柳亞川，寇艷紅

（北京航空航天大學(xué) 電子信息工程學(xué)院，北京100083）

目前，無人機技術(shù)日趨成熟，應(yīng)用迅速增多，飛行頻次和飛行范圍急劇增加，在提供方便的同時對于飛行安全提出了巨大的挑戰(zhàn)［1］。民用無人機價格低廉、購買途徑眾多、操作門檻低、對起飛環(huán)境要求低，當(dāng)前出現(xiàn)了大量黑飛無人機，一些未經(jīng)審核的黑飛事件造成了嚴(yán)重的惡性影響，因此有必要對無人機實施監(jiān)測，必要時進行強制管控。從GPS欺騙干擾技術(shù)著手管制無人機，具有較強的威脅性和隱蔽性，正逐漸成為當(dāng)下無人機管制研究領(lǐng)域的熱點之一［2］。

GPS欺騙式干擾可分為轉(zhuǎn)發(fā)式欺騙干擾和生成式欺騙干擾［3-5］：前者通過對真實衛(wèi)星信號的延遲和轉(zhuǎn)發(fā)達到欺騙目的，后者則通過自主生成攜帶虛假導(dǎo)航信息的衛(wèi)星導(dǎo)航信號實現(xiàn)欺騙。根據(jù)所生成欺騙信號是否與真實衛(wèi)星信號同步，又可將生成式欺騙干擾分為異步生成式與同步生成式欺騙干擾［6-8］。異步生成式欺騙干擾技術(shù)相對較為成熟，可由衛(wèi)星導(dǎo)航射頻信號模擬器實現(xiàn)，但一般需要借助于壓制式干擾阻斷接收機對真實衛(wèi)星信號的跟蹤，在確保干擾區(qū)域內(nèi)接收機重新進入搜索捕獲狀態(tài)后才可有效實施欺騙干擾；而同步生成式欺騙干擾則可在接收機正常跟蹤真實衛(wèi)星信號的狀態(tài)下無需壓制而引導(dǎo)接收機逐漸偏離真實信號，控制目標(biāo)接收機的定位測速，因而更難以被目標(biāo)接收機所察覺。由于同步生成式欺騙干擾技術(shù)較為復(fù)雜，目前公開的相關(guān)文獻中，大多只是通過理論分析和軟件仿真對欺騙干擾進行驗證［9-11］，缺乏真實場景下的設(shè)計驗證以及實驗測試［12］。

本文旨在研究同步式GPS欺騙干擾信號生成技術(shù)，建立了同步GPS欺騙信號的數(shù)學(xué)模型，給出了信號參數(shù)仿真、信號同步及誘騙方法；在此基礎(chǔ)上，基于數(shù)字信號處理（Digital Signal Processing，DSP）芯片和現(xiàn)場可編程邏輯門陣列（Field Programmable Gate Array，F(xiàn)PGA）架構(gòu)研制了一種小型化的同步生成式GPS欺騙干擾源。最終通過室內(nèi)商用接收機測試和室外商用無人機測試，在接收機和無人機鎖定真實衛(wèi)星信號以及不使用高功率干擾壓制的前提下，開啟干擾源，發(fā)射欺騙信號，成功誘使接收機和無人機逐漸偏離真實定位測速結(jié)果而輸出預(yù)設(shè)的定位測速結(jié)果，從而驗證了信號模型和誘騙方法的正確性以及所設(shè)計同步式GPS欺騙干擾源設(shè)備的有效性。

1 同步生成式GPS欺騙干擾

1.1 GPS欺騙干擾源總體設(shè)計

在實驗室已有的異步生成式GPS欺騙干擾源基礎(chǔ)上［13］，本文所設(shè)計的便攜式小型化同步生成式GPS欺騙干擾源組成框圖如圖1所示（1PPS為秒脈沖），主要由信號處理模塊、參考接收模塊、上變頻及射頻調(diào)理模塊、上位機主控模塊組成。信號處理模塊采用DSP＋FPGA的架構(gòu)，完成欺騙信號仿真計算并生成中頻欺騙信號；參考接收模塊以某款授時型接收機為基礎(chǔ)，完成干擾源系統(tǒng)時和真實衛(wèi)星系統(tǒng)時的同步，并提供時基信號、時間信息、位置信息和導(dǎo)航參數(shù)等給信號處理模塊；上變頻及射頻調(diào)理模塊完成中頻信號的上變頻和信號調(diào)理；上位機主控模塊實現(xiàn)人機交互以及與導(dǎo)航誘騙系統(tǒng)中其他組件（如目標(biāo)偵測系統(tǒng)）的數(shù)據(jù)交互和命令控制。

