导弹飞行姿态信息的获取是现代化精确制导武器研究过程中的关键技术之一。在传统惯性测量系统中,常利用线加速度计测量物体的加速度,利用陀螺测量物体的角速度。但是由于陀螺难以承受大的加速度和角加速度冲击,使得目前能够用于高速自旋载体的惯性测量系统主要是无陀螺惯性测量系统,即根据线加速度计的空间位置组合解算出角速度,从而得到惯性测量的全部参数,达到惯性导航的目的。本文针对高速旋转弹高速自旋的特点和小口径的测试要求,设计了无陀螺的小直径姿态参数测试系统,实现了弹体飞行全过程姿态参数的测试及存储。本文的主要内容如下:首先介绍了常规弹体姿态测试传感器配置方案,并对姿态参数测试原理的传感器配置和算法进行了系统的论述。其次针对高速旋转弹姿态参数测试任务及姿态参数测试算法的要求,重点设计了小直径姿态参数测试系统,并详细分析了系统传感器选择、总体设计、采样策略设计、状态设计和硬件电路设计。最后在分析了小直径姿态参数测试系统特性的基础上,设计了系统试验的综合测试方案及流程,对加速度传感器和磁强计进行了标定,并对系统试验数据进行了详细分析。在三维无磁性转台上进行多次地面试验,验证了姿态参数测试系统的运行的可靠行、稳定性,并取得了满意的测试及解算结果。