 9 月 F-15C/D 中队首次被部署到海外——日本冲绳嘉手纳空军基地，该中队装备的正是刚刚交付的第一批 28 架F-15C 和 5 架 F-15D。
到目前为止，F-15C 仍然是美国空军主力制空战斗机，装备数量约 300 架，分别部署在弗吉尼亚州兰利空军基地、佛罗里达州埃格林空军基地、爱达荷州茅汀霍姆空军基地、阿拉斯加州埃利门多佛空军基地、佛罗里达州泰都空军基地、内华达州内利斯空军基地、德国斯邦达赫姆空军基地、英国莱肯黑斯空军基地以及日本冲绳嘉手纳空军基地。包括 D 型在内，共计装备空军 9 个联队，以色列空军装备 1 个中队。
沙漠中的 F-15C。机尾号 83-035 是它和 F-15A 的主要区别标志
F-15D
C 型的双座教练型。同样具有 C 型的全部作战能力，以及保形油箱。其关系类同 B 型与 A 型之间的关系。产量 82 架，出口以色列 7 架，沙特阿拉伯 23 架。
85-134，机尾号已经标明了它的身份 F-15D
F-15C/D MSIP
F-15C/D 的中期改进计划。航电设备全面升级，包括：换装雷达、座舱显示器、电子战系统以及数字式计算机。
TF-15A“攻击鹰”
利用第二架 TF-15A（F-15B 原型机最初型号）改装的双座专用战斗轰炸型验证机，麦.道公司自行投资研制。用于和 F-16XL（后改称 F-16E）竞争空军 F-111 后继机计划。在此基础上研制出 F-15E“攻击鹰”。
F-15E
双座全天候战斗轰炸型。根据 1982 年美国空军计划研制并投产的 F-111 后继机。机身结构加强，座舱经过重新设计。后期型（以及经过翻修的早期型）发动机升级为 F100-PW-229。重点改进在航电设备方面，包括换装 APG-70 雷达；加装蓝盾（LANTIRN）吊舱，以保证目标发现与识别以及改进武器发射精度；原来的二余度模拟式 CAS 改进位具有自动地形跟随能力的数字式三余度电传飞控系统；改用环形激光陀螺惯导系统。
1986 年 12 月 11 日，生产型首飞。1988 年 4 月 12 日开始交付。原订购 392 架，1988 年削减到 200 架，后又增加到 224 架，现已全部交付完毕。共计装备 5 个空军联队。
满载弹药准备出击的 F-15E。保形油箱已经成为它的典型配置和识别特征。需要注意的是，保形油箱并不仅仅用于增大载油量，还可以加装各类传感器和航电设备
F-15F
为沙特准备的 F-15E 单座方案，换装新型发动机、雷达和座舱显示设备。沙特原准备在 48 架双座型（F-15S）基础上订购 24 架F-15F，后全部改为 F-15S。F-15F 最终未能投产。
F-15H
用于竞争希腊空军战斗机计划的 F-15E 出口型。
F-15I
以色列空军装备的 F-15E 出口型。用以色列自行研制的 SPS-2000 系统取代了原美国产的战术电子战系统，其它基本不变，发动机为后期型的 F100-PW-229。前后共计订购 25 架。
1997 年 9 月 12 日首飞，同年 11 月 6 日交付。目前已交付完毕。装备以空军 1 个中队。
具备强大对地攻击能力和大续航力的F-15I。无疑将使得以色列空军具备某种意义上的战略打击能力
F-15J/DJ
日本根据许可证生产的 F-15C/D，计划生产 233 架。前 14 架在美国生产，其余由日本三菱重工制造。和 F-15C/D 相比，主要是换装了一些日本国产的航电设备。
共装备 7 个中队，仍是目前日本航空自卫队主力战斗机。
自卫队假想敌中队的 F-15DJ
F-15K
F-15 系列的最新型号，韩国订购的 F-15E 出口型，已订购 40 架。和 F-15E 的主要区别是：改进航电设备，机身结构加强，改进座舱显示设备。
韩国空军 F-15K 1 号机，由于采用 F110-GE-129 发动机，所以尾喷管与美国空军的 E 型不同
F-15MANX
基于 NASA 的主动推力矢量控制计划的无尾隐身方案。
F-15N“海鹰”
F-15 的海军型方案。
模型爱好者制作的 F-15N 模型，更像是 F-15E 的海军型，与最初的概念相去甚远
F-15S
沙特订购的 F-15E 简化型。发动机为 F100-PW-229，但航电设备水平降低，大量采用 F-15C/D 上的设备。雷达虽然是 APG-70，但取消了地面测绘能力，性能和 APG-63 相当。取消了部分电子对抗设备，降低了蓝盾吊舱的性能。
