Mecanismo de atraque utilizado para conectar módulos de la ISS
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 los 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 suele estar limitado en diámetro por una penetración de mamparo más pequeña.
Los elementos son maniobrados hasta la posición de listo para atracar mediante un sistema de manipulación remota (RMS). Los pestillos y pernos en el lado CBM activo (ACBM) tiran de los accesorios y las 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 retirando algunos componentes del 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 muelle de carga , admitiendo grandes cargas útiles de naves espaciales de carga visitantes que no pasarían por 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 frote). [2] Un par de anillos acoplados es la estructura principal para cargas de presión críticas, por lo que los anillos y sellos se diseñaron con los mismos estándares que las carcasas de los módulos. [3] Si los sellos primarios se deterioran, se pueden aumentar 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 normalmente se instala un cierre alrededor del perímetro de la escotilla como límite para el pasillo. En la mayoría de las ubicaciones, el volumen se reserva para las conexiones de servicios públicos fuera del cierre. El conjunto de utilidades es específico para cada par de módulos acoplados. [5]
Principales tipos de CBM
Interpretaciones de artistas 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 limita 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 son impuestas por conjuntos sucesivos de componentes estructurales. [9]
Se proporciona al operador del RMS 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 de listo para enganchar se proporciona mediante cuatro mecanismos: uno en cada cuadrante, asociado a cada pestillo.
El módulo entrante está capturado por cuatro pestillos. Lo dibujan mediante una rotación y traslación combinadas para alinear el PCBM con el ACBM con un pequeño espacio residual. [10]
Se establece una conexión estructural rígida. Cada uno de los 16 pernos motorizados del ACBM cruza el espacio residual para enroscarse en una tuerca del PCBM. Los pernos se aprietan en un proceso de varias etapas que conforma gradualmente 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 enfrentar 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 apartarse 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 antes del atraque. [14] El ACBM Tipo II se encuentra en los puertos radiales de los nodos de recursos y puede orientarse en cualquier orientación orbital.
PMA 1 y PMA 2 se lanzaron en los ACBM axiales del Nodo 1.
El PCBM incorpora accesorios y estructuras de alineación correspondientes a los del ACBM Tipo I. 32 de los accesorios son en sí mismos mecanismos accionados por resorte, accionados durante la captura y rigidez por los componentes correspondientes del ACBM. [15] El sello primario CBM/CBM también forma parte de la PCBM, al igual que los resortes de separación/empuje precargados para estabilizar su movimiento relativo cuando la junta CBM/CBM está casi acoplada. [dieciséis]
Se especificaron dos tipos para PCBM, que se diferenciaban únicamente en la durabilidad de su sello. El material de silicio S383 del sello PCBM Tipo I es más tolerante con la diferencia de temperatura previa 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 utilizó para lanzar elementos pequeños en el compartimiento de carga útil del transbordador mientras estaba atornillado a un ACBM o a un equipo de apoyo de vuelo similar porque el material V835 es más resistente a los efectos dañinos del fregado bajo vibración. [18]
La PCBM siempre está ubicada en un extremo del módulo principal. Puede fijarse a un mamparo o como anillo final en una sección de barril de una estructura primaria que esté abierta al vacío antes de atracar. [19] Los PCBM están conectados a módulos que tienen una amplia gama de masas térmicas, por lo que también pueden experimentar una amplia gama de condiciones de temperatura iniciales. Por la naturaleza de la operación, el PCBM siempre mira 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 eventos de atraque individuales.
Lanzamiento posterior
STS-130 MS Robert Behnken se toma un descanso durante la preparación EVA del Nadir ACBM del Nodo 3. [6]
Los ACBM requieren que EVA se prepare para su primer uso en órbita. Los ACBM tipo I, que normalmente se encuentran en puertos axiales, suelen tener una cubierta de "gorro de ducha" que dos miembros de la tripulación del EVA tardan unos 45 minutos en quitar y guardar. Los ACBM tipo II, que se encuentran en los puertos radiales de los nodos, requieren la liberación de restricciones de lanzamiento para las cubiertas M/D desplegables. La liberación de las cubiertas accionadas por resorte requiere la activación de los pestillos de captura para cerrarlas nuevamente después y, por lo tanto, activa los indicadores de listo para cerrar. Incluyendo la inspección, cada puerto radial tiene un presupuesto de unos 15 minutos para que un solo miembro de la tripulación de EVA, asistido por la tripulación de IVA, opere el ACBM según sea necesario. [21] [22]
Los elementos de tamaño completo lanzados en el NSTS tenían cubiertas protectoras sobre el sello del PCBM. Dos miembros de la tripulación de EVA necesitaron entre 40 y 50 minutos cada uno para retirar y guardar las cubiertas de la PCBM, inspeccionando el sello mientras lo hacían y limpiándolo si era necesario. [23] Los PCBM de tipo II utilizados como interfaz de lanzamiento se inspeccionaron después de desatornillarlos, ya que no se instalaron cubiertas. Para vuelos logísticos, la inspección se realiza únicamente mediante cámara. [24] [22]
Atraque
Preparación
Revisión de un mecanismo de atraque común activo durante la Expedición 56 (aproximadamente 10 veces la velocidad real). [6]
El PCBM no requiere preparación para el atraque más allá de lo que se requiere después del lanzamiento. La preparación del ACBM para el atraque dura aproximadamente una hora y comienza con la selección de los servicios públicos de soporte (energía, datos) y la activación secuencial de cada conjunto del panel controlador (CPA). Se seleccionan dos CPA como controladores maestros primario y secundario.
La activación ejecuta la prueba incorporada e inicializa los contadores de posición para los actuadores. Cada actuador de cerrojo se extiende dos revoluciones y luego se retrae tres para verificar la operatividad tanto del cerrojo como del motor. Los pestillos se accionan uno a la vez hasta la posición abierta que, para los puertos radiales de nodo, despliega las 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 corredor y la superficie de acoplamiento estén libres de obstrucciones. [25]
Las contingencias consideradas durante la preparación incluyen la limpieza de la cara del anillo ACBM y acciones correctivas de EVA que involucran las cubiertas M/D, así como el CPA, Capture Latch y los indicadores 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 hacia el interior de la envolvente de captura mediante un sistema de manipulación remota (RMS) operado telerobóticamente. Se han utilizado dos RMS diferentes para atracar módulos: el Shuttle RMS de 6 articulaciones (SRMS, o " Canadarm ") y el RMS de la Estación Espacial 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 denomina "captura" o "ataque". Durante la era NSTS, las cargas útiles normalmente llegaban a la bahía de carga útil del Shuttle. Durante el agarre, las articulaciones del SRMS "cojearon", lo que le permitió adaptar su postura a la ubicación exacta de la carga útil. El SSRMS normalmente se enfrenta a una carga útil en vuelo libre que ha maniobrado para mantener una distancia y orientación constantes con respecto a la ISS. Una vez agarrado, el RMS mueve el módulo cambiando los ángulos de sus articulaciones. El movimiento del módulo a menudo debe coreografiarse con otras partes móviles de la ISS, como los paneles solares.
Animación de la NASA de tres operaciones de atraque con el Shuttle RMS en STS-98. [6]
Al menos dos sistemas dedicados proporcionan información visual sobre el movimiento de la PCBM al operador del RMS. Los primeros atracaderos fueron guiados utilizando una técnica de retroalimentación fotogramétrica llamada Sistema de Visión Espacial (SVS), que rápidamente se determinó que no era apta para uso general. El SVS fue reemplazado por un sistema de cámara de atraque en la línea central (CBCS) dedicado a tareas, utilizado por primera vez en STS-98. [27]
El tiempo necesario para completar la maniobra RMS depende enteramente de la trayectoria a seguir y de las limitaciones operativas que deban adaptarse. Lo mismo ocurre con todos los planes de contingencia. Cerca del final de la maniobra, el operador negocia un corredor estrecho mientras el PCBM comienza a entrelazarse con el ACBM. La operación finaliza cuando el operador RMS ve cuatro indicaciones de Listo para enclavar en el ACBM objetivo o concluye que solo se pueden lograr tres. Debido a que el RTL es un mecanismo accionado por resorte, el RMS termina con energía almacenada y queda 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 la PCBM entrante con respecto a la geometría del ACBM
Nut Acquisition enrosca cada perno motorizado en su tuerca respectiva
Boltup precarga completamente la unión entre las dos mitades.
Se han ejecutado al menos dos protocolos de captura distintos en órbita. 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 garantiza que cada pestillo se coloque encima de su accesorio respectivo, lo que se verifica operativamente evaluando el estado de su interruptor. El RMS aún controla la posición y orientación del elemento, y las cargas ejercidas por los Capture Latches permanecen bajas. La captura de la primera etapa, que tarda unos 15 segundos en completarse, está restringida a regiones orbitales donde los controladores terrestres pueden monitorear el progreso casi en tiempo real. Para controlar cargas espurias cuando el elemento de atraque sea de grandes dimensiones, el Sistema de Control de Actitud de la estación podrá mantenerse en deriva libre y prohibirse el ejercicio de la tripulación. [29]
Los dos protocolos difieren en la forma en que los pestillos acercan las dos mitades al alcance de los Powered Bolts. Durante la era NSTS, se emitió un único comando de "captura" de segunda etapa después de que el SRMS se colocara en "modo de prueba". Se ejecutan cinco etapas de captura cuando se utiliza el SSRMS para limitar la posibilidad de que se acumulen cargas en sus brazos si se producen eventos de frenado fuera de lo nominal. En cualquier caso, las unidades de captura se traban en un ángulo de eje indicado de 12° en un tiempo de actuación de aproximadamente 108 segundos. En ambos protocolos, la energía residual en los RTL podría hacer que se abran brevemente porque los pestillos no están "enganchados" a sus accesorios hasta muy por debajo de la posición inicial de 187°. [30]
Las operaciones RMS y CBM están resaltadas en amarillo y azul, respectivamente, en esta línea de tiempo de atraque del paquete de ejecución STS-120/FD04. (NASA/MCC, 2007). Las restricciones están resaltadas en rojo. Los controladores terrestres emitieron los comandos de Powered Bolt después de la captura de la segunda etapa. [6]
Una vez que el operador concluye que el proceso de captura se ha completado exitosamente, los 16 pernos motorizados se accionan a 5 rpm con un límite de precarga de 1500 lbf (6700 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 la carga resultante. Esta fase "ABOLT" termina individualmente para cada perno en función del par, las revoluciones o la carga indicada. Los pernos que terminan antes pueden ver el 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. De ser así, se levantan las restricciones al control de actitud y al ejercicio. El RMS libera (desengancha) 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 del CBM es excesiva, la condición ABOLT se mantiene durante un período prolongado. La "retención térmica" permite que las dos partes se acerquen a una temperatura común. Luego, los pernos motorizados se aprietan en seis pasos hasta su precarga completa. Cada comando se emite 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 perno está prevista 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 que se coloquen en la posición "cerrado" 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 anormales son inherentes al diseño del CBM. Cualquier falla de un solo perno durante la operación de acoplamiento se puede solucionar mediante el sello CBM/CBM, 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 cualquier pestillo y de cualquier indicador de Listo para bloquear se puede tolerar 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 "freno activado" 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 accesorios o se atascan en un recorrido 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 requirieran una salida inmediata. [34]
Operaciones IVA
La piloto STS-92, Pamela Melroy, identifica dos conjuntos de paneles de control (CPA) que se eliminarán del vestíbulo Zenith del Nodo 1. [6]
El equipamiento del vestíbulo incluye la instalación del equipo, la verificación de fugas y la reconfiguración mecánica. El tiempo y el esfuerzo necesarios dependen de la configuración del ACBM, del número y tipo de componentes del CBM que se eliminarán y de las interfaces que se conectarán entre los dos elementos. Se puede presupuestar hasta diez horas aunque, al menos en algunos casos, ese tiempo podría pausarse para realizar una "verificación fina de fugas" prolongada mediante caída de presión antes de abrir la escotilla hacia el vestíbulo.
Debido a que se superponen al corredor de la tripulación a través del vestíbulo, los CPA siempre deben retirarse [35] y siempre es necesario quitar las cubiertas que cubren la escotilla del elemento recién atracado. Cuando los elementos permanecerán acoplados durante largos períodos de tiempo, otros componentes de CBM pueden retirarse para su almacenamiento o reutilización seguros. Los puertos radiales de los nodos requieren entre 20 y 40 minutos adicionales para retirar y almacenar 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 escotilla enfrentadas, para mitigar la acumulación gradual de escombros alrededor del perímetro del vestíbulo. [36]
Se prepararon de antemano operaciones de contingencia detalladas, que abordaban tanto la reparación como el mantenimiento preventivo, para los componentes accesibles internamente. Han existido procedimientos generalizados para identificar fugas atmosféricas en el vestíbulo desde al menos la Etapa 4A de Montaje de la ISS, al igual que 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]
Debering
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 el desequipamiento del vestíbulo cuando se reconfigura para desembarcar un elemento logístico del Puerto Radial del Nodo. El procedimiento estaba inicialmente presupuestado para dos tripulantes y una duración de 4 horas. Elimina elementos que cruzan el plano de interfaz ACBM/PCBM (cierres, puentes de servicios públicos y correas de conexión a tierra), instala hardware CBM esencial para las operaciones de aislamiento (por ejemplo, CPA, cubiertas térmicas) y cierra la escotilla. [39]
Posteriormente se instalan en el interior de la escotilla equipos de prueba de caída de presión, incluidos sensores y componentes electrónicos de soporte y un puente de acceso al vacío de 35 pies (11 m) de longitud. Una vez colocados, el vestíbulo está listo para un período de despresurización de aproximadamente 40 minutos, incluidos períodos de permanencia para verificar fugas. El objetivo de presión crítica (absoluta) es 2 mmHg (267 Pa) para evitar daños a los sellos CBM durante el cierre. [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 emite un comando "DBBoltck" a los pernos motorizados y los pestillos de captura se ordenan individualmente a un ángulo de eje de 212°. Luego, los pestillos se colocan en su posición nominal de "captura completa" de 12°. El CBM se deja en estado de "espera" o se apaga. [41]
Cierre de portadas después del debut en el nadir CBM de Harmony.
