Precise Attitude Determination of a Low-Earth Orbit, Nano Satellite Based on Sun Sensor, Magnetometer and Gyroscope

Siahatgar, Mohamad; Kahe, Ghasem

doi:10.22034/jsst.2026.1609

Precise Attitude Determination of a Low-Earth Orbit, Nano Satellite Based on Sun Sensor, Magnetometer and Gyroscope

Articles in Press

Document Type : Original Research Paper

Authors

Mohamad Siahatgar

Ghasem Kahe

Aerospace Research Institute, Ministry of Science, Research and Technology, Tehran, Iran

10.22034/jsst.2026.1609

Abstract

Attitude determination is a key requirement for mission success in small satellites, particularly during orbital injection and early operational phases. However, stringent constraints on mass, power, and cost make the design of accurate and reliable attitude determination systems challenging. To address these constraints, this study proposes a low-cost sensor fusion architecture based on gyroscopes, a sun sensor, and a magnetometer. The gyroscope provides high-bandwidth angular rate measurements for short-term attitude propagation, while the sun sensor supplies periodic absolute attitude information and mitigates long-term gyro drift. During eclipse periods, when the sun sensor is unavailable, the magnetometer serves as an alternative measurement source and also complements the sun sensor to enhance estimation accuracy. Since magnetic disturbances and solar activity can degrade magnetometer performance, the proposed fusion strategy is designed to maintain both estimation accuracy and robustness under sensor degradation or partial failure. An Extended Kalman Filter is implemented to estimate spacecraft attitude. The filter propagates the attitude using the rotational kinematic model driven by gyro measurements and updates the estimate using sun sensor and magnetometer observations. Simulation results under multiple operational scenarios demonstrate that the proposed algorithm achieves accurate attitude estimation while maintaining robustness against disturbances and varying environmental conditions.

Keywords

Extended Kalman Filter

Attitude Determination

Sun Sensor

Attitude Dynamics

Eclipse Period

Subjects

Space subsystems design: (navigation, control, structure and…)

Article Title Persian

تعیین وضعیت دقیق یک ماهواره کوچک چرخان در مدار پایین با استفاده از حسگرهای خورشید، مغناطیس سنج و ژیروسکوپ

Authors Persian

محمد سیاحتگر

قاسم کاهه

پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران

Abstract Persian

تعیین وضعیت در ماهواره‌ها، به‌ویژه در مراحل تزریق و استقرار در مدار، نقش بسیار مهمی در موفقیت مأموریت فضایی ایفا می‌کند. ازاین‌رو، طراحی حسگرها و الگوریتم‌های تعیین وضعیت همواره مورد توجه پژوهشگران و صنایع فضایی بوده است. در ماهواره‌های کوچک، محدودیت‌های جرم، توان مصرفی و هزینه، در کنار نیاز به دقت و قابلیت اطمینان مناسب، از مهم‌ترین چالش‌های طراحی سامانه تعیین وضعیت محسوب می‌شوند. این محدودیت‌ها موجب شده است معماری‌ها و الگوریتم‌های متنوعی برای دستیابی هم‌زمان به دقت مناسب و هزینه پایین ارائه شوند. در این پژوهش، ترکیبی از حسگرهای ژیروسکوپ، حسگر خورشید و مغناطیس‌سنج برای سامانه تعیین وضعیت یک ماهواره کوچک ارائه شده است تا ضمن کاهش هزینه و جرم سامانه، دقت و قابلیت اطمینان مناسبی نیز فراهم شود. در این ساختار، حسگرها علاوه بر ایفای نقش اصلی خود، به‌عنوان حسگرهای مکمل و افزونه نیز عمل می‌کنند تا در شرایط خرابی یا افت عملکرد برخی حسگرها، قابلیت اطمینان سامانه حفظ شود. ژیروسکوپ با پهنای باند بالا قادر است تغییرات سریع نرخ زاویه‌ای را در بازه‌های زمانی کوتاه با دقت مناسب اندازه‌گیری کند. حسگر خورشید نیز به‌صورت دوره‌ای اطلاعات دقیقی از وضعیت ماهواره نسبت به خورشید فراهم کرده و در عین حال موجب جبران دریفت زمانی ژیروسکوپ می‌شود. مغناطیس‌سنج در شرایط کسوف، که حسگر خورشید فاقد اندازه‌گیری معتبر است، به‌عنوان جایگزین مورد استفاده قرار می‌گیرد و همچنین به‌عنوان مکمل حسگر خورشید در افزایش دقت تخمین وضعیت نقش دارد. با این حال، اغتشاشات مغناطیسی و طوفان‌های خورشیدی می‌توانند عملکرد مغناطیس‌سنج را تحت تأثیر قرار دهند؛ بنابراین حسگرهای دیگر باید کاهش دقت آن را جبران کنند. در نتیجه، تلفیق اطلاعات این حسگرها باید به‌گونه‌ای انجام شود که علاوه بر دستیابی به دقت مطلوب، قابلیت اطمینان لازم در برابر خرابی و افت عملکرد حسگرها نیز تأمین گردد. در این پژوهش، فیلتر کالمن توسعه‌یافته با استفاده از مدل سینماتیکی حرکت دورانی و داده‌های ژیروسکوپ، وضعیت ماهواره را پیش‌بینی کرده و سپس با بهره‌گیری از اندازه‌گیری‌های حسگر خورشید و مغناطیس‌سنج، تخمین وضعیت را اصلاح می‌کند. نتایج حاصل از سناریوهای مختلف شبیه‌سازی نشان می‌دهد که الگوریتم پیشنهادی قادر است وضعیت ماهواره را با دقت مناسب تخمین زده و در برابر اختلالات و شرایط عملکردی مختلف از پایداری و مقاومت مطلوبی برخوردار باشد.

