В настоящей статье представляются наиболее полные сведения о СОИ «Сириус» - СОИ третьего поколе. > Системы отображения информации типа «Сириус» космических аппаратов «Союз-7К», «Союз-А8», «Союз-М», станций «ДОС-17К»

Главная страница > Даты

Системы отображения информации типа «Сириус» космических аппаратов «Союз-7К», «Союз-А8», «Союз-М», станций «ДОС-17К»

В настоящей статье представляются наиболее полные сведения о СОИ «Сириус» - СОИ третьего поколения в общей классификации систем отображения информации ПКА и СОИ первого поколения кораблей «Союз».

Системы отображения информации типа «Сириус» космических аппаратов «Союз-7К», «Союз-А8», «Союз-М», станций «ДОС-17К»

Назначение СОИ

СОИ данной серии использовались на пилотируемых КА «Союз-7К», «Союз-А8», «Союз-М» (программа «Союз-Аполлон»), на орбитальных станциях «Салют» (ДОС-17К), а отдельные ее составляющие (пульт управления матричного типа – КСУ, пальчиковые ручки управления, часы) - на станции «Алмаз», транспортном космическом корабле и возвращаемом аппарате комплекса «Алмаз».

На основании концепции развития пилотируемой ракетно-космической техники, принятой изначально ее идеологами во главе с С.П. Королевым, любому пилотируемому полету должны предшествовать беспилотные, условно говоря, автоматические полеты по программам пилотируемых. Условно потому, что эти полеты выполняются при активном участии наземных служб управления, которые по своей сущности являются экипажем корабля.

Формирование концепции построения контура ручного управления космических кораблей происходило в сложном противостоянии специалистов авиационной и ракетной техники. Авиационные специалисты делали ставку на человека, ракетной – на автоматику.

Но следует отметить, что при проектировании СОИ для кораблей по лунной программе 7К-9К-11К концепция была существенно скорректирована в пользу космонавтов. Ее сущность можно представить в следующем виде: космонавтам должна быть предоставлена возможность выдачи всех команд, которые могут быть выданы с земли или автоматикой.

При таком подходе роль космонавтов в управлении кораблями вторична. Это принципиально отличает космонавтику от авиации. Такой подход наложил свой отпечаток на развитие средств и методов обеспечения деятельности космонавтов в полете.

СОИ ПКА должна иметь:

Основываясь на вышеуказанном подходе с учетом опыта работ по программам «Восток», «Восход», «Выход» и лунного проекта 7К-9К-11К, были сформулированы следующие основные требования к СОИ транспортных пилотируемых орбитальных КА.

• средства контроля параметров движения ПКА и местоположения относительно земли, места посадки, относительно наземных измерительных пунктов;

• средства контроля основных параметров и режимов работы бортовых систем, запасов рабочих тел, параметров среды;

• средства оповещения экипажа о наступлении критических ситуаций на борту ПКА;

• средства выдачи команд управления в объеме, достаточном для решения основных задач полета и возвращения на землю;

• часы, секундомер, будильник;

• средства связи экипажа с ЦУП;

СОИ ПКА совместно с радиотехническими, оптическими и телевизионными средствами измерения и наблюдения должна обеспечивать автономное решение задач причаливания, облета заданной цели, стыковки со станцией или другим кооперируемым КА, ориентации в пространстве относительно Земли, спуска с орбиты.

• средства управления средой в кабине корабля.

Приоритет в управлении принадлежит наземному ЦУП.

Задачи баллистико-навигационного обеспечения маневров на орбите, дальнего сближения и штатных режимов спуска и посадки решаются наземными средствами. Данные, необходимые для системы управления движением, должны вводиться ЦУП или с пульта космонавтов по указанию ЦУП, отрабатываться бортовыми средствами автоматики и контролироваться экипажем.

• контроль работы основных бортовых систем на всех этапах полета и после приземления;

Применительно к кораблю «Союз» на СОИ «Сириус» было возложено решение следующих задач:

• управление движением корабля на орбите;

• управление системой ручной ориентации по оптическому ориентатору и ионным датчикам;

• управление системами жизнеобеспечения;

• управление системами, которые обеспечивают сближение, стыковку, маневр на орбите, выход космонавтов в открытое космическое пространство, спуск с орбиты и посадку корабля;

• контроль автоматических и полуавтоматических режимов управления системами корабля;

• управление аппаратурой спускаемого аппарата и бытового отсека;

• контроль напряжения на шинах питания корабля и тока заряда-разряда аккумуляторных батарей корабля;

• контроль автоматического ввода уставок в системы, обеспечивающие астроориентацию корабля, маневр, работу сближающе-корректирующей двигательной установки (СКДУ), ввод уставок вручную;

• контроль давления в баллонах систем ориентации и двигательной установки;

• контроль параметров атмосферы (давление, температура, влажность) кабины спускаемого аппарата и бытового отсека, температуры и давления приборного отсека;

• определение времени полета, зон радиосвязи с наземными измерительными пунктами, времени вхождения в тень Земли и выхода и тени, числа витков вокруг Земли.

• индикация расстояния до другого корабля и скорости сближения с ним;

• выдачи большого числа дискретных команд управления;

В других терминах на СОИ ПКА «Союз» возлагались задачи обеспечения:

• контроля большого числа аналоговых параметров;

• контроля большого числа двухпозиционных сигналов состояния систем;

На выбор решений накладываются ограничения по объему, массе, энергопотреблению при высоких требованиях к надежности аппаратуры.

• ввода и контроля ввода цифровых данных в бортовые системы или бортовой вычислительный комплекс.

На первых этапах развития пилотируемой космонавтики было показано, что решение задачи отображения больших массивов информации и выдачи большого числа команд при заданных ограничениях возможно при применении:

Способы и средства решения задач СОИ «Сириус»

• средств отображения на принципиально новых физических принципах;

• методов совмещения различного вида информации и последовательного ее представления на одном и том же информационном поле или методов сжатия команд-информации;

• многофункциональных средств отображения и органов управления;

• компактных органов управления и отображения;

• новых материалов и др.

• методов микроминиатюризации;

Ключевыми новациями в этой системе являются:

Впервые указанные методы и технические решения в полном объеме были разработаны и реализованы при создании СОИ «Сириус-7К». В дальнейшем они стали базовыми для СОИ всех отечественных транспортных пилотируемых кораблей и станций. При этом некоторые их них остаются востребованными и спустя 40 лет.

