随着军事技术的发展,应用于空间的天基武器系统在现代战争中的作用越来越大，使得各国对于天基系统的研究越来越重视。天基平台可实现对于敌方导弹、飞行器以及战舰等目标的侦察、通信、预警甚至直接打击等军事任务。其特点为启动时间短，响应速度快，这对空间平台武器系统的快速精确初始对准提出了较高的技术要求，因此天基系统的传递对准技术是决定天基系统打击精度的关键技术，如何实现其在动基座条件下的初始对准具有重要的研究意义，本文将针对天基武器系统的动机座传递对准技术展开了深入研究。针对地球J2引力模型，基于STK和基于天基平台运动学两种轨迹发生器设计方法设计了天基平台运动轨迹；在J2000地心惯性坐标系下建立了惯导解算方程，并根据轨迹发生器产生的轨道数据验证了解算方程的正确性；推导了J2000地心惯性系下捷联惯导系统的姿态、速度和位置误差传播方程，给出了系统的误差状态方程；给出了天基环境下惯性器件误差模型以及杆臂效应和挠曲变形的模型。以上这些为传递对准的研究奠定了基础。建立了“角速率”和“姿态角”匹配模式下的传递对准方程。通过基于奇异值分解的可观测性分析方法对系统的可观测性以及状态变量的可观测度进行了分析。设计了不同的姿态机动模式和不同程度的挠曲变形，应用卡尔曼滤波器进行了传递对准仿真。仿真结果表明，相对于常值机动，正弦机动模式更有利于参数估计的收敛；“姿态角”匹配模式受挠曲变形的影响较小，而“角速率”匹配模式在挠曲变形较大时将不能给出有效的估计值。介绍了一种基于星敏感器的快速传递对准方案。建立了“位置+姿态角”匹配模式下的传递对准方程。在不同的轨道机动模式下进行了传递对准仿真。仿真结果验证了改方法的有效性和可行性。