一种航空编码混场源电磁探测系统的制作方法

本发明涉及地球物理勘探技术领域，具体涉及一种航空编码混场源电磁探测系统。

背景技术：

主动源电磁法是一种可有效探测地下1公里以浅金属矿、含水层及其他自然资源的地球物理方法，如图1所示，其一般在地表以上布设回线天线，通过控制天线中的电流波形产生一次磁场，在一次磁场激励下，地下结构中产生涡旋电流，测量这些涡旋电流衰减过程形成的二次磁场，可实现对地下电阻率分布信息的提取。

瞬变电磁法是一种时间域主动源电磁法，目前已发展出使用固定翼、飞艇或直升机作为搭载平台的航空瞬变电磁勘探技术，显著提升了传统地面瞬变电磁勘探的效率，尤其适合在沙漠、戈壁、沼泽等地面施工难以进入的区域开展工作。

受方法原理限制，现有航空瞬变电磁法勘探技术实现深浅兼顾较为困难。航空瞬变电磁系统的最大探测深度与系统的发射磁矩、噪声水平以及飞行高度有关，系统发射磁矩为发射回线的面积a、峰值电流i及回线匝数n三者的乘积。提升最大探测深度一般要求增大发射磁矩，降低系统噪声水平及飞行高度。另一方面，为提升系统的近地表探测能力，要求发射电流的关断过程尽可能快，而缩短发射电流的关断过程则要求限制发射电流及发射回线电感。可见，在假设系统噪声水平及飞行高度保持稳定条件下，增大最大探测深度与提升近地表探测能力对发射系统的要求正好相反，因此实现深浅兼顾的技术要求较为困难。

为克服上述困难，目前国际上主要存在三种解决方案：全波形矫正方案(vtem)、双磁矩方案(skytem)、多脉冲方案(helitem)。这三种方案以不同的策略对系统带宽进行了补偿，从而在一定程度上满足了深浅兼顾的勘探需求、拓展了原系统的勘探能力。然而，由于瞬变电磁方法是一种基于扩散方程的探测方法，电磁场的能量依靠耦合效应向地下扩散或传播，其本身在激励信号带宽方面存在限制，因此上述技术在浅部探测中均依然存在盲区问题。

基于扩散方程的探测方法，其需要首先满足工作带宽小于100khz，即扩散方程的条件带宽。在理想条件下，以扩散方程条件带宽的奈奎斯特频率对均匀半空间(电阻率选择在1～1000ωm范围内)的瞬变电磁响应进行观测，其首采样点透入深度(最大瞬变场所在深度)一般在几米至几十米范围内，则地表至这一深度之间的部分将构成探测盲区。由于此盲区与仪器及处理方法无关，因此无法通过仪器及方法优化予以克服。

相比瞬变电磁法，超深探地雷达技术基于波动方程，其工作原理如附图2所示，发射的能量依据电磁波形式向地下传播，通过发射天线向地面下辐射发射信号，该信号在媒质中传播时，遇到分层界面将产生反射和散射，通过观测上述反射和散射信号，可精确提取地下结构的层界面信息，实现对近地表区域的无盲区高分辨探测。近年来，已经有研究工作将超深探地雷达搭载于诸如双椭球飞艇等飞行平台，显著提升了探地雷达的工作效率，已被用于煤田探测、沙漠地区浅层地质填图等领域。但受原理限制，其最大探测深度一般不超过100米，同样无法实现深浅兼顾的技术要求。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

有鉴于此，本发明提出一种航空编码混场源电磁探测系统，以期解决上述问题。

(二)技术方案

一种航空编码混场源电磁探测系统，包括混场源发射模块和混场源接收模块；所述混场源发射模块用于按时序向大地发射低频发射信号和高频发射信号；所述混场源接收模块用于按时序接收大地反馈的低频接收信号和高频接收信号。

在本发明一些示例性实施例中，还包括发射波形及时序控制器，用于向混场源发射模块发送驱动信号，控制其发射信号的波形和时序；所述发射波形及时序控制器还用于控制混场源接收模块的工作时序和增益变化。

在本发明一些示例性实施例中，所述混场源发射模块包括发射机和混场源发射天线；所述发射机包括低频发射模块和高频发射模块，所述混场源发射天线包括低频发射天线和高频发射天线；所述低频发射模块和高频发射模块分别接收发射波形及时序控制器发送的低频驱动信号和高频驱动信号，将对应的驱动信号放大，并通过对应的低频发射天线和高频发射天线发射低频发射信号和高频发射信号；所述低频发射模块和高频发射模块的工作时序及输出参数由发射波形及时序控制器控制。