• создание комбинированного (многофункционального) электронного индикатора на основе ЭЛТ для отображения большого числа аналоговых параметров;

• переход от прямого к матричному способу выдачи управляющих команд и матричному способу контроля состояния управляемых агрегатов;

• решение задачи отображения ТВ-информации, параметров движения и параметров систем на одном экране;

• создание электролюминесцентных многофункциональных индикаторов и светосигнализаторов;

• применение новой элементной базы, созданной в обеспечение космических пилотируемых программ, в частности миниатюрных разъемов и реле, проводов и др.;

• создание компактных пальчиковых ручек управления движением корабля;

Внешний вид и состав СОИ

• переход от фрезерованных к клепанным ажурным конструкциям пультов и приборных досок с использованием легких металлических уголков;

В состав этой СОИ входят:

СОИ «Сириус-7К» базовая СОИ основных модификаций ПКА «Союз».

• приборная доска ПД-1-7К;

• пульты управления (командно-сигнальные устройства - КСУ левое и КСУ правое);

• пальчиковая ручка управления ориентацией корабля;

• пальчиковая ручка управления продольным движением корабля;

• светильники спускаемого аппарата и бытового отсека;

• пульт бытового отсека (ПБО-1-7К);

На рис. 1.0 показаны приборная доска и КСУ СОИ «Сириус-7К».

• датчики температуры воздуха и жидкости.

Внешне пульт и приборная доска СОИ «Сириус-7К» существенно отличаются от СОИ самолетов и американских космических кораблей.

Рис. 1.0.

В этой системе продемонстрирован принципиально новый революционный подход к созданию методов и средств обеспечения деятельности человека.

Аналогов этой СОИ не существует. Ее оригинальность очевидна.

Ниже представляются средства СОИ и те их особенности и характеристики, которые могут быть использованы или учтены при создании интегрированных электронных систем отображения нового поколения.

Как будем показано в дальнейших публикациях, революционный подход, принятый при создании СОИ «Сириус-7К», в основных своих компонентах оказался преждевременным и в течение многих лет невостребованным. Это касается методов сжатия команд-информации, т.е. устройств типа КСУ, и методов программно-логического управления, т.е. устройств типа индикатора контроля программ.

КСУ – это первый пульт управления интегрированного типа. Оно предназначено для управления системами и агрегатами корабля 7К-ОК, сигнализации исполнения команд и контроля состояния агрегатов систем.

Командно-сигнальные устройства - КСУ

Рис. 1. Командно-сигнальное устройство (КСУ) типа «Сириус» - пульт управления бортовыми системами ПКА «Союз-7К»

В состав СОИ «Сириус-7К» входят два КСУ: КСУ левое и КСУ правое. На рис. 1.1 показан внешний вид одного из КСУ, на рис.1.2 – конструкция КСУ и на рис.1.3 –структурная схема ручного контура управления с использованием одного КСУ.

Рис. 1. Структурная схема ручного контура управления бортовыми системами матричного типа

Рис. 1. Конструкция КСУ

Управление и контроль с КСУ осуществляется по матричной схеме: с помощью клавиш с текстовыми надписями выбираются системы и вызываются агрегаты на контроль, с помощью клавиш с цифрами подаются команды на агрегат выбранной системы. Исполнение команд контролируется с помощью сигнализаторов, которые размещены в окне параллельно кнопочным переключателям.

КСУл устанавливается по левому борту корабля, КСУп – по правому. По конструкции оба КСУ симметричны. Однако на одном из них установлены органы управления (галетные переключатели), которые к матричному контуру управления никакого отношения не имеют.

Рисунки, поясняющие принцип работы КСУ, приведены на рис. 1.4, 1.5, 1.6.

Дешифрация наименований команд осуществляется с помощью трафаретов с надписями, линейки которых устанавливаются в направляющих ажурного барабана, внутри которого неподвижно вдоль оси вращения барабана размещена линейка сигнализаторов. Как ясно из принципа работы КСУ, оператор одновременно может видеть только одну группу наименований (команды одной системы).

Рис. 1. КСУп. Выбрана система Н. В окне появляется линейка с надписями команд этой системы. В этой системе ранее была подана команда «Наддув ДПО» - включен сигнализатор под названием указанной команды

Рис. 1. КСУ правое. Выбрана «пустая» система С

Применение КСУ в данном проекте позволило обеспечить резервирование РКУ на уровне пульта.

Рис. 1. Командно-сигнальное устройство левое (КСУл)

Принцип матричного управления достаточно прост. Однако его реализация на объекте, который в процессе полета меняет свою структуру, связана с необходимостью организации контуров раздельно для спускаемого аппарата, приборного и агрегатного отсеков, а также параллельной и раздельной работы командира и бортинженера корабля.

В целом в КСУ реализуются принципы свертки командного и информационного полей.

• работает левое КСУ, правое отключено;

Каналы управления с КСУ работают в следующих режимах:

• режим «оба» - работают левое и правое КСУ. При этом управление системами А, Б, В, Г может производиться только с левого КСУ, а остальными системами только с правого;

• работает правое КСУ, левое отключено;

Режимы работы «лев», «прав», «оба», «выкл» задаются с помощью кнопок, которые размещены на приборной доске.

• оба КСУ выключены.

Символами « _____ » на транспарантах обозначены команды, которые не исполняются при нажатии кнопки «выкл».

Ниже в таблице представлены наименования всех команд и агрегатов, управляемых или контролируемых с помощью КСУ.

Символом « __ __ » обозначены команды, которые не имеют подтверждения сигнализацией и не исполняются при нажатии кнопки «выкл».

Символом «__ __» обозначены команды, которые не имеют подтверждения сигнализацией.

По своим технико-экономическим показателям КСУ не имел и не имеет до настоящего времени аналогов.

Кроме этого, имеется ряд особенностей при подаче команд выбора частот передатчиков КВ, выбора программ, управлении резервными исполнительными органами и др.

• масса……………………………………………….........................… не более 3,35 кг;

Вот некоторые технические характеристики КСУ:

• электропотребление при контроле …………....…….......… не более 1,6 Вт;

• электропотребление одного сигнализатора …….......…. не более 0,3 Вт;

• количество контролируемых сигнальных параметров.. 16 х 16.

• количество подаваемых матричных команд……........…. 16 х 12 х 2;

В целом КСУ можно назвать первым пультом, построенном на принципах, которые в настоящее время интенсивно развиваются с использованием электронных дисплеев.

При этом с КСУ обеспечивается включение передатчика, переключение ЛЭМ и ДЭМШ, регулировка громкости на диапазонах КВс, УКВ, ВПУ и КВд, ДРК, задание температуры воздуха в спускаемом аппарате и температуры жидкости хладагента.

Автор планирует посвятить этой проблеме отдельную статью.

КСУ – это дисплей электромеханического типа и в этом смысле оно (КСУ) представляет, с одной стороны, исторический интерес, с другой - как пульт управления большим количеством агрегатов, основанный на принципах сжатия команд-информации. Эти принципы имеют фундаментальное значение при создании современных интегрированных СОИ сложных систем.

