卫星导航的欺骗识别方法及装置.pdf

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1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010054741.3 (22)申请日 2020.01.17 (71)申请人 中国人民解放军战略支援部队信息 工程大学 地址 450001 河南省郑州市高新区科学大 道62号109信箱 (72)发明人 张伦东何劢航韩帅肖凯 孙付平 (74)专利代理机构 郑州睿信知识产权代理有限 公司 41119 代理人 崔旭东 (51)Int.Cl. G01S 19/21(2010.01) G01S 19/49(2010.01) G01C 21/16(2006.01) (54)发明名称 一。

2、种卫星导航的欺骗识别方法及装置 (57)摘要 本发明涉及一种卫星导航的欺骗识别方法 及装置， 属于卫星导航欺骗检测技术领域， 获取 INS观测的导航参数和GNSS观测的导航参数； 计 算INS观测的导航参数与GNSS观测的导航参数在 对应时刻的误差值； 如果至少连续十个历元的误 差值大于设定阈值， 则判定为被欺骗， 舍弃GNSS 观测的导航参数， 采用INS进行导航； 如果误差值 小于设定阈值或偶然出现误差值大于设定阈值 时， 采用GNSS和INS观测的导航参数进行融合的 组合导航方式进行导航， 解决了现有技术中组合 导航模式下， 现有卫星导航欺骗检测方法复杂、 不彻底的问题。 权利要求书1页。

3、 说明书6页 附图4页 CN 111443363 A 2020.07.24 CN 111443363 A 1.一种卫星导航的欺骗识别方法， 其特征在于， 包括如下步骤： 1)获取INS观测的导航参数和GNSS观测的导航参数； 2)计算INS观测的导航参数与GNSS观测的导航参数在对应时刻的误差值； 3)如果至少连续十个历元的误差值大于设定阈值， 则判定为被欺骗， 舍弃GNSS观测的 导航参数， 采用INS进行导航； 如果误差值小于设定阈值或偶然出现误差值大于设定阈值 时， 采用GNSS和INS观测的导航参数进行融合的组合导航方式进行导航。 2.根据权利要求1所述的卫星导航的欺骗识别方法， 其特。

4、征在于， 所述导航参数包括位 置、 速度和姿态信息中的一种或多种。 3.根据权利要求1所述的卫星导航的欺骗识别方法， 其特征在于， 还包括对INS观测的 导航参数和GNSS观测的导航参数进行时间同步的步骤。 4.根据权利要求1所述的卫星导航的欺骗识别方法， 其特征在于， 所述步骤3)中， 根据 GNSS误差值的正态分布置信度区间选取所述设定阈值。 5.根据权利要求1所述的卫星导航的欺骗识别方法， 其特征在于， 所述步骤3)中， 将 GNSS观测的导航参数作为量测信息代入卡尔曼滤波器进行融合。 6.一种卫星导航的欺骗识别装置， 其特征在于， 包括处理器和存储器， 所述处理器执行 所述存储器中存储。

5、的计算机程序以实现如下方法步骤： 1)获取INS观测的导航参数和GNSS观测的导航参数； 2)计算INS观测的导航参数与GNSS观测的导航参数在对应时刻的误差值； 3)如果至少连续十个历元的误差值大于设定阈值， 则判定为被欺骗， 舍弃GNSS观测的 导航参数， 采用INS进行导航； 如果误差值小于设定阈值或偶然出现误差值大于设定阈值 时， 采用GNSS和INS观测的导航参数进行融合的组合导航方式进行导航。 7.根据权利要求6所述的卫星导航的欺骗识别装置， 其特征在于， 所述导航参数包括位 置、 速度和姿态信息中的一种或多种。 8.根据权利要求6所述的卫星导航的欺骗识别装置， 其特征在于， 还包。

6、括对INS观测的 导航参数和GNSS观测的导航参数进行时间同步的步骤。 9.根据权利要求6所述的卫星导航的欺骗识别装置， 其特征在于， 所述步骤3)中， 根据 GNSS误差值的正态分布置信度区间选取所述设定阈值。 10.根据权利要求6所述的卫星导航的欺骗识别装置， 其特征在于， 所述步骤3)中， 将 GNSS观测的导航参数作为量测信息代入卡尔曼滤波器进行融合。 权利要求书 1/1 页 2 CN 111443363 A 2 一种卫星导航的欺骗识别方法及装置 技术领域 0001 本发明涉及一种卫星导航的欺骗识别方法及装置， 属于卫星导航欺骗检测技术领 域。 背景技术 0002 全球定位系统(GPS。

