尾钩 尾钩
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作者: 文扬
2011年11月29日，美国国防部多个高级工程和测试、评估部门应国防部采购主管弗兰克·肯达尔的要求，完成了一份题为《F-35联合打击战斗机边试飞边生产问题快速评估》的评估报告，指出了F-35战斗机目前存在的多个问题。在这份报告中，提到了F-35C战机在2011年开始的拦阻试验进行了8次却没有一次成功。初步的调查结果显示，导致失败的主要原因包括了以下几点：1、后起落架与尾钩位置距离相对来说短；2、尾钩的设计不容易挂上拦阻索；3、尾钩的阻尼器对微小的弹跳反应无效。换句话说，F-35C战机的拦阻失败，问题主要还是出在了尾钩的设计上。作为2011年F-35研制工作的五大目标要求之一，洛克希德·马丁公司显然无法完成这一目标并且获得全部项目奖金了。
拦阻钩与降落
着陆是飞机飞行中最复杂、最危险的阶段，虽然这一阶段历时很短，但其事故发生率却占了整个飞行过程中事故发生率的一半，因此常被飞行员称之为最后的“黑色三分钟”。而阻拦系统的作用正是对正常降落和意外原因冲出跑道的飞机进行阻拦，保障人机安全。尾钩则是飞机阻拦系统的一种重要的组成部分。
尾钩，专业名为拦阻钩，是完成飞机着舰/着陆、安全回收，并且涉及飞机安全的核心系统。和许多人的一般印象不同的是，拦阻钩并不仅仅是舰载机的专利。事实上，无论是陆基飞机还是舰载机，都可以使用拦阻钩。陆基飞机，尤其是用于前线机场的飞机有时候也有在较短距离着陆的需求，有时还要避免冲出跑道。对此，西方的应付之道是为用于前线机场的战斗机安装拦阻钩。而东方阵营的前线战斗机采用的手段是在跑道上启用拦阻网，无需在飞机上安装拦阻钩。
虽然舰载机和某些陆基飞机都装有拦阻钩，但是对两者的要求显然不可同日而语。二战后，考虑到飞机重量和速度的增加，空军机场，特别是前线支援飞机所使用的机场已修得相当长，一般都在2000米以上，但仍有不少飞机着陆时冲出跑道。西方国家以及使用西方战机的亚洲国家的军用飞机几乎都加装拦阻钩，并在跑道端头设置绳网结合的拦阻装置进行应急拦阻。实践证明，这种应急拦阻装置使用效果很好。根据美国统计，1995年7月到1998年6月三年中约有1100 架飞机冲出跑道，由于大多数机场装设了该设备，使多数飞机幸免于难。但少数机场由于没有装设该设备或是拦阻失效使飞机遭受严重损坏，并危及空勤人员安全。应急拦阻装置为了适应空军战机相应结构强度较弱的特点，采用了长达数百米的拦阻索，其减加速度较小，一般不大于2g（如B-52 轰炸机规定不大于0.5g），这对空军战机是非常理想的使用情况。陆基飞机的拦阻钩使用概率较低，而且由于其降落时没有舰载机在没有勾住拦阻索时拉起复飞的要求，因此一般勾住拦阻索时的速度相对较低，对拦阻钩的要求也不如对舰载机拦阻钩那样苛刻。
舰载机对拦阻钩的要求则不同。舰载机要降落在航空母舰的甲板上，必须依靠一系列的辅助设备，而拦阻钩是必备的，担负着飞机着舰的重要任务。陆基飞机降落时可以滑跑几百米甚至上千米之后再停止，可是航母舰载机的降落对降落场的长度和性能却有着特定的要求。即使是世界上最大的航空母舰——美国“尼米兹”级，甲板长度也不过区区300多米。而且这面积有限的甲板还要被分成起飞段和降落段，有的区域还需要停放舰载机，真正能用于舰载机降落的甲板长度实际上仅有200米左右。为了能够在如此之短的航母甲板上，使得具有一定航速、甚至为了实现在勾住拦阻索失败时能拉起复飞而以并不关闭发动机以全速状态降落的舰载机能够在短距离内顺利降落并迅速停稳，必须借助于拦阻索等舰载设备。
