El mecanismo de atraque común (CBM) conecta elementos habitables en el segmento orbital estadounidense (USOS) de la Estación Espacial Internacional (ISS). El CBM tiene dos lados distintos que, una vez acoplados, forman un vestíbulo cilíndrico entre módulos. El vestíbulo mide aproximadamente 16 pulgadas (0,4 m) de largo y 6 pies (1,8 m) de ancho. Al menos un extremo del vestíbulo a menudo tiene un diámetro limitado por una penetración de mamparo más pequeña .
 STS-92
MS
Wisoff pares entre CBM. | |
| Tipo | Mecanismo de atraque no andrógino |
|---|---|
| Desarrollador | |
| Largo | ~ 16 pulg. (0,4 m) [1] |
| Diámetro | ~ 71 pulg. (1,8 m) [1] |
| Primer uso | 11 de octubre de 2000 |
| CBM activo (tipo I) | |
| Masa | 240 kg (540 lb) (especificado) [1] |
| CBM activo (tipo II) | |
| Masa | 311 kg (685 lb) (especificado) [1] |
| CBM pasivo | |
| Masa | 440 libras (200 kg) (especificado) [1] |
Los elementos se maniobran a la posición de listo para atracar mediante un Sistema de Manipulador Remoto (RMS) . Pestillos y pernos en los accesorios de tracción lateral Active CBM (ACBM) y tuercas flotantes en el lado CBM pasivo (PCBM) para alinear y unir los dos.
Una vez presurizado el vestíbulo, los miembros de la tripulación despejan un paso entre los módulos quitando algunos componentes de CBM. Los conectores de servicios públicos se instalan entre mamparos enfrentados, con un panel de cierre para cubrirlos. El túnel resultante se puede utilizar como un muelle de carga , admitiendo grandes cargas útiles de las naves espaciales de carga visitantes que no cabrían en un pasillo de personal típico.
Descripción general del diseño
Todos los tipos de CBM cuentan con un anillo de aluminio que se atornilla a la carcasa de presión durante la fabricación del módulo principal . La junta atornillada comprime dos juntas tóricas concéntricas: una es de silicona (para un mejor rendimiento de temperatura) y la otra es de fluorocarbono (para una mejor resistencia al fregado). [2] Un par de anillos acoplados es la estructura principal para cargas de presión críticas para la vida, por lo que los anillos y sellos se diseñaron con los mismos estándares que las carcasas del módulo. [3] Si los sellos primarios se deterioran, pueden aumentarse con sellos secundarios que fueron diseñados y calificados como parte del CBM. Los sellos secundarios se pueden instalar como Actividad Intravehicular (IVA) . [4]
La mayor parte del volumen del vestíbulo está reservado para el paso de la tripulación y, por lo general, se instala un cierre alrededor del perímetro de la escotilla como límite para el pasillo. En la mayoría de las ubicaciones, el volumen está reservado para las conexiones de servicios públicos fuera de la caja. El conjunto de utilidades es específico para cada par de módulos acoplados. [5]
con números de pieza de calificación [6]
Además de sus características estructurales, el ACBM realiza e invierte las funciones básicas asociadas al atraque: [7]
- La alineación restringe físicamente el movimiento entre los módulos en cinco de los seis grados de libertad a medida que cambia la distancia entre ellos [8] . Las restricciones las imponen conjuntos sucesivos de componentes estructurales. [9]
- El operador del RMS recibe una indicación de que está listo para operar los pestillos de captura cuando el módulo entrante se ha colocado correctamente al alcance de los pestillos. La indicación Ready-to-Latch es proporcionada por cuatro mecanismos: uno en cada cuadrante, asociado con cada pestillo.
- El módulo entrante es capturado por cuatro pestillos. Lo dibujan a través de una rotación y traslación combinadas para alinear el PCBM al ACBM con un pequeño espacio residual. [10]
- Se establece una conexión estructural rígida. Cada uno de los 16 pernos motorizados en el ACBM cruza el espacio residual para enroscar en una tuerca en el PCBM. Los pernos se aprietan en un proceso de múltiples etapas que gradualmente conforma las dos bridas, comprime los sellos CBM / CBM y precarga la junta CBM / CBM.
Se especificaron dos tipos funcionales para el ACBM. [11] El ACBM Tipo I, con un complemento de 24 mecanismos independientes, se puede encontrar orientado axial o radialmente en el módulo principal. Puede enfrentarse a cualquiera de las seis orientaciones orbitales, [12] por lo que puede estar en cualquier lugar dentro de un amplio rango de temperaturas al inicio de las operaciones de atraque. [13]
El ACBM Tipo II aumenta el diseño del Tipo I con componentes para proteger su módulo principal cuando no hay nada atracado en un puerto . Cuatro de los componentes son mecanismos que se pueden implementar para salir del camino del módulo entrante. Otros son retirados por la tripulación después de que se presuriza el vestíbulo. El Tipo II se utiliza donde los puertos estarían expuestos durante largos períodos de tiempo, o en direcciones que experimentan condiciones agresivas previas al atraque. [14] El ACBM Tipo II se encuentra en los puertos radiales de los Nodos de Recursos y puede enfrentarse en cualquier orientación orbital.
El PCBM incorpora accesorios y estructuras de alineación correspondientes a los del ACBM Tipo I. 32 de los accesorios son en sí mismos mecanismos de resorte, accionados durante la captura y la rigidez por los componentes correspondientes del ACBM. [15] El sello CBM / CBM primario también es parte del PCBM, al igual que los resortes separadores / empujadores precargados para estabilizar su movimiento relativo cuando la junta CBM / CBM está casi acoplada. [dieciséis]
Se especificaron dos tipos para el PCBM, que se diferencian solo en la durabilidad de su sello. El material de silicona S383 del sello PCBM Tipo I es más indulgente con el diferencial de temperatura previo al atraque entre los dos módulos que el fluorocarbono V835 del Tipo II. El S383 también es más resistente al oxígeno atómico que se encuentra en órbita antes de atracar. [17] El Tipo II se usó para lanzar pequeños elementos en la bahía de carga útil del Shuttle mientras estaba atornillado a un ACBM o a un Equipo de Soporte de Vuelo similar porque el material V835 es más resistente a los efectos dañinos del fregado bajo vibración. [18]
El PCBM siempre se encuentra en un extremo del módulo principal. Se puede unir a un mamparo o como un anillo final en una sección de barril de estructura primaria que está abierta al vacío antes de atracar. [19] Los PCBM están conectados a módulos que tienen una amplia gama de masa térmica , por lo que también pueden experimentar una amplia gama de condiciones de temperatura inicial. Por la naturaleza de la operación, el PCBM siempre se enfrenta en la orientación de vuelo opuesta a la del ACBM, por lo que las diferencias de temperatura pueden ser significativas. [20]
Operaciones
Consulte la Galería de operaciones para obtener más gráficos. Consulte la Tabla de misiones para conocer los eventos de atraque individuales.
Lanzamiento posterior
Los ACBM requieren que EVA se prepare para su primer uso en órbita. Los ACBM de tipo I, que normalmente se encuentran en puertos axiales, suelen tener una cubierta de "gorro de ducha" que a dos miembros de la tripulación de EVA les lleva unos 45 minutos retirar y guardar. Los ACBM de tipo II, que se encuentran en los puertos radiales de nodo, requieren la liberación de las restricciones de lanzamiento para las cubiertas M / D desplegables. La liberación de las cubiertas cargadas por resorte requiere la activación de los pestillos de captura para cerrarlas nuevamente y, por lo tanto, ejercita los indicadores de listo para enganchar. Incluyendo la inspección, cada puerto radial tiene un presupuesto de aproximadamente 15 minutos para un solo miembro de la tripulación de EVA, asistido por la tripulación de IVA para operar el ACBM según sea necesario. [21] [22]
Los elementos de tamaño completo lanzados en el NSTS tenían cubiertas protectoras sobre el sello en el PCBM. Dos miembros de la tripulación de EVA necesitaron entre 40 y 50 minutos cada uno para quitar y guardar las cubiertas del PCBM, inspeccionar el sello mientras lo hacían y limpiarlo si era necesario. [23] Los PCBM de tipo II utilizados como interfaz de lanzamiento se inspeccionaron después de desatornillar, ya que no se instalaron cubiertas. En los vuelos de logística, la inspección se realiza únicamente por cámara. [24] [22]
Atraque
Preparación
El PCBM no requiere preparación para atracar más allá de lo que se requiere después del lanzamiento. La preparación del ACBM para el atraque toma aproximadamente una hora, comenzando con la selección de los servicios públicos de apoyo (energía, datos) y la activación secuencial para cada Ensamblaje del Panel del Controlador (CPA). Se seleccionan dos CPA como controladores principales primarios y secundarios.
