一种改进天平动参数的月球着陆器精密定位方法及系统的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于月球着陆器定位与深空探测领域，特别是涉及一种改进天平动参数的 月球着陆器精密定位方法及系统。
【背景技术】
[0002] 对于探月工程，月球着陆器位置信息至关重要，因此月球着陆器位置的确定是整 个工程项目的关键技术也是难点问题。获取着陆器准确的位置信息并对着陆器进行相关轨 道控制，直接影响到月球着陆器是不是能够按计划进入预定设计轨道，并对后续各种预定 科学实验的开展产生重要影响。
[0003]在我国探月工程项目中，使用 VLBI (very long baseline interferometry，甚长 基线干涉测量技术）作为主要着陆器定位技术手段。
[0004] VLBI基本原理参见图1，其中测站1坐标Si (Xi，Yp Zi)和测站2坐标S2 (X2, Y2, Z2) 为地心地固ITRF2000坐标；S (Xs，Ys，Zs)为着陆器J2000. 0月心天球坐标系坐标。J为基 线向量，即：
[0006] 1表示有限源信号方向向量，数学表达式为：
[0008]故VLBI时延观测量t可以表示为：
[0010] 上述式中，C表示光速，矩阵RM表示月固系到J2000.0月心天球坐标系的旋转矩 阵，矩阵RE表示地固系到J2000. 0月心天球坐标系的旋转矩阵。
[0011] 另外，月球物理天平动即是月球真实存在的空间摆动。月球天平动不仅在月球坐 标系相互转换过程中起着关键作用，它还将以月球非球形引力位的形式作用于月球卫星轨 道，对月球卫星的轨道产生摄动，对月球着陆器轨道确定工作带来影响，是描述月球重要的 物理参数。现阶段月球天平动信息主要由LLR(Lunar Laser Ranging，月球激光测距）进行 观测并由JPL(Jet Propulsion Laboratory，美国喷气推进实验室）以星历形式给出。通过 确定着陆器在月球坐标系下的位置，同时解算天平动，对后续探月工程具有一定的借鉴意 义。
[0012] 但是，对月球着陆器的每一种观测技术的观测模型中，涉及很多几何和物理模型 参数的先验信息，如果直接利用而不改进其先验信息的精度，就会传播到所确定的月球着 陆器位置中。目前观测模型中不同参考系间的连接参数（本发明中的天平动参数）直接 采用本观测系统以外观测系统所提供的先验信息，其精度水平也会影响月球着陆器定位精 度。
【发明内容】
[0013] 针对现有技术缺陷，本发明提供一种改进天平动参数的月球着陆器精密定位方法 及系统。
[0014] 本发明技术方案提供一种改进天平动参数的月球着陆器精密定位方法，包括以下 步骤，
[0015] 步骤1，输入月球天平动参数（Q，i，初始值、着陆器近似坐标（Xq，Yq，Z。)、 E0P数据以及各条基线的时延观测量t，以着陆器近似坐标（Xd，^)为着陆器位置 (Xs，Ys，Z s)的初始坐标；
[0016] 步骤2,针对每条基线按照式一根据着陆器位置（Xs，Y s，Zs)的初始坐标计算VLBI 的时延观测量t的理论观测值，按照式二、式三根据着陆器位置（XS，YS，Z S)的初始坐标和 月球天平动参数（I i，U)初始值计算时延观测量对着陆器位置及天平动参数的偏导数；
[0018] 其中，（UA)为测站1的坐标，（X2，Y 2，Z2)为测站2的坐标，着陆器位置 (XS，YS，Z S)米用着陆器J2000. 0月心天球坐标系坐标，c表不光速，矩阵RM表不月固系到 J2000. 0月心天球坐标系的旋转矩阵，矩阵RE表示地固系到J2000. 0月心天球坐标系的旋 转矩阵；
[0019] 时延观测量对着陆器位置（Xs，Ys，Z s)的偏导数为，
[0021]时延观测量对月球天平动参数i，y)的偏导数为，
[0023] 其中，系数VB2、B3代表时延观测量对着陆器位置的偏导数，系数B 4、B5、B6代表时 延观测量对月球天平动参数（I i，y)的偏导数；
