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，并通过串口逻辑将所述模拟用户轨迹设定、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卫星列表更新函数；可见卫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，其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，完成与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。
2.一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，其特征在于：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；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，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toe计算归一化时间tk
tk=t-toe
若tk>302400，tk=tk-604800
若tk<-302400，tk=tk+604800
（2）计算卫星运行的平均角速度n0
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Mk
Mk=Mo+ntk
式中，M0为电文中给出的相应卫星在参考时刻toe平近点角，
（4）计算偏近点角Ek和相对论效应误差R
Ek=Mk+esinEk
为 加 快 收 敛 速 度，采 用 微 分 迭 代 法 解 算 Ek；经 过8次 迭 代 即 获 得-15
|Ei+1-Ei|<ε=1.0×10 的精度级别；
E0=Mk
-10
其中f是WGS84规定的校正参数，f=-4.442809305×10 ，
（5）计算真近点角vk
（6）计算升交距角ΦK
ΦK=vk+ω
ω为卫星电文给出的近地点角距；
（7）计算摄动改正项δu、δr、δi
式中，δu、δr、δi分别为因地球非球形和日月引力因素而引起的升交距角ΦK的摄动量，卫星矢径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uk、卫星矢径rk和轨道倾角ik
（9）计算升交距角ΦK、经过摄动改正的升交距角uk、卫星矢径rk和轨道倾角ik的变化量
（10）计算卫星在轨道平面的位置
（11）计算卫星在轨道平面的速度
（12）计算观测时刻的升交点经度Ωk
式中，ωe为地球自转速率，Ω0、 toe均是卫星电文参数；
（13）计算卫星在WGS84坐标系中的位置
（14）计算卫星在WGS84坐标系中的速度
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；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；
（3）由仰角判断该颗卫星是否可见；
设立可见卫星仰角门限ELMIN,如果EL≥ELMIN，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ELMIN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，将所有分配了可见卫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，根据载体运动模型实时计算载体接收机位置；根据所述每一颗星的位置和所述载体接收机位置之间的相对位置判断该颗星是否可见；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误差ΔTROP和电离层误差ΔIONO计算；
（2）计算伪距：
式中，ρCODE为对应的码伪距，ρf为对应的载波伪距，xSV、ySV、zSV为卫星的位置，xU、yU、zU为接收机的位置，c为光速，ΔCLK为星钟误差，ΔIONO为电离层误差，ΔTROP为对流层误差；
ySV
（3）计算相邻采样时刻的伪距变化量：
ΔCODE=ρCODE-ρCODE_OLD
ΔCARRIER=ρCARRIER-ρCARRIER_OLD
式中，ΔCODE、ΔCARRIER为码和载波对应的伪距变化量，ρCODE_OLD、ρCARRIER_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：
ΔNCODE=fRF·(ΔCODE/c)/fS·2K·1000/m
ΔNCARRIER=fRF·(ΔCARRIER/c)/fS·2K·1000/m
式中，ΔNCODE、ΔNCARRIER为计算出的码和载波的偏移控制字，fRF为GPS射频频率，fS为采样频率，K为NCO深度，最后的乘以1000/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；
NCODE=NCODE_B+ΔNCODE
NCARRIER=NCARRIER_B+ΔNCARRIER
式中，NCODE_B和NCARRIER_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，对每一颗可见卫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—五中计算的信息数据即通道状态、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；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即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即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；
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；
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，根据控制字信息生成载波和伪码并完成信号调制；在每个同步脉冲来临时重复执行步骤五至步骤十，实现高动态信号模拟器的实时工作。
3.根据权利要求2所述的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，其特征在于：在步骤四中所述同步改变相应通道状态，并更新可见卫星列表信息，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。
4.根据权利要求2所述的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，其特征在于：在步骤八中所述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，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即保持状态1
状态“01”：通道持续运行，相关数据寄存器实时更新即保持状态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即瞬时状态1状态“11”：该通道目前模拟的卫星即将消失，通道即将关闭即瞬时状态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。