La activación ejecuta la prueba integrada e inicializa los contadores de posición de los actuadores. Cada actuador de perno se extiende dos revoluciones, luego se retrae tres para verificar la operabilidad tanto del perno como del motor. Los pestillos se conducen uno a la vez a la posición abierta que, para los puertos radiales de nodo, despliega cubiertas M / D. Los 20 actuadores están configurados en las posiciones iniciales operativas (0 revoluciones para los pernos, 202 ° para los pestillos). Se realiza una inspección remota para verificar que los pestillos estén completamente desplegados y que el pasillo de acoplamiento y la superficie estén libres de obstrucciones. [25]
Las contingencias consideradas durante la preparación incluyen la limpieza de la cara del anillo ACBM y las acciones correctivas de EVA que involucran las cubiertas M / D, así como los indicadores CPA, Capture Latch y Ready-to-Latch. Se encuentran disponibles procedimientos de resolución específicos para la pérdida de energía y soporte de comunicaciones al CBM. [26]
Maniobra
El módulo equipado con PCBM se maniobra en el sobre de captura mediante un sistema de manipulación remota (RMS) operado por teleobjetivo. Se han utilizado dos RMS diferentes para atracar módulos: el Shuttle RMS de 6 articulaciones (SRMS, o " Canadarm ") y la Estación Espacial RMS de 7 articulaciones (SSRMS, " Canadarm 2 ").
La operación de maniobra comienza con la adquisición de la carga útil por parte del RMS End Effector. Este paso se conoce como "captura" o "agarre". Durante la era NSTS, las cargas útiles generalmente llegaban a la bahía de carga útil del transbordador. Durante la lucha, las articulaciones del SRMS se "cojearon", lo que le permitió adaptar su postura a la ubicación exacta de la carga útil. El SSRMS típicamente agarra una carga útil que vuela libremente que se ha maniobrado para mantener una distancia y orientación constantes con respecto a la ISS. Una vez agarrado, el RMS mueve el módulo cambiando sus ángulos de articulación. El movimiento del módulo a menudo debe estar coreografiado con otras partes móviles de la ISS, como las matrices solares.
Se ha proporcionado información visual sobre el movimiento del PCBM al operador del RMS mediante al menos dos sistemas dedicados. Las primeras literas se guiaron utilizando una técnica de retroalimentación fotogramétrica llamada Space Vision System (SVS), que rápidamente se determinó que no era adecuada para uso general. El SVS fue reemplazado por un sistema de cámara de atraque de línea central (CBCS) dedicado a tareas, que se usó por primera vez en STS-98. [27]
El tiempo necesario para completar la maniobra RMS depende enteramente de la trayectoria a seguir y de cualquier limitación operativa que deba adaptarse. Lo mismo es cierto para todos los planes de contingencia. Cerca del final de la maniobra, el operador pasa por un pasillo estrecho cuando el PCBM comienza a engranar con el ACBM. La operación finaliza cuando el operador RMS ve cuatro indicaciones Ready-to-Latch en el ACBM objetivo o concluye que solo se pueden lograr tres. Debido a que el RTL es un mecanismo de resorte, el RMS termina con energía almacenada y se deja en un estado que puede resistir la fuerza de separación. [28]
Compañero
Las dos mitades del CBM se unen nominalmente en tres operaciones:
- Capture adquiere y alinea el PCBM entrante con respecto a la geometría del ACBM
- Adquisición de tuercas enrosca cada perno motorizado en su respectiva tuerca
- Boltup precarga completamente la junta entre las dos mitades
Se han ejecutado en órbita al menos dos protocolos de captura distintos. Ambos protocolos emiten un comando de captura de "primera etapa" a un ángulo de eje indicado entre 185 ° y 187 °. La captura de la primera etapa asegura que cada pestillo se coloque por encima de su accesorio respectivo, que se verifica operativamente evaluando su estado de interruptor. El RMS aún controla la posición y orientación del elemento, y las cargas ejercidas por los pestillos de captura permanecen bajas. La captura de la primera etapa tarda unos 15 segundos en completarse y se restringe a las regiones orbitales donde los controladores de tierra pueden monitorear el progreso casi en tiempo real. Para controlar cargas espurias cuando el elemento de atraque es grande, el Sistema de Control de Actitud de la estación puede mantenerse a la deriva y prohibirse el ejercicio de la tripulación. [29]
Los dos protocolos difieren en cómo los pestillos atraen las dos mitades al alcance de los pernos accionados. Durante la era NSTS, se emitió un único comando de "captura" de segunda etapa después de que el SRMS se colocó en "modo de prueba". Se ejecutan cinco etapas de captura cuando se usa el SSRMS para limitar la posibilidad de que se acumulen cargas en sus brazos si ocurren eventos de frenado fuera de lo nominal. En cualquier caso, los accionamientos de captura se enganchan al ángulo del eje indicado de 12 ° en un tiempo de actuación de aproximadamente 108 segundos. En ambos protocolos, la energía residual en los RTL puede hacer que se abran brevemente porque los pestillos no se "enganchan" a sus accesorios hasta muy por debajo de la posición inicial de 187 °. [30]
Una vez que el operador concluye que el proceso de captura se ha completado con éxito, los 16 pernos motorizados se activan a 5 rpm con un límite de precarga de 1,500 lbf (6,700 N). A medida que los separadores térmicos comienzan a hacer contacto con sus respectivas placas de impacto, la celda de carga de cada perno informa sobre la carga resultante. Esta fase "ABOLT" termina individualmente para cada perno sobre la base del par, revoluciones o carga indicada. Los pernos que terminan antes pueden ver su cambio de carga indicado a medida que los pernos posteriores asientan sus tuercas. Los operadores, que pueden estar en tierra, evalúan la condición resultante para determinar si la condición de carga es aceptable. Si es así, se eliminan las restricciones sobre el control de actitud y el ejercicio. El RMS libera (desencadena) la carga útil y puede continuar con otras tareas. [31] [32]
Si el análisis térmico previo a la misión indica que la diferencia de temperatura entre las dos mitades de CBM es excesiva, la condición ABOLT se mantiene durante un período de tiempo prolongado. La "retención térmica" permite que los dos lados se acerquen a una temperatura común. Luego, los pernos motorizados se aprietan en seis pasos hasta su precarga completa. Cada comando se envía a cuatro pernos a la vez, espaciados a intervalos de 90 °. Algunos pasos pueden, a discreción del operador, ejecutarse más de una vez. La activación final del boltup está presupuestada para 60 minutos, pero puede variar bastante dependiendo de cuántas iteraciones de precarga incremental se ejecuten. [33]
Una vez que el operador determina que el proceso de atornillado se ha completado con éxito, se ordena a los pestillos a la posición "cerrada" y se desactivan los CPA. Los recursos de energía, comando ejecutivo y datos están disponibles para reasignarlos a otras tareas.
Las adaptaciones para varias situaciones fuera de lo nominal son inherentes al diseño del CBM. El sello CBM / CBM puede solucionar cualquier falla de un solo perno durante la operación de acoplamiento, lo que aún permite que el vestíbulo mantenga la presión atmosférica. Cualquier falla de dos pernos puede tolerar cargas mecánicas, siempre que no estén uno al lado del otro y el vestíbulo no esté presurizado. La pérdida de un solo pestillo y de cualquier indicador de Ready-to-Latch puede tolerarse sin poner en peligro el éxito de la misión, y los pestillos en sí están diseñados para adaptarse a la posibilidad de modos de falla de "frenos en" en el SRMS. Se encuentra disponible una lógica de resolución detallada para la pérdida de energía y comunicación, al igual que secuencias de resolución para pestillos que "pierden" sus conexiones o se atascan en una carrera parcial. Los procedimientos de contingencia en esta fase de operaciones también abordan el frenado anormal del SSRMS y la "seguridad rápida" si otros sistemas en la ISS o el Shuttle requieren una salida inmediata. [34]
Operaciones IVA
El equipamiento del vestíbulo incluye la configuración del equipo, la verificación de fugas y la reconfiguración mecánica. El tiempo y el esfuerzo necesarios dependen de la configuración del ACBM, el número y tipo de componentes CBM que se deben quitar y las interfaces que se conectarán entre los dos elementos. Se puede presupuestar hasta diez horas, aunque, al menos en algunos casos, ese tiempo puede detenerse para realizar una "verificación fina de fugas" prolongada por disminución de la presión antes de abrir la escotilla en el vestíbulo.