圖1 同步生成式GPS欺騙干擾源組成框圖Fig.1 Block diagram of synchronous generator GPS spoofer

1.2 同步生成式GPS欺騙干擾信號的生成

1.2.1 欺騙信號模型

在GPS系統(tǒng)時t時刻欺騙干擾源所發(fā)射的射頻信號可表示為［13-14］

式中：t為信號發(fā)射時刻的GPS系統(tǒng)時；N（t）為對應(yīng)t時刻的目標(biāo)接收機處可見衛(wèi)星數(shù)；Pjs（t）為第j顆可見星信號功率；Cj（t－τj（t））為第j顆可見星的偽隨機碼；τj（t）為t時刻偽隨機碼傳播延時；Dj（t－τj（t））為第j顆可見星導(dǎo)航電文數(shù)據(jù)；φj（t）為第j顆可見星載波相位；n（t）為隨機噪聲。

1.2.2 初始同步階段的信號參數(shù)計算

同步生成式GPS欺騙干擾源能夠生成當(dāng)前目標(biāo)接收機所有可見星的同步欺騙信號，欺騙信號到達目標(biāo)接收機天線相位中心處的功率、碼相位、載波多普勒和載波相位與真實信號的對齊誤差要限制在一定的范圍之內(nèi)。同步生成式GPS欺騙干擾源根據(jù)本地授時型接收機提供的信息和時基信號計算并控制所仿真各歷元時刻各顆衛(wèi)星欺騙信號的功率、碼相位、載波多普勒和載波相位參數(shù)，生成相應(yīng)的射頻欺騙信號通過發(fā)射天線向目標(biāo)空域發(fā)射出去。

1）功率

圖2 功率計算示意圖Fig.2 Schematic diagram of power calculation

圖2為功率估計示意圖，其中rsj為衛(wèi)星發(fā)射天線相位中心到欺騙干擾源接收天線相位中心的距離，ruj為衛(wèi)星發(fā)射天線相位中心到目標(biāo)接收機接收天線相位中心的距離，rsu為欺騙干擾源發(fā)射天線相位中心到目標(biāo)接收機接收天線相位中心的距離。干擾源與目標(biāo)接收機均使用全向接收天線。

通常rsj和ruj均遠大于rsu，到達欺騙干擾源接收天線相位中心和目標(biāo)接收機接收天線相位中心的衛(wèi)星信號功率近似相等，因此由干擾源處衛(wèi)星信號功率估計目標(biāo)接收機處衛(wèi)星信號功率。

干擾源仿真的第j顆可見星信號功率計算公式為

式中：Pju（t）為t時刻真實衛(wèi)星信號功率，可由本地授時型接收機估計；ΔPj（t）為根據(jù)同步誘騙策略需要添加的欺騙信號相對于真實衛(wèi)星信號功率的增量；GT（t）為欺騙干擾源發(fā)射天線增益；λ為信號波長。

2）碼相位

t時刻干擾源所仿真第j顆可見星的碼相位延遲可由下式進行估計：欺騙信號相對真實衛(wèi)星信號碼相位的增量。

式中：F＝－4.442 807 633×10－10s／m；e為衛(wèi)星軌道偏心率；A為衛(wèi)星軌道的半長軸；Ek（t）為衛(wèi)星軌道的偏近點角［15］。

在初始同步與功率增強階段，以及動態(tài)調(diào)整階段，碼相位增量Δτj（t）的取值不同，具體分析見1.2.3節(jié)。

區(qū)別于普通模擬器，如圖3所示，同步生成式GPS欺騙干擾源需要精確控制到達目標(biāo)的信號狀態(tài)，相應(yīng)地需要精確控制欺騙信號發(fā)射時刻（GPS系統(tǒng)時）。由干擾源本地授時型接收機可以獲得其接收天線接收真實衛(wèi)星信號的時刻，而該時刻到干擾源發(fā)射天線發(fā)射欺騙信號時刻的延時td（稱為誘騙系統(tǒng)信號處理延時）則可事先標(biāo)定，然后在信號產(chǎn)生過程中予以補償。

3）載波多普勒

圖3 碼相位計算示意圖Fig.3 Schematic diagram of code phase calculation

1.2.3 信號同步及誘騙方法

1）時基同步

欺騙信號與真實衛(wèi)星信號同步精度取決于干擾源的欺騙信號參數(shù)計算和控制精度以及干擾源控制信號發(fā)送時刻的精度。時基同步是為了保證欺騙干擾源與真實衛(wèi)星系統(tǒng)時保持時間上的同步，并能夠標(biāo)定和校準(zhǔn)從接收衛(wèi)星信號到發(fā)送欺騙信號的時延td。

