楊再秀，柳亞川

（中國電子科技集團 第五十四研究所，石家莊 050000）

0 引言

當前，無人機技術日趨成熟，無人機在民用方向的應用迅速增加，帶來了巨大的經(jīng)濟效應，給人們生活工作提供了便利。與此同時，由于無人機操作簡單、價格低廉，使用群體逐漸面向普通民眾；而當下無人機黑飛事件頻發(fā)，影響了人們正常的生活工作秩序，因此需要針對無人機開展行之有效的管控。無人機欺騙干擾源，可模擬真實衛(wèi)星信號生成欺騙信號，通過功率優(yōu)勢俘獲無人機，實現(xiàn)對無人機的誘導管制，是當下無人機管控技術的研究熱點[1-4]。

本文針對無人機欺騙干擾源的設計與實現(xiàn)展開研究。無人機欺騙干擾源由個人計算機（personal,computer,PC）端的控制軟件與導航誘騙設備2 個部分組成：控制軟件負責控制系統(tǒng)運行與人機交互；導航誘騙設備中數(shù)仿與信息處理模塊采用數(shù)字信號處理器（digital signal processor,DSP）/現(xiàn)場可編程門陣列（field programmable gate array,FPGA）的架構，實現(xiàn)對信號參數(shù)計算和基帶信號生成，并通過射頻模塊實現(xiàn)射頻信號的輸出。此外針對欺騙信號俘獲無人機的方法做出分析。最終，研制出一款小型化無人機欺騙干擾源，可在非授權無人機進入特定空域前進行管控，避免對授權用戶的影響。

1 小型化欺騙干擾源設計實現(xiàn)

1.1 欺騙信號模型

在全球定位系統(tǒng)（global positioning system,GPS）系統(tǒng)時t時刻的欺騙信號計算公式[5-9]為

式中：j為仿真的第j顆衛(wèi)星；N(t)為系統(tǒng)時t時刻目標處可見星顆數(shù)；為所仿真衛(wèi)星信號功率；Cj[t?τj(t)]為所仿真衛(wèi)星的偽隨機碼；τj(t)為所仿真衛(wèi)星到目標處的偽碼傳播延時；D j[t?τ j(t)]為所仿真衛(wèi)星的導航電文數(shù)據(jù)；φj(t)為所仿真衛(wèi)星載波相位；n(t)為隨機噪聲。

所仿真欺騙信號功率計算方法為

真實信號到目標處的偽碼傳播延時計算方法如下：

式中：c為光速；為系統(tǒng)時所仿真的衛(wèi)星位置；pu(t+τsu)為GPS 時（GPS time,GPST）（t+τsu）時刻目標位置；為干擾源到目標處的傳播延時；及為電離層延遲、對流層延遲和相對論效應引起的延遲。式（3）中第1 個等式代表真實衛(wèi)星信號的傳播延時，第2 個等式代表欺騙信號仿真時刻與真實衛(wèi)星信號系統(tǒng)時之差。

1.2 系統(tǒng)總體設計

欺騙干擾源總體設計如圖1 所示，包括導航誘騙設備、運行在PC 端的控制軟件、接收天線與發(fā)射天線。

圖1 欺騙干擾源組成

控制軟件運行在外部PC 端，負責調控設備的運行、人機交互，與探測設備交互獲取無人機位置速度信息。

導航誘騙設備包含數(shù)仿與信息處理模塊、內置接收模塊、收發(fā)天線和射頻模塊。

1.2.1 內置接收模塊

欺騙干擾源中內置一個授時型接收機，通過串口與DSP 連接，授時型接收機使用接收天線接收真實衛(wèi)星信號，獲取當前的時間信息、星歷等信息；接收機輸出經(jīng)馴服后的秒脈沖（pulse per second,PPS）和10 MHz 時鐘信號，用于本地鐘與系統(tǒng)時的同步；此外接收機提供接收天線位置，接收天線與欺騙干擾源位置較近，可用于估計欺騙干擾源與目標處的距離。

