本发明公开了一种应用于小型涡喷发动机的推力矢量喷口及其设计方法。上述推力矢量喷口用于改变喷射气流的方向，进而改变推力方向以控制无人机的飞行姿势，推力矢量喷口包括内喷口、包覆设置在所述内喷口上的外固层、焊接固定在所述内喷口和所述外固层的端部位置处的喷流矢量装置。所述内喷口和所述发动机喷口之间的间隙为5mm。所述喷流矢量装置上固定安装有两组舵角。两组所述舵角分别对应所述喷流矢量装置的X轴和所述喷流矢量装置的Y轴。本发明的推力矢量喷口为双层结构，强度较高，与发动机自带的喷口之间有间隙，从而极大提高发动机效率，并且，经试验证明，上述推力矢量喷口，对发动机动力的转化率高达93％。