标题：X-31A验证机
“过失速机动”概念的起源与X-31A的诞生
在第二次世界大战时期，人们总结的战斗机进行空战四大基本要素是速度、高度、机动性和火力，其中速度被排在首位。这种思想深刻影响了战后第一、二代战斗机的研制与发展，但是在越南战争后，人们发现战斗机的速度并不是越大越好，因为大部分空战都是在亚音速下进行的，而以高速度为指标设计的战斗机难以兼顾在亚、跨音速区域的机动性能；同时飞行高度对于战斗机来说也不那么重要了，因为战斗机常常用来掩护攻击机作战或为大型飞机护航，飞行高度不能太高，因此对战斗机的亚、跨音速区域的机动性要求便上升到了更为重要的地位，这种认识成为了越战后新型战斗机研制的指导思想，导致了具有高推重比、翼身融合和通过边条翼产生非线性涡升力的第三代战斗机（西方标准）：F-15、F-16、米格-29、苏-27、幻影-2000等的诞生。
第三代战斗机的特点在于逐步实现系统综合化，即一种飞机作为基本平台，通过航电设备和武器系统的不断改进成为多功能的空中作战平台，其中包括先进的脉冲多普勒雷达和可在视距外发射的空空导弹，这使重视亚、跨音速区域机动格斗性能的设计思想受到第一次质疑：如果战机能使用中距空空导弹在视距外消灭敌机，那么近距格斗中的高机动性又能起到什么作用呢？然而人们很快便发现现有中距空空导弹并无法确保在足够的距离上可靠地消灭所有敌机，最后的胜负往往还是需要通过近距格斗进行，于是，突破了第三代战斗机基本气动设计技术的先进国家之间开展了新一轮增强战斗机机动性能的技术竞争。
近距格斗对战斗机最主要的要求是具有高的瞬时机动能力（含高的最大瞬时盘旋角速度、高加减速能力等），不仅能在进行攻击时快速地将自身的轴线指向攻击方向，还能将自己始终处于对手转弯半径的内侧，以率先进入攻击位置并先敌开火。如果依靠常规的控制舵面，飞行员可以控制飞机的俯仰角速度（通过推/拉操纵杆控制升降舵偏角实现）、滚转角速度（通过压杆控制副翼偏转角实现）、偏航角速度（通过蹬方向舵或方向舵偏角实现）、纵向加速度（通过油门杆和减速板操纵实现），但是垂直加速度和横向加速度却不能很好地控制，因此为进一步提高飞机机动性能，有必要使飞机在这两个自由度上具有有效的控制能力，这就是所谓的“非常规机动”。
非常规机动的技术实现有“直接力控制机动”(DFCM)和“过失速机动”(PSM)两种（当然两者也可以结合起来），前者是指在不改变飞机飞行姿态的情况下，通过适当操纵面直接提供附加的升力或侧力，使飞机作垂直方向或侧向的平移运动来改变飞机的航迹，目前不少主动控制技术(ACT)/随控布局(CCV)飞机均已具有这种能力，它们通常都采用气动操纵面来实现直接力控制，如采用前后缘襟翼对称偏转、水平鸭翼对称偏转加上后缘襟翼偏转等方法实现飞机保持水平姿态的上升或下降，采用方向舵结合飞机重心前的偏航控制面实现侧向平移等，然而试验证明这种依赖常规空气舵面的控制方式效果并不显著，因此人们开始把眼光集中到“过失速机动”上来。
在传统的飞行理论中，飞机的迎角是不能够超过失速迎角的，否则就会失速，进入尾旋甚至坠毁。而且研究表明，典型战斗机在中等到大迎角时的不稳定度和偏航力矩很大，这种不稳定主要来自于诸如机头附近的轻微缺陷和机体运动中受到小扰动之类因素造成的前机身不对称尾迹。此外，虽然静态产生的流场能使人们对大迎角飞行的空气动力复杂性得到一些了解，但这些情况并不能精确表征在急剧动态机动飞行过程中所预期的种种影响。翼面在运动过程中涡破裂变化的位置变化导致机翼上的压力发生很大的变化，这一特性称为动态失速，如果飞机的控制系统基于静态要求，则动态失速对这些飞机的稳定性和操纵性的影响将是很严重的。随着现代航空科技的发展，特别是随着以下几种关键技术的出现，突破这种一度无法突破的失速边界已成为可能，这些技术包括：（A）能达到最大性能的大推重比飞机设计；（B）采用空气喷气推进的多轴推力矢量能力；（C）先进数字式飞行控制系统，能有效综合机体和推进系统控制从而在整个扩展的飞行包线内实现“无忧虑”操纵。