Debido a que se superponen con el pasillo de la tripulación a través del vestíbulo, los CPA siempre deben limpiarse, [35] y siempre es necesario quitar las cubiertas a través de la escotilla en el elemento recién atracado. Cuando los elementos permanecerán acoplados durante largos períodos de tiempo, otros componentes CBM pueden retirarse para su almacenamiento o reutilización seguros. Los puertos radiales de nodo requieren de 20 a 40 minutos adicionales para la extracción y almacenamiento de la sección central de la cubierta M / D. Por lo general, se instala un panel de cierre alrededor del perímetro interior de las dos vigas de la trampilla enfrentadas, para mitigar la acumulación gradual de escombros alrededor del perímetro del vestíbulo. [36]
Las operaciones de contingencia detalladas, que abordan tanto la reparación como el mantenimiento preventivo, se prepararon con anticipación para los componentes accesibles internamente. Los procedimientos generalizados para localizar fugas atmosféricas en el vestíbulo han existido desde al menos la Etapa 4A del ensamblaje de ISS, al igual que los procedimientos de instalación de contingencia para los tres juegos de sellos IVA. Los informes de daños a los conectores CPA (tanto en tierra como en órbita) llevaron al despliegue de procedimientos de mitigación de riesgos en STS-126 . [37]
Deberthing
La eliminación de un elemento esencialmente invierte el proceso de atraque. [38] Varía según los detalles de cómo se configuró el vestíbulo para las operaciones. La implementación más común comienza con la desactivación del vestíbulo al reconfigurar para descargar un elemento logístico desde Node Radial Port. El procedimiento originalmente estaba presupuestado para dos tripulantes y una duración de 4 horas. Elimina elementos que cruzan el plan de interfaz ACBM / PCBM (cierres, puentes de servicios públicos y correas de conexión a tierra), instala hardware CBM esencial para las operaciones de detención (por ejemplo, CPA, cubiertas térmicas) y cierra la escotilla. [39]
El equipo de prueba de caída de presión, que incluye sensores y componentes electrónicos de apoyo y un puente de acceso al vacío de 35 pies (11 m) de longitud, se instalan posteriormente en el interior de la escotilla. Con estos en su lugar, el vestíbulo está listo para un período de despresurización de aproximadamente 40 minutos, incluidos los períodos de permanencia para la verificación de fugas. El objetivo de presión crítica (absoluta) es de 2 mmHg (267 Pa) para evitar daños en los sellos CBM durante el demate. [40]
Al igual que en la preparación previa al atraque, los servicios públicos de apoyo están configurados para proporcionar energía y datos al CBM. Se aplica energía, se seleccionan dos CPA para su uso como controladores maestros primario y secundario, y se inicializan los controladores de motor individuales. Se envía un comando "DBBoltck" a los pernos motorizados y los pestillos de captura se ordenan individualmente a un ángulo de eje de 212 °. A continuación, los pestillos se colocan en su posición nominal de "captura completa" de 12 °. El CBM se deja en condición de "espera" o se apaga. [41]
La liberación del elemento PCBM de la condición de acoplamiento rígido tarda unos 90 minutos. Comienza aflojando los 16 pernos motorizados en aproximadamente 0,4 revoluciones, lo que lleva menos de cinco minutos. [42] Se requiere que los 16 pernos tengan una carga residual positiva después de completar el paso. [43] Luego, se extraen completamente juegos de cuatro pernos, cada juego tarda aproximadamente 6:30 en alcanzar una posición nominal de 21,6 revoluciones. Se requiere que la garra RMS y el Control de actitud de deriva libre estén en su lugar antes de retirar el tercer juego. Una vez que se han extraído los 16 pernos, se despliegan los pestillos de captura, lo que permite que los indicadores comprimidos listos para enganchar se empujen contra las guías de alineación del PCBM. El elemento de salida es maniobrado por el RMS y, en los puertos radiales de nodo, las cubiertas desplegables M / D están cerradas. Luego, el ACBM se apaga quitando la energía de los CPA. [44]
La resolución de contingencias durante el demate es generalmente similar a la de preparación y ejecución de operaciones de apareamiento. Muchos de ellos terminan efectivamente con instrucciones para una renovación de contingencia para permitir la remoción y reemplazo de componentes CBM. El esfuerzo por reacondicionar el vestíbulo para desamarcar el CBM lo hace generalmente inadecuado para salidas de emergencia. [45]
Oportunidades
El diseño original de la ISS requería que se instalara un elemento Habitat en el puerto del Nodo 1 (Unity) orientado hacia el Nadir, y las penetraciones de mamparo se diseñaron en consecuencia. A medida que la estación maduraba a través de las primeras fases de ensamblaje, se planificó el Nodo 3 para esa ubicación. Más tarde se hizo evidente que la instalación en el mamparo del lado de babor conferiría importantes ventajas operativas. Desafortunadamente, el enrutamiento original de las utilidades dentro del Nodo 1 requirió un trabajo significativo en órbita para permitir el cambio. El gran diámetro de CBM permitió el uso de PMA3 como cierre que contenía presión durante el esfuerzo, de modo que los pasantes se pudieran quitar y reemplazar sin EVA. PMA3 se trasladó durante la Expedición 21 al CBM del lado del puerto, y "... Agua potable, cableado de datos ISL y 1553, e instalación de conductos, cables y mangueras de IMV [ventilación intermodular] ..." se conectaron en preparación para la llegada del Nodo 3. El mamparo reconfigurado se probó para detectar fugas antes de mover PMA3 de regreso a su ubicación de almacenamiento, y el Nodo 3 se instaló en la ubicación recién preparada en STS-130 . [46]
La profundidad, el diámetro y la accesibilidad del CBM también se han aprovechado para respaldar la dispensación de CubeSats del sistema de despliegue SlingShot. El marco se monta en el sobre interior del PCBM en vehículos logísticos (por ejemplo, Cygnus ). El módulo de esclusa de aire Bishop NanoRacks ( NRAL ) aprovecha la interfaz robusta entre el ACBM y el PCBM para atracar y colocar repetidamente una "campana" que aloja una capacidad similar. [47]
Historia del desarrollo
El concepto de atraque del programa espacial estadounidense se desarrolló para mitigar los problemas de la mecánica orbital que se encontraron durante la evolución del atraque . Aunque no es el primer mecanismo desarrollado específicamente para atracar, el CBM fue el primer dispositivo de este tipo diseñado en los EE. UU. Específicamente para ensamblar juntas estructurales que mantendrían la presión al nivel del mar. Integra cuatro características arquetípicas :
- Las estructuras presurizadas experimentan presión interna además de sus otras cargas primarias. [49] Se consideran críticos para la vida cuando se utilizan como casco de presión de un compartimento tripulado. En ese contexto, reciben atención especial para cuestiones como cargas, tasa de fugas, redundancia de sellos y prácticas de verificación. También examinan de cerca los efectos de su fracaso. [50]
- Las bridas externas están sujetas tanto a cargas mecánicas como a cargas inducidas por la presión en sus recipientes a presión originales . La rigidez relativa de la brida determina cómo cambiará de forma el extremo libre. Las distorsiones deben acomodarse cuando se coloca algo en la brida. [49]
- Los ensamblajes mecánicos móviles transmiten fuerzas de manera diferente a medida que cambia su postura. Sus cargas están influenciadas por la fricción interna y, a menudo, requieren más iteraciones de análisis y diseño que las estructuras. En el caso de CBM, la ruta de carga incluye tanto el módulo como el RMS, por lo que puede ser muy complicado. [51]
- Las juntas estructurales que resisten el alto vacío están diseñadas para limitar estrictamente los espacios a través de la junta, y las condiciones bajo las cuales se ensamblan se manejan cuidadosamente. Para el CBM, estos problemas se agravan durante el atornillado por el fregado de los sellos a medida que se conforman las deflexiones previas al atraque y por el polvo y los escombros atrapados en la junta. [52]
El uso de estas funciones en una nave espacial conlleva consideraciones especiales debido al entorno agresivo. A las 255 millas náuticas (472 km) de altitud típica de la EEI, la NASA identifica siete factores para ese entorno: [53]
- La composición, propiedades y condición de la atmósfera ambiental neutra. En particular, el oxígeno atómico (AO) es altamente corrosivo para muchos materiales. Los elastómeros, como el sello facial del PCBM, son particularmente sensibles al AO. La baja presión y la baja humedad absoluta también afectan el coeficiente de fricción para muchas combinaciones de materiales. La exposición a presiones muy bajas también cambia la composición química de ciertos materiales con el tiempo. [54]
- Fuentes y sumideros fuertemente direccionales de energía radiante. El montaje, las propiedades ópticas y el aislamiento de los componentes expuestos de la nave espacial están diseñados para mantener temperaturas aceptables. En algunos casos, la orientación orbital de una nave espacial completa se controla dinámicamente para mitigar estos efectos. [55] [56]
- El campo geomagnético puede interferir con componentes eléctricos sensibles (como los de los sensores, interruptores y controladores del ACBM). Los efectos pueden incluir fallas totales a medida que los componentes se transportan por el campo. [57]
- Gases ionizados que contaminan y cargan las superficies expuestas, de las cuales el CBM tiene muchas. La mayoría de las naves espaciales resuelven este problema poniendo a tierra cuidadosamente los componentes expuestos. [58]
- Radiación electromagnética que puede alterar el estado energético de los electrones en equipos motorizados. Los motores, sensores y componentes electrónicos de control, como los del ACBM, son susceptibles a estos efectos a menos que estén blindados. [59]
- Meteoroides y escombros en órbita, algunos de los cuales pueden ser pesados y de movimiento rápido, que pueden golpear la nave espacial. Aunque el diseño de CBM se ha ampliado de varias formas diferentes a este respecto, el problema se diseñó a nivel de naves espaciales integradas; los requisitos cuantitativos no se asignan en ninguna especificación CBM. [56] [60]
- El equilibrio entre las aceleraciones gravitacionales y centrífugas (a menudo denominado "gravedad cero"), que tiene implicaciones sustanciales para verificar el movimiento de los mecanismos en el suelo porque la gravedad domina allí. CBM siguió la práctica típica de ingeniería de naves espaciales, iterando entre análisis y prueba para desarrollar y verificar diseños para esta condición. [51]
Varias de estas características y factores interactuaron a través de una larga secuencia de decisiones sobre la órbita de la estación, la configuración, los planes de crecimiento, los vehículos de lanzamiento y las técnicas de ensamblaje. La operación de atraque tiene su origen en programas de las décadas de 1960 y 1970, que exploraron la practicidad de la física relacionada con estos temas. El concepto CBM en sí mismo comenzó a surgir con los primeros estudios del programa a principios de la década de 1980, experimentó múltiples iteraciones del concepto y completó el desarrollo poco antes del lanzamiento del primer elemento de vuelo cuando la década de 1990 llegó a su fin.
