一种基于多普勒频移改变量的航空器独立位置验证方法

1.本发明属于航空器独立位置验证技术领域，具体涉及一种基于多普勒频移改变量的航空器独立位置验证方法。


背景技术：

2.星基ads-b(automatic dependent surveillance-broadcast)是实现广域范围内航空器监视的重要技术手段。通过将ads-b接收机部署在低轨道卫星上，接收航空器播发的ads-b消息，并通过卫星链路传输至地面站，最后通过地面网络分发给应用终端以实现航空器的监视。相对地基监视系统，星基ads-b系统具有覆盖范围广、不受地理环境限制、可满足航空器持续监视等多方面的优势，因此星基ads-b系统在民航、军航等领域具有广泛的应用前景。
3.由于ads-b以广播方式工作，且ads-b消息格式公开，此外系统没有采取任何加密认证措施，因此ads-b系统存在虚假目标干扰问题，严重威胁到航空飞行安全。
4.因此需要提出一种基于多普勒频移改变量的航空器独立位置验证方法，以解决上述问题。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明的目的在于提供一种基于多普勒频移改变量的航空器独立位置验证方法，用于解决现有技术中星基ads-b系统因消息格式公开、系统没有采取加密与认证机制而产生的虚假目标干扰问题。
6.为达到上述目的，本发明提供如下技术方案：
7.本发明提供一种基于多普勒频移改变量的航空器独立位置验证方法，包括以下步骤：
8.s1：建立星基ads-b验证系统，确定所述验证系统中航空器与星载ads-b接收机空天链路的多普勒频移；
9.s2：分析在基于航空器位置消息和信号载波频率两种途径下的多普勒频移改变量；
10.s3：判断两种途径下多普勒频移的改变量服从总体的分布是否具有明显差异，若无明显差异，则判定ads-b信号来源为正常飞行的航空器，若有显著差异，则判定ads-b信号来源为欺骗源。
11.进一步，步骤s1中，所述多普勒频移fd通过以下公式计算：
[0012][0013]
式中，f
ot
为航空器ads-b发射机的发射信号的载波频率，c为光速，x、y、z分别代表地心地固坐标系的x轴、y轴、z轴，v
sp
为卫星的速度矢量vs与航空器的速度矢量v
p
的速度差矢量，r
sp
为地心地固坐标系下卫星位置s至坐标系原点o的矢量os与航空器位置p至坐标系
原点o的矢量op的位置差矢量，θ为位置差矢量r
sp
与速度差矢量v
sp
的夹角。
[0014]
进一步，步骤s2中，在基于航空器位置消息的途径下多普勒频移的改变量δfd(i)通过以下公式计算：
[0015]
{δfd(i)＝fd(i+1)-fd(i)，i＝1，2...i-1}
[0016]
式中，i为样本数。
[0017]
进一步，步骤s2中，在基于信号载波频率的途径下多普勒频移的改变量通过所述星基ads-b验证系统提取ads-b位置消息相应信号的载波频率估计值计算：
[0018][0019]
式中，σ为载波频率估计的误差。
[0020]
进一步，步骤s3中，判断两种途径下多普勒频移的改变量服从总体的分布是否具有明显差异的步骤包括：
[0021]
a1、分别计算δfd(i)与的经验分布函数：
[0022]
其中，{δfd(i)，i＝1，2...i-1}的经验分布函数为：
[0023]
的经验分布函数为
[0024]
a2、根据下式计算检验统计量d
观测
：
[0025][0026]
a3、根据检验统计量d
观测
以及δfd(i)与的样本数i-1，通过查柯尔莫哥洛夫-斯米尔诺夫(kolmogorov-smimov，k-s)检验临界值表或利用p值近似公式得到p
ks
；
[0027]
a4、比较p
ks