7、， Global Position System)可以在全球范围内提供三维坐标 和速度， 但是卫星导航信号易受到干扰或欺骗， 导致载体无法安全进行导航， 在军事领域导 航信号被欺骗可以说是致命的。 随着国际四大全球卫星导航系统(GNSS， Global Navigation Satellite System)GPS、 GLONASS， BDS和GELILEO的建设， 卫星导航在经济、 交 通、 电力等核心基础设施中起到更加重要的作用。 在实际导航中， 导航的安全性受到越来越 多的关注， 如何克服GNSS易受干扰和欺骗的难题成为关键。 0003 现如今， 对于卫星导航欺骗检测， 已经提出了许多的。

8、方法， 如到达角检测， 能量检 测等。 目前为止， 主要从欺骗信号特点入手， 或利用其能量高于正常信号， 或利用其到达角 与正常信号有区别。 但是， 从信号特性入手的检测方法， 物理实现都有难度。 而且最难被检 测的欺骗信号是所有信号特征与正常信号一样， 但是解算的位置信息却是错的， 这就直接 会导致检测不彻底。 0004 惯性导航系统(INS， Inertial Navigation System)是一种完全自主的导航手段， 依靠陀螺仪输出载体角速度信息， 计算出载体系到导航系的姿态旋转矩阵， 将加速度计输 出载体线运动信息转换到导航系， 然后通过积分得到速度和位置的增量， 逐历元完成递推 。

9、过程。 INS不受外界影响， 具有隐蔽性和独立性， 并且可以输出姿态、 速度和位置完备的导航 参数， 在军事中具有非常广泛的应用。 0005 虽然在一定程度上， 通过GNSS和INS优缺点的互补性， 使得GNSS/INS组合导航成为 了一种常见的连续、 长时和短时精度等均较高的组合导航方式， 但是， 该种组合导航方式仍 然不可避免的收到欺骗信号的干扰， 导致导航信息出现偏差。 0006 因而， 为了解决组合导航模式下， 现有卫星导航欺骗检测方法复杂、 不彻底的问 题， 亟需一种能够快速、 有效识别欺骗并所处反应的卫星导航的欺骗识别方法。 发明内容 0007 本发明的目的在于提供一种卫星导航的欺。

10、骗识别方法及装置， 解决了现有技术中 组合导航模式下， 现有卫星导航欺骗检测方法复杂、 不彻底的问题。 0008 本发明采用如下技术方案： 本发明提供了一种卫星导航的欺骗识别方法， 包括如 下步骤： 0009 1)获取INS观测的导航参数和GNSS观测的导航参数； 0010 2)计算INS观测的导航参数与GNSS观测的导航参数在对应时刻的误差值； 0011 3)如果至少连续十个历元的误差值大于设定阈值， 则判定为被欺骗， 舍弃GNSS观 测的导航参数， 采用INS进行导航； 如果误差值小于设定阈值或偶然出现误差值大于设定阈 说明书 1/6 页 3 CN 111443363 A 3 值时， 采用。

11、GNSS和INS观测的导航参数进行融合的组合导航方式进行导航。 0012 本发明基于GNSS/INS组合导航方法， 当GNSS信号被欺骗时， INS依旧不受干扰正常 工作， 判断GNSS观测的导航信息和INS观测的导航信息的误差值是否超过阈值， 当至少连续 十个历元超过时， 判定为GNSS被欺骗， 则舍弃卫星导航值， 利用INS值进行导航； 当GNSS信号 正常时， 通过卡尔曼滤波器得到GNSS/INS组合导航的最优解。 通过这种方式， 能够快速、 准 确的判定卫星导航是否收到欺骗， 同时能够及时对偏差进行处理， 保证了导航精度。 0013 进一步的， 所述导航参数包括位置、 速度和姿态信息中。

