前幾天有人問W君噴管，認(rèn)為噴管是控制方向的。乍一聽，好像也沒毛?。簢姽懿皇峭膰娋屯耐茊幔靠上?，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(yán)格來說，能“管方向”的噴管有個(gè)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(zhuǎn)動，有的甚至靠在噴流里塞進(jìn)二次噴射氣體來改變方向。這些復(fù)雜的設(shè)計(jì)，才算是真正意義上的“控制方向”。而普通火箭發(fā)動機(jī)、噴氣式發(fā)動機(jī)上的常規(guī)噴管，它們的設(shè)計(jì)目標(biāo)根本不是干這個(gè)活。

這聽起來有點(diǎn)反直覺。為什么呢？因?yàn)榇蠹铱催^的幾乎所有火箭、戰(zhàn)斗機(jī)視頻，發(fā)動機(jī)點(diǎn)火之后噴出的火焰都直沖后方，仿佛就是“方向控制”的證據(jù)。但要明白一點(diǎn)：燃?xì)庖坏╇x開噴管，就跟發(fā)動機(jī)沒半毛錢關(guān)系了。那一瞬間，它們只是在履行動量守恒的物理規(guī)律——往后噴多少，發(fā)動機(jī)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(shí)，所有的設(shè)計(jì)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(fā)動機(jī)本體就往前獲得多少反作用力。

在經(jīng)典的空氣動力學(xué)里，噴管的作用就是一個(gè)能量轉(zhuǎn)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(gè)東西：面積比，也就是出口面積和喉部面積的比值。這個(gè)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(huán)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(shí)候，環(huán)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(cè)向沖擊波，帶來危險(xiǎn)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(zhì)量的，膨脹過程中獲得了動量，這就導(dǎo)致噴管內(nèi)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(gè)最大化效率設(shè)計(jì)的副產(chǎn)品。很多人直覺中的“往后噴”，也就僅僅的來自于直覺。因?yàn)樵诶硐朐O(shè)計(jì)的情況下，氣流在出口應(yīng)完全與軸線平行，這樣推力最大。

但也有很多設(shè)計(jì)并不遵循這種理想情況，之所以這樣搞是因?yàn)橐_(dá)成額外的功能。犧牲一部分性能為功能讓路，最典型的一個(gè)例子就是雅克-36/38系列的戰(zhàn)斗機(jī)，在這類戰(zhàn)斗機(jī)中為了滿足垂直起降的需求，噴管被分成了兩個(gè)歧管，并在末端設(shè)置了旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)。

雖然雅科夫列設(shè)計(jì)局經(jīng)過了大量的計(jì)算和優(yōu)化，無奈這個(gè)噴管結(jié)構(gòu)復(fù)雜并且機(jī)身狹小，氣流難以在噴出噴管的時(shí)候“扶正”。致使雅克-38戰(zhàn)斗機(jī)噴氣發(fā)動機(jī)整體工作效率大幅度下降，攜帶空戰(zhàn)彈藥及垂直起降的作戰(zhàn)半徑只有100公里，使得這型戰(zhàn)斗機(jī)博得了“航母甲板保衛(wèi)者”的綽號。

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

其實(shí)，這種改進(jìn)就是為了降低噴管設(shè)計(jì)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(chǎn)生徑向動量分量。

除此之外，噴管在工作的時(shí)候還面臨另外兩個(gè)能量損失來源“粘性損失”和“化學(xué)動力學(xué)損失”

粘性損失是指燃?xì)膺吔鐚幽Σ翈淼膭恿咳笔?。高溫高壓的氣體流過噴管內(nèi)壁的時(shí)候會和噴管內(nèi)壁摩擦產(chǎn)生熱量，這就顯著的降低了氣體流速。而散發(fā)出的熱量并不會讓其他噴管內(nèi)的氣體膨脹而會從噴管外壁散發(fā)——這就形成了噴管內(nèi)的廢熱。

從結(jié)構(gòu)上看也好從安定性上看也好，這些廢熱就成了危害發(fā)動機(jī)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(shè)計(jì)的一個(gè)重點(diǎn)課題。

再有就是“化學(xué)動力學(xué)損失”，我們不能保證在燃燒室內(nèi)的燃料充分燃燒。那么燃料和氧化劑還會繼續(xù)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(yīng)會放出熱量同時(shí)生成2摩爾的水蒸氣。氣體的摩爾比就是體積比。反應(yīng)前是3摩爾氣體，到了反應(yīng)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(huán)境內(nèi)，這點(diǎn)反應(yīng)所釋放出的熱量導(dǎo)致周圍氣體的膨脹，和反應(yīng)過程中的氣體體積損耗相比是虧損的。這也是一個(gè)相當(dāng)顯著的效率損失。

