两架X-29飞机，具有航空史上最不寻常的设计之一，在加利福尼亚州爱德华兹市的NASA艾米斯-德莱顿飞行研究中心(很快被重新命名为德莱顿飞行研究中心)试飞，作为研究先进概念和技术的技术示范。从1984年到1992年进行的多阶段计划提供了在未来飞机的设计和发展中可用的工程数据库。
X-29看起来几乎像是在向后飞。它的前掠翼安装在机身背面，而控制俯仰的前翼水平稳定器位于机翼前面而不是尾部。机翼和前翼复杂的几何形状结合在一起，提供了卓越的机动性、超音速性能和轻型结构。在前掠翼上移动的空气倾向于向翼根内流动，而不是像在后掠翼那样向翼尖外流动。这种反向气流不允许翼尖和副翼在大迎角(机身相对于气流的方向)时失速(失去升力)。
战斗机大小的X-29探讨的概念和技术是使用在飞机制造先进复合材料;可变弯度翼面;独特的前掠翼和它的超临界薄翼型;边条翼片;紧耦合鸭翼;和一个计算机化的飞行线控飞行控制系统保持稳定，否则飞机的控制。
研究结果表明，前掠翼的构造，再加上可动鸭翼，给飞行员在高达攻击的45度角优异的控制响应。在它的飞行历史中，X-29的飞行了在该计划的1期部分422个研究任务242号1架飞机;120个航班通过在阶段2飞机2号;60个航班在后续的“旋涡控制”阶段。与X29 2号X29 1号和2非研究航班的额外12个非研究航班凸起与两个飞机436飞行的总数。
逆向气流前掠翼VS后掠翼。对前掠翼，副翼在高攻角保持解除停止，因为空气通过前掠翼倾向于朝向所述机翼的根，而不是向外朝翼尖上的后掠翼向内流动。这提供了更好的气流在副翼和防止在大迎角失速（升力损失）。
在第二次世界大战之前，有一些滑翔机采用前掠翼和NACA兰利纪念航空实验室做了一些关于这个概念风洞的工作在1931年德国著名的战争期间开发了前掠翼电机驱动飞机作为菊287。这个概念，但是没有成功，因为技术和材料不存在，那么构建翼刚性足以克服弯曲并且不会使飞机过重扭力。
在20世纪70年代引进的复合材料的飞机开建的新领域，从而可以设计出坚固的机身和结构比传统材料制成，但重量轻，能承受巨大的空气动力更强。
在X-29的薄超临界机翼的构建，因为它的复合结构成为可能。状态的最先进的复合材料允许气动弹性剪裁，其允许翼一些弯曲但限制扭转和消除了飞行包线内的结构的发散（即，在机翼的变形或在飞行中折断）。
1977年，美国国防部高级研究计划局（DARPA）和空军飞行动力学实验室（现莱特实验室），赖特 - 帕特森空军基地，俄亥俄州，发布了一个研究飞机旨在探讨前掠翼概念的建议。该机还打算验证研究，说应该在极端演习提供更好的控制和提升素质，并有可能降低空气阻力，以及在巡航速度更有效地飞翔。
从几个提议中，格鲁曼飞机公司在1981年12月被选中接受一份8700万美元的合同来建造两架X-29飞机。它们将成为十多年来第一款新的x系列飞机。1号X-29的首次飞行是1984年12月14日，而2号飞机首次飞行是1989年5月23日。第一次飞行都来自NASA艾姆斯-德莱顿飞行研究中心，该中心不久将更名为德莱顿飞行研究中心。
X-29的飞行控制表面是前置鸭翼，它与机翼分担升力并提供主要的俯仰控制;襟翼(组合襟翼和副翼)，用于改变机翼的弯曲度，在不对称使用时用作控制滚转的副翼;方向舵两侧的边板襟翼增加了前翼的俯仰控制。控制表面被电子连接到一个三冗余的数字电传飞行控制系统(模拟备份)，提供了人为的稳定性。
X-29使用的特殊前掠翼、紧密耦合鸭翼设计是不稳定的。X-29的飞行控制系统通过感知飞行条件如姿态和速度来补偿这种不稳定性，并通过计算机处理，以每秒多达40条指令不断调整控制表面。这样布置是为了减少阻力。常规配置的飞机通过平衡机翼上的升力载荷和相反方向的尾部向下载荷来获得稳定性，代价是阻力。X-29通过其放松的静态稳定性避免了这种阻力。
这三个数字飞行控制计算机的有模拟备份。如果数字计算机的一个失败，剩下的两个接任。如果两个数字电脑的失败，飞行控制系统切换到模拟模式。如果模拟计算机的一个失败，剩下的两个模拟计算机接任。总系统故障的风险是在X-29到机械故障的传统系统中的风险当量。
X-29 - 设计了放宽静稳定性，以实现更少的阻力，更多的可操作性，提高了燃油效率。在上图的箭头表示在后稳定剂的阻力产生相对的向下的力，以实现稳定性。X-29的谣言分享起吊货物，减少了阻力。
1号飞机242次飞行的研究证明，由于移动超过前掠翼的空气向内流动，而不是向外因为它在向后掠机翼，翼尖保持在飞行攻击的适度角度解除停止通过X-29第1号第1点阶段的航班也证明了气动弹性定制翼没有，实际上防止飞行包线内的翼的结构发散，并且控制法和控制表面有效性是充分的，以提供人工稳定性这个本来极其不稳定的飞机和飞行员提供了良好的操纵品质。
