發展沿革
研製背景
海鷂式戰鬥機因不能超音速飛行而被美軍放棄20世紀70 年代時，美國由於越南戰爭的拖累，加上傳統的大甲板航母的採購和運行費用過高，使美軍不堪重負。因此1970年，時任美國海軍作戰部長的埃默·朱姆沃爾特（Elmo Zumwalt）上將大力倡導軍事裝備的發展和變革，於是一種被稱為“海上控制艦”（英文：Sea Control Ship，又譯：制海艦）的概念浮出水面。這是一種大約16000噸的直通甲板小型航空母艦，運載較少但仍有足夠戰鬥力的垂直/段距起落飛機，補充當時為數不多的大型尼米茲級核動力航空母艦。
根據計畫，“海上控制艦”僅需配備直升機和垂直短距起降飛機，因此總體設計可以非常簡單，無需安裝彈射器和攔阻索。為了驗證這一概念，美國海軍將“關島”號兩棲突擊艦臨時改裝成“海上控制艦”，利用英國的鷂式戰鬥機和加拿大的CL-84傾轉機翼運輸機的原型機。在“關島”號上進行了幾次試驗。
XFV-12A方案模擬圖在“海上控制艦”概念的刺激下，美國海軍非常看重垂直起降（V/STOL）戰鬥機項目。長期以來，美國海軍一直對這類作戰飛機抱有濃厚興趣。20世紀50年代，康維爾公司的XFY-1和洛克希德公司的XFV-1曾經驗證了垂直起降（VTOL）戰鬥機的概念，但沒有成功。美國海軍飛行員也參加過“三方評估中隊”來試飛鷂式戰鬥機的原型機-英國霍克·西德利公司的P.1127"鷹”（美國編號XV-6A）。在這種背景下，美國海軍軍品司令部（NAV-MAT）於1971年11月發起了一項V/STOL研究計畫，研製一種多功能的“感測器飛機”和一種戰鬥截擊機，計畫裝備未來的“海上控制艦” 。在初期評估中，因為美軍對於鷂式戰鬥機不能超音速飛行不滿意，所以決定自己研製。這一計畫，在1971年11月確定，而制海艦的一份方案，在1972年1月已經繪出圖紙。可見當時催的還算急 。
招標選型
羅克韋爾飛機公司的XFV-12A戰鬥機方案模型1971年11月15日，美國海軍軍品司令部向所有製造商發出了招標信函，首要目標是確定最具創新的技術解決方案，此外還將製造一架驗證機。由於沒有提供明確的參數，信函內容可能並未起到什麼實質作用，但是引發了各方的極大關注。不久，各家承包商提交了不少於19種“感測器飛機”設計方案以及10種戰鬥機方案，涉及範圍廣泛。洛克希德公司、波音公司、費爾柴爾德共和公司、通用動力公司、格魯門公司等美國知名廠商和德國VFW公司都提交了各自的垂直起降戰鬥機方案。
XFV-12A戰鬥機帶飛彈飛行模擬圖但“海上控制艦”計畫從一開始就受到一些官員的指責，認為所需的技術解決方案沒有提供清晰的性能參數。甚至在選擇艦載機方案期間，美國海軍高層官員之間就展開了激烈的爭執。美國海軍航空系統司令部（NAVAIR）承擔了評估各種方案的任務，並在1972年1月20日正式宣布放棄“感測器飛機”構想，選擇了北美羅克韋爾公司的NA-356戰鬥機方案。羅克韋爾公司進入到V/STOL領域。研究工作主要集中在採用引射器來實現推力增升的原理方面。萊特·帕特森空軍基地的美國空軍試驗室在基礎研究方面提供支持，並在風洞中研究了幾種先進戰鬥機概念。它們的布局均為三角翼加前置鴨翼正是藉助於早期得出的鼓舞人心的結果，羅克韋爾公司的工程師們提出了NA-356型飛機。
地面懸停測試的XFV-12戰鬥機美國海軍與羅克韋爾公司1972年簽訂一項價值4600萬美元的契約，訂購了兩架原型機，正式命名為XFV-12A原型機。該機的一個特點是充分利用前期預研積累的成果和現有部件，以達到顯著降低XFV-12A研製成本的目的 。與海鷂式戰鬥機不同，XFV-12戰鬥機使用一套翼面吹氣的方式，在垂直起降時，發動機後方的折流屏將會關閉，經由機身內的管路將噴射氣流導向開設在主翼及前翼上的百葉窗以提供升力。計畫使用一具後燃推力130千牛噸的引擎，推動其9070公斤的起飛重量 。
研發過程
XFV-12A驗證機在NASA蘭利實驗中心羅克韋爾公司啟動XFV-12A戰鬥機研製不久在技術方面遭遇重大困難。1974年，發動機台架試驗開始，同年在美國宇航局（NASA）蘭利試驗中心的全尺寸風洞內進行了一系列試驗，結果表明在控制推力增升方面出現了意想不到的問題，XFV-12A原型機的設計推力增加低於預期值，垂直起飛狀態下產生的可用推力不足以滿足升空飛行的需要。