Orígenes (antes de c. 1984)
El CBM es solo una rama en la larga evolución de la capacidad de Estados Unidos para ensamblar grandes naves espaciales. Al menos ya a fines de la década de 1950, se había reconocido que la capacidad era "... necesaria para construir estaciones espaciales y ensamblar vehículos en órbita terrestre baja ...". Al final del programa Apollo, se habían probado en la práctica prácticas estandarizadas de encuentro y acoplamiento para respaldarlo. Se entendieron bien los desafíos básicos de la gestión de propulsantes, al igual que la estabilidad del control y los problemas de contaminación resultantes de las columnas de RCS propulsoras del vehículo de persecución [61] que golpean el vehículo objetivo durante las operaciones de proximidad . [62]
La llegada del Programa de Transbordadores Espaciales mitigó algunos problemas con el acoplamiento, pero introdujo otros nuevos. Las diferencias significativas entre las masas de los vehículos de persecución y objetivo proporcionaron una distribución menos equitativa del impulso después del contacto, y la masa más grande del Transbordador requirió significativamente más propulsor de frenado que el necesario durante el Apolo. La alineación coaxial simple entre la persecución y las propiedades de inercia del objetivo durante las operaciones de aproximación terminal no fue posible con el Orbiter asimétrico, que fue diseñado para levantamiento aerodinámico durante el regreso de la órbita. El impacto de grandes columnas de Shuttle RCS en vehículos objetivo relativamente pequeños también perturbó el control sobre la orientación del objetivo durante las operaciones de proximidad. Estos problemas forzaron cambios en la estrategia de frenado en el programa Shuttle. No todas las estrategias se implementaron fácilmente en todas las direcciones orbitales, lo que amenazó la capacidad de ensamblar en algunas de esas direcciones. El uso de un dispositivo tele-robótico largo (el RMS) redujo esa amenaza al alejar el punto de primer toque del vehículo de persecución. [63]
En 1972, el análisis de requisitos para el Programa de Transbordadores estimó que casi el 40% de los objetivos de la misión involucrarían el montaje colocando una carga útil en la Bahía de Carga Útil del Orbitador. En ese momento se imaginó que muchas de las naves espaciales recuperadas no estarían diseñadas para tales operaciones, lo que aumenta aún más la importancia de resolver (o eliminar) problemas con el acoplamiento. La operación de atraque se desarrolló para hacerlo: se asignó al RMS planificado del Transbordador un requisito para agarrar suavemente una nave espacial cercana con una velocidad de contacto cercana a cero. El uso del RMS para ensamblar objetos en órbita se consideró un requisito fundamental para la precisión tanto en la posición como en la orientación del sistema emergente. [64]
Aunque no estaba previsto en el momento del desarrollo de RMS, este período vio la aparición de temas de requisitos que se volverían importantes para el CBM: la exactitud y precisión del control RMS, las limitaciones en su capacidad para forzar la alineación de las cosas y la magnitud de las cargas estructurales. alcanzando su punto máximo en los brazos y articulaciones durante la captura. Estos resultaron ser cruciales para el diseño, la calificación y el funcionamiento del desarrollo del mecanismo. [sesenta y cinco]
El SRMS no logró su primera recuperación y atraque en la bahía de carga útil hasta STS-7 en junio de 1983. La fecha de la primera operación fue dos meses después de la presentación de los informes finales por los ocho contratistas del Estudio de Necesidades, Atributos y Opciones Arquitectónicas de la Estación Espacial de la NASA. . Aunque no se disponía de resultados de vuelo cuando se redactaron los informes finales del estudio, al menos tres de ellos identificaron el "atraque" como el medio principal para ensamblar una Estación Espacial a partir de módulos presurizados entregados en la bahía de carga útil del Transbordador. De los conceptos descritos e ilustrados, ninguno se parece mucho al diseño final del CBM, y hay poca discusión disponible sobre los detalles técnicos. [66]
A principios de 1984, el Grupo de Trabajo de la Estación Espacial describió un Mecanismo de Atraque que atenuaría las cargas incurridas cuando dos módulos se maniobraban para entrar en contacto entre sí, seguidos de enclavamiento. Las condiciones de contacto se identificaron como importantes, pero no se cuantificaron en ese momento. Lo mismo ocurre con el diámetro del pasaje interno. Se requirió explícitamente la conexión interna de utilidades entre los módulos, al igual que “androginia” . Un mecanismo de atraque estandarizado se percibió como una brida externa en los puertos del módulo, y un “adaptador de atraque múltiple de 6 puertos” correspondía aproximadamente al concepto de nodo de recursos eventual. Las deflexiones inducidas por la presión interna que actúa sobre los puertos orientados radialmente de los módulos cilíndricos se reconocieron como un problema crítico del desarrollo. [67] El informe final del Grupo de Trabajo también parece ser una de las primeras referencias a "mecanismos comunes de atraque". [68]
Desarrollo avanzado / Fase B (c. 1985 - c. 1988)
Paralelamente a los estudios de configuración en curso a nivel de sistema, la NASA anticipó que los proyectos de desarrollo de conceptos para mecanismos avanzados de atraque y atraque “... para reducir sustancialmente las cargas de atraque (velocidades inferiores a 0,1 pies / seg) y proporcionar capacidades de atraque de carga útil ... . se iniciará a partir del año fiscal 1984 ". [70]
El programa de Desarrollo Avanzado del Mecanismo de Atraque en realidad comenzó en 1985, lo que llevó a pruebas a gran escala en las instalaciones de prueba de Seis Grados de Libertad en Marshall Spaceflight Center (MSFC). En ese esfuerzo, "común" parece haber significado que una sola familia de diseños de mecanismos lograba atracar y atracar (heredando los requisitos divergentes para ambos) y que cualquier miembro de la familia podía unirse con cualquier otro miembro. “Activo” y “pasivo” se refiere a si se proporcionaron mecanismos para la atenuación de la energía cinética residual después del acoplamiento. Los pestillos de captura desplegados por motor de dos diseños diferentes (de acción rápida y lenta, con alcance corto y largo, respectivamente) se montaron en el radio exterior. Los pétalos de guía orientados hacia afuera también se ubicaron en el radio exterior, lo que le dio al mecanismo un diámetro total de aproximadamente 85 pulgadas. [71]
El pestillo estructural se logró mediante un "pestillo estructural de perno / tuerca" de 0,500 pulgadas de diámetro nominal. Diseñado para una carga de tracción de 10,000 lbf (44,500 N), tanto el perno como la tuerca fueron fabricados de acero A286, recubiertos con una película de lubricación seca de disulfuro de tungsteno según lo especificado por DOD-L-85645. Las ubicaciones de los pernos / tuercas alternaban en orientación alrededor del perímetro de la pared de presión de 63 pulgadas de diámetro y las caras de ambos anillos incluían sellos, de modo que el mecanismo era efectivamente andrógino al nivel del ensamblaje. Los pernos fueron diseñados para accionamiento manual, utilizando penetraciones de transmisión selladas a través del mamparo. Se identificó una opción para el torque motorizado, pero no se diseñó. El perno se puede apretar desde el lado de la cabeza o desde el lado de la tuerca. Ni el par ni la incertidumbre en la precarga se informan en la documentación disponible. [73]
Una de las cuatro variantes del estudio incorporaba un fuelle de aluminio que permitía cerrar un bucle de módulos. Las cargas de tensión causadas por la presión interna se transportaron a través del fuelle mediante un bucle de cable continuo enhebrado a través de 47 poleas dispuestas alrededor del exterior del fuelle. No todos los problemas con el diseño de los fuelles parecen haberse resuelto por completo al final de la serie de pruebas de desarrollo. [74]
Aunque las dimensiones acomodaban las conexiones internas de los servicios públicos y una escotilla cuadrada de 50 pulgadas, la envolvente del mecanismo tenía una compatibilidad limitada con las ubicaciones eventuales de los puertos radiales empotrados en los nodos de recursos de USOS. La aparente incompatibilidad con las ubicaciones de los puertos radiales podría explicarse por la configuración aún inestable de los nodos, que se muestran como módulos esféricos de 10 puertos en algunas configuraciones, pero como módulos cilíndricos de 3 puertos en otras. Muchas otras características de la configuración de la estación de referencia de la época también parecen bastante diferentes de la eventual ISS. [75]
Libertad de la estación espacial (c.1989 - c.1992)