為了實現(xiàn)時基同步的功能，本文方案采用一個本地授時型接收機，能夠提供精度滿足要求的馴服后的基準(zhǔn)時鐘和1PPS信號。干擾源通過本地授時型接收機讀取當(dāng)前GPS時，并利用1PPS信號和10 MHz時鐘作為FPGA數(shù)字信號合成和射頻模塊信號輸出的時基和時鐘源，實現(xiàn)干擾源本地時鐘和真實衛(wèi)星系統(tǒng)時的同步；同時依據(jù)1.2.1節(jié)的欺騙信號模型和信號參數(shù)估計方法，計算導(dǎo)航觀測量和電文參數(shù)，并通過高階直接數(shù)字頻率合成（Direct Digital Synthesis，DDS）技術(shù)精確控制信號狀態(tài)，高階DDS使用FPGA片內(nèi)資源，進行多級調(diào)整，精確地模擬由衛(wèi)星和接收機相對運動引起的多普勒變化，保證欺騙信號到達目標(biāo)接收機接收天線相位中心時與真實信號的相位狀態(tài)在成功誘騙所允許的誤差范圍之內(nèi)。

2）目標(biāo)接收機跟蹤環(huán)路的俘獲

圖4 欺騙信號俘獲跟蹤環(huán)路示意圖Fig.4 Schematic diagram of tracking loop captured by spoofing signal

鑒于目前大多數(shù)GPS接收機所采用的3階或3階以下載波跟蹤鎖相環(huán)路（PLL），以及恒定速度的突變會引起欺騙信號多普勒突變，易被接收機檢測識別［15］，因此本設(shè)計欺騙信號采用初始速度為0的勻加速動態(tài)調(diào)整策略，并在速度達到最大值后，保持不變，即

式中：vmax為最大速度；a為加速度，其大小受限于接收機PLL噪聲帶寬以及PLL更新周期。

欺騙信號動態(tài)調(diào)整過程，若加速度和最大速度增大，則需增大欺騙信號的功率保證成功欺騙目標(biāo)接收機［16］，因此欺騙信號加速度和最大速度不應(yīng)設(shè)置過大。

2 實驗分析

為了驗證上述模型的正確性及方法和設(shè)計的可行性，本文首先在室內(nèi)利用商用接收機進行了靜態(tài)誘騙實驗，然后在室外利用商用無人機分別進行了靜態(tài)和動態(tài)誘騙實驗。其中室外無人機動態(tài)誘騙實驗參數(shù)具體設(shè)置見2.2節(jié)無人機動態(tài)誘騙測試部分；而室內(nèi)商用接收機及室外無人機靜態(tài)誘騙實驗參數(shù)設(shè)置如下：

1）初始同步與功率增強階段

欺騙信號初始仿真位置為目標(biāo)接收機真實位置pu（t＋τsu），仿真的接收機動態(tài)速度為0，加速度為0；初始欺騙信號功率低于真實衛(wèi)星信號功率，功率增加速率為2 dB／s，持續(xù)時間為8 s。

2）動態(tài)調(diào)整階段

欺騙信號功率保持初始同步階段最大功率，改變欺騙信號所仿真的目標(biāo)無人機的動態(tài)，在地心固地坐標(biāo)系（ECEF）直角坐標(biāo)系下x方向初始速度為0，加速度為0.2 m／s2，最大速度為3.8m／s，y方向和z方向速度恒為0。

2.1 室內(nèi)商用接收機誘騙測試

1）碼相位同步精度測試

使用2個商用接收機（Trimble Mini-TTMGG和NovAtel OEM615）分別接收真實衛(wèi)星信號和干擾源欺騙信號，輸出秒脈沖，使用TDS3052B示波器測試2個秒脈沖的對齊精度，接收干擾源欺騙信號接收機輸出的秒脈沖與接收真實衛(wèi)星信號接收機輸出的秒脈沖對齊誤差的測試結(jié)果截圖如圖5所示，測試階段為初始同步與功率增強階段。

多次測試結(jié)果表明2個接收機輸出的秒脈沖對齊誤差小于100 ns，即0.1個碼片；這保證了干擾源產(chǎn)生的欺騙信號與真實衛(wèi)星信號到達目標(biāo)接收機時的時間同步［2，10，17］。

2）載噪比測試

在一定的熱噪聲背景下，衛(wèi)星信號絕對功率的變化直接體現(xiàn)在射頻信號載噪比的變化上［18］，本文通過測試接收機接收信號載噪比變化驗證欺騙信號功率變化對接收機跟蹤環(huán)路的影響，測試階段為初始同步與功率增強階段。