与显著性水平α的大小，取α＝0.05，当p
ks
＞α时，δfd(i)与服从的总体分布没有显著性差异，当p
ks
＜α时，δfd(i)与服从的总体分布具有显著性差异。
[0028]
进一步，步骤s1中，所述星载ads-b接收机接收的ads-b信号表示为：
[0029][0030]
式中，p为接收信号功率，d(t)为ads-b基带信号，f为载波频率，φ为载波的初始相位，n(t)为信道输入高斯白噪声。
[0031]
进一步，所述载波频率f通过以下公式确定：
[0032]
f＝f0+δf
t
+fd+δfr[0033]
式中，f0为ads-b系统的标称频率，f0＝1090mhz，δf
t
为航空器ads-b发射机的载波频偏，fd为航空器与星载ads-b接收机相对运动而产生的多普勒频移，δfr为星载ads-b接收机的载波频偏。
[0034]
进一步，ads-b信号载波频率f的估计值通过以下公式计算：
[0035][0036]
式中，σ为载波频率估计的误差。
[0037]
进一步，基于航空器位置消息的途径下计算多普勒频移的改变量δfd(i)包括以下步骤：
[0038]
b1：通过所述验证系统确定ads-b位置消息的接收时刻t
p
(i)、相应ads-b位置消息m
p
(i)、速度消息mv(i)，其中，i＝1，2，...，i；
[0039]
b2：对ads-b位置消息m
p
(i)进行译码并通过坐标变换，得到航空器在地心地固坐标系下的位置坐标{x
p
(i)，y
p
(i)，z
p
(i)，i＝1，2，...，i}；
[0040]
b3：对速度消息mv(i)进行译码并通过坐标变换，得到航空器在地心地固坐标系下速度矢量{v
p
(i)＝(v
px
(i)，v
py
(i)，v
pz
(i))，i＝1，2...i}；
[0041]
b4：通过所述验证系统得到相应时刻卫星在地心地固坐标系下的位置坐标{xs(i)，ys(i)，zs(i)，i＝1，2...i}及速度矢量{vs(i)＝(v
sx
(i)，v
sy
(i)，v
sz
(i))，i＝1，2...i}；
[0042]
b5：利用{x
p
(i)，y
p
(i)，z
p
(i)，i＝1，2，...，i}和{xs(i)，ys(i)，zs(i)，i＝1，2，...，i}计算得到一组位置差矢量{r
sp
(i)，i＝1，2，...，i}；利用{v
p
(i)，i＝1，2，...，i}和{vs(i)，i＝1，2，...，i}计算得到一组速度差矢量{v
sp
(i)，i＝1，2，...，i}；
[0043]
b6：将位置差矢量{r
sp
(i)，i＝1，2，...，i}和速度差矢量{v
sp
(i)，i＝1，2，...，i}带入航空器与星载ads-b接收机链路的多普勒频移fd中得到{fd(i)，i＝1，2，...，i}和{δfd(i)＝fdi+1-fdi，i＝1，2，...，i-1。
[0044]
进一步，所述验证系统包括：航空器、星载ads-b接收机、地面关口站、地面验证终端、地面应用子系统，所述航空器通过gnss系统获取航空器空间位置及速度信息，并通过1090数据链以明文广播的方式播发ads-b信号，所述星载ads-b接收机用于接收航空器播发的ads-b信号以获取航空器的位置、速率、标识信息，且能够记录ads-b信号的接收时刻及载波频率，接收的信息通过星间链路传输至所述地面关口站，所述星载ads-b接收机通过gnss系统获取卫星的空间位置、速度和相应时间信息，并通过星间数据链传输至地面关口站，地面关口站将接收到的信息传输给地面验证终端，并在地面验证终端完成对航空器位置信息的验证，地面应用子系统用于对航空器位置信息进行监视。
[0045]
本发明的有益效果在于：
[0046]