80年代初，联邦德国的赫布斯特(Wolfgang Herbst)首先提出过失速机动的概念，即飞机从常规飞行状态，拉杆作大角度跃升使迎角达到失速迎角（对大多数战斗机约在30°～40°），并在减速过程中使迎角达到70°，在速度非常小的状态下，迅速改变飞机速度矢量和机头指向的一种机动形式。一般说来飞机的最大瞬时盘旋角速度在马赫数0.4～0.6之间最大，所以要在格斗中争取优势，就要求飞机能从最大马赫数尽快地减速至中、低速度，而飞机在进行过失速机动时，由于大迎角下自身受到的气动阻力较大，飞机的速度可以迅速降低。当速度下降到每小时几十公里时，飞行员控制飞机绕立轴、横轴或纵轴进行旋转，从而可使机头快速指向任意方向，随后推杆减小迎角从过失速状态下退出，进行俯冲增速并恢复到常规飞行状态。在过失速状态下飞机的瞬时盘旋角速度比常规机动瞬时盘旋角速度可以提高一倍左右，机头快速指向攻击方向后，便有可发射具有全向攻击和大离轴攻击能力先进格斗导弹对敌方进行攻击。
1986年6月，美国和当时的联邦德国政府签订了一份关于联合进行“增强战斗机机动性”(EFM)计划研究的谅解备忘录，该计划由美国国防高级研究计划局(DARPA)牵头，联邦德国国防部的技术计划部门以技术合作的方式参与该计划，为该计划的发展的研究机就是大名鼎鼎即X-31A“增强战斗机机动性”验证机。该机主要用来研究提高近距空战格斗能力的方法，的基本目标是要进入当时的战斗机还不敢涉及的失速后的飞行包线，让飞机能够在很大的迎角和很低的速度下飞行，使其具有更高的转弯角速度，即具备“过失速机动”性能，以此获得空战格斗中的战术优势。
X-31A的设计特点
X-31A的设计方案是在美国的HiMAT高机动遥控研究机项目和德国航宇公司TKF-90项目的研究成果基础上提出的，方案设计从1986年底开始，1987年8月完成，共制造了两架飞机（称为1号机和2号机）。其中气动外形及结构设计由美国罗克韦尔国际公司负责，飞行控制系统及进气道的设计则由德国航宇公司（戴姆勒-奔驰航宇公司）负责。
◎X-31A的气动布局设计：
X-31A采用鸭式布局，主翼为双三角形下单翼。我们知道，三角翼的通常具有小展弦比和大后掠角，具有跨音速气动特性良好，随着飞行马赫数变化气动中心的移动小，此外有较好的强度、刚度和重量特性，已被超音速飞机广泛采用；但是，对于X-31A而言，三角翼相对于平直机翼和普通后掠翼最大优势是失速迎角大，在大迎角飞行时能仍能保持较大的升力，因此三角翼的选择对X-31A的超音速飞行和大迎角机动是非常适合的。当然三角翼也有其固有的一些缺点，比如三角翼“升力系数—迎角”曲线斜率低，即在一定迎角范围内，其升力系数随迎角的增大增加得比较缓慢，因此对飞机的亚音速飞行性能和着陆、起飞性能都带来不利影响。此外，在迎角较大时将产生强烈的下洗气流，这将对平尾在大迎角下配平性能得发挥产生不利影响，这是X-31A采用鸭式布局的原因之一。其主翼内外侧后掠角不同，内段1/4弦线后掠角为48°6ˊ，外段机翼1/4弦线后掠角为36°36ˊ，可兼顾高低速飞行性能，比一般的三角翼具有更好的大迎角飞行性能。 此外，X-31A机翼还采用了气动扭转和几何扭转，以防止大后掠角时翼尖失速，而主翼采用下单翼布置则是考虑到主翼与鸭式布局前翼的相互影响。
