1.一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，其特征在于，一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法具体是按照以下步骤进行的：
步骤一：在卫星星下点轨迹下的固定空间坐标上建立M个地面测量接收站，卫星向M个建立好的地面测量接收站发射激光信息，激光信息包括卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m数据，M为正整数；
步骤二：地面测量接收站对步骤一中的卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m进行测量，得到地面测量接收站测量到的卫星姿态信息θt,m和地面测量接收站测量到的轨道参数信息Xt,m，并建立卫星姿态信息测量模型和轨道参数信息测量模型；
步骤三：利用多矢量定姿方法结合步骤二中得到的卫星姿态信息测量模型，计算出由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值 利用卫星轨道动力学模型，结合滤波方法计算出由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值 将由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值 和由地面测量接收站确定轨道参数信息估计值 进行存储；
步骤四：卫星姿态确定系统利用星敏感器测量到的卫星姿态信息θt,n、卫星姿态运动学、卫星姿态动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的卫星姿态信息的估计值并进行存储；
卫星自主导航系统利用星敏感器测量到的轨道参数信息Xt,n、轨道动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的轨道参数信息的估计值 并进行存储；
步骤五：对步骤三中的由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值 和由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值 求取算术平均值，即： 消
除系统随机测量误差；
其中，所述 为地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值； 为地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值；
对步骤四中星敏感器测量到的卫星姿态信息的估计值 和星敏感器测量到的轨道参数信息估计值 求取算术平均值，即： 消除系统随机测量误
差；
其中，所述 为星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值； 为星敏感器测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值；
步骤六：建立星敏感器实际的姿态安装矩阵和轨道参数信息校正模型；
步骤七：将步骤五中得到的地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值和地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值 发送给卫星，
卫星将步骤五中得到的星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值 与步骤五中得到的地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值 作差，即：
姿态误差角信息Δθ为：
卫星将步骤五中得到的星敏感器测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值 与步骤五中得到的地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值的算术平均值 作差，即：
轨道参数误差信息ΔX为：
利用步骤五中地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值的算术平均值 步骤五中星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值 和星敏感器实际的姿态安装矩阵Tti： 确定姿态误差角信息Δθ的正负方向；
