导航系统是航天飞行器上的重要组成部分,精确的导航参数对飞行器执行飞行任务具有重要的意义。飞行器自主导航,不与外部系统进行信息交换,完全依赖自身所载的敏感元器件自主地完成导航任务。随着航天任务的不断发展,自主导航逐渐成为了航天技术发展的重点,也为飞行器控制技术提供了重要的研究方向。本文针对目前应用的基于星敏感器/红外地平仪的天文导航方法只适用于高轨道卫星的局限以及地磁匹配导航方法导航精度受到基准地磁模型精度的限制的问题,采用三轴磁强计与星敏感器,将地磁信息与星光信息相结合,提出了地磁/天文自主导航方法。该导航方法具有实现简单、自主性强、导航误差不随时间累积、导航精度高等特点,是一种切实可行的自主导航方法。基于本文提出的地磁/天文自主导航方法,建立了系统的状态空间模型。以纬度、经度、高度以及地理坐标系下三轴的速度作为状态量,根据一般的动力学方程,建立了系统状态方程,以三轴磁强计敏感的地磁场强度矢量与星敏感器敏感的星光矢量之间的夹角作为量测量,建立了量测方程。根据地磁/天文自主导航的非线性状态空间模型,设计了基于UKF的导航滤波算法,并针对UKF算法对滤波初始值敏感的缺点设计了改进UKF算法—AUKF导航滤波算法。通过Matlab软件对基于UKF/AUKF算法的地磁/天文自主导航方法进行了仿真验证和深入分析。仿真结果表明,本文提出的地磁/天文导航方法能够完成飞行器的自主导航任务,为其提供位置、速度等导航参数,具有良好的收敛性、导航精度和动态性能。分析不同仿真条件下的仿真结果,地磁/天文自主导航方法的导航性能可以通过提高敏感器精度、缩短采样周期等方法进行改善;采用AUKF算法能够有效抑制滤波初始值偏差对基于UKF算法的地磁/天文自主导航方法导航性能的负面影响。