串聯(lián)諧振式半正弦航空電磁發(fā)射系統(tǒng)

于生寶，韓哲鑫，孫長玉，朱占山，姜 健，趙閱群

串聯(lián)諧振式半正弦航空電磁發(fā)射系統(tǒng)

于生寶，韓哲鑫，孫長玉，朱占山，姜 健，趙閱群

(吉林大學儀器科學與電氣工程學院，吉林長春，130026)

為增大直升機吊艙式航空時間域電磁發(fā)射系統(tǒng)的發(fā)射磁矩，提高空間分辨能力，設計一種由電阻、電感和電容組成的RLC串聯(lián)諧振式半正弦航空電磁發(fā)射系統(tǒng)。采用RLC串聯(lián)諧振的方法實現(xiàn)提高發(fā)射電流的上升與下降速率，得到發(fā)射磁矩大、電流峰值高、波形穩(wěn)定性好的半正弦波發(fā)射電流；采用單穩(wěn)態(tài)觸發(fā)芯片延時主控單元控制信號的方法，消除下降沿過沖；研究峰值電流采集記錄技術，并通過Simulink仿真與實驗驗證理論分析的正確性。研究結果表明：由RLC串聯(lián)諧振方法得到的發(fā)射電流峰值為2 550 A，最大發(fā)射磁矩可達510 kA·m2，脈寬為4.1ms，具有發(fā)射磁矩大、電流峰值高、波形穩(wěn)定性好、空間分辨能力強的特點。

航空電磁；發(fā)射系統(tǒng)；串聯(lián)諧振

直升機時間域電磁法(HTEM)是一種以直升機作為載體，在飛行過程中完成勘探的資源探測方法[1]。其原理是通過在吊艙上的發(fā)射線圈中提供幾百安的大發(fā)射電流，在空間內(nèi)建立起穩(wěn)定的磁場，此后迅速關斷發(fā)射電流，通過觀測地下介質(zhì)在關斷發(fā)射源后的電磁場響應，探測地下地質(zhì)體的位置、形態(tài)、構造等信息[2]。由于直升機具有飛行高度低、飛行間隔密集、機動性好等特點，與固定翼方式相比，具有分辨礦體異常能力更強和空間分辨率更高的優(yōu)勢[3]，該方法在世界各個地區(qū)頻繁使用，應用領域涉及地表地下水勘探[4?5]、淺海鹽水入侵調(diào)查[6?7]、地質(zhì)災害勘察[8?9]、地下管道規(guī)劃[10]、廢棄污染物探測[11?12]、油氣勘探[13?14]、植被覆蓋調(diào)研等[15]。直升機時間域航空電磁的物探效果與磁矩、一次場質(zhì)量等緊密相關。發(fā)射磁矩越大，其深層探測能力越強[16]；一次場質(zhì)量越好，越能更好地反映礦體近地表信息；在幾種常用的TEM發(fā)射波形中，采用半正弦波與三角波發(fā)射，一次場質(zhì)量較好，對淺層地質(zhì)信息的分辨能力較高。半正弦波還可以通過加大磁矩進行深部探測。采用梯形波與方波發(fā)射，發(fā)射磁矩大、信噪比高，但一次場質(zhì)量較差，對深層地質(zhì)信息的空間分辨能力強，淺層探測能力較弱。目前，加拿大Aeroquest公司的AeroTEM系統(tǒng)采用小磁矩的三角波電流發(fā)射，通過收錄電流上升階段的感應場獲取近地表高導體信息[17]，由于發(fā)射磁矩的限制，它在探測深度上不能達到預期要求；吉林大學CHTEM?I系統(tǒng)與加拿大GeotechLtd公司的VTEM系統(tǒng)采用大磁矩的多邊形電流發(fā)射，通過收錄關斷電流后期的感應場反映深層礦體信息[18]，由于波形穩(wěn)定性較差，一次場去除困難，淹沒了反映淺層信息的早期信號；加拿大Fugro公司的HELIGEOTEM系統(tǒng)[19]采用大磁矩半正弦波發(fā)射，通過收錄后半部下降沿感應場反映礦體信息，做到了大磁矩發(fā)射、全波收錄。國內(nèi)吊艙式時間域直升機航空電磁勘查系統(tǒng)的研究長期處于空白狀態(tài)，吉林大學與中國國土資源航空物探遙感中心合作研制的CHTEM?I系統(tǒng)是我國唯一一套吊艙式直升機時間域航空電磁探測系統(tǒng)，與國外技術相比，其在一次場質(zhì)量、空間分辨能力等方面存在較大差距。本文作者在分析現(xiàn)有發(fā)射系統(tǒng)的基礎上，研制一套RLC串聯(lián)諧振式半正弦航空電磁發(fā)射系統(tǒng)，該系統(tǒng)在一次場質(zhì)量、空間分辨能力、峰值電流采集技術等方面取得較大進展。