本发明有效解决星基ads-b系统的虚假目标干扰问题，不需要对接收信号进行空间测向，接收设备较为简单；不需要考虑基站间的时间同步问题；消除了发射机和接收机载波频偏的影响；不需要更改现行的ads-b系统协议架构，易于和现有的航空器监视系统融合；只需利用单颗搭载ads-b接收机的低轨道卫星进行监视，不需要考虑卫星间的时间同步问题。
[0047]
本发明的其他优点、目标和特征将在随后的说明书中进行阐述，并且在某种程度上对本领域技术人员而言是显而易见的，或者本领域技术人员可以从本发明的实践中得到教导。本发明的目标和其他优点可以通过下面的说明书来实现和获得。
附图说明
[0048]
为了使本发明的目的、技术方案和有益效果更加清楚，本发明提供如下附图进行说明：
[0049]
图1为本发明实施例的星基ads-b验证系统示意图；
[0050]
图2为本发明实施例的航空器与卫星的位置关系示意图；
[0051]
图3为本发明实施例的仿真场景a；
[0052]
图4为本发明实施例的仿真场景b；
[0053]
图5为本发明实施例的仿真场景a下的信号来源不同时p值的分布示意图；
[0054]
图6为本发明实施例的仿真场景a下的频率估计误差对验证性能的影响示意图；
[0055]
图7为本发明实施例的仿真场景a下的ads-b水平位置误差对验证性能的影响示意图；
[0056]
图8为本发明实施例的仿真场景a下的ads-b垂直位置误差对验证性能的影响示意图；
[0057]
图9为本发明实施例的仿真场景a下的卫星定轨误差对验证性能的影响示意图；
[0058]
图10为本发明实施例的仿真场景a下的不同数据比较方法对验证性能的影响。
[0059]
附图中标记如下：1、航空器；2、星载ads-b接收机；3、地面关口站；4、地面验证终端；5、地面应用子系统。
具体实施方式
[0060]
如图1～10所示，本发明提供一种基于多普勒频移改变量的航空器独立位置验证方法，包括以下步骤：
[0061]
第一步，建立星基ads-b验证系统；
[0062]
所述验证系统包括航空器1、星载ads-b接收机2、地面关口站3、地面验证终端4、地面应用子系统5，其中，航空器1通过gnss系统获取航空器1空间位置及速度信息，并通过1090数据链以明文广播的方式播发ads-b信号，星载ads-b接收机2用于接收航空器播发的ads-b信号，以获取航空器1的位置、速率、标识等信息，同时记录ads-b信号的接收时刻及载波频率，接收的信息通过星间链路传输至地面关口站3，同时，星载ads-b接收机2通过gnss系统获取卫星的空间位置、速度和相应时间信息，并通过星间数据链传输至地面关口站3，地面关口站3将接收到的信息传输给地面验证终端4，并在地面验证终端4完成对航空器1位置信息的验证，地面应用子系统5用于对航空器1位置信息进行监视；
[0063]
第二步，建立信号模型，根据t时刻星载ads-b接收机2接收的ads-b信号表达式：
[0064][0065]
式中，p为接收信号功率，d(t)为ads-b基带信号，f为载波频率，φ为载波的初始相位，n(t)为信道输入高斯白噪声；
[0066]
其中，载波频率f＝f0+δf
t
+fd+δfr，式中，f0为ads-b系统的标称频率，f0＝1090mhz，δf
t
为航空器ads-b发射机的载波频偏，fd为航空器与星载ads-b接收机相对运动而产生的多普勒频移，δfr为星载ads-b接收机的载波频偏；
[0067]
同时，ads-b信号载波频率的估计值表示为：
[0068][0069]
式中，σ为载波频率估计的误差；
[0070]
如图2，图2为地心地固坐标系下某时刻航空器与卫星的位置关系，其中，o点代表地心地固坐标系的原点，x，y，z分别代表坐标系的x轴，y轴与z轴；该时刻，航空器位于p点，(x