式中， 为星敏感器输出的卫星相对于惯性坐标系下的姿态矩阵； 为星敏感器误差安装矩阵；
步骤八：将步骤七得到的具有正负方向的姿态误差角信息Δθ和轨道参数误差信息ΔX代入星敏感器误差安装矩阵 和步骤六中的轨道参数信息校正模型，对步骤六中的星敏感器安装矩阵和轨道参数信息进行校正；
步骤九：利用卫星结合姿态动力学、运动学方程和轨道动力学方程对步骤八中校正后的星敏感器安装矩阵和轨道参数信息进行姿态确定和轨道参数信息确定；
步骤十：每隔N个姿态，重新执行步骤一至步骤九。
2.根据权利要求1所述一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，其特征在于，所述步骤二中地面测量接收站对步骤一中的卫星姿态信息θt,m和轨道参数信息Xt,m进行测量，得到地面测量接收站测量到的卫星姿态信息θt,m和地面测量接收站测量到的轨道参数信息Xt,m，并建立卫星姿态信息测量模型和轨道参数信息测量模型；具体过程为：
(1)卫星姿态信息测量模型的建立
设两个平面法向量各自为n1和n3，记入射光矢量为 s0为
光能量密度，ω为激光矢量与x轴的夹角，φ为激光矢量与y轴的夹角，为激光矢量与z轴的夹角，e为X轴坐标单位长度，j为Y轴坐标单位长度，k为Z轴坐标单位长度，s为地面测量到的激光矢量，
则光敏感器的输出分别是：
式中，n1为第一个平面的法向量；n3为第三个平面的法向量；b1为第一个平面的光敏感器的测量矢量；b3为第三个平面的光敏感器的测量矢量；T为姿态矩阵；
记法向量n1＝e+k，n3＝-e+k，于是两个光敏感器的输出为：
根据上述两式，有
同理，可以得到：
式中，b2为第二个平面的光敏感器的测量矢量；b4为第四个平面的光敏感器的测量矢量；
根据约束条件： 得出：
结合式(5)、式(6)、式(7)和(9)，从而可以得到地面测量到的激光矢量s；
若卫星发射的参考矢量为p，则卫星姿态信息测量模型方程为：
p＝At,ms  (10)
式中，At,m为姿态矩阵，其中包含姿态信息θt,m；
若地面有M个地面测量接收站，则有pi＝At,msi,i＝1,2,…,M，pi为卫星发射的第i个参考矢量，si为地面测量到的第i个激光矢量，M为正整数；
(2)轨道参数信息测量模型的建立：
式中，h(Xt,m)为轨道参数信息测量方程，xi为第i个接收站在地球惯性坐标系X轴下的位置矢量，yi为第i个接收站在地球惯性坐标系Y轴下的位置矢量，zi为第i个接收站在地球惯性坐标系Z轴下的位置矢量，x为卫星在地球惯性坐标系X轴下的位置矢量，y为卫星在地球惯性坐标系Y轴下的位置矢量，z为卫星在地球惯性坐标系Z轴下的位置矢量，vi为测量高斯白噪声，n为接收站个数。
3.根据权利要求2所述一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，其特征在于，所述步骤三中利用多矢量定姿方法结合步骤二中得到的卫星姿态信息测量模型，计算出由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值 利用卫星轨道动力学模型，结合滤波方法计算出由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值 将由地面测量接收站确定的卫星姿态信息估计值 和由地面测量接收站确定的轨道参数信息估计值进行存储；具体过程为：
(1)多矢量定姿方法结合步骤二中测量到的包含卫星姿态信息θt,m的数据，确定卫星姿态信息估计值
卫星发射的参考矢量为p＝{p1,p2,…,pM}，M为M个地面站，地面测量到的激光矢量为s＝{s1,s2,…,sM}，其中，p为卫星发射的参考矢量的3×M矢量阵；p1为卫星发射的参考矢量的3×M矢量阵中第一个量；p2为卫星发射的参考矢量的3×M矢量阵中第二个量；pM为卫星发射的参考矢量的3×M矢量阵中第M三个量；s为地面测量到的激光矢量的3×M矢量阵；s1为地面测量到的激光矢量的3×M矢量阵中第一个量；s2为地面测量到的激光矢量的3×M矢量阵中第二个量；sM为地面测量到的激光矢量的3×M矢量阵中第M个量；M为正整数；
姿态矩阵为At,m，则：
p＝At,ms  (12)
则可得姿态矩阵的代数解为：
矩阵 为非正交，而正交化后，若矩阵 不满足上式，做如下改进，即实际观测量si为某一期望矢量 和观测误差 之和，
