本文针对某火箭弹设计了一种低成本的简易控制系统,并阐述了系统组成及其作用过程。该系统采用两片气动舵对火箭弹进行俯仰和偏航控制,与四片舵控制的火箭弹相比,具有结构简单、易于实现的特点。从增大升阻比的角度确定了单组舵控火箭弹的气动布局形式为鸭式布局、舵翼和尾翼的布置形式为“一-+”式布局。根据火箭弹飞行特点和相关外形设计理论,初步设计了三种舵片的气动外形和舵片在火箭弹上的三种安装位置。利用经典空气动力学理论,估算了有舵和无舵时火箭弹的气动参数,并利用流体动力学仿真软件对火箭弹外部流场进行了仿真研究。通过分析单组舵控火箭弹在飞行过程中所受到的力和力矩,建立了舵控火箭弹的6DOF刚体弹道模型。通过仿真,研究了舵片安装位置、舵偏角大小和舵机起控时刻对控制能力和弹道性能的影响。综合考虑舵机控制能力及火箭弹稳定性,提出了变舵偏角方式的控制策略,使其纵向控制能力达到射程的3/8,横向控制能力达到射程的1/4。利用蒙特卡洛法,对单组舵控火箭弹进行了控制精度的仿真,分别计算了由舵偏角误差和起控时刻误差引起火箭弹落点散布的中间偏差和密集度。本文研究成果对舵控火箭弹的总体设计、气动布局和控制策略具有一定的指导意义。