Mecanismo de atraque común
 | Se ha sugerido que este artículo se divida en un nuevo artículo titulado Historial de desarrollo de CBM . ( Discutir ) ( Agosto 2020 ) |
 STS-92 MS Wisoff pares entre CBM. | |
| Escribe | 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] |
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 .
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 borda del cierre. 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 por completo 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 IMV [ventilación intermodular],cables y mangueras ... "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 enSTS-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 mediante una cuidadosa puesta a tierra de 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 chocan contra 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 precargase 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 aceptarseProbado 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 pocos cambios. 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 las condiciones de rendimiento y 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 posteriores 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" contrabalanceadosuspendido 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]
- Deflexiones inducidas por presiónde 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 de los pernos, 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.
- Reproducir medios
Reubicación de PMM "Leonardo" por la SSRMS.
- Reproducir medios
El SSRMS agarra el módulo CRS-12 de vuelo libre y lo maniobra hacia la ISS para atracar.
Misiones
Los usos del CBM (a partir de mayo de 2020) se tabulan a continuación. Los tiempos para los compañeros de fábrica de PMA-1 y PMA-2 al Nodo 1 son aproximados. Consulte la Referencia a la ISS (Utilización) (NASA / ISSP, 2015) para conocer los atracaderos hasta abril de 2015; Hay información adicional disponible para los vuelos de Shuttle como se indica en la columna Elemento PCBM. Los atraques posteriores se corroboran en la columna de Notas, al igual que las anomalías y la información relevante en los informes de estado de vuelo de la NASA y otra documentación.
| Atracar | Elemento PCBM | Periodo de tiempo | Objetivo | Elemento ACBM | Orientación | Notas |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 1 | PMA-1 | 09/1998 | Montaje | Nodo 1 | En popa | Compañero de fábrica |
| 2 | PMA-2 | 09/1998 | Montaje | Nodo 1 | Hacia adelante | Compañero de fábrica |
| 3 | Z1 | 10/2000 | Montaje | Nodo 1 | Cenit | |
| 4 | PMA-3 | 10/2000 | Montaje | Nodo 1 | Nadir | |
| 5 | PMA-2 | 02/2001 | Montaje | Laboratorio de EE. UU. | Hacia adelante | |
| 6 | Laboratorio de EE. UU. (Destiny) | 02/2001 | Montaje | Nodo 1 | Hacia adelante | |
| 7 | PMA-3 | 03/2001 | Montaje | Nodo 1 | Puerto | |
| 8 | MPLM (STS-102) | 03/2001 | Logística | Nodo 1 | Nadir | |
| 9 | MPLM (STS-100) | 04/2001 | Logística | Nodo 1 | Nadir | |
| 10 | Esclusa de aire (misión) | 06/2001 | Montaje | Nodo 1 | Estribor | |
| 11 | MPLM (STS-105) | 08/2001 | Logística | Nodo 1 | Nadir | |
| 12 | MPLM (STS-108) | 12/2001 | Logística | Nodo 1 | Nadir | |
| 13 | MPLM (STS-111) | 06/2002 | Logística | Nodo 1 | Nadir | |
| 14 | MPLM (STS-114) | 07/2005 | Logística | Nodo 1 | Nadir | |
| 15 | MPLM (STS-121) | 06/2006 | Logística | Nodo 1 | Nadir | |
| dieciséis | PMA-3 | 08/2007 | Montaje | Nodo 1 | Nadir | Fallos intermitentes al desatornillar. Archivo de estado en órbita (NASA / HQ, 2007) , p. 816 |
| 17 | Nodo 2 (armonía) | 10/2007 | Montaje | Nodo 1 | Puerto | El perno 1-4 permaneció fallado desde el demate de PMA-3. Se cree que el problema es un pequeño cambio lineal negativo en la celda de carga. Sin cambios en los comandos. STS-120 / FD04 Ejecutar paq. (NASA / MCC, 2007) |
| 18 | PMA-2 | 11/2007 | Montaje | Nodo 2 | Estribor | |
| 19 | Nodo 2 (armonía) + PMA-2 | 11/2007 | Montaje | Laboratorio de EE. UU. | Hacia adelante | |
| 20 | Laboratorio Europeo de Investigación (Columbus) | 02/2008 | Montaje | Nodo 2 | Estribor | FOD informó sobre la superficie del anillo ACBM de estribor del nodo 2; Proceso de limpieza EVA establecido. STS-122 / FD05 Ejecutar paq. (NASA / MCC, 2008) |
| 21 | ELM-PS | 03/2008 | Montaje | Nodo 2 | Cenit | |
| 22 | Módulo de experimento japonés (Kibo) | 05/2008 | Montaje | Nodo 2 | Puerto | |
| 23 | ELM-PS | 05/2008 | Montaje | JEM | Cenit | |
| 24 | MPLM (STS-126) | 11/2008 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 25 | PMA-3 | 08/2009 | Montaje | Nodo 1 | Puerto | |
| 26 | MPLM (STS-128) | 08/2009 | Logística | Nodo 2 | Nadir | Perno 4-1, Nodo 2 Nadir: alto par en la litera, atascado en la deberth (se reemplaza el IVA); Desviación de la celda de carga anotada en el perno 2-1; Se informó sobre la incidencia previa de daños en los conectores CPA. STS-128 / FD10 Ejecutar paquete. (NASA / MCC, 2009) , STS-128 / FD11 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2009) |
| 27 | ISS-HTV1 | 09/2009 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 28 | PMA-3 | 01/2010 | Montaje | Nodo 2 | Cenit | Múltiples atascos de pernos durante la apertura de la cúpula. Manejo de un puesto de avanzada (Dempsey, 2018) |
| 29 | Nodo 3 (Tranquilidad) + Cúpula (STS-130) | 02/2010 | Montaje | Nodo 1 | Puerto | |
| 30 | PMA-3 | 02/2010 | Montaje | Nodo 3 | Puerto | |
| 31 | Cúpula | 02/2010 | Montaje | Nodo 3 | Nadir | |
| 32 | MPLM (STS-131) | 04/2010 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 33 | ISS-HTV2 | 01/2011 | Logística | Nodo 2 | Nadir | OOS - 27/01/11 (NASA / HQ, 2011) |
| 34 | PMM | 02/2011 | Montaje | Nodo 1 | Nadir | |
| 35 | MPLM (STS-135) | 07/2011 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 36 | ISS-SpX-D | 05/2012 | Logística | Nodo 1 | Nadir | |
| 37 | ISS-HTV3 | 07/2012 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 38 | ISS-SpX-1 | 10/2012 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 39 | ISS-SpX-2 | 03/2013 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 40 | ISS-HTV4 | 08/2013 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 41 | ISS-Orb-D1 | 09/2013 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 42 | ISS-Orb-1 | 01/2014 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 43 | ISS-SpX-3 | 04/2014 | Logística | Nodo 2 | Nadir | Solo 15 de 16 tornillos. El décimo sexto perno estaba atascado. DSR - 20/04/14 (NASA / HQ, 2014) |
| 44 | ISS-Orb-2 | 07/2014 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 45 | ISS-SpX-4 | 09/2014 | Logística | Nodo 2 | Nadir | |
| 46 | ISS-SpX-5 | 01/2015 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 12/01/15 (NASA / HQ, 2015) |
| 47 | ISS-SpX-6 | 04/2015 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 17/04/15 (NASA / HQ, 2015) |
| 48 | HTV-5 | 08/2015 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 24/08/15 (NASA / HQ, 2015) |
| 49 | OA-4 | 12/2015 | Logística | Nodo 1 | Nadir | DSR - 09/12/15 (NASA / HQ, 2015) |
| 50 | OA-6 | 03/2016 | Logística | Nodo 1 | Nadir | DSR - 28/03/16 (NASA / HQ, 2016) |
| 51 | ISS-SpX-8 | 04/2016 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 18/04/16 (NASA / HQ, 2016) |
| 52 | HAZ | 04/2016 | Montaje | Nodo 3 | En popa | DSR - 18/04/16 (NASA / HQ, 2016) |
| 53 | ISS-SpX-9 | 07/2016 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 20/07/16 (NASA / HQ, 2016) |
| 54 | OA-5 | 10/2016 | Logística | Nodo 1 | Nadir | DSR - 23/10/2016 (NASA / HQ, 2016) |
| 55 | HTV-6 | 12/2016 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 13/12/2016 (NASA / HQ, 2016) |
| 56 | ISS-SpX-10 | 02/2017 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 23/2/2017 (NASA / HQ, 2017) |
| 57 | PMA-3 | 03/2017 | Montaje | Nodo 2 | Cenit | DSR - 27/3/2017 (NASA / HQ, 2017) |
| 58 | OA-7 | 04/2017 | Logística | Nodo 1 | Nadir | DSR - 24/4/2017 (NASA / HQ, 2017) |
| 59 | ISS-SpX-11 | 06/2017 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 6/05/2017 (NASA / HQ, 2017) . La cara del anillo ACBM fue limpiada por EVA en marzo anterior. DSR - 30/3/2017 (NASA / HQ, 2017) |
| 60 | ISS-SpX-12 | 08/2017 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 16/8/2017 (NASA / HQ, 2017) |
| 61 | OA-8E | 11/2017 | Logística | Nodo 1 | Nadir | DSR - 14/11/2017 (NASA / HQ, 2017) |
| 62 | ISS-SpX-13 | 12/2017 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 17/12/2017 (NASA / HQ, 2017) |
| 63 | ISS-SpX-14 | 04/2018 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 4/04/2018 (NASA / HQ, 2018) |
| 64 | OA-9E | 05/2018 | Logística | Nodo 1 | Nadir | DSR - 24/5/2018 (NASA / HQ, 2018) |
| sesenta y cinco | ISS-SpX-15 | 06/2018 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 7/02/2018 (NASA / HQ, 2018) |
| 66 | HTV-7 | 09/2018 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 27/9/2018 (NASA / HQ, 2018) |
| 67 | ISS-SpX-16 | 12/2018 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 08/12/2018 (NASA / HQ, 2018) |
| 68 | CRS NG-11 | 04/2019 | Logística | Nodo 1 | Nadir | DSR - 19/04/2019 (NASA / HQ, 2019) . La cara del anillo ACBM fue limpiada por EVA en marzo anterior. DSR - 22/03/2019 (NASA / HQ, 2019) |
| 69 | ISS-SpX-17 | 05/2019 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 06/05/2019 (NASA / HQ, 2019) |
| 70 | ISS-SpX-18 | 07/2019 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 28/07/2019 (NASA / HQ, 2019) |
| 71 | HTV-8 | 09/2019 | Logística | Nodo 2 | Nadir | Estado de la ISS - 28/09/2019 (NASA / HQ, 2019) |
| 72 | CRS NG-12 | 11/2019 | Logística | Nodo 1 | Nadir | DSR - 04/11/2019 (NASA / HQ, 2019) . |
| 73 | ISS-SpX-19 | 12/2019 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 08/12/2019 (NASA / HQ, 2019) |
| 74 | CRS NG-13 | 02/2020 | Logística | Nodo 1 | Nadir | DSR - 18/02/2020 (NASA / HQ, 2020) |
| 75 | ISS-SpX-20 | 3/2020 | Logística | Nodo 2 | Nadir | DSR - 03/09/2020 (NASA / HQ, 2020) |
| 76 | HTV-9 | 20/05/20 | Logística | Nodo 2 | Nadir | Estado de la ISS - 25/05/2020 (NASA / HQ, 2020) |
| 77 | CRS NG-14 | 10/2020 | Logística | Nodo 1 | Nadir | Estado de la ISS - 10/05/2020 (NASA / HQ, 2020) |
| 78 | Obispo NRAL | 12/2020 | Operaciones NRAL | Nodo 3 | Puerto | Estado de la ISS - 21/12/2020 (NASA / HQ, 2020) . Entrega inicial a órbita. |
| 79 | CRS NG-15 | 02/2021 | Logística | Nodo 1 | Nadir | Estado de la ISS - 22/02/2021 (NASA / HQ, 2021) |
Glosario
Muchos términos usados en la literatura CBM no siempre son consistentes con el uso en otros contextos. Algunos se definieron específicamente para el programa de desarrollo. Aquí se incluyen definiciones para mejorar la continuidad con las referencias y con otros temas.
- Aceptación
- "Un proceso que demuestra que un artículo se fabricó según lo diseñado con mano de obra adecuada, funciona de acuerdo con los requisitos de especificación y es aceptable para la entrega". Contraste con Calificación . Consulte los Requisitos de pruebas ambientales (NASA / ISSP, 2003) en la página 10-1.
- Análisis
- En el contexto formal, verificación mediante modelos técnicos o matemáticos o simulación, algoritmos, gráficos o diagramas de circuitos y datos representativos. Contraste con demostración , inspección y prueba . Consulte el ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.2.1.2.
- andrógino
- Una característica de los conectores en los que ambos lados son iguales; es decir, no se pueden asignar "diferencias de género". Contraste con no andrógino . Véase también Mecanismo de atraque y atraque de naves espaciales .
- Montaje
- Disposición específica de dos o más piezas adjuntas. Cuando se utiliza en el contexto de una especificación CBM, una "mitad" de CBM (ya sea el ACBM completo o el PCBM completo). Consulte los requisitos de CMAN (NASA / ISSP, 2000) §B.2.
- atraque
- Un método para unir estructuralmente ("aparear") dos entidades en órbita, por ejemplo, para operaciones de ensamblaje o recuperación para mantenimiento. Uno o ambos elementos pueden ser naves espaciales que operan bajo una autoridad de control independiente antes del evento de apareamiento. No parece existir una definición conceptual universalmente acordada. En el contexto de CBM, las distinciones definitivas se encuentran en ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §6.3:
- a) Proporcionar datos para respaldar el posicionamiento de un ACBM (sic) y su elemento adjunto dentro de las capacidades de captura del ACBM
- b) Capture un PCBM posicionado y su elemento adjunto
- c) Rigidizar la interfaz con el PCBM capturado.
- peligro catastrófico
- Cualquier peligro que pueda causar una discapacidad permanente o una lesión fatal al personal debido a la pérdida de uno de los siguientes: el vehículo de lanzamiento o servicio, SSMB o una instalación terrestre importante. Consulte el ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §6.3.
- perseguir vehículo
- En una maniobra de atraque, el vehículo que se acerca, generalmente bajo control de maniobra activo. Vea el uso a lo largo de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) . El uso del término para el proceso de atraque es inconsistente. En muchos análisis, simplemente se refiere al elemento equipado con el PCBM. Contraste con el vehículo objetivo .
- Componente
- En el contexto de los Requisitos de pruebas ambientales (NASA / ISSP, 2003) §10.2: "Un componente es un conjunto de piezas que constituyen un artículo funcional visto como una entidad para fines de análisis, fabricación, mantenimiento o mantenimiento de registros; el más pequeño entidad especificada para un sistema distribuido. Por ejemplo, actuadores hidráulicos, válvulas, baterías, mazos de cables eléctricos, conjuntos electrónicos individuales y unidades orbitales reemplazables ".
- Demostración
- En el contexto formal, verificación por operación, ajuste o reconfiguración de elementos que realizan sus funciones diseñadas bajo escenarios específicos. Los elementos pueden estar instrumentados y los límites cuantitativos o el rendimiento monitoreado, pero solo se requieren hojas de verificación en lugar de datos de rendimiento reales. Contraste con análisis , inspección y prueba . Consulte el ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.2.1.3.
- unión cósmica
- Un método para unir estructuralmente ("aparear") dos entidades en órbita, por ejemplo, para operaciones de ensamblaje o recuperación para mantenimiento. Uno o ambos elementos pueden ser naves espaciales que operan bajo una autoridad de control independiente antes del evento de apareamiento. No parece existir una definición conceptual universalmente acordada, pero la mayoría de las implementaciones incluyen el uso de la energía cinética relativa del vehículo de persecución para accionar los pestillos que afectan al compañero. En el contexto de CBM, las limitaciones en la velocidad relativa final eliminan el atraque como un medio aceptable para cumplir con los requisitos. Consulte ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.2.1.2.2 (que impone requisitos sobre las velocidades relativas del PCBM con respecto al ACBM en la captura) y mecanismo de atraque y atraque de la nave espacial.
- EVA (actividad extravehicular)
- Consulte Actividad extravehicular .
