半球谐振陀螺仪具有高可靠性、高精度和长寿命等优点,被发达国家广泛应用于高性能航天器的姿态确定系统中。本文以研制基于国产半球谐振陀螺仪的卫星姿态确定系统为背景,深入研究了半球谐振陀螺仪与星敏感器组合卫星姿态确定系统的非线性滤波理论和测试技术。主要研究内容如下:从动力学角度分析了半球壳谐振子的振动规律、旋转时模态变化规律和进动特性,近似解析分析了半球壳谐振子的动力学模型,分析了半球壳结构参数对谐振频率和进动因子的影响。用有限元方法分析了半球壳的厚度、直径及支柱直径等结构参数对谐振子的各阶固有频率和振型排列顺序的影响,为半球壳谐振子的结构设计提出了合理建议。研究了半球谐振陀螺仪的标度因数非线性补偿问题,辨识得到了半球谐振陀螺仪随机误差的ARMA模型。对半球谐振陀螺仪的输出信号进行了卡尔曼滤波处理,处理后的输出信号波动性明显降低。提出了一种基于扩展卡尔曼滤波的以修正罗德里格参数作为姿态表示参数的卫星姿态确定算法。仿真实验结果表明该滤波算法的收敛性能和姿态估计精度与四元数法相当,其运行时间比四元数法的运行时间明显减少。提出了在星敏感器失效情况下的一种基于扩展卡尔曼滤波的捷联惯性姿态系统的水平姿态确定算法。仿真结果表明扩展卡尔曼滤波算法能够抑制积分的累积误差,具有较好的收敛性。针对非线性和大姿态角估计误差情况下局部线性化近似可能会导致扩展卡尔曼滤波发散的问题,提出了基于Unscented卡尔曼滤波的卫星姿态确定算法。仿真结果表明,在较大初始误差角的条件下,与扩展卡尔曼滤波算法相比,Unscented卡尔曼滤波算法有更好的收敛性和稳定性。提出了基于扩展卡尔曼粒子滤波的卫星姿态确定算法。仿真结果表明,扩展卡尔曼粒子滤波算法的收敛速度明显快于标准粒子滤波算法和Unscented卡尔曼滤波算法的收敛速度。收敛后扩展卡尔曼粒子滤波算法的姿态估计误差只有标准粒子滤波算法的一半左右。为进一步提高滤波性能,提出了基于Unscented粒子滤波的卫星姿态确定算法。仿真结果表明,与其它几种滤波算法相比,Unscented粒子滤波算法的收敛速度最快,估计误差最小,滤波性能最优。设计研制了基于半球谐振陀螺仪与星敏感器的姿态测量系统样机。在研制过程中不仅解决了硬件设计、软件设计和惯性元件测试等关键问题,分析了安装误差对冗余和无冗余惯性参考单元的影响,建立了误差模型,用合理的实验方法辨识出误差模型系数,经过补偿消除了系统安装误差。经多次仿真实验证明,系统工作可靠、精度及各项指标基本达到设计要求。