今天小编为大家推荐《感谢磨难议论文范文(精选3篇)》，欢迎大家借鉴与参考，希望对大家有所帮助！以“资产评估与市场经济发展”为主题的“2006国际评估论坛”于2006年9月28～29在云南昆明隆重举办并获得圆满成功。本次论坛由中国资产评估协会和国际评估准则委员会共同主办，云南省财政厅和云南省资产评估协会协办。
第一篇：感谢磨难议论文范文
历经磨难
艰难历程
F-35虽然可以从CALF计划和STOVL计划开始，但真正起步是从JSF计划开始的。JSF的合同在1996年11月16日向洛克希德·马丁和波音发出，要求两家公司分别提供两架技术验证机，演示常规起降(CTOL)、弹射起飞/拦阻索降落(CATOBAR)和短距起飞/垂直降落。麦道的设计被否决了，洛克希德·马丁和波音分别获得拨款7.5亿美元，用于技术验证机和武器系统概念的设计和制造。合同还对公司自己投资有所规定，防止为了赢得竞标而把自己弄破产，或者利用公司财力“非法补贴”，造成不公平竞争，最终损害美国利益。与此同时，英国启动了下一代航母计划，选定JSF作为“海鹞”战斗机的替代。
波音X-32首先试飞。2000年9月18日早上10时，波音首席试飞员弗莱德·诺克斯驾驶一架X-32A，从加利福尼亚的帕姆代尔的波音工厂跑道起飞。在飞行期间，诺克斯做了一些基本动作，测试了基本的适航性和系统功能。从此，开始了在爱德华空军基地的5个月的试飞计划，包括50多次试飞，共约100小时。
2000年11月15日，X-32A开始航母降落试验，美国海军菲利浦·耶茨中校作为军方驻扎在波音的首席试飞员，和诺克斯交替演示了模拟的航母降落。航母演示最终包括97次下滑，74次实际降落，还有多次重新拉起。12月18日的一个星期里，连续出动5次，显示了试验强度和技术的成熟性。
X-32B在2001年3月29日在帕姆代尔首飞，50分钟后，在爱德华空军基地降落。在爱德华做了一些空中的模拟STOVL动作后，5月4日飞到马里兰的帕图克森河海航基地，开始STOVL试验。由于X-32B没有空中加油能力，沿途停了6次进行加油和维修，5月11日到达帕图克森河海航基地。
6月24日，X-32B在第44次飞行中，爬升到3050米中空，在超声速冲刺中达到马赫数1.05的速度。英国皇家海军试飞员保罗·斯通中校在下午4时28分把飞机安全降落，宣告波音X-32试飞计划结束。
洛克希德·马丁X-35A的首飞晚了一点儿，在2000年10月24日才完成，比波音晚了一个月。首飞中就达到3050米的高度，速度为250节 。但洛克希德·马丁的试飞进度很快，11月22日就完成了X-35A的全部试飞项目。X-35A是常规起降的，试飞项目完成后，飞回帕姆代尔，按照短距起飞/垂直降落改装为X-35B。改装在2001年5月12日完成。
2000年12月16日，X-35C在帕姆代尔首飞，27分钟后在爱德华空军基地降落。飞行途中，测试了基本的滚转、侧滑和起落架收放试验。X-35C是加大机翼的CATOBAR技术验证机，为CATOBAR还加强了起落架。
6月23日，英国BAE试飞员西蒙·哈格雷夫斯驾驶X-35B首次垂直起飞。虽然STOVL以短距起飞为设计目标，但STOVL是可以垂直起飞的，只是起飞重量受到限制，无法携带有实战意义的燃油和武器。哈格雷夫斯把X-35B升到5～7米的高度，悬停了几分钟，然后垂直降落。第二天，哈格雷夫斯再次垂直起飞，X-35B稳定悬停在8米的空中，测试了一系列悬停控制，然后再次垂直降落。
2001年8月6日，X-35B最后一次从爱德华空军基地起飞，回到帕姆代尔。飞行时间延续了3.7小时，在空中做了6次空中加油，这是演示计划中未要求的。在帕姆代尔最后降落之前，还做了6次紧急拉起复飞试验。X-35B累计总飞行时间48.9小时。在最后一次飞行中，X-35B用不到150米的滑跑距离起飞，在飞行中达到超声速，然后垂直降落。这是历史上第一次超声速STOVL飞行。波音分别演示过单个项目，但没有这样一气呵成地演示过。
应该说，JSF是F-35研制过程中最顺利的一个阶段。波音和洛克希德·马丁都按时按质地完成了技术验证机计划，两家的基本设计和STOVL能力都按照要求进行了演示。波音X-32和洛克希德·马丁X-35都满足了JSF的设计要求，但洛克希德·马丁X-35在演示中的一般性能更为出色，表现出更多的成熟性和对三军要求的适应性，尤其在近地悬停时高温废气回吸问题较小，赢得JSF是应当的。
2001年10月26日，系统研发和演示(System Development and Demonstration，简称SDD)阶段启动，X-35被命名为F-35。除美国外，英国、意大利、荷兰、加拿大、土耳其、澳大利亚、挪威和丹麦也给予了拨款，成为F-35计划的国际伙伴。洛克希德·马丁为主承包商，并负责总装、系统整合、任务系统、前机身、机翼、飞控;诺斯罗普提供雷达、分布式孔径系统、导航/通信/识别系统、中机身、武器舱和尾钩;英国BAE负责后机身、尾翼、座舱生命保障系统和弹射座椅、电子战系统、燃油系统和飞控软件;意大利阿莱尼亚负责在意大利为所有欧洲(除英国和土耳其)F-35总装。如果JSF还算十月怀胎的话，SDD就是一朝分娩了。
不过这一“朝”比怀胎的时间还长。F-35的三种型号要求具有70%～90%的通用性，但三种型号还是有显著的差异，使得F-35A、F-35B、F-35C具有不同的下线、首飞日期和试飞、认证计划。在名义上是同一个研制计划，实际上差异已经足够大，可以算作三个大同小异的并行计划。这给进度管理和风险控制埋下了危险的种子。
按照最初的计划，F-35A的技术风险最低，应该首先首飞。美国海军陆战队对替换AV-8的要求最急切，需要F-35B早日服役，所以F-35B第二个首飞。美国海军正忙于换装F/A-18E，对F-35C的要求相对不急切，所以最后首飞。分期的低速试生产(LRIP)计划也反映了这个顺序，首先从F-35A和F-35B开始，然后扩展到F-35C和国外用户。最初计划为：
F-35A的一号机AA-1在2006年初首飞。
F-35B的一号机BF-1在2006年中首飞。
F-35C的一号机CF-1在2007年上半年首飞。
第一期低速试生产(LRIP 1)在2005年中开始，2008年中完成，包括6架F-35A，4架F-35B，共10架飞机。
第二期低速试生产(LRIP 2)在2006年中开始，2009年中完成，包括14架F-35A，8架F-35B，共22架飞机。
第三期低速试生产(LRIP 3)在2007年中开始，2010年中完成，包括20架F-35A，20架F-35B，9架F-35C，5架英国的F-35，共54架飞机。
第四期低速试生产(LRIP 4)在2008年中开始，2011年中完成，包括30架F-35A，32架F-35B，20架F-35C，9架英国F-35，共91架飞机。
第五期低速试生产(LRIP 5)在2009年中开始，2012年中完成，包括44架F-35A，32架F-35B，32架F-35C，12架英国F-35，共120架飞机。
第六期低速试生产(LRIP 6)在2010年中开始，2013年中完成，包括72架F-35A，36架F-35B，48架F-35C，12架英国F-35，共168架飞机。
2011年中开始全速正常生产，生产速率至少不低于LRIP 6。
但计划实施的结果是：
AA-1在2006年12月15日首飞。
AF-1在2009年11月14日首飞。
BF-1在2008年6月11日首飞。
CF-1在2010年6月6日首飞。
LRIP 1在2006年开始，2010年初完成，实际生产2架飞机。
LRIP 2在2007年初开始，2011年初完成，实际生产12架飞机。
LRIP 3在2008年初开始，2011年底完成，实际生产17架飞机。
LRIP 4在2009年初开始，2012年底完成，实际生产32架飞机。
LRIP 5推迟启动，但到2012年中尚未签约，预计生产32架飞机。
全速生产最早在2017年开始，有可能推迟到2018年以后。
基于风洞试验的结果，F-35比X-35加长130毫米，平尾也因此向后移动51毫米，以恢复平衡。机身有所加厚，机背中脊线升高了25毫米。原计划F-35B的武器舱比A和C略微缩小，在设计的时候决定加大到与A和C一样的尺寸。第一架 F-35的第一个部件的铣切在2003年11月10日开始，第一架预生产型F-35A(编号AA-1)在2006年2月20日下线，2006年12月15日AA-1首飞。
2008年11月13日，AA-1首次达到超声速。2008年6月11日，第一架短距起飞/垂直降落的F-35B(编号BF-1)首飞。2008年11月24日，“合作航电测试平台”(Cooperative Avionics Testing Bed，简称CATB)首次在空中开始航电整合测试。2010年6月6日，第一架弹射起飞/拦阻索降落的F-35C(编号CF-1)首飞。2010年3月18日，F-35B首次在帕图克森河海航基地垂直降落。2011年7月27日，F-35C首次弹射起飞。
2008年12月19日，第一架按照生产标准制造的F-35A下线，编号AF-1。这应该是和全速生产同样标准的F-35A，但事实证明过于乐观了。第一架真正的生产标准F-35A(编号AF-6)在2011年2月25日才首飞，2011年5月5日，美国空军正式接收第一架LRIP的F-35，7月14日，第一架LRIP 1的F-35A交付埃格林空军基地。2011年4月6日，F-35试飞机队累计飞行时间达到1000小时。
早在2006年，美国总审计署就警告说，F-35的高度平行的边试飞边生产模式具有极大的风险，一旦在试飞中发现问题，将导致大量的设计修改，以及由此导致的工艺和过程修改及已经交付的飞机的返工。实际上，STOVL的F-35B从一开始就遇到超重的问题，到2004年时，已经超重约1362千克，或者说超重8%。这启动了第一次大规模的重新设计。洛克希德·马丁为了改变工程师对于每一个细节“才几千克”的想法，启动了奖励制度：每提出一项减重建议，奖励50美元;每减重一磅①，也奖励50美元。如果一项建议最后导致减重一磅，当然就得到奖励100美元。不过一般建议都是小修改，奖励50美元并非不合理，重大修改都不是一项建议就可以解决的，需要启动重新设计。但减重一磅仅奖励50美元就有点“抠”了。果不其然，后来洛克希德把奖金额度提高了，每项建议奖励100美元，每减重一磅奖励500美元。有些建议很有意思。比如说，一名从1995年就参与JSF的老资格工程师提出单开门的前起落架舱门重量轻，但是在侧风下迎风面积大，为了补偿，只好加大垂尾面积。改为双开门增加了重量，但降低的垂尾面积使得得大于失，还是合算的。他的这项建议得到了1.5万美元的奖励。另一项建议就有点无奈了。F-35的机体构件原来打算用拼板游戏那样的拼接方式连接，然后用新型胶黏剂固定，但这要增加1000磅重量，最后只好回到传统的焊接和铆接方式，增加了成本和时间，但降低了重量。到2006年，洛克希德·马丁一共发出奖励120万美元。这可能是F-35计划全寿命中最物超所值的120万美元了。这一轮为减重而重新设计耗资48亿美元。最后F-35B减重1230千克，其中也包括分系统供应商抠出来的约300千克，A和C也得益于B的减重措施，减重600千克以上。但预计到未来的增重，洛克希德·马丁增加了发动机推力，并把部分横滚喷口的推力转移回到主喷口，增加垂直升力，代价是减小了悬停时的横滚控制力矩。洛克希德·马丁还适当削薄部分机体构件，武器舱和垂尾也减小，以减轻重量。电气系统、机翼-机身连接点和座舱后的机体都进行了重新设计，部分设计不光适用于B，还用于A和C，以增加通用性。按照减重设计修改的生产标准成为AF-1的基础。但这只是结构和机电系统的生产标准，包括软件的生产标准要到AF-6才开始实现，实际上也没有达到生产标准，该有的都有了，但不能达到管用。
随着问题的增加，F-35项目办公室的报告越来越悲观，国防部长盖茨对项目办公室彻底失去了信心，另外组织了一个联合评估团队(Joint Evaluation Team，简称JET)，对F-35计划的进度和预算独立评估，评估的结果比F-35项目办公室的报告还要糟糕。2002年时，F-35的计划预算是2320亿美元，但2009年F-35项目办公室的估价上涨到3280亿美元，JET的估价进一步上涨到3824亿美元，超支幅度达到65%。战斗机单价从原来的6200万美元暴涨到1.124亿美元，其中纯粹制造成本从原来的5000万美元暴涨85%，达到9230万美元，时间上更是拖延了至少4年。2009年11月9日，负责采购、技术和后勤的美国国防部副部长埃希顿·卡特承认，JET确认了严重超出预算和进度推迟的问题，但此时公众对F-35问题的大小还不甚了解。
早在20世纪80年代，美国先进武器系统造价无节制攀升问题已经很严重，参议员山姆·纳恩和众议员大卫·麦柯德在1982年的国防预算法案审议期间提出附加案，要求美国国防部在项目超过预算15%的时候必须通知美国国会，自动启动重新评审过程。如果项目开支超过预算25%，则面临自动下马。国防部长可以提出理由，要求例外，但要证明这个项目对国家安全至关重要，涨价有合理的理由，而不是由于项目管理不当，而且没有合理的替代方案。此后美国重大武器系统的研发多次触及纳恩-麦柯德法案的底线，但国防部都能提出足够的理由在国会过关，使得项目得以继续。下马的项目都是国防部的主动行为，不是被纳恩-麦柯德法案枪毙的。但这一次不同了，美国经济自2008年开始陷入困境，上下都在寻找削减开支的空子;伊拉克和阿富汗的反恐战事像无底黑洞，吞噬了大量军费;国防部长盖茨着眼于反恐的当务之急，对传统战力的热情不高。2010年3月20日，美国国防部正式通知美国国会，F-35计划将超过纳恩-麦柯德界限。全计划投资单价(Program Acquisition Unit Cost，简称PAUC，包括研发和预生产型飞机)比2002年目标上涨78.23%，平均采购单价(Average Procurement Unit Cost，简称APUC，扣除研发，只算生产型飞机的采购)上涨80.66%。即使按照2007年调整的新基线计算，PAUC也上涨31.23%，AUPC上涨27.34%，超过了纳恩-麦柯德界限。F-35对美国三军和航空工业实在太重要了，下马是不可思议的，但脱几层皮是逃不掉的，被扒掉的第一层皮自然是项目总管。2010年2月1日，美国国防部长盖茨撤换了来自美国海军陆战队的F-35项目办公室的负责人大卫·海因茨少将，换上大卫·范利特海军中将。
