在超聲速狀態下，飛機有38-50%甚至更高比例的阻力都來自于飛機的尾部。為了針對后機身進行氣動外形上的減阻，大幅度減小超聲速巡航飛行的阻力，F22采用了與全機設計一體化的兩元矢量推力系統，并取得了阻力與隱身上的極好效果。

    兩元矢量推力為F22減阻的效果來自兩個方面，第一個方面是俄式飛機慣用的軸對稱矢量噴管也能做到的。飛機在進入超聲速狀態以后，隨著氣動中心的后移和阻力的增加，平尾等氣動面會出現控制阻力加大、控制能力反而降低等一系列問題。通過矢量推力分擔平尾的工作，大大減小平尾的偏轉幅度，F22在維持超聲速飛行平衡時能夠極大的減小控制方面的阻力。

    F22機身后減阻是迄今為止戰斗機設計不可逾越的巔峰

    而第二個效果則是F22所獨有的：F22機身采用了兩頭尖的超聲速翼型剖面，整個機身側面的形狀就是巨大的超音速機翼，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，對整個設計的性能指標有著至關重要的影響。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，比起軸對稱噴管又在超機動控制上能力欠缺；但是它通過改善戰斗機的總體阻力與信號特征，實際上獲得的性能收益是軸對稱噴管完全不能相比的。

    既然阻力與隱身上優勢如此明顯，為何中俄的飛機不采用？答案就一個：做不出那個水平。四代機由于強調超巡，發動機噴流的特性是雙高——高溫、高速；軸對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遭遇受熱、受力的高度不均勻，沒有輕質且高強度又極耐高溫的材料，根本應對不了這樣的苛刻的工作環境。

    以F22為例，它噴管承力結構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，但都無法克服高溫自燃（鈦的化學性質在高溫下非常活躍，所謂耐高溫只是相對鋁合金來說）的問題。而F22上采用的Alloy C高溫阻燃鈦合金（牌號Tidyne 3515，基本成分50%鈦、35%釩、15%鉻），在激光器的點燃測試中，燃點比三代戰斗機用的常規鈦合金高出500度。

    中國和俄羅斯，都在美國Alloy c系列合金的公開資料基礎上，開發了自己類似性能的阻燃鈦合金，比如中國版Alloy c就叫做TI40。但是由于基本功不扎實——比如對鈦合金燃燒的原理研究不夠深入系統，國內在TI40的應用上至今達不到實用水平。根據2014年航空材料學報的公開論文，我國將TI40首先應用在工作溫度較低的發動機壓氣機機匣，待型號成功后再逐步推廣應用到其它部位——很顯然這只能是渦扇15了。

    另一方面Alloy c系列合金本身，也無法直接抵御發動機燃氣的沖擊燒蝕，因此它需要一個熱屏障來隔離燃氣。美國采用的是以碳化硅纖維為基礎開發的復合陶瓷材料，以獲得耐高溫、高強度、高韌性抗沖擊性能。而在這一方面，我國和美國相比差距更大——阻燃鈦合金至少造的出來，好不好用兩說；而碳化硅增韌陶瓷，起碼高性能碳化硅纖維我國目前極度依賴進口而又被國際社會所禁運。

    延伸閱讀

    阻燃鈦合金

    常規鈦合金在特定的條件下有燃烷的傾向，這在很大程度上限制了其應用。針對這種情況，各國都展開了對阻燃鈦合金的研究并取得一定突破。羌國研制出的Alloy c（也稱為Ti-1720），名義成分為50Ti-35v-15Cr（質量分數），是一種對持續燃燒不敏感的阻燃鈦合金，己用于F119發動機。BTT-1和BTT-3為俄羅斯研制的阻燃鈦合金，均為Ti-Cu-Al系合金，具有相當好的熱變形工藝性能，可用其制成復雜的零件。

    碳化硅增韌陶瓷

     連續纖維增韌陶瓷基復合材料（CMC）是航空航天等高科技領域發展不可缺少的材料。其中，連續纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料（CMC2SiC）是研究最多、應用最成功的一種。

