CN113625324A - 一种在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法 - Google Patents

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CN113625324A CN202110872018.0A CN202110872018A CN113625324A CN 113625324 A CN113625324 A CN 113625324A CN 202110872018 A CN202110872018 A CN 202110872018A CN 113625324 A CN113625324 A CN 113625324A
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方孟智
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Abstract

一种在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，包括：步骤S1：构建紧组合导航系统的状态空间模型，分析稳态增益矩阵的意义与稳定性；步骤S2：采用负反馈校正的方式，得出以稳态增益元素为系数、以从k时刻到k+r时刻对卫星信号施加的伪距偏移为变量的k+r时刻GNSS/INS紧组合导航位置输出估计的总偏移量解析表达式；步骤S3：分析伪距总偏移量与由此带来的位置偏差之间的关系，通过虚假卫星信号使得GNSS/INS组合导航位置估计结果发生精确定点偏移；步骤S4：将特定虚假卫星信号时刻对准紧组合目标，使得目标时刻接入欺骗信号。本发明具有原理简单、操作简便、适用范围广等优点。

Description

一种在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法
技术领域
本发明主要涉及到无人机技术领域，特指一种在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法。
背景技术
在现有导航应用的各个领域当中，以全球卫星导航系统(Global NavigationSatellite System，GNSS)/惯性导航系统(Inertial Navigation System，INS)的组合导航系统为核心的无人机系统凭借其持久性、机动性与经济性逐渐成为各国装备中的重要组合部分。但是由于卫星信号功率微弱，卫星导航终端极易受到干扰，严重影响无人机系统作业的效能。实际上，很多国家将卫星欺骗干扰作为一种攻击性策略，来降低对抗方包括无人机在内的现代化设备的使用效能。为实现对目标紧组合无人机系统实施定点捕获这一目标，需要对相应的位置欺骗偏移技术与定点捕获方案开展研究。
通过调研发现，现有技术中研究较少考虑对组合导航方式的卫星导航欺骗方法，且目前针对在各种应用更加广泛、且结构更加复杂的GNSS/INS紧组合导航终端的定点捕获技术并未开展深入研究。
发明内容
本发明要解决的技术问题就在于：针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种原理简单、操作简便、适用范围广的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法。
为解决上述技术问题，本发明采用以下技术方案：
一种在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其步骤包括：
步骤S1：根据紧组合方式构建GNSS/INS紧组合导航系统的状态空间模型，并分析目标紧组合卡尔曼滤波器中稳态增益矩阵的意义与稳定性；
步骤S2：采用负反馈校正的方式，得出以稳态增益元素为系数、以从k时刻到k+r时刻对卫星信号施加的伪距偏移为变量的k+r时刻GNSS/INS紧组合导航位置输出估计的总偏移量解析表达式；
步骤S3：分析伪距总偏移量与由此带来的位置偏差之间的关系，通过虚假卫星信号使得GNSS/INS组合导航位置估计结果发生精确定点偏移；
步骤S4：根据虚假卫星信号发生器时刻保持与目标紧组合系统时刻保持相对的特点，将该特定虚假卫星信号时刻对准紧组合目标，使得目标时刻接入欺骗信号。
作为本发明的进一步改进：所述步骤S2中，得出以稳态增益矩阵元素为系数、以k时刻对卫星信号施加的位置偏移为变量的k时刻GNSS/INS组合导航位置估计输出解析表达式为：
Figure BDA0003189126630000021
其中，
Figure BDA0003189126630000022
和
Figure BDA0003189126630000023
分别为在欺骗式干扰情况下经过反馈校正后的位置输出结果； (LI)k和(λI)k分别为惯性导航系统解算出的位置信息；
Figure BDA0003189126630000024
和
Figure BDA0003189126630000025
分别为在欺骗式干扰情况下GNSS/INS组合导航输出的位置误差估计值；
Figure BDA0003189126630000026
和
