随着现代战争中精确打击和反卫星技术的不断发展,捷联式惯性导航系统以其结构简单、低成本及自主导航等特点被广泛应用于各类战术导弹中。初始对准是惯性导航的关键技术之一,它的精度与时间决定了导弹发射后的导航精度与发射前的准备时间。利用机载主惯导的信息对弹载子惯导进行传递对准是机载导弹初始对准的主要方式。本文围绕机载战术导弹动基座传递对准技术,在各种经典传递对准方法的基础上,重点研究了:1、作为惯性导航的基础,详细推导了惯导系统动力学方程和适合传递对准使用的Ψ角误差模型。2、为提高对准精度,研究了惯性仪表的输出补偿问题,包括杆臂效应补偿、机体挠曲运动等效和仪表误差建模。对传递对准过程中使用的卡尔曼滤波器进行了研究。3、采用五种典型飞行方式对速度匹配法进行仿真,结果表明单一匹配法对准效果对机动方式的依赖性较强。采用机翼摆动的机动方式对角速率匹配进行了仿真,并使用改进的姿态变化量匹配与之比较,结果表明在相同噪声水平下改进的姿态变化量匹配对准精度优于角速率匹配。4、针对单一匹配法对机动性依赖强的缺点,在此对速度加角速率匹配、速度加姿态角匹配和比力加角速率匹配三种复合参数匹配法进行了仿真比较。结果表明在机翼摆动的机动方式下,三种方法均可实现对准,其中速度加姿态角匹配是最佳的动基座传递对准方式。