远程弹道导弹是我国战略威慑的主要力量，因此，提高机动发射弹道导弹的命中精度显得尤为重要。由于地球是一个极其复杂不规则的椭球体，造成了初始定位定向误差是固有存在的系统性偏差，因此，本文针对初始定位定向误差，研究了其传播机理、对迭代制导精度的影响规律以及利用星光-惯性复合制导对其的补偿方法。论文的工作主要包括：第一，为了快速的计算出导弹落点信息，当导弹自由飞行开始时，在一个非正交的绝对坐标系中建立了运动微分方程，并对相关变量变换求解出运动微分方程的解析解，通过给定射程角计算出任一点轨道参数，最后通过仿真验证了所建立的自由轨道解析解的有效性，大大缩短了计算时间。第二，考虑定位定向误差为小扰动，基于状态空间摄动法建立了导航摄动方程，推导了视加速度误差模型、初始速度误差模型、引力偏导数矩阵的解析表达式，导出了导航摄动方程的解析解，得到了传播权值矩阵。通过仿真得出了利用解析解法所产生的关机点状态偏差与落点偏差，并与实际偏差进行了对比，从仿真结果看出，解析解方法能够很好的符合实际偏差，从而验证了该方法的有效性。第三，考虑定位定向误差影响下，采用基于极大值原理建立了大气层外最优制导模型，将终端约束状态量转化为一种容易满足的约束向量，以最短时间为指标，以共轭向量和三级飞行时间为迭代变量，在每个制导周期内利用牛顿迭代解算出最优推力方向，仿真表明本文所采用的迭代制导能够较好的抑制初始定位定向误差产生的影响。第四，主动段结束后，通过星敏感器的测量信息，利用双矢量定姿的方法估计出了平台坐标系相对于发射惯性系的失准角，进而得出初始定位定向误差大小。仿真对不同组合的定位定向误差进行了估计，得出了关机点状态偏差与落点偏差的估计值，其估计精度与实际值符合得很好，给出了使落点偏差最小的最佳修正系数，修正后的CEP从近千米量级减少到了十几米。