CN103972654B - 直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种在直升机旋翼下安装使用的动中通天线卫星对星跟踪装置，属于伺服跟踪技术领域。该装置包括系统操作上位机、惯性导航系统、控制计算机和动中通天线三轴伺服系统；系统操作上位机与控制计算机通过LAN口连接，惯性导航系统和控制计算机通过数据总线连接，控制计算机和动中通天线三轴伺服系统通过六路RS485串口连接。利用惯性导航系统完全实现自主对星，不依赖任何外界信号。

Description

直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置

技术领域

本发明涉及一种在直升机旋翼下安装使用的动中通天线卫星对星跟踪装置，属于伺服跟踪技术领域。

背景技术

动中通天线指一种通过自身卫星对星跟踪装置隔离其安装载体的运动，控制其卫星通信口面天线实时跟踪对准地球静止轨道卫星建立卫星通信链路的卫星通信天线。

目前国内动中通天线的卫星对星跟踪装置的工作原理是通过对卫星天线实时接收的卫星信号(载波信号、信标信号、DVB信号)进行相关处理(极值搜索、相位处理等)，得到卫星指向信息，驱动伺服系统进行对星和跟踪。当这种动中通天线安装在直升机旋翼下时，会受到直升机主旋翼运行的间歇性遮挡干扰：直升机旋翼的间歇性遮挡使得动中通天线接收的卫星信号时强时弱不稳定，动中通天线的卫星对星跟踪装置无法判断天线接收卫星信号的变化是由于天线指向偏差引起，还是由于直升机旋翼遮挡引起的，造成控制系统的紊乱，无法实现对星和跟踪。

发明内容

本发明的目的是为了克服现有技术的不足，提出直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置，该装置不依赖卫星信号处理，能够在直升机旋翼遮挡情况下实现动中通天线对星和跟踪的装置。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的。

本发明的直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置，该装置包括系统操作上位机、惯性导航系统、控制计算机和动中通天线三轴伺服系统。

系统操作上位机与控制计算机通过LAN口连接，惯性导航系统和控制计算机通过数据总线连接，控制计算机和动中通天线三轴伺服系统通过六路RS485串口连接。

所述的动中通天线三轴伺服系统包括极化轴角度传感器、俯仰轴角度传感器、方位轴角度传感器、极化轴电机及驱动器、俯仰轴电机及驱动器、方位轴电机及驱动器。

使用惯性导航系统，测量和解算出直升机的航向、俯仰和横滚三个自由度的角度姿态和转速以及纵向、横向、升降三个自由度的位置和速度；控制计算机实时产生卫星天线对星指向信息，通过动中通天线三轴伺服系统实现天线的对星和跟踪。此装置不依赖任卫星信号等优势，不受直升机的旋翼遮挡干扰。

系统操作上位机向系统发出对星指令，指令包括卫星的信息和直升机初始的地理坐标(直升机所在经纬度，手动输入或通过GPS/北斗系统自动输入)。

惯性导航系统包括三个陀螺、三个石英加速度计和导航解算计算机。

三个陀螺(激光或光纤陀螺)分别实时测量惯性导航系统所安装载体(直升机)坐标系相对于惯性空间坐标系航向、俯仰和横滚三个自由度的角速度；三个石英加速度计分别实时测量载体坐标系相对于惯性空间坐标系纵向、横向、升降三个自由度的运动加速度；

导航解算计算机对三个陀螺和三个加速度计测量的数据进行导航解算处理以及坐标转换计算：

(1)在三个陀螺分别实时测量的载体坐标系相对于惯性空间坐标系航向、俯仰和横滚三个自由度的角速度中扣除由地球自转、载体沿地球表面运动等带来的角速度，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的旋转角速度；

(2)在三个加速度计分别实时测量载体坐标系相对于惯性空间坐标系纵向、横向、升降三个自由度的运动加速度中，去除重力加速度、哥氏加速度，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的加速度。

(3)姿态解算：得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的旋转角速度后，进行积分，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度(航向、俯仰和横滚)的姿态角度。

(4)速度及位置解算：得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的加速度后，进行一次积分，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度(纵向、横向、升降)的速度，进行二次积分，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度(纵向、横向、升降)的位置。

控制计算机接收以下信号：

(1)实时接受惯性导航系统发出的载体(直升机)坐标系相对于地理坐标系六个自由度(航向、俯仰、横滚、纵向、横向、升降)的运动信息(角速度、姿态角度、加速度、速度、位置)；

