CN201673260U - 一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置 - Google Patents

Abstract

一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置，它包括上位机通信模块、信息处理模块、信号处理模块和总线信息交互模块；该上位机通信模块通过RS232串行接口与信息处理模块连接，该信息处理模块通过数字信号处理器即DSP和现场可编程门阵列即FPGA芯片之间的总线接口逻辑与总线信息交互模块连接，该信号处理模块通过DSP和FPGA芯片之间的总线接口逻辑与总线信息交互模块连接；所述上位机通信模块是在PC机上构建的系统显控界面软件，它的功能是进行模拟器系统初始化操作，设置模拟初始参数和控制信息；所述信息处理模块在DSP芯片中实现；所述信号处理模块在FPGA芯片中实现；所述总线信息交互模块由总线信息交互模块由DSP读数逻辑、DSP写数逻辑和中断函数构成。

Description

一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置

(一)技术领域

本实用新型涉及一种卫星信号模拟器，尤其涉及一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置。它属于卫星定位导航技术领域。

(二)背景技术

在卫星导航定位系统中，导航接收机安装在载体上，其接收的信号含有载体动态引起的多普勒频移，同时信号经过空间传播，不可避免地受到各种误差源的影响，信号在接收时刻的状态已不同于发射时刻状态，这种差别与载体位置、动态特性、测量时间、应用环境等有关。信号模拟器作为卫星导航系统和各种接收设备研制的关键环节和测试工具，能够在卫星不在轨的条件下为导航系统中的地面系统研制、建设和测试提供一个可靠、稳定、准确和易用的仿真和测试环境。卫星信号模拟器能够灵活模拟各类测试环境，检验载体武器和地面系统的功能和性能指标是否满足研制要求、信息流程及处理算法是否合理、各模块之间接口关系是否正确，从而为系统验收及实弹实验提供依据，同时对整个系统的能力进行评估。在卫星信号实时模拟过程中，实时可见星判断和增减可见星操作是一项关键技术难点。

载体高动态环境下的可见星判断通过计算卫星与接收机之间的仰角和方位角实现。通过星历中轨道参数和卫星初始参数计算得到卫星的位置，再根据接收机的运动轨迹计算出二者的相对位置，利用卫星与接收机之间的仰角计算进行可见星判断。

信号模拟器的可见星计算原理是以载体接收机天线位置为原点，建立相对坐标系，计算卫星在该坐标系中的位置，从而计算出卫星相对于接收机天线的仰角，进而判断卫星是否可见。这部分的步骤如下：

1.以导航接收机天线位置为原点，XoY平面与地球相切，Y轴指向正北，X轴在XoY平面内与Y轴垂直指向东，Z轴与XoY平面垂直指向地球球体外侧。计算出卫星在该坐标系中的位置(X，Y，Z)。

2.计算出卫星相对于接收机天线的仰角EL。

$\mathrm{EL}=\arctan \left(\frac{Z}{\sqrt{X^2+Y^2}}\right)\·180/\mathrm{\π}$

3.由仰角判断该颗卫星是否可见。

设立可见星仰角门限EL_MIN，如果EL≥EL_MIN，则该颗卫星可见，否则该颗卫星不可见。由于当卫星仰角十分接近0°时，由电离层引起的测距误差会急剧增大，所以一般设置EL_MIN在5°左右。

当模拟器进行真实卫星信号的长时间模拟时，需要根据载体运动状态实时计算卫星与接收机的相对位置，并进行可见星判断。在仿真过程中必然会出现卫星增加或减少的现象，在此情况下，只有保证新出现卫星或即将消失卫星信号模拟通道与其他正常信号模拟通道时序完全同步且位置计算精确，才能使得整个模拟器系统工作正常，否则将出现信号模拟误差和信号阶跃现象，会极大地影响模拟器的模拟精度和工作连续性。

基于以上特点，本专利发明了一种具有实时信号模拟功能的同步增减可见卫星装置及其构建的方法，实现高动态环境下卫星信号的长时间正确模拟。

(三)实用新型内容

1、目的：本实用新型的目的在于提供一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置，以解决现有技术中的不足。

2、技术方案：本实用新型一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置，它主要可以分为实时可见星判断，模拟信息交互及通道同步开关状态控制三个部分。其中，实时可见星判断部分主要实现模拟器工作时间内的可见卫星计算：通过初始星历参数计算卫星位置，根据在轨卫星和载体接收机的运动状态实时计算卫星和接收机的相对位置，计算卫星仰角和方位角进行可见星判断，计算每个模拟通道中载波NCO(数字控制振荡器)和码NCO的频率和相位控制字，实现模拟器运行过程中的实时加减星逻辑。模拟信息交互部分主要实现仿真数据在数字信号处理器即DSP和现场可编程门阵列即FPGA模块之间的交互：通过总线接口驱动逻辑将载波NCO和码NCO的频率控制字和相位控制字同步传递到FPGA的NCO计算模块中，并在系统仿真过程中，通过中断信号对FPGA计算模块进行动态NCO控制字的实时更新；通道同步开关状态控制部分主要实现信号模拟器各通道之间的信号同步和通道开关操作：通过FPGA内部的同步脉冲信号，将DSP模块发送的计算控制字和初始信息进行同步处理，确保各个信号调制通道的时序一致，针对模拟过程中不可避免的出现某颗卫星中途出现或消失(即仰角低于可见星判断门限)的现象，在DSP和FPGA模块之间建立各个模拟通道的同步开关逻辑，通过同步状态机的处理实现任意模拟通道的开启、关闭和信息注入，并确保该通道与其他通道的时序同步。

本实用新型采用以DSP+FPGA模块为核心的软件无线电体系架构，通过实时可见星计算配合同步控制逻辑，使卫星信号模拟器能够在独立运行过程中实时改变模拟通道状态，实现任意通道同步加星和去星操作，达到了卫星信号模拟器长时间独立工作的效果，具有信号模拟精度高，长时间模拟无阶跃误差、算法复杂度低等优势，对于针对高动态环境下长时间卫星信号模拟测试具有很高的创新型和实用意义。

本实用新型一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置，主要包括上位机通信模块、信息处理模块、信号处理模块和总线信息交互模块，其结构图如图1所示。

