微纳卫星由于体积小、重量轻、成本低等特点已经广泛应用于军事、通信、遥感、教育和科研等多种领域。目前,卫星的姿态敏感器主要有星敏感器、地球敏感器、太阳敏感器、磁强计和陀螺仪等。然而,受微纳卫星体积、功耗等因素的限制,多数微纳卫星只能采用少数敏感器来确定姿态。而微纳卫星的姿态确定程序通常由星载计算机执行,但星载计算机还需控制和管理其他分系统,因此姿态确定速率难以提高,这将影响微纳卫星姿态控制速率及精度。针对以上问题,提出了一种基于姿态测量单元的姿态确定算法。姿态测量单元中集成了核心处理器、双轴数字式太阳敏感器、三轴磁强计和三轴陀螺仪,其还能以极高的姿态更新率独立运行多种姿态确定算法,实现一体化的姿态测量与确定。由于太阳敏感器测量误差不能视为零均值的白噪声,因此分析了太阳敏感器工作中各种内外误差参数对测量结果的具体影响,并采用Levenberg-Marquardt法对误差参数进行了标定,标定后的误差均可视为白噪声。在分析了现有地磁和太阳参考矢量确定算法的原理及特点的基础上,针对其不适应姿态测量单元的硬件性能并且不满足微纳卫星姿态确定要求的情况,分别提出了一种地磁拟合算法和简化历表算法来确定两种参考矢量。地磁拟合算法能在自身数据容量极小的情况下以极高的计算速率输出较高精度的地磁参考矢量。简化历表算法可以解决DE430历表数据容量过大的问题,因算法优化而降低的计算速率和精度则可以忽略。针对姿态测量单元的实际情况和微纳卫星不同工作条件下的姿态确定要求,本文采用基于姿态测量单元中敏感器测量结果的扩展卡尔曼滤波算法作为主要姿态确定算法,陀螺仪角速度积分和四元数估计法可作为备份姿态确定算法,这种算法组合能使微纳卫星在复杂空间环境中的各种情况下保持较高精度的姿态确定。在微纳卫星整个运行过程中扩展卡尔曼滤波算法均能以高精度和高稳定性输出姿态参数。陀螺仪角速度积分和四元数估计法所确定的姿态虽然精度不高,但能保证微纳卫星在特殊情况下仍可获得较高精度的实时姿态参数。