谢邀，并不会。

战斗机喷火或不喷火，实际上温度最高的部分并不是尾部喷管，而是战斗机发动机内的燃烧室。

如果看喷气发动机的结构图，那么燃烧室就是这张结构图中最明亮的那个部分：

一般情况下，在喷气发动机燃烧室内，初始燃烧段的温度可以高达2200度、到了燃烧室的中部（燃烧段）温度就降低到了1900度左右，在燃烧室的出口（稀释段）温度会降低到1500度。这个原因是由于在燃烧室后段空间在扩大，燃气膨胀，整体的单位体积内的内能降低的缘故。

当然了，即便是在稀释段的1500度的温度对于我们的认知来说也是高温了。

战斗机没有烧化掉，那么就是一个材料学和工程学上的问题了。

先说材料学上的问题：

喷气机涡轮上的主要材料是铼的合金，这张合金可以在大约1650度的温度下保持其无力特性，不会变软变型依然能够保持结构强度。因为目前燃烧室出口的气流的温度也就是1500度左右，所以发动机叶片还是可以承受的。

而且由于燃气在推动涡轮旋转的时候做功，因此燃气内能降低这样一来就会很快的降低到更低的温度就对铼合金的叶片没有太大影响了。

另外从工程需的角度上来说对于燃气的费热也是有收集的。

在发动机燃烧室外围和涡轮室的外围有很多管路，这些管路是送往燃烧室的燃油这些燃本来可以通过一个直线管路送到燃烧室内的，但我们看图似乎是大费周章的走了很多冤枉路。实际上这些管路在发动机周围吸收了大量的热量加热了燃油后再送到燃烧室。在这个过程中，大量的燃油就吸收了发动机的热量保证了发动机外部的冷却效果。因此飞机也不会因为内部装了这么一个大型的热源而融化了。

最后说说加力燃烧。

加力燃烧是将大量燃油注入到发动机燃气涡轮后部，在燃烧室内有大量的氧气并没有完全燃烧，并且如果是涡扇发动机的话，还有大量氧气从风扇直接送到后燃烧。

这样在注入大量燃油的时候发动机就可以在瞬间爆发出极大的动力。

但要注意的一点是，在开加力的过程中，需要消耗大量的燃油。基本上目前的战斗仅仅可以开2-3分钟加力燃烧。2-3分钟内飞机还没有彻底升温燃油就已经消耗殆尽了。所以说依旧不会烧化飞机。

并不是战斗机在喷火，而是战斗机的发动机在喷“火”，这里的火指的是高温气流，其温度在550℃——850℃之间。可以经常看到，有的战机发动机喷的是红火，有的喷的是蓝火。红色火焰的温度低，蓝色火焰的温度高。一般来说，当看到战斗机发动机喷蓝火时，那一定是开了加力。

事实上，航空发动机里面温度最高的位置并不是燃烧室，而是高压涡轮前俗称为“涡前”。涡前温度高达1300℃——1800℃，燃烧室的温度在800℃——1150℃之间，压气机出口的温度是590℃——695℃之间。由此可知，尾喷管处的温度在航空发动机整体中处于中下，但是开加力时，其尾喷管的温度高达1500℃。虽说尾喷管的温度在正常状态下不是最高的，但也不是一般材料可以承受的。


一般来说，航空发动机尾喷管的材料为镍或者钛。由于战斗机的机体承受不了较高的温度，所以，在设计在尾喷管时，还必须避免尾喷管中的高温向360°范围内战斗机的机体传导。也就是说，在设计尾喷管时就必须采取措施阻止热量传导到战斗机的机体上去。一般来说，尾喷管会增设通风口以让外界冷气流进去与高温气流混合以降低温度，其次，在航空发动机尾喷管壁处增设隔热毯以隔绝热量。正常来说，隔热毯一般由双层组成：“里面一层是纤维化隔热材料，外面一层是凹凸状的不锈钢表皮”。也就是说，航空发动机尾喷管采取了多种措施，以隔绝热量的传导。无论航空发动机开不开加力，都不会对战斗机的机体造成影响，更不会燃烧起来。

