一种挠性航天器双模式姿态确定方法及装置

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本发明提出一种挠性航天器双模式姿态确定方法及装置，属于航天器控制技术领域。其中，所述方法包括：根据挠性航天器的陀螺工作状态及飞行任务需求，确定当前时刻挠性航天器的姿态滤波器工作模式，所述滤波器工作模式包括无陀螺模式和有陀螺模式；基于所述姿态滤波器工作模式，通过扩展卡尔曼滤波方法计算所述挠性航天器的姿态角、姿态角速率以及挠性振动模态以实现当前时刻所述挠性航天器的姿态确定。本发明具有姿态确定精度高、可靠性好、自主切换滤波器工作模式等优点，可满足复杂任务条件下挠性航天器的高精度高可靠姿态确定需求，适用于绝大多数挠性航天器。