毕业论文-串联谐振式航空电磁法发射机关键技术研究.docx

分 类 号：TH763 单位代码：10183研究生学号：2009552053 密 级：公 开吉林大学硕士学位论文串联谐振式航空电磁法发射机关键技术研究Research on Key Technology ofSerial-Resonant Airborne Electromagnetic Method Transmitter 作者姓名：赵阅群专业：电力电子与电力传动研究方向：功率源技术及其应用指导教师：于生宝培养单位：仪器科学与电气工程学院2012年6月串联谐振式航空电磁法发射机关键技术研究Research on Key Technology ofSerial-Resonant Airborne Electromagnetic Method Transmitter 作者姓名：赵阅群专业名称：电力电子与电力传动指导教师：于生宝学位类别：工学硕士答辩日期：2012年 6月1日摘 要直升机航空电磁法（Airborne Electromagnetic Method）地球物理勘察仪器具有快速、灵活、高效的突出优点，并且能在地形复杂环境执行地质勘察任务。国外已研制成功直升机航空瞬变电磁勘察系统，并取得了一系列研究成果，而我国在这一方向的研究还处于空白阶段。直升机航空瞬变电磁系统由发射系统和接收系统组成，本文主要研究半正弦发射电流的串联谐振式航空电磁法发射机的关键技术。发射机由功率发射单元、主控单元、峰值电流采集记录单元和过冲削弱单元构成。最终通过互感器分析测试发射线圈电流波形，主要指标为25Hz正弦半波电流峰值达到2725A，脉宽4.1ms，基本满足课题要求。主要做了以下几个方面的工作：针对课题要求的发射电流指标参数，提出了串联谐振方式的功率发射电路方案，分析了该方案的工作过程和原理，并应用Matlab仿真模块Simulink对功率发射电路进行了仿真实验，取得了良好的效果。通过对功率器件工作条件分析，选取了Y45KPE型号的大功率晶闸管的作为功率开关器件；根据计算所得电感数值，设计确定了发射线圈选材、直径、圈数等参数，最终完成整个发射线圈的组装。主控单元采用51单片机最小系统为核心，配合外围按键电路和液晶显示电路，实现时序信号的产生、调节和显示。大功率晶闸管驱动的设计采用分立元件搭建，主要实现对时序信号的电流放大以及通过脉冲变压器隔离强弱电之间的电联系，最后给出了控制驱动单元的PCB板实物照片和输出驱动信号波形。针对飞行过程中无法直接观测发射机发射电流的变化情况，设计了电流采集记录单元。该单元首先经过峰值检测电路将电流互感器输出模拟信号转换为直流电平信号。控制部分硬件采用51单片机最小系统为核心，外围有时钟芯片、AD转换芯片、EEPROM存储芯片、液晶显示模块，并应用模块化编程方法完成对突变电流模拟信号和时间点的采集、AD转换、记录、存储和事后显示的功能。针对发射电流过冲对接收系统的不良影响，设计了电流过冲削弱单元。该单元主要利用单稳态触发芯片延时主控单元的控制信号，控制双向可控硅在发射电流将要过零的时刻将功率电阻并联于发射线圈两端达到削弱电流过冲的目的。而后设计了整个弱电系统的机箱面板，弱电系统的整合装箱，给出了面板设计图和机箱实物照片。叙述了组装发射机的过程以及期间应该注意的问题，而后进行了室内实验。通过示波器观测互感器输出波形，分析发射电流的大小、波形以及脉宽等参数，25Hz正弦半波、脉宽4.1ms、峰值电流2725A达到了课题要求的指标。测量过冲削弱单元功率电阻两端的电压波形，经过分析得到过冲削弱单元对发射电流过冲的削弱能力达到了79.7%。关键词：航空电磁法，串联谐振，发射机，功率电子，单片机AbstractHelicopterairborne electromagnetic method(Airborne ElectromagneticMethod) geophysical surveysystem hasoutstandingadvantages of fast,flexible, efficient, and takes geological surveytasksincomplex terrainenvironment. Foreign countries have successful developed helicopter airborne electromagnetic method survey system and made a series of research results, whileChinasresearchin this direction isstill in the blank. Helicopter airborne electromagnetic method system consists of transmitter and the receiversystem. In this paper,the