该文理论分析了二频机抖激光陀螺抖动轴和敏感轴间的失准角对陀螺精度的影响。基于刚体欧拉动力学方程建立了机抖激光陀螺动力学模型, 利用刚体绕任意轴转动惯量的计算方法, 计算了抖动轴失准角引起的陀螺腔体在陀螺坐标下的惯性积变化, 对陀螺高频抖动时由腔体惯性积产生的横侧向力矩引起陀螺敏感轴横侧向变形进而激发单表级圆锥误差的过程进行了定量计算。结果表明, 高精度应用场合抖动轴失准角应小于5′。

根据惯组减振技术要求, 利用金属减振器设计减振系统。通过试验验证了减振系统的减振效果, 并对惯组动态性能进行了测试。试验结果表明, 沿惯组3个轴向的减振效率均在29%以上, 其中z向减振效率达到53%。对于挠性加速度计较为敏感的500 Hz频率点, 振动传递率均小于30%, 振动量级在0.053 g2/Hz(g=9.8 m/s2)以下。安装减振器后, 陀螺带宽大于50 Hz, 角速率延时约为5 ms; 加速度计带宽大于80 Hz, 说明减振器对系统动态性能影响不大。此外, 研究还发现金属减振器轴向减振效率较周向减振效率低。

速率偏频激光捷联惯组的定向精度除与激光陀螺仪有关外, 还与加速度计有关, 因此, 研究加速度计的指标体系对提高整个速率偏频激光捷联惯组的性能和精度有重要意义。从初始对准和航向保持两个方面研究了加速度计对定向精度的影响: 加速度计零偏误差和随机游走均会导致初始对准航向角误差。为了得到高精度的航向保持精度, 速率偏频激光惯组的3个加速度计的漂移趋势需要保持一致。试验结果表明, 加速度计的零偏稳定性提高4倍, 初始对准航向角统计精度提高30%; 加速度计精度相同情况下, 加速度计漂移趋势一致的速率偏频激光捷联惯组, 相比其漂移趋势不一致的速率偏频激光捷联惯组, 航向保持精度提高了57%。

可观测性分析方法在卡尔曼滤波效果估计中得到了广泛应用，本文对误差协方差矩阵和姿态精度因子（ADOP）两种可观测性分析方法进行了研究，并分析了两种方法之间的关系。针对旋转式惯导系统多位置初始对准的问题，以捷联式惯导初始对准33维状态误差方程为研究对象，分别采用上述两种方法分析了可观测性分析在旋转惯组初始对准的转动顺序、停留时间及模型降阶方面的应用。仿真结果表明，两种方法在初始对准方案选择中具有良好的一致性。

目前弹载惯性测量组合测试标定精度受外界干扰影响较大，特别是光纤陀螺温度稳定性低，易受环境温度影响参数变化，导致误差补偿效果不好。针对该问题，提出设计一种光纤陀螺旋转惯性测量组合。在惯性测量组合外加旋转轴，在导弹飞行过程中使惯性测量组合绕旋转轴连续旋转，将射前补偿不完全误差调制为周期项，从而达到误差自补偿的效果。理论分析和仿真结果表明，通过旋转不仅能自动补偿与转轴垂直方向惯性仪表的常值误差和部分安装误差，而且能补偿加速度计部分一次项误差、二次项误差和部分交叉轴耦合项误差，选择合适的旋转方案还可以完全消除旋转速度与陀螺仪标度因数误差、安转误差的耦合误差。

针对振动环境下激光惯组减振系统的线位移和角位移耦合问题,提出了一种减振器关于其惯性主轴的八点对称布局的减振方案。基于多体动力学理论,建立了激光陀螺捷联惯组减振系统的动力学模型,进行了其减振系统的动力学特性仿真研究。结果表明,该方案可以消除激光惯组减振系统的线位移和角位移耦合关系,满足激光惯组的减振要求,从而获得比较理想的减振效果;其主要结构的固有频率均避开了陀螺敏感的频率段,满足高动态条件下惯性器件安装结构的刚度要求。

惯性制导误差是影响巡航导弹进入地形匹配区的主要因素。针对巡航导弹巡航飞行段,在分析加速度计测量误差、陀螺漂移误差以及航向效应对导弹视加速度影响的基础上,对惯性制导误差进行了分析,并针对不同地形匹配区的精度和相邻匹配区间隔对惯性组合误差系数提出了精度指标。