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F-35B为何发生垂直着陆意外事故？原因在这里！
2022年12月15日，据当地媒体报道，洛马公司的一架F-35B在试飞时出现意外。随后美国和以色列军方的部分F-35战斗机停飞。目前，从网络上可以找到相关的部分视频，由于官方尚未发布相关事件的调查结论，且暂时无法得到详细信息，目前仅针对目前公开的视频、图片和资料等进行浅显的技术分析。
事故原因是什么？
据视频显示，发生故障的这架F-35B处于垂直降落状态，在进入垂直降落模式后，飞机姿态整体上还算正常，但是隐约在尾喷口部位出现了少量白色烟雾，在接地前的一瞬间，尾喷口部位出现明显的白色烟雾，然后飞机迅速接地，并反弹进入空中，此时突然出现机头下倾、触地。飞机进入机头触地，不可控的旋转状态，飞行员被迫弹射逃生。发动机随后停车，飞机大部分完整，并未完全失控坠毁。
从现场视频的情况分析，笔者认为出现这种意外的原因很可能是以下原因。在垂直降落阶段，控制主喷口旋转的液压机构出现了渗漏，这种渗漏超出了飞行控制系统和发动机控制系统的调整范围，导致推力控制方面出现失误，喷口控制失调，从而导致推力无法按照既定的控制率输出，导致降落阶段出现姿态失控。出现了着陆弹跳和前倾，在判断无法挽救的情况下，飞行员被迫弹射离机。飞行员弹射后，发动机自动关闭，避免了事态的进一步扩大。
F-35B STOVL系统详解
从F-35的基本设计来看，在F-35三种机型中，海军陆战队的要求最为苛刻，STOVL型的短距起飞/垂直着陆性能充分体现了F-135推进系统的技术水平，也是决定了F-35项目能否成功的关键技术和设计重点。STOVL型推进系统主要采用升力风扇、发动机动力的轴式传动（通过联结轴与发动机相连）和三轴可转向尾喷管实现短距起飞及从平飞转换到悬停，再转为垂直着陆的能力。
为了满足这一特殊的设计要求，STOVL型推进系统采用双动力系统设计方案，即轴驱动升力风扇系统和发动机尾喷管系统。在STOVL模式下，由轴驱动升力风扇产生的垂直推力和由尾喷管向下偏转90°的推力矢量共同完成STOVL的起飞-平飞-垂直着陆。当飞机升空后，断开升力风扇，升力风扇停止工作，由发动机尾喷管系统提供动力，飞机呈典型的超声速战斗机构型。
F-35发动机尾喷管采用罗罗公司研制的三轴可转向喷管（3BSN-3 bearing swivel nozzle）。该喷管为一种轴对称推力矢量喷管，是罗罗公司在雅科夫列夫实验设计局的雅克-141飞机排气技术基础上研制的。一般来说，普遍认为3BSN是发动机成功的关键技术之一。
从特殊的需求导致的基本的控制模式来看，在STOVL模式下，发动机尾部的三轴可转向喷管在机身的后部提供另一部分推力。喷管的推力通过喷口的面积和转速控制。该矢量推力的方向可以在22°~95°的范围内调节。在STOVL模式下，飞机的滚转通过滚转管喷出的气流来控制，滚转管安装在主起落架外部机翼的下表面。偏航控制通过方向舵的偏转和3BSD方向修正量完成。
按照试验阶段的公开测试数据，在指示空速40kn（节）以上进行STOVL操作时，俯仰控制通过水平尾翼的偏转和推力分解（thrust split）共同完成；滚转控制通过差动襟副翼、差动水平尾翼和滚转管共同完成；偏航控制通过方向舵偏转和3BSD侧向偏转共同完成。根据飞行条件，操纵混合器定位气动操纵面和推进操纵器的偏转。在40kn空速以下，气动面置于预先确定的悬停位置。在空速60kn以上的俯仰和滚转状态下，FLCS为一种速率-命令系统。在空速60~50kn之间，由姿态命令系统调节控制规律。在低于空速50kn状态下，飞机自动配平到3°抬头姿态。在空速50kn以上，FLCS为侧滑命令系统；在空速50kn以下，FLCS则为偏航速率控制系统。推力通过油门直接控制。推力矢量角通过矢量推力杆控制，这种杆能感知命令的输入和停止，而且每一个命令均带有喷管位置的提示。采用减速板电门，喷管可从推力矢量杆要求的位置自动推到10°偏置位置。
