推力矢量技术用以提高战机的敏捷性、过失速机动及短距起降等性能,可部分或全部代替气动舵面进行飞行操纵,是第四代及以后战机必备的关键技术之一。固定几何气动矢量喷管因比常规机械式推力矢量喷管结构更简单、质量更轻、响应更快,而成为目前备受关注的排气系统方案。本文围绕高推重比航空发动机用大落压比排气系统,开展固定几何气动矢量喷管工作机制、流动机理、参数影响规律及综合性能评估技术研究。1、通过大量数值模拟和部分模型试验研究,发现了激波矢量喷管实现推力矢量的本质是横向射流造成上下壁面压力的非对称分布,其流动机理属于顺压力梯度下、受限空间内的超音速中横向射流问题；数值模拟了流场中因流动分离、剪切层等因素造成的不稳定特性,其中流动不稳定性的主频约为2.0 kHz及4.0 kHz；分析了各气动、几何参数(包括喷管落压比NPR、二次流压比SPR、来流Ma、二次流喷射角度θ及二次流喷射位置Xj等)对激波矢量喷管内流特性及推力矢量影响的本质,并获得了激波矢量喷管推力动态响应特性。研究表明,改变NPR最大能造成46%的推力矢量性能变化,自由来流Ma数处于跨音速工况时,推力矢量性能约有16%的降低,调整θ最大可实现50%的推力矢量性能提升。研究了两类提高推力矢量效率的方案：插板／激波矢量结构及辅助喷射激波矢量结构,并在宽广的工作范围内,实现了推力矢量效率超过2.00/%,推力系数不低于0.90的目标。2、采用理论分析结合数值模拟的方法,研究了固定几何气动矢量喷管气动喉部面积控制的工作机理,得出了气动喉部面积控制喷管内流分布特征；分析了主要气动、几何参数对喉部面积控制率的影响规律,获得了最有利的二次流喷射位置(Xj=-0.05)及二次流喷射角度(0=-130°)；借助辅助喷射技术,在15%的二次流折合流量比限制下,实现了接近50%的喉部面积控制率；研究了喷管气动喉部面积建立过程中压力扰动的传播,确定了建立稳定的气动喉部面积的时间量级(约为10 ms)及喷管进口流量的高低频率波动(2 kHz和0.4 kHz)。3、基于离散传递法,采用C++语言开发了固定几何气动矢量喷管红外辐射强度评估程序,分离出了壁面及燃气对空间探测点红外辐射强度的贡献；研究了低涵道比涡扇发动机用激波矢量喷管的红外辐射特性；得出了内涵进口及高温燃气是影响激波矢量喷管红外辐射强度的关键因素；分析了气动矢量喷管降低红外辐射的本质,即二次流喷射形成的流向涡量加速了燃气的冷却及组分的扩散,在大探测角度下,实现了约58%的红外辐射强度下降；对比了不同二次流喷口位置(Xj)对红外辐射特性的影响,研究表明,不同Xj构型激波矢量喷管红外辐射强度的区别主要集中在大探测角度处,在窄边及宽边探测面上、探测角度lαl[400-90°]的区间内,Xj=0.516构型比Xj=0.688构型红外辐射强度分别约大18%-100%及40%-107%。4、开展了固定几何气动矢量喷管与航空发动机整机耦合特性研究。提出了基于试验设计、响应面近似建模及部件级发动机性能模拟的整机耦合方法。完成了气动矢量及气动喉部面积的近似建模,获得了影响参数间的耦合影响关系,并通过寻优方法,在推力系数及二次流折合流量限制下(Cfg≥0.90,ω(?)≤0.15),分别得到了最优的推力矢量角δp。max=19.81°及最大的喉部面积控制率RTAC=54.83%。以压力、流量等平衡条件为基本约束,分别建立了气动矢量控制与航空发动机的整机耦合模型、气动喉部面积控制与航空发动机的整机耦合模型,评估了整机耦合模型在不同引气量及不同引气位置工况下对航空发动机共同工作点、固定几何气动矢量喷管性能的影响,研究表明,对气动矢量控制状态,从风扇出口引出15%的二次流时,获得了16.50°的推力矢量角,同时使得发动机推力下降约19%,单位耗油率增加约18.7%；对气动喉部面积控制工作状态,从风扇出口引出18%的二次流时,获得了35%的喉部面积控制率,相应的发动机推力下降约12%,单位耗油率增加约16%。