李根，张一鸣，崔龙飞，张栋，王旭红

（北京工业大学信息学部，北京 100124）

航空电磁法是以飞机为运载工具的航空物探测量方法，具有勘查效率高、通行性好、一次勘探覆盖面积广等显著优点[1]。作为地球物理勘探中重要的分支，航空电磁法适合在地质地形条件复杂[2]、交通不便的地区作业，完成正常地面探勘手段难以完成的任务[3]。其中，直升机瞬变电磁（Helicopter Transient ElectroMagnetic，HTEM）系统采用直升机搭载电磁发射装置与接收装置，具有探测成本低、机动灵活、收发距小等优点，现已成为航空物探测量技术发展的主流趋势[15]。

目前，国内外对直升机瞬变电磁系统中半正弦式发射电路的发射方案主要可分为两种[15]，一种是使用全桥SPWM 逆变电路拓扑结构，通过PWM 调制技术发射半正弦波形的电流[15]，文献[9-11]对此种方法做出了详细的介绍[15]，但在应用此种控制技术时，功率开关器件需要极高的开关速度，这增加了开关器件的开关损耗，使发射机的整体效率降低，并且高频开关噪声容易对接收信号产生影响，使其信噪比降低[15]；第二种方式是利用RLC 谐振网络组成发射电路，利用RLC 串联谐振达到发射波形要求。文献[13-14]中利用此原理设计了相应的发射电路拓扑，实现了半正弦波电流的半周期发射[15]，但其电路拓扑中储能电容组的体积和质量过大，对直升机的空间及载重指标要求十分严格，另外，在其电路起振后需要经历暂态调整阶段，这可能会造成发射指令滞后，发射电路无法起振的情况[15]。

1 大功率谐振式发射机系统结构

基于HTEM 系统的大功率谐振式发射机工作原理如图1 所示，强电部分主要包括滤波电路、DC/DC升压电路、谐振电容充电电路、发射电路。机舱上的控制单元主要由DSP 主控制器、采样电路、保护电路、驱动电路、通信模块、GPS 同步电路构成，上位机作为指令输入，发射机状态输出实现针对主控制器的远程控制[15]。机舱下的发射电路从控制器由FPGA 主控，配合采样电路、驱动电路以及通信模块电路完成机舱下弱电系统的连接。

图1 大功率谐振式发射机系统结构框图

各部分的功能描述为：在发射机正常工作时，DSP 主控制器与上位机进行数据及指令交换[15]，采样电路进行实时数据采集，内部EPWM 模块产生驱动波形控制电路拓扑前级DC-DC 升压电路进行功率变换，机舱下FPGA 从控制器通过通信模块接收主控制器的控制指令，开始按照规定时序逻辑进行工作，驱动谐振电容充电电路对谐振电容进行能量补充，驱动发射电路中的晶闸管进行谐振发射，检测谐振电容电压时序，反馈DSP 主控正常信号以确保发射电路部分安全稳定工作。

2 半正弦谐振式发射电路工作原理及模态分析

大功率谐振式发射电路区别于传统串联谐振发射电路，主要包含谐振电容充电电路、发射电路、FPGA 从控制器三部分。发射电路中储能电容组的质量、体积较小，对储能电容电压的纹波要求不高，并且在发射半周期后，通过FPGA 基于时序逻辑的精准控制，储能电容组可以向谐振电容回馈充能，达到在一个周期内交替发射半正弦波形的发射电流且发射磁矩不衰减的发射要求。如图2 所示，储能电容组由机载电源经功率变换电路持续供能，后经充电电路在每半周期内向谐振电容补充能量，以维持RLC 谐振发射电路的电能需求。

图2 大功率谐振式发射电路拓扑

图2 中，C为储能电容组。充电电路部分：Q1-Q4为充电电路的高频开关管，LW为充电谐振电感；发射电路部分：Cr为谐振电容，T1为正向发射晶闸管，T2为反向发射晶闸管，Lcoil为发射线圈谐振电感，Rcoil为发射线圈的寄生电阻。该电路一个发射周期中包含正向半正弦波发射、反向回馈、负向半正弦波发射、正向回馈四个阶段，对发射电路的四个工作模态依次分析如下。

工作模态1（t0＜t＜t2）:t0时刻到t2时刻为发射周期中的正向回馈阶段，其中，为了电路长时间安全可靠地工作，留取部分时间为充电死区阶段。t1时刻到t2时刻，谐振电容充电电路开始工作，为了减小储能电容组向谐振电容充电时的充电电流峰值，降低对电路中功率开关器件的冲击，高频开关管Q1、Q4以高频斩波的形式对谐振电容充电，PWM 斩波频率为10 kHz。t2时刻开关管关闭，充电结束，此时谐振电容Cr被充电至电压vr，准备正向发射，如图3 所示。

