这四种垂直起降飞机的设计思路，其实是有一定的逻辑关联的。
设计垂直起降飞机，要解决的第一个问题，是推力与重力方向不一致的问题，这个问题最直观，也最容易解决，解决方法就是推力转向发动机，一般来说常见的有两种，鹞式的裤衩式转向喷口，和苏联后来的三转轴转向喷口。
而第二个问题，就是推力与重心不重合的问题。常规飞机的推力在尾部，但重心在飞机中间部位，这样飞机如果仅仅解决了推力转向问题，起降时飞机仍然是不平衡的。
作为第一个可行的垂直起降方案，鹞式飞机的伟大之处，不仅仅在于解决了推力换向问题，还在于解决了推力与重心基本重合这个问题。它采用的就是四立柱方案，将外涵道的气流在发动机重心以前喷出。
但这个方案也是有他的局限性的，因为垂直起降飞机还面临第三个问题。
第三个问题就是发动机推力不足的问题，一般飞机平飞只需要相当于重量0.4左右的推力就可以了，在二代机时代，一般来说开加力时的推重比也不需要超过1。但垂直起降需要相当于1.2的推重比。而且一般来说这个推力还不能是加力推力，因为加力推力不稳定且耗油特别快，对发动机损害还比较大，一般不能长时间开加力。起飞的时候时间比较短，确实不用长时间开加力，降落的时候需要的时间就比较长，往往发动机的寿命都不够降落开加力的。
这样一算实际上要实现比较轻松的垂直起降，飞机发动机自身推重比大概需要达到20左右才可以。但是，在垂直起降概念大流行的二代机时代，一般发动机自身推重比达到6就不错了。直到四代机时代，发动机自身推重比才达到10以上，但距离可以轻松的实现垂直起降这个目标还差的远。
这也是很多人说，垂直起降本质是个发动机问题的原因，潜台词就是说，目前的技术水平下，谈论垂直起降不是一个严肃的话题。
但是这个问题并非不可以弥补，否则鹞式飞机也不至于能服役那么多年了。
解决推重比不足问题，鹞式的第一个做法就是增加推力，增加推力的措施就是增加涵道比。外涵道风扇越大，发动机推力也越大。这也是为什么鹞式飞机看起来短粗肥胖的原因。
外涵道风扇增加确实提供了更多推力，我记得鹞式飞机的推重比在不开加力的情况下达到了9左右，这在那个年代是有点逆天的数字了。但是也带来一个问题就是高速能力大受影响，风扇越大高速时阻力也就越大，因此鹞式飞不到超音速。
解决推力不足问题的第二个措施就是短距起降，既然发动机推力不够垂直起飞，那就让机翼也来借一把力，改成短滑起飞就好了。
这个措施非常有效，本来发动机自身推重比在9-10左右，其实也只能实现垂直降落，也就是推动一架基本为空载的飞机起降一下，但航程和载弹就别想了。一旦实现了短滑起飞，鹞式就可以满载起飞，作战半径并不低于一般战斗机了。正是这个措施使垂直起降飞机具备了实用价值。但也在客观上解构了垂直起降的概念，因为从此以后垂直起降成为了一种实质上的短距起降手段。
垂直起降这个概念其实经历了两次解构，第一次变成了短距起飞，垂直降落飞机，第二次变成了短距起飞，短距降落飞机。
英国人使用鹞式多年以后就认为，舰载型鹞式其实也不需要垂直降落，完全可以在航母上配备拦阻索，让鹞式短距降落就可以。这样做就不必付出过多代价，整架飞机性能可以提高不少。
后来bae搞得鹞式后续型号，大体上就是减小涵道比，在转向喷口喷油加力的超音速方案，这个方案大概率也不能真正垂直起降，而是一架短距起降或短距起飞/垂直降落的超音速飞机。
这也是我后来的方案都偏向于单一升力/巡航发动机，短距起降方案的原因。
所谓的垂直起降问题是个发动机问题，这句话一般人说出来，就是装13用的，发动机推重比达到20以前，根本造不出可用的垂直起降飞机，很显然这跟现实是不符的。实际上飞机设计是一个工程学科，一切要以实践结果为基础。更多的时候，需要改变的是人们头脑中的固有观念而非客观世界的物理法则。如果接受现实，将垂直起降飞机定义为一种可以通过直接升力换向减小起降距离的飞机，那么垂直起降飞机任何时候都是能造出来的。如果将垂直起降飞机定义为短滑起飞/垂直降落飞机，那么只需要9左右的推重比的发动机，也是可以造出来的，而这个条件，在几十年前就已经实现了。
下面说说vak191，这架飞机看起来是一架变形的鹞式，它在鹞式的四立柱发动机基础上，前后各加了一台升力发动机，这样好处是发动机不必像鹞式那样付出太多高速上的代价来增加推力，从而高速性能更好一些。因为增加升力有专用的升力发动机，因此它可以用小一些的升力/巡航发动机。