- Ejecutar paquete
- Un paquete de "ejecución" consta de planes de vuelo, planes a corto plazo, actualizaciones de procedimientos, datos necesarios para operar el transbordador espacial y los sistemas ISS, procedimientos de mantenimiento en vuelo, datos de almacenamiento de inventario, actualizaciones de software, notas de vuelo, guiones para publicidad eventos y otras instrucciones. Ver Whitney, Melendrez & Hadlock (2010) página 40.
- conformidad de la brida
- Las cargas de conformidad son las que se aplican para eliminar las deflexiones relativas a través de una junta cuando está atornillada. Son el resultado de la rigidez de los miembros de la junta y la estructura de soporte (por ejemplo, un mamparo). La literatura CBM a veces usa el término "cumplimiento" como sinónimo. Consulte la definición de rigidez en los Requisitos de control de fracturas (NASA / SSPO 2001) en la página B-6 y en Illi (1992) en la página 5 (paginación en pdf).
- Inspección
- En el contexto formal, verificación mediante examen visual del artículo o revisión de documentación descriptiva y comparación de las características apropiadas con estándares predeterminados para determinar la conformidad con los requisitos sin el uso de equipos o procedimientos especiales de laboratorio. Contraste con análisis , demostración y prueba . Consulte el ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.2.1.1.
- IVA (actividad intravehicular)
- Trabajo realizado sin un traje presurizado dentro de una nave espacial que está presurizada internamente a algo parecido a la atmósfera que se encuentra al nivel del mar. A menudo se lo denomina "entorno de mangas de camisa". Contraste con EVA .
- módulo
- La definición precisa de este término en ISS depende del contexto. Se utiliza de forma genérica para cualquier unidad preintegrada que se adjunte a la ISS en órbita. Cuando se utiliza en la literatura CBM, es una versión abreviada de "módulo presurizado", sinónimo de "Elemento presurizado (PE)". Muchas fuentes parecen usar todos estos términos indistintamente. En el contexto de CBM, incluye elementos que no se pueden presurizar antes de atracar, pero que pueden contener presión después de que se completa el atraque (p. Ej., Cúpula, adaptadores de acoplamiento presurizados).
- Montaje mecánico móvil
- Dispositivo mecánico o electromecánico que controla el movimiento de una parte mecánica de un vehículo en relación con otra parte. Consulte los Requisitos de pruebas ambientales (NASA / ISSP, 2003) en la página 10-3.
- no andrógino
- Una característica de los conectores en la que un lado es diferente al otro. Estos conectores a menudo se describen como "de género". En ocasiones, el concepto se denomina "heterogéneo". Contraste con Andrógino . Véase también Mecanismo de atraque y atraque de naves espaciales .
- NRAL (esclusa de aire NanoRacks)
- NRAL es una abreviatura que a veces se usa en los informes de estado de la NASA en lugar de la nomenclatura formal del elemento (NanoRacks Bishop Airlock).
- junta precargada
- Como se usa en el programa de la Estación Espacial, una junta precargada es aquella en la que la fuerza de sujeción es suficiente para a) mantener la vida debido a cargas cíclicas; b) asegurar que la rigidez de la junta no cambie debido a la separación de la brida; yc) asegurar que los sellos de presión (si están presentes) no se vean afectados por la separación de las bridas. “Pre” se usa en el sentido de estar presente cuando se hace la unión por primera vez, antes de exponerse a cargas de servicio. La fuerza de sujeción la proporciona típicamente un perno, pero puede ser proporcionada por otros tipos de dispositivos mecánicos. Consulte los Requisitos de diseño estructural (NASA / SSPO, 2000) en la página B-5.
- prueba de caída de presión
- Un volumen conocido de gas presurizado penetra y / o tiene fugas en la interfaz de un sello bajo prueba, mientras que la presión y la temperatura se registran a lo largo del tiempo. Aunque este método es de bajo costo y aplicable a una amplia gama de tasas de fuga, tiene varias limitaciones que "reducen la viabilidad": ver Oravec, Daniels & Mather (2017) pp 1-2.
- recipiente a presión
- Un contenedor diseñado principalmente para el almacenamiento presurizado de gases o líquidos que cumple con ciertos criterios de energía o presión almacenada. Consulte los Requisitos de diseño estructural (NASA / SSPO, 2000) .
- Elemento presurizado
- Ver módulo .
- estructura presurizada
- Una estructura diseñada para transportar cargas de vehículos en la que la presión contribuye significativamente a las cargas de diseño. Consulte los Requisitos de diseño estructural (NASA / SSPO, 2000) Apéndice B.
- Puerto
- No se usa de manera consistente. En algunas fuentes, una combinación de mamparo estructural primario penetrado (sellado con una trampilla) y un CBM. En otras fuentes, en cualquier lugar donde se utilice un CBM (con o sin mamparo y trampilla).
- PDRS (Sistema de implementación y recuperación de carga útil)
- La colección de subsistemas y componentes de Shuttle utilizados para contener y manipular elementos en la bahía de carga útil, especialmente elementos para los que se planeó la liberación de vuelo (o apareamiento). Los elementos incluyeron el Shuttle RMS , los ensambles de pestillo de retención de carga útil, los accesorios de agarre, los objetivos y un sistema de CCTV. Consulte la Guía del usuario de Payload Bay (NASA / NSTS, 2011) .
- Estructura primaria
- La parte de un vehículo de vuelo o elemento que sostiene las cargas aplicadas significativas y proporciona rutas de carga principales para distribuir las reacciones de las cargas aplicadas. También la estructura principal que se requiere para sostener las cargas aplicadas significativas, incluidas las cargas térmicas y de presión, y que si falla crea un peligro catastrófico . Consulte el ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §6.3 y los Requisitos de Diseño Estructural (NASA / SSPO, 2000) Apéndice B.
- Operaciones de proximidad
- Operaciones realizadas por una (o más) naves espaciales controladas de forma independiente a una distancia de 2 000 pies (610 m) de otra, caracterizadas por un control de trayectoria casi continuo. Vea el uso a lo largo de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) . Contraste con el control de citas .
- Calificación
- "La calificación es el proceso que demuestra que el diseño, la fabricación y el ensamblaje del hardware y el software cumplen con los requisitos de diseño cuando se someten a condiciones ambientales". Contraste con la aceptación . Consulte los Requisitos de pruebas ambientales (NASA / ISSP, 2003) en la página 10-5.
- Sistema de control de reacción (RCS)
- Un tipo de sistema de control de actitud (ACS). RCS se distingue por la implementación activa de la Segunda Ley de Newton para gestionar la orientación de una nave espacial sin cambiar los parámetros orbitales del centro de masa. Propulsores RCS puede, si es así diseñado, también se puede utilizar para Orbital de maniobra (la implementación de las leyes de Kepler a la evolución de los parámetros orbitales de la nave espacial). Ver Kaplan (1976) p. 2 y Capítulos 3-4.
- Cita
- Maniobras de una nave espacial para igualar los parámetros orbitales de otra. Estas maniobras colocan a las dos naves espaciales tan cerca que las matemáticas de la "mecánica orbital" ya no dominan la capacidad de acercarlas aún más. Estas operaciones suelen ser ejecutadas por una nave espacial controlada de forma independiente a distancias superiores a 2000 pies (610 m) de otra. Pueden caracterizarse por maniobras de control de trayectoria que ocurren a intervalos de decenas de minutos o más. Vea el uso a lo largo de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) . Contraste con las operaciones de proximidad .
- RMS (sistema de manipulación remota)
- Un dispositivo tele-robótico utilizado para maniobrar cargas útiles en las proximidades de una nave espacial (comparable en alcance a las operaciones terminales de acoplamiento). Existen varios ejemplos: los relevantes para la documentación de CBM son el Shuttle RMS (SRMS) y la Space Station RMS (SSRM). Los dos se conocen coloquialmente como " Canadarm " y Canadarm2 , respectivamente, pero la documentación utiliza casi exclusivamente la nomenclatura que se muestra aquí.
- subconjunto
- Con respecto a algún conjunto de referencia, un conjunto que está totalmente contenido dentro del conjunto de referencia. En el contexto del CBM, un mecanismo para el cual las actividades de verificación pueden tener lugar ex situ. La definición aquí sigue los requisitos de CMAN (NASA / ISSP, 2000) , §B.2, pero consulte los requisitos de pruebas ambientales (NASA / ISSP, 2003) §10.2 para conocer los matices de la aplicación.
- Vehículo objetivo
- En una maniobra de atraque, se acerca el vehículo. El vehículo objetivo a veces está bajo control de actitud activo, pero no típicamente bajo control de maniobra activo. Vea el uso a lo largo de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) . El término se encuentra de manera inconsistente en la literatura técnica con respecto al atraque. En muchos análisis CBM, el término se refiere al elemento equipado con ACBM. Contraste con el vehículo de persecución .
- Prueba
- En el contexto formal, verificación mediante el ejercicio sistemático del ítem en todas las condiciones adecuadas. El rendimiento se mide cuantitativamente durante o después de la aplicación controlada de estímulos ambientales o funcionales reales o simulados. El análisis de datos derivados de una prueba es una parte integral de la prueba y puede involucrar la reducción automatizada de datos para producir los resultados necesarios. Contraste con análisis , demostración e inspección . Consulte el ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.2.1.4.
- Masa térmica
- En análisis térmico, sinónimo de “capacitancia”, que es análogo a su uso en el análisis de redes eléctricas. La masa térmica se puede lograr por una gran masa literal o por una gran capacidad de almacenamiento de calor de un material (por ejemplo, uno que cambia de fase a una temperatura casi constante). Véase Gilmore (1994), páginas 5-24.
Notas y citas
- ^ a b c d e La longitud que se muestra es para el vestíbulo acoplado. Consulte la Galería de diseño para conocer las longitudes de los lados individuales. Ambos lados tienen el mismo diámetro. Masa especificada de PCBM: consulte Desarrollo de PCBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.2.2.3. Masas especificadas por ACBM: consulte ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.2.2.2. Las masas que se muestran son "según lo especificado"; se informaron muy pocos pesos en la literatura, ninguno de los cuales indicó ningún complemento particular de hardware. La masa volada puede diferir del valor especificado. Ver la galería de operacionespara las fechas de funcionamiento y número de misiones. Los desarrolladores que se muestran se basan en las páginas de firmas de las especificaciones. El PCBM parece haber sido fabricado por más de una fuente, pero no se realizó una evaluación completa.
- ^ Material del anillo: Illi (1992) . Rendimiento de temperatura de silicona: O-Ring HDBK (PHC, 2018) página 2-5. Rendimiento de desgaste de fluorocarbono: Christensen, et. Alabama. (1999) página 5.
- ^ Desarrollador ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.3.
- ^ a b c d e La geometría de las características de interfaz en los anillos (tanto ACBM como PCBM) está ampliamente documentada en CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) . Por ejemplo, la geometría de la ranura de la junta tórica donde se montan los anillos se muestra en las Figuras 3.1.4.2-3 y -4 y la Figura 3.3.2.1-7, y el festón de la interfaz ACBM / PE se dimensiona en la Figura 3.1.4.2 - 5 y - 6. 4A Maintenance Book (NASA / MOD, 2000) , §§1.2.518 - 520 contiene los pasos de instalación detallados y fotografías adicionales del sello IVA y el hardware relacionado.
- ^ Interfaces del panel de cierre del vestíbulo: CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §3.3.8. Sobre de puente de módulo a módulo en órbita: ICD §3.1.4.
- ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q r s t u v w x y z aa ab ac ad ae af ag ah ai aj ak al am an ao ap aq ar como en au av aw ax ay az ba bb Las identificaciones y nomenclaturas de las piezas son generalmente las que se encuentran en Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) , Figura 3, que es idéntica a la Figura 2-1 de Assembly Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) . En ambos casos, las figuras se refieren solo a los componentes que se encuentran en el PCBM y el ACBM Tipo I que se utilizan en los puertos axiales. Omiten la identificación de los sellos CBM / CBM y CBM / PE IVA y todo el equipo auxiliar. También omiten la identificación de los parachoques que están instalados en el ACBM del puerto radial y de la característica correspondiente en el PCBM (en la literatura se hace referencia de manera diversa como “parachoques” o “seguidor”). Muchas piezas también se identifican en el CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) y en el Apéndice A de Assembly Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998), aunque las nomenclaturas en ocasiones son diferentes a las de las otras dos referencias. Consulte la página de la charla (discusión) en cada carga de imagen original para obtener referencias de fuentes adicionales.
- ^ La funcionalidad CBM se describe de manera inconsistente en la literatura. No está claro si las aparentes discrepancias resultaron de la evolución del diseño a lo largo de la vida del proyecto o de las perspectivas de diferentes autores. Compárese con Illi (1992) p. 282, Winch y González-Vallejo (1992) p. 67, Searle (1993) págs. 351-352, ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.3.1 y §6.3 (que en sí mismos no son completamente consistentes), PCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §§3.1.2-3.1.3, el flujo de prueba nominal de §2.6.3 en la Asamblea Qual. Test Report (BD&SG, 1998) , la secuencia operativa en la p. 39 de Operar un puesto avanzado (Dempsey, 2018), Piloto y especialista en misiones 2 líneas de tiempo en las páginas 6-7,12-13 (paginación pdf) de STS-120 / FD04 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2007) , los pasos detallados descritos en las páginas 200-203 de las operaciones de ensamblaje 3A (NASA / MOD, 2000) , y los procedimientos definidos para la etapa 5A en las páginas 23-97 de las operaciones de ensamblaje 5A (NASA / MOD , 2000) . La presente descripción fusiona las dos descripciones que se encuentran en la especificación de desarrollo.
- ↑ Algunos autores (p. Ej., Winch y González-Vallejo (1992) , Foster, Cook, Smudde y Henry (2004) ) parecen tratar la alineación como una "función" desempeñada activamente por el ACBM. Otros (por ejemplo, Operando un puesto de avanzada (Dempsey, 2018) ) lo discuten más como una “característica física” que constituye una restricción impuesta por el ACBM. En la literatura no parece haber una resolución obvia para la diferencia de perspectiva.
- ^ Foster, Cook, Smudde y Henry (2004) (p. 303) y Cook, Aksamentov, Hoffman y Bruner (2011) p. 27 (paginación pdf) ambos describen el ACBM como si tuviera dos conjuntos de estructuras de alineación: guías de alineación gruesa y pasadores de alineación fina. La Asamblea Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) , Apéndice B identifica explícitamente los "parachoques" como parte de los artículos de prueba calificados, pero no los muestra en la Figura 2-1 de ese informe (idéntica a la Figura 3 de Foster, Cook, Smudde & Henry (2004)). El informe analiza los parachoques como una etapa preliminar de alineación y §3 del CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005)los identifica de manera concluyente como parte del ACBM para puertos radiales (refiriéndose a ellos como "el nuevo parachoques" en la nota 4 de la Figura 3.1.4-9). El levantamiento RTL / Capture Envelope identifica 25 casos (de 124 relevados) donde los parachoques restringen el movimiento en ciertas direcciones antes de que se alcance cualquier otra superficie de contacto; es decir, una etapa de alineación antes de las Guías de alineación aproximada. Todos los contactos del parachoques están a 3,75 ”o más de separación axial entre los dos anillos, lo que sugiere que las guías de alineación no se convierten en la restricción principal hasta alrededor de esa separación. No se encontró una resolución obvia para esta aparente desconexión en el número de etapas de alineación dentro y entre las fuentes.
- ^ La envolvente de la trayectoria del PCBM con respecto al ACBM ("rotación y traslación combinadas") se muestra mediante los diagramas de trayectoria en los Apéndices E y F de la Asamblea Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) . Muchas trayectorias no son monótonas, con rotaciones que en realidad aumentan durante unos segundos después de que las cargas del pestillo de captura comienzan a acumularse. En algunos casos, las traducciones también aumentan. En todos los casos, sin embargo, las trayectorias terminan con el PCBM alineado y ligeramente separado del ACBM.
- ^ Desarrollador ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.1. La especificación ACBM. es identificado por Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) página 303 (nota al pie 3). El desarrollador de PCBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) se identifica como Referencia 2 de Christensen, et. Alabama. (1999) (pdf página 6). Las dos especificaciones contienen una gran cantidad de requisitos en común. Con el fin de mitigar el número de referencias, en este documento solo se cita típicamente una de las dos especificaciones. Los casos en los que la referencia citada explícitamente es aplicable a solo uno de los dos Elementos de configuración son evidentes a partir del contenido y contexto de su referencia.
- ^ En ("adelante") o en dirección opuesta ("popa") del viaje orbital, hacia ("nadir") o lejos del ("cenit") del centro de la órbita, debajo ("babor") o arriba ("estribor" ) el plano orbital cuando se mira hacia adelante con los pies hacia el nadir. Consulte Manejo de un puesto de avanzada (Dempsey, 2018) , página xv (17 en la paginación en pdf).
