航天飞行体,包括人造地球卫星、子母弹等,要求完成其特定的任务,对飞行姿态有一定的要求,所以飞行体的姿态确定是很重要的方面之一。姿态测试可以辅助分析飞行体性能以及飞行体实验中所发生故障的机理,为验证、优化飞行体设计提供重要的理论依据,为飞行体设计定型、产品验收提供重要参数。飞行体的姿态测试方法有许多种,如太阳方位角传感器遥测、高速摄影法、地磁传感器等。在惯性测量中,通常用加速度计敏感线加速度, 用陀螺仪敏感角速度。然而,仅使用线加速度计也可以测量线加速度和角速度,这就是无陀螺惯性测量单元。用线加速度计代替陀螺,不仅可以降低测试系统的成本,还可以避免陀螺不适合大角度运动所引起的问题。把加速度计直接安装在载体上,舍弃陀螺仪的测试系统,具有低成本、高可靠性、低功率、长寿命等优点。本论文以某具体导弹的姿态测试方案论证为背景,较为系统和全面地研究了小型飞行体姿态测试系统,并在姿态确定方法方面进行了较为深入的研究。论文的主要工作如下:第一,研究比较各种无陀螺惯性测量单元中加速度计组合的优劣。载体绕定轴转动时加速度中含有角度信息是用加速度计代替陀螺测量角速度的理论基础,不同的加速度计的安装方案对无陀螺姿态测量所造成的误差不同。第二,针对弹内的特殊环境,具体设计了加速度计结合磁线圈的无陀螺式姿态确定系统,包括敏感器配置、算法建模、姿态理论分析、磁线圈对信号的修正和仿真实验等。给出了基于MATLAB/Simulink工具箱的姿态仿真模块,并得出了仿真结果。第三,在地面进行加速度计的三轴转台实验。仿真转台可以在实验室条件下控制转台的摇动和摆动,使之方便、准确地模拟飞行体飞行时的各种姿态,从而对测试器件的性能进行反复的仿真和测试。获得实验数据,并据此对测试系统进行重复设计和改进,对解算方法进行验证,使之达到总体设计的性能指标要求。这些,对指导我们进一步的空中实验有一定的借鉴意义。