12、的一种或多种。 0014 进一步的， 还包括对INS观测的导航参数和GNSS观测的导航参数进行时间同步的 步骤。 0015 进一步的， 所述步骤3)中， 根据GNSS误差值的正态分布置信度区间选取所述设定 阈值。 0016 进一步的， 所述步骤3)中， 将GNSS观测的导航参数作为量测信息代入卡尔曼滤波 器进行融合。 0017 本发明还提供了一种卫星导航的欺骗识别装置， 包括处理器和存储器， 所述处理 器执行所述存储器中存储的计算机程序以实现如下方法步骤： 0018 1)获取INS观测的导航参数和GNSS观测的导航参数； 0019 2)计算INS观测的导航参数与GNSS观测的导航参数在对应时刻。

13、的误差值； 0020 3)如果至少连续十个历元的误差值大于设定阈值， 则判定为被欺骗， 舍弃GNSS观 测的导航参数， 采用INS进行导航； 如果误差值小于设定阈值或偶然出现误差值大于设定阈 值时， 采用GNSS和INS观测的导航参数进行融合的组合导航方式进行导航。 0021 本发明基于GNSS/INS组合导航方法， 当GNSS信号被欺骗时， INS依旧不受干扰正常 工作， 判断GNSS观测的导航信息和INS观测的导航信息的误差值是否超过阈值， 当至少连续 十个历元超过时， 判定为GNSS被欺骗， 则舍弃卫星导航值， 利用INS值进行导航； 当GNSS信号 正常时， 通过卡尔曼滤波器得到GNS。

14、S/INS组合导航的最优解。 通过这种方式， 能够快速、 准 确的判定卫星导航是否收到欺骗， 同时能够及时对偏差进行处理， 保证了导航精度。 0022 进一步的， 所述导航参数包括位置、 速度和姿态信息中的一种或多种。 0023 进一步的， 还包括对INS观测的导航参数和GNSS观测的导航参数进行时间同步的 步骤。 0024 进一步的， 所述步骤3)中， 根据GNSS误差值的正态分布置信度区间选取所述设定 阈值。 0025 进一步的， 所述步骤3)中， 将GNSS观测的导航参数作为量测信息代入卡尔曼滤波 器进行融合。 附图说明 0026 图1是本发明欺骗识别方法实施例中方法流程图； 0027 。

15、图2是本发明欺骗识别方法实施例中设定阈值选定准则示意图； 0028 图3是本发明欺骗识别方法实施例中GNSS欺骗判别示意图； 0029 图4是本发明仿真验证中不加偏移的解算轨迹图； 0030 图5是本发明仿真验证中加欺骗不加本发明欺骗识别方法的导航情况示意图； 说明书 2/6 页 4 CN 111443363 A 4 0031 图6是本发明仿真验证中加(0.0002 ， 0.0002 ， 0.0002)欺骗加本发明欺骗识别方 法的导航情况示意图； 0032 图7是本发明仿真验证中加(0.0001 ， 0.0001 ， 0.0001)欺骗加本发明欺骗识别方 法的导航情况示意图； 0033 图8是。

16、本发明仿真验证中加(0.00001 ， 0.00001 ， 0.00001)欺骗加本发明欺骗识 别方法的导航情况示意图。 具体实施方式 0034 为了使本发明的目的、 技术方案及优点更加清楚明白， 以下结合附图及实施例， 对 本发明进行进一步详细说明。 应当理解， 此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明， 并不 用于限定本发明， 即所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例， 而不是全部的实施例。 通 常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。 0035 以下结合实施例对本发明的特征和性能作进一步的详细描述。 0036 欺骗识别方法实施例： 0037 本实施例中。

17、在GNSS/INS组合导航算法中加入了本发明的方法， 对GNSS受欺骗的判 别过程如图1所示， 本发明中实现卫星导航的欺骗识别的过程主要包括以下几个步骤： 0038 1、 获取INS观测的导航参数和GNSS观测的导航参数。 导航参数包括位置、 速度和姿 态信息中的一种或多种。 0039 INS和GNSS独立自主工作， INS的输出频率一般为200Hz和100Hz， 而GNSS的输出频 率一般为1s， 进行数据融合前需要进行时间同步， 因而， 本实施例中获取相同历元时刻观测 的导航数据。 当地地理坐标系下INS导航方程为： 0040 0041 式中， Pn为当地地理坐标系下经度L、 纬度B和大地。

