二维弹道修正是弹药技术的重要发展方向,对于提高弹丸射击精度、降低附带毁伤、减少弹药消耗、减轻战时后勤保障具有重要意义。本文以配有十字布局固定偏角鸭舵二维弹道修正引信的中大口径旋转稳定弹为背景,开展施控条件下弹丸六自由度运动建模、弹道响应特性分析、弹丸飞行稳定性分析、弹丸落点预测和弹道修正控制律研究。具体内容如下:(1)针对十字布局固定偏角鸭舵控制下的弹丸运动特点,建立了施控条件下弹丸六自由度刚体弹道方程。以155mm底凹弹为例,进行了无控和鸭舵开环控制条件下的弹道仿真。研究并给出了鸭舵修正力与弹丸落点修正距离、以及弹丸落点修正方向与鸭舵滚转角之间的关系。(2)针对高旋转、高发射过载条件下弹丸姿态难以测量,以及弹丸六自由度刚体弹道方程难以在弹上实时解算的问题,首先采用“小扰动”方法将弹丸六自由度刚体弹道方程线性化,进而利用“冻结系数法”获得“较短时间后”简化的弹道响应解析表达式。在此基础上,提出一种不依赖弹丸俯仰、偏航姿态信息,利用弹道位置偏差和转速得到鸭舵滚转角的方法。仿真表明,采用简化的弹道响应解析表达式计算得到的滚转角,相对六自由度运动模型的数值计算结果,相对误差在5°之内,同时降低了计算量。(3)飞行稳定是弹道修正的前提。在研究弹丸角运动的基础上,给出了弹丸在施控条件下的陀螺稳定性、动稳定性和跟随稳定性条件。采用基于Missile DATCOM的快速气动设计方法,结合稳定性条件,设计了适用于中大口径旋转稳定弹的十字布局固定偏角鸭舵引信外形,并进行了流体动力学数值计算及风洞实验。在此基础上,对修正弹的气动特性和修正能力进行了研究。仿真结果表明,本文设计的弹道修正引信气动外形,纵向修正能力不小于射程的2.3%、横向修正能力不小于射程的7.9%,且满足飞行稳定性条件。(4)针对基于修正质点弹道(MPM)模型的落点预测,在大射角条件下解算误差过大的问题,分析了MPM模型的误差产生机理,提出了利用攻角误差补偿提高MPM模型落点预测精度的方法。设计了扩展卡尔曼滤波器,采用最优估计理论获取弹道参数和误差补偿系数的估计值,并进行了半实物仿真实验。结果表明,在最大射程条件下,采用误差补偿MPM模型后落点解算误差得到降低,特别是过顶点后的落点误差在20m以内。发射后32s满足落点预测纵向误差≯48m,横向误差≯15m的精度要求。(5)在鸭舵修正机构和弹体响应延迟的分析的基础上,提出了根据弹道响应时间确定修正间隔的方法。通过对比例修正运动规律的研究获得修正约束条件。在此基础上提出了落点预测和比例修正的联合修正律。以155mm底凹弹为例,分别采用落点预测修正律、模板弹道修正律和联合修正律,进行了理想条件下的闭环控制弹道仿真和实际气象条件下的蒙特卡洛仿真实验。结果表明,无控弹落点散布圆概率误差为353.4m,联合修正律的落点散布圆概率误差为36.6m,优于落点预测的49.7m和模板弹道修正律的193.3m。