一系列改动使得该机的对地攻击能力大打折扣。
1992 年 9 月，11 日，美国批准沙特的采购计划。原订购 48 架，后将 24 架，F-15F 单座型订单改为 F-15S。1995 年 6 月，该机首飞 9 月12 日交付。目前已交付完毕。
沙特皇家空军装备的 F-15S 其实是缩水版的 F-15E
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。
F-15XP
沙特订购的 F-15F/S 的最初编号。后分别改为现编号。
F-15XX
F-15C 基础上发展的制空型。主要是改进航电设备和系统，以作为 F-22 计划的一个低成本备份方案。1992 年该计划放弃。
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。
F-15 ACTIVE 验证机，它和 F-15S/MTD 的主要差别就是尾喷口由二元矢量喷口改进为轴对称矢量喷口
RF-15“尖峰之鹰”
F-15 专用侦察型方案。
F-15/PDF
由 F-15C 改进的防空压制型（野鼬鼠）方案，具备精确打击能力。
F-15SG
F-15E 的新加坡版本。
鹰的一生
随着卢克空军基地改装训练部队（RTU）的增加，美国空军开始将它的第一批 F-15 分配到内利斯空军基地的第 1 战术战斗机联队下属中队担负战斗值班。该中队自 1976 年 1 月起开始换装 F-15A/B。第一批 F-15A 交付的时候喷涂着浅蓝色的空优涂装。但这种涂装方案很快就放弃了。德克萨斯州的天空也许是蓝色的，但西欧的天空却是浅灰色的，执行全球战略的美国空军不可能不考虑到这一点。之后（在F-15E 出现之前）所有的 F-15 全部换成了浅灰色的“罗盘幽灵”空优涂装。
最早装备 F-15 的第 1 战术战斗机联队，只是原来的 F-15A/B 已被更先进的 F-15C/D 取代
换装新型战斗机的兴奋很快就被一系列故障造成的困扰和烦恼取代。在卢克基地换装的飞行员发现 F-15 出勤率很低，无法满足训练要求。部件故障，维护不便，特别是 F100 发动机存在严重的可靠性问题——“机库皇后”的绰号就是这时候得来的。没人预见到 F100 发动机会出现如此多的问题，因为 F-15 的使用环境也是以前的战斗机从未遇到的。美国空军低估了飞机一个起落中发动机的循环次数，也没有想到这种高性能战斗机在进行空战机动时发动机油门变化有多频繁和剧烈。由于这些因素导致发动机关键部件如一级涡轮叶片严重疲劳老化，因此导致故障频繁发生。这类问题很快通过调整结构设计得到解决。但 F100 又出现了另一个更加严重的问题——低压压气机停转失速。这是由于高空开加力点火瞬间，在外涵道一个压力脉冲逆流向前传递造成的。为此 F100 发动机经过改进，延长了外涵道气流和核心机气流的混合段，基本解决了问题。但由于发动机的原因，F-15 大批停飞，交付推迟，造成严重后果。在 1978~1979 年间，出厂的 F-15 一度没有安装发动机，直到 F100 恢复生产才重新安装。
1977 年驻德国比特堡空军基地的第 36 战术战斗机联队换装 F-15 后开始具备初始作战能力。同年 12 月，第三个换装 F-15 的联队——驻新墨西哥州霍罗门空军基地的第 49 战术战斗机联队也开始担负战斗值班。内利斯基地的第 57 战斗机武器联队是第 4 个换装 F-15 的联队，该联队主要担负高级训练、评估测试以及战术研究任务。为了对抗苏联在欧洲的威胁，继国内部队之后，驻荷兰索斯特堡基地的第 32 战术战斗机中队于 1978 年 9 月 13 日开始换装 F-15A/B，该中队虽是美国空军部队，但受荷兰空军指挥执行北约赋予的作战任务。12 月佛罗里达州埃格林基地 33 战术战斗机联队也开始换装 F-15。1979 年 9 月，F-15C 投产并首先装备第 18 战术战斗机联队。此后，F-15C/D 逐步取代 F-15A 装备一线部队。
第三个换装 F-15 的联队——第 49 战术战斗机联队，图为该联队的 F-15A 战斗机
