单兵简易制导火箭以其使用灵活、成本低廉、毁伤效果好等优点在现代战争中发挥着重要作用。此类弹箭多采用低速旋转的方式,以减小发动机推力偏心、弹体质量偏心、气动不对称等因素对弹道带来的影响。但是,弹体旋转带来的耦合作用将给弹道特性分析和控制系统设计带来困难。本文以单兵简易制导火箭为研究对象,在动力学建模、弹道特性分析、弹道优化设计、制导控制系统设计及仿真等几个方面开展了研究工作。首先,针对单兵简易制导火箭的工作特点,建立准弹体坐标系和准速度坐标系,在此基础上对其进行受力分析,建立了六自由度空间运动方程组,为本文后续工作的开展奠定基础。其次,针对单兵简易制导火箭对弹目距离测量误差较大的缺点,开展了弹道优化工作,建立了优化模型、约束条件和优化目标,提出了采用低伸飞行弹道的方案,并采用自适应伪谱法得到了该飞行方案下的最优弹道,优化结果表明,该方案与带有终端约束的传统导引方案相比具有较强的鲁棒性和适用性。第三,采用小扰动线性化的方法得到了旋转条件下弹体扰动运动方程组和传递函数,并就弹体对操纵机构的动态响应和频率特性进行了分析。针对弹体旋转条件下的耦合因素和耦合特性,定量地分析了弹体保持动态稳定的转速范围和舵机控制效率随转速的变化规律。第四,结合方案弹道优化设计结果,采用基于虚拟目标追踪方法实现对基准弹道的跟踪,通过建立价值函数对导引效果进行评价,对参数开展优化设计,并分析了该方法的鲁棒性。针对控制耦合问题采用前馈补偿和超前安装的方法进行解耦,并针对解耦后的系统,采用增益调度原理对自动驾驶仪参数进行整定。仿真结果表明,所设计的制导控制系统满足总体设计要求。论文的研究结果将为单兵简易制导火箭工程设计提供重要参考。