随着现代战争中打击技术的不断发展，捷联惯性导航系统以其结构简单、成本低廉及自主导航等特点被广泛应用于各类战术导弹中。初始对准技术是惯性导航的关键技术之一，其精度和时间决定了导弹发射前的准备时间与发射后的导航精度；利用高精度的主惯导信息对低精度的子惯导进行传递对准是弹载惯导系统初始对准的主要方式。　　 本文主要针对捷联惯导系统初始对准的快速性和高精度要求，研究了弹载捷联惯导系统动基座传递对准的方法。本文采用Kalman滤波器，考虑对准过程中的各项误差，采用不同的匹配模式，结合系统状态变量的可观测度分析，对动基座传递对准做了较为深入的研究，并结合大量仿真实验，验证了对准方法的正确性和有效性。　　 本论文的具体研究工作主要包括以下几方面：　　 (1)建立捷联惯导系统常用坐标系及其变换关系，建立惯性器件误差、弹体安装误差、挠曲变形误差、杆臂效应误差、时间延迟误差等传递对准误差源的数学模型，推导惯性导航系统的速度误差、姿态误差及位置误差方程。　　 (2)将Kalman滤波技术应用于传递对准，建立适用于Kalman滤波的速度、位置、姿态、角速率、速度+姿态匹配方式的系统状态方程和量测方程。　　 (3)在分段定常系统(PWCS)可观测性分析理论的基础上，利用系统状态变量可观测度分析的奇异值分解(SVD)方法对系统进行可观测性分析，研究了匀速摇摆运动下，时间段的选取与可观测度及载体运动间的关系，提出分段时间可选取为航向摇摆运动周期的1/3的结论，且天向失准角φU和z轴陀螺常值漂移εz的可观测度与航向运动的周期TH成反比，与航向运动的幅值AH成正比。　　 (4)分别进行速度匹配、姿态匹配、速度+姿态匹配的传递对准数学仿真，包括不同匹配方式下的系统状态变量的可观测度分析及杆臂效应、安装误差、挠曲变形误差对各匹配方式的影响，并对高速运动下天向失准角可观测度较高的原因进行了说明。仿真结果表明基于SVD的状态变量的可观测度分析与仿真结果相吻合；速度匹配不易受安装误差、挠曲变形影响，姿态匹配易受挠曲变形影响，速度+姿态匹配受安装误差影响较小，受挠曲变形影响较大。