✖


Jump to content

Общий причальный механизм

Общий причальный механизм
STS-92 MS Wisoff осуществляет обмен данными между CBM.
Тип Неандрогинный швартовочный механизм
Разработчик
Длина ~ 16 дюймов (0,4 м) [1]
Диаметр ~ 71 дюйм (1,8 м) [1]
Первое использование 11 октября 2000 г.
Активный CBM (Тип I)
Масса 540 фунтов (240 кг) (указанно) [1]
Активный CBM (Тип II)
Масса 685 фунтов (311 кг) (указанно) [1]
Пассивный CBM
Масса 440 фунтов (200 кг) (указанно) [1]

Механизм общего причала ( ( CBM ) соединяет обитаемые элементы в американском орбитальном сегменте USOS) Международной космической станции (МКС). CBM имеет две отдельные стороны, которые при соединении образуют цилиндрический вестибюль между модулями. Вестибюль имеет длину около 16 дюймов (0,4 м) и ширину 6 футов (1,8 м). По крайней мере, один конец вестибюля часто ограничен в диаметре меньшей переборкой .

Элементы перемещаются в положение готовности к швартовке с помощью системы дистанционного манипулятора (RMS) . Защелки и болты на активной стороне CBM (ACBM) потяните за фитинги и плавающие гайки на пассивной стороне CBM (PCBM), чтобы выровнять и соединить их.

После того как тамбур окажется под давлением, члены экипажа расчищают проход между модулями, снимая некоторые компоненты МУП. Между облицовочными переборками установлены инженерные разъемы с закрывающей их закрывающей панелью. Получившийся туннель можно использовать в качестве погрузочной площадки , пропуская большие полезные грузы от посещающих грузовых космических кораблей, которые не проходят через обычный проход для персонала.

Обзор дизайна

[ редактировать ]
См. галерею дизайна для получения дополнительной графики.

Все типы CBM оснащены алюминиевым кольцом, которое привинчивается к герметичному корпусу во время изготовления родительского модуля . Болтовое соединение сжимает два концентрических уплотнительных кольца: одно из силикона (для лучших температурных характеристик), а другое из фторуглерода (для лучшей устойчивости к истиранию). [2] Сопряженная пара колец является основной конструкцией для критически важных для жизни нагрузок давления, поэтому кольца и уплотнения были разработаны в соответствии с теми же стандартами, что и корпуса модулей. [3] Если первичные уплотнения изнашиваются, их можно заменить вторичными уплотнениями, которые были разработаны и сертифицированы как часть CBM. Вторичные пломбы могут быть установлены внутриавтомобильно (IVA) . [4]

Большая часть объема тамбура отведена для прохода экипажа, а по периметру люка обычно устанавливается заглушка, ограничивающая проход. В большинстве мест объем зарезервирован для подключения инженерных сетей за пределами распределительной сети. Набор утилит индивидуален для каждой пары сопряженных модулей. [5]

Основные типы МУП
АКБМ Тип I
АКБМ Тип II
PCBM (общий)
Исполнения художников
с квалификационными номерами деталей [6]

Помимо своих конструктивных особенностей, АКБМ выполняет и реверсирует основные функции, связанные со швартовкой: [7]

  • Выравнивание физически ограничивает движение между модулями по пяти из шести степеней свободы при изменении расстояния между ними. [8] Ограничения накладываются последовательными наборами структурных компонентов. [9]
  • Индикация готовности к работе защелок предоставляется оператору RMS, когда входящий модуль правильно размещен в пределах досягаемости защелок. Индикация готовности к фиксации обеспечивается четырьмя механизмами: по одному в каждом квадранте, связанном с каждой защелкой.
  • Входящий модуль фиксируется четырьмя защелками. Они протягивают его посредством комбинированного вращения и перемещения, чтобы совместить PCBM с ACBM с небольшим остаточным зазором. [10]
  • Устанавливается жесткая конструктивная связь. Каждый из 16 приводных болтов ACBM пересекает остаточный зазор и вкручивается в гайку PCBM. Болты затягиваются в ходе многоэтапного процесса, в ходе которого два фланца постепенно приспосабливаются, сжимаются уплотнения CBM/CBM и создается предварительная нагрузка на соединение CBM/CBM.

Для ACBM были определены два функциональных типа. [11] ACBM типа I с 24 независимыми механизмами может быть установлен как с аксиальной, так и с радиальной ориентацией на родительском модуле. Он может быть обращен в любую из шести орбитальных ориентаций. [12] поэтому в начале швартовочных операций температура может находиться в любом месте в широком диапазоне температур. [13]

ACBM типа II дополняет конструкцию типа I компонентами для защиты родительского модуля, когда к порту ничего не прикреплено . Четыре компонента представляют собой механизмы, которые можно развернуть, чтобы уйти с дороги входящего модуля. Остальные снимаются экипажем после того, как тамбур окажется под давлением. Тип II используется там, где порты в противном случае были бы открыты в течение длительного периода времени, или в направлениях, где перед причалом наблюдаются агрессивные условия. [14] ACBM типа II находится в радиальных портах ресурсных узлов и может быть обращен в любую орбитальную ориентацию.

ПМА-1 и ПМА-2 были запущены на осевых ракетах первого узла.

PCBM включает в себя фитинги и выравнивающие конструкции, соответствующие конструкциям ACBM типа I. 32 штуцера сами по себе являются подпружиненными механизмами, приводящимися в действие при захвате и придании жесткости соответствующими компонентами БКУ. [15] Первичное уплотнение CBM/CBM также является частью PCBM, как и стопорные/толкающие пружины с предварительной нагрузкой для стабилизации его относительного движения, когда соединение CBM/CBM почти состыковано. [16]

Для печатных плат были указаны два типа, отличающиеся только прочностью уплотнения. Силиконовый материал S383 уплотнения PCBM типа I более снисходителен к разнице температур перед причалом между двумя модулями, чем фторуглерод V835 типа II. S383 также более устойчив к атомарному кислороду, встречающемуся на орбите перед причаливанием. [17] Тип II использовался для запуска небольших элементов в отсек полезной нагрузки шаттла, когда он был прикреплен болтами к ACBM или аналогичному оборудованию обеспечения полета, поскольку материал V835 более устойчив к разрушительному воздействию трения под воздействием вибрации. [18]

PCBM всегда располагается на конце родительского модуля. Его можно прикрепить к переборке или в качестве концевого кольца на цилиндрической секции основной конструкции, которая открыта для вакуума перед швартовкой. [19] Печатные платы прикрепляются к модулям, имеющим широкий диапазон тепловой массы , поэтому они также могут работать в широком диапазоне начальных температурных условий. По характеру работы PCBM всегда обращен в сторону полета, противоположную направлению полета ACBM, поэтому перепады температур могут быть значительными. [20]

Операции

[ редактировать ]

смотрите в галерее операций Дополнительную графику . См. Таблицу миссий для получения информации об отдельных событиях швартовки.

После запуска

[ редактировать ]
STS-130 MS Robert Behnken делает перерыв во время подготовки к выходу в открытый космос ракеты "Надир" узла 3. [6]

ACBM требуют подготовки выхода в открытый космос к первому использованию на орбите. ACBM типа I, обычно расположенные в осевых портах, обычно имеют крышку типа «шапочка для душа», на снятие и укладку которой двум членам экипажа выхода в открытый космос требуется около 45 минут. ACBM типа II, расположенные в радиальных портах узла, требуют снятия ограничений запуска для развертываемых укрытий M/D. Освобождение подпружиненных крышек требует приведения в действие защелок, чтобы впоследствии снова закрыть их, и, следовательно, активирует индикаторы готовности к запиранию. Включая инспекцию, в бюджете каждого радиального порта предусмотрено около 15 минут для одного члена экипажа выхода в открытый космос, которому при необходимости помогает экипаж IVA для управления ACBM. [21] [22]

Полноразмерные элементы, запускаемые на ННСТ, имели защитные кожухи поверх пломбы на ПКБМ. Двум членам экипажа выхода в открытый космос потребовалось по 40–50 минут каждому, чтобы снять и уложить крышки PCBM, при этом осматривая уплотнение и при необходимости очищая его. [23] PCBM типа II, используемые в качестве пускового интерфейса, были проверены после отвинчивания, поскольку крышки не были установлены. На логистических рейсах проверка осуществляется только с помощью камеры. [24] [22]

Причаливание

[ редактировать ]

Подготовка

[ редактировать ]
Duration: 44 seconds.
Проверка активного общего причального механизма во время 56-й экспедиции (фактическая скорость примерно в 10 раз выше). [6]

PCBM не требует никакой подготовки к стоянке, кроме той, которая требуется после запуска. Подготовка АСВМ к швартовке занимает около часа, начиная с выбора вспомогательных инженерных сетей (питания, передачи данных) и последовательной активации каждого узла панели контроллера (ПКУ). Два CPA выбираются в качестве основного и вторичного главных контроллеров.

При активации выполняется встроенное тестирование и инициализируются счетчики положения приводов. Каждый привод затвора выдвигается на два оборота, а затем втягивается на три, чтобы проверить работоспособность как затвора, так и двигателя. Защелки по одной переводятся в открытое положение, что для радиальных портов узла приводит к раскрытию крышек M/D. Все 20 приводов установлены в исходные рабочие положения (0 оборотов для болтов, 202° для защелок). Дистанционный осмотр проводится для проверки того, что защелки полностью раскрыты, а коридор и поверхность сопряжения свободны от препятствий. [25]

В ходе подготовки учитываются непредвиденные обстоятельства, включающие очистку лицевой поверхности кольца ACBM и корректирующие действия для выхода в открытый космос, включающие крышки M/D, а также CPA, защелку захвата и индикаторы готовности к фиксации. Существуют специальные процедуры разрешения проблем при потере питания и коммуникационной поддержки CBM. [26]

Маневр

[ редактировать ]

Модуль, оснащенный PCBM, перемещается в зону захвата с помощью телероботоуправляемой системы дистанционного манипулятора (RMS). Для швартовки модулей использовались два разных RMS: 6-суставной RMS «Шаттл» (SRMS, или « Canadarm ») и 7-суставной RMS космической станции (SSRMS, « Canadarm») . 2 ").

Командир 10-й экспедиции МКС Лерой Чиао управляет SSRMS из лаборатории Destiny. [6]

Операция маневра начинается с захвата полезной нагрузки конечным эффектором RMS. Этот шаг по-разному называют «захватом» или «схваткой». В эпоху NSTS полезная нагрузка обычно прибывала в отсек полезной нагрузки шаттла. Во время захвата суставы SRMS «хромали», что позволяло ему адаптировать свое положение к точному местоположению полезной нагрузки. SSRMS обычно захватывает свободно летящую полезную нагрузку, которая маневрировала, чтобы поддерживать постоянное расстояние и ориентацию относительно МКС. После захвата RMS перемещает модуль, изменяя углы его сочленений. Движение модуля часто должно согласовываться с другими движущимися частями МКС, такими как солнечные батареи.

Duration: 35 seconds.
Анимация НАСА трех операций швартовки шаттла RMS на STS-98. [6]

Визуальная обратная связь о движении PCBM обеспечивалась оператору RMS как минимум двумя специализированными системами. Первые причалы направлялись с использованием фотограмметрической техники обратной связи, называемой системой космического видения (SVS), которая быстро была признана непригодной для общего использования. SVS была заменена специальной системой причаливания по центральной линии (CBCS), впервые использованной на STS-98. [27]

Время, необходимое для выполнения маневра RMS, полностью зависит от траектории, по которой необходимо следовать, и от любых эксплуатационных ограничений, которые необходимо учитывать. То же самое справедливо и для любого планирования действий на случай непредвиденных обстоятельств. Ближе к концу маневра оператор преодолевает узкий коридор, когда PCBM начинает сцепляться с ACBM. Операция заканчивается, когда оператор RMS либо видит четыре индикатора готовности к фиксации на целевом ACBM, либо приходит к выводу, что можно достичь только трех. Поскольку RTL представляет собой подпружиненный механизм, RMS получает запасенную энергию и остается в состоянии, которое может противостоять разделяющей силе. [28]

Смерть

[ редактировать ]

Две половины МУП номинально объединены в три операции:

  • Capture захватывает и выравнивает поступающий PCBM относительно геометрии ACBM.
  • При сборе гаек каждый приводной болт ввинчивается в соответствующую гайку.
  • Boltup полностью предварительно нагружает соединение между двумя половинками.

На орбите было выполнено как минимум два разных протокола захвата. Оба протокола выдают команду захвата «первой ступени» при указанном угле вала между 185° и 187°. Захват на первом этапе гарантирует, что каждая защелка расположена над соответствующим фитингом, что оперативно проверяется путем оценки состояния ее переключателя. RMS по-прежнему контролирует положение и ориентацию элемента, а нагрузки, оказываемые защелками, остаются низкими. Захват первой ступени занимает около 15 секунд и ограничен орбитальными областями, где наземные диспетчеры могут отслеживать прогресс практически в реальном времени. Для контроля побочных нагрузок при больших размерах причального элемента систему управления ориентацией станции можно поддерживать в режиме свободного дрейфа, а тренировки экипажа запрещать. [29]

Эти два протокола различаются тем, как защелки подтягивают две половинки в пределах досягаемости приводных болтов. В эпоху NSTS единственная команда «захвата» второго этапа выдавалась после того, как SRMS был переведен в «тестовый режим». При использовании SSRMS выполняются пять этапов захвата, чтобы ограничить вероятность накопления нагрузок в стрелах стрелы в случае возникновения нестандартных событий торможения. В любом случае приводы захвата фиксируются до указанного угла вала 12° за время срабатывания около 108 секунд. В обоих протоколах остаточная энергия в RTL может привести к их кратковременному открытию, поскольку защелки не «прикрепляются» к своим фитингам до тех пор, пока угол значительно не упадет ниже исходного положения 187 °. [30]

Операции RMS и CBM выделены желтым и синим цветом соответственно на этой временной шкале швартовки из пакета STS-120/FD04 Execute Pkg. (НАСА/MCC, 2007) . Ограничения выделены красным. Команды Power Bolt отдавались наземными диспетчерами после захвата второй ступени. [6]

Как только оператор приходит к выводу, что процесс захвата завершился успешно, все 16 приводных болтов приводятся в действие со скоростью 5 об/мин с пределом предварительной нагрузки 1500 фунтов силы (6700 Н). Когда тепловые стойки начинают соприкасаться с соответствующими ответными пластинами, результирующая нагрузка регистрируется датчиком нагрузки каждого болта. Эта фаза «ABOLT» завершается индивидуально для каждого болта в зависимости от крутящего момента, оборотов или указанной нагрузки. Для болтов, закончивших работу раньше, можно увидеть изменение указанной нагрузки по мере того, как последующие болты фиксируют свои гайки. Операторы, которые могут находиться на земле, оценивают полученное состояние, чтобы определить, является ли условие загрузки приемлемым. В этом случае ограничения на контроль отношения и физические упражнения снимаются. RMS освобождает (разхватывает) полезную нагрузку и может переходить к другим задачам. [31] [32]

Если термический анализ перед миссией показывает, что разница температур между двумя половинами CBM чрезмерна, состояние ABOLT сохраняется в течение длительного периода времени. «Термическая удержание» позволяет обеим сторонам достичь одинаковой температуры. Затем приводные болты затягиваются в шесть этапов до полной предварительной нагрузки. Каждая команда подается одновременно четырем болтам, расположенным с интервалом 90°. Некоторые шаги могут, по усмотрению оператора, выполняться более одного раза. Заключительное приведение в действие болта запланировано на 60 минут, но оно может существенно варьироваться в зависимости от того, сколько итераций дополнительной предварительной загрузки выполняется. [33]

Как только оператор определяет, что процесс запирания завершился успешно, защелки получают команду в «закрытое» положение, и CPA деактивируются. Ресурсы власти, исполнительного командования и данных доступны для переназначения на другие задачи.

В конструкции МД заложены возможности для некоторых нештатных ситуаций. Любой выход из строя одного болта во время операции соединения может быть устранен с помощью уплотнения CBM/CBM, при этом позволяя вестибюлю удерживать атмосферное давление. Любые два отказа болта могут выдерживать механические нагрузки при условии, что они не находятся рядом друг с другом и тамбур не находится под давлением. Потеря любой отдельной защелки и любого отдельного индикатора готовности к фиксации может быть допущена, не ставя под угрозу успех миссии, а сами защелки спроектированы так, чтобы учитывать возможность режимов отказа «при включении тормозов» в SRMS. Доступна подробная логика разрешения проблем с потерей питания и связи, а также последовательность действий для защелок, которые «не пропускают» свои фитинги или заклинивают при неполном ходе. Процедуры на случай непредвиденных обстоятельств на этом этапе операций также предусматривают нештатное торможение SSRMS и «быстрое спасение», если другие системы на МКС или «Шаттле» требуют немедленного вылета. [34]

операции IVA

[ редактировать ]
STS-92 Пилот Памела Мелрой идентифицирует два блока панели управления (CPA), которые необходимо убрать из вестибюля Зенита узла 1. [6]

Оснащение тамбура включает в себя настройку оборудования, проверку герметичности и механическую переналадку. Требуемые время и усилия зависят от конфигурации ACBM, количества и типа удаляемых компонентов CBM, а также от интерфейсов, которые необходимо соединить между двумя элементами. В бюджете может быть заложено до десяти часов, хотя, по крайней мере, в некоторых случаях это время может быть приостановлено для проведения расширенной «точной проверки на утечку» за счет падения давления перед открытием люка в вестибюль.

