本文以固定翼双旋弹为研究对象,重点对其动态特性进行分析并提出一种弹道修正方法,据此应用分岔分析理论分析系统参数对其非线性动力学特性的影响,旨在得出适用于固定翼双旋弹的飞行稳定性判定准则和弹道修正方法,并为优化其结构、气动参数提供参考依据。根据固定翼双旋弹气动不对称的特点,建立了描述其空间运动的弹体动力学模型,经过模型简化,得到固定翼双旋弹的非齐次角运动方程,并基于这个角运动方程分别针对弹道修正组件转角固定和弹道修正组件周期旋转两种情况对其角运动特性进行了分析。当弹道修正组件转速固定时,转速的大小和滚转的方向都会影响弹体的角运动特性,由于弹体的共振,不合理的转速可能引起角运动的不稳定;当弹道修正组件转角固定时,弹体可以获得与弹道修正组件的同向鸭翼安装角近似成正比的动力平衡角。对固定翼双旋弹的飞行稳定性判据进行了研究,推导出其陀螺稳定性、动态稳定性及追随稳定性判据,并针对其“双旋”的特点,通过仿真试验分析得出其前、后体的转动惯量和转速对飞行稳定性的影响,为固定翼双旋弹前、后体转速和初始射角的设计提供了参考依据。基于固定翼双旋弹的角运动特性及稳定性判据,研究了其弹道修正能力,考虑到其传统弹道修正方法的不足,提出了一种平均控制力大小可调节的弹道修正方法,并据此设计了固定翼双旋弹的制导与控制方法。通过弹道特性分析,得到了弹体的法向合力与同向鸭翼偏转角度之间的关系,然后基于周期平均的概念提出了一种弹道修正组件以不同转速、不同振幅旋转以产生大小可控平均法向力的弹道修正方法,并通过六自由度弹道仿真验证了此方法的可行性。相比于弹道修正组件固定的传统弹道修正方法,这种新型的弹道修正方法可以通过连续地控制平均法向力的大小和方向,实现固定翼双旋弹的制导与控制,消除弹道偏差,提高命中精度。最后,针对固定翼双旋弹机动能力不足的缺点,基于其非线性动力学模型,通过数值计算的方法求得其飞行过程中平衡点随同向鸭翼安装角的变化规律,绘制了系统的分岔图,从中可看出系统具有三组稳定平衡点,其中只有一组平衡点为理想可行的稳定平衡点,因此需要限定同向鸭翼安装角的范围以使固定翼双旋弹能够保持稳定飞行。在此基础上针对固定翼双旋弹弹道修正组件周期旋转和转角固定两种工作模式,分别绘制出各系统参数下的分岔图,总结了固定翼双旋弹飞行、结构及气动参数对其动力学系统分岔特性的影响,为系统参数的设计和优化提供了依据和参考。