1 發(fā)射系統(tǒng)設計

發(fā)射系統(tǒng)的總體結構框圖如圖1所示，由控制板、電源單元、串聯(lián)諧振功率發(fā)射電路、驅(qū)動單元、峰值電流的記錄采集單元和同步控制器等組成。

圖1 發(fā)射系統(tǒng)整體框圖Fig.1B lock diagram of transm itter system

主控單元以51單片機作為控制核心產(chǎn)生所需的控制信號，該控制信號一路通過數(shù)字磁耦合隔離和同步線同步接收機，啟動采集卡采集，一路經(jīng)過驅(qū)動單元放大后驅(qū)動晶閘管工作。峰值電流記錄采集單元利用主控單元內(nèi)部的A/D模塊對電流進行實時采集和儲存，再通過上位機顯示發(fā)射電流的峰值和關斷時間等信息；當產(chǎn)生故障時，驅(qū)動單元迅速關斷發(fā)射電路，產(chǎn)生指示信號，主控單元對指示信號進行判斷，若是誤觸發(fā)，則將重新打開電路，否則關斷驅(qū)動，保護發(fā)射機安全。電流過沖削弱是利用定時電路延時主控時序，得到新的時序信號送入晶閘管驅(qū)動單元導通雙向晶閘管，使得功率電阻在電流將要關斷的瞬間并聯(lián)于發(fā)射線圈兩端以熱能的形式消耗一部分過沖電流，達到削弱過沖的目的。輔助電源的設計方式是采用每一弱電單元彼此隔離的思路來設計的，主要采用獨立的DC/DC模塊實現(xiàn)，直流電源為大功率直流穩(wěn)壓電源。

2 串聯(lián)諧振功率發(fā)射電路設計

2.1 串聯(lián)諧振功率發(fā)射電路的工作過程

串聯(lián)諧振功率發(fā)射電路如圖2所示，由RLC串聯(lián)諧振支路，與過沖削弱電路組成。其中Q1和Q2為半控器件晶閘管，Q3為雙向可控硅，E為直流電源，C為諧振電容，R和L分別為發(fā)射線圈的電阻與電感，R1為功率電阻，C1為系統(tǒng)補償電容。

圖2 串聯(lián)諧振功率發(fā)射電路Fig.2Series resonantpower transm itting circuit

發(fā)射電路的工作原理分為2個階段。在諧振建立階段，晶閘管Q1開通后，電源E向電容C充電。當電容C的電壓與電源E的電壓相等時，電源E不再向電容C充電。由于電感電流不能突變，此時，電感中流動的電流繼續(xù)向電容C充電，電感L的能量轉(zhuǎn)移到電容C中。在此過程中，電容C上的電壓波形為余弦半波，電感L中的電流波形為正弦半波，正弦半波電流流過電阻會損耗一部分能量。當電感L中的電流為0A時，晶閘管Q1自動關斷，電容C的電壓為2E。圖3(a)所示為串聯(lián)支路電容的電壓波形和電感、電阻的電流波形的產(chǎn)生過程，當晶閘管Q2導通時，C反向充電，電容C中的能量向電感L轉(zhuǎn)移；當電容C的電壓為0V時，電源E繼續(xù)向電容C反向充電，在此階段電感L中的電流持續(xù)上升；當電容C的電壓與電源E相等時，E不再向C充電，由于電感電流不能突變，此時電感L中的電流繼續(xù)向電容C反向充電；當電感L中的電流為0A時，晶閘管Q2自動關斷，電容C的電壓為3E。圖3(b)所示為串聯(lián)支路各器件波形和反向半波產(chǎn)生的過程，在此過程中，電阻R同樣會消耗一部分電源能量，這樣周而復始，直至諧振穩(wěn)定階段為止。