X-31A的鸭翼为全动式，偏转角范围是-55度（前缘向下）到+20度。当X-31A做大强度的机动动作如上仰、小半径盘旋时，鸭翼和主翼上都会产生强大的涡流，两股涡流能在主翼上相互耦合和增强，产生比常规布局更强的升力。除了提高升力外，鸭翼还用于改善跨音速过程中安定性急剧下降的问题，同时也可减少飞机的配平阻力(有利于超音速空战)，此外，鸭翼还可在降落时偏转一个很大的负角，起到减速板的作用。鸭式布局的难点是鸭翼位置的选择以及大迎角俯仰力矩上仰的问题。因鸭翼产生的升力在重心之前，俯仰力矩在大迎角时上仰严重，对于无尾飞机而言，如何保证在大迎角具有足够的低头力矩成为难题，X-31A由于推力矢量技术的应用，使该问题得以解决。
X-31A机翼的平均上反角为0度，翼型采用罗克韦尔国际公司的跨音速翼型，相对厚度为5.5%。机翼上反角具有横向静稳定的作用，而飞机的稳定性与机动性是相互对立的，稳定性好则意味着机动性差，这便是X-31A取0度上反角的理由；翼型相对厚度的选择主要考虑阻力的影响，亚音速状态下对阻力影响不大，但在跨音速时波阻增加大约与相对厚度的平方成正比，因此应尽量选择相对厚度较小的翼型，但不能太小，否则影响结构高度及机翼的可用容量，所以超音速战斗机机翼相对厚度一般在4%～6%之间。可见X-31A的翼型可保证它在低速大迎角机动和超音速飞行时都具有较低的阻力。
X-31A机翼前缘布置有两段前缘襟翼，后缘有两段襟副翼（用于增升和进行滚转控制）。前缘襟翼当X-31A大迎角机动动作时可将其向下偏转，这样大大减小了机翼前端的局部迎角。可对前方来流进行导流，保证机翼前缘气流不分离，防止过早发生失速。此外，飞行员可通过飞行控制计算机操纵直接按钮，同向偏转襟副翼，如果产生附加的俯仰力矩，水平前翼就会在飞行控制计算机的指令下自动作相应的偏转，产生等值、反向的俯仰力矩以保持迎角不变(即自动进行俯仰轴力矩配平)，在整个控制过程中，驾驶杆和杆位移都不发生变化，由于这种运动方式飞机无需改变迎角便可上升或下降，所以适用于俯仰姿态的修正。在飞机横向平移过程中，飞行控制计算机还会指令襟副翼偏转，产生适当的偏转力矩和滚转力矩，以保持飞机的机头方向和水平姿态不变。
◎X-31A的动力装置与推力矢量设计：
推力矢量技术是指通过偏转发动机喷流的方向获得额外操纵力矩的技术。普通飞机通常在小迎角下飞行和作战，在这种状态下飞机的机翼和尾翼都能够产生足够的升力，因此其操纵面的效率足以保证飞机机动的需要；当飞机迎角增大时，由于气流分离等因素的影响，飞机升力面将不能产生足够的升力以保持对飞机姿态的控制，此时即使飞机发动机工作正常，也无法使飞机在空中保持平衡。然而当飞机采用
（俯仰）推力矢量技术之后，由于发动机喷管了上下偏转，这样产生的推力可不通过飞机的重心，从而形成可控制飞机俯仰姿态的俯仰力矩，此时推力就发挥了和飞机升降舵相同的作用（它们的本质区别在于前者是一种直接力控制手段）。由于推力的产生只与发动机有关系，所以只要发动机能在超过失速迎角的条件下工作，推力就能够为飞机提供配平力矩（但若要在此状态下保持稳定飞行，则要求机翼此时仍能产生足够升力）。
采用推力矢量技术后，飞机由这种直接力控制方式提供的控制力矩不受飞机本身姿态的影响，可以保证飞机在操纵舵面几近失效的低速、大迎角条件下利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞机机动，第四代战斗机基本的4S要求中包括“超机动性”（其它3S为隐身、超音速巡航和短距起降），因此推力矢量技术是第四代战斗机的重要技术特征之一。
目前，推力矢量技术已经发展出现许多不同的形式，主要包括折流瓣式偏折喷口、二元推力矢量喷管和元维推力矢量喷管这三种，其中二元推力矢量喷管无法提供偏航控制力矩，而三元推力矢量喷管可向任意方向推进，提供飞机任意方向的推力矢量，但其喷口设计复杂，目前仍是许多国家的研究重点。