雖然這種構型在常規機翼承載飛行狀態下可以很好地飛行，但NASA蘭利中心研究人員針對模型缺乏V/STOL能力表示出極大的關注。為此，羅克韋爾公司不得不在工廠內建造了一座專門的試驗台，將引射器安裝在支撐臂的末端，來試驗發動機燃氣所產生的引射推力。
升力部件全面打開狀態的XFV-12戰鬥機與此同時，XFV-12A項目還遭遇到發展規劃方面的障礙。1974年1月，美國海軍放棄了“海上控制艦”概念。這儘管對於XFV-12A原型機來講尚未致命打擊，但是調整後將重點集中於驗證推力增升原理的試驗。美國海軍還多次推遲了投資，這使得以羅克韋爾公司為主的研製隊伍難以開展進一步的研究工作。
220px-XFV-12A_mockpu_NAColumbus_NAN9-731977年1月30日，在美國國防部宣布取消B-1A轟炸機項目後，XFV-12A原型機在製造幾個欽合金部件時遇到了十分複雜的難題，原型機裝配一直推遲到1977年5月才完成。7月進行了一系列地面靜態試驗。1977年8月26日，美國海軍和羅克韋爾公司隆重舉行了XFV-12A驗證機的出廠儀式。公司總裁羅伯特·安德爾森表示，XFV-12A項目所驗證的推力引射增升技術具有很大潛力，在未來將占據一個重要地位，甚至大型噴氣式飛機在利用這項技術後，能夠降落在建築物的屋頂和城市的停車場等地方。事後看，這一主觀預見過於樂觀。
XFV-12戰鬥機進行垂直起降的想像圖為了進一步評估推力增升概念，羅克韋爾公司決定利用位於維吉尼亞州NASA蘭利試驗中心的登月著陸設施。這個巨大的設施稱為“登月艙偏移模擬器”，於1965年製造，用於模擬登月艙下降到距離月球表面最後25米時的情況。後來，該設施用於飛機和直升機機身抗墜毀方面的一些試驗。XFV-12A原型機被懸掛在一條鋼索上，以測量不同條件下的推力，而且還能在推進系統出現故障時避免造成飛機損壞。最初，羅克韋爾公司計畫讓XFV-12A原型機飛到蘭利試驗中心，但是考慮到風險，最終在1977年11月決定將其裝在一架“超級古比”運輸機內運送到蘭利試驗中心。
1978初，NASA、美國海軍和羅克韋爾公司組成的聯合試驗隊開始實施系留懸停試驗。XFV-12A原型機首先安裝在升降平台上，以便測量地面效應。隨後，它被繫上了鋼索，這樣可以在機動方面獲得一些自由度，但仍然有額外的鋼索在兩側約束它。1978年6月12～14日，XFV-12A原型機在沒有任何約束情況下進行懸停試驗，垂直上升到一個最大高度。
XFV-12A懸停試驗在為期6個月的試驗期間，XFV-12A原型機儘管在控制俯仰和滾轉方面令人滿意，但在懸停飛行中暴露出臨界垂直推力不足的問題。試驗室的模型試驗結果曾經表明，引射增升預計可以增加55%的升力。但是全尺寸系統在實際增升過程中，機翼只產生19%的升力，鴨翼只產生6%的升力。顯然，推力增升遠沒有達到預期水平。
同時，其它的問題也顯露出來。由於進氣道口距鴨翼非常近，如果發動機吸入引射器排出的高溫燃氣，飛機就有可能失去動力。由於這種推力增升系統並不穩定，飛行員駕駛飛機時就要求全神貫注。試驗一直持續進行，以便尋找到滿意的解決辦法。在蘭利中心的試驗設施上，總共實施了46小時的盤旋試驗。最後，工程師們逐漸找到了與噴嘴的推力矢量性能有關的一個問題。飛機被部分地拆卸分解後，運回工廠對機翼和鴨翼的噴嘴進行改進，然後又進行了一系列試驗 。
研製中止
拆解運回的XFV-12A戰鬥機機體美國海軍在獲悉XFV-12A原型機的懸停試驗結果後非常失望，考慮放棄這項研製計畫。另外，該項目成本嚴重超支，已經花費了9700萬美元，而不是最初預計的4600萬美元。同時，美國海軍已經開始建造更多的尼米茲級航空母艦，無需搭載一種垂直起降截擊機。
儘管改進措施使推力增升性能達到了預期水平，但是美國海軍在1981年正式決定取消XFV-12A計畫。這一結果對於XFV-12A原型機來說非常遺憾，不僅再也沒有進行後續的懸停試驗，甚至沒有進行過一次常規飛行。最終，美國試圖研製一種垂直起降超音速戰鬥機的探索，未能成功 。
技術特點
氣動總體