圖3 諧振建立過程圖解Fig.3Schematic diagram of resonance process

在諧振穩(wěn)定階段，當發(fā)射電流峰值為E/R時，諧振進入穩(wěn)定階段，工作過程與開始階段一致，此時電容C兩端電壓遠遠大于直流電源電壓，電源所提供的能量全部被串聯(lián)諧振支路的等效電阻消耗。

在每一階段電流即將過零時刻，接入過沖削弱電路，消除下降沿過沖，提高一次場質(zhì)量。

2.2 串聯(lián)諧振功率發(fā)射電路計算

由電路原理可知在頻域RLC串聯(lián)諧振支路的輸入阻抗為

支路在諧振時的輸入阻抗為純電阻，電抗為0?，整理得

則激勵信號的頻率為

采用脈寬4ms、頻率25Hz，峰值大于2 500A的半正弦波發(fā)射，電感L和電容C的設計應滿足的條件為

發(fā)射電路不進行任何控制時，發(fā)射電路將發(fā)射125Hz正弦波電流。將電路的導通時間延遲16ms，即可得到頻率為25Hz的雙極性半正弦發(fā)射電流，波形變換過程如圖4所示。

圖4 波形變換示意圖Fig.4Schematic diagram of waveform converter

發(fā)射電流峰值達2 500A，需要電源能夠瞬時輸出2 500A電流，而普通電源很難滿足要求，所以系統(tǒng)設計了無功補償單元。根據(jù)課題要求，發(fā)射線圈電感電流要在2ms之內(nèi)變化2 500A，而電源電壓允許變化值不超過10V，所以，根據(jù)公式

將I=2 500A，t=2ms，ΔU=10V代入得C1=0.5 F。

取線圈電感L為290μH，R為7.5mΩ，直流電壓源E電壓為19V，電容C為5.5m F，補償電容C1為0.5F，發(fā)射頻率為25Hz，得到發(fā)射電流、電容電壓仿真結果如圖5所示。從圖5可以看到：諧振電容電壓約600V，發(fā)射電流峰值大于2 500A，脈寬約4ms，頻率為25Hz，滿足設計要求。

同樣，縮短RLC支路斷開時間，可以得到75Hz和125Hz的半正弦信號，當達到125Hz時，支路斷開時間應該等于0ms。

2.3 過沖削弱單元設計

反向過沖所產(chǎn)生的欠阻尼震蕩會影響富含淺層地質(zhì)信息的早期信號，形成探測盲區(qū)。電流過沖削弱單元在發(fā)射電流即將過零時控制雙向晶閘管導通，將1個功率電阻并聯(lián)到發(fā)射線圈的兩端，形成臨時回路，消耗掉部分過沖電流，從而達到削弱過沖電流的目的。

圖5 串聯(lián)諧振電路仿真結果Fig.5Simulation results of series resonant circuit

采用精確控制接入功率電阻的方法消除電流反向過沖，分為可調(diào)延時與固定延時2個階段。當系統(tǒng)檢測到晶閘管的控制信號時，啟動可調(diào)延遲；當系統(tǒng)檢測到雙向可控硅的控制信號時，啟動固定延時。電路原理圖如圖6所示，IN1和IN2檢測晶閘管控制信號，SOUT1和SOUT2是輸出信號。R2，C2，R3和R4，C3，R5完成第1個階段的可調(diào)延時，在此延時階段可將雙向可控硅的驅(qū)動信號調(diào)整到接近發(fā)射電流過零時刻。設置R2和R4可以保證功率電阻不會過早地并接到發(fā)射線圈兩端，R3和R5主要實現(xiàn)第1階段的延時微調(diào)。C4，R6和C5，R7完成第2個階段的固定延時，保證反向過沖在雙向可控硅導通時間內(nèi)降為0 s。

