在超声速状态下，飞机有38-50%甚至更高比例的阻力都来自于飞机的尾部。为了针对后机身进行气动外形上的减阻，大幅度减小超声速巡航飞行的阻力，F22采用了与全机设计一体化的两元矢量推力系统，并取得了阻力与隐身上的极好效果。

  两元矢量推力为F22减阻的效果来自两个方面，第一个方面是俄式飞机惯用的轴对称矢量喷管也能做到的。飞机在进入超声速状态以后，随着气动中心的后移和阻力的增加，平尾等气动面会出现控制阻力加大、控制能力反而降低等一系列问题。通过矢量推力分担平尾的工作，大大减小平尾的偏转幅度，F22在维持超声速飞行平衡时能够极大的减小控制方面的阻力。

  F22机身后减阻是迄今为止战斗机设计不可逾越的巅峰

  而第二个效果则是F22所独有的：F22机身采用了两头尖的超声速翼型剖面，整个机身侧面的形状就是巨大的超音速机翼，形成极低阻力的超音速升力体布局；而这其中如何给尾部收尖，对整个设计的性能指标有着至关重要的影响。而两元矢量推力喷口的使用，使F22尾部流畅的将截面积缩减到了最小。

  因此F22采用的两元矢量推力，看似笨重很多而且推力损失大不少，比起轴对称喷管又在超机动控制上能力欠缺；但是它通过改善战斗机的总体阻力与信号特征，实际上获得的性能收益是轴对称喷管完全不能相比的。

  既然阻力与隐身上优势如此明显，为何中俄的飞机不采用？答案就一个：做不出那个水平。四代机由于强调超巡，发动机喷流的特性是双高——高温、高速；轴对称喷管的圆形截面受力不仅均匀，而且承受的热载荷和力载荷也小。而方形截面不可避免会遭遇受热、受力的高度不均匀，没有轻质且高强度又极耐高温的材料，根本应对不了这样的苛刻的工作环境。

  以F22为例，它喷管承力结构的钛合金材料就是专门研制的。在F22之前，钛合金的极限工作温度从350度一直提升到600度，但都无法克服高温自燃（钛的化学性质在高温下非常活跃，所谓耐高温只是相对铝合金来说）的问题。而F22上采用的Alloy C高温阻燃钛合金（牌号Tidyne 3515，基本成分50%钛、35%钒、15%铬），在激光器的点燃测试中，燃点比三代战斗机用的常规钛合金高出500度。

  中国和俄罗斯，都在美国Alloy c系列合金的公开资料基础上，开发了自己类似性能的阻燃钛合金，比如中国版Alloy c就叫做TI40。但是由于基本功不扎实——比如对钛合金燃烧的原理研究不够深入系统，国内在TI40的应用上至今达不到实用水平。根据2014年航空材料学报的公开论文，我国将TI40首先应用在工作温度较低的发动机压气机机匣，待型号成功后再逐步推广应用到其它部位——很显然这只能是涡扇15了。

  另一方面Alloy c系列合金本身，也无法直接抵御发动机燃气的冲击烧蚀，因此它需要一个热屏障来隔离燃气。美国采用的是以碳化硅纤维为基础开发的复合陶瓷材料，以获得耐高温、高强度、高韧性抗冲击性能。而在这一方面，我国和美国相比差距更大——阻燃钛合金至少造的出来，好不好用两说；而碳化硅增韧陶瓷，起码高性能碳化硅纤维我国目前极度依赖进口而又被国际社会所禁运。

  延伸阅读

  阻燃钛合金

  常规钛合金在特定的条件下有燃烷的倾向，这在很大程度上限制了其应用。针对这种情况，各国都展开了对阻燃钛合金的研究并取得一定突破。羌国研制出的Alloy c（也称为Ti-1720），名义成分为50Ti-35v-15Cr（质量分数），是一种对持续燃烧不敏感的阻燃钛合金，己用于F119发动机。BTT-1和BTT-3为俄罗斯研制的阻燃钛合金，均为Ti-Cu-Al系合金，具有相当好的热变形工艺性能，可用其制成复杂的零件。

