常规弹药亟待通过二维弹道修正引信技术对其进行制导化改造,进而提高其打击精度和首发命中率,增强打击效果,提升作战效能。其中,弹体姿态与位置等导航参数的全自主高精度的可靠测量,是二维弹道修正引信首要解决的核心关键技术之一。本课题围绕卫星导航和惯性导航相结合的组合导航弹道参数测量开展研究,以提高弹道修正弹抵抗卫星定位失效的能力。具体研究如下:首先,对MEMS惯性测量单元采集的数据进行分析,然后对MEMS惯性测量单元进行误差建模。对长时间静置MUS600惯性测量单元进行高频率的数据采集,采用Allan方差分析法,对相关噪声的误差系数进行了计算提取,并建立了捷联惯性导航系统的确定性误差和随机性误差模型,为组合系统的空中对准和滤波算法做数据准备。在对旋转弹的特性及弹道方程进行分析后,利用弹体的质心运动方程、绕质心转动方程和弹体质心与引信质心处速度与加速度关系,建立了MEMS惯性测量单元在引信部位的测量模型,模拟生成了弹载MIMU测量数据,为捷联惯导解算和初始对准的研究提供了数据源。其次,针对双旋体弹丸引信减旋后滚转角不确定的问题,利用两个横向陀螺仪测量的数据中包含有滚转角和角频率信息,结合GNSS测速数据,研究了初始俯仰角和初始偏航角的估计方法,辨识出引信的滚转姿态。在此基础上,对滚转角估计方法进行了仿真,结果显示,估计出的滚转角误差不大于10°,满足弹载组合测量系统空中对准的要求。最后,针对组合测量系统的信息融合问题,在离散卡尔曼滤波的基础上,研究了Sage-Husa测量噪声方差阵自适应滤波,给出了滤波的基本方程,并针对测量噪声通过序贯滤波加以限制,并结合下限条件以防止其失去正定性,同时,利用上限条件判断测量值是否异常。分别构建了松组合和紧组合模式的精对准模型,并进行了仿真,最后对可用卫星数量减少时的紧组合模式的精对准方法进行了仿真。结果表明:通过仿真验证,两种组合模式下卫星都能辅助MIMU进行精对准,但基于伪距、伪距率紧组合模式的精对准方法对准速度更快,精度更高。在紧组合模式精对准的基础上,研究了MIMU的精度和卫星的观测噪声对精对准结果的影响。当可用卫星数量减少时,依靠伪距伪距率信息依然能够进行初始对准。