p
，y
p
，z
p
)代表航空器的位置坐标，v
p
＝(v
px
，v
py
，v
pz
)代表该时刻航空器的速度矢量；卫星位于s点，(xs，ys，zs)代表卫星的位置坐标，vs＝(v
sx
，v
sy
，v
sz
)代表卫星的速度矢量；r
sp
代表矢量os与矢量op的位置差矢量，v
sp
代表速度矢量vs与v
p
的速度差矢量，θ代表位置差矢量r
sp
与速度差矢量v
sp
的夹角；
[0071]
通过以下公式确定航空器与星载ads-b接收机链路的多普勒频移：
[0072][0073]
式中，f
ot
＝f0+δf
t
为航空器ads-b发射机的发射信号的载波频率，c为光速，f0＞＞δf
t
，故f
ot
＝1090mhz；
[0074]
第三步，计算基于航空器位置消息途径下多普勒频移的改变量{δfd(i)＝fd(i+1)-fdi，i＝1，2，...，i-1；
[0075]
在地面验证终端4中，ads-b位置消息的接收时刻记为{t
p
(i)，i＝1，2，...，i}，相应ads-b位置消息为{m
p
(i)，i＝1，2，...，i}，速度消息为{mv(i)，i＝1，2，..，.i}。
[0076]
对ads-b位置消息{m
p
(i)，i＝1，2，...，i}进行译码并通过坐标变换，得到航空器在地心地固坐标系下的位置坐标{x
p
(i)，y
p
(i)，z
p
(i)，i＝1，2，...，i}；对速度消息{mv(i)，i＝1，2，...，i进行译码并通过坐标变换，得到航空器在地心地固坐标系下速度矢量vpi＝vpxi，vpyi，vpzi，i＝1，2，...，i。
[0077]
与此同时，在地面验证终端4中，可得到相应时刻卫星在地心地固坐标系下的位置坐标{xs(i)，ys(i)，zs(i)，i＝1，2，...，i}及速度矢量{vs(i)＝(v
sx
(i)，v
sy
(i)，v
sz
(i))，i＝1，2，...，i。
[0078]
利用{x
p
(i)，y
p
(i)，z
p
(i)，i＝1，2，...，i}和{xs(i)，ys(i)，zs(i)，i＝1，2，...，i}计算得到一组位置差矢量{r
sp
(i)，i＝1，2，...，i}；利用{v
p
(i)，i＝1，2，...，i}和{vs(i)，i＝1，2，...，i}计算得到一组速度差矢量{v
sp
(i)，i＝1，2，...，i}。
[0079]
最后将位置差矢量{r
sp
(i)，i＝1，2，...，i}和速度差矢量{v
sp
(i)，i＝1，2，...，i}带入航空器与星载ads-b接收机链路的多普勒频移中得到{fd(i)，i＝1，2，...，i}和{δfd(i)＝fd(i+1)-fdi，i＝1，2，...，i-1。
[0080]
第四步，计算信号载波频率途径下多普勒频移改变量
[0081]
在地面验证终端4中，提取ads-b位置消息相应信号的载波频率估计值，记为计算得到信号载波频率下的多普勒频移改变量为：
[0082][0083]
由于载波频率估计的误差较小，故信号载波频率下的改变量近似等于多普勒频移的改变量；
[0084]
第五步，判断信号载波频率的改变量和多普勒频移的改变量服从总体的分布是否具有明显差异，若无明显差异，则判定ads-b信号来源为正常飞行的航空器，若有显著差异，则判定ads-b信号来源为欺骗源；
[0085]
具体包括：
[0086]
建立假设一：δfd(i)与服从的总体分布没有显著性差异；以及假设二：δfd(i)与服从的总体分布具有显著性差异；
[0087]
通过以下公式分别计算δfd(i)与的经验分布函数，
[0088]
{δfd(i)，i＝1，2，...，i-1}的经验分布函数为
[0089]
的经验分布函数为
