星载自主导航是指航天器在无需外界干预的情况下，完全由星载设备实时确定自己的位置、速度和姿态。其设计要求是在保证安全、可靠的前提下，提高自主导航系统在航天器不同任务阶段的性能，降低系统的体积、重量、功耗和成本。受2007年上海航天技术研究院科研基金的资助（项目编号：YYF08001），完成了星载自主组合导航技术的研究课题。在课题研究内容的基础上，本文的研究目的是将现代惯性导航算法引入星载导航应用，设计可实现的星载GNSS/INS紧组合系统。使用现有精度级别的惯性器件，确定组合系统在航天器在轨运行阶段的性能指标。同时，研究新型超紧组合技术原理、算法和优势，以及应用在星载环境的必要性和可行性，探寻具有高度集成优势、高可靠性和完好性的星载GNSS/INS超紧组合系统，提升航天器性能并增强其生存能力。本文深入研究了星载惯性导航技术、星载GPS误差模型和量测仿真器、星载GPS/INS紧组合系统设计、GNSS/INS超紧组合技术及星载一体化超紧组合接收机等内容。主要研究工作和方法体现在五个方面：(1)实现了基于现代多速算法的星载捷联解算方案，分析推导了ECI坐标系下的INS误差状态方程。开发出一套惯性量测数据仿真工具包，然后使用蒙特卡洛仿真方法，对比验证了星载多速SINS解算方案和传统方法的性能。(2)开发了面向空间导航系统设计的GPS量测仿真器，生成高保真的星载GPS L1C/A码伪距量测和载波量测，作为星载紧组合滤波器的GPS测量输入。(3)结合空间自主导航系统的技术需求，设计了基于EKF的星载GPS/INS紧组合导航系统。搭建了星载组合导航系统仿真环境，评估星载紧组合系统在航天器在轨运行阶段的自主导航精度。(4)研制了基于FPGA的低成本时间同步系统，消除实现多传感器组合导航系统不同传感器之间未知的时间误差，实现IMU和辅助导航传感器测量数据与GNSS接收机时间的精确同步。(5)深入探讨了矢量跟踪环路技术，分析了超紧组合相关和非相关算法的优缺，研究了基于联邦KF结构相关算法的超紧组合系统原理。尝试性提出星载一体化MEMS IMU/GNSS超紧组合接收机的设计方案，并进行了算法探究。本论文研究的关键技术和创新点主要体现在以下几个方面：(1)实现了基于现代多速算法的星载SINS多速解算方案，给出一系列指导性准则进行算法优化、提升运算效率，发挥多速方案在星载惯导领域的优势。借助蒙特卡洛方法与IMU量测仿真工具包，来证实多速方案的性能提升。(2)将LEO电离层误差模型和星载接收机时钟误差的改正模型，用于星载GPS量测数据生成，并考虑了相对距离变化率的影响，提高仿真模型的精度和置信度。设计的星载GPS/INS紧组合EKF，包含了对所有可见GPS卫星用户距离误差的状态估计，实现全视野GPS导航模式与INS的最优组合输出。(3)基于GNSS/INS超紧组合技术，提出的星载一体化超紧组合接收机新思想，是星载导航领域有意义的探索和尝试。(4)研制的低成本FPGA时间同步系统，实现了多传感器组导系统中INS及辅助传感器与GNSS时间的高精度同步，有效提高组合导航系统性能。基于上述研究内容，本论文的研究结论包括：(1)星载SINS多速方案不但解算精度高，而且兼具现代多速算法运算高效的特点。多速方案和传统的积分解算具有相同的姿态精度，而多速方案的速度和位置精度提高了3倍。(2)由航天器真实参考轨道驱动，高保真星载组合仿真环境对星载自主GPS/INS紧组合系统的验证结果表明：俯仰轴姿态误差约为0.1deg，横滚轴和偏航轴姿态精度优于0.03deg；速度均方根误差小于0.2m/s，位置球概率误差小于3m，能很好满足航天器高精度在轨导航要求。(3)对基于FPGA的低成本时间同步系统，进行同步算法在线仿真和地面车载试验。实验结果显示：时间同步系统对IMU和GNSS接收机之间的同步精度为几十~几百μs，同步系统自身引入的时间误差约为几十ns。