它们之间的连接逻辑关系是：上位机通信模块通过RS232串行接口与信息处理模块连接，信息处理模块通过数字信号处理器即DSP和现场可编程门阵列即FPGA芯片之间的总线接口逻辑与总线信息交互模块连接，信号处理模块通过DSP和FPGA芯片之间的总线接口逻辑与总线信息交互模块连接。

所述上位机通信模块是在PC机上构建的系统显控界面软件，它的功能是进行模拟器系统初始化操作，设置模拟初始参数和控制信息(包括模拟用户轨迹设定、星历文件选取、初始用户位置和时刻设置等)，并通过串口逻辑将上述信息下发到信息处理模块，同时在工作过程中从信息处理模块中接收模拟信息(包括可见卫星信息，各通道模拟状态信息等)，在显控界面中进行显示。该上位机通信模块采用现有技术实现。

所述信息处理模块在DSP芯片中实现，它的功能是接收上位机通信模块发送的参数和指令进行系统初始化和数据信息处理。信息处理模块主要由卫星位置与载体接收机位置实时计算子模块、同步增减可见卫星实时判断子模块和通道模拟信息计算子模块构成。

所述卫星位置与载体接收机位置实时计算子模块，其功能是根据卫星星历参数和载体运动轨迹参数实时计算所模拟卫星的位置和载体接收机的位置。该子模块的结构由星历解析结构体、卫星位置计算函数和接收机轨迹计算函数构成，其算法原理采用现有技术实现。

所述同步增减可见卫星实时判断子模块的结构由卫星仰角计算函数、可见卫星列表更新函数和通道状态设置函数构成。卫星仰角计算函数根据卫星位置与载体接收机位置实时计算子模块输出的卫星位置和接收机位置数据计算每颗卫星相对于载体接收机的仰角信息，实时进行可见星座判断，将判决结果传递至可见星列表更新函数；可见星列表更新函数读取此卫星在该计算周期和上一计算周期内的可见性判决结果后可得到该颗卫星属于何种状态(卫星状态包括由不可见到可见、持续可见、由可见到不可见及持续不可见)，以此状态更新可见卫星列表，并将此状态传递至通道状态设置函数；通道状态设置函数根据卫星状态进行模拟通道的状态设置(模拟通道状态包括开启、持续模拟、关闭和持续关闭)。

所述通道模拟信息计算子模块的功能是根据同步增减可见卫星实时判断子模块建立的卫星列表信息，计算所有可见卫星的伪码/载波控制字信息、传输延迟、多普勒频移及导航电文信息，将上述模拟信息通过总线信息交互模块传输到信号处理模块，同时将部分模拟信息回传上位机通信模块进行显示。该子模块的结构由伪距计算函数、电离层/对流层延迟计算函数、伪码/载波频率字计算函数和导航电文组帧函数构成，起算法原理采用现有技术实现。

所述信号处理模块在FPGA芯片中实现，它的功能是实现各模拟通道的状态控制和信号处理，完成多通道卫星信号调制。信号处理模块主要由通道状态同步控制子模块和信号调制子模块构成。

所述通道状态同步控制子模块的结构由通道开关控制状态机构成，其状态转移逻辑为：

停止状态：通道保持关闭，相关数据寄存器复位(保持该状态)

运行状态：通道持续运行，相关数据寄存器实时更新(保持该状态)

启动状态：有新的可见卫星出现，该通道即将模拟该颗卫星信号(转移至运行状态)

关闭状态：该通道目前模拟的卫星即将消失，通道即将关闭(转移至停止状态)

通道状态同步控制子模块的功能是响应信息处理模块发送的通道控制信息进行模拟通道同步开关控制逻辑，实现可见卫星情况改变时模拟通道的准确变化，同时通过总线信息交互模块对通道模拟信息进行提取和缓存，完成于信息处理模块之间的数据交互；

所述信号调制通道的功能是通过码NCO和载波NCO设计实现动态伪码和载波的生成，完成导航电文数据的扩频调制，生成模拟器发射信号。该子模块的结构由伪码发生器模块、码NCO模块、载波NCO模块和调制模块构成，其算法原理采用现有技术实现。

所述总线信息交互模块由总线信息交互模块由DSP读数逻辑、DSP写数逻辑和中断函数构成。通过DSP读数逻辑实现数据信息由信号处理模块到信息处理模块的传递和缓存，通过DSP写数逻辑实现数据信息由信息处理模块到信号处理模块的传递和缓存，通过中断函数产生系统中断信号和同步脉冲，确保可见卫星情况和模拟信息的实时更新。

本实用新型一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置的构建法，该方法具体步骤如下：

步骤一：系统初始化，DSP通过上位机通信模块接收初始模拟参数、星历参数和载体接收机初始信息等。其中模拟卫星的星历参数通过读取星历文件获得，接收机初始信息通过上位机设置，包括接收机初始位置、初始速度和初始加速度。根据星历信息计算每一颗卫星的初始位置，对卫星和接收机的初始位置信息进行存储。

根据GPS星历提供的轨道参数计算卫星位置的步骤如下所示，其中t是DSP系统每次计算位置的时刻：

(1)根据星历数据参考时刻t_oe计算归一化时间t_k

t_k＝t-t_oe

若t_k＞302400，t_k＝t_k-604800

若t_k＜-302400，t_k＝t_k+604800

(2)计算卫星运行的平均角速度n₀

$n_0=\sqrt{\mathrm{GM}/A^3}=\sqrt{\mathrm{GM}}/{\left(\sqrt{A}\right)}^3$

利用电文中平均角速度的修正量Δn，求得卫星运行的平均角速度为

n＝n₀+Δn

(3)计算观测时刻的卫星平近点角M_k

M_k＝M_o+nt_k

式中，M₀为电文中给出的相应卫星在参考时刻t_oe平近点角。

(4)计算偏近点角E_k和相对论效应误差R

E_k＝M_k+e sin E_k

为加快收敛速度，采用微分迭代法解算E_k。经过8次迭代即可获得|E_i+1-E_i|＜ε＝1.0×10^-15的精度级别。

$E_{k+1}=E_k+\frac{M_k-E_k+e\·\sin E_k}{1-e\·\cos E_k},$ E₀＝M_k

$R=f\·e\·\sqrt{A}\·\sin E_K$

其中f是WGS 84规定的校正参数，f＝-4.442809305×10^-10。

(5)计算真近点角v_k

$v_k=\arctan \frac{\sqrt{1-e^2}\sin E_k}{\cos E_k-e}$

(6)计算升交距角Φ_K

Φ_K＝v_k+ω

ω为卫星电文给出的近地点角距。

(7)计算摄动改正项δ_u、δ_r、δ_i

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\δ}}_u=C_{\mathrm{uc}}\cos \left(2{\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{us}}\sin \left({2\mathrm{\Φ}}_k\right)\\ {\mathrm{\δ}}_r=C_{\mathrm{rc}}\cos \left({2\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{rs}}\sin \left({2\mathrm{\Φ}}_k\right)\\ {\mathrm{\δ}}_i=C_{\mathrm{ic}}\cos \left({2\mathrm{\Φ}}_k\right)+C_{\mathrm{is}}\sin \left({2\mathrm{\Φ}}_k\right)\end{array}\right.$

