梁彪，張一鳴，張棟，李根，王旭紅

（北京工業(yè)大學電控學院，北京 100124）

近年來，隨著我國經濟社會的高速發(fā)展，對礦產資源的需求急劇增加，而我國地形環(huán)境復雜。為應對我國復雜地質條件下的資源勘探需求，航空電磁勘探技術由于其受地形條件約束小、探測范圍廣等優(yōu)點越來越得到重視[1]。其中，直升機瞬變電磁系統(tǒng)（helicopter transient electromagnetic system，HTEM）采用直升機搭載發(fā)射電路和發(fā)射線圈，具有機動靈活、飛行高度低、收發(fā)距較小等優(yōu)點[2]。采用多激勵源脈沖電流發(fā)射技術的直升機瞬變電磁探測系統(tǒng)，同時具有較好的深部資源探測能力和地表淺層分辨能力，成為目前航空電磁探測技術發(fā)展的主流趨勢[3]。

1 直升機瞬變電磁探測技術工作原理

直升機瞬變電磁發(fā)射系統(tǒng)采用發(fā)射線圈發(fā)射電磁信號，通過接收線圈接收經空氣傳播的一次場信號和經地下介質感應產生的二次場信號[4]。當?shù)叵虏淮嬖陔娦圆痪鶆蝮w時與存在電性不均勻體時，接收線圈接收到的二次場信號存在差異，通過分析地下介質感應產生的電磁場，可以得到地下電性結構的分布信息[5]，從而反演出地下的礦藏分布情況，原理示意如圖1所示。

圖1 直升機瞬變電磁系統(tǒng)探測原理Fig.1 Principle of HTEM detection

直升機瞬變電磁發(fā)射機采用直升機機載28 V穩(wěn)壓直流電源作為輸入電源，最大輸入電流100 A，經過DC/DC升壓電路、濾波電路、諧振電容充電電路、多激勵源脈沖發(fā)射電路，調制成為多激勵源脈沖發(fā)射電流。該系統(tǒng)能夠實現(xiàn)最大發(fā)射磁矩≥120萬A·m2、半正弦波峰值電流400～800 A、梯形波峰值電流30～70 A，發(fā)射電流波形及時序如圖2所示。

圖2 發(fā)射電流波形時序圖Fig.2 Timing diagram of emission current waveforms

本文提出的直升機瞬變電磁發(fā)射機發(fā)射波形為半正弦波和小梯形波組成的組合發(fā)射波形，每個發(fā)射周期為40 ms，由正半周期和負半周期兩部分組成，這兩部分的控制方式類似。在每半個周期內，主脈沖為半正弦波，半波周期為4 ms，最大峰值電流Ipeak為800 A，該低頻大磁矩脈沖可以有效穿透地層，并產生足夠強度的感應磁場，主要用于對地下深部資源的探測；次脈沖為梯形波，最大峰值電流Itrap為70 A，要求關斷時間短，具有能量較高的高頻信號成分，從而增強淺部資源的探測能力，提高淺部資源的探測分辨率。

2 多激勵源脈沖發(fā)射電路工作原理及模態(tài)分析

本文提出的多激勵源脈沖發(fā)射電路包含機載電路和線圈電路兩個部分，如圖3所示。機載電路由DC/DC升壓電路和諧振電容充電電路組成；線圈電路為多激勵源脈沖發(fā)射電路，兩部分電路相對距離為80 m，通過電力傳輸線進行能量的輸送。由于直升機載重的限制和飛機操控的要求，需要電力傳輸線的線徑盡可能小，所以首先通過DC/DC升壓電路進行高變比升壓，減小輸電電流，從而減小電力傳輸線線徑和重量[6-7]。諧振電容充電電路為全橋電路，采用PWM調制的方式控制儲能電容到諧振電容的充電速度和充電方向，以補充每次電流脈沖發(fā)射后的能量損失。