所以，到了噴管的設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)所面臨的問題了。還是常和大家說的一個(gè)概念——任何設(shè)計(jì)都是為了解決問題存在的。那么我們現(xiàn)在開始理解一下主流的噴管設(shè)計(jì)：

在噴管發(fā)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(jié)果就是產(chǎn)生幾何損失。

到了 20 世紀(jì) 50 年代，印度裔美籍科學(xué)家 G.V.R. Rao 提出了改變游戲規(guī)則的辦法。他用一套數(shù)學(xué)推導(dǎo)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(yōu)曲線。

經(jīng)典的拉瓦爾噴管實(shí)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(guī)整。

Rao噴管和錐形

于是，我們現(xiàn)在看到的大部分火箭噴管并不是一個(gè)錐形而是漸變的拋物線形。

不僅如此，我們可以注意到現(xiàn)代火箭發(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì)往往有一個(gè)極長的Rao噴管，這個(gè)噴管的長度要遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于拉瓦爾噴管的收縮段長度。

這是因?yàn)?，噴管要約束燃?xì)庠趪姽軆?nèi)大幅度膨脹，直至燃?xì)狻盁o法膨脹”為止，那么怎么算燃?xì)鉄o法膨脹呢？

在噴管的末端燃?xì)鈮毫Φ扔诃h(huán)境氣壓。當(dāng)燃?xì)鈮毫Φ扔诃h(huán)境氣壓的時(shí)候我們就可以默認(rèn)燃?xì)獾臒崮芡耆D(zhuǎn)換為了動能，噴管的熱能動能轉(zhuǎn)換效率達(dá)到最高，繼續(xù)延長噴管已經(jīng)無法讓燃?xì)猥@得更高的噴出速度。

那么這個(gè)長度要有“多長”是合適的呢？

其實(shí)，“噴管該有多長”沒有普適常數(shù)，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(diǎn)——還記得前面講到噴管是如何讓燃?xì)鈸p失能量的嗎？除此之外還有一個(gè)制約因素就是如果是一枚發(fā)射到太空的火箭，在發(fā)射場接近于海平面大氣壓的條件下發(fā)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(gè)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?xì)獾膲毫Φ扔谕獠凯h(huán)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(jìn)行適度的調(diào)節(jié)、如果是固體燃料火箭則幾乎無法調(diào)節(jié)。所以……噴管“長度適度”就成了一個(gè)偽命題，各個(gè)型號的火箭發(fā)動機(jī)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(dāng)作一個(gè)靜態(tài)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(wù)剖面下，用可計(jì)算的氣動-熱-結(jié)構(gòu)模型把長度拐點(diǎn)收斂到那條“凈推力最大”的等值線上；

2. 若任務(wù)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(bǔ)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(zhuǎn)化為“等效長度/等效面積比隨外壓自調(diào)”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(jié)構(gòu)。

增加噴管的擴(kuò)張角度控制結(jié)構(gòu)可不可以呢？理論上當(dāng)然行，你可以在噴管的末段加上可調(diào)節(jié)的瓣片，讓出口擴(kuò)張角隨工況變化而“伸縮”。但問題是，這一套機(jī)構(gòu)在火箭上就是赤裸裸的“死重”：它本身不產(chǎn)生推力，還要承受極高的熱流密度和力學(xué)應(yīng)力。結(jié)果就是，你為了換取那點(diǎn)在某一段高度的效率提升，付出的重量、可靠性和冷卻代價(jià)，往往遠(yuǎn)遠(yuǎn)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(jì)較的系統(tǒng)里，這種可變擴(kuò)張角幾乎沒有存在價(jià)值。

但這一點(diǎn)對于噴氣式飛機(jī)來說就不一樣了。道理很簡單——火箭大部分時(shí)候垂直飛，穿越不同氣壓區(qū)域，而飛機(jī)則是大部分時(shí)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(fā)動機(jī)，尤其是噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)的噴管設(shè)計(jì)大多都是可變截面噴管。

這樣的設(shè)計(jì)為的就是在不同發(fā)動機(jī)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?xì)馔七M(jìn)效率。

飛機(jī)的噴管可動，那么咱們就應(yīng)該講到噴氣方向控制的議題了。

先說火箭發(fā)動機(jī)噴管的燃?xì)夥较蚩刂啤?/p>

前面說過，火箭噴管不管方向！但在火箭上，方向控制又確實(shí)是個(gè)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(diào)整姿態(tài)，機(jī)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(jī)擺動”，這是指火箭發(fā)動機(jī)整體在框架上進(jìn)行擺動，很多人覺得火箭發(fā)動機(jī)在火箭上安裝得極其結(jié)實(shí)，但實(shí)際并非如此。

火箭發(fā)動機(jī)整機(jī)可以安裝在一個(gè)活動框架上，這個(gè)框架可以依靠動作桿進(jìn)行小幅度擺動。這就解決了火箭發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)向控制問題。