式中，δ_u、δ_r、δ_i分别为因地球非球形和日月引力因素而引起的升交距角Φ_K的摄动量，卫星失径r的摄动量和轨道倾角i的摄动量。

(8)计算经过摄动改正的升交距角u_k、卫星矢径r_k和轨道倾角i_k

$\left\{\begin{array}{c}{u}_k={\mathrm{\Φ}}_k+{\mathrm{\δ}}_k\\ r_k=A(1-e\cos E_k)+{\mathrm{\δ}}_r\\ i_k=i_0+{\mathrm{\δ}}_i+\stackrel{.}{i}\·t_k\end{array}\right.$

(9)计算升交距角Φ_K、经过摄动改正的升交距角u_k、卫星矢径r_k和轨道倾角i_k的变化量

$\left[\begin{array}{c}{\stackrel{.}{\mathrm{\Φ}}}_k=n\·\frac{{(1.0+e\·\cos v_K)}^2}{{\left(\sqrt{1.0{-e}^2}\right)}^3}\\ {\stackrel{.}{u}}_k={\stackrel{.}{\mathrm{\Φ}}}_k+2.0{\stackrel{.}{\·\mathrm{\Φ}}}_k\·(C_{\mathrm{us}}\·\cos (2.0\·{\mathrm{\Φ}}_k)-C_{\mathrm{uc}}\·\sin (2.0\·{\mathrm{\Φ}}_K))\\ {\stackrel{.}{r}}_k=\frac{A\·n\·e\·{\sin v}_K}{\sqrt{1.0{-e}^2}}+2.0\·{\stackrel{.}{\mathrm{\Φ}}}_k\·(C_{\mathrm{rs}}\·\cos (2.0\·{\mathrm{\Φ}}_K)-C_{\mathrm{rc}}\·\sin (2.0\·{\mathrm{\Φ}}_K))\\ {\stackrel{.}{i}}_k=\stackrel{.}{i}+2.0\·{\stackrel{.}{\mathrm{\Φ}}}_k\·(C_{\mathrm{is}}\·\cos (2.0\·{\mathrm{\Φ}}_K)-C_{\mathrm{ic}}\·\sin (2.0\·{\mathrm{\Φ}}_K))\end{array}\right]$

(10)计算卫星在轨道平面的位置

$\left\{\begin{array}{c}{x}_k=r_k\·\cos u_k\\ y_k=r_k\·\sin u_k\end{array}\right.$

(11)计算卫星在轨道平面的速度

$\left\{\begin{array}{c}{v}_{\mathrm{xk}}={\stackrel{.}{r}}_k\·\cos u_k-y_k\·{\stackrel{.}{u}}_k\\ v_{\mathrm{yk}}={\stackrel{.}{r}}_k\·\sin u_k+x_k\·{\stackrel{.}{u}}_k\end{array}\right.$

(12)计算观测时刻的升交点经度Ω_k

${\mathrm{\Ω}}_k={\mathrm{\Ω}}_0+(\stackrel{.}{\mathrm{\Ω}}-{\mathrm{\ω}}_e)\·t_k-{\mathrm{\ω}}_e\·t_{\mathrm{oe}}$

式中，ω_e为地球自转速率，Ω₀、

t_oe均是卫星电文参数。

(13)计算卫星在WGS 84坐标系中的位置

${\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{sk}}\\ y_{\mathrm{sk}}\\ z_{\mathrm{sk}}\end{array}\right]}_{84}=\left[\begin{array}{c}{x}_k\·\cos {\mathrm{\Ω}}_k-y_k\·\cos i_k\·\sin {\mathrm{\Ω}}_k\\ x_k\·\sin {\mathrm{\Ω}}_k+y_k\·\cos i_k\·\cos {\mathrm{\Ω}}_k\\ y_k\·\sin i_k\end{array}\right]$

(14)计算卫星在WGS 84坐标系中的速度

$\left\{\begin{array}{c}{a}_1={\stackrel{.}{x}}_k\·y_k\·(\stackrel{.}{\mathrm{\Ω}}-{\mathrm{\ω}}_e)\·\cos i_k\\ a_2=y_k\·{\stackrel{.}{i}}_k\·\sin i_k-x_k\·(\stackrel{.}{\mathrm{\Ω}}-{\mathrm{\ω}}_e)-{\stackrel{\·}{y}}_k\·\cos i_k\end{array}\right.$

${\left[\begin{array}{c}{v}_{\mathrm{xsk}}\\ v_{\mathrm{ysk}}\\ v_{\mathrm{zsk}}\end{array}\right]}_{84}=\left[\begin{array}{c}{a}_1\·\cos {\mathrm{\Ω}}_k+a_2\·\sin {\mathrm{\Ω}}_k\\ a_1\·\sin {\mathrm{\Ω}}_k-a_2\·\cos {\mathrm{\Ω}}_k\\ {\stackrel{.}{y}}_k\·\sin i_k+y_k\·{\stackrel{.}{i}}_k\·\cos i_k\end{array}\right]$

步骤二：遍历计算每颗卫星的仰角和方位角信息，并由此判断该卫星是否可见，建立可见卫星列表和空闲通道列表。

可见卫星计算原理是以载体接收机天线位置为原点，建立相对坐标系，计算卫星在该坐标系中的位置，从而计算出卫星相对于接收机天线的仰角，进而判断卫星是否可见。这部分的计算步骤如下：

