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在科学与工程技术的探索过程中，成功往往是用无数次失败换来的。在具有高度探索性的先进航空装备研制过程中，这样的失败更是屡见不鲜。很多型号的验证机都曾经发生过坠毁事故，哪怕是航空强国也不能避免这类问题的发生。只有能从事故中总结分析出原因，进而优化流程、弥补缺陷、突破关键技术，才不会白白损失宝贵的飞机。

本文要谈的就是这样一个案例。1995年1月，美国和德国联合研制的X-31航空技术验证机在一场本可以避免的事故中坠毁，所幸没有造成人员伤亡。更为凑巧的是，事故发生在该机原本规划的最后一次任务的返场阶段。这场事故到底是因为什么导致的呢？

NASA展示各种怪飞机，最左边的就是X-31试验机。

20世纪80年代，德国学者赫伯斯特针对现代战斗机可能具有的过失速机动能力提出了一些超级机动动作，即试图使飞机迎角超过30°进入失速区域后，飞机依然可控。他据此进行了相关的理论推导和应用设想，该理论对当时以“能量机动”理论为核心的美国空军产生了影响。在后者看来，飞机在过失速过程中必然会大大降低速度，这是违背“能量机动”理论的。

X-31试验大迎角可控飞行。此时全动鸭翼的倾角已经非常大。

为了研究并验证该理论，美国和德国联合开展了名为“战斗机机动性增强”项目，设计制造了著名的X-31技术验证机。该项目由美国国防高级研究计划局和德国国防部联合投资，由美国罗克韦尔公司和联邦德国的MBB公司（也就是后来的德国宇航公司）承担研发。美方的参与者还包括了美国空军、海军及美国航空航天局（NASA)，这是当时首屈一指的国际联合项目，影响力深远。

X-31高机动验证机示意图

X-31最大的技术特点是具备高敏捷性，尤其具备大迎角可控飞行、可产生极大瞬时角速度的能力。为达到该目的，X-31使用了非常规的远距鸭翼加大后掠双三角翼(起到边条翼性质）布局。发动机更采用了3瓣矢量推力导流板设计，该设计简单而实用，可以同时提供俯仰和偏航控制的直接力矩以满足在过失速状态下的控制能力要求。

三片矢量推力导流板及其动作机构，它与俄罗斯的矢量推力方案大相径庭。

X-31通过对大迎角情况下空气动力学特性的实验研究，了解该状态下的气流分离现象，为飞行控制和矢量推力控制技术提供实验条件和验证平台。事实表明，通过X-31项目，美国/德国积累了重要的短距起降、超机动战斗机设计技术，为后来F-22和EF-2000战斗机设计提供了重要的技术依据。

X-31生产了两架原型机，由位于加利福尼亚州帕尔姆达尔市的罗克韦尔北美分部工厂组装。为了降低成本，X-31的大量部件直接采用了货架产品（即无需研制，直接下单就可以立刻买到的通用部件），例如起落架就是F-16的。

两架X-31验证机

正在被装入运输机的X-31验证机，可以看到与F-16战斗机相同的起落架。

为了减重，大量采用碳/环氧热塑复合材料用于机翼和前机身制造。X-31初号机于1990年2月出厂，由罗克韦尔的首席试飞员诺曼·戴森于当年11月进行了首飞；二号机由德国宇航的首席试飞员西克在1991年1月首飞。

X-31试验机的座舱和飞行员。

初号机在帕尔姆达尔进行了108个架次的飞行后转场到位于爱德华兹空军基地的NASA德莱顿飞行研究中心。在这里，X-31在美德联合国际团队的运行下开展了全面的飞行包线、作战能力测试试验，开展了和各种现役战斗机间的模拟空战。

1992年9月18日是X-31项目具有里程碑意义的一天，它终于实现了70°可控迎角的演示飞行。1993年4月，X-31完成了完美的过失速超小半径180°转，这证明了它具备了超越任何当时现役战斗机的超机动性。

