一种目标飞行器的导航闭环欺骗方法及系统与流程

本发明涉及导航技术领域，尤其涉及一种目标飞行器的导航闭环欺骗方法及系统。

背景技术：

卫星导航系统在各个领域中的成功应用，引发了各国的高度关注，要在未来导航对抗中获得绝对优势，导航干扰实施成为降低打击精度的重要手段。在军事领域，各国加紧研究如何有效干扰gnss精确定位的措施，通过破坏、干扰对方导航系统，使其无法正常工作，达到破坏或者降低其导航性能的目的，使得自身在现代军事行动中获得高水平的制导航权和导航战作战实力，从而占据对抗优势；在民用方面，飞行器在巡航阶段一般采用gnss/ins导航系统进行巡航，进行的合理干扰可以实现对违法或者禁止的飞行设备进行有效管制，维护公共安全。

gnss干扰的主要手段有压制式干扰和欺骗式干扰，压制式干扰主要采用高功率的噪声信号，使得接收机端的捕获跟踪环路失锁，造成接收机在一段时间内失去利用gnss导航信号进行导航及定位的能力；欺骗式干扰是指干扰者通过转发或者生成一个与授权信号类似的信号，对欺骗目标实施位置进行欺骗，当前欺骗式干扰的研究热点聚集在各种导航欺骗算法上，大多基于模拟仿真和理想环境下的开环测试，而没有从实际角度出发进行设计，现有的导航欺骗方法对目标飞行器的欺骗准确度较低，欺骗效果欠佳。

技术实现要素：

鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种目标飞行器的导航闭环欺骗方法及系统，用以解决现有导航欺骗方法对目标飞行器的欺骗准确度较低，欺骗效果欠佳的问题。

一方面，本发明实施例提供了一种目标飞行器的导航闭环欺骗方法，包括：

预测目标飞行器的航行轨迹；基于预测的所述航行轨迹，推算得到目标飞行器在起始时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息；

基于导航卫星的星历历书，推算导航卫星在所述起始时刻和终止时刻之间的卫星状态信息以及电文数据；

基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据以及欺骗系统的定位位置，生成第一导航欺骗信号；其中，所述第一时刻为所述起始时刻至终止时刻之间的时刻；

基于所述欺骗轨迹，推算目标飞行器在第一时刻和终止时刻之间的欺骗状态信息；基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据和所述欺骗系统的定位位置，以及所述欺骗状态信息，生成第二导航欺骗信号；

依次发射所述第一导航欺骗信号以及所述第二导航欺骗信号对所述目标飞行器进行欺骗干扰。

进一步，所述欺骗方法还包括：

获取gnss卫星导航信号；

基于所述gnss卫星导航信号，对欺骗系统进行定位以及授时，获得欺骗系统的定位位置；

基于所述gnss卫星导航信号，获得导航卫星的星历历书。

进一步，所述基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据以及所述欺骗系统的定位位置，生成第一导航欺骗信号，包括：

基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第一时延数据；

基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第一发射功率数据；

对电文数据处理后，形成第一导航信号，通过所述第一时延数据以及所述第一发射功率数据对所述第一导航信号进行控制，生成所述第一导航欺骗信号。

进一步，所述基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据和所述欺骗系统的定位位置，以及所述欺骗状态信息，生成第二导航欺骗信号，包括：

基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、所述欺骗系统的定位位置以及欺骗状态信息，获得第二时延数据；