1.以导航接收机天线位置为原点，XoY平面与地球相切，Y轴指向正北，X轴在XoY平面内与Y轴垂直指向东，Z轴与XoY平面垂直指向地球球体外侧。计算出卫星在该坐标系中的位置(X，Y，Z)。

2.计算出卫星相对于接收机天线的仰角EL。

$\mathrm{EL}=\arctan \left(\frac{Z}{\sqrt{X^2+Y^2}}\right)\·180/\mathrm{\π}$

3.由仰角判断该颗卫星是否可见。

设立可见星仰角门限EL_MIN，如果EL≥EL_MIN，则该颗卫星可见，否则该颗卫星不可见。由于当卫星仰角十分接近0°时，由电离层引起的测距误差会急剧增大，所以一般设置EL_MIN在5°左右。

步骤三：信息处理模块通过总线信息交互模块向信号处理模块发送通道状态信息，完成对信号处理模块中各个模拟通道的初始化。每个通道有4种状态，“00”表示通道关闭，“01”表示通道正常工作，“10”表示通道即将启动，“11”表示通道即将关闭。初始状态下，将所有分配了可见星的通道的对应状态置为“10”，其余的空闲通道状态置为“00”。初始模拟信息包括初始载波相位、初始码片相位和导航电文数据等信息。

步骤四：在模拟器系统工作过程中，根据卫星号实时计算每一颗星的位置(具体方法见步骤一)。根据载体运动模型实时计算载体接收机位置。根据二者相对位置判断该颗星是否可见(具体方法见步骤二)。当可见卫星出现增加或减少状况时，同步改变相应通道状态，并更新可见卫星列表信息。

步骤五：以中断脉冲信号作为触发，实时计算可见卫星的码NCO控制字和载波NCO控制字，同时计算每个通道的初始码相位、初始载波相位和导航电文等通道数据信息。

1.针对每一颗可见卫星，分别计算该卫星的传输环境延迟，主要包括调用对流层延迟计Δ_TROP和电离层延迟Δ_IONO计算。

2.计算伪距：

${\mathrm{\ρ}}_{\mathrm{CODE}}=\sqrt{{(x_{\mathrm{SV}}-x_U)}^2+{(y_{\mathrm{SV}}-y_U)}^2+{(z_{\mathrm{SV}}-z_U)}^2}-c\·{\mathrm{\Δ}}_{\mathrm{CLK}}+{\mathrm{\Δ}}_{\mathrm{TROP}}+{\mathrm{\Δ}}_{\mathrm{IONO}}$

${\mathrm{\ρ}}_f=\sqrt{{(x_{\mathrm{SV}}-x_U)}^2+{(y_{\mathrm{SV}}-y_U)}^2+{(z_{\mathrm{SV}}-z_U)}^2}-c\·{\mathrm{\Δ}}_{\mathrm{CLK}}+{\mathrm{\Δ}}_{\mathrm{TROP}}-{\mathrm{\Δ}}_{\mathrm{IONO}}$

式中，ρ_CODE为对应的码伪距，ρ_f为对应的载波伪距，x_SV、x_SV、z_SV为卫星的位置，x_U、y_U、z_U为接收机的位置，c为光速，Δ_CLK为星钟误差，Δ_IONO为电离层误差，Δ_TROP为对流层误差。

3.计算相邻采样时刻的伪距变化量：

Δ_CODE＝ρ_CODE-ρ_{CODE_OLD}

Δ_CARRIER＝ρ_CARRIER-ρ_{CARRIER_OLD}

式中，Δ_CODE、Δ_CARRIER为码和载波对应的伪距变化量，ρ_{CODE_OLD}、ρ_{CARRIER_OLD}为缓存的上一个采样时刻码和载波对应的伪距。

4.计算伪距变化量对应的偏移频率字：

ΔN_CODE＝f_RF·(Δ_CODE/c)/f_S·2^K·1000/m

ΔN_CARRIER＝f_RF·(Δ_CARRIER/c)/f_S·2^K·1000/m

式中，ΔN_CODE、ΔN_CARRIER为计算出的码和载波的偏移控制字，f_RF为GPS射频频率，f_S为采样频率，K为NCO深度，最后的x1000/m是为了对应ms计算周期，m为每一个计算周期的ms数。

5.将基准频率字和偏移频率字相加得到发送给FPGA的频率字。

N_CODE＝N_{CODE_B}+ΔN_CODE

N_CARRIER＝N_{CARRIER_B}+ΔN_CARRIER

式中，N_{CODE_B}和N_{CARRIER_B}分别为伪码和载波的基准频率。

6.导航电文计算

电文在模拟器中为初始计算一次，运行中每一主帧周期长度计算一次。初始计算和运行时计算方法一样，都是根据收到的每颗星的星历参数和模拟时刻，对每一颗可见星每一个子帧的电文逐个生成。

步骤六：响应中断脉冲信号，将步骤四一五中计算的信息数据(主要包括通道状态，NCO控制字，导航电文)通过总线信息交互模块发送至信号处理模块。模拟器正常运行时步骤四和步骤五分别按照设计的周期循环计算。步骤四中所计算卫星号从1号卫星开始并在本次计算结束后将卫星号加1，如果当前卫星号达到最大卫星号，则将卫星号置1重新遍历计算。步骤五中所计算的频率控制字根据可见卫星列表状态，每次计算周期对所有状态为“01”和“10”的通道进行计算。步骤一-六为模拟器信息处理部分，其流程原理如图2所示。

步骤七：通过复位信号对信号处理模块中的信号模拟通道进行读数寄存器的复位和数据锁存。复位逻辑完成后产生中断脉冲信号，并驱动总线接口模块，将信息处理模块发送来的各种控制信息和参数进行锁存。具体方法为在FPGA(现场可编程门阵列)中判断总线接口逻辑中的读数信号，当写片选信号为低时，在DSP(数字信号处理器)写使能信号上升沿处进行触发，通过地址总线进行数据地址译码，通过数据总线将DSP发送来的各种控制信息和参数进行锁存，DSP写数逻辑如图5所示。