Figure BDA0003189126630000027
分别为经过正确修正后的位置结果，ΔLk和Δλk分别为由欺骗式干扰所引起的位置偏差，即：
Figure BDA0003189126630000028
作为本发明的进一步改进：所述步骤S2中，得出以稳态增益元素为系数、以从k时刻到k+r时刻对卫星信号施加的伪距偏移为变量的k+r时刻GNSS/INS 紧组合导航位置输出估计的总偏移量解析表达式为：
Figure BDA0003189126630000029
其中，
Figure BDA00031891266300000210
Figure BDA00031891266300000211
Figure BDA0003189126630000031
Figure BDA0003189126630000032
作为本发明的进一步改进：所述步骤S1中，采用GNSS/INS紧组合方式时，去掉地向速度误差状态和高度误差状态，此时定义其状态矢量X为：
Figure BDA0003189126630000033
其中，L和λ分别为载体所在的纬度和经度信息，δL和δλ为其误差信息；VN和VE分别为载体北向和东向的速度，δVN和δVE为其误差信息；δφ、δθ、
Figure BDA0003189126630000034
分别为载体的横滚角、俯仰角与航向角误差；bclk与dclk为与时钟误差等效的距离误差和与时钟频率误差等效的距离率误差。
作为本发明的进一步改进：所述GNSS/INS紧组合导航系统的状态空间模型为：
Figure BDA0003189126630000035
其中，F和G为系统状态矩阵与输入矩阵，各个参数的取值可以参考惯性导航系统的位置误差方程、速度误差方程与姿态角误差方程；W为系统的观测噪声矩阵；H为量测矩阵，各个参数的取值可以参考伪距和伪距率量测方程；V 为量测噪声。
作为本发明的进一步改进：在进行离散化处理后，利用卡尔曼滤波器对目标接收机的状态进行精确估计，即：
Figure BDA0003189126630000036
其中，
Figure BDA0003189126630000037
为对目标接收机状态的卡尔曼滤波估计值，
Figure BDA0003189126630000038
为利用
Figure BDA0003189126630000039
计算得到的对Xk的一步预测，Kk为卡尔曼滤波增益，Pk为估计值
Figure BDA0003189126630000041
的均方误差阵；增益矩阵Kk存在稳定状态的K∞。
作为本发明的进一步改进：根据稳态增益矩阵K∞中各个元素所在的行列数，与行数相关的元素为：K∞(1,i)、K∞(2,i)、K∞(3,i)、K∞(4,i)、K∞(5,i)、K∞(6,i)、K∞(7,i)、 K∞(8,i)、K∞(9,i)分别为计算纬度误差估计值、经度误差估计值、北向速度误差估计值、东向速度误差估计值、横滚角误差估计值、俯仰角误差估计值、航向角误差估计值、时钟误差与时钟频率误差的各项增益。
作为本发明的进一步改进：根据稳态增益矩阵K∞中各个元素所在的行列数，与列数相关的元素位：K∞(i,1)、K∞(i,5)为INS位置、GNSS接收机位置与第一颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益；K∞(i,2)、K∞(i,6)为INS 位置、GNSS接收机位置与第二颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益；K∞(i,3)、K∞(i,7)为INS位置、GNSS接收机位置与第三颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益；K∞(i,4)、K∞(i,8)为INS位置、GNSS 接收机位置与第四颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益。
与现有技术相比，本发明的优点就在于：
本发明的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，原理简单、操作简便、适用范围广，通过广播设计构造的虚假卫星信号使得GNSS/INS紧组合导航终端定位结果发生精确定点偏移的卫星导航欺骗策略。该策略首先采用负反馈校正方式，得出以稳态增益元素为系数、以从攻击开始时刻到攻击结束时刻对卫星信号施加的伪距偏移为变量的GNSS/INS紧组合导航位置输出估计的总偏移量解析表达式，然后根据卫星信号、目标位置与欺骗位置三者间距离和角度关系，得出对目标紧导航终端需添加的伪距欺骗量并由此设计虚假卫星信号，对紧组合导航终端实施伪距欺骗从而实现GNSS/INS紧组合导航终端发生精确的位置定点偏移。因此，本发明是通过分析卫星欺骗攻击GNSS/INS 紧组合导航系统后卡尔曼滤波估计位置输出特性，模拟出可以将目标紧组合无人机精确拉偏至指定位置点的虚假卫星信号，并在此基础上设计出针对GNSS/INS紧组合导航无人机系统的定点捕获方案。
附图说明
图1是本发明方法的流程示意图。
图2是在具体应用实例中状态矢量与观测矢量之间的空间对应关系示意图。
图3是在具体应用实例中ECEF与当地地理坐标系示意图。