圖5 秒脈沖誤差測試結(jié)果Fig.5 Test results of 1PPS error

采用北京衛(wèi)信杰科技發(fā)展有限公司的W 220接收機作為室內(nèi)測試的目標(biāo)接收機，其射頻輸入端同時連接干擾源射頻輸出與實驗室屋頂天線；起初只接收真實衛(wèi)星信號，待接收機穩(wěn)定輸出真實坐標(biāo)（39.978 635°N，116.344 224°E，70mH）后，在不對此接收機進行壓制干擾的前提下，開啟干擾源，首先輸出低功率的同步欺騙信號，可觀察到接收機定位不受影響，定位沒有中斷；然后在第5 s開始逐步增加干擾信號功率，每秒增加2 dB，持續(xù)8 s，隨后保持功率不變。讀取接收機所記錄的每秒一次的可見星PRN8、PRN21、PRN26載噪比如圖6所示。

以PRN8載噪比為例，由圖6可見，在第1～4 s干擾源發(fā)射低功率欺騙信號，接收機所跟蹤真實衛(wèi)星信號的載噪比均不超過43 dB·Hz；第5～6 s欺騙信號功率增加但仍低于真實衛(wèi)星信號功率，接收機跟蹤環(huán)路保持鎖定真實衛(wèi)星信號，所估計載噪比沒有明顯變化；第7～12 s欺騙信號功率高于真實衛(wèi)星信號功率，接收機跟蹤環(huán)路鎖定欺騙信號，因此接收機所估計載噪比隨欺騙信號功率提高而提高。值得注意的是，實驗中發(fā)現(xiàn)欺騙信號高功率入侵誘騙成功的概率更高，而低功率入侵有時會引起定位中斷，其原因是干擾源所發(fā)射欺騙信號很難做到與真實衛(wèi)星信號載波相位完全同步，在相差較大甚至反相的情況下容易引起信號短暫失鎖。

3）接收機定位測速誘騙測試

初始設(shè)置及信號功率變化與載噪比測試設(shè)置一致，隨后從第30 s開始逐步增加干擾源所仿真目標(biāo)在ECEF直角坐標(biāo)系下x方向上的速度，初始速度為0，加速度為0.2m／s2，持續(xù)時間為19 s，y方向和z方向速度保持為0，實驗結(jié)果如圖7所示。由圖中可知，接收機定位測速結(jié)果與預(yù)設(shè)軌跡速度相吻合，接收機被成功誘騙到干擾源所預(yù)設(shè)的定位測速結(jié)果。

圖6 載噪比測試結(jié)果Fig.6 Test results of carrier to noise ratio

2.2 室外無人機誘騙測試

1）無人機靜態(tài)誘騙測試

實驗場地為北京航空航天大學(xué)，使用的無人機為大疆創(chuàng)新科技有限公司的PHANTOM 4 PRO

圖7 接收機定位測速結(jié)果與預(yù)設(shè)軌跡速度的比較Fig.7 Comparison of receiver position and velocity results with preset trajectory and velocity

無人機。首先使無人機接收真實衛(wèi)星信號，在定位之后且不對無人機進行壓制的前提下，打開干擾源發(fā)射欺騙信號，誘騙方法同室內(nèi)測試相同。采用DJI Assistant 2調(diào)參軟件來觀測無人機傳感器給出的飛行軌跡，軟件所顯示的無人機定位位置偏離起始點的距離隨運行時間的變化如圖8所示?？梢姛o人機定位一直沒有中斷，在開啟干擾源后逐步鎖定到欺騙信號，從圖8中的第72 s開始其輸出的定位位置發(fā)生移動。由于無法從DJI Assistant 2軟件導(dǎo)出無人機定位軌跡的記錄數(shù)據(jù)，本文同時使用了W 220接收機與無人機一起進行誘騙實驗。圖9（a）對比了W 220接收機定位軌跡和干擾源預(yù)設(shè)欺騙軌跡；圖9（b）對比了無人機偏離起始點距離（由圖8讀數(shù)繪制而成）以及W220接收機定位結(jié)果偏離起始點的距離。

圖8 DJIAssistant 2所顯示無人機偏離起始點的距離Fig.8 Distance of UAV deviated from origin disp layed by DJIAssistant 2

由圖8和圖9可見，W220接收機輸出的定位測速結(jié)果與預(yù)設(shè)的欺騙軌跡相符合；無人機配套軟件所輸出偏離起始點的距離與接收機定位結(jié)果偏離起始點距離相符合，可說明在開啟干擾源后，無人機定位未中斷，由鎖定真實衛(wèi)星信號轉(zhuǎn)而鎖定欺騙信號，并且輸出干擾源預(yù)設(shè)的欺騙軌跡，無人機欺騙成功。