步骤八：信号处理模块在中断信号的控制下，实时读取通道状态信息，同步更新各个模拟通道的通道状态，同时将各通道的初始模拟信息置入相应寄存器。

步骤九：在通道同步脉冲的触发下，将通道状态控制字和需要回传信息处理模块的实时数据进行提取后赋与总线信息交互模块中相应的数据锁存寄存器。具体方法为在FPGA中判断总线接口逻辑中的写数信号，利用地址总线的地址译码将需要向信息处理模块发送的各种实时信息和参数所存在DSP读数据总线锁存寄存器中，当读片选信号和DSP读使能信号同为低电平出进行触发，将锁存器中数据通过数据总线发送，将实时改变的通道状态及仿真过程中产生的有效数据回传至信息处理模块。DSP读数逻辑如图6所示。

步骤十：通过同步通道开关控制状态机逻辑实现信号处理模块中的通道状态同步改变，根据步骤八中描述的通道控制逻辑，将步骤七中锁存的通道状态控制信息置入同步通道开关控制状态机，实现通道状态同步改变。将步骤七中锁存的模拟数据同步置入FPGA相应通道。对于每个工作通道，在每次中断信号来临时重复执行步骤五-十，对通道内的模拟参数进行同步更新，根据接收的控制字信息实时生成具有高动态多普勒特性的载波和伪码，并完成导航电文数据调制，实现高动态信号模拟器的实时工作。步骤七-十为模拟器信号处理部分，其流程原理如图3所示。

所属步骤四中，实时可见星位置计算和可见星列表的处理流程详见附图2，属于本实用新型创新保护点。其具体实现方法如下：模拟器工作过程中，根据导航系统的卫星编号1s为间隔循环遍历计算每一颗星的位置，同时根据载体运动模型实时计算载体接收机位置，根据二者相对位置判断该颗星是否可见。如果该颗卫星可见，则查看可见卫星表，若可见卫星表中已经有该颗卫星存在，则维持该颗卫星对应的通道状态为“01”不变，若可见卫星表中没有该颗卫星，表示该卫星是即将可见的，则查看空闲通道列表，若有空闲通道，则将该通道状态标记为“10”，并在空闲通道表中将该通道删除，若没有空闲通道，则维持现有状态不变。如果该颗卫星不可见，则查看可见卫星表，若可见卫星表中没有该颗卫星，则维持现有状态不变，若可见卫星表中存在该颗卫星，则表示该颗卫星即将不可见，将对应通道状态标记为“11”，同时在可见卫星列表中删除该颗卫星。

所属步骤八中，同步通道状态控制逻辑详见附图四，属于本实用新型创新保护点。其具体实现方法如下：信号处理模块在中断信号的控制下读取通道状态信息，并以本地同步脉冲为触发更新各个模拟通道的通道状态。对于即将开始模拟的通道，则将对应的初始模拟信息置入相应寄存器组。每个通道有4种状态，其状态转移逻辑为：

状态“00”：通道保持关闭，相关数据寄存器复位(保持状态1)

状态“01”：通道持续运行，相关数据寄存器实时更新(保持状态2)

状态“10”：有新的可见卫星出现，该通道即将模拟该颗卫星信号(瞬时状态1)

状态“11”：该通道目前模拟的卫星即将消失，通道即将关闭(瞬时状态2)

当模拟通道的状态为“00”时，表示该通道处于关闭状态，不对其内部的逻辑进行处理，该通道不产生调制信号；当模拟通道的状态为“01”时，表示该通道处于工作状态，其内部处理逻辑在每个系统中断时刻更新相关数据寄存器信息，持续产生调制信号；当模拟通道的状态为“10”时，表示该通道即将开始工作，进入通道开启状态的跳转；当该模拟通道的状态为“11”时，表示该通道即将停止工作，进入通道关闭状态的跳转。

上述通道状态控制逻辑能够保证在模拟器出现可见卫星的增加或减少情况时，即将开启或关闭的通道和正在运行的各通道严格保持同步，从而使得模拟器模拟的可见星星座变化与真实情况一致，不会产生影响接收机的定位解算处理的误差。

本实用新型一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置及其构建方法的优点在于：

(1)实时可见星判断，根据载体接收机的高动态运动轨迹和卫星运动轨迹实时计算卫星仰角和方位角，实时更新各通道模拟的卫星信号，保证了信号模拟器长时间的连续正常工作；

(2)高效率的同步信息交互逻辑可使信号模拟器的硬件逻辑资源充分利用，实现对高动态载体轨迹和多普勒频移的高精度模拟，提高伪距分辨率精度；

(3)采用通道同步开关状态控制，能够实现通道加减星操作和信息交互的时序同步，保证在长时间信号模拟过程中的通道一致性和模拟误差消除。

(四)附图说明

图1所示为本实用新型实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置的结构图

图2所示为本实用新型信息处理模块工作流程图

图3所示为本实用新型信号处理模块工作流程图

图4所示为同步通道开关控制状态机结构图

图5所示为异步总线接口DSP读逻辑示意图

图6所示为异步总线接口DSP写逻辑示意图

图7所示为模拟器原始数据和商业接收机的定位数据比对结果示意图(纬度)

图8所示为模拟器原始数据和商业接收机的定位数据比对结果示意图(径度)

图9所示为模拟器原始数据和商业接收机的定位数据比对结果示意图(高度)

(五)具体实施方式

下面将结合附图和实例对本实用新型作进一步的详细说明。

本实用新型应用实例基于的硬件平台选用Xilinx公司生产的V4SX55FPGA芯片和TI公司生产的C6713DSP芯片，系统工作时钟68MHz，模拟12通道GPS信号，动态环境为高动态。

本实用新型一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置主要包括上位机通信模块，信息处理模块，信号处理模块和总线信息交互模块，其原理结构图如附图1所示。

所述上位机通信模块是在PC机上构建的系统显控界面软件，它的功能是进行模拟器系统初始化操作，设置模拟初始参数和控制信息(包括模拟用户轨迹设定、星历文件选取、初始用户位置和时刻设置等)，并通过串口逻辑将上述信息下发到信息处理模块，同时在工作过程中从信息处理模块中接收模拟信息(包括可见卫星信息，各通道模拟状态信息等)，在显控界面中进行显示。

所述信息处理模块在DSP C6713芯片中实现，它的功能是接收上位机通信模块发送的参数和指令进行系统初始化和数据信息处理。信息处理模块主要由卫星位置与载体接收机位置实时计算子模块、同步增减可见卫星实时判断子模块和通道模拟信息计算子模块构成。

