1.一种太阳耀斑到达时间差分测量方法，其特征在于：利用对太阳系内行星进行探测的航天器实现测量，航天器上设置第一光电探测器和第二光电探测器，测量过程包括以下步骤，
步骤A1，采用航天器上的第一光电探测器测得太阳耀斑直接到达航天器的时间，根据航天器在t1时刻的位置r(t1)，计算太阳耀斑光子离开太阳质心的时间t0如下，c·(t1-t0)＝|r(t1)|
其中，c为光速；
步骤A2，利用行星星历，计算太阳耀斑光子到达行星的时刻t2和此时的行星位置rM(t2)如下，
c·(t2-t0)＝|rM(t2)|
步骤A3，采用航天器上的第二光电探测器测得记录经行星反射到达航天器的时间t，得到太阳耀斑到达时间差分t-t1；初步建立太阳耀斑TDOA模型如下，
c·(t-t1)＝|r(t)-rM(t2)|-|r(t1)|+|rM(t2)|+ω
其中，ω为TDOA测量误差，TDOA表示到达时间差分，航天器在时刻t的位置为r(t)。
步骤A4，对步骤A3所得太阳耀斑TDOA模型进行几何修正，获得精确模型，根据所得模型实现到达时间差分测量；进行几何修正包括以下子步骤，
步骤A41，针对反射点不在行星质心而在行星表面，计算夹角α+β如下，
r-rM|2+|rM|2-|r2＝2|r-rM|·|rM|cos(α+β)
其中，r、rM和rM′分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、在时刻t2相应的火星质心位置rM(t2)和反射点位置rM′(t2)，矢量r-rM和rM′-rM的夹角是α，矢量-rM和rM′-rM的夹角是β；
进行初始化如下，
α＝β＝(α+β)/2
步骤A42，设矢量rM-r和rM′-r的夹角是α′，矢量rM和rM′的夹角是β′，计算α′和β′如下，其中，RM为行星半径；
步骤A43，调整α和β如下，
α＝α-[(α+α′)-(β+β′)]/2
β＝β+[(α+α′)-(β+β′)]/2
步骤A44，返回步骤A42，直到下式成立，此时的|rM′|和|rM′-r|为所求距离；
α+α′＝β+β′＝θ
步骤A45，对步骤A3初步建立的太阳耀斑TDOA模型进行修正，得到修正模型如下，t-t1＝(rM′-r|+|rM′|-|r-v·(t-t1))/c+ω
其中，v为航天器的速度。
2.根据权利要求1所述太阳耀斑到达时间差分测量方法，其特征在于：所述行星为火星，所述航天器为火星探测器。
3.一种太阳耀斑到达时间差分测量系统，其特征在于：用于利用对太阳系内行星进行探测的航天器实现测量，航天器上设置第一光电探测器和第二光电探测器，并设置以下模块，
第一模块，用于采用航天器上的第一光电探测器测得太阳耀斑直接到达航天器的时间，根据航天器在t1时刻的位置r(t1)，计算太阳耀斑光子离开太阳质心的时间t0如下，c·(t1-t0)＝|r(t1)|
其中，c为光速；
第二模块，用于利用行星星历，计算太阳耀斑光子到达行星的时刻t2和此时的行星位置rM(t2)如下，
c·(t2-t0)＝|rM(t2)|
第三模块，用于采用航天器上的第二光电探测器测得记录经行星反射到达航天器的时间t，得到太阳耀斑到达时间差分t-t1；初步建立太阳耀斑TDOA模型如下，
c·(t-t1)＝|r(t)-rM(t2)|-|r(t1)|+|rM(t2)|+ω
其中，ω为TDOA测量误差，TDOA表示到达时间差分，航天器在时刻t的位置为r(t)；
第四模块，用于对第三模块所得太阳耀斑TDOA模型进行几何修正，获得精确模型，根据所得模型实现到达时间差分测量；包括以下子模块，
第一子模块，用于针对反射点不在行星质心而在行星表面，计算夹角α+β如下，|r-rM|2+|rM|2-|r|2＝2|r-rM|·|rM|cos(α+β)
其中，r、rM和rM′分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、在时刻t2相应的火星质心位置rM(t2)和反射点位置rM′(t2)，矢量r-rM和rM′-rM的夹角是α，矢量-rM和rM′-rM的夹角是β；