圖6 電流過沖削弱時序電路原理圖Fig.6Schematic circuit diagram of tim ing sequence

通過Simulink仿真發(fā)現(xiàn)，當功率電阻R1取20Ω時，可將過沖削弱79.7%，效果最好。

3 電流采集記錄單元設計

在航空電磁勘探中，發(fā)射電流的變化對接收機和后續(xù)結果分析有很大影響，因此發(fā)射系統(tǒng)需要記錄勘探過程中發(fā)射電流的變化，以供后續(xù)數(shù)據(jù)分析。本文設計的電流采集記錄單元需要實時采集、顯示當前發(fā)射電流的峰值和時間，當電流發(fā)生突變時，能夠記錄變化的時間點和變化前后的電流，為勘探完成后的數(shù)據(jù)分析提供參考依據(jù)。電流采集記錄單元的整體框圖如圖7所示，電流采集記錄單元包括監(jiān)測發(fā)射電流峰值變化的峰值電流檢測單元和以單片機為控制核心的主控單元、時鐘發(fā)生單元、模數(shù)轉(zhuǎn)換單元、液晶顯示單元和具有掉電不丟失功能的存儲單元。

圖7 峰值電流采集記錄單元框圖Fig.7B lock diagram of acquisition and recorder unit for peak current

電流互感器輸出的模擬信號接入峰值檢測電路，通過采樣保持并與輸入端信號比較得到1個與峰值大小相等的直流電平信號，單片機控制AD芯片不斷將峰值檢測電路采集到的模擬峰值電流直流電平信號送入AD輸入端轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號，而后該數(shù)字信號和時鐘發(fā)生芯片的時鐘信息數(shù)據(jù)送入單片機。單片機記錄電流變化100A時的峰值電流與時間點，并在液晶上實時顯示發(fā)射電流峰值和當前時間信息。峰值電流采集記錄單元流程圖如圖8所示。

4 線同步控制器設計

圖8 峰值電流采集記錄單元流程圖Fig.8Flow diagram of acquisition and recorderunit for the peak current

航空電磁探測系統(tǒng)是一種空中勘查儀器系統(tǒng)，接收機安裝在直升機機艙內(nèi)，發(fā)射機安裝在發(fā)射線圈的探頭前部，發(fā)射機到接收機由40m長的傳輸電纜連接，因此，采用控制簡單、可靠性高的線同步控制器。單片機通過內(nèi)部頻率解析單元讀取鍵盤設置的頻率，并在液晶顯示屏上將其顯示出來。程控頻率產(chǎn)生單元根據(jù)解析的頻率，對10 kHz信號進行相應分頻，產(chǎn)生同步信號，此信號一路通過數(shù)字磁耦合隔離和同步線同步接收機，啟動采集卡采集，一路經(jīng)PWM調(diào)制信號產(chǎn)生單元合成所需PWM調(diào)制信號，驅(qū)動逆變電路工作。圖9所示為線同步控制方式的控制原理圖。

該系統(tǒng)采用線同步控制方式，控制簡單、無累計誤差，實現(xiàn)了高精度多頻率段的同步信號輸出。

圖9 線同步控制器控制原理圖Fig.9 Control principle diagram of line locking controller

5 實測結果

根據(jù)以上理論分析，設計一套大磁矩、大電流的RLC串聯(lián)諧振式半正弦航空電磁發(fā)射系統(tǒng)。發(fā)射線圈的匝數(shù)為4匝，直徑為8m，電感L為290μH，電阻R為7.5mΩ，諧振電容C為5.5mF，直流電源E為功率6 kW的高頻斬波直流穩(wěn)壓電源。補償電容C1為0.5F，R1為200Ω/kW，功率電阻R1在發(fā)射電流過0A前200μs時刻并聯(lián)到發(fā)射線圈兩端，可實現(xiàn)25，75和125Hz多頻率段發(fā)射。取直流電源電壓為19 V，發(fā)射頻率為25Hz，得到的實測結果如圖10所示。

