必要的，“空战无用论”随之销声匿迹。
无独有偶，就在美国军方再度提出类似观点之后不久，又一次检验机会出现？？1950 年朝鲜战争爆发。美国空军在朝鲜空战中表现尚可。但也吃了米格…15 不少苦头。飞行员除了对米格…15的垂直性能表示欣赏外，对自己战斗机重型化、多用途化导致机动性下降的现状也颇为不满。然而这场空战的教训却被美国军方有意忽略了。军方认为，朝鲜战争只是战争规则的一个例外，今后也不会再有一场战争具有和朝鲜战争类似的特征和规模？？然而此后数十年，几乎所有战争都是和朝鲜战争同类的有限规模、夺取有限胜利的局部战争？？尤其是令美国人刻骨铭心的越南战争。事实上，朝鲜空战真正的遗产就只有一个？？洛克希德F…104“星”战斗机，这是真正应飞行员的要求设计的空中优势战斗机（尽管它的高空高速特征往往让人将它和同期的美国战斗轰炸机混为一谈），当然这种飞机并不讨美国空军喜欢，很快退役。
十余年后，随着美国全面介入越南战争，美国空军开始尝到昔日错误判断的苦果。这又是一场局部战争，加上政治上的限制，使得美国空军被迫在一个与想定条件完全不同的环境里作战。空军不得不用重型战斗轰炸机和老式的北越米格战斗机进行空中格斗，原来的拦截和核武器投射能力根本派不上用场。先进的空空导弹不适应越南潮湿气候，故障频频，而越战初期多数美国空军战斗机就没有装备航炮，以至多次出现占据有利位置却不能击落敌机的情况。敌我识别也是一大问题，多起误伤事件之后，为了避免再次击落己方返航机或国际无武装飞机，美军又加上“目视识别”原则，从而使得第二代战斗机的优势几乎荡然无存。美国空军自朝鲜战争后不久就取消了空战训练课程，飞行员普遍没有进行空战训练，结果可想而知。
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