本文以某制导火箭弹为研究对象,针对火箭弹的制导控制系统设计问题展开研究,在完成火箭弹的数学模型建立、气动特性分析的基础上,对火箭弹自动驾驶仪设计、制导律设计和全弹道仿真等问题进行了研究。具体研究内容如下:针对火箭弹数学建模问题选取适当的坐标系,给出各坐标系之间的转换关系。分析弹体在飞行过程中受到的力和力矩,建立准确描述弹体运动的数学模型,用于火箭弹飞行运动的六自由度仿真。基于Fluent计算平台,采用CFD方法,完成对火箭弹的气动力数值计算和该弹在多种飞行状态下的数值模拟。研究了不同马赫数和攻角下的升力系数、阻力系数等气动参数的变化规律,并与风洞试验结果进行对比分析。最后总结了制导火箭弹在飞行过程中的气动力特性和表面压力分布规律。介绍自动驾驶仪的功能和设计指标,给出弹体传递函数的推导过程,针对未校正弹体性能不足的问题,分别采用解析法和极点配置法设计两回路自动驾驶仪,并对自动驾驶仪的稳态性能进行验证。建立弹目相对运动方程,并针对弹体击中目标时的落点和落角约束问题,设计了基于真比例导引的过重力补偿比例制导律和偏置比例制导律,并对两种制导律进行仿真验证。利用Matlab软件编写火箭弹六自由度弹道仿真程序,并针对打击地面固定目标完成仿真实验。仿真结果表明火箭弹的落点精度、落角约束等各项指标均满足设计要求,验证了本文所设计制导控制系统方案的正确性和有效性。