КЭИ это многофункциональный электронный индикатор, который предназначен для отображения аналоговых параметров бортовых систем и телевизионной информации от телекамер внутреннего обзора кабины спускаемого аппарата и камер причаливания и стыковки.

Комбинированный электронный индикатор - КЭИ

• видеоконтрольное или видеопросмотровое устройство телевизионного типа на основе электронно-лучевой трубки (ЭЛТ) из состава бортовой телевизионной аппаратуры;

В состав КЭИ входят:

o БИС - блок информации;

• аппаратура преобразования аналоговых параметров в видеосигнал, формирования электронных отметок на ЭЛТ, шкал параметров и подсказок космонавту о принадлежности вызываемых на контроль параметров систем – аппаратура «Стрелка» в составе:

o ШУ – шкальное устройство.

o БУС - блок управления;

Рис. 2. Структурная схема контроля параметров на видеоконтрольном устройстве телевизионного типа

Структурная схема КЭИ и его входимость в телевизионную систему и СОИ «Сириус» показана на рис. 2.1.

Распределение информационных полей на ШУ и экране ВКУ показано на рис. 2.2.

Блок управления предназначен для подключения выходов датчиков к устройствам нормирования и преобразования сигналов, а также для включения на шкальном устройстве ламп подсвета шкал, соответствующих вызываемым параметрам и на именования систем.

В классе СОИ летательных аппаратов КЭИ - это первый в мире индикатор группового контроля параметров систем и средство представления телевизионной информации.

Рис. 2. Примерный вид шкального устройства (ШУ), которое накладывается на видеопросмотровое устройство. ШУ состоит из нескольких слоев. В слоях формируются шкалы, оцифровка, наименования параметров. В каждом слое расположены лампы подсвета. При вызове параметров какой-либо системы на контроль с помощью этих ламп подсвечивается соответствующий слой

• количество этапов (форматов) отображения ……............…6

В режиме контроля параметров он имеет следующие технические характеристики:

• количество одновременно отображаемых параметров……….4

• количество измеряемых параметров …………......................18

• размеры рабочего поля отображения …........................….84 х 84 мм

• максимальное количество одновременно отображаемых параметров……8

o длинная отметка (риска) ……………………………………………12 мм

• размеры электронных отметок:

o диаметр кольца …………………………………………………....……12 мм

o короткая отметка………………………………………………….…... 8 мм

o толщина отметок……………………………………………....……… 1 мм

o диаметр точки …………………………………………………….....… 1 мм

• напряжение, снимаемое с датчиков системы жизнеобеспечения…. 0 - + 6,2 В

• напряжение, снимаемое с потенциометрических датчиков…0 - +6 (5) В

• время непрерывной работы …………………....................………. 30 мин, перерыв 60 мин.

• напряжение, снимаемое с датчиков тангажа и рыскания .…- 3 - + 3 В

Наименования этапов или форматов отображения и формирование шкал измеряемых параметров обеспечиваются оптическим способом с помощью накладного шкального устройства, показанном на рис. 2.2.

Команды выбора режимов работы КЭИ и вызов параметров на контроль задаются непосредственно с КСУ, и поступают в блок БУС, минуя командную матрицу бортового комплекса управления.

Рис. 2. Давление наддува в баллоне 1 - 0 - 350 ат Давление наддува в баллоне 2 - 0 - 350 ата Давление горючего - 0 - 10 ата Давление окислителя - 0 - 10 ата

Виды форматов отображения по этапам показаны на рис. 2.3, 2.4, 2.5, 2.6, 2.7, 2.8, 2.9.

Рис. 2. Давление наддува в баллонах ДПО - 0 - 350 ата Давление перекиси в баллонах ДПО - 0 - 25 ата

Рис. 2. Давление наддува в баллоне СУС 1 - 0 - 350 ата Давление перекиси в баллоне 1 СУС - 0 - 25 ата Давление перекиси в баллоне 2 СУС - 0 - 25 ата

Рис. 2. Тангаж - -10 - +10 град Рысканье - -10 - +10 град

Рис. 2. Давление наддува в баллоне 1 ДО - 0 - 350 ата Давление наддува в баллоне 2 ДО - 0 - 350 ата Давление перекиси в баллоне 1 ДО - 0 - 25 ата Давление перекиси в баллоне 2 ДО - 0 - 25 ата

Рис. 2. Тестовый контроль КЭИ

Рис. 2. Влажность 1 - 35 мм рт.ст. Кислород О2 0 - 360 мм рт. ст. Углекислый газ 0 - 30 мм рт. ст.

Индикатор контроля программ - ИКП

Итак, КЭИ – это совершенно новый этап на пути развития СОИ сложных объектов. Это первая в мире в классе летательных аппаратов бортовая многофункциональная электронная система отображения аналоговых параметров и телевизионной информации. В настоящее время интерес представляют параметры, которые были выбраны для отображения. Технические же решения представляют только исторический интерес.

• наименование и содержание контролируемой программы;

Индикатор программ ИКП предназначен для контроля прохождения программ, которые задаются бортовым программно-временным устройством (ПВУ), и позволяет космонавту определить:

• время подачи некоторых команд с пульта управления;

• текущее время программы и время выполнения команд для пяти программ;

• исправность индикаторной панели ИКП.

• исполнение команд системами объекта;

Отказом ПВУ является невыдача команды в заданное время. Отказ системы – это неисполнение системой команды, выданной ПВУ.

Задача контроля прохождения программ состоит в определении космонавтом возможных отказов в работе систем и ПВУ и своевременной выдачи управляющих команд с помощью КСУ или специальных кнопок, расположенных на приборной доске.

Порядок следования команд в программах и время их исполнения задаются ПВУ.

Контролируемая программа представляет собой набор команд, подлежащих исполнению системами объекта в определенное время и в определенной последовательности.

Для этого на лицевой панели прибора, выполненной на основе электролюминесценции, высвечиваются временная шкала с индексом временного отсчета, наименованием программы, содержание программы в виде перечня команд, подлежащих выполнению, с привязкой каждой команды к минутным меткам шкалы текущего времени, и индексы выполнения команд.

Контроль прохождения программ по прибору ИКП осуществляется космонавтом визуально.

Рис. 3. Режим контроля ИКП

Виды отображаемой информации на ИКП показаны на рис. 3.1 (режим контроля ИКП), 3.2 (программа «Спуск 1»). Другие программы показаны на рис. 3.3, 3.4, 3.5, 3.6, 3.7, 3.8, 3.9, 3.10.

