在探测器软着陆的过程中，发动机的喷气产生复杂的附加推力，动力学模型不易精确建模。针对探测器月球软着陆的工程目标，迫切需要一种近实时的动力落月弧段的定轨方法。本文以机动段动力学模型的精确模制为目标，通过动力学参数的在线标定，实现机动过程的实时轨道确定。以CE-1探测器第三次近月点附近的轨道制动为例，利用国内VLBI网的实时数据，连续标定姿控和轨控参数，计算结果表明：与事后精密定轨的结果相比，该方法计算的制动结束后的轨道长半轴值相差约120m，偏心率相差0.001。主要工作如下：1．针对机动过程的轨控程序，提出了差商法标定法。分析轨道制动过程中加速度量的系统跳变趋势，讨论了USB2-wayDoppler测速数据、VLBI时延率数据对轨道机动过程的敏感性，构建测速数据差商观测序列，根据数据是否发生系统跳变趋势，排除野值的干扰信息，判定轨道制动的始末时刻。采用国内VLBI网6条基线的时延率数据，监测确定CE-1三次近月轨道制动的时段。2．针对机动过程的姿控和轨控程序，提出了多维统计检验法，通过构建动力学模型异常和修复动力学模型异常，标定姿控开始时刻和轨控始末时刻。首先以观测量预测残差二次型为基础构建统计检验量，提出移动窗口的多维检验法；其次，采用双检验因子执行检验过程，通过调节高、低置信因子的大小，提高检验量敏感性，并保证检验结果的可靠性，能够精确标定姿控开始时刻；最后，针对连续的姿控轨控程序，建立线性姿控力、平均化轨控推力，采用附加模型补偿方法修正动力学异常，实现了姿控轨控始末时刻的连续在线标定。以CE-1的第三次近月制动为例，采用国内VLBI网的测轨数据，验证了移动窗口的多维统计检验方法。3．分析VLBI各基线数据对轨道制动过程的敏感性。以基线的方向、长度为考虑因素，分析基线的敏感性；以数据的积分关系为考虑因素，分析不同类型数据的敏感型。4．针对机动过程动力学参数的不确定性，提出了动力学参数在线补偿的实时定轨方法。根据实际控制过程，分别建立线性姿控力模型和平均化轨控推力模型，并将机动参数纳入增广系统，推导状态向量对动力学参数的偏导数，在kalman滤波数据处理中，通过离散的观测数据实时估计动力学参数，补偿探测器运动状态的不确定性，实现探测器轨道机动过程的实时定轨。5．归纳总结历次探月软着陆的方式、飞行程序，软着陆飞行的控制推进技术，分析动力学参数补偿方法在制动减速环节实时定轨的可行性。