流体式推力矢量技术能显著增强飞行器的机动性和敏捷性,是推力矢量技术领域的研究热点和发展方向。基于Coanda效应的流体式推力矢量技术具有矢量角大、效率高和推力损失小的优点,但存在的射流非受控偏转附壁、“突跳”离壁等问题严重阻碍了其进一步发展和应用。本文以一种基于无源二次流的流体式矢量喷管为研究对象,针对喷管主射流偏转过程中产生的附壁、“突跳”分离现象开展风洞实验研究。首先,研究了稳态射流流动特性,明确了稳态分离射流、稳态附壁射流的空间流动结构和喷管Coanda壁面流动结构,获得了稳态附壁射流附壁侧、分离侧的Coanda壁面压力分布,将压力分布与近壁流动结构关联分析得到了分离泡、再附线等各部分流动结构的压力特征。其次,研究了射流偏转流场特性,得到了在射流动态偏转过程中流场各区域、结构变化规律,并根据这些变化规律对射流偏转附壁、分离过程进行了不同阶段的划分。研究结果显示射流动态偏转附壁和分离过程中矢量偏转均不连续,整个附壁过程可以分为三个阶段:缓慢偏转、快速偏转、分离泡收缩;整个分离过程可以分为三个阶段:缓慢偏转、分离泡破裂、快速偏转。最后,研究了射流偏转力学特性,获得了射流动态偏转附壁、分离过程中喷管矢量推力、喷管Coanda壁面压力的变化规律,同时结合流场各区域、结构变化规律相关结论,综合阐述射流动态偏转离壁、附壁过程。本文对喷管主射流偏转过程中产生的附壁、“突跳”分离现象的研究为流体推力矢量装置的设计、推力矢量偏转控制效率的优化等奠定了理论基础。