Поскольку они перекрывают коридор экипажа через вестибюль, CPA всегда необходимо убирать, [35] и всегда необходимо снимать любые крышки люка на вновь пристыкованном элементе. Если элементы будут оставаться соединенными в течение длительного периода времени, другие компоненты CBM можно снять для безопасного хранения или повторного использования. Радиальные порты узла требуют дополнительных 20–40 минут для снятия и хранения центральной секции крышки M/D. Закрывающую панель обычно устанавливают по внутреннему периметру двух обращенных друг к другу люковых балок, чтобы уменьшить постепенное скопление мусора по периметру вестибюля. [36]

Подробные действия на случай непредвиденных обстоятельств, охватывающие как ремонт, так и профилактическое обслуживание, были заранее подготовлены для компонентов, доступных изнутри. Обобщенные процедуры для точного определения утечки атмосферы в вестибюле существуют, по крайней мере, с этапа сборки МКС 4А, как и процедуры установки на случай непредвиденных обстоятельств для всех трех комплектов уплотнений IVA. Сообщения о повреждении разъемов CPA (как на земле, так и на орбите) привели к развертыванию процедур снижения риска на STS-126 . [37]

Дебертинг

[ редактировать ]

Удаление элемента по сути обращает процесс причаливания вспять. [38] Это зависит от особенностей настройки вестибюля для работы. Наиболее часто встречающаяся реализация начинается с деоборудования вестибюля при реконфигурации для отстыковки логистического элемента a от радиального порта узла. Первоначально процедура была рассчитана на двух членов экипажа и длилась 4 часа. Он удаляет элементы, которые пересекают план интерфейса ACBM/PCBM (заглушки, служебные перемычки и заземляющие ленты), устанавливает оборудование CBM, необходимое для операций по демонтажу (например, CPA, тепловые крышки), и закрывает люк. [39]

Оборудование, использованное для разгерметизации вестибюля между Узлом 2 и MPLM Raffaello во время STS-135.

Оборудование для испытаний на падение давления, включая датчики и вспомогательную электронику, а также перемычку для вакуумного доступа длиной 35 футов (11 м), впоследствии устанавливается внутри люка. Если они установлены, вестибюль готов к периоду разгерметизации продолжительностью около 40 минут, включая периоды ожидания для проверки герметичности. Целевое критическое (абсолютное) давление составляет 2 мм рт. ст. (267 Па), чтобы предотвратить повреждение уплотнений CBM во время развала. [40]

Как и при подготовке к причалу, вспомогательные инженерные сети настраиваются для обеспечения электропитания и передачи данных в CBM. Подается питание, два CPA выбираются для использования в качестве основного и вторичного главных контроллеров, и инициализируются отдельные контроллеры двигателей. Команда «DBBoltck» подается на приводные болты, а защелки индивидуально управляются на угол вала 212°. Затем защелки устанавливаются в номинальное положение «полный захват» 12°. CBM либо остается в режиме ожидания, либо отключается. [41]

Закрытие крышек надира CBM Harmony после выхода на берег.

Высвобождение элемента PCBM из состояния жесткого сопряжения занимает около 90 минут. Он начинается с ослабления всех 16 приводных болтов примерно на 0,4 оборота, что занимает менее пяти минут. [42] Все 16 болтов должны иметь положительную остаточную нагрузку после завершения этапа. [43] Затем полностью извлекаются комплекты из четырех болтов, причем для достижения номинального положения каждого комплекта в 21,6 оборота требуется около 6:30. Перед снятием третьего комплекта необходимо установить грейфер RMS и систему контроля ориентации для свободного дрейфа. После того, как все 16 болтов будут извлечены, защелки разворачиваются, позволяя сжатым индикаторам готовности к защелке прижиматься к направляющим выравнивания печатной платы. RMS уводит вылетающий элемент, а на радиальных портах узла развертываемые крышки M/D закрываются. Затем ACBM отключается путем отключения питания от CPA. [44]

Решение непредвиденных ситуаций во время дематирования в целом аналогично действиям по подготовке и выполнению операций по спариванию. Многие из них фактически завершаются инструкциями о резервной стоянке, позволяющей снять и заменить компоненты CBM. Попытка переоборудовать вестибюль для отчаливания МДП делает его в целом непригодным для экстренного вылета. [45]

Возможности

[ редактировать ]

Первоначальный проект МКС предусматривал установку элемента среды обитания в обращенном к Надиру порту узла 1 (Юнити), и проходы в переборках были спроектированы соответствующим образом. Поскольку станция прошла первые этапы сборки, в этом месте планировалось построить узел 3. Позже стало очевидно, что установка на переборке левого борта даст значительные эксплуатационные преимущества. К сожалению, первоначальная маршрутизация инженерных коммуникаций внутри Узла 1 потребовала значительной переделки на орбите, чтобы внести изменения. Большой диаметр CBM позволил использовать PMA3 в качестве затвора, выдерживающего давление, во время работ, так что проходные соединения можно было снимать и заменять без выхода в открытый космос. PMA3 был перенесен во время 21-й экспедиции в CBM на левом борту, и «...кабели питьевой воды, ISL и 1553 для передачи данных, а также установка воздуховодов, кабелей и шлангов IMV [межмодульной вентиляции]...» были подключены в рамках подготовки к прибытия узла 3. Переконфигурированная переборка была проверена на герметичность перед перемещением ПМА3 обратно в место хранения, а узел 3 был установлен на вновь подготовленном месте на СТС-130 . [46]

61-й Бортинженер экспедиции Джессика Меир позирует перед небольшим спутником SlingShot, оснащенным восемью спутниками CubeSat .

Глубина, диаметр и доступность CBM также использовались для поддержки размещения CubeSat из системы развертывания SlingShot. Каркас монтируется во внутренний корпус PCBM на логистических транспортных средствах (например, Cygnus ). Модуль шлюза Bishop NanoRacks ( NRAL ) использует преимущества надежного интерфейса между ACBM и PCBM для многократного причаливания и отстыковки «колокола», имеющего аналогичные возможности. [47]

История развития

[ редактировать ]
Основные факторы, влияющие на CBM, были продемонстрированы во время облета STS -135 после расстыковки . Путь PCBM во время захвата индуцируется RMS (1). RMS взаимодействует с модулями разного веса: от Купола (2) и ПМА (3) до Кибо (4). Масса взаимодействует с освещением, создавая разницу температур между кольцами CBM. Это приводит к увеличению отклонений, вызванных давлением, особенно для радиальных отверстий (5). [48]

Концепция причаливания космической программы США была разработана для смягчения проблем орбитальной механики, с которыми столкнулись во время развития стыковки . Хотя CBM и не был первым механизмом, разработанным специально для швартовки, он был первым подобным устройством, разработанным в США специально для сборки структурных соединений, которые выдерживали бы давление на уровне моря. Он объединяет четыре архетипические черты:

  1. Конструкции, находящиеся под давлением, испытывают внутреннее давление в дополнение к другим основным нагрузкам. [49] Они считаются критически важными для жизни, когда используются в качестве прочного корпуса обитаемого отсека. В этом контексте им уделяется особое внимание таким вопросам, как нагрузки, интенсивность утечек, дублирование уплотнений и методы проверки. Они также внимательно изучают последствия своей неудачи. [50]
  2. Внешние фланцы подвергаются как механическим нагрузкам, так и нагрузкам, вызванным давлением в исходных сосудах под давлением . Относительная жесткость фланца определяет, как свободный конец будет менять форму. Искажения должны быть учтены, когда что-то прикрепляется к фланцу. [49]
  3. Движущиеся механические узлы передают силы по-разному при изменении их положения. На их нагрузки влияет внутреннее трение, и они часто требуют большего количества итераций анализа и проектирования, чем конструкции. В случае CBM путь загрузки включает в себя как модуль, так и RMS, поэтому может быть очень сложным. [51]
  4. Структурные соединения, устойчивые к высокому вакууму, спроектированы так, чтобы строго ограничивать зазоры в соединении, а условия их сборки тщательно контролируются. Для CBM эти проблемы усугубляются во время установки болтов за счет очистки уплотнений, поскольку прогибы перед причалом соответствуют требованиям, а также из-за попадания пыли и мусора в соединение. [52]

Использование этих функций на космическом корабле требует особых соображений из-за агрессивной окружающей среды. При типичной высоте МКС в 255 морских миль (472 км) НАСА выделяет семь факторов для этой среды: [53]

Интенсивность потока метеороида, попадающего на CBM, сильно варьируется в зависимости от установленной ориентации. [6]
  1. Состав, свойства и состояние окружающей нейтральной атмосферы. В частности, атомарный кислород (АО) оказывает сильное коррозионное воздействие на многие материалы. Эластомеры, такие как лицевое уплотнение PCBM, особенно чувствительны к АО. Низкое давление и низкая абсолютная влажность также влияют на коэффициент трения для многих комбинаций материалов. Воздействие очень низкого давления также со временем меняет химический состав некоторых материалов. [54]
  2. Сильнонаправленные источники и стоки лучистой энергии . Монтаж, оптические свойства и изоляция открытых компонентов космического корабля спроектированы так, чтобы поддерживать приемлемые температуры. В некоторых случаях орбитальная ориентация всего космического корабля динамически контролируется, чтобы смягчить эти эффекты. [55] [56]
  3. Геомагнитное поле может создавать помехи чувствительным электрическим компонентам (например, датчикам, переключателям и контроллерам ACBM). Последствия могут включать полный отказ при транспортировке компонентов по полю. [57]
  4. Ионизированные газы , которые загрязняют и заряжают открытые поверхности, которых много в МУП. Большинство космических аппаратов решают эту проблему путем тщательного заземления открытых компонентов. [58]
  5. Электромагнитное излучение, которое может изменить энергетическое состояние электронов в оборудовании с питанием. Двигатели, датчики и управляющая электроника, например, в ACBM, чувствительны к этим эффектам, если они не экранированы. [59]
  6. Метеороиды и орбитальные обломки, некоторые из которых могут быть как тяжелыми, так и быстро движущимися, могут поразить космический корабль. Хотя конструкция CBM в этом отношении была дополнена несколькими различными способами, проблема была решена на уровне интегрированного космического корабля; количественные требования не определены ни в одной спецификации МД. [56] [60]
  7. Баланс между гравитационным и центробежным ускорением (часто называемый «невесомостью»), который имеет существенное значение для проверки движения механизмов на земле, поскольку там доминирует гравитация. CBM следовал типичной практике проектирования космических кораблей, переходя от анализа к испытаниям для разработки и проверки конструкций для этих условий. [51]

Некоторые из этих особенностей и факторов взаимодействовали через длинную последовательность решений об орбите станции, ее конфигурации, планах расширения, ракетах-носителях и методах сборки. Операция причаливания берет свое начало в программах 1960-х и 1970-х годов, когда они исследовали практичность физики, связанную с этими проблемами. Сама концепция CBM начала формироваться вместе с первыми исследованиями программы в начале 1980-х годов, претерпела несколько итераций концепции и завершила разработку незадолго до запуска первого летного элемента, когда 1990-е годы подходили к концу.

Происхождение (до 1984 г.)

[ редактировать ]

CBM — это всего лишь одна ветвь в долгой эволюции способности Соединенных Штатов собирать большие космические корабли. По крайней мере, еще в конце 1950-х годов эта возможность была признана «...необходимой для строительства космических станций и сборки аппаратов на низкой околоземной орбите...». К концу программы «Аполлон» стандартизированные методы сближения и стыковки, поддерживающие ее, были проверены на практике. Были хорошо поняты основные проблемы управления топливом, а также проблемы стабильности управления и загрязнения, возникающие из-за преследующей машины. RCS движущих шлейфов [61] попадание в целевой автомобиль во время операций сближения . [62]

Операции по стыковке часто требуют сложных маневров, чтобы не потревожить целевой автомобиль. [6]

Появление программы «Спейс шаттл» смягчило некоторые проблемы со стыковкой, но привело к появлению новых. Значительные различия между массами преследующего и целевого транспортных средств привели к менее равному распределению импульса после контакта, а большая масса «Шаттла» требовала значительно большего количества тормозного топлива, чем это было необходимо во время «Аполлона». Простое соосное выравнивание инерционных свойств цели и преследования во время операций захода на посадку было невозможно с помощью асимметричного орбитального аппарата, который был разработан для аэродинамического подъема при возвращении с орбиты. Столкновение больших шлейфов ЭПР Шаттла с относительно небольшими транспортными средствами также нарушило контроль над ориентацией цели во время операций с близкого расстояния. Эти проблемы вынудили изменить стратегию торможения в программе «Шаттл». Не все стратегии можно было легко реализовать во всех орбитальных направлениях, что ставило под угрозу возможность объединения в некоторых из этих направлений. Использование длинного телероботизированного устройства (RMS) уменьшило эту угрозу, переместив точку первого касания в сторону от преследующей машины. [63]

К 1972 году анализ требований программы «Шаттл» показал, что почти 40% задач миссии будут включать сборку путем размещения полезной нагрузки в отсеке полезной нагрузки орбитального корабля. В то время предполагалось, что многие из извлеченных космических кораблей не будут предназначены для таких операций, что еще больше повышало важность решения (или устранения) проблем со стыковкой. Для этого была разработана операция причаливания: требование осторожного захвата близлежащего космического корабля с околонулевой скоростью контакта было отнесено к запланированному RMS Шаттла. Использование RMS для сборки объектов на орбите рассматривалось как важнейшее требование к точности как положения, так и ориентации новой системы. [64]

Хотя это и не было предусмотрено во время разработки RMS, в этот период возникли темы требований, которые стали важными для CBM: точность и точность управления RMS, ограничения на его способность приводить объекты в соответствие и величина структурных нагрузок. пик в стрелах и суставах во время захвата. Они оказались решающими для проектирования, квалификации и эксплуатации механизма. [65]

Оперативная группа космической станции определила причаливание как основной метод сборки. [6]

SRMS не завершила свою первую эвакуацию и причаливание к отсеку для полезной нагрузки до STS-7 в июне 1983 года. Дата первой эксплуатации наступила через два месяца после подачи окончательных отчетов восемью подрядчиками НАСА по исследованию потребностей, атрибутов и архитектурных вариантов космической станции. . Несмотря на то, что на момент написания окончательных отчетов об исследованиях результатов полета не было, по крайней мере в трех из них «причаливание» было указано как основной способ сборки космической станции из герметичных модулей, доставленных в отсек полезной нагрузки шаттла. Из описанных и проиллюстрированных концепций ни одна не имеет сильного сходства с окончательной конструкцией МД, а технические детали практически не обсуждаются. [66]

В начале 1984 года оперативная группа космической станции описала механизм причаливания, который ослаблял нагрузки, возникающие при маневрировании двух модулей в контакте друг с другом с последующим защелкиванием. Условия контакта были признаны важными, но в то время не получили количественной оценки. То же самое относится и к диаметру внутреннего прохода. Явно требовалась внутренняя связь утилит между модулями, как и «андрогиния» . Стандартизированный механизм причаливания воспринимался как внешний фланец на портах модуля, а «6-портовый многопортовый адаптер причаливания» примерно соответствовал возможной концепции узла ресурсов. Прогибы, вызванные внутренним давлением, действующим на радиально ориентированные порты цилиндрических модулей, стали признаны критической проблемой разработки. [67] Заключительный доклад Целевой группы также, судя по всему, является одним из первых упоминаний о «механизмах совместного... причала». [68]

Перспективное развитие/Фаза B (ок. 1985 – ок. 1988)

[ редактировать ]
База знаний о швартовке росла на протяжении 1980-х годов по мере разработки других механизмов швартовки. шаттла В их число входили такие системы, как защелка структуры поддержки полета (см. здесь) и система развертывания и поиска полезной нагрузки . [6] [69]

Параллельно с продолжающимися исследованиями конфигурации на системном уровне НАСА ожидало, что проекты разработки концепции усовершенствованных механизмов стыковки и швартовки «...чтобы существенно снизить стыковочные нагрузки (скорости менее 0,1 фута в секунду) и обеспечить возможности швартовки полезной нагрузки. .будет начато начиная с 1984 финансового года». [70]

Программа перспективной разработки причалочного механизма фактически началась в 1985 году и привела к полномасштабным испытаниям на испытательном стенде шести степеней свободы в Центре космических полетов Маршалла (MSFC). В этой попытке «общий», по-видимому, означал, что одно семейство конструкций механизмов обеспечивает как швартовку, так и стыковку (наследуя различные требования для обоих) и что любой член семейства может присоединиться к любому другому члену. «Активный» и «пассивный» относились к тому, были ли предусмотрены механизмы для ослабления остаточной кинетической энергии после стыковки. На подвесном радиусе устанавливались моторизованные захватные защелки двух разных конструкций (быстродействующие и медленнодействующие, имеющие малый и большой вылет соответственно). Направленные наружу направляющие лепестки также располагались по внешнему радиусу, что давало механизму общий диаметр около 85 дюймов. [71]

Художественная концепция модулей НАСА (январь 1989 г.). [6] [72]

Структурная фиксация осуществлялась с помощью «структурной защелки болт/гайка» номинальным диаметром 0,500 дюйма. Болт и гайка, рассчитанные на растягивающую нагрузку в 10 000 фунтов силы (44 500 Н), были изготовлены из стали A286 и покрыты сухой пленочной смазкой на основе дисульфида вольфрама, как указано в DOD-L-85645. Расположение болтов и гаек чередовалось по периметру нажимной стенки диаметром 63 дюйма, а на поверхностях обоих колец были уплотнения, так что механизм был фактически андрогинным на уровне сборки. Затворы были разработаны для ручного приведения в действие с использованием герметичных проходов через переборку. Вариант моторизованной затяжки был определен, но не разработан. Болт можно затягивать как со стороны головки, так и со стороны гайки. Ни крутящий момент, ни неопределенность преднатяга не указаны в доступной документации. [73]

В одном из четырех вариантов исследования использовался алюминиевый сильфон, позволяющий замкнуть петлю модулей. Растягивающие нагрузки, вызванные внутренним давлением, передавались через сильфоны с помощью непрерывной тросовой петли, продетой через 47 шкивов, расположенных вокруг сильфона снаружи. Не все проблемы с конструкцией сильфона, похоже, были полностью решены к концу серии опытно-конструкторских испытаний. [74]

Хотя размеры соответствовали внутренним инженерным соединениям и квадратному люку размером 50 дюймов, оболочка механизма имела ограниченную совместимость с возможными утопленными расположениями радиальных портов на узлах ресурсов USOS. Очевидная несовместимость с расположением радиальных портов может быть объяснена пока еще нестабильной конфигурацией узлов: в некоторых конфигурациях они показаны как сферические 10-портовые модули, а в других — цилиндрические 3-портовые модули. Многие другие особенности конфигурации базовой станции того времени также сильно отличались от будущей МКС. [75]

Космическая станция «Свобода» (ок. 1989 – ок. 1992)

[ редактировать ]
Четыре «стойки», показанные здесь во время сборки американского лабораторного модуля «Destiny», обеспечивают место для распределения утилит (питания, данных и т. д.) по стойкам. Этот архитектурный подход положил начало большому диаметру CBM.

