航空电磁仪发射系统的开机保护器技术方案

本实用新型专利技术实施例提供了一种航空电磁仪发射系统的开机保护器，包括：开关、保险丝、限流电阻、继电器开关单元以及航空电磁仪发射系统内的储能电容，开关的第一端连接供电电源，第二端连接至保险丝的第一端，保险丝的第二端连接至限流电阻的第一端，限流电阻的第二端连接至储能电容的第一端，而储能电容的第二端接地，继电器开关单元并联在限流电阻两端，继电器开关单元当开机给储能电容充电时断开，当储能电容的电压充满进入稳态时闭合以短路限流电阻。本实用新型专利技术在开机给储能电容充电时，串联的限流电阻可以起到很好的限流作用，从而保护了开关和保险丝；而当储能电容的电压充满时又可以通过继电器开关单元短路上述限流电阻，从而做到稳态工作时无损耗，减少了能耗。（*该技术在2021年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及航空
，尤其是涉及一种航空电磁仪发射系统的开机保护O
技术介绍
目前，在航空物理场的探测中，所有设备均由飞机发动机供电Q8V)。而在航空电磁仪的大功率发射系统中，为了储能及防止影响其他设备的正常运行，大功率发射系统的输入级一般都接有大容量的电容(如30000μ f/40V)。如图1所示为现有技术中航空电磁仪的发射系统输入部分的电路结构图，由图1可见，电容器C 一端依次串联着开关Sl和保险丝F1。由于电容器在瞬态时呈现很低的电阻，一般只是电容的ESR值(等效串联电阻)， 电容的理想ESR = 0欧姆。因此现有技术中当航空电磁仪的大功率发射系统上电时，根据欧姆定律，会产生非常大的冲击电流，该冲击电流的幅度要比稳态电流大很多，而如果不限制该冲击电流，就会烧坏上述保险丝Π和开关Si。
技术实现思路
本技术实施例提供一种航空电磁仪发射系统的开机保护器，用于保护保险丝和开关在航空电磁仪上电时不被损坏，以及在进入稳态时不增加主回路的损耗。本技术实施例提供了一种航空电磁仪发射系统的开机保护器，包括开关、保险丝、限流电阻、继电器开关单元以及航空电磁仪发射系统内的储能电容，所述开关的第一端连接供电电源，第二端连接至所述保险丝的第一端，所述保险丝的第二端连接至所述限流电阻的第一端，所述限流电阻的第二端连接至所述储能电容的第一端，而所述储能电容的第二端接地，所述继电器开关单元并联在所述限流电阻两端，所述继电器开关单元当开机给所述储能电容充电时断开，当所述储能电容的电压充满进入稳态时闭合以短路所述限流电阻。优选的，本技术实施例中的继电器开关单元包括继电器开关和控制单元，所述继电器开关为触点常开的继电器，所述继电器开关的第一输入端连接至所述开关的第二端，所述继电器开关的第二输入端连接至所述控制单元的输出端，所述控制单元的第一输入端连接至所述开关的第二端，所述控制单元的第二输入端则连接至所述限流电阻的第二端，所述控制单元用于检测所述储能电容是否充满。优选的，本技术实施例中的控制单元包括第一电阻、第二电阻、第三电阻、第四电阻、第五电阻、比较器、基准电压源、电容和三极管，所述第一电阻的第一端连接至所述开关的第二端，所述第一电阻的第二端连接至所述基准电压源的负端、参考端、所述电容的第一端、以及所述比较器的反相输入端；所述基准电压源的正端、所述电容的第二端以及所述比较器的接地端均接地；所述第二电阻的第一端连接至所述限流电阻的第二端，所述第二电阻的第二端连接至所述第三电阻的第一端以及所述比较器的同相输入端，所述第三电阻的第二端接地；所述比较器的电源端连接供电电源，所述比较器的输出端连接至所述第四电阻的第一端，所述第四电阻的第二端连接至所述第五电阻的第一端及所述三极管的基极，所述第五电阻的第二端接地；所述三极管的发射极接地，所述三极管的集电极连接至所述继电器开关的第二输入端。优选的，本技术实施例中的控制单元还包括一第六电阻和二极管，所述二极管的阳极连接至所述比较器的输出端，所述二极管的阴极连接至所述第六电阻的第一端， 所述第六电阻的第一端连接至所述比较器的同相输入端。本技术实施例在开机给储能电容充电时，上述串联的限流电阻可以起到很好的限流作用，从而保护了开关和保险丝；而当储能电容的电压充满时又可以通过继电器开关单元短路上述限流电阻，从而做到稳态工作时无损耗，减少了能耗。