X-31拥有美德联合运作的研究、运行、地面保障团队。除了之前提及的两名首飞试飞员外，共有14名美德联合试飞员参与了项目。德国试飞员卡尔·海因茨·朗执行了自1991年3月到1995年1月的116个X-31试飞架次任务。

项目进入1994年，X-31开始执行所谓“类无(垂）尾”控制能力验证。所谓的无尾能力，是通过飞控系统自动控制现有垂尾方向舵偏转以降低飞机的航向稳定性来模拟的，实现的是“软件无垂尾”。网上流传的、去掉垂尾的X-31飞行照片都是NASA通过PS创造的“艺术想象”，在实际飞机上并无必要照此改装。

图示：无垂尾想象图，X-31试验机主要的测试目就是矢量喷气，因此这架飞机在最终的测试过程中利用飞行控制系统编程去掉了垂直尾翼功能，依靠矢量喷气技术对飞机进行操控。1994年3月17日X-31在高速平飞和转弯时，试飞员仅用发动机推力矢量技术成功地演示了飞行的稳定性和操纵性。实现了史无前例的无垂尾超音速飞行。

1995年1月18日，朗执行了X-31初号机的第289次飞行。因为迫于项目资金的压力，该机将被转做保障和后备机，试飞很快就要结束了。1月19日早上，X-31原定最后一天的飞行任务是先由其他试飞员执行两个架次的“类无尾”构型试飞开场，再由朗执行最后的一次气动参数辨识飞行。由于任务中的动作在之前的飞行中已经做过，试飞指挥员仅向朗作了缩减版的流程简报。

19日下午，由于天气预报表明当天在7010.4~7620.0米间有云，朗在起飞前就流程和试飞指挥员进行了讨论，并和有关工程师商讨，修订了原定的试飞高度，将飞行高度从8534.4米降为7315.2米以下。

F-18与安装了“基尔”空速管的二号机X-31伴飞

随后，朗在一架F-18的陪同下升空。在爬升到预定位置后，他发现7010.4米处有卷云层，不能清晰地看清地平线，且翼尖持续拖出凝结涡，这意味着空气含水量较高，有可能导致位于机鼻前端的“基尔”型空速管结冰。他随即打开了空速管加热器开关，并且告诉试飞指挥员请他稍后提醒自己关闭。

试飞指挥员从工程师处得知飞机上的加热器未能连接上空速管。但此时朗正在设置另一个试飞点并已经将电台切换到了另一个频率，没有听到这一信息。

随后，朗发现当前的空速为207节（约383千米/小时），这对于X-31这样的高速飞机来说显然是不可能的。因此他怀疑空速管结冰了。由于已经打开了加热器开关，所以他没有再理会。在完成了最后一个试飞点任务后，朗和试飞指挥员进入着陆前检查，当试飞指挥员提醒朗关掉空速管加热时，朗回答“再待一会”。

此时，指挥员想起了刚才那位工程师的话，提醒朗说：“我们认为加热器可能没有连通”。朗却带着嘲讽回答道：“看起来是没连通，不过我喜欢”。4秒钟后，朗听到了座舱里发出了告警提示语，随即惊呼道：“我的上帝”。

随后，X-31发生了快速且不断增大的俯仰振荡，机头向下并伴随着剧烈的滚转，当朗意识到自己已经无法控制飞机时被迫弹射跳伞。虽然降落伞打开了，但郎却遭受了严重的背部创伤。所幸，X-31坠毁在爱德华兹西面3218米的人口稀疏区，没有造成地面财产损失。

X-31坠机现场，飞机已经完全损坏但驾驶舱盖成功抛掉了。

事故中大难不死的德国试飞员卡尔·海因茨·朗

事故调查工作很快就集中在空速管系统上。初期X-31构型装备的是具备加热功能的“罗斯蒙特”型空速管。此后为提高大迎角下的测量精度，工程师将其换为不具备加热功能的“基尔”型空速管。调查表明，正是因为“基尔”空速管局部结冰，空速测量值显著低于真实速度，X-31的电传飞控系统产生了过大的控制增益，使飞机舵面偏转错误，导致飞机进入了不稳定状态。