- ^ a b Las orientaciones en las que se puede instalar un ACBM se encuentran en CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §3.3.2.1.4. Las temperaturas de calificación provienen de los Requisitos de pruebas ambientales (NASA / ISSP, 2003) (SSP 41172), páginas 424 y 425 (paginación en pdf). También se tratan en Miskovish, et. al (2017)diapositiva 5. Parece haber discrepancias entre las fuentes publicadas y dentro de ellas. SSP 41172 identifica un rango de temperatura de calificación para el perno y la tuerca (-50F - + 150F) que es más pequeño que el rango al que hace referencia para su uso en la Prueba de calificación de ensamblaje (-70F - + 190F), que es inconsistente con las prácticas para pruebas a nivel de componente en el mismo documento. El rango representado en Miskovish es sustancialmente menor que el citado en SSP 41172. La Figura 6 del ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998)identifica el rango representado por Miskovish como aplicable para "boltup". La especificación requiere además rangos de diferencia de temperatura de -170F a + 170F para la adquisición de la tuerca y -200F - + 200F para la captura (ambos en rangos absolutos de -70F - + 170F). No es evidente una conciliación de las discrepancias en las fuentes disponibles.
- ^ Desarrollador ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.1.
- ^ Foster, Cook, Smudde y Henry (2004) se refieren explícitamente a los separadores térmicos del PCBM como mecanismos, y a la tuerca de perno motorizada como "flotante" (es decir, un mecanismo). El diseño de la tuerca fue calificado para vibración, condiciones de vacío térmico y ciclo de vida (durabilidad) como un conjunto independiente. Consulte CBM Perno / Tuerca Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) Tabla 1-1 (p.1-7), que se alinea bien con los requisitos de los Requisitos de prueba ambiental (NASA / ISSP, 2003) §4.2.13.
- ^ Con respecto al "empuje": PCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.2.1.6: "... proporcionará la fuerza neta y el momento ... para la separación de los elementos durante el deshielo". §4.3.2.1.6 identifica la "adherencia" del sello y la resistencia RMS como factores a verificar a este respecto. La "adherencia" (adherencia) del sello puede ser sustancial. Pruebas de subescala informadas en Daniels, et. Alabama. (2007) (pdf, página 15) estimó la adherencia durante la liberación de los sellos elastoméricos tipo CBM de su superficie de contacto a aproximadamente 150 lbf (670 N) para un sello de muestra de prueba de un solo cordón de 12 pulgadas (30 cm) de diámetro. Con respecto a la estabilización, consulte Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) en la parte superior de la página 304.
- ^ Christensen, et. Alabama. (1999) pág. 196.
- ^ Desarrollo de PCBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.2.1.8.2. Consulte también Operación de un puesto de avanzada (Dempsey, 2018) , Figura 2 (p. 37) y Archivo: PMA3 montado en SLP.jpg .
- ^ El mamparo a menudo se denomina en la literatura una "placa de atraque". La cúpula y los tres PMA no tienen mamparo para mantener la presión cuando están desenganchados.
- ^ a b El desarrollo de PCBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) La Figura 6 requiere la acomodación de los diferenciales de temperatura previos al atraque de +/- 200F entre las dos bridas exteriores cuando se activan los pestillos de captura, +/- 170F para la adquisición de tuercas de perno motorizadas, y -70F a + 90F cuando el la interfaz está rígida.
- ^ Retirada del gorro de ducha: STS-120 EVA Cklist (NASA / MOD, 2007) , pdf pp. 130 y 254 (foto). Eliminación de bloqueo de lanzamiento: STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) (pdf página 131). Las cerraduras de lanzamiento también se pueden quitar accionando un perno motorizado (pdf p. 312, paso 2.6.D, nota 2). Los tiempos varían porque se llevaron a cabo otras actividades alrededor de algunos de los puertos. Todos los lanzamientos de ACBM hasta la fecha ocurrieron durante la era NSTS.
- ^ a b Las operaciones conjuntas de la ISS / Shuttle. (LF1) (NASA / MOD, 2005) , pdf pp. 523 - 527 analiza los criterios de inspección detallados para el ACBM y el PCBM, incluidas fotografías posteriores al aterrizaje de daños por objetos extraños (FOD) que se encuentran en el sello Gask-O-Seal del PCBM después UF-2 ( STS-114 ).
- ^ El aprovisionamiento de herramientas para limpiar los sellos de PCBM se menciona en la hoja de cuna de soluciones alternativas de EVA en la página 177 del pdf de la lista STS-122 EVA Cklist (NASA / MOD, 2007) .
- ^ Tiempo y descripción de la tarea: STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) , pdf páginas 56, 70.
- ^ La preparación para las operaciones de apareamiento comienza en la p. 82 (paginación pdf) del 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) . Estos pasos pueden ser ejecutados por personal de vuelo o de tierra. Existen varios otros ejemplos desde la etapa 3A en la documentación disponible en línea. La descripción de la prueba del actuador de perno previo al atraque ("BBOLTCK") es de 3A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) , p. 210 (paginación pdf), que contiene descripciones detalladas de muchos otros comandos CBM.
- ^ Limpieza de la superficie de sellado del ACBM: STS-122 / FD05 Ejecute Pkg. (NASA / MCC, 2008) , págs.2, 27 y DSR - 30/3/2017 (NASA / HQ, 2017) . El acceso de EVA a los componentes de CBM, y la remoción y reemplazo de los mismos, se trata en detalle en las páginas 224-260 (pdf) de STS-124 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) . Las fallas de CPA "Prep for Mate" se encuentran en las páginas 26-88 (pdf) de las fallas del ensamblaje 5A (NASA / MOD, 2000) .
- ^ El flujo operativo se resume en Operating an Outpost (Dempsey, 2018) , página 243. El uso de los sistemas de señales visuales SVS y CBCS, incluidas fotografías de la pantalla del operador, se encuentran en las páginas 44-45.
- ^ La descripción de cómo se utilizan los indicadores Ready-to-Latch se encuentra en la página 44 de Operación de un puesto de avanzada (Dempsey, 2018) . RTL de tres de cuatro y la referencia a un estado que puede resistir los RTL (por ejemplo, posición de retención) son de las operaciones de ensamblaje 5A (NASA / MOD, 2000) p. 64 (paginación pdf). Para ver un ejemplo de coreografía, vea el video de la reubicación de PMM Leonardo . Varios ejemplos de planificación de contingencia para la operación de maniobra se encuentran en el STS-114 PDRS Ops Cklist (NASA / MOD, 2004)
- ^ Configuración de captura de la primera etapa, restricciones operativas, criterios de finalización y tiempo de ejecución: págs. 64-66 (paginación en pdf) de 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) . Es posible que el control de carga no sea necesario para todas las operaciones de CBM: consulte el paquete de ejecución STS-130 / FD09. (NASA / MCC, 2010) .
- ^ Captura de la segunda etapa de la era NSTS: p68 del 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) . Durante la captura con el SSRMS, se opera intermitentemente entre los comandos de captura para aliviar aún más la acumulación de carga; consulte el paquete de ejecución STS-128 / FD10. (NASA / MCC, 2009) página 24 (paginación pdf). Captura de segunda etapa: SRMS en modo de prueba, lo que puede hacer que se abran los RTL. El ángulo del eje indicado al final de la captura de la segunda etapa (aproximadamente 108 segundos) es de p68 de las operaciones de ensamblaje 5A. La posición RTL está sustancialmente por debajo de la parte superior del arco Capture Latch: compare la vista en alzado lateral dimensionado del RTL en CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Figura 3.1.4.1-12 con la elevación de volumen clara que se muestra en la Figura 3.1 .4.1-17.
- ^ Las descripciones de los comandos de perno nominal se encuentran en 3A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) , páginas 210-211 (pdf). El proceso de mejora general, incluido el tiempo presupuestado, se describe en detalle en McLaughlin y Warr (2001) p. 2, y comenzando en la página 73 (pdf) de 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) . La página 64 (pdf) de esta última fuente establece que si los "al menos ocho tornillos" no están"alternando", los controladores de tierra le informarán a la tripulación cómo proceder. La interpretación de "al menos ocho tornillos" puede haber sido revisada sustancialmente cuando STS-128 instaló el MPLM; consulte la precaución en la página 23 del STS-128 / FD10 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2009). ABOLT speed: McLaughlin & Warr (2001) página 2. Las fuentes no están completamente de acuerdo con la nomenclatura del comando. Aparece como "ABOLT", "ABOLTS", "A Bolt" y "A bolts". Algunas de las fuentes no son coherentes internamente a este respecto.
- ^ El CBM Perno / Tuerca Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) p. 3-2 informa que la precarga de 1,500 lbf (6,67 kN) es el extremo inferior de la región tolerada para el rendimiento de la celda de carga del perno. El extremo superior se cotiza a 19,300 lbf (85,9 kN).
- ^ Estabilización térmica: McLaughlin y Warr (2001) (página 3) afirman que la retención de ecualización se produce a una precarga mucho mayor de 10.500 lbf (47.000 N), pero la documentación de vuelo se lee como se describe aquí: consulte el cartel de precaución en la página 109 ( pdf) de 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) . Espaciado de grupos de pernos de 90 °: 3A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) cerca de la parte inferior de la página 212 (paginación en pdf). El procedimiento detallado de carga de pernos (hasta e incluyendo la precarga completa) comienza en la página 110 (pdf) de las Operaciones de ensamblaje 5A. Los vuelos posteriores a menudo asignan esta tarea a los controladores de tierra.
- ^ Para conocer la capacidad de falla de uno y dos pernos, consulte Zipay, et. Alabama. (2012) pdf páginas 18 y 41, respectivamente. La referencia no discute si el acceso presurizado al vestíbulo se puede restaurar de alguna manera después de que ocurra el escenario de dos pernos. Los procedimientos de resolución detallados, incluidos los de seguridad rápida, están indexados a partir de la página 8 en la paginación en pdf de 5A Assembly Malfunctions (NASA / MOD, 2000) . Los procedimientos que tratan con fallas en el pestillo de captura y el indicador Ready-to-Latch se encuentran en las páginas 21-30 (pdf) del paquete de ejecución STS-128 / FD04. (NASA / MCC, 2009) .
- ^ a b c En la mayoría de los puertos, los CPA se eliminan por completo, pero los puertos Nadir de los Nodos 1 y 2 se modificaron en órbita para rotar los CPA en su lugar. Consulte DSR - 1/3/2018 (NASA / HQ, 2018) .
- ^ Los procedimientos detallados para el equipamiento del vestíbulo se encuentran en 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) , págs. 129 - 171 (paginación en pdf). Cada vestíbulo es al menos ligeramente diferente, y algunos (por ejemplo, Cupola, PMA) se apartan significativamente de la descripción genérica que se proporciona aquí. En muchos casos, los procedimientos y los informes de estado de la NASA indican claramente una pausa de aproximadamente ocho horas para una verificación de fugas fina, pero algunos de los plazos informados no parecen adaptarse a ninguna operación de este tipo. El procedimiento de eliminación de la sección central M / D se describe en detalle a partir de la página 70 (paginación en pdf) de 5A Joint Ops. (NASA / MOD, 2000) , del cual se tomó el tiempo presupuestado, pero el Libro de Mantenimiento 4A (NASA / MOD, 2000) presupone el doble de lo quese necesitapara remoción (pdf página 74).
- ^ Los procedimientos detallados para quitar componentes CBM accesibles internamente (CPA, perno, tuerca, pestillo, RTL) e instalar sellos IVA están indexados en la página 8 en la paginación en pdf del Libro de mantenimiento 4A (NASA / MOD, 2000) , al igual que los procedimientos generales para localizar fugas. Los procedimientos para la instalación alternativa de CPA para evitar daños se encuentran en STS-126 / FD13 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2008) , página 3 (pdf).
- ↑ La preparación para las operaciones de desmantelamiento comienza en la p. 38 (paginación pdf) del 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) .
- ^ Consulte la Tabla de misiones para conocer la ocurrencia relativa de vuelos logísticos en comparación con los vuelos de ensamblaje. Los detalles de la presupuestación del tiempo parecen haber evolucionado con el tiempo. Para el desajuste del vestíbulo de los elementos logísticos (en este caso, MPLM), consulte el Libro 5A.1 MPLM (NASA / MOD, 2000) , página 134 (paginación en pdf). La asignación de dos miembros de la tripulación para el desajuste se basa en el Plan Original STS-102 / FD10 (NASA / MCC, 2001), que asignó menos tiempo a la tarea. En la descripción actual no se tiene en cuenta ningún esfuerzo para instalar el CBCS; una muestra informal de informes de estado recientes sugiere que no se utiliza para respaldar las operaciones de obligaciones. El tiempo para reconfigurar para demate probablemente disminuyó significativamente después de que se introdujeron los kits de rotación de CPA: la instalación de cuatro CPA se presupuestó para aproximadamente 2:30 en el Libro de mantenimiento 4A (NASA / MOD, 2000) , página 74 (pdf). La instalación de la sección central de la cubierta M / D se detalla en las operaciones conjuntas 5A. (NASA / MOD, 2000), página 170 (pdf). Los pasos para quitar la correa de tierra siguen directamente a continuación. La eliminación del cierre del vestíbulo tiene un presupuesto de 40 minutos en la página 84 del pdf del Libro de mantenimiento en vuelo 4A, pero solo de 20 minutos en el Libro de operaciones conjuntas (5A), página 70 (pdf).
- ^ Incluyendo la instalación de equipo de prueba de presión, la despresurización fue presupuestada para aproximadamente 75 minutos en el Plan Original STS-102 / FD10 (NASA / MCC, 2001) ; la duración de 40 minutos de la despresurización real proviene de la suma de los períodos de permanencia en el Libro 5A.1 MPLM (NASA / MOD, 2000), páginas 150-153. Esa referencia omite una duración general de la tarea, que tuvo que haber sido algo más larga para permitir los pasos de la tripulación. La línea de tiempo STS-102 sugiere que la despresurización no está incluida en la tarea de desajuste, al igual que la organización del Libro 5A.1 MPLM, pero la línea de tiempo de las 4:30 desde el inicio de la salida de MPLM hasta el final de la demate de CBM en la misma línea de tiempo sugiere que podría haber sido. En la documentación disponible no parecía obvia ninguna resolución de la aparente discrepancia en la presupuestación del tiempo. La tolerancia para la conversión de presión a unidades métricas se basa en el manual disponible para el medidor Fluke 105B identificado en la referencia (± 0.5%). El manual no indica si la incertidumbre experimental es "indicada" o "escala completa"; Aquí se asumió "escala completa".El fundamento de la restricción de la presión proviene deOOS - 22/01/10 (NASA / HQ, 2010) : "... debe asegurarse que la presión sea inferior a 2 mmHg antes de la descomposición para proteger los sellos CBM (Mecanismo de atraque común)". El límite en sí mismo está en los procedimientos (por ejemplo, el Libro MPLM (5A.1), pdf página 152) pero la justificación no se identifica en ellos.
- ^ La activación y verificación del CBM para deberth se puede ejecutar ya sea por control terrestre o desde la órbita. El flujo general de procedimientos proviene del Manual de tierra 3A (NASA / MOD, 2000) y 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) . Aunque el comando DBBoltck (distinto del comando "BBoltck") se solicita explícitamente en ambos documentos, no se encontraron ni una descripción detallada ni una justificación que lo diferenciara del comando BBBoltck. Comprobación de CBM junto al suelo y a la izquierda con los CPA encendidos: consulte STS-114 / FD11 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2005) , pdf página 3.
- ^ El Plan Original STS-102 / FD10 (NASA / MCC, 2001) asignó 90 minutos para el demate y la desactivación del ACBM Nodo 1 Nadir. El procedimiento de aflojamiento de pernos comienza en la página 57 (paginación pdf) de 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) . Se indica un rango de movimiento de ± 0,1 revoluciones; las ediciones posteriores del procedimiento amplían la tolerancia posicional. El CBM Perno / Tuerca Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) p. 3-2 identifica el criterio de éxito para desatornillar como aliviar la precarga con un par máximo que no exceda las 1.600 lb⋅in (180.000 mN⋅m); McLaughlin y Warr (2001)identifica un límite de velocidad de 0.5 RPM a ese torque en la página 4, aunque la página 3 informa que el comando "F Bolt" en la dirección opuesta a plena carga se ejecutará a 0.4 RPM. Tomado junto con el tiempo total asignado por el procedimiento, esto sugiere que el aflojamiento se implementa realmente en juegos de cuatro pernos en lugar de los 16 a la vez.
