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題。通過矢量推力分擔(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。

    F22機(jī)身后減阻是迄今為止戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)不可逾越的巔峰

    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)鋁合金來說）的問題。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。

    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)熱屏障來隔離燃?xì)?。美?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，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(guó)目前極度依賴進(jìn)口而又被國(guó)際社會(huì)所禁運(yùn)。

    延伸閱讀

    阻燃鈦合金

    常規(guī)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(yīng)用。針對(duì)這種情況，各國(guó)都展開了對(duì)阻燃鈦合金的研究并取得一定突破。羌國(guó)研制出的Alloy c（也稱為Ti-1720），名義成分為50Ti-35v-15Cr（質(zhì)量分?jǐn)?shù)），是一種對(duì)持續(xù)燃燒不敏感的阻燃鈦合金，己用于F119發(fā)動(dòng)機(jī)。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(dāng)好的熱變形工藝性能，可用其制成復(fù)雜的零件。

    碳化硅增韌陶瓷

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

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

    CMC2SiC具有材料結(jié)構(gòu)一體化和多尺度的結(jié) 構(gòu)特征，通過各結(jié)構(gòu)單元的優(yōu)化設(shè)計(jì)，產(chǎn)生協(xié)同效應(yīng)，以達(dá)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(shí)現(xiàn)復(fù)合材料強(qiáng)韌化的關(guān)鍵，構(gòu)成連續(xù)纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料特有的力學(xué)性能特征，使CMC2SiC具有類似金屬的斷裂行為，對(duì)裂紋不敏感，不發(fā)生災(zāi)難性損毀。CMC2SiC的高溫力學(xué)性能優(yōu)異，氧化物的抗環(huán)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(zhǎng)壽命CMC2SiC的抗環(huán)境涂層（EBC）的基本組元。

    國(guó)際在20世紀(jì)90年代，CMC2SiC開始步入應(yīng)用研究階段。作為高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)用高溫?zé)峤Y(jié)構(gòu)材料，以推重比10航空發(fā)動(dòng)機(jī)為演示驗(yàn)證平臺(tái)對(duì)噴管、燃燒室和渦輪三大部分進(jìn)行了大量考核，歷時(shí)十余年目前仍在進(jìn)行。其中法國(guó)Snecma公司生產(chǎn)的CMC2SiC調(diào)節(jié)片、密封片已裝機(jī)使用近10年。在700℃工作100h,減重50%,疲勞壽命優(yōu)于高溫合金，目前正向其他發(fā)動(dòng)機(jī)上拓展。中期（2015～2020年），發(fā)展燃燒室和內(nèi)襯、低壓渦輪和導(dǎo)向葉片；遠(yuǎn)期（2020年以后），發(fā)展高壓渦輪和導(dǎo)向葉片、高壓壓氣機(jī)渦輪和導(dǎo)向葉片。 作為高比沖液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用材料，多種衛(wèi)星姿控軌控發(fā)動(dòng)機(jī)噴管和大型運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擴(kuò)張段通過了試車考核。 推力可控固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)氣流閥進(jìn)行了臺(tái)架試車考核，各種戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈和運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)喉襯已獲得應(yīng)用。 亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室與噴管喉襯已經(jīng)進(jìn)入應(yīng)用階段，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)支板和鑲嵌面板正在進(jìn)行臺(tái)架試車。 CMC2SiC材料用作超高聲速飛行器高溫大面積防熱系統(tǒng)，已經(jīng)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?？梢员苊忸愃聘鐐惐葋喬?hào)使用C/C復(fù)合材料造成的災(zāi)難性事故，從而奠定了C/SiC在高溫防熱領(lǐng)域的主導(dǎo)地位。 在工業(yè)燃?xì)鉁u輪發(fā)電機(jī)中，以CMC2SiC燃燒室內(nèi)襯和覆環(huán)為代表的靜止件已經(jīng)完成全壽命試車考核，短時(shí)間內(nèi)可以進(jìn)入實(shí)際應(yīng)用階段。 CMC2SiC材料作為核聚變反應(yīng)堆第一壁，進(jìn)行了系統(tǒng)的高溫輻照實(shí)驗(yàn)。發(fā)現(xiàn)在1100℃以下高溫輻照對(duì)SiC/SiC的力學(xué)性能沒有明顯影響，下一步計(jì)劃將測(cè)試溫度提高到1400℃。 CMC2SiC材料用作大型超輕結(jié)構(gòu)太空反射鏡仍處于研發(fā)階段，主要解決超輕結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和反射性能。 CMC2SiC材料作為飛機(jī)高速剎車系統(tǒng)，正在試車考核與飛行驗(yàn)證。在奧迪A8和保時(shí)捷等高檔轎車上已經(jīng)獲得應(yīng)用。 

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