Рис. 3. Программа «МАНЕВР»

Рис. 3. Программа «СПУСК 1»

Рис. 3. Программа «СПУСК с ручной ориентацией»

Рис. 3. Программа «СПУСК 2»

Рис. 3. Программа «АСТРООРИЕНТАЦИЯ». Данная программа работает совместно с программами спуска и маневра

Рис. 3. Программа «МАНЕВР с ручной ориентацией»

Рис. 3. Программа «АСТРООРИЕНТАЦИЯ. Маневр с ручной ориентацией»

Рис. 3. Программа «АСТРООРИЕНТАЦИЯ. Спуск 1»

Ряд программ работает самостоятельно, а программа «Астроориентация» - только совместно с определенными программами. При этом она может включаться в произвольное время в течение 20 минут относительно момента включения совместно контролируемых с ней программ (перед, после или одновременно). Команды этой программы расположены в определенной последовательности, но не привязаны к временной шкале, т.е. их исполнение по времени не контролируется.

Рис. 3.1 Программа «АСТРООРИЕНТАЦИЯ. Спуск 2»

При достижении индексом временного отсчета минутной метки, к которой «привязана» какая-либо команда, в случае исполнения команды системой должен погаснуть соответствующий индекс исполнения. Исполнение ряда команд сигнализируется на лицевой панели прибора загоранием соответствующих надписей. Если сигнализатор не загорелся (или не погас), космонавт должен подать соответствующую команду с КСУ.

Выбор программ задается по командной радиолинии с Земли или космонавтом с помощью КСУ. По включению какой-либо из программ индекс временного отсчета начинает перемещаться вдоль шкалы текущего времени с периодичностью 1 минута.

• режим ожидания контроля (ОК);

Прибор работает в 2-х режимах:

В режиме ОК может проводиться только контроль исправности прибора. При поступлении команды «Контроль ИКП» на лицевой панели высвечиваются все содержащиеся на ней надписи, условные обозначения и индексы. Одновременно вдоль временной шкалы перемещается индекс временного отсчета от нулевой до 85-ой минутной метки. После достижения последней метки прибор возвращается в исходное состояние.

• режим контроля выбранной программы (КВП).

Индикаторная панель состоит из рамки, выполненной из легкого сплава, в которую помещено стекло с нанесенным на него слоем электролюминофора. Стекло является первым электродом. Вторые электроды имеют конфигурацию наименований, индексов, символов. Собственно эти электроды и являются носителем информации. Схема ИКП – это схема управления определенными наборами электродов. Электроды залиты эпоксидной смолой.

Оригинальна конструкция прибора. Его основу составляет силовой каркас, выполненный из легкого сплава, к которому с одной стороны крепится лицевая панель, а с другой – пенополиуретановые платы. На этих платах, которые одновременно являются амортизирующим основанием, с помощью эпоксидного клея крепятся детали электросхемы. Задней крышкой прибора является пенополиуретановая плата.

Способом отображения информации, принятом в ИКП, открывается новое направление в построении человеко-машинных систем. Здесь следует обратить внимание на два момента:

До появления жидкокристаллических индикаторов электролюминесцентные приборы типа ИКП оставались уникальными не только своими информационными возможностями, малыми габаритами, малым весом, но и малым потреблением. Так, ИКП СОИ «Сириус-7К» вместе с его статическим преобразователем, который устанавливался отдельно, потреблял в рабочем режиме 400-600 ма, в режиме контроля – 420 ма при напряжении питания 27 в постоянного тока.

• второе, это способ визуального представления информации в виде заданных последовательной выдачи команд, не привязанных ко времени и различного рода подсказок.

• это программно-временной способ автоматического управления с обеспечением визуального контроля исполнения программ и активное участие человека в реализации заданных программ управления, направленных на достижение заданных целей;

Автор, являясь одним из ведущих разработчиков системы управления тренажера ТДК-7К для подготовки космонавтов по программе «Союз-7К» в ЦПК им. Ю.А. Гагарина, свидетельствует, что ИКП существенно упрощает реализацию процедур управления, и является удобным инструментом при вводе системы в эксплуатацию.

По своей сущности форматы ИКП заменяют космонавтам инструкцию, которой они вынуждены пользоваться при отсутствии такой индикации. Таким образом, ИКП может быть отнесен к классу электронных инструкторов или к системам поддержки операторов.

Одна из причин - высокая трудоемкость приборной реализации изменений, вводимых в программы управления.

Введение программно-временного способа управления и контроля на уровне панели пульта является одним из важнейших достижений пилотируемой космонавтики. Его применение в системах управления технических систем различного назначения оказывает решающее влияние на организацию деятельности человека в этих системах. Однако данный способ контроля и управления, эффективность которого подтверждена опытом эксплуатации СОИ «Сириус» на тренажерах и в условиях реального полета, в дальнейшем не получил широкого распространения.

Итак, ИКП – первый многорежимный прибор, с помощью которого совместно с КСУ впервые в практике создания эргатических систем был реализован программно временной способ контроля и управления процессами. Эти принципы, по мнению автора, основанном на результатах собственных исследований и исследований советского ученого Г.В. Коренева являются фундаментальными для перспективных систем управления.

При переходе на компьютерные технологии эта сложность устраняется. Тем не менее программно-временной способ отображения не получил своего развития и при создании электронной СОИ 5-го поколения – СОИ ПКА «Союз-ТМА», т.е. более, чем через 30 лет после внедрения СОИ «Сириус-7К». Основная причина этого парадоксального явления это своеобразное, специфическое для пилотируемой космонавтики России, отношение головного предприятия в области пилотируемой космонавтики к роли космонавтов на борту пилотируемого объекта и неспособность системы, например в лице институтов Академии наук, изменить эту ситуацию.

БЦИ предназначен:

Блок цифровой информации - БЦИ

• для ручного ввода уставок в гироблоки на этапе ручной коррекции траектории;

• для контроля процесса ввода уставок в гироблоки объекта на этапе автоматической коррекции траектории полета;

• для сигнализации о работе резервного двигателя СКД;

• для контроля ресурса рабочего тела в баллонах корректирующих двигателей;

Теоретический чертеж лицевой панели БЦИ показан на рис. 4.1., а фотография на рис. 4.2.

• для выдачи команды аварийного остатка рабочего тела в СКД «150,0 м/сек».

Рис. 4.2.

Рис. 4.1.

Пять счетчиков, предназначенных для контроля вводимых уставок, имеют по 2 шаговых привода, что позволяет вести счет импульсов как в прямом, так и в обратном направлении.

В состав прибора входят шесть электромеханических десятичных счетчиков последовательного счета импульсов барабанного типа с электромагнитным шаговым приводом и электролюминесцентный сигнализатор с надписью «Резервный СКД».

Счетчики уставок в этом режиме являются индикаторами, по показаниям которых космонавт может судить о величине и направлении действия импульса корректирующих двигателей, необходимого для заданного изменения траектории полета корабля.