(2)实时接收动中通天线三轴伺服系统上角度传感器回传的天线各个轴(方位、俯仰、极化)的角度(即天线坐标系相对于载体坐标系统三轴姿态角度)；

(3)预先存储的目标卫星相对于地理坐标系的位置；

控制计算机将以上(1)、(2)、两组数据进行实时的矩阵转换，得到天线坐标系相对于地理坐标系六个自由度的运动信息，并与(3)中的数据进行实时的比较计算，得到天线对准目标卫星三个轴需要转动的角度和角速度。

控制计算机矩阵转换的原理如下：

坐标矩阵转换计算是指在惯性导航系统测得车辆体运动姿态的条件下，计算出动中通天线伺服方位角θ_cour、伺服仰角θ_pit和伺服极化角θ_roll。

计算中有导航系n,载体坐标系b,天线坐标系v三种坐标系。其中导航系n取地理坐标系(x-东,y-北,z-天)；载体坐标系的x轴、y轴、z轴分别指向载体的右、前、上；天线坐标系中y轴与天线指向一致，x轴指向天线面右侧,z轴指向天线上方。

天线坐标系至载体坐标系的转换矩阵为

载体坐标系至地理坐标系的转换矩阵为

天线坐标系至地理坐标系的转换矩阵为

对于天线伺服方位角和伺服仰角，可由卫星经度为λ_s得到卫星在地球直角坐标系下的坐标同时易得载体在地球直角坐标系下的坐标为则载体到卫星的矢量为

$R_{\mathrm{bs}}^e=\left[\begin{array}{c}{X}_s^e\\ Y_s^e\\ Z_s^e\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{X}_b^e\\ Y_b^e\\ Z_b^e\end{array}\right]---\left(1\right)$

将矢量坐标变换到载体坐标系b下，即

$R_{\mathrm{bs}}^b=C_n^b\·C_e^n\·R_{\mathrm{bs}}^e---\left(2\right)$

由上式得天线伺服仰角为

${\mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}={\tan }^{-1}\left(\frac{Z_{R_{\mathrm{bs}}^b}}{\sqrt{X_{R_{\mathrm{bs}}^b}^2+Y_{R_{\mathrm{bs}}^b}^2}}\right)---\left(3\right)$

天线伺服方位角主值为

${\mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}={\tan }^{-1}\left(\frac{X_{R_{\mathrm{bs}}^b}}{Y_{R_{\mathrm{bs}}^b}}\right)---\left(4\right)$

对于天线伺服极化角，取卫星发射向星下点的电波电场矢量谐振方向E₁，取天线接收电波的电场矢量谐振方向E₂，取E₃垂直于E₁和E₂。

E₃＝E₁×R_bs(5)

E₂＝R_bs×E₃(6)

将E₂矢量从e系变换到天线坐标系v下，有

$E_2^v=C_b^v\·C_n^b\·C_e^n\·E_2---\left(7\right)$

其中

$C_e^n=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin L\cos \mathrm{\λ}& -\sin L\sin \mathrm{\λ}& \cos L\\ \cos L\cos \mathrm{\λ}& \cos L\sin \mathrm{\λ}& \sin L\end{array}\right]---\left(8\right)$

$C_b^v=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos {\mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}& {\sin \mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}\\ 0& -{\sin \mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}& {\cos \mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{ccc}{\cos \mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}& {-\sin \mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}& 0\\ {\sin \mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}& \cos {\mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(9\right)$

$C_n^b=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& 0& -\sin \mathrm{\γ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\γ}& 0& \cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\θ}& \sin \mathrm{\θ}\\ 0& -\sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\ψ}& -\sin \mathrm{\ψ}& 0\\ \sin \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\ψ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(10\right)$

由式(7)得天线伺服极化角为

${\mathrm{\θ}}_{\mathrm{roll}}={\tan }^{-1}\left(\frac{Z_{{E_2}^v}}{X_{{E_2}^v}}\right)---\left(11\right)$

动中通天线三轴伺服系统根据控制计算机得到的天线方位角θ_cour、天线仰角θ_pit和天线极化角θ_roll，进行伺服转动。

直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置能够实现卫星天线的初始对星和实时跟踪卫星两个功能。

1)初始对星功能的实现。

系统的上位机给出直升机的初始地理坐标和所对卫星的名称；

系统中的控制计算机调出预先存储目标卫星相对于地理坐标系的位置，同时从惯性导航系统得到载体(直升机)坐标系相对于地理坐标系六个自由度的运动信息，从动中通天线三轴伺服系统的角度传感器得到天线坐标系相对于载体坐标系统三轴姿态角度。然后进行坐标矩阵转换得到天线对准目标卫星所需的天线方位角θ_cour、天线仰角θ_pit和天线极化角θ_roll，动中通天线三轴伺服系统各个轴转动到目标位置，使天线对准目标卫星。