key technologiesofhalf sineemission current of theseriesresonantAEMtransmitter is researched, it includes power transmission unit, main control unit, peak current collection records unit, and overshoot weaken unit. Finally it got the indicator of 25Hz sine half-wave, peak current up to 2725A and pulse wide 4.1ms from the analysis of testing transmitter coil current waveform. Mainly the following aspects:For the index parameters of the subject requirements of the emission current, puts forward the plan of series-resonant power transmitting circuit, analyzes the process and principle of this plan. The power transmitting circuit is simulated by using the Matlab simulation module Simlink, and achieves good result. Y45KPE models of high-power thyristors is selected as the power switching device through the working conditions of the power devices. The parameters of the transmit coil selection, diameter, number of turns are designed by calculating inductance value, and completes the whole transmit coil. 51 SCM is used as the core of the main control unit and matching with a key circuit and liquid crystal circuitgenerates a timing signal, implementation, regulation and display.The big power thyristor drive is builtby using discrete components, its main achievement is the amplification of timing signal current and throughthe pulse transformer isolates connection between weak electric and power electrical, finally gives the control drive unit real PCB board and output drive signal waveform. The peak current collecting and recording unit is designed for the flight cannot directly observed transmitter emission peak current changes. The units analog signal from the current transformer output first passes through the peak detector circuit and is converted toDC levelsignal.The unit uses 51 SCM as the core, with clock chip AD conversion chip, EEPROM memory chip, liquid crystal display module, completing the mutant current signal and the time point of acquisition, AD conversion, records andstorage, and after display function. Current overshoot diminished unit is designed