串联谐振式半正弦航空电磁发射系统

于生宝，韩哲鑫，孙长玉，朱占山，姜 健，赵阅群

串联谐振式半正弦航空电磁发射系统

于生宝，韩哲鑫，孙长玉，朱占山，姜 健，赵阅群

(吉林大学仪器科学与电气工程学院，吉林长春，130026)

为增大直升机吊舱式航空时间域电磁发射系统的发射磁矩，提高空间分辨能力，设计一种由电阻、电感和电容组成的RLC串联谐振式半正弦航空电磁发射系统。采用RLC串联谐振的方法实现提高发射电流的上升与下降速率，得到发射磁矩大、电流峰值高、波形稳定性好的半正弦波发射电流；采用单稳态触发芯片延时主控单元控制信号的方法，消除下降沿过冲；研究峰值电流采集记录技术，并通过Simulink仿真与实验验证理论分析的正确性。研究结果表明：由RLC串联谐振方法得到的发射电流峰值为2 550 A，最大发射磁矩可达510 kA·m2，脉宽为4.1ms，具有发射磁矩大、电流峰值高、波形稳定性好、空间分辨能力强的特点。

航空电磁；发射系统；串联谐振

直升机时间域电磁法(HTEM)是一种以直升机作为载体，在飞行过程中完成勘探的资源探测方法[1]。其原理是通过在吊舱上的发射线圈中提供几百安的大发射电流，在空间内建立起稳定的磁场，此后迅速关断发射电流，通过观测地下介质在关断发射源后的电磁场响应，探测地下地质体的位置、形态、构造等信息[2]。由于直升机具有飞行高度低、飞行间隔密集、机动性好等特点，与固定翼方式相比，具有分辨矿体异常能力更强和空间分辨率更高的优势[3]，该方法在世界各个地区频繁使用，应用领域涉及地表地下水勘探[4−5]、浅海盐水入侵调查[6−7]、地质灾害勘察[8−9]、地下管道规划[10]、废弃污染物探测[11−12]、油气勘探[13−14]、植被覆盖调研等[15]。直升机时间域航空电磁的物探效果与磁矩、一次场质量等紧密相关。发射磁矩越大，其深层探测能力越强[16]；一次场质量越好，越能更好地反映矿体近地表信息；在几种常用的TEM发射波形中，采用半正弦波与三角波发射，一次场质量较好，对浅层地质信息的分辨能力较高。半正弦波还可以通过加大磁矩进行深部探测。采用梯形波与方波发射，发射磁矩大、信噪比高，但一次场质量较差，对深层地质信息的空间分辨能力强，浅层探测能力较弱。目前，加拿大Aeroquest公司的AeroTEM系统采用小磁矩的三角波电流发射，通过收录电流上升阶段的感应场获取近地表高导体信息[17]，由于发射磁矩的限制，它在探测深度上不能达到预期要求；吉林大学CHTEM−I系统与加拿大GeotechLtd公司的VTEM系统采用大磁矩的多边形电流发射，通过收录关断电流后期的感应场反映深层矿体信息[18]，由于波形稳定性较差，一次场去除困难，淹没了反映浅层信息的早期信号；加拿大Fugro公司的HELIGEOTEM系统[19]采用大磁矩半正弦波发射，通过收录后半部下降沿感应场反映矿体信息，做到了大磁矩发射、全波收录。国内吊舱式时间域直升机航空电磁勘查系统的研究长期处于空白状态，吉林大学与中国国土资源航空物探遥感中心合作研制的CHTEM−I系统是我国唯一一套吊舱式直升机时间域航空电磁探测系统，与国外技术相比，其在一次场质量、空间分辨能力等方面存在较大差距。本文作者在分析现有发射系统的基础上，研制一套RLC串联谐振式半正弦航空电磁发射系统，该系统在一次场质量、空间分辨能力、峰值电流采集技术等方面取得较大进展。

1 发射系统设计

发射系统的总体结构框图如图1所示，由控制板、电源单元、串联谐振功率发射电路、驱动单元、峰值电流的记录采集单元和同步控制器等组成。

图1 发射系统整体框图Fig.1B lock diagram of transm itter system

主控单元以51单片机作为控制核心产生所需的控制信号，该控制信号一路通过数字磁耦合隔离和同步线同步接收机，启动采集卡采集，一路经过驱动单元放大后驱动晶闸管工作。峰值电流记录采集单元利用主控单元内部的A/D模块对电流进行实时采集和储存，再通过上位机显示发射电流的峰值和关断时间等信息；当产生故障时，驱动单元迅速关断发射电路，产生指示信号，主控单元对指示信号进行判断，若是误触发，则将重新打开电路，否则关断驱动，保护发射机安全。电流过冲削弱是利用定时电路延时主控时序，得到新的时序信号送入晶闸管驱动单元导通双向晶闸管，使得功率电阻在电流将要关断的瞬间并联于发射线圈两端以热能的形式消耗一部分过冲电流，达到削弱过冲的目的。辅助电源的设计方式是采用每一弱电单元彼此隔离的思路来设计的，主要采用独立的DC/DC模块实现，直流电源为大功率直流稳压电源。

