SU270123A1

SU270123A1 - DEVICE FOR INDUCTIVE AIR ELECTRIC SCREENING METHOD BY TRANSITION PROCESSES

Info

Publication number: SU270123A1
Application number: SU1004952A
Authority: SU
Inventors: Ю. В. Якубовский Л. Я. Мизюк А. А. Вакульский В. М. Тимофеев П. П. Макагонов А. С. Луцышин В. П. Бойко Ф. М. Каменецкий

Description

Известны устройства дл индуктивной аэроэлектроразведки методом пере.ходных процессов, содержащие генератор импульсов, генераторный контур, приемный элемент, блок управлени , усилители, коммутаторы, накопители , блок регистрации.There are known devices for inductive aero-electrical prospecting by the method of traveling processes, comprising a pulse generator, a generator circuit, a receiving element, a control unit, amplifiers, switches, accumulators, a recording unit.

Предложенное устройство отличаетс тем, что в нем генераторный контур выполнен в виде системы из основного генераторного контура , наход щегос между летательным анпаратом и приемным элементом, на равны.х рассто ни х от них, и двух дополнительных контуров, первый из которых расположен непосредственно на корпусе летательного аппарата , а второй - на корпусе приемного элемента , а также тем, что основной генераторный контур вынолнен в виде нескольких секций , коммутируемых отдельными ключами с общей схемой управлени .The proposed device differs in that in it the generator circuit is made in the form of a system from the main generator circuit, located between the aircraft and the receiving element, at equal distances from them, and two additional circuits, the first of which is located directly on the housing aircraft, and the second on the housing of the receiving element, as well as the fact that the main generator circuit is made up in the form of several sections, switched by separate keys with a common control circuit.

Такое выполнение устройства нозволит повысить помехоустойчивость измерений переходных процессов в полете, получить максимальную мощность в основном генераторном контуре непосредственно от низковольтной бортсети, избежав потерь мощности при преобразованн х напр жени , а также увеличить крутизну фронтов импульсов.Such an embodiment of the device will increase the noise immunity of measurements of transient processes in flight, obtain the maximum power in the main generator circuit directly from the low-voltage power supply network, avoid power losses during transformed voltages, and also increase the steepness of the pulse fronts.

тура; на фиг. 3 - схема расположени системы генераторных контуров и приемного элемента на летательном аппарате.tour; in fig. 3 is a diagram of the arrangement of the system of the generator circuits and the receiving element on the aircraft.

Устро ство состоит из псточппка посто нного тока / (бортсеть), блока управлени 2, мощных транзнсторных ключей 3, основного генераторного контура 4, дополнительных генераторных контуров 5 и б, приемного элемента 7, согласующего каскада 8, входного ключа 9, усилител 10, коммутаторов tin 12, усилителей стробпмпульсов 13 и 14, накопипителей 15 и 16, дифференциального вольтметра 17, многоканального регистратора /5.The device consists of DC power supply / (network), control unit 2, powerful transistor switches 3, main generator circuit 4, additional generator circuits 5 and b, receiving element 7, matching stage 8, input switch 9, amplifier 10, switches tin 12, amplifiers strobe pulses 13 and 14, accumulators 15 and 16, differential voltmeter 17, multichannel recorder / 5.

Устройство работает следующим образом.The device works as follows.