- ^ El criterio de aflojamiento en 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) , página 58 (pdf) es consistente con los hallazgos informados en la página 5-7 de Assembly Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) : "... si la carga indicada en un perno desciende por debajo de las 1500 libras durante la extracción, debe extraerse completamente no menos de 29 vueltas desde la precarga completa sin que se accione ningún conjunto adicional en ninguna dirección. No hay excepciones para esta regla." La misma fuente informa que la regla es el resultado de daños sufridos durante algunas de las primeras detenciones durante la configuración de la secuencia de prueba de calificación de nivel de Asamblea, donde no se impuso tal restricción.
- ^ Extracción de pernos, cierre de la tapa y apagado de CBM: 6A Assembly Ops (NASA / MOD, 2001) , páginas 69-91. El cierre de las cubiertas se verifica visualmente mediante la imagen de la cámara.
- ^ Las operaciones de contingencia demócratas están indexadas en las páginas 8-9 en la paginación en pdf de las averías del ensamblaje 5A (NASA / MOD, 2000) . La velocidad relativa de desacoplamiento y desmontaje se indica en la página 41 de Operación de un puesto de avanzada (Dempsey, 2018) .
- ^ Para el uso originalmente diseñado del puerto Nadir en Node1, vea Link & Williams (2009) página 1, que incluye una discusión detallada de los cambios de ingeniería necesarios para integrar Node 3 en esa ubicación. PMA3 se usó esencialmente como una campana de buceo se usaría bajo el agua. Para obtener una descripción programática del rediseño y la implementación, consulte Operación de un puesto de avanzada (Dempsey, 2018) , páginas 64-67 de la paginación en pdf. Para ver la lista citada de servicios públicos redirigidos, consulte OOS - 20/11/09 (NASA / HQ, 2009), que no proporciona una definición de las conexiones ISL a las que se hace referencia. La lista del informe de estado parece diferir de la discusión detallada en Link pp. 2-5. La conciliación de las dos discusiones no fue obvia a partir de la documentación disponible. La definición de IMV es de Operación de un puesto de avanzada, página 187.
- ^ Ver el anuncio de Slingshot de investigación de la estación espacial de la NASA (NASA / ISSP, 2019) .
- ^ a b Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) (p. 319 de la paginación pdf) y Assembly Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998)(ALQTR) (§3.2 “Actividades de desarrollo precursoras”) identifican las mismas tres actividades críticas y sus factores asociados “... estableciendo las condiciones combinadas bajo las cuales debe funcionar la CBM ...” (ALQTR, página 3-2). Las dos fuentes claramente se refieren al mismo evento (la Figura 4 de Foster es idéntica a la Figura 3-3 del informe) pero organizan su discusión de manera diferente y contienen algún material divergente: el ALQTR informa una cuarta cadena de lógica, que tiene que ver con el desempeño de la adquisición de la tuerca por parte de Powered Bolt; Foster se refiere a las "pruebas de sellado a gran escala" que no se mencionan en el informe de prueba formal. La prueba también recibe una discusión resumida en Zipay, et. Alabama. (2012) (p. 40-41 en la paginación pdf) que generalmente es consistente con las otras dos fuentes, pero con menos detalles.
- ^ a b La condición de carga con cargas externas y sin presión de vestíbulo (es decir, como una brida externa) se muestra en la Figura 39 de Zipay, et. Alabama. (2012) . La condición con carga externa y presión interna (vestíbulo) se muestra en la Figura 40 de la misma referencia.
- ^ Los requisitos de control de fracturas (NASA / SSPO 2001) y los requisitos de diseño estructural (NASA / SSPO, 2000) detallan las prácticas de ingeniería del programa mediante las cuales los recipientes a presión y las estructuras presurizadas están calificadas para cargas estructurales y de fractura, respectivamente.
- ^ a b Cada atracadero puede tener una configuración de unión RMS única, y las propiedades de inercia de los módulos que se atracan varían en un amplio rango (consulte los resúmenes de módulo por módulo en la Referencia a la ISS (Utilización) (NASA / ISSP, 2015) ). El análisis se utiliza para definir cargas y predecir el rendimiento a lo largo de la carrera de un mecanismo. La prueba se utiliza para garantizar que la dinámica interna se modele correctamente bajo cargas representativas, lo que a menudo incluye compensación por gravedad. El enfoque iterativo se analiza brevemente en Conley (1998) , p. 589 “Análisis de implementación”. Consulte la discusión de “Sistemas de descarga” (p. 534 en Conley) para obtener una descripción de cómo se compensan los efectos gravitacionales durante la prueba de los mecanismos de las naves espaciales.
- ^ "Las cargas de conformidad definen la acción de fregado en el sello durante el atornillado ..." Montaje Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) p. 3-5. El espacio máximo recomendado por el fabricante después de completar el atornillado para un Gask-O-Seal es de 0,003 pulgadas ( Gask-O-Seal Hdbk (PHC, 2010), página 9). La importancia de la limpieza de las condiciones de fabricación de las juntas ensambladas en fábrica se analiza en la página 18 de la misma referencia y en Holkeboer (1993) , págs. 256-257. Por el contrario, CBM / CBM es una "junta de campo", ensamblada en un entorno no controlado. El entorno de lanzamiento para los primeros muelles de elementos equipados con PCBM fue la bahía de carga útil del transbordador (reutilizada); La limpieza del entorno de la bahía de carga útil se discute en §§4.1.3.3 y 4.2.3 de laPayload Bay User's Guide (NASA / NSTS, 2011) . Desde el retiro del Shuttle, todas las entregas se realizan en carenados de carga útil dedicados al vuelo, cada uno de los cuales se puede esperar razonablemente que tenga su propia caracterización.
- ^ Altitud típica de la órbita: Operación de un puesto de avanzada (Dempsey, 2018) , página 123. Esta región de la órbita terrestre generalmente se conoce como la termosfera .
- ^ La temperatura del gas comienza a aumentar con la altitud en esta región, pero la densidad es tan baja que las naves espaciales ven poco calentamiento debido a la temperatura. Consulte Entornos naturales (Justh, ed., 2016) §5.1 para obtener una descripción del medio ambiente, y §5.1.7 para una breve revisión del efecto general del oxígeno atómico en las naves espaciales. Para conocer la sensibilidad del sello, consulte Christensen, et. Alabama. (1999) . Sobre el tema de la influencia de la temperatura y el vacío combinados en la fricción, ver Conley (1998) págs. 176 y 589, y el Capítulo 17. Para un estudio contemporáneo de amplio rango de datos de fricción bajo condiciones atmosféricas y de vacío, ver Lubrication Handbook para la industria espacial (NASA / MSFC, 1985). Para una breve discusión de los cambios en la composición química debido a la exposición al vacío ("desgasificación"), consulte el Capítulo 9 de Conley.
- ^ Debido a que se ocupan de la radiación, estos problemas a menudo se denominan "termoópticos". Consulte §5.2 de Entornos naturales (Justh, ed., 2016) para obtener una descripción del entorno térmico.
- ^ a b Con aproximadamente 7 pies de diámetro, los CBM abarcan entre el 10 y el 20% del área de superficie de un Nodo típico. Aunque este fenómeno es direccional y (por lo tanto) depende de los parámetros orbitales, no se puede ignorar durante períodos en los que varios puertos no están acoplados o cuando los puertos no están acoplados durante largos períodos de tiempo en orientaciones agresivas. Consulte Entornos naturales (Justh, ed., 2016) , §5.6.4, Capítulo 3 de Gilmore (1994) y Conley (1998) Capítulo 20 para una discusión adicional de las técnicas de acomodación operativa y de ingeniería relevantes.
- ^ El campo magnético varía dependiendo de dónde se encuentre la nave espacial en su órbita (la "verdadera anomalía"), por lo que generalmente se lo denomina "geomagnético". Las características relevantes se discuten en §5.3 de Entornos naturales (Justh, ed., 2016) , junto con algunos de los problemas de diseño de naves espaciales pertinentes.
- ^ Ver §5.4 de Entornos naturales (Justh, ed., 2016) para una discusión paramétrica del entorno de plasma a la altitud de ISS. El exceso de carga positiva en el ISS se gestiona a través de una unidad de contactor de plasma montada en el elemento Truss Z1. Elimina la formación de arcos entre la nave espacial y el entorno cargado. Ver Carpenter (2004) .
- ^ El entorno de radiación ionizante de la termosfera se describe en el §5.5 de Entornos naturales (Justh, ed., 2016) . Los efectos se describen genéricamente en §5.5.3.
- ^ Por ejemplo, los requisitos de M / D no cuantitativos se documentaron en ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.2.5.12. Una evaluación reciente del entorno de meteoritos / escombros se describe en Entornos naturales (Justh, ed., 2016) §5.6; la referencia señala que, aunque los escombros no son de origen estrictamente “natural”, se tratan como tales con fines descriptivos porque están fuera del control de cualquier proyecto de desarrollo.
- ^ En este contexto, "penacho" se refiere al chorro de escape de un cohete después de que sale de la boquilla. Durante las operaciones de proximidad, un cohete disparado por un vehículo de persecución para reducir su aproximación hacia un objetivo a menudo apunta a ese objetivo (una "maniobra de frenado"). Cuando el escape golpea el objetivo, genera fuerzas que pueden empujar al objetivo y, si golpea fuera del centro, girarlo. Dependiendo de la composición del escape, la columna también puede contaminar el exterior del vehículo objetivo. Con respecto al efecto del impacto de la pluma en el vehículo objetivo, las operaciones para mitigarlos se analizan ampliamente en Shuttle / LDEF Retrieval Ops (Hall, William M., 1978).a partir de la página 10 (paginación pdf). La contaminación puede degradar el control térmico y las capacidades de generación de energía del objetivo. Véase, por ejemplo, el análisis de los jets de la nave espacial Apolo que interactúan con Skylab en History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) , Capítulo 5. La forma y densidad de la pluma pueden no ser intuitivas. Véase la discusión que comienza en la p. 166 de Griffen y French (1994) .
- ^ Consulte la Figura 1 de Cook, Aksamentov, Hoffman & Bruner (2011) para ver un "árbol" de mecanismos de ensamblaje. La necesidad de ensamblar cosas grandes en órbita se analiza en la página 9 de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) . La misma referencia señala en la página 16 que los conceptos emergentes se consideraron demasiado peligrosos para la nave espacial unipersonal del programa Mercury, y se trasladaron a la tripulación más grande del Proyecto Gemini. Mercurio, sin embargo, contenía experimentación de vuelo sobre la capacidad del piloto para estimar distancias y actitudes en el espacio. La "era Apolo" se utiliza aquí de forma abstracta para incluir Skylab y el Proyecto de prueba Apollo / Soyuz. Consulte las páginas 15 a 59 de la referencia para obtener un tratamiento histórico más completo.
- ^ Consulte Historia del encuentro del transbordador espacial (Goodman, 2011) , página 69 para una discusión introductoria de las circunstancias y factores recientemente encontrados en el programa del transbordador espacial. El comentario sobre la coaxialidad se encuentra en la página 4 (pdf página 9) de Cohen, Eichold & Heers (ed.) (1987) . Shuttle / LDEF Retrieval Ops (Hall, William M., 1978) contiene una explicación detallada de la física y las matemáticas del enfoque de barra r, incluida una exposición sobre la relación entre éste y el uso del SRMS para recuperar naves espaciales en vuelo libre. La comprensión de lo que se sabía (o se esperaba) en el marco de tiempo en el que se desarrolló el atraque puede mejorarse leyéndolo en el contexto de Livingston (1972) y elRequisitos de RMS (NASA / JSC, 1975) .
- ^ Para la fracción de misiones previstas para involucrar la recuperación e identificación de temas de requisitos de conducción, ver Livingston (1972) Figuras 1 y 2, respectivamente. La referencia a la velocidad de contacto cercana a cero es de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) , página 69. Asignación de despliegue y recuperación al RMS: Jorgensen & Bains (2011) página 1.
- ^ Los requisitos de RMS relevantes se encuentran en la página 12 de los requisitos de RMS (NASA / JSC, 1975) . Para conocer el tamaño y la forma de la entrada para el corredor de alineación CBM, consulte Operación de un puesto avanzado (Dempsey, 2018) , página 44. Una vez que entró en servicio, las modificaciones al SRMS ayudaron a abordar la situación en evolución; ver Jorgensen y Bains (2011)página 8; El desarrollo de un nuevo software (submodo de retención de posición y orientación) que permitió al SRMS manejar cargas útiles pesadas se analiza en las páginas 15-20. Con respecto al potencial de empujar para lograr la alineación entre los objetos acoplados (por ejemplo, el contacto entre las guías de alineación ACBM y PCBM) cuando se usa el RMS, consulte la discusión sobre la acomodación del momento de fuerza en la página 22 del mismo documento. Estos cambios ocurrieron casi al mismo tiempo que el desarrollo de CBM, por lo que muchas de las nuevas capacidades fueron emergentes.
- ^ Primeros usos del SRMS: Jorgensen & Bains (2011) página 6. Muchos informes de contratistas sobre el estudio de Necesidades, Atributos y Opciones Arquitectónicas de la Estación Espacial se encuentran mediante el uso de la función de búsqueda en el Servidor de Informes Técnicos de la NASA (NTRS) utilizando ese frase. Aunque no se menciona formalmente como un estudio de "Fase A" en los informes, fue seguido por una Fase B (Consulte el Manual SE de la NASA (Hirshorn, Voss & Bromley, 2017) , Capítulo 3 para obtener la definición actual de las fases de desarrollo en la NASA. programas). De los informes no se desprende claramente que se entendiera una definición única de “atraque” en el momento de las primeras fases del programa. Las diferencias entre las definiciones de la época y las definiciones actuales son evidentes, por ejemplo, en la página 4 (pdf página 9) de Cohen, Eichold & Heers (ed.) (1987) : “La distinción entre atracar y atracar es que el atraque ocurre entre el transbordador y la estación espacial mientras que el atraque ocurre entre el módulo y el hub o entre el módulo y el módulo”. Se pueden encontrar otras definiciones en la literatura del programa del día, gran parte de la cual está archivada en NTRS.
- ^ a b Cargas de conformidad de bridas: consulte Illi (1992) página 5 (paginación en pdf). Aunque este artículo fue “temprano”, las desviaciones mostradas en CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §3.2.1.1 y la mención en las páginas 12 y 42 de Zipay, et. Alabama. (2012) indican que las desviaciones, particularmente en el Puerto Radial, permanecieron como problemas durante las actividades de verificación final. Las cargas internas cualitativas se basan en una lectura detallada de los Criterios de pernos precargados (NASA / NSTS, 1998) , que fueron requeridos por los Requisitos de diseño estructural (NASA / SSPO, 2000) ), §3.5.5 (que fue, a su vez, llamado por ACBM Dev. Spec. (BD&SG, 1998) sección 3.3.1.3.3). La presión límite se especifica enPCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) , §3.2.5.2. Al igual que la carcasa de presión del módulo, el vestíbulo creado por CBM acoplados fue probado a 22,8 psig ( Zipay, et. Al. (2012) página 10).
- ^ Programación de la estación espacial. Descripción (NASA / HQ, 1984)página 344. No se hace mención del RMS en este informe; El atraque se define sin distinción entre las maniobras de propulsión típicamente asociadas ahora solo con el atraque (por un lado), y el uso de un manipulador telerobótico (por otro lado). Además, el documento se refiere a la escotilla como parte del Mecanismo de Atraque, mientras que la arquitectura de la Estación Espacial eventual tiene CBM en lugares sin escotillas. El adaptador de atraque múltiple se describe en la página 240-241. En otras ubicaciones del mismo documento, el adaptador parece llamarse “Módulo de montaje y atraque” (p. Ej., Página 429). Con respecto a los mecanismos de atraque en común: “Los módulos capaces de ser habitado por humanos deberán ... tener interfaces y mecanismos de atraque comunes”. (página 323). La androginia de “sistemas de atraque idénticos” se considera en la página 462.(Todos los números de página para la Descripción del programa están de acuerdo con la paginación en PDF, que agrupa varios volúmenes del informe en un solo archivo).
- ^ Consulte Leavy (1982) para obtener una descripción detallada de los mecanismos de la estructura de soporte de vuelo desarrollados durante este período de tiempo. Muchas de las prácticas operativas y de ingeniería se repiten en documentación posterior sobre el CBM.