La liberación del elemento PCBM de la condición de acoplamiento duro demora aproximadamente 90 minutos. Comienza aflojando los 16 pernos motorizados aproximadamente 0,4 revoluciones, en menos de cinco minutos. [42] Se requiere que los 16 pernos tengan una carga residual positiva una vez completado el paso. [43] Luego se extraen completamente conjuntos de cuatro pernos, y cada conjunto tarda aproximadamente 6:30 en alcanzar una posición nominal de 21,6 revoluciones. Se requiere que el control de actitud de deriva libre y el garfio RMS estén en su lugar antes de retirar el tercer conjunto. Una vez extraídos los 16 pernos, se despliegan los pestillos de captura, lo que permite que los indicadores comprimidos listos para bloquear empujen contra las guías de alineación de la PCBM. El RMS aleja el elemento que sale y, en los puertos radiales de los nodos, se cierran las cubiertas M/D desplegables. Luego, el ACBM se apaga quitando la energía de los CPA. [44]
La resolución de contingencias durante el demate son generalmente similares a las de preparación y ejecución de operaciones de apareamiento. Muchos de ellos terminan efectivamente con instrucciones para un nuevo atraque de contingencia que permita la remoción y reemplazo de los componentes de CBM. El esfuerzo por remodelar el vestíbulo para el desembarque del CBM lo hace generalmente inadecuado para salidas de emergencia. [45]
Oportunidades
El diseño original de la ISS requería la instalación de un elemento Habitat en el puerto del Nodo 1 (Unity) orientado hacia el Nadir, y las penetraciones de los mamparos se diseñaron en consecuencia. A medida que la estación maduró en las primeras fases de montaje, se planificó el Nodo 3 para esa ubicación. Más tarde se hizo evidente que la instalación en el mamparo de babor conferiría importantes ventajas operativas. Desafortunadamente, la ruta original de los servicios públicos dentro del Nodo 1 requirió un importante trabajo en órbita para permitir el cambio. El gran diámetro del CBM permitió el uso de PMA3 como cierre para contener la presión durante el esfuerzo, de modo que los pasadizos pudieran retirarse y reemplazarse sin EVA. PMA3 se trasladó durante la Expedición 21 al CBM de babor, y "... agua potable, cableado de datos ISL y 1553, y la instalación de conductos, cables y mangueras IMV [ventilación intermodular] ..." se conectaron en preparación para la llegada del Nodo 3. Se probó el mamparo reconfigurado para detectar fugas antes de trasladar el PMA3 de regreso a su ubicación de almacenamiento, y el Nodo 3 se instaló en la ubicación recién preparada en STS-130 . [46]
La profundidad, el diámetro y la accesibilidad del CBM también se han aprovechado para dispensar CubeSats desde el sistema de despliegue SlingShot. La estructura se monta en la envoltura interior de la PCBM en vehículos logísticos (por ejemplo, Cygnus ). El módulo de esclusa de aire Bishop NanoRacks (NRAL) aprovecha la interfaz robusta entre el ACBM y PCBM para atracar y desembarcar repetidamente una "campana" que alberga una capacidad similar. [47]
Historia del desarrollo
Los principales factores que influyen en el CBM quedaron expuestos durante el vuelo posterior al desacoplamiento de la STS-135 . La ruta PCBM durante la captura es inducida por el RMS (1). El RMS interactúa con módulos que varían en peso desde la cúpula (2) y los PMA (3) hasta Kibō (4). La masa interactúa con la iluminación para generar diferencias de temperatura entre los anillos CBM. Esto se suma a las deflexiones inducidas por la presión, especialmente para los puertos radiales (5). [48]
El concepto de atraque del programa espacial estadounidense se desarrolló para mitigar los problemas de mecánica orbital que surgieron durante la evolución del acoplamiento. Aunque no fue el primer mecanismo desarrollado específicamente para el atraque, el CBM fue el primer dispositivo de este tipo diseñado en Estados Unidos específicamente para ensamblar juntas estructurales que mantuvieran la presión del 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 especial atención en cuestiones como cargas, tasa de fuga, 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 del ala determina cómo cambiará de forma el extremo libre. Se deben tener en cuenta las distorsiones al colocar algo en la brida. [49]
Los conjuntos mecánicos en movimiento 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 resultar 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 ven agravados durante el empernado por el lavado de los sellos a medida que se conforman las deflexiones previas al atraque, y por el polvo y los desechos atrapados en la junta. [52]
El uso de estas características en una nave espacial conlleva consideraciones especiales debido al ambiente agresivo. A la altitud típica de la ISS de 255 millas náuticas (472 km), la NASA identifica siete factores para ese entorno: [53]
La intensidad del flujo de meteoritos que golpea el CBM varía mucho según la orientación de instalación. [6]
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 de 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 de energía radiante fuertemente direccionales . 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 entera 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 son transportados por el campo. [57]
Gases ionizados que contaminan y cargan las superficies expuestas, de los cuales el CBM tiene muchos. La mayoría de las naves espaciales solucionan este problema poniendo a tierra cuidadosamente los componentes expuestos. [58]
Radiación electromagnética que puede alterar el estado energético de los electrones en equipos motorizados. Los motores, sensores y componentes electrónicos de control, como los del ACBM, son susceptibles a estos efectos a menos que estén protegidos. [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 del CBM se ha ampliado de varias maneras diferentes en este sentido, el problema se diseñó a nivel de nave espacial integrada; Los requisitos cuantitativos no se asignan en ninguna de las especificaciones CBM. [56] [60]
El equilibrio entre las aceleraciones gravitacional y centrífuga (a menudo denominada "gravedad cero"), que tiene implicaciones sustanciales para verificar el movimiento de los mecanismos en el suelo porque allí domina la gravedad. CBM siguió la práctica típica de ingeniería de naves espaciales, iterando entre análisis y pruebas 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, la configuración, los planes de crecimiento, los vehículos de lanzamiento y las técnicas de montaje de la estación. La operación de atraque tiene su origen en programas de los años 1960 y 1970 cuando exploraban la practicidad de la física relacionada con estos temas. El concepto CBM en sí 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 llegaba a su fin.
Orígenes (antes de c. 1984)
El CBM es sólo una rama en la larga evolución de la capacidad de Estados Unidos para ensamblar grandes naves espaciales. Al menos ya a finales de la década de 1950, se había reconocido que esta capacidad era "... necesaria para construir estaciones espaciales y ensamblar vehículos en órbita terrestre baja...". Al final del programa Apolo, se habían demostrado en la práctica prácticas estandarizadas de encuentro y atraque para respaldarlo. Se entendieron bien los desafíos básicos de la gestión del propulsor, al igual que la estabilidad del control y los problemas de contaminación resultantes de las columnas propulsoras de RCS del vehículo de persecución [61] que golpean el vehículo objetivo durante las operaciones de proximidad. [62]
Las operaciones de atraque a menudo requieren maniobras complejas para evitar molestar al vehículo objetivo. [6]
La llegada del programa del transbordador espacial mitigó algunos problemas con el acoplamiento, pero introdujo otros nuevos. Las diferencias significativas entre las masas de los vehículos de persecución y objetivo proporcionaron un reparto menos equitativo del impulso después del contacto, y la mayor masa del Transbordador requirió significativamente más propulsor de frenado que el que se necesitaba durante el Apolo. La alineación coaxial simple entre las propiedades inerciales de persecución y objetivo durante las operaciones de aproximación terminal no fue posible con el Orbiter asimétrico, que fue diseñado para sustentación aerodinámica durante el regreso de la órbita. El impacto de grandes columnas del Shuttle RCS sobre vehículos objetivo relativamente pequeños también perturbó el control sobre la orientación del objetivo durante las operaciones de proximidad. Estos problemas obligaron a cambiar 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 reunirse en algunas de esas direcciones. El uso de un dispositivo telerobótico largo (el RMS) redujo esa amenaza al alejar el punto de primer contacto del vehículo de persecución. [63]
En 1972, el análisis de requisitos para el programa Shuttle estimó que casi el 40% de los objetivos de la misión implicarían el ensamblaje colocando una carga útil en la bahía de carga útil del Orbiter. En ese momento se previó que muchas de las naves espaciales recuperadas no estarían diseñadas para tales operaciones, lo que aumenta aún más la importancia de resolver (o eliminar) los problemas relacionados con el acoplamiento. La operación de atraque se desarrolló para ello: al RMS planificado del transbordador se le asignó la necesidad de 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 lograr precisión tanto en la posición como en la orientación del sistema emergente. [64]
Aunque no se previó en el momento del desarrollo del RMS, en este período surgieron temas de requisitos que se volverían importantes para el CBM: la exactitud y precisión del control del 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 las plumas y juntas durante la captura. Estos resultaron ser cruciales para el diseño, calificación y operación del desarrollo del mecanismo. [sesenta y cinco]
El Grupo de Trabajo de la Estación Espacial identificó el atraque como una técnica de ensamblaje primaria. [6]
El SRMS no logró su primera recuperación y atraque en el compartimento de carga útil hasta la STS-7 en junio de 1983. La fecha de la primera operación fue dos meses después de la presentación de los informes finales por parte de los ocho contratistas del Estudio de Necesidades, Atributos y Opciones Arquitectónicas de la Estación Espacial de la NASA. . Aunque no había resultados de vuelo disponibles cuando se escribieron 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 el compartimiento de carga útil del Transbordador. De los conceptos descritos e ilustrados, ninguno se parece mucho al diseño final del CBM, y hay poca discusión sobre los detalles técnicos disponibles. [66]
A principios de 1984, el Grupo de Trabajo de la Estación Espacial describió un mecanismo de atraque que atenuaría las cargas incurridas cuando se maniobraban dos módulos para ponerlos en contacto entre sí, seguido de su cierre. 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 requería explícitamente la conexión interna de servicios públicos entre los módulos, al igual que la "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 eventual de nodo de recursos. Las deflexiones inducidas por la presión interna que actúa sobre los puertos orientados radialmente de los módulos cilíndricos se reconocieron como un problema crítico de desarrollo. [67] El informe final del Grupo de Trabajo también parece estar entre las primeras referencias a "mecanismos de atraque comunes". [68]
Desarrollo Avanzado/Fase B (c. 1985 – c. 1988)
La base de conocimientos sobre atraque creció a lo largo de la década de 1980 a medida que se desarrollaron otros mecanismos de atraque. Estos incluían sistemas como el pestillo de la estructura de soporte de vuelo (visto aquí) y el sistema de recuperación y despliegue de carga útil del transbordador. [6] [69]
Paralelamente a los estudios de configuración a nivel de sistema en curso, la NASA anticipó que los proyectos de desarrollo de conceptos para mecanismos avanzados de acoplamiento 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 el Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC). En ese esfuerzo, "común" parece haber significado que una sola familia de diseños de mecanismos lograba tanto el atraque como el atraque (heredando los requisitos divergentes para ambos) y que cualquier miembro de la familia podía unirse con cualquier otro miembro. "Activo" y "pasivo" se referían a si se proporcionaron mecanismos para atenuar la energía cinética residual después del atraque. En el radio exterior se montaron pestillos de captura desplegados por motor de dos diseños diferentes (de acción rápida y lenta, con alcance corto y largo, respectivamente). También se ubicaron pétalos guía orientados hacia afuera en el radio exterior, lo que le dio al mecanismo un diámetro total de aproximadamente 85 pulgadas. [71]
Concepto artístico de módulos de la NASA (enero de 1989). [6] [72]
El pestillo estructural se logró mediante un "pestillo estructural de perno/tuerca" de 0,500 pulgadas de diámetro nominal. Diseñados para una carga de tracción de 10 000 lbf (44 500 N), tanto el perno como la tuerca se fabricaron con acero A286, recubiertos con una lubricación de película seca de disulfuro de tungsteno según lo especificado por DOD-L-85645. Las ubicaciones de pernos y 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 en el nivel de ensamblaje. Los pernos fueron diseñados para accionamiento manual, utilizando penetraciones selladas a través del mamparo. Se identificó una opción para torsión motorizada, pero no se diseñó. El perno se puede apretar desde el lado de la cabeza o desde el lado de la tuerca. En la documentación disponible no se informa ni el par ni la incertidumbre en la precarga. [73]
Una de las cuatro variantes del estudio incorporaba un fuelle de aluminio, lo que permitía cerrar un bucle de módulos. Las cargas de tensión causadas por la presión interna se transportaban a través del fuelle mediante un bucle de cable continuo que pasaba por 47 poleas dispuestas alrededor del exterior del fuelle. No todos los problemas con el diseño del fuelle parecen haberse resuelto por completo al final de la serie de pruebas de desarrollo. [74]
Aunque las dimensiones se adaptaban a conexiones internas de servicios públicos y una escotilla cuadrada de 50 pulgadas, la envoltura del mecanismo tenía una compatibilidad limitada con las posibles ubicaciones empotradas del puerto radial en los nodos de recursos 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 base de la época también parecen bastante diferentes de la eventual ISS. [75]
Estación espacial Freedom (c. 1989 - c. 1992)
Los cuatro "separadores", que se ven aquí durante el montaje del módulo de laboratorio estadounidense "Destiny", proporcionan espacio para la distribución de servicios públicos (energía, datos, etc.) a los bastidores. Este enfoque arquitectónico fue la génesis del gran diámetro del CBM.
A medida que se acercaba 1990, el tamaño del CBM se había estabilizado mediante un enfoque de ingeniería específico para el diseño de módulos. Restringido indirectamente 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 recorre todo el 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 tramos de servicios públicos permiten su acceso desde muchas estaciones a lo largo de su longitud. Otros equipos, algunos de los cuales facilitaron la conexión de servicios públicos entre los módulos después de su acoplamiento en órbita, se empaquetan de manera más eficiente en los volúmenes de los conos finales que en la porción cilíndrica del módulo. Las penetraciones para 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 "bastidores" de tamaño estándar que podían instalarse en órbita para reparar, mejorar o ampliar la capacidad de la estación. Se podrían integrar bastidores que contengan equipos relacionados y probar su aceptación en tierra antes del lanzamiento. Este enfoque de integración facilitó un nivel de verificación más alto que el que habría estado disponible si se reemplazaran 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 bastidores pesados fuera del lanzamiento inicial del módulo. El tamaño y la forma distintivos tanto de la escotilla común como del CBM permitieron este concepto de integración de módulos porque permitieron el movimiento de los bastidores grandes dentro y fuera de los módulos mientras estaban en órbita. [77]
Tres configuraciones de CBM para el programa Space Station Freedom, contemporáneas con ilustraciones detalladas en Illi (1992) y Winch & González-Vallejo (1992). [6]
Otras decisiones a nivel del sistema en este período también afectaron el diseño final de la CBM. La idea de un mecanismo "común" tanto para el atraque como para el atraque parece haber sido descartada y se identificaron mecanismos principales específicos para cada una de esas distintas operaciones. El concepto de un módulo de presión "común" con una variedad de configuraciones de puertos radiales, que todavía estaba siendo estudiado por la NASA al menos en 1991, fue descartado en favor de "nodos de recursos" dedicados que tenían cuatro puertos radiales cerca de un extremo de un cilindro. carcasa de presión. El cierre del "patrón de módulo" se aplazó del diseño inicial a nivel de sistema en 1992, eliminando la variante del PCBM basada en fuelles. [78]
Los conceptos de atraque evolucionaron en paralelo con el desarrollo de CBM. Aquí se ve la "captura" de contingencia de seis manos de Intelsat 603 durante el EVA 3 de STS-49 en 1992.
