随着现代军事技术的不断发展，火箭弹作为一种廉价的用来实施饱和攻击的强有力的火力压制武器，日益受到各个军事强国的重视。随着对火箭弹战术性能要求的不断提高，如何提高火箭弹的精度成为一个急需解决的问题。对于这种高超速射弹，侧喷发动机控制是一种有效控制手段。 侧喷发动机是一种快速产生直接控制力的装置，其作用力的产生在毫秒(ms)数量级，通过电磁阀门控制其开关，喷口相对旋转火箭弹固定，在旋转火箭弹弹体旋转过程中改变喷口的开关状态，产生所需要的控制力。 本文针对某型火箭弹设计了成本较低的一种简控系统。控制力由喷流作用力产生，在主动段的初始段(0.385～3.385秒)控制弹体的姿态，使弹轴维持在初始方向上，从而减少初始干扰，减小落点散布(飞行时间约170秒)，提高精度。 具体在本文中，完成了如下工作： 1．建立了包含已分解的控制力的火箭弹数学模型。结合控制系统的组成，给出了喷流控制力作用方式。与空气舵控制方式进行比较，说明了喷流控制力系统的特征，利用MATLAB仿真模拟出两个通道的控制力系数和偏差信号之间的关系。 2．根据喷流控制力的不同分解方式，提出了两种数学模型。按照瞬态控制力分解建立了旋转弹的瞬态数学模型。按照均态控制力分解建立了旋转弹的均态数学模型。 3．根据瞬态数学模型的分析结果，揭示了气动交连角的成因，并估算出气动交连角的大小。然后，针对气动交连角，在控制系统中进行了修正。 4．从旋转弹的均态数学模型出发，推导了旋转弹的弹体传递函数。分析了旋转弹的稳定性条件和形成均态控制力的条件，并应用于研究对象。 5．在考虑多种干扰因素的情况下，采用蒙特卡罗方法对无控火箭弹和有控火箭弹的落点精度进行统计分析。结果表明，简控系统能显著提高落点精度。 本文所做的工作不仅适用于火箭弹的简控系统，对于一般旋转导弹的控制系统设计也可作为参考。