Шестой счетчик («ресурс СКД»), предназначенный для контроля остатка рабочего тела в баллонах СКД, работает только в режиме обратного счета. На этапе автоматической коррекции траектории полета на вход счетчиков уставок в число-импульсном коде поступают значения углов разворота астрокупола по азимуту и углу места Солнца – с и с, углов разворота объекта относительно связанных осей – х и у и значения уставки на отработку двигателей коррекции (импульс СКД).

При достижении на счетчике величины 150.0 м/сек срабатывает контактное устройство, выдавая сигнал об аварийном остатке рабочего тела СКД.

На этапе ручной коррекции космонавт вводит уставки вручную с помощью специальных кремальер. Величина уставок сообщается с Земли. При вводе счетчики работают в обратном режиме. Ввод прекращается по достижению нуля, когда с соответствующего счетчика поступает сигнал об обнулении. Частота считывания 16,66 Гц. Передаточное отношение от шагового привода к барабану младшего разряда счетчика выбрано таким, что поступление одного импульса изменяет показание счетчика на 0,044 м/сек, что соответствует реальному приращению скорости при работе двигателей в течение времени, равном периоду одного импульса частоты 16,66 Гц.

Выводы к разделу 4

При работе резервного двигателя на лицевой панели БЦИ загорается электролюминесцентный сигнализатор «резервный СКД».

Индикатор навигационный космический – ИНК

Прибор БЦИ, также как и КСУ, КЭИ и ИКП, является многофункциональным прибором, с помощью которого решались сложные задачи наведения и управления. Это прибор прямого контроля и управления. В настоящее время для решения задач ввода данных и их контроля решаются другими средствами, но функции почти те же. Функции имеют значение и для перспективных систем, а конструкция - только для истории.

• текущее местоположение корабля – точка земной поверхности, над которой находится корабль в данный момент;

ИНК предназначен для выдачи космонавту следующей информации:

• количество оборотов вокруг Земли, совершенных с момента выхода на орбиту;

• предполагаемое место посадки корабля при включении в данный момент тормозной двигательной установки (ТДУ);

• физико-географические условия районов местоположения и места посадки, времени, оставшемся до входа или выхода из тени;

• зоны радиовидимости радиостанций КВ и УКВ;

На рис.5.1 показан внешний вид ИНК, где:

Рис. 5. Индикатор навигационый космический

Индикатор долготы местоположения корабля относительно поверхности Земли.

Окно с перекрестием для обзора и отсчета координат по глобусу.

Счетчик периода орбитального движения корабля.

Переключатель режимов работы прибора: «МП» – место посадки, «З» – Земля, «Выкл».

Рукоятка ввода заданного периода орбитального движения корабля.

Переключатель разрядов счетчика периода орбитального движения корабля.

Рукоятка ввода или сброса числа витков на счетчике.

Счетчик числа витков вокруг Земли. Емкость счетчика 999,9.

1 Индикатор заданного угла посадки.

Рукоятка установки заданного угла посадки.

1 Рукоятка «Э» - рукоятка вращения глобуса вокруг суточного вращения. Используется для начальной выставки координат положения корабля относительно земной поверхности.

1 Рукоятка «Орбита» для поворота глобуса вокруг орбитальной оси. Используется для начальной выставки координат положения корабля относительно земной поверхности.

1 Индикатор времени, оставшегося до входа или выхода корабля из тени Земли.

1 Рукоятка «установ. СТ» - рукоятка установки времени, оставшегося до входа или выхода корабля из тени Земли.

1 Индикатор широты местоположения корабля относительно поверхности Земли.

1 Рукоятка «тень-свет» - рукоятка установки времени нахождения корабля в тени Земли (в процентном соотношении к периоду орбиты).

По принципу действия индикатор представляет собой программное электромеханическое устройство, воспроизводящее движение глобуса земли относительно двух осей: оси орбитального движения корабля и оси суточного вращения Земли. Прибор имеет достаточно сложную кинематику, с помощью которой в частности реализуются следующие математические зависимости:

1 Электролюминесцентный сигнализатор «Место посадки». Включается после перевода переключателя 3 в положение «МП».

= arcsin (sin i * sin (2 t/T) )

• движение шкалы широты :

= arctg (cos i * tg (2 t/T)) + t + 0 , где

• движение шкалы долготы

– период обращения корабля в плоскости орбиты,

i – угол наклона плоскости орбиты к плоскости экватора,

t - время полета с момента пересечения кораблем экватора,

– угловая скорость вращения Земли с учетом прецессии орбиты,

Движение на оси орбитального движения корабля и суточного вращения Земли передается через редуктор от двух шаговых электромагнитов, работающих от импульсов, поступающих от единого временного устройства корабля.

0 – долгота восходящего узла.

Относительно оси орбиты глобус вращается с периодом, равным периоду обращения корабля вокруг Земли.

Один оборот глобуса относительно оси суточного вращения происходит за время, равное звездным суткам с учетом прецессии орбиты относительно земной оси, вызванной несимметричностью гравитационного поля Земли.

Конструкцией прибора предусмотрена возможность коррекции орбитального движения корабля в диапазоне ± 5 мин с дискретностью ± 0,01 мин.

Таким образом, траектория движения корабля относительно поверхности Земли получается как результат сложения двух вышеуказанных движений.

Место посадки корабля индицируется при повороте глобуса относительно орбитальной оси на угол, который определяется траекторией полета корабля с момента включения тормозной двигательной установки (ТДУ) до момента приземления, и относительно оси полюсов на угол, соответствующий повороту Земли за счет суточного вращения за время движения объекта по баллистической траектории спуска.

Местоположение корабля определяется на карте глобуса под центральным перекрестием остекления прибора либо с помощью вращающихся шкальных устройств широты и долготы. Эти устройства связаны с механизмом орбитального и суточного вращения глобуса.

Прибор имеет механизм ручной корректировки периода обращения глобуса относительно орбитальной оси при отклонении обращения от номинального. Перед стартом устанавливается расчетное значение периода обращения. Предполагается, что орбита круговая.

Переключение ИНК с режима индикации местоположения на режим индикации места посадки и обратно производится космонавтом вручную с помощью переключателя режимов работы прибора.

На карту наносятся белые круги – местоположение наземных измерительных пунктов (НИП). На первых этапах развития космонавтики координаты НИП относились к сведениям совершенно секретным, и поэтому долгое время операция наклейки НИП проводилась непосредственно на космодроме. Операция требовала большой аккуратности, и выполнял ее, как правило, высококвалифицированный рабочий А.Болтов – представитель предприятия – изготовителя ИНК (г. Ленинград). В последующем эта операция выполнялась до отправки приборной доски заказчику специалистами меньшей квалификации.

Коррекция проводится на первых витках полета по данным Земли после уточнения наземной службой баллистического обеспечения полета параметров орбиты. Перед коррекцией глобус выключается, производится выставка заданных координат. Затем ИНК включается космонавтом в заданное время – расчетное время пролета над точкой земной поверхности с заданными координатами.