该机的超临界机翼也增强了跨音速机动政权和巡航能力。由NASA开发和在1970上的F-8最初测试在德赖登，超临界翼型件上翼表面上谄比常规翼面的延迟和软化冲击波的发作上翼表面上，减少了阻力。第一阶段的航班也表明，飞机可以安全可靠地飞行，即使在急转弯。
2号X-29研究飞机的攻击特性高角度和前掠翼/鸭式布局的过程中120个航班研究军事效用。在第二阶段，在攻击的高达67度角飞（也称为高α），表现出更好的控制比计算方法和仿真模型机动素质飞机的预期。1号X-29被限制在攻击机动的21度角。
阶段在2个航班，美国航空航天局，空军和格鲁曼公司项目飞行员报告的X-29飞机曾在攻击的67度角出色的操控响应攻击的45度角，仍然只有有限的可控性。这种可控性高攻角可以归因于飞机的独特的前掠鸭翼如翼设计。美国航天局/美国空军设计的高增益的飞行控制规律也促成了良好的飞行品质。
在程序中使用飞行控制律的概念是从美国宇航局兰利研究中心，汉普顿，弗吉尼亚州22％的X-29降模型无线电遥控飞行测试开发。通过工程师德莱顿和空军飞行进行详细设计测试中心在爱德华兹。在X-29来实现它的高α控制性而对翼额外升程前缘襟翼，并且不会对发动机的排气喷嘴，以改变或“载体”推力的方向，可移动的叶片，如那些在X-31使用和在F-18的高场角攻击研究车辆。研究者期间使用压力测量值和流量可视化的组合这一阶段记录在高攻角飞行器的空气动力学特性。从X-29计划的高角度的攻击/军事实用阶段飞行试验数据感到满意的首要目标的X-29计划，以评估X-29技术，以提高未来战斗机的任务性能的能力。
1992年美国空军启动了一个研究使用涡流控制作为提供增加在大迎角的飞机控制在正常飞行控制系统是无效的手段。
2号X-29与安装两个高压氮气罐和控制阀与位于鼻子的前上部的两个小喷嘴喷出修改。修改的目的是将空气注入，在大迎角流过飞机的机头的旋涡。
在空军莱特实验室，并在格鲁曼公司风洞试验表明空气的注入漩涡会改变涡流的方向上，而飞机改变鼻子创建相应的力或控制的鼻子标题。
从1992年5月到8月，60次飞行成功演示了涡流控制(VFC)。VFC在产生偏航(从左到右)力方面比预期的更有效，特别是在大攻角时方向舵失去效力。当侧滑(推动飞机一侧的相对风)出现时，VFC在提供控制方面就不那么成功了，它对降低飞机的摇摆振荡也没有什么作用。
涡流控制包括前体涡的气动操纵，如图所示。通过飞机前体顶部的喷嘴排出空气会导致前体涡旋的改变或运动。如图所示，通过右喷嘴的排气加速了右涡流的流动，并将其拉向前体。当这发生时，左涡被推离身体更远。这导致右旋喷嘴一侧的低压，导致飞机的右偏航运动，如图所示。
总体而言，VFC，像前掠翼，表现出对飞机设计的未来前景。在X-29并没有表现出气动阻力总体下降是早先的研究建议，但这一发现不应该被解释为与前掠翼更优化的设计不能产生阻力的减少。总体而言，X-29程序演示了几项新技术以及成熟的技术的新用途。这些包括：气动弹性剪裁控制结构发散;用于纵向控制相对大的，紧密连接的鸭翼;极度不稳定的飞机的控制，同时仍然提供良好的操纵品质;使用三面纵向控制的;使用以超音速一个双铰链的后缘襟副翼的;控制在大迎角有效性;涡流控制; and military utility of the overall design.
X-29是一架长48.1英尺的单引擎飞机。它的前掠翼跨度为27.2英尺。每台X-29都由通用电气的F404-GE-400发动机提供动力，产生1.6万磅的推力。空载重量是13600磅，起飞重量是17600磅。
这架飞机的最大飞行高度为5万英尺，最大速度为1.6马赫，飞行续航时间约为一个小时。两架飞机之间唯一显著的区别是在2号飞机的方向舵底部安装了紧急旋转降落伞部署系统。外翼结构主要是复合材料结合到精确的模式，以发展强度和避免结构发散。机翼的底部结构和基本机身本身是铝和钛。机翼后缘执行机构控制拱度安装在外部流线型整流罩，因为薄的超临界翼型。
在X-29项目由美国国防部高级研究计划局的部最初资助。该项目由美国空军莱特实验室，航空系统部，空军系统司令部，赖特 - 帕特森空军基地，俄亥俄州管理。
飞行研究计划是由德莱顿飞行研究中心进行，包括空军飞行试验中心和格鲁门公司为参与组织。
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