20 世紀 80 年代中後期由於空對空導彈的發展，對戰鬥機空戰效能的要求已經從持續高 G 轉向機動效能演變到快速指向的敏捷性。以往被視為空戰禁區的失速和過失速領域，現在看來卻被視為克敵制勝的重要法寶。
Ju 287 的前掠翼佈局更多是為了配平機頭髮動機的需要
這些早期發展的前掠翼飛機碰上了許多問題，而 NACA 的專家在更多的風洞測試後發現前掠翼飛最主要的缺點在於氣動彈性發散，使得機翼的強度設計必需大輻度增加，遠超過當時傳統材料所能達到的範圍。而且機翼設計強度的要求還會隨飛機速度的增加而大輻增加，使得傳統的剛性材料幾乎不可能造出超音速的前掠翼飛機。一直到了 20 世紀 70 年代中期，新的複合材料出現料出現，使得這個問題得到改善。先進的複合材料使得機翼可以以更輕的重量獲得更高的強度，並允許一定程度的彎曲，以降低機翼因為扭曲變形而折斷導致飛機失事墜毀的機率。然後陸續才有一些飛機公司投入前掠翼飛機方面的研究。到了 20 世紀 70 年代末期，羅克維爾公司提出 Sabre bat 戰鬥機的模型，通用動力則是改裝了 F-16，但最後 DARPA 在 1981 年還是選擇了 Grumman 公司的版本。
前掠翼反向的展向流動導致翼尖彈性氣動發散的問題
X-29 計劃的重點有三，前掠翼飛機設計和使用複合材料的機翼都說過了，最後一個問題就是飛機需要更細緻的操控，才能進行超音速的飛行。因此，X-29 計劃的第三個主要測試專案就是計算機輔助飛行系統。經由感測到的飛行速度和高度等的變化，計算機每秒鐘要對飛機的飛行控制介面例如“升降襟翼”等，下達超過 40 道修正指令，平衡機機的升力和阻力，以確保飛行的穩定性。X-29 共配備三套數字式的計算機輔助飛行系統，並有三套模擬式的計算機輔助飛行系統做備份。萬一有一套數字式的計算機輔助飛行系統故障，剩下的二套數字式的計算機輔助飛行系統仍能維持飛機飛行。萬一有二套數字式的計算機輔助飛行系統故障，模擬式的計算機輔助飛行系統立即啟動。這使得飛行的安全性有了明顯的提升，比早期的一些試驗飛機一發生故障即失事，有了長足的進步。
然而雖然 X-29 先進技術驗證機的前掠翼提供了 45 度迎角的滾轉控制能力，但在高迎角的低頭能力仍然顯得不足，這一點有待通過向量推進技術加以彌補。在政府的資助下，X-29 於 1981 年年初進行了向量噴口的研究，格魯門公司用的是通用電氣公司的 ADEN 噴口，因為 X-29 的 F404 發動機正是該公司的產品。向量推進技術可以進一步增強 X-29 的俯仰控制，再加上前掠翼設計，形成了完整的高迎角能力。但 X-29 對持續機動能力較為重視，期望向量推進技術可以產生升力分量，提高轉向的向心重力加速度。在風洞的測試結果顯示，前掠翼的升力效果已經非常優秀了，僅在瞬間的轉向速度上還有待提升，但這一點對持續轉向的影響不大。
準備安裝在 X-29 上的 ADEN 噴口外形
而測試表明 ADEN 噴口對起飛效能的改善有比較明顯的作用，所謂 ADEN 噴口是通用電氣公司於 1972 年為美國海軍的先進垂直/短距推進計劃所開發的，其主要的設計思想是能通過導流板將發動機射流轉向 90 度以上，從而使飛機具備垂直起降的能力，因此這種噴口被命名為“加力偏流噴口”（ADEN）。噴口向上開啟可以使在滑行中的飛機提早抬起機頭，使得前掠翼提前發揮升力作用，從而縮短一半的起飛距離。降落時則與機翼配合減緩進場速度，測試表明，飛機的進場速度可以降低 4.6%。