X-31A采用的是折流瓣式偏折喷口，3块碳-碳导流叶片绕发动机圆周对称配置，每枚导流叶片的受高温区都包敷着碳化硅面层，且均由单独的致动装置驱动。1号叶片正好处于垂直尾翼的下面，由于它靠近抗螺旋伞，故仅限于向外偏转7度。2号和3号导流叶片位于机身的下半部中间位置，把它们打开到60度的最大外侧位置时可充当减速板使用。通过偏转导流叶片来提供俯仰和偏航所需的控制力。最大偏转角度为35度，但由于它不像二维和三维推力矢量喷管那样“包覆”住喷流，所以在大多数情况下最大只能将气流方向改变而15度，而在某些低能量状态以及发动机尾喷口面积较小的情况下气流改变还达不到15度。导流叶片的液压驱动器理论上可使叶片达到80度/秒的最大偏转角速度，但是X-31A飞控软件将每枚叶片的偏转角速度上限设置在60度/秒，这是因为大迎角飞行时飞机各个液压操纵面均要产生动作，能分配给导流叶片做偏转的液压动力并不足以达到80度/秒的偏转角速度。X-31A的导流叶片与尾喷流的偏转角速度之比大致为1.5比1，因此其推力矢量的偏转角速度最大可达40度/秒。
X-31A导流叶片偏转角度大小是与可用推力成反比（这是显然的,因为低能量情况下要产生等量的控制力矩，导流叶片就必须偏转更大的角度以使尾喷流方向改变得更多）。在X-31A得飞控系统中，推力由发动机尾喷口面积，油门杆角度(PLA)与发动机增压比来进行估算，这种估算的准确性对推力矢量控制系统的输出—即燃气舵的偏转量是至关重要的，因为如果推力估算过大将使导流叶片的偏转不到位，达不到机动动作的要求，甚至可能使飞机陷入危险；反之就将导致偏转过量，产生不希望的动作。当不需要推力矢量时，飞行控制系统由发动机尾喷口面积与发动机增压比计算出尾喷口羽状气流边界的大小，并据此将导流叶片调整到尾喷流边界处，以确保在必要时燃气舵的偏转能够及时得产生所需的矢量推力。
X-31A的这种推力矢量控制方式的缺点是相当明显的，首先它的导流叶片在同时偏转26度以上可能发生相互碰撞，因而必须在控制软件中做适当的设置，这和尾喷口羽状气流边界的计算一样，导致该机推力矢量的控制律和与飞行控制系统的结合相当复杂（控制律和与飞行控制系统的结合是推力矢量控制能够实用的最关键因素之一），如果采用二元或者三元推力矢量喷口的话这些问题就可以到得到很好的解决；其次是导流叶片本身的使用能力问题，试验发先若在F404-GE-400发动机稳定运转30秒后将燃气舵内偏5度，仅仅10秒后导流叶片就必须外转10度（即转到尾喷口外侧5度）冷却15秒才能再次使用；最后是折流瓣式偏折喷口的固有缺点—推力损失问题，X-31A在导流叶片的偏转角度超过10度时推力开始明显损失，偏转至25度时推力将损失700千克左右（1600磅）。尽管推力矢量控制方式有种种缺点，但它并不妨碍X-31A做出许多匪夷所思的超大迎角机动动作，并在与现役高机动战斗机进行模拟空战时取得极高的获胜率。
X-31A装单发美国通用电气公司双转子加力F404-GE-400涡扇发动机，加力推力71.17千牛（7 255千克） ，设计推重比为1.3。进气道位于腹部，在大迎角飞行时由于前机身促使气流转向，降低了进气道的局部迎角，改善了发动机在大迎角下的工作条件；X-31A的腹部进气道是不可调的，一方面可以减轻重量以提高推重比，另一方面尽管固定式进气道在跨音速时由于总压恢复下降而导致发动机可用推力下降，但这对于超机动飞行影响不大，因为在较大迎角机动时飞机一般在负的单位剩余功率下飞行，阻力比飞机的可用推力本来就要大得多，而且它是是一种瞬时状态，因此发动机推力的下降无甚影响。
