CN107483121A - 一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方法，根据惯导性能的分阶段处理方案，阶段一、阶段二充分利用惯导性能实现信号遮挡的零等待恢复，阶段三利用惯导的低精度，通过正弦扫描实现快速寻星，阶段四进行360度大范围寻星；针对检测卫星信号是否丢失，提出了一种信号连续为零的检测方法，可以准确判断卫星信号是否被遮挡；依靠惯导跟踪阶段，给出了惯导漂移容忍时间的概念，并分析了对其影响的相关因素及预估公式。正弦扫描阶段，通过正弦扫描弥补惯导航向精度的降低，给出了正弦扫描的控制方法，实现正弦扫描范围的递增，扫描到信号后并给出了针对惯导安装在天线转台上的惯导航向角反解计算方法及惯导补偿方法，实现对惯导航向的校准。

Description

一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方法

技术领域

本发明属于卫星通讯技术领域，具体涉及一种动中通天线的信号遮挡检测及 恢复方法，适用于低成本惯导跟踪的动中通系统。

背景技术

近年来，受运动中远程、宽带多媒体应急通信需求的驱动，一种新的卫星 通信技术——动中通卫星通信(Satcom On-the-Move,SOTM)应运而生，并得到 快速发展。动中通卫星通信的实质是基于固定卫星服务(Fixed Satellite Service,FSS)资源而实现的宽带移动卫星通信。动中通系统集成于飞机、轮船、 汽车等移动载体上，能在快速运动中实时传递语音、数据和视频等多媒体信息。 动中通具有机动灵活、通信能力强、可靠性高等特点，在军事领域能够提供各 作战单元运动中远程卫星通信服务，实现公共态势图互知，达到对作战部队不 间断的指挥控制和真正意义上的联合作战。另外，动中通还广泛地应用于车载、 轮船、飞机的电视接收和通信保障服务，公安、消防的现场指挥，大型的语音 和视频会议，银行、交通管理以及其它大型的管理调度系统。总之，凭借其出 色的超视距传输能力和系统独立性，动中通在军用和民用两方面都具有广阔的 应用前景。

在动中通使用过程中，尤其是车载动中通会受到周围障碍物的遮挡，Ku频 段的电磁波长只有几厘米，当目标卫星受到高楼、广告牌、天桥、涵洞等障碍 物的视线遮挡时，动中通将无法收到信号。根据动中通天线波束宽度、障碍物 尺寸以及两者之间的位置关系，视线遮挡可分为部分遮挡和完全遮挡。在部分 遮挡的条件下，如电线杆、广告牌等障碍物的遮挡，接收机仍然能接收到部分 信号，但接收的信号幅度会减小。在完全遮挡条件下，例如道路旁的高楼和涵 洞的遮挡，接收机收不到信号，卫星通信将会阻断。快速准确检测遮挡，并且 在遮挡消失后快速恢复跟踪是确保动中通可靠通信的必然条件，也是衡量动中通性能的重要指标。

使用低成本惯导跟踪的动中通系统，由于惯导航向存在漂移，需要利用卫 星信号不断修正天线方位指向，并对惯导航向校准，长时间运行依赖卫星信号。 动中通使用过程中不可避免的会出现信号遮挡问题，尤其是车载动中通，当出 现遮挡后如何快速检测遮挡，并且信号遮挡消失后如何快速恢复对卫星信号跟 踪，是动中通工程应用中需要解决的关键问题。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是提供一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方 法，可实现快速检测和恢复信号遮挡。

一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方法，包括如下步骤：

步骤1、动中通天线初始化完成，通过360度旋转寻星，对准卫星进入卫星 跟踪状态；

步骤2、判断天线的信标信号值AGC是否为0：如果为0，执行步骤3；如果 不为0，执行步骤4；

步骤3、判断AGC信号是否在规定时间内连续为0：如果是，执行步骤5；如 果否，返回步骤2；

步骤4、在AGC不为0且AGC小于设定的部分遮挡阈值，则认停止对应周期 圆锥扫描调整功能，返回执行步骤2，直到信号恢复超过阈值则重新启动新周期 圆锥扫描，再次执行步骤2；

