一种基于固定翼飞机的电磁脉冲发射线圈系统的制作方法

本发明涉及航空物探测量领域，具体涉及一种基于固定翼飞机的电磁脉冲发射线圈系统。

背景技术：

我国正在实施能源开发战略和国土资源调查，迫切需要加速矿产勘查开发速度，为高速发展的经济提供资源保障。在找矿越来越困难的情况下，用综合方法进行深部找矿已经势在必行。截止到现在，除个别条件极其恶劣的地区外，全国大部分地区已完成区域重力测量和航空磁力测量，而区域性的电性测量工作尚未开展，主要原因是缺乏时间域固定翼航空电磁勘查系统这类关键设备。近年随着航空电磁发射磁矩的不断增大和观测仪器系统噪声水平的下降，航空电磁系统勘探深度越来越大，因此非常适合我国西部勘探开发程度较低的地区及地球深部资源勘查。

固定翼时间域航空电磁测量系统通常是将一个一匝或多匝电缆构成的发射线圈支挂在飞机的左右机翼翼尖下方和前后机身支架上，由发射机向发射线圈提供脉冲电流，从而在周围空间产生强大的脉冲一次电磁场(相当于一个垂直磁偶极子的场)。大的发射线圈固定在飞机的头、尾和两翼尖上，小的接收线圈置于拖吊在飞机后面的吊舱中。由于时间域航空电磁测量装置都需要吊挂在飞机下方，一方面增加了系统研制难度，另一方面增加了系统测量飞行难度。

在保证飞行安全和线圈气动稳定性(即振动小)的前提下，发射线圈的面积应尽量大，匝数多、内阻小(线径粗)，这是发射线圈结构设计的基本要求，而航空应用又要求线圈重量轻、风阻小，二者之间存在矛盾，因此就需优化设计发射线圈。

技术实现要素：

针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种基于固定翼飞机的电磁脉冲发射线圈系统，发射线圈的气动安定性好、振动小，系统整体重量轻、强度高、刚度大、变形小。

根据本发明的第一方面，提出了一种基于固定翼飞机的电磁脉冲发射线圈系统，包括机身、左机翼、右机翼、机尾、发射线圈、机头吊挂装置、左机翼吊挂装置、右机翼吊挂装置和机尾吊挂装置，所述左机翼连接于所述机身的左侧，所述右机翼连接于所述机身的右侧，所述机尾连接于所述机身的尾部，所述机头吊挂装置设置于所述机身的前部，所述左机翼吊挂装置设置于所述左机翼的末端，所述右机翼吊挂装置设置于所述右机翼的末端，所述机尾吊挂装置设置于所述机尾的末端，所述发射线圈分别通过所述机头吊挂装置、左机翼吊挂装置、右机翼吊挂装置和机尾吊挂装置固定悬挂。

在其中一个方面，所述机头吊挂装置包括后底座、前底座、前撑杆、前支杆、中央连杆和第一斜拉钢索，所述后底座固定安装于所述机身的顶部，所述前底座固定安装于所述机身的头部，两根所述前撑杆的一端固定连接于所述后底座，所述前撑杆的中部与两根所述前支杆的一端固定连接，所述前撑杆的另一端与所述发射线圈固定连接，所述前支杆的另一端固定连接于所述前底座，所述中央连杆的两端分别连接所述前支杆的一端，每一根所述前撑杆的另一端与另一根前撑杆的中部之间连接有第一斜拉钢索，每一根所述前撑杆的中部与另一个前撑杆的一端之间连接有第一斜拉钢索。

在其中一个方面，所述前撑杆的另一端固定安装有前撑杆连接部，所述前撑杆连接部包括发射线圈卡箍、斜拉钢索固定片，所述发射线圈卡箍和斜拉钢索固定片均固定连接于所述前撑杆，所述发射线圈穿过所述发射线圈卡箍从而固定于所述发射线圈卡箍，所述斜拉钢索固定片固定连接所述第一斜拉钢索。

