为了满足水下运载体长航时、高精度、低成本的导航需要, 提出由激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统、计程仪、深度计、光纤陀螺捷联式重力仪和数字重力异常图组成的捷联式重力无源导航系统。运载体的位置由激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统给出; 光纤陀螺捷联式重力仪、计程仪和深度计组成水下捷联式重力测量系统, 以激光陀螺单轴旋转捷联惯性导航系统提供的位置信息、计程仪提供的速度信息和深度计提供的水深信息作为观测量, 应用扩展卡尔曼滤波计算出东、北、天坐标系下加速度计比力值, 使用低通滤波实时获得重力值和重力异常值。根据存贮在计算机中的数字重力异常图, 运用相关极值法, 计算得到运载体位置。2019年底, 捷联式重力无源导航系统进行了长时间船载试验, 对该系统试验数据进行了离线处理。试验结果表明, 在匹配海域内, 运载体位置误差小于1个重力异常图格网大小。

惯导设备要与舰船(艇)的相关基准对齐才能完成其导航和作为舰船(艇)姿态基准的使命。为提高标校精度及标校效率，通过对传统的光学标校过程中产生的误差机理进行分析，提出了采用光学初标结合数字化标校(补偿)的标校技术，使设备的标校精度由分级提高到秒级，同时使设备安装过程简单化，有效地提高了标校效率。

针对单频点地基增强系统不能满足飞机CAT III类精密进近与着陆导航需求问题, 提出一种机载差分GPS(DGPS)与捷联式惯性导航系统(SINS)紧组合导航工作模式, 利用SINS提高组合后系统的导航特性。分析了SINS/DGPS紧组合滤波模型, 并构建了紧组合导航状态方程和量测方程, 利用改进的Kalman滤波器对滤波状态进行最优估计与补偿。进行了计算机仿真与实际系统验证实验, 实验结果表明, SINS/DGPS组合导航系统中, 当卫星信号不可用时, 利用SINS具备的自主性能够提高导航系统的连续性和可用性, 同时组合导航系统位置误差标准差相比机载DGPS单系统减小了50%以上, 提高了导航系统位置引导精度。

针对煤矿井下掘进机实时位姿自动检测的难题, 通过分析比较现有几种位姿测量方法的优缺点, 提出了一种基于视觉/惯导的掘进机位姿组合测量方法。该方法通过激光捷联式惯导系统得到掘进机的姿态信息、单目视觉测量掘进机的位置信息, 从而实现掘进机实时位姿的5自由度测量。依托大柳塔煤矿的快掘设备对该方法进行了实验验证。结果表明, 姿态测量精度为0.1°, 静态漂移的标准差不大于0.25°, 位置定位精度优于1cm。该方法能够用于掘进机实时位姿测量, 具有广阔的工程应用前景。

针对增程单兵火箭弹由于弹道低伸和末段弹道时间短的弹道特点对激光末段制导形成的局限, 研究捷联激光制导导引头在末段全弹道上的目标捕获域和目标捕获率。建立低伸弹道上激光半主动导引头目标捕获域模型, 在不同的火箭弹发射角条件下, 对导引头在末段全弹道上的目标捕获域与最小锥形视场进行仿真, 分析最小目标捕获域边界由双曲线变为椭圆时的弹道点和视场角, 得到导引头的最佳半视场角为5.9°。考虑弹道扰动的影响, 通过蒙特卡罗方法计算末段弹道上不同弹道点的导引头目标捕获率, 得到在弹道上导引头的最佳起始探测弹道点。为增程单兵火箭弹的制导化提供参考。

基于小口径和瞬时大视场激光制导**平台的要求, 提出了一种小型捷联折射式离焦光学探测系统方案。该方案根据捷联式激光半主动目标探测模型和理想离焦光学系统模型得到激光制导理想光学系统参数, 并以此参数为基础, 使用ZEMAX软件进行优化, 设计了工作波长为1 064 nm的离焦光学探测系统。该系统临界有效探测半视场为5.89°, 临界探测半视场为13°, 长径比为1.27, 较好地解决了整流罩引入的像差问题, 并且光斑重心位置与目标位置偏差角存在线性关系。验证实验结果表明该离焦光学探测系统误差小于0.15°, 满足大视场下目标位置偏差角探测的要求。

为准确估计捷联导引头视线角速率，建立了捷联式光学图像导引头数学模型，根据弹目运动相对关系进行视线角速率估计算法研究。定义了估计算法所需坐标系并建立了导引头与陀螺数学模型；根据弹目相对运动学及姿态关系建立视线角速率估计非线性状态方程；针对滤波精度与实时性应用的问题，提出无迹Kalman滤波(UKF)方法估计视线角速率，并建立半物理实验系统进行算法验证，实验结果表明：视线角及视线角速率的最大估计误差分别为0.37°与0.68°/s，估计精度分别为0.1008°与0.2116°/s；数字信号处理器(DSP)中算法运行时间约为3.8 ms，视线角速率估计算法同时能满足制导系统对精度与实时性的要求。基于UKF的视线角速率估计算法为捷联式光学图像导引头的工程应用提供理论依据。

针对传统着陆引导设备机动性能差而较难满足应急保障需求的问题，结合飞机进近着陆阶段对导航参数需求的特点，研究了基于DGPS/SINS紧组合的连续导航保障方案。卫星信号良好的情况下，通过建立差分基准站并将基准站的伪距等观测数据传输到流动站，在接收终端进行DGPS和GPS/SINS紧组合算法的处理；卫星信号丢失情况下，将SINS输出的速度信息作为观测量，进行载体相对位置的航路推算，可以获得飞机着陆阶段所需要的导航参数。实验结果表明，该方法可以有效获取飞机进近着陆阶段连续的具有较高精度的相对位置、速度和姿态参数，具有一定的实用价值。

惯导系统的硬件组成直接影响到系统的体积和解算速度，构建合理的硬件系统直接关系到惯导系统的精度指标。针对某小型惯导系统对体积和解算精度的特殊要求，解决已有微型惯导系统的方案缺陷，提出一种工程实用强的惯导系统。该系统用FPGA作为采集控制惯性传感器的核心芯片，设计了并行采集方案，32位浮点型高速DSP实现惯导解算。经过转台测试与外场试验表明：系统具有抗干扰能力强、实时响应迅速、惯性单元标定简便、易实现等优点，系统指标完全满足原设计要求。