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随着地磁探测器的发展和对地磁场研究的不断深入，各国学者基于对地球磁场的精确描述和准确测量，不断寻求弹箭飞行器姿态测试的新方法。由于三正交磁传感器分量建立的测量方程组是一个相关方程组，仅靠磁阻传感器的三轴输出值，无法实现姿态角的同步求解，这是地磁测姿方程组求解中的难点所在。而近年来，各国学者利用地磁场进行弹体定姿的研究多集中于将磁传感器与其他传感器组合进行定姿，并取得了一定的研究成果，主要有以下几种姿态测试系统：
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（1）地磁/太阳方位角传感器测试法
法国学者在155mm炮弹上同时安装磁阻传感器与太阳方位角传感器，通过太阳方位角传感器测量确定外弹道与太阳之间的相对方位角，用以辅助地磁模型的求解，并于2004年对设计的原理样机进行了靶场动态试验，试验结果达到了预定的设计要求，有效地论证了基于地磁传感器进行姿态测试的可行性与准确性[4]。30424
北京理工大学的黄峥、李科杰与西安机电信息研究所的金连宝，为了测试火炮弹丸飞行姿态，开展捷联式地磁—太阳方位姿态测量模型研究，利用地磁场和太阳方位角为参照基准，建立捷联式姿态测试系统以及地磁传感器姿态分量数学模型，解算弹体飞行姿态[5][6]。该系统的误差只取决测量系统误差，且误差没有累积效应，因此解算精度相对较高，传感器与飞行体固联的安装方式也使得系统抗过载能力强大。论文网
利用地磁测姿技术与太阳方位角测试技术进行弹丸姿态角的组合测试，虽然没有累积效应，测量精度也比较高，但光敏传感器对周围环境的要求比较严苛，应用起来有非常大的局限性，这对组合探测系统的综合性能会造成一定的影响。
（2）惯性/磁阻传感器组合测姿
惯性元件的测量精度高，但安装在弹箭飞行器上使用时非常容易受到干扰。这是因为惯性器件主要测定的物理量是转动角速度和线加速度，而传感器本身无法判定所测得的运动和力是地球还是飞行器造成的。这就导致从传感器测量数据中分离出所需要的信号相当困难，尤其是当所需要的信号与其他信号相比极其微弱时，惯性器件所测得的信号极有可能失真，更别说惯性器件的测量误差还会随着时间不断累积，处理起来相当麻烦。综合以上各种因素，惯性器件在高过载飞行器上的使用有着很大的限制[7][8]。
而磁阻传感器的短期精度虽然不如惯性器件，但地磁场相对稳定，测量的地磁信号基本不随飞行时间而出现累积误差，而对于噪声干扰，也可以采用用合适的信号调理电路来将其消除，提高测量精度和灵敏度。于是，地磁传感器与惯性器件的组合定姿方法呼之欲出[9][10][11]。
美国克尔斯博科技公司推出的姿态航向参考系统。在姿态求解的迭代算法中采用四元数法，使用一个四阶龙格-库塔积分器递推计算飞行体实时的方位和速度，融合处理微惯性器件、磁阻传感器以及全球定位系统的测量数据，采用卡尔曼滤波器对导航信息和传感器参数的进行纠正[12]。
中北大学的曹红松、北京理工大学的冯顺山提出一种使用三正交磁阻传感器和硅质微陀螺构建磁陀螺组合弹药姿态探测系统的方案，该方案将三正交磁阻传感器敏感轴平行于弹体坐标系的轴向进行安装，测量地磁矢量在弹体系上的投影，全固态微机械陀螺仪的敏感轴平行于弹体纵向对称平面，测量弹体某一姿态角角速率[13]。建立地磁矢量三分量方程组结合陀螺探测结果进行组合姿态测量的数学模型，采用单点算法联立求解飞行体三个姿态角，在解算结果收敛的情况下，系统可以达到较高的精度，且能够用于探测低速自旋转的弹箭飞行体的姿态，但由于硅微陀螺存在初始温漂误差，使用中必须采用措施进行补偿，且对高自旋炮弹来说，陀螺量程和精度无法实现完美统一。