所述卫星位置与载体接收机位置实时计算子模块，其功能是根据卫星星历参数和载体运动轨迹参数实时计算所模拟卫星的位置和载体接收机的位置。该子模块的结构由星历解析结构体、卫星位置计算函数和接收机轨迹计算函数构成，其算法原理采用现有技术实现。

所述同步增减可见卫星实时判断子模块的结构由卫星仰角计算函数、可见卫星列表更新函数和通道状态设置函数构成。卫星仰角计算函数根据卫星位置与载体接收机位置实时计算子模块输出的卫星位置和接收机位置数据计算每颗卫星相对于载体接收机的仰角信息，实时进行可见星座判断，将判决结果传递至可见星列表更新函数；可见星列表更新函数读取此卫星在该计算周期和上一计算周期内的可见性判决结果后可得到该颗卫星属于何种状态(卫星状态包括由不可见到可见、持续可见、由可见到不可见及持续不可见)，以此状态更新可见卫星列表，并将此状态传递至通道状态设置函数；通道状态设置函数根据卫星状态进行模拟通道的状态设置(模拟通道状态包括开启、持续模拟、关闭和持续关闭)。

所述通道模拟信息计算子模块的功能是根据同步增减可见卫星实时判断子模块建立的卫星列表信息，计算所有可见卫星的伪码/载波控制字信息、传输延迟、多普勒频移及导航电文信息，将上述模拟信息通过总线信息交互模块传输到信号处理模块，同时将部分模拟信息回传上位机通信模块进行显示。该子模块的结构由伪距计算函数、电离层/对流层延迟计算函数、伪码/载波频率字计算函数和GPS L1频点导航电文组帧函数构成，起算法原理采用现有技术实现。

所述信号处理模块在FPGA芯片中实现，它的功能是实现12个同步GPS模拟通道的状态控制和信号处理，完成多通道卫星信号调制。信号处理模块主要由通道状态同步控制子模块和信号调制子模块构成。

所述通道状态同步控制子模块的结构由通道开关控制状态机构成，其状态转移逻辑为：

停止状态：通道保持关闭，相关数据寄存器复位(保持该状态)

运行状态：通道持续运行，相关数据寄存器实时更新(保持该状态)

启动状态：有新的可见卫星出现，该通道即将模拟该颗卫星信号(转移至运行状态)

关闭状态：该通道目前模拟的卫星即将消失，通道即将关闭(转移至停止状态)

通道状态同步控制子模块的功能是响应信息处理模块发送的通道控制信息进行模拟通道同步开关控制逻辑，实现可见卫星情况改变时模拟通道的准确变化，同时通过总线信息交互模块对通道模拟信息进行提取和缓存，完成于信息处理模块之间的数据交互；

所述信号调制通道的功能是通过码NCO和载波NCO设计实现动态C/A码和数字载波生成，完成GPS L1频点导航电文数据的扩频调制，生成模拟器发射信号。该子模块的结构由伪码发生器模块、码NCO模块、载波NCO模块和调制模块构成，其算法原理采用现有技术实现。

所述总线信息交互模块由总线信息交互模块由DSP读数逻辑、DSP写数逻辑和中断函数构成。通过DSP读数逻辑实现数据信息由信号处理模块到信息处理模块的传递和缓存，通过DSP写数逻辑实现数据信息由信息处理模块到信号处理模块的传递和缓存，通过中断函数产生系统中断信号和同步脉冲，确保可见卫星情况和模拟信息的实时更新。

本实用新型一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星构建方法，该方法具体步骤如下：

步骤一：系统初始化，信息处理模块通过串口中断信号接收上位机通信发送的模拟时间和所有导航卫星的星历参数，并计算每一颗卫星的位置。DSP程序同时接收串口发送的接收机位置信息，并进行存储。

步骤二：由卫星号顺序计算每颗卫星相对于接收机天线的位置，由此计算出卫星的仰角，并判断该颗卫星是否可见。如果该颗卫星可见，则写入可见卫星表中，给该颗卫星分配一个通道，读取步骤一中存储结果，进行下一颗星的可见判断；否则将该颗卫星标记为暂时不可见，则直接进入下一颗星的可见判断。如果可见卫星的数量已经达到模拟器支持的最大通道数，则停止可见卫星的判断。如果遍历完毕所有卫星后可见卫星数量仍未达到模拟器支持的最大通道数，则将空闲的通道写入空闲通道表。

步骤三：信息处理模块通过总线信息交互模块向信号处理模块发送通道状态和初始模拟信息，通道状态为一个32bit的整数，由最低位开始，每2bit表示一个通道的不同状态，最多可表示16通道的状态。其中，用00表示通道关闭，01表示通道正常工作，10表示通道即将启动，11表示通道即将关闭。初始状态下，将所有分配了可见星的通道的对应状态置为10，其余的空闲通道状态置为00。初始模拟信息包括初始载波相位、初始码片相位和导航电文数据等信息。

步骤四：模拟器工作过程中，根据导航系统的卫星编号遍历计算每一颗星的位置，从编号1号星开始遍历到32号星，以1s为间隔进行循环计算。同时根据载体运动模型实时计算载体接收机位置，根据二者相对位置判断该颗星是否可见。如果该颗卫星可见，则查看可见卫星表，若可见卫星表中已经有该颗卫星存在，则维持该颗卫星对应的通道状态为“01”不变，若可见卫星表中没有该颗卫星，表示该卫星是即将可见的，则查看空闲通道列表，若有空闲通道，则将该通道状态标记为“10”，并在空闲通道表中将该通道删除，若没有空闲通道，则维持现有状态不变。如果该颗卫星不可见，则查看可见卫星表，若可见卫星表中没有该颗卫星，则维持现有状态不变，若可见卫星表中存在该颗卫星，则表示该颗卫星即将不可见，将对应通道状态标记为“11”，同时在可见卫星列表中删除该颗卫星。

步骤五：以中断脉冲信号作为触发，实时计算可见卫星的码NCO控制字和载波NCO控制字，同时计算每个通道的初始码相位、初始载波相位和导航电文等通道数据信息。具体实例中采用周期为0.4ms的中断脉冲信号，对于每一颗可见卫星，包括之前存在的和新出现的，都计算NCO频率字，对于新出现的卫星，将提前进行2帧导航电文数据的计算。

