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基于状态空间法的捷联惯性/天文组合导航系统(SINS/CNS)需要数学平台失准角作为观测值参与滤波估计,工程实际只能得到SINS、CNS二者的姿态误差角。以弹道导弹为背景,在发射惯性坐标系下分别推导了四元数和欧拉角形式的姿态误差角与数学平台失准角之间的相互转换矩阵。建立了弹道导弹SINS/CNS数学模型,并采用EKF和UKF算法验证了该转换矩阵。仿真结果表明误差转换矩阵的正确性。