步骤5、依靠惯导跟踪卫星，并计算惯导航向漂移误差容忍时间，执行下一 步；

步骤6、判断信号遮挡时间是否超出惯导航向漂移误差容忍时间：

当未超出容忍时间，则认为惯导解算结果准确，用惯导输出的结果解算天线 指向，实现天线的运动跟踪，返回步骤2；

当超出容忍时间，执行步骤7；

步骤7、进入天线正弦扫描寻星阶段，即在方位误差基础上叠加如下余弦位 置函数ΔA，实现天线指向按照正弦扫描轨迹：

其中，A_add为扫描幅度控制系数，N为扫描幅度控制变量，M为节拍控制变量， 控制节拍为w_agc单位为ms，即每w_agc毫秒记录一次AGC的值；正弦扫描周期为w_cos；

步骤8、在天线正弦扫描前设定AGC_max为0，扫描期间每节拍检测AGC，并与 AGC_max比较，当AGC＞AGC_max时，更新AGC_max值为当前AGC值，并记录此时的横滚角、 俯仰角和航向角k1；在每个正弦扫描的1/4周期和3/4周期时刻检查AGC_max是否 等于零：如果AGC_max为零，则继续执行正弦扫描运动；如果AGC_max不为零，则认 为信号遮挡消失，并扫描到卫星，执行步骤9；

步骤9、航向角校准，具体为：扫描到卫星之后根据记录AGC_max最大值处的 横滚角和俯仰角反解此时惯导的航向角k2，用解算的航向角k2减去航向角k1，得 到航向偏差角Δk_err；用航向偏差角Δk_err修正惯导当前输出的航向角k3，则此时实 际的航向角k3+Δk_err，完成航向角校准；校准完成后调整天线对准卫星，进入跟踪 状态，实现遮挡恢复。然后返回步骤2；如果正弦扫描幅度达到了预先设定最大 值N_MAX，仍然没有搜索到卫星信号，则执行步骤10，进入阶段四360度寻星；

步骤10、天线进入360度寻星阶段。

较佳的，所述步骤3中，判断AGC信号是否在规定时间内连续为0方法如下：

记录每个t时间点所检测到的信标信号AGC(t)并将其赋值给AGClast(t)，即AGClast(t)＝AGC(t)；

当检测到在t+1时刻信标信号AGC(t+1)＝0，如果AGClast(t)＝0，则设置计数器进行加1操作，如果AGClast(t)≠0则清空计数器；如果在t+1时刻AGC(t+1)≠0同时清空 计数器；

当计数器值为300时，即AGC信号在设定的时间内连续为0。

较佳的，所述步骤5中，惯导航向漂移误差容忍时间为： T_ins__err＝(A_beam/V_inserr)×10×60/2，其中，A_beam为天线的方位波束角，V_{ins_err}为惯导航向静态 漂移速度。

较佳的，所述步骤10中,360度寻星的具体方法为：

1)初始化AGC_max＝0，控制天线在方位方向上旋转360度，并根据姿态实时 调整天线俯仰角，使其指向卫星所在俯仰角度；在天线进行360度旋转过程中， 检测AGC的值：当AGC大于设定的最大值AGC_max时，更新AGC_max值为当前AGC值， 并记录此时的横滚角、俯仰角和航向角k1′；

2)360度旋转结束后，检查AGC_max是否为0：如果AGC_max为0，则认为没有找 到卫星，继续360度旋转寻找卫星，直至找到卫星；如果AGC_max不为0，则认为 找到卫星，执行下一步；

3)找到卫星之后根据记录AGC_max最大值处的横滚角、俯仰角反解此时惯导 的航向角k2′；用解算的航向角k2减去航向角k1′，得到航向偏差角Δk′_err；用航向偏 差角Δk′_err修正惯导当前输出的航向角k3′，则此时实际的航向角k3′+Δk′_err，完成航向 角校准；校准完成后调整天线对准卫星，进入跟踪状态，实现遮挡恢复。

本发明具有如下有益效果：

本发明提出根据惯导性能的分阶段处理方案，阶段一、阶段二充分利用惯 导性能实现信号遮挡的零等待恢复，阶段三利用惯导的低精度，通过正弦扫描 实现快速寻星，阶段四进行360度大范围寻星。针对检测卫星信号是否丢失， 本发明提出了一种信号连续为零的检测方法，可以准确判断卫星信号是否被遮 挡。依靠惯导跟踪阶段，给出了惯导漂移容忍时间的概念，并分析了对其影响 的相关因素及预估公式。正弦扫描阶段，通过正弦扫描弥补惯导航向精度的降 低，给出了正弦扫描的控制方法，实现正弦扫描范围的递增，扫描到信号后并 给出了针对惯导安装在天线转台上的惯导航向角反解计算方法及惯导补偿方 法，实现对惯导航向的校准。360度寻星阶段，给出天线旋转过程中实时俯仰角 解算公式，扫描到信号后并给出了针对惯导安装在天线转台上的惯导航向角反 解计算方法及惯导补偿方法，实现对惯导航向的校准。