由于實際元件非理想性，實測發(fā)射電流峰值為2 550A，脈寬為4.1ms，基本無過沖現(xiàn)象，與理論分析結果大體吻合，在野外實驗中，發(fā)射電流的幅度相對誤差小于0.3%，頻率相對誤差小于0.007%。

串聯(lián)諧振式半正弦航空電磁發(fā)射系統(tǒng)與吉林大學CHTEM?I梯形波航空電磁發(fā)射系統(tǒng)的主要技術指標如表1所示。

圖10 發(fā)射電流與電容電壓的實測結果Fig.10 M easurement resultsof em ission currentand capacitance voltage

表1 串聯(lián)諧振系統(tǒng)與CHTEM?I系統(tǒng)主要技術指標Table1 Main technicalindexes of series resonantsystem and CHTEM?Isystem

從表1可以看出：半正弦航空電磁發(fā)射系統(tǒng)的各項指標明顯比CHTEM?I系統(tǒng)的各項指標優(yōu)，且采用半正弦波發(fā)射，在一次場質(zhì)量等方面也得到明顯提高，其在淺層、深層的空間分辨能力更強。

6 結論

1)采用RLC串聯(lián)諧振原理，設計了半正弦航空電磁發(fā)射系統(tǒng)，通過室內(nèi)測試實驗，發(fā)射電流峰值達到2 550A，發(fā)射磁矩達到510 kA·m2，脈寬為4.1ms，實現(xiàn)了大磁矩、大電流發(fā)射；設計了過沖消弱單元，提高了一次場質(zhì)量；設計了峰值電流采集記錄單元，對發(fā)射電流進行實時監(jiān)測，為后期數(shù)據(jù)處理提供參考依據(jù)，與CHTEM?I系統(tǒng)相比，具有波形穩(wěn)定性好、空間分辨能力強的特點。

2)該系統(tǒng)可同時進行發(fā)射電流期間(on-time)與無發(fā)射電流期間(off-time)期間數(shù)據(jù)采集，可記錄全波數(shù)據(jù)帶寬，采集大動態(tài)范圍信號，提高淺層地質(zhì)構造的分辨率和增加關斷時的高頻信息，同時，全波數(shù)據(jù)可進一步轉(zhuǎn)化為磁場響應，簡化反演剖面解釋，更容易發(fā)現(xiàn)低阻異常體。

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(編輯 趙俊)

A half sine electromagnetic launching system w ith series resonant type

YUShengbao,HAN Zhexin,SUN Changyu,ZHU Zhanshan,JIANG Jian,ZHAO Yuequn

(Collegeof InstrumentScience and Electrical Engineering,Jilin University,Changchun 130026,China)

A half sine electromagnetic launching system with series resonant type was designed to increase the em ission magnetic moment and spatial resolving power of the airborne electromagnetic transmitter system.The RLC series resonance method was used to achieve em ission current and magnetic moment.The method of controlling the signal of themain control unitw ith a single stable trigger chip was used to elim inate the falling edge of the overshoot,the peak current collecting and recording technology was studied,and the correctness of theoretical analysis was verified by simulation and experiment.The results indicate that theem ission currentof the system is2 550A,themaximum emission magnetic moment can reach 510 kA·m2,and the pulse width is 4.1 ms,and has the characteristics of high magnetic moment,high currentpeak value,good stability ofwave shape and strong spatial resolution.

airborne electromagnetic;launching system;series resonance

P631

A

1672?7207(2017)03?0729?06

10.11817/j.issn.1672-7207.2017.03.022

2016?03?15；

2016?06?05

國家高技術研究發(fā)展計劃(863計劃)項目(2013AA063904-1)(Project(2013AA063904-1)supported by the National High Research Development Program(863 Program)of China)

于生寶，教授，博士生導師，從事功率源技術及其應用研究；E-mail:yushengbao@jlu.edu.cn