这个过程在直升机静止和运动时均能实现。

2)跟踪卫星功能的实现

对星完成后，系统自动转入跟踪功能，惯性导航系统实时获得直升机在运动过程中航向、俯仰和横滚三个自由度的转动速度，实时的通过控制计算机向动中通天线三轴伺服系统发出反向的转动指令，使天线时刻保持对准卫星的状态。

直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置的技术特点为

1)自主对星：利用惯性导航系统完全实现自主对星，不依赖任何外界信号；

2)盲区对星：在没有卫星、GPS信号等情况下，可以进行对星和跟踪(只需要手动输入当地的经纬度)；

3)动态对/换星：可以在直升机飞行姿态下进行对星或切换通信卫星；

4)抗遮挡功能：卫星伺服跟踪性能不受直升机旋翼间歇性遮挡影响；

5)动态跟踪性能好：在直升机盘旋上升、盘旋下降、摇摆、急升、急降等大动态情况下保持天线跟踪卫星；

6)抗颠簸性能：直升机在遭遇气流剧烈颠簸时，通信不受影响。

附图说明

图1为本发明的装置的组成示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

实施例

如图1所示，直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置，该装置包括系统操作上位机、惯性导航系统、控制计算机和动中通天线三轴伺服系统。

系统操作上位机与控制计算机通过LAN口连接，惯性导航系统和控制计算机通过数据总线连接，控制计算机和动中通天线三轴伺服系统通过六路RS485串口连接。

使用惯性导航系统，测量和解算出直升机的航向、俯仰和横滚三个自由度的角度姿态和转速以及纵向、横向、升降三个自由度的位置和速度；控制计算机实时产生卫星天线对星指向信息，通过动中通天线三轴伺服系统实现天线的对星和跟踪。此装置不依赖任卫星信号等优势，不受直升机的旋翼遮挡干扰。

系统操作上位机向系统发出对星指令，指令包括卫星的信息和直升机初始的地理坐标(直升机所在经纬度，手动输入或通过GPS/北斗系统自动输入)。

惯性导航系统包括三个陀螺、三个石英加速度计和导航解算计算机。

三个陀螺(激光或光纤陀螺)分别实时测量惯性导航系统所安装载体(直升机)坐标系相对于惯性空间坐标系航向、俯仰和横滚三个自由度的角速度；三个石英加速度计分别实时测量载体坐标系相对于惯性空间坐标系纵向、横向、升降三个自由度的运动加速度；

导航解算计算机对三个陀螺和三个加速度计测量的数据进行导航解算处理以及坐标转换计算：

(1)在三个陀螺分别实时测量的载体坐标系相对于惯性空间坐标系航向、俯仰和横滚三个自由度的角速度中扣除由地球自转、载体沿地球表面运动等带来的角速度，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的旋转角速度；

(2)在三个加速度计分别实时测量载体坐标系相对于惯性空间坐标系纵向、横向、升降三个自由度的运动加速度中，去除重力加速度、哥氏加速度，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的加速度。

(3)姿态解算：得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的旋转角速度后，进行积分，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度(航向、俯仰和横滚)的姿态角度。

(4)速度及位置解算：得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的加速度后，进行一次积分，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度(纵向、横向、升降)的速度，进行二次积分，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度(纵向、横向、升降)的位置。

控制计算机接收以下信号：

(1)实时接受惯性导航系统发出的载体(直升机)坐标系相对于地理坐标系六个自由度(航向、俯仰、横滚、纵向、横向、升降)的运动信息(角速度、姿态角度、加速度、速度、位置)；

(2)实时接收动中通天线三轴伺服系统上角度传感器回传的天线各个轴(方位、俯仰、极化)的角度(即天线坐标系相对于载体坐标系统三轴姿态角度)；

(3)预先存储的目标卫星相对于地理坐标系的位置；

控制计算机将以上(1)、(2)、两组数据进行实时的矩阵转换，得到天线坐标系相对于地理坐标系六个自由度的运动信息，并与(3)中的数据进行实时的比较计算，得到天线对准目标卫星三个轴需要转动的角度和角速度。