基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第二发射功率数据；

对电文数据处理后，形成第二导航信号，通过所述第二时延数据以及所述第二发射功率数据对所述第二导航信号进行控制，生成所述第二导航欺骗信号。

进一步，所述欺骗参数还包括拉偏速度大小以及拉偏速度方向，所述目标飞行器的导航系统为gnss/ins导航系统，所述拉偏速度大小小于gnss/ins判决门限。

进一步，所述第一导航欺骗信号与所述第二导航欺骗信号均包括gps导航欺骗信号、bds导航欺骗信号以及glonass导航欺骗信号。

另一方面，本发明实施例提供了一种目标飞行器的导航闭环欺骗系统，包括：目标探测系统、信号生成与控制系统以及信号发射系统；

所述目标探测系统，用于获取gnss卫星导航信号，基于所述gnss卫星导航信号对欺骗系统进行定位以及授时，获得欺骗系统的定位位置，并且基于gnss卫星导航信号，获得导航卫星的星历历书；以及，获取目标飞行器的航行数据；并将欺骗系统的定位位置、所述导航卫星的星历历书以及目标飞行器的航行数据发送至所述信号生成与控制系统；

所述信号生成与控制系统，用于设置欺骗参数，基于所述欺骗参数得到目标飞行器的欺骗轨迹；所述欺骗参数包括起始时刻、终止时刻；还用于：

预测目标飞行器的航行轨迹；基于预测的所述航行轨迹，推算得到目标飞行器在起始时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息；

基于导航卫星的星历历书，推算导航卫星在所述起始时刻和终止时刻之间的卫星状态信息以及电文数据；

基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据以及欺骗系统的定位位置，生成第一导航欺骗信号；其中，所述第一时刻为所述起始时刻至终止时刻之间的时刻；

基于所述欺骗轨迹，推算目标飞行器在第一时刻和终止时刻之间的欺骗状态信息；基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据和所述欺骗系统的定位位置，以及所述欺骗状态信息，生成第二导航欺骗信号；

所述信号发射系统，用于依次发射所述第一导航欺骗信号以及所述第二导航欺骗信号对所述目标飞行器进行欺骗干扰。

进一步，所述信号生成与控制系统包括：上位机、信号控制器以及gnss激励生成器；

所述上位机，用于设置欺骗参数，基于所述欺骗参数得到目标飞行器的欺骗轨迹；所述欺骗参数包括起始时刻、终止时刻；

所述信号控制器，用于基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息以及欺骗系统的定位位置，获得第一时延数据，基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第一发射功率数据，将所述第一时延数据、所述第一发射功率数据以及起始时刻和第一时刻之间的电文数据发送至所述gnss激励生成器；以及，用于基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、所述欺骗系统的定位位置以及所述欺骗状态信息，获得第二时延数据，基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第二发射功率数据，将所述第二时延数据、所述第二发射功率数据以及所述第一时刻和终止时刻之间的电文数据发送至所述gnss激励生成器；

所述gnss激励生成器，用于对所述起始时刻和第一时刻之间的电文数据进行处理，形成第一导航信号，通过所述第一时延数据以及所述第一发射功率数据对所述第一导航信号进行控制，生成第一导航欺骗信号；以及，对所述第一时刻和终止时刻之间的电文数据进行处理，形成第二导航信号，通过所述第二时延数据以及所述第二发射功率数据对所述第二导航信号进行控制，生成第二导航欺骗信号。

进一步，所述目标探测系统包括：gnss天线、gnss接收机、目标飞行器信号接收天线以及目标飞行器信号接收机；

所述gnss天线，用于接收gnss卫星导航信号，并将gnss卫星导航信号发送给gnss接收机；

gnss接收机，用于基于所述gnss卫星导航信号，对所述欺骗系统进行定位以及授时，获取欺骗系统的定位位置；以及，基于所述gnss卫星导航信号，获得导航卫星的星历历书；并将所述欺骗系统的定位位置以及导航卫星的星历历书发送至信号生成与控制系统；