在本发明一些示例性实施例中，所述混场源接收模块包括接收机和混场源接收天线；所述接收机包括低频接收模块和高频接收模块，所述混场源接收天线包括低频接收天线和高频接收天线；所述低频接收模块和高频接收模块分别用于对所述低频接收天线和高频接收天线接收的信号进行处理，并传输至发射波形及时序控制器；所述低频接收模块和高频接收模块的工作时序和增益由发射波形及时序控制器控制，以实现对高频接收信号与低频接收信号的有序观测。

在本发明一些示例性实施例中，还包括天线承载结构，用于搭载混场源发射天线和混场源接收天线；所述天线承载结构连接在航空搭载平台上，由航空搭载平台带动航行。

在本发明一些示例性实施例中，还包括定位及辅助系统，所述定位及辅助系统包括第一卫星定位系统、高程传感器、第一姿态传感器、视频信息采集器和第一空地通信链路；所述第一卫星定位系统、高程传感器和第一姿态传感器设置在天线承载结构上，分别用于获取天线承载结构的坐标信息、高程信息和姿态信息；所述视频信息采集器用于记录天线承载结构的实飞航线；所述第一空地通信链路用于实现发射波形及时序控制器与地面的数据传输；所述接收机还用于接收定位及辅助系统获取的信息和混场源发射天线输出的信号，并将其与混场源接收天线接收的信号进行汇总和存储，形成质量监控数据包发送至发射波形及时序控制器。

在本发明一些示例性实施例中，还包括地面基站，所述地面基站包括第二卫星定位系统、第二姿态传感器、第二空地通信链路和数据质量监控及反馈系统；所述第二空地通信链路和第一空地通信链路用于实现发射波形及时序控制器与地面基站的数据传输；所述地面基站用于通过第二卫星定位系统和第二姿态传感器对天线承载结构的坐标及姿态信息进行地面静态观测，并将所述静态观测的坐标及姿态信息与所述第一卫星定位系统和第一姿态传感器观测的坐标及姿态信息进行后差分计算，获取天线承载结构的高精度航迹及姿态数据；所述数据质量监控及反馈系统用于接收所述质量监控数据包，对数据进行实时监控，并在数据出现异常时向发射波形及时序控制器发送处置指令。

在本发明一些示例性实施例中，所述高频发射天线为绳状柔性偶极子天线，所述低频发射天线为多匝回线天线；所述高频接收天线为绳状柔性偶极子天线，所述低频接收天线包括屏蔽天线和观测天线，所述屏蔽天线用于屏蔽低频发射天线输出的信号，所述观测天线为多匝回线天线或直接观测磁场的传感器。

在本发明一些示例性实施例中，所述高频发射天线和高频接收天线呈平行放置，其放置方向与天线承载结构的前进方向一致；所述低频发射天线和低频接收天线呈同心圆放置，所述低频接收天线靠近圆心处。

在本发明一些示例性实施例中，所述发射波形及时序控制器采用多种伪随机编码方式生成并输出发射驱动信号。

(三)有益效果

本发明提供的航空编码混场源电磁探测系统同时使用两种不同类型的场源对地下结构进行探测，克服了现有航空瞬变电磁及航空超深探地雷达无法兼顾深浅部探测的困难，实现第二深度空间以浅无盲区的地下结构探测。

附图说明

图1为瞬变电磁方法探测原理图。

图2为超深探地雷达探测原理图。

图3为本发明实施例的航空编码混场源电磁探测系统组成示意图。

图4为本发明实施例的发射信号时序示意图。

图5为本发明实施例的基于直升机的系统结构示意图。

图6为本发明实施例的基于固定翼飞机的系统结构示意图。

图7为本发明实施例的基于飞艇的系统结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明作进一步的详细说明。

本发明实施例提出一种航空编码混场源电磁探测系统，同时使用两种不同类型的场源对地下结构进行探测，克服了现有航空瞬变电磁及航空超深探地雷达无法兼顾深浅部探测的困难，实现第二深度空间以浅无盲区的地下结构探测。本发明实施例的航空编码混场源电磁探测系统包括：混场源发射模块、混场源接收模块和发射波形及时序控制器。

混场源发射模块用于按时序有序、交替地向大地发射低频发射信号和高频发射信号，低频发射信号和高频发射信号经大地反射和散射后，形成低频接收信号和高频接收信号，混场源接收模块按时序接收大地反馈的低频接收信号和高频接收信号。

