导读：本文围绕联合攻击战斗机（JSF）即 F-35 “闪电 II” 的研发过程展开。文章先介绍了第四代战斗机需被替代，因国防预算缩减，通用替代机型成为选项，却面临联合项目失败的历史质疑及超音速垂直起降的技术挑战，还回顾了垂直起降飞机的发展历程。随后详细阐述了 F-35 的研发过程，包括海军陆战队短距起飞垂直降落型的概念设计、双循环推进系统的发明与原理、相关分析估算，以及从各军种独立研发到联合研发的转变，提及了关键人物保罗・M・贝维拉夸的贡献、各类合同的授予与技术演示等。最后总结了 F-35 项目的成果与意义，强调其通过通用设计实现成本节省，且印证了莱特兄弟解决问题方法的价值，全文涵盖了该项目的技术突破、项目挑战及发展全貌。

<引言>

莱特兄弟讲座旨在纪念威尔伯・莱特和奥维尔・莱特成功研制出第一架实用飞机。在解决载人飞行问题的过程中，他们也展示了自身解决问题方法的价值。他们方法的关键要素包括：对相关文献进行审慎研究，以识别错误和有效数据；创新思维，由此产生了飞机可通过机翼扭曲进行操控的想法；建设性的辩论，以修正他们想法中的缺陷；系统测试，从风洞试验到风筝、滑翔机，再到飞机逐步推进；以及团队合作，其中包括他们的机械师查尔斯・泰勒的贡献，他实际上将许多想法付诸实践。洛克希德・马丁公司在研发联合攻击战斗机（JSF）时采用了类似的方法，因此本文主题似乎适合作为纪念他们成就的讲座内容，我很荣幸受邀进行此次演讲。

如图 1 所示，美国空军的 F - 16 “战隼”、美国海军陆战队的 AV - 8B “鹞” 式以及美国海军的 F/A - 18 “大黄蜂” 均为第四代攻击战斗机。大约从未来十年开始，它们都需要被新型飞机所取代。冷战结束前，各军种就已启动研发第五代替代机型的项目。第五代后续机型将融入隐身技术，可在网络中心环境中作战，且拥有更远的航程。然而，很快人们就意识到，缩减后的国防预算不足以资助三个独立的替代机型研发项目。一款通用的替代机型成为一个颇具吸引力的解决方案，得到了政府和业界部分人士的青睐。

然而，将多个军种和任务需求融入单一飞机设计的想法最初遭到了相当大的质疑，这在很大程度上是因为 20 世纪 60 年代的联合战术战斗机试验（TFX）项目作为一个联合项目并未取得成功。TFX 项目旨在通过使用通用的机身和发动机来满足海军的舰队防空需求以及空军对远程战斗轰炸机的需求，从而在全寿命周期成本上节省数十亿美元。当该飞机因重量过大而无法在航母上作业时，海军退出了 TFX 项目。空军最终得到的 F - 111 尺寸过小，无法成为有效的轰炸机，机动性也不足以成为有竞争力的战斗机。

此外，研发一款超音速垂直起降（VTOL）战斗机本身就被视为一项重大的技术挑战。图 2 展示了垂直起降飞机的发展阶段。20 世纪 50 年代，首次尝试建造垂直起降战斗机的是尾坐式飞机，包括 XFV - 1、XFY - 1 和 X - 13。由于战斗机的推重比已经接近 1，设计师们认为只需将战斗机尾部直立并稍微增加推力，就能研发出一款垂直起降飞机。

 

保罗・M・贝维拉夸是洛克希德・马丁航空公司的一名航空工程师。他毕业于圣母大学，获得航空航天工程学士学位。之后，他因在剪切流湍流理论方面的贡献，在普渡大学获得博士学位。毕业后，他以美国空军军官的身份在莱特 - 帕特森空军基地的航空航天研究实验室服役。他运用对湍流的理解，为美国空军的垂直短距起降（VSTOL）运输机研发了超混合喷嘴和喷射器。退伍后，他成为罗克韦尔国际公司美国海军飞机制造厂的先进项目经理，在那里他领导设计了美国海军的垂直短距起降拦截机和运输机。随后，他加入洛克希德・马丁公司，担任洛克希德先进航空航天公司的首席航空科学家，并成为洛克希德・马丁臭鼬工厂先进开发项目的总工程师。他在创建联合攻击战斗机项目中发挥了主导作用。他发明了升力风扇推进系统，使得建造一款具备隐身能力的超音速垂直短距起降攻击战斗机成为可能。他还提出了常规型和海军型的设计方案，以在美国空军、美国海军和美国海军陆战队之间分担研发成本。随后，他带领工程团队证明了建造该飞机的短距起飞垂直降落型、常规型和海军型变体的可行性。

 

图 垂直起降飞机的发展历程

然而，尾坐式飞机由于垂直起飞时的重量限制，航程 / 有效载荷性能有限，而且在有跑道可用时，无法通过短距离地面滑跑来增加升力。此外，尾坐式飞机对飞行员来说降落难度很大，因为它们在悬停时的操纵能力极小，而且飞行员无法从肩部后方观察判断自己离地面的高度以及下降速度。

因此，第二代垂直起降飞机，包括幻影 III - V 和 XV - 4，在机身内垂直安装了升力发动机，这样飞机就能以常规的水平姿态起降。这使飞行员能够看到地面并判断下沉率。然而，升力发动机在机身内占据了过多空间，在巡航时成为无用的负载，而巡航发动机在悬停时同样无用。结果，这些飞机的航程 / 有效载荷性能也不尽人意。此外，升力发动机的热废气会损坏机身并造成地面侵蚀，而这些热废气的再吸入会导致升力发动机失速并失去升力。

第三代垂直起降飞机，如 VJ - 101，采用了可旋转的升力 / 巡航发动机，可从垂直的悬停位置旋转至水平的巡航位置。然而，这些飞机在悬停和巡航飞行之间的转换很困难，并且也存在热废气吸入和地面侵蚀的问题。此外，由于发动机必须按照悬停的需求进行选型，它们对于巡航来说尺寸过大。由此产生的效率低下降低了航程 / 有效载荷性能。

在最新且最成功的一代垂直起降飞机中，巡航发动机的推力只需向下偏转。AV - 8 使用一台高涵道比的升力 / 巡航发动机进行推力矢量控制，其推力足以实现垂直降落。在日常操作中，它可从任何可用跑道作为短距起飞垂直降落飞机起飞。通过短距起飞滑跑，AV - 8 的航程 / 有效载荷性能可与其他轻型战斗机相媲美。然而，其风扇直径过大，导致飞机无法达到超音速。VAK 191 和雅克 - 38 采用了混合概念，它们偏转巡航发动机的推力，同时还配备升力发动机以增加悬停时的推力。在这些飞机中，发动机同样占据了内部空间，并引发了热废气吸入和地面侵蚀问题。

尽管短距起飞垂直降落型的 AV - 8 和雅克 - 38 是现役飞机，但它们无法达到超音速。根本问题在于，一个能提供足够悬停推力的推进系统尺寸过大，需要消耗过多燃料，这使得设计一款细长的超音速机身变得困难。20 世纪 70 年代，也就是联合攻击战斗机项目启动前的十年，VAK 191 和 XFV - 12A 超音速验证机均未取得成功，也都未能投入使用。总之，垂直起降战斗机的发展朝着简化的方向推进：先是飞机倾斜，然后是发动机倾斜，接着是发动机进行推力矢量控制，最终人们认识到唯一需要进行矢量控制的是推力。

