Con la aparición de numerosas constelaciones de satélites en órbita terrestre baja (LEO) como Iridium-Next, Globalstar, Orbcomm, Starlink y OneWeb, la idea de considerar sus señales de bajada como una fuente de mediciones de pseudorango y tasa de pseudorango se ha vuelto increíblemente atractiva para la comunidad. Los satélites LEO podrían ser una alternativa confiable para entornos o situaciones en las que el sistema global de navegación por satélite (GNSS) está bloqueado o es inaccesible. En este artículo, presentamos un nuevo método de alineación en vuelo para un sistema de navegación inercial montado en un soporte (SINS) utilizando mediciones de desplazamiento Doppler obtenidas de satélites LEO de una o varias constelaciones y una técnica de rotación aplicada a la unidad de medida inercial (IMU). En primer lugar, un algoritmo de posicionamiento Doppler regular basado en el filtro de Kalman extendido (EKF) calcula los estados del receptor. Este sistema se considera como un bloque esclavo. En paralelo, un INS maestro estima la posición, velocidad y actitud del sistema. En segundo lugar, se formula el modelo de espacio de estados linealizado de los errores del INS. El modelo de alineación tiene en cuenta la obtención de los errores del INS mediante un filtro de Kalman. Las mediciones de este sistema son la diferencia en las salidas de los sistemas maestro y esclavo. En tercer lugar, dado que el rango de observabilidad del sistema no es suficiente para estimar todos los parámetros, se simuló una secuencia de rotación de IMU de doble eje discreto. Al aumentar el rango de observabilidad del sistema, se estimaron todos los estados. Se realizaron dos experimentos con diferentes satélites en el cielo y números de constelaciones: uno para un vehículo terrestre y otro para un pequeño vehículo aéreo. Finalmente, los resultados mostraron una mejora significativa en comparación con el INS independiente y el método de posicionamiento Doppler regular. El error de la prueba en tierra alcanzó alrededor de 26 m. Este error para la prueba de vuelo se demostró en diferentes intervalos de tiempo desde el punto de partida de la trayectoria. El método propuesto mostró una mejora del 180% en precisión en comparación con el método de posicionamiento Doppler durante hasta 4.5 minutos después de bloquear el GNSS.