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小型无人直升机由于具有体积小、可垂直起降、定点悬停、机动灵活、隐蔽性好、成本低以及无人员伤亡等优点,近年来已经成为国内外的研究热点。导航系统是小型无人直升机实现自主飞行的关键设备,它为飞行控制系统提供必需的姿态、速度、位置等导航信息,直接影响其飞行控制的性能。本文针对捷联惯性导航系统(SINS)与全球定位系统(GPS)导航性能的互补性,根据小型无人直升机相比固定翼无人机飞行速度较慢,尾舵控制机动性强,姿态动态范围变化不大等特点研究设计了SINS/GPS组合导航系统。本文首先介绍了小型无人直升机导航的基本理论,通过分析不同姿态表示方法的特点及SINS/GPS组合导航系统的非线性化特征,确定采用四元素的双子样旋转矢量法及扩展卡尔曼滤波算法计算导航信息。然后分析了组合导航系统的传感器的误差源,综合考虑导航系统工程化的计算复杂性与精度要求,建立了传感器的简化误差模型。并推导SINS导航计算的微分方程,采用姿态四元素双子样旋转矢量法避免姿态计算出现奇异点及减小旋转导致姿态计算的不可交换误差,根据比力方程及位置微分方程迭代计算速度、位置值。针对SINS单独计算的导航信息会产生漂移,本文设计了SINS/GPS组合导航系统,建立了组合导航误差模型,采用以导航误差为状态变量的扩展卡尔曼滤波算法修正SINS的导航误差。并且,针对小型无人直升机的尾舵控制航向实现快速机动飞行的特点,引入磁传感器测量航向角以获得更高的航向角精度；同时由于陀螺仪的角速度精度是影响导航精度的重要因素,所以滤波算法加入陀螺仪的时变漂移作为状态变量,修正陀螺仪的角速度输出。本文通过建立组合导航系统在Matlab/Simulink下的仿真模型,并参考实际传感器参数设置仿真参数,模拟了小型无人直升机仿真飞行实验。仿真实验结果证明组合导航系统具有较高的精度,能够满足小型无人直升机的飞行要求。最后,本文开发了小型无人直升机导航系统的嵌入式平台,包括组合导航系统与导航舵机控制系统,使用ARM采集传感器数据,经过校正及同步后,发送给工业控制计算机PC104计算组合导航信息,飞行控制系统根据导航信息计算控制命令发给导航舵机控制系统,导航舵机控制系统实现对舵机的准确控制,并通过对油门舵机的自主控制保证无入直升机飞行时发动机转速保持恒定,为最终实现无人直升机的自主飞行提供了条件。