由于STOVL是F-35计划的短板，美国海军陆战队在一开始被指定为F-35计划的总负责方，大卫·海因茨少将出任主管。他从排长干起，不仅在作战飞行中队干过，还当过海军试飞员和候补航天员，并任职于F/A-18、KC-130、AV-8B等项目办公室，还在美国国家指挥中心(美军的最高日常指挥机构)担任过作战部副部长，是作战、技术、管理的三栖专家。但他在负责F-35计划过程中，对严重超支、拖延负有领导责任，被盖茨撤职。接任的是海军中将大卫·范利特，他在1981年8月19日的锡德拉湾空战中，是“尼米兹”号航母上第41中队(代号“黑色王牌”)呼号为“快鹰102”的F-14战斗机后座飞行员，在战斗中击落利比亚苏-22战斗机，成为美国海军历史上第一次击落敌机的F-14机组成员。后来他成为F-14的前座飞行员、试飞员，负责过中国湖美国海军空战中心的武器和系统测试部门，后担任美国海军航空系统司令部司令。说起来，美国海军陆战队通常轮不到主持作战飞机的研制，一般都是美国空军或者美国海军负责，但美国海军陆战队主持了V-22倾转旋翼机和F-35战斗机，两次都弄糟了，在美国海军陆战队传奇式的闪光形象上留下了令人尴尬的污点。
美国重大军用飞机的项目负责人通常是少将，本该在2010年7月退役的范利特是第一个中将级项目负责人，就任事项需要美国国会批准，凸显F-35事关重大。2012年12月，范利特退休，美国空军的克里斯托弗·博格丹少将接任，不久也升任中将。范利特的任务艰巨。F-35计划的重组耗资28亿美元，耗时13个月，美国空军的F-35A和美国海军的F-35C计划推迟到2016年服役，美国海军陆战队的F-35B则计划于2012年服役。范利特最大的困难还是项目的成本控制。F-35的计划超支有两部分，一是洛克希德·马丁的最初报价低于实际成本，但这种人为低价最终要转嫁到用户头上。这是格鲁门F-14故事的重演。如果美国军方坚持洛克希德·马丁吃下全部超支，洛克希德·马丁只有破产，这对美国已经大大缩小的战斗机工业是毁灭性的打击，美国不能忍受这样的事情发生。F-35超支的第二个原因是计划大大拖延，2009年应该进行169次试飞，实际只进行了16次，总试飞工作量只完成了2%，大大落后于计划。这是项目管理的问题。2011年2月，卡明斯基说到，缺乏周密和可实现的测试计划使F-35计划延长了5年。为了控制项目开支，2010—2014年内F-35的生产计划将削减122架，其中30架的经费被转用于完成试飞和作战测试。盖茨宣布扣下对洛克希德·马丁的6.14亿美元的付款，推迟支付，以惩治洛克希德·马丁的低效和混乱。最引人注目的是，盖茨宣布将F-35B置于两年观察期。如果在两年内不能解决重大技术问题，就要考虑下马。这样判决一个重大研制型号死缓是史无前例的。
有意思的是，洛克希德·马丁方面也进行了人事调整，原本负责F-35计划的丹·克罗利升任洛克希德·马丁航空部执行总裁，原F-22计划总管莱利·劳森接手F-35计划，劳森的副手乔治·舒尔茨扶正。看来洛克希德·马丁方面并不认为F-35计划弄得一塌糊涂。
范利特上任后，按照实际计划进度大幅度修订了计划，尤其狠抓试飞进度。2011年完成了972次试飞，超过2010年一倍多。试飞计划在总体上第一次达到甚至超过了计划要求，当然这是修订后的计划，比2002年的计划还是要落后很多。2011年试飞进展中最大的亮点是10月里，两架F-35B在“黄蜂”号两栖攻击舰上进行上舰试验，累计飞行28小时，包括72次短距起飞和垂直降落循环，验证了F-35B在两栖攻击舰上的基本使用性能。接任盖茨担任美国国防部长的里昂·帕内塔在2012年2月宣布，F-35B解除观察期，回到正常研发序列，这部分基于F-35B成功上舰试验。但是到2012年3月止，主要试飞依然集中在基本的适航性、速度、升限、操控品质、基本机动、基本飞控功能等基本功能层面，高难度的低空飞行、大迎角飞行等极限条件试飞还没有开始。更重要的是，传感器融合和火控级的软件集成测试还在十分初级的阶段。在2012年10月16日，SDD开始10年之后，才由进展最快的F-35A进行了第一次武器实弹投放试验，此前的所有F-35的“作战性能试飞”都是用数据链模拟发现敌人，模拟发射武器，实际上相当于驾着飞机上天打电子游戏。全状态的系统测试要到2017年才能开始。在基本的飞行测试完成后，软件测试将成为最大的不定因素。微软视窗和办公室软件推出一个新版本都会出现那么多“虫子”，复杂度远远要高于它们的飞控、火控、信息融合和自检、维修自动化软件可能出现的问题就更多了。解决问题时也远远不是清理内存、重新启动那么简单。
SDD在2001年开始的时候，美国计划采购2852架F-35，从2003年起，这个数字已经下降到2443架。尽管此后美国军方一直坚持计划采购数量不变，这是否会成为最终实际采购数量已经是一个巨大的问号了。美国空军的采购量已经从1763架下降为“至少1500架”了。2001年计划中，研发投资为344亿美元，2004年减重计划之后已经增加到448亿美元。2007年重新调整的预算基线还是448亿美元，2010年JET的估算达到516亿美元，2011年6月美国国防部再次估算为566亿美元。总采购开支从2001年的1966亿美元上升到2011年6月的3356亿美元，飞机单价从2001年的6900万美元上升到2011年6月的1.37亿美元。最要命的是，形成初始战斗力(Initial Operational Capability，简称IOC)的时间在SDD开始时的2001年定为2010—2012年，全状态作战能力(Full Operational Capability，简称FOC)通常在IOC之后两年。IOC在2004年减重计划后推迟到2012—2013年，2007年重新调整基线时维持在2013年，2010年范利特上任后，F-35项目办公室不再公布预计的IOC时间。对于项目办公室来说，IOC时间已经成为一个象征性的东西，项目办公室只管做该做的事，尤其是IOC不再由飞机的飞行性能甚至飞行员训练决定，而由软件的功能和成熟程度决定。F-35的软件将是一个漫长和渐进的修补、升级过程，什么时候宣布达到IOC完全留给各军种决定。这是一个有意思的决定，把IOC这个政治上的烫手山芋丢给了各军种。2012年11月20日，美国海军陆战队组建了第一个F-35B中队，在新闻发布中刻意强调中队是作战中队，而不是试飞中队或者作战测试评估中队，但对于是否达到IOC语焉不详。
另一方面，美国空军参谋长施瓦茨将军在2012年3月6日国会作证中承认，美国空军放宽了F-35A作战半径的最低要求，试飞实测结果降低了8千米。不过2012年美国总审计署的“部分武器采购报告”的数据是从590海里下降到584海里，也就是说降低了约10千米，而不是8千米。8千米也好，10千米也好，实事求是地说，作战半径缩短数千米对于作战性能没有实质性的影响。另一方面，对于一架具有正常设计余量的战斗机，增加8千米的作战半径是不足挂齿的小事。或者说，任何战斗机的实际作战半径要是超过设计要求达8千米，没人会把这作为值得赞美的成就拿出来炫耀。但作战半径短缺8千米就不一样了，尤其是最低作战半径，其政治影响远远大于军事意义。要增加作战半径，需要增加机内燃油量，这就增加了空重和起飞重量，需要加大发动机推力。增加的空重反过来“吃掉”一点增加的作战半径。最后要经过几个循环才能稳定在增加了的作战半径上。美国空军被迫为了作战半径不足问题在国会辩护这一事实说明了F-35A的作战半径、起飞重量、发动机推力和油耗方面已经达到了绝对极限，继续挖潜补足这8千米的作战半径的损失意味着不成比例地追加投资。其实F-35A本来是可以达到最低作战半径要求的，但在设计修改中，冷却要求提高(可能是对AESA雷达的冷却要求估计不足造成的)，只有增加从发动机压气机引出的冷却气流改善冷却，使得发动机的效率下降。另外，减重设计使得机内燃油量有所下降，分布式孔径系统的重量和阻力也有所增加，这些使得最终作战半径无法满足最低要求。
如果说损失8千米对于最低作战半径无关紧要，考虑2002年计划时的理想作战半径的话，情况就大不一样了。SDD原设计的作战半径是690海里(约1278千米)，最低要求为590海里(约1092千米)，现在实际上只达到584海里(约1082千米)，下降幅度达到15%。F-35A的作战半径超乎寻常。这一方面是CALF计划开始时就强调的“升力发动机换机内燃油”的具体实现，另一方面也是美国战略思维改变的需要。冷战结束后，美国的战略重点转移到亚太，但亚太远离美国本土，只有少数孤悬大洋之中的海岛基地。作战半径对强调海空打击的美国特别重要，所以F-35A的超长航程不是不必要的奢侈，而是战略需要。降低作战半径15%使得美国空军满足亚太战略需求的能力受到损失。8千米或者10千米的作战半径损失无所谓，将近200千米的作战半径损失就很大了。发动机引出冷却气流增加的问题也适用于F-35B和F-35C，但这两家属于“债多了不愁”，作战半径下降的相对幅度较小，虽然也低于理想设计要求，但还是高于最低要求，所以暂时还没有问题。不过F-35B的短距起飞滑跑距离比要求的增加将近10%，才能满足起飞重量的要求。
2013年1月13日，美国国防部负责作战测试和评估主管(Director of Operational Testing and Evaluation，简称DOT&E)发布报告，指出F-35所有三种型号的跨声速性能都没有达到要求。F-35A的稳定盘旋过载从5.3下降到4.6，从马赫数0.8加速到马赫数1.2的时间延长8秒;F-35B的稳定盘旋过载从5.0下降到4.5，从马赫数0.8加速到马赫数1.2的时间延长16秒;F-35C的稳定盘旋过载从5.1下降到5.0，从马赫数0.8加速到马赫数1.2的时间延长了惊人的43秒，而指标是不超过65秒。DOT&E报告没有透露实际的加速时间，但要是F-35C在设计的时候没有留下不可思议的余地，最后实际加速时间大大超过最低指标几乎是铁板钉钉的事。应该指出65秒本身已经不是很高的指标了。
跨声速性能对典型空战至关重要，加速时间大大延长不仅可能贻误战机，也大大增加了油耗，降低了留空时间。声障是空气中压力波堆积造成的，好像一堵看不见的石墙一样。破墙而出后，阻力反而降低，这是跨声速加速性能的又一个重要意义。为了反复核实跨声速性能，AF-2和另外两架飞机被用于大量的跨声速加速试验。不过这不是破坏性试验，使用强度不会超过设计上限，但依然造成发动机低压涡轮叶片出现1.5厘米长的裂纹，普惠的制造缺陷可能也有关系。裂纹造成F-35全机队在2013年2月停飞。虽然一个星期后复飞了，但跨声速加速性能不足可能迫使发动机使用加力推力的时间高于预期，由此可能造成发动机寿命和可靠性下降，这已经引起人们的疑虑。普惠的制造缺陷并没有超过质量下限，只是可以更加精益求精而已，因此并不计划重新设计叶片，也不改革生产工艺，只是要求加强检查和视情更换，这对增加每小时飞行费用(Cost Per Flight Hour，简称CPFH)的影响就不是普惠顾得上的了。
说到CPFH，美国空军和海军与洛克希德·马丁给出大相迥异的数据，并为此争吵得热火朝天。美国海军在对F-35的使用成本估算之后，得出结论，单发的F-35的使用成本比双发的F/A-18C要高出65%。这是因为隐身和先进电子设备都带来额外的维护要求。如B-2轰炸机，每飞行小时需要60小时的维护时间，每7年需要一次为期13个月的全面翻修，使得分摊到每个月的维护费用就高达340万美元。F-35当然没有那么极端，但使用费用也是不菲。美国空军在坚决否认F-35A使用费用高于F-16之后，也不得不承认，F-35A的使用费用比F-16高42%，而在2008年，洛克希德·马丁和美国空军还宣称F-35A比F-16的使用费用至少低20%。洛克希德·马丁坚持CPFH应该用可比数据，否则容易误导，这是有道理的。在计算战斗机全寿命使用费用的时候，采购费用和CPFH应该一并考虑，在比较不同选择的时候，CPFH的可比性更加重要，否则就是鸡同鸭比。因此，洛克希德·马丁坚持把作为可比基准的F-16没有的开支去掉，比如分布式孔径系统、自动后勤信息系统(Automatic Logistic Information System，简称ALIS)等。ALIS是F-35降低全寿命使用费用的重要举措，实时监测机上重要系统的状态，作为视情检修的依据，而不是不分青红皂白，到时间一律更换其实还完好的系统和部件。ALIS也可以在空中就预测故障时机，向地勤发送检修和备件要求，F-35的全球备件供应链随之启动，降低作战中队的备件储备要求，降低使用费用。但这些都是F-16及所有第3代战斗机不具备的。但美国空军的看法不一样。分布式孔径系统和ALIS的开支或许与F-16不可比，但最终还是要空军买单的，不算入CPFH，这账单最后算谁的?问题是，CPFH对于美国国会和盟国采购的决定有重大影响，波音向加拿大提交的F/ A-18E报价中，CPFH就比F-35A低了一半，这当然不包括分布式孔径系统和ALIS，因为F/A-18E没有这样的东西。在很长一段时间内，美国空军和洛克希德·马丁都在为CPFH争执不休。