本文旨在描述在创建 F - 35 联合攻击战斗机过程中所涉及的技术和项目挑战是如何被解决的。本文将展示如何将多个军种和任务需求融入单一飞机设计。还将展示分析、设计、地面测试和飞行试验信息。本文第一部分描述最初为海军陆战队设计的短距起飞垂直降落型攻击战斗机的概念设计。下一部分将讨论其如何发展成为空军和海军陆战队通用攻击战斗机。再下一部分将介绍如何加入海军和海外合作伙伴以创建国际联合攻击战斗机。最后一部分总结该项目的当前状态以及 F - 35 “闪电 II” 飞机的生产和部署计划。

 

<海军陆战队短距起飞垂直降落型攻击战斗机>

1980 年，美国海军完成了关于未来海军航空的《海基空中力量总体研究》。一个重要结论是，基于当时的技术设计一支全短距起飞垂直降落型的海军航空兵，其成本将高于同等规模的常规航母舰载机部队。鉴于这一结果，海军开始建造两艘新的核动力航母。美国国家航空航天局（NASA）承担起研发降低超音速短距起飞垂直降落型飞机成本的技术的挑战，并启动了先进短距起飞垂直降落（ASTOVL）项目。1980 年至 1987 年间，NASA 资助了所有主要飞机公司进行研究，以设计出一款能替代 AV - 8B “鹞” 式的超音速后继机型的创新概念，英国国防部在英国也开展了类似的研究。洛克希德公司的 ASTOVL 概念基于罗尔斯 - 罗伊斯公司倡导的串联风扇发动机。

串联风扇发动机将通过延长巡航发动机，将发动机风扇的第一级向前移动来实现。在短距起飞垂直降落循环中，发动机风扇的第一级将通过将其排气流引至飞机前部的喷嘴而转换为升力风扇。一个辅助进气口将打开，为发动机核心提供空气。通过在垂直模式下将部分巡航推力向前移动，这个创新的发动机概念使设计师能够在悬停时平衡飞机。然而，将前部风扇的气流从发动机核心引开意味着失去其对核心气流的增压效果。因此，串联风扇发动机在垂直循环中产生的推力略低于巡航循环，尽管质量流量有所增加。结果，串联风扇发动机必须按照悬停推力需求进行选型。这使得它在巡航时尺寸有些过大，从而增加了燃料消耗。此外，升力风扇无法产生足够的推力来平衡巡航喷嘴的推力，因此发动机必须向前移动至飞机重心上方。机翼、燃料、有效载荷和发动机体积集中在重心处，这使得设计一款足够细长以实现超音速的飞机变得困难。

1986 年夏天，这些机身研究完成后，一个美英政府评审小组得出结论，认为所提出的概念在成本或性能方面均未展现出明显优势。然而，该小组确定了包括串联风扇在内的四种似乎有前景的推进概念。他们建议研发能够提升这四种概念性能的技术，这项工作一直持续到 1991 年。

 

<双循环推进系统的发明>

与此同时，NASA 也在与洛克希德臭鼬工厂合作，研究在 F - 117 上安装升力发动机的问题，以确定建造一款具备隐身能力的短距起飞垂直降落型攻击战斗机（SSF）所需的技术。1986 年秋季，美国国防高级研究计划局（DARPA）扩大了 NASA 研究的范围，与臭鼬工厂签订了一份为期九个月的探索性研究合同，以确定是否能为海军陆战队研发一款超音速、具备隐身能力的短距起飞垂直降落型攻击战斗机。这款飞机必须具备 F/A - 18 的空中优势作战能力以及 AV - 8 的近距离空中支援能力。这种超音速和垂直起降性能的综合要求意味着发动机不仅要为短距起飞和垂直降落提供足够的垂直推力，而且尺寸必须足够小，以免增加超音速阻力。推进系统将成为研发这款新型攻击战斗机的关键部件。

理想情况下，垂直起降飞机的推重比约为 1.2，以为垂直加速和操控提供推力余量。一架常规的 F/A - 18 通常的起飞重量约为 37,000 磅，干推力为 22,000 磅，干功率下的推重比仅为 0.60，加力燃烧时也仅增加到 0.95。一架垂直起降型的 F/A - 18 大约需要 44,000 磅的干推力（1.2×37,000 磅）。将常规的 F/A - 18 与垂直起降型的 F/A - 18 进行对比，就能看出基本问题：推力不足，且全部集中在后部。垂直起降型的 F/A - 18 需要在重心前方额外增加 22,000 磅的干推力，以实现平衡并提供必要的推力余量。问题就变成了如何将发动机推力翻倍，并将一半推力移至飞机前部。事实证明，以这种方式提出问题是解决问题的关键。

臭鼬工厂的工程师尝试了多种头脑风暴技术，但被证明最有用的是强制关联法。这是一种通过将现有机制进行任意组合来发明新事物的技术。该技术要求列出从发动机后部高温高压废气中提取动力的所有方法（例如，涡轮、吸嘴、热管、磁流体动力学等），再列出将动力从飞机上一点传输到另一点的所有方法（气体管道、传动轴、链条传动、超导电线、能量束等），以及列出利用动力产生推力的所有方法（风扇、脉冲喷气发动机、爆炸、压电泵等）。具体做法是从每个列表中任意选取一种机制，然后研究它们如何协同工作以解决问题。这种技术催生了一些真正创新的概念：例如，利用废气能量驱动气体激光器，然后将能量向前传输，再用其在脉冲喷气发动机中引发空气爆炸。

但这些概念都不太实用。很明显，从高温高压废气中提取动力的最佳方式是使用涡轮，在飞机中向前传输动力的最佳方式是使用传动轴（它重量轻，且不会增加机身的横截面积），产生垂直推力的最佳方式是使用风扇（增加质量流量是提高每马力推力的最佳方法）。

因此，在重心前方产生推力的最佳解决方案是增加一个涡轮级，从废气中提取动力。它必须是可变桨距的，以便在巡航时能够顺桨。可以从新增的涡轮级通过发动机连接一根传动轴至升力风扇：罗尔斯 - 罗伊斯公司当时已经在制造三转子发动机。升力风扇提供一个升力点。将巡航喷嘴向下偏转可创造另一个升力点。在升力风扇和巡航喷嘴之间转移动力可实现俯仰控制。同样，发动机的外涵道空气可以被引至机翼上的喷嘴，推力可以在左右机翼之间转移，以实现横滚控制。

但是，引开外涵道空气实际上会增加核心气流的喷嘴出口面积，并降低涡轮段的背压。这将增加涡轮产生的功率，因此有必要关闭巡航喷嘴，以防止发动机超速。另一方面，如果在将外涵道空气引至机翼的同时，将升力风扇连接至涡轮，升力风扇将吸收涡轮产生的额外功率，防止发动机超速。然后，通过改变喷嘴面积可以来回转移动力，以实现俯仰控制。

 

图  轴驱动升力风扇推进系统

当升力风扇在巡航时脱离连接，外涵道气流将返回巡航喷嘴。这将使喷嘴面积再次与巡航功率需求相匹配。实际上，无需增加另一个涡轮级。现有的涡轮将偏离其设计工作点，在悬停时提供轴功率，在巡航时回到其设计工作点。只需延长发动机风扇现有的传动轴，就可以为升力风扇提供动力。