通过以上一整套完善的卫星信号遮挡检测及恢复处理方法，可以使动中通 应对任何遮挡状况，实现动中通天线的稳定运行。

附图说明

图1为瑞特公司RIU300惯导航向漂移速度曲线图。

图2为本发明中正弦扫描幅度递增图。

图3为车载动中通天线被遮挡示意图。

图4为本发明的方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明的一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方法，分四个阶段对遮挡 进行处理，包括阶段一遮挡检测阶段、阶段二依靠惯导跟踪阶段、阶段三正弦 扫描快速寻星阶段、阶段四360度扫描寻星阶段，其中阶段一和阶段二可以实 现零等待恢复，阶段三可以实现快速恢复。具体方案实现细节如下。

步骤1、首先天线初始化完成，通过360度旋转寻星(与遮挡恢复第四阶段 过程相同)，对准卫星进入卫星跟踪状态。无遮挡情况下，天线依靠惯导跟踪实 现载体的运动隔离保证天线指向的精度，其间通过圆锥扫描运动(卫星搜索到 信标信号后，通过让天线绕转轴较小范围转动，使天线指向轨迹呈椭圆状，每 一圈通过信标机记录下椭圆上上下左右四个点的信号强度，根据这四点的信号 强度找到卫星信号最强点，即卫星真正位置，来调整天线指向。)不断修正卫星 指向，实现卫星信号闭环的精细跟踪，并根据卫星信号实现惯导的航向校准。

步骤2、天线在卫星跟踪状态下，会执行阶段一遮挡检测处理流程，根据信 标信号值AGC的变化情况进行遮挡检测，信号遮挡分为以下两种情况：部分遮 挡和全部遮挡。

无遮挡情况下，卫星信号跟踪平稳，当出现部分遮挡情况，例如路旁树木、 电线杆等障碍物，信号会下降，破坏圆锥扫描调整功能和惯导校准。载体行驶 过程中，此情况影响时间较短，一般不超过2s，对整个跟踪影响较小，对通信 质量会有一定影响。部分遮挡信号变化如图3所示。

因此，判断AGC是否为0：如果为0，执行步骤3；如果不为0，执行步骤4；

步骤3、全部遮挡：当出现全部遮挡，例如高楼、涵洞，AGC信号丢失变为 0，此时通信会中断。检测及处理方法，当检测到AGC信号为0时，此时会停止 圆锥扫描调整功能，并判断AGC信号是否连续为0，规定时间内AGC信号如果恢 复(不为0)，返回步骤2，恢复正常天线跟踪状态；如果一直为0，则认为信号 被完全遮挡，执行步骤5；

其中，本步骤中的AGC信号连续为0检测方法如下：

记录每个t时间点所检测到的信标信号AGC(t)并将其赋值给AGClast(t)，即AGClast(t)＝AGC(t)。

当检测到在t+1时刻信标信号AGC(t+1)＝0，如果AGClast(t)＝0则设置计数器进行 加1操作，如果AGClast(t)≠0则清空计数器。如果在t+1时刻AGC(t+1)≠0同时清空计数器。

当计数器值为300时，即AGC信号连续3s(AGC检测周期为10ms)为0，则 认为信号被完全遮挡，进入遮挡处理第二阶段。

步骤4、在AGC不为0且AGC小于部分遮挡阈值，则认为出现部分遮挡。此 时停止对应周期圆锥扫描调整功能，返回执行步骤2，直到信号恢复超过阈值则 重新启动新周期圆锥扫描，同样执行步骤2。此处理可以避免遮挡信号干扰，造 成错误的圆锥扫描调整。