18、高H， 具体可由(2)式表示； vn为当 地地理坐标系下东向速度ve、 北向速度vn、 天向速度vu， 具体可由(3)式表示； D表示位置和速 度之间的转换矩阵， 具体可由(4)式表示； 表示加速度计所测得的比力在当地地理坐标 系中的投影， 具体可由(5)式表示；表示地心地固坐标系中的地球自转角速度在当 地地理坐标系中的投影， 具体可由(6)式表示； ie表示地球自转角速率；表示当地地理 坐标系相对于地心地固坐标系的转动角速率， 即转移速率， 其值可由(7)式表示； gn表示运 载体所处位置的当地重力矢量； 表示载体坐标系到当地地理坐标系的姿态转换矩阵， 是由载体相对于当地地理坐标系转动的角速。

19、度所构成的斜对称矩阵， 可以通过(8) 式进行解算： 0042 PnL B HT (2) 0043 vnve vn vuT (3) 说明书 3/6 页 5 CN 111443363 A 5 0044 0045 式中， RE为地球的长半轴， RN为地球的短半轴， h为载体到大地水准面的距离。 0046 0047 0048上式中表示地心地固坐标系到当地地理坐标系的转换矩阵， 0049 0050 0051上式中，表示陀螺的角速度输出。 0052 姿态解算采用双子样算法， 速度和位置采用梯形公式进行更新。 0053 2、 计算INS观测的导航参数与GNSS观测的导航参数在对应时刻的误差值。 0054 。

20、时刻相同时， 先对INS推算的位置和速度与GNSS计算的位置和速度作差计算得到 误差， 再对误差进行判断。 0055 3、 对误差大小进行判断。 如果至少连续十个历元的误差值大于设定阈值， 则判定 为被欺骗， 舍弃GNSS观测的导航参数， 采用INS观测的导航参数进行导航； 否则， 采用GNSS和 INS进行融合组合导航。 0056 本实施例中， 根据GNSS误差值的正态分布置信度区间选取所述设定阈值。 如图2所 示为本实施例中 “3 准则” 的示意图。 采用 “3 准则” ，“3 准则” 的可信度为99.7， 故取3 值 作为阈值。 取值为只在随机误差影响下的GNSS误差值， 一般取3m。 。

21、同时， 战略级、 战术级以 及消费级INS系统陀螺仪和加速度计的精度不同， 针对不同的INS系统， 可以利用自适应算 法对 值进行调整。 0057 当误差大于阈值时， 记录这一历元时刻， 因为GNSS存在粗差， 不能因为某个历元误 差大于阈值就认为被欺骗， 偶然误差的GNSS观测值依旧代入卡尔曼滤波器进行组合导航计 算； GNSS欺骗手段一般是逐步欺骗， 逐历元造成小的位置误差。 需要设置一个时间门限， 用 于记录连续多少历元INS位置与卫星导航位置差值超过阈值。 时间门限设置要考虑INS的能 力， 不同的INS能持续的高精度时间不同。 要保证在时间门限内， INS精度能满足要求。 本实 施例。

22、中， 设定连续十个历元误差值超过阈值， 则判定为GNSS受到欺骗。 因而， 当连续十个历 元误差值超过阈值时， 舍弃GNSS观测的导航参数， 采用INS观测的导航参数进行导航。 作为 其他实施方式， 也可以根据需要设定其他多个连续历元误差值超过阈值时， 判定为被欺骗。 0058 当误差小于阈值时， 将GNSS观测值作为量测信息代入卡尔曼滤波器进行融合。 本 实施例中采用卡尔曼滤波器的组合方式， 作为其他实施方式， 还可以采用现有技术中的其 说明书 4/6 页 6 CN 111443363 A 6 他融合方式。 例如， 粒子滤波算法等。 卡尔曼滤波方程如下： 0059 0060 式中， Xk和X。

23、k-1表示系统的K、 K-1时刻状态向量； k,k-1表示K-1到K时刻的状态转移 矩阵； P表示状态的协方差阵； Q表示过程噪声矩阵； Kk表示增益滤波矩阵； Ak表示观测矩阵； Lk表示观测向量。 0061 本实施例中所述的GNSS是否受欺骗的检测方法原理示意图如图3所示， 红色圆表 示INS位置， 蓝色圆表示卫星导航位置， 绿色圆表示组合位置。 0062 作为对上述实施方式的改进， 本发明的方案适用于松/紧组合的INS/GNSS组合导 航算法， 对各个级别或精度要求的INS系统中的惯性器件都能够适用。 0063 为了验证本发明的检测效果， 发明采用一组组合导航跑车数据， 实验仿真欺骗情 。