A principios de la década de 1990, comenzó a surgir una imagen más detallada del CBM. La publicación inicial de la especificación de desarrollo PCBM fue en octubre de 1991, seguida por la de CBM/PE ICD en febrero de 1992 y la especificación de desarrollo ACBM en enero de 1993. [79] Varios elementos del concepto de desarrollo avanzado se conservaron con poca cambiar. El pestillo estructural de perno/tuerca y los pestillos de captura de 4 barras se mantuvieron, aunque el diámetro del perno había aumentado a 0,625 pulgadas (15,9 mm). Tanto los cerrojos como los pestillos de captura estaban motorizados con respaldo manual disponible, aunque los mecanismos individuales todavía eran accionados por medio de 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 acoplamiento. [80]
Otras características habían cambiado de manera 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 multiplexor de 8 canales podría conmutarse remotamente entre pestillos, siendo necesarios dos controladores para cada módulo que tenga un ACBM. Se incluyeron sensores de presión diferencial para monitorear posibles ubicaciones de fugas. Hasta su cancelación, 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 del motor multiplexado. El diseño del sello CBM/CBM era un diseño de "cara", en un solo 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 retroceder. [80]
En este período de tiempo surgieron nuevas características. Se añadió una cubierta de escombros al concepto ACBM. Era una unidad de diámetro completo de una sola pieza, retirada y reemplazada por el RMS. La fijación de los anillos a sus mamparos se había definido como un patrón de 64 pernos, pero en ninguna de las fuentes se menciona ninguna diferenciación del patrón de pernos. Se agregó un tirante de corte al diseño para soportar cargas paralelas al plano de interfaz CBM/CBM. [80]
Transición a la ISS (1993 – c. 1996)
Las características de la ISS en vuelo se pueden discernir en la Opción A-2 del Grupo de Trabajo de Rediseño de la Estación Espacial. [6]
En diciembre de 1990, el coste estimado de la Estación Espacial Freedom había aumentado desde la estimación de 1984 de 8.000 millones de dólares hasta alcanzar los 38.000 millones de dólares. Aunque la estimación se redujo a 30 mil millones de dólares en marzo del año siguiente, los llamados a 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 sea más eficiente y efectivo...[para]...reducir significativamente el desarrollo, las operaciones, y costes de utilización, logrando al mismo tiempo muchos de los objetivos actuales...". [81]
El equipo de rediseño presentó su informe final en junio de 1993, describiendo tres conceptos distintos de estación espacial. 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 exactamente con el diseño de la ISS tal como existe hoy, aunque algunas de ellas guardan un gran parecido con la configuración final. El CBM fue el único subsistema estructural/mecánico explícitamente identificado incluido en todas las opciones y en todas las inclinaciones. Se recomendó una mayor explotación del volumen del vestíbulo para conexiones de servicios públicos para todas las opciones con el fin de disminuir el tiempo de EVA. La eliminación de controladores, motores y mecanismos de pestillo automatizados 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 finales de 1994, Estados Unidos, Rusia y sus socios internacionales acordaron en principio fusionar sus esfuerzos nacionales en un único 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 desdibujó las distinciones comunes entre atracar y atracar, siendo posicionado por el RMS pero accionado por los disparos de los propulsores del 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 de la 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] Cuando se estableció contractualmente un marco final para el esfuerzo internacional en diciembre de 1996, los primeros simuladores de CBM ya se habían entregado a la NASA. [84]
Calificación (c. 1994 - 1998)
Habiendo sido especificados de forma independiente, el cumplimiento de la mayoría de los requisitos del 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 Capture Latch, Powered Bolt, Powered Bolt Nut e Indicador Ready to Latch. [86] Por ejemplo, la funcionalidad de perno y tuerca accionados 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 estáticas de rendimiento y última 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 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 específicas requirieron una verificación conjunta del acoplamiento y/o desconexión de los dos lados. [89] De ellos, cinco requerían análisis validados mediante pruebas y/o demostraciones que requerían una combinación específica de circunstancias e interfaces. Por ejemplo, las especificaciones indicaban que la captura debía ser calificada "...mediante análisis bajo cargas dinámicas impuestas por SRMS y SSRMS...validada mediante prueba a nivel de ensamblaje que incluye variación del rendimiento resultante de la temperatura y presión en 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 extremo a extremo a nivel de ensamblaje para verificar "...la funcionalidad mecánica...sin interrupción del logro de la indicación y captura de listo para cerrar". [91]
Aunque el rediseño de la estación de 1993 anunció pocos cambios de diseño de CBM, se habían introducido varios en el momento de la prueba de equilibrio térmico, incluidos separadores térmicos y placas de impacto (1), indicadores listos para enclavar (RTL) (2), cubiertas para IVA. Bases de sellado (3), actuadores externos (4), clavijas y casquillos de alineación (5) y controladores dedicados (6). El RTL, las guías de alineación (7) y los pestillos de captura (8) aún no habían alcanzado la configuración de vuelo. [6] [92]
Imponer 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 la dinámica de contacto de las primeras versiones de CBM comenzó 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 aceleraciones posteriores 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 la parte posterior de un artículo de prueba PCBM en las pruebas conjuntas. y demostraciones de un "Sistema de carga resistiva" contrapesado suspendido desde 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 de equilibrio térmico independientes de ambos conjuntos en la cámara de simulación solar/vacío térmico de 12 V de AEDC en 1995/96. Esto aseguró el uso de las conductancias de interfaz correctas, la rerradiación interna y las capacitancias térmicas internas. La validación estuvo respaldada por pruebas de conductancia de contacto seleccionadas, lo que redujo la cantidad de variables a resolver en el equilibrio térmico. [95] Las temperaturas se impusieron durante las pruebas de calificación a nivel de ensamblaje mediante una combinación de calentadores de tira, cubiertas criogénicas e inyección directa de LN 2 . [96]
Las deflexiones inducidas por la presión de los elementos presurizados se estimaron mediante modelos de elementos finitos de sus capas de presión primarias, lo que condujo a la validación de pruebas de presión a mediados de 1996. Para las pruebas a nivel de ensamblaje de CBM, el recipiente a presión activo (APV) de 16 pies (4,9 m) emuló las condiciones límite en una placa de atraque de puerto radial similar a un vuelo. La emulación utilizó 32 duplicadores 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, limitar las deflexiones y aplicar cargas radiales locales, respectivamente. El recipiente a presión pasivo más simple de 9 pies (2,7 m) emulaba un puerto axial. La fabricación de la 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 cronograma de fabricación de la APV. Fue compensado por la rotación relativa de los comandos de adquisición de tuercas durante la prueba. [97]
Rangos de temperatura de calificación informados para la operación CBM, [13] que están fuertemente influenciados por la exposición a la luz solar, la tierra y el espacio profundo. [20]
La preparación para la prueba a nivel de ensamblaje comenzó con modificaciones de la cámara en agosto de 1996, y los dos recipientes a presión se entregaron para pruebas 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 en una variedad de condiciones atmosféricas y de temperatura para evaluar las tasas de fuga y el ciclo de vida de los pernos/tuercas accionados.
La fase B ejecutó 35 ciclos parciales (captura y adquisición de nueces) bajo un rango ampliado de condiciones de temperatura.
La Fase C realizó 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 dinámica de contacto se correlacionó con los resultados de la prueba con alta confianza estadística y se demostró que no tenía ninguna sensibilidad discernible a las deflexiones. Se identificaron y validaron señales de desgaste del Powered Bolt, 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. Se investigaron los procedimientos nominales y de contingencia y, en algunos casos, se revisaron exhaustivamente antes de las operaciones de vuelo. [99]
Posteriormente se realizaron pruebas en las instalaciones 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, la autorización RTL, la autorización de la cubierta M/D y la activación de RTL. La instalación también proporcionó soporte en tiempo real para los tres primeros usos de vuelo del CBM para ensamblar la ISS en órbita. [100]
Modificaciones de campo (c. 2000 - presente)
La configuración de la cubierta protectora en el ACBM axial despoblado del Nodo 3 es exclusiva de esa ubicación.
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 en el puerto axial expuesto. Porque esto nunca había sido planeado Para ello, 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 el EVA #4 de la Expedición 50 . [101]
A finales de 2017 y principios de 2018, se realizaron modificaciones en la fijación de los CPA a las vigas de las escotillas 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 el vehículo. Esto ahorrará tiempo a la tripulación y espacio de almacenamiento durante una misión atracada. Los CPA deben instalarse para un CBM adecuado operación durante las actividades de atraque, pero obstruyen el camino hacia el vehículo una vez que se abre la escotilla, por lo que deben sacarse del corredor antes de las operaciones de carga". [35]
Galerías
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 al. (2020) §V para una discusión sobre cómo el diseño de la carcasa de presión influye en el puerto radial (y CBM). [6]
"Elementos principales de la estructura primaria que contiene presión del Nodo 1 Unity de la ISS" . Los anillos ACBM actúan como bridas externas en las placas de atraque (mamparos) cuando no hay PCBM presente. Véase Zipay, et al. (2012) para una discusión extensa sobre la capa de presión. [6]
El tamaño del CBM interactúa con la orientación radial para producir las deflexiones en la representación de este artista. Aunque se muestran para mayor claridad en la brida "externa" del ACBM en la representación de este artista, estas deflexiones en realidad se aplican donde el anillo del ACBM está atornillado al elemento presurizado (con el anillo instalado). Están "conformados" cuando las dos mitades del CBM se atornillan entre sí con un "acoplamiento duro". [6] [102]
Un vestíbulo se compone de un anillo ACBM (1) montado en un mamparo bridado (3) y un anillo PCBM (2) montado en un mamparo bridado o sección de cañón (4). Los anillos, ambos mecanizados 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 "a mitad del tramo" entre las ubicaciones de los pernos motorizados, tres cargas internas intentan abrir la junta: presión atmosférica (F a ) (15,2 psia), compresión del sello (F s ) y conformidad de la brida (F c ). La representación de este artista de una sección transversal genérica también muestra (en azul) dónde puede filtrarse el aire al vacío del espacio. [6] [67] [103]
La junta CBM/CBM está sujeta mediante 16 pernos motorizados equidistantes (1). El eje del perno de rosca fina está mecanizado en Inconel 718 , con un diámetro nominal de 0,625 pulgadas (15,9 mm). Cada perno se enrosca en una tuerca encapsulada por una placa de tuerca (2). La tuerca es de 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), accionada 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 variar (F cte ) después del atraque por la diferencia entre los coeficientes de expansión térmica de pernos y bridas. Cada perno se alinea con la carga de separación (Ft ) de un separador térmico accionado por resorte (4), que también se ve afectado por las temperaturas posteriores al atraque. La representación de este artista de una sección transversal genérica también muestra (en azul) rutas de fuga exclusivas de las ubicaciones de los pernos. [6] [103]
Un vestíbulo desnudo fotografiado durante la misión STS-092. Las tuercas de los pernos motorizados 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 tipo "plato de mantequilla" cubren los pernos accionados y las cubiertas protegen las superficies del sello CBM/CBM IVA (6) en las caras internas de las bridas exteriores. También se muestran soportes (7) y tensores (8) para las tapas. [6] [106]
Se puede ver casi un cuadrante completo de anillos CBM acoplados en el vestíbulo que conduce a PMA2, lo que muestra el grosor del Gask-o-seal (1) entre ellos. Los anillos están unidos rígidamente por 16 tuercas (2), cada una de las cuales ha sido roscada mediante un perno motorizado para soportar cargas axiales y de flexión entre módulos acoplados. Del perno sólo se ve el actuador (3). 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 derivaba del enfoque arquitectónico descrito en Hopson, Aaron y Grant (1990). El anillo ACBM aún no se había instalado cuando se tomó esta fotografía en marzo de 1998. [6]
El anillo estructural 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 fotografía del laboratorio "Destiny" de EE. UU. 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 resalta (1) en el Nodo 2 durante el ensamblaje 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 del 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]
La festón de identificación del ACBM (1) es mejor visible en esta maqueta de entrenamiento, donde se retira 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 su 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 para los pernos de fijación (4) son visibles alrededor de la brida interior y los pasadores de indexación sobresalen para garantizar que los sellos se compriman uniformemente a medida que se atornillan en su lugar. [6] [108]
Visto aquí a principios de 2000, el anillo PCBM Z1 (1) está sujeto al domo mediante pernos de 96 1/4 de pulgada 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 del CBM es un diseño moldeado de cuatro segmentos y dos lados. Unido al anillo PCBM mediante 36 pernos, el sustrato de aluminio de cada segmento tiene un espesor de 0,250 pulgadas (6,4 mm). Se moldean tres cuentas en cada segmento, cuya altura varía desde 0,044 pulgadas (1,1 mm) (cuenta interior) hasta 0,050 pulgadas (1,3 mm) (exterior). Aquí se muestra un poco más de 1/8 de la circunferencia durante STS-124; en el recuadro está resaltado el segmento de unión "interlock" (1). 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 motorizadas (6). Los pequeños orificios y los canales hundidos entre los cordones del sello permiten realizar pruebas de fugas en la junta CBM/CBM una vez acoplada. [6] [111]
En esta foto del ACBM de Kibo de STS-124 se ven tres etapas de alineación . 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 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, transportan 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 . El pestillo de captura (2) está en o cerca de "captura lista". Su punta se eleva más de 5” por encima de la brida aquí, pero llega más lejos durante su barrido. La guía de alineación de la PCBM presionará un indicador de listo para enganchar (3) durante la maniobra RMS. [6] [113]
Diagramas de alzado frontal y lateral del pestillo de captura (1) en posición cerrada. La parte inferior del indicador de listo para enganchar (2) muestra un conjunto de resortes que serán comprimidos por la guía de alineación de PCBM durante la captura. Los cables (3) son para el pestillo y su interruptor de límite, el RTL y los pernos motorizados cercanos. [6] [114]
El Capture Latch es un varillaje giratorio de cuatro barras . Unido al chasis (1), un actuador (no mostrado) aplica torsión al eje motriz (2), haciendo girar el brazo motriz (3). El brazo empuja el "conjunto de pata de perro" (4), lo que aprieta la horquilla exterior del brazo de captura (5). El brazo de captura gira alrededor del extremo del varillaje del seguidor (6), cuyo otro extremo gira alrededor del eje. Cuando se despliega, el pestillo activa un interruptor (no mostrado). Cuando está completamente cerrado, queda bloqueado mediante un gancho (7) que pasa a través del orificio (8) en el brazo de captura. [6] [115]
El indicador Ready-to-Latch (RTL) del ACBM es un dispositivo accionado por resorte, que se presiona en rotación y descenso combinados mediante la guía de alineación de 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 Listo para enclavar ya se ha hundido, pero aún no se ha girado bajo la guía de alineación de PCBM. Este cuadro 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. No se utilizan actuadores en este equipo. El encaje de las placas de impacto (1) con los separadores térmicos (2) y los pasadores de alineación (3) con los casquillos (4) es inminente. El recuadro, de una fotografía tomada dos años después, muestra la parte posterior de la carcasa superior del conjunto de perno motorizado. [6] [118]
Un perno motorizado CBM parcialmente desmontado, que muestra ambos extremos del eje (1), la carcasa inferior (2) que se 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 se salga hacia atrás. [6] [119]
Cada Perno Motorizado "adquiere" una Tuerca Encapsulada (1) para alinear las roscas. Está cargado por un resorte (2) retenido entre arandelas (3) debajo de una placa de tuerca (4). La placa está ubicada en la parte posterior de la brida exterior de la PCBM mediante un par de pasadores (5). A medida que el perno empuja la tuerca durante la adquisición, el movimiento de la tuerca está limitado 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 unida la pila. 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 atascadas desde el lado del ACBM sin despresurizar el vestíbulo. [6] [120]
Uno de los cuatro conjuntos de panel de controlador (CPA) atornillados a una viga de escotilla durante la misión STS-102 en 2001. Cada CPA tiene un controlador Capture Latch (1), cuatro controladores Powered Bolt (2) y circuitos para acondicionar la energía de entrada (3). Un soporte (4) para la instalación de la cubierta de la "sección central" M/D es visible a ambos lados del CPA. La fotografía fue tomada desde el lado PCBM del vestíbulo acoplado, mirando hacia el ACBM. El diseño de controlador individual básico también se utiliza para el controlador del motor del ventilador de la bomba, la válvula de ventilación y alivio y las válvulas del sistema de control térmico interno del conjunto de eliminación de dióxido de carbono. [6] [121]
Cada CBM activo tiene cuatro conjuntos de paneles controladores. Con cinco ACBM, el Nodo 3 llevó 20 de esas unidades a órbita. Como se ve aquí en un ACBM axial (1), los CPA están en voladizo a lo largo de la escotilla. En esta fotografía 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 M/D (1) cubre la mayor parte de la escotilla para protegerla del entorno de meteoritos y escombros. Dispone de varias correas y aberturas, según lugar de instalación. La mayoría de las cubiertas tienen una solapa (2) sobre la ventana de la escotilla, como se ve aquí durante STS-120 . La solapa está sujeta mediante 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 con 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 mediante un cable que discurre a través de poleas (2) en todo su perímetro, tensado mediante tensores (3). Insertadas en horquillas montadas en anillos (4), las poleas tiran contra los separadores (5) que encajan en los soportes (6) a cada lado de cada CPA. La tripulación retira la sección central desde abajo para exponer el módulo recién atracado. [6] [124]
El área apretada cerca de una esquina de una escotilla del puerto radial se ve aquí en una figura de un manual de mantenimiento a bordo. El cable (1) de una celda de carga Powered Bolt se enrolla alrededor de la carcasa superior (2) y el actuador (3), que se mantienen unidos mediante 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) de 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 libera del enlace del rodillo (2). El punto de pivote (3) está justo afuera del pestillo de captura. Cada pétalo tiene dos seguros 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 bloquear (8). [6] [126]
El pétalo desplegable es agarrado por el pestillo de captura en la punta del enlace del rodillo (1). Si es necesario, el enlace se puede soltar durante EVA aflojando un perno (2). "Bloquear" el actuador accionado por 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 de Node 1 Unity muestra el ajuste perfecto entre un módulo atracado y el M/D Petal desplegado. [6]
Los pétalos se bloquean en su lugar para el 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 realiza mediante un mango en T (4), que se retira (5) del ACBM. Se puede volver a bloquear empujando (6) el pasador hacia el interior del conector. [6]
El pétalo normalmente se desbloquea durante la EVA mediante 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. Al igual que el primario, es un sello moldeado segmentado, pero tiene cordones sólo en la cara exterior. Los talones se aprietan contra las caras internas de los anillos mediante placas de compresión, fijándose con el mismo patrón de pernos utilizado para sujetar las cubiertas protectoras. [6] [4]
En caso de una fuga en la unión donde se atornilla un ACBM 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 festoneada de la articulación. [6] [4]
El CBM pasivo proporciona sellos IVA donde está atornillado a su elemento principal. Aquí, un dedo humano (1) señala una placa de compresión del sello IVA principal, que se instalaría sobre una junta tórica. También se pueden colocar cubiertas (2) sobre las cabezas de los pernos de la junta, cada una de las cuales es una ruta potencial de fuga a través de la junta. [6] [4]
Las cubiertas tipo "plato de mantequilla" sellan las vías de fuga a través (y alrededor) de los pernos y tuercas motorizados. Cuando se usa en el perno del ACBM, se retiran el actuador y la carcasa superior 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 de cada comando de atraque disponible e interpreta cada mensaje de estado reportable.