for the emission current overshoot adverse effect on the receiving system. The unit mainly use the chip of monostable trigger delays the main control unit timing signal to control the bidirectional thyristor in the emission current will be zero moment of power resistors in parallel at both ends of the transmitter coil to weaken the current overshoot.And then the weak current system the case panel is designed, weak systems integration is packed, and gives the panel design and cabinet photo.Narrative the transmitters assembly process and some problems which should be pay attention to during the process. And then uses the oscilloscope to observe transformer output waveform to obtain the emission current size, waveform and pulse width and other parameters, and achieves the requirements of the subject index 25Hz half sine wave, pulse width4.1ms, peak current of2725A. The measurement of weakening the overshoot of the voltage across the resistor waveform test, and the overshoot diminished circuit of current overshoot diminished ability were calculated, the results show that the weakening 79.7% of current overshoot.Keywords :Airborne electromagnetic method, series resonance, transmitter, power electronics, microcontroller38目 录第1章绪论11.1 概述11.2 吊舱式直升机航空瞬变电磁探测原理简介11.3 航空瞬变电磁法仪器的发展现状及其特点21.3.1 国内航空瞬变电磁法仪器发展状况21.3.2 国外直升机航空瞬变电磁法仪器发展状况21.3.3 现代直升机航空瞬变电磁勘察系统主要特点31.4 论文的研究内容、关键技术及结构安排41.4.1 研究的目的和意义41.4.2 主要研究内容及其关键技术51.4.3 论文的结构与安排6第2章功率发射电路关键技术研究82.1 概述82.2 功率发射电路设计82.2.1 全桥SPWM逆变方案82.2.2 串联谐振方案112.3 功率发射电路电源设计152.4 功率器件的选型以及发射线圈的设计162.4.1 功率器件的选型162.4.2 谐振线圈的实现182.5 主控单元的设计与实现192.5.1 概述192.5.2 方案选择202.5.3 硬件设计202.5.4 软件设计212.5.5 控制电路仿真222.6 驱动电路设计232.6.1 驱动电路的要求232.6.2 驱动电路与晶闸管连接方式242.6.3 驱动电路的硬件设计242.7 控制驱动电路PCB测试252.8 本章总结27第3章电流采集记录与过冲削弱关键技术研究283.1 概述283.2 电流采集记录单元设计283.2.1 电流峰值采集单元设计293.2.2 主控单元硬件部分设计293.2.3 主控单元软件部分设计313.3 电流过冲削弱单元设计323.3.1 时序电路设计333.3.3 功率电路设计353.4 弱电系统总结37第4章发射机整体功能测试与结果分析384.1 概述384.2 发射机室内实验384.3 电流发射测试结果分析384.3.1 发射电流峰值计算384.3.2 发射电流波形结果分析404.4 过冲削弱单元测试结果及分析424.5 本章总结46第5章全文总结及未来展望475.1 概述475.2 本论文的主要贡献475.3 展望48参考文献50致谢53第1章 绪论第1章 绪论1.1 概述航空地球物理勘察技术能够快速大面积的飞过测区，并通过测量各种地球物理信息来了解区域地质概况，尤其是人工操作比较困难的高山林区，能取得比普通物探勘察更好的效果。