◎X-31A飞行控制系统与控制律：
如前所述，推力矢量技术运用的最大难点之一是控制律，X-31A不仅充分证实了推力矢量控制在提高战斗机机动性和战斗力的作用，同时也在控制律设计方面取得了成功，因此可为第四代战斗机的推力矢量设计和现役战斗机的推力矢量改进提供宝贵财富。
X-31A飞机是一架带有鸭式布局的纵向不稳定三角翼飞机。主气动力控制面在纵轴上是对称的后缘襟翼与鸭翼，横航向轴是差动后缘襟翼与方向舵。此外，推力矢量系统可在低速和过失速飞行期间用于补充气动力操纵效能的不足。
X-31A飞行控制系统是一种全权限数字电传操纵系统。它由三台飞行控制计算机（每台有两个CPU）组成，并受一台称为在线断路器的飞行控制计算机支持。它与其它三台控制计算机一样，但只有一个CPU，一旦发现第二个故障时，它能够选择健全的通道，给出四余度系统可靠性。
俯仰操纵杆位置在飞行控制率中标定为-1.0（最大推杆）到+1.5（最大拉杆）。这个位置直接对应于迎角或过载指令。在低动压飞行状态时，飞行控制率处于迎角指令模态。在此模态中-1.0的指令对应-10度的迎角，+1.0对应+30度的迎角，而+1.5则对应于+70度迎角。若过失速被禁止，迎角指令则被限制为+30度。在+1.0时驾驶杆人感系统的力卡销给飞行员提供他是否已拉到过失速区的信息，此外，如果过失速一种或者多种先决条件不再给予满足，或者一旦出现故障，迎角指令自动降低到30度。在大动压情况下，-1.0对应大约-2.4G，而+1.0指令则是7.2G，拉过卡销并不改变7.2G的最大指令（这是飞机的最大载荷极限）。在这两种指令系统之间的转换发生在30度的迎角产生最大7.2G的过载的飞行状态。这大约是380磅/平方英尺。只有飞机处于在迎角指令模态时，过失速飞行才是可能的。
在飞行控制率中滚转杆位置定标是从—1（左侧最大位置）到+1（右侧最大位置）。根据飞行状态不同计算最大风轴滚转角速度，在小迎角和高动压时高达240度/秒。最大滚转速率按飞行状态定标，这种定标应使有效控制效能尽可能多地用于稳态滚转，留出足够的控制效能用于稳定和防止失控过渡。
驾驶员可以接通和断开推力矢量系统，一旦出现故障，推力矢量被自动地断开，飞行控制软件使气动控制面得到附加指令，产生的总力矩与矢量推力产生的相同。只要能得到足够的气动力控制效能，有无推力矢量工作时的力矩没有差别。在过失速时一旦推力失量出现故障，便得不到足够的偏航力矩，在这种情况下应使侧滑尽可能的低。此外，滚转性能也随着推力矢量断开而降低。出于安全的原因，起飞和着陆时推力矢量自动禁止。
◎ 头盔显示器：
X-31在高达70度的大迎角下进行可控飞行给飞行员带来了一些潜在的问题。第一个问题是，由于大迎角偏移有时能使飞行员迷失方向，所以第二个问题就是姿态意识。第二个问题就是武器使用，平视显示器不能显示当今复杂武器系统的完整武器包线，因此飞行员在决定使用何种战术武器时不得不凭经验行事。头盔显示器就是用来缓解这样一些问题的。
X-31A试飞内容
X-31A的试飞工作由美国海军试飞中心与美国航空航天局负责，其试飞主要包括“增强战斗机机动性”验证、准无尾飞行测试和短距起落三大内容，具体情况如下：
◎“增强战斗机机动性”验证： 
X-31A的1号机和2号机分别在1990年10月和1991年1月实现首飞。1991年2月首次试验了推力矢量控制，同年5月首次进行全程推力矢量试验。这些飞行测试均在罗克韦尔的帕姆代尔飞行试验基地进行的。