由于升力风扇在巡航飞行时不与发动机连接，发动机在巡航时就像一台常规的混合流涡扇发动机一样工作。在短距起飞垂直降落操作中，升力风扇通过接合传动轴上的离合器与巡航发动机连接。同时，巡航发动机喷嘴打开，增加发动机涡轮段的压降。这使得涡轮提取额外的轴功率，用于驱动升力风扇。然后，发动机在悬停时就像一台具有更高涵道比的分流涡扇发动机一样工作。这种双循环运行是 F - 35 发动机的新颖之处。

总之，解决方案是通过改变涡轮的工作点，从发动机排气射流中提取部分能量，用轴将其向前传输，并通过风扇将其加入更大质量流量的空气中，转化为额外的推力。升力风扇连接至从巡航发动机前部伸出的传动轴上，如图 3 所示，用于横滚喷口的外涵道空气从巡航发动机风扇后方引出。思考如何从飞机后部提取动力并将其传输至前部，带来了灵感的闪现，从而产生了用于短距起飞垂直降落型攻击战斗机的双循环发动机概念。

 

<工作原理>

要理解这种双循环发动机如何将喷气推力转化为额外的轴功率，就需要考虑空气在流经发动机时静压的变化。图 4 展示了能量总和（上）和静压（中）在发动机内的变化情况。压力在压缩机中上升（2 - 3），在燃烧室中保持恒定（3 - 4），然后在涡轮段（4 - 5）和喷嘴（5 - 6）分两步下降。随着压力在涡轮段下降，气流加速。涡轮喷嘴喷出的气流产生的推力使驱动传动轴的涡轮盘旋转。

在每个发动机转速下，涡轮段入口处的静压等于压缩机的压力上升值。因此，涡轮（）的压降加上排气喷嘴（）的压降必须等于压缩机（）的压力上升值。压降的分布由发动机排气喷嘴控制。增加排气喷嘴出口面积会减小排气喷嘴（）的压降，因此涡轮喷嘴（ ）的压降必须增加以进行补偿。

 

例如，如图 所示，将喷嘴出口面积增加至，会使涡轮出口处的静压降至大气压力。此时，全部压降将发生在涡轮喷嘴处，这会增大涡轮喷嘴喷出气流的推力，进而产生更多的轴马力，同时降低排气流的推力。一般来说，打开排气喷嘴的效果是减小其推力，同时增大涡轮喷嘴的推力。

涡轮喷气发动机涡轮段产生的功率由以下公式给出：

涡

轮

功

率

 

其中，是流经涡轮的质量流量，是单位质量空气在定压下的比热，是气体常数，是进入涡轮段气体的滞止温度，是涡轮段的压力比。通常增加涡轮功率的方法是增加燃油流量，这会提高。涡轮增加的功率会使发动机加速，直到压缩机吸收的功率与涡轮产生的功率相匹配，发动机转速才会稳定下来。由于发动机的转速增加了，发动机吸入更多空气并产生更大的推力。

 

图  展示了典型现代战斗机发动机中涡轮段的性能图。稳态匹配条件的轨迹定义了发动机工作线，在图中表现为从左下角到右上角的对角线。发动机和压缩机的设计目标是，在每个转速下，涡轮功率和压缩机功率在最高效率点附近达到匹配。然而，在最大推力状态下，涡轮入口温度已经达到涡轮段材料的极限。因此，无法通过提高气体温度来提供驱动升力风扇所需的功率。相反，在垂直起降操作期间，驱动升力风扇所需的额外功率是通过增加涡轮段的压降来获得的。图 5 中的两个点展示了这一额外功率。

较低的点位于常规工作线上，较高的点是在涡轮压降增加时获得的。在这种情况下，在涡轮段达到失速极限之前，可提取近 30,000 马力的功率。在悬停期间，排气流中仍有足够的剩余功率，能使巡航喷嘴产生显著的推力。在增加喷嘴面积的同时接合离合器，可将额外的功率传输至升力风扇，从而使发动机的转速不会增加。

 

<分析估算>

驱动升力风扇所需的马力可以基于基本的动量 - 能量关系进行估算：马力是推力和速度的乘积

 

而推力是质量流量和速度的乘积。如果假设升力风扇的管道为圆柱形，使得管道出口面积等于风扇面积，那么推力等于

 

其中，是空气密度，是风扇面积。

对该推力公式求解速度，并代入公式 (2)，可得到圆柱形管道风扇的马力与推力的函数关系：

 

如前所述，升力风扇必须产生约 22,000 磅的推力，才能平衡一架与 F/A - 18 大小相当的飞机。如果升力风扇与巡航发动机的直径相同，均为 4 英尺，根据公式 (4)，大约需要 30,000 轴马力。就该分析的精度而言，发动机有足够的功率来驱动升力风扇。

该功率必须通过传动轴进行传输。传动轴传输的马力等于扭矩和转速的乘积。因此，对于给定的传输马力，随着轴转速的增加，所需扭矩会减小。传动轴的尺寸必须根据传输该扭矩的需求来确定。空心圆轴的扭转公式给出了轴直径的计算式：

 

其中，是轴的转速，是传动轴材料的最大单位剪切应力，是轴直径中空部分所占的比例。该公式仅考虑了扭转应力，忽略了其他载荷，如弯曲和振动引起的载荷。图 6 展示了一根传输 30,000 马力、壁厚为 0.05 的薄壁铝制传动轴的直径，如何随发动机每分钟转数（rpm）因扭转载荷而变化。喷气发动机典型的高转速（超过 10,000 rpm）使得用直径仅几英寸的铝制传动轴就能传输大量功率。

 

离合器的尺寸取决于风扇的转动动能和接合时间。接合期间离合器必须吸收的马力会随着接合时间的增加而减少，二者关系如下：

 

在低发动机转速下，该曲线的拐点大约在 10 秒附近。

喷气压力比也可以从推力公式中估算得出。由于升力喷流中的静压在风扇后方恢复至环境压力，那么

 

可通过该方程求解风扇压力比，得到

 

其中，是环境大气压力。求解风扇表面动压力的推力公式，可得动压力为

 

因此，对于一个直径为 4 英尺、产生 22,000 磅推力的升力风扇，其压力比约为 1.4，与 AV - 8 “鹞” 式飞机升力喷流的压力比大致相同。

这一初步分析表明，使用一个与现有 F - 119 发动机直径相同的双循环轴驱动升力风扇，几乎可以使发动机的推力翻倍。这样一种变循环推进系统在短距起飞垂直降落模式下能够提供高水平的推力增强，具有低温低压的特点，具备充足的操控能力，并且对机身设计的影响极小。通过将升力风扇与巡航发动机同轴布置，在不增加发动机直径的情况下增大了涵道比。而且由于巡航发动机可针对常规飞行进行优化，其短距起飞垂直降落能力不会影响其在常规飞行中的性能。

 

为了展示这种推进系统在一款超音速隐身短距起飞垂直降落型攻击战斗机上的安装情况，为 DARPA 绘制了一架类似 F - 117 但没有平面的机身草图。该机身没有采用平面设计，是因为自 F - 117 设计以来的十年间，计算速度有所提升，现在已经能够对平滑的轮廓进行分析。在如图 7 所示的原始草图中，升力风扇的轴线与巡航发动机的轴线对齐，并且采用了类似 “鹞” 式飞机上的旋转喷嘴来引导风扇推力。超巡发动机的核心推力通过喷气襟翼进行矢量控制。

 

 

DARPA 有兴趣进一步探索该概念。1988 年 1 月，它与臭鼬工厂签订了一份后续合同，以开发一款采用这种双循环推进系统的飞机的概念设计；麦克唐纳・道格拉斯公司和通用动力公司也获得了类似的合同，以设计其先进短距起飞垂直降落型飞机概念的隐身版本。这些并不是大型项目；每个参与公司只有几十人参与这些合同项目。