2 串联谐振功率发射电路设计

2.1 串联谐振功率发射电路的工作过程

串联谐振功率发射电路如图2所示，由RLC串联谐振支路，与过冲削弱电路组成。其中Q1和Q2为半控器件晶闸管，Q3为双向可控硅，E为直流电源，C为谐振电容，R和L分别为发射线圈的电阻与电感，R1为功率电阻，C1为系统补偿电容。

图2 串联谐振功率发射电路Fig.2Series resonantpower transm itting circuit

发射电路的工作原理分为2个阶段。在谐振建立阶段，晶闸管Q1开通后，电源E向电容C充电。当电容C的电压与电源E的电压相等时，电源E不再向电容C充电。由于电感电流不能突变，此时，电感中流动的电流继续向电容C充电，电感L的能量转移到电容C中。在此过程中，电容C上的电压波形为余弦半波，电感L中的电流波形为正弦半波，正弦半波电流流过电阻会损耗一部分能量。当电感L中的电流为0A时，晶闸管Q1自动关断，电容C的电压为2E。图3(a)所示为串联支路电容的电压波形和电感、电阻的电流波形的产生过程，当晶闸管Q2导通时，C反向充电，电容C中的能量向电感L转移；当电容C的电压为0V时，电源E继续向电容C反向充电，在此阶段电感L中的电流持续上升；当电容C的电压与电源E相等时，E不再向C充电，由于电感电流不能突变，此时电感L中的电流继续向电容C反向充电；当电感L中的电流为0A时，晶闸管Q2自动关断，电容C的电压为3E。图3(b)所示为串联支路各器件波形和反向半波产生的过程，在此过程中，电阻R同样会消耗一部分电源能量，这样周而复始，直至谐振稳定阶段为止。

图3 谐振建立过程图解Fig.3Schematic diagram of resonance process

在谐振稳定阶段，当发射电流峰值为E/R时，谐振进入稳定阶段，工作过程与开始阶段一致，此时电容C两端电压远远大于直流电源电压，电源所提供的能量全部被串联谐振支路的等效电阻消耗。

在每一阶段电流即将过零时刻，接入过冲削弱电路，消除下降沿过冲，提高一次场质量。

2.2 串联谐振功率发射电路计算

由电路原理可知在频域RLC串联谐振支路的输入阻抗为

支路在谐振时的输入阻抗为纯电阻，电抗为0Ω，整理得

则激励信号的频率为

采用脉宽4ms、频率25Hz，峰值大于2 500A的半正弦波发射，电感L和电容C的设计应满足的条件为

发射电路不进行任何控制时，发射电路将发射125Hz正弦波电流。将电路的导通时间延迟16ms，即可得到频率为25Hz的双极性半正弦发射电流，波形变换过程如图4所示。

图4 波形变换示意图Fig.4Schematic diagram of waveform converter

发射电流峰值达2 500A，需要电源能够瞬时输出2 500A电流，而普通电源很难满足要求，所以系统设计了无功补偿单元。根据课题要求，发射线圈电感电流要在2ms之内变化2 500A，而电源电压允许变化值不超过10V，所以，根据公式

将I=2 500A，t=2ms，ΔU=10V代入得C1=0.5 F。

取线圈电感L为290μH，R为7.5mΩ，直流电压源E电压为19V，电容C为5.5m F，补偿电容C1为0.5F，发射频率为25Hz，得到发射电流、电容电压仿真结果如图5所示。从图5可以看到：谐振电容电压约600V，发射电流峰值大于2 500A，脉宽约4ms，频率为25Hz，满足设计要求。

同样，缩短RLC支路断开时间，可以得到75Hz和125Hz的半正弦信号，当达到125Hz时，支路断开时间应该等于0ms。

2.3 过冲削弱单元设计

反向过冲所产生的欠阻尼震荡会影响富含浅层地质信息的早期信号，形成探测盲区。电流过冲削弱单元在发射电流即将过零时控制双向晶闸管导通，将1个功率电阻并联到发射线圈的两端，形成临时回路，消耗掉部分过冲电流，从而达到削弱过冲电流的目的。

图5 串联谐振电路仿真结果Fig.5Simulation results of series resonant circuit

采用精确控制接入功率电阻的方法消除电流反向过冲，分为可调延时与固定延时2个阶段。当系统检测到晶闸管的控制信号时，启动可调延迟；当系统检测到双向可控硅的控制信号时，启动固定延时。电路原理图如图6所示，IN1和IN2检测晶闸管控制信号，SOUT1和SOUT2是输出信号。R2，C2，R3和R4，C3，R5完成第1个阶段的可调延时，在此延时阶段可将双向可控硅的驱动信号调整到接近发射电流过零时刻。设置R2和R4可以保证功率电阻不会过早地并接到发射线圈两端，R3和R5主要实现第1阶段的延时微调。C4，R6和C5，R7完成第2个阶段的固定延时，保证反向过冲在双向可控硅导通时间内降为0 s。