- ^ Programación de la estación espacial. Descripción (NASA / HQ, 1984) página 516 (paginación pdf).
- ^ La fecha de inicio real es de Adv. Dev. Informe final (Cntrl. Dyn. Y MDA, 1998) p. 74 (76 en la paginación pdf). La descripción del mecanismo de atraque / atraque se resume en Burns, Price & Buchanan (1988) páginas 2 - 9 (paginación en pdf). El diámetro total se deriva de la Figura 8 de la última referencia, que contiene varias otras figuras del concepto de diseño en ese momento.
- ^ Los pequeños diámetros de los anillos de CBM, los orificios de los pernos y las guías orientadas hacia afuera de los nodos de recursos se hacen eco de los descritos en el informe de Desarrollo avanzado del año anterior; véase Burns, Price y Buchanan (1988) .
- ^ El “pestillo estructural de perno / tuerca” se describe en Burns, Price & Buchanan (1988) pp 331 - 333 (páginas 7 - 9 en la paginación pdf). El origen del término no está claro: los requisitos generales de la página 3 de la misma fuente se refieren a ellos simplemente como "pestillos". El manual de lubricación para la industria espacial (NASA / MSFC, 1985), que fue el documento principal de MSFC en ese período de tiempo para la lubricación, no identifica explícitamente a Dicronite o DOD-L-85645, que es un disulfuro de tungsteno estándar que rige. El Manual enumera varios de estos lubricantes y los describe con coeficientes de fricción de alrededor de 0.04 en el aire, pero no se muestran los valores para aplicaciones de vacío. La importancia de la relación entre el par y la incertidumbre de la precarga, de la cual la variación en la fricción es una parte importante, se desprende claramente de los criterios de pernos precargados (NASA / NSTS, 1998) , que posteriormente se requirieron durante el desarrollo del CBM.
- ^ Para los resultados de la prueba de la tasa de resorte de los fuelles, vea Adv. Dev. Informe final (Cntrl. Dyn. & MDA, 1998) páginas 9-15 (páginas 11-17 en la paginación pdf). En general, el programa de Desarrollo Avanzado se centró en el atraque y en el cierre del “bucle” del módulo, con relativamente pocos informes sobre las operaciones de atraque per se. Illi (1992) informa en la página 7 (paginación en pdf) que los fuelles no se podían fabricar de manera confiable en ese momento.
- ^ Acomodación de los servicios públicos internos: Burns, Price y Buchanan (1988) Figura 8. Para obtener un ejemplo de configuración de la estación del día completo, pero no necesariamente definitivo, consulte la Figura 3.5-1 de Space Station SE & I, vol. 2 (BAC / SSP, 1987) . Para conocer una variedad de configuraciones de Resource Node (“hub”) que aún se están estudiando en ese momento, consulte Cohen, Eichold & Heers (ed.) (1987) páginas 19-22, 30-31, 33-34, 40-41, 44 y 75-76 (todo en la paginación pdf). Numerosas fotografías en órbita de puertos radiales ilustran el potencial de compatibilidad limitada.
- ^ Aunque la documentación de este período contiene las primeras discusiones identificadas de una estrategia de diseño de módulo específico, el requisito de conducción para una escotilla nominalmente cuadrada de 50 pulgadas (1,27 m) claramente existía cerca del inicio del Programa de Desarrollo Avanzado; ver Burns, Price & Buchanan (1988) página 3 (pdf). El tamaño de la escotilla no se había definido hasta 1984 ( Space Station Progr. Description (NASA / HQ, 1984) pdf, página 462). El diseño de "cuatro cuadrantes" se describe en Hopson, Aaron & Grant (1990) págs. 5-6. La "envolvente dinámica" de la bahía de carga útil se describe en §5.1.2.1 de la Guía del usuario de la bahía de carga útil (NASA / NSTS, 2011 ) . El CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005), §3.1.4 contiene una asignación detallada de geometría para "puentes de servicios públicos" entre los módulos, y administra cuidadosamente las envolventes de espacio libre dinámico para componentes en ambos lados de la interfaz CBM / CBM durante las operaciones de atraque.
- ↑ La duración de los módulos se afirma en Hopson, Aaron & Grant (1990) p. 6. La reconciliación con el eventual requisito de 10 años de vida (§3.2.3.1 de ACBM Dev. Spec. (BD&SG, 1998) ) no está clara en la documentación disponible. Consulte la Figura 13 en la página 16 de la referencia anterior para conocer la geometría de los bastidores estándar. En Troutman, et. Alabama. (NASA / LaRC, 1993) , página 25 (paginación pdf), SSRT Final Report to the President (NASA / SSRT, 1993) , página 13, y página 59 del Informe de rediseño (NASA / SSRT, 1993)(paginación pdf). En la página 39 de esta última referencia se encuentra un resumen del cambio en la capacidad de carga útil del Shuttle que siguió al aumento de la inclinación orbital.
- ↑ Se hace referencia a distintos mecanismos de atraque y atraque en las páginas 13 a 15 de Hopson, Aaron & Grant (1990) . Ver Gould, Heck & Mazanek (1991) para un análisis extendido del impacto del concepto de Módulo Común propuesto en el tamaño del módulo y el peso de lanzamiento. En las introducciones de Winch y González-Vallejo (1992) e Illi (1992) se encuentran breves discusiones sobre el nodo de recursos de referencia, seleccionado en 1992.. Illi (páginas 3 y 5 de la paginación en pdf) además reconoce explícitamente el impacto de las deflexiones inducidas por la presión en el diseño del CBM. El “CBM pasivo flexible” se discutió como si fuera cierto en Winch (pdf página 7), pero como si se difiriera efectivamente en Illi (pdf página 7) poco después. No se pudo encontrar ningún registro de dicha variante calificada o fabricada, y el patrón del módulo nunca se ha “cerrado” en un bucle.
- ^ a b Las fechas de publicación de la documentación de Ingeniería del sistema son de la página ii de PCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) , página ii del CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) , y página i del ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) .
- ^ a b c Estos pasajes contienen material que es en su mayoría común a las dos fuentes principales de este período: Winch y González-Vallejo (1992) e Illi (1992). Excepto por la referencia a la atadura de cizalla, las descripciones del diseño siguen a Winch, páginas 3 - 7 (paginación en pdf). El diseño puede haber estado cambiando rápidamente en ese momento. Illi, publicado el mismo año que Winch, analiza la variante flexible como descartada y describe la junta CBM / PE como sellada con una soldadura en lugar de juntas tóricas de Winch. Solo Illi se refiere a la atadura de cizalla (página 2 en la paginación del pdf); la descripción en Winch no contiene un método obvio para transportar tales cargas a través del plano de interfaz CBM / CBM. Illi reconoce que el diseño de la atadura de cizalla proporciona efectivamente una etapa final de alineación más ajustada que la de las guías de alineación. Las guías de alineación de PCBM en la Figura 4 de Illi tienen solo la mitad del tramo de las que se ven en las Figuras 3 y 4 del cabrestante; Illi describe el cambio como una medida de ahorro de peso.Illi también informa que la precarga de los pernos es de 9.500 lbf (42.000 N), en comparación con las 6.500 lbf (29.000 N) del cabrestante, aunque el par de torsión del perno se informa como 900 lb⋅in (100.000 mN⋅m) en ambos casos (lo que sugiere que podría haberse realizado un cambio de lubricación de la rosca). Winch reporta juntas tóricas en la interfaz CBM / CBM, donde Illi reporta un Gask-O-Seal segmentado para facilitar el reemplazo de EVA. No se encontró ningún registro que demuestre que tal reemplazo haya ocurrido alguna vez en órbita.No se encontró ningún registro que demuestre que tal reemplazo haya ocurrido alguna vez en órbita.No se encontró ningún registro que demuestre que tal reemplazo haya ocurrido alguna vez en órbita.
- ^ El resumen del apoyo del Congreso al programa Space Station Freedom es de Testimony to the House Science Committee (Smith, 2001) . Los números de costos son del Apéndice 1, Tabla 1 de esa referencia; la fuente advierte cautela al interpretarlos, porque diferentes estimaciones no reflejan necesariamente el mismo alcance o los mismos procedimientos de estimación. Consulte el Apéndice B del Informe de rediseño (NASA / SSRT, 1993) para conocer la dirección del Sr. Goldin a la NASA.
- ^ Las dos inclinaciones orbitales tuvieron implicaciones significativas tanto para el diseño como para las capacidades de la estación. Ver Informe de rediseño (NASA / SSRT, 1993), “Consideraciones sobre opciones comunes”, a partir de la página 33 (paginación en pdf). Las recomendaciones para la inclusión de subsistemas estructurales / mecánicos se encuentran en el Apéndice D, página 293 (paginación en pdf). Los aumentos de carga para el CBM se informan para dos opciones en la página 270 (paginación en pdf). No parece que se hayan identificado otros problemas. El informe señala, sin embargo, que la inclinación de 51,6 grados da como resultado un “tiempo de luz solar” significativamente mayor en comparación con el de los 28,5 grados originales (página 55 en la paginación en pdf). La remoción de controladores, motores y pestillos se identificó (para una sola opción) en la página 157 (paginación en pdf). Aunque no se recomienda explícitamente para otras opciones, ese concepto está presente en el diseño tal como se ha volado. Mayor aprovechamiento del volumen del vestíbulo: ver página 221 (paginación pdf) del informe del equipo de rediseño.
- ^ Informe de la misión STS-74 (Fricke, 1996) p. 4: "Se sujetó el módulo de acoplamiento ... y se desató del Orbiter ... Luego se trasladó a la posición de preinstalación, a 12 pulgadas por encima del anillo de captura de ODS ... [luego] se maniobró a cinco pulgadas del Anillo ODS en preparación para la secuencia de empuje diseñada para forzar la captura. Se dispararon seis propulsores descendentes del subsistema de control de reacción (RCS) ... y se logró la captura ". El ODS ( Orbiter Docking System ) era un módulo presurizado montado en la bahía de carga útil del Shuttle. Un sistema de conexión periférico andrógino estaba en el extremo opuesto a la escotilla de popa del Orbiter.
- ^ Con respecto a las etapas iniciales de los programas fusionados: Informe del Presidente para 1994 (NASA / HQ, 1995) , página 2. Hubo un período intermedio durante el cual la Estación Espacial se denominó "Estación Espacial Alfa" (ver página 134 ). El informe no escribe con mayúscula "internacional" como parte de un nombre propio para el programa (por ejemplo, páginas 1, 2 y 9), lo que sugiere que el programa aún estaba en proceso de cambio cuando se redactó el informe. Para la finalización, consulte el Informe del Presidente para 1997 (NASA / HQ, 1998) , página 2. Para la entrega de simuladores CBM, consulte el Informe del Presidente para 1995 (NASA / HQ, 1996) , página 28 (33 en la paginación en pdf ). La relación entre las dos partes del ICD se define en §1.1 "Propósito" del ICD CBM / PE (NASA / ISSP, 2005) sí mismo.
- ^ El proyecto CBM Qualification se analiza en nueve fuentes disponibles. Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) y Assembly Qual. Test Report (BD&SG, 1998) ambos proporcionan descripciones generales, siendo el informe mucho más extenso. Zipay, et. Alabama. (2012) , Hall, Slone & Tobbe (2006) , Environmental Test Requirements (NASA / ISSP, 2003) (SSP 41172), Boeing Thermal Balance Report (BD&SG, 1997) , CBM Test Final Report (AEDC, 1996) , el CBM perno / tuerca Qual. Test Report (BD&SG, 1998) y Smith, et. Alabama. (2020)todos discuten aspectos específicos. Todos parecen tener autoridad: tanto Zipay como Foster firmaron como supervisores en la documentación de requisitos a nivel de programa para estructuras ( Requisitos de control de fracturas (NASA / SSPO 2001) y Requisitos de diseño estructural (NASA / SSPO, 2000) ), Foster fue mencionado en los agradecimientos Para Illi (1992) , la veracidad de los dos informes de prueba está formalmente certificada por el contratista de desarrollo, el SSP 41172 es un documento a nivel de programa para los requisitos de verificación, y los documentos MSFC / CDL y Lessons Learned son escritos por el personal de ingeniería de la NASA. Desafortunadamente, las fuentes no parecen estar completamente de acuerdo en todos los detalles de la calificación. La discusión aquí sigue a los informes de prueba publicados formalmente.
- ^ Los componentes enumerados se basan en Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) p. 304. La lista ACBM parece considerar solo el Tipo I. No se hace mención de los mecanismos que son exclusivos del Tipo II, ni su calificación a nivel de componente se describió en ninguna otra fuente disponible. Los separadores térmicos del PCBM tampoco se mencionan en la lista de Foster, Cook, Smudde & Henry (2004), aunque se describen en el mismo como "cargados por resorte". Consulte laTabla 4-1 de Requisitos de pruebas ambientales (NASA / ISSP, 2003) para obtener una lista completa de las pruebas de calificación de componentes necesarias para los conjuntos mecánicos móviles (MMA).
- ^ Debido a la incorporación de sensores y / o actuadores, algunos de los conjuntos mecánicos móviles en el CBM también son equipos electrónicos / eléctricos, al igual que los conjuntos del panel del controlador.
- ^ La prueba de perno / tuerca motorizada se resume a partir de CBM Perno / Tuerca Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) . Las pruebas de cargas estáticas abordaron la condición de carga cuando se aparearon en órbita; Las pruebas de cargas dinámicas abordaron la condición de lanzamiento en el lugar de un PMA (§8-1). Las pruebas de vida (durabilidad) y vacío térmico, también especificadas en los Requisitos de prueba ambiental (NASA / ISSP, 2003) (SSP 41172), se llevaron a cabo en la configuración ALQT "... con el fin de ciclar correctamente el par de bot / tuerca en cuestión, [porque] un ciclo técnicamente válido incluye ciclos iterativos de carga / descarga con precarga parcial "(página 12-6). La lista de pruebas es de §2-1 del informe. El SSP 41172 aparece en el informe como en la Revisión B para la prueba, por lo que algunos de los detalles pueden no compararse con precisión con la revisión disponible actualmente.
- ^ Secciones 4 de ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) y PCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) .
- ^ Desarrollador ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.3.2.1.2.4.1.
- ^ Dinámica de captura: ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.3.2.1.2.4.1. Validación de modelos de deflexión inducida por presión mediante prueba a nivel de elemento, rigidez y cargas de vestíbulo en el plano de interfaz ACBM / PCBM: §4.3.2.1.3.2. Con respecto a la verificación del sello entre los dos lados y la demostración relacionada, consulte el PCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.3.2.1.4.2.
- ^ Según el Informe de equilibrio térmico de Boeing (BD&SG, 1997) §7.6, el material de la guía de alineación se estaba cambiando de aluminio 2219 a titanio, pero este cambio se produjo demasiado tarde para incluirlo en la prueba. Las cubiertas desplegables que se muestran en el informe tienen solo un parecido superficial con las del diseño del vuelo. Los parachoques periféricos no están presentes en las cifras del informe de prueba ni se mencionan en el texto. La fecha del "primer hardware en el muelle" es del informe §1.4, lo que sugiere una fecha límite de diseño sustancialmente anterior para tener en cuenta el tiempo de fabricación del artículo de prueba. El resumen de las diferencias de Freedom se basa en una comparación entre cifras detalladas en Winch y González-Vallejo (1992) e Illi (1992).y los del informe de prueba. El resumen de los elementos que aún no se encuentran en la configuración de vuelo se basa en una comparación entre esta figura y las numerosas fotografías de vuelo del CBM.