Индикация вышеуказанных параметров в процентном отношении к периоду обращения обеспечивается с помощью механизма «свет-тень», состоящего из внутренней темной шкалы и внешнего светлого кольца, движение которого синхронизировано с движением глобуса вокруг орбитальной оси.

Важным для полета является знание времени до входа в тень и выхода из тени, время нахождения в тени. Эта важность обусловлена тем, что основные операции по сближению и стыковке должны выполняться на освещенной стороне.

Время, оставшееся до входа и выхода из тени Земли устанавливается в диапазоне 0 – 20 мин.

На наружном светлом кольце нанесена шкала от 0 до 48% орбитального периода, разградуированная через каждые 2%. На темном внутреннем кольце нанесена черно-белая шкала от 0 до 50% орбитального периода, разградуированная через каждые 2%.

Работает ИНК от генератора прямоугольных импульсов амплитудой 27+7-8 в, частотой следования 1Гц и длительностью 100 ±мсек.

Другие характеристики ИНК:

Период орбитального движения может устанавливаться в диапазоне 86,85 мин – 96,85 мин с дискретностью ± 0,01 мин.

Период суточного вращения глобуса составляет 23 часа 35 мин 52 сек.

Погрешность счетчика витков не более ± 0,1 витка.

Угол наклона плоскости орбиты к плоскости экватора 51°46 (в последующем выпускались ИНК с другими наклонами орбиты).

• водного пространства (голубой);

Карта цветная с кодированием:

• возвышенности от 1000 м до 3000 м над уровнем моря (светло-коричневый);

• суши, низменностей и возвышенностей до 1000м над уровнем моря (желтый);

• красные линии – границы СССР, фиолетовые линии – границы стран социалистического лагеря, черные линии – границы США;

• возвышенностей свыше 3000 м (темно-коричневый);

Координатная сетка глобуса нанесена следующим образом:

• масштаб карты 1:100.000.000 (1 см – 1000 км);

• меридианы нанесены через каждые 15° и оцифрованы до 20° с.ш. и 20° ю.ш. через 15° и до 60° с.ш. и 60° ю.ш. через 30°;

• широты нанесены через каждые 10° и оцифрованы до 70° с повторением через каждые 30° по долготе;

• диаметр кружков с номерами УКВ радиостанций – 4 мм с черными цифрами шрифтом №3;

• параллель, соответствующая 20° с.ш. разградуирована через 1°;

Шкала для отсчета широты местоположения корабля разградуирована через 2°, причем поле шкалы, соответствующее северной широте, окрашено в синий цвет, а поле шкалы, соответствующей южной широте – в желтый цвет.

• кружками отмечены города Москва, Киев, Алма-Ата, Новосибирск, Хабаровск, с которыми может поддерживаться радиосвязь по каналу КВ.

1 Погрешность определения предполагаемого «места посадки» не более 150 км.

Инструментальная погрешность определения местоположения корабля по глобусу не более 100 км.

Выводы к разделу 5.

1 Погрешность индикатора при повороте из положения «места посадки» в режим «места положения» не более 200 км.

Тем не менее, этот прибор имеет существенный недостаток: в нем реализована схема полета по круговой орбите, и потому не может быть использован при полете по некруговым. Этот недостаток особенно проявлялся при полете по переходным траекториям на этапах сближения и стыковки. Вследствие этого ряд космонавтов требовали его снятия с приборной доски. Однако до перехода на электронную СОИ пятого поколения на «Союз-ТМА» это не могло быть принято, так как при потере связи с Землей ИНК оставался единственным средством, с помощью которого космонавты могли решить задачу посадки в заданном районе.

По мнению не только автора данной работы, но и многих космонавтов и специалистов НПО РКК «Энергия», ЦКБМЭ г. Реутов, РГНИИЦПК им. Ю.А. Гагарина, СОКБ ЛИИ и других, ИНК – красивый и очень важный для полета прибор. Информация, представляемая на нем, и задачи, которые решаются с его использованием, имеет фундаментальное значение для обеспечения деятельности космонавтов в условиях реального космического полета и обеспечения его безопасности.

Ручки управления - РУ

Фундаментальное значение имеют функции, которые решались с помощью ИНК. Эти функции практически в полном объеме перенесены в СОИ нового поколения и отнесены, как и прежде, к главным параметрам СОИ.

РУл – ручка левая предназначена для управления продольными перемещениями корабля: вверх-вниз, вправо-влево. Для перемещения назад-вперед на ручке установлен тумблер.

В составе системы две ручки управления: РУл – ручка левая и РУп - ручка правая.

Рис. 6.1.

РУп - ручка правая (см. рис.6.1 – ручка в кожухе, который одевается на ручку для защиты от случайных нажатий и повреждения и рис.6.2 – ручка без кожуха) предназначена для управления ориентацией корабля по крену, тангажу и рысканию.

Ручка правая обеспечивает ориентацию корабля в двух режимах:

Рис. 6.2.

• режим ориентации с малыми угловыми скоростями с использованием блока минимальных импульсов (БМИ).

• режим ориентации на орбите с использование датчиков угловых скоростей (ДУС-ов);

Рычаг ручки имеет три вращательных степени свободы, что позволяет производить координированные развороты одновременно по трем осям.

Для управления ориентацией корабля с использованием ДУС-ов в ручке имеются три потенциометра, которые обеспечивают пропорциональное управление кораблем относительно осей «Х», «У», «Z» (крен, рыскание, тангаж).

В нейтральном положении рычага рукоятки выходной сигнал, снимаемый с потенциометров, равен нулю и зона нечувствительности равна ± 5% от максимального отклонения рычага.

Максимальное отклонение рычага рукоятки по тангажу (вверх-вниз) и рысканию (влево-вправо) составляет ± 32°, по крену (по часовой стрелке – против часовой стрелки) - ± 62° при длине рычага 100мм.

Рис. 6.3.

Управляющим сигналам 5 мА, 10 мА и 30 мА соответствуют угловые скорости 0,5 град/сек, 1 град/сек и 3 град/сек соответственно. Электромеханические характеристики потенциометров имеют два линейных участка (см. рис.6.3).

Второй участок используется для грубой ориентации.

На первом участке происходит медленное увеличение управляющего тока в зависимости от отклонения рычага рукоятки. Это дает возможность управлять поворотом корабля с малыми угловыми скоростями на этапе причаливания и стыковки.

Для удобства пользованием в ручке предусмотрена фиксация рычага рукоятки в нейтральном положении и при максимальном отклонении его по всем направлениям каждого из каналов. При отпускании рычага в положении между фиксированными он возвращается в нейтральное.