藝術家筆下的 X-29
ADEN 噴口原先垂直起降用的檔流板，被 X-29 拆除並加入反推導流板，使其產生 50% 的逆向推力，縮短 30% 的飛行距離。然而，美國空軍在已經裝備的 F-111 和 F-15 上進行短距離起降研究，所以空軍認為沒必要 X-29 上進行重複性研究，因此，X-29 和 ADEN 噴口的綜合工作一直僅限於風洞試驗。
1992 年美國空軍又使用 X-29 進行了尾旋控制的研究計劃，用來提升飛機在大迎角攻擊飛行時的控制性。第二架 X-29 被改裝來進行這項的研究（VFC）。增加了兩個高壓的氮氣瓶，控制閥及噴嘴，當飛機在大迎角攻擊飛行時用來注射氣流進入流過機鼻的渦流。在風洞測試中發現，注入的氣流會改變渦流的方向，並在機鼻部產生相應的力量改變或控制機鼻的方向。從 60 次的試驗飛行中證明當飛機在進行大迎角攻擊飛行，方向舵失效時，尾旋控制比產生偏向力來得有效。但 VFC 在抑制飛機側滑和搖擺振動時的功效並不顯著。
X-29 VFC 系統示意圖
X-29 專案驗證了幾種新的技術並使得已有成熟技術有了新的應用。這些包括：控制結構發散的氣彈剪裁，一對相當大的用於縱向控制的近距鴨翼；飛機控制具有很大的靜不定度但同時也提供了良好的控制品質；三翼面控制；在超音速飛行中使用的雙段後緣襟翼；大迎角攻擊的控制效能；尾旋控制；以及從總體設計考慮的軍事效用。
短距起降的 F-15S/MTD
20 世紀 70 年代，美國和蘇聯都通過超音速轟炸機和中程彈道導彈來制約雙方在歐洲的前線機場，加上以色列在中東戰爭中與通過轟炸將敵方空軍消滅在機場的經驗，使得世界各國空軍開始質疑戰鬥機對跑道的依賴程度。因此美國空軍再次將亞聲速格鬥、超音速攔截和短距起降列為未來戰鬥機的三大主要效能指標，而美國空軍也在“先進戰鬥機綜合”計劃書的一開始，就將短距離起降技術與其他空戰技術一起進行研究。
麥克唐納?道格拉斯公司於 1984 年得到空軍的訂單，開始短距離起降戰鬥機的研究，他們將普惠公司的多用途噴口與通用電氣公司的綜合發動機控制系統安裝在了一架 F-15B 雙座戰鬥機上，進行短距離起降與提升機動性的研究，這項試驗計劃命名為 F-15S/MTD（短距起降/機動效能技術驗證機）。麥道提出的 F-15B 方案想象圖
當時 NASA 對於向量推進技術的研究主要集中在了非軸對稱的圓形噴口上。其主要原因是雙發動機配置的圓形噴口，由於縫隙干擾的流場會產生額外的阻力，而方形噴口則不會誘發類似的阻力。而且方形噴口的外形接近後機身的箱形截面，因此在噴口向下時可以融成統一個升力面以較低的阻力產生額外的升力，而從圓形噴口噴出的氣流雖然可以誘導外圍氣流產生升力，但噴口本身卻會產生較多阻力。
一般對方形噴口的質疑的主要方面在於，發動機從方形截面的角落削減尾噴口的能量，但美國在 20 世紀 70 年代的研究結果顯示，其對於尾噴口能量削減微乎其微，幾乎可以忽略不計。而影響比較大的是尾噴口的冷卻氣流，不同的設計有不同的結果，通常在軍用推力的情況下會有一些損失，但其後燃推力反而變大。總而言之，方形噴口在雙發戰鬥機上所產生的推力在馬赫數 1.6 以下會比圓型噴口要大。