- ^ La fecha más temprana encontrada para el análisis dinámico de captura / contacto del CBM es Searle (1993) que, aunque se publicó en 1993, tiene fecha de julio de 1992. El resumen en §5 lo describe como un informe sobre "... un 3-4 meses esfuerzo de análisis ", lo que sugiere que el esfuerzo de análisis comenzó a fines de 1991 o principios de 1992. Para la incorporación del modelo RMS en el simulador de MSFC en apoyo de CBM, consulte el Informe final del modelo de matemáticas del banco de pruebas (Cntrl. Dyn., 1993) , que también afirma la fecha de inicio de las pruebas de validación del modelo. El "método de restricciones suaves" se describe en Hall, Slone y Tobbe (2006), pag. 5 de la paginación pdf. Esta fuente describe la instalación de MSFC como "... utilizada exclusivamente a lo largo de la década de 1990 en apoyo del desarrollo de CBM y programas de prueba de calificación", pero el resumen en §3.2 de Assembly Qual. Test Report (BD&SG, 1998) describe la actividad precursora como un "... período de cinco años ...", lo que sugiere que se completó en algún momento de 1997. Hall (2006) afirma que la instalación se utilizó para el entrenamiento de la tripulación. y apoyo a la misión, que habría llevado al menos al primer uso de CBM en órbita en 2000 durante STS-92. También contiene gráficos de baja resolución que muestran el CBM en la instalación de prueba. Esta fuente contiene una lista de pares de contactos modelados, pero omite la mención del contacto guía / guía. Los términos "parachoques de cabeza de pato" y "Sistema de atenuación de carga" (Figura 3) son de origen desconocido. Los términos no se encuentran en ninguna otra parte, pero su uso es claro. El término "pestillos y ganchos de captura de largo alcance" se hace eco de la terminología utilizada por Burns, Price y Buchanan (1988) para describir ciertos aspectos de las pruebas de desarrollo avanzado en la misma instalación varios años antes. No se encontró en referencia al CBM en ninguna otra fuente. La descripción del sistema de carga resistiva es de ALQTR §5; una vista frontal se muestra en Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) Figura 4.
- ^ Zipay, et. Alabama. (2012) (p. 42 de la paginación en pdf) afirma que el SRMS y SSRMS se simularon en la prueba a nivel de ensamblaje y que se incluyeron las actividades Man-in-the-Loop. La Asamblea Qual. El Informe de prueba (BD&SG, 1998) informa lo contrario en el Apéndice F ('Análisis de datos de prueba de dinámica de captura CBM, Fases B y C de ALQT'): el Sistema de carga resistiva de la prueba reemplaza "... los frenos de 6 articulaciones en el modelo SRMS flexible ... con matrices de rigidez y amortiguación equivalentes de 6x6 y 6 parámetros de deslizamiento de carga ". Ninguna reconciliación de la aparente discrepancia parecía obvia en las fuentes disponibles.
- ^ Asamblea Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) , sección 3.2 relata que las temperaturas de especificación se obtuvieron mediante análisis basado en pruebas de equilibrio térmico como se informa en el Informe de equilibrio térmico de Boeing (BD&SG, 1997) . De acuerdo con §2.1 de este último, la prueba “... fue planificada bajo la guía general de ASTM E 491-73 (1980) ... sección 5.5.1” [ver la Práctica estándar ligeramente posterior para pruebas de equilibrio térmico (ASTM , 1984) , que no se había actualizado desde 1973], y fue "... incluido en el plan de verificación CBM después de ... pruebas de subescala que establecen conductancias de contacto en interfaces clave ...". La cadena de herramientas de modelado estándar se describe en §7.1. El informe final de la prueba CBM más fácilmente disponible (AEDC, 1996) describe y resume la configuración y los resultados de la prueba, pero informa solo la estabilización de la temperatura (dentro de la Incertidumbre Experimental) a las condiciones de estado estacionario, que en realidad no se pueden obtener en órbita.
- ^ La Asamblea Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) §2.2.3 describe lainyeccióndirecta de LN 2 como una técnica para enfriar en una cámara de vacío mediante la cual se rocía nitrógeno líquido directamente sobre un artículo de prueba mientras se mantiene la presión de la cámara por debajo del punto triple de 12,52 kilopascales (93,9 Torr). . El nitrógeno se granula al ser expulsado del sistema de suministro y se acumula en el artículo de prueba. La sublimación posterior extrae energía térmica del artículo. §3.2 informa que la metodología fue inventada por JPL para probar el Mars Pathfindery refinado para la prueba CBM a través de una extensa serie de pruebas dedicadas al desarrollo de dispositivos. Era "... capaz de enfriar las secciones críticas del dispositivo de prueba activo de 27,000 libras por 100F en menos de tres horas ...".
- ↑ El rediseño del puerto radial se resume en el contexto más amplio del programa en el Informe del Grupo de Trabajo de Validación y Evaluación de Costos de ISS (Chabrow, Jay W., ed. (1998) (p. 19). Ciertos aspectos se discuten en detalle en las págs. 12-18 de Zipay, et. Al. (2012) y Smith, et. Al. (2020) , §V. Las descripciones de APV y PPV son del Informe de prueba de calidad de la asamblea (BD&SG, 1998) (§§2.2 y 3.3 ), que continúa informando que la rotación de los comandos no influyó en los problemas de sellado que se estaban evaluando.
- ^ La Asamblea Qual. El Informe de prueba (BD&SG, 1998) relata en §5.4 que las temperaturas originalmente planificadas no se pudieron lograr en la práctica, ya que se perdieron aproximadamente 10 ° F (5.6 ° C) en cada lado. Los sistemas de control térmico del aparato (directo LN 2calentadores de inyección y de "tiras") demostraron tener una autoridad insuficiente para alcanzar y mantener las temperaturas originalmente deseadas muy cerca del otro (es decir, los calentadores calentaron demasiado el lado frío y el spray enfrió demasiado el lado caliente). El problema no se pudo resolver con un esfuerzo razonable y los objetivos de la prueba original se relajaron para igualar la capacidad del dispositivo. Además, los límites de carga del sistema de carga resistiva se excedieron cuando se ejercitó en las posiciones iniciales extremas, lo que provocó que abortara el recorrido en autoconservación. Este problema condujo directamente al desarrollo de nuevos procedimientos operativos CBM, lo que permitió que prosiguiera la demostración.
- ^ El tiempo y la secuencia de configuración y prueba son de la Asamblea Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) §4.1. El breve resumen de los resultados es de los §§ 4 y 5 del mismo informe. Los problemas de integración corregidos durante la prueba incluyen interfaces de comando entre pernos y software ejecutivo, entre M / D Cover y RTL, entre M / D Cover y Latch, y entre RTL y Latch.
- ^ Las pruebas adicionales provienen de la Tabla 2-1 de Assembly Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) página 2-8. Para soporte de vuelo, consulte V20 (NASA / MSFC, nd) .
- ^ La cita directa que describe las ramificaciones del cambio en la orientación del Nodo 3 es de Link & Williams (2009) página 6. La referencia contiene gráficos de ingeniería de las áreas afectadas y la instalación según lo diseñado. También incluye una breve discusión del enfoque analítico que impulsó el nuevo diseño. Vea también el video extenso de la instalación EVA .
- ^ Las deflexiones que se muestran son de CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §§3.2.1.1. Coinciden con los de la Figura 7 de los Gualtieri, Rubino & Itta (1998) más fácilmente disponibles, excepto que la última referencia omite el requisito de fuera del plano local que se encuentra en el ICD (en cualquier intervalo de 7,5 grados).
- ^ a b La identificación de las rutas de fuga para la presión atmosférica se basa en la discusión detallada en Underwood & Lvovsky (2007) , los procedimientos de localización de fugas en órbita en el Libro de mantenimiento 4A (NASA / MOD, 2000) , §§1.3.502 - 504 y sobre los procedimientos de instalación del sello IVA en §§1.2.518 - 520 del mismo documento. Las vías de fuga se pueden sellar con componentes del kit de sellos IVA, si es necesario.
- ^ Material, tamaño, forma de rosca de los pernos: Illi (1992) . Material y lubricación de la tuerca: Sievers & Warden (2010) .
- ^ Las fuentes no coinciden exactamente con el valor de precarga. Illi (1992) usa "al menos 9500 lbf", pero probablemente se pueda descontar debido a su período de tiempo temprano. Sievers & Warden (2010) cita “aproximadamente 19000 lbf”. McLaughlin & Warr (2001) cita 19,300 lbf (85,900 N), al igual que CBM Bolt / Nut Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) . Manejo de un puesto de avanzada (Dempsey, 2018), escrito por los directores de vuelo de la NASA, identifica una precarga de 20,230 lbf (90,000 N), lo que puede indicar que el perno se opera de manera diferente a como se calificó originalmente. No se desprende de la literatura ninguna resolución de la aparente discrepancia. El valor de calificación se utiliza aquí y se denomina explícitamente como tal. La salida nominal del actuador de perno es de McLaughlin. Separador térmico con resorte: Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) . El efecto del coeficiente diferencial de expansión térmica es una simple cuestión de física dada la diferencia de materiales en la junta.
- ^ Protección de la tapa del sello de IVA: CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Figura 3.1.4.1-2 y 4A Maintenance Book (NASA / MOD, 2000) , página 119 (paginación en pdf), Figura 7. Puertos de verificación de fugas: ICD Figura 3.3.5.1-1 y -3; parecen haber reemplazado funcionalmente a los transductores de presión descritos en Illi (1992) y Winch y González-Vallejo (1992) . Correa de tierra: ICD Figura 3.3.10-9. Soportes de cierre como identificación del tipo de puerto: ICD Figura 3.3.8-1, comparado con -2. IVATapas de los sellosen las caras radiales internas de los anillos: Libro de mantenimiento 4A (NASA / MOD, 2000) , página 122 (paginación en pdf), Figura 10. La dimensión de referencia es de la Figura 3.3.4.3-1 del ICD.
- ^ La identificación de los componentes internos se encuentra en la Figura 3 de Foster, Cook, Smudde & Henry (2004), que es idéntica a la Figura 2-1 de Assembly Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) . La dimensión de referencia es de CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Figura 3.1.4.1-17.
- ^ a b c ID de anillo de PCBM y ACBM, patrones de pernos de montaje, tolerancias y pines de indexación: CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Figura 3.3.2.1-1 (ACBM) y -2 (PCBM). Se puede encontrar una fotografía de resolución moderada de la cara exterior del anillo PCBM antes de la instalación del sello CBM / CBM en la página 72 (paginación en pdf) de STS-124 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) .
- ^ El patrón de pernos CPA es del CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Figura 3.3.4.3.1-1 y 2. La razón para festonear la brida CBM / PE es del mismo ICD, Figura 3.1.4.2- 6. También se puede deducir de las numerosas fotografías en órbita de esta región del ACBM. Identificación de los soportes de separación: STS-126 / FD13 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2008) , página 37 (paginación en pdf), Figura 3.
- ^ CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §3.3.2.1.
- ^ Para la configuración del sello CBM / CBM, incluidos los orificios de control de fugas entre los cordones, consulte laspáginas 5-6 de Underwood & Lvovsky (2007) (paginación en pdf) y la Figura 5. El grosor del sustrato del sello se calcula a partir de las dimensiones dadas en CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Figura 3.1.4.1-17. Las alturas de los cordones de sellado se dan en la página 525 (paginación en pdf), Figura 2 de ISS / Shuttle Joint Ops. (LF1) (NASA / MOD, 2005) . La dimensión de referencia se calcula a partir de la Figura 3.1.4.1-8 y 3.3.10.1-1 del ICD.
- ^ Varias referencias se refieren a las guías de alineación como "guías de alineación aproximada". De manera similar, las clavijas de alineación se denominan mediante varias referencias “clavijas de alineación fina”. Transferencia entre etapas de alineación: Foster, Cook, Smudde y Henry (2004) pp 303-304. Los parachoques y los pines de alineación en el ACBM son llamados por el CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Figura 3.3.10-4. Con respecto a la relación entre Capture Latches y alineación final, ver Cook, Aksamentov, Hoffman & Bruner (2011) página 27 (paginación en pdf). Cizallamiento y torsión soportados por el pasador de alineación: Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) p. 304. La dimensión de referencia es de la Figura 3.3.10-6.1 de la CIE.
- ^ El sobre reservado para el barrido Capture Latch dentro del PCBM se documenta en la Figura 3.1.4.1-17 del CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) . Se extiende un poco más allá de la parte superior del accesorio de captura cuando los anillos están en contacto duro. La activación del indicador Ready-to-Latch mediante la próxima guía de alineación de PCBM se basa en Brain (2017) . La dimensión de referencia es de la Figura 3.1.4.1-22 del ICD.
- ^ Una inspección detallada del gráfico de la derecha muestra el gancho de restricción de lanzamiento del Capture Latch que sostiene el brazo de captura. Consulte también las anotaciones en la página 313 (paginación en pdf) de la lista STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) . La conectividad de regreso al CPA es como se describe en la Figura 8 de McLaughlin & Warr (2001) . La dimensión de referencia es de la Figura 3.1.4.1-13 del CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) .
- ^ La literatura utiliza varios conjuntos diferentes de nomenclatura para el conjunto del pestillo de captura y sus piezas. Searle (1993) se refiere al pestillo como un mecanismo de "cinco barras", mientras que el contemporáneo Illi (1992)lo llama un "cuatro barras". El último término se utiliza aquí porque coincide con la definición convencional. "Dogleg" se usó aquí porque así es como la fuente de la imagen se refería a él, pero muchas fuentes usan el término "inactivo". La fuente de la imagen se refiere al seguidor en plural, pero las muchas fotografías en órbita del pestillo lo muestran claramente como un solo miembro que tiene dos lados. La referencia al interruptor de cierre de captura y cómo se utiliza en funcionamiento se puede encontrar en varios lugares, por ejemplo, en el bloque 2 del flujo de resolución "Error del controlador de CBM de laboratorio - Prep. 5A Averías en el ensamblaje (NASA / MOD, 2000) ). El actuador en sí se describe (tanto física como funcionalmente) en McLaughlin y Warr (2001). La función del gancho de lanzamiento se describe en la página 338 (pdf) de STS-120 EVA Cklist (NASA / MOD, 2007) .
- ^ Para conocer las relaciones físicas y operativas entre los indicadores Ready-to-Latch y los pestillos de captura, consulte 3A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) , página 212 (paginación en pdf).
- ^ Esta simulación de entrenamiento avanzada incluye pestillo / accesorio, guía / guía, separador / placa de apoyo y contacto parachoques / parachoques. Se validó con un modelo CBM de alta fidelidad y no en tiempo real creado en MSFC. Véase Brain (2017) .
- ^ El casquillo de 11 puntos en el manguito de transmisión, visible a través de la abertura en el extremo cercano de la carcasa, se puede comparar con las características de acoplamiento del actuador en las Figuras 6 y 7 de McLaughlin & Warr (2001) . La dimensión de referencia es del CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Figura 3.3.10-3.
- ^ La extracción de las piezas superiores del perno motorizado se describe en la Sección 1.2.520 del Libro de mantenimiento 4A (NASA / MOD, 2000) , con varias fotografías y dibujos de líneas adicionales.
- ^ 4A Maintenance Book (NASA / MOD, 2000) , §1.2.514 - 1.2.516 (pdf páginas 80-93), con referencia adicional a la Figura 1 de Sievers & Warden (2010) para la condición ensamblada, sin pernos, que muestra la tuerca desalineada con el eje del perno (y también desalineada en el orificio del anillo PCBM). Sievers también se refiere a la tuerca como "autoalineante" en el resumen del artículo. En los pasos de mantenimiento se hace referencia a la tuerca encapsulada como un "cilindro de tuerca". La nomenclatura utilizada aquí sigue la de Sievers & Warden. De manera similar, en el Libro de mantenimiento se hace referencia a la tuerca almenada como una "tuerca de contingencia", pero el término aquí se usa más comúnmente en la industria. La referencia a la capacidad de reemplazar un perno / tuerca sin despresurización está respaldada por las declaraciones "15 de 16" en elRequisitos de pruebas ambientales (NASA / ISSP, 2003) apéndice C. Esta condición ha ocurrido al menos una vez en órbita: ver DSR - 6/12/2017 (NASA / HQ, 2017) .
- ^ La descripción general de la CPA se basa en McLaughlin & Warr (2001) . Con respecto al uso común del controlador, consulte los Requisitos de pruebas ambientales (NASA / ISSP, 2003) en la página C-24 (página 408 en la paginación en pdf).
- ^ Para conocer el complemento de CPA en cada ACBM, consulte McLaughlin y Warr (2001) .
- ^ La fuente de la imagen ( STS-120 / FD04 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2007) ) también muestra los detalles de cómo se mantiene cerrada la aleta durante el lanzamiento. Se pueden encontrar muchas fotografías de vuelo de las portadas en el Catálogo de Archivos Nacionales, que muestran la variedad de configuraciones. La referencia al resorte del actuador Pétalo desplegable proviene de los datos de la tarea de EVA en la página 323 de la lista STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) (paginación en pdf). La dimensión de referencia es de la Figura 3.1.4.1-19 del CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) .
- ^ El etiquetado y la descripción son del paquete de ejecución STS-126 / FD13. (NASA / MCC, 2008) págs. 35 - 42. Aquí se ven fácilmente muchas características de la portada.
