隔转鸭舵式旋转稳定修正组件,因其效费比高、研制周期相对较短、充分利用库存弹药等特点,成为了国内外精确打击弹药研究方面的一大热点。受发射平台与弹丸飞行稳定性限制,旋转稳定修正炮弹的修正效能有限。对弹丸稳定性、修正策略或制导控制算法的研究与优化是旋转稳定修正炮弹研究的关键,而可靠的动力学模型与参数辨识是稳定性分析与制导控制算法研究的前提。本文以固定鸭舵式双旋二维修正弹为研究对象,主要从飞行稳定性及其影响因素、气动参数辨识方法与修正策略三个方面进行了研究。保持弹丸飞行稳定是飞行控制的前提,由于二维弹道修正炮弹依靠自身的高速旋转维持飞行稳定,无法通过执行机构或控制系统保持飞行稳定,因此保证不同环境、控制状态下弹丸的飞行稳定性是二维弹道修正弹结构设计的重要指标。为充分挖掘修正弹丸的修正潜能以提高命中精度,并简化修正组件多平台适应性分析与设计,本文提出了弹翼组合体气动特性工程简化模型与稳定性原理相结合的稳定性分析方法,推导了与组件结构参数相关的修正弹稳定性判据,并分析了组件结构参数对弹丸飞行稳定性的影响规律。分析结果对修正弹结构设计有一定的参考意义,并经过了仿真与飞行试验验证。为保证稳定性分析、制导控制系统的性能,本文研究了基于飞行试验数据的气动参数离线、在线辨识算法。与尾翼稳定修正/制导弹丸不同,旋转稳定修正弹的滚转、俯仰、偏航三个通道相互耦合,难以通过解耦的方式将其分解到三个不同的通道分别进行辨识,且其动力学模型非线性明显,因此旋转稳定修正弹丸的气动参数辨识问题可转化为较高维度的多极值优化问题。为避免由于高维度、多极值造成的计算量过大、易于陷入局部最优解的问题,提出了多种群自适应搜索优化方法用于气动参数的离线辨识。该方法通过自适应的密度峰值聚类方法自动地将样本划分成若干个子种群,继而在每个子种群中自动地搜索更新。为兼顾收敛速度与种群多样性,每一代的更新算子结合了随机搜索步长与向种群最优收敛步长,并根据子种群的更新率与散布特性自适应的调整两者的权重。将其应用于旋转稳定修正弹气动参数辨识问题上,并与改进的粒子群优化算法、遗传算法进行对比,相比而言该算法能获得更优的辨识结果。为进一步地提高飞行模型精度,通过改进的平方根无迹卡尔曼滤波（MSUKF）方法对弹丸气动参数符合系数在线辨识。该方法采用球形无迹变换以减少计算量提高计算速度;使用协方差矩阵的平方根进行迭代,使用QR分解替代Cholesky分解以避免由于矩阵非正定引起的计算失效;并通过飞行试验无控弹道在线落点预测对其有效性进行验证。基于落点预测的制导方法以其出色的适应性和修正效能利用率成为弹道修正弹制导算法的主流。由于二维弹道修正弹的强耦合性、飞行时间短、修正效能不足、计算能力有效等原因,操纵力作用下的落点响应、模型预测精度与计算速度之间的平衡是落点预测制导方法面临的两大问题。一方面,为研究操纵力作用下的落点响应问题,从而实现射程、横偏方向的控制解耦,提出等效力方法,将侧向控制力对弹丸质心运动的影响分解为力的直接作用和控制力（矩）引起的角运动变化产生的间接影响。根据等效控制力推导出了侧向控制力作用下的落点位置变化量、落点提前相位差的近似表达式,并通过飞行试验进行验证。另一方面,为平衡预测精度与计算效率,提出了摄动落点预测（PP）快速建模方法与分段预测控制方法。为实现对不同环境、目标位置的快速适应以提高摄动预测方法的预测精度与实用性,提出了结合摄动理论与分步逼近法的初始发射条件、基准弹道和摄动模型参数的快速确定方法。基于PP法与弹道积分预测法的计算精度与计算速度性能,提出了结合PP与弹道积分预测方法的分段预测法,蒙特卡洛仿真显示该方法能有效地提高落点预测制导控制精度。轨迹追踪方法以其简便的计算、有反馈的系统架构、对模型精度的不敏感,在制导控制方面具有明显的优势。为适应仅平移运动参量可测的测试条件,提出含有控制项的五自由度修正质点弹道模型,并以此推导了控制输入与弹道运动响应的传递函数。为减小对控制效能的要求,设计了虚拟向导点与虚拟视线角,在参考弹道坐标平面建立了综合视线角与速度方向偏差的滑模平面,根据反步法与李雅谱诺夫理论推导了轨迹追踪控制率,并证明了其收敛性能。为提高系统的鲁棒性,设计了高增益扩展状态估计器用以估计由外部干扰、模型误差、测试误差引起的不确定度,并进行实时补偿。仿真显示该方法在存在测试误差、模型误差、外部风速干扰的情况下能够有效地实现追踪控制,减小弹丸脱靶量。