Источник посто нного тока / коммутируетс мощными транзисторными ключами 3, запускаемыми блоком управлени 2, в результате чего в основном генераторном 4 и дополнптельных 5 6 контурах вырабатываютс ир моугольиые импульсы тока заданной нол рностп и длительности с двойной скважностью . Измер емый сигнал с ириемного элемента 7 через согласующий каскад 8 поступает ко входу усилител 10 через входной ключ 9 в заданные блоком управлени 2 интервалы , а затем на коммутаторы // и 12, которые стробируют измер емый сигнал в моменты времепп, также заданные блоком управлени . Стробимпульсы с выходов коммутаторов 11, 12, пройд усилители 13 и 14, поступают на накопители 15 и 16, а оттуда - на дифференциальный вольтметр 17. Разностный сигнал с выхода вольтметра 17, а также сигиал с накопител 16 поступают на миогоканальный регистратор 18. Блок управлени 2 обеспечивает такую задержку второго стробировани , что оно осуществл етс в конце паузы между импульсами первичного пол , когда переходный процесс от вихревых токов в изучаемой среде практически закончилс и сигиал пропорционален градиенту магнитного пол Земли и скорости перемещени рамки. Регистраци указанных величин 15 позвол ет измер ть амплитуду переходного процесса, свободную от помех за счет перемещений приемного элемента в магнитном поле Земли, а также получить дополнительную информацию магниторазведочного характера. Поскольку бортсеть летательных аппаратов низковольтна (27 в), основной генераторный контур 4 выполнен в виде п одинаковых низкоомных секций , кажда из которых коммутируетс отдельным мощиым транзи- 25 сторным ключом 5i-3„ (см. фиг. 2). Это позвол ет получать максимальную мощность без потерь на преобразование напр женн . Все ключи запускаютс от общего блока управлени 2. Обща крутизна фронтов импульсов первичного нол в предложенной схеме возрастает благодар малой индуктивности и межвитковой емкости отдельной секции. При измерени х переходных процессов в 35 полете наблюдаютс интенсивные помехи от вихревых токов в корнусе лета1ельного аппарата и в результате собствеиных переходных нроцессов в приемном элементе, возбуждаемых импульсами первичного нол . В 40 иредложенном устройстве эти помехи иодавл ют нутем специального подбора размещени и моментов основного генераторного контура 4, дополнительиых генераторных контуров 5, 6 и приемного элемента 7 на летательном ап- 45 парате. Основной генераторный контур 4 размещен между летательным аииаратом и приемным элементом 7 на равных рассто ни х от них (см. фиг. 3). В этом СоТучае сигнал от вихревых токов в корпусе летательного 50 аинарта, возникающгп в ириемном элсмеите 7, и изменени этого сигнала при иеремеще5 10 20 ни х приемного элемента во врем полета, как по вертикали, так и по горизонтали, минимальны . Кроме того, впхревые токи в корпусе летательного аниарата уменьшают создаиием противотоков при помощи доиолнительиого генераторного контура 5, закрепленного непосредственно на корпусе летательного аппарата . Собственные процессы в приемном элементе 7, а также помехи, св занные с влени ми гистерезиса в случае выполнени приемного элемента в виде рамки на ферромагнитном сердечнике, подавл ют при помощи второго дополнительного генераторного контура 6, монтируемого непосредственно на корпусе элемента (см. фиг. 3). Моменты дополнительных генераторных контуров 5 и 5 значительно меньще момента основного генераторного контура 4 за счет меньщих размеров и меньщего количества витков в них. В результате первичное поле на больщих рассто ни х от летательного аппарата , т. е. там, где наход тс искомые объекты , остаетс практически таким же, как поле основного генераторного контура Предмет изобретени 1. Устройство дл индуктивной аэроэлектроразведки методом переходных процессов, содержащее генератор импульсов, генераторный контур, приемный элемент, блок управлени , усилители, коммутаторы, наконители, блок регистрации, отличающеес тем, что, с целью повыщени помехоустойчивости измерений нереходиых процессов в полете, генераторный контур выполпен в виде системы из основного генераторного контура, размещенного между летательным аинаратом и приемным элементом на равных рассто ни х от них, и двух дополиительных контуров, размещепных: первый непосредственно на корпусе летательного аппарата, а второй - на корпусе приемного элемента. 