1991 年可以算是军用航空史上划时代的一年。这一年，美国空军下一代战斗机选型终于尘埃落定，第四代超音速战斗机完全浮出水面。这一次选型对于未来战斗机发展的意义，无疑是极其深远的。 俗话说“成王败寇”，但 1991 年那次竞争的结果好像完全颠倒了过来。对于竞争结果的争论，即使在二十五年后的今天也没有平息。竞争获胜的洛克希德 YF-22 却没有赢得更多的赞誉，倒是落败的 YF-23 成了众多人士心中的王者。出现这种现象一个重要的原因是，YF-23 超前卫的气动设计实在是太漂亮了！
1986 年 10 月 31 日，美国空军宣布，7 个竞标方案中洛克希德和诺斯罗普的方案评价最高，得以进入竞争试飞阶段；波音、通用动力、麦·道的方案次之；格鲁门和洛克韦尔的方案最差。由于格鲁门和洛克韦尔是独立参与竞标，在方案被淘汰后就退出了 ATF 计划。其余 5 家公司则根据中标方案确定了联合团队的主导权，分别以洛克希德和诺斯罗普为首，展开原型机的研制工作。美国空军赋予洛克希德方案 YF-22A 的编号，诺斯罗普方案为 YF-23A。当时美国空军并没有给予两种原型机官方绰号，现在我们所知的绰号实际是两个集团自行赋予的“闪电 II ”和“黑寡妇 II”。不知是巧合还是有意，其前身都是两家公司在二战时的代表作。根据空军要求，两个团队均需要研制两架原型机，分别装用普拉特·惠特尼 YF119 和通用电气 YF120 发动机，以便进行全面评估。
1989 年，装用 YF119 发动机的第一架 YF-23A 原型机 PAV-1（民用飞机注册号 N231YF，美国空军序列号 87-800）运抵加利福尼亚州爱德华兹空军基地。除了“黑寡妇 II”的绰号，该机还有另一个昵称“灰色幽灵”。1990 年 6 月 22 日，该机在基地进行了公开展示。
1990 年 8 月 27 日，爱德华兹基地 4 号跑道，PAV-1 在保罗·梅斯的操纵下开始它的首次试飞。滑跑 4,100 英尺（1,250m）后，PAV-1 腾空而起。到达 1,000 英尺（305m）高度后，保罗·梅斯保持 10°迎角，将油门收回军用推力状态。此时已在空中准备伴随护航的 F-15 必须开加力才能跟上 PAV-1，F-16 则已经跟不上了，而 PAV-1 的起落架甚至尚未收起！PAV-1 爬升到 25,000 英尺（7,620m），收起起落架，开始进行基本系统功能测试，进行了如俯仰、滚转、偏航等一系列机动动作。然后保罗·梅斯准备和 F-15 护航机编队飞行。但在此过程中，PAV-1 进行一个 1.5G 的左转机动时，左主起落架突然开锁，导致起落架舱门打开并被高速气流吹坏。在 F-15 飞行员确认 PAV-1 没有其它问题后，保罗·梅斯操纵飞机返航。整个首飞历时 55 分钟，最大速度达到 M0.7，最大飞行高度 35,000 英尺（10,668m）。这次首飞比 YF-22A 早了足足一个月，YF-23A 可以算是先声夺人。
YF-23A 展现了与 YF-22A 完全不同的设计概念，也体现了诺斯罗普/麦·道设计团队对未来空战要求的理解。YF-23A 的总体布局在很大程度上继承了当初诺斯罗普概念设计方案的特点。其菱形机翼加 V 形尾翼的布局，介于传统正常式布局和无尾布局之间。单座，双发，中单翼，腹部进气。 和 YF-22A 一样，YF-23A 最终并没有采用呼声一度颇高的鸭式布局。事实上在 1986 年方案投标阶段就能看出美国人的选择倾向了。七家公司的方案无一采用鸭式布局。在一定程度上，这是受了几年前七巨头讨论会上通用动力的影响，哈瑞·希尔莱克说的：“鸭翼最好的位置是在别人的飞机上。”