 

图  作为因变量的重量

 

 

设计任务有三项：近距离空中支援、战斗空中巡逻和甲板起飞拦截。然而，并没有规定速度、机动性、信号特征或其他要求。唯一明确的要求是飞机的空重必须小于 24,000 磅，这比 F/A - 18C 的空重约多 5%。换句话说，短距起飞垂直降落设备的重量应与常规飞机海军化改装时典型的重量增量大致相同。

将重量作为自变量是 DARPA 用于控制隐身短距起飞垂直降落型攻击战斗机成本的一种新颖的项目管理工具。过去，五角大楼会公布一系列具体的性能要求。机身承包商随后会设计出既能满足所有这些要求又最轻、因而成本最低的飞机。图 8 是一个典型的地毯图，展示了速度和机动性对重量的影响。在这种情况下，重量是因变量，它取决于指定的 1.5 马赫速度和指定的 7.5g 机动性。当然，重量还取决于信号特征、航程、有效载荷等，这些是地毯图的其他维度。

然而，通常有多种方法可以满足顶级任务要求。例如，如图 9 示意性所示，通过不同的飞机速度和机动性组合可以实现相同水平的作战生存能力。如图 10 所示，规定 24,000 磅的空重限制，旨在使设计师能够针对指定成本的飞机，提出速度、机动性、信号特征等方面最有效的组合，而无需获得政府批准即可更改要求。

 

这是一种全新的飞机设计方式，需要采用不同的权衡研究方法。臭鼬工厂的工程师使用功能分析系统地分析了设计任务中相互冲突的性能要求，然后运用约束分析和战术空战模拟，设计出最具成本效益的飞机能力组合。功能分析是一种从任务需求推导出飞机设计特征的技术。每个所需的任务都被细分为多个任务段。然后，每个任务段又被分解为飞机完成该任务段必须执行的功能。最后，对每个功能进行分析，以确定执行该功能所需的具体设计特征。这个流程图通常被称为威洛比模板。图 11 展示了该分析的简化版本。它突出了机翼载荷、推力载荷、展向载荷和后掠角等方面相互冲突的要求。

 

约束分析被用于为这些设计参数选择折衷值。图 12 展示了设计点对驱动设计的速度和机动性约束变化的敏感性。设计点位于速度和持续机动性约束线之上，瞬时机动性约束线之左。选择该设计点时，综合权衡了提升性能的成本与若不提升性能可能导致的作战损失增加的成本。

 

提升所有性能参数所带来的成本节约呈现出收益递减的趋势，类似于图 9 中的曲线，这意味着用最优成本的 20% 就可以实现 80% 的最优性能。换句话说，最后 20% 的性能提升会带来 80% 的成本增加。因此，初始设计点被选在曲线的拐点处，即 80/20 点，该点被认为能提供最佳价值。最终设计出的飞机性能与 F - 18C 大致相当，但由于具备隐身能力且能够进行超音速巡航，其生存能力更强。然而，为了达到 24,000 磅的重量要求，需要通过使用复合材料实现 15% 的减重。

尽管最初向 DARPA 展示的草图中的飞机类似 F - 117，但高度后掠翼即使在中等迎角下也会产生不稳定的上仰现象，因此很快就被放弃了。短距起飞垂直降落型攻击战斗机的初始设计采用了三角翼 / 鸭翼布局，如图 13 所示。在亚音速巡航和机动过程中，主动鸭翼像风向标一样移动，不产生升力且产生的阻力很小，但当襟翼偏转以及在超音速飞行中升力中心后移时，它会进行调整以提供升力，从而平衡机头下俯力矩。主动鸭翼的配平阻力比水平尾翼小。要实现预期性能需要一台加力发动机。由于喷气襟翼喷嘴无法适配加力发动机，喷气襟翼同样被放弃了。该飞机在内部武器舱中携带两枚远程 AIM - 120 导弹和两枚近程 AIM - 9 导弹。对飞机模型进行了风洞测试和雷达测试，以验证对气动力和雷达散射截面的预测。

 

臭鼬工厂的首席推进工程师保罗・舒姆珀特使用普惠公司（P&W）提供的软件发动机模拟器，证明了先进战术战斗机发动机进行双循环运行的可行性，以及能够提取足够的功率来驱动升力风扇。普惠公司和通用电气公司（GE）随后与臭鼬工厂的工程师合作，对其先进战术战斗机发动机循环进行优化，以驱动升力风扇。升力风扇以垂直轴线安装，因为这样能使悬停推力最大化。艾利逊发动机公司设计了一款创新的升力风扇，它有两个反向旋转的风扇级。这种配置将一半的功率分配到风扇系统的每个级，从而使齿轮载荷减半。采用该系统，每个齿轮组所承受的功率与当前重型运输直升机所使用的功率类似。

艾利逊公司还设计了一款同样创新的两级离合器，用于将升力风扇连接到传动轴上。多片摩擦离合器通过在升力风扇从静止加速到发动机转速的过程中打滑来减少接合冲击。一旦升力风扇的速度与发动机速度匹配，就会启动机械锁止装置。这能传输短距起飞或垂直降落所需的全部功率。

然而，由于双循环推进系统概念新颖且未经证实，臭鼬工厂的工程师还设计了这款飞机的一个变体，采用燃气驱动的升力风扇作为备用方案。在燃气驱动的变体中，部分发动机废气被引导至发动机周围，向前输送，用于驱动一个涡轮，进而带动升力风扇，有点类似于涡轮增压器。这个变体产生的垂直升力较小，燃气管道需要占用更多的内部空间，因此比轴驱动变体更重、速度更慢。然而，它似乎可以成为 “鹞” 式飞机令人满意的超音速后继机型，而且由于不需要对巡航发动机进行改装，其研发成本可能比轴驱动系统更低。

 

1989 年秋季，DARPA 安排三家承包商向海军航空系统司令部（NAVAIR）介绍各自的概念。随后，三家公司都获得了后续合同，以完善其设计并研究在海军环境中使用隐身技术的可行性。这些研究于 1990 年底完成。在审查结果后，海军陆战队表示有兴趣开展一项技术成熟度提升工作，以便在轴驱动和燃气驱动的升力风扇系统变体之间做出选择。这促使臭鼬工厂为轴驱动升力风扇和双循环发动机概念申请专利。三年后，该专利获得批准。

然而，1990 年 12 月，时任国防部长切尼第二次取消了海军陆战队的 V - 22 项目。海军陆战队解释称，他们是一个规模较小的军种，一次只能支持一个飞机研发项目，而且他们必须专注于 V - 22 项目。几周后的 1991 年 1 月，切尼因违约终止了陷入困境的 A - 12 项目，海军部长指示海军航空系统司令部开始研发 A/F - X，一款旨在取代 A - 6 的新型隐身飞机。洛克希德隐身短距起飞垂直降落型攻击战斗机设计团队的大多数成员随后被重新分配到 A/F - X 项目。

 

<通用经济轻型战斗机>

1991 年期间，DARPA 和臭鼬工厂继续向五角大楼以及美国国会预算委员会的工作人员进行简报，以争取为隐身短距起飞垂直降落型攻击战斗机的技术成熟度提升和风险降低工作提供资金支持。这促使时任负责研究、开发与采购的海军助理部长格里・坎恩在 1992 年初要求海军研究咨询委员会（NRAC）评估研发一款短距起飞垂直降落型攻击战斗机的可行性和可取性。