STOVL操纵器通过全权限数字式电子控制（FADEC）系统执行命令。FADEC的每一个通道对正在使用的和备份的电子-液压伺服阀提供一项当前指令。两个FADEC通道在不损失其控制裕度的前提下可以分别控制一个操纵器。如果FADEC测得正在使用的电子-液压伺服阀的工作没有达到满意程度，就会发出切换到备份电子-液压伺服阀上的指令。3BSD通过一个独立的电子-液压伺服阀承担2/3的操作。在不理想的工作状态下，用FADEC承担这种2/3的制动。分析和模拟试验表明，在整个切换期间，采用这种2/3的制动技术，飞机可以完成STOVL转换。
从F-35B飞机的推进系统结构上来看，区别于其他型号的F135发动机。其主要区别在于尾喷管和升力风扇。F-35B战斗机STOVL型推进系统采用了把隐身轴对称喷管与推力矢量进行集成的三轴承旋转模块（3BSM）。升力通过轴驱动升力风扇系统进行增强，以提供额外垂直升力。
F-35A/C的F135-PW-100/400的低可探测性轴对称喷管重量约181.4千克。F135-PW-600的三轴承旋转喷管（3BSM）有较短的调节片，重量为159千克。在正常飞行状态，喷气向后排出，喷管上装有可变截面形状的花瓣调节片来控制喷气质量流量和速度。在垂直升力模式时，3BSM与升力风扇协调同步旋转向下。组件的作动系统和同步齿轮箱均由史密斯航空航天公司提供。三轴承旋转喷管可在2.5秒内完成最大偏转量程95°的推力矢量偏转。喷气轴线向前倾斜，以平衡升力风扇向后倾斜的推力。组件的几何形状是互相连接的楔形节段，在动力作用下转动中间节段。这种方法罗.罗公司在60年代首次用到升力涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机上。类似的应用在苏联的R79发动机上可以看到。
隐身轴对称喷管构型通过使用锯齿状后缘，与机身的锯齿状接口，以及紧密的间隙和接缝控制，使雷达反射最小。另外还在内外表面涂覆了专用高温隐身涂层，实现了信号特征、重量和性能之间的卓越平衡。
三轴承旋转模块是对隐身轴对称喷管增添了推力转向能力，这使得发动机既可以在正常前飞时直接向后排气，又可以向下偏转喷气来提供垂直升力。三轴承旋转模块可以从0°~95°实现连续无缝偏转，并且不影响发动机的正常工作特性。在悬停状态和向悬停过渡期间喷管还能提供偏航控制。
F-35B的升力风扇由罗.罗公司研制，产生8034daN（达因）的推力，F135-PW-600发动机通过一根长1830毫米的轴为风扇传递功率。升力风扇系统由传动离合器和升力风扇组成。传动轴是主发动机前端连接到升力风扇组件的动力轴，用钛合金材料制成。在传动轴的两端装有弹性联轴节，用来调节较小量的不同轴偏差。连接升力风扇的是大功率快速离合的碳-碳干片式离合器，传递功率达21600千瓦，要在2秒内将风扇加速到最大转速。升力风扇为两级对转轴流式，采用带空心叶片的整体叶盘。叶片采用铸造技术，空心叶片用线性摩擦焊焊接到盘上，然后对叶盘进行热处理。排气可以向下后方95°喷出，可以与主喷管向前的轴向力平衡。通过管道排向外侧机翼的防倾斜喷管的发动机风扇空气，则提供防倾斜控制力。