目标飞行器信号接收天线，用于接收目标飞行器信号，并将目标飞行器信号发送给目标飞行器信号接收机；

目标飞行器信号接收机，用于基于目标飞行器信号，获取目标飞行器的航行数据，并将所述目标飞行器的航行数据发送至信号生成与控制系统。

进一步，所述欺骗系统还包括供电系统，所述供电系统为所述目标探测系统、所述信号生成与控制系统以及所述信号发射系统供电。

与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

1、本申请的技术方案通过设置欺骗参数、预测目标飞行器的航行轨迹，结合导航卫星的星历历书以及欺骗系统的定位位置，生成第一导航欺骗信号以及第二导航欺骗信号，对目标飞行器进行欺骗干扰，提高了对目标飞行器的欺骗准确度，欺骗效果较佳；

2、本申请的技术方案可以针对目标飞行器的导航系统为gnss/ins导航系统时，结合gnss/ins判决门限，对目标飞行器进行欺骗，弥补了现有技术中对gnss/ins导航系统进行欺骗研究的空白；

3、本申请中的第一导航欺骗信号与第二导航欺骗信号均包括gps导航欺骗信号、bds导航欺骗信号以及glonass导航欺骗信号，可以实现对gps、bds以及glonass单系统和组合导航系统进行欺骗。

本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为本申请一个实施例目标飞行器的导航闭环欺骗方法流程示意图；

图2为本申请一个实施例目标飞行器的导航闭环欺骗系统结构示意图；

图3为本申请一个实施例目标探测系统、信号生成与控制系统以及信号发射系统结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

本发明的一个具体实施例，公开了一种目标飞行器的导航闭环欺骗方法，如图1所示，该方法包括：

步骤s10：获取欺骗参数，基于所述欺骗参数得到目标飞行器的欺骗轨迹；所述欺骗参数包括起始时刻、终止时刻；

步骤s20：预测目标飞行器的航行轨迹；基于预测的所述航行轨迹，推算得到目标飞行器在起始时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息；

步骤s30：基于导航卫星的星历历书，推算导航卫星在所述起始时刻和终止时刻之间的卫星状态信息以及电文数据；

步骤s40：基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据以及欺骗系统的定位位置，生成第一导航欺骗信号；其中，所述第一时刻为所述起始时刻至终止时刻之间的时刻；

步骤s50：基于所述欺骗轨迹，推算目标飞行器在第一时刻和终止时刻之间的欺骗状态信息；基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据和所述欺骗系统的定位位置，以及所述欺骗状态信息，生成第二导航欺骗信号；

步骤s60：依次发射所述第一导航欺骗信号以及所述第二导航欺骗信号对所述目标飞行器进行欺骗干扰。

具体的，步骤s10、s20以及s30之间的先后顺序不作限定。

与现有技术相比，本实施例提供的目标飞行器的导航闭环欺骗方法通过设置欺骗参数、预测目标飞行器的航行轨迹，结合导航卫星的星历历书以及欺骗系统的定位位置，生成第一导航欺骗信号以及第二导航欺骗信号，对目标飞行器进行欺骗干扰，提高了对目标飞行器的欺骗准确度，欺骗效果较佳。

在一个具体的实施例中，步骤s10中的欺骗参数还包括拉偏速度大小以及拉偏速度方向，基于设置的欺骗参数得到目标飞行器的欺骗轨迹。

具体的，步骤s10中的起始时刻为计划开始欺骗的起始时刻，终止时刻为计划终止欺骗的时刻，起始时刻和终止时刻为设置的欺骗过程的起始时刻以及终止时刻；基于起始时刻、终止时刻、拉偏速度大小以及拉偏速度方向，获得目标飞行器的欺骗轨迹。

在一个具体的实施例中，步骤s20进一步包括：

步骤s21：接收目标飞行器信号，基于目标飞行器信号，获得目标飞行器的航行数据；

具体的，目标飞行器的航行数据包括目标飞行器的位置、速度以及时刻信息；进一步的，包括目标飞行器的经度、纬度、高度、航向等信息。

步骤s22：对目标飞行器的航行数据预处理；

步骤s23：基于目标飞行器的位置，拟合得到位置轨迹方程；

步骤s24：基于目标飞行器的速度以及时刻，拟合得到速度时间方程；

步骤s25：将位置轨迹方程以及速度时间方程联立，得到预测的航行轨迹。

具体的，预测的航行轨迹即为目标飞行器在未来的一段时间段内各个时刻的目标飞行器的状态信息；根据设置欺骗的起始时刻和终止时刻，结合预测的航行轨迹，即可得到目标飞行器在欺骗过程中的起始时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息。