步骤5、进入阶段二依靠惯导跟踪阶段，此阶段信号为完全遮挡。通过卫星 信号反解校准航向功能失效，此时惯导输出航向角会产生漂移，导致天线会出 现方位指向误差；

其中，本步骤中，惯导航向角漂移误差与惯导中陀螺仪的零漂和精度有关， 并随着时间积累不断增加。惯导航向角漂移误差无法直接测量，可通过时间估 算，处理方式如下：

假设惯导航向漂移误差容忍时间为T_{ins_err}单位为s，天线的方位波束角为A_beam单位为度，惯导航向静态漂移速度为V_{ins_err}单位为°/10min，则可求得惯导航向漂移 误差容忍时间的值为：

T_{ins_err}＝(A_beam/V_inserr)*10*60/2

其中*10*60操作为时间单位换算，/2操作是因为惯导动态漂移速度会比静态 漂移速度大，在估算时间上留一定余量。瑞特公司RIU300惯导航向漂移速度如 图1所示。

在时间T_{ins_err}内，如果信号遮挡，则惯导通过姿态闭环跟踪和运动隔离进行 跟踪(通过惯导输出的载体姿态信息解算天线的指向，进而隔离载体姿态的变 化)，如果信号遮挡消失，则认为天线指向精度在天线波束角范围内，信号可以 实现零等待恢复。超过时间T_{ins_err},则认为天线航向指向精度超出天线波束角，信 号遮挡消失后天线信号丢失，不能零等待恢复，进入遮挡处理阶段三正弦扫描 快速寻星。

步骤6、判断信号遮挡时间是否超出惯导航向漂移误差容忍时间，即判断方 位误差是否在天线波束角范围内：

当未超出容忍时间，即方位误差在天线波束角范围内，则认为惯导输出的 结果准确，可以实现零等待恢复，用惯导输出的结果解算天线指向，实现天线 的运动跟踪，返回步骤2；

当超出容忍时间，即方位误差超过天线波束角范围，则信号遮挡消失后天 线信号丢失，不能零等待恢复，需要通过正弦扫描快速寻星，执行步骤7；

步骤7、进入阶段三正弦扫描寻星阶段。此时，虽然天线航向指向精度超出 天线波束角，但惯导依然保持一定的航向指向精度，利用该精度通过正弦扫描 弥补精度损失，实现快速寻星。正弦扫描控制及遮挡恢复方法如下所述：

假设控制节拍为w_agc单位为ms，即每w_agc毫秒记录一次AGC的值，正弦扫描周 期为w_co_s单位为s，因此在每次正弦扫描过程中所产生的节拍数为1000w_cos/w_agc。扫 描幅度控制系数为A_add单位为°/w_cos(°/周期)其中A_add的值一般大于惯导静止漂 移速度两倍，来保证正弦扫描的有效性。N为扫描幅度控制变量，取正整数，N 的最大值决定扫描的最大幅度，根据最大扫描角度设定。M为节拍控制变量，M 取值为0～1000w_cos/w_agc。在方位误差基础上叠加如下余弦位置函数，实现天线指向 按照正弦扫描轨迹。

其中，设定正余弦扫描周期为2s,控制节拍为10ms,则每一正弦扫描周期内 包含200节拍，即M∈[0,200]。由于A_add的值一般大于惯导静止漂移速度两倍，以 瑞特公司RIU300系列惯导测试数据为例，如图1所示静止漂移速度约为1° /min，根据上述原则，则求得A_add为1/15°/周期(2S)。每周期N加1，实现正 弦增幅扫描，设定N的最大值为100，N增加到100时停止扫描，该实例实现效 果如图2所示，其中N取20。上述正弦扫描控制方法，不受载体姿态及航向变 化的影响，扫描过程中俯仰角做如下动态调整，实现对卫星俯仰角的跟踪。

步骤8、在天线正弦扫描前设定AGC_max为0，扫描期间每节拍检测AGC，并与AGC_max比较，当AGC＞AGC_max时，更新AGC_max值为当前AGC值，并记录此时的横滚角、 俯仰角和航向角k1。在每个正弦扫描的1/4周期和3/4周期时刻(扫描运动两个 端点)检查AGC_max是否等于零：如果AGC_max为零，则继续进行正弦扫描；如果AGC_max不为零，则认为信号遮挡消失，并扫描到卫星，执行步骤9；

步骤9、航向角补偿。扫描到卫星之后根据记录AGC_max最大值处的横滚角、 俯仰角反解此时惯导的航向角k2，解算过程为：

由现有已知结论得在地理坐标系(东北天坐标系)下，设天线经度为λ_e，天 线纬度为卫星经度为λ_s，地球平均半径为R_e(R_e≈6371.4km)，地球同步卫星距地 球表面距离H(H≈35785km)的情况下，天线理论对星的方位角度Az与俯仰角度El为：