圖3 多激勵源脈沖發(fā)射電路Fig.3 Multi-excitation source pulse transmitting circuit

多激勵源脈沖調制電路通過對晶閘管和IG?BT在不同的時間點進行開通和關斷，控制諧振電容和發(fā)射線圈之間的能量流動，并且對發(fā)射線圈的能量進行回收，調制生成半正弦波和梯形波的發(fā)射電流，完成電磁波的發(fā)射，下面對正半周期電流的發(fā)射進行詳細的模態(tài)分析。

工作模態(tài)1（t0＜t≤ t2）：在t0時刻前，諧振電容Cres被充電至電壓Ures，充電電路斷開。此時開通T1和T4，使諧振電容Cres與發(fā)射線圈形成回路，發(fā)射半正弦電流波形，如圖4所示。

圖4 電路工作模態(tài)1Fig.4 Circuit operating mode 1

應用KVL方程和電容的VCR得到：

電感電流表達式為

在本文中，Rres為諧振電容等效串聯(lián)電阻，Rcoil為發(fā)射線圈內阻，發(fā)射線圈為采用高電導率的材料，所以滿足如下關系式：

發(fā)射電路初始條件如下：

由發(fā)射電路二階微分方程和初始條件，可以得到發(fā)射半正弦電流波形表達式：

由發(fā)射電流表達式可知，發(fā)射電流為峰值沿包絡線 y=vrese-δt/(ωLcoil)衰減的正弦波形，由于當晶閘管流過電流為0時，晶閘管會自動關斷，所以第1個半正弦波即為發(fā)射電流，發(fā)射電流峰值在ωt=π/2時取得，發(fā)射電流峰值表達式為

工作模態(tài)2（t2＜t≤ t3）：當發(fā)射半正弦波電流為0時，晶閘管T1和T4自動關斷，發(fā)射電路停止工作，由于發(fā)射電路存在內阻（Rres+Rcoil），所以在發(fā)射過程中會有一部分電能轉化為熱能，產生電能損失，電能損失表達式如下式：

此時需要對諧振電容充電，以滿足負半周期電流的發(fā)射要求。前級儲能電容通過充電電路為諧振電容充電，當滿足發(fā)射要求時停止充電，充電回路如圖5所示。

圖5 電路工作模態(tài)2Fig.5 Circuit operating mode 2

工作模態(tài)3（t3＜t≤ t4）：在t3時刻，諧振電容充電電壓已達到發(fā)射要求，此時進行梯形波電流的發(fā)射，梯形波電流的發(fā)射分為3個階段：上升沿階段、續(xù)流階段和下降沿階段。上升沿階段的電流回路如圖6所示。

圖6 電路工作模態(tài)3Fig.6 Circuit operating mode 3

由于經過發(fā)射線圈饋能后，諧振電容的極性發(fā)生了變化，此時不可以直接使諧振電容在發(fā)射線圈上放電，否則發(fā)射波形極性會相反。需要經過由Qe1到Qe4組成的換向回路，使諧振電容對發(fā)射線圈反向放電，以保證發(fā)射梯形波極性的正確。由模態(tài)1可知，發(fā)射電流的表達式為

該梯形波上升沿即為正弦波上升波形的一部分，由于半正弦周期為4 ms，梯形波上升沿為0.1 ms，遠低于半正弦周期，可以近似認為梯形波上升沿是線性的。當t=0.1 ms時，達到梯形波峰值，峰值表達式為

工作模態(tài)4（t4＜t≤ t5）：根據(jù)發(fā)射要求，當梯形波達到峰值后，需要維持峰值電流1 ms，在t4時刻，關閉IGBT管Qe1和Qe4，開通IGBT管Qe6，此時線圈內電流經Qe6和De5形成閉合回路，由于發(fā)射線圈內阻和IGBT導通電阻很低，所以發(fā)射電流近似維持不變，此時電流回路如圖7所示。

