一篇文章給大家講明白“噴管”，這玩意并不能控制方向

前幾天有人問W君噴管，認為噴管是控制方向的。乍一聽，好像也沒毛病：噴管不是往哪噴就往哪推嗎？可惜，這就是典型的“望文生義”。大部分噴管根本不管方向，它們唯一的本職工作就是——讓氣體流得更順、速度更快，從而把動量推出來。至于控制方向，那是另一碼事。

嚴格來說，能“管方向”的噴管有個專門的名字，叫做“矢量噴管”。矢量噴管本身也分好幾種：有的能上下擺動，有的能全向轉動，有的甚至靠在噴流里塞進二次噴射氣體來改變方向。這些復雜的設計，才算是真正意義上的“控制方向”。而普通火箭發動機、噴氣式發動機上的常規噴管，它們的設計目標根本不是干這個活。

這聽起來有點反直覺。為什么呢？因為大家看過的幾乎所有火箭、戰斗機視頻，發動機點火之后噴出的火焰都直沖后方，仿佛就是“方向控制”的證據。但要明白一點：燃氣一旦離開噴管，就跟發動機沒半毛錢關系了。那一瞬間，它們只是在履行動量守恒的物理規律——往后噴多少，發動機本體就往前推多少。這是牛頓第三定律，不是噴管“主動在控方向”。

其實，所有的設計都是有第一性原理的，噴管的第一性原理就是牛頓第三定律：氣體往后噴多少動量，發動機本體就往前獲得多少反作用力。

在經典的空氣動力學里，噴管的作用就是一個能量轉換器：它把燃燒氣體的熱能變成動能，把高壓高溫的氣體整理成高速噴流。噴管的效率主要看一個東西：面積比，也就是出口面積和喉部面積的比值。這個比例決定了氣體能膨脹到什么程度，從而決定了噴流速度有多快。高空環境下，外界壓力低，噴管出口就可以做得更大，氣體膨脹得更充分，速度更高，推力更大；低空的時候，環境壓力高，噴管出口反而不能做太大，否則氣流會“分離”，在噴管壁上形成亂七八糟的側向沖擊波，帶來危險的橫向載荷。

這是由于氣體的膨脹是沒有方向性的，必須依靠外界的剛性約束，而氣體是有質量的，膨脹過程中獲得了動量，這就導致噴管內壁必須承受氣體的高速“撞擊”。如果承受不住，就會爆開。

為什么噴管有方向性？這是一個最大化效率設計的副產品。很多人直覺中的“往后噴”，也就僅僅的來自于直覺。因為在理想設計的情況下，氣流在出口應完全與軸線平行，這樣推力最大。

但也有很多設計并不遵循這種理想情況，之所以這樣搞是因為要達成額外的功能。犧牲一部分性能為功能讓路，最典型的一個例子就是雅克-36/38系列的戰斗機，在這類戰斗機中為了滿足垂直起降的需求，噴管被分成了兩個歧管，并在末端設置了旋轉機構。

雖然雅科夫列設計局經過了大量的計算和優化，無奈這個噴管結構復雜并且機身狹小，氣流難以在噴出噴管的時候“扶正”。致使雅克-38戰斗機噴氣發動機整體工作效率大幅度下降，攜帶空戰彈藥及垂直起降的作戰半徑只有100公里，使得這型戰斗機博得了“航母甲板保衛者”的綽號。

到了后期完成同樣功能的雅克-141，F-35B無一不重新優化了噴管旋轉部分的長度，盡量扶正氣流才把垂直起降戰斗機短腿的毛病改善了一些。

其實，這種改進就是為了降低噴管設計中能量損失最大的一種——幾何損失。所謂的幾何損失就是指噴流偏離軸線，產生徑向動量分量。

除此之外，噴管在工作的時候還面臨另外兩個能量損失來源“粘性損失”和“化學動力學損失”

粘性損失是指燃氣邊界層摩擦帶來的動量缺失。高溫高壓的氣體流過噴管內壁的時候會和噴管內壁摩擦產生熱量，這就顯著的降低了氣體流速。而散發出的熱量并不會讓其他噴管內的氣體膨脹而會從噴管外壁散發——這就形成了噴管內的廢熱。

從結構上看也好從安定性上看也好，這些廢熱就成了危害發動機工作效率和安全的隱患。通常的情況下降低邊界層摩擦帶來的廢熱也就成了噴管設計的一個重點課題。

再有就是“化學動力學損失”，我們不能保證在燃燒室內的燃料充分燃燒。那么燃料和氧化劑還會繼續在噴管中燃燒，一方面這些燃料和氧化劑燃燒會放熱，但從另一方面來說，這些燃料和氧化劑的燃燒會減少氣體體積。