2）無人機動態(tài)誘騙測試

無人機動態(tài)誘騙實驗設(shè)備及環(huán)境如圖10所示，實驗場地為北京市沙河非禁飛區(qū)，通過無人機定位，顯示當(dāng)?shù)卣鎸嵶鴺?biāo)為（40.176 698°N，116.269 926°E）。

圖11（a）為無人機動態(tài)誘騙實驗的場景設(shè)計（VUAV為 無 人 機 初 始 速 度，Vs為 欺 騙 速 度），圖11（b）～（d）給出了實驗過程中無人機通過關(guān)鍵軌跡點的視頻截圖。

首先通過無人機遙控軟件DJI GO 4預(yù)設(shè)無人機勻速由A點（40.176 698°N，116.269 926°E）飛往B點（40.176 582°N，116.269 952°E），飛行速度為0.3m／s。在不對無人機進行壓制干擾的前提下，開啟干擾源，首先輸出低功率的同步欺騙信號，可觀察到無人機由預(yù)設(shè)的起始位置即圖11（b）中的A點向預(yù)設(shè)的B點方向正常飛行（若欺騙信號引起無人機接收機失鎖，則無人機會懸停），在飛行時刻第5 s開始逐步增加欺騙信號功率，每秒增加2 dB，持續(xù)8 s，隨后保持功率不變，第12 s無人機飛行至C點（40.176653°N，116.269 930°E），如圖11（c）所示；隨即逐步增大干擾源所仿真目標(biāo)在東北天坐標(biāo)系下的東向速度Ve，初始速度為0，加速度為0.2m／s2，持續(xù)時間為5 s，北向和天向速度為0；可觀測到無人機飛向D點（40.176707°N，116.269967°E），偏離預(yù)設(shè)飛行路徑，如圖11（d）所示，說明欺騙信號獲得了跟蹤環(huán)路主導(dǎo)權(quán)，無人機誘騙成功。因為無法從DJI Assistant 2軟件導(dǎo)出無人機定位信息，所以無法對無人機飛行軌跡進行進一步的數(shù)據(jù)分析。

圖9 軌跡和偏離起始點的距離Fig.9 Trajectory and distance deviated from origin

圖10 無人機外場實驗設(shè)備及環(huán)境Fig.10 UAV field experimental equipment and environment

圖11 無人機動態(tài)誘騙實驗場景Fig.11 Dynamic experimental scenario of UAV spoofing

值得注意的是，無人機導(dǎo)航飛控系統(tǒng)融合了衛(wèi)星導(dǎo)航、慣性導(dǎo)航、視覺導(dǎo)航、氣壓計等多源傳感器信息，無人機衛(wèi)星導(dǎo)航接收機受到干擾源欺騙信號影響后，無人機仍然可以獲取其余傳感器信息，因此若要進一步控制無人機飛行軌跡，還需結(jié)合無人機導(dǎo)航飛控系統(tǒng)控制策略，這將是下一步研究工作的難點所在。

3 結(jié) 論

1）設(shè)計實現(xiàn)了一種小型化的同步生成式GPS欺騙干擾源，建立了同步式GPS欺騙干擾信號模型，給出了信號仿真參數(shù)的計算方法，采用時基同步的方法補償了干擾源的處理時延，通過商用接收機驗證了GPS欺騙干擾信號模型及同步設(shè)計的正確性。

2）給出了干擾信號俘獲目標(biāo)接收機跟蹤環(huán)路過程中欺騙信號參數(shù)的調(diào)整方法，并通過商用接收機和無人機進行了靜態(tài)和動態(tài)實驗驗證，結(jié)果表明該方法能夠使干擾源在不需要壓制干擾阻斷目標(biāo)接收機跟蹤環(huán)路的情況下成功俘獲跟蹤環(huán)路的主導(dǎo)權(quán)，最終使目標(biāo)接收機輸出預(yù)設(shè)的定位測速結(jié)果，驗證了該方法的可行性。

為了提高誘騙成功率，并能夠誘騙無人機在防護區(qū)范圍內(nèi)飛往預(yù)設(shè)的誘騙位置，需要在本文工作基礎(chǔ)上針對初始載波相位誤差而優(yōu)化誘騙策略，并進一步分析無人機導(dǎo)航飛控系統(tǒng)，結(jié)合其飛控策略和測控鏈路設(shè)定合理的誘騙策略，并通過動態(tài)飛行實驗驗證其效果。