随着航天技术的广泛应用，空间攻防等任务对航天器自主导航能力提出了越来越高的要求。本文以大椭圆轨道为背景，对航天器的自主导航问题进行了系统深入的研究。在多种导航方案中,捷联惯性导航系统(Strap-down Inertial Navigation System,SINS)为完全自主的导航方式，短时间内的导航精度较高，但是导航误差会随时间累积，导致导航精度下降，在长时间工作条件下，需要增加其他测量装置对其误差进行校正。航天器在低轨道飞行过程中，卫星导航系统(GPS)信号良好，因此采用GPS辅助惯导系统的组合导航方法，达到校.正惯性系统导航参数的目的。而在中高轨道飞行过程中，卫星导航系统信号比较弱，考虑到SINS力学编排中姿态矩阵的计算精度对整个系统的导航精度影响比较大，因此提出用星敏感器校正陀螺漂移的SINS与天文导航(CNS)的组合导航方法，同样达到了提高导航精度的目的。本文主要工作包括以下几个方面：首先给出捷联惯性导航系统在地心惯性坐标系下的导航方程，以及地球非球形摄动、大气阻力摄动、太阳光压摄动和日月摄动的计算式；应用Cowell摄动法得到航天器的轨迹信息，包括位置、速.度和角速度信息，同时分低轨与中高轨两种情况对摄动加速度进行了仿真，作为SINS的比力信息；建立陀螺、加速度计的仿真模型。最后对系统进行了数学仿真分析，结果表明SINS随时间导航精度下降，不宜长时间单独工作。其次，在低轨道飞行情况，分析了GPS的工作原理，与SINS相结合，建立SINS-GPS组合导航系统状态误差方程和量测方程，应用联合校正、松组合方式的扩展卡尔曼滤波器对系统进行了仿真分析。仿真结果表明组合导航方式大大提高了系统导航精度，从而验证了SINS-GPS组合导航系统的可行性。最后，针对中高轨飞行过程中GPS不可用情况，提出了采用星敏感器辅助SINS的组合导航方法，并应用扩展卡尔曼滤波(EKF)技术对航天器导航系统进行了仿真验证。仿真结果表明SINS-CNS组合导航比SINS单独工作时航天器的导航精度有较大提高。