图3 电路工作模态1

工作模态2（t2＜t＜t4）:t2时刻到t4时刻为发射周期中的正向发射阶段，其中，t2时刻到t3时刻为充电死区阶段。t3时刻打开正向晶闸管T1，发射电路中谐振电容Cr、发射线圈谐振电感Lcoil与发射线圈寄生电阻Rcoil构成RLC 谐振回路，发射半正弦电流波形如图4所示。

图4 电路工作模态2

根据基尔霍夫定律列写发射回路电压方程：

式中，vCr表示谐振电容电压，vRr表示谐振电容等效电阻电压，vT表示正向晶闸管导通压降，电压vLcoil表示发射线圈谐振电感电压，vRcoil表示发射线圈寄生电阻电压。忽略T1和T2晶闸管的导通压降，根据KVL 列写关于谐振电容和发射线圈谐振电感的回路方程，电感电流iLcoil作为状态变量：

求解该微分方程为：

式中，Rr为谐振电容等效串联电阻，Rcoil为发射线圈寄生电阻，由于直升机瞬变电磁系统的发射线圈采用高电导率的材料，所以满足如下关系式：

已知发射电路初始条件：

由谐振发射电路二阶微分方程和初始条件，可以得出其发射半正弦电流波形时线圈处发射电流的表达式：

由线圈处发射电流的表达式可知，发射电流波形为峰值沿包络线逐渐衰减的正弦波形。发射电路拓扑中，因为晶闸管的半控特性，即当晶闸管流过电流为0 时，晶闸管会自动关断，所以在发射电流首个正弦波的半波处，电路中的电流为0，晶闸管关断，发射电流为首个峰值电流最高，发射磁矩最大的半正弦波。

发射电流峰值表达式为：

工作模态3（t4＜t＜t6）：t4时刻到t6时刻为发射周期中的反向回馈阶段，发射电路经谐振后，谐振电容电压换向，并且由于内阻的损耗会有一定的电压衰减，此时需要对谐振电容进行反向充电，以满足半周期的负向发射电流指标要求。t5时刻到t6时刻，充电电路开始工作，原理类似工作模态1，储能电容组经谐振电容充电电路向谐振电容反向充电至电压-vr，准备反向发射。电路工作模态3 如图5 所示。

图5 电路工作模态3

工作模态4（t6＜t＜t8）：t6时刻到t8时刻为发射周期中的反向发射阶段，类似于工作模态2，t7时刻打开反向晶闸管T2，发射电路形成RLC 谐振回路，发射负向半正弦波形电流。半正弦波发射完成后，谐振回路电流为0，晶闸管T2自动关断，发射周期结束。电路工作模态4 如图6 所示。

图6 电路工作模态4

3 半正弦谐振式发射电路建模仿真验证

为了验证大功率谐振式发射电路的有效性，在Simulink 软件中搭建了原理样机的电路总拓扑。仿真中主要元器件参数及发射频率指标如表1 所示。

表1 主要元器件参数及发射频率指标

发射电路基于Simulink 的仿真结果如图7-8 所示。其中，图7 为发射线圈的发射电流波形，其波形为半正弦波，最大电流峰值为822 A，发射电流脉冲宽度为4 ms，发射周期为20 ms；图8 为谐振电容电压波形，其波形在谐振发射电路工作时换向，最大电压值为550 V，发射后电压出现小幅度衰减，压差为52 V，其后，在谐振电容充电电路工作期间，谐振电容电压缓慢上升至最高值，电路等待下一次发射，大功率谐振式发射电路仿真结果达到发射指标要求。

图7 发射电流仿真图

图8 谐振电容电压仿真图

4 实验验证结果

根据大功率谐振式发射电路原理及控制方法，完成了一套原理样机，并对其进行了实验测试与验证。样机控制电路部分采用Xilinx 公司Artix-7 系列FPGA 芯片与TI 公司数字信号处理芯片TMS320 F28335 组合控制的方式，完成了包括驱动波形生成、信号采集、通信发射等任务。

实验采用Tektronic 公司生产的示波器，以及高精度电流钳与差分电压探头，测量实际发射线圈的电流与谐振电容电压波形，如图9 所示，发射电流波形为半正弦波，其峰值电流820 A，脉冲宽度4 ms，发射周期为20 ms，发射电流峰值和时序均满足发射指标要求。谐振电容电压峰峰值为1.09 kV，在电路谐振发射时谐振电容电压换向，其后在谐振电容充电电路充能完成后准备下一次发射。

图9 发射电流及谐振电容电压波形

5 结束语

文中设计了一种应用于直升机瞬变电磁系统的大功率谐振式发射电路，基于RLC 谐振与PWM 充电组合控制技术，实现了电路周期性输出大功率电流与对衰减能量的快速补充。针对发射电路模态进行了详细地分析，并通过仿真验证了电路拓扑的有效性，最终搭建原理样机，实验结果表明，提出的发射电路及其控制方法能够发射高质量的半正弦波形，其发射电流的峰值可达820 A，发射磁矩大于120 万安培平方米，并且优化后的谐振发射电路体积小、质量轻，能够有效提升发射机的功率密度。