Las conexiones se realizarán mientras se equipa 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 enrutamiento en Link & Williams (2009).
Los puentes en el vestíbulo entre los Nodos 1 y 3 no están bien alineados debido a las revisiones realizadas en el diseño de la ISS poco antes de que el Nodo 3 fuera puesto en órbita. Los miembros de la tripulación de la Expedición 21 de la ISS redirigieron los servicios públicos del Nodo 1 entre STS-129 y STS-130. Véase la discusión detallada en Link & Williams (2009).
Mikhail Tyurin de Rosaviakosmos , ingeniero de vuelo de la Expedición 3 , asegura una conexión en un conjunto de energía del controlador (CPA) en una escotilla en el Nodo 1 de Unity.
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 de cobertura M/D hasta el vestíbulo mientras se preparan para desembarcar un vehículo de carga Cygnus del Nodo 1 (Unity).
Posada en un vestíbulo que pronto será destruido, la ingeniera de vuelo de la Expedición 21, Nicole Stott, proporciona una idea de escala tanto para el CBM como para el Common Hatch.
BEAM en proceso de traslado al puerto trasero de Tranquility en abril de 2016.
El tamaño del CBM permitió que la construcción de la ISS pospusiera la instalación de paquetes del tamaño de un bastidor hasta después del lanzamiento de los módulos. El aplazamiento permitió el ajuste del programa a los cambios en la inclinación orbital, adaptando los impactos a la capacidad de carga útil del Transbordador.
Reubicación del PMM "Leonardo" por la SSRMS.
El SSRMS agarra el módulo CRS-12 en vuelo libre y lo maniobra hasta la ISS para atracar
Misiones
Los usos del CBM (a 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. Ver Referencia a la ISS (Utilización) (NASA/ISSP, 2015) para atraques hasta abril de 2015; Hay información adicional disponible para los vuelos Shuttle como se indica en la columna Elemento PCBM. Los atraques posteriores se fundamentan en la columna de Notas, al igual que las anomalías y la información relevante en los informes de estado de los vuelos de la NASA y otra documentación.
Glosario
Muchos términos utilizados en la literatura sobre CBM no siempre son consistentes con su 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 fue fabricado según lo diseñado con mano de obra adecuada, funciona de acuerdo con los requisitos de especificación y es aceptable para su entrega". Contraste con Calificación. Consulte los Requisitos de pruebas ambientales (NASA/ISSP, 2003) página 10-1.
Análisis
En el contexto formal, verificación mediante modelos o simulación técnicos o matemáticos, algoritmos, gráficos o diagramas de circuitos y datos representativos. Contraste con demostración, inspección y prueba. Consulte el desarrollo de ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.2.1.2.
andrógino
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 .
Asamblea
Disposición específica de dos o más piezas unidas. Cuando se utiliza en el contexto de una especificación CBM, una "mitad" de CBM (ya sea el ACBM completo o la PCBM completa). Consulte los requisitos de CMAN (NASA/ISSP, 2000) §B.2.
atraque
Un método para unir estructuralmente ("acoplar") dos entidades en órbita, por ejemplo, para operaciones de ensamblaje o recuperación para mantenimiento. Uno o ambos elementos podrían ser naves espaciales que operaban bajo una autoridad de control independiente antes del evento de apareamiento. No parece existir una definición conceptual universalmente aceptada. En el contexto de CBM, las distinciones definitivas se encuentran en ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §6.3:
a) Proporcionar datos para apoyar el posicionamiento de un ACBM (sic) y su elemento adjunto dentro de las capacidades de captura del ACBM
b) Capturar una PCBM posicionada y su elemento adjunto
Cualquier peligro que pueda causar incapacidad permanente o lesiones fatales al personal por la pérdida de uno de los siguientes: el vehículo de lanzamiento o servicio, SSMB o instalación terrestre importante. Consulte el desarrollo de ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §6.3.
vehículo de persecución
En una maniobra de atraque, el vehículo que se aproxima, normalmente bajo control activo de maniobra. Consulte el uso a lo largo de la Historia del transbordador espacial Rendezvous (Goodman, 2011). El uso del término para el proceso de atraque es inconsistente. En muchos análisis, se refiere simplemente al elemento equipado con la 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. Algunos ejemplos son actuadores hidráulicos, válvulas, baterías, arneses eléctricos, conjuntos electrónicos individuales y unidades orbitales reemplazables".
Demostración
En el contexto formal, verificación por operación, ajuste o reconfiguración de elementos que desempeñan sus funciones diseñadas bajo escenarios específicos. Los elementos pueden estar instrumentados y se pueden monitorear límites cuantitativos o desempeño, pero solo se requiere registrar hojas de verificación en lugar de datos de desempeño reales. Contraste con Análisis, Inspección y Prueba. Consulte el desarrollo de ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.2.1.3.
unión cósmica
Un método para unir estructuralmente ("acoplar") dos entidades en órbita, por ejemplo, para operaciones de ensamblaje o recuperación para mantenimiento. Uno o ambos elementos podrían ser naves espaciales que operaban bajo una autoridad de control independiente antes del evento de apareamiento. No parece existir una definición conceptual universalmente aceptada, pero la mayoría de las implementaciones incluyen el uso de la energía cinética relativa del vehículo de persecución para accionar pestillos que afectan a la pareja. En el contexto de CBM, las limitaciones en la velocidad relativa final eliminan el atraque como medio aceptable para cumplir con los requisitos. Consulte Desarrollo de ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.2.1.2.2 (que impone requisitos sobre las velocidades relativas del PCBM con respecto al ACBM en el momento de la captura) y Mecanismo de atraque y atraque de naves espaciales .
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 inventario y almacenamiento, actualizaciones de software, notas de vuelo, guiones para publicaciones publicadas. eventos y otras instrucciones. Véase Whitney, Meléndrez y Hadlock (2010) página 40.
conformidad de brida
Las cargas de conformidad son aquellas que se aplican para eliminar las deflexiones relativas a través de una junta cuando se atornilla. Resultan de la rigidez de los miembros de la junta y de la estructura de soporte (por ejemplo, un mamparo). La literatura sobre CBM a veces utiliza el término "cumplimiento" como sinónimo. Consulte la definición de rigidez en los Requisitos de control de fracturas (NASA/SSPO 2001) página B-6 e Illi (1992) 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 de laboratorio especiales. Contraste con Análisis, Demostración y Prueba. Consulte el desarrollo de ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §4.2.1.1.
IVA (Actividad Intravehicular)
Trabajo realizado sin traje presurizado dentro de una nave espacial que está internamente presurizada a algo parecido a la atmósfera que se encuentra al nivel del mar. A menudo se dice que ocurre en un "entorno en manga de camisa". Contraste con EVA.
módulo
La definición precisa de este término en la ISS depende del contexto. Se utiliza genéricamente para cualquier unidad preintegrada que se conecte 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 utilizar todos estos términos indistintamente. En el contexto de CBM, incluye elementos que no pueden presurizarse antes de atracar, pero que pueden contener la presión una vez completado el atraque (p. ej., cúpula, adaptadores de acoplamiento presurizados).
Conjunto mecánico móvil
Dispositivo mecánico o electromecánico que controla el movimiento de una parte mecánica de un vehículo con respecto a otra parte. Consulte los Requisitos de pruebas ambientales (NASA/ISSP, 2003) página 10-3.
no andrógino
Característica de los conectores en la que un lado es diferente al otro. Estos conectores a menudo se describen como "de género". A veces se hace referencia al concepto como "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 utiliza en los informes de estado de la NASA en lugar de la nomenclatura formal del elemento (NanoRacks Bishop Airlock).
junta precargada
Tal como se utiliza en el programa de la Estación Espacial, una junta precargada es aquella en la que la fuerza de sujeción es suficiente para a) proporcionar vida útil debido a cargas cíclicas; b) asegurar que la rigidez de la unión no cambie debido a la separación de las alas; y c) asegurar que los sellos de presión (si están presentes) no se vean afectados por la separación de las bridas. "Pre" se utiliza en el sentido de estar presente cuando se realiza la unión por primera vez, antes de exponerse a las cargas de servicio. La fuerza de sujeción normalmente la proporciona un perno, pero puede proporcionarse mediante otros tipos de dispositivos mecánicos. Consulte los Requisitos de diseño estructural (NASA/SSPO, 2000) página B-5.
prueba de caída de presión
Un volumen conocido de gas presurizado penetra y/o se escapa en la interfaz de un sello bajo prueba mientras se registran la presión y la temperatura 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": consulte Oravec, Daniels & Mather (2017) págs. 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. Ver 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 utiliza de manera consistente. En algunas fuentes, una combinación de mamparo estructural primario penetrado (sellado con una escotilla) y un CBM. En otras fuentes, en cualquier lugar donde se utilice un CBM (con o sin mamparo y escotilla).
PDRS (Sistema de recuperación e implementación de carga útil)
La colección de subsistemas y componentes del Shuttle utilizados para sostener y manipular elementos en el compartimiento de carga útil, especialmente elementos para los cuales se planeó la liberación (o acoplamiento) del vuelo. Los elementos incluían el Shuttle RMS, conjuntos de pestillos de retención de carga útil, accesorios de agarre, objetivos y un sistema CCTV. Consulte la Guía del usuario de Payload Bay (NASA/NSTS, 2011).
Estructura primaria
La parte de un vehículo o elemento de vuelo 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 soportar las importantes cargas aplicadas, incluidas las cargas de presión y térmicas, y que si falla crea un peligro catastrófico. Consulte el desarrollo de ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §6.3 y los Requisitos de diseño estructural (NASA/SSPO, 2000) Apéndice B.
Operaciones de proximidad
Operaciones de una (o más) naves espaciales controladas independientemente dentro de 2000 pies (610 m) de otra, caracterizadas por un control de trayectoria casi continuo. Consulte el uso a lo largo de la Historia del transbordador espacial Rendezvous (Goodman, 2011). Contraste con el control de encuentro.
Calificación
"La calificación es el proceso que demuestra que el diseño, fabricación y montaje del hardware y software cumple con los requisitos de diseño cuando se somete a condiciones ambientales". Contraste con Aceptación. Consulte los Requisitos de pruebas ambientales (NASA/ISSP, 2003) 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. El RCS propulsor , si así está diseñado, también se puede utilizar para maniobras orbitales (implementando las leyes de Kepler para cambiar los parámetros orbitales de la nave espacial). Véase Kaplan (1976) pág. 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. Consulte el uso a lo largo de la Historia del transbordador espacial Rendezvous (Goodman, 2011). Contraste con las operaciones de proximidad.
RMS (Sistema de manipulación remota)
Un dispositivo telerobótico utilizado para maniobrar cargas útiles en las inmediaciones 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 Estación Espacial 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 completamente contenido dentro del conjunto de referencia. En el contexto de la CBM, un mecanismo mediante el cual las actividades de verificación pueden realizarse ex situ. La definición aquí sigue los Requisitos CMAN (NASA/ISSP, 2000), §B.2, pero consulte los Requisitos de pruebas ambientales (NASA/ISSP, 2003) §10.2 para conocer los matices de aplicación.
Vehículo objetivo
En maniobra de atraque, vehículo al que se aproxima. El vehículo objetivo a veces está bajo control activo de actitud, pero normalmente no está bajo control activo de maniobra. Consulte el uso a lo largo de la Historia del transbordador espacial Rendezvous (Goodman, 2011). El término se encuentra de manera inconsistente en la literatura técnica con respecto al atraque. En muchos análisis de CBM, el término se refiere al elemento equipado con el ACBM. Contraste con vehículo de persecución.