近几十年来，航空物探技术在航空技术、电子技术、计算机技术、勘探地球物理技术的飞速发展的背景下得到了长足的提高和发展。航空技术的高精度全球定位系统的广泛应用，电子技术的高信噪比测试仪器的发展，各种微型芯片的应用，高性能计算机技术在数据处理方面的应用，使得航空物探具备高精度定位能力，很强的压制干扰的能力和微弱信息提取能力，以及高速数据处理能力1。众多航空物探技术里，航空电磁法（Airborne Electromagnetic Method）在找寻地层水、良导矿体以及地质填图等地质勘察领域应用非常广泛。其中频率域的固定翼航空电磁测量系统已在我国部分地质勘察项目中应用而且取得了较好的效果，但无法在地势不平坦的高山多植被地带工作，而且该勘探方法只能解决勘探深度在80m以内的地质问题；频率域的吊舱式直升机航空电磁测量系统也在近年在我国得到应用，可以进行地势地形比较复杂地区的地质勘查工作，但只能勘探150m以内的地质信息。我国幅员辽阔而且多高山，淡水层或良导体矿的覆盖层分布广泛，且所需勘探目标体深度有时在200m以下，虽然国际上已研制出勘探深度较大的固定翼时间域电磁系统，但因系统过于笨重，难以在地形起伏比较大的地区工作。对于上述问题的处理，相关文献介绍了时间域吊舱式直升机航空电磁勘察系统2。1.2吊舱式直升机航空瞬变电磁探测原理简介图1.1所示是吊舱式直升机航空瞬变电磁勘查系统示意图，由直升机、吊舱、发射接收系统组成。它的基本探测原理与地面瞬变电磁探测原理相似，也是利用不接地回线（也就是发射线圈），在直升机飞行期间通以交变的电流，这样发射线圈就会向地下发送一次交变电磁场（一次场），一次场传播的过程中遇到良导电地质体会激发地质体的涡流效应，产生的涡流电流会以热量的形式消耗掉并衰减，从而感生出新的电磁场（二次场），再通过接收系统测量由探测目标体介质产生的感生电磁场，经过对二次场测量数据的处理得到探测目标体的地质信息，最后通过反演推导目标体的形态和导电性。在实际应用中，经常采用多次叠加的手段来提高数据精度。发射线圈中经常采用的发射电流波形主要有双极性矩形波、双极性梯形波、双极性半正弦波以及双极性三角波等3-6。图1.1 吊舱式直升机航空电磁探测系统示意图1.3航空瞬变电磁法仪器的发展现状及其特点1.3.1 国内航空瞬变电磁法仪器发展状况我国在20世纪50年代开始对航空电磁法进行研究，但是发展过程并不顺利，改革开放后我国开始加大对国外先进的探测设备的引进。航空电磁法数据处理及解释相对比较复杂。虽然我国AEM发展不顺利，但我国物探工作者对该方法的数据质量评价、数据处理、图示、反演、解释等还是开展了必要的研究工作。但总体来说我国航空电法与国际发展水平还有相当大的差距。因此对航空电磁法系统的研究就显得尤其重要3。我国最早研究的航空电磁法仪器是由地质部物探所研制的长导线半航空电磁探测仪器，而后才开始研制硬支架频域系统，在这段时期内国内多家科研机构都开始了各类航空电磁法系统的研制；七十年代中期，北京地质仪器厂开始研制时间域直升机航空电磁探测系统，但中途下马；七十年代末期，桂林冶金地质研究所也研制过时间域直升机电磁系统；目前，吊舱式时间域直升机电磁勘查系统在国内尚处于空白状态。1.3.2 国外直升机航空瞬变电磁法仪器发展状况自2000年以来, 特别是2003年以后，直升机时间域电磁法发展很快，比较有代表性的系统有南非Spectrem Air公司的Explor HEM（1997）；澳大利亚 Normandy Exploration 公司的HOISTEM（1998）；美国Newmont Mining Corporation公司的NEWTEM（1998）；加拿大T.H.E.M.Geophysics Inc.公司的THEM _ EMOSQUITO（1998）；加拿大 Aeroquest International公司的Aero TEM （1999）；加拿大McPhar Geophysics Pty. Ltd.公司的SCORPION（2002）；加拿大Geotech Ltd. 公司的VTEM （2002）；加拿大Fugro公司的HELIGEOTEM（2005）；丹麦 SkyTEM Aps公司的SkyTEM（2003）；美国Oak Ridge National Laboratory公司的ORAGS-TEM（2003）。国际上直升机航空 TEM 系统的技术指标见表1.12。