    連續纖維增韌陶瓷基復合材料根據增韌方式的不同，陶瓷基復合材料分為顆粒、晶須、層狀和連續纖維增韌陶瓷基復合材料。四種陶瓷基復合材料的強度和斷裂韌性依次增加。其中前兩種復合材料具有各向同性，后兩種復合材料具有各向異性。連續纖維增韌陶瓷基復合材料 （CMC）可以從根本上克服陶瓷脆性，是陶瓷基復合材料發展的主流方向。根據復合材料組成不同，連續纖維增韌陶瓷基復合材料分為玻璃基、氧化物基和非氧化物基復合材料，工作溫度依次提高。玻璃基復合材料、氧化物基復合材料和非氧化物基復合材料分別具有低成本、抗氧化和高性能的優點。連續纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料（CMC2SiC）是目前研究最多、應用最成功和最廣泛的陶瓷基復合材料，是航空航天等高科技領域發展不可缺少的材料。

    CMC2SiC具有材料結構一體化和多尺度的結 構特征，通過各結構單元的優化設計，產生協同效應，以達到高性能和各性能的合理匹配。纖維單絲表面的均勻納米尺度界面層是實現復合材料強韌化的關鍵，構成連續纖維增韌陶瓷基復合材料特有的力學性能特征，使CMC2SiC具有類似金屬的斷裂行為，對裂紋不敏感，不發生災難性損毀。CMC2SiC的高溫力學性能優異，氧化物的抗環境腐蝕性能更好。因此，SiC是耐高溫CMC基體基本組元，氧化物是長壽命CMC2SiC的抗環境涂層（EBC）的基本組元。

    國際在20世紀90年代，CMC2SiC開始步入應用研究階段。作為高推重比航空發動機用高溫熱結構材料，以推重比10航空發動機為演示驗證平臺對噴管、燃燒室和渦輪三大部分進行了大量考核，歷時十余年目前仍在進行。其中法國Snecma公司生產的CMC2SiC調節片、密封片已裝機使用近10年。在700℃工作100h,減重50%,疲勞壽命優于高溫合金，目前正向其他發動機上拓展。中期（2015～2020年），發展燃燒室和內襯、低壓渦輪和導向葉片；遠期（2020年以后），發展高壓渦輪和導向葉片、高壓壓氣機渦輪和導向葉片。 作為高比沖液體火箭發動機用材料，多種衛星姿控軌控發動機噴管和大型運載火箭發動機噴管擴張段通過了試車考核。 推力可控固體火箭發動機氣流閥進行了臺架試車考核，各種戰術導彈和運載火箭發動機上面級發動機喉襯已獲得應用。 亞燃沖壓發動機燃燒室與噴管喉襯已經進入應用階段，超燃沖壓發動機支板和鑲嵌面板正在進行臺架試車。 CMC2SiC材料用作超高聲速飛行器高溫大面積防熱系統，已經在X系列空天飛行器上試飛成功，成為繼C/C之后的新一代防熱材料。可以避免類似哥倫比亞號使用C/C復合材料造成的災難性事故，從而奠定了C/SiC在高溫防熱領域的主導地位。 在工業燃氣渦輪發電機中，以CMC2SiC燃燒室內襯和覆環為代表的靜止件已經完成全壽命試車考核，短時間內可以進入實際應用階段。 CMC2SiC材料作為核聚變反應堆第一壁，進行了系統的高溫輻照實驗。發現在1100℃以下高溫輻照對SiC/SiC的力學性能沒有明顯影響，下一步計劃將測試溫度提高到1400℃。 CMC2SiC材料用作大型超輕結構太空反射鏡仍處于研發階段，主要解決超輕結構設計和反射性能。 CMC2SiC材料作為飛機高速剎車系統，正在試車考核與飛行驗證。在奧迪A8和保時捷等高檔轎車上已經獲得應用。 

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責任編輯：王元

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