در این رساله بهبود دقت سیستم ناوبری اینرسی با صفحه پایدار از طریق افزایش دقت فرایند توجیه اولیه به کمک طراحی و پیاده سازی کنترل حلقه بسته تصادفی بهینه انجام گرفته است. در پژوهش حاضر پس از بررسی و تحلیل علل ایجاد خطا در فرایند توجیه، در قدم نخست با انتخاب مدل مناسب خطا، به تخمین حالت های سیستم مانند زوایای انحراف صفحه پایدار، دریفت ژیروسکوپ ها و بایاس شتاب سنج های افقی پرداخته شده است. برای تخمین بایاس شتاب سنج های افقی که در سیستم توجیه اولیه جزو حالت های مشاهده ناپذیر می باشند، الگوریتم جدیدی مبتنی بر روش های تخمین در سیستم های استاتیک و الگوریتم بهینه سازی فراابتکاری تکاملی استخراج و ارائه شده است. در گام بعد، با استفاده از حالت های تخمین زده شده و بر مبنای اصل تفکیک پذیری، کنترل حلقه بسته تصادفی بهینه طراحی گردید، هدف از اعمال این کنترل، تشخیص و جبران عدم همراستایی دستگاه مختصات ابزاری و ناوبری در رژیم ناوبری در مرحله قبل از پرواز و در صورت وجود اندازه گیری بیرونی مانند سرعت سنج های داپلری و یا gps ، در حین پرواز می باشد. در ادامه پس از ارائه روابط، شبیه سازی و تحلیل روش کنترلی موجودکه مستقیماً از خطای سرعت سیستم ناوبری استفاده می کند، دو روش جدید برای پیاده سازی کنترل حلقه بسته تصادفی که روش اول بر مبنای زوایای انحراف صفحه پایدار و روش دوم بر مبنای تلفیق دو روش قبلی است، ارائه شده است. استخراج روابط، تحلیل پایداری، شبیه سازی و پیاده سازی عملی برای هر سه روش ارائه شده است. نشان داده شده است که روش کنترلی مبتنی بر زوایای انحراف صفحه پایدار در حالتی که جسم پرنده دارای سرعت بالا و یا شتاب می باشد بر روش موجود مبتنی بر خطای سرعت ارجحیت دارد و بعلاوه روش تلفیقی در حالت سکون و در حالت حرکت شتاب دار بر دو روش قبلی برتری دارد.