说完了尾喷管，还有就是高压涡轮的工作叶片，这种叶片得工作环境极为恶劣，必须要在高温，高压，强向心力的作用下稳定的旋转，而不能出现，裂纹，断裂，蠕变等现象。如此一来，高压涡轮叶片对材料的要求就更高了。一般来说，用于制造高压涡轮叶片的材料有“单晶耐高温合金，金属间化物，碳碳复合材料”。除了使用耐高温材料外，还得在叶片上喷涂隔热涂层以及采用气膜冷却技术。这两种技术可以提高叶片的耐热温度近700℃，再加上叶片材料本身的耐近1200℃的能力。也就是说，涡轮叶片可以承受近1800℃的高温。涡前温度越高，航空发动机的推力就越大。提升涡前温度是增加航空发动机推力的主要措施。

由此可知，航空发动机对才才材料的性能要求极高，根本就不是一般国家搞得定的。现如今，也只有美，俄，英，法，中，日这几国拥有研制航空发动机的实力。“工业桂冠”的美誉并不是随便说说的，只有才材料基础上去了，大推力航空发动机的研发才会水到渠成。(图片来自网络)

战斗机必须在进入加力飞行状态时，尾喷管才会出现尾焰，也就是通常说的‘’喷火‘’。尾焰其实是一种炽烈的高温气体，当战斗在满载起飞、或者大力爬升、或者进入高速飞行状态时，其涡轮喷气式航空发动机需要高负荷运行，这时飞行员通常会打开加力助推，这样即可增加百分之四十至百分之七十的大幅推力。涡轮喷气航空发动机在满负荷工作时，所产生的尾焰温度可以达到七百摄氏度℃，所以涡轮喷气航空发动机燃烧室和尾喷管的材料，自然是能够耐受高温的钛钨高级合金材料。当然这显然是不够的，对于涡轮喷气航空发动机的抗热问题，解决的办法主要还靠风冷暨空气冷却。这就是通过“冷空气”来进行局部降温，即用压气机送进的‘’冷空气‘’将燃烧室中燃烧的火焰与燃烧室内壁乃至尾喷管内壁分隔开，从而形成一个隔离层。文中的“冷空气”之所以加引号，是因为通过压气机送入发动机（燃烧室）的冷空气已经不可避免地被加热，从而变为被加热的‘’冷空气‘’。

当然，被加热的冷空气温度完全在发动机燃烧室和尾喷管抗高温合金材料的耐受范围之内，所以涡轮喷气发动机燃烧室和尾喷管都处于‘’冷空气‘’的无形保护中，因而不会被炽烈地??所融化。

战斗机所使用的都是燃气涡轮发动机，其主要原理就是从通过进气口压气机吸入空气，而后空气进入燃烧室与喷射入内的燃油发生燃烧，最后再膨胀做工经过涡轮机喷射出去。现代航空发动机的燃烧室温度最高可以达到2000℃以上，涡轮温度在1500度左右，尾喷口燃气虽然已经经过了一定冷却，但是温度也普遍超过500℃。在如此高温之下，普通材料早就承受不住，高空发动机之所以不熔化，主要是采用了特殊的高温耐热材料以及多种降温结构设计的综合运用。

涡轮承受高温的最主要部分为涡轮叶片，涡轮叶片分为改变气流方向的静子叶片和直接让气流反喷的转子叶片，其中的静子叶片位于转子叶片前方，是直接承受燃烧室喷射高温气体的部位，其温度最高。目前涡轮叶片多采用烧结成单一奥氏体的耐高温稳定镍基合金、铁基合金、钴基合金。涡轮叶片采用中空结构，让气流产生对流、在叶片上形成空气保护膜，并且叶片表面有有集自润滑和耐高温为一体的复合材料热障涂层，这样一整套措施下来，可以将静子叶片温度下降300到600℃，足以保证金属合金材料的稳定运转。


涡轮盘相对于涡轮叶片而言，承受的温度相对较低，但是往往也在700℃以上，由于处于长久的旋转运动之中，对于耐高温持久性的要求也比较高。制造涡轮盘的材料也多为镍基高温合金，早期多采用变形高温材料和铸造高温工艺制造，八十年代后逐步发展出单晶高温合金和凝固高温合金。现在多采用镍基粉末高温合金，在惰性气体的保护下，进行热态成型和快速凝固工艺，可使镍合金的抗高温和强度性能进一步提高，我国已经开发出800℃以上高温合金粉末，用于新式航空发动机之上。



航空发动机的燃烧室是温度最高的部位，早期通常采用与涡轮片相同的镍基合金材料，但是随着高性能发动机不断采用超高温燃烧的方式来提高发动机推重比，现有金属合金材料已经越来越难以满足要求，新型超高温陶瓷材料日渐成为高性能航空发动机标配。陶瓷基复合材料重量只有镍合金的1/3到1/5，但是最高工作温度可以超过1500℃，持续在1200%以上温度工作也具有良好的抗疲劳性能，是目前四代战斗机发动机最主流的材料，美国已经开发出工作温度在1538℃的陶瓷基复合材料，并且助力F35战斗机的普惠F135发动机成为了世界最强发动机。