2011年11月，国防部采购主管弗兰克·肯达尔要求对F-35这个美国历史上数额最大的军购项目再次评估，尤其对边试飞边生产的模式进行评估。这份题为《F-35联合打击战斗机边试飞边生产问题快速评估》的报告分析了F-35的种种问题之后，建议在试飞完成前放慢LRIP。在此之前，LRIP实际上已经大大减速。按照2002年的计划，2012年应该转入全速生产，到2017年的累计产量达到1591架。2005年计划中，全速生产推迟到2014年，到2017年的累计产量依然达到1062架。但2008年计划把全速生产推迟到2015年，到2017年的累计产量下降到775架。2011年计划中，全速生产再次推迟到2017年，届时累计产量只有545架。2012年的计划没有悬念地再次下调，全速生产至少要到2018年以后，到2017年的累计产量进一步下调到365架。
至今，F-35的研发已经耗资接近600亿美元，按照乐观估计的5000架总产量，每架F-35分摊的研发费用也要1200万美元。如果按照更加现实一点的3000架计算，每架分摊的研发费用则要2000万美元。如果按照传统的由前期基本产量(比如说前2000架)“吃掉”研发投资而后期生产飞机不再分摊的模式，打进前期飞机的研发费用更高，不可避免地影响飞机定价，影响前期外销前景。相比之下，B-2的研发耗资“只有”100亿美元。由于计划的拖延，生产准备闲置的成本也将打进单价，制造成本进一步上升。美国总审计署在2012年的一份报告中指出，F-35计划的50年全寿命费用将高达1万亿美元，洛克希德·马丁则指责不应该把美国空军机构重组和未来升级的投资都算进去。
由于高昂的初始投资和使用费用，美国海军有可能削减F-35C的采购，转而采购成熟而且是双发的F/A-18E，或者用无人机补足。美国空军原打算采购1763架，现在也降低到“至少1500架”。美国海军陆战队为了保住本来就不多的F-35B的产量，坚决顶住任何采购F/A-18E/F的建议，甚至婉言拒绝了海军的EA-18G(也称F/A-18G)电子战飞机，坚持用缺乏专用的特种设备的F-35B担任同样的任务。F-35本来是准备接替F-16的出口市场的，F-35总产量中的60%来自预计的出口订单，但这样的天价买得起的国家不多，出口订单大幅度萎缩难以避免，将进一步推高F-35的单价，有说法出口F-35的单价可能上涨到1.5亿美元，那就大大超过F-16，甚至超过被公认为昂贵的F-15后期型号，而且直逼以天价著称的F-22的最后批量的离地价格。在经济危机的重压下，奥巴马任命了一个总统财政改革委员会，研究开源节流的问题。委员会在2010年12月3日建议，F-35B下马可以节约176亿美元，F-35A和F-35C减半，用F-16、F/A-18补足，又可以节约95亿美元。当然，这个建议最后没有被采纳。
美国国防部和洛克希德·马丁之间为了F-35计划的超支和拖延互相指责。F-35由于洛克希德·马丁的设计和制造问题导致试飞中不断发现问题，使得试飞进度严重推迟，导致F-35计划整体推迟。但试飞组织也是有问题的，而试飞其实是军方负责的。洛克希德·马丁也声称推迟LRIP原定的逐步增速生产导致了单价上升。2012年3月20日，空军部长麦克·当利宣布，再也没有更多的钱给F-35了，未来再涨价的话，只有降低采购数量来补偿。洛克希德·马丁和美国国防部都闭口不谈的是，这样将导致新的一轮单价上涨和采购数量降低，形成恶性循环。2012年3月底，美国国防部承认，F-35又涨价4.3%，部分原因是由于推迟批量生产。
前四批LRIP统统出现超过预算和推迟交货的问题，洛克希德·马丁遇到严重的产能、质量控制、物流保障问题。LRIP 1的预算由5.11亿美元上涨到5.62亿美元，上涨9%，交付的F-35的实际单价为2.8亿美元。LRIP 2由22.78亿美元上涨到26.08亿美元，上涨14.4%，实际单价2.17亿美元。LRIP 3由31.54亿美元上涨到35.70亿美元，上涨13.2%，实际单价2.1亿美元。LRIP 4由34.58亿美元上涨到37.03亿美元，上涨7.1%，实际单价1.16亿美元。前4批LRIP总超支10.4亿美元，其中美国国防部要分担6.72亿美元，63架飞机平均每架超支1100万美元，其中58架是美国的，5架是外国的(主要是英国和荷兰)。洛克希德·马丁自负3.68亿美元。一方面，LRIP的单价应该是按批次逐步下降的，这在各LRIP的合同价格中反映了出来。这是生产逐步走上正轨和产量逐步增加的原因。应该指出，洛克希德·马丁在理顺生产方面做了极大的努力，这在LRIP 4单价比LRIP 3下降了45%之多上体现了出来。但这个45%也包括了产量扩大的因素。反过来说，LRIP 4之后产量继续低迷，将严重影响继续降低F-35单价的努力。洛克希德·马丁的抱怨不是没有道理的。但洛克希德·马丁依然饱受供应链和安装质量的困扰，2011年应该交付30架飞机，实际只交付了9架，都是延期一年以上。另外应该指出的是，洛克希德·马丁的LRIP价格中不包括发动机，发动机由美国国防部和普惠另外签订合同。
F-35全速生产的年产量应该达到200架以上，不过增速生产后是否会进一步大幅降低单价，反而是一个问号。LRIP的零部件大体来自洛克希德·马丁和美国公司，但F-35采用“赢者通吃”模式，转入正常生产后，零部件来自全球各合作伙伴，将遇到比LRIP时代更严重的供应链问题。波音从波音767时代开始就逐步推行零部件制造全球化，波音只负责最后的总装，但在组织波音787生产时依然吃够了这方面的苦头，洛克希德·马丁也不能免俗。全球化生产中的质量控制是另一个问题，尤其在设计更改频繁的时候，确保通信畅通和质量控制是一个很大的挑战。2012年1月，部分F-35就因为降落伞装反了而停飞过一次。这些新的F-35采用更新型号的马丁·贝克US16E弹射座椅，降落伞的包装和以前的型号不同。
另一方面，一些指望着F-35生产合同的外包公司由于LRIP产量迟迟不能上去，无法收回投资，已经遇到严重的困难。澳大利亚的一家公司已经因为资金链断裂而宣告破产，尽管和洛克希德·马丁签有20年的合同。洛克希德·马丁需要另外寻找新的上游厂家，要重新走一遍生产过程和产品质量的认证程序，这个成本最后也是要转嫁到F-35的单价上的。另一方面，试飞和诸多改进需要对已经交付的LRIP飞机返工。前4批LRIP飞机中，美国军方已经承担了3.72亿美元的返工费用，这是在6.72亿美元超支之上的额外开支。美国国防部和洛克希德·马丁经过艰苦谈判最后达成协议，从LRIP 5开始，双方各承担一半返工费用。年景不好，要赚一向挥金如土的美国军方的钱也不容易了。
除了洛克希德·马丁，F135发动机主承包商普惠也有自己的问题。发动机研发投资从48亿美元增加到84亿美元，增幅达75%。主要问题来自发动机的设计修改，尤其是升力风扇。发动机交货也大大延后于预期，到2012年初，共提供了42台发动机和12台升力风扇，所以洛克希德·马丁的另一个抱怨也是有道理的：即使洛克希德·马丁不延期，普惠也会延期。但普惠之所以能躲过美国舆论和美国国会的愤怒，是因为发动机尽管延期交付，但还是赶在洛克希德·马丁的前面，使洛克希德·马丁不大好转嫁问题。
LRIP 5本来应该2009年开始生产，但到2011年12月才草签协议，2012年12月才最后签约。LRIP 5原来计划包括44架F-35A、44架F-35B和32架F-35C，结果大幅度削减到30架，节约下来的费用用于支付计划超支和额外测试。
美国军方一直坚持F-35的总采购量维持在2443架。但2011年12月9日，参谋长联席会议主席马丁·邓普希上将在大西洋委员会讲话，暗示F-35总采购数量可能削减，至少会推迟和拉长采购周期，以减少未来几年国防开支的负担。邓普希是陆军上将，但曾在西点和美联储进修过经济学。西方公司在头寸紧张的时候，要做的第一件事情是裁减开支，包括下马不必要的项目;要做的第二件事情就是推迟重大采购和新建项目。美国战略重点向亚太转移意味着美国空军和美国海军的空中力量比反恐时期更加吃紧，但2009年美国空军战斗机队平均机龄已经高达20年，美国海军的情况也差不多;另一方面，国防开支拮据也是不可回避的现实，未来10年已经要裁减4500亿美元，进一步裁减6000亿美元也已经启动。司令官邓普希和总经理邓普希哪一个才是真面目，时间自会揭晓。
STOVL的磨难
所谓“成也萧何败也萧何”，对于F-35来说，STOVL就像这个萧何。如果说F-35计划是被STOVL的F-35B拖累的，并不为过。F-35B到底怎么了?F-35的发动机F135是普惠根据F-22的F119发动机发展而来的。F135分F135-100(CTOL用)、F135-400(CATOBAR用)和F135-600(STOVL用)，三者共用基本的核心发动机。F135-600不仅可以在前飞状态下提供191千牛的加力推力，还可以在短距起飞状态下提供169.6千牛的非加力推力，或者在垂直降落状态下提供175.4千牛的非加力直接升力，使得F-35B不需要开加力就可以实现STOVL。这不仅对降低STOVL的油耗有重要意义，对降低喷气温度也十分重要，加力燃烧喷气的温度很容易烧蚀舰船的钢制甲板或者地面的混凝土铺装。F135是世界上推力最大的战斗机发动机，也是最先进的STOVL发动机。
发动机被称为“战斗机的心脏”，F-35B的问题自然少不了发动机的问题。F135-600最大的特色是三段式钛制可偏转尾喷管，垂直偏转角可以达到95度，也就是说，喷口可以略微向前;水平摆动角为正负10度。F135-600的尾喷管在偏转模式下，可以产生70千牛的直接升力。两级低压涡轮的主轴向前延伸，引出传动轴，用于驱动升力风扇。这个不到45千克的传动轴要传递相当于29000马力的功率，转速达到8000转/分。由于升力风扇只有在STOVL状态下使用，正常飞行中和发动机脱开，所以有一个离合器，需要在摩擦片状态下工作9～12秒，传递6000马力。实现可靠机械闭锁后，离合器能传递全部29000马力，设计要求能开合至少1500次。低压压气机向两侧引出加压空气支流，通过导管和喷嘴在两侧1/3翼展的翼下喷出，不仅提供横滚控制力矩，也在每侧产生8.2千牛的直接升力。升力风扇为两级设计，可以产生89千牛的直接升力，可变截面矩形喷口不仅控制升力，也提供升力风扇的防喘振控制。F135-600的构思很精巧，但F135-600几乎所有和STOVL有关的部分最后都遇到不同程度的技术问题。
隐身战斗机需要武器内置，结构重量较大，加上研制中不断增重，F135的推力只得同步增长。但和F-15、F-16共用发动机不同，F135和F119的尺寸、重量完全不同，F-22和F-35不能共用发动机。F135的推力比F119增加近1/4，不仅把增推空间吃光，还使发动机的极限工作状态成为正常工作状态，降低可靠性和寿命。驱动升力风扇的额外要求进一步加重了低压涡轮的负担。在2007—2008年的台架试验中，两台F135-600先后发生故障，问题都出在低压涡轮叶片的疲劳裂缝上。在STOVL状态下，两级低压涡轮承受的压力将增加，空心叶片受到静子导流片的紊乱尾流格外强烈的冲刷，引起过度振动，最终导致疲劳裂缝。设计修改包括采用非对称导流片间隙，打乱紊流的形成，叶片也重新设计，避免在内部冷却孔的开孔地方形成应力集中。
2011年，普惠终于完成设计修改，并修改了发动机数字控制软件，使推力提高了0.45千牛，略微改善了F-35B垂直降落重量。垂直降落重量对F-35B很重要。现代精确制导弹药成本高昂，如果在出击中用不完，不能像铁炸弹时代那样往海里一丢了事，在陆上前线机场垂直降落时，附近有友邻部队或者平民居住，更不可能随便乱丢。但F135的增推潜力实在是挖完了，难怪再挤出0.45千牛都那么吃力。
升力风扇是英国罗尔斯·罗伊斯的技术。升力风扇重1215千克，直径1.27米，用于把29000马力的功率转化为89千牛的直接推力，压力比2.1∶1，进气口空气流量234千克/秒。两级风扇同轴反转，提高效率。宽弦钛制叶片用线性摩擦焊接固定到钛制叶盘上。第一级的叶片是空心的，用于降低重量;第二级的叶片受力更大，采用空心的技术难度太大、成本太高，所以是实心的。升力风扇前后几次修改设计，罗尔斯·罗伊斯提出还有5%～10%的增推余地，需要改进第一级叶尖设计，降低叶尖和机匣间隙以减少回流，但拨款没有到位，就搁置了。
两级升力风扇是反向转动的，避免了气流在旋转中浪费能量。传动轴在两级风扇位置之间进入齿轮箱，齿轮箱的三个伞齿轮呈C形布置，主动齿轮在侧，被动的上下伞齿轮自然地实现第一级和第二级风扇的反转。这个设计很巧妙，也很紧凑。在设计中，为了降低风扇的启动力矩，在进入STOVL状态风扇刚启动时，风扇进口的可调导流片适当关闭，降低第一级风扇的负荷，帮助转速迅速提高到正常工作状态。但第一级风扇大幅度卸载了，第二级风扇的卸载不成比例，使得驱动的伞齿轮在上下伞齿轮之间承受巨大的扭力差，导致2003年发生了一次齿轮箱损毁。罗尔斯·罗伊斯在重新设计的过程中，开发了一套全新的设计流程，对伞齿轮的受力机制和设计也有了全新的认识。齿轮箱的设计工作时间是200小时，这是相对于4000小时的STOVL基本发动机而言的，美国空军型和美国海军型的F135发动机设计寿命则是8000小时。
