随着科技进步,战斗机的性能也在更新迭代,矢量技术是当今一个前沿热点。结构简单,性能优越的尾喷管偏转机构对提高战斗机灵活性、机动性具有很大的作用。本课题研究了一种新型尾喷管偏转驱动装置,在驱动装置机械结构、拉瓦尔喷管面积控制的方面做出了新的探索,提出一种新的思路。结合并联机构的优点,降低了喷管结构复杂度,减少了喉道和出口截面面积控制的耦合,简化了喷管的控制复杂度。基于喷管三维结构,建立机构等效框图,采用矢量方法分析驱动与输出之间的关系,得到速度、加速度的求解方程。根据虚功原理,采用牛顿欧拉法求解动力学映射关系。通过仿真分析,验证理论模型的正确性。根据位置解进行喷管末端轨迹规划,采用不同控制方法得到机构在飞行动作过程中需要实现的运动,根据轨迹规划内容计算得到各个运动过程下的灵巧度,确定喷管与发动机合适的安装角度。参考现存战斗机喷管尺寸,结合发动机末端气流参数和飞行时的外部条件,设计针对本文的拉瓦尔喷管结构尺寸,根据空气动力学原理得到达到最佳膨胀比时的出口喉道面积比,进而得到两组面积的控制方程。利用仿真软件进行流体仿真,与理论分析对比验证。结合动力学分析和空气动力学分析以及外部条载荷,得出飞机可达到的的最大推力及驱动分支所需的驱动力数值。