 

<联合研发的开端>

1992 年 4 月，时任空中作战司令部需求副参谋长的乔治・米尔纳准将访问了臭鼬工厂，以了解近期的研发进展。短距起飞垂直降落型攻击战斗机被列入议程。然而，美国空军不太可能对短距起飞垂直降落型飞机感兴趣，因为与海军相比，他们对这种能力的需求较小，并且同样担心成本增加。事实上，美国空军已经开始考虑研发一款常规起降（CTOL）多用途战斗机（MRF）来取代 F - 16，尽管该项目尚未获得资金。因此，决定向米尔纳准将介绍一款具备隐身能力的常规起降攻击战斗机。臭鼬工厂的秘诀之一在于，做出这样的决定无需应对繁琐的官僚程序和无休止的审批环节。本・里奇在他 1988 年的莱特兄弟讲座中阐述了臭鼬工厂的这种管理理念。

常规变体是通过简单地从隐身短距起飞垂直降落型攻击战斗机上拆除升力风扇和矢量喷嘴，并替换为一个燃油箱和一个更常规的巡航喷嘴而快速打造出来的。这使飞机的空重减少了约 15%，同时提高了航程并降低了成本。燃油箱的重量加上半箱燃油的重量与升力风扇的重量大致相同。结果，两种变体在任务中段的机动性能相同。在任务的其他阶段，随着燃油的消耗，鸭翼将用于配平。这些飞机如图 14 所示。

 

在介绍完常规飞机后，向米尔纳准将介绍了海军陆战队的短距起飞垂直降落型变体，并提出研发一款通用攻击战斗机可能是两个军种获得所需飞机的一种经济实惠的方式。由于海军、海军陆战队和空军都曾使用过 F - 4 “鬼怪 II”，尽管有 F - 111 项目的失败经历，但联合项目此前也曾取得成功。在我看来，就像电影台词所说的那样，只要我们研发出来，他们就会接受。米尔纳准将要求臭鼬工厂向他在兰利空军基地的工作人员进行后续简报。随后，他在五角大楼与 DARPA 和海军陆战队进行了私下会面。DARPA 随后安排向空军参谋长麦克皮克将军、负责空战的海军作战部助理部长邓利维海军上将以及国防部长办公室（OSD）进行简报，他们随后将这一想法提交给各军种部长。1992 年夏天，海军研究咨询委员会认可了隐身短距起飞垂直降落型攻击战斗机的可行性，并建议海军与空军合作，支持为空军和海军陆战队研发高度通用的多用途攻击战斗机的设计和技术。

在国防部长办公室和五角大楼的支持下，美国国会拨款 6500 万美元给 DARPA，用于启动一项联合短距起飞垂直降落 / 常规起降攻击战斗机项目。1992 年 8 月，DARPA 向业界发布了一份征求建议书（RFP），

 

要求对轴驱动和燃气驱动的升力风扇系统进行关键技术演示，并对所谓的通用经济轻型战斗机（CALF）进行概念设计。该征求建议书还征集其他新颖的升力系统方案。由于这是 DARPA 项目首次公开披露，一些人认为这份征求建议书标志着联合攻击战斗机（JSF）项目的开端。

 

通用电气公司向臭鼬工厂提出的演示双循环推进系统的报价比普惠公司低 500 万美元，其他所有飞机公司都将分包合同给了通用电气公司。然而，臭鼬工厂选择了普惠公司，因为美国空军在 F - 22 项目中选用了普惠公司的发动机，而且当我们的演示飞机需要发动机时，这将是唯一可用的发动机。作为交换，普惠公司同意仅与臭鼬工厂合作开发双循环轴驱动升力风扇概念。由于轴驱动升力风扇概念是在 DARPA 合同下发明的，该系统实际上可供任何美国飞机公司用于政府项目。麦克唐纳・道格拉斯公司提议以 6000 万美元的价格对轴驱动和燃气驱动升力风扇系统进行 “同等条件” 的比较。然而，1993 年 3 月，臭鼬工厂获得了一份价值 3300 万美元的合同，用于提升轴驱动升力风扇的技术成熟度，麦克唐纳・道格拉斯公司则获得了一份价值 2800 万美元的合同用于研发燃气驱动升力风扇。

一年后的 1994 年 3 月，美国国会额外拨款 600 万美元用于研究基于升力 / 巡航发动机概念的设计，该概念被认为风险较低，因为它在 AV - 8 “鹞” 式飞机上已被证明是成功的。波音公司同意用自有资金匹配这一数额，并获得了一份 DARPA 合同来设计一种升力 / 巡航发动机概念。次年，美国国会又为升力 / 巡航概念额外拨款 1000 万美元，波音公司再次匹配了这笔资金。

所有三家承包商都被要求设计作战飞机和演示飞机，并进行大规模的动力模型演示以降低风险。这些测试旨在验证推进概念，证明热气体吸入不会成为问题，并展示从悬停到巡航过渡过程中有足够的控制能力。之所以使用大型模型，是因为从小型模型按比例放大时，升力喷流的温度和湍流效应存在不确定性。臭鼬工厂创建了一个新的隐身短距起飞垂直降落型攻击战斗机（SSF）基线。它名义上与最初的 SSF 设计相同，采用三角翼 - 鸭翼布局，配备垂直升力风扇和内部武器舱。然而，其气动性能估算得到了来自 F - 22 项目的数据支持。与 F - 22 配置的主要区别在于，SSF 设计采用单发动机并配备鸭翼。

来自多用途战斗机（MRF）项目的四项新的对地攻击任务改变了设计重点，从一款具备一定攻击能力的战斗机转变为一款具备一定空对空防御能力的攻击机。隐身技术和远程空对空导弹的发展改变了空战的性质，因此重点在于实现先敌发现、先敌攻击的能力，并减少近距离缠斗的需求。基于这些原因，两枚 AIM - 9 导弹被移除，飞机被设计为在内部武器舱中除携带两枚 AIM - 120 导弹外，还携带两枚 2000 磅的炸弹。这增加了飞机的正面面积和波阻。空军变体的设计与之前一样，通过移除升力风扇和推力矢量喷嘴，替换为一个燃油箱和常规巡航喷嘴。这些飞机如图 15 所示。

尽管分析和计算机模拟表明，从理论上讲可以从 F - 119 发动机的排气中提取足够的能量来驱动升力风扇，但对于这种双循环推进系统的实际运行仍存在一些担忧。特别是，当涡轮工作点改变时，发动机排气流中会产生较大的旋流角，这可能导致推力损失，对此存在担忧。还有关于发动机控制系统能否通过同步升力风扇的运行与发动机喷嘴面积的变化，快速地在俯仰控制中来回转移推力的疑问。此外，对于为升力风扇提供动力的传动轴、离合器和变速箱的重量和可靠性也存在疑问。

 

图  改进后的短距起飞垂直降落型和常规型攻击战斗机变体

为了解决这些问题并证明双循环发动机和驱动系统的可行性，建造并测试了演示推进系统。演示发动机和升力风扇就像改装车一样，由现有发动机的部件组装而成。升力风扇采用了普惠公司 YF119 发动机的一级风扇和进气导流叶片。该风扇的功率水平与量产升力风扇的一级相同，因此驱动齿轮的负载与量产变速箱中的相同。演示发动机通过将普惠公司低涵道比的 F100 - PW - 220 发动机的风扇和核心部分与高涵道比的 F100 - PW - 229 发动机的涡轮部分连接而成。这个更大的涡轮能够提供足够的功率来驱动升力风扇和发动机风扇。在发动机机匣上开了两个孔，以便将外涵道空气引至一对滚转控制喷口，并且对发动机风扇转子进行了修改，以便安装传动轴。在发动机后部安装了一个可变面积的推力转向喷嘴，并对数字发动机控制软件进行了修改，使其能够在巡航和短距起飞垂直降落两种模式下运行。