连接主动伞齿轮和发动机低压涡轮的是传动轴，要求重量轻、刚度高。从一开始，传动轴的制造就达到了设计要求，但设计要求有点乐观了。由于发动机和升力风扇的制造和安装容差、部件的热胀冷缩、因空气压力变化和机动飞行导致的结构变形超过设计要求，传动轴必须重新设计，在两端装上柔性接头，已经装上预生产型飞机的传动轴则加入钢制垫圈，补足尺寸上的松动。
在进入和退出STOVL状态时，离合器负责传动轴与发动机的接通和断开。这是5片干式离合器，采用和飞机制动相同的摩擦片材料。罗尔斯·罗伊斯声称使用寿命超过1000次，但从来不说“达到了设计要求的1500次”，在试验中也从来没有达到过1500次。由于传送的功率巨大，在短短的9～12秒里，摩擦可以产生12660千焦以上的热量，相当于在9～12秒里把约38千克水从20摄氏度加热到100摄氏度。这个热量的绝对值并没有什么了不起，但在时间上非常短促，对传热设计要求很苛刻。按照设计，热量大部分由冷却油带走。但为了在巡航状态下保证发动机省油，流量为152升/分的冷却油泵和冷却风扇只有在STOVL状态才开动，而正常飞行时传动轴依然在空转，离合器依然生热，不妥善冷却的话，最终会造成离合器损毁。普惠只有另外设计一个正常飞行时使用的辅助冷却系统，同时还安装了一个温度传感器，提醒飞行员在短距起飞后迅速爬升到900米以上的中空，不仅尽早退出STOVL状态，减少离合器的热积累，也利用中空较冷的空气帮助离合器冷却。
但F135-600最关键的技术是可以偏转90度的尾喷口。发动机尾喷管不仅受到高热，还受到喷气的极大压力，机械受力情况十分严酷，不可能用伸缩管、弹簧管或者软管之类。传统推力转向喷口有几种典型形式。第一种结构是F-22那样的矩形喷口，两块侧板是固定的，顶板和底板是可动的，喷气方向只能在上下方向上改变。矩形喷口可以对涡轮有所遮挡，有利于雷达隐身;喷气流和周边空气的混合好，也有利于降低红外特征。但活动的顶板、底板和固定的侧板之间的密封是一个很大的技术挑战，长期使用后保持密封更难。但密封不好的话，漏气就要造成推力损失。圆形的发动机截面和矩形的喷口之间还有一个过渡，造成一定的推力损失，这不是喷口面积相同就可以解决的。矩形喷口还有一个问题，偏转角度过大时，喷口喉道面积急剧缩小，造成严重的喷气损失。这个不难理解。偏转30度时，面积减小13%;偏转60度时，面积减小50%;偏转90度时，面积就彻底减小到零了，所以不适用于STOVL。第二种结构是苏-30MKI那样的轴对称三维转向喷口，利用联动的羽片结构偏转喷口的方向。这种结构的好处是容易和现有发动机适配，层叠的羽片容易密封，而且同等面积下圆形喷口的周长最小，推力损失最小。和矩形喷口一样，要保证足够喷口面积的话，可以偏转的角度也很有限，远远达不到偏转90度形成直接升力的要求。第三种结构是“鹞”式的“飞马”发动机那样的弯管喷口。“飞马”的发动机主体和喷口之间的关系像乌龟一样，龟身是发动机主体，四脚就是四个喷口，每个喷口都可以绕“肩关节”上下转动。喷气呈90度从两侧离开发动机进入喷口，通过“肩关节”进入弯管，再次偏转90度后喷出。“肩关节”的转动使弯管出口向后，形成巡航推力;或者向下，形成直接升力;或者向斜下方，在推力和升力之间折中，用于短距起飞。弯管在理论上也可以向上或者向前。喷口向上既没有实际用处，也受到机翼结构的遮挡。喷口向前可以形成反推力，但喷气容易再次进入进气口，影响发动机工作，所以也没有实际作用。弯管方式的发动机喷口和弯管通过圆环接口对接，结构简单可靠。但不管是STOVL、VTOL还是巡航模式，喷气要转两个90度的弯，推力损失较大。另外，这样的布局和F-35B的尾喷口在本质上冲突。
F-35采用第四种方式，这是受到雅克夫列夫的影响，是一种十分精巧的设计，采用可偏转90度的圆管，既满足直接升力的要求，又避免了巡航推力的损失。通常来说，圆管弯转90度的话，需要在弯头用多个“楔形”段拼接，但圆管拉直的时候楔形段之间不容易做到密封。雅克夫列夫没有这样硬性弯转，而是像一根魔棒，用斜面对接的方法，在绕轴旋转时使得魔棒一端自然弯转。当然，魔棒是方的截面，扭转的时候也不需要保证密封。喷管需要圆的截面，只有圆形截面才能保证无泄漏扭转。具体来说，可以设想一根圆管，从右上至左下45度斜切成两截，固定左端，右端绕轴拧转180度后，就自然和左端构呈90度角。但斜切面是椭圆截面，在平直和90度扭转的情况下依然可以做到无泄漏对接，但无法在扭转过程中保持无泄漏，只有圆形截面才能做到在扭转过程中保持无泄漏。雅克夫列夫在这里巧妙地使用了一个立体解析几何中的原理，用扁椭圆管斜切，使得斜切面正好是圆形截面。具体来说，假定扁椭圆管短轴(竖向)为单位长度的话，如果45度斜切，长轴(横向)长度需要约为1.414;如果30度斜切，长轴(横向)长度需要约为1.155。显然，斜切的角度越接近垂直，扁椭圆管越接近圆管。两段式就可以做到90度偏转，但对喷气的扭转过急，喷流的动能损失很大，对喷管的冲刷也很严重。分三段在两个对接处各偏转45度，可以形成必要的过渡，斜切角度由45度变为30度，椭圆管也更接近圆管，巡航状态下推力损失更小。F135-600采用的就是三段式偏转喷管。
圆形截面的发动机出口到偏转喷口需要向扁椭圆过渡，在偏转段之后，还要回到圆形截面，才能使用常规的圆形截面收敛-扩张喷口。由于圆管向扁椭圆管的过渡需要三维精密制造，分段多一点儿，更接近圆管，在制造上更容易一些，推力损失也更小。但分段更多的话，重量和复杂性增加过多。F-35B就是这样两级斜切，侧面看像一个“八”字。靠发动机的一端固定，八字上下颠倒成V字后，喷口一侧就自然向下。斜切还略带左右方向，所以喷口在向下偏转后还可以左右摆动正负10度。
在制造上，通常的大型圆管对圆度的要求不是很高，但要无泄漏对接就要求极高的圆度，上述约1.414∶1或者1.155∶1只是简略表示，实际上需要更多的位数才能保证足够的圆度。这不是一道数学竞赛的记忆题，而是一个现实的工程挑战。大型钛制件尤其难以精密加工，这进一步增加了挑战性。在很长一段时间里，罗尔斯·罗伊斯无法保证产量和质量，花了很长时间才解决了工艺问题。相对来说，驱动扭转的大型环形驱动齿轮的问题较小，不过喷管向下的时候，机腹有一对舱门要打开，不仅为喷管让路，也把喷流包络起来，好比侧壁式气垫船一样，增加直接升力的效率。在试飞中，这一对大型舱门在打开时，发现有严重的振动问题，加强结构后才解决了问题。
垂直悬停中，产生足够的直接升力只是问题的一半，另一半是保持姿态控制。俯仰方向的姿态控制由升力风扇和尾喷口实现，横摇方向的姿态控制由两侧的姿态控制喷嘴实现。F135-600不只是一个直通的发动机前面顶着一个升力风扇，其平面像一个十字架，纵长的一竖是发动机的主体，顶上延长至升力风扇，横向的两臂则是提供横滚控制和辅助直接升力的横滚臂。由于机翼不是绝对刚性的，在机动飞行中存在显著的扭转，横滚臂和发动机的连接必须是柔性的。在横滚臂顶端是控制喷气的喷嘴，由作动机构控制喷嘴的出气量和方向。根据气体的波义耳定律，气体压缩后会提高温度，从低压压气机引出的气流还是有相当温度的。长期受热的喷嘴密封件不可避免地发生漏气，F-35B原设计的作动机构耐高温能力不足，在使用中很快造成过热损坏。在60节以下的STOVL状态时，F-35B的气动横滚控制(平尾、副翼)基本无效，只有使用横滚臂喷嘴。过热问题使得F-35B可以处在STOVL状态的时间很受限制。准备着陆的F-35B或许由于甲板操作或者天气原因需要延长悬停时间，再延长悬停有可能造成姿态控制失效，这是不容许的。在试飞中，先采用增加隔热层和耐热密封胶对付着，2012年开始采用重新设计的喷嘴和作动机构。
横滚臂的另一个问题是密闭门。在正常飞行时，为了改善隐身，也为了降低阻力，横滚臂喷嘴有密闭门盖住。密闭门是多孔的，使热量可以散失。但在试飞中发现，高速飞行的气流冲刷会导致多孔门开裂，需要加强，因此从三号机开始采用加强的密闭门。
升力风扇要能够改变喷口面积，控制升力;还需要能改变喷流方向，用于悬停状态下的俯仰姿态控制。可调喷口的另一个用处是风扇的喘振控制。喘振是风扇以及所有涡轮机械的大敌。风扇叶尖发生失速的话，会大大降低风扇出力。在严重的情况下，风扇的压缩作用丧失，已经压缩的高压空气逆向回流，使叶尖失速短暂消失，恢复风扇出力，然后再次进入失速。周而复始，造成严重的压力振荡，甚至结构毁坏。升力风扇需要有能力通过控制背压来控制喘振。X-35使用圆锥伸缩的可调截面喷口，围护喷口的叶片在上下运动的时候，只能沿着圆锥护套的锥形环面移动，在上下运动的同时自然地迫使叶片收缩或者扩张，改变喷口截面积。但这样的设计较重，罗尔斯·罗伊斯改用方形截面喷口，用百叶窗一样的可动叶片控制喷口流道面积，同时控制风扇的背压，改善喘振控制。问题是有一定前飞速度时，气流从进气到排气有一个自然的由前向后的趋势，升力风扇入口的压力场不均匀，也没有足够的流道长度可以理顺气流，所以罗尔斯·罗伊斯最后重新设计了风扇的中心体，使之不再对称，而是像心尖向前的心形，帮助把气流扭转理顺。支承风扇中心体的叶片结构也由最小阻力的垂直安装改为导向前下方的偏转安装位置，进一步帮助理顺向下的气流，代价是推力有所损失。
但升力风扇的进气门的问题要大得多。X-35的升力风扇进气门向左右打开，每侧是一个双折门，打开的时候，截面像一个倒V形。这个设计重量轻，结构简单，但问题也多。由于升力风扇的空气流量很大，而且气流在低速前飞状态中需要转弯90度才能进入升力风扇，机身上表面“陷入”进气口处的局部气流畸变严重，容易产生不稳定的喘振，引起升力风扇的结构共振，使得升力风扇的寿命只有几分钟。重新设计的升力风扇结构得到加强，共振区也落在工作频率之外。但这还不够，进气门也必须重新设计，以保证顺畅进气。最后采用后开式进气门。后开式进气门像轿车发动机盖一样向后掀开，本身就起到气流导向作用，极大地改善了升力风扇的工作条件。洛克希德·马丁还进一步在升力风扇进气口的边缘做坡口和圆滑处理，并增加一圈跌落式台口，虽然破坏了隐身要求的圆滑平整，但总算保证了升力风扇的工作状态。可是后开式进气门又带来了新的问题。
后开式进气门在前飞状态下受到的风压大，不仅引起的阻力大，自身也需要较高的刚性，增加了结构重量，还在开启、关闭时需要大功率液压机构，尤其需要复杂的锁定机构。后开门在35度和65度有两个锁定位置，35度位置用于低速前飞状态，65度位置用于悬停或短距起飞状态。液压机构不适用于可靠锁定，进气门开启到35度或者65度时，止回棘爪自动顶住锁定。问题是后开门很容易在锁定位置上别住，无法可靠解锁。若发生在65度位置还好一点，如果正在起飞，那就立刻返航修理;如果正在悬停和垂直降落，那就落地后修理。比较要命的是在准备进入悬停和垂直降落的时候卡死在35度的位置，会使进气门无法进一步开启到需要的65度。遇到这样的紧急情况有特殊开锁机制解决，但这毕竟不是正常操作方法。每次锁定机构发生故障，都需要把整个升力风扇拆下来才能修理，后来才改进到可以不必取下整个升力风扇就修理锁定机构，但依然是一个麻烦。洛克希德·马丁对锁定机构重新进行设计，在棘爪上修出适当的圆角，既保证可靠锁定，又不至于经常发生别住的问题。改进的设计在2012年进行测试，然后投入使用。洛克希德·马丁还在进一步研究简化设计的问题，避免过度复杂的机构导致可靠性问题。
但高高仰起的进气门还导致另一个问题。在升力风扇进气口之后，有一个辅助进气口，用于在STOVL状态下增加主发动机进气量，提高出力达31千牛，对不用加力就提供足够的直接升力十分关键。F-35的两侧进气口的进气在机身中央汇合起来，输入发动机前端，形状像一个“Y”，辅助进气口正好处在“Y”的交汇点上。辅助进气口依然采用简单的侧开门，但在低速前飞状态下，后开式进气门导致的尾流冲刷引起辅助进气口侧开门严重的颤振问题，尤其在125节以上升力风扇进气门从65度的全开位置关到35度的半开位置后。在35度半开时，气流从升力风扇进气门两侧卷过，导致强烈的不稳定涡流，冲刷直立的发动机辅助进气门，造成颤振。解决办法是在起飞时将从65度关闭到35度的速度提高到170节，改变涡流走向，避开辅助进气门;着陆时在160节就全开到65度位置，增加对辅助进气门的遮蔽。这些措施可以减少颤振的问题，但在短距起飞时增加了阻力，在着陆时提前打开对液压机构的功率要求也更高。另一方面，主发动机辅助进气门作动机构也被重新设计，极大地加强了结构，使得自然频率大大高于工作频率，避免共振损坏。
另一个和STOVL有关但和发动机无关的问题是第496号机框。机框是机身的主要横向受力构件，第496号机框是安装主起落架的地方，格外吃力。这是F-35B上6个锻铝机框中的一个。F-35B机体的设计寿命是8000小时，吃重的第496号更达到1.6万小时，已提供足够的余量。但在静力试验中，第1500小时就发现了裂缝。试飞机队中的F-35B没有发现裂缝问题，但还没有哪一架飞机达到1500小时，所以无法预计达到1500小时后是否会出现裂缝。裂缝是应力集中引起的，解决办法是局部加强，但从第24架F-35B开始，将采用重新设计的加强的第496号机框。
另一个发生裂缝的地方是机翼前缘翼根肋梁，在F-35A耐久性试验中，第2800小时就发生了裂缝。这个部件是F-35A和F-35B共用的，F-35C的机翼极大地增加了翼面积，结构不一样，没有发现有同样的问题。重新设计的肋梁将在LRIP 5飞机上开始使用，早期的LRIP飞机(包括30架F-35A和34架F-35B)也将改装。F-35B升力风扇的支撑梁也出现微裂纹问题，将用重新设计和加强过的新部件换装。
那么多加强说到底都主要是增加用料，这导致增重，而F-35B最怕的就是增重。为了降低重量，只有开始新一轮减重，用更高级的材料和更复杂的工艺。加上STOVL带来的一系列技术问题，这一切都将推高F-35B的成本，拖延研发时间。这一切是否值得?
