飞发一体化是未来战斗机发展的关键技术和必然趋势。通过研究飞机与发动机的相互影响,以期减小不利影响,获得最优的飞机/发动机匹配。对于未来高隐身先进概念战斗机与无人机,高度融合的机身布局、高效的推力矢量技术是主流趋势。本文基于一维流路分析、CFD数值模拟等技术,对一类基于推力矢量技术的未来概念飞机飞发一体化气动性能进行了初步的探究。首先,参考某先进概念战斗机模型及其飞发一体化气动性能,通过增加机翼攻角,机翼与机身融合、后体与喷管融合的方法对飞机造型进行了改进;并根据混合排气涡扇发动机的稳态性能计算程序,确定了发动机特征截面性能参数与推进系统流路的基本尺寸;针对所采用的带鼓包的隐身进口的超声速进气道进行了设计,编写了相应的几何造型设计程序;采用了近似几何方法,编写了喷管设计程序,获得了气动性能相对较优的轴对称收扩喷管。其次,基于CFD数值模拟,对改进后的飞机模型气动性能进行了初步研究,分析了该飞机模型的升力、阻力特性。然后研究了发动机与飞机一体化安装后改型飞机的飞/推气动性能,并与发动机未安装的流场进行了对比分析。结果表明,动力安装前战斗机机身和机翼的激波阻力明显,底部涡流区较大,机身底部静压较低,底部阻力较大;动力安装后,战斗机的总升力与总阻力增加,进气道的流量系数、喷管的总压恢复系数和发动机安装推力都略微减小,底部阻力大大减小。随后,提出了一种有效可行的射流式推力矢量方案,并分析研究了推力矢量变化下飞机和发动机推进系统的气动性能影响以及飞发一体化流场相互干扰的流动机理。结果表明,射流推力矢量导致了推力损失、底部阻力增加。推力矢量通过影响机身上下表面静压分布改变了飞机机身的升阻力,但对进气道以及前机身气动性能影响较小。最后,针对未来飞机飞发一体化需求,设计了一种新型三维喷管,并分析了该保形喷管内流和与飞机后体一体化气动性能,结果表明,保形喷管在内流性能上与常规轴对称喷管相当,但后机身/喷管一体化方面具有更良好的气动性能,能够有效地减小机身阻力,从而实现飞机有效推力的增加,因此更适宜于高度一体化的战斗机需求。同时该保形喷管强化了喷管出口后的气流掺混,有效地减少高温气流冷却所需要的流程,因此增强了飞机隐身性能。