По мере приближения 1990 года размер МД был стабилизирован за счет особого инженерного подхода к проектированию модулей. Внутренний объем модуля, косвенно ограниченный круглым сечением отсека полезной нагрузки NSTS, был разделен на одиннадцать областей. Центральный проход, проходящий по всей длине модуля, окружен четырьмя рядами оборудования. Группы оборудования соединяются четырьмя линиями, проходящими почти по всей длине герметичной оболочки. Сразу за этими точками параллельно проходу идут клиновидные служебные помещения. Коммунальные трассы позволяют подключаться к ним со многих станций по всей длине. Другое оборудование, часть которого облегчает служебное соединение между модулями после их соединения на орбите, более эффективно размещается в концевых объемах конуса, чем в цилиндрической части модуля. Проходам для этих инженерных сетей для соединения между модулями было уделено значительное внимание при планировке вестибюля и, следовательно, CBM. [76]

Каждый банк оборудования был разделен на «стойки» стандартного размера, которые можно было устанавливать на орбите для ремонта, модернизации или расширения возможностей станции. Стойки с соответствующим оборудованием можно будет интегрировать и провести приемочные испытания на земле перед запуском. Такой подход к интеграции способствовал более высокому уровню проверки, чем был бы возможен при замене более мелких компонентов, обеспечивая «...легкую реконфигурацию модулей в течение их срока службы в 30 лет». Это также позволило архитектуре учесть последующее изменение наклонения орбиты за счет перемещения некоторых тяжелых стоек при первоначальном запуске модуля. Отличительный размер и форма как общего люка, так и CBM позволили реализовать эту концепцию интеграции модулей, поскольку они позволяли перемещать большие стойки в модули и из них во время нахождения на орбите. [77]

Три конфигурации CBM для программы Space Station Freedom, современные, с подробными иллюстрациями в Illi (1992) и Winch & Gonzalez-Vallejo (1992) . [6]

Другие решения на системном уровне, принятые в этот период времени, также повлияли на окончательную структуру МД. Идея «общего» механизма как для стыковки, так и для швартовки, похоже, была отвергнута, и были определены основные механизмы, специфичные для каждой из этих отдельных операций. Концепция «общего» герметичного модуля модуля с рядом конфигураций радиальных портов, все еще изучаемая НАСА, по крайней мере, до 1991 года, была отвергнута в пользу выделенных «ресурсных узлов», имеющих четыре радиальных порта возле одного конца цилиндрического корпуса. оболочка под давлением. Закрытие «модульной модели» было отложено из первоначальной конструкции системного уровня к 1992 году, что исключило вариант PCBM на основе сильфона. [78]

Концепции причальных стоянок развивались параллельно с развитием CBM. Здесь показан аварийный «захват» Intelsat 603 шестью руками во время третьего выхода в открытый космос STS-49 в 1992 году.

К началу 1990-х годов начала формироваться более подробная картина МД. Первоначальная спецификация разработки PCBM состоялась в октябре 1991 года, за ней последовал выпуск CBM/PE ICD в феврале 1992 года и спецификация разработки ACBM в январе 1993 года. [79] Некоторые элементы концепции перспективного развития были сохранены с небольшими изменениями. Структурная защелка болт/гайка и 4-х стержневые защелки остались, хотя диаметр болта увеличился до 0,625 дюйма (15,9 мм). И засовы, и защелки были моторизованы с возможностью ручного резервного копирования, хотя отдельные механизмы по-прежнему приводились в движение посредством герметичных муфт, проходивших через переборку. Термин «активный» развился и стал обозначать совместное размещение всех питаемых устройств на стороне интерфейса, уже находившегося на орбите, когда происходила операция спаривания. [80]

Другие функции были изменены более существенно по сравнению с концепцией Advanced Development. «Андрогинность» была отброшена: все 16 болтов были собраны на одной стороне стыка CBM/CBM, а сторона гайки больше не описывалась как управляемая. 8-канальный мультиплексный контроллер двигателя можно дистанционно переключать между защелками, при этом для каждого модуля, имеющего ACBM, требуется два контроллера. Были включены датчики перепада давления для отслеживания потенциальных мест утечек. До тех пор, пока он не был отменен, Passive Flexible CBM по-прежнему имел алюминиевые сильфоны, но концепция троса/шкива была заменена набором из 16 приводных стоек, приводимых в движение мультиплексным контроллером двигателя. Конструкция уплотнения CBM/CBM представляла собой «лицевую» конструкцию только с одной стороны интерфейса. Направляющие выравнивания были развертываемыми, и их ориентация менялась на обратную сторону внутрь. Четыре захватных защелки были оснащены фрикционами, позволяющими приводить их в движение задним ходом. [80]

За это время появились новые функции. К концепции ACBM было добавлено прикрытие от обломков. Это был цельный полнодиаметровый агрегат, снятый и замененный на RMS. Крепление колец к их переборкам было определено как 64-болтовая схема, но ни в одном из источников не упоминается дифференциация болтовой схемы. В конструкцию была добавлена ​​срезная стяжка для передачи нагрузок параллельно плоскости сопряжения CBM/CBM. [80]

Переход на МКС (1993 – ок. 1996 г.)

[ редактировать ]
Особенности МКС в полете можно увидеть в Варианте А-2 Целевой группы по реконструкции космической станции. [6]

К декабрю 1990 года смета стоимости космической станции «Свобода» выросла с оценки 1984 года в 8 миллиардов долларов до 38 миллиардов долларов. Хотя к марту следующего года оценка была снижена до 30 миллиардов долларов, в Конгрессе звучали призывы к реструктуризации или отмене программы. В марте 1993 года администратор НАСА Дэн С. Голдин сообщил, что президент Клинтон хотел, чтобы «... нынешняя космическая станция была перепроектирована как часть более эффективной и результативной программы... [чтобы] ... значительно сократить разработку, эксплуатацию, и затраты на использование при достижении многих текущих целей...». [81]

Команда по проектированию представила свой окончательный отчет в июне 1993 года, в котором описывались три различные концепции космической станции. Каждая концепция оценивалась при наклонении орбиты 28,5 и 51,6 градуса, чтобы выявить любые проблемы поддержки со стороны американских и российских стартовых комплексов соответственно. Ни одна из трех конфигураций точно не соответствует конструкции МКС в том виде, в котором она существует сегодня, хотя некоторые из них очень напоминали конечную конфигурацию. CBM была единственной явно идентифицированной структурно-механической подсистемой, включенной во все варианты во всех вариантах. Для всех вариантов было рекомендовано увеличить использование объема тамбура для инженерных коммуникаций, чтобы сократить время выхода в открытый космос. Удаление автоматизированных контроллеров, двигателей и механизмов защелки было концептуально определено как вариант для одного из них. [82]

Конкретные концептуальные проекты, предложенные Целевой группой, вскоре были отвергнуты событиями. К концу 1994 года США, Россия и международные партнеры в принципе согласились объединить свои национальные усилия в единый проект «международной [sic] космической станции». Сотрудничество привело к гибридным операциям сборки, таким как установка стыковочного модуля на вершине стыковочной системы орбитального корабля на STS-74 . Это размыло общие различия между швартовкой и стыковкой, поскольку позиционирование осуществлялось RMS, но приводилось в действие срабатыванием двигателей Орбитального корабля. [83]

Обе спецификации CBM были полностью переписаны в 1995 г. (PCBM) и 1996 г. (ACBM) в рамках переходного процесса. В этот период также произошло разделение ICD на специальную Часть 1 (требования к интерфейсу) и Часть 2 (физическое и функциональное определение) в редакции D (июнь 1996 г.). [79] К тому времени, когда в декабре 1996 года были заключены контракты на окончательную основу международных усилий, первые симуляторы CBM уже были доставлены в НАСА. [84]

Квалификация (ок. 1994 – 1998 гг.)

[ редактировать ]

Поскольку соответствие большинству требований ACBM и PCBM было указано независимо, оно проверялось отдельно. [85] Помимо действий на уровне сборки для ACBM и PCBM, данные о соответствии были созданы для таких узлов, как защелка, приводной болт, гайка приводного болта и индикатор готовности к фиксации. [86] Например, функциональность приводного болта и гайки была подтверждена испытаниями на уровне компонентов, которые включали в себя функциональность окружающей среды, случайную вибрацию, тепловой вакуум и, для болта, термический цикл. [87] Нагрузочные испытания в условиях текучести и предельных статических условиях проводились на уровне компонентов, а также в динамических условиях. Критерии успеха этих испытаний обычно основывались на крутящем моменте, необходимом для установления и снятия предварительной нагрузки, на электрической непрерывности и точности датчика нагрузки болта. [88]

Напротив, по крайней мере 11 конкретных мероприятий по проверке требовали совместной проверки спаривания и/или разъединения двух сторон. [89] Из них пять требовали анализа, подтвержденного испытаниями и/или демонстрациями , которые требовали определенного сочетания обстоятельств и интерфейсов. Например, в спецификациях указано, что захват должен быть квалифицирован «...путем анализа при динамических нагрузках, создаваемых SRMS и SSRMS... подтвержден испытаниями на уровне сборки, которые включают изменение характеристик в зависимости от температуры и давления на ACBM и PCBM и на их взаимодействующих структурах». [90] Анализ болтового соединения интерфейса ACBM/PCBM и последующие утечки потребовали аналогичной проверки с помощью испытаний на уровне элементов и сборок, которые включали искажающее воздействие давления и температуры. На уровне сборки также требовались сквозные демонстрации для проверки «...механической функциональности... без перерыва в выполнении индикации и захвата готовности к защелки». [91]

Хотя при модернизации станции 1993 года было объявлено о некоторых изменениях в конструкции CBM, к моменту испытания теплового баланса некоторые из них были внесены, в том числе тепловые стойки и ответные пластины (1), индикаторы готовности к защелки (RTL) (2), крышки для IVA. Уплотнительные площадки (3), внешние приводы (4), юстировочные штифты и гнезда (5) и специальные контроллеры (6). RTL, направляющие выравнивания (7) и защелки захвата (8) еще не достигли полетной конфигурации. [6] [92]

Наложение комбинированного эффекта динамики захвата и искажений потребовало итераций анализа и проверочных тестов для каждого аспекта. Специальная тестовая установка разрабатывалась в трех параллельных потоках: [48]

  • Анализ контактной динамики ранних версий CBM начался к 1992 году и был включен в модель RMS MSFC для использования в тестах разработки модели CBM компании Boeing. Модель была основана на «методе мягких ограничений», оценивающем «...пересечение или проникновение между соответствующими поверхностями и вычисляющем взаимно перпендикулярные силы, пропорциональные глубине проникновения». Предварительные испытания модели для этих сил «отскока» и последующих ускорений проводились в Лаборатории контактной динамики MSFC с 1992 по 1997 год. [93] Нагрузки были локально линеаризованы и приложены к задней части испытательного образца PCBM в совместных испытаниях и демонстрациях с помощью уравновешенной «системы резистивной нагрузки», подвешенной к верхней части вакуумной камеры MSFC V20. [94]
  • Прогнозы температуры были основаны на стандартных методах моделирования термического анализа. Модель была подтверждена автономными испытаниями теплового баланса обеих сборок в 12-вольтовой термовакуумно-солнечной камере моделирования AEDC в 1995/96 году. Это обеспечило использование правильных проводимостей интерфейса, внутреннего переизлучения и внутренних теплоемкостей. Проверка поддерживалась тестированием проводимости отдельных контактов, что уменьшало количество переменных, которые необходимо учитывать при тепловом балансе. [95] Температуры устанавливались во время квалификационных испытаний на уровне сборки с помощью комбинации ленточных нагревателей, криогенных кожухов и прямого впрыска LN 2 . [96]
  • Прогибы элементов, находящихся под давлением, вызванные давлением, были оценены с помощью конечно-элементного моделирования их первичных герметичных оболочек, что привело к подтверждению испытаний под давлением в середине 1996 года. Для испытаний на уровне сборки CBM 16-футовый (4,9 м) сосуд активного давления (APV) имитировал граничные условия на летной причальной плите с радиальным портом. В эмуляции использовались 32 внешних структурных удвоителя толщиной от 0,125–1,00 дюйма (3,2–25,4 мм), 32 внутренние стойки и 16 пневматических приводов для регулировки жесткости, ограничения прогибов и приложения местных радиальных нагрузок соответственно. Более простой пассивный сосуд под давлением длиной 9 футов (2,7 м) имитировал осевой порт. Производство APV совпало с обнаружением отрицательных запасов в конструкции радиальных причальных плит узла 1. Модернизация пластины не могла быть включена в график производства APV. Это компенсировалось относительным вращением команд фиксации гаек во время испытания. [97]
Заявленные аттестационные диапазоны температур для эксплуатации CBM, [13] на которые сильно влияют воздействие солнечного света, земли и дальнего космоса. [20]

Подготовка к испытаниям на уровне сборки началась с модификации камеры в августе 1996 года, а в декабре два сосуда под давлением были доставлены для характеристических испытаний. Комплексная проверка собранной установки в камере V20 началась с базовых испытаний опытно-конструкторского оборудования CBM в августе 1997 года и завершилась в ноябре того же года. Официальное тестирование проходило в три этапа с февраля по сентябрь 1998 г.:

На этапе А было выполнено 62 цикла крепления болтов в различных атмосферных и температурных условиях для оценки интенсивности утечек и жизненного цикла приводных болтов и гаек.
Фаза B выполнила 35 частичных циклов (захват и захват гайки) в расширенном диапазоне температурных условий.
На этапе C было проведено пять демонстраций туда и обратно в «сложных» условиях: экстремальные перепады температур в сочетании с положениями печатных плат, более удаленными, чем те, которые ранее выполнялись на аппаратном уровне. [98]

В этом тесте ни один тест на утечку не был провален. Модель контактной динамики коррелировала с результатами испытаний с высокой статистической достоверностью и не имела заметной чувствительности к прогибам. Были идентифицированы и проверены признаки износа Powered Bolt, а также выявлено и решено несколько проблем интеграции путем незначительных изменений конструкции. Были обнаружены серьезные проблемы с разгрузкой гравитационных эффектов для конкретных испытаний, что в конечном итоге привело к изменениям в процедурах полета. Номинальные процедуры и процедуры на случай непредвиденных обстоятельств были изучены и в некоторых случаях тщательно пересмотрены перед выполнением полетов. [99]

Впоследствии на объекте были проведены испытания для квалификации пломб IVA и для поддержки решения проблем операций миссии, касающихся досягаемости болтов, контактных коридоров для выравнивания, разрешения RTL, разрешения укрытия M/D и активации RTL. Объект также обеспечивал поддержку в режиме реального времени первых трех полетов CBM для сборки МКС на орбите. [100]

Полевые модификации (ок. 2000 г. – настоящее время)

[ редактировать ]
Конфигурация защитного кожуха на ненаселенной осевой БКД узла 3 уникальна для этого места.
  • Решение установить узел 3 на МУП узла 1, обращенном к порту, вместо первоначально запланированной ориентации по направлению к Надиру, привело к «...уникальному обстоятельству: открытому осевому механизму швартовки порта. Потому что это никогда не планировалось. потому что была разработана новая конструкция... аналогичная радиальному порту, обращенному вперед... чтобы обеспечить развертываемый щит, закрывающий открытые участки". Уникальные чехлы были установлены во время выхода в открытый космос №4 50-й экспедиции . [101]
  • В конце 2017 — начале 2018 года были внесены изменения в крепление CPA к люковым балкам двух портов, обращенных к Надиру. Эта модификация позволила вращать CPA «... в тамбуре, а не требовать, чтобы экипаж полностью снимал их после прибытия транспортного средства. Это сэкономит как время экипажа, так и место для хранения во время стоянки. CPA должны быть установлены для правильного CBM. во время швартовки, но они загораживают путь в транспортное средство после открытия люка, поэтому их необходимо убрать из коридора перед грузовыми операциями». [35]

Галереи

[ редактировать ]

Дизайн

[ редактировать ]

  • Треугольно-теграэдрическая космическая станция.jpg

    Исследования конфигурации шаблонов модулей продолжались на этапе углубленной разработки. Квазисферические узлы некоторых вариантов, таких как показанный здесь образец треугольного тетраэдра, имели бы совершенно разные последствия для развития CBM. См. Смит и др. (2020) §V для обсуждения того, как на радиальный канал (и CBM) влияет конструкция герметичной оболочки. [6]

Операции

[ редактировать ]

  • CBM Control - 2N Display.jpg

    Этот экран дисплея использовался для оперативного управления МД при сборке МКС на этап 3А ( STS-92 ). Источник изображения содержит подробные описания для каждой доступной команды швартовки и интерпретирует каждое отчетное сообщение о состоянии.

