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。
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。
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。
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。
　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。
　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。
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。
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。
　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。
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。
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。
　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°！
　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。

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。
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。
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。
　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。
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 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。
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。
　

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。
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。
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。

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%。
　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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
　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。