1.针对每一颗可见卫星，分别计算该卫星的传输环境延迟，主要包括调用对流层延迟计Δ_TROP和电离层延迟Δ_IONO计算。

2.计算伪距：

式中，ρ_CODE为对应的码伪距，ρ_f为对应的载波伪距，x_ST、x_ST、z_ST为卫星的位置，x_U、y_U、z_U为接收机的位置，c为光速，Δ_CLK为星钟误差，Δ_IONO为电离层误差，Δ_TROP为对流层误差。

3.计算相邻采样时刻的伪距变化量：

Δ_CODE＝ρ_CODE-ρ_{CODE_OLD}

Δ_CARRIER＝ρ_CARRIER-ρ_{CARRIER_OLD}

式中，Δ_CODE、Δ_CARRIER为码和载波对应的伪距变化量，ρ_{CODE_OLD}、ρ_{CARRIER_OLD}为缓存的上一个采样时刻码和载波对应的伪距。

4.计算伪距变化量对应的偏移频率字：

ΔN_CODE＝f_RF·(Δ_CODE/c)/f_S·2^K·1000/m

ΔN_CARRIER＝f_RF·(Δ_CARRIER/c)/f_S·2^K·1000/m

式中，ΔN_CODE、ΔN_CARRIER为计算出的码和载波的偏移控制字，f_RF为GPS射频频率，f_S为采样频率，K为NCO深度，最后的x1000/m是为了对应ms计算周期，m为每一个计算周期的ms数。

5.将基准频率字和偏移频率字相加得到发送给FPGA的频率字。

N_CODE＝N_{CODE_B}+ΔN_CODE

N_CARRIER＝N_{CARRIER_B}+ΔN_CARRIER

式中，N_{CODE_B}和N_{CARRIER_B}分别为伪码和载波的基准频率。

6.导航电文计算

电文在模拟器中为初始计算一次，运行中每30s计算一次。初始计算和运行时计算方法一样，都是根据收到的每颗星的星历参数和模拟时刻，对每一颗可见星每一个子帧的电文逐比特生成。

步骤六：通过总线信息交互模块响应中断信号，根据总线接口逻辑将步骤五中计算的数据(主要包括NCO控制字，通道状态，导航电文)通过总线信息交互模块发送至信号处理模块。模拟器正常运行时步骤四和步骤五分别按照设计的周期循环计算。步骤四中所计算卫星号从1号卫星开始并在本次计算结束后将卫星号加1，如果当前卫星号达到最大卫星号，则将卫星号置1重新遍历计算。步骤五中所计算的频率控制字根据可见卫星列表状态，每次计算周期对所有状态为“01”和“10”的通道进行计算。步骤一-六为模拟器信息处理部分，其流程原理如图2所示。

步骤七：通过复位信号对信号处理模块中的GPS通道(1-12)进行读数寄存器的复位。复位逻辑完成后产生中断脉冲信号，并驱动总线接口模块，将信息处理模块发送来的各种控制信息和参数进行锁存。

具体方法为在FPGA中判断总线接口逻辑中的读数信号，当写片选信号为低时，在DSP写使能信号上升沿处进行触发，通过地址总线的地址译码，通过数据总线将DSP发送来的各种控制信息和参数进行锁存，DSP写数逻辑如图5所示。其中DSP写入的数据包括：

通道码频率控制字：CHx_CODE_NCO_INC_F

通道初始码相位控制字：CHx_CODE_NCO_INC_PHASE

通道载波频率控制字：CHx_CARRIER_NCO_INC_F

通道载波相位控制字：CHx_CARRIER_NCO_INC_PHASE

通道待调制导航电文：CHx_NAV_DATA

通道初始参数(包括该通道模拟的卫星号，初始码片周期和导航电文计数延迟)：

CHx_sat_num

通道状态控制字：chan_sat_state_con

步骤八：信号处理模块在中断信号的控制下读取通道状态信息，并以本地同步脉冲为触发更新各个模拟通道的通道状态。对于即将开始模拟的通道，则将对应的初始模拟信息置入相应寄存器组。通道实时通道状态用一个32bit的状态字表示，从低到高，每2bit数据表示一个通道的状态信息。每个通道有4种状态，其状态转移逻辑为：

状态“00”：通道保持关闭，相关数据寄存器复位(保持状态1)

状态“01”：通道持续运行，相关数据寄存器实时更新(保持状态2)

状态“10”：有新的可见卫星出现，该通道即将模拟该颗卫星信号(瞬时状态1)

状态“11”：该通道目前模拟的卫星即将消失，通道即将关闭(瞬时状态2)

当模拟通道的状态为“00”时，表示该通道处于关闭状态，不对其内部的逻辑进行处理，该通道不产生调制信号；当模拟通道的状态为“01”时，表示该通道处于工作状态，其内部处理逻辑在每个系统中断时刻更新相关数据寄存器信息，持续产生调制信号；当模拟通道的状态为“10”时，表示该通道即将开始工作，进入通道开启状态的跳转；当该模拟通道的状态为“11”时，表示该通道即将停止工作，进入通道关闭状态的跳转。

上述通道状态控制逻辑能够保证在模拟器出现可见卫星的增加或减少情况时，即将开启或关闭的通道和正在运行的各通道严格保持同步，从而使得模拟器模拟的可见星星座变化与真实情况一致，不会产生影响接收机的定位解算处理的误差。同步通道开关控制状态机结构如图4所示。

步骤九：在通道同步脉冲的触发下，将通道状态控制字和需要回传信息处理模块的实时数据进行偏置调整后赋与相应的数据锁存寄存器；需要回传的实时数据包括：

通道实时载波NCO累加值：CHx_carrier_phase

通道实时码NCO累加值：CHx_code_phase

通道码片计数：CHx_code_addr

实时通道状态信息：chan_sat_state

判断总线接口逻辑中的写数信号，利用地址译码将需要向信息处理模块发送的各种实时信息和参数所存在DSP读数据总线锁存寄存器中，当读片选信号和DSP读使能信号同为低电平出进行触发，将锁存器中数据通过地址总线发送，将实时改变的通道状态及仿真过程中产生的有效数据回传至信息处理模块。DSP读数逻辑如图6所示。