  • Duration: 1 minute and 0 seconds.
    Передислокация ПММ «Леонардо» на ССРМС.
  • SSRMS захватывает свободно летающий модуль CRS-12 и доставляет его на МКС для швартовки.

Миссии

[ редактировать ]

Использование CBM (по состоянию на май 2020 г.) представлено в таблице ниже. Сроки подключения заводских соединений PMA-1 и PMA-2 к узлу 1 являются приблизительными. См. «Справочник по МКС (Использование)» (NASA/ISSP, 2015) для получения информации о причалах до апреля 2015 г.; Дополнительная информация доступна для полетов Шаттлов, как указано в столбце «Элемент PCBM». Более поздние причалы обосновываются в столбце «Примечания», а также аномалии и соответствующая информация в отчетах НАСА о статусе полета и другой документации.

Причал PCBM-элемент Временные рамки Цель ACBM Элемент Ориентация Примечания
1 ПМА-1 09/1998 Сборка Узел 1 Кормовая часть Фабричный помощник
2 ПМА-2 09/1998 Сборка Узел 1 Вперед Фабричный помощник
3 Z1 10/2000 Сборка Узел 1 Зенит
4 ПМА-3 10/2000 Сборка Узел 1 Редкий
5 ПМА-2 02/2001 Сборка Лаборатория США Вперед
6 Лаборатория США (Судьба) 02/2001 Сборка Узел 1 Вперед
7 ПМА-3 03/2001 Сборка Узел 1 Порт
8 МПЛМ (СТС-102) 03/2001 Логистика Узел 1 Редкий
9 МПЛМ (СТС-100) 04/2001 Логистика Узел 1 Редкий
10 Воздушный шлюз (Квест) 06/2001 Сборка Узел 1 Правый борт
11 МПЛМ (СТС-105) 08/2001 Логистика Узел 1 Редкий
12 МПЛМ (СТС-108) 12/2001 Логистика Узел 1 Редкий
13 МПЛМ (СТС-111) 06/2002 Логистика Узел 1 Редкий
14 МПЛМ (СТС-114) 07/2005 Логистика Узел 1 Редкий
15 МПЛМ (СТС-121) 06/2006 Логистика Узел 1 Редкий
16 ПМА-3 08/2007 Сборка Узел 1 Редкий Периодические неисправности при откручивании. Архив состояния на орбите (NASA/HQ, 2007) , стр. 816
17 Узел 2 (Гармония) 10/2007 Сборка Узел 1 Порт Болты 1–4 остались неисправными после развала PMA-3. Предполагается, что проблема заключается в небольшом линейном отрицательном сдвиге тензодатчика. Никаких изменений в командах. STS-120/FD04 Исполнение упаковки. (НАСА/ЦУП, 2007 г.)
18 ПМА-2 11/2007 Сборка Узел 2 Правый борт
19 Узел 2 (Гармония) + ПМА-2 11/2007 Сборка Лаборатория США Вперед
20 Европейская исследовательская лаборатория (Колумбус) 02/2008 Сборка Узел 2 Правый борт FOD доложил о поверхности кольца ACBM правого борта узла 2; Установлен процесс очистки EVA. STS-122/FD05 Исполнение упаковки. (НАСА/ЦУП, 2008 г.)
21 ЭЛМ-ПС 03/2008 Сборка Узел 2 Зенит
22 Японский экспериментальный модуль (Кибо) 05/2008 Сборка Узел 2 Порт
23 ЭЛМ-ПС 05/2008 Сборка ДЖЕМ Зенит
24 МПЛМ (СТС-126) 11/2008 Логистика Узел 2 Редкий
25 ПМА-3 08/2009 Сборка Узел 1 Порт
26 МПЛМ (СТС-128) 08/2009 Логистика Узел 2 Редкий Болт 4-1, Узел 2 Надир: высокий момент на причале, заклинивание на причале (заменил IVA); Смещение тензодатчика отмечено на болте 2-1; Сообщалось о предыдущих случаях повреждения разъемов CPA. STS-128/FD10 Исполнение Упак. (NASA/MCC, 2009) , STS-128/FD11 Execute Pkg. (НАСА/ЦУП, 2009 г.)
27 ИКС-HTV1 09/2009 Логистика Узел 2 Редкий
28 ПМА-3 01/2010 Сборка Узел 2 Зенит Множественные заклинивания болтов при отстыковке купола. Управление заставой (Демпси, 2018)
29 Узел 3 (Спокойствие) + Купол (СТС-130) 02/2010 Сборка Узел 1 Порт
30 ПМА-3 02/2010 Сборка Узел 3 Порт
31 Купол 02/2010 Сборка Узел 3 Редкий
32 МПЛМ (СТС-131) 04/2010 Логистика Узел 2 Редкий
33 ИКС-HTV2 01/2011 Логистика Узел 2 Редкий ООС – 27.01.11 (NASA/HQ, 2011)
34 ПММ 02/2011 Сборка Узел 1 Редкий
35 МПЛМ (СТС-135) 07/2011 Логистика Узел 2 Редкий
36 ИКС-SpX-D 05/2012 Логистика Узел 1 Редкий
37 ИКС-HTV3 07/2012 Логистика Узел 2 Редкий
38 ИКС-SpX-1 10/2012 Логистика Узел 2 Редкий
39 ИКС-SpX-2 03/2013 Логистика Узел 2 Редкий
40 ИКС-HTV4 08/2013 Логистика Узел 2 Редкий
41 ИКС-Орб-Д1 09/2013 Логистика Узел 2 Редкий
42 ИКС-Орб-1 01/2014 Логистика Узел 2 Редкий
43 ИКС-СпХ-3 04/2014 Логистика Узел 2 Редкий Всего 15 болтов из 16. 16-й болт оказался затяжным. DSR – 20.04.14 (NASA/HQ, 2014)
44 ИКС-Орб-2 07/2014 Логистика Узел 2 Редкий
45 ИКС-SpX-4 09/2014 Логистика Узел 2 Редкий
46 ИКС-SpX-5 01/2015 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 12.01.15 (NASA/HQ, 2015)
47 ИКС-SpX-6 04/2015 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 17.04.15 (NASA/HQ, 2015)
48 ХТВ-5 08/2015 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 24.08.15 (NASA/HQ, 2015)
49 ОА-4 12/2015 Логистика Узел 1 Редкий DSR – 09.12.15 (НАСА/Штаб-квартира, 2015 г.)
50 ОА-6 03/2016 Логистика Узел 1 Редкий DSR – 28.03.16 (NASA/HQ, 2016)
51 ИКС-SpX-8 04/2016 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 18.04.16 (NASA/HQ, 2016)
52 ЛУЧ 04/2016 Сборка Узел 3 Кормовая часть DSR – 18.04.16 (NASA/HQ, 2016)
53 ИКС-SpX-9 07/2016 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 20.07.16 (NASA/HQ, 2016)
54 ОА-5 10/2016 Логистика Узел 1 Редкий DSR – 23.10.2016 (NASA/HQ, 2016)
55 ХТВ-6 12/2016 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 13.12.2016 (NASA/HQ, 2016)
56 ИКС-СпХ-10 02/2017 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 23 февраля 2017 г. (NASA/HQ, 2017 г.)
57 ПМА-3 03/2017 Сборка Узел 2 Зенит DSR – 27 марта 2017 г. (NASA/HQ, 2017 г.)
58 ОА-7 04/2017 Логистика Узел 1 Редкий DSR – 24 апреля 2017 г. (NASA/HQ, 2017 г.)
59 ИКС-SpX-11 06/2017 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 05.06.2017 (NASA/HQ, 2017) . Лицевая поверхность кольца ACBM была очищена EVA в марте прошлого года. DSR – 30 марта 2017 г. (NASA/HQ, 2017 г.)
60 ИКС-SpX-12 08/2017 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 16 августа 2017 г. (NASA/HQ, 2017 г.)
61 ОА-8Э 11/2017 Логистика Узел 1 Редкий DSR – 14.11.2017 (NASA/HQ, 2017)
62 ИКС-SpX-13 12/2017 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 17.12.2017 (NASA/HQ, 2017)
63 ИКС-SpX-14 04/2018 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 04.04.2018 (NASA/HQ, 2018)
64 ОА-9Э 05/2018 Логистика Узел 1 Редкий DSR – 24 мая 2018 г. (NASA/HQ, 2018 г.)
65 ИКС-SpX-15 06/2018 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 02.07.2018 (NASA/HQ, 2018)
66 ХТВ-7 09/2018 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 27.09.2018 (NASA/HQ, 2018)
67 ИКС-SpX-16 12/2018 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 08.12.2018 (NASA/HQ, 2018)
68 ЦРС НГ-11 04/2019 Логистика Узел 1 Редкий DSR – 19.04.2019 (NASA/HQ, 2019) . Лицевая поверхность кольца ACBM была очищена EVA в марте прошлого года. DSR – 22.03.2019 (NASA/HQ, 2019)
69 ИКС-SpX-17 05/2019 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 06.05.2019 (NASA/HQ, 2019)
70 ИКС-SpX-18 07/2019 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 28.07.2019 (NASA/HQ, 2019)
71 ХТВ-8 09/2019 Логистика Узел 2 Редкий Статус МКС – 28.09.2019 (NASA/HQ, 2019)
72 ЦРС НГ-12 11/2019 Логистика Узел 1 Редкий DSR – 04.11.2019 (NASA/HQ, 2019) .
73 ИКС-SpX-19 12/2019 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 08.12.2019 (NASA/HQ, 2019)
74 ЦРС НГ-13 02/2020 Логистика Узел 1 Редкий DSR – 18.02.2020 (NASA/HQ, 2020)
75 ИКС-СпХ-20 3/2020 Логистика Узел 2 Редкий DSR – 09.03.2020 (NASA/HQ, 2020)
76 ХТВ-9 05/2020 Логистика Узел 2 Редкий Статус МКС – 25.05.2020 (NASA/HQ, 2020)
77 ЦРС НГ-14 10/2020 Логистика Узел 1 Редкий Статус МКС – 05.10.2020 (NASA/HQ, 2020)
78 Епископ НРАЛ 12/2020 Операции НРАЛ Узел 3 Порт Статус МКС – 21.12.2020 (NASA/HQ, 2020) . Первоначальная доставка на орбиту.
79 ЦРС НГ-15 02/2021 Логистика Узел 1 Редкий Статус МКС – 22.02.2021 (NASA/HQ, 2021)

Глоссарий

[ редактировать ]

Многие термины, используемые в литературе по МД, не всегда соответствуют использованию в других контекстах. Некоторые из них были определены специально для программы развития. Определения включены сюда для улучшения преемственности со ссылками и другими темами.

