本发明属于导弹精确制导组件技术领域，具体技术方案为：一种精确制导组件的舵翼联动结构及控制方法，包括翼筒和布置在翼筒两侧的翼片，翼筒内的电动锁销，翼片上布置有第一锁孔，电动锁销可插入或脱离第一锁孔，翼片上的舵轴通过双轴承支撑在翼筒内，扭簧的一端固定在转轴座上，扭簧的另一端固定在翼片的下方，销子与翼筒之间压装有压簧，销子的外端头可插入或脱离第二锁孔，初始阶段，电动锁销的锁杆插入第一锁孔内，销子脱离第二锁孔，翼片固定在0度位置，组件受控约束解除后，电动锁销的锁杆脱离第一锁孔，翼片转动指定角度，销子插入第二锁孔并自动锁死，翼片偏转至设定位置并产生持续、稳定的法向升力，极大提高了飞行稳定性和机动能力。