1994 年 12 月，在印第安纳波利斯的艾利逊工厂对组装好的升力风扇、变速箱和传动轴进行了演示。测量了齿轮组中的动力传输损失，并展示了润滑和油冷系统在垂直位置的运行情况。确定了风扇的变形极限，并展示了进气导流叶片调节风扇推力的能力。这些演示的成功表明，为所需功率水平制造一款适用于飞行的升力风扇和变速箱是可行的。

随后，升力风扇被运往佛罗里达州西棕榈滩的普惠工厂。1995 年 2 月，它与演示发动机连接，并在巡航和短距起飞垂直降落两种模式下运行，这证明了发动机涡轮可以从提供喷气推力切换为提供轴功率来驱动升力风扇。还展示了能够快速地在巡航发动机和升力风扇之间来回转移推力以实现俯仰控制的能力。

这些测试完成后，推进系统被安装在一个由玻璃纤维和钢材制成的全尺寸机身模型中。该模型如图 16 所示。这个模型被安装在美国国家航空航天局艾姆斯研究中心的户外悬停测试设施中。测量结果表明，在无地面效应时，喷气引起的下洗力小于喷气推力的 3%，并且喷气喷泉和升力增强装置成功地将机轮高度处的下洗力限制在小于 7%。这些数值非常低。当飞机模型悬停在离地面 1 英尺的高度时，在较大的俯仰和滚转角度范围内均未检测到热气体吸入现象。

随后在美国国家航空航天局 80×120 英尺的风洞中测量了该模型的过渡特性。通过一系列襟翼角度和风速下获得的阻力极曲线表明，该飞机在甲板上有 20 节风速的情况下，无需使用弹射器或阻拦装置，就能在黄蜂级两栖攻击舰上起飞和降落，并且从悬停到机翼产生升力飞行的过渡有较大的操作裕度。测量结果还表明，在过渡过程中，飞机有足够的控制能力进行加速和减速，并且在风速高达 20 节的侧风条件下能够进行偏航控制。这项技术成熟度提升计划证明了双循环升力风扇推进系统的可行性，并将风险降低到技术就绪水平 5 级。

 

 

<联合先进攻击技术计划>

1993 年 2 月，在首次授予通用经济轻型战斗机（CALF）合同的同时，美国国防部开始对美国军事力量和现代化计划进行自下而上的审查（BUR）。主要目标之一是对当时正在进行的五个战术飞机研发项目进行合理化调整：空军的 F - 22 和多用途战斗机（MRF）项目、海军的 F/A - 18E/F 和 A/F - X 项目，以及 DARPA 的通用经济轻型战斗机（CALF）项目。空军和海军向自下而上审查工作组进行了联合汇报，建议基于隐身短距起飞垂直降落型攻击战斗机（SSF）研发一款高度通用的多用途战斗机，称为联合攻击战斗机。海军变体被设想为一款常规的舰载机。然而，国防部的海军陆战队上校达勒姆和空中作战司令部的空军中将克罗克认为，海军变体应该是 DARPA 正在研发的短距起飞垂直降落型飞机。

1993 年 9 月公布了自下而上审查的结果。决定取消多用途战斗机（MRF）和 A/F - X 项目，并为联合攻击战斗机研发相关技术，以便在 2010 年开始逐步退役 AV - 8、F - 16 和 F - 18 时进行替代。这项工作被称为联合先进攻击技术计划。1993 年 12 月，米尔纳准将被任命为联合先进攻击技术计划（JAST）主任。1994 年 5 月，也就是 DARPA 项目开展一年多后，授予了首批联合先进攻击技术计划概念探索合同。最初，联合先进攻击技术计划研究不包括海军陆战队的短距起飞垂直降落型变体，需等待预计在 1995 年 10 月完成的 DARPA 演示结果。

然而，1994 年 10 月，美国国会指示联合先进攻击技术计划以 DARPA 项目（特别是为海军陆战队研发的短距起飞垂直降落型变体）为重点。此后，所有承包商都致力于研发一款飞机的空军、海军和短距起飞垂直降落型海军陆战队变体，尽管并非所有联合先进攻击技术计划承包商都获得了通用经济轻型战斗机（CALF）合同。图 17 展示了整合到联合攻击战斗机项目中的各个计划的时间线。虚线标识的是从未实际向业界授予任何研究合同的计划。相关文献提供了截至 1994 年更完整的历史记录。

 

海军变体的首要要求是能够在甲板上有 20 节风速的情况下，在 300 英尺或更短的距离内从航母上起飞和降落。洛克希德・马丁公司考虑了三种替代方案。第一种方案是海军使用为海军陆战队研发的同一款短距起飞垂直降落型飞机；这无疑是最简单的解决方案，但这款飞机的航程 / 有效载荷性能将逊于常规的海军飞机。

第二种方案是拆除升力风扇，并改造滚转控制喷口以吹动机翼襟翼。这将增加机翼升力，降低飞机的起飞和降落速度，使其能够使用航母弹射器和阻拦装置。然而，F - 4 “鬼怪” 飞机上的吹气襟翼已被证明难以维护，洛克希德・马丁公司认为海军不会青睐这种方案。相反，决定通过增大襟翼和缝翼面积并增加翼尖延伸部分来扩大机翼面积。更大机翼增加的升力同样降低了起飞和降落速度，并使其能够使用弹射器和阻拦装置。更大机翼的另一个好处是，通过减少诱导阻力和提供额外的燃油储存空间，使海军变体的航程比海军陆战队或空军变体都更远。

由于航母阻拦系统对起落架和机身施加的载荷比常规降落更大，海军变体的起落架被重新设计，以承受 25 英尺 / 秒的垂直着陆速度，而常规变体和短距起飞垂直降落型变体的设计速度为 10 英尺 / 秒。同样，前起落架也针对弹射起飞进行了重新设计。额外的机身载荷通过使用 “同类部件” 来承受，这些部件比常规部件更坚固，在不改变基本结构布局的情况下进行替换。例如，在空军和海军陆战队变体中，承受主起落架载荷的舱壁由铝制成，厚度约为 0.5 英寸。而在海军变体中，同样的舱壁由钛制成，厚度约为 100 英寸。这项技术借鉴自 F - 16 生产线，在该生产线中，使用同类部件为不同客户创造相同基本机身的变体，以满足他们对不同子系统的偏好。

由于轴驱动升力风扇推进概念新颖，因此被认为是所有替代推进系统中风险最高的，为了降低飞机设计的感知风险，决定用更传统的后尾翼取代鸭翼。这很容易实现，因为升力风扇概念的优势之一是能够通过相对较小地改变风扇的尺寸和位置来重新平衡飞机。三种联合先进攻击技术计划变体如图 18 所示。

 

1995 年 5 月，洛克希德・马丁公司与雅克飞机公司签订合同，要求其对我们的短距起飞垂直降落型推进系统和机身概念进行独立评估，并分享他们在短距起飞垂直降落型飞机研发项目中的经验教训。向他们提供了公开文献中所有关于竞争通用经济轻型战斗机（CALF）概念的资料副本，包括洛克希德双循环推进系统的美国专利副本。雅克公司的工程师凭借自身研发短距起飞垂直降落型飞机的经验，对所有三种竞争飞机概念的短距起飞垂直降落性能（包括地面效应）进行了预测。他们还对每个概念进行了风险评估。此外，他们还提供了雅克短距起飞垂直降落型飞机升力系统有用的设计和性能信息。他们的最终报告对我们的设计评价很高，让我们确信这是正确的概念。