A medida que se acercaba 1990, el tamaño del CBM se había estabilizado mediante un enfoque de ingeniería específico para el diseño de módulos. Indirectamente restringido por la sección transversal circular de la bahía de carga útil NSTS, el volumen interno del módulo se dividió en once regiones. Un pasillo central que se extiende a lo largo del módulo está rodeado por cuatro bancos de equipos. Los bancos de equipos se encuentran a lo largo de cuatro líneas que recorren casi toda la longitud de la carcasa de presión. Inmediatamente fuera de esos puntos, los volúmenes de servicios públicos en forma de cuña corren paralelos al pasillo. Los recorridos de servicios públicos les permiten conectarse desde muchas estaciones a lo largo de su longitud. Otros equipos, algunos de los cuales facilitaron la conexión de servicios públicos entre módulos después de que se acoplaron en órbita, se empaquetan de manera más eficiente en los volúmenes del cono terminal que en la parte cilíndrica del módulo. Las penetraciones de estos tramos de servicios públicos para conectar entre módulos recibieron una atención significativa en el diseño del vestíbulo y, por lo tanto, del CBM. [76]
Cada banco de equipos se dividió en "racks" de tamaño estándar que podrían instalarse en órbita para reparar, actualizar o ampliar la capacidad de la estación. Los racks que contienen equipos relacionados podrían integrarse y probarse de aceptación en el suelo antes del lanzamiento. Este enfoque de integración facilitó un nivel de verificación más alto del que habría estado disponible mediante el reemplazo de componentes más pequeños, lo que permitió "... una fácil reconfiguración de los módulos durante su vida útil de 30 años". También permitió que la arquitectura se adaptara al cambio posterior en la inclinación orbital al mover algunos de los pesados bastidores fuera del lanzamiento inicial del módulo. El tamaño y la forma distintivos tanto de la trampilla común como del CBM permitieron este concepto de integración de módulos porque permitieron el movimiento de los racks grandes dentro y fuera de los módulos mientras estaban en órbita. [77]
Otras decisiones a nivel de sistema en este período de tiempo también afectaron el diseño final del CBM. La idea de un mecanismo "común" tanto para el atraque como para el atraque parece haber sido descartada, y se identificaron los principales mecanismos específicos para cada una de esas distintas operaciones. El concepto de una carcasa de presión de módulo "común" con una gama de configuraciones de puertos radiales, que la NASA todavía está estudiando al menos en 1991, se descartó en favor de "Nodos de recursos" dedicados que tienen cuatro puertos radiales cerca de un extremo de un cilindro. cáscara de presión. El cierre del “patrón de módulo” se aplazó del diseño inicial a nivel de sistema en 1992, eliminando la variante basada en fuelles del PCBM. [78]
A principios de la década de 1990, comenzó a surgir una imagen más detallada del CBM. La publicación inicial de la especificación de desarrollo de PCBM fue en octubre de 1991, seguida por la de CBM / PE ICD en febrero de 1992 y la especificación de desarrollo de ACBM en enero de 1993. [79] Varios elementos del concepto de desarrollo avanzado se mantuvieron con poco cambio. El pestillo estructural de perno / tuerca y los pestillos de captura de 4 barras permanecieron, aunque el diámetro del perno había aumentado a 0,625 pulgadas (15,9 mm). Tanto los pestillos como los pestillos de captura estaban motorizados con respaldo manual disponible, aunque los mecanismos individuales todavía se accionaban mediante acoplamientos sellados que pasaban a través del mamparo. El término "activo" había evolucionado para significar la ubicación conjunta de todos los dispositivos alimentados en el lado de la interfaz que ya estaba presente en órbita cuando tuvo lugar la operación de apareamiento. [80]
Otras características se habían modificado de forma más significativa desde el concepto de desarrollo avanzado. Se había descartado la “androginia”: los 16 pernos se recogieron en el mismo lado de la interfaz CBM / CBM, y el lado de la tuerca ya no se describía como manejable. Un controlador de motor de multiplexación de 8 canales podría conmutarse de forma remota entre pestillos, y se requieren dos controladores para cada módulo que tenga un ACBM. Se incluyeron sensores de presión diferencial para monitorear posibles ubicaciones de fugas. Hasta que se canceló, el CBM pasivo flexible todavía tenía un fuelle de aluminio, pero el concepto de cable / polea había sido reemplazado por un conjunto de 16 puntales accionados por el controlador de motor multiplexado. El diseño del sello CBM / CBM era un diseño de "cara", solo en un lado de la interfaz. Las guías de alineación eran desplegables y su orientación se invirtió para mirar hacia adentro. Los cuatro pestillos de captura habían adquirido embragues de fricción, lo que les permitía accionarlos hacia atrás. [80]
Surgieron nuevas características en este período de tiempo. Se ha añadido una cubierta de escombros al concepto ACBM. Era una unidad de diámetro completo de una sola pieza, removida y reemplazada por el RMS. La fijación de los anillos a sus mamparos se había definido como un patrón de 64 pernos, pero no se menciona ninguna diferenciación del patrón de pernos en ninguna de las fuentes. Se ha añadido un tirante al diseño para transportar cargas paralelas al plano de interfaz CBM / CBM. [80]
Transición a ISS (1993 - c. 1996)
En diciembre de 1990, la estimación de costos de la Estación Espacial Freedom había aumentado desde la estimación de 1984 de $ 8 mil millones para llegar a $ 38 mil millones. Aunque la estimación se redujo a $ 30 mil millones en marzo del año siguiente, las llamadas para reestructurar o cancelar el programa fueron prominentes en el Congreso. En marzo de 1993, el administrador de la NASA Dan S. Goldin comunicó que el presidente Clinton quería “... la actual Estación Espacial rediseñada como parte de un programa que es más eficiente y efectivo ... [para] ... reducir significativamente el desarrollo, las operaciones, y costos de utilización mientras se logran muchos de los objetivos actuales ... ”. [81]
El equipo de rediseño presentó su informe final en junio de 1993, describiendo tres conceptos distintos de estaciones espaciales. Cada concepto se evaluó en inclinaciones orbitales de 28,5 y 51,6 grados para exponer cualquier problema de apoyo de los complejos de lanzamiento de Estados Unidos y Rusia, respectivamente. Ninguna de las tres configuraciones coincide con precisión con el diseño de la ISS tal como existe hoy, aunque algunas de ellas se parecían mucho a la configuración final. El CBM fue el único subsistema estructural / mecánico explícitamente identificado incluido en todas las opciones en todas las inclinaciones. Se recomendó una mayor explotación del volumen del vestíbulo para las conexiones de servicios públicos para todas las opciones con el fin de reducir el tiempo de EVA. La eliminación de controladores automatizados, motores y mecanismos de cierre se identificó conceptualmente como una opción para uno de ellos. [82]
Los diseños conceptuales específicos que surgieron del Grupo de Trabajo pronto fueron superados por los acontecimientos. A fines de 1994, los Estados Unidos, Rusia y los socios internacionales acordaron en principio fusionar sus esfuerzos nacionales en un solo proyecto de "Estación Espacial Internacional (sic) ". La cooperación condujo a operaciones de ensamblaje híbridas, como la instalación del módulo de acoplamiento encima del sistema de acoplamiento Orbiter en STS-74 . Esto difumina las distinciones comunes entre atracar y atracar, siendo posicionado por el RMS pero accionado por los disparos de los propulsores Orbiter. [83]
Ambas especificaciones CBM fueron completamente reescritas en 1995 (PCBM) y 1996 (ACBM) como parte del proceso de transición. Este período también vio la división del ICD en la Parte 1 dedicada (requisitos de interfaz) y la Parte 2 (definición física y funcional) en la Revisión D (junio de 1996). [79] Para cuando se estableció por contrato un marco final para el esfuerzo internacional en diciembre de 1996, los primeros simuladores CBM ya se habían entregado a la NASA. [84]
Calificación (c. 1994-1998)
Habiendo sido especificado de forma independiente, el cumplimiento de la mayoría de los requisitos de ACBM y PCBM se verificó por separado. [85] Además de las actividades a nivel de ensamblaje para ACBM y PCBM, se generaron datos de cumplimiento para subconjuntos como el pestillo de captura, el perno motorizado, la tuerca del perno motorizado y el indicador listo para enganchar. [86] Por ejemplo, la funcionalidad de perno y tuerca motorizados se calificó mediante pruebas a nivel de componente que incluyeron Funcionalidad ambiental, Vibración aleatoria, Vacío térmico y, para el perno, Ciclo térmico. [87] Las pruebas de carga en el rendimiento y las condiciones estáticas últimas se realizaron a nivel de componente, al igual que las condiciones dinámicas. Los criterios de éxito para estas pruebas se basaron generalmente en el par de torsión requerido para establecer y aliviar la precarga, en la continuidad eléctrica y en la precisión de la celda de carga del perno. [88]