1.2.2 數(shù)仿與信息處理模塊

數(shù)仿與信息處理模塊采用 DSP+FPGA的架構，如圖2 所示?？紤]到DSP 處理速度和資源余量，本設計采用2 塊DSP，分為控制DSP 和計算DSP?？刂艱SP 負責與控制軟件和FPGA 完成控制命令交互和數(shù)據(jù)交互，實現(xiàn)對干擾源硬件設備的控制；同時控制DSP 與內置的接收機通過串口連接，讀取接收機上傳的時間、星歷、位置等信息，完成信號參數(shù)計算、電文生成、數(shù)據(jù)打包等工作。計算DSP 需要根據(jù)控制DSP 計算的信號參數(shù)，推算載波數(shù)字控制振蕩器（numerically controlled oscillator,NCO）和碼NCO 控制字及初相、當前電文比特，并將計算的參數(shù)傳遞給FPGA 用于基帶信號生成。FPGA 根據(jù)DSP 下發(fā)的參數(shù)完成基帶信號生成，對電文進行調制，多路信號合路后發(fā)后端數(shù)字模擬轉換器（digital to analog converter,DAC）處理，生成模擬信號。

圖2 數(shù)仿與信息處理模塊

1）本設計中控制DSP 采用多線程結構，包含命令線程、下發(fā)線程、接收線程、數(shù)據(jù)處理線程、數(shù)據(jù)回傳線程，處理來自電腦端控制軟件的數(shù)據(jù)和來自內置接收機上傳的數(shù)據(jù)，實現(xiàn)與計算DSP的交互。控制DSP 功能包括控制軟件交互、接收機交互、參數(shù)計算、電文編排、誤差仿真。

2）計算DSP 接收來自控制DSP的信號參數(shù)、偽距、時間信息，需要精確推算仿真時間的電文比特、載波NCO 與碼NCO 控制字、初相，然后下發(fā)給FPGA，生成多路中頻信號。

載波控制字計算中，考慮衛(wèi)星和無人機之間的速度和加速度，暫不考慮加加速度的影響，由此可得

式中：R代表偽距；v代表速度；a代表加速度；v(t)代表t時刻衛(wèi)星和無人機的相對速度；d(t)代表t時刻衛(wèi)星和無人機的距離。

無人機與衛(wèi)星之間的相對運動會引起多普勒效應，載波多普勒的計算公式為

式中：下標d 代表多普勒；f為信號頻率。

欺騙信號t時刻的相位計算公式為

對連續(xù)信號采樣，實現(xiàn)離散化，可得

式中：fn為采樣頻率；n為離散化后采樣點；第1 項為由當前偽距引起固定相移；第2 項為無人機與衛(wèi)星之間的相對速度造成的多普勒頻移；第3 項為無人機和衛(wèi)星之間的相對加速度造成的相移。因此載波的數(shù)字控制振蕩器采用2 階高階直接數(shù)字頻率合成（direct digital synthesis,DDS）生成載波相位為

φ2(n+1)中同樣含有乘法運算，同樣由遞推公式表示為

式中：a2=b1?c1；b2=2c1。

當n=0 時，由式（13）計算得

當n=-1 時，由式（14）計算得

由式（15）及式（16）得

因此相位φ(n)須用2 個累加器級連，如圖3所示。

圖3 2 級DDS 示意

圖中：b2=2c1；φ2(? 1)=b1?3c1；φ(? 1)=a1?b1+c1；z?1代表前一個時鐘值。以每個時鐘遞推得到該時刻的φ(n)。

碼速率與載波頻率相同，無人機與衛(wèi)星之間的相對運動也會產(chǎn)生多普勒頻移，而碼速率與載波速率的比例關系為

式中：fRF為信號載波頻率；fdopp為速度引起的載波多普勒頻移；f0為碼基準速率；fcode為增加了碼多普勒頻移后的碼速率。

碼速率NCO 控制字的計算公式為

式中：fc為采樣時鐘頻率；n0為量化位數(shù)。

碼相位的精確控制是實現(xiàn)欺騙信號與真實衛(wèi)星信號同步的關鍵，因此需要精確計算欺騙信號仿真時刻所需的偽碼相位。首先需要計算信號仿真時刻t時刻的衛(wèi)星位置，再根據(jù)主控軟件下發(fā)的無人機位置推算二者之間的偽距ρ，由此來計算得出衛(wèi)星到無人機之間信號的傳播延時

GPS L1 C/A 偽碼的周期為Tc=1 ms，碼速率為1.023 MHz，可得到1 個周期碼片數(shù)N=1 023。首先求解傳播時延τ中不足1 ms 剩余的碼片數(shù)M為

