航天航空技术的发展推动了飞行器中推力矢量装置的技术发展,传统的机械式推力矢量喷管因其自身的缺陷,已无法满足推力矢量技术发展的要求,射流式推力矢量技术本身的性能优势可以满足新一代飞行器的各项要求,成为推力矢量技术领域新的研究方向。本文提出了一种射流式推力矢量喷管,在空气动力学的基础上对其进行设计建模,通过Fluent仿真分析得出了推力矢量喷管工作的数学模型,并且对喷管工作后速度分布云图和压力分布进行比较,分析了主气流在推力矢量喷管中方向改变的原因,其中主要的研究内容如下:在不同工况下对推力矢量角度的变化进行仿真计算,总结气流变化的原因,分析气体在推力矢量喷管内变化的合理性,从而确保建模、仿真过程中的真实性;针对二次射流口结构参数,对每个结构参数与推力矢量角度的影响规律做出总结,针对得出的结论为优化提供理论基础。采用试验设计方法进行激波矢量控制喷管气动性能数值分析与优化设计,综合研究了二次流喷口几何参数对二元收扩喷管气动性能的影响。基于超拉丁立方设计方法得到喷管二次流参数近似拟合模型和最优解区域,并利用多岛遗传算法寻找最优解。研究的设计参数包括二次流口距离、二次流口宽度、二次流口角度与二次流口位置。数值仿真结果表明,二次流口距离对矢量偏转角的影响最大,二次流口宽度与二次流口角度次之,二次流长度对矢量偏转角的影响最小。通过得出的最优二次射流口方案,重新对喷管进行建模并仿真,比较相同工况下速度云图、压力云图、速度矢量图和涡流云图的分布情况,分析其中变化的原因和优化的合理性;通过得到的数据对推力矢量角度、推力矢量系数和推力矢量效率进行计算,根据计算结果得出优化后推力矢量喷管具体性能的提升,从而保证优化的合理性。