图6 电流过冲削弱时序电路原理图Fig.6Schematic circuit diagram of tim ing sequence

通过Simulink仿真发现，当功率电阻R1取20Ω时，可将过冲削弱79.7%，效果最好。

3 电流采集记录单元设计

在航空电磁勘探中，发射电流的变化对接收机和后续结果分析有很大影响，因此发射系统需要记录勘探过程中发射电流的变化，以供后续数据分析。本文设计的电流采集记录单元需要实时采集、显示当前发射电流的峰值和时间，当电流发生突变时，能够记录变化的时间点和变化前后的电流，为勘探完成后的数据分析提供参考依据。电流采集记录单元的整体框图如图7所示，电流采集记录单元包括监测发射电流峰值变化的峰值电流检测单元和以单片机为控制核心的主控单元、时钟发生单元、模数转换单元、液晶显示单元和具有掉电不丢失功能的存储单元。

图7 峰值电流采集记录单元框图Fig.7B lock diagram of acquisition and recorder unit for peak current

电流互感器输出的模拟信号接入峰值检测电路，通过采样保持并与输入端信号比较得到1个与峰值大小相等的直流电平信号，单片机控制AD芯片不断将峰值检测电路采集到的模拟峰值电流直流电平信号送入AD输入端转换为数字信号，而后该数字信号和时钟发生芯片的时钟信息数据送入单片机。单片机记录电流变化100A时的峰值电流与时间点，并在液晶上实时显示发射电流峰值和当前时间信息。峰值电流采集记录单元流程图如图8所示。

4 线同步控制器设计

图8 峰值电流采集记录单元流程图Fig.8Flow diagram of acquisition and recorderunit for the peak current

航空电磁探测系统是一种空中勘查仪器系统，接收机安装在直升机机舱内，发射机安装在发射线圈的探头前部，发射机到接收机由40m长的传输电缆连接，因此，采用控制简单、可靠性高的线同步控制器。单片机通过内部频率解析单元读取键盘设置的频率，并在液晶显示屏上将其显示出来。程控频率产生单元根据解析的频率，对10 kHz信号进行相应分频，产生同步信号，此信号一路通过数字磁耦合隔离和同步线同步接收机，启动采集卡采集，一路经PWM调制信号产生单元合成所需PWM调制信号，驱动逆变电路工作。图9所示为线同步控制方式的控制原理图。

该系统采用线同步控制方式，控制简单、无累计误差，实现了高精度多频率段的同步信号输出。

图9 线同步控制器控制原理图Fig.9 Control principle diagram of line locking controller

5 实测结果

根据以上理论分析，设计一套大磁矩、大电流的RLC串联谐振式半正弦航空电磁发射系统。发射线圈的匝数为4匝，直径为8m，电感L为290μH，电阻R为7.5mΩ，谐振电容C为5.5mF，直流电源E为功率6 kW的高频斩波直流稳压电源。补偿电容C1为0.5F，R1为200Ω/kW，功率电阻R1在发射电流过0A前200μs时刻并联到发射线圈两端，可实现25，75和125Hz多频率段发射。取直流电源电压为19 V，发射频率为25Hz，得到的实测结果如图10所示。

由于实际元件非理想性，实测发射电流峰值为2 550A，脉宽为4.1ms，基本无过冲现象，与理论分析结果大体吻合，在野外实验中，发射电流的幅度相对误差小于0.3%，频率相对误差小于0.007%。

串联谐振式半正弦航空电磁发射系统与吉林大学CHTEM−I梯形波航空电磁发射系统的主要技术指标如表1所示。

图10 发射电流与电容电压的实测结果Fig.10 M easurement resultsof em ission currentand capacitance voltage

表1 串联谐振系统与CHTEM−I系统主要技术指标Table1 Main technicalindexes of series resonantsystem and CHTEM−Isystem

从表1可以看出：半正弦航空电磁发射系统的各项指标明显比CHTEM−I系统的各项指标优，且采用半正弦波发射，在一次场质量等方面也得到明显提高，其在浅层、深层的空间分辨能力更强。

6 结论

1)采用RLC串联谐振原理，设计了半正弦航空电磁发射系统，通过室内测试实验，发射电流峰值达到2 550A，发射磁矩达到510 kA·m2，脉宽为4.1ms，实现了大磁矩、大电流发射；设计了过冲消弱单元，提高了一次场质量；设计了峰值电流采集记录单元，对发射电流进行实时监测，为后期数据处理提供参考依据，与CHTEM−I系统相比，具有波形稳定性好、空间分辨能力强的特点。

2)该系统可同时进行发射电流期间(on-time)与无发射电流期间(off-time)期间数据采集，可记录全波数据带宽，采集大动态范围信号，提高浅层地质构造的分辨率和增加关断时的高频信息，同时，全波数据可进一步转化为磁场响应，简化反演剖面解释，更容易发现低阻异常体。

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(编辑 赵俊)

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

国家高技术研究发展计划(863计划)项目(2013AA063904-1)(Project(2013AA063904-1)supported by the National High Research Development Program(863 Program)of China)

于生宝，教授，博士生导师，从事功率源技术及其应用研究；E-mail:yushengbao@jlu.edu.cn