En la actualidad, no hay investigaciones publicadas públicamente sobre el efecto de interferencia no estacionario en el proceso de arranque del control de chorro lateral del misil giratorio. La variación de las características aerodinámicas durante el proceso de arranque del chorro del misil giratorio aún no está clara. Por lo tanto, se utiliza un método numérico no estacionario basado en las ecuaciones de Navier-Stokes compresibles tridimensionales y el método de malla deslizante para estudiar las características de interferencia del chorro no estacionario del misil giratorio durante el proceso de arranque del chorro lateral. Basado en la verificación del método de simulación numérica en este documento, se simula el campo de flujo de interferencia del chorro bajo las condiciones de no rotación y rotación, y se presenta la variación de las características aerodinámicas del misil bajo las dos condiciones. Se analiza la influencia de la rotación en las características aerodinámicas no estacionarias del misil giratorio controlado por chorro lateral. El mecanismo de flujo que resulta en el cambio de las características de control del chorro y las características aerodinámicas laterales del misil se analiza a través de la estructura del campo de flujo de interferencia en diferentes momentos después de que el chorro comienza. Los resultados indican que en el proceso de arranque del control de chorro pulsado, las características de interferencia del chorro en las aletas tienen un efecto de retraso en comparación con el cuerpo del proyectil. La duración del efecto no estacionario causado por la región de alta presión aguas arriba de la boquilla es más corta que la causada por la región de baja presión aguas abajo de la boquilla. La separación y reataque del flujo cerca de la boquilla tienen características no estacionarias fuertes. La estela del chorro tiene el efecto de interferencia más obvio en Fin1. La presión en el lado de la dirección de rotación de Fin1 aumenta, mientras que el lado opuesto está en contraste.