在超聲速狀態(tài)下，飛機(jī)有38-50%甚至更高比例的阻力都來(lái)自于飛機(jī)的尾部。為了針對(duì)后機(jī)身進(jìn)行氣動(dòng)外形上的減阻，大幅度減小超聲速巡航飛行的阻力，F(xiàn)22采用了與全機(jī)設(shè)計(jì)一體化的兩元矢量推力系統(tǒng)，并取得了阻力與隱身上的極好效果。

    兩元矢量推力為F22減阻的效果來(lái)自兩個(gè)方面，第一個(gè)方面是俄式飛機(jī)慣用的軸對(duì)稱矢量噴管也能做到的。飛機(jī)在進(jìn)入超聲速狀態(tài)以后，隨著氣動(dòng)中心的后移和阻力的增加，平尾等氣動(dòng)面會(huì)出現(xiàn)控制阻力加大、控制能力反而降低等一系列問(wèn)題。通過(guò)矢量推力分擔(dān)平尾的工作，大大減小平尾的偏轉(zhuǎn)幅度，F(xiàn)22在維持超聲速飛行平衡時(shí)能夠極大的減小控制方面的阻力。

    而第二個(gè)效果則是F22所獨(dú)有的：F22機(jī)身采用了兩頭尖的超聲速翼型剖面，整個(gè)機(jī)身側(cè)面的形狀就是巨大的超音速機(jī)翼，形成極低阻力的超音速升力體布局；而這其中如何給尾部收尖，對(duì)整個(gè)設(shè)計(jì)的性能指標(biāo)有著至關(guān)重要的影響。而兩元矢量推力噴口的使用，使F22尾部流暢的將截面積縮減到了最小。

    因此F22采用的兩元矢量推力，看似笨重很多而且推力損失大不少，比起軸對(duì)稱噴管又在超機(jī)動(dòng)控制上能力欠缺；但是它通過(guò)改善戰(zhàn)斗機(jī)的總體阻力與信號(hào)特征，實(shí)際上獲得的性能收益是軸對(duì)稱噴管完全不能相比的。

    既然阻力與隱身上優(yōu)勢(shì)如此明顯，為何中俄的飛機(jī)不采用？答案就一個(gè)：做不出那個(gè)水平。四代機(jī)由于強(qiáng)調(diào)超巡，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的特性是雙高——高溫、高速；軸對(duì)稱噴管的圓形截面受力不僅均勻，而且承受的熱載荷和力載荷也小。而方形截面不可避免會(huì)遭遇受熱、受力的高度不均勻，沒(méi)有輕質(zhì)且高強(qiáng)度又極耐高溫的材料，根本應(yīng)對(duì)不了這樣的苛刻的工作環(huán)境。

    以F22為例，它噴管承力結(jié)構(gòu)的鈦合金材料就是專門研制的。在F22之前，鈦合金的極限工作溫度從350度一直提升到600度，但都無(wú)法克服高溫自燃（鈦的化學(xué)性質(zhì)在高溫下非常活躍，所謂耐高溫只是相對(duì)鋁合金來(lái)說(shuō)）的問(wèn)題。而F22上采用的Alloy C高溫阻燃鈦合金（牌號(hào)Tidyne 3515，基本成分50%鈦、35%釩、15%鉻），在激光器的點(diǎn)燃測(cè)試中，燃點(diǎn)比三代戰(zhàn)斗機(jī)用的常規(guī)鈦合金高出500度。

f22和殲20

    中國(guó)和俄羅斯，都在美國(guó)Alloy c系列合金的公開資料基礎(chǔ)上，開發(fā)了自己類似性能的阻燃鈦合金，比如中國(guó)版Alloy c就叫做TI40。但是由于基本功不扎實(shí)——比如對(duì)鈦合金燃燒的原理研究不夠深入系統(tǒng)，國(guó)內(nèi)在TI40的應(yīng)用上至今達(dá)不到實(shí)用水平。根據(jù)2014年航空材料學(xué)報(bào)的公開論文，我國(guó)將TI40首先應(yīng)用在工作溫度較低的發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)機(jī)匣，待型號(hào)成功后再逐步推廣應(yīng)用到其它部位——很顯然這只能是渦扇15了。

    另一方面Alloy c系列合金本身，也無(wú)法直接抵御發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獾臎_擊燒蝕，因此它需要一個(gè)熱屏障來(lái)隔離燃?xì)狻Ｃ绹?guó)采用的是以碳化硅纖維為基礎(chǔ)開發(fā)的復(fù)合陶瓷材料，以獲得耐高溫、高強(qiáng)度、高韌性抗沖擊性能。而在這一方面，我國(guó)和美國(guó)相比差距更大——阻燃鈦合金至少造的出來(lái)，好不好用兩說(shuō)；而碳化硅增韌陶瓷，起碼高性能碳化硅纖維我國(guó)目前極度依賴進(jìn)口而又被國(guó)際社會(huì)所禁運(yùn)。