在其中一个方面，所述左机翼吊挂装置和所述右机翼吊挂装置具有相同的结构，所述左机翼吊挂装置包括挂架整流罩和发射线圈夹，所述挂架整流罩固定安装于所述左机翼，所述发射线圈夹固定安装于所述挂架整流罩，所述发射线圈穿过所述发射线圈夹实现悬挂。

在其中一个方面，所述机尾吊挂装置包括主杆、斜撑杆和第二斜拉钢索，所述主杆的一端固定安装于所述机尾，所述主杆的另一端穿设有所述发射线圈和所述第二斜拉钢索，所述斜撑杆的一端固定连接于所述主杆的中部，所述斜撑杆的另一端与所述第二斜拉钢索固定连接，所述发射线圈穿设于所述斜撑杆的另一端。

在其中一个方面，所述发射线圈包括多匝，所述机头吊挂装置、左机翼吊挂装置、右机翼吊挂装置和机尾吊挂装置之间的发射线圈上设置有发射线圈卡箍，用于使每匝线圈之间保持距离。

在其中一个方面，所述系统还包括接收吊舱，所述接收吊舱悬挂于所述机尾的底部，所述接收吊舱包括滴状体、前平衡部、吊挂轴、尾杆和羽毛体，所述前平衡部设置于所述滴状体的前端，所述吊挂轴设置于所述滴状体的两侧，所述尾杆设置于所述滴状体的的后端，所述尾杆上设置有所述羽毛体。

本发明的基于固定翼飞机的电磁脉冲发射线圈系统，通过合理设计发射线圈的吊挂装置，减轻了系统的重量，减小了电感、电容等分布参量，改善了发射波形，发射线圈的包络面积大，且发射线圈的气动稳定性好，减少了飞行过程中发射线圈的振动，减小了系统噪声。

附图说明

为了更清楚地说明本发明与现有技术中的技术方案，下面将对所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的系统的整体结构示意图；

图2为本发明的系统整体结构的另一视角示意图；

图3为本发明的系统整体结构的俯视图；

图4为本发明的系统整体结构的侧视图；

图5为本发明的系统整体结构的主视图；

图6为本发明的系统的机头吊挂装置示意图；

图7为本发明的系统的发射线圈与前撑杆连接部的结构示意图；

图8为本发明的左、右机翼吊挂装置示意图；

图9为本发明的系统的机尾吊挂装置示意图；

图10为本发明的系统的接收吊舱示意图；

图11为本发明的系统的接收吊舱的安装示意图。

附图标记：

10、基于固定翼飞机的电磁脉冲发射线圈系统；

11、机身；12、右机翼；13、左机翼；14、机尾；15、发射线圈；16、发射线圈卡箍；

17、接收吊舱，171、滴状体，172、前平衡部，173、吊挂轴，174、尾杆，175、羽毛体；

100、机头吊挂装置，101、后底座，102、前底座，103、前撑杆，104、前支杆，105、中央连杆，106、第一斜拉钢索，i、前撑杆连接部；

200、右机翼吊挂装置；

300、左机翼吊挂装置，301、挂架整流罩，302、发射线圈夹；

400、机尾吊挂装置，401、主杆，402、斜撑杆，403、第二斜拉钢索。

具体实施方式

这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本发明相一致的所有实施方式。相反，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明的一些方面相一致的装置和方法的例子。

在本发明使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义。还应当理解，本文中使用的术语“和/或”是指并包含一个或多个相关联的列出项目的任何或所有可能组合。

应当理解，尽管在本发明可能采用术语第一、第二、第三等来描述各种信息，但这些信息不应限于这些术语。这些术语仅用来将同一类型的信息彼此区分开。例如，在不脱离本发明范围的情况下，第一信息也可以被称为第二信息，类似地，第二信息也可以被称为第一信息。取决于语境，如在此所使用的词语“如果”可以被解释成为“在……时”或“当……时”或“响应于确定”。