圖7 電路工作模態(tài)4Fig.7 Circuit operating mode 4

工作模態(tài)5（t5＜t≤ t6）：在 t5時刻，關閉 IGBT管Qe6，開通晶閘管T1和T4，發(fā)射線圈電流經T1和T4向諧振電容進行饋能，當線圈電流降為0時，電流回路自然關斷，等待負半周期發(fā)射波形的發(fā)射，發(fā)射回路如圖8所示。

圖8 電路工作模態(tài)5Fig.8 Circuit operating mode 5

由于發(fā)射負半周期電流時電路工作模態(tài)與正半周期相似，電流極性相反，在此便不再贅述。

3 多激勵源脈沖發(fā)射電路仿真驗證

為了驗證本文提出的多激勵源脈沖發(fā)射電路的有效性，在軟件Simulink中搭建了發(fā)射機的DC/DC升壓電路、諧振電容充電電路、多激勵源脈沖發(fā)射電路等進行仿真驗證。仿真電路的主要元件參數(shù)如下：輸入電壓Vin=28 V，輸入電流Iin=100 A，儲能電容Cstore=20 mF，諧振電容Cres=2 mF，發(fā)射線圈電感Lcoil=800 μH，發(fā)射線圈內阻Rcoil=28 mΩ，發(fā)射基頻fbase=25 Hz，半正弦波電流峰值Ipeak=800 A，梯形波電流峰值Itrap=70 A。圖9為發(fā)射線圈電流仿真波形，發(fā)射半正弦波最大電流峰值為800 A，發(fā)射梯形波最大電流峰值為70 A，發(fā)射電流峰值和時序與設計要求吻合。圖10為諧振電容電壓仿真波形，諧振電容電壓最大為570 V，在每次發(fā)射完成后電壓值降為500 V，通過諧振電容充電電路將電壓充到570 V，進行下一次發(fā)射。

圖9 發(fā)射電流仿真圖Fig.9 Emission current simulation diagram

圖10 諧振電容電壓仿真圖Fig.10 Resonant capacitor voltage simulation diagram

4 實驗驗證

為了驗證本文提出的電路拓撲，搭建了直升機瞬變電磁發(fā)射機電路，采用TI公司數(shù)字信號處理芯片DSP TMS320F28335作為主控制器，產生精準的觸發(fā)脈沖，經驅動電路驅動晶閘管和IG?BT，控制功率電路的電能轉換。圖11為搭建的原理樣機電路。

圖11 原理樣機電路Fig.11 Principle prototype circuit

圖12所示為示波器原理樣機的發(fā)射電流正半周期波形，半正弦波峰值電流800 A，半波周期為4 ms，梯形波峰值電流66 A，半波周期為1.2 ms，發(fā)射電流值和時序均滿足發(fā)射要求。

圖12 發(fā)射電流波形Fig.12 Emission current waveform

圖13中，通道2為諧振電容的電壓波形，通道3為諧振電容充電電流波形，通道4為前級母線電壓。諧振電壓初始電壓值約為570 V，每次電流發(fā)射后電壓值降為500 V左右，隨后經諧振電容充電電路充電，達到570 V后，進行下一次波形的發(fā)射。

圖13 諧振電容電壓、充電電流波形Fig.13 Waveforms of resonant capacitor voltage and charging current

5 結論

本文針對直升機瞬變電磁發(fā)射機的電磁脈沖發(fā)射需求，提出了一種新型的多激勵源脈沖發(fā)射電路，將直升機搭載的28 V穩(wěn)壓直流電源通過DC/DC升壓電路、濾波電路、諧振電容充電電路以及多激勵源脈沖發(fā)射電路進行電能轉換，調制生成基頻為25 Hz，由半正弦波和梯形波組成的組合脈沖發(fā)射電路，同時滿足了直升機瞬變電磁探測系統(tǒng)針對深部資源和淺部資源的發(fā)射電流脈沖要求。

本文對該電路進行了詳細的模態(tài)分析，通過仿真驗證了該電路拓撲的有效性，并給出了關鍵元件參數(shù)，最后搭建了原理樣機電路，通過實驗波形驗證電路的功能。