值得与否应该根据STOVL的代价来决定。从CALF到JSF的基本思路是：升力风扇使得只需要较小代价就可以实现STOVL。由于F-35计划包括美国空军型、舰载型和STOVL型，要准确地计算STOVL的代价不容易。SDD之前的JSF计划是概念演示，重点在于X-32和X-35的对比试飞。由于F-22的研发经验加上先前的YF-22和YF-23的对比试飞已经确定了隐身超声速战斗机的可行性和基本技术，JSF的重点不在于隐身超声速的实现，而在于STOVL，所以JSF阶段的40亿美元投资可以算入STOVL的代价。
就发动机而言，F135为世界战斗机发动机之最。扣除打开辅助进气门得到的31千牛额外推力的话，空战可用的非加力推力也达124.6千牛，依然超过F100、F110、AL-31的加力推力。但F135的重量也大，根据普惠的数据，美国空军型和美国海军型的F135重量为2950千克，而不是通常认为的1701千克;另一方面，通用电气F414的单台重量为1110千克，单台推力为98千牛，两台F414发动机的推力和单台F135发动机相当。F414是现成的，不需要额外研发投资。不能采用两台F414的原因是STOVL要求必须单发。根据美国国会研究中心的数据，F135和F136的投资为107亿美元，这也可以算入STOVL的代价。
2004年F-35研发遇到重量瓶颈，其中主要问题出在STOVL的F-35B上，因为发动机推力已经达到极限，但增重使得垂直降落重量不能满足设计要求。由于美国海军陆战队对F-35B换装AV-8B最为迫切，F-35B应该是最先入役的，因此F-35B的问题拖累了整个F-35计划的进度，美国空军和海军一同受累，导致增加开支62亿美元(其中包括为减重而重新设计所需的48亿)，这笔账也应该算入STOVL。
到2011年为止，SDD的总投资为566亿美元，扣除上述169亿美元STOVL专项投资，其余397亿美元应该按照F-35A/B/C的生产份额均摊。美国计划采购2443架F-35，其中F-35A为1763架，F-35B为340架，F-35C为340架(包括80架美国海军陆战队的F-35C)。因此，SDD投资摊入F-35B的部分应为55亿。计入JSF的40亿后，STOVL的总代价可以估算为266亿美元。
但如果F-35A和F-35C可以改用F414，F135和F414的差价也应该算入STOVL的代价。普惠没有公布F135的单价，但声称F135的单价和F119相同。按照2010年11月11日美国国防部和普惠的合同，F119的单价约1260万美元;另一与通用电气的合同签于2009年3月3日，标明F414-400的单价约为378万美元。换句话说，一台F135比两台F414高出504万美元，2103架F-35A和F-35C改用较低成本的F414双发又是106亿美元的差价。这使得STOVL的代价增加到370亿美元。2011年美国海军的数字表明，F-35B的离地单价为1.39亿美元，340架F-35B平摊这367亿美元的额外成本后，F-35B的实际单价将达到2.48亿美元。这样的算法必定会有各种争议，但STOVL拖累了F-35计划，使得F-35B的实际单价变相大幅上涨，而不只是洛克希德·马丁所报的离地价格，这是没有什么好争议的。
由于F-35入役推迟，美国空军被迫为现有的170架F-15和300～350架(可能最终增加到600架)F-16延寿升级，F-16的延寿升级每架耗资1000万美元。F-15应该至少相当。如果这50亿～60亿美元中的一部分也算入STOVL导致计划拖延的代价，将进一步推高F-35B的实际成本。
十三大罪状
如果在20世纪五六十年代，F-35仅 STOVL暴露出来的问题就难逃下马的命运，但在F-35成为美国战斗机世界独苗的今天，其手握免死金牌，不过死罪可免，活罪难逃。在SDD十周年的时候，F-35阵营极力陈述成就，但美国国防部的一份报告给F-35又新增了十三大罪状。这份11月29日呈交的简评报告是国防部采购主管弗兰克·肯达尔要求的，作为国防部的大内总管，该报告的分量不言而喻。这份题为《F-35联合打击战斗机边试飞边生产问题快速评估》(简称《快速评估》)的报告由三个助理副国防部长、一个性能评估部门副主任和一个高级技术顾问执笔。
边试飞边生产是F-35的一大特色，其假定是JSF计划实质性地降低了STOVL的技术风险，F-22的经验实质性地降低了隐身和超声速的技术风险，对空气动力学和结构的计算机建模和设计制造中的计算机辅助实质性地降低了其他的一般技术风险，足够低的总风险水平使边试飞边生产导致的预期返工降低到最低。但试飞现实证明这个预期太乐观了。除了F-35B和STOVL相关的问题外，《F-35联合打击战斗机边试飞边生产问题快速评估》罗列了13个新增问题。
新增问题分为三大类。第一类为5个影响飞行或任务安全而尚未解决的重大问题，是边试飞边生产的绊脚石，如果不得到妥善解决，足以危害F-35计划的继续。第一类5个问题包括头盔显示系统、燃油抛洒系统、综合动力系统、舰载型的尾钩和保密等五项。
F-35的头盔显示系统是第二代，不光提供目标提示，还可以显示火控、导航、发动机、大气数据、武器状态等图标信息，并投影显示夜视摄像机和分布式孔径系统的图像，飞行员可以实时观看360度的全景，并用于导弹来袭报警和定位、威胁指示和瞄准以及友机跟踪定位。与分布式孔径系统相结合后，头盔显示系统不仅用于机载武器火控，还用于战场态势感知和主要飞行信息显示。从某种意义上说，头盔显示系统好比把传统的平视显示器安装到整个座舱盖甚至地板上，飞行员的头指向任何方向，都可以显示与这个方向相关的系统、态势、武器信息，只不过显示器实际上是装在头盔前的眼罩上了。重要的是，头盔显示系统不是补充传统平视显示器的辅助显示系统，而是完全取代了平视显示器，成为主要的飞行信息显示，包括速度、高度、爬升率、地平。换句话说，头盔显示系统的性能对飞行安全、战场态势感知和作战效能至关重要，头盔显示系统不能正常工作的话，连基本飞行安全都难以保证。
头盔显示系统和头盔瞄准具的差别在于，后者只是简单的目标指示提示系统，而前者是完整的投影显示系统，可以显示图标和图像。功能强大得多，但问题也极大地放大了。头盔显示系统的成像平面和眼球很近，图像的微小抖动对眼球视线来说也是可观的角位移，主观感觉上相当于大幅度的抖动。如果长时间抖动频率较高的话，不仅无法正常读数，还会造成严重的头痛。这个问题十分顽固，难以解决。头盔和头部的结合不可能做到绝对紧密。在正常机械振动、不稳定气流或者机动飞行的情况下，微小的松动也会加剧抖动问题。设计团队试图用微型陀螺稳定图像，但不仅没有到可以飞行试验的程度，还可能导致重量问题。头盔重量不仅是一个舒适问题，也是一个安全问题。在过载9的机动中，头盔重量相当于放大9倍，对飞行员的颈椎是很大的压力。弹射救生时，头盔重量也极大地放大，可能造成颈椎骨折，严重的时候可能致命，所以头盔显示系统对重量异常敏感。
第二个问题是显示滞后。图像显示滞后达130毫秒，图标显示滞后也有50毫秒，而设计指标分别是40毫秒和30毫秒。经常使用普及型数码相机的人对显示滞后会有体会，用相机背上的LCD取景拍摄跑动中的小孩时，图像不连贯不说，而且总是慢一拍，按快门的时候小孩已经跑出画面，拍下来的只是半个小孩，或者错过最佳表情。对于家长来说，快门滞后只是恼火;对于飞行员来说，显示滞后就要贻误战机，或者危害飞行安全，是很要命的。头盔显示系统的清晰度也不足，尤其是在夜视模式下，在满月的亮度下也只有相当于大约350度近视眼的水平，而传统的夜视眼镜只相当于不到100度的近视眼。随着亮度的降低，夜视摄像机的清晰度降低得比夜视眼镜更快。设计团队正在研制的新一代夜视摄像机，预计依然不能达到传统夜视眼镜的清晰度，而且离飞行试验还有一段时间。
头盔显示系统可以说是虚拟现实的一种体现。虚拟现实在电脑游戏世界已经使用多年，技术已经成熟。但电脑游戏的使用环境和战斗机大不一样，即没有强烈的振动和机动过载问题，黑暗的环境对显示亮度没有多少要求，也对显示滞后的容忍度较高。但这样的“业余级”性能不能满足战斗机的要求。为了不影响进度，设计团队正在两条腿走路，一方面由VSI公司继续解决现有问题，另一方面要求BAE提供另一种头盔显示系统作为候选。BAE的设计采用常规的夜视眼镜，但无法显示分布式孔径系统图像。失去分布式孔径系统图像显示能力使F-35头盔显示系统的优越性大打折扣，甚至使分布式孔径系统的作用也大打折扣。需要在多功能液晶显示器上像电视监视系统那样手工操作改变显示角度，不仅使用起来别扭，也容易在紧张切换中把观察的角度搞错——以为还在看左前方，其实已经在看左后下方了，远远不如头盔显示系统和分布式孔径系统交联对空间定位直观。但现在还没有更好的解决办法。
F-35阵营宣称，F-35的头盔显示系统成功地显示了800英里(约1287千米)外的火箭发射，这其实有点哗众取宠。那是Space-X的“猎鹰9”运载火箭的发射，具有将13150千克有效载荷送入地球轨道的能力，助推级每秒燃烧3000磅火箭燃料，形成巨大的火炬，20倍于DF-31导弹的助推级。真正的导弹跟踪要在助推级熄火之后，而F-35的头盔显示系统就无能为力了。F-35阵营的这种宣传是鱼目混珠，混淆视听。
第二个问题是燃油抛洒系统。飞机着陆瞬间对起落架的冲击载荷很高，在航母上降落尤其如此。飞机可以按照最大起飞重量安全地滑跑和起飞，但不能以最大起飞重量安全着陆，抛洒过多燃油是重载飞机降落前必须要做的事。抛洒燃油却不简单，不能沾上飞机，最好能在空中就点燃烧掉。飞机上有很多高温表面，沾上了容易着火。在空中直接点燃烧掉是最安全的。做不到的话，应该尽量抛洒得远一点。双发战斗机的燃油抛洒比较好办，在两台发动机的喷口之间通常有一定的间隙，燃油管由此延伸而出，其和发动机之间有隔温层保护，抛洒出去后被喷气直接点燃。澳大利亚空军用F-111表演时，传统节目之一就是在低空抛洒燃油，在空中点燃一个很壮观的大火炬。F-22也是双发，也容易这么做。但是单发战斗机不容易这么做，燃油管不容易和发动机保持足够的距离和隔温，为了燃油抛洒系统而特意加大后机身就得不偿失了。单发战斗机通常采用一根伸出的杆子，在杆子尽头抛洒燃油。但F-35是隐身飞机，最忌讳这样的东西。直接向下抛洒也不行，燃油会洒上起落架，制动的高温会造成巨大的起火危险。
F-35的燃油抛洒口紧贴机体表面，隐身问题解决了，但不能解决燃油沾上机体表面的问题，乃至在着陆后出现襟翼上积聚的燃油倾洒到地面的情况，容易起火。尤其是STOVL的F-35B，有很多高温表面，滴洒到的话容易起火。在高温燃气吹拂下，滴洒到地上的燃油也容易被点燃。即使不算起火危险，洒得到处都是的燃油对于维修、装弹和修复隐身涂层也是麻烦。由于这些问题，美国海军和美国空军索性规定，除非紧急情况，否则不准F-35在空中抛洒多余燃油。美国空军的F-35A还好说，只要有足够的跑道长度，就可以增加着陆接地速度，降低下沉率，重载着陆的问题还比较小;美国海军的F-35C就只有抛掉多余弹药，才能把着陆重量降到可以安全着舰的地步。否则只有在空中多转几圈，烧掉多余的燃油后再降落。到《快速评估》发表的时候，F-35还没有一个既保证安全又不影响隐身的解决办法。
F-35是电传操纵飞机，也就是说，除了起落架、舱门、制动系统具有有限的液压备份之外，主要飞控没有液压备份，对电力供应需求大，所以采用270伏直流系统，160千瓦容量，10倍于通常的机载电力系统，大大增加电路发生电弧的危险。由于F-35对电力的高度依赖，机载电力系统的可靠性要求很高，采用四重冗余。传统上，战斗机发动机起动或者维修时机载系统所需电力需要外接电源的供电。民航飞机自备辅助动力系统(Auxiliary Power Unit，简称APU)，用于在地面发动机不工作的时候提供电力，也用于起动发动机。现代战斗机也开始自带辅助动力系统，使得地勤保障的要求大大降低，有利于提高出动率。另一方面，发动机一旦启动，主发电机就由发动机带动。但在空中一旦发动机停车，需要备用动力帮助起动发动机，并维持基本飞控、航电的继续运行，直到发动机再次起动。F-35采用先进的发动机起动机/发电机(Engine Starter Generator，简称ESG)，在起动发动机时作为起动机用，发动机转动后电磁逆转，改作发电机。ESG有两套，互为备份，但两者装在同一个轴上，形成单点故障节点，可能出现两者同时故障失效的问题。在可靠性设计中，最令人操心的就是单点故障。一旦这个关键点发生故障，一大片系统都会受到影响，而且没有备用系统可以分担。还好，即使两台ESG同时故障的话，综合动力系统(Integrated Power Pack，简称IPP)还可以作为备用动力，可以用于启动ESG。2011年3月，AF-4果然在空中发生两台ESG同时停车的故障，IPP启动，使飞机安全返回了基地。两台ESG同时停车的原因是地勤在维修中的人为过错。