控制计算机矩阵转换的原理如下：

坐标矩阵转换计算是指在惯性导航系统测得车辆体运动姿态的条件下，计算出动中通天线伺服方位角θ_cour、伺服仰角θ_pit和伺服极化角θ_roll。

计算中有导航系n,载体坐标系b,天线坐标系v三种坐标系。其中导航系n取地理坐标系(x-东,y-北,z-天)；载体坐标系的x轴、y轴、z轴分别指向载体的右、前、上；天线坐标系中y轴与天线指向一致，x轴指向天线面右侧,z轴指向天线上方。

天线坐标系至载体坐标系的转换矩阵为

载体坐标系至地理坐标系的转换矩阵为

天线坐标系至地理坐标系的转换矩阵为

对于天线伺服方位角和伺服仰角，可由卫星经度为λ_s得到卫星在地球直角坐标系下的坐标同时易得载体在地球直角坐标系下的坐标为则载体到卫星的矢量为

$R_{\mathrm{bs}}^e=\left[\begin{array}{c}{X}_s^e\\ Y_s^e\\ Z_s^e\end{array}\right]-\left[\begin{array}{c}{X}_b^e\\ Y_b^e\\ Z_b^e\end{array}\right]---\left(1\right)$

将矢量坐标变换到载体坐标系b下，即

$R_{\mathrm{bs}}^b=C_n^b\·C_e^n\·R_{\mathrm{bs}}^e---\left(2\right)$

由上式得天线伺服仰角为

${\mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}={\tan }^{-1}\left(\frac{Z_{R_{\mathrm{bs}}^b}}{\sqrt{X_{R_{\mathrm{bs}}^b}^2+Y_{R_{\mathrm{bs}}^b}^2}}\right)---\left(3\right)$

天线伺服方位角主值为

${\mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}={\tan }^{-1}\left(\frac{X_{R_{\mathrm{bs}}^b}}{Y_{R_{\mathrm{bs}}^b}}\right)---\left(4\right)$

对于天线伺服极化角，取卫星发射向星下点的电波电场矢量谐振方向E₁，取天线接收电波的电场矢量谐振方向E₂，取E₃垂直于E₁和E₂。

E₃＝E₁×R_bs(5)

E₂＝R_bs×E₃(6)

将E₂矢量从e系变换到天线坐标系v下，有

$E_2^v=C_b^v\·C_n^b\·C_e^n\·E_2---\left(7\right)$

其中

$C_e^n=\left[\begin{array}{ccc}-\sin \mathrm{\λ}& \cos \mathrm{\λ}& 0\\ -\sin L\cos \mathrm{\λ}& -\sin L\sin \mathrm{\λ}& \cos L\\ \cos L\cos \mathrm{\λ}& \cos L\sin \mathrm{\λ}& \sin L\end{array}\right]---\left(8\right)$

$C_b^v=\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos {\mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}& {\sin \mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}\\ 0& -{\sin \mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}& {\cos \mathrm{\θ}}_{\mathrm{pit}}\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{ccc}{\cos \mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}& {-\sin \mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}& 0\\ {\sin \mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}& \cos {\mathrm{\θ}}_{\mathrm{cour}}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(9\right)$

$C_n^b=\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\γ}& 0& -\sin \mathrm{\γ}\\ 0& 1& 0\\ \sin \mathrm{\γ}& 0& \cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{ccc}1& 0& 0\\ 0& \cos \mathrm{\θ}& \sin \mathrm{\θ}\\ 0& -\sin \mathrm{\θ}& \cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]\·\left[\begin{array}{ccc}\cos \mathrm{\ψ}& -\sin \mathrm{\ψ}& 0\\ \sin \mathrm{\ψ}& \cos \mathrm{\ψ}& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]---\left(10\right)$

由式(7)得天线伺服极化角为

${\mathrm{\θ}}_{\mathrm{roll}}={\tan }^{-1}\left(\frac{Z_{{E_2}^v}}{X_{{E_2}^v}}\right)---\left(11\right)$

动中通天线三轴伺服系统根据控制计算机得到的天线方位角θ_cour、天线仰角θ_pit和天线极化角θ_roll，进行伺服转动。

直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置能够实现卫星天线的初始对星和实时跟踪卫星两个功能。

1)初始对星功能的实现。

系统的上位机给出直升机的初始地理坐标和所对卫星的名称；

系统中的控制计算机调出预先存储目标卫星相对于地理坐标系的位置，同时从惯性导航系统得到载体(直升机)坐标系相对于地理坐标系六个自由度的运动信息，从动中通天线三轴伺服系统的角度传感器得到天线坐标系相对于载体坐标系统三轴姿态角度。然后进行坐标矩阵转换得到天线对准目标卫星所需的天线方位角θ_cour、天线仰角θ_pit和天线极化角θ_roll，动中通天线三轴伺服系统各个轴转动到目标位置，使天线对准目标卫星。