  碳化硅增韧陶瓷

连续纤维增韧陶瓷基复合材料（CMC）是航空航天等高科技领域发展不可缺少的材料。其中，连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料（CMC2SiC）是研究最多、应用最成功的一种。

  连续纤维增韧陶瓷基复合材料根据增韧方式的不同，陶瓷基复合材料分为颗粒、晶须、层状和连续纤维增韧陶瓷基复合材料。四种陶瓷基复合材料的强度和断裂韧性依次增加。其中前两种复合材料具有各向同性，后两种复合材料具有各向异性。连续纤维增韧陶瓷基复合材料 （CMC）可以从根本上克服陶瓷脆性，是陶瓷基复合材料发展的主流方向。根据复合材料组成不同，连续纤维增韧陶瓷基复合材料分为玻璃基、氧化物基和非氧化物基复合材料，工作温度依次提高。玻璃基复合材料、氧化物基复合材料和非氧化物基复合材料分别具有低成本、抗氧化和高性能的优点。连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料（CMC2SiC）是目前研究最多、应用最成功和最广泛的陶瓷基复合材料，是航空航天等高科技领域发展不可缺少的材料。

  CMC2SiC具有材料结构一体化和多尺度的结 构特征，通过各结构单元的优化设计，产生协同效应，以达到高性能和各性能的合理匹配。纤维单丝表面的均匀纳米尺度界面层是实现复合材料强韧化的关键，构成连续纤维增韧陶瓷基复合材料特有的力学性能特征，使CMC2SiC具有类似金属的断裂行为，对裂纹不敏感，不发生灾难性损毁。CMC2SiC的高温力学性能优异，氧化物的抗环境腐蚀性能更好。因此，SiC是耐高温CMC基体基本组元，氧化物是长寿命CMC2SiC的抗环境涂层（EBC）的基本组元。

  国际在20世纪90年代，CMC2SiC开始步入应用研究阶段。作为高推重比航空发动机用高温热结构材料，以推重比10航空发动机为演示验证平台对喷管、燃烧室和涡轮三大部分进行了大量考核，历时十余年目前仍在进行。其中法国Snecma公司生产的CMC2SiC调节片、密封片已装机使用近10年。在700℃工作100h,减重50%,疲劳寿命优于高温合金，目前正向其他发动机上拓展。中期（2015～2020年），发展燃烧室和内衬、低压涡轮和导向叶片；远期（2020年以后），发展高压涡轮和导向叶片、高压压气机涡轮和导向叶片。 作为高比冲液体火箭发动机用材料，多种卫星姿控轨控发动机喷管和大型运载火箭发动机喷管扩张段通过了试车考核。 推力可控固体火箭发动机气流阀进行了台架试车考核，各种战术导弹和运载火箭发动机上面级发动机喉衬已获得应用。 亚燃冲压发动机燃烧室与喷管喉衬已经进入应用阶段，超燃冲压发动机支板和镶嵌面板正在进行台架试车。 CMC2SiC材料用作超高声速飞行器高温大面积防热系统，已经在X系列空天飞行器上试飞成功，成为继C/C之后的新一代防热材料。可以避免类似哥伦比亚号使用C/C复合材料造成的灾难性事故，从而奠定了C/SiC在高温防热领域的主导地位。 在工业燃气涡轮发电机中，以CMC2SiC燃烧室内衬和覆环为代表的静止件已经完成全寿命试车考核，短时间内可以进入实际应用阶段。 CMC2SiC材料作为核聚变反应堆第一壁，进行了系统的高温辐照实验。发现在1100℃以下高温辐照对SiC/SiC的力学性能没有明显影响，下一步计划将测试温度提高到1400℃。 CMC2SiC材料用作大型超轻结构太空反射镜仍处于研发阶段，主要解决超轻结构设计和反射性能。 CMC2SiC材料作为飞机高速刹车系统，正在试车考核与飞行验证。在奥迪A8和保时捷等高档轿车上已经获得应用。 

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