拒绝鸭式布局的原因之一是配平问题。如果按照能够进行有效的俯仰控制原则来设计鸭翼，那么鸭翼就无法配平机翼增升装置产生的巨大低头力矩。如果需要配平增升装置，那么鸭翼必须增大，对机翼的下洗也随之增大，反过来削弱了增升效果。而且为了防止深失速，可能还需要增加平尾。另一方面，从跨音速面积律来说，大鸭翼很难满足跨音速面积律的要求，增大了机身的设计难度，也增大了超音速阻力，这对于强调超音速巡航的 ATF（特别是 YF-23A）来说，尤其难以接受。
而拒绝鸭式布局的另一个重要原因是隐身问题。对于一种同时强调高机动性的战斗机来说，鸭翼的位置、大小、平面形状很难和隐身要求统一起来。对于隐身设计来说，一个重要原则是尽量减少（但不可避免）机体表面（特别是迎头方向）的不连续处，而鸭翼设计恰恰难以做到这一点。如果还希望把机翼前后缘对应的主波束数量减至最少（也就是前后缘平行），将带来更大的设计困难。
虽然根据美国空军的要求，ATF 都必然有隐身和机动性兼顾的特点，但各个公司设计思想不同，飞机性能偏重也必然不同。从 YF-23A 最终选择了 V 形尾翼而非 F-22A 的传统四尾翼布局来看，诺斯罗普设计人员追求隐身的意图相当明显，这种设计可以大大减小飞机的侧面雷达反射截面积。由于减少一对尾翼，飞机重量和阻力也可减小，对于提高超音速巡航能力也有助益。但随之而来的就是操纵面的效率问题和飞控系统的复杂化。
如果从跨、超音速阻力方面来考虑，飞机横截面积增大不利于按照跨音速面积律来设计飞机。适当地拉长机身，有助于平滑飞机的纵向横截面积分布，减小跨、超音速阻力。但机身加长，必然导致飞机纵向转动惯性增大，这对于提高飞机敏捷性和精确控制能力是不利的。苏-27 的机身长度和 YF-23A 相近，有飞过苏-27 的飞行员说，该机操纵惯性较大，并不是那么好飞的。 YF-22A 的实际机身长度比 YF-23A 要短很多，俯仰轴转动惯量较小，配合其四尾翼设计和推力矢量控制系统，该机的俯仰轴的敏捷性要明显优于 YF-23A 。
YF-23A 的机身长度却明显长于 YF-22A（后者由于尾撑和平尾的原因，实际机身长度只有 18 米多），这意味着即使在飞机最大横截面积相当的情况下，YF-23A 也可以获得更平滑的横截面积分布（也就是更小的跨、超音速阻力），当然也获得了更大的纵向转动惯量。不难看出，为了解决横截面积增大带来的阻力问题，YF-23A 和 YF-22A 的选择截然不同：前者选择了速度性能，而牺牲了敏捷性和精确控制能力；后者则恰恰相反。这也在一定程度上反映了两大集团对未来战斗机的定位。
由于大迎角时边条对机翼以及机翼对边条的有利干扰均较大，因此边条翼布局在大迎角时比鸭式布局的升力特性有更大优势，这一点也应该是影响诺斯罗普选择 YF-23A 整体布局的因素之一。 就传统边条而言，其展长的增大（面积也增大）对提高大迎角时的升力有明显好处。但展长越大，大迎角下产生的上仰力矩也越大，成为制约边条大小的一个因素。但显然 YF-23A 的边条不同于我们通常在三代机上所见的传统边条。其设计相当有特点，为三段直线式窄边条，从机翼前缘一直向前延伸到雷达罩顶端。这种边条倒是和 YF-22A 的边条颇有类似之处。
就公开资料来看，YF-23A 的边条具有以下几个功能：产生边条涡，在机翼上诱导出涡升力，改善机翼升力特性；利用边条涡为机翼上表面附面层补充能量，推迟机翼失速；起到气动“翼刀”的作用，阻止附面层向翼尖堆积，推迟翼尖气流分离（事实上由于 YF-23A 机翼根梢比很大，高速或大迎角下可能会有明显的翼尖分离趋势）；控制大迎角下机头涡的分离，提供更好的俯仰和方向稳定性，直到第三代超音速战斗机，大迎角下机头涡不对称分离的问题仍未解决，这是限制飞机进入过失速领域的一个重要因素。