因而多矢量确定姿态模式为求正交矩阵的最优矩阵 使得下列优化极值指标：
可认为式(12)的伪逆解为上式优化解的近似解；
另ΔA为矩阵 的正交化校正量，即有：
校正量ΔA的计算为：
多矢量确定姿态的最优解为：
式中，I为单位矩阵；
定义
式中， 为 的第一行第一列元素， 为 的第一行第二列元素， 为
的第一行第三列元素， 为 的第二行第一列元素， 为 的第二行第
二列元素， 为 的第二行第三列元素， 为 的第三行第一列元素， 为
的第三行第二列元素， 为 的第三行第三列元素；
利用相应的姿态转换公式即可得到卫星姿态信息估计值 公式如下：
(2)轨道参数信息估计值 确定
建立n组连续的地面测量接收站，n为正整数，则可根据卫星的轨道动力学模型，结合滤波方法进行递推计算出卫星的轨道参数信息；卫星的轨道动力学模型为：
式中， 为Xt,m的一阶导数，f(·)为卫星轨道动力学模型，Xt,m为轨道参数信息，分别为卫星在地心惯性坐标系下三个方向的位置和速度，即轨道参数信息，r为为航天器位置参数矢量的模， Re为地球的平均赤道半径，μ为引力常数，J2为地球引力系数，ΔFx为地球非球形高阶摄动项和日月摄动力的影响，ΔFy为地球非球形高阶摄动项和太阳光压摄动力的影响，ΔFz为为地球非球形高阶摄动项和大气压摄动力的影响，x为X轴位置信息，y为Y轴位置信息，z为Z轴位置信息，vx为X轴速度信息，vy为Y轴速度信息，vz为Z轴速度信息，w为高斯白噪声；rz为z轴位置矢量；
结合卫星的轨道动力学模型和轨道参数信息测量模型(11)，利用滤波方法估计卫星轨道参数信息估计值 的算法如下：
Pk+1＝(I-Kk+1Hk+1)Pk+1|k  (26)
式中， 为卫星在地心惯性坐标系下三个方向的位置和速度Xt,m在k+1时刻的预测值；k取值为正整数；Kk+1为状态增益矩阵；zk+1为k+1时刻的轨道参数测量值；f(·)为卫星轨道动力学模型，h(·)为地面测量接收站伪距测量模型； Qk
为过程噪声方差矩阵；Rk为测量噪声方差矩阵； 为轨道参数Xt,m的第k时刻估计值；Pk+1|k为轨道参数Xt,m的第k+1时刻预测误差协方差矩阵；Fk为f(·)关于 的Jacobian矩阵；Pk为轨道参数Xt,m的第k时刻估计误差协方差矩阵； 为Fk的转置矩阵； 为k+1时刻的轨道参数测量估计值；Hk+1为h(·)关于 的Jacobian矩阵；Pk+1为轨道参数Xt,m的第k+1时刻估计误差协方差矩阵；I为单位矩阵； 为Xt,m为卫星在地心惯性坐标系下三个方向的位置和速度的估计值；为X轴速度估计值； 为Y轴速度估计值；为Z轴速度估计值；为X轴位置估计值；为Y轴位置估计值；为Z轴位置估计值； 为Hk+1的转置矩阵；
将N个姿态信息估计值和轨道参数信息估计值求取其算数平均值 和
消除系统随机测量误差因素的影响。
4.根据权利要求3所述一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，其特征在于所述步骤四中卫星姿态确定系统利用星敏感器测量到的卫星姿态信息θt,n、卫星姿态运动学、卫星姿态动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值 并进行存储；卫星自主导航系统利用星敏感器测量到的轨道参数信息Xt,n、轨道动力学模型和滤波方法计算出星敏感器测量到的轨道参数信息估计值 并进行存储；具体过程如下：
(1)确定星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值
采用四元数方法描述卫星姿态，姿态四元数定义为：
式中，q为卫星本体相对惯性坐标系的姿态四元数，q0为姿态四元数标量部分；q13为姿态四元数矢量部分，
卫星姿态运动学方程为：
卫星姿态动力学方程为：
式中，G为卫星的惯量矩阵；Tc为控制力矩；h为动量轮角动量；ωr＝[ωxr ωyr ωzr]T为卫星本体系相对轨道系的转动角速度；ΔT为干扰力矩；ω＝[ωx ωy ωz]T分别为卫星的x,y和z三轴惯性角速度， 为叉乘矩阵，ωx为叉乘矩阵里x轴的量，
ωy为叉乘矩阵里y轴的量，ωz为叉乘矩阵里z轴的量；其中：
式中，Ω(·)为矩阵符号，ωxr为卫星本体系相对轨道系的X轴转动角速度，ωyr为卫星本体系相对轨道系的Y轴转动角速度，ωzr为卫星本体系相对轨道系的Z轴转动角速度；
ωr和ω之间的相对转换关系为：
式中，ωo为轨道角速率，C(q)为四元数描述的方向余弦矩阵；
作用在卫星上的干扰力矩为：
