为进一步降低成本、减少对地面设备的依赖程度，以提高在轨生存能力和天基环境的适应性，轨道转移航天器需自行估计导航参数、实现空间快速转移。这对自主导航提出了迫切的要求，轻小型、高精度、长航时、全自主的导航技术是亟待解决的重要技术。近些年来，美国、欧盟、日本的多家航天单位均竞相开展此方面的研究，并且取得了很大的进展;我国也一直进行着航天器自主导航技术的研究和探索，但总的来说，国内自主导航技术及应用研究与国外先进水平还存在着较大差距。　　本论文针对从轨道高度1000km转移到轨道高度36000km的中高轨轨道转移航天器设计全程自主导航方案，使其满足飞行4h，位置误差不超过5km、速度误差不超过2m/s、姿态误差不超过0.5°的精度要求，建立算法模型，仿真验证其可行性，给出方案的支撑条件，论证关键指标，为工程化实现提供理论基础和技术支撑。　　惯性导航系统是经典而又广泛应用的全自主式导航系统，具有隐蔽性好、不受外界干扰，不受时间、地域和气候条件限制等诸多优点，故在自主导航方案设计中优先考虑。本文对转移轨道惯性导航方法建立算法模型，完成数学仿真。仿真结果表明，由于惯性测量误差随时间积累，导航误差逐渐发散。单纯依靠现有轻巧型仪表惯性测量的自主导航方案不能满足精度要求，需与其他导航方式进行组合。　　天文导航被动式测量，自主式导航，导航精度较高，抗干扰能力强，可同时提供位置和姿态信息，导航误差不随时间积累。各种星敏感器的发展不断地促进着天文导航的研究。紫外敏感器体积小、重量轻、成本低、精度高，极具研究价值与发展潜力。但其应用于中高轨时，不同轨道段的成像具有较大差异，全程转移轨道有不可见段，并且存在地心距测量误差大的问题。对此进行了改进，对紫外敏感器视场角范围提出了需求，采用中心视场和环形视场同轴的结构，仅以地心方向矢量作为观测量降维输出，采用扩展卡尔曼滤波算法估计出航天器的位置、速度以及姿态。对该方法建立算法模型，仿真验证方案的可行性，并研究了测量精度、滤波周期对导航精度的影响，分析了系统的可观性。　　基于紫外敏感器的自主导航虽满足导航精度要求，但是输出不连续，过程中若多次变轨，由于没有惯性测量，变轨过程中紫外导航误差大不可用，因此需考虑捷联惯性/紫外敏感器的组合导航，结合两种导航方式，优势互补，以提高系统的精度。组合导航采用全捷联式、最优估计组合模式，姿态和位置作为反馈校正量。最终仿真结果，紫外敏感器测量精度0.01°(1δ)、陀螺零位误差0.01°/h，飞行4h位置误差2.3km，速度误差0.26m/s，姿态误差8"，在现有技术条件下方案具有可行性。