传统的车载重力测量通常采用捷联惯导系统(Strapdown Inertial Navigation System, SINS)/全球导航卫星定位系统(Global Navigation Satellite System, GNSS)组合的方式，但是在如山谷、隧道以及高楼林立等特殊环境下，GNSS信号会受到遮挡，导致重力测量系统精度下降。针对特殊环境下传统车载重力测量方法精度下降的问题，提出了一种基于捷联惯导系统/二维激光多普勒测速仪(Laser Doppler Velocimeter, LDV)组合的车载重力测量方式，分析了系统重力测量原理和误差模型，设计了滤波器方案，通过车载重力测量实验对系统精度进行了验证。实验针对丛林遮蔽的山地环境下完成了六条重复测线重力测量，同时比对SINS/GNSS组合重力测量系统的测量精度，其中SINS/GNSS组合系统的单条测线内符合精度最大为2.46 mGal，最小为1.03 mGal，总内符合精度为1.53 mGal；SINS/LDV组合系统的单条测线内符合精度最大为1.05 mGal，最小为0.47 mGal，总内符合精度为0.70 mGal，其总内符合精度相比于SINS/GNSS组合系统提高了约53%。车载重力测量实验证明了SINS/LDV组合重力测量系统在卫星信号拒止环境下的有效性。

冗余旋转惯导系统（Redundant Rotating Inertial Navigation System, RRINS）可以在传统旋转惯导系统的基础上，进一步提高系统的可靠性。针对该类系统高精度初始对准需求，以正四面体冗余旋转惯导系统为例，研究了两位置初始对准方法。首先以每3个陀螺仪和3个加速度计构成一种组合方式，建立每种组合下惯性器件的零偏与冗余配置相关的解析表达式，并设计RRINS两位置转停方案以估计对应惯性器件的零偏，但是在某些特殊的情况下需要增加观测位置；然后将每个惯性器件在不同组合下得到的结果取均值，并利用该均值对相应惯性器件的测量信息做补偿；最后基于补偿后的惯性器件输出进行RRINS的初始对准。数学仿真和实验验证结果表明，该方法在不同两位置方案下均可有效估计出惯性器件的零偏。仿真中陀螺仪的零偏估计误差在4%以内，加速度计的零偏估计误差基本在2%以内，且相比无零偏补偿的情况，初始对准精度提高10倍以上。实验中水平和方位向的初始对准精度都有提高，航向角对准误差最大减小100倍左右。同时，该方法还可以推广到其他配置方案的冗余旋转惯导系统中，对该类惯导系统初始对准精度的提高具有一定借鉴意义。

采用一维激光多普勒测速仪与单轴旋转惯性导航系统组合的方式，利用单轴旋转惯导系统倾角补偿后的姿态输出为测速仪提供高精度姿态基准，探索提高一维激光测速仪高程测量精度的新方法。针对双光束差动结构的一维激光测速仪高程测量原理及单轴旋转惯导系统倾角误差补偿方法进行了研究，以车载的方式对设计的高程测量方法进行了试验验证。完成了两组35~40 min跑车测试，第一组试验高程测量最大误差为−2.67 m，标准差为1.0094 m；第二组试验高程测量的最大误差为1.68 m，标准差为0.5880 m，达到了车载情况下连续动态高程测量精度优于3 m的预期指标。相关试验结果证明了基于单轴旋转惯性导航系统的车载一维激光多普勒测速仪高程测量方法的有效性。

正四面体冗余惯导系统（RINS）具有高可靠性、高精度等特点，而误差标定是实现高精度导航解算的必要手段。当前正四面体RINS的误差标定均需要利用高精度转台实现，不仅标定成本高、标定时间长，而且在外场等硬件条件不足的情况下无法进行全误差参数的标定。针对这一问题，提出了一种无需高精度转台的正四面体RINS全误差参数现场快速标定方法。首先，建立了正四面体RINS的误差模型；然后，根据解析粗对准姿态误差矩阵与正四面体RINS零偏的关系提出了基于六位置的零偏标定方法；之后，设计三位置旋转方案进行陀螺仪的标度因数和安装误差标定；最后，利用零偏标定的六位置方案进行加速度计的标度因数和安装误差标定。仿真及试验结果表明，该方法能有效地标定出所有误差参数，在1 h静基座导航试验中，标定后北向定位精度从61.065 5 km提升至0.476 7 km，东向定位精度从161.202 7 km提升至4.842 2 km。

重点研究捷联惯导系统复杂误差模型的建立，提出了一种新的包含加速度计内杆臂参数和温度误差系数的系统级标定方法。该方法基于45维卡尔曼滤波器对误差参数进行辨识估计，并通过温度控制试验箱控制标定过程中的温度变化。仿真实验表明该方法能够同时标定出激光陀螺和加速度计的零偏、标度因数误差、安装误差以及加速度计的内杆臂参数和温度误差系数。导航实验结果表明，对标定参数进行多误差源补偿之后，10 h导航实验水平最大定位误差为0.6 n mile （1 n mile=1.852 km），相较于不经过补偿，导航精度提升了37.5%。

星敏感器安装误差是制约SINS/CNS导航精度的主要因素之一，有必要在使用前对其进行标定，特别是小视场星敏感器无法根据单幅星图得到姿态信息。文中提出了一种SINS/CNS组合导航系统的快速高精度标定方法，利用惯导输出的姿态、速度以及星敏感器测量的矢量信息构造量测，建立卡尔曼滤波模型，实现安装误差和惯性器件常值误差的地面标定。通过全局可观测性分析，详细给出了系统在不同的姿态和观测星点的情况下的可观测性并进行了验证。仿真结果证明：至少需要进行两个轴向的转动、三次观星且需避免将星点位于星敏测量原点，才能高精度估计出星敏感器三轴安装误差，而对于大视场星敏感器来说部分惯组姿态不利于提高系统可观测度，该方法对姿态和星敏感器安装误差的估计精度均在0.5″内，陀螺和加速度计的常值误差分别小于0.000 7 (°)/h和 $0.3\;{\text{μg}}$，无需精密的外部设备和人工参考即可实现高精度标定，对SINS/CNS组合导航系统的观星方案设计有一定意义。