Принятие
«Процесс, который демонстрирует, что изделие было изготовлено так, как задумано, с надлежащим качеством изготовления, работает в соответствии с требованиями спецификации и приемлемо для поставки». Сравните с квалификацией . См. Требования к испытаниям на воздействие окружающей среды (NASA/ISSP, 2003), стр. 10-1.
Анализ
В формальном контексте проверка с помощью технических или математических моделей или моделирования, алгоритмов, диаграмм или принципиальных схем, а также репрезентативных данных. Сравните с демонстрацией , проверкой и испытанием . См. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.2.1.2.
андрогинный
Характеристика разъемов, у которых обе стороны одинаковы; то есть никакие «половые различия» не могут быть установлены. Сравните с неандрогинным . См. также Механизм стыковки и причаливания космических кораблей .
Сборка
Особое расположение двух или более прикрепленных частей. При использовании в контексте спецификации CBM это «половина» CBM (либо весь ACBM, либо весь PCBM). См. Требования CMAN (NASA/ISSP, 2000) §B.2.
швартовка
Метод структурного соединения («сопряжения») двух объектов на орбите, например, для операций сборки или извлечения для обслуживания. Один или оба объекта могут представлять собой космический корабль, работавший под независимым органом управления до момента спаривания. Как представляется, не существует общепринятого концептуального определения. В контексте CBM окончательные различия можно найти в ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §6.3:
a) Предоставление данных для поддержки позиционирования ACBM (так в оригинале) и прикрепленного к нему элемента в пределах возможностей захвата ACBM.
б) Захватите расположенную печатную плату и прикрепленный к ней элемент.
в) Жесткость интерфейса с захваченной печатной платой.
См. также Механизм стыковки и причаливания космических кораблей .
катастрофическая опасность
Любая опасность, которая может привести к необратимому выводу из строя или смертельной травме персонала в случае потери одного из следующих средств: ракеты-носителя или средства обслуживания, ПЛАРБ или крупного наземного объекта. См. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §6.3.
преследовать автомобиль
При маневре стыковки приближающееся транспортное средство обычно находится под активным управлением маневром. См. использование в «Истории сближения космических кораблей» (Goodman, 2011) . Использование термина для обозначения процесса швартовки непоследовательно. Во многих анализах это просто относится к элементу, оснащенному PCBM. Контраст с целевым транспортным средством .
Компонент
В контексте Требований к испытаниям на воздействие окружающей среды (NASA/ISSP, 2003) §10.2: «Компонент — это совокупность частей, составляющих функциональное изделие, рассматриваемое как единое целое для целей анализа, производства, технического обслуживания или ведения учета; наименьший размер Объектом, указанным для распределенной системы, являются гидравлические приводы, клапаны, аккумуляторы, электрические жгуты, отдельные электронные узлы и орбитальные сменные блоки.
Демонстрация
В формальном контексте проверка путем эксплуатации, корректировка или реконфигурация объектов, выполняющих свои проектные функции в конкретных сценариях. Элементы могут быть оборудованы приборами и контролироваться количественные пределы или производительность, но необходимо записывать только контрольные листы, а не фактические данные о производительности. Сравните с анализом , проверкой и испытанием . См. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.2.1.3.
стыковка
Метод структурного соединения («сопряжения») двух объектов на орбите, например, для операций сборки или извлечения для обслуживания. Один или оба объекта могут представлять собой космический корабль, работавший под независимым органом управления до момента спаривания. Никакого общепринятого концептуального определения, по-видимому, не существует, но большинство реализаций включают использование относительной кинетической энергии преследующего автомобиля для приведения в действие защелок, влияющих на сопряжение. В контексте МД ограничения на конечную относительную скорость исключают возможность стыковки как приемлемого средства удовлетворения требований. См. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.1.2.2 (который налагает требования к относительным скоростям PCBM относительно ACBM при захвате) и механизм стыковки и причаливания космического корабля .
Выход в открытый космос (внекорабельная деятельность)
См. «Внекорабельная деятельность» .
Выполнить пакет
Пакет «Выполнение» состоит из планов полета, краткосрочных планов, обновлений процедур, данных, необходимых для эксплуатации систем космического корабля «Шаттл» и МКС, процедур технического обслуживания в полете, данных о складских запасах, обновлений программного обеспечения, полетных заметок, сценариев для публичного использования. события и другие инструкции. См. Уитни, Мелендрез и Хэдлок (2010), стр. 40.
соответствие фланца
Соответствующие нагрузки – это нагрузки, применяемые для устранения относительных отклонений в соединении при его креплении болтами. Они возникают из-за жесткости элементов соединения и несущей конструкции (например, переборки). В литературе по МД иногда используется термин «соблюдение» как синоним. См. определение жесткости в « Требованиях к контролю над разрушением» (NASA/SSPO 2001) , стр. B-6, и Illi (1992), стр. 5 (нумерация страниц в формате PDF).
Инспекция
В формальном контексте проверка путем визуального осмотра изделия или рассмотрения описательной документации и сравнения соответствующих характеристик с заранее установленными стандартами для определения соответствия требованиям без использования специального лабораторного оборудования или процедур. Сравните с анализом , демонстрацией и тестированием . См. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.2.1.1.
IVA (Внутритранспортная деятельность)
Работа, выполняемая без герметичного скафандра внутри космического корабля, внутри которого давление похоже на атмосферу, находящуюся на уровне моря. Часто упоминается как происходящее в «среде без рукавов». В отличие от Евы .
модуль
Точное определение этого термина на МКС зависит от контекста. Обычно он используется для любого предварительно интегрированного модуля, прикрепляемого к орбитальной МКС. При использовании в литературе CBM это сокращенная версия «модуля под давлением», синоним «Элемента под давлением (PE)». Во многих источниках все эти термины используются как взаимозаменяемые. В контексте CBM оно включает в себя объекты, которые не могут находиться под давлением до причаливания, но могут выдерживать давление после завершения причаливания (например, купол, стыковочные адаптеры под давлением).
Перемещение механической сборки
Механическое или электромеханическое устройство, управляющее движением одной механической части транспортного средства относительно другой части. См. Требования к испытаниям на воздействие окружающей среды (NASA/ISSP, 2003), стр. 10-3.
неандрогинный
Характеристика разъемов, у которых одна сторона отличается от другой. Такие разъемы часто называют «гендерными». Эту концепцию иногда называют «гетерогенной». Сравните с Андрогинным . См. также Механизм стыковки и причаливания космических кораблей .
NRAL (шлюз NanoRacks)
NRAL — это аббревиатура, иногда используемая в отчетах НАСА о состоянии вместо формальной номенклатуры элемента (NanoRacks Bishop Airlock).
предварительно нагруженный сустав
В программе космической станции предварительно нагруженным соединением считается соединение, в котором сила зажима достаточна для: а) обеспечения срока службы за счет циклических нагрузок; б) обеспечить, чтобы жесткость соединения не изменилась из-за отрыва фланцев; и c) обеспечить, чтобы герметичные уплотнения (при их наличии) не пострадали от отделения фланцев. «Pre» используется в том смысле, что он присутствует при первом изготовлении соединения, прежде чем подвергаться эксплуатационным нагрузкам. Усилие зажима обычно обеспечивается болтом, но может обеспечиваться и другими типами механических устройств. См. Требования к структурному проектированию (NASA/SSPO, 2000), стр. B-5.
испытание на падение давления
Известный объем сжатого газа проходит через поверхность испытуемого уплотнения и/или протекает на границе раздела испытуемого уплотнения, при этом давление и температура регистрируются с течением времени. Хотя этот метод недорогой и применим к широкому диапазону скоростей утечек, он имеет несколько ограничений, которые «снижают осуществимость»: см. Oravec, Daniels & Mather (2017), стр. 1–2.
сосуд под давлением
Контейнер, предназначенный в первую очередь для хранения газов или жидкостей под давлением и отвечающий определенным критериям запасаемой энергии или давления. См. Требования к структурному проектированию (NASA/SSPO, 2000) .
Элемент под давлением
См. модуль .
герметичная конструкция
Конструкция, предназначенная для перевозки грузов транспортных средств, в которых давление вносит значительный вклад в расчетные нагрузки. См. Требования к структурному проектированию (NASA/SSPO, 2000), Приложение B.
порт
Не используется последовательно. В некоторых источниках встречается комбинация пробитой основной конструктивной переборки (закрытой люком) и МУП. В других источниках везде используется МД (с переборкой и люком или без него).
PDRS (система развертывания и поиска полезной нагрузки)
Совокупность подсистем и компонентов Шаттла, используемых для хранения и манипулирования предметами в отсеке полезной нагрузки, особенно предметами, для которых был запланирован выпуск в полет (или соединение). В число элементов входили шаттл RMS , узлы защелки удержания полезной нагрузки, приспособления для захвата, мишени и система видеонаблюдения. См. Руководство пользователя отсека полезной нагрузки (NASA/NSTS, 2011) .
Первичная структура
Та часть летательного аппарата или элемент, которая выдерживает значительные приложенные нагрузки и обеспечивает основные пути нагрузки для распределения реакций приложенных нагрузок. А также основная конструкция, которая должна выдерживать значительные приложенные нагрузки, включая давление и термические нагрузки, и которая в случае выхода из строя создает катастрофическую опасность . См. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §6.3 и Требования к проектированию конструкций (NASA/SSPO, 2000) Приложение B.
Операции сближения
Действия одного (или нескольких) независимо управляемых космических кораблей в пределах 2000 футов (610 м) от другого, характеризующиеся почти непрерывным управлением траекторией. См. использование в «Истории сближения космических кораблей» (Goodman, 2011) . Сравните с контролем встречи .
Квалификация
«Квалификация — это процесс, который доказывает, что проектирование, производство и сборка аппаратного и программного обеспечения соответствуют проектным требованиям при воздействии на них условий окружающей среды». Сравните с принятием . См. Требования к испытаниям на воздействие окружающей среды (NASA/ISSP, 2003), стр. 10-5.
Система управления реакцией (RCS)
Тип системы контроля ориентации (ACS). RCS отличается активной реализацией второго закона Ньютона для управления ориентацией космического корабля без изменения параметров орбиты центра масс. Движительная система RCS, если она спроектирована так, может также использоваться для орбитального маневрирования (реализации законов Кеплера для изменения параметров орбиты космического корабля). См. Каплан (1976), с. 2 и главы 3–4.
Свидание
Маневры одного космического корабля для соответствия параметрам орбиты другого. Эти маневры помещают два космических корабля настолько близко, что математика «орбитальной механики» больше не доминирует над способностью сблизить их еще больше. Эти операции обычно выполняются одним космическим кораблем с независимым управлением на расстоянии более 2000 футов (610 м) от другого. Для них характерны маневры управления траекторией, происходящие с интервалом в десятки минут и более. См. использование в «Истории сближения космических кораблей» (Goodman, 2011) . Сравните с операциями близости .
RMS (система дистанционного манипулятора)
Телеробототехническое устройство, используемое для маневрирования полезной нагрузки в непосредственной близости от космического корабля (по дальности сравнимо с конечными операциями стыковки). Существует несколько примеров: к документации CBM относятся RMS "Шаттл" (SRMS) и RMS космической станции (SSRM). В просторечии они известны как « Canadarm » и Canadarm2 соответственно, но в документации почти исключительно используется номенклатура, показанная здесь.
сборочный узел
По отношению к некоторой эталонной сборке — сборка, которая полностью содержится в эталонной сборке. В контексте МД - механизм, в рамках которого деятельность по проверке может осуществляться ex situ. Определение здесь соответствует требованиям CMAN (NASA/ISSP, 2000) , §B.2, но в Требованиях к испытаниям на воздействие окружающей среды (NASA/ISSP, 2003) , §10.2. нюансы применения см.
Целевой автомобиль
При стыковочном маневре приближающийся автомобиль. Целевое транспортное средство иногда находится под активным контролем ориентации, но обычно не под активным управлением маневром. См. использование в «Истории сближения космических кораблей» (Goodman, 2011) . Этот термин непоследовательно встречается в технической литературе в отношении швартовки. Во многих анализах CBM этот термин относится к элементу, оснащенному ACBM. Контраст с автомобилем преследования .
Тест
В формальном контексте проверка осуществляется путем систематического отработки предмета при всех соответствующих условиях. Производительность количественно измеряется либо во время, либо после контролируемого применения реальных или смоделированных функциональных стимулов или стимулов окружающей среды. Анализ данных, полученных в результате теста, является неотъемлемой частью теста и может включать автоматическое преобразование данных для получения необходимых результатов. Сравните с анализом , демонстрацией и проверкой . См. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.2.1.4.
Термальная масса
В термическом анализе — синоним слова «ёмкость», аналогичный его использованию в анализе электрических сетей. Тепловая масса может быть достигнута либо за счет буквально большой массы, либо за счет большой теплоаккумулирующей способности материала (например, такого, который меняет фазу при почти постоянной температуре). См. Гилмор (1994), стр. 5–24.

См. также

[ редактировать ]
Викискладе есть медиафайлы, связанные с общим механизмом причаливания .