在该计划的这一阶段结束时，所有三家承包商都设计了演示飞机和生产飞机。洛克希德・马丁公司和麦克唐纳・道格拉斯公司的设计非常相似，采用常规的机翼 / 机身 / 尾翼布局，而波音公司的设计是无尾三角翼布局。洛克希德・马丁公司在悬停和过渡阶段对双循环轴驱动升力风扇概念进行了大规模演示。波音公司仅对其大型升力 / 巡航模型进行了悬停测试。在测试了燃气驱动升力风扇推进系统后，麦克唐纳・道格拉斯公司请求洛克希德・马丁公司允许他们与普惠公司合作开发自己的轴驱动升力风扇系统，但遭到拒绝。他们转而采用升力发动机概念；然而，他们并未对该系统进行大规模演示。此时，洛克希德・马丁公司已成为风险较低的选择。

 

<联合攻击战斗机项目>

 

1995 年 9 月，约翰・怀特在宣誓就任国防部副部长后不久，听取了其工作人员关于预计从 2010 年左右开始出现的战术航空力量短缺情况以及为解决该问题而设立的联合先进攻击技术计划的简报。简报结束后，他指示负责采办与技术的国防部副部长保罗・卡明斯基制定一项从联合先进攻击技术计划中研发一款新型联合飞机的计划。1996 年 2 月，在与所有军种部长的会议上，约翰・怀特批准了研发联合攻击战斗机的计划。一个月后，在大型飞机模型测试完成之前，联合先进攻击技术计划办公室向业界发布了一份征求建议书，要求对演示飞机进行设计和飞行测试。各承包商于当年 6 月提交了提案。承包商需提出自己的演示测试目标。洛克希德・马丁公司提出了三个主要目标：第一，证明能够建造高度通用的联合攻击战斗机常规起降型（CTOL）、短距起飞垂直降落型（STOVL）和海军型变体；第二，在同一次飞行中展示短距起飞垂直降落性能和超音速飞行能力，因为此前从未有人做到过；第三，展示海军型变体的操控品质和航母适用性，因为洛克希德・马丁公司此前从未制造过海军战斗机。

臭鼬工厂的提案是建造两架飞机。其中一架专门用于短距起飞垂直降落测试，因为这一直被认为是最大的挑战。另一架将首先作为空军变体进行试飞，然后通过更换机翼襟翼和缝翼改装为海军变体。两架飞机都将采用海军型的结构。为了降低演示成本，对于对测试目标不重要的子系统，使用了现成的部件。例如，这些飞机使用了 F - 15 的前起落架和经过改装的 A - 6 主起落架。这些现成部件增加的重量通过不在演示飞机上配备任务航空电子设备和武器舱来抵消。

 

<概念演示合同授予>

1996 年 5 月，负责采办与技术的国防部副部长保罗・卡明斯基将该项目改为 1D 类采办项目，并将其更名为联合攻击战斗机项目，这反映了下一阶段研发的更大范围和更高成本，并向美国国会明确表明联合攻击战斗机（JSF）是一个飞机研发项目。1996 年 11 月，波音公司和洛克希德・马丁公司被选中建造概念演示飞机。由于担心在同一架飞机上维护两种不同发动机的后勤问题，以及有关俄罗斯雅克 - 38 和雅克 - 141 飞机的相关报告，海军陆战队没有选择麦克唐纳・道格拉斯公司的升力发动机概念。随后，麦克唐纳・道格拉斯公司并入波音公司，曾与麦克唐纳・道格拉斯公司合作的英国宇航系统公司（BAE Systems）和诺斯罗普・格鲁曼公司（Northrop Grumman）加入了洛克希德・马丁公司团队。

由于洛克希德・马丁公司和波音公司的飞机外形都相对常规，并且 F - 22 已经证明无平面的战斗机机身可以降低信号特征，因此竞争主要集中在短距起飞垂直降落推进系统概念上。推力是质量流量和速度的乘积，洛克希德・马丁公司实现必要高推重比的方法是使用大量低速气流，而波音公司的方法是使用少量高速气流。升力风扇系统的质量流量大约是波音公司升力 / 巡航系统的 2.5 倍，而升力喷流速度则低了三分之一以上。

由于需要降低演示飞机的制造成本，以及美国国家航空航天局艾姆斯研究中心短距起飞垂直降落风洞测试的成功，洛克希德・马丁公司改变了其通用性演示计划。决定用一架飞机演示航母操控品质，另一架飞机首先作为空军变体进行试飞，然后通过拆除燃油箱并安装升力风扇改装为短距起飞垂直降落型变体。X - 35A 常规变体率先试飞。它于 2000 年 10 月 24 日从位于加利福尼亚州帕尔姆代尔的洛克希德工厂起飞，飞往爱德华兹空军基地，飞行距离略超过 20 英里。在接下来的 30 天里，它平均每天进行一次飞行，展示了类似战斗机的机动性能和超音速飞行能力。它达到或超过了所有飞行测试目标。

 

该测试项目之所以能取得如此高的效率，是因为这架飞机基于飞行模拟器的资质认证而被批准进行空中加油。这又是一个首创之举，因为一些新型飞机需要超过一年的飞行测试才能获得空中加油的批准。波音公司在其飞行测试项目中无法使用空中加油。在飞机研发项目的早期阶段，一个非常不寻常的举措是，除了洛克希德・马丁公司和英国宇航系统公司的试飞员之外，美国和英国的军方试飞员也驾驶了这架飞机。

 

在 2000 年 12 月和 2001 年 1 月期间，常规的 X - 35A 通过安装升力风扇和推力矢量喷嘴被改装成了短距起飞垂直降落型的 X - 35B。在 2001 年春季，这架飞机被系在一个导流格栅上，该格栅将升力喷流转向，以尽量减少地面效应。对推进系统（发动机、升力风扇、喷嘴和反应控制系统）的运行进行了检查和测量。2001 年 6 月 23 日，飞机解开系留，英国宇航系统公司的试飞员西蒙・哈格里夫斯推油门使机轮减重，以检查控制系统在这种情况下的响应。飞机在完全控制下垂直上升到 20 英尺的高度，然后哈格里夫斯将其降回格栅上。此次飞行如图 19 所示。

 

 

在接下来的一个月里，这架飞机从爱德华兹空军基地的跑道上进行了 38 次飞行，验证了短距起飞垂直降落和过渡性能。然后，在 2001 年 7 月 20 日，由海军陆战队少校阿特・托马塞蒂驾驶的 X - 35B 成为历史上第一架实现短距起飞、超音速飞行、悬停和垂直降落的飞机。波音公司的 X - 32 飞机无法演示这项任务。洛克希德・马丁公司的飞行员汤姆・摩根菲尔德在 2001 年 8 月 6 日飞机的最后一次飞行中将其飞回帕尔姆代尔。飞机在空中进行了六次加油，飞行持续了 3.5 小时，最后进行了六次触地复飞着陆。

 