F-35B战斗机三轴承旋转喷管由一个短距起飞与垂直着陆隐身轴对称喷管和一个三轴承旋转机构组成。旋转机构能够在俯仰轴上使推力偏转95°，在偏航轴上偏转12.25%。三轴承旋转喷管可以在最大向后推力分流时传递高达23900lb（磅，约为10840千克）的推力。三轴承旋转喷管的前向轴承（1号轴承）由双油压作动器电机通过变速箱和传动链提供动力。中间轴承（2号轴承）同样由一个双油压作动器电机和齿轮箱/传动链提供动力。传动齿轮箱通过高效、紧凑的本轮齿轮链将中间轴承和后部（3号）轴承连接。1号、2号和3号轴承上的相应双作动器电机分别设计有故障降级能力（全扭矩，半速率）。这是F-35战斗机与X-35验证机的一个关键区别。在X-35B验证机上，2号和3号轴承在首次失效后即被停止工作，不能再继续偏转主推力方向。这不能满足在首次故障后需要能够继续执行飞机垂直着陆操作的要求。燃油液压电机的双重冗余使F-35B战斗机具备了容错能力。
而F-35B的3BSM喷管分为1、2、3号三段管道，1号管道安装于发动机上，2号管道在中间，最后一段是3号管道。每段管道上都有一个环形轴承，能够彼此独立旋转。1、2号管道各安装一个单独的作动器，一个传动齿轮箱把2、3号管道连接起来，使它们能够反向同速旋转。3BSM喷管的这两个环形轴承作动器都是液压驱动的，部分液压油被加压到3000psi后作为液压流体来驱动作动器的伺服阀。
为实现关键的发动机推力矢量控制机构的双重冗余，采用了一种液压和燃油双动力驱动的液压系统架构，为F-35B战斗机升力系统的作动和基本着陆备份、尾钩和空中加油功能备份作动提供了容错。
F135-PW-600发动机及升力风扇
事故原因分析
液压系统设计为F-35战斗机的应用作动系统和F-35B战斗机的升力系统功能提供最大动力。它使用了大约1/4的液压动力，可以满足常规子系统的需要。由于液压系统的容量相对较小，而应用系统的动力需求又比较大，这就要求对作动技术、电源和系统架构进行特殊平衡。尽管液压动力系统架构在三型别F-35战斗机中是通用的，但各型F-35战斗机的作动系统却是特有的，这导致作动系统功能三倍于传统飞机。
虽然F-35战斗机全系列率先采用了电主/副飞控作动器的有人驾驶飞机，也是第一种采用这种技术的战斗机。作为主要作动系统，电动静液作动系统，但是为了稳妥起见，在关键系统上还是采用了传统液压驱动方式。
液压系统的重要特点是有两个独立的4000psi的液压动力系统，在三种型别中通用。每个液压系统一个包含一个每分钟流量为29.8gal的由发动机驱动的可变排量泵，一个储液罐（F-35A/C战斗机是640in3，F-35B战斗机是945in3）。
从此次现场的视频分析，在降落的最后阶段，尾喷口周边出现白色烟雾。从原理上来说，不可能是发动机气流通道内出现了燃油（滑油）的泄露。在高温气流中，少量泄露的油料会被高温高速气流掺混，目视上很难发现。而在发动机尾喷口与后机身的夹层之间恰好分布着不少的驱动尾喷口旋转和收放的管路。而少量泄露的燃油在遇到高温尾喷口之后会雾化变成白色的烟雾。
但是我们从F-35研发历史上的部分缺陷中发现了一个相关联的问题。如前文所述，使用电动飞行控制作动器，大大减少了F-35战斗机液压系统的热负荷。然而，液压系统的废热只是传输到燃油的几种热源之一。飞机电源和热管理系统、发电机、发动机润滑系统和发动机燃油系统也把废热传递给燃油。机械驱动连续运转的发动机燃油泵是发动机废热的主要来源。发动机燃油泵除了升高进入燃烧室的燃油压力，也为发动机喷管和其他作动装置提供动力。使发动机燃油泵系统产生的热减至最少，降低了飞机的总冷却负荷。这一点是通过使用热效率更高的主发动机燃油泵实现的，并在不需要时优化燃油泵配置。当与电动飞行控制作动装置结合使用时，这些改变使得总热载荷发生很大变化，从而使飞机能够满足任务热需求。
