常规弹药急需对制导化改造,以提高其打击精度和首发命中率,增强打击效果,提升作战效能。高速旋转火箭弹作为一种库存数量巨大的常规弹药,其制导化改造需求更为迫切,而弹体姿态与位置等导航参数的全自主高精度的可靠测量,是实现其制导化改造首要解决的核心关键技术之一。受火箭弹高旋、高动态、弹内可用空间狭窄等特殊应用环境制约,导弹中的惯性测量系统无法移植应用,而利用卫星和地磁等导航方法的弹载测试系统,因其自主性和可靠性差的致命弱点,始终难以被推广应用。基于微机电惯性器件的微惯性测量系统,由于其自主性强、可靠性高、体积小、重量轻、成本低、功耗小、启动时间短及环境适应性好等诸多优势,被国内外普遍认为是实现常规弹制导化改造的首选方案。然而,受高速旋转火箭弹轴向高旋与微机电惯性器件精度较低的影响,现有的微惯性测量系统精度无法满足实际应用需求。针对高旋引起的传感器选用量程与系统测量所需精度不匹配问题,中北大学前期开展了滚转隔离式惯性测量系统的研究与设计,主要解决了高旋环境下微惯性测量系统的旋转适应性问题,然而系统的精度性能还有待进一步提升。因此,开展高速旋转火箭弹用微惯性测量系统性能增强技术研究,对解决高速旋转火箭弹制导化改造过程中,导航参数的全自主高精度高可靠测量问题,具有重要的理论研究意义与工程应用价值。本论文在课题前期开展的滚转隔离式微惯性测量系统研究的基础上,围绕如何进一步提升系统精度性能,系统地研究了高速旋转火箭弹用微惯性测量系统的性能增强技术,重点对基于滚转隔离式微惯性测量系统的器件级、组件级、系统级误差分析补偿及精度提升方面开展了深入研究,通过理论分析、地面半物理仿真和实弹飞行测试等综合研究手段,验证了所提方法的有效性。首先,从提高惯性组件级测量精度入手,针对传统惯性组件静态标定精度无法满足弹载环境下动态测试需求,提出一种惯性组件动态参数综合辨识补偿方法,建立了动态参数辨识的数学模型。与传统的静态参数辨识方法相比,该方法补偿了高速旋转环境下由于尺寸效应引起的杆臂误差,显著提高了惯性组件的测量精度。通过半物理实验验证了该辨识方法的有效性。其次,从提高系统级测量精度入手,针对滚转隔离式微惯性测量系统在解决高旋环境下弹体参数精确测量问题的同时,因系统增加滚转隔离平台而引起微惯性测量单元与系统之间不同轴问题,设计了一种基于分级补偿思想的系统轴向角度安装误差补偿方法。将理论与试验相结合,通过分析系统轴向角度安装误差的产生机理、特性与传播方式,实现了基于分级补偿的轴向角度安装误差抑制方法。再次,从提高器件级测量精度入手,针对因现有微惯性器件精度低而导致系统精度低的问题,提出一种适用于高动态、短航时基于旋转调制技术的系统精度性能增强方法。将旋转调制技术引入滚转隔离式微惯性测量系统设计中,采用理论分析与试验验证相结合的研究思路,在分析系统导航参数误差模型及误差的旋转调制抑制机理基础上,详细阐述了系统旋转调制方案的具体设计与实现过程,其中,重点对旋转调制技术在高动态短航时弹载应用环境下的最优旋转调制角速率确定方法和调制角速率误差抑制方法作了深入研究,最后通过地面半实物测试试验,验证了所提方法对进一步增强系统精度性能的有效性。最后,针对所提系统设计方法的实弹环境适应性问题,在对系统精度性能增强方法进行地面半实物测试验证的基础上,以某型火箭弹为平台,完成了系统的外场实弹搭载飞行测试试验,试验结果表明,在火箭弹以轴向最高转速16.5r/s的60s外弹道飞行过程中,利用所设计的滚转隔离式微惯性测量系统,在火箭弹飞行约15km的试验中,弹体位置参数的最大测量误差为26.9米,姿态参数的最大测量误差小于1度,从而验证了高速旋转火箭弹用微惯性测量系统在实弹环境下的适用性和有效性。本文针对高速旋转火箭弹制导化改造过程中弹体导航参数的全自主、高精度及高可靠测量问题,开展高速旋转火箭弹用微惯性测量系统性能增强技术研究,以期解决因弹体轴向高旋和微惯性器件精度较低而导致微惯性测量系统精度低的难题。