战斗机是现代化军事的重要组成部分,战斗机的先进水平决定了国家军事力量和国际地位。由于航母甲板面积的限制以及降落困难问题,对战斗机起降性能要求尤为重要。安装大摆角矢量喷管的战斗机可完成垂直起降,同时矢量喷管能完成大迎角和超音速飞行等功能,使得战斗机机动性更强。相对于单一的串联机构或并联机构,串并混联机器人有工作空间较大、结构强度高、累计误差较小的优点。因此,串并混联机构在航空领域的研究及使用具有重要的意义。在本课题中,提出了一种应用于战斗机矢量喷管的新型大摆角混联机构,该混联机构由RPR-S并联机构和3SPS-S并联机构串联而成。该混联机构结合了轴对称矢量喷管能360°小角度偏转和三轴承旋转喷管大角度偏转的优点。首先,运用矢量法建立了混联机构的位置解数学模型,通过上下机构的运动关系分别建立了各层机构和整体机构末端速度和加速度的映射关系矩阵模型。然后,建立了混联机构中各分支质心速度加速度的数学模型。进而,运用虚功原理分析了分支驱动力与负载和工作状态及附加惯性力惯性力矩的关系,建立了机构整体的静力学和动力学控制模型。最后,运用Matlab/Simulink工具箱搭建了机构的样机模型并上述所建立的数学模型进行了验证。考虑到矢量喷管在不同工作情况下的摆角不同,本文选取了几个水平和垂直姿态角度,运用Ansys软件分别模拟了在不同姿态下约束分支管道内部流体的流速和压强分布情况,为后期的气动及控制优化奠定了理论基础。