- ^ La identificación del perno motorizado, el actuador, el collar y el cableado en la fotografía proviene del Libro de mantenimiento 4A (NASA / MOD, 2000) , páginas 85 y 91 (paginación en pdf). Los componentes de la cobertura terrestre del sello IVA se identifican en la página 122 (pdf) del mismo documento. La relación entre la horquilla y el bloqueo de lanzamiento de pétalo desplegable proviene de STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) , págs. 256-260 (pdf).
- ^ El complemento de bloqueos de lanzamiento en cada pétalo está documentado en varios lugares, incluida la descripción de "avance" de EVA para el puerto del Nodo 2 y los CBM nadir en la lista STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) , página 131 ( paginación pdf). La relación entre la horquilla y el bloqueo de lanzamiento de pétalo desplegable proviene de las páginas 256-260 (pdf) del mismo documento, al igual que el acoplamiento del Roller Link mediante el pestillo (página 324). La dimensión de referencia se toma de la Figura 3.1.4-7.3 del CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) .
- ^ Sección 3.2.1.9.1 de PCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) prohibió la confianza en “... preparación de Actividad Extra Vehicular (EVA) para el atraque o la descarga del módulo logístico presurizado”. No se asignó tal requisito para el montaje de juntas de larga duración. La discusión sobre cómo quitar las cubiertas de contaminación de los sellos PCBM se puede encontrar en varios suplementos de vuelo de la lista de verificación de EVA ( STS-120 EVA Cklist (NASA / MOD, 2007) (pdf página 55), STS-122 EVA Cklist (NASA / MOD, 2007) ( pdf página 34), STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) (pdf págs. 56-70), y STS-124 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) (pdf págs. 66-72), todos que instaló elementos presurizados permanentes.ISS / Shuttle Joint Ops. (LF1) (NASA / MOD, 2005) analiza las extensas inspecciones que se realizarán en el sello CBM / CBM expuesto durante los vuelos de logística en las páginas 195-199 (paginación en pdf), junto con evidencia fotográfica de material extraño descubierto en los sellos después de vuelos anteriores. . Numerosas fotografías en órbita de vehículos logísticos orbitados por vehículos de lanzamiento prescindibles muestran un sello CBM / CBM desnudo antes de que el SSRMS lo sujete. Además de las cubiertas de contaminación, se han utilizado cubiertas adicionales y cubiertas estáticas en los puertos axiales para algunos de los elementos instalados de forma permanente (consulte, por ejemplo, Link & Williams (2009) página 6). La relación entre dichas cubiertas y las especificaciones CBM no está clara en la documentación disponible.
Referencias
Informes y otras distribuciones
Clave para los autores y editores organizacionales
- AEDC : Centro de desarrollo de ingeniería Arnold
- AIAA : Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica
- ARC : Centro de Investigación Ames
- ASAP : Panel asesor de seguridad aeroespacial
- ASTM : Sociedad Estadounidense de Pruebas y Materiales
- BAC / SSP : Programa de la Estación Espacial / Compañía Aeroespacial de Boeing
- BD&SG : Boeing Defence & Space Group
- CAGE : Entidad comercial y gubernamental
- Cntrl. Dyn. : Compañía de Control Dynamics
- ESA : Agencia Espacial Europea
- GRC : Centro de Investigación Glenn
- GSFC : Centro de vuelos espaciales Goddard
- HQ : Sede
- ISSP : Programa de la Estación Espacial Internacional
- JPL : Laboratorio de propulsión a chorro
- JSC : Centro de vuelo espacial Johnson
- LaRC : Centro de Investigación de Langley
- MCC : Centro de control de misión
- MDA : McDonnell Douglas Astronautics Company
- MOD : Dirección de Operaciones de la Misión
- MSFC : Centro Marshall de vuelos espaciales
- NSTS : Sistema Nacional de Transporte Espacial
- APS : Parker Hannifin Corp.
- SAE : Sociedad de Ingenieros Automotrices
- SSPO : Oficina del Programa de la Estación Espacial
- SSRT : Equipo de rediseño de la estación espacial
- USGPO : Oficina de Imprenta del Gobierno de EE. UU.
- AEDC (1 de septiembre de 1996). Prueba de ciclo térmico del mecanismo de atraque común pasivo y activo de la Estación Espacial Internacional (PDF) (Informe técnico). AEDC. AEDC-TSR-96-V4 . Consultado el 27 de diciembre de 2019 .
- Subcomité ASTM E21.07 (1984). "Práctica estándar para simulación solar para pruebas de equilibrio térmico de naves espaciales". Libro anual de normas ASTM, Volumen 15.03: Simulación espacial; Materiales aeroespaciales; Fibras y composites de alto módulo . ASTM. ASTM E 491-73.
- BAC / SSP (18 de enero de 1987). Ingeniería e Integración de Sistemas de la Estación Espacial (SE e I). Volumen 2: Resultados del estudio (Informe técnico). BAC / SSP. D483-50115-2 . Consultado el 24 de diciembre de 2019 .
- BD&SG (24 de febrero de 1997). Informe de prueba de desarrollo del equilibrio térmico del mecanismo de atraque común (CBM) . JAULA 3A768. T683-13856-1A.
- BD&SG (1 de octubre de 1998). Mecanismo de atraque común pasivo Especificación de desarrollo de elementos críticos . JAULA 3A768. S683-28943E.
- BD&SG (7 de octubre de 1998). Especificación de desarrollo de artículo principal del mecanismo de atraque común activo . JAULA 3A768. S683-29902B.
- BD&SG (8 de octubre de 1998). Informe de prueba de calificación del conjunto del mecanismo de atraque común . JAULA 3A768. T683-13850-3.
- BD&SG (12 de octubre de 1998). Informe de prueba de calificación de perno / tuerca accionado por mecanismo de atraque común . JAULA 3A768. T683-85131-1.
- Brain, Thomas A .; Kovel, Erik B .; MacLean, John R. y Quiocho, Leslie J. (6 de agosto de 2017). Actualización: Avance del modelado de dinámica de contacto para aplicaciones de simulación de vuelos espaciales tripulados . IDETC / CIE International Design Engineering Technical Conferences & Computers & Information in Engineering Conference. Cleveland, OH; Estados Unidos: ASME. JSC-CN-39583 . Consultado el 15 de octubre de 2018 .
- Burns, Gene C .; Price, Harold A. y Buchanan, David B. (1 de mayo de 1988). Desarrollo de mecanismos de atraque / atraque a gran escala de la estación espacial . El 22º Simposio de Mecanismos Aeroespaciales. LaRC . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Carpenter, Christian B. (1 de agosto de 2004). Sobre el estado operativo de los cátodos huecos del contactor de plasma ISS . 40ª Conferencia y Exposición Conjunta de Propulsión. AIAA. Documento AIAA 2004-3425 . Consultado el 20 de marzo de 2020 .
- Chabrow, Jay W., ed. (25 de marzo de 1998). Informe del Grupo de Trabajo de Validación y Evaluación de Costos de la Estación Espacial Internacional al Consejo Asesor de la NASA (PDF) . NASA / HQ . Consultado el 24 de marzo de 2020 .
- Christensen, John R .; Underwood, Steve D .; Kamenetzky, Rachel R. y Vaughn, Jason A. (1 de febrero de 1999). Efectos del oxígeno atómico en las fugas del sello . 20ª Conferencia de simulación espacial: el paradigma cambiante de las pruebas. NASA / HQ. NASA / CP-1999-208598 . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Cntrl. Dyn. Y MDA (1988). Informe final de prueba del mecanismo de atraque y evaluación del programa, contrato NAS8-36417 (informe técnico). MDA. NASA-CR-183554 . Consultado el 16 de abril de 2020 .
- Cntrl. Dyn. (1993). Descripción general del software RMS y manual de operaciones (extracto) . Informe final para el soporte de simulación y modificación del modelo matemático del banco de pruebas de mecanismos, contrato NAS8-38771 (informe técnico). NASA / MSFC. págs. 22-23. NASA-CR-199826 . Consultado el 16 de abril de 2020 .
- Cohen, Marc M .; Eichold, Alice & Heers, Susan, eds. (1 de octubre de 1987). Revisión de la investigación de factores humanos de la estación espacial. Volumen 3: Habitabilidad y función de la estación espacial: Investigación arquitectónica . Taller celebrado en Moffett Field, California, 3-6 de diciembre de 1985. NASA / ARC. NASA-CP-2426-VOL-3 . Consultado el 24 de diciembre de 2019 .
- Conley, Peter L., ed. (1998). Mecanismos de vehículos espaciales: elementos de un diseño exitoso . John Wiley & Sons, Inc. ISBN 0-471-12141-X.
- Cook, John G .; Aksamentov, Valery; Hoffman, Thomas y Bruner, Wes (1 de enero de 2011). Mecanismos de interfaz ISS y su herencia . Espacio 2011. AIAA. JSC-CN-23389 . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Daniels, Christopher C .; Dunlap, Patrick; deGroh, Henry C., III; Steinetz, Bruce; Oswald, Jay y Smith, Ian (1 de octubre de 2007). Descripción general de los sellos del sistema de atraque y atraque de LIDS . 2006 Taller del Sistema Aéreo Secundario / Sello de la NASA. NASA / GRC. págs. 349–371. NASA / CP-2007-214995 / VOL1 . Consultado el 7 de febrero de 2020 .CS1 maint: varios nombres: lista de autores ( enlace )
- Dempsey, Robert, ed. (13 de abril de 2018). La estación espacial internacional: funcionamiento de un puesto de avanzada en la nueva frontera (PDF) . NASA / JSC. NASA-SP-2017-834 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- Foster, Robert M .; Cook, John G .; Smudde, Paul R. y Henry, Mark A. (1 de mayo de 2004). Mecanismos de atraque de la estación espacial, que conectan grandes estructuras en órbita que nunca estuvieron acopladas en el suelo . 37º Simposio de Mecanismos Aeroespaciales. 37º Simposio de Mecanismos Aeroespaciales . Asociación de Mecanismos de Educación. págs. 301–314. NASA / CP-2004-212073 . Consultado el 19 de diciembre de 2019 .
- Fricke, Robert W., Jr. (1 de febrero de 1996). Informe de la misión del transbordador espacial STS-74 (informe técnico). NASA / NSTS. NSTS 37404 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .CS1 maint: varios nombres: lista de autores ( enlace )
- Gilmore, David G., ed. (1994). Manual de control térmico por satélite . Prensa de la Corporación Aeroespacial. ISBN 1-884989-00-4.
- Goodman, John L. (1 de octubre de 2011). Historia del encuentro del transbordador espacial (informe técnico). NASA / JSC. JSC-63400 Rev.3 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- Gould, Marston J .; Heck, Michael L. y Mazanek, Daniel D. (1 de enero de 1991). Utilización de módulos presurizados comunes en la estación espacial Freedom (informe técnico). NASA / LaRC. NASA-TM-102779 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- Griffen, Michael D. y French, James R. (1994). Diseño de vehículos espaciales . AIAA. ISBN 0-930403-90-8.
- Gualtieri, N .; Rubino, S. e Itta, A. (1 de febrero de 1999). "Nodo 2 de la estación espacial internacional - Análisis de diseño de estructura y definición de prueba estática". Estructuras de naves espaciales, materiales y pruebas mecánicas, actas de una conferencia europea celebrada en Braunschweig, Alemania, 4 a 6 de noviembre de 1998 . ESA. Código bibliográfico : 1999ESASP.428..173G . ISBN 9290927127.
- Hall, DP; Slone, M. M & Tobbe, PA (1 de enero de 2006). Modelización y prueba de mecanismos de atraque y atraque . Simposio Internacional de Defensa y Seguridad de SPIE. NASA / MSFC . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Hall, William M. (1 de febrero de 1978). Una introducción a la recuperación de traslado LDEF Operaciones /: La opción Enfoque R-Bar . NASA / LaRC. NASA-TM-78668 . Consultado el 23 de diciembre de 2019 .
- Hirshorn, Steven R .; Voss, Linda D. y Bromley, Linda K. (17 de febrero de 2017). Manual de ingeniería de sistemas de la NASA . NASA / HQ. NASA-SP-2016-6105R2 . Consultado el 18 de junio de 2020 .
- Holkeboer, David H., ed. (1993). Tecnología de vacío y simulación espacial . Instituto Americano de Física. ISBN 1-56396-123-7.
- Hopson, George D .; Aaron, John y Grant, Richard L. (1 de enero de 1990). Proceso de diseño de interiores de elementos presurizados de Space Station Freedom (informe técnico). NASA / MSFC. NASA-CR-181297 . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Illi, Erik (1 de mayo de 1992). Mecanismo de atraque común de la estación espacial Freedom . El 26º Simposio de Mecanismos Aeroespaciales. NASA / GSFC. págs. 281-296 . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Jorgensen, Glenn y Bains, Elizabeth (26 de septiembre de 2011). Historia, evolución y lecciones aprendidas del SRMS . Conferencia y Exposición AIAA Space 2011. AIAA. JSC-CN-24512 . Consultado el 23 de diciembre de 2019 .
- Justh, HL, ed. (1 de octubre de 2016). Definición de Entornos Naturales para el Diseño (Informe técnico). NASA / MSFC. NASA / TM-2016-218229 . Consultado el 13 de febrero de 2020 .
- Kaplan, Marshall H. (1975). Dinámica y control de naves espaciales modernas . John Wiley e hijos. ISBN 0-471-45703-5.
- Leavy, William A. (1 de mayo de 1982). Mecanismos del sistema de apoyo de vuelo . El 16º Simposio de Mecanismos Aeroespaciales. NASA / GSFC. págs. 23–44 . Consultado el 7 de junio de 2020 .
- Link, Dwight E., Jr. y Williams, David E. (1 de enero de 2009). Modificación del USOS de la Estación Espacial Internacional para admitir la instalación y activación del elemento Nodo 3 . Conferencia internacional sobre sistemas ambientales (preimpresión). Sociedad de Ingenieros Automotrices, Inc. JSC-CN-18269 . Consultado el 24 de julio de 2019 .CS1 maint: varios nombres: lista de autores ( enlace )
- Livingston, Louis E. (27 de marzo de 1972). Un sistema de manipulación remota para el transbordador espacial . Conferencia sobre el papel del hombre en el espacio de la AIAA. AIAA. doi : 10.2514 / 6.1972-238 . 72-238.
- McLaughlin, Richard J. y Warr, William H. (2001). El Mecanismo de Atraque Común (CBM) para la Estación Espacial Internacional (PDF) (Informe técnico). SAE. 2001-01-2435 . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Miskovish, R. Scott; Matt, Howard; Williams, Grant; Duong, Uy y Thomas, Lisa (21 de agosto de 2017). Análisis térmico y de fluidos del módulo de actividad expandible de Bigelow (BEAM) (PDF) . Taller de análisis térmico y de fluidos (TFAWS) 2017. NASA / MSFC. TFAWS2017-PT-04 . Consultado el 11 de diciembre de 2019 .
- NASA / HQ (1 de marzo de 1984). Descripción del programa de la estación espacial Libros de documentos 1-7 . NASA / HQ. NASA-TM-86652 . Consultado el 22 de diciembre de 2019 .
- NASA / HQ (1 de enero de 1995). Informe del presidente sobre aeronáutica y espacio (actividades del año fiscal 1994) (PDF) . USGPO . Consultado el 30 de marzo de 2020 .
- NASA / HQ (1 de enero de 1996). Informe del presidente sobre aeronáutica y espacio (actividades del año fiscal 1995) (PDF) . USGPO . Consultado el 30 de marzo de 2020 .
- NASA / HQ (1 de enero de 1998). Informe del presidente sobre aeronáutica y espacio (actividades del año fiscal 1997) (PDF) . USGPO . Consultado el 30 de marzo de 2020 .
- NASA / HQ (2007). Archivo de estado en órbita de la ISS para 2007 (PDF) . NASA / HQ . Consultado el 24 de junio de 2020 .
- NASA / ISSP (22 de junio de 2000). Requisitos de gestión de la configuración Programa de la Estación Espacial Internacional . NASA / JSC. CiteSeerX 10.1.1.120.4680 . SSP 41170A.
- NASA / ISSP (28 de marzo de 2003). Requisitos de las pruebas ambientales de calificación y aceptación (PDF) . NASA / JSC. SSP 41172U. Archivado desde el original (PDF) el 23 de enero de 2005 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / ISSP (25 de octubre de 2005). Mecanismo de atraque común para elementos presurizados Documento de control de interfaz Parte 2 . NASA / JSC. SSP 41004J.
