为提高战时轨道航天器的安全性，提高航天器的智能自主运行能力，使航天器能自主规避各类攻击已越来越重要，而实现自主运行能力首先就必须实现自主导航；同时由于现有各类航天器大多都是通过地面站测控进行精密定轨，一旦地面站在战时被摧毁，大多数在轨航天器将陷入瘫痪，因此实现航天器自主导航的重要性已越来越突出。本文将针对高轨航天器自主导航技术展开研究，以提出一整套适用于高轨机动航天器的自主导航方法。本文首先分析了基于全球卫星定位系统（GNSS）的高轨航天器自主导航方案。针对高轨道航天器的特殊运行环境仿真分析了高轨道航天器的可见导航星数，针对已有基于GPS的高轨道航天器可见星分析试验，本文不仅考虑已有的GPS星座同时也考虑在可见将来即将布置完备的北斗二代，GLONASS和GALLIEO导航系统，以尽可能提高可见导航星数，再通过对精度因子（DOP）的仿真分析分析了可见导航星的星座构型从而得出基于GNSS的高轨航天器自主导航的可行性。另外，针对可见星数较多的情况提出了一种基于GDOP贡献值的选星方法进行选星以提高导航系统的实时性。本文将捷联惯导系统引入高轨航天器的自主导航以适用于航天器机动情况的导航，分析推导了星载SINS系统的算法编排，器件误差和误差方程。针对SINS系统和GNSS系统各自的优缺点，在最优选星的基础上采用基于星载SINS/GNSS紧密组合的自主导航方案，并对基于SINS/GNSS紧密组合的自主导航方案进行了仿真分析。针对基于SINS/GNSS组合自主导航方案其姿态估计精度不高以及GNSS导航系统战时的不安全性，本文在SINS/GNSS组合的基础上引入传统的可靠性较高的天文导航系统（CNS）。在此首先分析了基于CNS系统的自主定姿和自主定轨原理和基于SINS/CNS组合的自主导航方案，然后针对GNSS导航系统和CNS导航系统的缺陷，提出一种基于联邦滤波的SINS/CNS/GNSS多信息融合自主导航方案，使得自主导航系统不仅具有较高的导航精度，同时也具备较高的容错性能和实时性。