如附图1所示为本发明基于固定翼飞机的电磁脉冲发射线圈系统10的整体结构，所述系统10包括机身11、左机翼13、右机翼12、机尾14、发射线圈15、机头吊挂装置100、左机翼吊挂装置300、右机翼吊挂装置200和机尾吊挂装置400，所述左机翼13连接于所述机身11的左侧，所述右机翼12连接于所述机身11的右侧，所述机尾14连接于所述机身11的尾部，所述机头吊挂装置100设置于所述机身11的前部，所述左机翼吊挂装置300设置于所述左机翼13的末端，所述右机翼吊挂装置200设置于所述右机翼12的末端，所述机尾吊挂装置400设置于所述机尾14的末端，所述发射线圈15分别通过所述机头吊挂装置100、左机翼吊挂装置300、右机翼吊挂装置200和机尾吊挂装置400固定悬挂。

如附图1-5所示，在该实施例中，所述机身11、左机翼13、右机翼12和机尾14构成固定翼飞机，分别在飞机的头部、左右机翼和尾部设置吊挂装置，通过吊挂装置吊挂发射线圈，飞机在空中飞行时通过发射线圈实现探测。通过机头吊挂装置100、左机翼吊挂装置300、右机翼吊挂装置200和机尾吊挂装置400，发射线圈被稳定地悬挂，且增大了发射线圈的包络面积。

其中，发射线圈为多匝，其匝数通过以下方式计算，根据航空电磁系统一维正演计算，要达到勘探深度300～600米，发射峰值磁矩应超过5×10⁵am²，根据飞机选型的结果，可计算出一定发射电流下发射线圈圈数，发射磁矩的计算公式为m＝n·i·s其中，s为面积，n为发射线圈圈数(匝数)，i为发射电流；假设飞机的翼展lw＝17.2+2×1.5＝20.2m，机长lb＝15+3+4＝23m，发射线圈的面积介于200-250㎡之间，要达到5×105am²的磁矩，对应的峰值电流如下表所示：

在要求发射电流达500a的条件下，可知，发射线圈的圈数可定为4匝。4匝发射线圈平行排列，所述机头吊挂装置100、左机翼吊挂装置300、右机翼吊挂装置200和机尾吊挂装置400之间的发射线圈15上设置有发射线圈卡箍16，用于使每匝线圈之间保持距离。所述发射线圈卡箍16具有多个，通过发射线圈卡箍16使得每匝线圈之间保持一定距离，防止飞行时线圈以外断裂后缠绕螺旋桨，优选每个吊挂装置之间的发射线圈上至少布置5个所述发射线圈卡箍16。

其中，选取铜线作为发射线圈的电缆内芯，电缆内芯由多股铜包铝漆包线绞合而成，外包具有绝缘、防潮、抗老化、耐高温和低温的橡胶层，最外层是由特氟龙抗拉材料编织的网状护套。该电缆作为发射机的负载，用于向外辐射电磁波，因而要求其首先具有较低的交直流阻抗；其二，较大的线径会增加飞行阻力，影响飞机爬升率，因此必须加以限制；其三，电缆的总重量过大将严重影响飞机商载及重心；另外，电缆的抗拉能力，绝缘漆的耐压，护套的抗老化，耐高、低温的特性也需要注意。

在一个具体的实施例中，如附图6所示，所述机头吊挂装置100包括后底座101、前底座102、前撑杆103、前支杆104、中央连杆105和第一斜拉钢索106，所述后底座101固定安装于所述机身11的顶部，所述前底座102固定安装于所述机身11的头部，两根所述前撑杆103的一端固定连接于所述后底座101，所述前撑杆103的中部与两根所述前支杆104的一端固定连接，所述前撑杆103的另一端与所述发射线圈15固定连接，所述前支杆104的另一端固定连接于所述前底座102，所述中央连杆105的两端分别连接所述前支杆104的一端，每一根所述前撑杆103的另一端与另一根前撑杆103的中部之间连接有第一斜拉钢索106，每一根所述前撑杆103的中部与另一个前撑杆103的一端之间连接有第一斜拉钢索106。