- NASA / ISSP (1 de septiembre de 2015). Guía de referencia de la Estación Espacial Internacional, Utilization Edition (PDF) . NASA / JSC. NP-2015-05-022-JSC . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / ISSP (7 de febrero de 2019). SlingShot prueba la implementación de satélites pequeños y las capacidades de alojamiento de carga útil . NASA / JSC . Consultado el 30 de mayo de 2020 .
- NASA / JSC (15 de diciembre de 1975). Requisitos / Definición Sistema de manipulación remota de documentos . NASA / JSC. JSC-10633A . Consultado el 22 de diciembre de 2019 .
- NASA / MCC (26 de enero de 2001). Plan de vuelo original STS-102 FD 10 (PDF) . NASA / JSC. Archivado desde el original (PDF) el 13 de octubre de 2003 . Consultado el 14 de mayo de 2020 .
- NASA / MCC (5 de agosto de 2005). Paquete de ejecución STS-114 / LF1 FD 11 (PDF) . NASA / JSC . Consultado el 31 de diciembre de 2018 .
- NASA / MCC (26 de octubre de 2007). Paquete de ejecución STS-120 / 10A FD 04 (PDF) . NASA / JSC . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / MCC (9 de febrero de 2008). STS-122 / 1E FD 03 Ejecutar paquete . NASA / JSC . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .[ enlace muerto ]
- NASA / MCC (11 de febrero de 2008). Paquete de ejecución STS-122 / 1E FD 05 (PDF) . NASA / JSC . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / MCC (26 de noviembre de 2008). Paquete de ejecución STS-126 / ULF2 FD 13 (PDF) . NASA / JSC . Consultado el 16 de enero de 2020 .
- NASA / MCC (31 de agosto de 2009). Paquete de ejecución STS-128 / 17A FD 04 (PDF) . NASA / JSC . Consultado el 5 de febrero de 2020 .
- NASA / MCC (6 de septiembre de 2009). Paquete de ejecución STS-128 / 17A FD 10 (PDF) . NASA / JSC . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / MCC (7 de septiembre de 2009). Paquete de ejecución STS-128 / 17A FD 11 (PDF) . NASA / JSC . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / MCC (15 de febrero de 2010). Paquete de ejecución STS-130 / 20A FD 09 (PDF) . NASA / JSC . Consultado el 23 de julio de 2019 .
- NASA / MOD (13 de junio de 2000). Manual específico de tierra de la Asamblea de la Estación Espacial Internacional / ISS-3A (PDF) . NASA / JSC. JSC-48516-3A . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / MOD (16 de agosto de 2000). Libro de operaciones de ensamblaje de la estación espacial internacional / ISS-5A (PDF) . NASA / JSC. JSC-48502-5A . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / MOD (24 de agosto de 2000). Libro de anomalías en el ensamblaje del grupo de operaciones del complejo de la estación espacial internacional / ISS-5A (PDF) . NASA / JSC. JSC-48532-5A . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / MOD (21 de septiembre de 2000). Libro de operaciones de ensamblaje de la estación espacial internacional / ISS-3A (PDF) . NASA / JSC. JSC-48502-3A . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / MOD (2000-11-01). Libro del módulo de logística multipropósito de la Estación Espacial Internacional / ISS-5A.1 (PDF) . NASA / JSC. JSC-48533-5A.1 . Consultado el 14 de mayo de 2020 .
- NASA / MOD (20 de noviembre de 2000). Libro de mantenimiento en vuelo del Grupo de reparación y mantenimiento de la estación espacial internacional (MRG) / ISS-4A (PDF) . NASA / JSC. JSC-48513-4A . Consultado el 29 de diciembre de 2019 .
- NASA / MOD (2000-12-19). Libro de operaciones conjuntas ISS / Shuttle de la Estación Espacial Internacional ISS-5A (PDF) . NASA / JSC. JSC-48503-5A . Consultado el 3 de agosto de 2019 .
- NASA / MOD (3 de abril de 2001). Libro de operaciones de ensamblaje de la estación espacial internacional / ISS-6A (PDF) . NASA / JSC. JSC-48502-6A . Consultado el 16 de mayo de 2020 .
- NASA / MOD (27 de agosto de 2004). Lista de verificación de operaciones PDRS Suplemento de vuelo STS-114 / Básico, Rev A (PDF) . NASA / JSC. JSC-48040-114 . Consultado el 8 de enero de 2019 .
- NASA / MOD (28 de junio de 2005). Estaciones espaciales internacionales ISS / Shuttle Joint Operations Book / ISS-LF1 (PDF) . NASA / JSC. JSC-48503 (LF1) . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / MOD (2 de octubre de 2007). Suplemento de vuelo de la lista de verificación de EVA STS-120 (PDF) . NASA / JSC. JSC-48024-120 . Consultado el 1 de febrero de 2020 .
- NASA / MOD (20 de noviembre de 2007). Suplemento de vuelo de la lista de verificación de EVA STS-122 (PDF) . NASA / JSC. JSC-48024-122 . Consultado el 1 de febrero de 2020 .
- NASA / MOD (13 de febrero de 2008). Suplemento de vuelo de la lista de verificación de EVA STS-123 (PDF) . NASA / JSC. JSC-48024-123 . Consultado el 19 de diciembre de 2019 .
- NASA / MOD (2 de mayo de 2008). Suplemento de vuelo de la lista de verificación de EVA STS-124 (PDF) . NASA / JSC. JSC-48024-124 . Consultado el 19 de diciembre de 2019 .
- NASA / MSFC (1 de diciembre de 1985). Manual de lubricación para la industria espacial (informe técnico). NASA / MSFC. NASA-TM-86556 . Consultado el 16 de junio de 2020 .
- NASA / MSFC (sin fecha). ETF V20 (PDF) . NASA / MSFC . Consultado el 11 de abril de 2020 .
- NASA / NSTS (6 de julio de 1998). Criterios del transbordador espacial para pernos precargados . NASA / JSC. NSTS 08307A . Consultado el 16 de enero de 2020 .
- NASA / NSTS (4 de diciembre de 2011). Guía del usuario de la carga útil de la bahía de carga útil del programa del transbordador espacial . NASA / JSC. NSTS 21492 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / SSPO (29 de septiembre de 2000). Requisitos de verificación y diseño estructural (PDF) . NASA / JSC. SSP 30559C. Archivado desde el original (PDF) el 22 de enero de 2005 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / SSPO (24 de agosto de 2001). Requisitos de control de fracturas para la estación espacial (PDF) . NASA / JSC. SSP 30558C. Archivado desde el original (PDF) el 05 de enero de 2006 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / SSRT (10 de junio de 1993). Informe final del equipo de rediseño de la estación espacial para el presidente (informe técnico). NASA / HQ. NASA-TM-108760 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- NASA / SSRT (16 de junio de 1993). Informe final del equipo de rediseño de la estación espacial al Comité Asesor sobre el rediseño de la estación espacial (informe técnico). NASA / HQ. NASA-TM-109241 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- Oravec, Heather Ann; Daniels, Christopher C. y Mather, Janice L. (30 de junio de 2017). Validación de métodos de prueba para la verificación de la tasa de fuga de aire del hardware de vuelo espacial . Reunión de verano de ingeniería de fluidos de ASME 2017. COMO YO. GRC-E-DAA-TN38694 . Consultado el 7 de mayo de 2020 .
- APS (2010). Manual de diseño de sellos integrales y Gask-O-Seal (PDF) . PHC. CSS 5124 . Consultado el 8 de febrero de 2020 .
- APS (2018). Manual de juntas tóricas de Parker (edición del 50 aniversario) (PDF) . PHC. ORD 5700 . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Searle, Ian (15 de febrero de 1993). Mecanismo de atraque común de la estación espacial, una simulación de varios cuerpos . Actas del quinto taller de NASA / NSF / DOD sobre control computacional aeroespacial. NASA / JPL. págs. 351–364 . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Sievers, Daniel E. y Warden, Harry K. (12 de mayo de 2010). Resumen del análisis de fallas y anomalías de tuercas de perno accionado por la Estación Espacial Internacional . Actas del 40º Simposio de Mecanismos Aeroespaciales . Asociación de Mecanismos de Educación. págs. 177-186. NASA / CP-2010-216272 . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Smith, James P .; Hamm, Kenneth R .; Imtiaz, Kauser S. y Raju, Ivatury S. (6 de enero de 2020). Lecciones aprendidas de las evaluaciones de vuelos espaciales . 2020 AIAA SciTech Forum. AIAA. doi : 10.2514 / 6.2020-0246 .
- Smith, Marcia S. (4 de abril de 2001). Programa de la Estación Espacial de la NASA: Evolución y Estado Actual (Testimonio ante el Comité de Ciencia de la Cámara) (PDF) . Servicio de Investigación del Congreso . Consultado el 23 de febrero de 2020 .
- Troutman, Patrick A .; Brewer, Laura M .; Heck, Michael L. y Kumar, Renjith R. (1 de enero de 1993). Montaje y funcionamiento de la estación espacial Freedom en una órbita de inclinación de 51,6 grados (informe técnico). NASA / LaRC. NASA-TM-107731 . Consultado el 9 de diciembre de 2019 .
- Underwood, Steve y Lvovsky, Oleg (12 de junio de 2007). Implementación de métodos de prueba de fugas para los elementos, sistemas y componentes de la Estación Espacial Internacional (ISS) . 6º Simposio Internacional sobre Ensayos Ambientales para Programas Espaciales. ESA . Consultado el 10 de diciembre de 2019 .
- Whitney, Greg; Melendrez, Davis y Hadlock, Jason (1 de marzo de 2010). Coordinación de datos de "ejecución" para la ISS y el transbordador espacial . NASA Tech Briefs, marzo de 2010 (informe técnico). NASA / HQ. pag. 40-41 . Consultado el 14 de marzo de 2020 .
- Winch, John & Gonzalez-Vallejo, Juan Jose (1992-08-01). "Diseño de mecanismos de atraque para compatibilidad internacional" . Acta Astronautica . Elsevier Ltd. 28 : 65–72. Código Bibliográfico : 1992AcAau..28 ... 65W . doi : 10.1016 / 0094-5765 (92) 90010-G . Consultado el 11 de diciembre de 2019 .
- Zipay, John J .; Bernstein, Karen S; Bruno, Erica E .; Deloo, Phillipe y Patin, Raymond (1 de enero de 2012). Verificación estructural de la primera maravilla orbital del mundo: las pruebas y análisis estructurales de la Estación Espacial Internacional (ISS) . 53ª Conferencia de Estructuras, Dinámica Estructural y Materiales de la AIAA (Preprint). AIAA. JSC-CN-23255 . Consultado el 11 de diciembre de 2019 .
Páginas de estado
- "Estado en órbita de la ISS 20/11/09" . NASA / HQ. 2009-11-20 . Consultado el 8 de marzo de 2020 .
- "Estado en órbita de la ISS 22/01/10" . NASA / HQ. 2010-01-22 . Consultado el 8 de marzo de 2020 .
- "Estado en órbita de la ISS 27/01/11" . NASA / HQ. 2011-01-27 . Consultado el 8 de marzo de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 09/08/13" . NASA / HQ. 2013-08-09 . Consultado el 8 de marzo de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 29/09/13" . NASA / HQ. 2013-09-29 . Consultado el 8 de marzo de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 20/04/14" . NASA / HQ. 2014-04-20 . Consultado el 8 de marzo de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 12/01/15" . NASA / HQ. 2015-01-12 . Consultado el 21 de junio de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 17/04/15" . NASA / HQ. 2015-04-17 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 24/08/15" . NASA / HQ. 2015-08-24 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 09/12/15" . NASA / HQ. 2015-12-09 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 28/03/16" . NASA / HQ. 2016-03-26 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 11/04/16" . NASA / HQ. 2016-04-10 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 18/04/16" . NASA / HQ. 2016-04-16 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 20/07/16" . NASA / HQ. 2016-07-20 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 23/10/2016" . NASA / HQ. 2016-10-23 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 13/12/2016" . NASA / HQ. 2016-12-13 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 23/02/2017" . NASA / HQ. 2017-02-23 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 27/3/2017" . NASA / HQ. 2017-03-27 . Consultado el 8 de mayo de 2021 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 30/3/2017" . NASA / HQ. 2017-03-30 . Consultado el 25 de junio de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 24/4/2017" . NASA / HQ. 2017-04-22 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 05/06/2017" . NASA / HQ. 2017-06-05 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 16/8/2017" . NASA / HQ. 2017-08-16 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 14/11/2017" . NASA / HQ. 2017-11-14 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 17/12/2017" . NASA / HQ. 2017-12-17 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 12/6/2017" . NASA / HQ. 2017-06-12 . Consultado el 15 de enero de 2020 .
- "Informe resumido diario de ISS - 1/3/2018" . NASA / HQ. 2018-01-03 . Consultado el 10 de mayo de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 4/04/2018" . NASA / HQ. 2018-04-04 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 24/5/2018" . NASA / HQ. 2018-05-24 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 02/07/2018" . NASA / HQ. 2018-07-02 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 27/9/2018" . NASA / HQ. 2018-09-27 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 08/12/2018" . NASA / HQ. 2018-12-08 . Consultado el 12 de diciembre de 2019 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 22/03/2019" . NASA / HQ. 2019-03-09 . Consultado el 25 de junio de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 19/4/2019" . NASA / HQ. 2019-04-19 . Consultado el 28 de junio de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 06/05/2019" . NASA / HQ. 2019-05-06 . Consultado el 28 de junio de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 28/7/2019" . NASA / HQ. 2019-07-28 . Consultado el 28 de junio de 2020 .
- "Informe de estado de la ISS - 28/09/2019" . NASA / HQ. 2019-09-28 . Consultado el 28 de junio de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 04/11/2019" . NASA / HQ. 2019-11-04 . Consultado el 28 de junio de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 08/12/2019" . NASA / HQ. 2019-12-08 . Consultado el 28 de junio de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 18/02/2020" . NASA / HQ. 2020-02-18 . Consultado el 28 de junio de 2020 .
- "Informe resumido diario de la ISS - 09/03/2020" . NASA / HQ. 2020-03-09 . Consultado el 28 de junio de 2020 .
- "Informe de estado de la ISS - 25/05/2020" . NASA / HQ. 2020-05-25 . Consultado el 28 de junio de 2020 .
- "Informe de estado de la ISS - 05/10/2020" . NASA / HQ. 2020-10-05 . Consultado el 31 de diciembre de 2020 .
- "Informe de estado de la ISS - 21/12/2020" . NASA / HQ. 2020-12-21 . Consultado el 31 de diciembre de 2020 .
- "Informe de estado de la ISS - 22/02/2021" . NASA / HQ. 2021-02-22 . Consultado el 22 de mayo de 2021 .
enlaces externos
- Páginas de misión de NSTS Se puede acceder a los estados de misión a través de los enlaces "Noticias".
- Archivos de informes de estado en órbita de la ISS 2006 - julio de 2013
- Archivo de informes de estado de ISS para 2009 enero - diciembre de 2009
- Archivo de informes de estado de ISS para 2010 enero - diciembre de 2010
- Archivo de informes de estado de ISS para 2011 enero - agosto de 2011
- Informes resumidos diarios de la ISS Marzo de 2013 - presente
- Informes de estado de ISS Octubre de 2014 - presente
- El Catálogo de Archivos Nacionales Puede buscar todas las fotografías NSTS de CBM, Vestíbulo, etc.
- Servidor de informes técnicos de la NASA (NTRS) Se puede buscar una amplia variedad de informes técnicos emitidos por las organizaciones y el personal de la NASA
- Informes del Panel Asesor de Seguridad Aeroespacial 1971 - presente
- Grupo de trabajo de JSC Mechanical Systems
- Prueba de aceptación del mecanismo de atraque común del módulo experimental japonés "Kibo"
- Expedition 50, EVA # 4 (2017-03-17) Archivo de video Amplio video de alta resolución que muestra la instalación de las cubiertas únicas en el ACBM axial del Nodo 3
- Artículo de prueba estructural del nodo Vista interna de 720 ° Muestra los elementos estructurales que influyen en las deflexiones previas al atraque del CBM, incluidos los accesorios de los extremos para los puntales entre los puertos
Ver también
 | Wikimedia Commons tiene medios relacionados con Mecanismo de atraque común . |
- Comparación de los mecanismos de atraque y atraque de naves espaciales
Este artículo incorpora material de dominio público de sitios web o documentos de la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio .
- Componentes de la nave espacial
- Componentes de la Estación Espacial Internacional
- Sistemas de atraque de naves espaciales