表1.1 目前国际上主要直升机航空瞬变电磁系统的技术指标系统指标名称HeliGEOTEMHoisTEMAeroTEM IVVTEMTHEMEMOSQUITO发射面积(m2)95375113531105发射线圈（圈数）21742发射电流（A）12103205003001400偶极矩峰值（NIA）230,000120,000395,000650,000250,000发射波形半正弦方形三角梯形半正弦发射脉冲时间（ms）451.864.5.74发射方向zzzzz接收分量x，y，zzx，zzx，y，z是否全波记录是否是计划中是接收带宽30-1152025-1972230/90-2304025/30-2500030-30720系统指标名称ORAGSTEMNewTEMSkyTEMSCORPIONExplorHEM发射面积(m2)3630028331436发射线圈（圈数）41448发射电流（A）3026583200偶极矩峰值（NIA）4320800004500025000025600发射波形方形方形长斜波梯形三角方形发射脉冲时间（ms）2.81043.33发射方向zzzzz接收分量z和垂直梯度x，y，zx，zx，zx，y，z是否全波记录否否否是是接收带宽（Hz）90/270-540025/30-10000075-192001.3.3 现代直升机航空瞬变电磁勘察系统主要特点通过以上总结分析，现代直升机航空瞬变电磁系统具有以下特点2：（1）新型大功率器件的应用使得发射电流得到很大的提高，从而在相同发射线圈尺寸下具有更大发射磁矩。另外，电子技术、计算机技术的飞速发展使得对接收线圈返回数据的采集、存储、处理能力有了很大提高，可记录大量的原始数据，经过适当叠加、去噪处理后，使得信噪比大大提高，一般来说探测深度可达300m到500m。（2）该系统的一个标识性进步在于直升机航空瞬变电磁可在发射电流关断和开通时测量二次场。能够记录全波数据带宽，包括可加强浅层地质构造的分辨率的开通和关断时的高频信息，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。（3）能够进行x、y、z三个方向的多分量测量，同时测量磁感应强度B和磁感应强度随时间的变换dB/ dt。这对于地下低阻体的形态特征、产出位置的确定非常有帮助。同时，为使解释更准确，三分量测量还可测量吊舱的位置变化。（4）由于地球物理反演技术的发展，日趋完善了数据处理方式和解释方法，不仅实现了一维和二维半反演解释技术，还发展了三维反演解释，也就是说，直升机瞬变电磁解释正逐步向三维可视化方向发展。（5）直升机航空瞬变电磁勘察系统的灵活、高效的特点，使得它越来越多的应用到地下水勘查、大型工程基础调查、地质填图、矿产勘查、土壤盐渍化调查, 以及遗留未爆炸物的找寻等地质勘察任务中。1.4论文的研究内容、关键技术及结构安排1.4.1 研究的目的和意义本论文的研究受到国家高技术研究发展计划（863计划）重大项目航空地球物理勘查技术系统子课题吊舱式时间域直升机航空电磁勘查系统开发集成资助。近年来直升机航空瞬变电磁勘探仪器在国际上发展很快，由于我国地域辽阔，矿产资源分布广泛，而且资源多分布于植被覆盖区，利用地面瞬变电磁开展勘测工作将会耗费大量的人力和物力，快速着手发展直升机航空瞬变电磁勘察系统变得很重要。直升机航空瞬变电磁勘察系统主要由发射系统和接收系统组成，不同勘察系统对应的发射系统将会不同。本论文的主要研究目的是根据课题需要研究串联谐振式的半正弦电流波形发射机的关键技术。课题要求发射机的技术指标是半正弦波形基频25Hz、峰值电流达到2500A、脉宽4ms、偶极距峰值达到500000NIA，半正弦波形参数如图1.2所示。图1.2 半正弦电流波形参数图针对课题要求指标参数，本文所研究的发射机主要包括时序信号产生的控制单元、串联谐振功率发射单元、为发射机供电的直流电源单元、峰值电流突变采集记录单元、过冲削弱单元五部分，发射机整体功能结构如图1.3所示。图1.3发射机整体框图本论文的研究意义在于，通过对串联谐振式航空电磁法发射机的关键技术研究，为后续吊舱式直升机航空瞬变电磁系统的研究奠定基础。1.4.2 主要研究内容及其关键技术本文的研究内容主要分为三个方面：（1）功率发射电路关键技术研究主发射电路共包括三个部分：时序发生控制单元，大功率晶闸管驱动单元，串联谐振功率电路单元。其中，时序控制单元是以51单片机作为控制核心产生所需的时序信号，该时序信号经过驱动单元放大后用来驱动大功率晶闸管，驱动单元是由分立元件搭建而成，最终半正弦电流在串联谐振电路单元中的线圈中产生。该部分的关键技术在于串联谐振的应用、大功率晶闸管的选取、发射线圈的制作以及功率驱动单元的设计实现。（2）峰值电流采集记录单元以及过冲削弱单元关键技术研究峰值电流突变采集记录单元的功能包括电流的实时显示，电流变化超过一定数值的自动记录和存储，该单元的关键技术在于模拟电流信号的采集，模拟信号经过AD转换后送入单片机，最后通过编制相应的单片机程序控制各子模块完成突变电流记录功能，并能在实验完成后显示出电流的变化值和时间点。过冲削弱单元是通过延时时序信号后控制双向晶闸管导通，在电流将要过零时将一个功率电阻并联到发射线圈两端以消耗一定功率，达到削弱电流过冲的目的，该单元的关键技术在于双向晶闸管的选择，功率电阻的选择，延迟时间的计算。