发动机尾喷管温度较低，制造起来相对简单，使用镍铁合金完全可以胜任，但是为了最大限度的减重，尾喷管已经越来越多的采用重量轻、强度大、耐高温性能在500℃以上的阻燃钛合金材料。美国自行开发的600℃级Ti-V-Cr系阻燃钛合金Alloy-C，已经运用在 F119发动机的尾喷管，强大的推力加上轻质的钛合金大量运用，让这款发动机的推重比达到了10以上，成为了F22战斗机的标配动力！
我国航空高温合金材料经过五十年代仿制苏联，六七十年代在内外封锁中自力更生，再到新时期的大力追赶，目前虽然已经达到一个较高水平，但是与国外仍旧差距不小。航空发动机工作温度每提高100℃，推力就将增加20%以上，要制造出更高性能的航空发动机，我们就必须在基础材料研究、结晶冶金工艺、粉末冶金工艺上继续努力完善和提高。随着涡扇15和涡扇20等高性能发动机的不断涌现，相信我国高温合金材料必将在一次次的前进中最终登上世界之巅！

在回答这个问题之前请大家回忆一下气割切割钢材的场景——当纯氧与乙炔两种气体被点燃后以火焰的形式从割炬的割嘴喷出，切割火焰的温度可达3000℃，割炬像“热刀切黄油”般对钢材进行切割。

钢材尚且能被高温火焰切割，那么喷出火焰的割嘴为什么不会熔化掉呢？其实这个问题的性质与战斗机喷火的发动机为什么不会被熔化是一个样的，而且答案也基本相同，即使用耐热材料。

战斗机所使用的涡扇发动机所喷射的火焰温度在1400～2200℃之间，发动机进气处温度低些，处于这个位置的部件温度一般不超过1400℃，当发动机加力运行时燃烧室的温度可达到最高1750～2000℃。

这就意味着工业中用于切割钢材的气割割嘴在承受3000℃的高温时尚不会熔化，战斗机喷出的区区2000℃的温度岂能熔化发动机？

▼下图为正在使用乙炔-氧气进行钢板切割的工人。

人类目前已知的耐热材料和掌握的耐热材料技术对高温的承受能力已经超过4000℃

截止目前，人类已知的超级耐热材料为铪（读hā），铪，金属Hf，原子序数72，原子量178.49，是一种带光泽的银灰色的过渡金属。

金属铪的晶体结构有两种：在1300℃以下时，为六方密堆积（α-式），在1300℃以上时，为体心立方（β-式），α铪为六方密堆积变体(1750℃)，其转变温度比锆高。

纯铪金属的熔点为2227℃，沸点为4602℃，当铪金属与其它金属制成合金时熔点将会提高，比如Ta4HfC5（即五碳化四钽铪合金），其熔点高达4215℃。

这样的合金哪怕是用火焰温度高达3000℃的气割来烧蚀也是无效的，假如战斗机的发动机采用铪合金来制造，那么就算是全程开加力也不会被烧到熔化。

其次是钨，纯金属钨的熔点为3430℃，沸点为5927℃；第三是铼，纯铼金属的熔点为3186℃，沸点5627℃；第四是锇，其熔点为3045℃，沸点为5300℃；第五是钽，纯钽的熔点为2990℃，沸点为5425℃。

这足以说明飞机发动机喷的火温度再高也不会发生“熔化”的事，毕竟除了能承受4000℃高温烧灼的铪金属以外还有诸多可在2990℃~3400℃的高温下保持不熔化的金属材料，可以应用到任何一种有耐高温需求的领域，包括战斗机的喷气式发动机。

▼下图为我国出产的超级耐高温材料金属铪结晶棒。

战斗机喷气式发动机对耐高温材料的需求形式

战斗机会“喷火”的原因在于喷气式发动机工作时独特的工况，当燃油在发动机燃烧室内被喷油嘴以喷射的形式雾化以后形成高压油气混合物燃烧，高温高压的燃气再从喷口向外喷出，从而获得推力。

也就是说喷气式发动机受到高温工况影响的部位只有燃烧室和喷口，二两个部位的部件需要承受750℃～2000℃高温的影响，其中燃烧室内的涡轮盘是直接受燃烧的油气混合物烧蚀的部件，它需要承受1400℃～2000℃高温的考验。