对于舰载机而言，拦阻钩主要用于捕捉并钩住舰上拦阻装置的拦阻索，保证飞机在短距离内制动。拦阻钩与地面拦阻装置配合使用，能利用拦阻装置事先预置的拦阻载荷，在数十米或是数百米长度内拦停飞机。这是机上任何一种刹车装置都无法达到的制动效果。拦阻钩的特点是纵向过载大，其承受了飞机的着舰冲击载荷及动能，并将冲击载荷通过拦阻钩梁传递到飞机机体。与陆基飞机相比，舰载机在甲板上降落受到的限制更多，在降落甲板的尾端还存在着复杂的扰动流场。由于引导偏差或者气流干扰，飞机可能以不同的速度、姿态降落。在这些情况下，飞机能否在安全距离内拦停，阻拦索、飞机拦阻钩的载荷是否超过了其承受的范围，飞机的加速度变化是否是飞行员所能承受的，等等。这些因素都关系到了飞机能否成功降落和飞行员的生命安全。
舰上拦阻装置的使用始于1911年1月18日，尤金·伊利驾机成功降落在美国“宾夕法尼亚”号巡洋舰尾部铺设的一块长36.6米、宽9.8米的木质平台上。在该平台上面每隔0.9米横向布置一条绳索，两端各带22.7千克重的砂包，每根绳索由数个支撑装置支离甲板约0.3米高，这就是世界上最早的Mk1型重力型拦阻装置。当时在飞机上装有3对钩子去钩拦阻索，着舰时勾住了5根拦阻索。这就是使用拦阻钩的开始。在美国第一艘航母“兰利”号上，就曾发生过飞行员驾驶飞机着舰时，因拦阻钩没有勾住拦阻索而撞向甲板上的12架飞机，造成其中大部分损毁的事故。
美国海军“尼米兹”级航空母舰上备有4道拦阻索，第一道拦阻索设在距斜甲板尾端55米处，然后每隔14米设置一道拦阻索，由弓形弹簧张起，高出飞行甲板30～50厘米。当舰载机降落时，拦阻钩放下，其位置比起落架还低，着舰点在1、2道拦阻索之间为好，这就要求飞行员有很高的操纵技术。据美国海军统计，白天着舰的舰载机钩挂住2、3道拦阻索的合计约占62～64%，拦阻钩挂住第4道拦阻索的约为18%，拦阻钩挂到第1 道拦阻索的约为16%。在夜间拦阻钩多挂住第3、4 道拦阻索。若拦阻钩未挂住拦阻索，着舰机必须拉起复飞，这在白天约为5%，夜间则高达12～15%。美国航母的Mk73型拦阻索缓冲器可使30 吨重的舰载机以71.36米/秒的速度着舰后滑跑91.5 米停止。舰载机停下后，拦阻索自动复位，迎接下一架着舰机的到来。
早期的拦阻钩位于后起落架的前方，这样可以让飞机强度较高的中部部分承受拦阻钩带来的负荷，但是往往会造成飞机在勾住拦阻索之后机头下沉。格鲁曼公司曾经在P-39上尝试将拦阻钩设计在机尾，这样带来了机械设计复杂的问题，并且对机体的强度要求增加了，但是可以解决勾住拦阻索时的机头下降的问题。F4U将拦阻钩设计在了后起落架上，这样可以共用一个安装加强点，从而节省重量，但是可能会带来机身强度不够的问题而拉裂甚至拉断机身。FR-1的拦阻钩则置于前部的活塞发动机和后面的喷气式发动机之间。格鲁曼公司在F9F上采用了真正意义上的拦阻钩，将其安装在机尾的位置。不过，拦阻钩在勾住拦阻索停下后，需要人工将拦阻钩收起复位。到了F11F上，拦阻钩采用了倒折叠的设计，向前折叠收起，勾住拦阻索停下的拦阻钩需要人工将其拆下安装回初始位置，反而更加繁琐。F7U上采用了折叠式拦阻钩，由两节铰接式的结构构成，平时折叠收纳在机尾，勾住拦阻索停下后可以自动折叠复位。但是这样设计过于复杂，而且增加了重量，以至于只能昙花一现。 拦阻钩的设计
