推力矢量技术是当前第五代战斗机的一项基本要求。气动矢量喷管作为未来推力矢量的实现方案已得到广泛研究。但是已有的气动矢量喷管方案均要消耗高/低压二次流，从而会影响发动机的总体气动性能。本文在常规双喉道气动矢量喷管的基础上，进一步研究了课题组提出的一种新型双喉道气动矢量喷管，使喷管在产生有效推力矢量角的同时，不需要从发动机引气，保证了喷管整体的工作性能。本文对该新型双喉道气动矢量喷管的机理与关键技术开展了系统的数值仿真、优化设计及实验研究。基于优化设计后的新型双喉道气动矢量喷管的矢量性能，在落压比2至10的工作范围内，无论是推力矢量角还是矢量效率均比现有的研究结果有明显提高。特别在高落压比下（NPR=10时），推力矢量角仍达到了21.3°。在动态数值模拟中，首次发现双喉道气动矢量喷管在起动时会先产生一个负向的推力矢量角，其最大值约为喷管正向最大推力矢量角度的60%，且该过程非常迅速，矢量角变化率达到了8°/ms。容腔效应的研究结果表明：喷管矢量角的动态反应速率与喷管的几何尺度密切相关。为了减少喷管在各矢量状态下对发动机流量的影响，满足在发动机加力状态下需要增加约30%的通流流量的要求，设计了一种旁路补充射流的方案，从计算的结果来看，已经满足了工程应用的需求。最后开展了喷管的动态实验，实验获得新型双喉道气动矢量喷管在NPR=3，5和10时，最快的矢量动态调节速率分别为50°/s，40°/s和34°/s。在各落压比下，当喷管从无矢量状态开始调节时，实验获得的流场的动态迟滞时间均小于1ms；当喷管从一个矢量状态调节到另一个矢量状态时，实验获得的流场的动态迟滞时间均小于10ms。