进行初始化如下，
α＝β＝(α+β)/2
第二子模块，用于设矢量rM-r和rM′-r的夹角是α′，矢量rM和rM′的夹角是β′，计算α′和β′如下，
其中，RM为行星半径；
第三子模块，用于调整α和β如下，
α＝α-[(α+α′)-(β+β′)]/2
β＝β+[(α+α′)-(β+β′)]/2
第四子模块，用于命令第二子模块工作，直到下式成立，此时的|rM′|和|rM′-r|为所求距离；
α+α′＝β+β′＝θ
第五子模块，用于对第三模块初步建立的太阳耀斑TDOA模型进行修正，得到修正模型如下，
t-t1＝(rM′-r|+|rM′|-|r-v·(t-t1))/c+ω
其中，v为航天器的速度。
4.根据权利要求3所述太阳耀斑到达时间差分测量系统，其特征在于：所述行星为火星，所述航天器为火星探测器。
5.一种基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航方法，其特征在于：包括以下步骤，步骤1，建立航天器的轨道动力学模型如下，
其中， 是航天器的状态矢量X的导数， 为时刻T的 f(X,T)为航天器的状态转
移模型，ω(T)为时刻T航天器的导航系统噪声；
步骤2，建立测向模型如下，
其中，υ是测向噪声，Z为航天器相对于行星的方位矢量，R、RM分别表示航天器的位置、火星质心位置；
步骤3，建立太阳耀斑TDOA模型如下，
t-t1＝(|rM′-r|+|rM′|-|r-v·(t-t1))/c+ω
其中，t-t1为太阳耀斑到达时间差分，t1为太阳耀斑直接到达航天器的时间，t为经行星反射到达航天器的时间，r和rM′分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、太阳耀斑光子到达火星的时刻t2相应的反射点位置rM′(t2)，v为航天器的速度，c为光速，ω为TDOA测量误差；
步骤4，未获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤2所得测向模型，根据步骤1中所得轨道动力学模型进行滤波；获得太阳耀斑TDOA时，选择步骤3所得TDOA模型，根据步骤1中所得轨道动力学模型进行滤波；滤波得到导航信息。
6.根据权利要求5所述基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航方法，其特征在于：
所述滤波采用扩展卡尔曼滤波器实现。
7.一种基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航系统，其特征在于：包括以下单元，第一单元，用于建立航天器的轨道动力学模型如下，
其中， 是航天器的状态矢量X的导数， 为时刻T的 f(X,T)为航天器的状态转
移模型，ω(T)为时刻T航天器的导航系统噪声；
第二单元，用于建立测向模型如下，
其中，υ是测向噪声，Z为航天器相对于行星的方位矢量，R、RM分别表示航天器的位置、火星质心位置；
第三单元，用于建立太阳耀斑TDOA模型如下，
t-t1＝(|rM′-r|+|rM′|-|r-v·(t-t1))/c+ω
其中，t-t1为太阳耀斑到达时间差分，t1为太阳耀斑直接到达航天器的时间，t为经行星反射到达航天器的时间，r和rM′分别表示航天器在时刻t的位置r(t)、太阳耀斑光子到达火星的时刻t2相应的反射点位置rM′(t2)，v为航天器的速度，c为光速，ω为TDOA测量误差；
第四单元，用于未获得太阳耀斑TDOA时，选择第二单元所得测向模型，根据第一单元中所得轨道动力学模型进行滤波；获得太阳耀斑TDOA时，选择第三单元所得TDOA模型，根据第一单元中所得轨道动力学模型进行滤波；滤波得到导航信息。
8.根据权利要求7所述基于太阳耀斑到达时间差分测量的组合导航方法，其特征在于：
所述滤波采用扩展卡尔曼滤波器实现。