80 年代中期，第 21 混合联队（现改编成战术战斗机联队）开始换装 F-15A/B。该联队在 1990 年 3 月发生一起严重事故，一架 F-15 在空战演习时误射一枚 AIM-9M 实弹，击伤另一架 F-15。此事引起美国空军的严重关注。因为一年前海军刚刚发生过同类事故，一架 F-14 将空军的 RF-4C 侦察机击落。随后该联队队长 H.S.斯托尔上校被解职。不过此事也证明了 F-15 顽强的战场生存力。现在第 21 联队已经换装 F-15C/D，并正在组建一个 F-15E 中队。
最后装备 F-15A/B 的是战术空军司令部下属的 4 个战斗截击机中队（第 5、48、57、318 中队），但它们却为北美防空司令部执行防空任务。随着大批 F-16A Block15 进入战斗截击机中队服役，取代了 F-15A 的防空主力地位。1990 年 10 月 1 日，第 48 中队撤编，此后美国本土再也没有一个装备 F-15 的一线防空中队。
担负国土防空任务的第 318 战斗截击机中队的 F-15A
1985 年 9 月 13 日，第 6512 试验中队的一架 F-15A 从爱德华兹空军基地起飞，跃升到 24,384 米高空，发射了一枚反卫星导弹（ASAT），成功击毁美国 1979 年 2 月发射的 P78-1 号伽马频谱仪卫星。这是 F-15 反卫星计划第 15 次发射试验，也是第一次实弹发射。原本计划在第 48、318 中队部署 ASAT，两个中队已经接受了 3~4 架经过改装的 F-15,但由于美苏签订了关于禁止在太空中试验武器的协议，该计划于 1986 年正式取消。
ASAT 反卫星导弹在 F-15 上挂载和发射的情况
1987 年 8 月 1 日，美国空军第一支 F-15E 训练部队，第 461 战术战斗机训练中队组建，隶属于卢克基地的第 405 战术训练联队。1988 年 7 月，该中队具备初始作战能力。1989 年 10 月，第 4 战术战斗机联队（现更名为第 4
联队）下属第 336 战术战斗机中队在换装 F-15E 后开始具备有限的作战能力，次年 8 月 1 日达到初始作战能力。此后又有三个联队相继装备 F-15E。
从阿拉斯加基地起飞拦截苏联图-142 反潜巡逻机的 F-15。随着第 418 中队撤编，此情此景将不复再现
到目前为止，除了韩国的 F-15K 外，为美国空军和其它外国客户生产的各型 F-15 都已经交付完毕。如果不是在韩国战斗机计划中获胜，此刻 F-15 的生产线已经关闭了。转眼近 30 年过去，斗转星移，物是人非，原来的研制者麦.道公司也已经被波音兼并，但 F-15 却依然能够跻身于一流战斗机的行列，不能不令人惊叹。
如同当年的假想敌米格-25 一样航空，舞台上也曾经流传过 F-15 的神话。“空战上百次而无一被对手击落”、贝卡谷地 82：0 的赫赫战绩（大部分是 F-15 所为）曾给无数人以极大的震撼。随着时间流逝，历史真实的一面逐渐还原，F-15 也不是战无不胜的空中兰博，也有败走麦城的时候——据近来解密的资料，至少有一架以色列空军的 F-15 被米格-25 偷袭击落，美国人也默认了这种说法。
光环的背后——怀疑被小口径高炮击伤后迫降的F-15，右翼已经完全损坏，机身上还缠着拦阻网
而和海军 F-14 那次模拟对抗，F-15 以 20 负 4 平 1 胜的纪录惨败，更是轰动美国朝野。
尽管没有了“战无不胜”的光环，但真实的 F-15 在空战中仍然是一个可怕的对手。对于这一点，没有哪个国家的空军敢于掉以轻心。说到这里不得不提及苏-27。苏-27 确实是为克制 F-15 而研制的，其气动设计无可置疑要比 F-15 优越，但航电设备的落后使得它在面对 F-15 的时候仍然要加倍小心。
昔日的辉煌一去不返……
不管怎样，能够称雄碧空近 30 年，这在航空史上也是空前的。作为一种制空战斗机，F-15 可以说此生无憾了。
F-15 虽然堪称航空史上的杰作之一，但毕竟已近迟暮之年。随着 F-22、阵风、台风等四代、三代半战斗机陆续服役，F-15 将逐步淡出航空舞台……
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发表于 2009-10-27 21:47:29
楼主
学到东西了
发表于 2009-10-28 11:32:25