但這種設(shè)計(jì)并不是矢量噴管，而是火箭噴管加上火箭燃燒室、渦輪機(jī)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?xì)舛妫?/p>

這是固體火箭發(fā)動機(jī)經(jīng)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(fā)動機(jī)，那么就可以將耐高溫的舵片插入到燃?xì)庵?，讓舵片偏轉(zhuǎn)帶動燃?xì)廪D(zhuǎn)向。

還有沒有更簡單的辦法呢？當(dāng)然有了，我們把火箭噴管捅個(gè)洞不就可以了嗎？這個(gè)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(gè)孔，將燃燒室內(nèi)高溫高壓氣體直接導(dǎo)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(jīng)過拉瓦爾噴管膨脹的高壓氣體就會進(jìn)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(dá)成了方向控制的目的。

當(dāng)然了，也可以不冒險(xiǎn)從火箭發(fā)動機(jī)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(jié)構(gòu)也一樣可以把高壓氣體導(dǎo)入噴管內(nèi)：

這樣也是可以達(dá)到控制方向的目的。

看到這里，大家似乎是可以理解現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)上的矢量噴氣發(fā)動機(jī)了吧？

萬變不離其宗，例如X-31的矢量推進(jìn)控制：

這是典型的燃?xì)舛婵刂品绞?，通過張開或放下發(fā)動機(jī)噴管的三塊燃?xì)舛娓淖儑娚錃饬鞯姆较蛞赃_(dá)到改變發(fā)動機(jī)推力矢量的目的。

F-22，雖然叫做二元矢量噴管，但本質(zhì)上還是一個(gè)燃?xì)舛妫?/p>

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(shí)偏轉(zhuǎn)，把噴氣流“壓”出一個(gè)夾角，從而改變推力方向。換句話說，本質(zhì)還是在噴管出口用“活動舵面”去操縱噴流。這樣做實(shí)際上是一個(gè)相當(dāng)簡單高效的做法，由于兩個(gè)瓣板可以相互補(bǔ)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(bǔ)償。

真正有意義的是維矢量推進(jìn)，這三個(gè)維度是噴口截面和X、Y轉(zhuǎn)向能力：

這種噴口不僅僅可以擴(kuò)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(jìn)噴管搞出來這么多年但只有很少型號的戰(zhàn)斗機(jī)去使用呢？其實(shí)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(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)，它帶來的額外自由度必須融入整個(gè)飛控系統(tǒng)。二維矢量噴管（俯仰方向）容易耦合，因?yàn)橹饕蝿?wù)是大迎角下補(bǔ)償尾翼失效，邏輯簡單。而三維矢量噴管則復(fù)雜得多：偏航、橫滾與方向舵、副翼存在控制權(quán)沖突，必須依靠飛控軟件實(shí)時(shí)解耦，否則反而削弱穩(wěn)定性。

從系統(tǒng)工程角度看，三維矢量并非單純的機(jī)械設(shè)計(jì)，而是重量、維護(hù)和飛控算法的綜合博弈。噴管機(jī)構(gòu)越復(fù)雜，重量越大，多軸關(guān)節(jié)在高溫下更易疲勞，還要依賴昂貴的軟件維護(hù)。而這些代價(jià)換來的機(jī)動優(yōu)勢，在現(xiàn)代導(dǎo)彈主導(dǎo)的空戰(zhàn)格局下并不總能轉(zhuǎn)化為實(shí)戰(zhàn)優(yōu)勢。

這也解釋了現(xiàn)實(shí)選擇：F-22 只用了二維噴管，以最低代價(jià)保障大迎角機(jī)動；蘇-35采用三維噴管，追求極限超機(jī)動，但成本高昂，數(shù)量有限；而 F-35、殲-20 這類更新的戰(zhàn)斗機(jī)則干脆放棄矢量噴管，把重心放在隱身、信息化和中遠(yuǎn)距作戰(zhàn)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(jìn)控制也都是基于相同的原因——把發(fā)動機(jī)噴管搞得更復(fù)雜、更重取得的推力控制優(yōu)勢，真的比把機(jī)翼的控制面“做大”一些更管用嗎？

其實(shí)，萬物的規(guī)律歸根結(jié)底還是一個(gè)“打火機(jī)原則”。最耐用、最經(jīng)濟(jì)、最高效的打火機(jī)，往往只有一個(gè)火輪、一個(gè)油艙，專注做點(diǎn)火這件事，而不是在上面加一堆花哨的機(jī)關(guān)。噴管也是一樣，它的第一性原理就是把燃?xì)饽芰孔兂赏屏?，越是單純，越能把效率壓榨到極致。至于矢量、復(fù)雜機(jī)構(gòu)這些加法，更多時(shí)候只是在特定場景里錦上添花，而非普適的勝負(fù)手。