普惠公司採用二維收斂-擴張（2D-CD）噴口，與 ADEN 噴口不同的是，它的上下可動面是相同的，因此該噴口的驅動面較多。但是 2D-CD 噴口的四片可動面同時具有噴口面積控制、俯仰向量與反推三大功能，而不像 ADEN 噴口需要額外加裝反推裝置。另外，2D-CD 噴口的上下角度相同，可以提供均衡的俯仰/滾轉控制，而不像 ADEN 噴口會有俯角大於仰角的情況發生。
為了避免飛行員控制的複雜性。S/MTD 計劃書也將原有的模擬增益系統換成四餘度電傳作業系統。其軟體是由“先進戰鬥機綜合”計劃書中的 F-15IFFC“綜合飛控/推進能力”系統，以及發動機數字化控制系統發展而來，其目的是將向量噴口視為氣動控制面的一個重要環節，可以控制飛機的俯仰角與滾轉，甚至可以用兩噴口開合大小的不同得到推力差以此來控制偏航。
三翼面選型
雖然 2D-CD 噴口會降低雙發戰鬥機的阻力，但其重量仍然要無可避免的增加，從而使得飛機的重心後移破壞縱向穩定效能。F-15S/MTD 在主翼以上加裝了兩片前緣鴨翼，在亞聲速狀態下可以用於提高飛機的穩定性，超音速時則可以阻止飛機的升力中心過度前移。在需要直接升力時（飛機進場或者轉向）可以用來配平噴口的低頭力矩，巡航於降落時可以差動產生偏航的控制力矩。這兩片前緣鴨翼使得 F-15 的外形呈獨特的三翼面佈局，麥道公司認為，三翼面戰鬥機在無向量推進時，也可以在不同狀態下選擇前緣壓翼或者水平尾翼進行配平，而達到最低的配平阻力。
F-15S/MTD 巨大的前翼實際上是 F/A-18 的尾翼
然而，近距離耦合前緣鴨翼雖在高迎角提高了升力，卻也降低了低頭力矩。這使得戰鬥機很難脫離高迎角狀態，這在 X-29 上也會發生。理論上，唯一可以在此時提供額外的低頭力矩，但向量噴口的重力力矩又抵消了不少。另一方面與 X-29 的“翼滾”現象相似，麥道公司的風洞實驗也顯示其前緣鴨翼與進氣道前緣所產生的渦流，在高迎角時會與翼尖渦流混合並覆蓋主翼上方，在兩邊的機翼卻總是不能在同一時間點產生強大而不穩定的偏航力矩。
正在進行調整的 F-15S/MTD 風洞模型
橫向不穩定現象在達到過失速迎角時，會因為主翼完全失速而消失，但對高 G 轉向所用到的中間迎角卻有很大的影響。X-29 利用了前緣鴨翼與全電傳作業系統，而 F-15S/MTD 只能從電傳作業系統中限制其偏航命令，並將滾轉命令切換給方向舵控制滾轉來抑制反向滾轉以及偏航效應。風洞的測試結果表明其可以到達 45 度迎角而不會有翼滾現象或是讓飛機進入尾旋，但這也使得飛機的滾轉率在一定程度上下滑。
F-15S/MTD 在聖路易斯市上空飛行
F-15S/MTD 的向量噴口在高迎角唯一的優點是低頭力矩的提高，飛機在加力狀態下所產生的低頭力矩，使其在低頭的加速度可以達到 F-15B 的 3 倍。飛機可以在不到 F-15B 所需的一半時間就達到相同的角速度，而其最大迎角還是 F-15B的 2 倍，這表示其低速的俯仰敏捷性可達到傳統噴口的 2~3 倍。F-15S/MTD 的機動性實驗仍集中於低迎角部分，在持續轉向中，推力向量可通過增加重力加速度或者降低轉向速度，達到增強機動性的目的。而俯仰角與滾轉阻力也比傳統的氣動面來的少得多，這有助於維持飛機的能量狀態。甚至反推也可以增強飛機的軸向敏捷性，其提供的反向加速度比減速板提高 20% 以上，作用速度也比較快，從馬赫數 1.4 降低到馬赫數 0.8 只需要一半飛機三分之二的時間（30 秒左右）。