在一个具体的实施例中，该欺骗方法还包括：

获取gnss卫星导航信号；

基于gnss导航信号，对欺骗系统进行定位以及授时，获得欺骗系统的定位位置；

基于gnss导航信号，获得导航卫星的星历历书。

可选的，gnss卫星导航信号包括gps、bds以及glonass卫星导航信号；导航卫星的星历历书包括括gps、bds以及glonass卫星对应的星历历书。

基于导航卫星的星历历书，可以执行步骤s30，即，导航卫星的星历历书包括导航卫星状态信息，基于获得的导航卫星的星历历书可以预测导航卫星在未来一段时间内各个时刻的卫星的星历历书；根据欺骗的起始时刻和终止时刻，可得到导航卫星在起始时刻和终止时刻之间的各个时刻的卫星的星历历书，即可得到导航卫星在起始时刻和终止时刻之间的各个时刻的卫星状态信息；具体的，导航卫星的状态信息包括精度、维度、高度、速度等信息。可选的，导航卫星的星历历书是欺骗起始时刻之前预设时间段内的一段时间内的导航卫星的星历历书；例如，预设时间段为两小时，预设时间段内的一段时间为10min-15min。具体可根据实际情况确定，本申请对此不作限定。

进一步的，基于导航卫星在起始时刻和终止时刻之间的各个时刻的卫星的星历历书，结合对应的《接口控制文件》，可得到各个时刻对应的电文数据；可选的，各个时刻的导航卫星的星历历书包括gps、bds以及glonass卫星星历历书，结合对应的《gps接口控制文件》、《bds接口控制文件》以及《glonass接口控制文件》，得到各个时刻对应的电文数据。

在一个具体的实施例中，步骤s40包括：

步骤s41：基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第一时延数据；

具体的，以起始时刻与第一时刻之间的某一时刻t为例，该时刻的目标飞行器的状态信息可以根据预测的航行轨迹获得，该时刻目标飞行器的状态信息包括目标飞行器的位置a；

该时刻的卫星状态信息以及电文数据可以根据导航卫星的星历历书获得，该时刻的卫星状态信息包括卫星的位置d；欺骗系统的定位位置已经由gnss信号得到，欺骗系统的定位位置为c；请参见公式(1)，获得第一时延δt(t)：

δt(t)＝(lda-lca)/c-tdeal-δτ(1)

其中，lda为d与a的距离，lca为c与a的距离，c为光速，tdeal为欺骗系统处理时间，δτ为其他误差引起的修正时间。

起始时刻与第一时刻之间的任一时刻对于时延数据的求解，与上述过程同理。

步骤s42：基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第一发射功率数据；

具体的，基于目标飞行器的位置a以及欺骗系统的定位位置c，获得起始时刻与第一时刻之间的该时刻的第一发射功率，包括步骤s421以及步骤s422。

步骤s421：计算欺骗系统与目标飞行器之间的功率传播损耗，参见公式(2a)

los＝32.45+20lgf+20lglca(2a)

其中，los表示欺骗系统到目标飞行器的功率传播损耗，f为gnss卫星导航信号对应的频率，lca为目标飞行器的位置a与欺骗系统的定位位置c之间的距离；

可选的，卫星导航信号对应的频率可以为gps、bds、glonass对应频点的频率。

步骤s422：第一发射功率的计算请参见公式(2b)

p＝p′+los+δp(2b)

