1.一种航空系统导航定位的方法，其特征在于，包括步骤：建立基于地心惯性系的惯导系统；

对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果；

利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准，其具体方法包括：

根据所述惯导系统解算出的载体在地心惯性系中的位置信息得到包含位置误差的位置矩阵；

所述解算的位置为(LINS，λINS)，所述得到包含位置误差的位置矩阵具体为：根据解算的位置得到由地球固联坐标系e到t系的位置矩阵；所述e到t系的位置矩阵的表达式为：

式中， 为e到t系的位置矩阵；

利用e系下组合导航滤波器估计位置误差以对所述位置矩阵的误差进行校正；所述校正公式为：

式中，δP为位置误差；

根据惯导输出得到i系到b系的姿态矩阵；对i系到b系的姿态矩阵进行校正，校正公式为：

式中，为组合导航滤波器估计的姿态误差角预设值， 为i系到b系的姿态矩阵；

由i系到e系的坐标变换矩阵为：式中，t为导航当前时刻， 为i系到e系的坐标变换矩阵；

根据坐标变换关系，得到b系到t的坐标变换矩阵为高精度的数字水平基准，其表达式为：

根据所述高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影；

根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息。

2.根据权利要求1所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，还包括步骤：对所述惯性/天文紧组合导航系统进行仿真验证。

3.根据权利要求1所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果的步骤，具体包括：利用陀螺仪量测输出的载体相对于惯性空间的转动角速度和加速度计的量测输出的载体相对于惯性空间的比力，获取惯导设备的输出数据；

对所述输出数据进行解算获得所述地心惯性系下载体的姿态、速度、位置信息。

4.根据权利要求3所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影的步骤，具体包括：利用高度差法计算天文定位经纬度；

根据所述天文定位经纬度得到天文导航系统输出的位置；

结合所述天文导航系统输出的位置和高度计算输出的高度信息获得载体的位置矢量；

根据所述载体的位置矢量得到所述天文导航系统解算出的位置信息在惯性坐标系中的投影。

5.根据权利要求4所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息的步骤，具体包括：建立地心惯性系下的惯性/天文紧组合导航系统的状态方程；

通过天文导航系统的测量信息与状态量之间的关系建立组合导航系统的量测方程。

6.根据权利要求5所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述建立地心惯性系下的惯性/天文紧组合导航系统的状态方程的步骤，具体包括：取组合导航系统状态量为惯导的位置误差、速度误差、姿态误差、加速度计量误差和陀螺误差；

根据惯导系统误差方程建立惯性/天文紧组合导航系统的状态方程。

7.根据权利要求6所述的航空系统导航定位的方法，其特征在于，所述通过所述天文导航系统的量测信息与状态量之间的关系得到所述惯性/天文紧组合导航系统的量测方程的步骤，具体包括：

计算惯导解算的姿态矩阵和星敏感器测量的姿态矩阵的姿态矩阵差；

根据所述姿态矩阵差得到惯性/天文紧组合导航系统的姿态量测方程；

将惯导系统解算的位置和天文导航系统解算的位置作为滤波器的量测值；

根据所述滤波器的量测值与组合导航系统状态量之间进行估计后再联立的关系得到所述惯性/天文紧组合导航系统的量测方程。

8.一种航空系统导航定位的系统，应用于权利要求1‑7任一项所述的方法，其特征在于，包括：

惯导设备，用于量测惯性导航数据并将惯导数据送入导航计算机；

星敏感器，用于量测天文导航信息并将导航数据送入导航计算机；

导航计算机，用于将导航解算结果发送至上位机；

高度计，用于测量飞行器的高度；

上位机，用于对所述导航计算机进行控制。

9.根据权利要求8所述的一种航空系统导航定位的系统，其特征在于，所述导航计算机包括：

建立模块，用于建立基于地心惯性系的惯导系统；

解算模块，用于对所述惯导系统进行解算得到载体的惯导解算结果；

构造模块，用于利用所述惯导解算结果及组合导航滤波器输出的导航误差估计构造高精度数字水平基准；

判断模块，用于根据所述高精度数字水平基准判断当前的天文导航数据是否可用，若是，计算得到天文导航系统解算出的位置信息在所述惯导系统中的投影；

输出模块，用于根据所述投影得到惯性/天文紧组合导航系统的量测信息；

验证模块，用于对所述惯性/天文紧组合导航系统进行仿真验证。