拦阻钩作为舰载机必备的着舰拦阻系统，是舰载机的特殊关键部件之一，其性能的优劣对飞机的着舰安全性、可靠性和出勤率具有很大的影响。随着舰载机起飞、着陆质量的增加和着舰速度的提高，对拦阻钩系统的设计提出了较高要求，涉及到飞机的总体、结构、强度和操纵机构等多个方面。舰载机拦阻钩的设计和使用要考虑典型航母飞行甲板布局、着舰区的设施和布置细节、着舰几何的设计、细节及突起物等。设计时还需要对包括飞机质量、推荐的下滑道设置、下滑航迹角、基准迎角、进场着舰速度和航空母舰运动速度、回收逆风、钩眼距（H／E）值等参数进行综合考虑。
总体布局设计 拦阻钩系统的总体布局设计是首先要考虑的关键问题。为了获得最简单、最可靠的拦阻钩装置，应在确定飞机总体布置以前的早期设计阶段考虑拦阻钩的定位和布置。这样既满足拦阻钩设计需要，又能保证全机协调，得到合理的传力路线。
总的来说，拦阻钩系统的总体参数的设计和使用主要受到下滑道设置、钩眼距（H／E）值、钩坡距（H／R）值，进场时飞机的速度、迎角、着舰质量、飞机强度限制（包括了起落架载荷、拦阻载荷、下沉速度等）、阻拦装置的性能和飞机啮合速度限制等诸多因素的影响，同时还要考虑上述参数在回收甲板风、航母运动（纵摇、横摇、浮沉）、光学透镜偏差、紊流等条件下的变化。根据计算分析飞机的起降特性、质量特性、起落架载荷特性和拦阻载荷特性，确定拦阻钩杆的长度和在机身上的安装位置，并综合分析拦阻钩的甲板角、拖曳角、钩眼距与光学助降装置的匹配、钩长与钩头的型面参数和拦阻索的匹配等。
采用前三点式起落架的舰载机在设计拦阻钩时，在设计阶段便要绘制拦阻钩着舰布置图，用于进行方案设计。绘制拦阻钩着舰布置图，用于确定众多拦阻钩系统总体设计相关的参数和内容。这些参数和内容主要包括飞机钩眼距值、飞机设计着舰质量、迎角、起落架载荷及压缩量，以及拦阻钩系统的性能数据（包括安装位置、转角、甲板角、长度等）、飞行员眼位数据、各种地面线及飞行甲板线的确定。绘制时还会直接设定确定的下滑道角、甲板风、进场速度等条件。图中还考虑了如果拦阻钩相对飞机轴线有侧向的移动，则钩头和钩转动轮的位移量，表现出拦阻钩上弹极限与拦阻钩侧向位移的关系，以及支柱全压缩、停机、全伸长状态、前轮轴、主轮轴相对于飞机机身参考线及飞机零站位的关系。
钩眼距（H／E）值是舰载机拦阻钩设计的一个关键的参数，是飞机固有参数，也是与航母及光学助降系统相关的一个参数。相对航母而言，飞机的H／E值是飞行员眼位路径和飞机拦阻钩路径的垂直距离。对于任意给定的飞机构型，这个值是由飞行员眼位和钩子着舰点、飞机迎角和飞机的位置变化3个因素的函数。
此外，舰载飞机的着舰质量对于拦阻钩的设计也很重要。一方面，舰载机的质量取决于拦阻装置的能力，因此在现有的情况下，大型运输机在航空母舰上着舰几乎是不可能的。另一方面，由于舰载机的着舰方式是撞击式的，因此舰载飞机的质量、相对航空母舰飞行甲板的姿态（由下滑角、舰载飞机进舰速度和航空母舰向前行驶的速度决定），以及相对运动速度决定了着舰时舰载飞机受到的冲击载荷。与此同时，舰载飞机的速度和基准迎角也取决于飞机的质量。美军飞机回收通报中也对于不同飞机的拦阻装置质量给出了不同的设定值。
下滑道角被称为舰上基本角，或相对轨迹角，是透镜组件在其附近稳定的固定纵摇角，并且很少被改变（一般为3.5°或4.0°）。绕横摇轴转动透镜，引起下滑道横向摇摆，并使位于着舰区中心线上的下滑道升高或降低。