但如果从传统观点来看，YF-23A 的边条太小，能否产生足够强的涡流，起到希望它起的作用？如果确实可以，那么一种可能性就是该机边条的作用原理有别于传统边条，另一种可能就是还有其它的辅助措施来协助改善机翼升力特性。有资料提及，“机头和内侧机翼所产生的涡流对尾翼没有什么影响”，这可能意味着 YF-23A 机翼内侧可能有某种措施以产生涡流，起到和边条涡类似的作用。在 YF-22A 的进气道顶部各有两块控制板，用于控制机翼上表面的涡流。YF-23A 可能也有类似设计，其机翼内侧有进气道附面层的放气狭缝，不排除附面层气流经过加速后由此排出，借以改善机翼上表面气流状态的可能性。
YF-23A 的 V 形尾翼设计相当独特。为了保证 4 波瓣雷达反射特性，平尾前后缘在水平面内的投影分别和机翼前后缘平行。这使得该机尾翼看起来相当巨大。考虑到大部分雷达反射发生在与水平面成 ±30°的范围内，YF-23A 采用了将尾翼外倾 40°的设计，以确保雷达波不会被反射回接收机，但相应的尾翼效率也降低了。相比之下，YF-22A 采用外倾 27°的设计，处于隐身设计的边缘，属于隐身和机动综合权衡的结果。按照公开的说法，YF-23A 出于大迎角机动性的要求，其尾翼采用宽间距布置，完全避开了边条和机翼内侧涡流，因此改善了剧烈机动状态下俯仰、滚转和偏航控制。
就隐身而言，YF-23A 的尾翼设计显然是成功的，但其气动效率却不免令人担心。偏航、俯仰、滚转，三轴控制全部包揽。一物多用固然好，但重要却往往被人忽略的一点是：尾翼的总控制能力是有限的，某个轴占用较多的控制能力，必然会削弱其它轴的控制能力。当飞机陷于比较复杂的状态时，YF-23A 的尾翼未必能兼顾。看看后来 F-22 的过失速试飞情况就知道了，操纵面的控制负荷是相当重的，而且还要加上推力矢量控制才行。当然，换个角度想，可能诺斯罗普压根儿就没有考虑超大迎角飞行的控制问题。能够保证大迎角范围内不出现气动发散的情况（诺斯罗普称，风洞数据显示 YF-23A 可以在所有迎角范围内稳定飞行，但 YF-23A 的试飞迎角最终也没有超过 25°），是诺斯罗普在这方面所作的极限了。毕竟机动性并不是 YF-23A 的第一优先目标，过失速机动性就更不用说了。
总的来看，YF-23A 是比第三代超音速战斗机上了一个台阶的常规机动性是它设计的基础，然而也是诺斯罗普在这方面所作的极限。在 1980 年代中后期出现的敏捷性、过失速机动性等新概念，在 YF-23A 的设计中基本没有考虑。它的设计重点放在隐身和超音速巡航方面。强调 YF-23A 的隐身能力，有利于发挥诺斯罗普自身的技术特长，从效费比的观点来看，把 B-2 的隐身技术运用到 YF-23A 上也是合理的。强调超音速巡航能力，则应该是属于诺斯罗普对未来空战要求的判断。
这样的设计思想，使得YF-23A在性能上呈现出一种“平均水平上有重点的突出”的特点，特别是和 YF-22A 相比更是如此。YF-23A 的设计思想更接近于当年百戏列战斗机中“截击/ 轰炸机”的概念，而有悖于诺斯罗普传统的均衡设计思想（这一思想从 F-5 到 P-530 再到 YF-17 一脉相承）。这种突然转变是颇为令人瞩目和惊讶的。没人知道其中的原因，但均衡设计的战斗机长期竞争失利（虽然失利根本原因并不在此）和 ATB 计划的成功，可能是促使诺斯罗普改变其传统设计思想的重要因素。加上诺斯罗普对机动性、速度、隐身重要性的认识，最终形成了我们所看到的 YF-23A。
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