混场源发射模块包括混场源发射机和混场源发射天线；混场源接收模块包括混场源接收机和混场源接收天线。

混场源发射天线与混场源接收天线均由高频天线与低频天线构成，混场源发射天线包括低频发射天线和高频发射天线，分别用于输出低频发射信号和高频发射信号，混场源接收天线包括低频接收天线和高频接收天线，分别用于接收低频接收信号和高频接收信号。混场源发射天线的高频发射天线为绳状柔性偶极子天线，低频发射天线为多匝回线天线构成；混场源接收天线的高频接收天线亦为绳状柔性偶极子天线，低频接收天线则由屏蔽天线和观测天线两部分构成。其中，使用屏蔽天线可产生与低频发射天线相关的屏蔽信号，从而实现对观测天线的前端保护。其中，观测天线由多匝回线天线或直接观测磁场的传感器构成，最大可同时观测三个正交轴向上的响应信号。

发射波形及时序控制器用于对混场源发射机及混场源接收机进行控制，包括：控制混场源发射机及混场源接收机的工作时序、向混场源发射模块发送驱动信号、控制混场源发射机发射信号的波形和时序、控制混场源接收机的工作时序和增益变化等。

通过程序设置使发射波形及时序控制器按照一定参数向混场源发射机输出发射驱动信号，混场源发射机将驱动信号放大，并通过发射天线予以输出。发射波形及时序控制器在同一个时间基准上分别发送用于进行高频发射及低频发射的驱动信号，即发射波形及时序控制器向混场源发射机有序、交替发送高频发射及低频发射的驱动信号。高频发射要求脉冲信号具有尽可能大的脉宽，以获取相对更深的探测深度，并通过对回波信号进行脉冲压缩处理获得高分辨率。由于伪随机序列为一种特殊的脉冲压缩信号，因此可选择使用多种伪随机编码方式生成并输出发射驱动信号。选择伪随机序列作为高频发射驱动信号，常用的伪随机信号包括m序列、gold序列及golay序列。低频发射信号一般为近似梯形的双极性脉冲，占空比通常在17％至35％之间。高频发射一般在低频发射脉冲间隙的末端进行。

混场源发射机包括低频发射模块和高频发射模块，分别与高频发射天线和低频发射天线对应，低频发射模块和高频发射模块分别接收发射波形及时序控制器发送的低频驱动信号和高频驱动信号，将对应的驱动信号放大至达到探测功率要求，并通过对应的发射天线输出低频发射信号和高频发射信号。

混场源发射机在发射波形及时序控制器控制下，向混场源发射天线输出达到发射功率要求的发射信号。低频发射模块和高频发射模块的工作时序及输出参数由发射波形及时序控制器控制。发射机的输出电力由飞机提供。

混场源接收机包括低频接收模块和高频接收模块，分别与低频接收天线和高频接收天线对应，混场源接收机的高频接收模块及低频接收模块均具有独立的模拟及数字电路，参数与功能因所处理的信号而有所不同。低频接收模块和高频接收模块分别对低频接收天线和高频接收天线接收的信号进行处理，包括对信号进行滤波、放大、模数转换，并将处理后的数据传输至发射波形及时序控制器。使用发射波形及时序控制器对接收机进行开关控制，实现对高频接收信号与低频接收信号的有序观测。在进行高频探测时，对接收机增益进行控制，实现时变增益。

在本发明一些实施例中，航空编码混场源电磁探测系统还包括天线承载结构，用于搭载混场源发射天线和混场源接收天线。天线承载结构由缆绳、挂钩及非金属硬质管材组合、固定而成。天线承载结构连接在航空搭载平台上，由航空搭载平台带动航行。航空搭载平台包括：有人/无人直升机、有人/无人固定翼飞机、飞艇、系留气球等低空飞行器。

上述实施例中的混场源发射天线与混场源接收天线共同搭载于天线承载结构上。以天线承载结构平面中心点为原点；以通过原点的法线方向为z轴，以指向地面方向为z轴正方向；以天线承载结构平面上指向系统前进方向为x轴正方向，按照右手系确定y轴正方向。高频收发天线呈平行放置，走向与x轴一致；低频收发天线呈同心圆放置，低频接收天线放置于原点处，其屏蔽天线与低频发射天线共面。当低频观测天线具备多个观测分量时，其方向与系统各轴向一致。天线承载结构由缆绳、挂钩与非金属硬质管材组合构成。