Примечания и цитаты

[ редактировать ]
  1. ^ Jump up to: а б с д и Показанная длина соответствует примыкающему тамбуру. См. Галерею дизайна, чтобы узнать длину отдельных сторон. Обе стороны имеют одинаковый диаметр. Указанная масса PCBM: см. PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.2.3. Указанные массы ACBM: см. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.2.2. Показанные массы соответствуют указанным; В литературе сообщалось об очень небольшом количестве весов, ни один из которых не указывал на какое-либо конкретное оборудование. Исходная масса может отличаться от указанного значения. смотрите в Галерее операций Даты операций и количество миссий . Указанные разработчики основаны на страницах с подписями спецификаций. PCBM, судя по всему, был изготовлен более чем одним источником, однако комплексная оценка не проводилась.
  2. ↑ Материал кольца: Илли (1992) . Температурные характеристики силикона: уплотнительное кольцо HDBK (PHC, 2018), стр. 2–5. Характеристики износа фторуглерода: Кристенсен и др. (1999) стр. 5.
  3. ^ ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.3.
  4. ^ Jump up to: а б с д и Геометрия элементов сопряжения на кольцах (как ACBM, так и PCBM) подробно описана в CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) . Например, геометрия канавки уплотнительного кольца, в которой устанавливаются кольца, показана на рисунках 3.1.4.2–3 и –4 и рисунке 3.3.2.1–7, а размеры гребешка интерфейса ACBM/PE указаны на рисунках 3.1.4.2–5 и –. 6. 4A Книга технического обслуживания (NASA/MOD, 2000) , §§1.2.518–520, содержит подробные инструкции по установке и дополнительные фотографии уплотнения IVA и сопутствующего оборудования.
  5. ^ Интерфейсы панели закрытия вестибюля: CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) §3.3.8. Перемычка между модулями на орбите: ICD §3.1.4.
  6. ^ Jump up to: а б с д и ж г час я дж к л м н тот п д р с т в v В х и С аа аб и объявление но из в ах есть также и аль являюсь а к ап ак с как в В из хорошо топор является тот нет бб Идентификация деталей и номенклатура обычно приведены в Foster, Cook, Smudde & Генри (2004) , рисунок 3, который идентичен рисунку 2-1 в документе «Квалификация сборки». Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998 г.) . В обоих случаях на рисунках указаны только те компоненты, которые имеются в PCBM и ACBM типа I, которые используются на осевых портах. В них не указаны уплотнения CBM/CBM и CBM/PE IVA, а также все вспомогательное оборудование. В них также не указаны бамперы, которые установлены на ACBM с радиальным портом, и соответствующие элементы на PCBM (по-разному называемые в литературе «бампером» или «ведомым»). Многие детали также указаны в CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) и в Приложении A к Assembly Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) , хотя номенклатура иногда отличается от двух других ссылок. Дополнительную ссылку на источник можно найти на странице обсуждения (обсуждения) каждого загруженного исходного изображения.
  7. ^ Функциональность CBM противоречиво описана в литературе. Неясно, являются ли очевидные несоответствия результатом эволюции дизайна на протяжении всего проекта или же это точка зрения разных авторов. Сравните Илли (1992), с. 282, Лебедка и Гонсалес-Валлехо (1992), с. 67, Сирл (1993), стр. 351–352, ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.3.1 и §6.3 (которые сами по себе не полностью согласуются), PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §§3.1.2–3.1.3, номинальный поток испытаний согласно §2.6.3 в Assembly Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998 г.) , последовательность операций на стр. 39 книги «Эксплуатация аванпоста» (Демпси, 2018 г.) , графики пилота и специалиста по миссии 2 на стр. 6–7, 12–13 (нумерация страниц в формате PDF) STS-120/FD04 Execute Pkg. (NASA/MCC, 2007) , подробные этапы описаны на стр. 200–203 « Операций сборки 3А» (NASA/MOD, 2000) , а процедуры, определенные для этапа 5А, на стр. 23–97 « Операций сборки 5А» (NASA/ MCC, 2007). МОД, 2000) . Настоящее описание объединяет два описания, найденные в спецификации разработки.
  8. ^ Некоторые авторы (например, Винч и Гонсалес-Валлехо (1992) , Фостер, Кук, Смудд и Генри (2004) ), по-видимому, рассматривают выравнивание как «функцию», активно выполняемую ACBM. Другие (например, «Эксплуатация аванпоста» (Демпси, 2018) ) рассматривают это скорее как «физическую характеристику», представляющую собой ограничение, налагаемое ACBM. В литературе, похоже, нет очевидного решения проблемы разницы во взглядах.
  9. ^ Фостер, Кук, Смудд и Генри (2004) (стр. 303) и Кук, Аксаментов, Хоффман и Брунер (2011) с. 27 (постраничная страница в формате pdf) оба описывают ACBM как имеющий два набора структур выравнивания: направляющие грубого выравнивания и штифты точного выравнивания. Качество сборки . Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) , Приложение B явно идентифицирует «бамперы» как часть тестируемых изделий, но не показывает их на рис. 2-1 этого отчета (идентично рисунку 3 книги Foster, Cook, Smudde & Генри (2004)). В отчете бамперы рассматриваются как предварительный этап выравнивания, а §3 ICD CBM/PE (NASA/ISSP, 2005) убедительно определяет их как часть ACBM для радиальных портов (называя их «новыми бамперами» в примечание 4 к рисунку 3.1.4–9). Исследование RTL/Capture Envelope выявило 25 случаев (из 124 обследованных), когда бамперы ограничивают движение в определенных направлениях до того, как будет достигнута какая-либо другая контактная поверхность; то есть этап выравнивания перед направляющими грубого выравнивания. Все контакты бампера находятся на расстоянии 3,75 дюйма или более от осевого расстояния между двумя кольцами, что позволяет предположить, что направляющие выравнивания не становятся основным ограничением до тех пор, пока не будет достигнуто это разделение. Не было найдено очевидного решения этой очевидной разницы в количестве этапов выравнивания внутри и между источники.
  10. ^ Огибающая траектории PCBM относительно ACBM («комбинированное вращение и поступательное движение») показана на графиках траектории в приложениях E и F к качеству сборки. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998 г.) . Многие траектории немонотонны, с вращением, которое фактически увеличивается в течение нескольких секунд после того, как впервые начинают нарастать нагрузки на защелку захвата. В некоторых случаях количество переводов также увеличивается. Однако во всех случаях траектории заканчиваются тем, что PCBM выравнивается с ACBM и слегка отделяется от него.
  11. ^ ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.1. Спецификация ACBM. идентифицируется Фостером, Куком, Смуддом и Генри (2004), стр. 303 (сноска 3). PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) указан как ссылка 2 Christensen, et al. (1999) (стр. 6 в формате PDF). Обе спецификации содержат большое количество общих требований. Чтобы уменьшить количество ссылок, здесь обычно цитируется только одна из двух спецификаций. Случаи, когда явно указанная ссылка применима только к одному из двух Элементов конфигурации, очевидны из содержания и контекста их ссылки.
  12. ^ В («вперед») или противоположно («назад») направлению орбитального движения, к («надир») или от («зенит») центра орбиты, ниже («левый») или выше («правый борт»). ) орбитальная плоскость, если смотреть вперед, ногами в надир. См. «Эксплуатация аванпоста» (Демпси, 2018 г.) , стр. xv (17 на страницах в формате PDF).
  13. ^ Jump up to: а б Ориентации, в которых может быть установлен ACBM, указаны в CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) §3.3.2.1.4. Квалификационные температуры взяты из Требований к экологическим испытаниям (NASA/ISSP, 2003) (SSP 41172), страницы 424 и 425 (нумерация страниц в формате PDF). Они также рассматриваются в работе Miskovish et al. (2017) слайд 5. Судя по всему, существуют расхождения между опубликованными источниками и внутри них. В программе самообучения 41172 указан диапазон аттестационных температур для болта и гайки (-50°F – +150°F), который меньше диапазона, на который он указывает для их использования в квалификационных испытаниях сборки (-70°F – +190°F), что не соответствует практике тестирование на уровне компонентов в том же документе. Дальность, указанная в Мисковиче, существенно меньше, чем указанная в SSP 41172. Рисунок 6 ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) определяет диапазон, изображенный Мисковичем, как применимый для «взрыва». Спецификация также требует диапазонов перепада температур от -170°F до +170°F для захвата гаек и от -200°F до +200°F для захвата (оба в абсолютных диапазонах -70°F - +170°F). Никакого согласования расхождений в доступных источниках не наблюдается.
  14. ^ ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.1.
  15. ^ Фостер, Кук, Смудд и Генри (2004) прямо называют тепловые стойки PCBM механизмами, а гайку приводного болта - «плавающей» (то есть механизмом). Конструкция гайки была аттестована на вибрацию, термовакуумные условия и жизненный цикл (долговечность) как отдельный узел. См. « Качество болтов и гаек CBM». Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998 г.). Таблица 1-1 (стр. 1–7), которая хорошо согласуется с требованиями требований к испытаниям на воздействие окружающей среды (NASA/ISSP, 2003 г.) §4.2.13.
  16. ^ Относительно «отталкивания»: PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.1.6: «...должен обеспечивать результирующую силу и момент... для разделения элементов во время отвязывания». В §4.3.2.1.6 «прилипание» уплотнения и среднеквадратичное сопротивление определяются как факторы, подлежащие проверке в этом отношении. «Прилипание» уплотнения (адгезия) может быть значительным. Подмасштабное тестирование описано в Daniels et al. (2007) (стр. 15 в формате PDF) оценили адгезию во время отделения эластомерных уплотнений типа CBM от прилегающей поверхности при усилии около 150 фунтов силы (670 Н) для однобортового испытательного образца диаметром 12 дюймов (30 см). Относительно стабилизации см. Foster, Cook, Smudde & Генри (2004) вверху страницы 304.
  17. ^ Кристенсен и др. (1999) стр. 196.
  18. ^ Разработчик PCBM. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.1.8.2. См. также «Эксплуатация аванпоста» (Демпси, 2018 г.) , рисунок 2 (стр. 37) и файл: PMA3, смонтированный в SLP.jpg .
  19. ^ Переборку в литературе часто называют «причальной плитой». Купол и три ПМА не имеют переборок, которые могли бы удерживать давление в отстыкованном состоянии.
  20. ^ Jump up to: а б PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) На рис. 6 требуется учитывать разницу температур перед причалом в размере +/- 200°F между двумя внешними фланцами, когда приводятся в действие защелки, +/- 170°F для установки болтовых гаек с приводом и от -70°F до +90°F, когда интерфейс жестковат.
  21. ^ Снятие шапочки для душа: Cklist STS-120 EVA (NASA/MOD, 2007) , PDF, стр. 130 и 254 (фото). Снятие блокировки запуска: Cklist STS-123 EVA (NASA/MOD, 2008) (стр. 131 в формате PDF). Замки запуска также можно снять, закрутив болт с приводом (pdf, стр. 312, шаг 2.6.D, примечание 2). Время варьируется, поскольку вокруг некоторых портов проводились другие мероприятия. Все запуски ACBM на сегодняшний день произошли в эпоху NSTS.
  22. ^ Jump up to: а б Совместные операции МКС и Шаттла. (LF1) (NASA/MOD, 2005) , pdf, стр. 523–527, обсуждаются подробные критерии проверки как для ACBM, так и для PCBM, включая фотографии повреждений посторонними предметами (FOD) после приземления, обнаруженных на Gask-O-Seal PCBM после УФ-2 ( СТС-114 ).
  23. ^ Обеспечение инструментами для очистки уплотнений печатной платы описано в таблице обходных путей выхода в открытый космос на странице 177 в формате PDF Cklist STS-122 EVA (NASA/MOD, 2007) .
  24. ^ Время выполнения задания и описание: Cklist STS-123 EVA (NASA/MOD, 2008) , страницы 56, 70 в формате PDF.
  25. ^ Подготовка к операциям спаривания начинается на стр. 82 (нумерация в формате PDF) из 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) . Эти действия могут быть выполнены как летным, так и наземным экипажем. В документации, доступной в Интернете, существует еще несколько примеров, начиная со стадии 3А. Описание испытания болтового привода перед швартовкой («BBOLTCK») взято из 3A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) , стр. 210 (нумерация страниц в формате PDF), содержащая подробные описания многих других команд CBM.
  26. ^ Очистка уплотнительной поверхности ACBM: STS-122/FD05 Выполнить упак. (NASA/MCC, 2008) , стр. 2, 27 и DSR – 30 марта 2017 г. (NASA/HQ, 2017) . Доступ в открытый космос к компонентам CBM, а также их удаление и замена подробно рассмотрены на стр. 224–260 (pdf) Cklist STS-124 EVA (NASA/MOD, 2008) . Неисправности CPA «Подготовка к сопряжению» можно найти на стр. 26–88 (pdf) документа « Неисправности сборки 5A» (NASA/MOD, 2000) .
  27. ^ Последовательность операций кратко изложена в документе «Эксплуатация заставы» (Демпси, 2018) , стр. 243. Использование систем визуальных подсказок SVS и CBCS, включая фотографии дисплея оператора, можно найти на стр. 44–45.
  28. ^ Описание использования индикаторов готовности к фиксации приведено на стр. 44 книги « Эксплуатация заставы» (Демпси, 2018 г.) . RTL три из четырех и ссылка на состояние, которое может противостоять RTL (например, удержание позиции), взяты из 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) , стр. 64 (нумерация в формате PDF). Пример хореографии смотрите на видео переезда ПММ Леонардо .Несколько примеров планирования операции маневра на случай непредвиденных обстоятельств можно найти в Cklist STS-114 PDRS Ops Cklist (NASA/MOD, 2004).
  29. ^ Настройки захвата первого этапа, эксплуатационные ограничения, критерии завершения и время выполнения: стр. 64–66 (нумерация страниц в формате PDF) из 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) . Управление нагрузкой может не потребоваться для всех операций CBM: см. пакет выполнения STS-130/FD09. (НАСА/MCC, 2010) .
  30. ^ Захват второй ступени эпохи NSTS: стр. 68 операций сборки 5A (NASA / MOD, 2000) . Во время захвата с помощью SSRMS он периодически работает между командами захвата, чтобы еще больше снизить нарастание нагрузки; см. пакет выполнения STS-128/FD10. (NASA/MCC, 2009), стр. 24 (нумерация страниц в формате PDF). Захват второго этапа: SRMS в тестовый режим, что может привести к открытию RTL. Указанный угол вала в конце захвата второго этапа (около 108 секунд) взят из стр. 68 5A Assembly Ops. Положение RTL находится существенно ниже верхней части дуги фиксатора захвата: сравните вид сбоку с размерами RTL в CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) , рисунок 3.1.4.1–12, с четким объемным возвышением, показанным на рисунке 3.1. .4.1–17.
  31. ^ Описания номинальных команд болта можно найти в 3A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) , стр. 210–211 (pdf). Общий процесс запуска, включая запланированное время, подробно описан в McLaughlin & Warr (2001), с. 2 и начиная со стр. 73 (pdf) документа 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) . На странице 64 (pdf) последнего источника говорится, что если «не менее восьми болтов» не «поочередно», то наземные диспетчеры посоветуют экипажу, как действовать. Интерпретация «не менее восьми болтов» могла быть существенно изменена к тому времени, когда на STS-128 был установлен MPLM; см. предупреждение на стр. 23 пакета выполнения STS-128/FD10. (НАСА/MCC, 2009) . Скорость ABOLT: McLaughlin & Warr (2001), стр. 2. Источники не полностью согласны с номенклатурой команды. Он отображается как «ABOLT», «ABOLTS», «A Bolt» и «A Bolts». Некоторые источники в этом отношении внутренне несогласованы.
  32. ^ . Качество болта/гайки CBM Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998), стр. 3-2 сообщает, что предварительная нагрузка в 1500 фунтов силы (6,67 кН) является нижним пределом области допуска для характеристик тензодатчика болта. Верхний предел заявлен на уровне 19 300 фунтов силы (85,9 кН).
  33. ^ Термическая стабилизация: McLaughlin & Warr (2001) (стр. 3) утверждает, что удержание выравнивания происходит при гораздо более высокой предварительной нагрузке в 10 500 фунтов силы (47 000 Н), но летная документация выглядит так, как описано здесь: см. Предупреждающий баннер на странице 109 ( pdf) 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) . Расстояние между группами болтов 90°: 3A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) внизу страницы 212 (нумерация страниц в формате PDF). Подробная процедура загрузки болтов (вплоть до полной предварительной нагрузки) начинается на странице 110 (pdf) Руководства по сборке 5A. Последующие полеты часто поручают эту задачу наземным диспетчерам.
  34. ^ О возможности отказа одного и двух болтов см. Zipay и др. (2012) pdf, страницы 18 и 41 соответственно. В ссылке не обсуждается, можно ли каким-либо образом восстановить герметичный доступ к вестибюлю после возникновения сценария с двумя выдвижными болтами. Подробные процедуры устранения неполадок, в том числе процедуры быстрого устранения, проиндексированы начиная со страницы 8 на страницах PDF-файла « Неисправности сборки 5А» (NASA/MOD, 2000) . Процедуры устранения сбоев в защелке захвата и индикаторе готовности к фиксации приведены на стр. 21–30 (pdf) пакета выполнения STS-128/FD04. (НАСА/MCC, 2009) .
  35. ^ Jump up to: а б с В большинстве портов CPA полностью удалены, но порты Надира узлов 1 и 2 были модифицированы на орбите для вращения CPA на месте. См. DSR – 03.01.2018 (NASA/HQ, 2018) .
  36. ^ Подробные процедуры оснащения вестибюля можно найти в 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) , стр. 129–171 (постраничная страница в формате PDF). Каждый вестибюль хотя бы немного отличается, а некоторые (например, Купол, ПМА) существенно отличаются от приведенного здесь общего описания. Во многих случаях процедуры и отчеты НАСА о состоянии четко указывают на паузу примерно в восемь часов для тщательной проверки утечек, но некоторые из сообщаемых сроков, похоже, не предусматривают такую ​​​​операцию. Процедура удаления центральной секции M/D подробно описана, начиная со страницы 70 (страница в формате PDF) документа 5A Joint Ops. (NASA/MOD, 2000) , из которого было взято запланированное время, но в Книге технического обслуживания 4A (NASA/MOD, 2000) предусмотрено вдвое больше времени на удаление (pdf, стр. 74).
  37. ^ Подробные процедуры удаления доступных изнутри компонентов CBM (CPA, болт, гайка, защелка, RTL) и установки уплотнений IVA проиндексированы на странице 8 в PDF-файле Книги технического обслуживания 4A (NASA/MOD, 2000) , как и общие процедуры. для обнаружения утечек. Процедуры альтернативной установки CPA для предотвращения повреждений приведены в STS-126/FD13 Execute Pkg. (NASA/MCC, 2008) , стр. 3 (pdf).
  38. ^ Подготовка к операциям по разъединению начинается на стр. 38 (постраничная страница в формате pdf) из 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) .
  39. ^ См . Таблицу миссий , где указано относительное количество логистических рейсов по сравнению с сборочными рейсами. Детали бюджетирования времени, похоже, со временем изменились. Информацию о деоборудовании вестибюля элементов логистики (в данном случае MPLM) см. в Книге 5A.1 MPLM (NASA/MOD, 2000) , стр. 134 (нумерация в формате PDF). Выделение двух членов экипажа на деоборудование основано на исходном плане STS-102/FD10 (NASA/MCC, 2001) , в котором на выполнение этой задачи отводилось меньше времени. В текущем описании не учитываются никакие усилия по установке CBCS; неофициальная выборка последних отчетов о состоянии позволяет предположить, что он не используется для поддержки операций по отстыковке судов. Время на перенастройку для дематирования, вероятно, значительно сократилось после введения ротационных комплектов CPA: установка четырех CPA была запланирована примерно на 2:30 в Книге обслуживания 4A (NASA/MOD, 2000) , стр. 74 (pdf). Установка секции прикрытия M/D подробно описана в 5A Joint Ops. (NASA/MOD, 2000) , стр. 170 (pdf). Сразу после этого следуют шаги по снятию заземляющего ремня. Демонтаж вестибюля запланирован на 40 минут на странице 84 в формате PDF Книги по летному техническому обслуживанию 4A, но только на 20 минут в Книге совместных операций (5A), страница 70 (pdf).