在该实施例中，所述后底座101固定于所述机身11的顶部，所述前底座102固定于所述机身11的头部，所述前支杆104的一端与所述前撑杆103的中部连接，所述前支杆104的另一端固定连接于所述前底座102，通过后底座101固定所述前撑杆103的一端，通过前底座102和前支杆104支撑所述前撑杆103的中部，从而将前撑杆103可靠地固定在机头部分。具体而言，所述后底座101可以设置在机身的第8、9框和左右4、5、6长桁及相邻的机身结构处，所述前底座102可以设置在机身和左右长桁、10长桁及相邻的机身结构处。在具体实施过程中，两根前撑杆103之间平行设置，前撑杆103的中部、前支杆104的一端和中央连杆105的两端在一个连接点处固定，形成三角形的稳定支撑结构，提高了系统的稳定性和抗振动性能。

在一个具体的实施例中，如附图7所示，所述前撑杆103的另一端固定安装有前撑杆连接部，所述前撑杆连接部包括发射线圈卡箍16、斜拉钢索固定片107，所述发射线圈卡箍16和斜拉钢索固定片107均固定连接于所述前撑杆103，所述发射线圈15穿过所述发射线圈卡箍16从而固定于所述发射线圈卡箍16，所述斜拉钢索固定片107固定连接所述第一斜拉钢索106。通过将第一斜拉钢索106固定于斜拉钢索固定片107从而将第一斜拉钢索106固定于所述前撑杆103，并将发射线圈15穿设于所述发射线圈卡箍16用于悬挂发射线圈15，第一斜拉钢索106用于连接两根前撑杆103，使前撑杆103的安装更为牢固，通过牵拉力减小机头吊挂装置的松动和振动。

具体地，所述第一斜拉钢索106可以设置成4根，第一根第一斜拉钢索106的两端分别连接一根前撑杆103的一端和另一根前撑杆103的中部，第二根第一斜拉钢索106的两端分别连接一根前撑杆103的中部和另一根前撑杆103的一端，第三根第一斜拉钢索106的两端分别连接一根前撑杆103的另一端和另一根前撑杆103的中部，第四根第一斜拉钢索106的两端分别连接一根前撑杆103的中部和另一根前撑杆103的另一端。优选的，所述机头吊挂装置100采用铝合金材料，以减轻重量并保证结构强度。

在一个具体的实施例中，如图8所示，左机翼吊挂装置300和所述右机翼吊挂装置200具有相同的结构，所述左机翼吊挂装置300包括挂架整流罩301和发射线圈夹302，所述挂架整流罩301固定安装于所述左机翼13，所述发射线圈夹302固定安装于所述挂架整流罩301，所述发射线圈15穿过所述发射线圈夹302实现悬挂。可以理解的是，右机翼吊挂装置200也包括挂架整流罩和发射线圈夹，所述挂架整流罩固定安装于所述右机翼，所述发射线圈夹固定安装于所述挂架整流罩，所述发射线圈穿过所述发射线圈夹实现悬挂。

在该实施例中，通过挂架整流罩将发射线圈夹固定于左右机翼，发射线圈夹中设有通孔或槽，发射线圈穿过发射线圈夹，进而实现发射线圈的悬挂固定。在具体实施中，左机翼吊挂装置300和右机翼吊挂装置200可以设置在飞机左、右机翼的23～24肋处与前后梁之间，用于将发射线圈15在一个水平平面内固定。所述左机翼吊挂装置300和右机翼吊挂装置200优选采用铝合金材料，以减轻重量并保证结构强度。

