惯性导航系统(INS,简称惯导)是一种自主式导航系统,它既不依赖外部信息,也不向周围辐射能量。牛顿力学定律是惯导系统的基本工作原理,通过加速度计和陀螺仪测量载体在惯性参考系中的加速度和角速率,并对时间进行积分,转换到导航坐标系中,最后得到在导航坐标系下的速度、姿态角和位置等信息。由于系统的自封闭性,其误差会随时间累积,而通过GPS定位系统能实时消除惯导的时间累积误差,从而形成了INS/GPS组合导航系统,相对单一的导航方式而言,精度得到了极大的提升,因而INS/GPS组合导航系统广泛应用于各类飞行器中。本文依据某小型精确制导导弹的设计要求,对导弹的二维和三维弹道进行了仿真计算,在此基础上,进行了适用于该型导弹搭载的INS/GPS组合导航系统的研究与设计。组合导航系统的设计包含两个部分:硬件和软件算法部分。在硬件方面,本文主要是根据导弹的设计要求,进行了导航系统硬件指标的确定及选型工作;软件算法方面,本文对INS算法、GPS导航算法及INS/GPS组合导航算法进行了研究和分析,并详细推导了适用于INS/GPS的卡尔曼滤波递推算法,用于对输出数据的滤波处理。通过分析对比,该导航系统采用MEMS(Micro-Electro-Mechanical System)惯性敏感元件石英音叉陀螺和石英振梁加速度计进行原始数据的输出,通过捷联式平台进行比力变换,姿态矩阵计算,经过卡尔曼滤波进行原始数据的滤噪,然后进行导航解算,得到载体的速度、位置和姿态参数。文章最后进行了试验验证,通过转台试验、静态试验及跑车试验进行了惯性仪表的标定以及精度的对比校核。通过对比证明本文设计的捷联式INS/GPS组合导航系统能够满足该型导弹导航的导航系统及控制系统需求。