（3）室内测试实验研究通过将系统各个部分连接到一起，利用室内三相电源通过整流给发射机供电进行室内测试实验，其关键技术是通过电流互感器输出波形测量计算发射电流的各个参数，并对测试结果进行分析。电流过冲削弱单元是测试并接到线圈两端的电阻电压波形进行分析的。1.4.3 论文的结构与安排本论文共分为五章：第一章概述了航空电磁法勘探系统技术研究背景、探测原理以及国内外发展现状；以及直升机航空瞬变电磁法勘察系统发展的动力及方向，介绍了本文的研究目的、意义和主要内容。第二章介绍了功率发射电路关键技术研究。主要确定了串联谐振方式的主发射电路方案，利用Matlab仿真模块Simulink对串联谐振变换电路进行了可行性验证；通过对发射电流的参数计算选取合适的大功率晶闸管型号。通过计算所得电感参数设计发射线圈直径、选材、圈数等参数，最终完成整个发射线圈的组装。采用51单片机为核心的主控单元，主要实现时序信号的产生。对大功率晶闸管的驱动采用分立元件搭建，主要实现对时序信号的电流放大以及同脉冲变压器隔离强弱电之间的电联系。第三章介绍了发射机的电流采集记录单元和电流过冲削弱单元关键技术。电流采集记录主要以51单片机为核心，完成对突变电流模拟信号的采集、AD转换、记录、存储和事后显示的功能，电流模拟信号来自电流互感器，该信号经过滤波采样保持后输出给AD单元；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；弱电系统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。第四章介绍了发射系统室内实验研究，利用整流室内三相电得到发射机所需大功率直流电源，实验开始后通过观测示波器显示的电流互感器输出波形来计算发射电流的大小、波形以及脉宽等参数；并测量削弱过冲电阻两端的电压波形用以分析计算过冲削弱单元在电流过零时对过冲电流的削弱能力。第五章对全文的研究内容进行了总结和展望，提出了尚需深入研究的问题和未来的研究方向。第2章 功率发射机电路关键技术研究第2章 功率发射电路关键技术研究2.1 概述直升机航空电磁法勘察系统主要分为发射系统和接收系统两部分，发射系统为电磁法勘探提供场源，是电磁法仪器的一个重要部分，而功率发射电路更是发射机的关键组成部分，功率发射电路性能的好坏直接影响整个电磁法仪器的探测效果和工作效率。国际上直升机航空瞬变电磁法勘察系统的发射机有很多种，按照发射电流波形方式的不同大致分为三类：方形波（实际为梯形）发射机、三角波发射机、半正弦波发射机，本文主要研究半正弦波发射机。本章将着重描述半正弦波发射机的功率发射电路。首先，介绍了功率发射电路的方案选择，主要通过仿真不同方案的电路原理来实现，并给出了相应的仿真原理图及仿真结果图；其次，介绍了功率发射电路电源无功补偿的分析设计、功率器件的选型以及发射线圈的设计；再次，介绍了主控时序信号发生单元的设计原理，给出了相应的电路原理图及仿真结果；最后，介绍了大功率晶闸管驱动单元的设计与实现，给出了驱动单元电路原理图以及功率发射电路控制驱动装置的PCB板实物图。2.2 功率发射电路设计经过前期的大量调研和论证，并参考国内外同类仪器的设计方法和性能指标，对于发射半正弦电流波形，我们首先想到以直流逆变为交流的方式实现。本文提出了两种实施方案，全桥SPWM逆变方式产生半正弦电流波形的方案和串联谐振方式产生半正弦电流的方案，并分别利用Matlab进行了原理仿真。2.2.1 全桥SPWM逆变方案直流电源通过全桥SPWM逆变为电感负载中交流半正弦电流波形。SPWM是以面积等效原理为基础的控制方式，如图2.1a所示把正弦半波分成N等份，就可以将此正弦半波看成是由N个相连的脉冲序列构成的波形。这些脉冲宽度相同只是幅值顶部是曲线而不是直线，它们的幅值按照正弦规律变化，如果将上述脉冲序列用相同数量但不等宽度的矩形脉冲代替，同时通过计算使矩形脉冲和相应的正弦脉冲的面积相等，就得到了如图2.1b所示的脉冲序列波形7。图2.1 SPWM控制方式波形图上述矩形脉冲序列作为驱动信号控制功率器件的开关，这样SPWM方式需要以很高频率的信号控制功率器件的开关，本文选用全控器件IGBT作为桥路开关器件，电路原理如图2.2所示。图2.2 SPWM逆变电路原理图为了有效利用IGBT的功率极限，全桥电路需要附加吸收电路，用以减少IGBT由于过热而导致的损坏，同时高频信号的引入将有可能对接收系统带来干扰。利用Matlab仿真18-19，各个原件均采用理想模型，原理如图2.3所示，从图中可以看出该方案的电路结构很繁琐，而且控制时序的产生也很复杂8。图2.3SPWM方式发射电路仿真原理图此种方案的仿真结果如图2.4所示，图中上半部分为SPWM控制时序信号，下半部分为电感负载中流通电流的波形，可以看出虽然可以产生半正弦方式的波形，但是很明显可以看出波形有很多毛刺，这与SPWM的固有的调制方式有关。