在轨航天器的姿态确定问题是航天器系统工程中的基本问题,也是航天器执行各项太空任务的基础。不论是航天器的轨道姿态机动、空中交会对接,还是面对地球或者太阳的精确定向,都需要航天器系统对航天器自身的姿态有实时且精确的掌握。传统的航天器姿态确定,主要是采用空间坐标变换等原理或者是采用多姿态敏感器数据融合的方法进行姿态确定,前者存在无法抑制或克服姿态敏感器观测噪声引起的定姿误差的问题,而后者则由于多种姿态敏感器的引入使系统结构变得复杂多变,为系统的设计带来诸多不便。本文为部分解决或改善这些问题,设计并提出了一种新的基于单一星敏感器的联合姿态确定算法,并通过计算机仿真,研究其定姿性能。针对课题内容及预期目标,设计了一种联合姿态确定算法。对在轨航天器的动力学与运动学特性进行深入研究,应用非线性滤波理论对航天器姿态确定系统进行建模,并以无迹卡尔曼滤波算法为基础,利用双矢定姿原理对算法进行局部创新性改进,形成了联合姿态确定算法的总体方案设计。作为联合姿态确定算法的补充与扩展,提出了针对星敏感器数据缺失的姿态修正算法,来应对航天器运行过程中可能发生的特殊情况。以前期系统状态估计的经验数据,对航天器所受环境扰动力矩做曲线拟合。通过数值积分的方式获得航天器姿态数值解,并利用残缺的星敏感器数据对数值解进行修正,得到修正的航天器姿态估计。通过MATLAB计算机仿真验证了算法设计的有效性。联合姿态确定算法拥有了更高的姿态确定精度,更快的姿态估计误差收敛速度,同时具有良好的算法实时性。针对星敏感器数据缺失的姿态修正算法能够有效地对系统姿态估计进行修正,极大地延缓估计误差上升的速率,并确保短时间内定姿误差在可接受的范围内。