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(dòng)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(dòng)，有的能全向轉(zhuǎn)動(dòng)，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(dòng)機(jī)、噴氣式發(fā)動(dòng)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(dòng)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(dòng)機(jī)沒半毛錢關(guān)系了。那一瞬間，它們只是在履行動(dòng)量守恒的物理規(guī)律——往后噴多少，發(fā)動(dòng)機(jī)本體就往前推多少。這是牛頓第三定律，不是噴管“主動(dòng)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(dòng)量，發(fā)動(dòng)機(jī)本體就往前獲得多少反作用力。

在經(jīng)典的空氣動(dòng)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(dòng)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(huì)“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(dòng)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(huì)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(dòng)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(hào)。

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(dòng)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(dòng)力學(xué)損失”

粘性損失是指燃?xì)膺吔鐚幽Σ翈淼膭?dòng)量缺失。高溫高壓的氣體流過噴管內(nèi)壁的時(shí)候會(huì)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(huì)讓其他噴管內(nèi)的氣體膨脹而會(huì)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(dòng)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(dòng)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(huì)繼續(xù)在噴管中燃燒，一方面這些燃料和氧化劑燃燒會(huì)放熱，但從另一方面來說，這些燃料和氧化劑的燃燒會(huì)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(huì)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(huì)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(dòng)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(dòng)能，噴管的熱能動(dòng)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(hào)的火箭發(fā)動(dòng)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(dòng)-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(dòng)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(huì)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(dòng)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(dòng)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(dòng)，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(dòng)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(dòng)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(dòng)”，這是指火箭發(fā)動(dòng)機(jī)整體在框架上進(jìn)行擺動(dòng)，很多人覺得火箭發(fā)動(dòng)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(dòng)機(jī)整機(jī)可以安裝在一個(gè)活動(dòng)框架上，這個(gè)框架可以依靠動(dòng)作桿進(jìn)行小幅度擺動(dòng)。這就解決了火箭發(fā)動(dòng)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(dòng)，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(dòng)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(dòng)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(dòng)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(huì)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(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)。

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(hào)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(dòng)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(dòng)；蘇-35采用三維噴管，追求極限超機(jī)動(dòng)，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(dòng)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(dòng)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Γ绞菃渭?，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。