简易制导弹药是在常规弹药的基础上加装制导装置与修正执行机构,可有效减小常规弹药的射弹散布,提高毁伤效率,作战费效比低,是常规弹药制导化发展的重要方向。鸭式舵机作为制导弹药二维修正过程中关键的修正执行机构,可以实现对飞行弹道的连续修正,应用范围较广。制导弹药修正系统是综合运用弹药的姿态探测技术、实时弹道探测技术与执行机构控制技术相结合的弹道修正技术。采用身管发射的小口径简易制导弹药,其弹载制导修正系统必须满足低成本、体积小和抗高冲击性能等要求。本文以某小口径常规火箭弹为应用背景,在不改变其总体结构参数的前提下,利用伸缩式舵机作为其修正执行机构对其进行制导化相关技术研究,研究与二维简易制导相关的弹道修正技术,本文所做的主要工作与研究成果如下:比较常见制导方式的优缺点,选取方案制导作为基于伸缩式舵机的修正控制系统的主要制导体制,并对修正控制系统的工作特点进行分析,设计了基于伸缩式舵机的简易制导修正弹的总体布局,对伸缩式舵机总体优化设计、二维修正数学模型与飞行状态估计、气动特性的计算及二维修正控制策略仿真研究等关键技术进行了分析。分析了伸缩式舵机的工作原理,并对其输出扭矩特性进行优化,确定其最佳结构参数及最佳工作区间为45°～135°;为了使舵片所能提供的修正控制力最大化,选用翼形为前后缘削尖的矩形与平面形状为梯形的舵片外形,在修正弹气动布局方案确定的前提下利用遗传算法对舵片的外形参数进行了优化设计。为了验证伸缩式舵机的响应时间可以满足微旋火箭弹的制导化需求,对伸缩式舵机的运动特性进行了仿真研究。以某小口径火箭弹为研究对象,根据火箭弹外弹道学中建立弹箭运动方程所需的坐标系及转换关系,分别推导了无控飞行时作用在弹箭上的力与力矩及完整舵片产生的瞬时控制力及控制力矩。由于弹体微旋,需考虑弹体滚转过程中控制力对弹体的平均作用效果,推导舵片的脉冲平均控制力,图解分析控制力在不同滚转角度时的作用效果。结合无控火箭弹运动方程组与舵片产生的控制力与控制力矩,推导基于伸缩式舵机的有控火箭弹6DOF刚体运动方程组,并对6DOF模型进行适当的简化,分别用于后续方案弹道的获取及弹丸飞行状态的参数估计。在实弹飞行修正过程中为了减弱系统噪声对空间定位结果精度的影响,利用卡尔曼滤波对弹箭的飞行状态进行估计,位置误差可减小约70%,提高弹丸实时弹道探测的精度与适应性。选定通用性好、精度较高且计算速度快的气动力工程算法,对单独弹体、单独舵片、修正弹分别计算亚、跨、超音速范围内的诸气动力系数。利用Fluent软件对所研究的火箭弹原型、弹道修正火箭弹及单独舵片分别进行气动参数的数值仿真,利用数值仿真的结果分析验证工程算法的结果。在伸缩式舵机舵片的舵偏角为+8°的前提下,单独舵片在1.9马赫能提供约15N的升力值。基于双向转角电磁铁的控制技术研究一种适合小口径火箭弹简易制导二维修正的伸缩式鸭式舵机控制方案,解决了舵机与系统模块间的配合。伸缩式舵机能够实现二维修正的前提是弹载计算机能够感知弹体的滚转姿态。建立了三维地磁姿态探测的俯仰角与滚转角解算模型;对与修正控制策略相关的修正起始点的选择、舵机的单方向修正能力、伸缩式舵机启控角度的确定等方面进行了研究。采用数值仿真方法对航迹导引规律及修正精度进行了仿真分析,选取120度滞后角CEP可减小74%,修正精度均随滚转姿态角误差与实时弹道位置误差的增大而降低。根据修正控制系统特性与需求,设计了弹载控制电路,研制了简易制导修正控制系统原理样机,并开展了舵机修正能力验证的静态实验与风洞模拟动态试验。试验结果表明,采用的修正控制方案是可行的,弹载计算机能够控制舵机按既定偏差在合适的滚转角驱动舵片的伸出与收回,实现射程与方向上的二维修正,验证其在IMa～2Ma具备二维修正的能力;间接测量舵片在来流作用下所能提供的修正控制力,与数值仿真的计算结果相吻合。文中基于伸缩式舵机的小口径火箭弹简易制导修正控制系统设计方法、相关的理论模型、数值仿真技术及所采用的试验方法等研究成果为其他小口径常规弹药的制导化改造提供了设计参考与理论依据,为后续二维简易制导修正的深入研究奠定了理论与实验基础。