这个过程在直升机静止和运动时均能实现。

2)跟踪卫星功能的实现

对星完成后，系统自动转入跟踪功能，惯性导航系统实时获得直升机在运动过程中航向、俯仰和横滚三个自由度的转动速度，实时的通过控制计算机向动中通天线三轴伺服系统发出反向的转动指令，使天线时刻保持对准卫星的状态。

直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置的技术特点为

1)自主对星：利用惯性导航系统完全实现自主对星，不依赖任何外界信号；

2)盲区对星：在没有卫星、GPS信号等情况下，可以进行对星和跟踪(只需要手动输入当地的经纬度)；

3)动态对/换星：可以在直升机飞行姿态下进行对星或切换通信卫星；

4)抗遮挡功能：卫星伺服跟踪性能不受直升机旋翼间歇性遮挡影响；

5)动态跟踪性能好：在直升机盘旋上升、盘旋下降、摇摆、急升、急降等大动态情况下保持天线跟踪卫星；

6)抗颠簸性能：直升机在遭遇气流剧烈颠簸时，通信不受影响。

Claims (6)

1.直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置，其特征在于：该装置包括系统操作上位机、惯性导航系统、控制计算机和动中通天线三轴伺服系统；

系统操作上位机与控制计算机通过LAN口连接，惯性导航系统和控制计算机通过数据总线连接，控制计算机和动中通天线三轴伺服系统通过六路RS485串口连接；

使用惯性导航系统，测量和解算出直升机的航向、俯仰和横滚三个自由度的角度姿态和转速以及纵向、横向、升降三个自由度的位置和速度；

控制计算机实时产生卫星天线对星指向信息，通过动中通天线三轴伺服系统实现天线的对星和跟踪；

系统操作上位机向系统发出对星指令，指令包括卫星的信息和直升机初始的地理坐标；

控制计算机接收以下信号：

(1)实时接收惯性导航系统发出的载体直升机坐标系相对于地理坐标系六个自由度的运动信息；六个自由度为航向自由度、俯仰自由度、横滚自由度、纵向自由度、横向自由度和升降自由度；运动信息为角速度、姿态角度、加速度、速度、位置；

(2)实时接收动中通天线三轴伺服系统上角度传感器回传的天线各个轴的角度；各个轴为方位轴、俯仰轴和极化轴；

(3)预先存储的目标卫星相对于地理坐标系的位置；

控制计算机将以上步骤(1)中六个自由度的运动信息数据和步骤(2)中各个轴的角度数据进行实时的矩阵转换，得到天线坐标系相对于地理坐标系六个自由度的运动信息，并与(3)中的数据进行实时的比较计算，得到天线对准目标卫星三个轴需要转动的角度和角速度。

2.根据权利要求1所述的直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置，其特征在于：直升机所在经纬度，手动输入或通过GPS/北斗系统自动输入。

3.根据权利要求1所述的直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置，其特征在于：惯性导航系统包括三个陀螺、三个石英加速度计和导航解算计算机。

4.根据权利要求3所述的直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置，其特征在于：三个陀螺分别实时测量惯性导航系统所安装载体直升机坐标系相对于惯性空间坐标系航向、俯仰和横滚三个自由度的角速度；三个陀螺为三个激光陀螺或三个光纤陀螺。

5.根据权利要求3所述的直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置，其特征在于：三个石英加速度计分别实时测量载体坐标系相对于惯性空间坐标系纵向、横向、升降三个自由度的运动加速度。

6.根据权利要求3所述的直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置，其特征在于：导航解算计算机对三个陀螺和三个加速度计测量的数据进行导航解算处理以及坐标转换计算：

(1)在三个陀螺分别实时测量的载体坐标系相对于惯性空间坐标系航向、俯仰和横滚三个自由度的角速度中扣除由地球自转、载体沿地球表面运动带来的角速度，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的旋转角速度；

(2)在三个加速度计分别实时测量载体坐标系相对于惯性空间坐标系纵向、横向、升降三个自由度的运动加速度中，去除重力加速度、哥氏加速度，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的加速度；

(3)姿态解算：得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的旋转角速度后，进行积分，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的姿态角度，三个自由度为航向自由度、俯仰自由度和横滚自由度；

(4)速度及位置解算：得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的加速度后，进行一次积分，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的速度，进行二次积分，得到载体坐标系相对于地理坐标系三个自由度的位置，三个自由度为纵向自由度、横向自由度和升降自由度。