[0090]
计算检验统计量d
观测
，
[0091]
根据检验统计量d
观测
以及δfd(i)与的样本数i-1，通过查柯尔莫哥洛夫-斯米尔诺夫(kolmogorov-smirnov，k-s)检验临界值表或利用p值近似公式得到p值，记为p
ks
；
[0092]
比较p
ks
与显著性水平α的大小，取α＝0.05，当p
ks
＞α时，δfd(i)与服从的总体分布没有显著性差异，当p
ks
＜α时，δfd(i)与服从的总体分布具有显著性差异。
[0093]
最后，构建基于基于多普勒频移改变量的星基ads-b验证仿真系统，所述仿真系统包括：航空器、欺骗源、卫星三个节点构成，表1为仿真系统的主要技术参数。
[0094]
表1 仿真参数设置
[0095][0096]
如图3给出了利用卫星仿真软件生成的仿真场景a。图3中包括随机生成的200架航空器的航迹；卫星的轨迹；以及包含200个欺骗源的欺骗源群组，位于图中航迹群中心的正下方区域a处。在卫星仿真软件中可见，卫星飞过整个航迹群的时间约为85s，航空器每秒播发2条ads-b位置消息和2条ads-b速度消息，则对于每条航迹，星载ads-b接收机可接收到170条ads-b位置消息和170条ads-b速度消息。
[0097]
从卫星仿真软件中导出200条航迹相应的170个位置和速度信息，加入ads-b水平位置误差和垂直位置误差后，作为ads-b报文中的航迹信息；同时导出卫星的170个位置和速度信息，加入卫星定轨误差后，作为由gnss系统得到的卫星轨道信息；最后导出200个欺骗源的位置坐标。
[0098]
如图4给出了利用卫星仿真软件生成的仿真场景b。图4中包括随机生成的200架航空器的航迹；卫星的轨迹；以及4个包含200个欺骗源的欺骗源群组，分别位于图中航迹群的东南西北四个方向处。
[0099]
通过仿真参数和场景设置，并假设200条航迹对应的ads-b报文由相应航空器或某一欺骗源发送，得到仿真结果。
[0100]
如图5，为信号来源不同时p值分布的仿真结果，图5给出了ads-b信号来源分别为航空器或欺骗源时，仿真结果表明：1)当信号来源为航空器时，200个p值均大于显著性水平0.05，虚警概率为0％；2)当信号来源为欺骗源时，200个p值绝大多数小于显著性水平0.05，漏警概率为5％，整体检测概率为97.75％。
[0101]
考虑到欺骗源的位置可能会影响ads-b信号来源的判定，故分别在航迹群的东南西北四个方向，分别设置了四组包含200个欺骗源的欺骗源群组，如图4仿真场景b所示，得
到仿真验证的结果如表2所示：
[0102]
表2验证结果
[0103][0104]
表2给出了改变欺骗源的位置对验证性能的影响。由表2可见：1)改变欺骗源的位置不会影响虚警概率的大小；2)改变欺骗源的位置会略微影响漏警概率，漏警概率均低于3.5％，检测概率达到98.25％以上，可见该验证结果表明对欺骗源的位置具有稳健性。
[0105]
如图6给出了频率估计误差对验证性能的影响(仿真场景a、ads-b水平位置误差为4m、ads-b垂直位置误差为6.6m、卫星定轨误差为10m)；仿真结果表明：1)虚警概率随着频率估计误差的减小而减小，当减小至9hz后，虚警概率接近于0％；2)漏警概率随着频率估计误差的减小而减小，当减小至1hz后，漏警概率约为5％；3)检测概率随着频率估计误差的减小而增大，当减小至1hz后，检测概率大于97％。
[0106]
因此本文所提方法，在目前ads-b信号的频率估计误差已达到10-1
hz情况下，具有较好的验证性能。
[0107]