1992年2月，应美国国防高级研究计划局(DARPA)的要求，X-31飞机和飞行试验计划从帕姆代尔飞行试验基地转移到美国航空航天局(NASA) 德雷顿飞行研究中心。由于增加了NASA的工作人员和设施，又有美国空军飞行试验中心的参与，该计划开始准备其最复杂的，技术要求最高最严的过失速包线扩展阶段，过失速飞行的一系列重大成就就是在这开始取得的。1992年9月6日，由海军试飞员艾尔.格罗夫斯在35000英尺高度完成了为时45秒的持续70度最大迎角下的配平稳定飞行。并在同一天实现了在70度迎角下围绕飞机速度矢量做舵面全偏转、1G过载速度矢量滚转。11月6日，过失速包线扩展的初始阶段结束，该阶段工作中遇到的主要问题在两个方面：一方面由于过失速机动需要相当大的俯仰杆力，杆力范围为15-22.5lb，而且根据指令程序的编排，1mm的驾驶杆名义上相当于1度迎角，这就要求飞行员双手操纵驾驶杆和注意力高度集中；另一方面，由于机头上产生的纵向涡引起持续1G减速机动中发生横向不对称性，不对称性在45度-55度的迎角范围内最强，对机头外形不大的不对称性极为敏感，这些涡的组合影响产生偏航角，使控制系统不能产生解决该问题足够的控制效能，通过采用砂纸状的“砂带”贴在机头的不同部位，从而促成较高的对称度，取得了较好的成效；
1993年2月25日，德国政府试飞员卡尔。兰首次成功完成了全套赫布斯特机动动作。首先，促使动态进入达到最大迎角（70度迎角）。随着飞机平飞落入相对风中，飞机就起着其本身的减速板的作用。当飞机减速时，飞行员开始操纵飞机绕速度矢量旋转-一直沿航迹方向旋进，直到航向改变180度为止。在机头和航迹的方向与初始方向相反时，就如同飞机“卸载”一样，利用X-31飞机的高推重比能力把飞机加速到恢复高速状态。进入开始于30000英尺，速度为M0.4。所得到的减速和盘旋历时11s,飞机完成机头转向180度。加速并恢复水平飞行状态需要32s，所得到的盘旋半径是475ft（而相同的常规盘旋半径约为2500ft）。这一机动动作是常规飞机空气动力特性所无法达到的。为纪念提出过失速机动概念的赫布斯特(Wolfgang Herbst)，这个具有划时代意义的机动动作被命名为“Herbst机动”；同年11、12月期间X-31A实现了马赫数1.28的超音速飞行。1993年是“增强战斗机机动”计划的高潮，X-31A在这一年中同时创造了验证飞机一年试飞160次和一个月试飞21次的试飞记录；
1994年3月1日NASA完成了X-31A近距格斗性能的综合评估；
1995年1月19日，X-31A的1号机在完成大约43分钟测试飞行后的返回途中，空速管在20 000英尺（6 096米）的高度产生结冰，导致飞机飞控系统无法准确读出大气压力数据而误以为飞机处于低速飞行，在其控制下，飞机突然产生剧烈震动，迎角骤然增加到90度，该机试飞员—来自联邦德国的卡尔。兰被迫弹射出驾驶舱，飞机坠毁在爱德华兹空军基地以北的无人沙漠地带，没有导致人员伤亡；
1995年上半年，X-31A完成全部“增强战斗机机动性”验证计划的内容。
◎ 战术评估：
虽然X-31飞行试验计划的大部分集中在验证过失速状态下的敏捷性，但是衡量该机成功与否的根本尺度还是要看其在近距格斗中的价值。在1993年11月到1994年2月期间，在美国航空航天局德雷顿飞行研究中心将X-31A与F/A-18进行了1对1的战斗模拟，多数交战是以中立初始条件（低空告诉和低空超高速）飞行的，交战的结果是令人注目的。具有过失速飞行能力的飞机获胜64次，交换比为32：1，其它4次平局主要是由于交战经过90秒未分出胜负或者其中一架飞机降低到13000FT无遮掩易受攻击高度以下因而只好以平局宣告结束。为了增加采用过失速在近战中重要性的了解，为了保证不以某种方式给X-31A飞机带来竞争性的常规优势而把X-31A飞机限定在其常规性能（即不使用推力矢量且最大迎角为30度）与从中立条件与F/A-18作战时，F/A-18在16次交战中胜12次，X-31A飞机交换比为1：3。