以F-22隐身战斗机使用的F119型双转子小涵道比加力涡扇发动机为例：当飞机的飞行速度在0.9马赫以下时燃烧室的温度保持在950～1400℃之间；当飞机以1马赫以上的速度进行超音速巡航飞行时燃烧室温度将上升到1750℃，并且随着时间的推移，温度也呈线性上升。

当超音速巡航时间超过30分钟或者2马赫的速度飞行超过46秒时，燃烧室温度将会达到2000℃，如果这个时候还不减油门，那么发动机燃烧室的涡轮盘叶片将会被烧毁。

可见战斗机的喷气式发动机中对耐高温材料的需求形式主要体现在燃烧室内涡轮盘的叶片上。

▼下图为耐高温材料制成的航空发动机叶片。

喷气式发动机燃烧室的叶片主要使用耐高温材料排名第三的铼

从上述中我们得知金属铼的熔点是低于铪和钨的，那么为什么非要用耐热排名第三的铼呢？

原因在于涡轮盘是一种在温度最高、应力最复杂、环境恶劣的条件下，要承受超过700℃以上的高温以及大约1000千克的离心拉伸应力，每个叶片承受的作用力相当于一辆F1赛车的产生的马力，是工况条件最为恶劣的航空发动机零件。

而铪、钨两种金属以及与之相关的化合物虽然耐高温性能好，但是它们的延展性太好，高压之下极易变形，抗屈服性能很差，不符合喷气式发动机燃烧室的工况要求。

而传统的涡轮盘叶片（泛指第一代到第三代）材质为铁镍基合金，比如美国普惠公司研发的PWA1480型、英国罗·罗公司的CMSX-4型以及我国的DD6型合金叶片。

第四代～第五代涡轮盘叶片则采用镍基铼合金材料制造的单晶空心叶片，耐热性能分别提高30℃和60℃。

比如我国用于装备歼-20隐身战斗机的“太行-15”涡扇发动机涡轮盘叶片就使用了型号为DD9的镍基铼合金，耐热极限突破了1940℃，歼-20得以基本实现超音速巡航飞行能力。

▼下图为正在进行开加力实验的国产“太行-15”涡扇发动机。

综上所述我们可以得到这样的结论：战斗机一直在喷火的原因是喷气式发动机燃烧室在燃烧油气混合物时喷射出来的火焰，而制造发动机受热部件的材料为耐热的合金，所以不会熔化。

一直以来耐热材料的耐热性能都是制约喷气式发动机发挥性能的主要因素，先进的飞机发动机的研发核心技术本质上是耐热材料的研发，如果说喷气式发动机是“工业皇冠”，那么制造喷气式发动机的材料就是皇冠上的明珠。

虽说人类掌握的耐热材料能承受4000℃的高温，但是这些材料难以应用到航空发动机的制造上，待人类技术突破这些制约时，估计距离征服星辰大海也就不远了。

战斗机的发动机尾喷口经常出现“喷火”现象，其实这是发动机的尾焰。战斗机的发动机尾焰会有不同的颜色，有的是偏红色一些，有的偏蓝色一些，这些都是正常的现象。战斗机的发动机在工作时，温度往往很高，动辄几百上千摄氏度，所以网友们很好奇的一个问题是，既然温度这么高，那么发动机和它的尾喷口为什么不会熔化掉呢？其实发动机并不是普通材料做成的，而是使用了耐高温金属和耐高温涂层，这才保证了它超强的耐高温能力。

战斗机发动机的结构和尾喷口的分类

在介绍发动机的耐高温材料之前，我们先来了解一下战斗机搭载的发动机的结构，以及发动机尾喷口的分类。现代化战机的发动机通常是由风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室（加力发动机）、尾喷管、发动机检测和控制系统等组成。以美国F-22战斗机搭载的普惠F119-PW-100涡扇发动机为例，它是由三级风扇、六级高压压气机、短环形燃烧室、单级高压涡轮、单级低压涡轮、三区加力燃烧室、矢量喷管以及全权限数字电子控制系统（FADEC）等组成，最大推力为116千牛，加力推力可达156千牛，加力推重比为9比1。

