尾喷管是喷气式飞机的涡喷发动机的组成部分之一，主要作用是将喷气式飞机燃油燃烧后的产物如二氧化碳、二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃烧的小分子烃类物质喷射出去，起到排废气的作用，同时也利用喷射时空气产生的反作用力来推动飞机，不过在涡轮螺旋桨发动机中，尾喷管提供的推力只是飞机动力的一部分，飞机主要的动力是由涡轮螺旋桨发动机的驱动螺旋桨来提供的。

发动机的排气装置是指涡轮或加力燃烧室以后组织排气的构件。排气装置的组成和结构方案取决于发动机和飞机的类别及用途。排气装置包括尾喷管、反推力装置、消音装置等。尾喷管是发动机必不可少的一个部件，其他的排气装置则是根据发动机和飞机的特殊需要而设置的。

尾喷管的功用主要是使涡轮后的燃气继续膨胀，将燃气中剩余的热焓充分转变为动能，使燃气以高速从喷口喷出。

根据使用条件的不同，发动机尾喷管依通道形状可以分为收敛形和收敛扩散形两种类型，喷口面积可做成可调或不可调的。

不可调节的收敛形尾喷管又称为固定喷口的亚声速喷管。其结构最简单，重量最轻，广泛应用于亚声速及低超声速飞机用的不带加力燃烧室的涡喷发动机，以及涡轮后燃气的焓降较小的涡桨发动机和涡扇发动机。WP5甲，WP8，WJ6发动机和CFM56，PW4000，RB211，GE90等几乎所有的民用涡扇发动机都采用这种尾喷管。虽然当喷管的可用落压比大于临界落压比（1.85）时，燃气在收敛形尾喷管内不能完全膨胀，但是在飞行速度不大(Ma≤1.5)的情况下，燃气由于不完全膨胀而损失的能量较小，所以采用这种简单的收敛形尾喷管是合适的。

这种简单收敛形尾喷管由中介管和喷口两部分组成。中介管又称排气管，位于涡轮与喷口之间。它由外壳、整流锥和整流支板三部分组成。外壳与整流锥形成的气流通道是逐渐扩张的，可使气流速度降低，减少流动损失。外壳与整流锥的连接可借助整流支板或者承力支杆，在结构设计时应保证这些零构件热膨胀的自山。整流支板一般做成对称叶型，如果从涡轮排出的气流扭速度较大，则应做成有相应迎角的非对称叶型(其弦长靠整流锥处较长，靠外壳处较短，这是因为气流扭速在叶根处较大)，以保证燃气轴向排出，减少推力损失。喷口是收敛形的薄壁锥筒，前缘与中介管相联接，应能拆卸。燃气在喷口的收敛通道内加速后排出，使发动机在整体上产生更大的推力。通常将喷口按不同出口直径分成若于组，在试车时选配，以调整发动机的推力达到规定的指标。

采用喷口可调节的尾喷管，能使发动机在各种工作状态都获得良好的性能。带加力燃烧室的发动机必须采用可调节的尾喷管，保证在加力状态相应地加大喷口。有的发动机通过改变喷口面积来改变发动机的工作状态。

由于超声速喷管结构及操纵机构复杂、重量大和技术难度大，许多二代以前的高速歼击机（Ma≤2.0）的涡喷发动机，仍采用喷口面积可调的收敛形尾喷管。

可调的收敛形喷管的类型主要有:多鱼鳞片式、双鱼鳞片式、移动尾锥体式和气动调节式。广泛采用多鱼鳞片式机械调节的收敛形尾喷管，可以是双位、多位，或无级调节的。

早期的发动机曾采用移动尾锥体的可调节收敛形尾喷管。它是靠机械传动特型面的尾锥体沿发动机轴线移动，从而改变喷口面积。这种尾喷管构造复杂、重量大，机械传动构件处在高温下工作不可靠，故已不采用。

还有一种气动调节的收敛形尾喷管。从压气机抽气引至喷口截面，调节这股气流的压力、流量，从而改变燃气流实际的流通面积，相当于调节了喷口大小。这种尾喷管构造简单、重量轻，可以无级调节，但由于抽取压气机的气体掺合进燃气，将造成较大的推力损失，且不易控制，因此也未得到广泛采用。

超声速飞机用的发动机，燃气在尾喷管中的总膨胀比可达10~20以上，如果仍采用收敛形尾喷管，则燃气不完全膨胀所造成的推力损失将很大。据估计，当飞行速度Ma=1.5时，收敛形尾喷管造成的推力损失为10%；当Ma=3时，推力损失达到50%。因此，当飞行速度Ma>1.5时，为了保证燃气能充分膨胀，以减少推力损失，不论有无加力燃烧室，发动机都应采用收敛扩散形的可调节超声速尾喷管。

收敛形尾喷管和收敛扩散形尾喷管都属于直流式尾喷管，发动机一般都采用直流式尾喷管。还有一种偏流式尾喷管，它引导燃气斜向地往后排出，产生与发动机轴线呈一锐角的偏推力。偏推力可分解为水平方向的推力和垂直方向的升力。飞机起飞、着陆或爬高时使用偏流式尾喷管，可降低着陆速度，缩短滑跑距离，或增大爬高速度，飞机平飞时使用直流式尾喷管。