其中，p为第一发射功率，p′为目标飞行器接收机功率门限，δp为其他因素引起的功率修正；可选的，p′为-130dbm。

进一步的，起始时刻与第一时刻之间的任一时刻对于发射功率的求解，与上述过程同理。

步骤s43：对电文数据处理后，形成第一导航信号，通过所述第一时延数据以及所述第一发射功率数据对所述第一导航信号进行控制，生成所述第一导航欺骗信号。

具体的，对电文数据进行扩频、调制以及合路输出，形成第一导航信号，通过第一发射功率数据对第一导航信号的输出功率进行控制，通过第一时延数据对第一导航信号的发送时刻进行控制，生成第一导航欺骗信号。

在一个具体的实施例中，步骤s50包括：

步骤s51：基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、所述欺骗系统的定位位置以及欺骗状态信息，获得第二时延数据；

具体的，以第一时刻和终止时刻之间的某一时刻t’为例，该时刻的目标飞行器的状态信息可以根据预测的航行轨迹获得，该时刻目标飞行器的状态信息包括目标飞行器的位置a’；

该时刻的卫星状态信息以及电文数据可以根据导航卫星的星历历书获得，该时刻的卫星状态信息包括卫星的位置d’；欺骗系统的定位位置已经由gnss信号得到，欺骗系统的定位位置为c；欺骗状态信息包括该时刻目标飞行器在欺骗轨迹上的位置b；请参见公式(3)，获得第二时延：

δt(t′)＝(ld′b-lca′)/c-t′deal-δτ′(3)

其中，ld′b为d’与b之间的距离，lca′为c与a’的距离，c为光速，t′deal为欺骗系统处理时间，δτ′为其他误差引起的修正时间。

第一时刻与终止时刻之间的任一时刻对于时延数据的求解，与上述过程同理。

步骤s52：基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第二发射功率数据；

具体的，基于目标飞行器的位置a’以及欺骗系统的定位位置c，获得第一时刻与终止时刻之间的该时刻的第二发射功率，第二发射功率的计算过程请参见上述第一发射功率的计算过程，此处不再赘述。第一时刻与终止时刻之间的任一时刻对于发射功率的求解，与上述过程同理。

步骤s53：对电文数据处理后，形成第二导航信号，通过所述第二时延数据以及所述第二发射功率数据对所述第二导航信号进行控制，生成所述第二导航欺骗信号。

具体的，对电文数据进行扩频、调制以及合路输出，形成第二导航信号，通过第二发射功率数据对第二导航信号的输出功率进行控制，通过第二时延数据对第二导航信号的发送时刻进行控制，生成第二导航欺骗信号。

在一个具体的实施例中，步骤s60包括：

步骤s61：发射第一导航欺骗信号对目标飞行器进行欺骗干扰。

具体的，发射第一导航欺骗信号，使得目标飞行器接收到欺骗系统发射的第一导航欺骗信号，而忽略导航卫星发射的导航信号，从而使得欺骗系统发射的欺骗信号可以平滑的接入目标飞行器。可选的，发射第一导航欺骗信号的时间为10秒，即上述第一时刻为距离起始时刻10秒的时刻。

进一步的，在起始时刻和第一时刻之间的预测的目标飞行器的航行轨迹与在起始时刻和第一时刻之间的欺骗轨迹是重合的，这样设置是因为在开始进行欺骗的时候，需要使得欺骗系统发射的第一导航欺骗信号可以平滑的接入目标飞行器，为后续发射第二导航欺骗信号，使得目标飞行器按照设定的欺骗参数导航至设定的欺骗位置做准备。