则取地理坐标系下，天线指向卫星方向上的单位向量在该坐标系各轴的 投影得：

由于惯导安装在转台上且x轴为横滚轴朝前，z轴为方位轴朝下，y轴为俯 仰轴与x轴z轴构成右手系，若令k，β，α分别代表惯导输出的航向角，俯仰角， 横滚角，则该伺服系统构成的捷联矩阵为：

则将大地坐标系下单位向量三轴的分量转化到天线转台坐标系得：

得

在天线转台坐标系中，由于天线指向卫星，则天线方位误差角ΔA为：

由于在该公式中地理坐标系下的方位角、地理坐标系下俯仰角与惯导输出 的俯仰角与横滚角都为已知量，且天线对准卫星，卫星在方位转盘坐标系中的 方位角恒等于0，令ΔA＝0得到:

cosαcosβElsin(Az-k)+sinαsinβcosElcos(Az-k)-sinαcosβsinEl)＝0

解得航向角

令k＝k2则航向角k2减去AGC_max处记录的航向角k1为航向偏差角Δk_err，此时惯 导输出的航向角为k3，则此时实际的航向角k3+Δk_err，即为准确的航向角，用于校 准此时的惯导航向角。

校准完成后调整天线对准卫星，进入跟踪状态，实现遮挡恢复。如果正弦 扫描结束时，正弦扫描幅度达到了预先设定值N_MAX，仍然没有搜索到卫星信号， 则进入阶段四360度寻星。正弦扫描幅度递增图如图2所示。

步骤10、进入阶段四360度寻星。在该阶段认为惯导航向完全失效，进行 360度寻星。360度寻星方法如下所述：

1)初始化AGC_max＝0，控制天线旋转360度，并根据姿态实时调整天线俯仰 角，使其指向卫星所在俯仰角度。实时俯仰角计算推理如下：

设转台坐标系下，设天线俯仰角为E则天线法向单位向量为：

已知惯导输出的航向角k、俯仰角β、横滚角α则转台坐标系到地理坐标系 下的变换矩阵为：

则地理坐标系下对应天线法向单位向量为：

在地理坐标系下，已知卫星的俯仰角为El则：

由此解得天线坐标系下天线的俯仰角为：

AGC采样节拍为10ms，当AGC大于AGC_max时，更新AGC_max值为当前AGC值，并 记录此时的横滚角、俯仰角。

2)360度旋转结束，检查AGC_max是否为0，如果AGC_max为0，则认为没有找到 卫星，继续360度旋转寻找卫星，直至找到卫星(AGC_max不为0)，如果AGC_max不 为0，则认为找到卫星。

找到卫星之后根据记录AGC_max最大值处的横滚角、俯仰角反解此时惯导的航 向角k2，由阶段三推导过程已知：

令k＝k2，则航向角k2减去AGC_max处记录的航向角k1为航向偏差角Δk_err，此时 惯导输出的航向角为k3，则此时实际的航向角k3+Δk_err，即为准确的航向角，用于 校准此时的惯导航向角。校准完成后调整天线对准卫星，进入跟踪状态，实现 遮挡恢复。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保 护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等， 均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1、动中通天线初始化完成，通过360度旋转寻星，对准卫星进入卫星跟踪状态；

步骤2、判断天线的信标信号值AGC是否为0：如果为0，执行步骤3；如果不为0，执行步骤4；

步骤3、判断AGC信号是否在规定时间内连续为0：如果是，执行步骤5；如果否，返回步骤2；

步骤4、在AGC不为0且AGC小于设定的部分遮挡阈值，则认停止对应周期圆锥扫描调整功能，返回执行步骤2，直到信号恢复超过阈值则重新启动新周期圆锥扫描，再次执行步骤2；

