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作为补救措施，美国空军开始给战斗机加装航炮吊舱应急。但这种吊舱射击精度不好，对机动性影响也大。后来美国空军又在新的F…4E上采用了内置式固定航炮，取得了一定效果在？？F…4E总计21个战果中，有7架是被航炮击落的。但这些飞机毕竟不是专用的空战战斗机，一线部队迫切需要一种真正的用于夺取空中优势的战斗机，因此F…15便应运而生。＇15＇
研制始末
F…X计划中NASA提出的4种战斗机气动布局方案
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。
1968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。
1968年10月24日空军将 F…X 定名为 ZF…15A。
1968年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。1972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。
＇编辑本段＇设计特点
F…15采用的大型气泡式座舱盖
视界
为了提供良好的视界，，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。
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。
F…15 的机尾采用双发小间距布局，减小了飞机阻力。
机翼
F…15 采用的机翼方案为：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。
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。
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。
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
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。
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。
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。
发动机
正在测试的F100…PW…100发动机
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。
航电设备
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。美军地勤人员检修F…15C的APG…63（V）1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。
武器系统
F…15可以使用多种对空武器。自动化的武器系统加上平显和HOTAS使飞行员可以高效率的进行空战，而无需将精力浪费在繁杂的武器操纵程序上。如果飞行员更改当前的武器选择，平显上的武器发射指引也将随之自动改变。
根据最初的设计，F…15可以携带3种对空武器系统？？M61A1“火神”机炮、AIM…9L/M“响尾蛇”红外制导格斗导弹和AIM…7F/M“麻雀”半主动雷达制导中距空空导弹等。
M61A1航炮
M61A1航炮
M61A1是在美国第三代战斗机上广泛使用的一种航炮，F…15所有改型上均有装备，主要用于距离600米以内的空战，弥补格斗导弹的发射死区。其安装位置在右翼根整流罩内，备弹940发（A~D）/500发（E）。航炮射速有4000发/分和6000发/分两种，飞行员可以自行设置。
AIM…9L导弹
AIM…9L 是美国吸取越南战争的教训，于70年代初期开始研制的具有全向攻击能力的第三代“响尾蛇”空对空导弹，曾被誉为“超级响尾蛇”。该弹的外形与AIM…9B相似，舱段布局与AZM…9D相同，而弹翼和陀螺舵则与AIM…9H一样。它与AIM…9B外形的最大区别是，弹头较尖、前舵面由三角形改为双三角形。其导引头采用氩制冷的锑化钢探测器，探测灵敏度较高，导弹能从前半球攻击目标，攻击角大干90度。AIM…9L 的弹长为2。87米，弹径为0。137米， 翼展0。63米，发射重量约为86千克，射程增大至18。5千米。最大速度增至M数2。5。
AIM…7系列导弹
“麻雀”ⅠAIM…7A分为3个舱段，弹头为引信/战斗部舱，弹体中部为制导控制舱，弹体中后部为固体火箭发动机舱，3个舱段用螺钉连接。由于采用雷达波束制导，其制导控制舱内装的是陀螺仪、加速度计、天线和接收机、计算装置、伺服机构、电瓶和高压能源。导弹发射后1s，由陀螺仪和加速度计组成的自动驾驶仪控制飞行，导弹进入机载雷达AN/APG…51B的制导波束后，自动驾驶仪与伺服机构断开，天线和接收机接收制导波束信号，计算装置据此计算出导弹相对于制导波束等强信号区的偏移量，通过伺服机构使全动式弹翼偏转，使导弹返回等强信号区，制导波束随动于机载光学瞄准具视线，从而引导导弹飞行所瞄准攻击的空中目标，制导飞行时间20s。
“麻雀”ⅡAIM…7B导弹采用主动雷达制导，其舱段布局