图4是在具体应用实例中针对GNSS/INS紧组合导航系统的定点捕获方案示意图。
具体实施方式
以下将结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。
本发明通过分析GNSS/INS紧组合系统的工作原理，并在数据融合所用卡尔曼滤波器中选择接入卫星欺骗信号的环节，进而推导出紧组合系统的位置偏移输出与所施加的欺骗卫星信号之间的函数关系，模拟出可以将目标GNSS/INS 紧组合无人机拉偏至固定位置的虚假卫星信号。本发明最终在此基础上将该特定虚假卫星信号时刻对准紧组合目标，使得目标时刻接入欺骗信号。
如图1所示，本发明的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其步骤包括：
步骤S1：根据紧组合方式，构建GNSS/INS紧组合导航系统的状态空间模型，并分析目标紧组合卡尔曼滤波器中稳态增益矩阵的意义与稳定性；
步骤S2：采用负反馈校正的方式，推导出以稳态增益元素为系数、以从k 时刻到k+r时刻对卫星信号施加的伪距偏移为变量的k+r时刻GNSS/INS紧组合导航位置输出估计的总偏移量解析表达式；
步骤S3：分析该伪距总偏移量与由此带来的位置偏差之间的关系，通过虚假卫星信号使得GNSS/INS组合导航位置估计结果发生精确定点偏移；
步骤S4：根据虚假卫星信号发生器时刻保持与目标紧组合系统时刻保持相对的特点，将该特定虚假卫星信号时刻对准紧组合目标，使得目标时刻接入欺骗信号。
在具体应用实例中，上述步骤S1中，采用GNSS/INS紧组合方式时，去掉地向速度误差状态和高度误差状态，此时定义其状态矢量X为：
Figure BDA0003189126630000061
其中，L和λ分别为载体所在的纬度和经度信息，δL和δλ为其误差信息；VN和VE分别为载体北向和东向的速度，δVN和δVE为其误差信息；δφ、δθ、
Figure BDA0003189126630000062
分别为载体的横滚角、俯仰角与航向角误差；bclk与dclk为与时钟误差等效的距离误差和与时钟频率误差等效的距离率误差。
本发明以4颗卫星为例定义观测矢量Z为：
Figure BDA0003189126630000063
其中，
Figure BDA0003189126630000064
与
Figure BDA0003189126630000065
分别为惯性导航子系统解算出的载体的伪距与伪距率；
Figure BDA0003189126630000066
与
Figure BDA0003189126630000067
为GNSS接收机解算出的载体伪距与伪距率；Δρi和
Figure BDA0003189126630000068
分别为INS推算载体-卫星Si的伪距与载体GNSS接收机测量得到载体-卫星Si伪距和伪距率的差值。
GNSS/INS组合导航系统的状态空间模型为：
Figure BDA0003189126630000069
其中，F和G为系统状态矩阵与输入矩阵，各个参数的取值可以参考惯性导航系统的位置误差方程、速度误差方程与姿态角误差方程；W为系统的观测噪声矩阵；H为量测矩阵，各个参数的取值可以参考伪距和伪距率量测方程；V为量测噪声。
将式(3)离散化处理后，利用卡尔曼滤波器对目标接收机的状态进行精确估计，即：
Figure BDA0003189126630000071
其中，
Figure BDA0003189126630000072
为对目标接收机状态的卡尔曼滤波估计值，
Figure BDA0003189126630000073
为利用
Figure BDA0003189126630000074
计算得到的对Xk的一步预测，Kk为卡尔曼滤波增益，Pk为估计值
Figure BDA0003189126630000075
的均方误差阵。
增益矩阵Kk存在稳定状态的K∞，且200个滤波周期基本能够稳定收敛，因此施加欺骗式干扰的载体对象为稳态的组合导航滤波器。以4颗卫星为例加以说明，其稳态增益矩阵K∞为9×8矩阵，见图2。
根据稳态增益矩阵K∞中各个元素所在的行列数，将其含义如下：
与行数相关的元素；
K∞(1,i)、K∞(2,i)、K∞(3,i)、K∞(4,i)、K∞(5,i)、K∞(6,i)、K∞(7,i)、K∞(8,i)、K∞(9,i) 分别为计算纬度误差估计值、经度误差估计值、北向速度误差估计值、东向速度误差估计值、横滚角误差估计值、俯仰角误差估计值、航向角误差估计值、时钟误差与时钟频率误差的各项增益。
与列数相关的元素；
K∞(i,1)、K∞(i,5)为INS位置、GNSS接收机位置与第一颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益；K∞(i,2)、K∞(i,6)为INS位置、GNSS接收机位置与第二颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益；K∞(i,3)、 K∞(i,7)为INS位置、GNSS接收机位置与第三颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益；K∞(i,4)、K∞(i,8)为INS位置、GNSS接收机位置与第四颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益。