1989 年，F-15S/MTD 技術驗證機首次試飛。第一階段飛行時進行各項基本效能的測試，包括向量與反向推力的試驗，這些試驗基本上都被限制在亞聲速和軍用推力的條件下進行。1990 開始的第二階段試驗包括加力狀態下的短距起降測試，其速度最大達到了馬赫數 1.6，而反向推力則可以在馬赫數 1.4 的狀態下使用，整個計劃在 1991 年宣告結束。
大迎角計劃
從提高戰鬥機機動效能的初衷來看，提高迎角與俯仰率就有助於實現更為快速的瞬間轉向；但從敏捷性的觀點考慮，就必須在大迎角、高 G 轉向中還有高滾轉率，這樣才能在多機空戰中求得生存。然而，機頭在 30~50 度不對稱引發的渦流會造成橫向不穩定性的翼滾現象，這使得 X-29 與 F-15S/MTD 必須以限制器來維持穩定，而造成滾轉率的損失。雖然飛機在過 50 度的迎角的過失速領域，反而因為一面脫離渦流影響而恢復穩定，只需要不受適度影響的向量推進就能控制。但在敏捷性的空戰試驗當中證實，過失速的超機動性不能完全主宰空戰動作，戰鬥機仍需要在高能量的狀態下（低迎角）到高 G 機動狀態（中大迎角）到超機動狀態（過失速）之間來回轉換，因此在中大迎角的敏捷性成為了戰鬥機循轉換不同狀態的關鍵。
為了拓展戰鬥機在超機動性與敏捷性，美國航空航天總署（NASA）啟動了大迎角研發計劃（HATP），幾乎是在三種飛機平臺上進行向量噴口試驗，在該計劃中 NASA 投入了航空與氣動分析單位以及美國海軍和空軍的協助。其中首先進行的是“大迎角研究平臺”計劃，其目的是要對大迎角的佈局與氣動問題作更加深入的了解，亦驗證向量噴口與機頭控制面的操作效果。通過篩選最後大迎角研究平臺選擇以 F/A-18 作為載機，之所以最後選擇了 F/A-18，我們還要從諾斯洛普的 P-530“眼鏡蛇”計劃說起。1965 年，諾斯羅普公司開始研製一種新的戰術輕型戰鬥機，其效能預計將優於當時尚在發展之中的 F-5E/F“虎”II。公司進行的空氣動力等研究表明，製造一種效能遠勝於 F-5 的戰鬥機在技術上是可行的。公司把這個專案編號為 P-530。
在氣動外形方面 P-530 機翼形狀與 F-5 非常相似，1/4 絃線處後掠角為 20 度，後緣無後掠。機翼最初是帶 5 度下反角的上單翼，但在之後幾年裡，安裝位置逐漸下移，最後定為中單翼。翼面積 400 平方英尺，比 F-5E 的 186 平方英尺要大得多。機翼採用了可變彎度技術，呈直線形的前緣和後緣內側都鉸接有襟翼，只有在略小於一半翼展的後緣外側安裝了傳統的副翼。1968 年，前緣襟翼被分割成了前後兩段，以提高其在安裝位置降低後的升力係數。機翼前緣安裝有邊條（“前緣翼根延伸段”，LERX），邊條從翼根向前逐漸變窄，在座艙位置融入機身。邊條使飛機獲得了在迎角超過 30 度（後來甚至達到 40 度）時的超失速機動效能；在高迎角情況下，它增加的升力約為機翼升力的 50%。而將邊條延伸到發動機進氣口之前，也可以使進入進氣道的氣流更加順暢，並在高迎角情況下，保證發動機獲得相對穩定的充足氣流，以避免熄火。此外，兩側邊條在進氣口之前、靠近機身處，都挖有很長的縱向狹縫，可以防止超聲速飛行時，空氣在進氣口前堆積；而在低速和高迎角情況下，它們又可以防止進氣口前、流過機身的附面層氣流發生分離。1968 年，邊條被進一步加大，向前一直延伸到機頭附近。