Prueba
En el contexto formal, verificación mediante el ejercicio sistemático de la partida en todas las condiciones apropiadas. El rendimiento se mide cuantitativamente durante o después de la aplicación controlada de estímulos funcionales o ambientales reales o simulados. El análisis de los datos derivados de una prueba es una parte integral de la prueba y puede implicar una reducción automatizada de datos para producir los resultados necesarios. Contraste con Análisis, Demostración e Inspección. Consulte el desarrollo de ACBM. 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 mediante una masa literalmente grande o mediante 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.
Ver también
Wikimedia Commons tiene medios relacionados con el mecanismo de atraque común .
^ abcde La longitud que se muestra es para el vestíbulo acoplado. Consulte la Galería de diseños para conocer las longitudes de los lados individuales. Ambos lados tienen el mismo diámetro. Masa especificada de PCBM: consulte PCBM Dev. 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 mostradas son "según lo especificado"; Se informaron muy pocos pesos en la literatura, ninguno de los cuales indicó ningún complemento particular de hardware. La masa en vuelo puede diferir del valor especificado. Consulte la Galería de operaciones para conocer las fechas de operación y el número de misiones. Los desarrolladores que se muestran se basan en las páginas de firmas de las especificaciones. La PCBM parece haber sido fabricada por más de una fuente, pero no se llevó a cabo una evaluación exhaustiva.
^ Material del anillo: Illi (1992). Rendimiento de temperatura de silicona: O-Ring HDBK (PHC, 2018) página 2-5. Rendimiento frente al desgaste de fluorocarbono: Christensen, et al. (1999) página 5.
^ Desarrollador de ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.3.
^ abcde La geometría de las características de interfaz de los anillos (tanto ACBM como PCBM) está ampliamente documentada en el 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. Libro de mantenimiento 4A (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. Envoltura de puentes de módulo a módulo en órbita: ICD §3.1.4.
^ abcdefghijklmnopqrstu vwxyz aa ab ac ad ae af ag ah ai aj ak al am an ao ap aq ar as at au av aw ax ay az ba bb Las identificaciones y nomenclaturas de piezas generalmente se encuentran en Foster, Cook, Smudde y Henry (2004) , Figura 3, que es idéntica a la Figura 2-1 de la Asamblea Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998). En ambos casos, las figuras abordan solo aquellos componentes que se encuentran en la PCBM y el ACBM Tipo I tal como se usan en los puertos axiales. Omiten la identificación de los sellos CBM/CBM y CBM/PE IVA y de todos los equipos auxiliares. También omiten la identificación de los parachoques que están instalados en el ACBM de puerto radial y de la característica correspondiente en la PCBM (denominada de diversas formas en la literatura como "parachoques" o "seguidor"). Muchas partes también se identifican en el CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) y en el Apéndice A de la Asamblea Qual. Test Report (BD&SG, 1998), aunque las nomenclaturas en ocasiones son diferentes que en las otras dos referencias. Consulte la página de charla (discusión) en cada carga de imagen original para obtener referencias de fuentes adicionales.
^ La funcionalidad de CBM se describe de manera inconsistente en la literatura. No está claro si las aparentes discrepancias se debieron a la evolución del diseño a lo largo de la vida del proyecto o a las perspectivas de diferentes autores. Compárese con Illi (1992) p. 282, Winch y González-Vallejo (1992) pág. 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. Informe de prueba (BD&SG, 1998), la secuencia operativa en la p. 39 de Operating an Outpost (Dempsey, 2018), cronogramas de piloto y especialista de misión 2 en las págs. 6–7, 12–13 (paginación en pdf) de STS-120/FD04 Execute Pkg. (NASA/MCC, 2007), los pasos detallados descritos en las páginas 200–203 de las Operaciones de Asamblea 3A (NASA/MOD, 2000) y los procedimientos definidos para la Etapa 5A en las páginas 23–97 de las Operaciones de Asamblea 5A (NASA/ MOD, 2000). La presente descripción fusiona las dos descripciones que se encuentran en la especificación de desarrollo.
^ Algunos autores (por ejemplo, Winch y González-Vallejo (1992), Foster, Cook, Smudde y Henry (2004)) parecen tratar la alineación como una "función" realizada activamente por el ACBM. Otros (por ejemplo, Operating an Outpost (Dempsey, 2018)) lo analizan más como una "característica física" que constituye una restricción impuesta por el ACBM. No parece haber disponible en la literatura una solución obvia a la diferencia de perspectiva.
^ Foster, Cook, Smudde y Henry (2004) (p. 303) y Cook, Aksamentov, Hoffman y Bruner (2011) p. 27 (paginación en pdf) ambos describen el ACBM con dos conjuntos de estructuras de alineación: guías de alineación gruesa y pasadores de alineación fina. La Asamblea Qual. Test Report (BD&SG, 1998), el Apéndice B identifica explícitamente "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 & Enrique (2004)). El informe analiza los parachoques como una etapa preliminar de alineación, y el §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 nota 4 de la Figura 3.1.4–9). La encuesta RTL/Capture envolvente identifica 25 casos (de 124 encuestados) donde los parachoques restringen el movimiento en ciertas direcciones antes de alcanzar cualquier otra superficie de contacto; es decir, una etapa de alineación previa a las Guías de Alineación Gruesa. Todos los contactos del parachoques tienen una separación axial de 3,75" o más entre los dos anillos, lo que sugiere que las guías de alineación no se convierten en la restricción primordial hasta alrededor de esa separación. No se encontró una solución obvia para esta aparente desconexión en el número de etapas de alineación dentro y entre fuentes.
^ La envolvente de la trayectoria del PCBM con respecto al ACBM ("rotación y traslación combinadas") se muestra en los gráficos 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. Sin embargo, en todos los casos, las trayectorias terminan con el PCBM alineado y ligeramente separado del ACBM.
^ Desarrollador de ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.1. La especificación ACBM. está identificado por Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) página 303 (nota al pie 3). El desarrollador de PCBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) se identifica como la Referencia 2 de Christensen, et al. (1999) (pdf página 6). Las dos especificaciones contienen una gran cantidad de requisitos en común. Para mitigar el número de referencias, normalmente solo se cita en este documento una de las dos especificaciones. Los casos en los que la referencia explícitamente citada es aplicable a sólo uno de los dos Elementos de Configuración se desprenden claramente del contenido y contexto de su referencia.
^ En ("adelante") o en el lado opuesto ("atrás") de la dirección del viaje orbital, hacia ("nadir") o lejos de ("cenit") el centro de la órbita, debajo ("babor") o arriba ("estribor" ) el plano orbital cuando se mira hacia adelante con los pies hacia el nadir. Consulte Operating an Outpost (Dempsey, 2018), página xv (17 en la paginación en pdf).
^ ab 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 abordan 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 menor que el rango al que hace referencia para su uso en la prueba de calificación de ensamblaje (−70F – +190F), lo cual es inconsistente con las prácticas para pruebas a nivel de componentes en el mismo documento. El rango representado en Miskovish es sustancialmente menor que el citado en SSP 41172. 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 diferencial de temperatura de −170F a +170F para la adquisición de nueces y de −200F a +200F para la captura (ambos en rangos absolutos de −70F a +170F). En las fuentes disponibles no resulta evidente ninguna conciliación de las discrepancias.
^ Desarrollador de ACBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.1.
^ Foster, Cook, Smudde y Henry (2004) se refieren explícitamente a los enfrentamientos térmicos de PCBM como mecanismos y a la tuerca 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 la clasificación de pernos/tuercas CBM. 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: "...deberá proporcionar la fuerza y el momento netos... para la separación de los elementos durante el desembarque". §4.3.2.1.6 identifica la "rigidez" del sello y la resistencia RMS como factores que deben verificarse a este respecto. La "rigidez" (adherencia) del sello puede ser sustancial. Las pruebas de subescala informadas en Daniels, et al. (2007) (pdf página 15) estimaron la adhesión durante la liberación de sellos elastoméricos tipo CBM de su superficie de contacto en aproximadamente 150 lbf (670 N) para un sello de muestra de prueba de un solo cordón de 12 pulgadas (30 cm) de diámetro. Respecto a la estabilización, ver Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) en la parte superior de la página 304.
^ Christensen, et al. (1999) pág. 196.
^ Desarrollo de PCBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) §3.2.1.8.2. Consulte también Operar un puesto avanzado (Dempsey, 2018), Figura 2 (p. 37) y Archivo:PMA3 montado en SLP.jpg .
^ A menudo se hace referencia al mamparo en la literatura como "placa de atraque". Cupola y los tres PMA no tienen mamparo para mantener la presión cuando están desatracados.
^ ab El desarrollador de PCBM. Especificaciones. (BD&SG, 1998) La Figura 6 requiere el alojamiento de diferenciales de temperatura previos a la litera de +/- 200 F entre las dos bridas exteriores cuando se activan los pestillos de captura, +/- 170 F para la adquisición de tuercas de perno motorizadas y de -70 F a +90 F cuando el La interfaz está rígida.
^ Extracción del gorro de ducha: STS-120 EVA Cklist (NASA/MOD, 2007), pdf págs. 130 y 254 (foto). Eliminación del bloqueo de lanzamiento: STS-123 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008) (pdf página 131). Los bloqueos de lanzamiento también se pueden quitar accionando un perno motorizado (pdf p. 312, paso 2.6.D, nota 2). Los horarios varían porque se realizaron otras actividades alrededor de algunos de los puertos. Todos los lanzamientos de ACBM hasta la fecha se produjeron durante la era NSTS.
^ ab Las operaciones conjuntas ISS/Shuttle. (LF1) (NASA/MOD, 2005), pdf págs. 523 – 527 analiza los criterios de inspección detallados tanto para el ACBM como para el PCBM, incluidas fotografías posteriores al aterrizaje de daños por objetos extraños (FOD) encontrados en el Gask-O-Seal del PCBM después UF-2 ( STS-114 ).
^ El suministro de herramientas para limpiar los sellos de PCBM se menciona en la hoja de soluciones alternativas de EVA en la página 177 del pdf de 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 en pdf) de 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000). Estos pasos pueden ser ejecutados por el 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 previa al atraque ("BBOLTCK") proviene de 3A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000), pág. 210 (paginación en pdf), que contiene descripciones detalladas de muchos otros comandos CBM.
^ Limpieza de la superficie de sellado del ACBM: STS-122/FD05 Ejecutar Pkg. (NASA/MCC, 2008), págs. 2, 27 y DSR – 30/03/2017 (NASA/HQ, 2017). El acceso de EVA a los componentes de CBM, y su eliminación y reemplazo, se aborda en detalle en las páginas 224-260 (pdf) de la STS-124 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008). Las fallas de funcionamiento del CPA "Prep for Mate" se encuentran en las páginas 26 a 88 (pdf) de 5A Assembly Malfunctions (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 encuentra en las páginas 44-45.
^ La descripción de cómo se utilizan los indicadores listos para bloquear se encuentra en la página 44 de Operación de un puesto avanzado (Dempsey, 2018). Tres de cuatro RTL y la referencia a un estado que puede resistir los RTL (por ejemplo, Posición fija) son de 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) p. 64 (paginación en pdf). Para ver un ejemplo de coreografía, consulte el vídeo del traslado de PMM Leonardo . Varios ejemplos de planificación de contingencia para la operación de maniobra se encuentran en la STS-114 PDRS Ops Cklist (NASA/MOD, 2004).
^ Configuración de captura de la primera etapa, limitaciones operativas, criterios de finalización y tiempo de ejecución: págs. 64–66 (paginación en pdf) de 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000). Es posible que no se requiera control de carga 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 de 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000). Durante la captura con SSRMS, se opera de forma intermitente 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 en pdf). Captura de segunda etapa: SRMS en modo de prueba, lo que puede provocar que se abran RTL. El ángulo del eje indicado al final de la captura de la segunda etapa (aproximadamente 108 segundos) es de la página 68 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 dimensionada 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 general de consolidación, incluido el tiempo presupuestado, se describe en detalle en McLaughlin y Warr (2001) p. 2, y a partir de la página 73 (pdf) de 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000). La página 64 (pdf) de esta última fuente afirma que si "al menos ocho pernos" no están "alternados", entonces los controladores de tierra 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 paquete de ejecución STS-128/FD10. (NASA/MCC, 2009). Velocidad ABOLT: McLaughlin & Warr (2001) página 2. Las fuentes no están completamente de acuerdo sobre la nomenclatura del comando. Aparece como "ABOLT", "ABOLTS", "A Bolt" y "A Bolts". Algunas de las fuentes no son internamente consistentes a este respecto.
^ La calificación de perno/tuerca CBM. Informe de prueba (BD&SG, 1998) pág. 3-2 informa que la precarga de 1500 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 en 19.300 lbf (85,9 kN).
^ Estabilización térmica: McLaughlin & Warr (2001) (página 3) afirma que la retención de ecualización se produce con una precarga mucho mayor de 10 500 lbf (47 000 N), pero la documentación de vuelo dice como se describe aquí: consulte el cartel de precaución en la página 109 ( pdf) de Operaciones de Asamblea 5A (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 la precarga completa incluida) comienza en la página 110 (pdf) de las Operaciones de ensamblaje 5A. Los vuelos posteriores suelen asignar esta tarea a los controladores de tierra.
^ Para conocer la capacidad de falla de uno y dos pernos, consulte Zipay, et al. (2012) pdf páginas 18 y 41, respectivamente. La referencia no analiza si el acceso presurizado al vestíbulo se puede restaurar de alguna manera después de que ocurra el escenario de dos cerrojos. Los procedimientos de resolución detallados, incluidos aquellos para una seguridad rápida, están indexados a partir de la página 8 en la paginación en pdf de 5A Assembly Malfunctions (NASA/MOD, 2000). Los procedimientos relacionados con fallas en el pestillo de captura y el indicador de listo para bloquear se encuentran en las páginas 21 a 30 (pdf) del paquete de ejecución STS-128/FD04. (NASA/MCC, 2009).
^ abc 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. Ver DSR – 3/1/2018 (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, la cúpula, el PMA) se apartan significativamente de la descripción genérica que se da 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 precisa de fugas, pero algunos de los cronogramas informados no parecen adaptarse a dicha operación. 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) presupuesta el doble para la eliminación (pdf página 74).
^ Los procedimientos detallados para retirar los componentes CBM de acceso interno (CPA, perno, tuerca, pestillo, RTL) e instalar sellos IVA están indexados en la página 8 de 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 el paquete de ejecución STS-126/FD13. (NASA/MCC, 2008), página 3 (pdf).
^ La preparación para las operaciones de desminado comienza en la p. 38 (paginación en pdf) de 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000).
^ Consulte la tabla de misiones para conocer la aparición relativa de vuelos logísticos en comparación con los vuelos de ensamblaje. Los detalles del presupuesto del tiempo parecen haber evolucionado con el tiempo. Para la eliminación de elementos logísticos del vestíbulo (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 desequipamiento se basa en el Plan Original STS-102/FD10 (NASA/MCC, 2001), que asignaba menos tiempo para la tarea. En la descripción actual no se tiene en cuenta ningún esfuerzo para instalar el CBCS; Una muestra informal de informes de situación recientes sugiere que no se utiliza en apoyo de las operaciones de desembarque. El tiempo para reconfigurar el demate probablemente disminuyó significativamente después de que se introdujeron los kits de rotación de CPA: la instalación de cuatro CPA se presupuesta para alrededor de las 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 Operaciones conjuntas 5A. (NASA/MOD, 2000), página 170 (pdf). Los pasos para retirar la correa de tierra siguen directamente a continuación. La eliminación del cierre del vestíbulo está presupuestada en 40 minutos en el pdf página 84 del Libro de mantenimiento en vuelo 4A, pero solo en 20 minutos en el Libro de operaciones conjuntas (5A), página 70 (pdf).
