推力矢量控制技术，亦称推力转向技术，它通过控制发动机尾喷流方向来控制飞机机动飞行，即它可补充或取代常规飞行控制面产生的气动力来对飞机进行飞行控制。

由于空中作战环境日趋恶化，对战斗机的技战术性能提出了更高的要求。采用推力矢量控制技术就是一项提高战斗机技、战术性能的主要技术。战斗机采用推力矢量控制技术后可显著提高战斗机的机动性和垂直、短距起飞等技、战术性能。

飞机就能以更大的仰角、更短的时间、更少的燃油、更快的速度以爬上更高的高空，获得更远的航程，给飞行员更大的自由，更难失速坠毁，但对飞行员来说会更有挑战。

推力矢量发动机是美国1991年4月也就是海湾战争结束后不久提出来的方案。发动机尾喷口可以自由调节角度。以此获得更强的飞机机动性。

推力矢量发动机又分二元推力矢量发动机和多元推力矢量发动机（多元推力矢量发动机又称全推力矢量发动机）。二元推力矢量发动机的喷管可上下15度偏转，多元推力矢量发动机的喷管可360度全范围偏转。二元的设计较简单，而多元的要更为复杂，成本也较二元的高。

推力矢量发动机的主要生产国是美国和俄罗斯。俄罗斯有AL－41F，AL-41F-1S，AL－31F，AL－31FP，AL－31FU，AL一31FN N1，AL-37FU等等。美国的是JSF系列，其型号不详。

矢量又称向量(Vector)，最广义指线性空间中的元素。它的名称起源于物理学既有大小又有方向的物理量，通常绘画成箭号，因以为名。例如位移、速度、加速度、力、力矩、动量、冲量等，都是矢量。可以用不共面的任意三个向量表示任意一个向量，用不共线的任意两个向量表示与这两个向量共面的任意一个向量。相互垂直的三个单位向量成为一组基底，这三个向量分别用i,j,k表示。常见的向量运算有：加法，内积与外积。

普通航空发动机提供的推力方向是固定的，和飞机的纵向中心重合或呈一固定夹角，而矢量推力发动机（主要是喷气式）可将推力方向做垂直或水平调整，这样做好处很多，如可使飞机起降滑跑距离更短，可使飞机机动性更突出，在失速状态可给飞机一个有效的控制能力，调整推力方向可使飞机在阻力最小的迎角下巡航以增大航程等。 矢量推力发动机和普通航空发动机大体是相同的，只是尾喷管是可偏转的活动部件。俄式矢量推力发动机尾喷口和发动机是球形铰接，结构复杂但能提供360度全方向偏转。美国采用矩形喷口，上下左右各是两对偏转板，结构简单，只能选择在上下或左右方向偏转。

改善垂直, 短距起降性能

如果战斗机具有垂直、短距起降性能，就可以降低其对机场的要求和减少对机场的依赖程度，采用推力矢量控制技术后就可以显著提高飞机的这种性能，这也是未来战斗机的一项重要性能指标。如1991年在美国试飞的F-15S/NTD试验机，通过采用推力矢量控制技术，控制发动机喷流向下偏转15°后，起飞滑跑距离可由原来的1200m缩短到460m，效果是非常显著的。而英国的“鹞”式、俄罗斯的雅克-38和美国的AV-8B等战斗机采用该项技术后，通过控制发动机喷管向下旋转90°，使喷气流垂直向下喷射，具备了垂直起降能力。

增大机动能力, 提升空战性能

现代战斗机具有超机动性能，可扭转不利的空战态势，能化被动为主动。采用推力矢量控制技术的战斗机可具备超机动性能，提高空战能力。如F-22战斗机在采用推力矢量控制技术后，其迎角20°时的最大滚转角速度可由65°/s提高到110°/s。滚转360°的时间由10.5s减少到5.7 s。

提高战斗机的隐身性能

飞机的垂直尾翼是1个主要的RCS源，尤其在受到雷达波的侧面照射时，其垂尾产生的RCS值甚至比正前方或正后方高3 ～ 4倍，这对提高飞机的隐身性能非常不利。而美国在X-3l验证机试飞时发现，采用推力矢量控制可以全部或者大部分代替垂直尾翼的作用。

提高飞机的操作效率

采用二元喷管推力矢量的飞机，由于其喷管距飞机重心远，推力矢量能提供较大的纵向操纵力矩，并且不随迎角变化。在二元喷管推力矢量用于横航向操纵时，低速操纵效率可提高1倍，大迎角时尤为显著，有利于飞机的亚声速和超声速机动能力的提高。

增重控制技术

可以说，增重问题是发动机推力矢量技术应用的一大障碍，其关键是将增重限制在一个可接受的范围内。一般采用推力矢量控制装置后，发动机将增加质量约为10%，且由于一般都在尾部增重，为了保持平衡，有时还需要在机头加配重。

喷管密封技术

喷管密封技术是推力矢量控制的关键技术之一。带有矢量喷管的发动机的加力燃烧室与可转动喷管之间的密封联接是极其复杂的，要求极高。由于这些位置处于发动机的高温、高压区，同时在喷管转动时要保持密封，在强大热喷流下，喷管壁要保持结构完整，否则会出现漏气，并引起发动机着火，因此给密封联接带来了很大困难。