图示：“基尔”空速管头部侧面开了一些小孔，用来感知大气数据。这种用于飞行研究和验证的空速管比战斗机上常见的空速管要复杂得多。（本图及下图）

X-31是一款装备了电传操纵系统的飞机，飞控计算机采集飞机的传感器获得的各种飞行参数和驾驶员操纵指令，通过控制律计算所需的舵面偏转量驱动液压舵机偏转舵面，控制飞机飞行的姿态和速度。

在实际飞行时，一旦飞控计算机发现异常，需要启动复位模式，矢量推力喷口回到中位并锁死，试飞员耳机中播放语音告警，系统建议启动的复位模式触发按钮闪烁，由驾驶员进行人工启动。事实上，在X-31之前的试飞中，曾经出现过数次大气数据计算机（ADC)故障，试飞员在切换到模式R3后均平安落地。

抬头显示器上的复位模式按钮（红圈处），飞行员只要及时按下最右侧的R3钮就可以避免坠机。

X-31最初的系统安全性分析在1989年由承包商完成，该分析曾正确辨识出了可能因空速管静压测量信号错误导致的空速错误，当时被定级为“重大”事故；并且也辨识出了一些可能的诱发因素，例如空速管阻塞。但是危害影响仅仅被列为“自身影响——切换到复位模式”，其最终影响也只是“降低飞行控制能力”。

基于这一分析，NASA在1992年的系统安全性分析报告中也认为空速测量故障是“可接受风险”，并进一步将其分级降到“重大”以下，该报告还声称这是因为他们认为ADC足够可靠，可以识别出错误的大气数据。

事实上，飞控系统只在两个ADC输出的数据不一致时才会认为大气数据测量故障，况且ADC的数据均来自于同一根空速管。也就是说，飞控系统只能识别出破坏导致的空速测量异常，像坠毁事故中这样渐进式降级的测量错误无从辨别。X-31的事故调查表明，大多数试验团队成员及系统安全性工程师都误以为飞控系统具备这样的功能。

此外，X-31在NASA的德莱顿中心的飞行是被限定在可视气象条件下的，禁止飞机进入结冰条件空域。而且该机最初装备的“罗斯蒙特”空速管是具备防冰能力的。因此，有关空速测量的故障预案中，所假设是遭到鸟撞之类的毁灭性事件，没有考虑空速管结冰。

在引入了“基尔”空速管后，设计人员并没有对它的易结冰特性提高重视，没有意识到原本安全的系统存在了新的风险。此外，所谓的禁止飞机进入结冰条件是指飞机机翼结冰，在南加州的沙漠西边区域，这样的结冰条件并不常见。尽管朗具备丰富的经验并估计到了可能的空速管结冰，还开启了加热器，但他并不知道当时的飞机不具备空速管加热能力。

事故调查显示，X-31的“构型控制过程”(对飞机的改进的记录控制）存在缺陷。首先，联合试飞团队采用的是罗克韦尔公司临时运行流程系统。其中，安装和运行“基尔”空速管的临时运行流程是由一名飞控工程师起草的，当时他确实在文档中提醒了所有项目成员：该空速管未装加热器。

但是该文档在印发过程中被遗失了。这一遗漏直接导致5名试飞员中竟然有4名认为“基尔”空速管是有加热器的。实际上，1993年4月6日，德莱顿中心的相关人员曾开会讨论过改用“基尔”空速管的问题，但是讨论的结果并没有成文。飞机仪表中也没有空速管加热是否工作的提示信息。

尤其需要提出的是，NASA的试验性飞机都未被要求经过正式的FAA审定，未严格按照FAA的规定考虑构型更改。

对于本次事故，试飞过程中的任务控制室内的沟通和成员管理系统（CRM）负有最终的责任。CRM是FAA在经历了1977年发生在特纳利夫岛和西班牙的两起波音747坠毁事故后发展出来的。CRM基于社会心理学和组织行为的原理，综合各种信息资源、设备和人员以图达成安全的飞行，突出关注人员是如何产生出应对局势的心理模型的。自1979年被引入NASA以来，CRM已经发展了几代。

