传统火箭弹具有速度小,机动性差,命中精度低的特点,难以满足现代战争的需要。随着精确制导技术的发展,该技术可用于提高火箭弹的精确打击能力。本文以某型火箭弹改型为背景,在原火箭弹弹径尺寸不改变条件下,通过引入飞控执行机构,使火箭弹具有制导能力。文中给出了新型火箭弹的总体设计方案,并针对改型后火箭弹的俯仰、偏航通道的交叉耦合及姿态控制系统设计开展了深入的研究。依据火箭弹战术指标,对火箭弹总体进行设计。由于火箭弹弹体内尺寸限制,只允许采用一对鸭舵作为飞控执行机构。为了实现一对鸭舵控制两个通道的功能设计,改型后的火箭弹采用自旋飞行方式,即通过自旋使鸭舵在随弹体旋转中实现对俯仰和偏航的控制。作为总体设计方案,文中依次给出飞行弹道设计、外形设计、结构设计等,并确定了其中的关键技术参数。由于火箭弹的自旋飞行,使其动力学特性显著区别于其它飞行器。为此分析了周期性操纵力和操纵力矩的产生机理,采用等效舵偏角建立了自旋火箭弹的均态动力学模型。自旋可以有效降低气动不对称、推力偏心等干扰因素的影响,减小无控飞行段的散布,保持弹体的稳定性,提高命中精度。同时,还将导致气动耦合、惯性耦合和控制耦合等问题,文中探讨了动力学系统和舵机系统的耦合作用产生机理,运用多变量频域理论深入分析了耦合作用与弹体转速的关系。为了设计自旋火箭弹姿态控制系统,利用前馈补偿法设计解耦补偿器实现对动力学系统和舵机系统的解耦。在火箭弹姿态控制系统设计中,首先采用PID控制方法设计姿态控制系统。考虑到飞行过程中动力学参数摄动和外界干扰的影响,同时兼顾控制算法的计算量和执行效率,利用模型参考自适应控制方法设计自适应控制系统。仿真结果表明模型参考自适应控制方法能有效抑制参数摄动及外界干扰的影响,满足自旋火箭弹飞行控制设计要求。