发动机的尾喷管是一个重要组件，它要保证发动机在排气时能够获得更高的动能，要有很高的出口排气速度来为战斗机提供推力。根据流道的特点，发动机尾喷管可分为收敛喷管和收敛扩张喷管。根据喷口面积的变化与否，尾喷管可分为喷口面积可调与不可调两种。具体来说，发动机的尾喷管主要有以下几种常见类型：可调节的收敛形尾喷管、可调节的收敛扩张形尾喷管、不可调节的收敛形尾喷管或固定喷口面积的亚音速尾喷管。一个优秀的尾喷管，能够改善战斗机的飞行性能，使战斗机拥有更强的机动能力，还能缩短起跑距离，提高战机隐身能力。

战斗机发动机使用的耐高温材料

随着战斗机的发动机性能不断提升，推重比在不断增加，它的涡轮进口温度也在不断攀升。数据显示，推重比10的发动机的压比达24~25，涡轮进口温度超过1500摄氏度。如果推重比在15以上的话，涡轮进口温度将超过2200摄氏度。因此，战斗机的发动机必须使用更先进的耐高温材料，这样才能延长发动机的使用寿命，减少发动机故障。通常来说，战斗机的发动机主要使用高温合金和高温复合材料等两大类耐高温材料，其中关键是涡轮材料和压气机材料。

首先看一下发动机的高温合金。高温合金是指能够在600摄氏度以上高温环境下、具有抗氧化和抗腐蚀能力、能够在一定应力作用下长期工作的一类金属材料，有时也被称为超合金。一般情况下，战斗机的发动机会使用40%~65%的高温合金。高温合金通常分为镍基高温合金和钛合金，镍基高温合金又可分为单晶高温合金和粉末涡轮盘高温合金，钛合金还衍生出一种钛铝间化合物。

其次了解一下高温复合材料。高温复合材料主要有钛基复合材料、陶瓷基复合材料、碳/碳复合材料和难熔金属硅化物基复合材料等。当加载方向平行于纤维方向时，钛基复合材料的低周疲劳和疲劳裂纹生长性能都要优于高温合金。F119发动机的矢量喷管调节片驱动器的活塞杆，使用的就是钛基复合材料。陶瓷基复合材料能够在1600摄氏度的高温下保持150MPa的强度，密度只有高温合金的三分之一，拥有良好的抗腐蚀性能和耐磨性。碳/碳复合材料的密度只有高温合金的四分之一，在2200摄氏度的高温下仍具有高强度、高模量和高导热性，可用于制造发动机的热端部件。难熔金属硅化物基复合材料的熔点高于2000摄氏度，在1600摄氏度的高温下仍具有良好的热稳定性、抗氧化性和力学性能。

战斗机发动机的高温防护涂层

现代化战斗机的发动机，通常使用热障涂层来提高发动机的耐高温和抗腐蚀能力。除了上面提到的高温复合材料外，近年来还研究出了高温合金微晶涂层、搪瓷涂层、智能涂层和功能梯度涂层等材料和技术。

高温合金微晶涂层技术采用与基体成分相同的合金制成微晶涂层，从而实现自我防护，避免了传统涂层的缺点。搪瓷涂层是在金属表面通过高温涂烧一层或多层不透明的非金属无机材料，使无机材料制成的涂层与金属基体材料牢固结合在一起。智能涂层是指在高温腐蚀环境下，涂层的功能可以对环境做出最优化响应或调整，使单一涂层能够在宽广温度范围或不同介质中具有抗多种类型腐蚀的能力。功能梯度涂层是一种新型多元复合涂层，它的组分、结构和物性参数都呈连续变化或阶梯变化，从而实现最优的梯度分布函数和最大限度地缓和热分配。

综上所述，通过对高温合金、高温复合材料和高温防护涂层等材料和技术的不断研究，战斗机发动机的耐高温和抗腐蚀能力不断提高，不仅可以承受更高的温度，使用寿命也在不断增加。

自从涡轮风扇发动机被发明之后，涡扇发动机就以推力大、推进效率高、高速性能优异等优势取代了活塞式发动机，成为现代战斗机的首选发动机。而涡扇发动机的主要工作原理将空气由进气道吸入、在燃烧室中与燃油混合点火、在尾喷口喷出高温高速气体，产生反作用力推动飞行器向前飞行。

为此，我们经常看到安装涡扇发动机的战斗机飞行时尾部会喷出长长的“火焰”，那涡扇发动机为何不会因此融化呢？其实，虽然涡扇发动机的尾喷口一直在“喷火”，但此处的温度并不算高，一般在600摄氏度左右， 不少耐高温的材料都可以承受这一温度。