式中mod 表示取余。

隨后求解偽碼發(fā)生器移位寄存器的初始碼片值

對V取整，即移位寄存器的初始值，而小數(shù)部分是相位累加器的初始值

式中：floor 表示向下取整；L為累加器的位寬。

3）FPGA 需要和DSP 交互，獲取載波NCO 和碼NCO 控制字及相位、當前時刻的電文比特、信號參數(shù)等信息；根據(jù)當前時間選取要發(fā)送的電文比特，并根據(jù)控制字推動生成偽碼序列和載波，再對數(shù)據(jù)比特進行擴頻調制和BPSK 調制，生成單路的中頻信號，然后對多路信號合成，生成合路信號。

1.2.3 射頻模塊

射頻模塊需要完成2 個功能，包括：①上變頻生成射頻信號，將中頻信號調制到1 575.42 MHz；②生成誘騙設備需要的多種頻率源[10]。

上變頻設計框圖如圖4 所示。

圖4 上變頻模塊

輸入的中頻信號先需要通過低通濾波器進行濾波，然后上變頻，隨后經(jīng)程控衰減，實現(xiàn)對射頻功率的控制。

此外，射頻模塊還需要生成多種頻率源，包括一路327.36 MHz 和二路10.23 MHz，用于數(shù)仿與信息處理模塊使用。

1.3 本地時與系統(tǒng)時同步設計實現(xiàn)

本設計中，由本地接收機提供與系統(tǒng)時同步的PPS 信號和10 MHz 時鐘，同步本地時鐘與系統(tǒng)時鐘；依據(jù)前文的信號模型，精確計算所需生成的欺騙信號的各狀態(tài)參數(shù)，通過高階DDS 技術生成參數(shù)精確的欺騙信號，使欺騙信號在目標處與真實衛(wèi)星信號狀態(tài)一致。此時欺騙信號能夠在不被識別的前提下，進入目標跟蹤環(huán)路。設備能夠根據(jù)當前的時鐘源狀態(tài)自主切換合適的時鐘：當能夠接收外部信號時，會鎖定外部時鐘；當外部時鐘缺失時，設備自動切換到內部時鐘，以保持設備的正常運行。

內置接收機輸出的外部時鐘源10 MHz 時鐘在接入射頻模塊后，與本地時鐘源通過鎖相環(huán)實現(xiàn)同步，然后產(chǎn)生多路頻率源，如圖5 所示。

圖5 本地時鐘馴服環(huán)路

1.4 功率入侵方法

欺騙信號針對目標源的誘導可分為 2 個階段：第1 階段輸出的欺騙信號和衛(wèi)星信號的狀態(tài)同步[11]；第2 階段是動態(tài)調整階段，欺騙信號需要逐步引導目標源的位置速度信息，完成對目標源的誘導控制[12-14]。本文中，根據(jù)欺騙信號功率調整策略，分為低功率和高功率調整策略。

1.4.1 欺騙信號低功率調整策略

欺騙信號低功率調整策略：在狀態(tài)同步階段，欺騙信號功率較低，不超過衛(wèi)星信號，而欺騙信號的信號參數(shù)與真實衛(wèi)星信號誤差能夠控制在滿足要求的范圍內；欺騙信號在不被識別的前提下，潛入無人機的跟蹤環(huán)路，然后在動態(tài)調整階段增加欺騙信號輸出功率；當欺騙信號輸出功率高于衛(wèi)星信號功率后[15]，欺騙信號將獲得目標源的主導權，隨后根據(jù)設定的欺騙軌跡逐步調整欺騙信號的信號狀態(tài)，完成對目標源的俘獲控制。調整過程如圖6 所示。

圖6 欺騙信號低功率調整示意圖

1.4.2 欺騙信號高功率調整策略

高功率欺騙信號調整策略：第1 階段發(fā)射高功率欺騙信號，高于衛(wèi)星信號功率，由于欺騙信號與真實衛(wèi)星信號的載波相位難以精確同步，因此高功率調整可以避免在欺騙信號與真實衛(wèi)星信號功率一致時，載波相位反向引起的環(huán)路失鎖問題；第2 階段，同低功率調整策略調整方法一致，實現(xiàn)對目標源的誘導控制。高功率控制策略如圖7 所示。

圖7 欺騙信號高功率調整示意圖

2 實驗與結果分析

2.1 欺騙信號功率調整策略測試

使用一款商業(yè)接收機測試2 種策略。

2.1.1 欺騙信號低功率調整策略

欺騙信號低功率調整策略：在狀態(tài)同步階段，誘騙位置與真實位置一致，速度和加速度為0；初始輸出低功率的欺騙信號，隨后在第5 秒開始增大欺騙信號功率，讀取接收機載噪比輸出值。選取其中的22、32 二顆衛(wèi)星的載噪比值，如圖8 所示。