飞机、发动机一体化技术

要实现协同操纵，需要对飞机、发动机进行一体化设计，即发动机推力控制系统与飞机的电传操纵系统一体化，使飞机的平尾、方向舵、襟副翼、前缘襟翼和发动机喷管等操纵部件的运动达到最佳化，这需要由机载计算机自动控制，并且要求极高的编制控制程序，全面考虑各种因素。

推力矢量技术，始非今日。早在60年代，国外就已开始了对该技术的探索，但限于当时的技术条件和作战设计思想水平，该技术只不过局限在垂直起落应用上。英国“鹞”式战斗机所装备的“飞马” 发动机就是这一时期的产物，它采用了换向活门技术用2个可转动的喷管使推力方向改变90°。

1970年初，诞生了第1代推力矢量喷管，主要代表有：美国的PW公司生产的第1代二元推力矢量喷管(2DCD)，该喷管能够完成俯仰推力矢量和反推力，并能改变额定喷管面积，而且结构简单、紧凑、质量轻。1980 年前后，前苏联开始进行推力矢量技术研究。1985 年留里卡设计局设计了1 个平板式二元矢量喷管，并在Cy-27 原型机上进行试验；接着又设计了1个轴对称矢量喷管，于1989年进行了首次试飞，在二元矢量喷管试验中获得了一些有价值的经验。

在21世纪80年代中期，美国PW公司设计了具有俯仰、偏航、反推力能力的二元喷管(第2 代推力矢量喷管)，即球形收敛调节片喷管(SCFN)，SCFN的出口是矩形，铰接部位是球形，SCFN可装在万向接头上，用球形连接方式实现俯仰和偏航±20°。为了避免热燃气从连接处泄漏，采用了刷式密封。SCFN俯仰推力矢量是通过控制作垂直运动的调节片(偏转扩散调节片)来实现的；偏航推力矢量是通过整个喷管后段绕反推力喷管喉部的支点转动来实现的；反推力是通过收拢收敛调节片，打开发动机喷管前段沿轴向等距分布的4个前倾45°的排气、引气、集气管来实现的。

在同一时期，美国GE公司在Fl10发动机喷管的基础上，利用以前积累的矢量喷管方面的经验研制了轴对称推力矢量喷管(AVEN)。AVEN由3个转向调节作动筒、4个喉道面积调节作动筒、3 个调节环制成机构、喷管控制阀以及1组位于调节片之间的涂有耐热涂层的扩散密封片等构成。采用了气动分析技术预估与验证试验相结合的方法。首先，验证了喷管的矢量性能及其特性；其次，于1988年进行了冷态模拟试验，更新了气动参数库；最后，进行了耐久性和流路密封研究；1990年9月，在F110-GE-129发动机上进行了手动控制的推力矢量喷管试验，检验了AVEN的调节片及密封装置的性能。测得的矢量角、燃气通道压力和安装载荷等气动数据令人满意。

20世纪80年代后期，前苏联留里卡设计局发现轴对称矢量喷管更有前途，因而集中精力研制轴对称矢量喷管。轴对称矢量喷管主要是在AJI-31Υ发动机的喷管上增加1个环形的转向装置，并将喷管固定在该环上，用2对液压作动筒实现转向，矢量角为±15°，还解决了轴对称矢量喷管与加力筒体连接处的密封难题，该处温度高达2000 ～ 2100 K，压力达到5 ～ 7个大气压。装有该种喷管的发动机被命名为AJI-31ΥI0。目前，环形转向装置只能实现俯仰，但可选用差动操纵帮助飞行员完成滚转机动。试验型喷管上的转向装置采用钢材料制成，为了减重，生产型喷管采用钛合金制成。

1991年，研制EJ200发动机喷管的西班牙涡轮发动机工业公司开始研究推力矢量喷管技术；在1994年启动了多轴推力矢量喷管计划；1996年完成了全方位轴对称推力矢量喷管的详细设计；1997年，在巴黎航展上首次展出了该喷管的全尺寸模型。该轴对称矢量喷管包括3个可移动的环、1个连杆机构、4个作动筒和许多调节片等。其内环轴向移动，中环轴向移动及周向摆动，外环是分开的，连杆连在3个环和4个液压作动筒上，调节片采用绞接，使得调节片可以从一侧转向另一侧以及向内、外移动。另外，其喉道面积和出口面积可以单独移动。

2013年8月27日，2013年莫斯科国际航空航天展正式开幕。俄罗斯展示了T-50战机和苏35战机上使用的117S航空发动机。117S发动机是AL-31F发动机的深度改型，采用了矢量喷口，最大推力14.5吨，不开加力时推力达到8.8吨，全寿命周期达4000小时，比原型号AL-31FP提高了两倍。

117S发动机所有的工作和权益将在土星和乌发公司之间平等分配，即各占50%。项目投资非财政拨款，而是三个企业自筹：苏霍伊40%，土星和乌发各拿30%。以往所有的试验费用都是土星和乌发出的。117S新型发动机工作的开展是按照俄罗斯空军副司令兼装备部部长 “关于分阶段提高新型苏系列发动机117S性能”的决定进行的。