24、况， 在组合导航松组合算法中加入了本发明中的欺骗识别方法， 检测欺骗算法如图3所示。 特别说明： 仿真欺骗中没有加噪声， 因为不论哪种欺骗， 最终必然是导致卫星导航位置错 误， 只要位置错误， 皆可用本发明中的方法检测。 0064 数据说明： 本实验使用的跑车数据， 地点从长沙到常德， GNSS数据长度为15872个 历元， 历元间隔为1秒。 惯导数据INS的数据长度为1682397个历元， 频率为100Hz， 历元间隔 为0.01秒。 0065 1)不加偏移的解算轨迹图如图4所示， 轨迹方向从右下方到左上方。 将图放大后会 发现组合结果与卫星导航结果有差异， 但是大致上吻合。 这是因为松组合。

25、是用卫星导航估 计INS误差， 修正后结果作为组合结果。 0066 2)在GPS原始数据中加入偏移， 从第6000个历元开始， 每100秒加一次， 分别在北东 天方向上加入0.0002度， 0.0002度， 0002米。 若不采用本发明方法的情况， 如图5所示， 组合 结果随着欺骗的卫星导航逐步偏移。 0067 设置位置限差0.0001度， 设置时间门限为10秒， 检测后的情况如图6所示， 检测出 欺骗以后， 组合结果不再采用GPS数据， 用INS结果作为组合结果。 0068 3)为了进一步验证检测效果， 将每一步偏移减小一倍， 改为0.0001度， 0.0001度， 0.0001米。 位置限。

26、差0.0001度， 时间门限10秒。 检测结果如图7所示， 依然可以很好检测出 来。 0069 保持其他参数不变， 将每一步偏移改为0.00001度， 0.00001度， 0.00001米。 位置限 差为0.00001度。 检测结果如图8所示， 可以看出对于较小偏移量， 仍然可以检测出来。 0070 通过上述仿真过程， 验证了本发明在GNSS/INS组合导航中对于识别欺骗信号的有 效性， 显著提升了导航精度。 0071 欺骗识别装置实施例： 0072 本实施例中给出了一种卫星导航的欺骗识别装置， 包括处理器和存储器， 存储器 说明书 5/6 页 7 CN 111443363 A 7 上存储有用。

27、于在处理器上运行的计算机程序， 处理器可以采用单片机、 FPGA、 DSP、 PLC或MCU 等实现， 存储器可以采用RAM存储器、 闪存、 ROM存储器、 EPROM存储器、 EEPROM存储器、 寄存 器、 硬盘、 移动磁盘、 CD-ROM或者本领域已知的任何其他形式的存储介质， 可以将该存储介 质耦接至处理器， 使处理器能够从该存储介质读取信息， 或者该存储介质可以是处理器的 组成部分。 0073 处理器执行计算机程序能够实现以下调度步骤： 0074 1)获取INS观测的导航参数和GNSS观测的导航参数； 0075 2)计算INS观测的导航参数与GNSS观测的导航参数在对应时刻的误差值；。

28、 0076 3)如果至少两个连续时刻的误差值大于设定阈值， 则判定为被欺骗， 舍弃GNSS观 测的导航参数， 采用INS进行导航； 如果误差值小于设定阈值或偶然出现误差值大于设定阈 值时， 采用GNSS和INS观测的导航参数进行融合的组合导航方式进行导航。 0077 以上各步骤的具体实现方式已在方法的实施例中进行了详细说明， 这里不再赘 述。 0078 以上所述， 仅为本发明的较佳实施例， 并不用以限制本发明， 本发明的专利保护范 围以权利要求书为准， 凡是运用本发明的说明书及附图内容所作的等同结构变化， 同理均 应包含在本发明的保护范围内。 说明书 6/6 页 8 CN 111443363 A 8 图1 说明书附图 1/4 页 9 CN 111443363 A 9 图2 图3 说明书附图 2/4 页 10 CN 111443363 A 10 图4 图5 说明书附图 3/4 页 11 CN 111443363 A 11 图6 图7 图8 说明书附图 4/4 页 12 CN 111443363 A 12 。