  40. ^ Включая установку оборудования для испытаний под давлением, в первоначальном плане STS-102/FD10 (NASA/MCC, 2001) разгерметизация была запланирована примерно на 75 минут ; 40-минутная продолжительность фактической разгерметизации получена путем суммирования периодов пребывания в Книге 5A.1 MPLM (NASA/MOD, 2000) , страницы 150–153. В этой ссылке не указана общая продолжительность задачи, которая должна была быть несколько больше, чтобы учесть шаги экипажа. График STS-102 предполагает, что разгерметизация не включена в задачу деоборудования, как и организация Книги MPLM 5A.1, но график 4:30 от начала выхода MPLM до конца развала CBM в том же графике предполагает, что это могло быть. В доступной документации не было очевидного решения очевидного несоответствия в бюджете времени. Допуск для преобразования давления в метрические единицы основан на легкодоступном руководстве для счетчика Fluke 105B, указанного в ссылке (±0,5%). В руководстве не указано, является ли экспериментальная неопределенность «индикаторной» или «полномасштабной»; Здесь предполагался «полномасштабный». Основанием для ограничения давления является OOS – 22.01.10 (НАСА/штаб-квартира, 2010 г.) : «...необходимо убедиться, что давление ниже 2 мм рт. ст., прежде чем разъединять, чтобы защитить уплотнения CBM (общего швартовочного механизма)». Само ограничение находится в процедурах (например, Книга MPLM (5A.1), pdf, стр. 152), но обоснование там не указано.
  41. ^ Активация и проверка МД на расстыковку могут осуществляться как с земли, так и с орбиты. Общий порядок процедур взят из Справочника по наземным работам 3A (NASA/MOD, 2000) и 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) . Хотя команда DBBoltck (отличная от команды «BBoltck») явно требуется в обоих документах, не было найдено ни подробного описания, ни обоснования, которые отличали бы ее от команды BBBoltck. Проверка CBM на земле и оставление с включенными CPA: см. STS-114/FD11 Execute Pkg. (NASA/MCC, 2005) , стр. 3 в формате pdf.
  42. ^ Первоначальный план STS -102/FD10 (NASA/MCC, 2001) отводил 90 минут на деактивацию и деактивацию ACBM Node 1 Nadir. Процедура ослабления болтов начинается на странице 57 (постраничная страница в формате PDF) документа 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) . Указан диапазон перемещения ±0,1 оборота; более поздние редакции процедуры расширяют позиционный допуск. Качество болта/гайки CBM . Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998), стр. 3-2 определяет критерий успеха отвинчивания как снятие предварительной нагрузки с максимальным крутящим моментом, не превышающим 1600 фунт-дюйм (180 000 мНм); Маклафлин и Уорр (2001) указывают на странице 4 ограничение скорости 0,5 об/мин при этом крутящем моменте, хотя на странице 3 сообщается, что команда «F Болт» в противоположном направлении при полной нагрузке должна выполняться при скорости 0,4 об/мин. В совокупности с общим временем, отведенным на процедуру, это говорит о том, что на самом деле ослабление осуществляется комплектами из четырех болтов, а не всех 16 одновременно.
  43. ^ Критерий ослабления в 5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) , стр. 58 (pdf) соответствует выводам, представленным на стр. 5-7 Assembly Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) : «...если указанная нагрузка на болт когда-либо опустится ниже 1500 фунтов во время извлечения, его необходимо полностью извлечь не менее чем за 29 оборотов от полной предварительной нагрузки без каких-либо дополнительных действий в любом направлении. Из этого правила нет исключений». Тот же источник сообщает, что это правило возникло в результате повреждений, полученных во время некоторых из первых дематаций во время подготовки к последовательности квалификационных испытаний на уровне сборки, где такое ограничение не было наложено.
  44. ^ Извлечение болта, закрытие крышки и выключение CBM: 6A Assembly Ops (NASA/MOD, 2001) , страницы 69–91. Закрытие крышек контролируется визуально по изображению камеры.
  45. ^ Операции по устранению непредвиденных обстоятельств проиндексированы на стр. 8–9 на странице в формате PDF « Неисправности сборки 5A» (NASA/MOD, 2000) . Относительная скорость расстыковки и демонтажа отмечена на стр. 41 книги « Эксплуатация аванпоста» (Демпси, 2018) .
  46. ^ Информацию о первоначально разработанном использовании порта Надир на узле 1 см. в Link & Williams (2009) , стр. 1, где содержится подробное обсуждение инженерных изменений, необходимых для интеграции узла 3 в этом месте. PMA3 по сути использовался как водолазный колокол под водой. Программное описание редизайна и реализации см. в разделе « Эксплуатация аванпоста» (Демпси, 2018 г.) , стр. 64–67 нумерации страниц в формате PDF. Цитируемый список перенаправленных коммуникаций см. в OOS – 20.11.09 (NASA/HQ, 2009) , где не дается определение упомянутых соединений ISL. Список отчета о состоянии, по-видимому, отличается от подробного обсуждения в ссылке на стр. 2–5. Судя по имеющейся документации, согласование двух дискуссий не было очевидным. Определение IMV взято из книги «Эксплуатация аванпоста», стр. 187.
  47. ^ См. Объявление НАСА об исследовании «Рогатки» на космической станции (NASA/ISSP, 2019) .
  48. ^ Jump up to: а б Фостер, Кук, Смудд и Генри (2004) (стр. 319 на страницах в формате PDF) и Качество сборки. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) (ALQTR) (раздел 3.2 «Деятельность по разработке предшественников») идентифицирует те же три важнейших вида деятельности и связанные с ними факторы, «...устанавливающие совокупные условия, при которых CBM должен функционировать...» (ALQTR, стр. 3-2). Оба источника явно относятся к одному и тому же событию (рисунок 4 Фостера идентичен рисунку 3-3 отчета), но они организуют свое обсуждение по-разному и содержат некоторый расходящийся материал: ALQTR сообщает о четвертой логической цепочке, имеющей отношение к производительности. о приобретении Гайки компанией Powered Bolt; Фостер ссылается на «полномасштабные испытания на герметичность», которые не упоминаются в официальном отчете об испытаниях. Тест также получил краткое обсуждение в Zipay и др. (2012) (стр. 40–41 на нумерации страниц в формате PDF), что в целом соответствует двум другим источникам, но содержит меньше деталей.
  49. ^ Jump up to: а б Состояние нагрузки с внешними нагрузками и без давления в вестибюле (то есть в виде внешнего фланца) показано на рисунке 39 Zipay и др. (2012) . Состояние как с внешней нагрузкой, так и с внутренним (преддверным) давлением показано на рисунке 40 того же справочника.
  50. ^ Требования к контролю над разрушением (NASA/SSPO 2001) и Требования к проектированию конструкций (NASA/SSPO, 2000) подробно описывают инженерные практики программы, с помощью которых сосуды под давлением и конструкции под давлением аттестуются на разрушающие и структурные нагрузки соответственно.
  51. ^ Jump up to: а б Каждый причал может иметь уникальную конфигурацию соединения RMS, а инерционные свойства пристыкованных модулей изменяются в широком диапазоне (см. сводные данные по модулям в Справочнике по МКС (Использование) (NASA/ISSP, 2015) ). . Анализ используется для определения нагрузок и прогнозирования производительности на протяжении всего хода механизма. Тест используется для того, чтобы убедиться, что внутренняя динамика правильно смоделирована при репрезентативных нагрузках, которые часто включают компенсацию силы тяжести. Итеративный подход кратко обсуждается в Conley (1998) , с. 589 «Анализ развертывания». См. обсуждение «Систем разгрузки» (стр. 534 в Конли) для описания того, как компенсируются гравитационные эффекты во время испытаний механизмов космического корабля.
  52. ^ «Соответствующие нагрузки определяют очищающее действие на уплотнение во время болтового соединения...» Качество сборки. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998), стр. 3-5. Рекомендуемый производителем максимальный зазор после завершения болтового соединения для Gask-O-Seal составляет 0,003 дюйма ( Gask-O-Seal Hdbk (PHC, 2010), стр. 9). Важность чистоты производственных условий для соединений заводской сборки обсуждается на стр. 18 того же справочника, а также у Холкебура (1993) , стр. 256–257. Напротив, CBM/CBM представляет собой «полевой стык», собранный в неконтролируемой среде. Средой запуска первых мест для элементов, оснащенных PCBM, был (повторно используемый) отсек полезной нагрузки шаттла; Чистота среды отсека полезной нагрузки обсуждается в §§4.1.3.3 и 4.2.3 Руководства пользователя отсека полезной нагрузки (NASA/NSTS, 2011) . После вывода из эксплуатации «Шаттла» все поставки осуществляются под обтекателями полезной нагрузки, предназначенными для полета, каждый из которых, как можно разумно ожидать, будет иметь свои собственные характеристики.
  53. ^ Типичная высота орбиты: Эксплуатация аванпоста (Демпси, 2018) , стр. 123. Эту область околоземной орбиты обычно называют термосферой .
  54. ^ Температура газа в этом регионе начинает повышаться с высотой, но плотность настолько мала, что космический корабль практически не нагревается от этой температуры. См. «Природная среда» (ред. Джаст, 2016 г.) §5.1 для описания окружающей среды и §5.1.7 для краткого обзора общего воздействия атомарного кислорода на космический корабль. О чувствительности тюленя см. Christensen, et al. (1999) . По теме влияния комбинированной температуры и вакуума на трение см. Conley (1998) , стр. 176 и 589, а также главу 17. Широкий современный обзор данных о трении как в атмосферных, так и в вакуумных условиях см. в Справочнике по смазке для Космическая индустрия (NASA/MSFC, 1985) . Краткое обсуждение изменений химического состава под воздействием вакуума («дегазации») см. в главе 9 Конли.
  55. ^ Поскольку они связаны с радиацией, эти проблемы часто называют «термооптическими». см. в §5.2 книги «Природная среда» (ред. Джаст, 2016 г.) . Описание тепловой среды
  56. ^ Jump up to: а б При диаметре около 7 футов МУП занимают от 10 до 20% площади поверхности типичного узла. Несмотря на то, что это явление носит направленный характер и (следовательно) зависит от параметров орбиты, его нельзя игнорировать в периоды, когда несколько портов не соединены, или когда порты не соединены в течение длительных периодов времени при агрессивной ориентации. См . «Природная среда» (ред. Джаст, 2016 г.) , §5.6.4, глава 3, книги Гилмора (1994 г.) и Конли (1998 г.), глава 20, для дополнительного обсуждения соответствующих методов эксплуатации и инженерных приспособлений.
  57. ^ Магнитное поле меняется в зависимости от того, где космический корабль находится на своей орбите («истинная аномалия»), поэтому его обычно называют «геомагнитным». Соответствующие характеристики обсуждаются в §5.3 книги «Природная среда» (ред. Джаст, 2016 г.) , а также некоторые соответствующие вопросы проектирования космических кораблей.
  58. ^ См. §5.4 книги «Природная среда» (Just, ed., 2016) для параметрического обсуждения плазменной среды на высоте МКС. Избыточный положительный заряд на МКС контролируется с помощью плазменного контактора, установленного на элементе фермы Z1. Это исключает искрение между космическим кораблем и заряженной средой. См. Карпентер (2004) .
  59. ^ Среда ионизирующего излучения в термосфере описана в §5.5 книги «Природная среда» (ред. Джаст, 2016 г.) . Эффекты в общих чертах описаны в §5.5.3.
  60. ^ Например, неколичественные требования M/D были задокументированы в документе ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.5.12. Недавняя оценка окружающей среды метеороидов/обломков описана в книге «Природная среда» (редактор Justh, 2016 г.) §5.6; в справке отмечается, что, хотя мусор не имеет строго «естественного» происхождения, в описательных целях он рассматривается как таковой, поскольку он находится вне контроля какого-либо проекта развития.
  61. ^ В данном контексте «шлейф» относится к выхлопной струе ракеты после того, как она покидает сопло. Во время операций сближения ракета, выпущенная преследующей машиной для замедления ее приближения к цели, часто нацеливается на эту цель («маневр торможения»). Когда выхлоп попадает в цель, он генерирует силы, которые могут оттолкнуть цель и, если ударить не по центру, развернуть ее. В зависимости от состава выхлопных газов шлейф может также загрязнять внешнюю часть целевого автомобиля. Что касается воздействия шлейфа на целевой автомобиль, операции по его смягчению подробно обсуждаются в книге Shuttle/LDEF Retrival Ops (Холл, Уильям М., 1978), начиная со страницы 10 (нумерация страниц в формате PDF). Загрязнение может ухудшить возможности терморегулирования и выработки энергии цели. См., например, обсуждение реактивных самолетов космического корабля «Аполлон», взаимодействующих со «Скайлэбом», в «Истории сближения космических кораблей» (Гудман, 2011) , глава 5. Форма и плотность шлейфа могут быть неочевидными. См. обсуждение, начиная со стр. 166 Гриффен и Френч (1994) .
  62. ^ на рисунке 1 Кука, Аксаментова, Хоффмана и Брунера (2011) См. «дерево» сборочных механизмов . Необходимость сборки крупных объектов на орбите обсуждается на стр. 9 книги « История рандеву космических кораблей» (Гудман, 2011) . В той же ссылке на странице 16 отмечается, что новые концепции были сочтены слишком опасными для одноместного космического корабля программы «Меркурий» и были переданы более крупному экипажу проекта «Джемини». Однако на Меркурии проводились летные эксперименты по изучению способности пилота оценивать расстояния и положения в космосе. Термин «эра Аполлона» используется здесь абстрактно и включает в себя «Скайлэб» и испытательный проект «Аполлон/Союз». См. страницы 15–59 справочника для более подробного исторического рассмотрения.
  63. ↑ См . «Историю сближений космических шаттлов» (Goodman, 2011) , стр. 69, где содержится вводное обсуждение новых обстоятельств и факторов в программе «Спейс шаттл». Комментарий о соосности можно найти на странице 4 (страница 9 в формате PDF) книги Cohen, Eichold & Heers (ed.) (1987) . Операции по поиску шаттла / LDEF (Холл, Уильям М., 1978) содержат подробное объяснение физики и математики подхода с r-баром, включая объяснение взаимосвязи между ним и использованием SRMS для поиска свободно летающих космических кораблей. Понимание того, что было известно (или ожидалось) в период строительства причалов, можно улучшить, прочитав это в контексте Ливингстона (1972 г.) и Требований RMS (NASA/JSC, 1975 г.) .
  64. ^ Информацию о доле миссий, которые, как предполагается, будут включать поиск и определение тем требований к вождению, см. Ливингстон (1972), рисунки 1 и 2 соответственно. Ссылка на почти нулевую скорость контакта взята из « Истории сближений космических кораблей» (Goodman, 2011) , стр. 69. Распределение развертывания и возврата в RMS: Jorgensen & Bains (2011), стр. 1.
  65. ^ Соответствующие требования к RMS можно найти на стр. 12 « Требований к RMS» (NASA/JSC, 1975) . Более подробную информацию о размере и форме входа в коридор выравнивания CBM см. в разделе «Эксплуатация заставы» (Демпси, 2018 г.) , стр. 44. После ввода в эксплуатацию модификации SRMS помогли справиться с развивающейся ситуацией; см. Йоргенсен и Бэйнс (2011), стр. 8; разработка нового программного обеспечения (подрежим удержания позиции-ориентации), которое позволило SRMS обрабатывать тяжелые полезные нагрузки, обсуждается на страницах 15–20. Относительно возможности толчка для достижения выравнивания сопрягаемых объектов (например, контакта между ACBM и направляющими выравнивания PCBM) при использовании RMS, см. обсуждение согласования силового момента на странице 22 того же документа. Эти изменения происходили почти одновременно с разработкой CBM, поэтому появилось много новых возможностей.
  66. ^ Первое использование SRMS: Jorgensen & Bains (2011), стр. 6. Многие отчеты подрядчиков об исследовании потребностей, атрибутов и архитектурных вариантов космической станции можно найти с помощью средства поиска на Сервере технических отчетов НАСА (NTRS), используя это фраза. Хотя в отчетах это официально не называется исследованием «Фазы А», за ним последовала Фаза B ( см. в Справочнике NASA SE (Hirshorn, Voss & Bromley, 2017) текущее определение фаз разработки НАСА , глава 3). программы). Из отчетов не ясно, было ли понятно какое-либо одно определение термина «причал» на ранних этапах программы. Различия между определениями той эпохи и определениями сегодня очевидны, например, на стр. 4 (стр. pdf) книги Cohen, Eichold & Heers (ed.) (1987) : «Различие между стыковкой и стоянкой заключается в том, что стыковка происходит между шаттла и космической станции, пока происходит стыковка между модулем и хабом или между модулем и модулем». Другие определения можно найти в современной литературе по программам, большая часть которой заархивирована в NTRS.
  67. ^ Jump up to: а б Нагрузки, соответствующие фланцам: см. Illi (1992), стр. 5 (нумерация страниц в формате PDF). Хотя эта статья была «ранней», отклонения, показанные в CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) §3.2.1.1, и упоминание на страницах 12 и 42 работы Zipay и др. (2012) указывают, что прогибы, особенно в радиальном порту, оставались проблемой в ходе окончательных проверок. Качественные внутренние нагрузки основаны на внимательном прочтении Критериев предварительной нагрузки болтов (NASA/NSTS, 1998) , которые требовались Требованиями к проектированию конструкций (NASA/SSPO, 2000) ), §3.5.5 (которые, в свою очередь, были называется ACBM Dev Spec. (BD&SG, 1998), раздел 3.3.1.3.3). Предельное давление указано в PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) , §3.2.5.2. Как и герметичная оболочка модуля, вестибюль, созданный из сопряженных МД, прошел контрольные испытания давлением 22,8 фунтов на квадратный дюйм ( Zipay и др. (2012), стр. 10).
  68. ^ Программа космической станции. Описание (NASA/HQ, 1984) , стр. 344. В этом отчете RMS не упоминается; причаливание определяется без различия между маневрами, обычно связанными теперь только со стыковкой (с одной стороны), и использованием телеробота-манипулятора (с другой стороны). Кроме того, в документе люк упоминается как часть причального механизма, тогда как в будущей архитектуре космической станции люки будут иметь места без люков. Многократный причальный адаптер обсуждается на стр. 240–241. В других местах того же документа адаптер называется «Монтажно-стыковочный модуль» (например, стр. 429). По поводу общности причальных механизмов: «Модули, пригодные для проживания людей, должны... иметь общие интерфейсы и причальные механизмы» (стр. 323). Андрогинность «идентичных причальных систем» рассматривается на странице 462. (Все номера страниц Описания программы указаны в соответствии с нумерацией страниц в формате PDF, которая объединяет несколько томов отчета в один файл.)
  69. ^ См. Ливи (1982) для подробного описания механизмов структуры поддержки полетов, разработанных в этот период. Многие из инженерных и эксплуатационных практик отражены в более поздней документации, касающейся CBM.
  70. ^ Программа космической станции. Описание (NASA/HQ, 1984), стр. 516 (нумерация страниц в формате PDF).
  71. ^ Фактическая дата начала указана в Adv. Дев. Заключительный отчет (Cntrl. Dyn. & MDA, 1998), стр. 74 (76 на страницах в формате PDF). Описание механизма швартовки/стыковки обобщено в книге Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988), страницы 2–9 (нумерация страниц в формате PDF). Общий диаметр взят из рисунка 8 последней ссылки, который содержит несколько других изображений концепции дизайна того времени.
  72. ^ Небольшие диаметры колец CBM, отверстия для болтов и обращенные наружу направляющие узлов ресурсов повторяют те, что изображены в отчете о перспективных разработках за предыдущий год; см. Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988) .
  73. ^ «Структурная защелка болт/гайка» описана в книге Burns, Price & Buchanan (1988), стр. 331–333 (страницы 7–9 в нумерации страниц в формате PDF). Происхождение этого термина неясно: в общих требованиях на странице 3 того же источника они называются просто «защелками». В «Справочнике по смазочным материалам для космической промышленности» (NASA/MSFC, 1985) , который в то время был основным документом MSFC по смазочным материалам, прямо не упоминается дикронит или DOD-L-85645, который является стандартом, регулирующим дисульфид вольфрама. В Справочнике перечислено несколько таких смазочных материалов и описано, что они имеют коэффициент трения около 0,04 на воздухе, но значения для применения в вакууме не показаны. Важность взаимосвязи между крутящим моментом и неопределенностью предварительной нагрузки, важной частью которой является изменение трения, очевидна из Критериев предварительной нагрузки болта (NASA/NSTS, 1998) , которые впоследствии потребовались при разработке CBM.
  74. ^ Результаты испытаний на жесткость пружины сильфона см. в разделе «Дополнительно». Дев. Заключительный отчет (Cntrl. Dyn. & MDA, 1998), стр. 9–15 (стр. 11–17 в нумерации страниц в формате PDF). В целом программа перспективного развития была сосредоточена на стыковке и замыкании «цикла» модулей, при этом о самих операциях швартовки как таковых сообщалось относительно мало. Илли (1992) сообщает на странице 7 (нумерация в формате PDF), что в то время сильфоны не могли быть надежно изготовлены.