升力发动机是增加推力的另一种思路，发动机越小推重比就越高，升力发动机就特地把发动机做的特别小，很多方案用升力发动机阵列而不是单一升力发动机就是出于这个原因。另外升力发动机只在起降时实用，巡航时不工作，因此全寿命工作时间只需要几十小时，这样就可以进一步减重。所以升力发动机一般来说可以做到20以上的推重比。
当然实际上vak191也是一架亚音速飞机，但是客观上说它的高速方面的潜力超过鹞式飞机。后来bae发展鹞式的后续型号时曾经搞出了在转向喷口喷油加力的方案（pcb喷口），如果结合上这个技术vak191很可能能发展出超音速型号。
跟雅克38相比，vak191不必考虑升力发动机与升力/巡航发动机之间的配合问题，因此控制上更简单可靠一些。特别是对于短滑起降来说，vak191这种构型显然更容易实现短滑起飞，而雅克38直到退役也没有实现短滑起飞，垂直起飞导致航程极端低下。直到雅克41才实现短滑起飞，但跟鹞式的短滑起飞还是有很大差距的。鹞式是先水平推力，推动飞机水平滑跑，到一定距离后推力向下起飞。雅克41是升力/巡航发动机以固定的一定角度（65度）向后下方喷气，同时打开升力发动机，这样实现短距起飞。显然这种做法效率不如鹞式高。
但是它的四立柱发动机又比雅克38的结构复杂一些。总体上说雅克38的技术更粗糙一些。比如雅克38不需要单独研制一种发动机，可以用现成的发动机做升力/巡航发动机，这样无疑能降低项目成本和风险。但升力发动机与升力/巡航发动机之间的配合确实对苏联来说比较困难，因此造成雅克38系列实际使用中事故率很高。
而升力发动机方案带来的另一个问题，就是热衰减或者说废气回吸问题，vak191和雅克38差不太多，谁也好不到哪去。总体上说vak191跟雅克38两个方案各有千秋，vak191可能更好一点，尤其是实现短滑起飞更容易一些。
当然后面雅克38发展出了雅克41，主要是搞出了三转轴转向喷口，这样这个方案的发展潜力就超过了vak191，三转轴转向喷口最大的好处是可以作为加力段，因此高速能力更好一些。当然vak191如果有装备pcb喷口的后续方案，可能能与雅克41比较一下的，很可惜这个方案没有继续发展下去。
最后再说一下f35的升力风扇方案，它看起来接近雅克41，因为三转轴转向喷口看起来完全一样，但是在我看来它其实更像是鹞式方案的进化版。
鹞式扩大外涵道增加升力，但会恶化高速性能，试想一下，如果放弃外涵道的高速性能，只考虑增加推力，把外涵道做到可能范围内最大的程度，然后独立出来作为升力风扇，然后巡航时实用另一部风扇。会是什么样呢？你会发现它就是f135这个样子。
在此基础上再结合三转轴转向喷口，就是f35的方案由来。
F35动力方案的好处是增推效果非常好，已经到了增加涵道比方案的极限，另外一个好处就是消除了废气回吸问题。一般而言大家对第二个好处提的比较多，但对第一个好处提的比较少，因为确实不是那么直观好懂。但坏处是整个动力系统仍然有很多冗余设备，因此整体上推重比并不高，可能还不如升力发动机方案。
这样说看起来有点自相矛盾，实际上是它的起降推力（升力风扇工作）大于巡航推力（巡航风扇工作），（因为升力风扇直径更大）。如果以起降推力计算则推重比还可以，以巡航推力计算则推重比很糟糕。
这架飞机，怎么说呢？可能只适合美国这种技术比较先进，子系统性能能做到极限的国家吧。这类方案并不适合其他国家学习。
前面说过了，其实垂直起降飞机概念经历了两次解构，第一次是变成了短距起飞，垂直降落飞机，第二次是变成了短距起飞，短距降落飞机。也就是说实际上f35其实不需要为垂直降落付出那么多代价。实际上是设计理念上的落后让它走了弯路。从这个角度来说，单纯从垂直起降的角度，x32方案是优于x35方案的，x32主要是输在了常规起降型上。
最后再聊聊前一阵网上比较火的成飞垂直起降飞机专利，这个大体上就是想在不单独研制升力发动机，也不单独研制升力/巡航发动机的前提下，单纯用飞机结构去解决垂直起降问题，只要你认真读一下本文，就能知道这种想法有多么不靠谱。所以我一开始就说，这玩意就是拿来水个经验，评个职称，没有什么实际价值。
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