Por el contrario, al menos 11 actividades de verificación especificadas requirieron una verificación conjunta del apareamiento y / o desmembramiento de los dos lados. [89] De ellos, cinco pidieron un análisis validado por prueba y / o demostración que requiriera una combinación específica de circunstancias e interfaces. Por ejemplo, las especificaciones dirigían la captura para ser calificada “... por análisis bajo cargas dinámicas impuestas por el SRMS y SSRMS ... validada por prueba a nivel de ensamblaje que incluye la variación de desempeño resultante de la temperatura y presión en el ACBM y PCBM y en sus estructuras de interfaz ". [90] Los análisis de Boltup de la interfaz ACBM / PCBM, y las fugas subsiguientes, requirieron una validación similar mediante pruebas a nivel de elementos y conjuntos que incluyeron los efectos distorsionantes de la presión y la temperatura. También se requirieron demostraciones de un extremo a otro a nivel de ensamblaje para verificar "... la funcionalidad mecánica ... sin interrupción del cumplimiento de la indicación y captura de listo para enganchar". [91]
La imposición de los efectos combinados de la dinámica de captura y las distorsiones requirió iteraciones de análisis y pruebas de validación para cada aspecto. La configuración de prueba dedicada se desarrolló en tres subprocesos paralelos: [48]
- El análisis de Contact Dynamics de las primeras versiones de CBM había comenzado en 1992 y se incorporó al modelo RMS de MSFC para su uso en las pruebas de desarrollo del modelo CBM de Boeing. El modelo se basó en el "método de restricciones suaves", evaluando "... intersección o penetración entre las superficies correspondientes y calculando fuerzas mutuamente perpendiculares proporcionales a la profundidad de penetración". Las pruebas preliminares de validación del modelo para estas fuerzas de "rebote" y las aceleraciones subsiguientes se llevaron a cabo en el Laboratorio de Dinámica de Contacto de MSFC desde 1992 hasta al menos 1997. [93] Las cargas se linealizaron localmente y se impusieron en el extremo posterior de un artículo de prueba de PCBM en las pruebas conjuntas. y demostraciones mediante un "sistema de carga resistiva" contrapeso suspendido de la parte superior de la cámara de vacío V20 de MSFC. [94]
- Las predicciones de temperatura se basaron en técnicas estándar de modelado de análisis térmico. El modelo fue validado mediante pruebas independientes de equilibrio térmico de ambos conjuntos en la cámara de simulación solar / vacío térmico de 12 V de AEDC en 1995/96. Estos aseguraron el uso de las conductancias de interfaz, la re-radiación interna y las capacitancias térmicas internas correctas. La validación fue respaldada por pruebas de conductancia de contacto seleccionadas, lo que redujo el número de variables a resolver en Thermal Balance. [95] Las temperaturas se impusieron durante las pruebas de calificación a nivel de ensamblaje mediante una combinación de calentadores de banda, cubiertas criogénicas e inyección directa de LN 2 . [96]
- Las deflexiones inducidas por la presión de los elementos presurizados se estimaron mediante el modelado de elementos finitos de sus capas de presión primarias, lo que llevó a la validación de las pruebas de presión a mediados de 1996. Para las pruebas de nivel de montaje de CBM, el Recipiente de Presión Activa (APV) de 16 pies (4,9 m) emulaba las condiciones de contorno en una placa de atraque de puerto radial similar a un vuelo. La emulación utilizó 32 dobladores estructurales externos con espesores de 0,125 a 1,00 pulgadas (3,2 a 25,4 mm), 32 puntales internos y 16 actuadores neumáticos para adaptar la rigidez, restringir las deflexiones y aplicar cargas radiales locales, respectivamente. El recipiente a presión pasivo más simple de 2,7 m (9 pies) emulaba un puerto axial. La fabricación del APV se superpuso con el descubrimiento de márgenes negativos en el diseño de las placas de atraque radiales del Nodo 1. El rediseño de la placa no se pudo acomodar en el programa de fabricación de APV. Fue compensado por la rotación relativa de los comandos de adquisición de la tuerca durante la prueba. [97]
La configuración para la prueba de nivel de ensamblaje comenzó con modificaciones de la cámara en agosto de 1996, y los dos recipientes a presión se entregaron para la prueba de caracterización en diciembre. La verificación integrada de la configuración ensamblada en la cámara V20 comenzó con las pruebas de referencia del hardware CBM en desarrollo en agosto de 1997 y se completó en noviembre de ese año. Las pruebas formales se realizaron en tres fases de febrero a septiembre de 1998:
- La Fase A ejecutó 62 ciclos de atornillado bajo un rango de condiciones atmosféricas y de temperatura para evaluar las tasas de fuga y el ciclo de vida del Perno / Tuerca Accionado.
- La fase B ejecutó 35 ciclos parciales (captura y adquisición de frutos secos) en un rango ampliado de condiciones de temperatura.
- La Fase C llevó a cabo cinco demostraciones de ida y vuelta en condiciones de "desafío": diferencias de temperatura extremas combinadas con posiciones de PCBM más distantes que las ejecutadas anteriormente en hardware. [98]
Ninguna prueba de fugas falló en esta prueba. El modelo de Contact Dynamics se correlacionó con los resultados de la prueba con una alta confianza estadística y se demostró que no tenía una sensibilidad discernible a las deflexiones. Se identificaron y validaron las firmas de desgaste del perno motorizado, y se identificaron y resolvieron varios problemas de integración mediante rediseños menores. Se encontraron problemas importantes con la descarga de efectos gravitacionales específicos de la prueba, lo que finalmente condujo a cambios en los procedimientos de vuelo. Los procedimientos nominales y de contingencia se investigaron y, en algunos casos, se revisaron exhaustivamente antes de las operaciones de vuelo. [99]
Posteriormente, se llevaron a cabo pruebas en la instalación para calificar los sellos IVA y para respaldar la resolución de problemas de operaciones de la misión sobre el alcance del perno, los corredores de contacto para la alineación, el espacio libre RTL, el espacio libre de la cubierta M / D y la activación RTL. La instalación también brindó soporte en tiempo real para los primeros tres usos de vuelo del CBM para ensamblar la ISS en órbita. [100]
Modificaciones de campo (c. 2000 - presente)
- La decisión de instalar el Nodo 3 en el CBM orientado hacia el puerto del Nodo 1, en lugar de la orientación orientada hacia el Nadir originalmente planificada, resultó en "... una circunstancia única: un mecanismo de atraque del puerto axial expuesto. Porque esto nunca se había planeado porque, se desarrolló un nuevo diseño ... similar al puerto radial orientado hacia adelante ... para proporcionar un escudo desplegable para cubrir las áreas expuestas ". Las cubiertas únicas se instalaron durante EVA # 4 de Expedition 50 . [101]
- A finales de 2017 y principios de 2018, se realizaron modificaciones en la fijación de CPA a las vigas de la escotilla en dos puertos orientados al Nadir. Estas modificaciones permitieron la rotación de los CPA "... hacia el vestíbulo en lugar de requerir que la tripulación los retire por completo después de que llegue un vehículo. Esto ahorrará tiempo a la tripulación y espacio de almacenamiento durante una misión atracada. Los CPA deben instalarse para una CBM adecuada durante las actividades de atraque, pero obstruyen el paso hacia el vehículo una vez que se abre la escotilla, por lo que es necesario sacarlos del corredor antes de las operaciones de carga ". [35]
Galerias
Diseño
Los estudios de configuración de patrones de módulos continuaron durante la fase de desarrollo avanzado. Los nodos cuasi esféricos de algunas opciones, como el patrón tetraédrico triangular que se muestra aquí, habrían tenido implicaciones significativamente diferentes para el desarrollo de CBM. Véase Smith, et. Alabama. (2020) §V para una discusión de cómo el puerto radial (y CBM) se ven influenciados por el diseño de la carcasa de presión. [6]
Elementos principales de la estructura primaria que contiene presión del Nodo 1 “Unidad” de la ISS. Los anillos ACBM actúan como bridas externas en las placas de atraque (mamparos) cuando no hay PCBM. Ver Zipay, et. Alabama. (2012) para un análisis extenso de la capa de presión. [6]
El tamaño del CBM interactúa con la orientación radial para producir las desviaciones en la interpretación de este artista. Aunque se muestran para mayor claridad en la brida "exterior" del ACBM en la representación de este artista, estas desviaciones se aplican realmente donde el anillo del ACBM está atornillado al elemento presurizado (con el anillo instalado). Están "conformados" cuando las dos mitades del CBM se atornillan juntas en "acoplamiento duro". [6] [102]
Un vestíbulo se compone de un anillo ACBM (1) montado en un mamparo con brida (3) y un anillo PCBM (2) montado en un mamparo con brida o sección de barril (4). Los anillos, ambos maquinados a partir de piezas forjadas de aluminio 2219, se acoplan en un “sello moldeado” (5); cada anillo está sellado en su extremo interior por un par de juntas tóricas concéntricas (6). Aquí se muestra el “intervalo medio” entre las ubicaciones de los pernos motorizados, tres cargas internas intentan hacer palanca para abrir la junta: presión atmosférica (F a ) (15,2 psia), compresión del sello (F s ) y conformidad de la brida (F c ). La interpretación de este artista de una sección transversal genérica también muestra (en azul) dónde el aire puede filtrarse al vacío del espacio. [6] [67] [103]
