在弹道导弹中,捷联惯导系统(SINS)的导航精度是随时间的推移而发散的,不能够独立的完成导航任务,针对这一问题,本文展开了对捷联惯导系统和天文导航系统的位置组合导航系统的研究。该方法利用天文导航系统(CNS)的导航精度的有界性,间断性的对SINS进行修正,确保其收敛。本文具体的研究内容如下:1.针对搭建合理的SINS/CNS位置组合导航系统模型,本文开展了对捷联惯导系统和天文导航系统原理的研究。首先开展对捷联惯导系统误差方程的分析和导航定位方法的研究;其次开展对天文导航系统的误差方程分析和导航定位方法的研究;最后,根据分析和研究的结果,搭建了合理的状态方程。由于天文导航系统在位置信息上只能提供经、纬度信息,而不能提供高度信息,针对这一问题,本文采用了气压高度表来进行提供天文导航系统的高度信息,从而搭建了合理的观测方程。2.针对传统的三角形识别算法的导航星表存储量过于庞大和对星图的位置噪声方差过大识别率不高这两问题,本文提出了S向量三角形识别算法,该方法根据最佳投影轴原理和三角形三条角矩构造一个S特征向量,并构造特征向量矩阵SS~T,求解出向量矩阵的最大特征值向量,将最大特征向量与S特征向量的点乘值存储到导航星表,作为匹配特征信息,代替原有的三角形星表库,从而解决了导航星库庞大的问题和识别率不高的问题。