Усилия перемещения рычага по тангажу и рысканию составляет 200-300 гсм, по крену – 400-600 гсм. В точке, соответствующей 0,62 (P/Pmax), усилие перемещения рычага-рукоятки импульсно возрастает примерно на 100 гсм, по тангажу и рысканию, по крену - на 200 гсм. Таким образом, космонавт получает информацию о переходе на режим грубой ориентации.

Замыкание одной пары контактов происходит при максимальном отклонении рычага рукоятки по соответствующему направлению.

Управление ориентацией корабля с малыми угловыми скоростями с использованием БМИ осуществляется при замыкании 6 пар нормально-разомкнутых контактов по 2 пары на каждый канал управления.

Ручка левая РУЛ предназначена для управления перемещением центра масс корабля по осям «Х», «У», «Z».

Конструктивно три степени свободы рычага обеспечиваются карданным узлом, одной из вилок которого является сам рычаг управления.

Для удобства пользованием в ручке предусмотрена фиксация рычага рукоятки в нейтральном положении и при максимальном отклонении его по всем направлениям. При отпускании рычага в положении между фиксированными он возвращается в нейтральное.

Ручка имеет две степени свободы (вверх-вниз, влево-вправо) – управление по осям «У», «Z» - и работает в релейном режиме. Управляющие сигналы в систему управления поступают после замыкания контактов в результате максимального отклонения ручки от себя - на себя (вверх-вниз) – перемещение корабля по оси «У», или влево-вправо - перемещение корабля по оси «Z». Максимальные углы отклонения рычага рукоятки по этим осям – 20 град при длине рычага 100 мм.

Внешне конструкция РУЛ и РУП похожи.

Разгон и торможение объекта на орбите (перемещение по оси «Х») осуществляется с помощью нажимного трехпозиционного тумблера.

Впервые в мировой практике летательных аппаратов были созданы компактные пальчиковые ручки дистанционного управления движением объекта. Характеристики ручек адаптированы под двигательные возможности рук человека.

Выводы к разделу 6

Прибор ЭЛС-С предназначен для выдачи космонавтам наиболее важных для безопасности световых и звуковых сигналов о работе систем и наступлении событий.

Прибор световой и звуковой сигнализации – ЭЛС-С

Надписи в выключенном состоянии не читаются.

Световая сигнализация прибора трехцветная выполнена на основе электролюминесценции. Количество видов звуковых сигналов 2.

Внешний вид прибора показан на рис. 7.1, а наименования сигналов – на рис. 7.2

Каждый сигнализатор выполнен в виде законченного конструктивного элемента в корпусе из стеклопластмассы АГ-4, который обеспечивает герметизацию электролюминесцентного конденсатора. Сигнализаторы съемные.

Рис. 7.2.

Рис. 7.1.

Внешний вид индикатора ИРС показан на рис.8. Индикатор предназначен для контроля изменения взаимной скорости и расстояния между двумя объектами при сближении и стыковке.

Индикатор расстояния и скорости - ИРС

Индикатор работает в комплексе с радиотехнической системой «Игла», которая выдает сигналы о дальности и скорости между объектами в виде напряжения постоянного тока. Для увеличения точности измерения на близком расстоянии крутизна характеристики входного сигнала дискретно меняется в трех интервалах дальности и в двух интервалах по каналу скорости.

Рис. 8.1.

• расстояние от 31 км до 5,8 км….....крутизна 0,000194 в/м;

Изменение крутизны сигналов в зависимости от изменения расстояния и скорости имеет следующий вид:

• расстояние от 480 м до 0 ……….......крутизна 0,0125 в/м;

• расстояние от 5,8 км до480 м ….....крутизна 0,00154 в/м;

• скорость от 40 м/сек до 2 м/сек..…крутизна 3 в/м/сек.

• скорость от 40 м/сек до 2 м/сек ….крутизна 0,18 в/м/сек;

Отсчет значения дальности производится по одной шкале, которая отградуирована от 0 до 500 м. При дальности свыше 500 м появляются бленкеры, на которых нанесены множители х100 или х10.

Индикация параметров и сигнализация диапазонов измерения осуществляется с помощью 5-ти магнитоэлектрических измерительных механизмов, два из которых работают в режиме вольтметров (индикация значений дальности и скорости) и 3 – в режиме бленкеров для сигнализации диапазонов измерения. Отсчет текущего значения скорости в приборе осуществляется по 2-м шкалам, имеющим диапазон 0 – 40 м/сек и 0 – 2 м/сек. Шкала подсказывается бленкером.

Выводы к разделу 8.

Погрешность индикатора не превышает ±3% от соответствующего диапазона измерения.

Индикатор напряжения и тока – ИНТ

В перспективных СОИ может использоваться опыт представления информации с большими диапазонами изменения данных.

Рис. 9.1.

Внешний вид индикатора показан на рис. 9.1.

Индикатор предназначен для контроля режима работы системы электропитания корабля и обеспечивает космонавтов информацией о напряжении буферных батарей, токе солнечных батарей и токе нагрузки. Вывозов параметров на контроль и шкал обеспечивается с помощью галетного переключателя.

Это один из важнейших индикаторов, с помощью которого осуществляется контроль за системой энергоснабжения корабля и который непосредственно связан с обеспечением безопасности полета.

Ток нагрузки буферных батарей от 0 до 80 А с наружным шунтом 75 мВ при токе 75 А.

Ток солнечных батарей измеряется в диапазоне 0 – 40 А с наружным шунтом 75 мВ при токе 30 А.

1 Индикатор давления и температуры – ИДТ

Погрешность индикации тока ±1,5 %, напряжения в диапазоне 20-35 В - ±1,25 %, а диапазоне 35 – 40 В - ±1,5 %. Вес индикатора не более 300 г.

Рис. 10.1.

Внешний вид индикатора показан на рис.10.1.

• давления воздуха в спускаемом аппарате (СА) и бытовом (БО) отсеках в диапазоне от 0 до 1000 мм рт. ст. с погрешностью ± 2,5 %;

Индикатор предназначен для контроля по вызову параметров системы обеспечения жизнедеятельности экипажа:

• температуры воздуха в спускаемом аппарате (СА), бытовом (БО) и приборном (ПО) отсеках в диапазоне от – 10 до + 50 град с погрешностью (с учетом погрешности датчика ДТВ) от ± 4,34 % для диапазона от – 10 до + 0 град до ± 3,33 % для диапазона от + 10 до + 30 град.;

• давления газа в приборном отсеке (ПО) в диапазоне от 0 до 1500 мм рт. ст. с погрешностью ± 2,5 %;

Для измерения параметров воздуха в СА используются датчики температуры воздуха типа ДТВ, (см. рис.10.2), а жидкости – ДТЖ (рис.10.3), которые входят в состав СОИ.