圖8 低功率欺騙信號調整策略載噪比測試結果

由圖可知：在前4 秒，接收機鎖定衛(wèi)星信號，輸出衛(wèi)星信號的載噪比；從第5 秒開始，逐步增大欺騙信號功率；從第7 秒開始，接收機輸出的載噪比值逐步增大，欺騙信號在功率占優(yōu)時，即可進入跟蹤環(huán)路，使接收機鎖定欺騙信號。

2.1.2 欺騙信號高功率調整策略測試

欺騙信號高功率調整策略：開始不發(fā)射欺騙信號時，接收機鎖定衛(wèi)星信號；隨后進入動態(tài)調整階段，根據(jù)誘導策略調整所仿真的欺騙信號位置速度狀態(tài)。

在前3 秒不輸出欺騙信號，接收機鎖定真實衛(wèi)星信號，記錄接收機輸出的可見星載噪比值；從第4 秒開始，輸出高功率欺騙信號，高于衛(wèi)星信號的功率15 dB。選取22、32 二顆衛(wèi)星的記錄，如圖9所示。

圖9 高功率欺騙信號調整策略載噪比測試結果

由圖可知：在前3 秒接收機輸出的載噪比值趨于穩(wěn)定；在第4 秒發(fā)射欺騙信號后，接收機輸出的載噪比值迅速增加，此時接收機鎖定欺騙信號，欺騙信號在功率占優(yōu)時，即可進入跟蹤環(huán)路，接收機成功被誘導。

2.2 接收機定位測速誘騙實驗

第1 階段調整策略為欺騙信號高功率調整策略；在第2 階段逐步調整欺騙信號所仿真的位置速度狀態(tài)，從第 5 秒開始，在地心地固（earthcentered earth-fixed,ECEF）坐標系下，設定欺騙信號加速度0.1 m/s2，初始速度為0，加速度持續(xù)時間為10 s，接收機定位結果、真實軌跡與規(guī)劃軌跡的誤差結果如圖10 所示，接收機被成功誘騙，輸出了規(guī)劃的位置速度信息。

圖10 接收機定位測速結果與預設軌跡速度的比較

2.3 無人機誘騙測試

針對商業(yè)無人機展開測試，使用同接收機實驗相同的誘導策略。首先使無人機鎖定真實衛(wèi)星信號，并輸出定位位置（39.978 63°N，116.344 35°E），然后打開欺騙源，發(fā)射欺騙信號，隨后調整欺騙信號所仿真的位置速度狀態(tài)，欺騙信號加速度0.1 m/s2，初始速度為0，加速度持續(xù)時間為10 s，讀取無人機的位置速度信息，與所仿真的位置速度信息做對比。如圖11 所示。

圖11 軌跡和偏離起始點的距離

由圖可知，無人機在初始階段鎖定真實衛(wèi)星信號，輸出真實位置，從第15 秒開始輸出欺騙信號，并逐步改變欺騙信號所仿真的位置速度狀態(tài)，無人機定位位置發(fā)生變化，輸出規(guī)劃的位置信息，無人機鎖定欺騙信號，無人機誘導成功。

3 結束語

本文設計實現(xiàn)了針對無人機管控的欺騙干擾源，給出了生成式欺騙干擾源的信號模型，并分析了參數(shù)的具體計算方法；給出了硬件設計方案，并通過接收機和無人機驗證了欺騙干擾源的信號模型的正確性以及干擾源的功能完備性。

給出了本地時鐘與系統(tǒng)時同步的具體設計方案，通過一款授時型接收機，提供馴服后的PPS 信號和10 MHz 時鐘信號，實現(xiàn)了本地時鐘與真實衛(wèi)星系統(tǒng)時的同步，可精確控制信號仿真時間，用于信號狀態(tài)參數(shù)的計算。并給出了2 種欺騙信號控制策略，對2 種控制策略進行了定性分析，最后針對2 種調整策略進行了測試。

本文設計的無人機欺騙干擾源，針對接收機和無人機的誘騙實驗都能夠實現(xiàn)誘騙俘獲；但由于無人機導航系統(tǒng)較為復雜，包含多個導航系統(tǒng)，因此目前尚未實現(xiàn)對無人機的定點誘騙，后續(xù)須針對定點誘騙展開進一步研究。此外無人機誘騙需要對無人機的控制環(huán)路進行切斷，使無人機處于自主控制狀態(tài)，才能通過誘騙實現(xiàn)對無人機的控制。