XFV-12A戰鬥機三視圖XFV-12A戰鬥機，機體總體為單座單髮帶鴨翼加梯形機翼的氣動布局，前機身主要來自A-4“天鷹”，兩側進氣道和機翼結構的一部分來自F-4“鬼怪”II戰鬥機。該機的總體構型採用了無尾布局，機身長13.41米，翼展8.69米，鴨翼翼展3.66米寬大的梯形機翼位於機身後部上方，翼尖分別裝有垂直安定面，鴨翼則位於前機身腹 。該機鴨翼低置，主翼為上單翼，總體布局比較前衛，但最前衛的當然是在機翼內和鴨翼內的引射增升裝置 。
動力裝置
XFV-12A戰鬥機結構示意圖XFV-12A原型機的入選在很大程度上得益於美國海軍對於估算數據的信任。羅克韋爾公司聲稱該機的最大速度可以超過馬赫2.0，垂直起飛重量預計達8853千克對於垂直起降截擊機來講，儘管這兩個性能數據並不起眼，但更多地取決於推進系統的設計水平，該機採用了普拉特·惠特尼公司研製的F401-PW-400型渦輪風扇噴氣發動機。這種大推力發動機最初用於F-14B戰鬥機，也是F-15戰鬥機使用的F100發動機的衍生型號。因此，採用F401發動機的XFV-12V戰鬥機的飛行速度達到兩倍音速不成問題，但關鍵是如何實現垂直起降 。
推力增升
XFV-12A戰鬥機鴨翼上打開的百葉窗和噴氣導管清晰可見XFV-12A原型機採用了一種“推力增升機翼”概念：通過專門系統把發動機排出的燃氣引到機翼，噴射的燃氣通過一個涵道來引射空氣，從而產生垂直向上的升力這種概念具備幾個優點:地面衝擊波將遠遠低於類似“鶴”式或者VAK191B的概念，熱燃氣和周圍空氣混合後將不會破壞跑道;發動機尺寸只有“鶴”式的三分之二，就可以產生同樣的推力;由於通過引射器噴出發動機的燃氣，推力損失相對較小。
在全面研究了推力增升的可行性後，羅克韋爾公司的基本構想是將機翼和鴨翼劃分成類似襟翼的三塊活動翼面:在常規飛行狀態下完全吻合，仍然起到升力翼面的作用;在垂直起降狀態下分別旋轉一定角度，形成引射器涵道，這時所需的空氣從直接位於座艙後部的百葉窗形輔助進氣口內進入。
XFV-12A戰鬥機與常規噴氣發動機略有不同的是，F401發動機採用了塞式噴管，並在渦輪和噴口之間的殼體上設計有燃氣轉向器系統在水平飛行狀態下，發動機的塞式噴管一直保持開啟狀態，噴管將在常規狀態下正常工作。但在垂直飛行狀態下，塞式噴管將被關閉。燃氣轉向器出口打開，將全部燃氣流偏轉到一個環行集氣室中。接著，集氣室的燃氣通過一個貫穿於機身內的管路系統，分配到位於機翼和鴨翼內的噴嘴。最後，燃氣將通過中央活動翼面上的噴嘴噴出，利用兩側活動翼面形成的引射涵道產生泵吸效應，從而實現垂直起。
計算結果表明，噴嘴噴出每千克燃氣時，相應有大約62千克空氣被吸入。對於姿態控制和過渡來講，引射器的推力可以通過改變涵道擴散的角度來調整:俯仰和滾轉由前後左右4個引射器的差動變化來控制，偏航通過差動引射器矢量來控制，從而可以從盤旋狀態平穩地過渡到巡航飛行狀態 。
性能數據
XFV-12A 戰鬥機參考數據：
| 基本數據 | |
| 飛行員 | 1名 |
| 翼展 | 8.69m |
| 機長 | 13.35m（不包括探頭） |
| 機高 | 3.15m |
| 性能參數 | |
| 機翼面積 | 27.2m² |
| 空重 | 6259千克 |
| 最大垂直起飛重量 | 8845千克 |
| 最大機載重量 | 11000千克 |
| 發動機功率 | 133.4千牛 |
| 發動機型號 | 普惠F401-PW-400加力渦扇噴氣發動機 |
| 馬赫速度 | M2.4 |
| 最大飛行速度 | 2560公里/小時 |
| 最小起飛滑跑距離 | 91m |
| 武器裝備 | |
| 航炮 | 一個內部20mmM61A1炮 |
| 機載飛彈 | 機身掛載2枚AIM-7s空空飛彈 |
| 機翼掛架武器 | 多種攻擊彈藥，AIM-9s空空飛彈或Zuni127mm翼尖導軌火箭彈 |
總體評價
XFV-12戰鬥機從制海艦上起飛想像圖XFV-12戰鬥機技術過於超前，動力裝置功率過小。由於初始設計過高估計了推力增升效率，在航天局的風洞中進行的試驗告訴人們，這架戰鬥機的垂直起降動力要求與以成本為主導的設計理念相差甚遠，動力不足。後來，又因為成本和價格的上升，第二架戰鬥機最終也只是半成品。通過試驗，實際推力增升效率僅為預期的三分之一左右。並且發動機推力的損耗過高，效率太低，因此最後垂直起降時只能獲得三分之四的推力無法實現最初的設計理念 。
