夺取绝对空优——F-15 鹰战斗机发展史（长篇）
“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。
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
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！”
雏鹰问世
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-15F-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-15F-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-15RPRV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-1565°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-15RPRV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
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。