图2.4 SPWM方式发射电路仿真结果2.2.2 串联谐振方案该方案利用电感电容支路会在合适频率信号的激励下发生谐振，而谐振时电感线圈中将产生正弦的电流波形23-26。谐振支路的构成可利用发射线圈自身的电感配以适当容值的电容即可，激励信号的频率需要由电感值L和电容值C计算而得，由电路原理的知识我们知道串联RLC支路（R为支路等效电阻）阻抗的频域表达式为：（2.1）当支路发生谐振时阻抗的模值为最小，且为纯电阻，阻抗表达式2.1的虚部应该等于零，整理得：（2.2）则激励信号的频率为：（2.3）根据课题要求发射电流波形为脉宽4ms半正弦信号波（频率=125Hz的正弦波的脉宽），电感L和电容C的设计应满足的条件为：（2.4）如果不加以控制，发射线圈中产生的电流将是频率为125Hz的连续正弦波形。要产生课题需求的频率为25Hz的半正弦波形，我们需要做这样的工作：把一个频率为125Hz的周期正弦交流信号在前半周期过零时将RLC支路断开16ms，得到了周期为40ms的新的半正弦信号（频率为25Hz），变换过程如图2.5所示。图2.5连续正弦信号变换为半正弦信号这段时间内RLC支路任何器件都不能有电流流过，才能得到周期为25Hz的半正弦信号，只有RLC支路串联满足条件（RLC并联会构成回路在波形断开时电感电容仍然会有能量交换，电感线圈中仍会有电流流过）。同样，我们可以缩短RLC支路断开时间，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零。此外，需要控制RLC支路接入和退出电流回路，功率开关器件的应用是必不可少的。对于功率开关器件，我们可以选择全控器件IGBT和MOSFET、半控器件晶闸管等，分析图2.3右边所示波形的特点，并结合每种可控器件的控制特性，该方案选择晶闸管作为开关器件，因为晶闸管具有这样的特性：可以人为控制它的开通，但是只有晶闸管中流过的电流过零的时候才能使晶闸管关断，这种特性与所需电流波形的特点不谋而合，电路原理如图2.6所示（规定图中所示箭头方向为参考正方向）。图2.6串联谐振电路原理其中U1、U2为直流电源电压值均为U，T1、T2为晶闸管，等效电阻R、电容C、电感L构成串联支路。该电路的工作过程分为两个阶段，谐振建立阶段：晶闸管T1开通，U1、T1、RLC串联支路构成回路，电容C正向充电电压缓慢增加，电感L中电流逐渐变大，当电容电压与U1的电压值相等时，电容不再从电源吸收能量，这时电感中还存在正向流动的电流，电容依然处于充电状态，当电感中的能量全部转移到电容中时（电压波形大致为余弦半波），电感中的电流过零（电流波形大致为正弦半波），T1自动关断，此时电容电压值为2U，电阻流过的正弦半波电流将消耗一部分电源能量，图2.7a给出了正向半波的产生的过程和串联支路电感和电阻的电流波形以及电容的电压波形；16ms后晶闸管T2开通，U2、T2、RLC支路构成回路，电容反向充电，电容在上一个阶段存储的能量全部转移到电感中去，这时电容电压为零、电感电流持续上升，电源U2继续给电容反向充电，当电容电压与U2相等时U2不再给电容充电，而由电感中的电流持续给电容反向充电，电感中的能量全部转移到电容中，此时电容电压值为3U，电感电流过零T2自动关断，电阻同样会消耗一部分电源能量，图2.7b给出了反向半波产生的过程和串联支路各器件波形，再过16ms晶闸管T1再次开通，这样周而复始直到谐振稳定阶段。图2.7谐振建立过程图解谐振稳定阶段：当每一次开通晶闸管，电源所提供的能量全部被串联支路的等效电阻消耗的时候，也就是回路中只存在电容与电感之间的能量交换时，便达到了谐振稳定阶段，这时电感中电流峰值最大，直流电源只提供谐振支路中等效电阻所消耗的能量，电流的峰值即为，所以要得到所需的峰值电流的大小，只需要改变电压或者等效电阻，实际应用中改变等效电阻通常比较困难，通过改变直流电源的电压来控制峰值电流的大小是比较理想的方式。利用Matlab软件Simulink模块仿真，每个器件均采用理想模型，仿真原理如图2.8所示。仿真原理图中各个元器件的参数如下：直流电压源DC1和DC2电压值均为27V，等效电阻R为0.012，电容C为6mF，电感L为240H，每个脉冲发生器频率均为25Hz，只是触发时间相差20ms。主要测量的参数为串联支路电感线圈中电流的波形和电容电压波形。图2.8 Matlab串联谐振仿真原理图Matlab的仿真结果如图2.9所示，左图是整个谐振过程的波形图，很明显可以看到谐振的建立阶段与谐振稳定阶段，右图为谐振稳定阶段局部放大图，图中包含串联支路电感线圈流过的电流波形，串联支路电容的电压波形。仿真结果显示该方案可以较好的实现课题要求的发射电流指标参数，包括峰值电流的大小、正弦半波的脉宽、以及发射电流频率，而且波形形状较为平滑，电路的结构也比较简单。图2.9串联谐振电路Matlab仿真结果图比较两种方案，由图2.1可以看出第一种方案要想达到项目要求的指标峰值电流2500A，要求IGBT有较大的过流能力，而且通过SPWM的控制方式实现半正弦发射电流波形所需的控制方式比较复杂。