捷联惯性/天文组合导航是以捷联惯性导航系统作为参考系统,以天文导航的天体测量信息作为辅助,以获取高精度导航定位参数的,高自主性、高可靠性导航系统,是卫星、深空探测器、弹道导弹等新一代飞行器的首选导航系统。为实现高精度导航定位,减小系统运行过程中的各项误差、优化信息融合算法是必不可少的过程。在此背景下,本文对主动段惯性器件误差开展了分析与研究,并对捷联惯性/天文导航关键算法进行了优化,设计完成了可有效估计加速度计偏置的SINS/RF-CNS组合导航系统,从而为惯性/天文组合导航在空天环境下的工程应用提供理论参考。本文首先从捷联惯导系统与基于恒星敏感器的天文导航系统出发,讨论了其基本工作原理与解算方式,以发射点惯性系为导航坐标系,分析了组合导航系统模式,建立了捷联惯性/天文组合导航状态模型等。针对主动段的高动态环境,任一误差源的变动都会极大的影响导航精度,传统的误差模型不能完全反映其误差情况。本文通过对弹体受力与环境变化的复杂情况分析,考虑传感器误差、安装误差、标度因数误差、杆臂误差及二次项误差、圆锥运动与线振动等因素,建立了一种针对主动段高动态环境下惯性器件的多源误差模型。通过构建多源误差仿真实验分析平台进行了仿真实验,分析了多源误差在系统误差中的占比,以及不同误差源在系统中的耦合情况,讨论了不同误差源对弹体横向漂移与纵向漂移的影响。传统的基于姿态的SINS/CNS组合导航系统只能有效估计陀螺仪漂移,而对于加速度计偏置无能为力,从而影响系统最终定位精度。本文基于星光折射间接敏感地平方式,提出了一种改进的SINS/RF-CNS组合导航方式。首先通过三角形算法,实现了连续的星图模拟与星图匹配识别;其次推导了折射视高度与导弹位置的关系,再辅助以弹体飞行的运动学约束,建立了新的组合导航非线性模型;研究了对应的观测噪声模型,实现对应的量测噪声更新,通过实验分析了折射光线的折射高度、折射角误差等对量测信息的影响,以提高系统位置定位精度与系统鲁棒性。由于工程实验条件的限制,搭建了系统的实验仿真平台,以导弹为载体建立了仿真模型并完成了组合导航仿真实验,对比分析了不同初始失准角误差条件下,传统组合导航方式与基于EKF、UKF算法的SINS/RFCNS组合导航方式分别达到的系统定位效果。实验结果证实,所提出的SINS/RF-CNS组合导航方式对于估计加速度计偏置、提高位置定位精度有明显效果,三轴位置误差相较于传统方式分别提高了84.27%、89.53%与85.02%。