第二架飞机，配置为 X - 35C 海军变体，于 2001 年 12 月 16 日进行了首次飞行。洛克希德・马丁公司的飞行员乔・斯威尼将其运往爱德华兹空军基地。在爱德华兹空军基地进行的 33 小时飞行测试中，它成功演示了在模拟航母进近过程中使用侧杆控制器。2001 年 2 月，X - 35C 从加利福尼亚州的爱德华兹空军基地飞往马里兰州的帕塔克森特河海军航空站，成为历史上第一架横跨美国进行海岸到海岸飞行的 X 系列飞机。在帕塔克森特河又完成了 33 小时的飞行测试。X - 35C 还达到了超音速速度，并完成了超过 250 次的模拟航母着舰练习演示，这些都展示了海军变体的航母适用性。

 

三种 X - 35 变体的飞行测试将联合攻击战斗机的机身和推进系统的风险降低到了技术就绪水平 6 级。X - 35A/B 被收藏在史密森学会的永久馆藏中，并在乌德瓦拉 - 哈齐中心展出。X - 35C 在帕塔克森特河的海军航空博物馆展出。

 

2000 年 11 月，联合攻击战斗机项目办公室要求两个团队提交制造和测试 22 架研发飞机的提案：8 架地面测试飞机和 14 架飞行测试飞机。提案于 2001 年 2 月提交，此时距离飞行测试结束还有六个月。2001 年 10 月 26 日，联合攻击战斗机项目办公室宣布洛克希德・马丁公司赢得了竞争。波音公司和五角大楼将获胜归功于升力风扇推进系统的性能，洛克希德・马丁公司的联合攻击战斗机团队随后因其升力风扇推进系统的研发和演示而获得了 2001 年科利尔奖杯。

 

研发飞机与演示飞机有很强的相似性。机身的平面形状相同，发动机、升力风扇和喷嘴的布局也得以保留。然而，原型机配备了任务设备，包括武器舱、任务航空电子设备和低可观测涂层。演示飞机上使用的现成子系统已被新设计取代，以减轻重量。同样，演示飞机上使用的冲压空气冷却系统被 F - 22 上使用的液体冷却系统所取代。F - 35A/B 的翼展略有增加，以提高机动性和航程性能。方向舵和水平尾翼也被加大，以增加控制能力。短距起飞垂直降落型变体的武器舱门设计为在垂直降落时打开，以捕捉升力喷流产生的喷泉效应并抵消地面效应中的下吸现象。由于美国国家航空航天局艾姆斯研究中心的大型模型已经证明了这一好处，所以演示飞机上没有安装武器舱门。升力风扇的进气口和喷嘴也进行了改变。

 

原型机的驾驶舱比演示机先进得多。X - 35B 中的控制器类似于 “鹞” 式飞机，有一个控制杆、油门和一个单独的喷嘴操纵杆。在 F - 35B 中，喷嘴矢量控制由操纵杆命令自动控制。还有一个语音命令系统用于非关键功能，如控制无线电频率。X - 35 的驾驶舱仪表包括一个平视显示器（HUD）和仪表板上两个来自 C - 130 的小彩色显示器。F - 35 的驾驶舱包括一个投射到飞行员头盔面罩上的虚拟平视显示器和一个单一的大型仪表显示面板，飞行员可以将其分成几个不同的屏幕。

 

24,000 磅的重量限制和 “重量作为自变量” 的概念未用于生产型飞机的设计。结果，对性能提升和制造成本降低的追求开始使机身重量增加。例如，增加了一门机炮，机动性极限从 7.5g 提高到 9g；机翼结构重新设计，包括用于外挂武器的挂架，并且机翼连接点数量减少，以简化组装；机身结构重新设计，以容纳子系统并便于维护等。到 2004 年 1 月，重量增加了超过 3000 磅。为了减轻重量，2004 年 4 月 7 日宣布暂停设计工作，整个团队将重点转向减重。洛克希德・马丁公司为员工提出的每一项减重建议提供 100 美元奖金，并为每减轻一磅重量奖励 500 美元。第一天就提交了 2000 多个建议，到年底从机身上减轻了超过 2700 磅的重量。洛克希德・马丁公司为员工的减重建议发放了超过 135 万美元的奖金。

 

2006 年 2 月 19 日，第一架空军型 F - 35A 在得克萨斯州沃思堡的洛克希德・马丁工厂下线。经过一系列地面振动测试后，它在 2006 年 7 月 7 日的一个公开仪式上亮相，当时空军宣布它将被命名为 “闪电 II”。F - 35A 的首次飞行于 2006 年 12 月 15 日进行。第一架短距起飞垂直降落型 F - 35B 于一年后的 2007 年 12 月 18 日亮相，并于 2008 年 6 月 11 日进行了首次飞行。它将在 2008 年底前使用常规起飞和降落方式飞行，并计划在 2009 年进行短距起飞、悬停，最后进行垂直降落。除了目前正在进行飞行测试的两架飞机外，一架正在进行地面测试，五架更多的飞行测试飞机正在进行总装，另外 14 架处于生产线的不同组装阶段。预计首批飞机将于 2012 年在美国海军陆战队投入使用，2013 年在美国空军投入使用，2014 年在英国皇家海军和空军投入使用，2015 年在美国海军投入使用。

 

<结论>

联合攻击战斗机通过提供一款通用飞机来取代美国空军的 F - 16、海军和海军陆战队的 F/A - 18 以及海军陆战队的 AV - 8，将在飞机生产和全寿命周期成本方面实现显著节省。所有的联合攻击战斗机变体基本上具有相同的机身、发动机、航空电子设备和子系统。通过将这些部件的研发和支持成本分摊到更多的飞机上，每个变体都变得更加经济实惠。此外，空军和海军变体将提供比它们所取代的飞机更高的隐身性和更远的航程，而海军陆战队变体将结合 F/A - 18C 的超音速性能和 AV - 8B 的短距起飞和垂直降落性能。

 

为三个军种设计一款单一飞机所涉及的技术挑战通过设计同一飞机的三种高度通用但不完全相同的变体得以应对。首先设计的短距起飞垂直降落型变体在进气道之间的舱内安装了一个轴驱动升力风扇和一个推力矢量巡航喷嘴。机身按照空军的规格设计，因此常规起降型变体是通过从短距起飞垂直降落型变体上移除升力风扇和矢量喷嘴，并替换为一个燃油箱和一个常规巡航喷嘴而开发出来的。海军变体同样是从常规变体开发而来，通过增加机翼面积、设计更坚固的起落架以及使用更坚固的同类部件来承受航母起降相关的更大机身载荷。短距起飞垂直降落型和海军变体都比常规变体重约 15%。

 

项目挑战通过拥有可靠的技术解决方案以及创建一个由三个军种成员组成的联合项目办公室得以应对。采办执行官和项目经理的职位在各军种之间轮换。这个项目办公室制定了一份联合作战需求文件，使机身承包商无需满足多个客户的需求或在他们之间进行协调。

 

三种 F - 35 变体最初将至少取代 11 个国家的 13 种飞机类型，使 “闪电 II” 成为历史上最具成本效益的战斗机项目。洛克希德・马丁公司正在与其主要工业合作伙伴诺斯罗普・格鲁曼公司和英国宇航系统公司共同开发 F - 35。两款可互换发动机正在研发中：普惠公司的 F135 发动机，为第一架飞机提供动力；以及通用电气 - 罗尔斯・罗伊斯公司的 F136 发动机。

 

莱特兄弟成功建造第一架实用飞机得益于他们解决载人飞行问题的方法。他们方法的关键要素包括团队合作、建设性辩论、创新思维、系统测试以及对相关文献的审慎研究。洛克希德・马丁公司成功开发联合攻击战斗机进一步证明了莱特兄弟方法的价值。