La junta CBM / CBM está sujeta por 16 pernos motorizados espaciados equitativamente (1). El eje del perno de rosca fina se mecaniza a partir de Inconel 718 , con un diámetro nominal de 0,625 pulg. (15,9 mm). Cada perno se enrosca en una tuerca encapsulada por una placa de tuerca (2). La tuerca está fabricada en acero Nitronic 60 , lubricada internamente con Vitro-lube NPI-1220C. [104] El perno fue calificado para una precarga (F p * ) de 19,300 lbf (85,900 N), accionado por torque (τ) de un actuador (3) que tiene una salida máxima sostenida de 1,600 lb⋅in (180,000 mN⋅m ). [105] La precarga efectiva puede cambiar (F cte ) después del atraque por la diferencia entre Coeficientes de Expansión Térmica de pernos y bridas. Cada perno se alinea con la carga de separación (F t ) de un separador térmico con resorte (4), también afectado por las temperaturas posteriores al atraque. La representación de este artista de una sección transversal genérica también muestra (en azul) las rutas de fuga exclusivas de las ubicaciones de Bolt. [6] [103]
Un vestíbulo desnudo fotografiado durante STS-092. Las tuercas de perno motorizadas y el área reservada para sus tapas de sello IVA son visibles (1), al igual que un puerto de verificación de fugas de CPM / PE (2) y una correa de conexión a tierra CBM / CBM (3). Este es uno de los dos puertos axiales del Nodo 1: los soportes de cierre (4) están metidos en la viga de la escotilla en lugar de en su cara. Los sellos IVA del “plato de mantequilla” cubren los pernos motorizados y las cubiertas protegen las superficies del sello IVA CBM / CBM (6) en las caras internas de las bridas exteriores. También se muestran los soportes (7) y tensores (8) para las cubiertas. [6] [106]
Se puede ver casi un cuadrante completo de anillos CBM acoplados en el vestíbulo que conduce a PMA2, mostrando el grosor del sello Gask-o-seal (1) entre ellos. Los anillos están unidos rígidamente por 16 tuercas (2), cada una de las cuales ha sido roscada por un perno motorizado para soportar cargas axiales y de flexión entre módulos acoplados. Del Perno, solo el actuador (3) es visible. También se ven un pestillo de captura (4), un accesorio de captura (5), algunos arneses eléctricos / de control y un complemento de cuadrante de guías de alineación acopladas. [6] [107]
La inserción del primer bastidor del sistema en el laboratorio estadounidense "Destiny" demostró la lógica de dimensionamiento tanto para la trampilla común como para el CBM, que se deriva del enfoque arquitectónico descrito en Hopson, Aaron y Grant (1990) . El anillo ACBM aún no se había instalado cuando se tomó esta foto en marzo de 1998. [6]
El anillo estructural del ACBM (1) se atornilla a la brida del mamparo (2). El patrón exterior de 96 pernos es idéntico al del anillo PCBM. El aislamiento exterior y los escudos aún no se habían instalado cuando se tomó esta foto del laboratorio “Destiny” de Estados Unidos en noviembre de 1998. [6] [108]
El DI de la brida interior está "festoneado" en 16 lugares para adaptarse a los actuadores de perno motorizados, como se resaltó (1) en el Nodo 2 durante el montaje en 2004. El patrón de DI tiene 112 pernos, para un total de 208 sujetadores en esa unión. La viga de la trampilla (2) muestra los orificios de montaje para un conjunto de panel de controlador (CPA), y los soportes de separación de la sección central M / D (3) están instalados. La cubierta de la brida se quitará antes del vuelo. [6] [109]
El festón de identificación del ACBM (1) es mejor visible en esta maqueta de entrenamiento, donde se quita un actuador. Ambos lados de la junta tienen forma para acomodar el sello IVA en caso de contingencia. [6] [110]
El anillo PCBM Z1 (1) antes de la instalación en 1998. Visto aquí desde el lado de PE, las juntas tóricas de silicona (2) y fluorocarbono (3) ya están instaladas debajo de la brida interior. Los orificios de los pernos de fijación (4) son visibles alrededor de la brida interior y los pasadores de indexación sobresalen para garantizar que los sellos se comprimen uniformemente a medida que se atornillan en su lugar. [6] [108]
Visto aquí a principios de 2000, el anillo PCBM Z1 (1) está unido a la cúpula mediante pernos de 96 1/4 pulgadas por dentro y por fuera. También se instalan parachoques (2), separadores térmicos (3), casquillos de alineación (4) y guías de alineación (5). [6] [108]
El sello entre los dos lados de CBM es un diseño moldeado de dos lados y cuatro segmentos. Unido al anillo PCBM mediante 36 pernos, el sustrato de aluminio de cada segmento tiene un grosor de 0,250 pulgadas (6,4 mm). Se moldean tres cuentas en cada segmento, con una altura que varía de 0,044 pulgadas (1,1 mm) (cuenta interior) a 0,050 pulgadas (1,3 mm) (exterior). Un poco más de 1/8 de la circunferencia se muestra aquí durante STS-124; la junta de "enclavamiento" del segmento (1) está resaltada en el recuadro. La foto también muestra los extremos de dos separadores térmicos (2), guías de alineación (3), un accesorio de captura (4), un parachoques (5) y los extremos de dos tuercas de perno eléctrico (6). Los pequeños orificios y los canales hundidos entre los cordones de sellado permiten la prueba de fugas de la junta CBM / CBM una vez acoplada. [6] [111]
Se ven tres etapas de alineación en esta foto del ACBM de Kibo de STS-124 . Los parachoques (1), que se curvan sobre la "pared alta", se encuentran únicamente en los puertos radiales. Todas las instalaciones de ACBM tienen guías de alineación (2) y pasadores de alineación (3). La restricción se transfiere de cada etapa a su sucesora, mientras que el módulo entrante se mueve con el RMS. La alineación final ocurre cuando los pines se asientan en sus respectivos zócalos PCBM durante la captura. A partir de entonces, llevan cargas de corte y torsión a través de la interfaz. [6] [112]
La punta de un perno motorizado (1) se asoma desde la brida exterior en el puerto radial de Kibo durante STS-124 . Capture Latch (2) está en o cerca de "captura lista". Su punta se encuentra a más de 5 ”por encima de la brida aquí, pero llega más lejos durante su barrido. La guía de alineación del PCBM presionará un indicador listo para enganchar (3) durante la maniobra RMS. [6] [113]
Diagramas de elevación frontal y lateral del pestillo de captura (1) en la posición cerrada. La parte inferior del indicador Ready-to-Latch (2) muestra un conjunto de resortes que serán comprimidos por la guía de alineación PCBM durante la captura. Los cables (3) son para el pestillo y su interruptor de límite, el RTL y los pernos eléctricos cercanos. [6] [114]
El Capture Latch es un varillaje giratorio de cuatro barras . Unido al chasis (1), un actuador (no mostrado) aplica torque al eje motriz (2), rotando el brazo motriz (3). El brazo empuja el "conjunto de pata de perro" (4) alrededor, lo que aprieta la horquilla exterior del brazo de captura (5). El brazo de captura gira alrededor del extremo de la articulación del seguidor (6), el otro extremo del cual gira alrededor del eje. Cuando se despliega, el pestillo dispara un interruptor (no se muestra). Cuando está completamente cerrado, se bloquea mediante un gancho (7) que pasa a través del orificio (8) del brazo de captura. [6] [115]
El indicador Ready-to-Latch (RTL) del ACBM es un dispositivo accionado por resorte, presionando en rotación combinada y hundimiento por la guía de alineación PCBM. Transmite una señal al operador RMS a través del conjunto del panel del controlador ACBM. Cada uno de los dos grados de libertad accionados por resorte se puede bloquear para mantenimiento. Un RTL está asociado con cada Capture Latch. [6] [116]
Los componentes de captura ubicados internamente se muestran aquí en una posición de captura intermedia. El indicador Ready-to-Latch ya se ha hundido, pero aún no se ha girado bajo la Guía de alineación de PCBM. Este marco se tomó de una simulación de dinámica de contacto en tiempo real creada en JSC. [6] [117]
Las carcasas superiores de Powered Bolt se muestran en esta prueba previa al vuelo del Cupola de finales de 2008. Los actuadores no se utilizan en este equipo. Es inminente el acoplamiento de las placas de impacto (1) con los separadores térmicos (2) y los pasadores de alineación (3) con los enchufes (4). El recuadro, de una foto tomada dos años después, muestra la parte posterior de la carcasa superior del conjunto de perno motorizado. [6] [118]
Un perno accionado CBM parcialmente desmontado, que muestra ambos extremos del eje (1), la carcasa inferior (2) que encaja en el anillo ACBM, el manguito impulsor (3) y su interfaz estriada con el eje y la carcasa superior ( 4). La carcasa superior y el manguito de transmisión se pueden quitar sin dañar el vestíbulo para instalar un bloqueo estriado debajo de un “plato de mantequilla” con sello IVA. El bloqueo estriado evita que el perno retroceda. [6] [119]
Cada perno motorizado "adquiere" una tuerca encapsulada (1) para alinear las roscas. Se carga mediante un resorte (2) retenido entre las arandelas (3) debajo de una placa de tuerca (4). La placa está ubicada en la parte posterior de la brida exterior del PCBM mediante un par de pasadores (5). A medida que el perno empuja la tuerca durante la adquisición, el movimiento de la tuerca está restringido por las lengüetas de la Arandela Flotante (6) dentro del orificio rectangular de la placa y por una Arandela Esférica (7). Una tuerca almenada (8), bloqueada con un pasador de chaveta (9), mantiene la pila unida. Se fija a la brida mediante un par de sujetadores cautivos (10). Si el perno motorizado se atasca en la tuerca encapsulada, el desmontaje permite retirar y reemplazar las unidades incautadas del lado del ACBM sin despresurizar el vestíbulo. [6] [120]