在这次事故中，试飞指挥在得知加热器没有接通后并没有立即通知试飞员，而只是忙着手中的试飞点安排。等到他通知朗时为时已晚。在事故调查中，委员会并没有追究朗的责任，因为他并不知道“基尔”空速管不具备加热功能。

比较特别的是，这次事故发生在X-31初号机当时构型的预定最后一次飞行任务结尾阶段，相对于当天的前两次飞行，相关人员正处在一种松弛和自满的状态中。

1995年6月，已经是独苗的X-31二号机从巴黎航展上返回，用一架C-5运输机运回NASA德莱顿飞行中心。

对于验证机这样的复杂系统而言，飞机的构型控制是至关重要的。这次事故中，一个小小的改动带来了如此严重的后果，如果当时考虑到在仪表上加装加热器工作指示灯，就能有效预防。

但是更底层的原因是项目相关人员之间的沟通不畅，试飞控制室的成员管理不充分。而且试飞员对飞机当前的状态预估不足，他本可以结合飞机当前的空速、迎角、推力等信息判断当前的危险，提早切换到复位模式R3，应能挽回这一局面。

在初号机坠毁后，二号机成为了该项目的唯一平台，并于1995年参加了巴黎航展。到1995年6月项目结束时，两架X-31共积累了580架次飞行。此后，二号机被移交马里兰州的美国海军试飞员学校进行后续研究。

1999年，德国提议使用X-31开展短距起降研究，再次与美国成立了“矢量推力短距起降控制和无尾飞行研究”项目团队，目的是进一步探索矢量推力对于改善短距起降的潜力，并在2004年实现了24°的着陆迎角。

2004年，X-31高机动验证机进行了自动超短距起飞和着陆试验，以24度迎角着陆。这是它的最后一次飞行。

项目结束后，二号机在德国的博物馆中陈列至今，记录着X-31项目曾经历的坎坷和辉煌。

空速管

大多数飞机的空速管都位于机鼻处，外观是一根长长的金属棍状物，目的是远离机身避免干扰。它是测量飞机相对空气飞行速度的仪器。空速管顶端开孔内接敏感测压元件，用于测量飞行时的大气总压强。它的侧面开孔，用以测量飞行时的大气静态压强，通过二者的压差计算并修正后获得所谓“空速”。该速度是电传飞机飞控系统控制律计算时作为重要输入条件的大气参数。

空速管结冰

由于空速管暴露在空气中，在飞机高速飞行时，遇到空气中富含水汽，并受其外形影响，空速管表面会产生低压区，进一步产生低温环境，促使水汽附着凝结，最终结冰，这会阻塞空速管表面的测压孔。为了提高在大迎角下的空速测量精度，X-31换装了具有特殊外形“基尔”空速管，该外形更易结冰。“基尔”空速管在事故之前已经安全飞行了150个架次。

X-31的飞控系统

由4台霍尼韦尔生产的飞控计算机和10个舵机构成。为了最大化提升机动性，飞控系统根据飞机的速度和姿态动态调整控制律的增益，从而自动改变舵面的偏转量大小完成所需的机动动作。为了提高飞控系统的可靠性，飞控系统内部具有高度的冗余配置，通过空速管采集的大气数据输入两台大气数据计算机（ADC），互为备份。

1号ADC向飞控计算机1和2号提供气压信号用以计算空速，2号ADC向3号飞控计算机提供上述信号。三台飞控计算机独立计算控制参数；由四号飞控计算机负责表决以输出正确的信号并向舵机发送输出信号。

X-31的飞控系统工作模式

根据飞行包线分为若干种，一种基本模式，三种复位模式，一种尾旋改出模式。

在基本模式中，飞控系统的增益基于飞行速度，气压高度和迎角来确定。复位模式是用于处置不同类型的系统故障；模式R1在惯性导航组件故障条件下激活；模式R2在迎角和侧滑角测量故障情况下激活；模式R3用于应对空速测量故障。激活这些模式只需要试飞员按动仪表面板上的对应按钮即可。