扰流片是常用的推力矢量控制装置之一,广泛应用于战术导弹中,本文针对扰流片式推力矢量控制系统展开研究。主要研究了扰流片的流场特性以及其产生气动力的大小和影响因素,在此基础上设计一套包含液压舵机的试验测试系统,并进行点火试验研究。针对加载扰流片的喷管绕流流场采用RNG k-ε湍流模型,利用FLUENT软件研究了扰流片产生侧向力以及轴向推力损失与扰流片的形状、伸入流场高度、喷管扩张半角、喷管扩张比以及燃烧室压强的关系。同时也得出扰流片产生气动力的机理：扰流片阻塞喷管出口部分流场导致喷管内壁面压强分布不均,形成压力差产生气动力。设计出扰流片式推力矢量液压舵机伺服系统,在设计中着重研究了电液伺服阀的驱动电路设计、活塞杆设计以及扰流片连接机构设计。在空载和加载两种工况下考查液压舵机系统设计的合理性以及与所要求的指标相符情况。试验研究结果表明：所设计的液压舵机系统动态响应性能良好,对指令信号有很好的跟踪能力,反应速度快,定位精度高。在单位阶跃信号输入下,液压舵机系统动态响应上升快,延迟时间短,超调量小,工作时,扰流片最大摆角可达38°,符合设计预期。最后本文进行了加载扰流片的点火试验研究,测试所设计的固体火箭发动机内弹道性能,并对扰流片伸入不同高度产生的侧向力和轴向推力损失进行测量。试验测得的侧向力结果和数值仿真结果吻合较好。