论文以卫星制导火箭弹为背景,以研究其制导控制过程中的关键技术为主要内容,开展弹道仿真、自驾仪设计以及制导律对比分析的研究,研究结果为为我国卫星制导火箭弹的多元化发展提供了理论依据。通过分析弹体上的力和力矩,建立了弹体六自由度动力学与运动学模型;并选择合适的环境模型,建立了GPS接收器数据与地面坐标系的联系,并开展了GPS制导的火箭弹弹道仿真。对比分析了比例导引和速度追踪两种制导律,分别引入初始方向误差、导引头零位误差,比较研究了两种制导律对地攻击时的制导性能。分析根据是否考虑过载驾驶仪动力学进行,并把速度矢量驾驶仪简化为带有过载驾驶仪动力学的闭环回路。研究结果显示,初始方向误差对比例导引影响小,对速度追踪影响较大;比例导引在有效导航系数N≥3时可消除导引头零位误差影响,而速度追踪存在常值误差,不可消除。为进一步改善卫星制导火箭弹的制导控制性能,设计了与制导律匹配的驾驶仪。通过合理假设,建立了弹体线性化运动方程,并分别采用极点配置方法和解析方法设计了两回路、带PI校正的两回路和三回路三种自动驾驶仪,结合气动数据,仿真得到三种自动驾驶仪对单位阶跃输入的响应图,仿真表明,经过一段时间后,三者的响应都能达到常值并保持稳定,最终验证了三者抑制耦合、提高弹体鲁棒性的能力,为驾驶仪在卫星制导火箭弹上的应用提供理论依据。