在紧组合导航卡尔曼滤波中所有伪距相互独立的。同时，所有伪距对位置的增益值在同一数量级，没有出现任一增益远大于其他同类型增益的情况。所以若对紧组合导航系统伪距进行欺骗，必须对所有参与紧组合卡尔曼滤波的卫星信号进行伪距偏移来确保欺骗攻击的成功率。
在具体应用实例中，上述步骤S2中，采用负反馈校正方式，推导出当施加固定伪距欺骗信号GNSS/INS紧组合导航系统位置偏差输出的解析表达式。
假设在k时刻对目标接收机施加欺骗式干扰信号时，GNSS接收机输出的伪距分别为：
Figure BDA0003189126630000081
其中，
Figure BDA0003189126630000082
为受到欺骗式干扰后GNSS接收机输出的伪距；
Figure BDA0003189126630000083
为正常情况下 GNSS接收机输出的伪距；
Figure BDA0003189126630000084
为施加偏移伪距信息。
对于长航时、高精度的GNSS/INS组合导航滤波器来说，一般采用的是反馈校正方式，即在利用INS误差估计值修正惯性导航系统后，将INS误差估计值清零，则下一次滤波器计算时的一步预测估计值为零。因此，此时在欺骗式干扰的情况下组合导航输出的纬度和经度估计值
Figure BDA0003189126630000085
分别为：
Figure BDA0003189126630000086
即：
Figure BDA0003189126630000087
其中，
Figure BDA0003189126630000088
和
Figure BDA0003189126630000089
分别为无欺骗式干扰情况下正确的纬度和经度滤波估计值；ΔLk和Δλk分别为由于欺骗式干扰所引起的纬度和经度偏移量，且：
Figure BDA00031891266300000810
将组合导航滤波输出的纬度和经度误差反馈到惯性导航解算结果中，可得到k时刻校正后的位置输出结果
Figure BDA00031891266300000811
为：
Figure BDA0003189126630000091
其中，
Figure BDA00031891266300000913
和
Figure BDA00031891266300000914
分别为经过正确修正后的位置结果。
由于惯性导航系统不会受到干扰，欺骗式干扰产生的位置偏移量会作为惯性器件的常值偏移，都会直接累积到下一个时刻，即：
Figure BDA0003189126630000092
即
Figure BDA0003189126630000093
Figure BDA0003189126630000094
且k时刻纬度经度偏差与会对下一时刻惯性导航系统推算出伪距定位造成定量偏差，具体定义为：
Figure BDA0003189126630000095
其中，
Figure BDA0003189126630000096
为k时刻接入虚假卫星信号情况下k+1时刻INS推算出的伪距；
Figure BDA0003189126630000097
为k时刻无欺骗情况下k+1时刻INS推算出的伪距；
Figure BDA0003189126630000098
为k时刻接入虚假卫星信号情况下INS纬度和经度偏差造成的k+1时刻INS推算出伪距偏差，将
Figure BDA0003189126630000099
与
Figure BDA00031891266300000910
的比例关系记为：
Figure BDA00031891266300000911
其中，α为常数，且0＜α＜1。
假设在k+1时刻紧组合导航同样受到欺骗式干扰，添加进GNSS的伪距欺骗量记为(δρG)k+1，此时GNSS观测量为：
Figure BDA00031891266300000912
采用负反馈校正惯性导航系统后，可得：
Figure BDA0003189126630000101
Figure BDA0003189126630000102
将组合导航滤波输出的纬度和经度误差反馈到惯性导航解算结果中，可得到k+1时刻校正后的位置输出结果
Figure BDA0003189126630000103
为：
Figure BDA0003189126630000104
Figure BDA0003189126630000105
假定
Figure BDA0003189126630000106
与
Figure BDA0003189126630000107
的比例关系记为
Figure BDA0003189126630000108
故：
Figure BDA0003189126630000109
假定k到k+r时刻产生的施加偏移伪距信息之间比例关系为：
Figure BDA00031891266300001010
故n1＝1，则同理递推得到k+r时刻反馈校正后的位置输出结果为：
Figure BDA00031891266300001011
其中，
Figure BDA0003189126630000111
假定在欺骗攻击过程中每个时刻虚假卫星信号针对真实卫星信号产生的欺骗伪距相同：