例如在噴管中1摩爾的氧氣和2摩爾的氫氣反應會放出熱量同時生成2摩爾的水蒸氣。氣體的摩爾比就是體積比。反應前是3摩爾氣體，到了反應后就變成了2摩爾氣體了，體積比瞬間縮小了1/3。在噴管的環境內，這點反應所釋放出的熱量導致周圍氣體的膨脹，和反應過程中的氣體體積損耗相比是虧損的。這也是一個相當顯著的效率損失。

所以，到了噴管的設計階段，所有航空工程師拼了命要做的不是“讓噴管管方向”，而是盡量把這三類損失壓到最小。

如果能讀到此，大家就能知道噴管的設計所面臨的問題了。還是常和大家說的一個概念——任何設計都是為了解決問題存在的。那么我們現在開始理解一下主流的噴管設計：

在噴管發展的早期，工程師們常用的就是圓錐噴管。圓錐形的好處是制造簡單，但壞處也顯而易見：噴流在出口有一定角度，并不是完全沿著軸線噴出，結果就是產生幾何損失。

到了 20 世紀 50 年代，印度裔美籍科學家 G.V.R. Rao 提出了改變游戲規則的辦法。他用一套數學推導的方法，給出了在既定長度和面積比條件下，推力最大的噴管曲線。這就是所謂的 Rao 最優曲線。

經典的拉瓦爾噴管實際上是不包括Rao曲線的，拉瓦爾考慮的是噴管中氣體截面積變化，而在Rao噴管中不僅僅是要考慮氣體截面積變化還會考慮最終的氣流噴射方向的規整。

Rao噴管和錐形

于是，我們現在看到的大部分火箭噴管并不是一個錐形而是漸變的拋物線形。

不僅如此，我們可以注意到現代火箭發動機的設計往往有一個極長的Rao噴管，這個噴管的長度要遠遠大于拉瓦爾噴管的收縮段長度。

這是因為，噴管要約束燃氣在噴管內大幅度膨脹，直至燃氣“無法膨脹”為止，那么怎么算燃氣無法膨脹呢？

在噴管的末端燃氣壓力等于環境氣壓。當燃氣壓力等于環境氣壓的時候我們就可以默認燃氣的熱能完全轉換為了動能，噴管的熱能動能轉換效率達到最高，繼續延長噴管已經無法讓燃氣獲得更高的噴出速度。

那么這個長度要有“多長”是合適的呢？

其實，“噴管該有多長”沒有普適常數，在既定面積比下，長度是幾何效率增益與粘性/重量懲罰的拐點——還記得前面講到噴管是如何讓燃氣損失能量的嗎？除此之外還有一個制約因素就是如果是一枚發射到太空的火箭，在發射場接近于海平面大氣壓的條件下發射，火箭逐漸飛到海拔更高的高度，火箭外面的大氣壓是逐漸降低的。一個固定長度的噴管就總有不適用的階段，在飛行中只有一段飛行距離火箭噴管噴出燃氣的壓力等于外部環境壓力。如果是液體火箭可以通過注入燃燒室的燃料和氧化劑的注入量進行適度的調節、如果是固體燃料火箭則幾乎無法調節。所以……噴管“長度適度”就成了一個偽命題，各個型號的火箭發動機噴管也就僅僅是逼近最大效率而難以始終保持最大效率。

因此，把“噴管多長最合適”當作一個靜態答案，本身就是偽命題。工程上真正做的是兩件事：

1. 在既定任務剖面下，用可計算的氣動-熱-結構模型把長度拐點收斂到那條“凈推力最大”的等值線上；

2. 若任務跨越海平面到稀薄高空且對兩端都敏感，直接改范式，用高度補償思路（如氣動塞/Aerospike、可變幾何或多段噴管/可更換延伸段）把“固定長度的不適配”轉化為“等效長度/等效面積比隨外壓自調”的問題。

但以上方法雖然改變了效率但是都是固定的噴管結構。

增加噴管的擴張角度控制結構可不可以呢？理論上當然行，你可以在噴管的末段加上可調節的瓣片，讓出口擴張角隨工況變化而“伸縮”。但問題是，這一套機構在火箭上就是赤裸裸的“死重”：它本身不產生推力，還要承受極高的熱流密度和力學應力。結果就是，你為了換取那點在某一段高度的效率提升，付出的重量、可靠性和冷卻代價，往往遠遠超過固定噴管的方案。換句話說，在火箭這樣對“推重比”斤斤計較的系統里，這種可變擴張角幾乎沒有存在價值。

但這一點對于噴氣式飛機來說就不一樣了。道理很簡單——火箭大部分時候垂直飛，穿越不同氣壓區域，而飛機則是大部分時候水平飛，在特定的高度下飛行，改一改噴管的截面積會取得巨大的效率收益。