^ Incluyendo la instalación de equipos de prueba de presión, la despresurización estaba presupuestada para unos 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 la duración total de la tarea, que tenía 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 desequipamiento, 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 desconexión de CBM en la misma línea de tiempo sugiere que podría haber sido. En la documentación disponible no parecía obvia ninguna solución a la aparente discrepancia en el presupuesto de 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 presión proviene de OOS – 22/01/10 (NASA/HQ, 2010): "...debe asegurarse que la presión esté por debajo de 2 mmHg antes de desacoplar para proteger los sellos CBM (Mecanismo de atraque común) ". El límite en sí 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 su atraque se puede ejecutar mediante control terrestre o desde órbita. El flujo general de procedimientos proviene del Manual de Tierra 3A (NASA/MOD, 2000) y de Operaciones de Asamblea 5A (NASA/MOD, 2000). Aunque el comando DBBoltck (distinto del comando "BBoltck") se solicita explícitamente en ambos documentos, no se encontró ninguna descripción detallada ni justificación que lo diferenciara del comando BBBoltck. Caja de CBM en el suelo y dejada con los CPA encendidos: consulte el paquete de ejecución STS-114/FD11. (NASA/MCC, 2005), pdf página 3.
^ El plan original STS-102/FD10 (NASA/MCC, 2001) asignaba 90 minutos para la desconexión y desactivación del ACBM Nadir del Nodo 1. El procedimiento de aflojamiento de pernos comienza en la página 57 (paginación en pdf) de 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000). Se cita un rango de movimiento de ±0,1 revoluciones; ediciones posteriores del procedimiento amplían la tolerancia posicional. La calificación de perno/tuerca CBM. Informe de prueba (BD&SG, 1998) pág. 3-2 identifica el criterio de éxito para el desatornillado como aliviar la precarga con un par máximo que no exceda las 1600 lb⋅in (180 000 mN⋅m); McLaughlin & Warr (2001) identifica un límite de velocidad de 0,5 RPM a ese par en la página 4, aunque la página 3 informa que el comando "F Bolt" en la dirección opuesta a plena carga debe ejecutarse a 0,4 RPM. En conjunto con el tiempo total asignado por el procedimiento, esto sugiere que el aflojamiento en realidad se implementa en juegos de cuatro pernos en lugar de los 16 a la vez.
^ El criterio de flexibilización en 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000), página 58 (pdf) es consistente con los hallazgos informados en las páginas 5-7 de Assembly Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998): "...si la carga indicada en un perno alguna vez cae por debajo de 1500 libras durante la extracción, se debe extraer completamente al menos 29 vueltas de la precarga completa sin que se accionen juegos adicionales en ninguna dirección. No hay excepciones para esta regla." La misma fuente informa que la regla fue el resultado de daños sufridos durante algunos de los primeros remates durante la preparación para la secuencia de prueba de calificación a nivel de Asamblea, donde no se impuso tal restricción.
^ Extracción de pernos, cierre de cubierta y apagado de CBM: 6A Assembly Ops (NASA/MOD, 2001), páginas 69–91. El cierre de las fundas se verifica visualmente mediante la imagen de la cámara.
^ Las operaciones de contingencia de demate están indexadas en las páginas 8 y 9 de la paginación en pdf de 5A Assembly Malfunctions (NASA/MOD, 2000). La velocidad relativa de desacoplamiento y desatraque se indica en la página 41 de Operating an Outpost (Dempsey, 2018).
^ Para conocer el uso diseñado originalmente del puerto Nadir en el Nodo1, consulte Link & Williams (2009) página 1, que incluye una discusión detallada de los cambios de ingeniería necesarios para integrar el Nodo 3 en esa ubicación. PMA3 se usó esencialmente como una campana de buceo bajo el agua. Para obtener una descripción programática del rediseño y la implementación, consulte Operating an Outpost (Dempsey, 2018), páginas 64-67 de la paginación en pdf. Para obtener la lista citada de servicios públicos redireccionados, consulte OOS – 20/11/09 (NASA/HQ, 2009), que no proporciona una definición para las conexiones ISL mencionadas. La lista del informe de situación parece diferir de la discusión detallada en Link, páginas 2 a 5. La conciliación de las dos discusiones no fue obvia a partir de la documentación disponible. La definición de IMV proviene de Operating an Outpost, página 187.
^ Consulte el anuncio del tirachinas de investigación de la estación espacial de la NASA (NASA/ISSP, 2019).
^ ab Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) (p. 319 de la paginación en pdf) y Asamblea Qual. Test Report (BD&SG, 1998) (ALQTR) (§3.2 "Actividades precursoras del desarrollo") identifican las mismas tres actividades críticas y sus factores asociados "...estableciendo las condiciones combinadas bajo las cuales el CBM debe funcionar..." (ALQTR, página 3-2). Las dos fuentes se refieren claramente 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 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 "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 al. (2012) (p. 40–41 en la paginación en pdf) que generalmente es consistente con las otras dos fuentes, pero tiene menos detalles.
^ ab La condición de carga con cargas externas y sin presión de vestíbulo (es decir, como brida externa) se muestra en la Figura 39 de Zipay, et al. (2012). La condición tanto con carga externa como con 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 calificados para cargas estructurales y de fractura, respectivamente.
^ ab Cada atracadero puede tener una configuración conjunta RMS única, y las propiedades inerciales de los módulos atracados varían en un amplio rango (consulte los resúmenes 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 adecuadamente bajo cargas representativas, que a menudo incluyen compensación por la gravedad. El enfoque iterativo se analiza brevemente en Conley (1998), p. 589 "Análisis de implementación". Consulte la discusión sobre "Sistemas de descarga" (p. 534 en Conley) para obtener una descripción de cómo se compensan los efectos gravitacionales durante las pruebas de los mecanismos de las naves espaciales.
^ "Las cargas de conformidad definen la acción de fregado sobre el sello durante el atornillado ..." Calificación de ensamblaje. Informe de prueba (BD&SG, 1998) pág. 3-5. La separación máxima recomendada 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, el CBM/CBM es un "conjunto de campo", ensamblado en un entorno no controlado. El entorno de lanzamiento para los primeros atraques de elementos equipados con PCBM fue el Shuttle Payload Bay (reutilizado); La limpieza del entorno del compartimento de carga útil se analiza en los §§4.1.3.3 y 4.2.3 de la Guía del usuario del compartimento de carga útil (NASA/NSTS, 2011). Desde el retiro del Shuttle, todas las entregas se realizan bajo carenados de carga útil exclusivos para el vuelo, cada uno de los cuales puede esperarse razonablemente que tenga su propia caracterización.
^ Altitud de órbita típica: operación de un puesto avanzado (Dempsey, 2018), página 123. Esta región de la órbita terrestre generalmente se conoce como 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 Natural Environments (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 de la foca, consulte Christensen, et al. (1999). Sobre el tema de la influencia de la temperatura y el vacío combinados sobre la fricción, consulte Conley (1998), págs. 176 y 589, y el capítulo 17. Para un amplio estudio contemporáneo de los datos de fricción en condiciones atmosféricas y de vacío, consulte Lubrication Handbook for 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 "térmico-ópticos". Consulte §5.2 de Ambientes naturales (Justh, ed., 2016) para obtener una descripción del ambiente térmico.
^ ab Con aproximadamente 7 pies de diámetro, los CBM abarcan entre el 10 y el 20% de la 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 Natural Environments (Justh, ed., 2016), §5.6.4, Capítulo 3 de Gilmore (1994) y Conley (1998) Capítulo 20 para una discusión adicional de las técnicas de adaptación 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 analizan en el §5.3 de Natural Environments (Justh, ed., 2016), junto con algunas de las cuestiones pertinentes de diseño de naves espaciales.
^ Consulte la sección 5.4 de Entornos naturales (Justh, ed., 2016) para obtener una discusión paramétrica del entorno de plasma a la altitud de la ISS. El exceso de carga positiva en la ISS se gestiona a través de una unidad de contactor de plasma montada en el elemento Z1 Truss. Elimina la formación de arcos entre la nave espacial y el entorno cargado. Véase Carpintero (2004).
^ El entorno de radiación ionizante de la termosfera se describe en la sección 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 y escombros se describe en Natural Environments (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 frenar su aproximación hacia un objetivo suele apuntar a ese objetivo (una "maniobra de frenado"). Cuando el escape golpea el objetivo, genera fuerzas que pueden alejarlo y, si golpea descentrado, hacerlo girar. Dependiendo de la composición del escape, la columna de humo también puede contaminar el exterior del vehículo objetivo. Con respecto al efecto del impacto del penacho 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 en pdf). La contaminación puede degradar el control térmico y las capacidades de generación de energía del objetivo. Véase, por ejemplo, la discusión sobre los jets de las naves espaciales Apolo interactuando con Skylab en History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011), Capítulo 5. La forma y densidad de la columna pueden no ser intuitivas. Véase la discusión que comienza en la página 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 Mercurio y se aplazaron a la tripulación más grande del Proyecto Gemini. Mercurio, sin embargo, contenía experimentos de vuelo sobre la capacidad del piloto para estimar distancias y actitudes en el espacio. "Era Apolo" se utiliza aquí de manera 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 obtener una discusión introductoria sobre 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 método de la barra r, incluida una exposición sobre la relación entre este y el uso del SRMS para recuperar naves espaciales en vuelo libre. La comprensión de lo que se sabía (o se esperaba) en el período en que se desarrolló el atraque se puede mejorar leyéndolo en el contexto de Livingston (1972) y los Requisitos RMS (NASA/JSC, 1975).
^ Para conocer la fracción de misiones previstas que implicarán la recuperación e identificación de temas de requisitos de conducción, consulte Livingston (1972), Figuras 1 y 2, respectivamente. La referencia a la velocidad de contacto cercana a cero proviene 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 pertinentes se encuentran en la página 12 de los requisitos de RMS (NASA/JSC, 1975). Para obtener información sobre el tamaño y la forma de entrada al corredor de alineación de CBM, consulte Operating an Outpost (Dempsey, 2018), página 44. Una vez que entró en servicio, las modificaciones al SRMS ayudaron a abordar la evolución de la situación; véase Jorgensen & Bains (2011) página 8; En las páginas 15 a 20 se analiza el desarrollo de un nuevo software (submodo de retención de posición-orientación) que permitió al SRMS manejar cargas útiles pesadas. Con respecto a la posibilidad de empujar para lograr la alineación entre objetos coincidentes (p. ej., contacto entre las guías de alineación de ACBM y PCBM) cuando se utiliza el RMS, consulte la discusión sobre Acomodación del momento de fuerza en la página 22 del mismo documento. Estos cambios se produjeron casi al mismo tiempo que el desarrollo de la CBM, por lo que muchas de las nuevas capacidades eran 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) usando 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 conocer la definición actual de las fases de desarrollo de la NASA. programas). De los informes no se desprende claramente que se entendiera alguna 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 el atraque se produce entre el módulo y el centro o entre módulo y módulo". Se pueden encontrar otras definiciones en la literatura del programa del momento, gran parte de la cual está archivada en NTRS.
^ ab Cargas de conformidad de brida: ver 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 al. (2012) indican que las desviaciones, particularmente en el Puerto Radial, persistieron como problemas durante las actividades de verificación finales. Las cargas internas cualitativas se basan en una lectura minuciosa 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, a su vez, era denominado por ACBM Dev. Spec. (BD&SG, 1998) sección 3.3.1.3.3). La presión límite se especifica en PCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998), §3.2.5.2. Al igual que la carcasa de presión del módulo, el vestíbulo creado por los CBM acoplados se probó a 22,8 psig (Zipay, et al. (2012) página 10).
^ Programa 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 maniobras de propulsión que ahora normalmente se asocian únicamente con el atraque (por un lado) y el uso de un manipulador telerobótico (por el otro). Además, el documento se refiere a la escotilla como parte del mecanismo de atraque, mientras que la eventual arquitectura de la Estación Espacial tiene CBM en lugares sin escotillas. El adaptador de atraque múltiple se analiza en las páginas 240 y 241. En otras ubicaciones del mismo documento, el adaptador aparece llamado "Módulo de montaje y atraque" (p. ej., página 429). Con respecto a los puntos comunes de los mecanismos de atraque: "Los módulos capaces de ser habitados por humanos deberán... tener interfaces y mecanismos de atraque comunes" (página 323). La androginia de los "sistemas de atraque idénticos" se analiza en la página 462. (Todos los números de página de la Descripción del programa corresponden a la paginación en formato 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 apoyo al vuelo desarrollados durante este período. Muchas de las prácticas operativas y de ingeniería se repiten en documentación posterior sobre el CBM.
^ Programa de la estación espacial. Descripción (NASA/HQ, 1984) página 516 (paginación en pdf).
^ La fecha de inicio real es del Adv. Desarrollo. Informe final (Cntrl. Dyn. & MDA, 1998) p. 74 (76 en la paginación pdf). La descripción del mecanismo de atraque/acoplamiento se resume en Burns, Price y Buchanan (1988), páginas 2 a 9 (paginación en pdf). El diámetro total se deriva de la Figura 8 de esta última referencia, que contiene varias otras figuras del concepto de diseño en ese momento.
^ Los pequeños diámetros de los anillos CBM, los orificios para los pernos y las guías orientadas hacia afuera de los nodos de recursos se hacen eco de los que se muestran 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 y Buchanan (1988) págs. 331 - 333 (páginas 7 - 9 en la paginación en 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 para la lubricación, no identifica explícitamente Dicronite o DOD-L-85645, que es un estándar que rige el disulfuro de tungsteno. 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, queda clara en los Criterios de pernos precargados (NASA/NSTS, 1998), que fueron requeridos posteriormente durante el desarrollo del CBM.
^ Para conocer los resultados de la prueba de índice de resorte del fuelle, consulte Adv. Desarrollo. 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 atracar y cerrar el "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.
^ Alojamiento de servicios públicos internos: Burns, Price y Buchanan (1988) Figura 8. Para obtener un ejemplo de configuración de 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 nodos de recursos ("hub") que aún se estaban estudiando en ese momento, consulte Cohen, Eichold & Heers (ed.) (1987), páginas 19–22, 30–31, 33–34, 40–41, 44. y 75–76 (todos en la paginación en 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 sobre una estrategia de diseño de módulo específico, el requisito de conducción para una escotilla nominalmente cuadrada de 50 pulgadas (1,27 m) existía claramente cerca del inicio del Programa de Desarrollo Avanzado; consulte Burns, Price y Buchanan (1988) página 3 (pdf). El tamaño de la escotilla no estaba definido hasta 1984 (Descripción del programa de la estación espacial (NASA/HQ, 1984) pdf página 462). El diseño de los "cuatro cuadrantes" se describe en Hopson, Aaron y Grant (1990), págs. 5 a 6. La "envoltura dinámica" de Payload Bay se describe en §5.1.2.1 de la Guía del usuario de Payload Bay (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 gestiona cuidadosamente los espacios de espacio dinámico para los componentes en ambos lados de la interfaz CBM/CBM. durante las operaciones de atraque.