同时要求IGBT有很快的开关频率，这样的IGBT非常的昂贵，为了减少损耗使IGBT有较好的开关环境需要的附加电路也很复杂，实现起来比较困难。第二种方案的提出完全解决了第一种方案实现起来所遇到的问题，它是通过控制两个大功率晶闸管的开通时刻，并利用晶闸管电流过零关断的特性使两个直流电源分别给谐振支路供电使之达到谐振状态，该方案易于实现，控制方式简单，廉价的大功率晶闸管使得该方案经济而且实用，综上所述选择第二种方案作为实施方案。2.3功率发射电路电源设计上述串联谐振方案的仿真是在理想电源的情况下实现的，也就是不考虑电源输出电流对发射电路的影响20。实际上本文所设计的半正弦电流发射机的发射电流在峰值时到达了2500A，而一般电源的瞬时输出电流也很难达到2500A。我们从功率的角度分析这个问题，当发射机正常工作时，发射线圈流过峰值为2500A的正弦半波电流，仿真结果显示支路电容电压波形为峰值500V的余弦半波，所以支路电感电压波形也同样是峰值500V的余弦半波，那么发射机电源提供的视在功率为：（2.5）将=500V，=2500A带入2.5式并求取极值，当=时得到发射机最大视在功率=625KVA，而实验提供的直流稳压电源为6KW，这样发射机工作在最大视在功率点时，电源需要提供瞬时无功功率为624.97KVar。以上分析说明要达到峰值2500A的发射电流，需要使用电容进行无功补偿，使用的电容容量不应太大也不能太小，具体计算如下：根据课题要求发射电流指标，发射线圈电感电流要在2ms之内变化2500A，而电源电压允许变化值不超过10V，所以根据公式（2.6）（2.7）两式中Q均为电容电荷量，将I=2500A，t=2ms，U=10V带入2.7式并联立式2.6得C=500000F，本文设计采用大容量电解电容作为无功补偿电容，电路原理如图2.10所示。图2.10 发射电路原理图图中C1，C2为无功补偿电解电容，U为直流稳压电源。2.4功率器件的选型以及发射线圈的设计2.4.1 功率器件的选型由前述本设计采用串联谐振电路方案实现大电流发射，功率器件选择大功率晶闸管15、22。根据项目指标要求谐振线圈峰值电流达到2500A，半正弦电流波形脉宽为4ms，主要利用这两项指标选择晶闸管的参数。晶闸管参数在选择时主要需要考虑通态平均电流、通态方均根电流值。通态平均电流计算公式如下：（2.8）峰值电流，所以通态平均电流。通态方均根电流计算公式如下：(2.9)将通态平均电流代入式2.9得通态方均根电流。同时考虑晶闸管裕量和晶闸管的工作状态，在选择晶闸管通态平均电流值参数时取其计算值的1.5倍，即取通态平均电流约为大于1194A的参数的晶闸管即可满足要求。本设计选用的晶闸管是襄樊台基半导体有限公司生产的Y45KPE系列产品，部分参数如表2.1所示：表2.1 晶闸管Y45KPE部分参数符号参数测试条件结温Tj(C)参数值单位最小典型最大IT(AV)通态平均电流180正弦半波, 50Hz双面散热, Ths=75C1251000AIT(AV)通态平均电流180正弦半波, 50Hz双面散热, Ths=55C1251271AITSM通态不重复浪涌电流10ms底宽, 正弦半波,VR=0.6VRRM12513KAIGT门极触发电流VA=12V, IA=1A2540300mAVGT门极触发电压0.83.0VIH导通维持电流20250mA2.4.2 谐振线圈的实现本文发射线圈的制作主要参照国外资料，并通过文献9所提供的计算方法和计算公式得到线圈各项参数进行制作，对于发射线圈的材料的选择，铜材和铝材主要从重量、导电性、经济型三个方面综合比较选择了铝制管制作发射线圈。根据计算参数要求制作4匝铝管制线圈，尺寸要求：铝管内径30mm、外径36mm，四匝线圈分为两种规格，8m直径线圈两匝、7.7m直径线圈两匝，四匝线圈分别制作完成后需将四匝线圈串联留出两个接头，互相之间用特制塑料模具隔离开来。由于制作线圈所购置的铝管材料只有6m长，要组成周长约为25米的圆，需要通过将五根铝管经弯管加工切除多余部分后连接成为一个完整的线圈。每两根铝管之间用特制接头连接并用通孔螺丝紧密固定，目的是能够尽量增大接头与铝管的接触面积，最大程度减少接触电阻，特制接头实物如图2.11所示。谐振线圈全部制作并组装完成后需要测量其等效电阻和电感参数，利用TENMARS公司生产的TM.508A系列毫欧表测量整体线圈的等效电阻，利用电桥测量线圈电感。电阻值，电感值。发射线圈组装完成后的实物如图2.12所示。图2.11 特制接头实物图图2.12 谐振线圈实物2.5 主控单元的设计与实现2.5.1 概述根据课题要求发射线圈流通的电流为三种频率的半正弦波形，本节主要研究主控单元设计与实现。结合图2.6所示电路原理，主控单元的控制时序发生电路应能够产生三种频率的两路脉冲信号，每路脉冲信号频率分别为25Hz、75Hz、125Hz，相位相差半个周期，每个信号的上升沿对应晶闸管