如图7给出了ads-b水平位置误差对验证性能的影响(仿真场景a、频率估计误差为1hz、ads-b垂直位置误差为6.6m、卫星定轨误差为10m)；其中，横坐标代表ads-b水平位置误差，纵坐标代表概率，星号代表虚警概率，圆圈代表漏警概率，正方形代表检测概率。仿真结果表明：1)随着ads-b水平位置误差由5m增大至40m，虚警概率始终维持在0％左右；2)漏警概率始终维持在5％左右；3)检测概率始终大于97％；三条曲线表明：本文所提方法对ads-b水平位置误差不敏感。
[0108]
如图8给出了ads-b垂直位置误差对验证性能的影响(仿真场景a、频率估计误差为1hz、ads-b水平位置误差为4m、卫星定轨误差为10m)；其中，横坐标代表ads-b垂直位置误差，纵坐标代表概率，星号代表虚警概率，圆圈代表漏警概率，正方形代表检测概率。仿真结果表明：1)随着ads-b垂直位置误差由5m增大至40m，虚警概率始终维持在0％左右；2)漏警概率始终维持在5％左右；3)检测概率始终大于97％。三条曲线表明：本文所提方法对ads-b垂直位置误差不敏感。
[0109]
如图9给出了卫星定轨误差对验证性能的影响(仿真场景a、频率估计误差为1hz、ads-b水平位置误差为4m、ads-b垂直位置误差为6.6m)；其中，横坐标代表卫星定轨误差，纵坐标代表概率，星号代表虚警概率，圆圈代表漏警概率，正方形代表检测概率。仿真结果表明：1)随着卫星定轨误差由10m增大至100m，虚警概率始终维持在0％左右；2)漏警概率略微增大，由5％增大至7％左右；3)检测概率略微降低，且始终大于96％。三条曲线表明：本文所
提方法对卫星定轨误差较不敏感，在目前卫星定轨误差已达到几米的精度情况下，具有较好的验证性能。
[0110]
如图10给出了不同数据比较方法对验证性能的影响(仿真场景a、ads-b水平位置误差为4m、ads-b垂直位置误差为6.6m，卫星定轨误差为10m)；其中，横坐标代表频率估计误差，纵坐标代表检测概率，正方形代表kolmogorov-smimov检验，星号代表配对样本的wilcoxon符号秩和检验，圆圈代表符号检验，菱形代表pearson相关系数，加号代表kendall相关系数，三角形代表spearman相关系数。分析了常用的非参数假设检验法以及相关系数法对验证性能的影响，仿真结果表明：1)使用kolmogorov-smimov检验达到了最高的检测概率，约为97％以上；2)使用三种非参数假设检验的检测概率均大于使用相关系数法的检测概率。几条曲线比较表明：使用kolmogorov-smimov检验更适用于本文所述星基ads-b系统。
[0111]
导致结果2)的原因应为，对于星基ads-b系统，卫星相比于欺骗源和航空器具有较大的速度和高度，所以链路多普勒频移受卫星的影响较大，当欺骗源与待伪造的航空器距离较近时，两组多普勒频移改变量的变化趋势近似一致，而相关系数主要检测的便是数据变化趋势，因此使用相关系数法的验证性能较差；非参数假设检验可从中位数、分布函数等方面对两组数据进行检验，充分利用了数据的统计特性，所以具有较好的验证性能。
[0112]
上述技术方案的有益效果：本方法可有效解决星基ads-b系统的虚假目标干扰问题，不需要对接收信号进行空间测向，接收设备较为简单；不需要考虑基站间的时间同步问题；消除了发射机和接收机载波频偏的影响；不需要更改现行的ads-b系统协议架构，易于和现有的航空器监视系统融合；只需利用单颗搭载ads-b接收机的低轨道卫星进行监视，不需要考虑卫星间的时间同步问题。
[0113]
最后说明的是，以上优选实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管通过上述优选实施例已经对本发明进行了详细的描述，但本领域技术人员应当理解，可以在形式上和细节上对其作出各种各样的改变，而不偏离本发明权利要求书所限定的范围。