[0024] 步骤3,根据本次执行步骤2对每个基线计算得到的偏导数组成系数矩阵B = (81，82,83,84,8 5,86)，设模型参数向量父=(^，&，11，1〇1，模型参数近似值为#，1 为参数改正数，表示近似值X°与参数真值之间的改正值，1表示观测值与近似计算值之 间的差异，按照式四、式五进行最小二乘计算，并对计算结果进行判断是否达到收敛条件， 若是则进入步骤4,若否则以本次平差计算所得着陆器位置（X S，YS，ZS)和月球天平动参数 (Q，i，i〇作为新的着陆器位置（X S，YS，ZS)的初始坐标和月球天平动参数（Q，i，i〇初始 值，返回步骤2重新迭代直至达到收敛条件；
[0027] 其中，PA表示观测值权阵，％2表示观测值单位权方差，< 表示参数定权方差，无为 x的平差值，/j表示i期望，巧表示平差值￡相应的参数权阵；
[0028] 步骤4,根据最终的模型参数向量X= (XS，YS，ZS，Q，i，i〇T输出着陆器位置参数 及月球天平动参数提取结果。
[0029] 而且，步骤3中，收敛条件为，参数改正数x的模小于1厘米。
[0030] 而且，步骤1中，月球天平动参数（I i，初始值由JPL星历提供。
[0031] 而且，步骤2中，矩阵RM由JPL星历所提供月球天平动参数（Q，i，i〇初始值计 算得到，所述E0P数据为EOP C04_08序列所提供数值，矩阵RE由EOP C04_08序列所提供 数值计算得到。
[0032] 本发明还相应提供一种改进天平动参数的月球着陆器精密定位系统，包括以下模 块，
[0033] 初始化模块，用于输入月球天平动参数（Q，i，i〇初始值、着陆器近似坐标 (X。，L &)、E0P数据以及各条基线的时延观测量t，以着陆器近似坐标（\，I，ZJ为着陆 器位置（Xs，Ys，Z s)的初始坐标；
[0034] 理论观测值及偏导数求取模块，用于针对每条基线按照式一根据着陆器位置 (X S，YS，ZS)的初始坐标计算VLBI的时延观测量t的理论观测值，按照式二、式三根据着陆 器位置（XS，YS，Z S)的初始坐标和月球天平动参数（Q，i，i〇初始值计算时延观测量对着陆 器位置及天平动参数的偏导数；
[0036] 其中，久，L ZJ为测站1的坐标，（X2, Y2, Z2)为测站2的坐标，着陆器位置 (XS，YS，Z S)米用着陆器J2000. 0月心天球坐标系坐标，c表不光速，矩阵RM表不月固系到 J2000. 0月心天球坐标系的旋转矩阵，矩阵RE表示地固系到J2000. 0月心天球坐标系的旋 转矩阵；
[0037] 时延观测量对着陆器位置（Xs，Ys，Z s)的偏导数为，
[0039] 时延观测量对月球天平动参数（Q，i，i〇的偏导数为，
[0041] 其中，系数Bi、B2、B3代表时延观测量对着陆器位置的偏导数，系数B 4、B5、B6代表时 延观测量对月球天平动参数（I i，y)的偏导数；
[0042] 定位解算模型，用于根据理论观测值及偏导数求取模块本次执行工作对每个 基线计算得到的偏导数组成系数矩阵8=仇，82,83,84,8 5,86)，设模型参数向量父= (XS，YS，Z S, Q，i, y)T，模型参数近似值为X°，x为参数改正数，表示近似值X°与参数真值之 间的改正值，1表示观测值与近似计算值之间的差异，按照式四、式五进行最小二乘计算， 并对计算结果进行判断是否达到收敛条件，若是则命令结果输出模块工作，若否则以本次 平差计算所得着陆器位置（X S，YS，ZS)和月球天平动参数（Q，i，i〇作为新的着陆器位置 (X S，YS，ZS)的初始坐标和月球天平动参数（Q，i，i〇初始值，命令理论观测值及偏导数求 取模块重新迭代工作直至达到收敛条件；
[0045] 其中，PA表示观测值权阵，表示观测值单位权方差，<表示参数定权方差，支为 x的平差值，4表示i期望，巧表示平差值i相应的参数权阵；
[0046] 结果输出模块，用于根据最终的模型参数向量X = (XS，YS，ZS，Q，i，i〇T输出着陆 器位置参数及月球天平动参数提取结果。
[0047] 而且，定位解算模型中，收敛条件