Keywords Persian

فیلتر کالمن توسعه یافته

تعیین وضعیت

حسگر خورشید

دینامیک وضعیت

دوره کسوف

[1] M. N. Sweeting, "Smaller Satellites: Bigger Business?," Springer Netherlands, vol. 6, pp. 1-19, 2002, https://doi.org/10.1007/97894-017-3008-2.

[2] Z. You, "Attitude determination and control system of the micro/nano satellite," Space Microsystems and Micro/nano Satellites, Butterworth-Heinemann, pp. 75–114, 2018, https://doi.org/https://doi.org/10.1016/B978-0-12-812672-1.00003-5.

[3] F. L. Markley, "Attitude determination using two vector measurements," Flight Mechanics Symp., Goddard Space Flight Center, Greenbelt, MD, USA, 1999.

[4] F. L. Markley and D. Mortari, “Quaternion Attitude Estimation Using Vector Observations,” Journal of the Astronautical Sciences, Vol. 48, pp. 359–380, 2000, https://doi.org/10.1007/BF03546284.

[5] H. D. Black, "A passive system for determining the attitude of a satellite," AIAA Journal, Vol. 2, no. 7, pp. 1350–1351, 1964, https://doi.org/10.2514/3.2555.

[6] D. Cilden Guler, E. S. Conguroglu, and C. Hajiyev, "Single-frame attitude determination methods for nanosatellites," Metrology and Measurement Systems, Vol. 24, no. 2, pp. 313–324, 2017, https://doi.org/10.1515/mms-2017-0023.

[7] M. Schmidt, K. Ravandoor, O. Kurz, S. Busch, and K. Schilling, "Attitude determination for the pico-satellite UWE-2," Proceedings IFAC World Congress, Vol. 41, no. 2, pp. 14036–14041, Seoul, 2008, https://doi.org/10.3182/20080706-5-KR-1001.02376.

[8] S. Ghuffar, “Design and implementation of attitude determination algorithm for the cubesat UWE-3,” M. S. thesis, University of Wuerzburg Institute of Robotics and Telematics, Germany, 2010.

[9] A. Finance, C. Dufour, T. Boutéraon, A. Sarkissian, A. Mangin, P. Keckhut, and M. Meftah, "In-orbit attitude determination of the UVSQ-SAT CubeSat using TRIAD and MEKF methods," Sensors, Vol. 21, Art. no. 7361, 2021, https://doi.org/10.3390/s21217361.

[10] H. E. Soken and S. Sakai, "Attitude estimation and magnetometer calibration using reconfigurable TRIAD+filtering approach, "Aerospace Science and Technology, Vol. 99, 2020, Art. no. 105754, https://doi.org/10.1016/j.ast.2020.105754.