2. Устройство по п. 1, отличающеес тем, что, с целью получепи необходимой мощности в основном генераторном контуре непосредственно из низковольтной бортсети, а увеличени крутизны фронтов имиульсов , осиовной генераторный контур выполнен в виде нескольких секций, коммутируемых отдельными ключами с общей схемой уиравлени .The DC source / is switched by the powerful transistor switches 3 triggered by the control unit 2, as a result of which, mainly generator 4 and additional 5 6 circuits produce ir current pulses of a given zero voltage and duration with a double duty cycle. The measured signal from the receiver element 7 through the matching stage 8 arrives at the input of the amplifier 10 through the input key 9 at 2 intervals specified by the control unit, and then to the switches // and 12, which gates the measured signal at the time instants also specified by the control unit. The pulses from the outputs of the switches 11, 12, the amplifiers 13 and 14, pass to the accumulators 15 and 16, and from there to the differential voltmeter 17. The differential signal from the output of the voltmeter 17, as well as the signal from the accumulator 16, goes to the myoganal recorder 18. The control unit 2 provides such a delay of the second gating that it occurs at the end of the pause between the pulses of the primary field, when the transition process from the eddy currents in the studied medium is almost over and the sial is proportional to the gradient of the Earth’s magnetic field and speed frame moves. Recording these values 15 makes it possible to measure the amplitude of the transient process, free from interference due to movements of the receiving element in the Earth’s magnetic field, and also to obtain additional information of a magnetic prospecting nature. Since the aircraft network is low-voltage (27 V), the main generator circuit 4 is made in the form of n identical low-resistance sections, each of which is switched by a separate power switch 5i-3 "(see Fig. 2). This makes it possible to obtain maximum power without conversion loss. All keys are started from a common control unit 2. The overall steepness of the pulse fronts of the primary zero in the proposed scheme increases due to the small inductance and interturn capacitance of a separate section. In measurements of transient processes in 35 flight, intense interference from eddy currents is observed in the cortex of the flying apparatus and as a result of our own transient processes in the receiving element, excited by pulses of the primary zero. In device 40, this interference and pressure are imposed by a special selection of the arrangement and moments of the main generator circuit 4, the additional generator circuits 5, 6, and the receiving element 7 on the aircraft. The main generator circuit 4 is located between the aircraft air unit and the receiving element 7 at equal distances from them (see Fig. 3). In this case, the signal from the eddy currents in the body of the aircraft 50 aircraft, which occurs in satellite 7, and the changes in this signal during movement 5 10 20 of the receiving element during flight, both vertically and horizontally, are minimal. In addition, the secondary currents in the hull of the flying aniarate are reduced by creating countercurrents using an additional generator circuit 5, which is attached directly to the hull of the aircraft. Own processes in the receiving element 7, as well as interference associated with the occurrence of hysteresis in the case of a receiving element in the form of a frame on a ferromagnetic core, is suppressed using the second additional generator circuit 6 mounted directly on the element body (see Fig. 3 ). The moments of the additional generator circuits 5 and 5 are significantly less than the moment of the main generator circuit 4 due to the smaller size and fewer turns in them. As a result, the primary field at large distances from the aircraft, i.e., where the desired objects are located, remains almost the same as the field of the main generator circuit. Subject of the invention 1. A device for inductive aeroelectromagnetic prospecting, containing a pulse generator , generator circuit, receiving element, control unit, amplifiers, switches, tips, recording unit, characterized in that, in order to increase the noise immunity of measurements of non-repetitive processes in flight, the gene An office contour is implemented as a system from the main generating circuit, placed between the aircraft and the receiving element at equal distances from them, and two additional capital circuits, located one at a time, directly on the body of the aircraft, and the second on the case of the receiving element. 2. The device according to claim 1, characterized in that, in order to obtain the required power in the main generating circuit directly from the low-voltage power supply network, and to increase the steepness of the emulsions fronts, the axial generating circuit is made in the form of several sections, switched by separate keys with a common steering circuit.

5 4(5 4 (