步骤s62：发射第二导航欺骗信号对目标飞行器进行欺骗干扰。

具体的，在步骤s61的基础上，欺骗系统发射的欺骗信号已经平滑的接入目标飞行器，欺骗系统发射第二导航欺骗信号，使得目标飞行器按照第一时刻与终止时刻之间的欺骗轨迹进行导航，即对目标飞行器的航行路径进行拉偏，使目标飞行器达到设定的欺骗位置，其中第一时刻与终止时刻之间的欺骗轨迹与第一时刻与终止时刻之间的预测的目标飞行器的航行轨迹是不重合的。其中，第一时刻与终止时刻之间的时间段(即，对目标飞行器进行拉偏的时间长度)可根据具体的欺骗计划确定，第一时刻与终止时刻之间的时间段为起始时刻与终止时刻之间的时间段与起始时刻与第一时刻之间的时间段的差值。

进一步的，在发射第二导航欺骗信号的过程中，实时探测目标飞行器的实际位置，与欺骗轨迹中对应的欺骗位置进行比较，并实时调整欺骗参数，使得目标飞行器不断接近欺骗轨迹中的欺骗位置，直至欺骗结束，从而实现闭环欺骗。可选的，欺骗结束是指到达终止时刻或者接收到停止欺骗命令。

具体的，实时调整欺骗参数包括实时调整拉偏速度大小以及拉偏速度方向。

在一个具体的实施例中，所述目标飞行器的导航系统为gnss/ins导航系统，拉偏速度大小小于gnss/ins判决门限；可选的gnss/ins判决门限为100m/s。

针对目标飞行器的导航系统为gnss/ins导航系统时，结合gnss/ins判决门限，对目标飞行器进行欺骗，弥补了现有技术中对gnss/ins导航系统进行欺骗研究的空白。

在一个具体的实施例中，第一导航欺骗信号与第二导航欺骗信号均包括gps导航欺骗信号、bds导航欺骗信号以及glonass导航欺骗信号。

第一导航欺骗信号与第二导航欺骗信号均包括gps导航欺骗信号、bds导航欺骗信号以及glonass导航欺骗信号，可以实现对gps、bds以及glonass单系统和组合导航系统进行欺骗，即不管目标飞行器中是上述三种系统中的一种或者几种的组合，本申请的方法都可以实现对目标飞行器的欺骗干扰。

本发明的一个具体实施例，公开了一种目标飞行器的导航闭环欺骗系统，如图2所示，该系统包括：目标探测系统、信号生成与控制系统以及信号发射系统；

所述目标探测系统，用于获取gnss卫星导航信号，基于所述gnss卫星导航信号对欺骗系统进行定位以及授时，获得欺骗系统的定位位置，并且基于gnss卫星导航信号，获得导航卫星的星历历书；以及，获取目标飞行器的航行数据；并将欺骗系统的定位位置、所述导航卫星的星历历书以及目标飞行器的航行数据发送至所述信号生成与控制系统；

所述信号生成与控制系统，用于设置欺骗参数，基于所述欺骗参数得到目标飞行器的欺骗轨迹；所述欺骗参数包括起始时刻、终止时刻；还用于：

预测目标飞行器的航行轨迹；基于预测的所述航行轨迹，推算得到目标飞行器在起始时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息；

基于导航卫星的星历历书，推算导航卫星在所述起始时刻和终止时刻之间的卫星状态信息以及电文数据；

基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据以及欺骗系统的定位位置，生成第一导航欺骗信号；其中，所述第一时刻为所述起始时刻至终止时刻之间的时刻；

基于所述欺骗轨迹，推算目标飞行器在第一时刻和终止时刻之间的欺骗状态信息；基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、电文数据和所述欺骗系统的定位位置，以及所述欺骗状态信息，生成第二导航欺骗信号；

所述信号发射系统，用于依次发射所述第一导航欺骗信号以及所述第二导航欺骗信号对所述目标飞行器进行欺骗干扰。

与现有技术相比，本实施例提供的目标飞行器的导航闭环欺骗系统，通过执行上述欺骗方法，通过设置欺骗参数、预测目标飞行器的航行轨迹，结合导航卫星的星历历书以及欺骗系统的定位位置，生成第一导航欺骗信号以及第二导航欺骗信号，对目标飞行器进行欺骗干扰，提高了对目标飞行器的欺骗准确度，欺骗效果较佳。

