为，参数改正数x的模小于1厘米。
[0048] 而且，初始化模块中，月球天平动参数（Q，i，i〇初始值由JPL星历提供。
[0049] 而且，理论观测值及偏导数求取模块中，矩阵RM由JPL星历所提供月球天平动参 数（Q，i，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^由 E0PC04_08序列所提供数值计算得到。
[0050] 本发明提供了改进天平动参数的月球着陆器精密定位方法及系统，建立了一种同 时改进结合月球着陆器单点定位模型中所涉及的参考系连接参数、着陆器位置参数的新模 型，用此模型和观测数据可以改进这些参数的先验精度，提高月球着陆器的定位精度。本发 明是在国家自然科学基金支持下完成的，具有重要的实际推广价值和应用前景，对国民经 济的发展和人民生活水平的提高有不可忽视的作用。
【附图说明】
[0051] 图1为现有技术的VLBI单点定位示意图。
[0052] 图2为本发明实施例的流程图。
【具体实施方式】
[0053] 以下结合附图和实施例对本发明技术方案进行详细说明。
[0054] 在统一模型中的不同参考系时，目前采用了本观测系统以外系统所提供的参考系 连接参数先验值，其精度水平将会影响月球着陆器定位的精度。如何改进这些几何和物理 模型参数的先验精度，是目前月球着陆器精密定位所面临的一个关键问题。本发明的解决 方案就是提出了一种同时改进结合月球着陆器单点定位模型中所涉及的参考系连接参数 (月球物理天平动）、着陆器位置参数的新模型。即在建立VLBI观测数据的观测模型基础 上，首次提出和建立一种同时估计参考系连接参数（月球物理天平动）、着陆器定位参数的 新模型，避免现有模型中直接引用这些几何和物理模型参数的先验精度对着陆器定位精度 影响的缺陷，提高月球着陆器的定位精度。
[0055] 实施例具体方案以"嫦娥三号"探月工程为背景，基于VLBI技术推导月球着陆器 单点定位模型。在VLBI单点定位的基础上，顾及了月球坐标系的建立和连接问题，推导了 月球天平动欧拉角参数解算数学模型，并以实测数据对DE421星历所给出天平动预测值进 行了改进。
[0056] 实施例的具体实现如下：
[0057] ①建立着陆器与地面测站的VLBI几何观测方程，并导出VLBI观测量对着陆器坐 标的偏导数。
[0058] 由式3可以推导VLBI观测量对着陆器位置的偏导数为：
[0060] 其中，系数Bi、B2、B3代表VLBI观测量对着陆器位置的偏导数，为 (X s，Ys，Zs)的初始坐标，一般采用近似坐标。
[0061] ②建立月球着陆器J2000. 0协议月心天球坐标系到月心月固坐标系的转换方程， 并导出坐标旋转矩阵对天平动欧拉角参数（I i，的偏导数。
[0062] 式3中RM可以表述为三个绕坐标轴旋转的旋转矩阵相乘，即：
[0063] RM= R z (- Q ) Rx (-i) Rz (- y ) (5)
[0064] 式中，Rz (-⑴表示绕Z轴旋转_ D的旋转矩阵，Rx H)表示绕X轴旋转_i的旋 转矩阵，Rz (- y)表示绕Z轴旋转-y的旋转矩阵。
[0065] 为了更方便表达，现先求上述旋转矩阵对旋转角度0的偏导矩阵4(6?)、鳥(6>)，具 体表达式如下：
[0067]根据式 5RM=Rz(-Q)Rx(-i)Rz(-i〇J；m:
[0069] ③由上述过程可以导出VLBI观测量对（Q，i，i〇参数的偏导数：
[0070]
[0071] ④利用最小二乘平差方法同时解算着陆器位置参数和月球天平动欧拉角 (Q, i, y)参数。
[0072] 记模型线性化后各参数的系数矩阵B = (Bp B2, B3, B4, B5, B6)，模型参数向量X = (XS，YS，ZS，Q，i，i〇T，L为观测值向量，则式3可以表示为：
[0073] L = BX+ A (9)
[0074] 式中，A为误差向量。
[0075] 设模型参数近似值为X°，令
[0077] 式中，x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。
[0078] 在"嫦娥三号"月球着陆器位置解算过程中，天平动欧拉角相较于位置参数量级很 小，因此直接进行平差解算将会出现因法方程病态而导致的参数无法求解或解算精度极差 的情况。为了解决此问题，本发明采用参数加权平差的方法进行未知参数解算。
[0079] 顾及如下随机模型：
[0081] 式中，E(A)表示误差期望，E(x)表示参数改正数期望， C〇V(A，A)表示误差方差 阵，cov(x，x)表示参数改正数方差阵，cov(A，x)表示误差与参数改正数协方差阵，P A表示 观测值权阵，表示观测值单位权方差，？；￡表示参数权阵，<TX 2表示参数定权方差。
[0082] 基于上述分析，引入虚拟观测误差方程匕=以-&，E表示单位阵，_￡表示参数x的 平差值，/ ;.表示i期望，且（1 =五(句=〇，对误差方程进行改写：
[0084] 在最小二乘准则下，可得平差法方程：
[0086]故可得x的平差值无为：
[0088] 式中4表示平差值封目应的参数权阵。
[0089]参数平差值方差<5〇2为：
[0091] 式中r表示多余观测数。
[0092] 具体实施时，可采用软件方式实现VLBI用于月球着陆器定位和月球天平动改进 方法自动运行流程，参见图2,实施例的实现流程如下：
[0093] ①启动后，输入初始数据，包括月球天平动参数（Q，i，y)初始值、着陆器近似坐 标（I 1,4)、E0P数据以及各条基线（实施例为6条）的时延观测量T，以着陆器近似坐 标（X^Y^ZJ为着陆器位置（XS，Y S，ZS)的初始坐标。
[0094] 具体实施时，着陆器近似坐标（\，I，ZJ可预先设定，本发明后续操作可纠正远至 几千米的误差；月球天平动参数（I i，y)初始值可由JPL星历提供。步骤矩阵②所需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&由EOP C04_08序列所提供数值计算得到。
[0095] ②针对每条基线按照式3根据着陆器位置（Xs，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4、式8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，y)初始值计算VLBI观测量的偏导数，包括VLBI观测量对着陆器位置 (XS，YS，Z S)的偏导数和VLBI观测量对月球天平动参数（Q，i，y)的偏导数。
[0096] 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)，针对模型参数向量父=(^，&，11，1〇1，按照式13、式14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，y)初始值，返回步骤②重新迭代直至达 到收敛条件。
[0097] 具体实施时，本领域技术人员可自行预设收敛条件。实施例中，收敛条件为，参数 改正数x的模小于1厘米。
[0098] 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，流程运行结束。
[0099] 具体实施时，也可以采用模块化方式提供一种改进天平动参数的月球着陆器精密 定位系统，实施例的系统包括以下模块，
[0100] 初始化模块，用于输入月球天平动参数U)初始值、着陆器近似坐标 (X。，L A)、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，Y s，Zs)的初始坐标；
[0101] 理论观测值及偏导数求取模块，用于针对每条基线按照式3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4、式8根据着陆