1樓：天洑軟體
作為飛機動力系統，推力方向的調整對整個飛機結構強度會產生很大負擔，而且考慮到空間約束及重量限制，飛機內部空間是非常緊湊的。
目前在有限的空間內能實現噴口調節已是非常困難。
如想將整個發動機進行轉動，那飛機內部空間需要增加太多，內部可調機構也需要增加，重量也隨之增加，如此一來，該飛機將會是個龐然大物。
2樓：Zhaoyang Wang
引擎中的壓氣機葉片旋轉速度極高，高速轉動的物體帶有巨大的角動慣量，旋轉引擎所帶來的陀螺進動(gyroscopic precession)會帶來一系列操控上的問題。
3樓：AdamDeng
既然發動機都已經跟著轉換角度，不如讓整個飛機也跟著轉換角度。
那我們搞乙個更大的舵面讓飛機更快的轉換角度不就完了？
BINGO！
這下全解決了，向量噴口也不用研究了，題主的問題也自然消失了。
4樓：
我覺得你這個問題要同時考慮到氣動、結構強度 、控制、總體多個方面的問題。簡單說一點，發動機來回轉動得需要浪費多少寶貴的空間？轉動發動機又得需要多大的力？
S型進氣道也不是想怎麼彎就怎麼彎的，S型曲線都是有變化規律的，可調S彎的出口畸變和總壓恢復係數又怎麼保證，畢竟進氣道總壓恢復係數下降1%，推力損失能達到1.25%左右。從總體的角度來說，為了提公升噴管的推力所付出的其它成本實在太高，得不償失。
5樓：冰蒂斯
我這裡就說一下射流向量目前的幾個方向。
激波誘導法：在發動機喉道下游的超音速氣流裡面注入射流產生斜向激波，以減少主射流的推力為代價直接穿過斜激波產生推力向量偏轉。這種方法能獲得較大的向量角，每注入1%的次流能夠獲得1.
4°到2.2°的向量角，推力效率0.84~0.
98。喉道偏斜法：在喉道處注入射流，使聲速面偏斜，進而使喉道後部的超音速氣流偏轉，在推力向量角度方面和激波誘導差不多，也是每1%次流產生1.4°到2.
2°的向量角，推力效率0.94~0.98。
逆向流法：在喉道附近開通二級逆向流管道，用逆向流產生康達效應，使主噴氣流偏轉。這種方法能夠以較小的能量實現大角度向量偏轉，難點是在發動機上很難找抽吸源。
同向流法：在喉道附近開通二級同向流管道，也是利用氣流的康達效應造成側向壓力降低，然後使主射流偏轉，這種方法的缺點是高超音速情況下主噴流的效率下滑。
6樓：FFlanker
發動機整體移動會導致飛機難以配平，就是飛機的重心隨時變化，同時要保證向量角度的話，發動機整體擺動所需的安裝空間過大。還有就是發動機其實有很大的陀螺力矩，柔性支架怕是剛不動啊。
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