精确制导炮弹凭借火力反应速度快、对点目标攻击能力强、附带损伤少的优点成为现代战场上不可或缺的作战武器之一。随着微机电系统(MEMS,Micro Electronic Mechanic System)技术的迅猛发展,由MEMS惯性器件构成的微惯性导航系统(MINS,Micro Inertial Navigation System)在智能武器系统中的应用越来越广泛。采用MINS/GNSS(Global Navigation Satellite System)组合制导的武器系统可充分发挥MINS/GNSS组合导航系统体积小、精度高、成本低廉的优势。因此,发展基于MINS/GNSS的精确制导炮弹可实现常规火炮武器系统作战性能的提高。本文针对制导炮弹的应用背景,以提高制导炮弹的制导精度为最终设计目标,采用国内自主研发的MEMS惯性器件构建了制导炮弹用MINS/GNSS组合导航系统,并对其中的若干关键技术开展了研究,主要研究内容归纳如下:(1)设计了制导炮弹用MINS/GNSS组合导航系统的原理样机。针对制导炮弹空中飞行时需承受高过载、高冲击的特点,综合考虑制导炮弹飞行时导航算法的复杂度、系统的反应速度、导航参数输出频率以及系统体积等要求,设计了微惯性测量单元(MIMU,Micro Inertial Measurement Unit)数据采集模块、差分GNSS接收机模块以及MINS/GNSS组合导航解算模块。该原理样机适用于转台仿真试验、弹载试验,并为各类算法的研究设计提供了硬件测试平台。(2)研究了一种多MIMU系统级组网标定方法。针对实验室标定过的MIMU现场实际应用时的角速度以及比力输出模型会因使用环境的温度、湿度等因素而发生变化,研究了一种多MIMU系统级组网标定算法。该算法由内、外环滤波估计算法构成,旨在实现MIMU的角速度以及比力测量输出模型中各个待标定参数的精确估计。着重讨论了不同安装方式下各个误差参数的可观测性,设计了多MIMU系统级组网标定的标定路径,并给出了具体的标定步骤编排。数值仿真对多MIMU系统级组网标定方案进行了验证。(3)针对自旋角速度较大的制导炮弹,研究了基于弹体本征参数的空中对准算法。首先,分析了弹体稳定飞行时的特性。然后,以外弹道角运动理论及其简化模型为基础,建立了弹体飞行姿态的空中对准模型,并对该对准模型的对准误差进行了分析。最后,以某型制导尾翼弹为对象进行了数值仿真试验,对基于弹体本证参数的空中对准算法的性能进行了评估。(4)针对自旋角速度较小的制导炮弹,研究了基于大加减速的弹用双矢量空中对准方法。根据双矢量定姿的原理,采用Request算法对由速度微分方程推导的双矢量进行初始对准,并对算法的对准误差进行了理论推导,由此提出了基于大加减速方案的弹用双矢量空中对准方案来实现弹体初始姿态的最优估计。数值仿真对基于大加减速的弹用双矢量空中对准方法的性能进行了试验分析。(5)设计了一种基于坐标系级联的攻角探测方法。针对空中飞行时弹丸攻角难以直接测量的问题,巧妙地利用MINS/GNSS组合导航输出的导航参数实现了简单装置条件下的攻角探测。以弹用坐标系与各导航坐标系之间的转换关系为基础,建立了攻角探测的基本模型,重构了弹丸的高低攻角和方位攻角。以某型低旋尾翼弹无控弹道飞行时的全弹道参数进行数值仿真试验,对研究的基于坐标系级联的攻角探测方法进行了性能评估。(6)在有限的条件下,进行了车载实验以及弹载半实物仿真实验。车载实验用于验证多MIMU系统级组网标定方法的有效性。弹载半实物仿真实验通过实验室三轴飞行姿态仿真转台来检验上述两种空中对准算法以及攻角探测方法的可行性,并针对半实物仿真实验结果进行了误差分析。