在一个具体实施例中，如图9所示，所述机尾吊挂装置400包括主杆401、斜撑杆402和第二斜拉钢索403，所述主杆401的一端固定安装于所述机尾14的末端，所述主杆401的另一端穿设有所述发射线圈15和所述第二斜拉钢索403，所述斜撑杆402的一端固定连接于所述主杆401的中部，所述斜撑杆402的另一端与所述第二斜拉钢索403固定连接，所述发射线圈15穿设于所述斜撑杆402的另一端。

其中，主杆401与机尾14固定连接，两个斜撑杆402与主杆401固定连接，两个斜撑杆402未与主杆401连接的一端朝远离主杆401轴线的方向延伸，形成一个三角形结构的稳定支撑框架，再将发射线圈15和第二斜拉钢索403分别穿设于主杆401的另一端、斜撑杆402的另一端，从而稳定地悬挂发射线圈，减小了飞行过程中发射线圈的振动。具体地，两个斜撑杆402的第二端之间的距离保证发射线圈的横向宽度为2.8米。

在一个具体的实施例中，如图10和11所示，所述系统还包括接收吊舱17，所述接收吊舱17悬挂于所述机尾14的底部，所述接收吊舱17包括滴状体171、前平衡部172、吊挂轴173、尾杆174和羽毛体175，所述前平衡部172设置于所述滴状体171的前端，所述吊挂轴173设置于所述滴状体171的两侧，所述尾杆174设置于所述滴状体171的的后端，所述尾杆174上设置有所述羽毛体175。所述滴状体171的形状可以减小飞行过程中的阻力，从而提高其稳定性，所述吊挂轴173用于将接收吊舱17吊挂于机尾14对应的内部机舱中，如图11所示，所述前平衡部172保持接收吊舱17吊挂状态下的平衡，所述羽毛体175有利于飞行过程中的气流整流，减小阻力，提高稳定性。

接收吊舱17装有接收信号的三分量线圈、前置放大器和充电电池，前部杆直径84mm，外露部分长500mm，内部安装充电电池，起配重的作用。滴状体长1000mm，最大直径500mm，为调整重心前部可加适量的氮化硼。吊舱拖曳轴平行于y轴过吊舱重心(吊舱x轴上x＝1460处)，通过防磨件与吊挂吊舱的吊缆连接。尾杆直径60mm，用于支撑羽毛体。羽毛体由8个安定面和一个支撑圆环组成，外缠细线。滴状体前部杆和后部杆插入滴状体内部，与滴状体用螺钉相连。可以通过调整杆插入滴状体的深度来改变其外露部分长度，起调配重心的作用。一旦需要调配重心或更换羽毛体，螺钉连接使其容易拆装。组成羽毛体的安定面插入尾杆，并用内部支撑圆环和外部缠线加以固定。滴状体对接面位于拖曳轴前40～50mm处。即滴状体分前罩和后罩，前罩搭接在后罩上，螺钉孔在前罩，螺纹在后罩，前罩可向前分解下来。为了维护和检查方便，在某些位置开有维护口盖。在飞行过程中需要收起接收吊舱17时，通过吊缆导向滑轮收卷吊缆从而将接收吊舱17收起并锁定。

本发明上述实施例的技术方案中，发射线圈面积约为212.0m²≥200m²，能够满足对发射线圈的面积要求，安装发射线圈后，飞机的全长从14.86m增加到22.73m，翼展和全高不变。同时，通过各吊挂装置的设计，发射线圈在飞行过程中的振动被大大抑制，由于振动产生的噪声是系统噪声的主要成分之一，降低了发射线圈的振动，也就降低了系统噪声，能够在中、小发射功率的情况下实现较大的勘探深度，同时，发射线圈的发射波形也得到极大改善。

以上是对本发明所提出的技术方案的详细说明。在本说明书的描述中，参考术语“一个实施方式”、“一些实施方式”、“示意性实施方式”、“示例”、“具体示例”或“一些示例”等的描述意指结合所述实施方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施方式或示例中以合适的方式结合。

流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更多个用于实现特定逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。

以上实施例仅表达了本发明的几种实施方式，本文对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

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