IPP作为备用动力，可以提供80千伏安的电力。IPP也故障的话，还有一个90磅重的锂电池，用于启动IPP，同时锂电池作为不间断电源，对关键电子和电控系统提供断电保护。锂电池具有足够的电力，可以保证迫降所需的飞控动作。传统上采用高压气体，比如F-16采用肼驱动涡轮，作为空中的紧急起动动力。高压气体的存放不仅需要沉重的高压钢瓶，肼还有剧毒，而且易燃易爆，十分危险。采用锂电池作为备用动力比较安全。IPP和ESG的相关技术从20世纪90年代开始，以联合一体化子系统技术(Joint Integrated Subsystems Technology，简称J/IST)的名义在F-16上首先试验。270伏直流系统可以传输更大的功率，直流发电也取消了发电机恒速转动的要求，因此可以取消齿轮箱。
不过这个IPP有奥妙。传统上，辅助动力、备用动力和冷暖空调是各自独立的系统。每一个系统都相当于一个微型喷气发动机，有独立的进气口和排气口。但隐身飞机需要尽量减少机身开口，相似但重复的系统也需要整合。IPP正是这样的整合系统，把备用动力、冷暖空调整合到一起。战斗机上的冷暖空调和座舱加压不仅仅是使飞行员舒适的问题，也是维持机载系统正常工作的必需。机载雷达和计算机系统需要大容量空调系统，AESA雷达尤其需要大功率的冷却能力。IPP将传统上分立的系统整合到一起，减轻了重量，简化了操作和维修。但IPP也成为一个单点故障节点，故障将导致主要航电过热、失去备用发电机、失去座舱加压，在空中出现的话，将导致严重的飞行安全问题。IPP应该具有无故障间隔至少2200小时，但在美国空军的试飞中，已经出现11起必须全换的故障，其中8起是在12个星期里集中出现的，使得无故障间隔降低到不可接受的13小时。
IPP的故障还不是罢工那么简单。在2011年8月3日的故障中，IPP发生爆炸，飞出的部件击穿了油箱，迫使全部F-35停飞两个星期。肇事部件全部更换了，但如何确保IPP一旦爆炸不至于击穿油箱还没有找到办法。IPP的更换工序也太复杂，需要48小时连续苦干。低可靠性加上高维修工作量使得IPP需要全面重新设计，对于已经交付的F-35来说，又多了一个返工项目。不过在波音787锂电池风波中，F-35的锂电池躲过了关注，还没有出过大问题。美国空军宣称F-35的锂电池和波音787的制造商和技术都不同，没有问题，不需要修改。
舰载型F-35C的尾钩曾出现着陆滑跑时挂不上拦阻索的问题，在莱克赫斯特海航基地试验时，8次挂钩尝试全部失败。问题出在：
主起落架到尾钩接地点距离太短，使得主起落架的机轮滚过拦阻索后，拦阻索来不及回位腾空，还紧贴地面，尾钩难以挂上;
尾钩形状不利于挂上;
压住尾钩的机构阻尼不足，使得尾钩容易被地面或者甲板的不平表面弹起。
洛克希德·马丁从来没有设计过舰载飞机，难说这是不是尾钩设计出问题的原因。和典型舰载战斗机主起落架到尾钩接地点的距离相比，F/A-18E为5.7米，F-14D为6.7米，教练机T-45为4.45米，就连纵长相对较短的无人机X-47B都有3.1米，但F-35C只有2.2米。F-35C的尾钩形状本来是借用F/A-18E的，F/A-18E的主起落架到尾钩接地点的距离比F-35C长150%，没有机轮把拦阻索压到地上来不及弹回的问题，所以F/A-18E的尾钩前缘较钝，还略带像大头皮鞋一样的倒钩，确保挂上拦阻索后不会脱落。但同样的形状用于F-35C就悲剧了——根本挂不上。设计团队在修改中，把尾钩改为较尖锐的锲形挂钩，但这样的形状容易挂上，也容易脱落，特别是在尾钩阻尼不足造成弹跳或者拦阻索张力不均匀的时候。
尾钩阻尼则是一个典型的动态响应问题，阻尼较小，相当于弹簧较软，尾钩撞击甲板的时候，初始弹跳较小，但随后的一系列弹跳衰减较慢;阻尼较大，相当于弹簧很硬，后续弹跳衰减很快，但初始弹跳幅度很大。阻尼大小也可以用汽车悬挂来理解：阻尼较小相当于林肯车，路面有坑时，弹跳不大，但要连续弹跳很多次才消停;阻尼较大相当于宝马车，初始弹跳较大，但接下去基本上就没有多少后续弹跳。尾钩接地时，弹跳过多或者过大都会造成不易挂钩，或者挂上了却脱钩。另一方面，在同样阻尼条件下，尾钩杆子越长，弹跳高度越大，需要降低阻尼。最理想的情况是尾钩接地点离主起落架距离很长，但尾钩杆子很短。这需要尾钩安装在机尾最靠后的位置，尾钩结构突出，很难达到隐身要求。F-35C的情况则反过来，主起落架到尾钩接地点的距离近，尾钩杆子又短，这就不大容易单纯用阻尼来帮助可靠挂钩了。
主起落架的位置受到机内武器舱的影响，相当靠后。机内武器舱的位置也没法动，前面被升力风扇的位置顶住了。另一方面，主起落架到尾钩接地点距离难以通过增加尾钩长度来解决。出于重量和隐身的考虑，尾钩不能太长。要增加距离，只有把尾钩的安装点向机尾移动。但尾钩的受力非常大，约20吨着陆重量的F-35C以至少250千米/时速度接地，尾钩要拖住，使飞机在数十米内减速到静止，承受的负荷非常之大。尾钩只能连接在机体最强的机框上，而机框设计和机体的整体强度有关，不可能轻易移动。一旦移动，重新设计和制造不说，和机体强度、疲劳有关的全部测试也必须全部重来，兹事体大。设计团队已经改进了尾钩设计，削尖尾钩形状，但并没有十足的信心。改进了尾钩的F-35C在着陆挂钩试验中，8次成功了5次。这当然是巨大的进步，但离实战要求还很远。经验丰富的试飞员在良好天气和固定的地面试验场只达到62.5%的成功率，一般的舰载战斗机飞行员在风浪中的航母上的成功率只可能更低。37.5%甚至50%的失败率太高了，对于剩余燃油不足而又因为长时间战斗巡逻而疲惫的返航飞行员更是如此。如果改进后的设计最终还是不能达到要求的话，后果非常难以预料。
在公开的报告中，第一类重大问题中第五个缺陷是引人注目的空白，只有机密版的附件才有具体内容。一般猜测，这涉及到隐身。这不是空穴来风，报告附录罗列了所有评估项目，“信号特征测试结果”是一大类，有“制造商数据”和“测试数据”两个小类，但报告中对这一大类只字未提，而所有其他大类都提到。F-35的隐身设计在要求上就低于F-22，这应该不是原因，只有达不到设计要求才成为问题。当然，真相只有到未来解密的时候才真相大白了。
第二类3个问题影响重大，但不至于直接影响日常飞行安全，具体影响还需要进一步的试飞才能确定，其中包括涡流敲击、疲劳寿命和试飞进度。飞机在空气中飞行的时候，气流不一定会平顺地流经飞机表面。强大的涡流可以对机体局部造成高频敲击，造成结构疲劳甚至损坏。F/A-18A在试飞中，涡流对双垂尾产生严重敲击，导致早期疲劳，最后是加强了垂尾结构，并在边条背上增加了一对扰流片，改变涡流走向，才解决了问题。F-22也曾经有过类似的问题。涡流敲击也恶化了飞机的振动，严重时不仅影响舒适，也影响飞行员对仪表的读数和精细的操作动作。头盔显示系统对振动十分敏感，涡流敲击更是大大的坏消息。F-35在试飞中，发现超常的涡流敲击现象，这还是在尚未开始20度以上迎角试飞的情况下，大迎角飞行时，涡流敲击预计更为严重。
根据已有的试飞数据，F-35在迎角只有10度～20度时，在马赫数0.65到0.9范围内已经广泛出现中等程度的涡流敲击，局部条件下还有严重敲击。不过F-35大迎角飞行时飞控稳定性尚未认证，大迎角试飞要经过一段时间的深度试飞才能确认大迎角涡流敲击的影响，最早要到2014年才能揭晓，在此之前，只能作为技术不定性处理。如果需要修改气动或者结构设计，这又是一个返工项目。比较挠头的是，传统的翼刀、锯齿、扰流片等控制涡流的方法在隐身飞机上都不宜采用，如何控制涡流将是一个难题。
F-35的疲劳试验刚刚开始。F-35机体的设计寿命是8000小时，疲劳试验要求1.6万小时的等效飞行时间。到报告发布时间为止，F-35A只完成了3000小时等效飞行时间，F-35B为1500小时，F-35C才开始疲劳试验。但这些有限的试验已经暴露了一些疲劳问题。F-35B的第496号机框已经出现疲劳裂纹，重新设计的机框已经交付，将于2012年初重新开始疲劳试验。F-35A的机翼前缘肋梁也提前出现疲劳裂纹，F-35B是同样的设计，也有同样的问题;F-35C采用不同的机翼设计，尚不清楚是否会有类似问题。还有其他部件达不到设计寿命，尽管这些部件还没有在疲劳试验中出现裂纹，其中F-35A有24个这样的部件，F-35B有19个，F-35C有15个。
令设计团队担心的是疲劳试验刚开始不久，由于疲劳试验的特点，越往后出现的问题越多，预计还会有更多的结构部件疲劳问题。好在部件疲劳都是局部问题，大多是相对简单的设计失误造成的，容易修改，在未来生产的飞机上不会留有隐患。问题是已经交付的LRIP飞机比较作难，试飞和疲劳试验全部完成时，应该已经交付了至少300架F-35。第一个办法是接受降低使用寿命的现实，变相增加全寿命成本;第二个办法是加强检查，视情更换，这个也要增加全寿命成本;第三个办法是返工修复，这个办法最彻底，但前期投资也最大。
涡流敲击和疲劳试验都指向一个问题：气动和结构的计算机模型尚不能达到可以彻底依靠的程度。在SDD开始的时候，洛克希德·马丁和美国空军对计算机模型的信心是边试飞边生产的重要基础，除了局部修改外，对疲劳测试和试飞应该只是对计算机模型的验证。但实际试飞和疲劳测试没有验证计算机模型的可靠性，反而验证了历史数据：随着试飞的展开，越来越多的问题正在浮现，并没有因为计算机建模和辅助设计而减少。这既在意料之外，又在情理之中。空气动力学、材料力学等都不是新兴学科，但科学理论都是建立在理想化的假定上的，纯理论的模型解释简化、纯化、没有交互作用的理想现象很可靠，但解释实际中的复杂现象并不可靠。理论的发展可以更好地解释复杂现象，尤其对技术边界以内已经熟知的现象，但要拓展技术前沿，又遇到更加复杂的现象，永远没有穷尽。经验模型是建立在已有数据基础上的，对未知世界的外推很不可靠。但新型战斗机一定是对已有技术前沿的重大拓延，否则就没有必要设计新型战斗机了。即使是低成本战斗机，也必定在一些关键技术上有所突破，而不是现有技术的简单降级。这使得经验模型的可靠性受到严重挑战。外推的可靠性是一门艺术而不是科学，有很多主观判断的成分。很多情况下，主观判断还是准确的，尤其是还在经验适用范围之内。但经验的问题就在于遇到不定性的时候，很难预先知道经验是否适用，否则这就是科学而不是经验了。如果洛克希德·马丁依赖计算机模型重新设计一架F-16那样已经没有多少不定性的战斗机，那肯定是驾轻就熟，计算机模型高度可靠。但F-35就不一样了，太多的问题还是只有通过试飞才能确认。
很多技术验证和设计修改都取决于试飞的进展，但到《快速评估》报告发表的时候，F-35的58300个试飞科目中只完成了19%，基本上还都是容易的项目。10260个军方验收科目中只有不到5%得到验收。舰载型F-35C的进度尤其落后， 14300个试飞科目中只有2000个完成。所有三个型号都还没有进行低空飞行试验、大迎角飞行试验或者武器投放试验。80%极限水平的载荷、颤振、涡流敲击方面的试飞科目要到2014年才能完成，100%极限水平的相应试验至少要到2016年，12200米以上的高空试飞也要到2016年。美国空军的埃格林空军基地和美国海军的莱克赫斯特海航基地的试飞进度在2011—2012年达到计划要求，但进度依然比SDD原计划落后至少8%。这主要是因为不断发现新问题，不断重新设计和返工，还有飞机的可靠性、可维修性和备件问题。比如说，F-35A的一般试飞拖了系统试飞的后腿，F-35B的升力风扇门故障拖了垂直降落试飞的后腿，燃油抛弃的问题拖了所有型号试飞的后腿。
软件问题也是试飞拖延的一个原因，AF-6因为软件问题而停飞两个星期。但任务系统的软件升级在不断进行，修补和纠错也接踵而至，更加复杂的武器和传感器整合部分的软件测试还没有开始。保密使得埃格林和莱克赫斯特之间的沟通不灵，各种版本的软件在不同飞机上同时存在，进一步增加了软件问题的痛苦。软件测试和试飞计划也对不上号，Block 3F在软件测试计划和试飞计划的日程上竟然相差160天。
第三类是5个中等严重程度的问题，后果和成本居中，但累积起来还是会对边试飞边生产造成问题，其中包括软件、超重、过热、自动后勤信息系统和雷击防护。现代战斗机的软件越来越庞大。F-35的机载系统超过950万条代码，超过F-22三倍，超过F/A-18E六倍。F-35的全系统代码量更是达到惊人的2400万条，其中很多属于地勤支援系统。另一方面，战斗机的软件研发已经越来越成为影响成败的重头戏，软件成为战斗力甚至生存力的关键。2007年2月，兰利空军基地第27战斗机中队的12架F-22经夏威夷飞往日本，这是F-22的第一次海外部署。但在飞越国际日期变更线的时候，导航计算机软件不能理解日期变更，发生错乱，最后导致火控、导航、燃油管理的全面死机。12架F-22只有在伴飞的加油机引导下，才能飞回夏威夷。问题很快查清修复，12架F-22在48小时后重新起飞，安全抵达日本。但如果这是在战斗中，或者没有就近飞机引导返航，这12架F-22就悬了。在F-35上，2010年10月，软件问题导致燃油泵在空中关停，迫使全机队停飞，直到软件故障被解决。