• температуры жидкого теплоносителя в трубопроводе системы терморегулирования на входе в СА в диапазоне от – 10 до + 50 град с погрешностью ± 2,0%;

Рис. 10.3.

Рис. 10.2.

В СОИ «Сириус» все кнопки были разделены на функциональные группы и поставлялись по заказу в виде кнопочных блоков с разъемами. На рис. 11.1 и 11.2 показаны примеры этих блоков. Следует сказать, что это было прогрессивным решением по сравнению с предыдущими СОИ ПКА, так как такой подход позволял сформировать кабельную сеть приборной доски на монтажном столе и затем крепить ее в каркасе доски. При таком подходе к формированию сложной кабельной сети трудоемкость работ существенно уменьшалась, а качество возрастало. Но несмотря на прогрессивность данного решения, этот подход не получил развития в СОИ ПКА. Он оказался востребованным только при создании СОИ ВКС «Буран». Но и далее в СОИ пятого поколения - СОИ ПКА «Союз-ТМА», - созданной значительно позднее, чем СОИ ВКС «Буран» эта схема также не была реализована.

1 Блоки кнопочных органов управления

Рис. 11.2.

Рис. 11.1.

Часы.

1 Другие индикаторы и средства СОИ

В СОИ «Сириус» дальнейшее и существенное развитие получили часы, с помощью которых обеспечивается не только индикация текущего времени, времени полета, времени суток, но они имели секундомер и будильник. Секундомер мог запускаться как автоматически, так и вручную. Это часы-повторитель. Работали они, как и на кораблях предыдущего времени, от программно-временного устройства с частотой 1 гц. Сверка часов проводилась с использованием системы единого времени во взаимодействии с Землей. Такой подход неоправданно затянулся до настоящего времени.

Функция времени является одной из важнейших функций СОИ особенно в условиях длительного пребывания в замкнутом пространстве.

На рис. 12.1 показаны светильники, которые были созданы ВНИИ источников света и ульяновским конструкторским бюро по техническому заданию СОКБ ЛИИ. В светильниках СБС и КС-С использовались люминесцентные источники света. С корабля №18 выпускался в виде карандаша аварийный светильник СААП с автономной батареей и лампой накаливания МН2,5 – 0,1 Источник тока - две ртутно-цинковые батареи типа РЦ-59 напряжением 1,25 в каждая.

Светильники.

Рис. 12.1.

Анализ возможности использования космических технологий в интересах народного хозяйства показал , это светильники – это одно из немногих технических достижений, которое могло бы быть эффективно использовано непосредственно в быту. Но тогда было не то время, не те люди, не тот подход к созданию новой техники. Это сейчас мы говорим о технике двойного применения, а тогда от техники для народа бежали, как от чумы, так как за нее не присваивали высоких званий, не давали наград, не строили жилье и т.д.

Внешний вид прибора показан на рис. 12.2.

Индикатор давления в скафандрах – ИДС В СОИ «Сириус» индикатор вводился дополнительно и поэтому расположен не совсем правильно: прикреплен сверху к приборной доске.

Прибор ИДС представляет собой комбинированный трехстрелочный индикатор, с помощью которого космонавт имеет возможность контролировать давления в двух скафандрах и баллонах переносных ранцев и баллонах наддува.

Рис. 12.2.

• давление в скафандрах (верхняя шкала «СК») в диапазоне от 0 до 400 мм рт. ст. с погрешностью ± 2%;

ИДС обеспечивает измерение:

• давление в баллонах наддува (шкала «БН») в диапазоне от 0 до 350 ата с погрешностью ± 3%.

• давление в баллонах переносных ранцев (шкала «БР») в диапазоне от 0 до 400 ата с погрешностью ± 3%;

1 Пульт космонавтов бытового отсека – ПКБО

Переключение датчиков обеспечивается с помощью галетного переключателя расположенного рядом с индикатором.

• управления системами, которые связаны с обеспечением перехода космонавтов из спускаемого аппарата в бытовой отсек и выход космонавта из БО в космическое пространство;

Пульт космонавтов бытового отсека предназначен для:

• размещения и управления акустическими элементами радиотелефонной системы «Заря» в БО;

• управления телевизионным освещением и освещением БО;

Внешний вид пульта показан на рис.13.1.

• индикации давления воздуха в СА и БО и баллонах наддува БО.

В состав пульта входят:

Рис. 13.1.

• ЭЛС-Б-144 – электролюминесцентное сигнальное табло;

• ИДШ-3 – трехстрелочный индикатор давления в СА, БО и баллонах наддува;

• ЗБ-329М – блок питания радиотелефонной системы «Заря»;

• ЗБ-319Д – динамик радиотелефонной системы связи «Заря»;

• ЗБ-19Д – динамик для ШВРП.

• ЗБ-17 – широковещательный радиоприемник (ШВРП);

Некоторые характеристики.

Приборы с индексом «ЗБ» созданы и поставляются московским научно-исследовательским институтом радиосистем – МНИИРС, главный конструктор Ю.С. Быков.

На рис. 13.2 показан внешний вид индикатора ИДШ.

Табло имеет сигнализаторы, которые работают в проблесковом режиме с частотой 1,2 – 2,0 Гц со скважностью 0.6 ± 0.15.

На приборе ИДШ-3 обеспечивается отображение:

Рис. 13.2.

• давления в спускаемом аппарате (левая шкала СА) в диапазоне от 0 до с 1000 мм рт. ст. с погрешностью ± 3%;

• давления в баллонах наддува (верхняя шкала БН) в диапазоне от 0 до 350 ати с погрешностью ± 3%;

Управление люками, перепускными клапанами, наддувом, освещением осуществляется с помощью кнопочных органов управления, которые защищены от случайных воздействий конструктивно (утоплены) и с помощью защитных скоб.

• давления в бытовом аппарате (правая шкала БО) в диапазоне от 0 до до с 1000 мм рт. ст. с погрешностью ± 3%.

СОИ «Сириус-7К» – это уникальная система отображения информации с уникальными средствами отображения и управления, свойства которой для автоматизированных систем управления имеют непреходящее значение до настоящего времени.

Выводы

Автор опасается, что, будучи рожденными в России, эти принципы придется, как и многое другое в подобных случаях, изучать и брать за границей.

До настоящего времени особое значение имеют принципы программно-временного контроля и управления системами и процессами, которые впервые были апробированы на ПКА «Союз-7К». Внедрение этих принципов требует кардинального пересмотра взглядов на роль космонавтов в управлении сложными системами.

Итак, ключевыми новациями в этой системе являются:

• создание электролюминесцентных многофункциональных индикаторов и светосигнализаторов;

• создание компактных пальчиковых ручек управления движением корабля.

• решение задачи отображения ТВ-информации, параметров движения и параметров систем на одном экране;

Декабрь 1969.

Главная страница > Даты