论文以自动转移飞行器为应用背景,为实现高精度强自主的导航目的开展了基于惯性导航、天文导航和地基伪卫星导航的组合导航关键技术研究,针对各种导航方式存在的关键问题提出了相应的解决办法或改进措施并进行了仿真试验验证,结合自动转移飞行器的飞行特点设计了组合导航方案并开展了仿真试验分析,利用已有的试验平台开展了组合导航半实物仿真系统的研制并进行了组合导航半实物仿真试验。论文的主要研究成果和结论如下:(1)研究了惯性导航中惯性器件测量噪声的分析方法和纯惯性导航的导航精度。针对利用Allan方差技术分析惯性器件测量噪声时如何客观准确估计各噪声强度的问题提出了一种基于矩阵变换、球体变换和超平面约束的最优化迭代算法,对光纤陀螺实测数据的分析表明该算法相对于其它方法具有更好的估计效果;依据推导的惯性导航扰动方程研究了不同条件下纯惯性导航在自动转移飞行器典型轨道终点处的导航精度,结果表明在初始状态和惯性器件的精度都较高时导航终点处的位置和速度的精度分别可达6km和0.34m/s左右,对于中等精度的初始状态和惯性器件则导航终点处的位置和速度的精度分别在15km和1.2m/s左右。(2)研究了天文导航中星像点质心提取、星图识别、星敏定姿和折射星检测等一些基础性问题。针对振动环境下恒星在星敏感器中成像模糊的问题建立惯性测量信息辅助的质心提取模型并提出了辅助质心提取算法,仿真分析表明在振动环境下传统算法的质心提取精度严重下降而辅助算法的精度依然可以达到百分之一像素;对于星图盲捕提出了基于最短距离映射的识别算法,仿真分析了算法在小视场情况下的识别性能,结果表明当星像点质心误差在0.5像素以内、星等误差在0.3以内和丢星或假星不超过2颗时算法的识别成功率仍能达到98%;对于星图跟踪设计了跟踪策略并建立了基于姿态先验信息的跟踪模型,仿真结果表明当姿态先验信息精度优于1°时即便星图中的星像点少于3颗星图跟踪的识别成功率也可达到80%以上;在考虑星敏系统误差的基础上提出了一种基于星像点坐标残差平方和最小的姿态确定算法,仿真表明对于单像素角分辨率为42″的星敏当其系统误差在0.1像素以内时该算法的定姿精度可在2″以内;提出了一种基于χ2检验的折射星检测方法,仿真结果表明该方法检测出的766颗折射星中仅有2颗误检。(3)研究了地基伪卫星导航中伪距和伪距变率测量精度的估计方法、定位定速模型的改进方法和定位定速精度的评估方法。利用地基伪卫星导航系统可以形成较差定位构型的特点,提出了一种适用于地基伪卫星导航系统的伪距和伪距变率的测量精度估计方法,仿真分析表明在外测定位和定速的精度分别优于40m和1.8m/s且杆臂长度不超过4m时该方法估计出伪距和伪距变率的测量精度的相对误差均在5%以内;提出了一种基于接收机钟差约束的地基伪卫星定位定速改进方法,仿真结果表明在典型轨道终点处改进算法相对于典型算法的定位和定速的精度分别提高了15倍和13倍左右;提出了一种利用PDOP折算导航误差并统计导航精度的基于单次飞行试验的地基伪卫星导航精度评估方法,仿真表明该方法获得的导航精度与多次打靶统计的导航精度基本一致,可以用作导航精度的评估。(4)研究了基于惯性信息、天文信息和地基伪卫星信息的不同形式的组合导航的性能,分析了导航器件测量精度对组合导航性能的影响。在推导了相应组合导航状态方程和观测方程的基础上分别开展了基于加表虚拟观测的组合导航、惯性/天文组合导航、惯性/地基伪卫星组合导航和惯性/天文/地基伪卫星组合导航的仿真试验研究,结果表明随着天文信息和地基伪卫星信息的加入组合导航精度不断提高,最终的定位定速定姿精度分别可达10.4m、0.001m/s和0.2″;正交试验表明在加表零偏稳定性优于80μg、陀螺零偏优于0.05deg/h、星敏测角精度优于10″、伪距精度优于10m和伪距变率精度优于0.1m/s的条件下组合导航系统在终点处的定位定速定姿精度分别可在40m、0.005m/s和2″以内。(5)开展了惯性/天文/地基伪卫星组合导航半实物仿真系统的研究。设计了组合导航半实物仿真系统的总体方案并完成了其中的天文导航半实物仿真系统的搭建。基于已完成的部分组合导航半实物仿真试验系统开展了惯性/天文/地基伪卫星组合导航仿真试验,结果表明在典型轨道终点处组合导航系统的定位定速定姿均方差分别可达11.1m、0.001m/s和1.7″。