因此我們可以看到大部分噴氣式發動機，尤其是噴氣式戰斗機的噴管設計大多都是可變截面噴管。

這樣的設計為的就是在不同發動機輸出功率和海拔高度下外部大氣壓力不同而取得更高的燃氣推進效率。

飛機的噴管可動，那么咱們就應該講到噴氣方向控制的議題了。

先說火箭發動機噴管的燃氣方向控制。

前面說過，火箭噴管不管方向！但在火箭上，方向控制又確實是個必須解決的問題——火箭在大氣層和真空中飛行，完全靠推力本身來調整姿態，機翼、尾翼這些氣動面幾乎幫不上忙。通常常用的方式有這么幾種：首先，最常用的是“整機擺動”，這是指火箭發動機整體在框架上進行擺動，很多人覺得火箭發動機在火箭上安裝得極其結實，但實際并非如此。

火箭發動機整機可以安裝在一個活動框架上，這個框架可以依靠動作桿進行小幅度擺動。這就解決了火箭發動機的轉向控制問題。

但這種設計并不是矢量噴管，而是火箭噴管加上火箭燃燒室、渦輪機整體移動，和火箭之間的燃料箱、氧化劑箱的連接也就成了柔性連接。

其次叫做燃氣舵：

這是固體火箭發動機經常用到的控制裝置，如果無法使用柔性連接輸送燃料到火箭發動機，那么就可以將耐高溫的舵片插入到燃氣中，讓舵片偏轉帶動燃氣轉向。

還有沒有更簡單的辦法呢？當然有了，我們把火箭噴管捅個洞不就可以了嗎？這個控制方式叫做二次引流控制（Secondary Injection Thrust Vector Control）。

通常的情況下是在拉瓦爾噴管前段開一個孔，將燃燒室內高溫高壓氣體直接導出，再在拉瓦爾噴管的后段再開孔，如果打開控制閥后，前半段沒有經過拉瓦爾噴管膨脹的高壓氣體就會進入拉瓦爾噴管的后半段，直接在噴管中把氣流吹歪。這樣也就達成了方向控制的目的。

當然了，也可以不冒險從火箭發動機燃燒室引入高溫高壓氣體，在一些條件下，即便是火箭外層的激波壓縮結構也一樣可以把高壓氣體導入噴管內：

這樣也是可以達到控制方向的目的。

看到這里，大家似乎是可以理解現代戰斗機上的矢量噴氣發動機了吧？

萬變不離其宗，例如X-31的矢量推進控制：

這是典型的燃氣舵控制方式，通過張開或放下發動機噴管的三塊燃氣舵改變噴射氣流的方向以達到改變發動機推力矢量的目的。

F-22，雖然叫做二元矢量噴管，但本質上還是一個燃氣舵：

只不過F-22 的二維噴管在矩形噴口的上下兩塊活動瓣板同時偏轉，把噴氣流“壓”出一個夾角，從而改變推力方向。換句話說，本質還是在噴管出口用“活動舵面”去操縱噴流。這樣做實際上是一個相當簡單高效的做法，由于兩個瓣板可以相互補償反而是矢量控制中效率最高的一種形式，但是僅僅可以做到俯仰補償。

真正有意義的是維矢量推進，這三個維度是噴口截面和X、Y轉向能力：

這種噴口不僅僅可以擴大和縮小噴口截面積，還可以俯仰和左右移動。

但是為什么三元矢量推進噴管搞出來這么多年但只有很少型號的戰斗機去使用呢？其實這件事就可以用錢老的控制論來解釋了——噴管矢量只是一個執行機構，它帶來的額外自由度必須融入整個飛控系統。二維矢量噴管（俯仰方向）容易耦合，因為主要任務是大迎角下補償尾翼失效，邏輯簡單。而三維矢量噴管則復雜得多：偏航、橫滾與方向舵、副翼存在控制權沖突，必須依靠飛控軟件實時解耦，否則反而削弱穩定性。

從系統工程角度看，三維矢量并非單純的機械設計，而是重量、維護和飛控算法的綜合博弈。噴管機構越復雜，重量越大，多軸關節在高溫下更易疲勞，還要依賴昂貴的軟件維護。而這些代價換來的機動優勢，在現代導彈主導的空戰格局下并不總能轉化為實戰優勢。

這也解釋了現實選擇：F-22 只用了二維噴管，以最低代價保障大迎角機動；蘇-35采用三維噴管，追求極限超機動，但成本高昂，數量有限；而 F-35、殲-20 這類更新的戰斗機則干脆放棄矢量噴管，把重心放在隱身、信息化和中遠距作戰上。

甚至我們的“殲-36”“殲-50”也都傾向于使用氣動控制而在一定程度上放棄了矢量推進控制也都是基于相同的原因——把發動機噴管搞得更復雜、更重取得的推力控制優勢，真的比把機翼的控制面“做大”一些更管用嗎？

其實，萬物的規律歸根結底還是一個“打火機原則”。最耐用、最經濟、最高效的打火機，往往只有一個火輪、一個油艙，專注做點火這件事，而不是在上面加一堆花哨的機關。噴管也是一樣，它的第一性原理就是把燃氣能量變成推力，越是單純，越能把效率壓榨到極致。至于矢量、復雜機構這些加法，更多時候只是在特定場景里錦上添花，而非普適的勝負手。