附图说明为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中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技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为现有技术中航空电磁仪的发射系统输入部分的电路结构图；图2为本技术实施例提供的另一种航空电磁仪发射系统的开机保护器的结构示意图；图3为本技术实施例提供的另一种航空电磁仪发射系统的开机保护器的结构示意图；图4为本技术实施例提供的另一种航空电磁仪发射系统的开机保护器的结构示意图。具体实施方式下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。如图2所示为本技术实施例提供的一种航空电磁仪发射系统的开机保护器的结构示意图，由图2可见，该开机保护器包括位于航空电磁仪发射系统输入端的开关S、 保险丝F、限流电阻R、继电器开关单元201以及储能电容C构成。在本实施例中，开关S —端连接飞机发动机所提供的^V电源，另一端连接至节点 1 ；保险丝F —端连接至节点1，另一端连接至节点2 ；限流电阻R —端连接至节点2另一端连接至节点3 ；储能电容C的正输入端连接至节点3，而负输入端接地；继电器开关单元201 连接在限流电阻R两端，和限流电阻R并联。在本实施例中，当储能电容C在航空电磁仪开机充电的时候，继电器开关单元201 保持断开状态，而当储能电容C的电压充满接近供电电压时，继电器开关单元201会闭合以短路限流电阻R。在本实施例中，上述限流电阻R的值可以通过如下方式确定由于航空电磁仪上电(电源开关S闭合)后，航空电磁仪的发射系统的输入端的储能电容C以时间常数T = R*C充电，则输入最大电流为供电电压/R，令此时的输入电流等于发射系统稳态工作时的最大电流，就可确定限流电阻R的值。本技术实施例在开机给储能电容充电时，上述串联的限流电阻可以起到很好的限流作用，从而保护了开关和保险丝；而当储能电容的电压充满时又可以通过继电器开关单元短路上述限流电阻，从而做到稳态工作时无损耗，减少了能耗。下面对上述继电器开关单元进行进一步的描述，如图3所示，在本实施例中继电器开关单元可以包括继电器开关K和控制单元301，继电器开关K 一输入端连接至节点1， 另一输入端则连接至控制单元的输出端，另外该继电器开关K的两输出端分别连接至节点 2和3 ；控制单元301的两输入端则分别连接至节点1和3。上述继电器开关K为触点常开的继电器，在开机给储能电容C充电时其可以保持断开状态，上述控制单元301可以检测储能电容C的电压是否充满，在储能电容C的电压充满时，其可以向继电器开关K发出一电信号，使得继电器开关K的触点闭合，从而短路限流电阻R。如图4所述为本技术实施例提供的一种开机保护器的详细电路结构图。在本实施例中，上述控制单元可以包括电阻R1-R5、基准电压源D1、电容Cl、比较器U2A和三极管 Q1。电阻Rl的一端连接至节点1，另一端连接至节点4 ；电阻R2 —端连接至节点3，另一端连接至节点5 ；电阻R3 —端连接至节点5，另一端接地；电阻R4 —端连接至节点6，另一端连接至节点7，；电阻R5 —端连接至节点7，另一端接地；基准电压源Dl负端和参考端都连接至节点4，正端接地；电容Cl 一端连接至节点4，另一端接地；比较器U2A的同相输入端连接至节点5，反相输入端连接至节点4，输出端连接至节点6，电源端和接地端则分别连接至供电电源和接地；三极管Ql的基本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．一种航空电磁仪发射系统的开机保护器，其特征在于，包括：开关、保险丝、限流电阻、继电器开关单元以及航空电磁仪发射系统内的储能电容，所述开关的第一端连接供电电源，第二端连接至所述保险丝的第一端，所述保险丝的第二端连接至所述限流电阻的第一端，所述限流电阻的第二端连接至所述储能电容的第一端，而所述储能电容的第二端接地，所述继电器开关单元并联在所述限流电阻两端，所述继电器开关单元当开机给所述储能电容充电时断开，当所述储能电容的电压充满进入稳态时闭合以短路所述限流电阻。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：孟祥聪，樊巧玲，李建生，罗鸥，
申请(专利权)人：中国国土资源航空物探遥感中心，
类型：实用新型
国别省市：11