舰载机进舰着舰的下滑航迹角与相对航空母舰甲板的轨迹角（即下滑道角）之间的关系，取决于舰载机进舰速度和航空母舰向前行驶的速度，通常为3°～4°。航迹角越大，相对轨迹角越大。二者之间的差别取决于舰载飞机进舰速度和航空母舰向前行驶的速度之间的比例关系，航空母舰向前行驶的速度越大，两个角度之间的差别越大。如果舰载飞机的下滑角过大，或者相对轨迹角较大，意味着冲击载荷较大，对舰载飞机机体，特别是起落架不利。美国海军在实际操作中为保证舰载飞机和航空母舰的安全，要求舰载飞机飞越航空母舰舰尾时，飞机与飞行甲板之间至少有3米左右的净空安全高度。相对轨迹角、理想着舰点到舰尾之间的距离和净空高度之间满足三角函数关系，因此理想着舰点的位置和净空高度决定了最小相对轨迹角，也即最小下滑角的大小。根据相同的几何关系，下滑角/相对轨迹角越小，相同的高度误差导致的纵向着舰误差越大。美国海军飞行员在实际操作中发现，当下滑角小于3°时，精确保持下滑道的难度更大。由此可见，下滑航迹角既不能过大，也不能过小。
美国海军对着舰事故率统计的结果表明：进场着舰速度是影响着舰事故率的一个关键因素。当进场着舰速度超过130 节（240千米/时），随着速度的增大，事故率增加得很快。这是由于着舰甲板的跑道长度有限，进场着舰速度越高，在最关键、也是最危险的着舰阶段，留给飞行员和着舰控制系统的反应时间越短。而着舰过程的末端扰动因素很多，因此出现事故的概率增大。与此同时，进场着舰速度的提高意味着拦阻装置吸收的能量增加，又对拦阻装置的设计提出了更高的要求。因此在实际操作中，一般不允许舰载机进舰速度大于140 节（259千米/时）。飞行速度和飞机的质量一起决定了飞机进舰时的动能，也就是拦阻装置要吸收的能量（此时还应包括发动机推力产生的一定能量）。飞行速度和下滑角一起决定的舰载飞机进舰着舰过程中的下沉速度，而下沉速度直接影响着舰啮合时的冲击载荷。降低舰载机的着舰下沉速度，从而降低着舰的冲击载荷，对起落架的使用比较有利。法国“阵风”M的进场着舰速度是223千米/时。现代的拦阻装置应该有能力拦阻/拦套速度达到 97.9米/秒（352千米/时）的飞机，这一速度是在拦阻钩、拦阻索和拦阻网可靠性测试下得到的，成功拦阻/拦套速度记录为113.4米/秒（408千米/时）。
舰载机在下滑道上的基准迎角取决于飞机本身的升力特性、飞行速度和飞机的质量。进舰下滑时，飞机质量、航迹角和速度相互影响。当进舰着舰速度不变时，飞机质量决定了基准状态的配平升力系数的最小值。而配平升力系数取决于基准迎角。通常，基准迎角越大，配平升力系数越大。如果基准迎角过大，接近失速迎角，势必影响飞机的操纵，更不利于对抗风等扰动的影响。由此可见，低速时的升力特性是决定飞机能否上舰的基本条件。而飞机的迎角、航迹角和姿态角之间同样也有关系。当航迹角不变时，迎角增大，姿态角也增大。过大的姿态角会影响飞行员的视野，特别是在人工目视着舰时。在距离航空母舰很近的情况下，如果飞行员从风挡玻璃上看不到跑道的起点，就必须直接拉起复飞，这意味着着舰失败了。因此，在确定基准状态的迎角时，必须与飞机的航迹角、姿态角一起综合考虑，确定在进舰着舰过程中舰载机的俯仰姿态的变化范围，同时保证飞行员的视野。舰载机在进舰着舰过程中的基准迎角是一个非常关键的因素，受到舰载飞机质量、进场着舰速度、空气动力（特别是升力特性）、飞行员视野等因素的制约。 舰载机在进舰着舰过程中如果存在逆风，对着舰比较有利。其优点包括缩短着舰距离、减小拦阻索需要吸收的能量、降低事故率等。着舰时一般要求有25 节（46.3千米/时）的自然风。当海面存在舰载机着舰所需要风速的自然风时，只需将航空母舰的航向进行调整，使斜角甲板的中线与风向对齐，舰载机逆风降落即可。如果没有满足条件的自然风，就要求航空母舰根据自然风的情况，以一定的速度行驶形成足够大的甲板风。航空母舰的行驶速度越大，舰载机着舰的相对速度越小，对航迹控制有利。但与此同时，舰尾的气流扰动也越强，对进舰着舰控制不利。因此，确定航空母舰的运动状态时需要综合考虑。甲板风对基本角的设定是有影响的，最常使用的基本角设置是3.5°。在较大甲板风条件下（大于35节）或在钩到艉销净高接近最小3米的小甲板上，基本角设置为4°。在中等甲板风的条件下（30～35节），基本角为3.75°比较理想。
