流体推力矢量喷管是推力矢量技术前沿的研究热点,即喷管壁面无需转动,通过流动控制实现射流的偏转控制,产生推力矢量。本文设计了基于Coanda效应的平直和楔形两种多控制孔无源流体推力矢量喷管,研究了其推力矢量控制规律,制作了应用该喷管的验证飞行器,实现了飞行中的俯仰姿态控制;通过流动显示,研究平直多控制孔喷管在射流偏转过程中的宏观流场和近壁面流动结构,观察到外流与主流相互作用的过程;设计了后缘融合流体推力矢量喷管的分布式推进机翼模型,研究了矢量射流与机翼绕流之间的相互作用,并获得了机翼气动特性。研究结果表明:(1)低速条件下,平直后缘构型的喷管存在严重的推力矢量角控制曲线突跳与迟滞效应,而45°斜掠后缘构型的楔形喷管有良好的连续控制特性;(2)射流受控附壁时,壁面前缘存在强烈的剪切流动,射流剪切层涡的合并使主流附壁形成分离泡,倒吸入的外流被排出喷管,随后分离泡收缩完成附壁过程;射流受控离壁时,外流从控制孔吸入使分离泡扩大直到破裂,外流从后缘倒吸,完成主流离壁过程;(3)矢量射流改变了机翼表面压力分布,对机翼的升力、阻力和力矩特性有较大影响。射流偏转可以将最大升力系数增加22%,在2°迎角下,矢量射流下偏12°最大可以将升阻比提高24%。本文研究的流体推力矢量喷管在未来的飞行器上进行增升减阻、提高机动性方面有重要的工程应用作用。