大型软件开发采用模块化原则。在理论上，只要界面的接力功能不变，模块内部的更改对整体的影响就不大。模块可以分别调试，然后整体联调。在实际情况中，由于硬件软件环境变迁引起的兼容性问题、现存逻辑漏洞或者增加的新功能导致对模块界面重新定义，使得模块的结构有所变化，对模块之间的互动起到微妙的作用。多个团队并行和交替地修改、升级高度交联的软件，使得软件开发管理高度复杂化，这是对软件开发功力的极大考验。在传统上，军工尤其是航空航天拥有最尖端的人才，但时代不同了。比尔·盖茨在一次访谈中坦率地承认，他最担心的不是IT行业内的竞争对手，而是华尔街。金融行业把大批顶级人才吸引过去，IT行业有被竭泽而渔的担忧。要求保密、限制人才流动的军工和航空航天行业就更有这样的问题了。在国防开支紧缩的大环境下，IT类军民两用人才的跳槽压力更大。这还不是简单的多招人的问题。软件开发是最不能搞人多力量大的行当，一个高手干的工作分给三个庸人干，结果不是时间缩短到1/3，而是增加3倍。F-35团队需要的是高素质、对F-35软件结构、要求和战斗机使用环境熟悉的特殊人才。但《快速评估》报告担心F-35软件团队力量不足，无法应付多重版本和日新月异的要求。
软件赋予电子系统以智能，软件的易升级性也使得系统的生命力长青。但软件之“软”使得隐患容易滋生，高度复杂的大型软件有时候都不知道问题会从什么方向袭来，F-22的国际日期变更线问题就是一个例子。大型软件开发的难点通常不在于基本功能的实现，而在于千奇百怪的特殊情况的处理。简单说，在应用软件的开发中，10%～30%的工作量用于基本功能的实现，70%～90%的工作量用于人机界面和特殊情况处理。软件不受干扰地自主完成基本功能，这通常不难做到。但在软件执行的过程中，外界条件的变化，或者飞行员更改指令，软件如何平顺、迅速地过渡到新的状态，这就是典型的特殊情况处理。另一个典型的特殊情况处理是不同模式之间的切换，比如在空战格斗中，战斗机从高空一直追击到超低空，翻滚腾挪，指东打西，飞控的控制律就要从高空自由飞行一路切换到超低空贴地飞行，这中间对速度、迎角、横滚、过载都有不同的限制，对武器发射也有不同的限制。在各种模式之间的可靠、平顺、及时切换不是一件简单的事情。每一个“如果……然后……”导致一个分叉，但和各种其他情况综合起来，分叉的数量急剧增加，对于软件执行走向的控制和避免冲突带来极大的挑战，只有严格和周密的软件测试才能避免使用中的差错。
软件测试和修补与其说是科学，不如说是艺术。所有“如果……然后……”的排列组合都测试实际上是不可能的，只能对典型情况测试。典型情况的确定本身就具有很大的经验性，不可避免地留下软件漏洞。更挠头的是，研发中的F-35的软件还在继续增长。高度软件化的F-35不仅在航电上需要软件支持，气动上的更改需要电传飞控的控制律的相应修改，发动机方面的修改需要发动机全权限数字控制系统的相应修改，结构上的修改需要对系统自检和维修支援软件的相应修改，使得本来已经“打通”而且测试完毕的软件也需要返工。这不是F-35所特有的，而是现代战斗机研发中的通病。F-35的代码量从2000年到2011年增加了37%，而典型战斗机在研发过程中代码的增加量为30%～100%，F-35的软件还有继续增长的余地，使得软件测试进一步复杂化。
为了控制进度和风险，F-35的软件是分批研发的，功能由简而繁，后续批次在已经成熟的先导批次基础上升级。已经交付的Block 1A软件只有导航、飞控、座舱管理等基本功能;2012年交付的Block 1B具有简单的空空和空地模拟攻击能力，可以用于训练，但不能真正发射武器;2013年交付的Block 2A可以用于复杂的空空和空地模拟攻击，但依然不能发射武器;2014—2015年交付的Block 2B具备初始的作战能力，能发射机内挂载的AIM-120中距空空导弹和GBU-12“铺路石”或GBU-32小直径制导炸弹;具有完备作战能力的Block 3F要到2017年才能就绪。
但分批交付软件也有特有的问题。在《快速评估》报告发表时，试飞机队中有8个主要软件版本，其中4个属于任务系统，4个属于飞行控制。不同批次的软件同时存在，每个批次内部不同功能有不同的成熟程度，有的已经能用，有的还不能用，造成软件测试、使用、维护、纠错和升级的极大困扰。有的问题在后续版本中已经得到解决，有的问题在先导版本中得到解决但在后续版本中重现，加上不同的排列组合，使得问题极大地复杂化。这好比以时间旅行为主题的科幻电影里，主角要同时出现在幼儿园、小学、中学、大学、结婚，甚至几次再婚后不同年龄段，生活、情感、工作高度错综复杂，还要保证前后不能打架，这是很令人抓狂的。
另外，软件功能增加使得硬件速度不够用，硬件升级则带来新的软硬件相容性问题，或者需要软件驱动器和接口的更新。SDD从2001年开始，F-35的生产将持续到至少2037年。航空IT和民用IT一样，数十年里将进步巨大，所以F-35采用开放系统设计，希望能及时跟上IT潮流。但开放系统是一把双刃剑，一方面容易和民用IT衔接，坐享成果;另一方面也带来了新的威胁。办公室软件实际上也是开放系统，但人们已经痛苦地发现，系统升级常常不是功能上的需要，而是硬件或者软件由于停产、停止支持而被迫更新的结果。硬件和软件的升级是另一把双刃剑。一方面，升级有助于利用最新功能，提高速度;另一方面，受到时间考验的硬件、软件的可靠性有保证，新的硬件、软件只有得到可靠性认证之后才能放心使用，这就使得统一体系内同时存在不同代次的硬件、软件，而硬件、软件升级后与原有系统的兼容性有时只是一个理想。重大升级总是和重大结构改变相连的，重大的结构改变意味着有些原来的东西不再兼容，尤其是牵涉到低层次代码的驱动器或者为加速运行而编译的“黑盒子”软件。软件有全新编写的，但如果有现成的可以利用，这既节约时间和成本，也得到时间考验，可靠性有保证。问题是旧软件可能是在过去的软件平台下编写和编译，在新的软件平台下会有兼容性问题。比如说，科学计算软件经常继续使用30年前编写的FORTRAN子程序。为了加快运行速度，或者和开放式软件环境相容，这些FORTRAN常常以编译好的可执行代码出现，然后打包成为DLL或者其他软件环境里的相应模块以便应用于视窗环境。专用软件环境和DLL相容，于是再次打包成为更高层次的模块。几层打包下来，开始时顺利执行没有问题，一旦基础软件环境升级了，完全的兼容性就难以保证了。比如说，要是FORTRAN是在视窗2000环境编译打包的，现在升级到视窗8，大体还能保持运行，但运行总是有些磕磕碰碰，尤其是和其他在新的软件环境下编译的模块混合运行的情况下，最好是重新编译、重新打包。但简单而且比较新的软件还可以溯本清源，而时间久远而且错综复杂的软件就不容易重新打包了。这种应该兼容但实际上有所兼容、有所不兼容的情况是软件升级中的大敌，但也是开放系统的痼疾。硬件升级也有类似的情况。工业自动控制系统为开放系统升级问题已经纠结了近20年，常常发现升级的风险和获益不成比例，坐等到硬件、软件不再支持才被动升级。F-35还在研发阶段，这个问题还不严重，但这个开放系统特有的问题逃不过去，已经开始有令人痛苦的苗头了。
开放系统的另一个问题是网络安全问题。任何系统都是有漏洞的。封闭系统的漏洞好比军事禁区里的林中小径，要溜进军事禁区不容易，要发现小径也难，但堵漏也相对容易。而开放系统好比公园，谁都能进去走一走。有心人走得多了，小径就容易被发现，漏洞就堵不胜堵。军事世界正在进入新的阶段，网络信息安全成为新的挑战，美军参谋长联席会议前副主席霍斯·卡特莱特上将在2012年5月弗吉尼亚的联合作战会议上坦率指出，F-35将面临严峻的网络信息安全挑战，足以威胁生存。不过对于F-35来说，网络安全也不是当务之急，当务之急是通过软件测试，确认F-35的实际作战性能。
F-35是一架高度软件化的战斗机，火控和信息融合取决于软件。试飞会发现更多的机电和气动方面的问题，但F-35毕竟是按低成本、中等性能设计的，以美国航空科技的实力解决这些机电和气动问题不成问题，只是时间和成本问题。在试飞走上正轨后，软件就可能成为F-35形成IOC和FOC的最大拦路虎。软件测试也落后于进度。在2011年10月底，Block 1B应该已经完成测试，但实际上只完成了25%，任务系统整合拖了2.5个月;Block 2A的任务系统整合应该完成67%，实际只完成35%。2012年3月的美国总审计署报告指出，F-35的任务系统硬件软件都没有达到成熟、可靠，任务系统只有4%得到验证，全状态测试要到2017年才能开始，而在SDD计划中这应该是已经达到IOC的时候了。有意思的是，报告把软件列为第三类，也就是说，不至于影响F-35安危。作为一架高度软件化的战斗机，软件功能不全将使F-35成为事实上的残废，也就谈不上IOC或者FOC。好在软件看不见、摸不着，软件的问题也容易躲过公众和官僚的关注，可以在机电和气动问题解决后，再通过硬件和软件的逐步升级悄悄解决。F-35项目办公室不再给出IOC时间，可能打的就是这个算盘。
飞机最怕超重，但F-35的超重问题如影随形。2004年曾大动干戈搞了一次减重运动，同时制定了严格的重量管理制度，规定在2004年的规格基础上，F-35B到服役时增重不得超过3%，F-35A和F-35C不得超过2.5%。也就是说，平均每年增重分别不得超过0.33%和0.28%。2010年F-35计划再次整顿时，已经大大超过容许的逐年增重空间，到2015年已经吃掉全部容许的增重空间。2012年的试飞进度和计划显示，2012年计划完成17%的试飞，2013年32%，2014年52%，2015年72%，2016年91%，要到2017年才能完成全部试飞，设计修改的最后完成也不可能早于2017年。F-35的增重威胁还远没有消除。更大的问题在于，先前减重过程中减下来的一些重量可能在现实面前被追加回来，这包括约20千克的燃油和机油系统的各种紧急截止阀和单通阀。紧急截止阀是用于紧急情况下切断管路的自动阀门。单通阀则只容许流体单向流过，不容许逆向流动。在万一发生灾难性泄漏的时候，在关键节点的紧急截止阀可以有效地控制泄漏的范围，在次要一点的地方用单通阀阻止无控制流动。但2013年1月的DOT&E报告指出，去除这些安全阀使得F-35的聚α烯烃冷却液系统被击中后的生存力降低 25%。在一次地面的事故中，系统果然发生大规模泄漏，地勤束手无策，只有等泄漏完了再处理善后。在空中要是发生这样的事，结果就是灾难性的。
典型战斗机在首飞到服役之间，平均增重3.5%，F/A-18E/F大量采用成熟技术，只增重了2.5%;F-22就没有那么幸运，增重5%。F-35的增重容限是比较苛刻的，但F-35特别需要控制增重。STOVL的F-35B在垂直降落时，完全靠发动机提供升力。但F135不仅把增推空间吃光，还使发动机的极限工作状态成为正常工作状态，降低可靠性和寿命。驱动升力风扇的额外要求进一步加重了低压涡轮的负担。因此，F-35B对增重特别敏感。在《快速评估》报告发表的时候，F-35B还容许增加23.6千克的重量，但已经有63.5千克的增重要求在排队等着了，不过也有113千克的减重可能性。算入预计的0.44千牛的推力增加，增重空间增加到64.4千克，还是不宽裕。另一个问题是重量分布，重量过度前移将超过升力风扇的扭力极限，但现在重心已经略微超过极限，实际上压缩了可用的增重空间。
由于推重比不足，F-35A和F-35C也对增重敏感，不仅影响空战性能，也影响航程。F-35C的重量还影响着舰重量、着舰速度和剩余油量。F-35A有31.3千克的增重空间，F-35C有11.8千克增重空间，不过着舰重量比较宽裕，还有200千克的增重空间。F-35C的试飞开始最晚，也已经有29.5千克的增重要求在排队，不过也有14.5千克的减重可能性。F-35重量问题现在勉强得到控制，但进一步试飞和设计修改很容易吃掉这一点点可怜的增重空间。
在试飞中，F-35飞行员和地勤报告，座舱和电子设备舱空调、多功能液晶显示器会由于过热而死机。F-35B在STOVL状态更加空调不足，如果飞行员需要身穿寒冷水域救生装具，会热得不堪忍受。事实上，在不怎么寒冷的水域也需要穿保暖的海上救生装具，除了热带海洋，深海海水温度在大热天也是很冷的，落水飞行员没有适当保温，很快会因为体温过低而导致生命危险。如果空调不足导致发动机全权限数字控制系统过热，可能导致发动机停车。飞控系统的机电作动器件同样有散热问题，过热会导致飞控失灵，这问题就大了。AESA雷达是另一个发热大户，缺乏适当的冷却也会发生故障。由于隐身飞机密闭的机体，传统的气冷不再有效，需要用液冷。循环的冷却液和燃油进行热交换，把系统热量转移到燃油，燃油一部分燃烧消耗掉，把热量带出飞机;另一部分继续留在油箱里，继续作为冷源。但飞机是一个大体封闭的热力学系统，好像一个保温不太好的暖瓶一样。不考虑消耗掉的燃油的话，单纯依靠燃油作为冷源，燃油温度最终要升高，不足以保障有效冷却。燃油温度可以上升到49摄氏度，但冷却液的温度不能高于60摄氏度，温差不够大，导致需要保留的最低机内燃油量很大。
实际上，散热是一个新问题，缘于F-35设计之初的估计不足。F-22和F-35的散热要求比F-16要高5倍。而且第3代战斗机的散热设计比较简单，外挂系统暴露在空气中，自然容易解决散热问题;机内系统可以在机体表面开进风口，用空气动压实现空气对流，也可以有效散热。F-35是隐身飞机，主要系统能在机内的统统不外挂，机体表面也不能随便开孔进风，所以一方面用发动机压缩机引出的较冷的气流作为冷却空气，另一方面主要用燃油作为冷却的“冷源”。但这样一来，最低机内燃油不再由返航要求决定，而是由散热容量决定，F-35在返航时依然需要携带大量的燃油，以保证有效的散热。美国空军研究实验室(US Air Force Reseach Lab，简称AFRL，美国空军的主要科研机构)投资1.5亿美元，从2007年起推动一体化飞机能量技术(Integrated Vehicle Energy Techonology，简称INVENT)的研究，用动态模型实时估计机上冷却容量，帮助散热管理。散热容量不足的时候，会自动建议飞行员把飞机升高高度，由高空较冷的空气帮助散热。不过这要受到战术态势的制约，不是什么时候都可以升上高空的。F-35主要是在中低空活动的。帮助F-35的散热管理是INVENT的第一阶段任务，以后还将进一步增强功能，适应下一代战斗机装备定向能武器和大功率电磁攻击能力的要求。