Figure BDA0003189126630000112
即n2＝n3＝…＝nr＝1。
同时由于0＜α＜1，故：
Figure BDA0003189126630000113
将式(18)和式(19)代入到式(17)，可得：
Figure BDA0003189126630000114
Figure BDA0003189126630000115
由式(20)和式(21)可知，当攻击方设计构造的虚假卫星信号在攻击开始时刻始终施加相同的伪距偏移信号，则GNSS/INS组合导航滤波位置估计也终将会呈现一定比例且稳定的位置偏移效果，可以用由此设计虚假卫星信号，用于定点捕获。
在具体应用实例中，因为拟偏移位置至卫星i的视线向量
Figure BDA0003189126630000116
与原位置至卫星 i的视线向量
Figure BDA0003189126630000117
近似平行，拟施加欺骗量XECEF在伪距上的增量可以等效于XECEF在此刻紧组合系统与卫星i之间的单位视线向量
Figure BDA0003189126630000118
上的投影
Figure BDA0003189126630000119
若对GNSS接收机接受的每个卫星伪距施加其上述策略推导得到的伪距欺骗量，即可完成对经纬度的定点精确偏移，用于定点捕获。
若当地地理位置为北纬L东经λ要求定点拉偏北向ΔL东向拉偏Δλ，也就是在当地地理坐标系上施加位置偏移XNED＝(ΔL,Δλ,0)。此时可以得到：
Figure BDA0003189126630000121
卫星i与紧组合系统连线的单位向量
Figure BDA0003189126630000122
根据三维空间中两向量的夹角关系，可以轻松得到XECEF与ei之间夹角关系：
Figure BDA0003189126630000123
可以推算出拟施加欺骗量XECEF在惯导到第i颗卫星的视线向量
Figure BDA0003189126630000124
上的投影
Figure BDA0003189126630000125
Figure BDA0003189126630000126
在具体应用实例中，在步骤S4中，针对GNSS/INS紧组合导航系统的定点捕获方案如图4所示，包括底座、虚假卫星信号生成器、人机交互控制界面，转向舵机与电源，单片机系统。
具体操作步骤为：实验设备通过底座与搭载平台的实验车辆顶部固定。实验系统上电之后，人机交互界面开启，GNSS接收机正常接收信号，可以在界面上初始化自身位置，完成对自己位置的定位。电源模块可采用220v交流电压供电也可采用备用ups给舵机与单片机与信号发生器供电。在人机交互控制界面，可以输入目标偏移位置，以便单片机计算出需调制的虚假卫星信号大小并且可以在此界面上观察目标无人机与定点捕获位置的地图。舵机在单片机的控制下始终保持虚假卫星生成器一直对准目标无人机，以便虚假卫星信号能够一直覆盖目标无人机周边。其中，虚假卫星信号生成器的主要设备由三部分构成，其中(a)GNSS卫星信号接收器，用来接收真实卫星信号，(b)卫星信号模拟器+功率放大器的集成箱，模拟虚假的卫星信号，(c)信号发射器，用来发射虚假卫星信号。
通过卫星信号模拟器+功率放大器的集成箱，模拟上述虚假的卫星信号，并通过信号发射器发射该虚假卫星信号。舵机与外部传感器保持信号发生器一直对准目标无人机，确保虚假信号能够覆盖在目标无人机周围。
本发明针对GNSS/INS紧组合系统的定点捕获系统无需更多外接传感器了解UAV的飞行状态，仅需知晓UAV的轨迹中某一确定点即可完成对UAV的精确位置偏移以便实现定点捕获的任务。无需时刻进行计算并调整GNSS欺骗信号减小单片机计算的难度，生成的虚假欺骗信号具有位置偏移效果的叠加性并具有很高的欺骗效果，为欺骗干扰技术在无人机的GNSS/INS组合导航模式中的应用提供了良好的理论依据和解决方案。
以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其特征在于，步骤包括：
步骤S1：根据紧组合方式构建GNSS/INS紧组合导航系统的状态空间模型，并分析目标紧组合卡尔曼滤波器中稳态增益矩阵的意义与稳定性；
步骤S2：采用负反馈校正的方式，得出以稳态增益元素为系数、以从k时刻到k+r时刻对卫星信号施加的伪距偏移为变量的k+r时刻GNSS/INS紧组合导航位置输出估计的总偏移量解析表达式；
步骤S3：分析伪距总偏移量与由此带来的位置偏差之间的关系，通过虚假卫星信号使得GNSS/INS组合导航位置估计结果发生精确定点偏移；
步骤S4：根据虚假卫星信号发生器时刻保持与目标紧组合系统时刻保持相对的特点，将该特定虚假卫星信号时刻对准紧组合目标，使得目标时刻接入欺骗信号。
2.根据权利要求1所述的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其特征在于，所述步骤S2中，得出以稳态增益矩阵元素为系数、以k时刻对卫星信号施加的位置偏移为变量的k时刻GNSS/INS组合导航位置估计输出解析表达式为：
Figure FDA0003189126620000011
其中，
Figure FDA0003189126620000012
和
Figure FDA0003189126620000013
