隔转鸭舵式修正炮弹的概念为炮射旋转弹的精确化改造提供了低成本的新思路,成为国内外精确打击弹药的研究热点。但是,旋转稳定弹的动力学模型具有强耦合、非线性的特点,加之非对称、双旋的气动布局特性复杂,给隔转鸭舵式修正炮弹的研究和应用提出了难题。因此,本文围绕隔转鸭舵式修正炮弹的飞行特性与控制方法,开展双旋部件和弹道的数学建模,以数值仿真和飞行试验的方式研究修正弹对控制力的动态响应,并构建适合隔转鸭舵式修正炮弹的降阶预测控制方法。　　以弹轴矢量法构建双旋弹道,提出动力平衡角的响应模型,研究隔转鸭舵式修正炮弹对操纵力的动态响应特性。在刚体弹道的基础上,以弹轴矢量和速度矢量表示作用在修正弹上力的方向,通过在弹轴方向添加双旋滚转通道作为第七个自由度,得到双旋弹道模型。在飞行稳定和小攻角的假设下,提出以动力平衡角描述弹体响应特性的方法,并建立含修正项的动力平衡角响应模型,理论和数值都表明鸭式旋转弹的动力平衡角对修正力的响应方向与控制力输入方向存在近似180°的相位差△γ。将弹轴运动轨迹可视化,得到修正力作用下旋转弹的稳定、临界稳定和失稳的变化特性,根据动力平衡角的收敛性能够判断修正弹的飞行稳定性。落点的散布规律表明,动力平衡角对修正力的隔转鸭舵式修正炮弹偏置响应是弹道修正的机理所在,落点响应方向与修正力方向也存在约180°的相位差。　　为完善弹道模型中的气动力模块,建立隔转鸭舵的准静态气动力模型。采用数值和风洞试验相结合的方法,得到修正弹在不同马赫数、攻角条件下的气动力数据库,结果表明:修正弹的阻力系数仍服从43年阻力定律,鸭舵的增阻效果达14％,但操纵舵的升力作用能使射程衰减率降至10％;鸭舵斜置角对修正弹的升力系数影响效果远大于阻力;差动舵导转效果随马赫数和舵偏角增加而提高。通过小扰动分解建立的准静态气动力模型能够考虑复攻角和鸭舵相位角的综合效应,非定常计算结果验证了模型的准确性。小攻角范围内利用对称拟合表征修正弹阻力的误差小于3.3％,阻力受鸭舵相位角的影响可以忽略;升力表现为正弦周期特性,但侧向力在鸭舵相位角γp=180°时会出现二次正弦叠加。　　基于非定常数值计算和改进形式的LuGre摩擦,建立修正弹的双旋动力学模型。非定常数值模拟采用滑移网格的方法,给鸭舵输入正弦角速率,研究不同攻角下升阻和导转力矩的响应规律。对准静态气动力模型进行参数辨识后,得到模型对鸭舵修正力和导转力矩的估计相对误差小于4×10-3,修正力受鸭舵相位角的影响,但鸭舵滚转速率会影响导转力矩的估计精度。将LuGre模型中的库仑效应改进为轴向气动压力相关项,将动态效应与双旋弹相对转速关联,得到改进形式的LuGre摩擦。将准静态气动力与改进形式的LuGre摩擦联合即可得到双旋动力学模型,模型能够独立、快速地预测双旋滚转运动。在获取气动和摩擦系数后,通过数值模拟研究不同发射条件下修正弹的双旋特性。　　忽略双旋弹的高频角运动,构建基于降阶模型的落点预测控制器,并在双旋弹飞行控制模拟系统内进行效能评估。以弹轴和速度矢量的相互关系表示修正弹的动力平衡角矢量αR,推导出含修正力项的αR解析解,从而能够在仅已知速度和转速的低成本导航平台上近似求解弹体姿态,得到四状态降阶模型(ROM)。通过数值模拟验证降阶模型对落点的预测精度和飞行控制效能,研究结果表明,ROM对落点的预测精度比修正质点弹道(MPM)更高;采用寻优方式得到的控制指令能够对响应相位差Δγ进行自适应,控制效率更高,但更新率略低;两种方法都能将传统弹的CEP从175m减小至30m范围内。　　为验证修正弹双旋动力学模型、动态响应相位差和修正能力,完成了双旋测试和操纵性能的飞行试验。分别计算试验条件下的弹道轨迹和双旋参数,与实测结果进行对比得到:双旋模型能够有效地预测鸭舵在弹道中的自由滚转,验证了鸭式旋转弹响应与修正力之间近似180°的相位差,操纵力作用下双旋弹的修正能力不小于600m,与双旋弹道计算结果相吻合。