F-35装备有自动后勤信息系统(ALIS)，用于在飞行中和地面上进行综合自检和维修信息管理，不仅自动报告需要检修的部件，预报剩余寿命，也自动保持维修记录，还和全球F-35备件网相连，自动订购、派送需要的备件，减少等待时间，降低备件库存，确保最高的出动率。维修信息中心也根据ALIS自动报告的数据，对部件寿命、故障趋势、使用经验等自动汇总，自动分发。维修分预防性维修和视情维修，前者根据部件故障的统计趋势，在预计故障发生前维修或者更换，抢在故障发生前面。视情维修则不按照统计趋势，而是根据部件的实际状态，决定维修和更换的需要。预防性维修比较主动，但可能造成不必要的浪费。视情维修最大限度减少浪费，但要是错过了故障先兆，就要发生问题。ALIS将预防性维修和视情维修有机结合起来，可以极大地减少浪费，同时确保系统的可靠性。但ALIS要到2011年12月才开始交付，在此之前还是用旧的半自动系统，试飞机队的15架飞机要到2012年12月才可能完成升级。在此期间，人工和自动的记录并存，增加了信息冲突和遗漏。ALIS也管理机组人员的训练记录，记录谁受过什么训练，可以在哪一部分系统上做什么样的操作和维修。但试飞机队的人员很杂，ALIS无法按照作战中队的要求管理，这部分功能无法测试和使用。在试飞阶段，和其他问题相比，ALIS的问题不是最大，只是不大方便而已。但是在正式部署后，ALIS将成为F-35运作的有机部分，重要性直线上升。
但是ALIS还有一个先前未得到关注的问题。2012年夏天，美国海军专业模拟网络黑客的“红队”进行了一次不宣而战的秘密演习，攻击ALIS，给洛克希德·马丁造成了意想不到的破坏。除了“红队”利用了ALIS保密和非保密部分之间防火墙不严密的漏洞之外，破坏的过程和细节依然在保密之中。ALIS相当于作战中队F-35的电子大内管家，连作战和训练时的任务规划都管。但ALIS的主体不是机载的，而是通过公共网络把各个用户和整个后勤供应链联系起来，好像沃尔玛的物流管理一样。ALIS的网络安全问题在于高度分散，拥有众多入口(据说有一万多个)，很难严格控制。作战中队F-35的地勤人员高度依赖ALIS，如果来自敌对方面的恶意网络攻击渗入ALIS，F-35就会错失必要的检修，缺乏必要的备件，甚至以虚构的维修为名，关闭部分系统的功能，严重威胁F-35的战斗力。这不是ALIS特有的问题，而是网络安全的问题，只是ALIS直接影响到F-35的战斗力，而不是通常意义下网络攻击相对间接的后果。
飞机在空中要是遭到雷击，那是很不幸的事情。F-35采用导电性不良的复合材料制造，遭到雷击更不容易及时泄放电荷，避免结构损伤。F-35采用主动防雷击系统，具体原理没有透露，但问题是这个系统不大好测试有效性。试飞当局命令F-35禁止进入雷区周围45千米左右半径的空域，到2014—2016年系统测试完成后才能解禁。以“闪电Ⅱ”命名的F-35绕着大自然的闪电走，也成为被媒体调侃的一大尴尬事。由于埃格林空军基地所在的佛罗里达多雷雨天气，有可能多到25%～50%的试飞会受到影响。
更大的问题在于油箱的惰性气体保护。油箱半满的时候，空间里充满燃油的挥发性气体，如果和空气混合，容易发生自燃自爆，需要用惰性气体填充空间，通常是用氮气。另外，油箱的壁面积很大，油箱内的压力应该比环境压力高，防止空气渗入，但压力差不能太大，否则由于很大的壁面积，不用太大的压力差就可以对油箱壁造成很大的压力，油箱壁需要大大加强。问题是空气密度随高度变化，所以油箱压力要随之改变，以保持设计的压力差。油箱和环境压力有单通的平衡阀，也就是只容许油箱的氮气流向环境空气，但不容许环境空气流入油箱。油箱压力过高的时候，单通阀放掉一点氮气;油箱压力过低的时候，由机上氮气源补足。空气中大约20%是氧气，另外80%中绝大部分是氮气，现在采用机载制氧系统在制氧的同时，也制取氮气，取代了过去的氮气瓶。不过F-35的制氮能力不足，单通阀也不能保证可靠单通，全速俯冲时会导致空气泄漏进油箱，可能造成危险。设计团队一方面增加机载制氮的能力，另一方面重新设计单通阀，阻止回漏。
由于诸多严重和中等严重的问题，《快速评估》报告认为F-35的设计还没有达到足够稳定，建议不再由固定的时间表决定全速生产的开始时间，而由研发和试飞完成程度决定。另外，对于已经投入低速生产和已经交付的F-35，美国空军和洛克希德·马丁完成了艰苦的谈判，双方各自负担一半返工开支，此前所有返工开支都是军方负担的。
除了报告中列举的13个问题，F-35B还有其他问题。在试飞中，F-35A长时间使用加力推力的话，会出现结构过热。F-35A第一次达到马赫数1.6时，加力开了几分钟，结果导致平尾涂层起泡、剥落，部分发动机防热板也有所损坏。在问题没有解决之前，所有F-35试飞不得进行超声速飞行，加力使用不得超过1～2分钟。好在现有的过热问题都不是太严重的问题，适当的重新设计就可以解决。
F-35的机内武器舱则是一个比较别扭的问题。F-35机内武器舱的环境参数没有超过挂载武器的设计极限，但只有很小的余度，在大多数情况下只有10～12摄氏度的温度余度，噪声和振动余度也很小。机载武器的极限条件通常不是按照长时间处于这样的条件下设计的，现代高性能机载武器常常出现多次出动后依然没有投放的事情，由于昂贵的成本，直接丢掉是不可思议的。但在接近极限条件下，累计机载时间数小时或许没有问题，几天甚至更长时间就不知道了，没有这样的测试数据，制造厂家也心中无数。这种情况其实很普遍。顶级法拉利跑车可以跑出300千米/时以上的超高速，但要是常年这样开，发动机、制动和其他机械系统的可靠性都要出问题。2012年2月AF-2的发动机低压涡轮叶片出现裂纹也是这样的情况。按照极限条件下长期使用重新测试、认证耗时费金，但长期这样使用下去可靠性成为很大的疑问，这是一个在隐身时代之前没有考虑过的问题。
F-35在制订计划的时候，是按照卡明斯基制定的“成本决定性能”的原则展开的。这个原则在理论上可以控制成本攀升，但实际上只是把问题的爆发推迟。由于先进技术的前沿性和不定性，很多技术难题都要到工作深入展开了才能明确问题的深度和广度。技术细节清晰化后，既可能带来惊喜，也可能带来头痛。很多在初始设计时按照最好情况预估的事情，到具体执行时碰到难题，用户不愿从已经成为共识的性能要求上让步，研制方则对技术进步心存幻想，所以把问题“留给后人解决”，最后“面多了加水，水多了加面”，一直到再也绕不过去了，才大规模返工，造成成本剧烈飙升。F-111走过这个怪圈的全过程，F-35有步入老路的危险。如果成本进一步增加，F-35是否会像卡明斯基设想的那样，最终被迫在性能方面做出大幅度让步，现在还不清楚，问题是F-35在性能上已经没有什么可以让步的空间了。
第二篇：感谢信
以“资产评估与市场经济发展”为主题的“2006国际评估论坛”于2006年9月28～29在云南昆明隆重举办并获得圆满成功。本次论坛由中国资产评估协会和国际评估准则委员会共同主办，云南省财政厅和云南省资产评估协会协办。共有来自于中国、美国、澳大利亚、英国、波兰、罗马尼亚、马来西亚、中国香港等十多个国家和地区的国际国内同行，来自于全国36个省(市、自治区)财政厅(局)和资产评估行业的领导及同仁，来自于报告使用方、监管方、高等院校及大型企业代表、专家、学者共350多人参会。本次论坛得到全国人大财经委、财政部、云南省政府等部门的高度重视，得到国际评估组织和国际同行的积极支持，得到中国高层领导和专家学者、评估机构以及其他资产评估行业内外各界人士的广泛关注和积极参与。
本次论坛是评估行业的一次学术盛会，演讲嘉宾汇集了资产评估行业及相关领域的国内外高层领导和知名专家学者，围绕国际国内资产评估行业发展中的前沿问题展开研讨，为中国资产评估行业提供了与国际同行交流的平台，也是宣传行业、展示中国资产评估行业良好形象的好时机。论坛同期举办的中国资产评估行业成就展和中国资产评估行业部分机构成就展览，使国际同行增强了对中国资产评估行业的发展状况和在中国市场经济发展中作用的了解，进一步提升了中国资产评估行业的国际地位和国际影响力；同时，也加强了国内相关政府部门领导对资产评估行业更深层次的理解和支持，为行业未来更加广泛地参与中国市场经济服务打下了坚实的基础。
来自于行业的积极支持，为论坛的成功举办提供了有力保障，也充分体现了行业空前的凝聚力。不少评估机构以行业发展为己任的主人翁姿态和责任感，给中评协以积极支持和赞助；翻译志愿者们为论坛资料的译校工作付出了辛勤劳动，从而保证了论坛筹备工作的高质量、高效率。在此，特向本次国际评估论坛的赞助机构、翻译志愿者所在单位和个人表示感谢。
赞助机构：
中企华资产评估公司
上海东洲资产评估公司
上海立信资产评估公司
中联资产评估公司
上海财瑞资产评估公司
中锋资产评估公司
中和资产评估公司
中资资产评估公司
中华财务会计咨询公司
中发资产评估公司
中通诚资产评估公司
中证资产评估公司
中宇资产评估公司
北京北方亚事资产评估公司
翻译志愿者所在单位及个人：
香港测量师学会 赵锦权及其同事
普华永道合伙人 陈少瑜及其同事
美国评值有限公司北京办事处 黎大汉及其同事
厦门大学教授 纪益成
中华财务咨询公司 有关专家
中和资产评估有限公司 杨志明
上海立信资产评估公司 应恩杰
中企华资产评估公司 史昂扬
西门(远东)有限公司 朱宝全
沈阳恒兴投资顾问有限公司 姜 伟
湖北华中资产评估有限责任公司 宋生华
国际关系学院 高 静
四川大学 胡 音
(注：排名不分先后)
作者：中国资产评估协会
第三篇：非洲民众感谢中国“稻”来
粮食，多年以来一直是非洲面临的一大问题。
如何破解粮食供应难题，如何帮助非洲民众摆脱饥饿威胁，是非洲各国政府以及国际社会的一大诉求。来自中国的杂交水稻，为解决这一问题提供了不小的助力。
“东方神稻”扎根非洲岛国
“自从引进中国杂交水稻，我就一直种这种水稻，再也没饿过肚子，我希望所有马达加斯加农民都能种植这种水稻，这能改善我们的生活。”55岁的马达加斯加稻农拉奈弗马纳纳·乔治讲起他与中国杂交水稻的情缘，脸上写满骄傲与幸福。
马达加斯加是位于西南印度洋的岛国，气候温和，光照充足，水资源丰富，有种植和食用稻米的传统，但由于农业技术落后、配套条件极差，马达加斯加稻米产量并不高，每年还需进口大米，即使如此也无法帮助所有国民摆脱饥饿威胁。
2010年，中国“杂交水稻之父”袁隆平发起的袁氏种业高科技有限公司带着先进水稻种植技术来到马达加斯加，建立袁氏马达加斯加农业发展有限公司，在当地推广杂交水稻种植。
截至目前，这家公司已在马达加斯加累计推广杂交水稻4万公顷，平均稻谷单产达到每公顷7.5吨，是当地传统稻谷平均单产的2倍，最高单产更是达到每公顷10.8吨。
今年5月，中国国家杂交水稻工程技术研究中心在马达加斯加成立分中心，建成后将利用马达加斯加的多样环境，选育出适合不同非洲国家的杂交水稻品种，希望以此保障当地乃至整个非洲的粮食安全。
中国经验助力非洲创新
在尼日利亚西北部凯比州的瓦拉农场，51岁的王学民卷起裤腿站在稻田里，他身边是大片绿油油的水稻苗，长势喜人。王学民已在尼日利亚工作了16个年头。他曾是中国援尼南南合作农业项目专家，如今是中地海外集团农业发展有限公司的资深水稻种植和育种专家。
“今年，我们农场全部采用撒播等技术种植水稻。这种技术好处是出苗好、草少，能大大降低人工等成本。”说起自己改良的撒播种植技术，王学民满是自豪。
“尼日利亚的土壤、气候环境以及水稻种植方式与国内存在很大差别，我们刚开始时遇到很多问题。”王学民说。2006年，他和同事完成播种后，原定的田间管理技术方案和大型耕种装备无法适应作业环境，数百公顷水稻几乎全被荒草吞没。
“在非洲不能照搬中国模式，要在中国技术经验基础上结合非洲实际情况创新。”王学民说。经过10余年的摸索和创新发展，瓦拉农场走出了一条中国技术适配尼日利亚环境的新路。现在，瓦拉农场已成为尼日利亚一个重要的机械化生产示范、培训基地，先后培训当地农户及农机管理人员1000余人次。
非洲人受益水稻种植
中国稻米在非洲的推广和发展不仅仅在马达加斯加和尼日利亚，有不少国家正在从中受益。
中国在非洲最大规模的水稻种植项目——万宝莫桑农业园位于莫桑比克加扎省的首府赛赛市。得益于广袤的土地、适宜的气候、充沛的灌溉水源和来自中国的支持，项目规划开发2万公顷土地，通过合作种植方式，帶动周边农户开发土地，种植水稻。
在肯尼亚，在安哥拉，中国杂交水稻的种子已经或即将被播种，帮助当地农民实现粮食增产、收入增加的梦想。与此同时，包括塞拉利昂、赞比亚、津巴布韦在内的更多非洲国家正在期待适合当地种植的杂交水稻种子的到来。
（来源：新华社）