在本发明一些实施例中，航空编码混场源电磁探测系统还包括：定位及辅助系统和地面基站。

定位及辅助系统用于获取混场源发射天线和混场源接收天线的坐标信息、高程信息和姿态信息中的一种或多种，还可用于记录混场源发射天线和混场源接收天线的飞行航线，定位及辅助系统可将其获取的信息最终传输至发射波形及时序控制器。除此之外，定位及辅助系统还可用于实现发射波形及时序控制器与地面的数据传输。

定位及辅助系统包括：第一卫星定位系统、高程传感器、第一姿态传感器、视频信息采集器、第一空地通信链路。第一卫星定位系统、高程传感器、第一姿态传感器安装于天线承载结构上，分别用于获取天线承载结构的坐标信息、高程信息和姿态信息；视频信息采集器与空地通信链路安装于飞机上，用于记录实飞航线；第一空地通信链路用于实现发射波形及时序控制器与地面基站的数据传输。对于航空电磁探测而言，高程误差对数据影响显著，采用搭载于三轴云台的高精度激光及雷达测距仪可对高程进行精确观测。在飞行过程中，使用视频信息采集器对天线承载结构的实飞航线进行全程记录，以便于后期对数据干扰进行分析。

混场源接收机在发射波形及时序控制器控制下，还用于接收并记录定位及辅助系统获取的信息和混场源发射天线输出的信号，混场源接收机对系统输出及观测的信号进行滤波、放大、模数转换，并与所述定位及辅助系统获取的信号进行汇总，并采用同一时间基准进行存储，按照一定的时间间隔对所有信号进行提取，形成数据质量监控数据包。该数据包将由接收机发送给发射波形及时序控制器。

地面基站用于获取混场源发射天线和混场源接收天线的静态坐标信息和/或姿态信息，并与定位及辅助系统观测的相应信息进行差分计算，获取混场源发射天线和混场源接收天线的高精度航迹及姿态数据。

地面基站包括：第二卫星定位系统、第二姿态传感器、第二空地通信链路、数据质量监控及反馈系统。第一空地通信链路和第二空地通信链路组成空地通信链路，用于按照一定的时间间隔将接收机汇总的数据质量监控数据包发送给所述地面基站，并接收地面基站指令，实现对各航空分系统工作状态的控制。第二卫星定位系统和第二姿态传感器对天线承载结构的坐标及姿态信息进行地面静态观测。

地面基站上的各项观测应早于所有航空设备启动，应晚于所有航空设备关闭。地面基站将地面静态观测的坐标及姿态信息与天线承载结构上观测的相应数据进行后差分计算，获取天线承载结构的高精度航迹及姿态数据。有利于进行航迹偏离计算与系统姿态矫正。此外，地面基站还包含数据质量监控及反馈系统，其通过空地通信链路获取航空系统数据质量数据包，对各类数据进行追踪显示，实现对航空系统工作情况的实时监控。当发现航空设备出现异常时，即观察到数据质量存在问题后，可通过空地通信链路向航空设备的发射波形及时序控制器发送处置指令，并由其按照指令实施处置。如图3所示为本发明实施例的航空编码混场源电磁探测系统组成示意图。发射波形及时序控制器处于中心位置，在系统工作时，发射波形及时序控制器向混场源发射机输出发射驱动信号，用以在相同的时间基准下分别驱动高频及低频发射部分。低频发射波形为双极性近梯形脉冲，不失一般性地，其发射周期为40ms，占空比30％，峰值电流250a。如图4所示为20ms内发射信号的时序示意图。在0ms至6ms之间为低频发射时间，在6ms时，低频发射完全关闭。从6ms至14ms之间为低频观测时间，自14ms起，高频发射与观测启动，至19ms结束。不失一般性地，高频发射采用m序列对发射码形进行编码，码元宽度80ns(即中心频率12.5mhz)，阶数14阶，总码长为16384；每次发射8个编码，发射时长80ns×8＝640ns，发完16384个码元需要2048个分段；因为高频观测每次工作的时长为5ms，当脉冲重复频率(prf)为80khz时，每5ms时间内可完成400个分段。在1秒时间内，低频发射周期数为25，则共包含50个高频工作时段，故1秒时间内高频观测可完成20000个分段，即每秒可实现9道数据的扫描率，与传统航空瞬变电磁每秒10道的扫描率(即每秒10个fiducial)大体相当。