分别为在欺骗式干扰情况下经过反馈校正后的位置输出结果；(LI)k和(λI)k分别为惯性导航系统解算出的位置信息；
Figure FDA0003189126620000014
和
Figure FDA0003189126620000015
分别为在欺骗式干扰情况下GNSS/INS组合导航输出的位置误差估计值；
Figure FDA0003189126620000016
和
Figure FDA0003189126620000017
分别为经过正确修正后的位置结果，ΔLk和Δλk分别为由欺骗式干扰所引起的位置偏差，即：
Figure FDA0003189126620000018
3.根据权利要求2所述的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其特征在于，所述步骤S2中，得出以稳态增益元素为系数、以从k时刻到k+r时刻对卫星信号施加的伪距偏移为变量的k+r时刻GNSS/INS紧组合导航位置输出估计的总偏移量解析表达式为：
Figure FDA0003189126620000021
其中，
Figure FDA0003189126620000022
Figure FDA0003189126620000023
Figure FDA0003189126620000024
Figure FDA0003189126620000025
4.根据权利要求1或2或3所述的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其特征在于，所述步骤S1中，采用GNSS/INS紧组合方式时，去掉地向速度误差状态和高度误差状态，此时定义其状态矢量X为：
Figure FDA0003189126620000026
其中，L和λ分别为载体所在的纬度和经度信息，δL和δλ为其误差信息；VN和VE分别为载体北向和东向的速度，δVN和δVE为其误差信息；δφ、δθ、
Figure FDA0003189126620000027
分别为载体的横滚角、俯仰角与航向角误差；bclk与dclk为与时钟误差等效的距离误差和与时钟频率误差等效的距离率误差。
5.根据权利要求4所述的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其特征在于，所述GNSS/INS紧组合导航系统的状态空间模型为：
Figure FDA0003189126620000028
其中，F和G为系统状态矩阵与输入矩阵，各个参数的取值可以参考惯性导航系统的位置误差方程、速度误差方程与姿态角误差方程；W为系统的观测噪声矩阵；H为量测矩阵，各个参数的取值可以参考伪距和伪距率量测方程；V为量测噪声。
6.根据权利要求5所述的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其特征在于，在进行离散化处理后，利用卡尔曼滤波器对目标接收机的状态进行精确估计，即：
Figure FDA0003189126620000031
其中，
Figure FDA0003189126620000032
为对目标接收机状态的卡尔曼滤波估计值，
Figure FDA0003189126620000033
为利用
Figure FDA0003189126620000034
计算得到的对Xk的一步预测，Kk为卡尔曼滤波增益，Pk为估计值
Figure FDA0003189126620000035
的均方误差阵；增益矩阵Kk存在稳定状态的K∞。
7.根据权利要求6所述的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其特征在于，根据稳态增益矩阵K∞中各个元素所在的行列数，与行数相关的元素为：K∞(1,i)、K∞(2,i)、K∞(3,i)、K∞(4,i)、K∞(5,i)、K∞(6,i)、K∞(7,i)、K∞(8,i)、K∞(9,i)分别为计算纬度误差估计值、经度误差估计值、北向速度误差估计值、东向速度误差估计值、横滚角误差估计值、俯仰角误差估计值、航向角误差估计值、时钟误差与时钟频率误差的各项增益。
8.根据权利要求6所述的在组合导航模式下实现无人机精确定点偏移的欺骗方法，其特征在于，根据稳态增益矩阵K∞中各个元素所在的行列数，与列数相关的元素位：K∞(i,1)、K∞(i,5)为INS位置、GNSS接收机位置与第一颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益；K∞(i,2)、K∞(i,6)为INS位置、GNSS接收机位置与第二颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益；K∞(i,3)、K∞(i,7)为INS位置、GNSS接收机位置与第三颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益；K∞(i,4)、K∞(i,8)为INS位置、GNSS接收机位置与第四颗卫星位置的伪距差值、伪距率差值推算状态矢量的增益。
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