在一个具体的实施例中，请参见图3，所述目标探测系统包括：gnss天线、gnss接收机、目标飞行器信号接收天线以及目标飞行器信号接收机；

所述gnss天线，用于接收gnss卫星导航信号，并将gnss卫星导航信号发送给gnss接收机；

gnss接收机，用于基于所述gnss卫星导航信号，对所述欺骗系统进行定位以及授时，获取欺骗系统的定位位置；以及，基于所述gnss卫星导航信号，获得导航卫星的星历历书；并将所述欺骗系统的定位位置以及导航卫星的星历历书发送至信号生成与控制系统；

目标飞行器信号接收天线，用于接收目标飞行器信号，并将目标飞行器信号发送给目标飞行器信号接收机；

目标飞行器信号接收机，用于基于目标飞行器信号，获取目标飞行器的航行数据，并将所述目标飞行器的航行数据发送至信号生成与控制系统。

具体的，目标飞行器信号接收天线为探测天线，对应的目标飞行器信号接收机为探测设备；或者，目标飞行器信号接收天线为侦收天线，对应的目标飞行器信号接收机为侦收天线。

进一步的，目标探测系统还包括伺服转台，伺服转台通过信号处理器接收上位机发送的指令，实现对信号接收天线的转速和方位控制，并上传自身的各项参数至信号控制器。

在一个具体的实施例中，请参见图3，所述信号生成与控制系统包括：上位机、信号控制器以及gnss激励生成器；

所述上位机，用于设置欺骗参数，基于所述欺骗参数得到目标飞行器的欺骗轨迹；所述欺骗参数包括起始时刻、终止时刻；

所述信号控制器，用于基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息以及欺骗系统的定位位置，获得第一时延数据，基于所述起始时刻和第一时刻之间的目标飞行器状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第一发射功率数据，将所述第一时延数据、所述第一发射功率数据以及起始时刻和第一时刻之间的电文数据发送至所述gnss激励生成器；以及，用于基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息、卫星状态信息、所述欺骗系统的定位位置以及所述欺骗状态信息，获得第二时延数据，基于所述第一时刻和终止时刻之间的目标飞行器状态信息以及所述欺骗系统的定位位置，获得第二发射功率数据，将所述第二时延数据、所述第二发射功率数据以及所述第一时刻和终止时刻之间的电文数据发送至所述gnss激励生成器；

所述gnss激励生成器，用于对所述起始时刻和第一时刻之间的电文数据进行处理，形成第一导航信号，通过所述第一时延数据以及所述第一发射功率数据对所述第一导航信号进行控制，生成第一导航欺骗信号；以及，对所述第一时刻和终止时刻之间的电文数据进行处理，形成第二导航信号，通过所述第二时延数据以及所述第二发射功率数据对所述第二导航信号进行控制，生成第二导航欺骗信号。

在一个具体的实施例中，请参见图3，信号发射系统包括发射天线阵列以及伺服转台；伺服转台用于根据信号控制器的指令对发射天线阵列的转速以及方位进行控制；发射天线阵列，用于发射第一导航欺骗信号以及第二导航欺骗信号。

具体的，发射天线阵列包括1个射频输入端口以及天线阵面，天线阵面装有7个辐射单元，由1分7的等功率分配器馈电，1个射频输入端口连接gnss激励生成设备，在空间可以形成7个辐射单元等幅同相馈电的定向波束。

在一个具体的实施例中，所述欺骗系统还包括供电系统，所述供电系统为所述目标探测系统、所述信号生成与控制系统以及所述信号发射系统供电。

上述方法实施例和装置实施例，基于相同的原理实现，其相关之处可相互借鉴，且能达到相同的技术效果。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。