ΔT＝ΔTc+w  (32)
式中，ΔTc为常数，w为零均值高斯白噪声；
基于星敏感器的测量模型为：
式中，gk为星敏感器测量输出；n为正整数；vk为矢量测量噪声，均值为0，方差为Rk；k为正整数；T为姿态矩阵；ln为第n个参考矢量在体系坐标下的分量；l1为第1个参考矢量在体系坐标下的分量；l2为第2个参考矢量在体系坐标下的分量；cn为第n个参考矢量在体系坐标和惯性坐标下的分量，c1为第1个参考矢量在体系坐标和惯性坐标下的分量，c2为第2个参考矢量在体系坐标和惯性坐标下的分量，四元数对应的姿态矩阵为：
式中，T(q)为姿态矩阵；I3×3为单位矩阵； 为叉乘矩阵；q1为叉
乘矩阵里第一个量；q2为叉乘矩阵里第一个量；q3为叉乘矩阵里第一个量；
卫星姿态确定系统采用滤波方法进行姿态估计，即可得到卫星姿态信息，将姿态为θt,n所对应的姿态信息估计值 存储起来，用于后面的校正用；
(2)确定星敏感器测量到的卫星轨道参数信息估计值 确定
结合卫星的轨道动力学模型，同时根据星敏感器测量模型，利用滤波算法则可以确定出卫星轨道信息估计值 采用星光角距作为测量量，其测量模型为：
式中，yk为星光角距测量量，r＝[rx ry rz]T为位置矢量，r为位置矢量的模，m为星光矢量方向，vθ为测量噪声，rx为x轴位置矢量，ry为y轴位置矢量；
具体滤波算法迭代步骤为：
Pt,k+1＝(I-Kt,k+1Ht,k+1)Pt,k+1|k  (40)
式中， 为星上导航系统得到的卫星在地心惯性坐标系下三个方向的位置和速度Xt,n在k+1时刻的预测值；k取值为正整数； 为位置和速度变量Xt,n的第k时刻状态估计值；Kt,k+1为状态增益矩阵；yk+1为k+1时刻的轨道参数测量值；f(·)为卫星轨道动力学模型，h1(·)为星光仰角测量模型； Qt,k为过程噪声方差矩
阵；Rt,k为测量噪声方差矩阵；Pt,k+1|k为轨道参数Xt,n的第k+1时刻预测误差协方差矩阵；Ft,k为f(·)关于 的Jacobian矩阵；Pt,k为轨道参数Xt,n的第k时刻估计误差协方差矩阵；
为Ft,k的转置矩阵； 为k+1时刻的轨道参数测量估计值；Ht,k+1为h1(·)关于 的Jacobian矩阵；Pt,k+1为轨道参数Xt,n的第k+1时刻估计误差协方差矩阵；I为单位矩阵；
为Xt,n为卫星在地心惯性坐标系下三个方向的位置和速度的估计值； 为Hk+1的转置矩阵；
将N个姿态信息估计值 和轨道参数信息估计值 求取其算数平均值， 和
消除系统随机测量误差的影响。
5.根据权利要求4所述一种星敏感器安装误差矩阵与导航系统星地联合标定与校正的方法，其特征在于所述步骤六中建立星敏感器实际的姿态安装矩阵和轨道参数信息校正模型；其具体过程如下：
i
(1)星敏感器实际的姿态安装矩阵Tt
对于固定在卫星上的星敏感器，记其安装角为θ＝[α β γ]T，则可按照x,y,z轴旋转，星敏感器输出的卫星相对于惯性坐标系下的姿态矩阵 为:
式中，α为航向角；β为俯仰角；γ为横滚角；θ为星敏感器固定在卫星上的安装角；
由于星敏感器在安装过程中不可避免的存在误差，记星敏感器的安装误差角为Δθ＝[Δα Δβ Δγ]T,其中，Δα为航向角方向的安装误差角；Δβ为俯仰角方向的安装误差角；
Δγ为横滚角方向的安装误差角；
由于安装误差角是小角度，故星敏感器安装误差矩阵可表示为：
根据星敏感器输出的卫星相对于惯性坐标系下的姿态矩阵和误差安装矩阵，则可得星i
敏感器实际的姿态安装矩阵Tt：
根据分别得到的 和 可得星敏感器的安装误差角Δθ为：
式中，Δθ为星敏感器的安装误差角；由于星敏感器固定在卫星上的安装误差角具有正负方向属性，因而还需要确定其正负方向，对于正负方向的确定如下：
将地面站测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值 代入星敏感器实际的姿态安装矩阵Tti，将星敏感器测量到的卫星姿态信息估计值的算术平均值 代入星敏感器输出的卫星相对于惯性坐标系下的姿态矩阵 则可确定星敏感器的安装误差角Δθ的正负方向，从而得到星敏感器误差安装矩阵 根据式(43)和(44)即可得到校正后的星敏感器实际的姿态安装矩阵Tti；
(2)轨道参数信息校正模型：
利用地面站测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值 代替星敏感器测量到的轨道参数信息估计值的算术平均值 作为初始递推结果，进行递推计算，即完成对轨道信息的校正，故其轨道参数信息校正模型为：