^ La vida útil de los módulos se afirma en Hopson, Aaron & Grant (1990) p. 6. La conciliación con el requisito eventual 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. La discusión inicial sobre el uso del bastidor preintegrado como un medio conveniente para ajustar el peso de lanzamiento del módulo se puede encontrar en Troutman, et al. (NASA/LaRC, 1993), página 25 (paginación en pdf), Informe final del SSRT al presidente (NASA/SSRT, 1993), página 13 y página 59 del Informe de rediseño (NASA/SSRT, 1993) (paginación en 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.
^ En las páginas 13 a 15 de Hopson, Aaron & Grant (1990) se hace referencia a distintos mecanismos de atraque y atraque. Véase Gould, Heck y Mazanek (1991) para un análisis extenso del impacto del concepto de Módulo Común propuesto en el tamaño del módulo y el peso de lanzamiento. En las introducciones a Winch y González-Vallejo (1992) e Illi (1992) se encuentran breves análisis del Nodo de Recursos de referencia, seleccionado en 1992. Illi (páginas 3 y 5 de la paginación en pdf) reconoce además explícitamente el impacto de las deflexiones inducidas por la presión en el diseño del CBM. La "CBM pasiva y flexible" fue discutida como cierta en Winch (pdf página 7), pero como efectivamente aplazada en Illi (pdf página 7) poco después. No se pudo encontrar ningún registro de que dicha variante haya sido calificada o fabricada, y el patrón del módulo nunca se ha "cerrado" en un bucle.
^ ab Las fechas de publicación de la documentación de ingeniería de sistemas 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).
^ abc 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 al tirante de corte, las descripciones del diseño siguen a Winch, páginas 3 a 7 (paginación en pdf). Es posible que el diseño estuviera 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 las juntas tóricas de Winch. Sólo Illi se refiere al tirante de corte (página 2 en la paginación en pdf); la descripción en Winch no contiene ningún método obvio para transportar tales cargas a través del plano de interfaz CBM/CBM. Illi reconoce que el diseño del tirante de corte 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 alcance de las que se ven en las Figuras 3 y 4 del Winch; Illi describe el cambio como una medida para ahorrar peso. Illi también informa que la precarga de los pernos es de 9500 lbf (42 000 N), en comparación con las 6500 lbf (29 000 N) del cabrestante, aunque el torque del perno se informa como 900 lb⋅in (100 000 mN⋅m) en ambos casos (lo que sugiere que es posible que se haya realizado un cambio de lubricación de rosca). Winch informa sobre juntas tóricas en la interfaz CBM/CBM, donde Illi informa sobre un Gask-O-Seal segmentado para facilitar el reemplazo de EVA. No se encontró ningún registro que demuestre que alguna vez se haya producido un reemplazo de este tipo en órbita.
^ El resumen del apoyo del Congreso al programa Space Station Freedom proviene del Testimonio ante el Comité Científico de la Cámara (Smith, 2001). Las cifras de costos provienen del Apéndice 1, Tabla 1 de esa referencia; la fuente aconseja cautela al interpretarlas, porque diferentes estimaciones no necesariamente reflejan el mismo alcance ni los mismos procedimientos de estimación. Véase el Apéndice B del Informe de Rediseño (NASA/SSRT, 1993) para conocer las indicaciones del Sr. Goldin a la NASA.
^ Las dos inclinaciones orbitales tuvieron implicaciones importantes tanto para el diseño como para las capacidades de la estación. Consulte el Informe de rediseño (NASA/SSRT, 1993), "Consideraciones de opciones comunes", que comienza en 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 exposición al sol" significativamente mayor en comparación con los 28,5 grados originales (página 55 en la paginación en pdf). La eliminación de controladores, motores y pestillos se identificó (solo para una opción) en la página 157 (paginación en pdf). Aunque no se recomienda explícitamente para otras opciones, ese concepto está presente en el diseño volado. Mayor explotación del volumen del vestíbulo: ver página 221 (paginación en pdf) del informe del equipo de rediseño.
^ Informe de la misión STS-74 (Fricke, 1996) p. 4: "El módulo de acoplamiento fue agarrado... y liberado del Orbitador... Luego fue movido a la posición de preinstalación, 12 pulgadas por encima del anillo de captura ODS... [luego] maniobró a cinco pulgadas del Anillo ODS en preparación para la secuencia de propulsión 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 el compartimiento de carga útil del Shuttle. Un sistema de conexión periférica andrógina estaba en el extremo opuesto a la escotilla de popa del Orbitador.
^ Con respecto a las etapas iniciales de los programas fusionados: Informe del presidente de 1994 (NASA/HQ, 1995), página 2. Hubo un período intermedio durante el cual se hizo referencia a la Estación Espacial como "Estación Espacial Alfa" (ver página 134 ). El informe no escribe en mayúscula "internacional" como parte del nombre propio del programa (por ejemplo, páginas 1, 2 y 9), lo que sugiere que el programa todavía estaba en proceso de cambio cuando se redactó el informe. Para la finalización, consulte el Informe del Presidente de 1997 (NASA/HQ, 1998), página 2. Para la entrega de simuladores CBM, consulte el Informe del Presidente de 1995 (NASA/HQ, 1996), página 28 (33 en la paginación pdf ). La relación entre las dos partes de la CIE se define en el §1.1 "Propósito" de la propia CBM/PE (NASA/ISSP, 2005).
^ El proyecto CBM Qualification es analizado por nueve fuentes disponibles. Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) y la Asamblea Qual. Test Report (BD&SG, 1998) proporcionan resúmenes, siendo el informe mucho más extenso. Zipay, et al. (2012), Hall, Slone & Tobbe (2006), Requisitos de pruebas ambientales (NASA/ISSP, 2003) (SSP 41172), Informe de balance térmico de Boeing (BD&SG, 1997), Informe final de pruebas de CBM (AEDC, 1996), la calificación de perno/tuerca CBM. Informe de prueba (BD&SG, 1998) y Smith, et al. (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 certificada formalmente por el contratista desarrollador, el SSP 41172 es un documento a nivel de programa para los requisitos de verificación, y los documentos MSFC/CDL y Lecciones aprendidas 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 y Henry (2004) p. 304. La lista ACBM parece considerar únicamente el Tipo I. No se hace mención de los mecanismos que son exclusivos del Tipo II, ni se describe su calificación a nivel de componente en ninguna otra fuente disponible. Los separadores térmicos del PCBM tampoco se mencionan en el listado de Foster, Cook, Smudde & Henry (2004), aunque allí se describen como "con resorte". Consulte la Tabla 4-1 de Requisitos de pruebas ambientales (NASA/ISSP, 2003) para obtener una lista completa de las pruebas de calificación de componentes requeridas para conjuntos mecánicos móviles (MMA).
^ Debido a la incorporación de sensores y/o actuadores, algunos de los Conjuntos Mecánicos Móviles del CBM también son Equipos Electrónicos/Eléctricos, al igual que los Conjuntos del Panel Controlador.
^ La prueba de perno/tuerca motorizada se resume de CBM Bolt/Nut Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998). Las pruebas de cargas estáticas abordaron la condición de carga cuando se acoplaron 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 "... para ciclar adecuadamente 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 figura en los apartados 2 a 1 del informe. SSP 41172 figura en el informe como Revisión B para la prueba, por lo que es posible que algunos de los detalles no se comparen con precisión con la revisión disponible actualmente.
^ Secciones 4 del ACBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) y PCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998).
^ Desarrollador de 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 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 sólo un parecido superficial con las del diseño del vuelo. Los parachoques periféricos no están presentes en las cifras del informe de pruebas ni se mencionan en el texto. La fecha del "primer hardware en el muelle" proviene 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 con Freedom se basa en una comparación entre las cifras detalladas de Winch y González-Vallejo (1992) e Illi (1992) y las del informe de prueba. El resumen de los elementos que aún no están en la configuración de vuelo se basa en una comparación entre esta cifra 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, está fechado en julio de 1992. El resumen en el §5 lo describe como un informe sobre "... un período de 3 a 4 meses "Esfuerzo de análisis", lo que sugiere que el esfuerzo de análisis comenzó a finales de 1991 o principios de 1992. Para la incorporación del modelo RMS al simulador de MSFC en apoyo de CBM, consulte el Informe final del modelo matemático Test Bed (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 & Tobbe (2006), p. 5 de la paginación pdf. Esta fuente describe las instalaciones de MSFC como "... utilizadas exclusivamente durante la década de 1990 en apoyo de los programas de pruebas de calificación y desarrollo de CBM", pero el resumen en §3.2 de la Asamblea 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 las instalaciones se utilizaron para entrenamiento de tripulaciones. y apoyo a la misión, que habría llevado al menos al primer uso de CBM en órbita en 2000 durante la misión STS-92 . También contiene gráficos de baja resolución que muestran el CBM en las instalaciones 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 ningún otro lugar, pero su uso es claro. El término "ganchos y pestillos de captura de largo alcance" hace eco de la terminología utilizada por Burns, Price y Buchanan (1988) para describir ciertos aspectos de las pruebas de desarrollo avanzado en las mismas instalaciones varios años antes. No se encontró referencia al CBM en ninguna otra fuente. La descripción del Sistema de Carga Resistiva proviene del ALQTR §5; En Foster, Cook, Smudde y Henry (2004), Figura 4, se muestra una vista frontal.
^ Zipay, et al. (2012) (p. 42 de la paginación en pdf) afirma que SRMS y SSRMS se simularon en la prueba a nivel de ensamblaje y que se incluyeron actividades de Man-in-the-Loop. La Asamblea Qual. Test Report (BD&SG, 1998) informa lo contrario en el Apéndice F ('Análisis de datos de prueba de dinámica de captura de CBM, ALQT Fases B y C'): el sistema de carga resistiva de la prueba reemplaza "... el modelo SRMS flexible de 'frenos en' de 6 articulaciones ...con matrices de rigidez y amortiguación equivalentes a 6x6 y 6 parámetros de deslizamiento de carga". Ninguna conciliación de la aparente discrepancia parecía obvia en las fuentes disponibles.
^ Calificación de ensamblaje. Informe de prueba (BD&SG, 1998), sección 3.2 relata que las temperaturas de especificación se derivaron mediante análisis basados en pruebas de equilibrio térmico como se informa en el Informe de equilibrio térmico de Boeing (BD&SG, 1997). Según §2.1 de este último, la prueba "... fue planeada bajo la guía general de ASTM E 491-73 (1980)... sección 5.5.1" [consulte la Práctica estándar para pruebas de equilibrio térmico (ASTM) un poco más tarde. , 1984), que no había sido actualizado desde 1973], y fue "... incluido en el plan de verificación CBM después... 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 pruebas CBM (AEDC, 1996), más fácilmente disponible, describe y resume la configuración y los resultados de las pruebas, pero sólo informa sobre la estabilización de la temperatura (dentro de la incertidumbre experimental) en condiciones de estado estacionario, que en realidad no se pueden obtener en órbita.
^ La Asamblea Qual. Test Report (BD&SG, 1998) §2.2.3 describe la inyección directa 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 el JPL para probar el Mars Pathfinder y refinada para la prueba CBM a través de una extensa serie de pruebas de desarrollo de dispositivos dedicados. Fue "...capaz de enfriar las secciones críticas del dispositivo de prueba activo de 27,000 libras a 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 la ISS (Chabrow, Jay W., ed. (1998) (p. 19). Ciertos aspectos se analizan en detalle en las págs. 12–18 de Zipay y otros (2012) y Smith y otros (2020), §V. Las descripciones de APV y PPV provienen 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 tuvo influencia en los problemas de sellos 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 alcanzar en la práctica, ya que se perdieron aproximadamente 10 °F (5,6 °C) en cada lado. Los sistemas de control térmico del artefacto (inyección directa de LN 2 y calentadores de "tira") demostraron no tener autoridad suficiente para alcanzar y mantener las temperaturas originalmente deseadas cerca del otro (es decir, los calentadores calentaron demasiado el lado frío y el rociador enfrió demasiado el lado caliente). El problema no se pudo resolver con un esfuerzo razonable y los objetivos de prueba originales 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 la ejecución por motivos de autoconservación. Este problema condujo directamente al desarrollo de nuevos procedimientos operativos de CBM, lo que permitió que continuara la demostración.
^ El momento y la secuencia de configuración y prueba provienen de la clasificación de ensamblaje. Informe de prueba (BD&SG, 1998) §4.1. El breve resumen de los resultados procede de los §§ 4 y 5 del mismo informe. Los problemas de integración corregidos durante la prueba incluyen interfaces de comando entre Bolts 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 la Asamblea Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998) página 2-8. Para soporte de vuelo, consulte V20 (NASA/MSFC, sin fecha).
^ La cita directa que describe las ramificaciones del cambio en la orientación del Nodo 3 proviene 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. Ver también el vídeo extenso de la instalación EVA.
^ Las desviaciones que se muestran provienen del CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) §§3.2.1.1. Coinciden con los de la Figura 7 de Gualtieri, Rubino e Itta (1998), más fácilmente disponibles, excepto que esta última referencia omite el requisito local fuera del plano que se encuentra en el ICD (en cualquier lapso de 7,5 grados).
^ ab La identificación de 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 los §§1.2.518 – 520 del mismo documento. Las vías de fuga se pueden sellar con componentes del kit de sellado 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 sobre el valor de precarga. Illi (1992) utiliza "al menos 9500 lbf", pero probablemente pueda descartarse debido a su período temprano. Sievers & Warden (2010) cita "aproximadamente 19000 lbf". McLaughlin y Warr (2001) citan 19 300 lbf (85 900 N), al igual que el CBM Bolt/Nut Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998). Operando un puesto avanzado (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. Aquí se utiliza el valor de calificación y se hace referencia explícita como tal. La salida nominal del actuador de perno es de McLaughlin. Separación térmica accionada por resorte: Foster, Cook, Smudde y 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 IVA: CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) Figura 3.1.4.1–2 y 4A Libro de mantenimiento (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. Corchetes de cierre como identificación del tipo de puerto: ICD Figura 3.3.8-1, en comparación con −2. Cubiertas de sello IVA en 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 y Henry (2004), que es idéntica a la Figura 2-1 de la Asamblea Qual. Informe de prueba (BD&SG, 1998). La dimensión de referencia proviene del CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005). Figura 3.1.4.1–17.
^ abc ID de anillo de PCBM y ACBM, patrones de pernos de montaje, tolerancias y pasadores de indexación: CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) Figura 3.3.2.1-1 (ACBM) y −2 (PCBM). En la página 72 (paginación en pdf) de STS-124 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008) se puede encontrar una fotografía de resolución moderada de la cara exterior del anillo PCBM antes de la instalación del sello CBM/CBM.
^ El patrón de pernos CPA proviene del ICD CBM/PE (NASA/ISSP, 2005). Figura 3.3.4.3.1-1 y 2. La razón para festonear la brida CBM/PE proviene 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 del separador: STS-126/FD13 Ejecutar Pkg. (NASA/MCC, 2008), página 37 (paginación en pdf), Figura 3.
^ CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) §3.3.2.1.
^ Para conocer la configuración del sello CBM/CBM, incluidos los orificios de verificación de fugas entre los cordones, consulte Underwood & Lvovsky (2007), páginas 5–6 (paginación en pdf) y la Figura 5. El espesor del sustrato del sello se calcula a partir de las dimensiones proporcionadas en CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) Figura 3.1.4.1–17. Las alturas del cordón 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 de la CIE.
^ Varias referencias se refieren a las guías de alineación como "guías de alineación aproximada". De manera similar, en varias referencias se hace referencia a los pasadores de alineación como "pasadores de alineación fina". Traspaso entre etapas de alineación: Foster, Cook, Smudde y Henry (2004) págs. 303–304. Los parachoques y pasadores de alineación del ACBM son indicados por el CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005). Figura 3.3.10-4. Con respecto a la relación entre Capture Latches y la alineación final, consulte Cook, Aksamentov, Hoffman & Bruner (2011) página 27 (paginación en pdf). Corte y torsión soportados por el pasador de alineación: Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) p. 304. La dimensión de referencia proviene de la Figura 3.3.10–6.1 de la CIE.
^ El sobre reservado para el barrido Capture Latch dentro del PCBM está documentado en la Figura 3.1.4.1–17 del CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005). Se extiende ligeramente más allá de la parte superior del conector de captura cuando los anillos están acoplados firmemente. La actuación del indicador listo para bloquear mediante la guía de alineación de PCBM entrante se basa en Brain (2017). La dimensión de referencia proviene de la Figura 3.1.4.1–22 de la CIE.
^ Una inspección minuciosa del gráfico de la derecha muestra el gancho de sujeción de lanzamiento del Capture Latch que sujeta el brazo de captura. Véanse también las anotaciones en la página 313 (paginación en pdf) de la STS-123 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008). La conectividad con el CPA se describe en la Figura 8 de McLaughlin & Warr (2001). La dimensión de referencia proviene 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 su contemporáneo Illi (1992) lo llama "cuatro barras". Se utiliza aquí este último término porque coincide con la definición convencional. "Dogleg" se usó aquí porque así es como se refería a ella la fuente de la imagen, pero muchas fuentes usan el término "idler". La fuente de la imagen se refiere al Seguidor en plural, pero las numerosas fotografías en órbita del pestillo lo muestran claramente como un solo miembro que tiene dos lados. La referencia al interruptor de pestillo 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 CBM de laboratorio: preparación para el mal funcionamiento del Mate" (consulte la página 58 en la paginación en pdf del 5A Mal funcionamiento del 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 listos para bloquear y los pestillos de captura, consulte 3A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000), página 212 (paginación en pdf).
^ Esta simulación de entrenamiento avanzado incluye pestillo/acoplamiento, guía/guía, separador/cerradero y contacto parachoques/parachoques. Se validó con un modelo CBM de alta fidelidad y no en tiempo real creado en MSFC. Ver Cerebro (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 proviene 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 lineales adicionales.
^ Libro de mantenimiento 4A (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 y desatornillada, 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 "barril de tuerca". La nomenclatura utilizada aquí sigue la de Sievers & Warden. De manera similar, la tuerca almenada se denomina en el Libro de mantenimiento "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 el apéndice C de Requisitos de prueba ambiental (NASA/ISSP, 2003). Esta condición ha ocurrido al menos una vez en órbita: consulte DSR – 12/06/2017 (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) página C-24 (página 408 en la paginación pdf).
^ Para conocer el complemento de CPA en cada ACBM, consulte McLaughlin & 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 trampilla durante el lanzamiento. En el Catálogo de Archivos Nacionales se pueden encontrar muchas fotografías de vuelo de las portadas, que muestran la variedad de configuraciones. La referencia al resorte del actuador de pétalo desplegable proviene de los datos de la tarea EVA en la página 323 de STS-123 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008) (paginación en pdf). La dimensión de referencia proviene de la Figura 3.1.4.1–19 del CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005).
^ 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 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 del pétalo desplegable proviene de STS-123 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008), págs. 256–260 (pdf).
^ El complemento de los 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 STS-123 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008), página 131 ( paginación pdf). La relación entre la horquilla y el bloqueo de lanzamiento del pétalo desplegable proviene de las páginas 256–260 (pdf) del mismo documento, al igual que el acoplamiento del Roller Link por 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 del PCBM Dev. Especificaciones. (BD&SG, 1998) prohibieron confiar en "...preparación de Actividad Extra Vehicular (EVA) para atracar o desembarcar el módulo logístico presurizado". No se asignó tal requisito para el montaje de juntas de larga duración. La discusión sobre la eliminación de las cubiertas de contaminación de los sellos PCBM se puede encontrar en varios Suplementos de vuelo de la lista de verificación 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. La ISS/Shuttle Joint Ops. (LF1) (NASA/MOD, 2005) analiza las inspecciones exhaustivas que se deben realizar en el sello CBM/CBM expuesto durante los vuelos logísticos en las páginas 195-199 (paginación en pdf), junto con evidencia fotográfica de material extraño descubierto en focas 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 agarre. Además de las cubiertas de contaminación, se han descubierto sobre- Se han utilizado envolturas y cubiertas estáticas en los puertos axiales para algunos de los elementos instalados permanentemente (ver, por ejemplo, Link & Williams (2009) página 6). La relación entre dichas coberturas y las especificaciones CBM no está clara en la documentación disponible.
Referencias
Informes y otras distribuciones
Clave para los autores y editores organizacionales
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enlaces externos
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Informes del Panel Asesor de Seguridad Aeroespacial 1971 - presente
Grupo de trabajo de sistemas mecánicos JSC
Prueba de aceptación del mecanismo de atraque común del módulo experimental japonés “Kibo”
Expedition 50, EVA #4 (2017-03-17) Archivo de video Video extenso de alta resolución que muestra la instalación de las cubiertas únicas en el ACBM axial del Nodo 3
Prueba estructural del nodo Artículo interno Vista de 720° [ enlace muerto permanente ] Mostrando los elementos estructurales que influyen en las deflexiones previas al atraque de CBM, incluidos los accesorios finales para los puntales entre los puertos
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![Diagramas de alzado frontal y lateral del pestillo de captura (1) en posición cerrada. La parte inferior del indicador de listo para enganchar (2) muestra un conjunto de resortes que serán comprimidos por la guía de alineación de 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]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/2/24/ACBM_Capture_Mechanisms_(Annotated).jpg/1280px-ACBM_Capture_Mechanisms_(Annotated).jpg)
![El Capture Latch es un varillaje giratorio de cuatro barras. Unido al chasis (1), un actuador (no mostrado) aplica torsión al eje motriz (2), haciendo girar el brazo motriz (3). El brazo empuja el "conjunto de pata de perro" (4), lo que aprieta la horquilla exterior del brazo de captura (5). El brazo de captura gira alrededor del extremo del varillaje del seguidor (6), cuyo otro extremo gira alrededor del eje. Cuando se despliega, el pestillo activa un interruptor (no mostrado). Cuando está completamente cerrado, queda bloqueado mediante un gancho (7) que pasa a través del orificio (8) en el brazo de captura.[6][115]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/8/85/Capture_Latch_2-view_Anno.jpg/1280px-Capture_Latch_2-view_Anno.jpg)
![El indicador Ready-to-Latch (RTL) del ACBM es un dispositivo accionado por resorte, que se presiona en rotación y descenso combinados mediante la guía de alineación de 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]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/f/fc/Ready-to-Latch_Indicator_Exploded_View.jpg/1280px-Ready-to-Latch_Indicator_Exploded_View.jpg)
![Los componentes de captura ubicados internamente se muestran aquí en una posición de captura intermedia. El indicador Listo para enclavar ya se ha hundido, pero aún no se ha girado bajo la guía de alineación de PCBM. Este cuadro fue tomado de una simulación de dinámica de contacto en tiempo real creada en JSC.[6][117]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/3/3c/Internal_Capture_Components.jpg/1280px-Internal_Capture_Components.jpg)
![Las carcasas superiores de Powered Bolt se muestran en esta prueba previa al vuelo del Cupola de finales de 2008. No se utilizan actuadores en este equipo. El encaje de las placas de impacto (1) con los separadores térmicos (2) y los pasadores de alineación (3) con los casquillos (4) es inminente. El recuadro, de una fotografía tomada dos años después, muestra la parte posterior de la carcasa superior del conjunto de perno motorizado.[6][118]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/5/56/Cupola_Leak_Test_1_Setup_(Annotated).jpg/1280px-Cupola_Leak_Test_1_Setup_(Annotated).jpg)
![Un perno motorizado CBM parcialmente desmontado, que muestra ambos extremos del eje (1), la carcasa inferior (2) que se 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 se salga hacia atrás.[6][119]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/7/7d/CBM_Powered_Bolt_Apart.jpg/1280px-CBM_Powered_Bolt_Apart.jpg)
![Cada Perno Motorizado "adquiere" una Tuerca Encapsulada (1) para alinear las roscas. Está cargado por un resorte (2) retenido entre arandelas (3) debajo de una placa de tuerca (4). La placa está ubicada en la parte posterior de la brida exterior de la PCBM mediante un par de pasadores (5). A medida que el perno empuja la tuerca durante la adquisición, el movimiento de la tuerca está limitado 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 unida la pila. 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 atascadas desde el lado del ACBM sin despresurizar el vestíbulo.[6][120]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/a/ab/CBM_Powered_Bolt_Nut_(Exploded).jpg/1280px-CBM_Powered_Bolt_Nut_(Exploded).jpg)
![Uno de los cuatro conjuntos de panel de controlador (CPA) atornillados a una viga de escotilla durante la misión STS-102 en 2001. Cada CPA tiene un controlador Capture Latch (1), cuatro controladores Powered Bolt (2) y circuitos para acondicionar la energía de entrada (3). Un soporte (4) para la instalación de la cubierta de la "sección central" M/D es visible a ambos lados del CPA. La fotografía fue tomada desde el lado PCBM del vestíbulo acoplado, mirando hacia el ACBM. El diseño básico del controlador individual también se utiliza para el controlador del motor del ventilador de la bomba, la válvula de ventilación y alivio y las válvulas del sistema de control térmico interno del conjunto de eliminación de dióxido de carbono.[6][121]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/8/8c/CBM_CPA_(Annotated).jpg/1280px-CBM_CPA_(Annotated).jpg)
![La tripulación de seis miembros de la Expedición 59 posa para un retrato mirando a través del vestíbulo entre el Nodo 1 (Unity) y el carguero espacial comercial Cygnus de Northrop Grumman. El cierre cubre un complemento completo de CPA rotados.[6][35]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/0/04/Expedition_59_crew_inside_the_Cygnus.jpg/1280px-Expedition_59_crew_inside_the_Cygnus.jpg)
![Cada CBM activo tiene cuatro conjuntos de paneles controladores. Con cinco ACBM, el Nodo 3 llevó 20 de esas unidades a órbita. Como se ve aquí en un ACBM axial (1), los CPA están en voladizo a lo largo de la escotilla. En esta fotografía 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]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/c/cf/Node_3_MD_Installing_Anno.jpg/1280px-Node_3_MD_Installing_Anno.jpg)
.jpg/1280px-STS120_CBM_Open_Flap_(Annotated).jpg)
.jpg/1280px-CBM_MD_Center_Install_(Annotated).jpg)
![El área apretada cerca de una esquina de una escotilla del puerto radial se ve aquí en una figura de un manual de mantenimiento a bordo. El cable (1) de una celda de carga Powered Bolt se enrolla alrededor de la carcasa superior (2) y el actuador (3), que se mantienen unidos mediante 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) de 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]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/f/f9/CBM_Corner_Closeup.jpg/1280px-CBM_Corner_Closeup.jpg){kind=small}
![Los pétalos (1) se despliegan hacia afuera cuando el pestillo de captura se libera del enlace del rodillo (2). El punto de pivote (3) está justo afuera del pestillo de captura. Cada pétalo tiene dos seguros 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 bloquear (8). 6][126]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/9/91/CBM_MD_Petal_Open_1_Annotated.jpg/1280px-CBM_MD_Petal_Open_1_Annotated.jpg)
![El pétalo desplegable es agarrado por el pestillo de captura en la punta del enlace del rodillo (1). Si es necesario, el enlace se puede soltar durante EVA aflojando un perno (2). "Bloquear" el actuador accionado por 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]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/a/a2/MD_Petal_EVA_Anno.jpg/1280px-MD_Petal_EVA_Anno.jpg)
![La ubicación de PMA-3 en el puerto nadir de Node 1 Unity muestra el ajuste perfecto entre un módulo atracado y el M/D Petal desplegado.[6]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/c/ca/PMA3_on_Node_1_Nadir.jpg/1280px-PMA3_on_Node_1_Nadir.jpg)
![Los pétalos se bloquean en su lugar para el 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 realiza mediante un mango en T (4), que se retira (5) del ACBM. Se puede volver a bloquear empujando (6) el pasador hacia el interior del accesorio.[6]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/c/cd/MD_Petal_Launch_Lock.jpg/1280px-MD_Petal_Launch_Lock.jpg)
![El pétalo generalmente se desbloquea durante la EVA mediante una correa convenientemente ubicada.[6]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/c/ca/MD_Petal_Unlocking.jpg/1280px-MD_Petal_Unlocking.jpg)
![La junta CBM/CBM tiene disposiciones para la instalación de un sello IVA en caso de que falle el sello primario. Al igual que el primario, es un sello moldeado segmentado, pero tiene cordones sólo en la cara exterior. Los cordones se aprietan contra las caras internas de los anillos mediante placas de compresión, fijándose con el mismo patrón de pernos utilizado para sujetar las cubiertas protectoras.[6][4]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/c/c2/CBM-CBM_IVA_Seal_Before-After.jpg/1280px-CBM-CBM_IVA_Seal_Before-After.jpg)
![En caso de una fuga en la unión donde se atornilla un ACBM 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 festoneada de la articulación.[6][4]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/7/77/ACBM-to-PE_Compression_Plate.jpg/1280px-ACBM-to-PE_Compression_Plate.jpg){kind=small}
![El CBM pasivo proporciona sellos IVA donde está atornillado a su elemento principal. Aquí, un dedo humano (1) señala una placa de compresión del sello IVA principal, que se instalaría sobre una junta tórica. También se pueden colocar cubiertas (2) sobre las cabezas de los pernos de la junta, cada una de las cuales es una ruta potencial de fuga a través de la junta.[6][4]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/7/7b/PCBM-PE_IVA_Seal.jpg/1280px-PCBM-PE_IVA_Seal.jpg)
![Las cubiertas tipo "plato de mantequilla" sellan las vías de fuga a través (y alrededor) de los pernos y tuercas motorizados. Cuando se usa en el perno del ACBM, se retiran el actuador y la carcasa superior y se instala un bloqueo estriado dentro del plato para evitar que el perno retroceda gradualmente bajo cargas cíclicas. [4]](http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/8/83/CBM_Butter_Dish_Seal.jpg/1280px-CBM_Butter_Dish_Seal.jpg)
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