Uno de los cuatro conjuntos de panel de controlador (CPA) atornillados a una viga de trampilla durante STS-102 en 2001. Cada CPA tiene un controlador Capture Latch (1), cuatro controladores Powered Bolt (2) y circuitos para acondicionar la potencia de entrada (3). Un soporte (4) para la instalación de la cubierta de la “sección central” M / D es visible a cada lado del CPA. La fotografía fue tomada desde el lado PCBM del vestíbulo acoplado, mirando hacia atrás en el ACBM. El diseño básico del controlador individual también se utiliza para el controlador del motor del ventilador de la bomba, la válvula de alivio y ventilación y las válvulas del sistema de control térmico interno del conjunto de eliminación de dióxido de carbono. [6] [121]
La tripulación de seis miembros de la Expedición 59 posa para un retrato mirando a través del vestíbulo entre el Nodo 1 (Unidad) y el carguero espacial comercial Cygnus de Northrop Grumman . El cierre cubre un complemento completo de CPA rotados. [6] [35]
Cada CBM activo tiene cuatro conjuntos de panel de controlador. Con cinco ACBM, el Nodo 3 llevó 20 de esas unidades a la órbita. Como se ve aquí en un ACBM axial (1), los CPA están en voladizo a través de la trampilla. En esta foto tomada en KSC en 2009, la proximidad de los pétalos M / D al CPA también es visible en un puerto radial (2). Otro puerto (3) ya ha sido equipado con la sección central M / D. [6] [122]
La gran sección central de M / D (1) cubre la mayor parte de la escotilla para protegerla del entorno de meteoritos / escombros. Tiene varias correas y aberturas, según la ubicación de instalación. La mayoría de las cubiertas tienen una solapa (2) sobre la ventana de la trampilla, como se ve aquí durante STS-120 . La solapa está sujeta por un cierre de "gancho y bucle", que se sujeta con un broche. Cada uno de los cuatro pestillos de captura está cubierto por un pétalo desplegable accionado por resorte (3). Se abren para exponer los mecanismos que afectan al compañero en órbita. [6] [123]
El tejido multicapa de la Sección Central (1) está suspendido por un cable que pasa por poleas (2) alrededor de su perímetro, tensado por tensores (3). Insertadas en horquillas montadas en anillo (4), las poleas tiran de los separadores (5) que encajan en los soportes (6) a cada lado de cada CPA. La tripulación quita la sección central desde abajo para exponer el módulo recién atracado. [6] [124]
El área apretada cerca de una esquina de una escotilla de puerto radial se ve aquí en una figura de un manual de mantenimiento en vuelo. El cable (1) de una celda de carga Powered Bolt envuelve la carcasa superior (2) y el actuador (3), que se mantienen unidos por un collar roscado (4). La cubierta protectora (5) y el soporte de la cubierta (6) para el sello CBM / CBM IVA están en primer plano, al igual que una de las ocho horquillas (7) para la sección central de la cubierta M / D. La ranura de sujeción (8) para un pasador de bloqueo de lanzamiento de la cubierta desplegable sobresale más allá del plano de interfaz CBM / CBM. [6] [125]
Los pétalos (1) se despliegan hacia afuera cuando el pestillo de captura se suelta del eslabón de rodillo (2). El punto de pivote (3) está justo fuera del pestillo de captura. Cada pétalo tiene dos trabas de lanzamiento (4) que encajan en las ranuras (5) encima de las horquillas, bolsillos (6) para acomodar las guías de alineación y una característica (7) alineada con su respectivo indicador de listo para enganchar (8). [6] [126]
El pétalo desplegable es agarrado por Capture Latch en la punta del Roller Link (1). Si es necesario, el enlace se puede soltar durante EVA aflojando un perno (2). “Bloquear” el actuador de resorte con un perno (3) permite al astronauta “asegurar” el mecanismo antes de la operación manual. La estructura de pétalos se puede separar del mecanismo de despliegue con dos pernos (4). [6]
La ubicación de PMA-3 en el puerto nadir del Nodo 1 "Unity" muestra el ajuste perfecto entre un módulo atracado y el pétalo M / D desplegado. [6]
Los pétalos se bloquean en su lugar para su lanzamiento mediante un pasador (1) insertado a través de un accesorio (2) en la horquilla de la sección central M / D (3). La liberación se efectúa mediante un mango en T (4), que se tira (5) hacia afuera del ACBM. Se puede volver a bloquear presionando (6) el pasador nuevamente dentro del accesorio. [6]
El pétalo generalmente se desbloquea durante EVA, usando una correa convenientemente ubicada. [6]
El sello CBM / CBM, montado en la cara del PCBM, estaba cubierto para protegerlo de los escombros cuando se lanzaba en la lanzadera. El sello, atornillado a la cara del anillo, se asoma más allá de la cubierta en la esquina superior izquierda de la imagen. Las cubiertas, que fueron retiradas por EVA antes del atraque, no se utilizan para misiones logísticas. [6] [127]
La junta CBM / CBM tiene disposiciones para la instalación de un sello IVA en caso de que falle el sello primario. Como el primario, es un sello moldeado segmentado, pero tiene cordones solo en la cara exterior. Los cordones se aprietan contra las caras internas de los anillos mediante placas de compresión, y se fijan en el mismo patrón de pernos utilizado para sujetar las cubiertas protectoras. [6] [4]
En caso de una fuga en la junta donde un ACBM está atornillado a su módulo principal, se puede instalar una junta tórica en el interior. La junta tórica se comprime en la ranura mediante una serie de placas de compresión. Esta placa en particular se adapta a la vieira de la articulación. [6] [4]
El CBM pasivo proporciona sellos de IVA donde se atornilla a su elemento principal. Aquí, un dedo humano (1) apunta a una placa de compresión del sello IVA principal, que se instalaría sobre una junta tórica. Las cubiertas (2) también se pueden colocar sobre las cabezas de los pernos de la junta, cada una de las cuales es una ruta de fuga potencial a través de la junta. [6] [4]
Las cubiertas del “plato de mantequilla” sellan las vías de fuga a través (y alrededor) de los pernos motorizados y las tuercas motorizadas. Cuando se usa en el perno del ACBM, el actuador y la carcasa superior se quitan y se instala un bloqueo estriado dentro del plato para evitar que el perno retroceda gradualmente bajo cargas cíclicas. [6] [4]
Operaciones
Esta pantalla de visualización se utilizó para el control operativo del CBM durante el montaje de la ISS en la etapa 3A ( STS-92 ). La fuente de la imagen contiene descripciones detalladas para cada comando de atraque disponible e interpreta cada mensaje de estado reportable.
Las conexiones se realizarán al equipar el vestíbulo entre el Nodo 1 (Unity) y el Laboratorio de EE. UU. (Destiny). La fuente de la imagen contiene una descripción detallada del procedimiento de equipamiento.
Los puentes de vestíbulo, como los que se muestran aquí entre el Nodo 2 y el módulo Columbus, generalmente se extienden entre conectores bien alineados en mamparos enfrentados. Consulte la discusión sobre el enrutamiento en Link y Williams (2009) .
Los puentes en el vestíbulo entre los Nodos 1 y 3 no están bien alineados debido a las revisiones del diseño de la ISS poco antes de que el Nodo 3 fuera entregado a la órbita. Los servicios públicos del Nodo 1 fueron redirigidos por miembros de la tripulación de la Expedición 21 de la ISS entre STS-129 y STS-130. Consulte la discusión detallada en Link y Williams (2009) .
Mikhail Tyurin de Rosaviakosmos , ingeniero de vuelo de la Expedición 3 , asegura una conexión en un Conjunto de alimentación de controlador (CPA) en una escotilla en Unity Node 1.
La astronauta Peggy Whitson, comandante de la Expedición 16 , trabaja en el vestíbulo entre el nodo Harmony y el laboratorio Destiny de la Estación Espacial Internacional.
Anclados por los dedos de los pies, el comandante de la Expedición 47 Tim Kopra y el ingeniero de vuelo Tim Peake luchan con una sección central M / D Cover en el vestíbulo mientras se preparan para la descarga de un vehículo de carga Cygnus del Nodo 1 (Unidad).
Situada en un vestíbulo que pronto será destruido, la ingeniera de vuelo de la Expedition 21 Nicole Stott proporciona una sensación de escala tanto para el CBM como para el Common Hatch.
BEAM en proceso de ser trasladado al puerto trasero de Tranquility en abril de 2016.
La ingeniera de vuelo de la Expedición 5 Peggy A. Whitson demuestra la forma adecuada para flotar a través de un vestíbulo completamente equipado.
El tamaño del CBM permitió que la construcción de la ISS pospusiera la instalación de paquetes del tamaño de un rack hasta después del lanzamiento de los módulos. El aplazamiento permitió el ajuste del programa a los cambios en la inclinación orbital, acomodando los impactos a la capacidad de carga útil del Shuttle.
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Reubicación de PMM "Leonardo" por la SSRMS.