通常情况下，为了使拦阻钩达到或低于最危险姿态地面线，在初始设计时主要有两个解决方案：其一，加长拦阻钩杆的长度；其二，增大钩-甲板角。钩长的增加将相应增加拦阻钩的拖曳角，而增加钩的拖曳角，则钩子的振动随之减少，这是由于钩子在初始冲击时其甲板角减小、钩子振动引起的钩臂初始转动加速度变得较小的原因。增加拦阻钩拖曳角能改善飞机在正常拦套状态下钩头的啮合姿态。但是，增加拦阻钩拖曳角，需要配置长钩以满足所提出的钩长要求。由于钩长增加导致拦阻钩质量增加及拦阻钩定位和收置的困难，如仅从上述观点出发，则可认为增大拖曳角是需慎重对待的。同时，对拦阻钩甲板角而言，当飞机以不变的下滑路线接近甲板时，在钩头接触甲板以前，拦阻钩的拖曳角不变，其后则钩子绕其转轴转动。通过钩在接触甲板后的理论分析表明，初始钩-甲板角增大超过65°时，拦阻钩转动角速度和角加速度会大幅度增加，所要求钩的向下压紧力会剧增，会增加或超出对拦阻系统减摆收放作动筒的设计能力，也需慎重对待。
具体设计 舰载机的拦阻钩一般位于后机身腹部中央。当着陆时，由飞行员在座舱仪表板上按下释放拦阻钩按钮。拦阻钩会在很短时间内放下，由纵向阻尼器压紧在道面上，使拦阻钩能很好地勾住拦阻索。勾住拦阻索的舰载机带着巨大的能量继续向前滑跑，拦阻索两端连着的液压阻尼缓冲器带动主活塞支柱，将制动液由液压作动筒挤压进蓄压器，使蓄压器内的空气被急剧压缩从而产生阻尼力。拦阻索被拉得越长，蓄压器内的空气压力就越大，产生的阻尼力也就越大，在规定的距离或是时间内耗散掉飞机的动能，从而使飞机很快停下来。只有在舰载机的拦阻钩放不下来，或者拦阻钩损伤，或者舰载机受损，或燃油不多而又无法复飞的情况下需要迫降，才使用拦阻网拦阻飞机。正是由于舰载机和陆基飞机降落方式的不同，因此对舰载机拦阻钩的设计要求比起对陆基飞机拦阻钩的设计要求更加严苛、更加的坚固。例如，F/A-18陆基版本F/A-18L战斗机的拦阻钩质量为34千克，而作为舰载机的F/A-18A拦阻钩质量为70千克。
现代航空母舰一般装配定长拦阻长度的拦阻装置。该拦阻装置的拦阻滑跑距离标明了拦阻装置的特性，只要被拦阻的飞机在拦阻装置设计限制范围内，则无须考虑被拦飞机的拦套重量和拦阻速度的不同，一般情况下都可使用。各国现役航母拦阻滑跑距离一般为80～90米。舰载机拦阻钩的设计和使用要考虑航母着舰区的设施和布置细节，以及飞行甲板布局、细节和突起物等。其中，突起的细节有甲板悬索直径及其离地面支持高度、导向灯盖板鼓包尺寸、着陆场几何尺寸等。
飞机拦阻着陆装置中出现拦阻钩振动和拦阻动载是拦阻钩缓冲期设计中两大重要问题。在甲板上顺利着陆主要取决于飞机的拦阻钩能够钩住横跨甲板的拦阻索索。理论上，在飞机着陆过程中，拦阻钩在跑道上应该能够钩住第一条拦阻索，或者说是拦阻钩接触到跑道上不要受到跑道的撞击而弹跳起，但在实际中这是不可能的。在实际情况下，要求拦阻钩的跳起高度应该控制在能够准确测量的很小的尺寸范围之内。当飞机在进场高度着陆时，拦阻钩通常位于机轮相切且与地面或是甲板线相切线下端约0.76米或是更多一点的位置上。