步骤5、依靠惯导跟踪卫星，并计算惯导航向漂移误差容忍时间，执行下一步；

步骤6、判断信号遮挡时间是否超出惯导航向漂移误差容忍时间：

当未超出容忍时间，则认为惯导解算结果准确，用惯导输出的结果解算天线指向，实现天线的运动跟踪，返回步骤2；

当超出容忍时间，执行步骤7；

步骤7、进入天线正弦扫描寻星阶段，即在方位误差基础上叠加如下余弦位置函数ΔA，实现天线指向按照正弦扫描轨迹：

<mrow> <mi>&amp;Delta;</mi> <mi>A</mi> <mo>=</mo> <msub> <mi>A</mi> <mrow> <mi>a</mi> <mi>d</mi> <mi>d</mi> </mrow> </msub> <mi>N</mi> <mi> </mi> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mfrac> <mrow> <mn>2</mn> <mi>&amp;pi;</mi> <mi>M</mi> </mrow> <mrow> <mn>1000</mn> <msub> <mi>w</mi> <mi>cos</mi> </msub> <mo>/</mo> <msub> <mi>w</mi> <mrow> <mi>a</mi> <mi>g</mi> <mi>c</mi> </mrow> </msub> </mrow> </mfrac> <mo>)</mo> </mrow> </mrow>

其中，A_add为扫描幅度控制系数，N为扫描幅度控制变量，M为节拍控制变量，控制节拍为w_agc单位为ms，即每w_agc毫秒记录一次AGC的值；正弦扫描周期为w_cos；

步骤8、在天线正弦扫描前设定AGC_max为0，扫描期间每节拍检测AGC，并与AGC_max比较，当AGC＞AGC_max时，更新AGC_max值为当前AGC值，并记录此时的横滚角、俯仰角和航向角k1；在每个正弦扫描的1/4周期和3/4周期时刻检查AGC_max是否等于零：如果AGC_max为零，则继续执行正弦扫描运动；如果AGC_max不为零，则认为信号遮挡消失，并扫描到卫星，执行步骤9；

步骤9、航向角校准，具体为：扫描到卫星之后根据记录AGC_max最大值处的横滚角和俯仰角反解此时惯导的航向角k2，用解算的航向角k2减去航向角k1，得到航向偏差角Δk_err；用航向偏差角Δk_err修正惯导当前输出的航向角k3，则此时实际的航向角k3+Δk_err，完成航向角校准；校准完成后调整天线对准卫星，进入跟踪状态，实现遮挡恢复。然后返回步骤2；如果正弦扫描幅度达到了预先设定最大值N_MAX，仍然没有搜索到卫星信号，则执行步骤10，进入阶段四360度寻星；

步骤10、天线进入360度寻星阶段。

2.如权利要求1所述的一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方法，其特征在于，所述步骤3中，判断AGC信号是否在规定时间内连续为0方法如下：

记录每个t时间点所检测到的信标信号AGC(t)并将其赋值给AGClast(t)，即AGClast(t)＝AGC(t)；

当检测到在t+1时刻信标信号AGC(t+1)＝0，如果AGClast(t)＝0，则设置计数器进行加1操作，如果AGClast(t)≠0则清空计数器；如果在t+1时刻AGC(t+1)≠0同时清空计数器；

当计数器值为300时，即AGC信号在设定的时间内连续为0。

3.如权利要求1所述的一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方法，其特征在于，所述步骤5中，惯导航向漂移误差容忍时间为：T_{ins_err}＝(A_beam/V_inserr)×10×60/2，其中，A_beam为天线的方位波束角，V_{ins_err}为惯导航向静态漂移速度。

4.如权利要求1所述的一种动中通天线的信号遮挡检测及恢复方法，其特征在于，所述步骤10中,360度寻星的具体方法为：

1)初始化AGC_max＝0，控制天线在方位方向上旋转360度，并根据姿态实时调整天线俯仰角，使其指向卫星所在俯仰角度；在天线进行360度旋转过程中，检测AGC的值：当AGC大于设定的最大值AGC_max时，更新AGC_max值为当前AGC值，并记录此时的横滚角、俯仰角和航向角k1′；

2)360度旋转结束后，检查AGC_max是否为0：如果AGC_max为0，则认为没有找到卫星，继续360度旋转寻找卫星，直至找到卫星；如果AGC_max不为0，则认为找到卫星，执行下一步；

3)找到卫星之后根据记录AGC_max最大值处的横滚角、俯仰角反解此时惯导的航向角k2′；用解算的航向角k2减去航向角k1′，得到航向偏差角Δk′_err；用航向偏差角Δk′_err修正惯导当前输出的航向角k3′，则此时实际的航向角k3′+Δk′_err，完成航向角校准；校准完成后调整天线对准卫星，进入跟踪状态，实现遮挡恢复。