题目：基于磁强计/天体敏感器/陀螺的定姿方法与实验研究

近年来，随着微小型卫星应用的迅速发展，对姿态确定与控制的方法和精度提出了新的要求。与小型、中型、大型卫星相比，虽然微纳卫星在定姿精度要求上较低，但是相对于微纳卫星的硬件体积、功耗以及星上敏感器的精度来说，其定姿精度要求仍然较高，这就需要研究能够满足微纳卫星定姿精度要求的姿态确定方法。本文以国家863计划重点项目“XXXX集成与验证系统”中的三轴稳定微纳卫星为对象，对该卫星在轨运行各模式下，基于陀螺、磁强计、天体敏感器（太阳敏感器和星敏感器）的定姿方法进行了计算机仿真和实验验证，研究结果具有重要的理论意义和实用价值。首先，设计了微纳卫星姿态确定方案。根据该项目中三轴稳定微纳卫星的科学任务要求，微纳卫星在星箭分离、星星分离后，其在轨运行模式可分为速率阻尼模式、太阳捕获模式、对日定向模式、对地定向模式、试验模式和安全模式。针对各模式下姿态确定精度要求，设计了各种模式下的敏感器组合定姿方法，并在不同精度的陀螺、磁强计、天体敏感器配置方式下进行了大量姿态确定仿真。结果表明，本文的姿态确定方法是可行的，能够满足该项目姿态确定精度的要求。其次，进行了基于EKF、UKF定姿方法的比较，并进行了基于EKF方法的姿控反馈回路的联调。通过仿真，比较了EKF、UKF方法的特性；将各种模式下的组合定姿方法进行模块化处理，在飞轮控制方式下，进行了基于EKF方法的微纳卫星姿态确定模块与姿态控制模块的联调。仿真结果表明，在目前各姿态敏感器能达到的测量精度条件下，本文的组合定姿方法能够满足该项目中三轴稳定微纳卫星的姿态确定精度要求，从而验证了姿态确定方法的正确性，为半物理仿真系统的研究提供了依据。最后，进行了组合定姿方法的实验验证。在现有实验条件下，陀螺、磁强计和星敏感器的输出由真实器件采集，太阳敏感器的输出由计算机仿真得到，将上述各种敏感器进行组合，利用本文的定姿方法解算得到姿态角。并将实验解算得到的姿态角误差和计算机仿真得到的姿态角误差进行了比较，结果表明，本文的定姿方法能够满足项目定姿精度要求，具有重要的实用价值。