当舰载机着舰时，从拦阻钩第1次接触道面到机轮接触道面这段时间内，拦阻钩因撞击道面而反弹。拦阻钩在初始反弹后应具有足够低的高度，且能迅速转向甲板，使得其能成功拦套住一根甲板拦阻索。甲板拦阻索跨度对飞机拦阻性能会造成影响，拦阻钩在接触道面的瞬时被反弹，可能会导致拦阻钩无法勾住拦阻索。理想情况下，舰载机着陆时舰船不动，则拦阻钩碰撞后的反弹仅在飞机对称面内运动。但在实际中航母因风浪的缘故，舰船起降平台会发生横摇、纵摇和升沉等空间位移，使得拦阻钩的运动更加复杂。航母的横摇角左、右弦各可达30°，纵摇角上下可达到4°。飞机降落道面因航母运动而绕航母自身坐标系旋转，此时拦阻钩与道面相碰，以一定的角速度被反弹。为使拦阻钩撞击甲板时引起的反弹减至最小，应有保持拦阻钩压下的功能。因此，拦阻钩上还应有阻尼器。
典型的拦阻钩纵向阻尼器多采用液、气或二者联合使用的形式，具有压下及防止上摆的功能。航母纵横摇时，拦阻钩碰撞后的反弹趋势更加剧烈，横摇导致拦阻钩在水平面内也开始有反转角速度，导致了拦阻钩受到3 个方向的冲量作用。航母横摇时，拦阻钩左右的反转角速度不再是零。当横摇角一定时，拦阻钩向上和左右的反转角速度随纵摇角的增大而增大。当纵摇角一定时，拦阻钩左右的反转角速度随横摇角的增大而增大，向上的反转角速度随横摇角的增大而减小。拦阻钩反弹后在自身重力作用下不能满足拦阻索上钩的要求，须有纵向阻尼器来限制拦阻钩的反弹。在飞机阻拦的过程中，如果飞机在降落引导的过程中不能良好地对中，就会造成着舰点不在阻拦索的中线上，使得飞机挂钩位置偏差。这样就会引起两端阻拦索拉出的速度不一致，虽然阻拦系统具有一定得纠偏能力，但是当偏差较大时，仍有可能出现钩和索的相对滑动。
拦阻钩的布置和定位要求如下：
（1）在任何拦阻滑出位置，由拦阻钩力线引起的前轮增载，及拦阻滑行终止引起对尾轮的撞击载荷应尽可能小。为此，欲获得理想的拦阻钩布置和定位，应严格进行飞机着舰拦阻期间作用于飞机诸力（含拦阻力、空气动力等）的动力分析，以确定拦阻钩最佳布置和定位。此外，还应考虑拦阻钩的布置和定位对飞机螺旋桨（螺桨）和外挂与甲板（道面）之间间隙的影响。 （2）为了获得最简单、最可靠的拦阻钩装置，应在确定飞机总体布置之前的早期设计阶段，考虑拦阻钩的定位和布置。这样既满足拦阻钩设计需要，又能保证全机协调，得到合理的传力路线。
（3）希望装配一个验证过的拦阻钩，因此在飞机初步设计阶段，就应与使用部门及研制部门共同研究协调解决拦阻钩型及使用中的有关技术事宜。
拦阻钩的主要组成部分包括了钩臂和钩头。拦阻钩的长度一般为2米左右，其设计需要考虑多方面的因素，包括：拦阻索的数量、跨度和高度；为了减轻重量和使钩旋转速度最小，考虑使用短钩的可能性；飞机在接近停车状态的操纵特性；飞机拦阻钩与甲板初始接触的常见姿态；拦阻钩相对飞机机轮位置；拦阻钩缓冲器和压紧装置的作用效率。
对拦阻钩的钩头设计同样要考虑多方面的因素，首先是拦套与逃逸特性的折衷关系。拦阻钩的设计应该使得钩子在勾住一条拦阻索后尽可能不再勾住第二条拦阻索，或者在拦阻几何关系中保证不会出现第二条拦阻索的干扰现象。其次是钩面角对套钩、脱钩性能的影响。最优钩面角的选择需要兼顾飞机成功拦套不脱钩，以及拦阻滑跑结束时能顺利脱钩这两方面的性能。第三是钩面与钩尖、钩面与拦索槽外形过渡设计。钩面和拦索槽的过渡区曲率半径尽可能大，使上钩时甲板绳索缠住钩头时引起的弯曲应力尽可能小。第四是钩面角选择。最优的钩面角选择需兼顾飞机成功拦套不脱钩和拦阻滑跑结束后，能顺利脱钩两方面性能。第五是钩尖半径、钩喉半径的选择。小的钩尖很容易钩起甲板绳索，特别是甲板绳索受机轮压过，但过分小的钩尖半径会划伤绳索。钩头喉道接触半径应足够大，正常情况下甲板绳索直径达38毫米，最小25.4毫米，现在美国海军已不使用38～42毫米直径的绳索。第六是钩头重量。拦阻钩头重量的增加，会导致钩反跳的加剧以及相应拦阻缓冲器保持压力的增加，因此钩头和钩臂应设计的尽可能小。