一个不能完全缓解的重要热源是STOVL模式操作期间升力风扇产生的热。接入升力风扇后，齿轮箱产生的大量热由润滑系统消除。最具挑战性的状态是在任务结束后，此时，燃油散热能力最低（任务中燃油变热，且垂直降落阶段的燃油剩余量也比较少），产生的热不能完全散除。因此，在任务结束时实施垂直着陆，飞机会在这种燃油超温的缺陷条件下工作，STOVL模式操作期间热量上升。由于垂直着陆持续时间很短，再加上其他系统的热容量，一度认为这种不足是可控的，已在飞行试验中得到了证明，因此此隐患虽然存在但是并不致命。
如果此刻燃油因温度过高而泄露出现白色烟雾，或者出现燃油泄露到高热的尾喷口而出现烟雾。从理论上来讲，这说明出现了一系列的故障，首先作为第一驱动力来源的液压系统可能已经出现了部分失效的状况，导致被迫启用备份的燃油为介质的液压驱动模式。但是此时又出现了故障叠加。出现了燃油泄露的情况。作为一款采用全FADEC控制的发动机来说，如果出现极端意外的情况，在液压系统异常的情况下。作为驱动介质的燃油的泄露必然导致燃油压力的异常，会被燃油压力传感器探测到，此时相关信号被传输到FADEC系统中。因此，此时发动机因燃油异常而丧失了正常驱动尾喷口旋转和摆动的控制能力。因此在降落的过程中，无法正常控制下降的速率和姿态，从而出现快速接地和反弹。由于发动机的燃油泄露可能导致供油不足，导致输出功率不足，低压涡轮驱动的升力风扇无法提取到足够的功率。此刻出现了首倾的现象，在FADEC的控制下，为保持平衡，增加燃油的供应，导致尾喷口的推力骤然增大，进一步加剧了首倾的现象。此刻飞行员被迅速弹射出去。
F-35电动静液作动系统设备
弹射逃生分析
F-35战斗机弹射座椅提供了一种在紧急情况下快速逃离驾驶舱的手段。在正常情况下，启动弹射时，需要飞行员拉动弹射手柄，舱盖玻璃去除系统切割座舱盖，点燃火箭发动机，并激活腿部/手臂约束装置。座椅脱离飞机后，减速伞展开，使座椅/乘员稳定并减速。随后开伞箱点火，启动座椅/乘员分离，并按定序器计算的延迟展开主降落伞，以确保减速，达到无伤害开伞载荷。降落伞背带有头部支撑护板，可以防止头部过度向后伸展。
而为了应对垂直起降的特殊情况下的应急救生需求，F-35B战斗机还配备了自动逃生系统，从设计上来讲，这一系统计划在升力风扇发生灾难性故障的情况下发挥作用。当出现这种故障时会导致一个快速的前倾加速度，可能超出飞行员反应和手动弹射的能力。这个系统旨在以规定容差检测飞机机头下俯时的惯性姿态和速率，并滤波得到正常的飞行控制输入和响应。在自动逃生系统处于保险打开状态时，在每个飞行器管理计算机的控制律软件开始进行这种检测。
因此此次弹射很可能是计算机自动控制下的自动弹射，在计算机认为飞机姿态不可控的情况下，为保证飞行员的安全而采取的应急措施。从现场视频来看，该系统的工作非常及时可靠，在弹射座椅的配合下，飞行员成功的实现了不利姿态下的0-0弹射。在伞张满的瞬间，飞行员顺利接地。
结语
在F-35B事故之后，美国《防务新闻》报道，美国洛克希德-马丁公司表示，在得克萨斯州F-35B隐身战机试飞坠机事件发生后，公司将暂停该机型的新机验收飞行和交付。根据消息人士透露，目前至少有9架全新的F-35战斗机正在等待验收试飞以便交付。
同时，有熟悉项目的消息人士向《防务新闻》透露，12月15日事故的相关调查中，普惠制造的F135发动机中“用于输送高压燃料的管道处发现了故障”，这一发现促使了F-35联合项目办公室方面更新了其安全风险评估。另一方面，普惠公司则拒绝就此次事故向《防务新闻》发布任何评论或回应，理由是涉及正在进行的事故调查。
通过此次事故来看，任何先进技术都需要长期持久的技术验证，并采取足够的后备手段。例如先进的双液压系统在连续出现相关联故障的情况下，也瞬间失去控制能力。没有任何系统可以保证绝对的安全可靠。这也正是航空科技的风险和魅力所在，有可能发生的问题总会出现，只有依靠不断的技术进步才能解决不断出现的新问题。