推力矢量技术对于飞行器机动性能的提高使得其成为未来飞行器必备的关键技术之一,经历了从机械式到有源流体式再到无源流体式的发展历程。基于Coanda效应的无源流体推力矢量喷管具有“型面固定、能耗小、主射流偏转响应快”等优势,应用前景广泛。但是流体推力矢量技术特有的主射流静态偏转突跳导致的控制规律不连续的问题严重阻碍了其实际工程应用。本研究在无源流体推力矢量技术的基础上,通过改变喷管构型和二次流控制形式制作了主射流连续偏转的楔形无源流体推力矢量喷管。利用粒子图像测速技术研究楔形喷管不同截面的主射流静态偏转情况和空间流场特性;并获取了楔形喷管力/流动矢量角随二次流阀门开度变化的连续控制曲线;喷管主射流不同截面偏转不一致的三维效应解释了其静态连续偏转的原因。最后,设计了融合楔形喷管的导弹风洞模型,研究只有流体矢量喷管控制时导弹偏航开环控制特性,获取了不同风速与动力组合下导弹偏航角随阀门开度变化的控制曲线;进一步研究了导弹在阶跃控制下的动态响应特性;构建了五孔探针微型大气数据传感系统和无源流体推力矢量喷管相结合的组合控制系统,验证了无源流体矢量喷管的控制能力。研究结果表明:设计的楔形无源流体矢量喷管可实现主射流静态偏转角连续控制,最大平均流动/力矢量角15°/14°;应用楔形无源流体推力矢量喷管可以控制导弹飞行器连续改变偏航姿态,偏航角最快动态响应时间0.9s。