氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)是在固定型面噴管上采用流動(dòng)控制的方法實(shí)現(xiàn)主噴流的偏轉(zhuǎn)，以達(dá)到推力矢量效果的控制技術(shù)。傳統(tǒng)的機(jī)械推力矢量控制技術(shù)，通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)噴管直接改變射流方向達(dá)到推力矢量效果，控制原理相對(duì)簡(jiǎn)單、控制規(guī)律線性、易實(shí)用化，但存在結(jié)構(gòu)質(zhì)量大、活動(dòng)部件多、整體執(zhí)行機(jī)構(gòu)復(fù)雜等不足。氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)，則是通過(guò)主動(dòng)流動(dòng)控制手段，在其主噴管結(jié)構(gòu)固定的條件下，通過(guò)二次控制流注入來(lái)實(shí)現(xiàn)主噴流的偏轉(zhuǎn)，以此提供控制力和力矩，其優(yōu)勢(shì)在于結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕、制造成本低、射流偏轉(zhuǎn)響應(yīng)快、活動(dòng)部件少，可滿足無(wú)縫、光滑、連續(xù)外模線要求，具有減少雷達(dá)截面積（RCS）、增強(qiáng)隱身性能的潛力。

多年來(lái)，國(guó)內(nèi)外研究人員相繼提出了激波矢量控制、喉道偏移矢量控制、有源/無(wú)源雙喉道矢量控制、有源/無(wú)源/振蕩射流激勵(lì)康達(dá)（Coanda）附壁矢量控制等多種不同的氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)路線，在驗(yàn)證可行性的基礎(chǔ)上進(jìn)行相應(yīng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)。其中，雙喉道矢量控制、激波矢量控制、康達(dá)附壁矢量控制等技術(shù)路線在特定的應(yīng)用領(lǐng)域均有不可替代的優(yōu)勢(shì)，但這些氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)依然存在控制線性度差、二次流消耗大、無(wú)法進(jìn)行大范圍喉道面積調(diào)節(jié)等多種問(wèn)題。目前，氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)的應(yīng)用研究還非常有限，技術(shù)成熟度層級(jí)還有很大的提升空間，為了加快氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)的工程應(yīng)用，仍需要在如下幾個(gè)方面加強(qiáng)攻關(guān)。

一是控制效率的提升。當(dāng)前的氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)要走向應(yīng)用需要在更寬廣的噴管主流流速范圍內(nèi)，以低引氣量實(shí)現(xiàn)高矢量偏轉(zhuǎn)效益，開(kāi)展矢量噴管與主/次射流流動(dòng)的一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)，有望實(shí)現(xiàn)控制效率的進(jìn)一步提升。

二是控制規(guī)律的探索和優(yōu)化。外形優(yōu)化可以用來(lái)解決氣動(dòng)推力矢量控制靜態(tài)特性中的非線性和不穩(wěn)定性問(wèn)題。但飛行控制中推力矢量的實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)響應(yīng)規(guī)律仍有待進(jìn)一步探索，如發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)推力矢量系統(tǒng)瞬態(tài)操作的響應(yīng)、外部流導(dǎo)致推力矢量系統(tǒng)變化的響應(yīng)速率和流體附壁導(dǎo)致的遲滯效應(yīng)等。

三是氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)的整機(jī)集成。如何建立一個(gè)氣動(dòng)推力矢量特有且完整的控制系統(tǒng)，并與整個(gè)飛行控制系統(tǒng)集成，是一個(gè)巨大的挑戰(zhàn)，這其中涉及氣動(dòng)推力矢量控制與發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)匹配優(yōu)化、飛行控制相結(jié)合迭代優(yōu)化，而計(jì)算機(jī)智能優(yōu)化算法、高精度實(shí)時(shí)環(huán)境感知技術(shù)與飛行控制技術(shù)的融合發(fā)展將有助于加快推進(jìn)氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)的工程應(yīng)用進(jìn)程。

四是加快推進(jìn)試飛驗(yàn)證。當(dāng)前，由英國(guó)BAE系統(tǒng)公司牽頭研發(fā)的“惡魔”（Demon）和“巖漿”（Magma）驗(yàn)證機(jī)已經(jīng)分別于2010年和2018年進(jìn)行了飛行測(cè)試，探索了整機(jī)集成的初步方案，驗(yàn)證了氣動(dòng)推力矢量控制技術(shù)對(duì)于增強(qiáng)無(wú)舵面飛行器控制能力的技術(shù)可行性。但是，這兩架驗(yàn)證機(jī)仍是在低速平飛狀態(tài)下對(duì)氣動(dòng)飛行控制系統(tǒng)的演示，復(fù)雜機(jī)動(dòng)如短距起降、低速大迎角飛行、高亞聲速飛行等狀態(tài)下的控制特性仍有待進(jìn)一步研究和試飛驗(yàn)證。