面对现代战争呈现的局部、突发和高效特点,陆军对传统的炮兵作战提出了精确化打击的迫切需求,传统弹药也亟需向信息化和智能化转变。在这样的背景下,基于传统火箭弹的智能化和信息化改进可在精确打击和经济性之间达到良好的平衡,是非常有前景的一种总体思路:采用原有发射平台,将弹体前端的普通引信换装为具有弹道主动控制能力的修正引信,构成简易制导的弹道修正火箭弹,这将使得信息化升级后的弹道修正火箭具备批量换装的竞争优势。本文提出了一种采用头部偏转的非对称气动构型,以某公开型号的传统火箭弹为研究对象,运用中空型超声电机构造单通道舵机,建立了火箭弹的飞行动力学及弹道控制模型,开展了全弹的气动力和力矩的数值分析,进行了弹道修正效能的分析和评估。主要研究内容如下:1.阐述了本课题的研究背景及意义,介绍了弹道修正弹药的工作原理以及国内外的研究现状,分析了弹道修系统的关键技术和性能要求,明确本文的主要研究内容。2.提出了一种可用于火箭弹的偏头构型,设计了一款基于中空型超声电机的单通道舵机,可用于驱动偏头构型火箭弹的偏转头部绕弹轴旋转。3.建立了基于偏头构型的全弹计算流体模型,开展了全弹在稳态情况下的气动特性分析。采用非结构网格对流场进行离散化,选用SST k-ω湍流模型,仿真分析了火箭弹在不同马赫数、不同飞行迎角时的的气动力和力矩参数,并对流场结构进行了分析。4.针对非对称偏转头部绕弹轴旋转的工作特点,分析了偏转头部旋转时流场结构和气动效应的瞬态特性。建立了考虑头部旋转运动的计算流体模型,分析了动态下的气动特性和马格努斯效应,阐释了火箭弹飞行过程中偏头绕弹轴旋转时全弹的气动力特点和变化规律。5.结合仿真模拟所得的气动数据,基于MATLAB/Simulink平台建立了偏头构型火箭弹的飞行动力学模型,开展了该型火箭弹的弹道仿真和修正效果模拟,总结了火箭弹在不同起始控制时刻和偏转角下飞行过程中的射程、横向修正的变化规律,评估了偏头构型的修正效能。