新一代战斗机要求具有良好的机动性和短距离起降性能。在进行大迎角机动飞行时,飞机绕流现象复杂,流动分离严重,垂尾等操纵面浸没在尾迹流动之中,操纵面效率急剧降低甚至完全失效,通过操纵面偏转获得所需控制力和力矩的方法,已经很难满足大迎角机动的要求,必须采用推力矢量控制技术。推力矢量技术作为第四代战斗机设计的一项关键技术,从上个世纪八十年代开始,美国就开展了广泛的研究,包括理论与计算分析、缩比模型试验、飞行模拟器仿真和飞行演示验证等多种手段,并已成功应用于F-22、F-35等第四代主力战机中。主流与推力矢量尾喷流的干扰效应是推力矢量技术研究的一个主要方面。值得注意的是,推力矢量尾喷流干扰效应与传统喷管的干扰效应是相当不同的,传统喷管的干扰效应是一种弱扰动,而推力矢量尾喷流干扰效应则是一种强扰动,并强烈依赖于机身/推进系统的集成设计。显而易见,研究主流与推力矢量尾喷流的干扰效应规律和机理将是机身/推进系统优化集成设计的基础,有明确的应用背景。本文采用数值模拟方法,针对一种简化的飞机模型,数值研究了推力矢量尾喷流与高速主流的干扰效应,系统总结了来流马赫数、攻角、喷管偏转角、喷流马赫数、喷流总压、喷流总温等参数对飞机气动特性的影响规律,分析了流动机理,为后续试验研究提供一定的指导。全文共分五章:第一章是引言,论述了推力矢量技术的研究背景,综述了国内外推力矢量技术的研究方法和研究进展,明确了推力矢量喷流与主流干扰效应研究的意义。第二章是数值计算方法,介绍了本文研究采用的控制方程、空间离散格式、时间推进方法、边界条件和湍流模拟方法等,尤其是详细介绍了一种自主发展的基于湍流尺度混合的RANS/LES混合模型及其若干改进方法。第三章是算例验证,通过一系列典型算例对改进的RANS/LES混合模型和计算软件FLY3D进行了考核验证,包括跨声速翼型粘性绕流、低速翼型大迎角绕流、低速圆柱绕流和超声速圆柱底部绕流,均给出了与实验较为一致或接近的结果,验证了改进的RANS/LES混合模型和计算软件FLY3D的适用性。第四章是简化战斗机模型推力转向喷流与高速主流干扰效应研究,介绍了计算模型、计算网格和具体边界条件,系统研究了来流马赫数、攻角、喷管偏转角、喷流马赫数、喷流总压、喷流总温等参数对飞机气动特性的影响规律,结果表明:对于该简化战斗机模型,推力矢量尾喷流对高速主流的干扰局限于尾部局部区域,对全机气动特性的影响较小,仅在较大攻角下才有一定体现;但高速主流对尾喷流的干扰显著,推力矢量角损失随来流马赫数和攻角的增大而增大。第五章是结束语,总结了研究工作,并展望了需进一步深化的研究方向。最后是致谢和参考文献。