最初的設計中，發動機前有很長的進氣道，位於機翼前方的進氣口呈半圓形，中間有可調式激波錐。然而到 1971 年，由於認識到馬赫數2的飛行速度並不是一項重要的設計指標，激波錐就被取消了。大約在同時，進氣道也做了縮短，被重新置於邊條翼下。由於此時大面積的邊條翼看起來就象是眼鏡蛇頭，諾斯羅普就給 P-530 取名為“眼鏡蛇”。1970~1971 年間，對進氣道設計做了進一步修改，最終確定的形狀為斜橢圓形，邊緣固定，並略帶圓弧。進氣口上緣與邊條下表面之間相隔 4 英寸，與機身之間則隔有一塊大面積的矩形隔離板。P-530 的尾翼設計起初非常傳統，採用了安裝位置居中、略微靠下的整體式水平尾翼。最初只設計有一片垂直安定面，但由於 P-530 具有高迎角飛行能力，一片垂直尾翼就略顯不足，因為它在高迎角條件下會被機翼遮擋。為了解決這個問題，後來改用了雙垂尾設計，每片面積大約相當於原先單片垂尾的一半；並且向外傾斜近 45 度，以保證它們被置於自由氣流之中。為減少飛機橫滾過程中的相互干擾，方向舵高度只及垂直安定面的一半。1969 年，垂直安定面的面積被放大了將近一倍，位置也向前挪動，使得垂尾與機翼有部分重疊。1970 年末，垂尾被進一步放大，外傾角也減小到了僅 18 度。同時，平尾也被放大，並儘可能地向機尾後移。在 P-530 專案中諾斯羅普公司很有遠見的對戰鬥機的大迎角特性進行了系統的研究，從而使得戰鬥機的轉向效能得到進一步的提高，也因此發現了“翼滾”現象。
由於當時的飛機設計師十分重視戰鬥機的持續機動效能，因此設計者只希望“翼滾”能夠得到壓制就好了，讓飛機持續進行小半徑轉向，因此在 F-5 戰鬥機上通過對飛機頭部形狀的修正（著名的“鯊魚嘴”外形）來提高橫向穩定性。這一概念引起了美國航空界對於前機身渦流現象的研究並由此衍生出了機翼前緣延伸面與近距耦合前翼的不同概念。
此時，諾斯羅普公司已經處在這方面研究的領導地位上了，在 P-530 的設計中除了安裝了特大號的翼前緣延伸面來產生渦流，延緩滾轉控制翼面的失速外，還特地安裝了兩個外傾的垂直尾翼，這在大迎角時可向外延伸出機身氣流的範圍，維持橫向穩定性。在 1974 年的飛行測試中證實 YF-17 可以在水平飛行中維持 34 度的迎角，在爬升時可以進一步達到 63 度的迎角，這使得諾斯羅普公司自豪的對外宣稱該機可以“毫無迎角限制”，甚至可在 20 節維持對飛機的控制。F/A-18 繼承了他的橫向穩定性，這使得 F/A-18 很難進入尾旋狀態，就算刻意進入也非常容易改出。然而批量生產型發現延伸面產生的渦流會在垂直尾翼前爆散，導致垂直尾翼顫振而提早結束其結構壽命。NASA 認為這個渦流的問題正好可以作為流場研究的題目，加上 F/A-18 的大迎角穩定性與抗為尾旋的能力可有效地提高實驗的安全性，而同樣具備極強抗失速能力的 F404 發動機正好可以作為失速的推力來源；原有的電傳作業系統很容易進行修改，因此 F/A-18 成為了作為合適的改裝平臺。