在实际设计时还有许多值得注意的细节。钩喉相对拦阻索不能太大，小直径拦阻索有可能被压扁在沟槽内。钩喉处绳索槽边应倒圆，减少甲板绳索的损伤，钩喉应该有较大的圆弧过渡区，不至于划伤拦阻索索。钩喉半径不应小于与钩头连用的最大甲板拦阻索的半径。试验表明，拦阻索的直径如果小于钩头缆索槽，使用起来比较满意，而拦阻索比缆索槽大时，在5 ～8 次拦阻后就将损坏钩。在钩头钩尖处应尽可能大地加大圆角、去掉尖角，减小甲板的磨损。钩尖尖头半径小容易从甲板平面和从由于起落架的影响而使拦阻索下沉的位置拾起甲板拦阻索。为了减轻重量将对于钩头进行一定的挖空。拦阻钩钩头重量应尽可能小，这不仅能够减少拦阻钩装置的整个重量，而且能降低减震器固定装置的载荷。钩头的重量减少半磅就能明显地减少拦阻钩的惯量。钩头重量的减小也能减小拦阻钩矫正中心所需的力。
另外，在钩头与钩臂的设计上，由于钩头在使用中经常严重磨损，需做不定期更换，因此要求拦阻钩的钩头应是可拆卸的。钩头与钩臂之间连接，考虑到力的传递，应该是结构上的连接而不是连接螺栓。连接螺栓只是起到连接的作用，并不能承受拦阻钩工作时的载荷，在拦阻钩头坏掉时应能够很容易的卸掉钩头。拦阻钩头突出部分插入钩头顶部可以在结构上传递载荷。钩头在钩臂上的连接采用螺栓或是销子连接。连接轴线应处于与钩臂相垂直的平面内且与着陆表面平行。
钩头与钩臂的连接件设计应遵循下列原则：
（1）只用于将钩头连接到钩臂上，不能兼作其他的功用，诸如用于连接减振、上位锁或是作为钩臂组件的连接件等；
（2）连接螺栓应选用高强度钢制张力螺母；
（3）与上述螺栓相配螺母应选用高强度钢制自锁螺母；
（4）螺母与钩臂及螺栓与钩臂之间垫圈应选用中强度钢制垫圈。
F-35的拦阻钩问题
F-35C拦阻试验失败，显示的问题非常严重。因为一旦舰载机的拦阻钩无法勾住拦阻索，则舰载机不得不放弃着舰并尝试再次起飞，否则会坠入海中。而拦阻试验无一成功，这就意味着F-35C无法在航母上降落。具体到提出的三个问题：1、后起落架与拦阻钩位置距离相对来说短。2、拦阻钩的设计不容易挂上拦阻索。3、拦阻钩的阻尼器对微小的弹跳反应无效，也是有着各自的原因。
关于第一个后起落架与拦阻钩位置距离相对来说短的问题，这样会导致在主起落架滚过拦阻索之后，拦阻索还没有来得及复位，拦阻钩便已经滑过拦阻索的位置，导致拦阻钩无法勾上拦阻索。之所以会出现过短的问题，很大程度和F-35的外形设计有关。F-35作为未来由美国空军、海军、陆战队还有一大票外国海、空军所使用的“万能”飞机，虽然基于不同的需求细分为了A、B、C三个型号，但是为了节约成本、提高通用性，使用的还是同一个总体设计。这使得F-35在总体布局设计上必须兼顾各种不同的需求，并在适度隐身和兼顾成本这些前提之下，使许多设计必须服从总体需要。这就为许多问题埋下了伏笔。
为了兼顾F-35B的设计，不得不将发动机安装位置尽量前移，靠近重心的位置，从而降低垂直起降的控制难度。而这一设计就做为总体设计的一部分被F-35的三个型号所共享。但是，发动机既然前移，则尾喷口也会随之前移，F-35C的拦阻钩的安装位置也不得不前移。这样麻烦就来了：前移后的拦阻钩和主起落架之间距离太近。当该机降落时，主起落架机轮碾压过拦阻索之后，拦阻钩随即在极短时间内尾随而过，而此时拦阻索没能及时回复到绷紧状态，从而使得无法挂上拦阻钩。
