ناوبری به عنوان یک موضوع کاربردی در عرصه هوافضا از درجه اهمیت زیادی برخوردار است. بطور کلی سیستم ناوبری اینرسی از رایج ترین روش های ناوبری است. اما یکی از اشکالات عمده سیستم ناوبری اینرسی نامحدود بودن خطای آن است که منجر به استفاده از یک سیستم ناوبری غیر اینرسی در کنار سیستم ناوبری اصلی می باشد. این کار با هدف افزایش دقت ناوبری و استفاده از مزیت هر سیستم در رفع عیب سیستم دیگر است چرا که افزایش کارایی هر سیستم ناوبری بصورت منفرد نیازمند هزینه بسیار بالا و فناوری های پیچیده می باشد. در این پایان نامه با توجه به ماموریت و نیازمندی های یک ماهواره بر مشخص، به طراحی یک سیستم ناوبری اینرسی برای آن پرداخته شده است. این سیستم ناوبری اینرسی متشکل از یک واحد اندازه گیری اینرسی می باشد که بمنظور کاهش هزینه و همچنین امکان در دسترس بودن واحد مورد نظر از حسگرهای نسبتاً ارزان و موجود در بازار استفاده شده است که البته باعث افزایش خطا در طول زمان ناوبری می شود. جهت افزایش دقت خروجی های سیستم ناوبری از روش ناوبری gps به عنوان روش کمک ناوبری استفاده شده است. بنابراین برای استفاده از این سیستم نیازمند دانستن موقعیت ماهواره های gps در فضا هستیم که با استفاده از قوانین کپلر و متغیرهای تصحیحی، مدار حرکت آنها در زمانی مشخص شبیه سازی می شود. همچنین فیلتر کالمن جهت تلفیق خروجی های هر دو سیستم ناوبری بکار گرفته شده است. این خروجی شامل موقعیت وسیله بصورت طول جغرافیایی، عرض جغرافیایی و ارتفاع است. در نهایت نتایج شبیه سازی مسیر حرکت ماهواره بر به همراه نتایج شبیه سازی سیستم های ناوبری اینرسی و تعیین موقعیت جهانی و تلفیق این دو سیستم به روش تلفیق توام ضعیف بصورت جداگانه ارائه شده است.