火箭弹在飞行过程中容易受到各种扰动,偏离预定飞行轨迹,造成很大的散布误差。如何减小火箭弹散布误差一直是设计中最主要考虑的问题之一,目前通常采用精确制导技术对火箭弹进行改造,通过设计简易控制系统对弹道进行修正来减少误差。简易控制系统设计主要涉及到火箭弹的运动数学模型建立、脉冲发动机控制和惯性测量元件的选择等问题。围绕上述问题,文中重点分析了火箭弹的运动规律以及脉冲发动机控制方法并进行了仿真。文中在建立旋转火箭弹的运动数学模型的基础上,对火箭弹理论弹道进行了仿真研究,详细分析了旋转火箭弹的弹道特性以及姿态运动参数变化规律。通过对火箭弹速度、轴向加速度和自旋角速率的变化趋势分析,可以为脉冲发动机控制和惯性测量元件的选取提供参考。在此基础上,对简易控制系统方案进行了设计,介绍了简易控制系统的工作原理。简易控制系统主要元件是微惯性测量单元(MIMU,Micro Inertial Measurement Unit)和脉冲发动机(Pulse Jet)。文中描述了微惯性测量单元组成和脉冲发动机的工作原理,对微惯性测量单元和脉冲发动机的一些性能指标进行了简单分析,阐述了力控制方式和力矩控制两种控制方式,给出了控制指令中的逻辑判断条件。利用脉冲发动机对旋转火箭弹控制来进行弹道修正是研究中的重点,首先建立了含有脉冲控制力和脉冲控制力矩的旋转火箭弹运动数学模型,再对力控制方式和力矩控制方式进行了仿真分析并比较两种控制方式对火箭弹弹道参数的影响,最后确立以力矩控制方式作为火箭弹简易控制系统的控制方式。在力矩控制方式下,分别对脉冲发动机的安装位置、脉冲发动机的工作时间、火箭弹的自旋角速率和脉冲发动机的点火间隔时间等条件下火箭弹弹道特性进行了仿真研究。通过仿真得出脉冲发动机冲量、安装位置和点火时间间隔改变火箭弹弹道能力的规律。火箭弹的自旋是为了更加稳定飞行,仿真结果证实了这一点,转速越高,使用脉冲发动机改变弹道的能力越弱。为了进一步验证使用脉冲发动机对旋转火箭弹飞行过程中的干扰进行抑制,文中对存在发射偏角和侧向风干扰两种情况下的火箭弹施加了脉冲控制。仿真表明,通过选择合适冲量的脉冲发动机,可以有效的减少发射偏角和侧向风干扰所造成的散布误差。