而涡扇发动机温度最高的地方是在燃烧室，燃烧室是经过压缩的空气与燃油混合后燃烧膨胀的地方，这里的温度最高一般在2000摄氏度左右。而燃烧室属于空腔结构，只有燃烧室内壁与高温气体接触，单面接触（像铁锅一样）再加上耐高温材料，承受高温的能力较强，所以2000℃的高温气体也不能将发动机融化。

反而在燃烧室的出口处，也就是涡轮机前面（又称涡轮前）才是对涡扇发动机技术要求最高的地方，因为最前面的涡轮叶片需要“直面”高温气体的持续冲击，且很难冷却散热，而目前已经广泛应用的第四代小涵道比涡扇发动机涡轮前温度标准为1850K-2000K（约1600℃-1700℃），已经超过了大多数材料的熔点。

为了应对这一温度，第三代涡扇发动机大多使用定向凝固高温合金（使用温度1273K），作为制作涡轮叶片的材料；第四代涡扇发动机则使用单晶合金（一次成型、分子排序一模一样），再添加镍、铼、钴等稀有金属材料使得叶片的使用温度可以达到1470K（约合1200℃）。

不过，1200℃的单晶合金叶片依然无法达到第四代涡扇发动机近1700℃的涡轮前温度要求，而这就需要为发动机叶片增加散热技术了。因为，发动机涡轮叶片表面全部“沐浴”在高温气体中无法散热，就只能通过页面内部进行冷却散热了，所以也就出现了单晶空心叶片，空心的叶片可使低温气流从涡轮叶片内部通过，此举大幅度降低了叶片的温度，从而使得涡扇发动机的耐高温能力提高了不少。

而随着第六代战斗机被提上日程，各国也已经开始了第五代涡扇发动机的研发，而第五代涡扇发动机要求涡轮前温度需要达到2100K-2200K（1830℃-1930℃），这也对发动机涡轮叶片的技术要求进一步提升，所以金属间化合物、双层壁超冷涡轮叶片即将登场。

航空发动机是典型的热机，通过燃烧化学燃料，高温气体做功将化学能转化为动能，航空发动机制造难点就是设计生产耐高温、高强度零部件。在发动机内部，按照工作环境温度由高到底排序，分别是燃烧室、涡轮、涡轮后、喷口排气温度与压气机温度。涡扇-15发动机的燃烧室温度接近2000度，排气温度大概只有600度左右。发动机喷火是因为未完全燃烧的富余燃料在大气中燃烧产生的火焰，外部的火焰对发动机的影响并不大，不必担心发动机被熔化。

燃烧室是空腔结构，部件固定、受力均匀，承受高温能力较强。反而温度相对低100多度的涡轮，是对发动机制造技术与使用材料的终极考验。比如涡扇-15发动机，涡轮叶片是单晶体镍基合金材料（1），熔点达到1150度左右。单晶体指由液态一次性结晶成一片结晶体，比如一片雪花。在相同材料分子结构中，单晶体的强度最大，耐温能力最强。

涡扇-15发动机

然而，由于涡轮进口温度接近2000度，1150度熔点温度仍然远远不能满足要求。为此，工程师在单晶体叶片上钻孔，在叶片内部形成空腔，引入外部冷空气或者滑油进行冷却，大概能使叶片温度降低500度左右。

镂空的涡轮叶片

叶片冷却技术（2）使得涡轮叶片能够抗住1650度左右的高温，但与2000度的环境温度还有差距。于是，工程师又采用了热障涂层技术（3）进行加持，涡扇-15发动机就采用了多元稀土氧化物掺杂的双层纳米氧化锆陶瓷进行隔热，让涡轮叶片温度比环境温度再降低200至300多度，涡轮叶片耐温性基本达到了1900至2000度。要知道，发动机工作温度每提高100度，发动机推力就增加24%，所以说涡轮叶片耐温性决定了发动机的先进性。

上文加粗三项为涡轮耐高温技术，虽然尾喷口的温度要比涡轮温度少1000度左右，但温度仍然不低，大概有900度左右。尾喷口同样采用耐高温设计，双层筒状结构，内筒同样采用了耐高温陶瓷材料。如上图，白色的隔热材料。

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尾喷管使用了高强度耐热铼钛合金，最高可承受3000摄氏度的高温，而战机没有开启加力飞行的情况下尾焰温度只有1200摄氏度，在开启加力飞行时喷出的尾焰温度也只有2000摄氏度，完全在尾喷管的可承受范围之内