火箭弹作为一种远程火力压制武器在现代战场上广泛使用,而随着现代战场对武器弹药打击精度要求的提高,简易制导火箭弹的研发和使用已成为一种新趋势。为了进行无控火箭弹的制导化研究,本文以某尾翼火箭弹及加装PGK型固定鸭舵组件的固定鸭舵简易制导火箭弹为研究对象,采用数值仿真的方法,围绕火箭弹的气动特性、外弹道特性、落点散布及导引律应用展开研究。主要研究内容如下:(1)建立无控尾翼火箭弹及固定鸭舵火箭弹物理模型,进行尾翼火箭弹的外流场仿真及气动特性分析,重点研究了固定鸭舵火箭弹的气动特性。结果表明:尾翼火箭弹气动特性符合弹箭气动规律;增大固定鸭舵舵偏角有助于增大火箭弹升力、俯仰力矩,同时会增大全弹空气阻力;当弹体长径比达到某一临界值时鸭舵对尾翼的气动干扰消失,且这种舵翼气动干扰特性对不同舵翼相对夹角(鸭舵反旋角)工况同样适用。(2)建立低速滚转弹箭6-DOF运动方程组,进行无控尾翼火箭弹外弹道计算并模拟打靶。结果表明:初速的增大可小幅度增大火箭弹射程,射角45o时火箭弹射程最大,火箭弹外弹道性能表现良好;小范围内初速变化对火箭弹落点散布影响不大,最大射程对应的45o射角时火箭弹CEP最小,而打靶密集度表现最好,弹着点满足正态分布规律及散布椭圆规律。(3)建立制导弹箭比例导引的相对运动方程,进行制导火箭弹导引弹道仿真,研究火箭弹导引律应用及导引弹道特性。结果表明:对无控火箭弹应用比例导引律进行末制导可以很好得提高火箭弹射击精度;应用重力补偿比例导引律可有效改善导引弹道性能,减小火箭弹末制导的需用过载;应用过重力补偿比例导引律可增大火箭弹落角,但过重力补偿项取值增大使末制导需用过载也随之增大。