步骤十：通过同步通道开关控制状态机逻辑实现信号处理模块中的通道状态同步改变，根据步骤八中描述的通道控制逻辑，将步骤七中锁存的通道状态控制信息置入同步通道开关控制状态机，实现通道状态同步改变；将步骤七中锁存的模拟数据同步置入FPGA相应通道。对于每个工作通道，在每次中断信号来临时重复执行步骤五-十，对通道内的模拟参数进行同步更新，根据接收的控制字信息实时生成具有高动态多普勒特性的载波和伪码，并完成导航电文数据调制，实现高动态信号模拟器的实时工作。步骤七-十为模拟器信号处理部分，其流程原理如图3所示。

结果表示：

本实用新型应用实例基于的硬件平台选用XilinxV4SX55FPGA芯片和TI公司生产的C6713DSP芯片，系统工作时钟68MHz。模拟12通道GPS信号，动态环境为高动态。测试载体为JAVAD JNS100商业接收机。随着载体运动轨迹的变化，载体和卫星之间的相对位置也在不断变化，期间模拟器可见星座也随之改变。本实用新型中的构建方法使得在可见卫星的增加或减少同步改变，模拟器的模拟数据不发生抖动和偏差。图7-图9是基于一组载体绕地球高速运动轨迹的模拟器测试结果，分别截取了一段工作时间内模拟器模拟输出的用户位置三维坐标(经纬高)和商业接收机定位解算输出的用户位置三维坐标。从图中可以看出，在长时间模拟周期内，接收机输出的用户位置曲线较为平滑，其变化趋势与模拟器模拟的原始运动轨迹整体一致，没有出现明显的误差和抖动。这表明模拟器的模拟数据整体稳定，在可见卫星星座分布情况频繁改变时未出现模拟偏差，没有影响接收机的正确解算，验证了基于该构建方法的模拟器长时间的正确工作。

Claims (1)

1.一种基于实时卫星信号模拟器同步增减可见卫星装置，其特征在于：它包括上位机通信模块、信息处理模块、信号处理模块和总线信息交互模块；上位机通信模块通过RS232串行接口与信息处理模块连接，信息处理模块通过数字信号处理器即DSP和现场可编程门阵列即FPGA芯片之间的总线接口逻辑与总线信息交互模块连接，信号处理模块通过DSP和FPGA芯片之间的总线接口逻辑与总线信息交互模块连接；

所述上位机通信模块是在PC机上构建的系统显控界面软件，它的功能是进行模拟器系统初始化操作，设置模拟初始参数和控制信息，包括模拟用户轨迹设定、星历文件选取、初始用户位置和时刻设置，并通过串口逻辑将上述信息下发到信息处理模块，同时在工作过程中从信息处理模块中接收模拟信息，包括可见卫星信息，各通道模拟状态信息，在显控界面中进行显示；

所述信息处理模块在DSP芯片中实现，它的功能是接收上位机通信模块发送的参数和指令进行系统初始化和数据信息处理；信息处理模块由卫星位置与载体接收机位置实时计算子模块、同步增减可见卫星实时判断子模块和通道模拟信息计算子模块构成；

所述卫星位置与载体接收机位置实时计算子模块，其功能是根据卫星星历参数和载体运动轨迹参数实时计算所模拟卫星的位置和载体接收机的位置；该子模块的结构由星历解析结构体、卫星位置计算函数和接收机轨迹计算函数构成，其算法原理采用现有技术实现；

所述同步增减可见卫星实时判断子模块的结构由卫星仰角计算函数、可见卫星列表更新函数和通道状态设置函数构成；卫星仰角计算函数根据卫星位置与载体接收机位置实时计算子模块输出的卫星位置和接收机位置数据计算每颗卫星相对于载体接收机的仰角信息，实时进行可见星座判断，将判决结果传递至可见星列表更新函数；可见星列表更新函数读取此卫星在该计算周期和上一计算周期内的可见性判决结果后可得到该颗卫星属于何种状态，以此状态更新可见卫星列表，并将此状态传递至通道状态设置函数；通道状态设置函数根据卫星状态进行模拟通道的状态设置，该模拟通道状态包括开启、持续模拟、关闭和持续关闭；

所述通道模拟信息计算子模块的功能是根据同步增减可见卫星实时判断子模块建立的卫星列表信息，计算所有可见卫星的伪码/载波控制字信息、传输延迟、多普勒频移及导航电文信息，将上述模拟信息通过总线信息交互模块传输到信号处理模块，同时将部分模拟信息回传上位机通信模块进行显示；该子模块的结构由伪距计算函数、电离层/对流层延迟计算函数、伪码/载波频率字计算函数和导航电文组帧函数构成，起算法原理采用现有技术实现；

所述信号处理模块在FPGA芯片中实现，它的功能是实现各模拟通道的状态控制和信号处理，完成多通道卫星信号调制；该信号处理模块由通道状态同步控制子模块和信号调制子模块构成；所述通道状态同步控制子模块的结构由通道开关控制状态机构成，其状态转移逻辑为：

停止状态：通道保持关闭，相关数据寄存器复位，保持该状态；

运行状态：通道持续运行，相关数据寄存器实时更新，保持该状态；

启动状态：有新的可见卫星出现，该通道即将模拟该颗卫星信号，转移至运行状态；

关闭状态：该通道目前模拟的卫星即将消失，通道即将关闭，转移至停止状态；

该通道状态同步控制子模块的功能是响应信息处理模块发送的通道控制信息进行模拟通道同步开关控制逻辑，实现可见卫星情况改变时模拟通道的准确变化，同时通过总线信息交互模块对通道模拟信息进行提取和缓存，完成于信息处理模块之间的数据交互；

所述信号调制通道的功能是通过码NCO和载波NCO设计实现动态伪码和载波的生成，完成导航电文数据的扩频调制，生成模拟器发射信号；该子模块的结构由伪码发生器模块、码NCO模块、载波NCO模块和调制模块构成，其算法原理采用现有技术实现；

所述总线信息交互模块由总线信息交互模块由DSP读数逻辑、DSP写数逻辑和中断函数构成；通过DSP读数逻辑实现数据信息由信号处理模块到信息处理模块的传递和缓存，通过DSP写数逻辑实现数据信息由信息处理模块到信号处理模块的传递和缓存，通过中断函数产生系统中断信号和同步脉冲，确保可见卫星情况和模拟信息的实时更新。

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