如图3所示，混场源发射机在获得发射驱动信号后，通过各发射天线将其输出，经大地反射和散射后，在发射波形及时序控制器控制下由相应天线予以接收，并将信号送入混场源接收机。此外，对实际输出的发射信号进行直接观测，亦将观测信号输入混场源接收机。根据不同场源的特性，混场源接收机中包含相应的处理、记录通路。不失一般性地，高频通路主要指标包括：采样率100mhz，adc转化位数14位，动态范围＞110db，时变增益；低频通路主要指标包括：采样率192khz，adc转化位数24位，动态范围＞120db，多档可调分时增益。高频发射天线、高频接收天线均为绳状柔性偶极子天线，天线驻波＜3.0。低频发射天线为多匝回线天线，半径15m，4匝。低频接收天线常选择单分量或多分量多匝回线天线，物理面积约115m²，噪声水平0.1nt/s。低频接收天线亦可选择使用磁通门、超导磁强计等直接观测b场的传感器。如图5所示，为基于直升机的系统搭载方式实施例。采用天线承载结构搭载各类天线及卫星定位系统、高程传感器、姿态传感器等辅助系统。天线承载结构由缆绳、挂钩及非金属硬质管材组合、固定而成。低频发射天线穿于管材内部，一体化设计的低频接收天线(含屏蔽天线与观测天线)与发射天线共中心放置。高频收发天线平行于x轴放置，收发间距10米。此外，在进行航空瞬变电磁探测时也常附带搭载航磁系统，例如图5中的磁强计吊舱中安装有磁力计，用于航空磁测。航空磁测与航空瞬变电磁探测分属不同的探测方法，在满足无相互干扰条件下，可以使用同一飞行平台进行搭载。

如图6所示，为基于固定翼飞机的系统搭载方式实施例。采用天线承载结构搭载各类天线及卫星定位系统、高程传感器、姿态传感器等辅助系统。天线承载结构由缆绳、挂钩及非金属硬质管材组合、固定而成。低频发射天线盘挂于机体内部，一体化设计的低频接收天线(仅含观测天线)拖曳于机体后方约130米。高频收发天线平行于x轴放置，收发间距6米。

如图7所示，为基于飞艇的系统搭载方式实施例。采用天线承载结构搭载各类天线及卫星定位系统、高程传感器、姿态传感器等辅助系统。天线承载结构由缆绳、挂钩及非金属硬质管材组合、固定而成。低频发射天线盘绕于飞艇艇囊底部，一体化设计的低频接收天线(与观测天线)悬吊于发射天线中心下方约30米。高频收发天线平行于x轴放置，收发间距6米。

如图3所示，定位及辅助系统按照10hz速率输出，其读出结果导入混场源接收机存储。故此，混场源接收机可按10hz速率提取所有数据形成数据质量数据包并发送给发射波形及时序控制器，由其通过空地通信链路发送给地面基站。地面基站对数据进行监控，若发现数据质量存在问题，将通过通信链路向航空设备发送指令，发射波形及时序控制器在接到指令后，将按指令内容进行处置。

如图3所示，地面基站的另一项任务是进行静态坐标及姿态观测，与相应航空观测进行后差分，可获取高精度的航迹及姿态信息，便于后续处理。如果航空设备中包含磁测设备，则地面基站亦将包含相应的日变观测装备。

还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本发明的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。在可能导致对本发明的理解造成混淆时，将省略常规结构或构造。

并且图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本发明实施例的内容。另外，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。

除非有所知名为相反之意，本说明书及所附权利要求中的数值参数是近似值，能够根据通过本发明的内容所得的所需特性改变。具体而言，所有使用于说明书及权利要求中表示组成的含量、反应条件等等的数字，应理解为在所有情况中是受到「约」的用语所修饰。一般情况下，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中±10％的变化、在一些实施例中±5％的变化、在一些实施例中±1％的变化、在一些实施例中±0.5％的变化。

再者，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。

此外，除非特别描述或必须依序发生的步骤，上述步骤的顺序并无限制于以上所列，且可根据所需设计而变化或重新安排。并且上述实施例可基于设计及可靠度的考虑，彼此混合搭配使用或与其他实施例混合搭配使用，即不同实施例中的技术特征可以自由组合形成更多的实施例。

类似地，应当理解，为了精简本发明并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本发明的示例性实施例的描述中，本发明的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该发明的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本发明要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如权利要求书所反映的那样，发明方面在于少于前面发明的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本发明的单独实施例。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。