从美国海军主要的舰载机拦阻钩和主起落架之间距离对比可以看出，F-35C的距离是最短的，只有2.2米，而对应的其他舰载机中，X-47B 为3.1米、F/A-18E为5.7米，F-14D为6.7米，T-45教练机为4.45米。
另一方面，原本当拦阻钩和主起落架之间距离较短时，可以通过采用较长的拦阻钩来解决这一问题。可是F-35C为了兼顾隐身性能，拦阻钩必须要能够收纳到机尾内部，其长度受到限制，导致难以挂上拦阻索。 关于拦阻钩的设计不容易挂上拦阻索的问题，其涉及到了拦阻钩钩头的外形设计。F-35C拦阻钩的设计主要参考了F/A-18E战斗机拦阻钩前缘较钝，略带倒钩。但是问题在于，F/A-18E战斗机无论是拦阻钩和主起落架之间距离还是拦阻钩本身的长度都比F-35C要长，自然容易挂上。而F-35C在无论是拦阻钩和主起落架之间距离还是拦阻钩本身的长度都比F/A-18E要短的情况下生搬硬套，自然要出问题。
至于拦阻钩的阻尼器对微小的弹跳反应无效的问题，还是和拦阻钩长度有关系。由于F-35C拦阻钩长度较短，因此当拦阻钩接触道面时，拦阻钩放下的角度较大。在这样的情况下，拦阻钩的阻尼器阻止拦阻钩的弹跳的力度可能会不够，再加上大角度的因素，使得拦阻钩容易在接触道面或者由于甲板的不平而弹起。
另外一个深层次的原因在于，洛克希德·马丁公司在舰载机设计上的经验较为欠缺。在很长一段时间内，洛克希德·马丁公司没有什么喷气式舰载机被采用，其研发的S-3舰载反潜机也已经是四十多年前设计的了。洛克希德·马丁公司近年来在美军战斗机研制招标上屡有斩获，依靠的是在隐身性方面的经验。相对而言，美国海军舰载机的一些主要研制公司，如波音公司、格鲁曼公司则在不断的竞标失败中元气大伤甚至从此消失。在JSF项目的竞争上，由于项目着眼点在于通用，并不仅仅是单纯的海军飞机，竞争的主要矛盾点也放在了垂直起降上，洛克希德·马丁公司得以依靠综合优势胜出。但是到了具体的海军型F-35C研制上，洛克希德·马丁公司缺乏舰载机经验的缺点便在必须兼顾通用的多重因素的前提下顾此失彼暴露了出来。
当然，拦阻钩毕竟并不是根本性的问题，洛克希德·马丁公司也能够通过修改拦阻钩的设计而予以解决。阻尼器的修改相对容易一些，但是拦阻钩本身的设计修改会更麻烦一些。也可以考虑采用类似F7U的折叠拦阻钩，但是这样会增加拦阻钩的复杂度。另外一种解决办法是将拦阻钩的安装点再向着机尾移动，但是这样势必会造成机体承受的强度负荷改变，需要重新设计后机身，并对其强度负荷重新进行计算和测试，属于重大改动，将会带来巨大的未知风险，之前已经获得的研发试验和评价数据也将失效。
从目前的消息来看，洛克希德·马丁公司的设计团队的解决方案是将拦阻钩改为较尖锐的楔形结构，将钩头的最低点修改到拦阻索中心线以下，这样就会容易挂上一些，但同时也容易造成脱钩。目前的测试中，磨尖了钩尖但未修改阻尼器的临时设计成功地抓住了尾钩。但是，这些手段能否彻底解决问题，还有待时间的检验。洛克希德·马丁公司希望在2013年夏天对新尾钩的最终设计及其阻尼器进行测试，舰上测试将在2014年进行。这些改动最终会带来时间上的延误，甚至成本进一步飙升，可能会对本来使用用户就少的F-35C的命运带来重大影响。
（编辑/一翔）
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