可见，在中立情形下，过失速战术对获得优势会很有效，但是由于过失速战术伴随着高能量损失和可能发生负作用，所以不应该长时间使用，飞行员应保证用能量损失换取击毁敌机。
◎准无尾飞行测试：
垂直尾翼是组成飞机的大部件中唯一可提供航向静稳定力矩的部件，其它部件如机身起航向静不稳定作用，所以垂尾在航向静稳定性中起着十分重要的作用，有的高速飞机为保证航向静稳定性把垂尾和方向舵做得很大，但这使飞机阻力和重量增加，且加大飞机纵向配平难度；采用双垂尾尽管在一定程度上可解决这个问题，但它与单个大面积垂尾一样将严重降低飞机侧向隐身性能。由于理论上推力矢量可用来取代垂直尾翼进行航向控制，这便为利用X-31A进行这方面的试验提供了可能。
1994年，在成功完成过失速机动技术验证之后，NASA在X-31A上安装了改进的飞控软件，开始着手验证无尾飞机使用推力矢量进行稳定操作的可行性。由于并不是全部去除垂尾，而是在测试时还保留一部分垂尾，因此叫做准无尾测试。准无尾测试计划分两阶段进行，第一阶段在38 000英尺(约11 582米)高度以马赫数1.2进行飞行测试，在此阶段所做的机动动作包括滚转与偏航耦合控制、30度倾斜滚转、2g过载转弯等；第二阶段包括两个飞行任务：逼近地面目标与飞行对地攻击剖面，此时发动机所提供的推力较小，要求推力矢量能快速偏转角度，这也是在低能量状态下第一次使用推力矢量作为主要控制手段来控制飞机的飞行。准无尾测试显示了无垂尾飞机在减少重量、飞行阻力和雷达散射截面积(RCS)等方面的优越性，证明了取消垂尾、改用推力矢量控制的可行性，对现有飞机的改进与未来军民用飞机的设计具有借鉴作用。
◎极短距起降验证(ESTOL)：
使用推力矢量技术的飞机不仅其机动性大大提高，而且还具有前所未有的短距起落能力，这是因为使用推力矢量技术的飞机的超环量升力和推力在升力方向的分量都有利于减小飞机的离地和接地速度，缩短飞机的滑跑距离。另外，由于推力矢量喷管很容易实现推力反向，飞机在降落之后的制动力也大幅提高，因此着陆滑跑距离更加缩短了。2000年为研究“矢量无尾”项目（VECTOR）而重新使用了X-31A飞机，并于2001年2月24日到4月6日进行了功能飞行试验。VECTOR技术计划为引导极短距起降控制无尾操作研究计划，该计划的目的就是通过利用综合推力矢量控制，探究X-31A试验机极短距起降能力。
X-31A的发展前景
在X-31A搁置一年之后，2002年5月，由美国海军和波音公司，和德国联邦国防科技与采购办室(BWB)、德国空军第61试验中心(WTD)、欧洲航空防御与航天集团(EADS)、德国航空研究局(DLR)飞行系统科技学院进入VECTOR技术计划测试的第二个阶段。据美《防务日报》报道，美国海军航空系统司令部(NAVAIR)声称,在11月18日的飞行试验中，X-31在空中“虚拟跑道”上分别以12°和14°攻角进近，之后在第二天的试验中，飞机以24°攻角进场着陆。X-31 VECTOR试验机将于明年年初开始实施在实际跑道上的ESTOL着陆试验，飞机进近攻角最高达24°。VECTOR项目飞行试验负责人声称，X-31装上EADS提供的高级大气数据系统(Flush Air Data System，FADS)后，进近攻角将最高可达70°。一旦完成了最后阶段的矢量无尾项目试验，X-31A飞机将用于西班牙ITP公司开发的推进矢量喷管试验（该推力矢量喷口将用于“欧洲战斗机”EF2000，有报道说瑞典也计划利用X-31A为JAS-39的改进试验推力矢量喷管）。