  75. ^ Размещение внутренних инженерных коммуникаций: Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988). Рисунок 8. Подробный, но не обязательно окончательный пример конфигурации станции на тот момент см. на рисунке 3.5-1 Space Station SE & I, Vol. 2 (BAC/SSP, 1987) . Ассортимент конфигураций узлов ресурсов («концентраторов»), которые в то время все еще изучались, см. в Cohen, Eichold & Heers (ed.) (1987) , стр. 19–22, 30–31, 33–34, 40–41, 44. и 75–76 (все на страницах в формате PDF). Многочисленные орбитальные фотографии радиальных портов иллюстрируют потенциал ограниченной совместимости.
  76. ^ Хотя документация этого периода содержит самые ранние обнаруженные обсуждения конкретной стратегии проектирования модулей, требование к люку номинальной площади 50 дюймов (1,27 м) явно существовало еще в начале Программы перспективного развития; см. Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988), стр. 3 (pdf). Размер люка не был определен еще в 1984 году ( Описание программы космической станции (NASA/HQ, 1984), pdf, стр. 462). Компоновка «четырех квадрантов» описана в Hopson, Aaron & Grant (1990), стр. 5–6. «Динамическая оболочка» отсека полезной нагрузки описана в §5.1.2.1 Руководства пользователя отсека полезной нагрузки (NASA/NSTS, 2011). ) . ICD CBM /PE (NASA/ISSP, 2005) , §3.1.4 содержит детальное распределение геометрии для «служебных перемычек» между модулями и тщательно управляет пределами динамических зазоров для компонентов по обе стороны интерфейса CBM/CBM. во время швартовых операций.
  77. ^ Срок службы модулей указан в Hopson, Aaron & Grant (1990), стр. соответствие возможному требованию в отношении 10 лет жизни (§3.2.3.1 ACBM Dev. Spec. (BD&SG, 1998) 6. Из имеющейся документации неясно ). Геометрию стандартных стоек см. на рис. 13 на стр. 16 предыдущего справочника. Раннее обсуждение использования предварительно интегрированной стойки в качестве удобного средства для регулировки стартового веса модуля можно найти в работе Troutman et al. (NASA/LaRC, 1993) , стр. 25 (нумерация в формате PDF), Итоговый отчет SSRT президенту (NASA/SSRT, 1993) , стр. 13 и стр. 59 Отчета о редизайне (NASA/SSRT, 1993) (нумерация в формате PDF). Краткое описание изменения полезной нагрузки шаттла, последовавшего за увеличением наклонения орбиты, можно найти на странице 39 последней ссылки.
  78. ^ Различные механизмы причаливания и стыковки описаны на страницах 13–15 книги Хопсона, Аарона и Гранта (1990) . См. Gould, Heck & Mazanek (1991) для подробного анализа влияния предложенной концепции общего модуля на размер модуля и стартовую массу. Краткое обсуждение базового узла ресурсов, выбранного в 1992 году, можно найти во введении к Winch & Gonzalez-Vallejo (1992) и Illi (1992) . Илли (страницы 3 и 5 страницы в формате pdf) также явно признает влияние отклонений, вызванных давлением, на конструкцию CBM. «Пассивное гибкое МД» обсуждалось как нечто несомненное в Винче (стр. pdf), но вскоре после этого было фактически отложено в Илли (стр. pdf). Не удалось найти никаких записей о том, чтобы такой вариант прошел квалификацию или был изготовлен, и шаблон модуля никогда не был «замкнут» в цикл.
  79. ^ Jump up to: а б Даты выпуска документации по системному проектированию указаны на странице ii документа PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) , страница ii CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) и страница i документа ACBM Dev. Спец. (БДиСГ, 1998) .
  80. ^ Jump up to: а б с Эти отрывки содержат материал, который в основном является общим для двух основных источников этого периода: Winch & Gonzalez-Vallejo (1992) и Illi (1992) . За исключением ссылки на срезную стяжку, описания конструкции следуют за лебедкой, страницы 3–7 (нумерация страниц в формате PDF). Возможно, в то время дизайн находился в быстром изменении. В статье Illi, опубликованной в том же году, что и Winch, гибкий вариант рассматривается как отброшенный, и описывается, что соединение CBM/PE уплотняется сваркой, а не уплотнительными кольцами Winch. Только Илли ссылается на срезную стяжку (страница 2 на страницах PDF-файла); описание в Winch не содержит очевидного метода переноса таких грузов через плоскость интерфейса CBM/CBM. По признанию компании Illi, конструкция срезной стяжки эффективно обеспечивает более жесткий финальный этап выравнивания, чем конструкция направляющих. Направляющие выравнивания PCBM на рис. 4 Илли имеют только половину размаха направляющих, показанных на рис. 3 и 4 Лебедки; Илли описывает это изменение как меру по снижению веса. Илли также сообщает, что предварительная нагрузка болтов составляет 9 500 фунтов силы (42 000 Н) по сравнению с 6 500 фунтами силы (29 000 Н) у Winch, хотя крутящий момент болта в обоих случаях указан как 900 фунтов силы (100 000 мНм) (предполагается, что возможно, была произведена замена смазки резьбы). Лебедка сообщает об уплотнительных кольцах на интерфейсе CBM/CBM, тогда как Илли сообщает о сегментированном уплотнении Gask-O-Seal для облегчения замены EVA. Не было обнаружено никаких записей, свидетельствующих о том, что такая замена когда-либо происходила на орбите.
  81. ^ Краткое изложение поддержки Конгрессом программы свободы космической станции взято из «Свидетельств комитету по науке Палаты представителей» (Смит, 2001) . Цифры затрат взяты из Приложения 1, Таблицы 1 этого справочника; источник рекомендует проявлять осторожность при их интерпретации, поскольку разные оценки не обязательно отражают один и тот же объем или одни и те же процедуры оценки. См. Приложение B к Отчету о редизайне (NASA/SSRT, 1993 г.) , где приведены указания г-на Голдина НАСА.
  82. ^ Два наклона орбиты имели серьезные последствия как для конструкции, так и для возможностей станции. См. Отчет о модернизации (NASA/SSRT, 1993 г.) , «Общие соображения по вариантам», начиная со стр. 33 (нумерация страниц в формате PDF). Рекомендации по включению структурных/механических подсистем приведены в Приложении D, стр. 293 (нумерация страниц в формате PDF). Увеличение нагрузок для CBM указано для двух вариантов на странице 270 (нумерация страниц в формате PDF). Никаких других проблем, похоже, выявлено не было. Однако в отчете отмечается, что наклон в 51,6 градуса приводит к значительно большему «времени пребывания на солнце» по сравнению с исходными 28,5 градусами (стр. 55 на страницах в формате pdf). Удаление контроллеров, двигателей и защелок было указано (только для одного варианта) на странице 157 (нумерация страниц в формате PDF). Хотя эта концепция явно не рекомендуется для других вариантов, она присутствует в конструкции в том виде, в котором она летала. Увеличение использования объема вестибюля: см. стр. 221 (нумерация страниц в формате PDF) отчета группы по редизайну.
  83. ^ Отчет о миссии STS-74 (Фрике, 1996), стр. 4: «Стыковочный модуль был схвачен... и отстыкован от орбитального корабля... Затем его переместили в положение перед установкой, на 12 дюймов выше кольца захвата ODS... [затем] маневрировали в пределах пяти дюймов от орбитального корабля. Кольцо ODS в рамках подготовки к последовательности толчков, предназначенной для принудительного захвата. Шесть двигателей подсистемы управления реакцией (RCS), направленных вниз, были запущены... и захват был достигнут». ODS ( система стыковки орбитального корабля ) представляла собой герметичный модуль, установленный в отсеке полезной нагрузки шаттла. Андрогинная периферийная система крепления находилась на конце, напротив кормового люка орбитального корабля.
  84. ^ Относительно начальных этапов объединенных программ: Отчет президента за 1994 год (NASA/HQ, 1995) , стр. 2. Был промежуточный период, в течение которого Космическая станция называлась «Космической станцией Альфа» (см. Стр. 134). ). В отчете слово «международный» не пишется с заглавной буквы в собственном названии программы (например, страницы 1, 2 и 9), что позволяет предположить, что программа все еще находилась в процессе написания отчета. Для окончательной доработки см. Отчет Президента за 1997 г. (NASA/HQ, 1998 г.) , стр. 2. Информацию о поставке тренажеров CBM см. в Отчете Президента за 1995 г. (NASA/HQ, 1996 г.) , стр. 28 (33 в пагинации в формате pdf). ). Взаимосвязь между двумя частями МКБ определяется в §1.1 «Цель» самого МКБ/ПЭ МКБ (NASA/ISSP, 2005) .
  85. ^ Проект квалификации CBM обсуждается в девяти доступных источниках. Фостер, Кук, Смудд и Генри (2004) и Качество сборки. Оба отчета об испытаниях (BD&SG, 1998) содержат обзоры, причем отчет гораздо более обширен. Зипей и др. (2012) , Холл, Слон и Тоббе (2006) , Требования к экологическим испытаниям (NASA/ISSP, 2003) (SSP 41172), Отчет о тепловом балансе Boeing (BD&SG, 1997) , Итоговый отчет об испытаниях CBM (AEDC, 1996) , Качество болта/гайки CBM . Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) и Smith et al. (2020) все обсуждают конкретные аспекты. Все они кажутся авторитетными: и Зипей, и Фостер подписали в качестве руководителей документацию о требованиях к конструкциям на программном уровне ( Требования к контролю разрушения (NASA/SSPO 2001) и Требования к проектированию конструкций (NASA/SSPO, 2000) ), Фостер был упомянут в благодарностях. для Илли (1992) достоверность двух отчетов об испытаниях официально сертифицирована подрядчиком-разработчиком, SSP 41172 представляет собой документ программного уровня для требований проверки, а документы MSFC/CDL и «Извлеченные уроки» написаны инженерным персоналом НАСА. Источники, к сожалению, не полностью совпадают во всех деталях квалификации. Обсуждение здесь следует за официально опубликованными отчетами об испытаниях.
  86. ^ Перечисленные компоненты основаны на Foster, Cook, Smudde & Генри (2004) , стр. 304. Судя по всему, список ACBM учитывает только Тип I. Никаких упоминаний о механизмах, уникальных для Типа II, не было, а их квалификация на уровне компонентов не описана ни в одном другом доступном источнике. Тепловые стойки PCBM также не упоминаются в списке Foster, Cook, Smudde & Генри (2004), хотя они описаны там как «подпружиненные». См. «Требования к испытаниям на воздействие окружающей среды» (NASA/ISSP, 2003), Таблица 4-1, где приведен полный список квалификационных испытаний компонентов, необходимых для движущихся механических сборок (MMA).
  87. ^ Из-за наличия датчиков и/или исполнительных механизмов некоторые подвижные механические узлы в CBM также являются электронным/электрическим оборудованием, как и узлы панели контроллера.
  88. ^ Испытание болта/гайки с электроприводом суммировано из теста CBM Bolt/Nut Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) . Испытания статических нагрузок касались состояния нагрузки при соединении на орбите; Испытания динамических нагрузок касались условий запуска PMA на месте (§8-1). Испытания на срок службы (долговечность) и термовакуумные испытания, также указанные в Требованиях к испытаниям на воздействие окружающей среды (NASA/ISSP, 2003) (SSP 41172), проводились в установке ALQT «...чтобы правильно запустить циклическую пару бот/гайка, [потому что] технически допустимый цикл включает в себя итеративные циклы загрузки/выгрузки с частичной предварительной загрузкой» (стр. 12-6). Перечень тестов взят из §2–1 отчета. SSP 41172 указан в отчете как версия B для теста, поэтому некоторые детали могут не соответствовать точной версии, доступной в настоящее время.
  89. ^ Разделы 4 ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) и PCBM Dev. Спец. (БДиСГ, 1998) .
  90. ^ ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.3.2.1.2.4.1.
  91. ^ Динамика захвата: ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.3.2.1.2.4.1. Проверка моделей отклонения, вызванного давлением, путем испытаний на уровне элементов, жесткости и нагрузок на вестибюле в плоскости интерфейса ACBM/PCBM: §4.3.2.1.3.2. Относительно проверки герметичности между двумя сторонами и соответствующей демонстрации см. PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.3.2.1.4.2.
  92. ^ Согласно отчету Boeing Thermal Balance (BD&SG, 1997) §7.6, материал Руководства по выравниванию был изменен с алюминия 2219 на титан, но это изменение произошло слишком поздно для включения в испытание. Показанные в отчете раскрывающиеся чехлы лишь поверхностно напоминают те, что использовались в летной конструкции. Периферийные бамперы не присутствуют на рисунках в протоколе испытаний и не упоминаются в тексте. Дата «первого оборудования на доке» взята из отчета §1.4, что предполагает существенно более раннюю дату окончания проектирования, чтобы учесть время выполнения заказа на изготовление тестируемого изделия. Краткое изложение отличий от Freedom основано на сравнении подробных цифр в Winch & Gonzalez-Vallejo (1992) и Illi (1992) и данных в отчете об испытаниях. Краткое описание элементов, еще не находящихся в летной конфигурации, основано на сравнении этой цифры и множества полетных фотографий CBM.
  93. ^ Самая ранняя дата, обнаруженная для динамического анализа захвата/контакта CBM, - это Searle (1993) , который, хотя и опубликован в 1993 году, датирован июлем 1992 года. В сводке в §5 он описывается как отчет о «... 3–4-месячном Информацию о включении модели RMS в симулятор MSFC для поддержки CBM см. в итоговом отчете математической модели испытательного стенда (Cntrl. Dyn., 1993) , который также утверждает дату начала проверочного тестирования модели. «Метод мягких ограничений» описан в Hall, Slone & Tobbe (2006) , с. 5 страниц pdf. Этот источник описывает установку MSFC как «...использованную исключительно на протяжении 1990-х годов для поддержки программ разработки CBM и квалификационных испытаний», но резюме в §3.2 Ассамблеи Qual. В отчете об испытаниях (BD&SG, 1998) предварительная деятельность описывается как «...пятилетний период...», предполагая, что она завершилась где-то в 1997 году. Холл (2006) утверждает, что объект использовался для обучения экипажа. и поддержка миссии, которая привела бы, по крайней мере, к первому использованию МД на орбите в 2000 году во время СТС-92 . Он также содержит графику с низким разрешением, показывающую CBM на испытательном стенде. Этот источник содержит список смоделированных пар контактов, но не упоминает контакт «проводник/проводник». Термины «уточный бампер» и «система ослабления нагрузки» (рис. 3) имеют неизвестное происхождение. Эти термины больше нигде не встречаются, но их использование понятно. Термин «защелки и крючки для захвата с большим радиусом действия» перекликается с терминологией, использованной Бернсом, Прайсом и Бьюкененом (1988) для описания определенных аспектов тестирования передовых разработок на том же предприятии несколькими годами ранее. Ни в одном другом источнике его ссылки на МД не обнаружено. Описание системы резистивной нагрузки взято из ALQTR §5; вид спереди показан у Foster, Cook, Smudde & Генри (2004), рис. 4.
  94. ^ Зипей и др. (2012) (стр. 42 страницы в формате PDF) утверждает, что SRMS и SSRMS были смоделированы в тесте на уровне сборки и что были включены действия «Человек в цикле». Качество сборки . В отчете об испытаниях (BD&SG, 1998) в Приложении F («Анализ тестовых данных захвата динамики CBM, фазы B и C ALQT») сообщается иное: система резистивной нагрузки испытания заменяет «... гибкую модель SRMS с 6 шарнирами, «тормозящими» ...с эквивалентными матрицами жесткости и демпфирования 6x6 и 6 параметрами скольжения". В доступных источниках не было очевидного устранения явного несоответствия.
  95. ^ Качество сборки. В отчете об испытаниях (BD&SG, 1998 г.) , в разделе 3.2 указано, что технические характеристики температуры были получены путем анализа на основе испытаний теплового баланса, как указано в отчете Boeing Thermal Balance Report (BD&SG, 1997 г.) . Согласно §2.1 последнего, испытание «...планировалось под общим руководством ASTM E 491-73(1980)...раздел 5.5.1» [см. чуть более позднюю Стандартную практику испытаний теплового баланса (ASTM , 1984) , который не обновлялся с 1973 года] и был «...включен в план проверки CBM после... подмасштабных испытаний, устанавливающих контактную проводимость на ключевых интерфейсах...». Цепочка стандартных инструментов моделирования описана в §7.1. В более доступном итоговом отчете об испытаниях CBM (AEDC, 1996) описываются и обобщаются испытательная установка и результаты, но сообщается только о стабилизации температуры (в пределах экспериментальной неопределенности) до устойчивых условий, которые фактически не могут быть достигнуты на орбите.
  96. ^ Качество сборки . Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) §2.2.3 описывает прямую инжекцию LN 2 как метод охлаждения в вакуумной камере, при котором жидкий азот распыляется непосредственно на испытуемый образец, поддерживая давление в камере ниже тройной точки 12,52 килопаскалей (93,9 Торр). . Азот гранулируется при выбросе из системы доставки и оседает на испытуемом образце. Последующая сублимация извлекает из изделия тепловую энергию. В §3.2 сообщается, что методология была изобретена Лабораторией реактивного движения для испытаний Mars Pathfinder и усовершенствована для испытания CBM посредством обширной серии специализированных тестов по разработке приспособлений. Он был «...способен охладить критические секции активной испытательной установки весом 27 000 фунтов на 100 F менее чем за три часа...».
  97. ^ Реконструкция радиального порта кратко описана в более широком контексте программы в отчете Целевой группы по оценке и проверке затрат ISS (Чаброу, Джей В., изд. (1998) (стр. 19). Некоторые аспекты подробно обсуждаются на стр. 19. 12–18 Zipay, et al. (2012) и Smith, et al. (2020) , §V. Описания APV и PPV взяты из отчета об испытаниях сборки (BD&SG, 1998) (§§2.2 и 3.3), в котором далее сообщается, что ротация команд не повлияла на оцениваемые проблемы с печатями.
  98. ^ Качество сборки . В отчете об испытаниях (BD&SG, 1998) в §5.4 говорится, что первоначально запланированные температуры не могли быть достигнуты на практике, поскольку они отставали примерно на 10 °F (5,6 °C) с каждой стороны. Системы терморегулирования светильника (прямой впрыск LN 2 и «ленточные» нагреватели) оказались недостаточно эффективными для достижения и поддержания первоначально желаемых температур в непосредственной близости друг от друга (т. е. нагреватели слишком сильно нагревали холодную сторону, и распыление слишком сильно охладил горячую сторону). Проблему не удалось решить, приложив разумные усилия, и первоначальные цели испытаний были смягчены, чтобы соответствовать мощности приспособления. Кроме того, пределы нагрузки системы резистивной нагрузки были превышены при упражнении в крайних начальных положениях, что привело к прекращению тренировки в целях самосохранения. Эта проблема привела непосредственно к разработке новых рабочих процедур МД, что позволило продолжить демонстрацию.
  99. ^ Время и последовательность настройки и тестирования указаны в разделе «Квалификация сборки». Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998 г.) §4.1. Краткое изложение результатов взято из §§ 4 и 5 того же отчета. Проблемы интеграции, исправленные в ходе теста, включают командные интерфейсы между болтами и исполнительным программным обеспечением, между крышкой M/D и RTL, между крышкой M/D и защелкой, а также между RTL и защелкой.
  100. ^ Дополнительные тесты взяты из Таблицы 2-1 качества сборки. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998), стр. 2–8. Информацию о поддержке полетов см. в V20 (NASA/MSFC, без даты) .
  101. ^ Прямая цитата, описывающая последствия изменения ориентации узла 3, взята из Link & Williams (2009) , стр. 6. Справочник содержит инженерные графики затронутых зон и проектную установку. Он также включает краткое обсуждение аналитического подхода, лежащего в основе нового дизайна. Смотрите также обширное видео установки EVA .
  102. ^ Показанные отклонения взяты из CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) §§3.2.1.1. Они соответствуют рисункам 7 из более доступного Gualtieri, Rubino & Itta (1998) , за исключением того, что в последней ссылке опущено локальное требование отклонения от плоскости, обнаруженное в ICD (в пределах любого диапазона 7,5 градусов).
  103. ^ Jump up to: а б Идентификация путей утечки атмосферного давления основана на подробном обсуждении Андервуда и Львовского (2007) , процедур определения утечек на орбите в Книге технического обслуживания 4A (NASA/MOD, 2000) , §§1.3.502 – 504 и далее. процедуры установки пломбы IVA, описанные в §§1.2.518–520 того же документа. При необходимости пути утечки можно герметизировать с помощью компонентов комплекта уплотнений IVA.
  104. ^ Материал, размер, форма резьбы болтов: Illi (1992) . Материал и смазка для гайки: Sievers & Warden (2010) .
  105. ^ Источники не имеют точного согласия относительно значения предварительной нагрузки. Илли (1992) использует «не менее 9500 фунтов силы», но, вероятно, его можно не принимать во внимание из-за раннего периода времени. Сиверс и Уорден (2010) цитируют «приблизительно 19 000 фунтов силы». McLaughlin & Warr (2001) указывает величину 19 300 фунтов силы (85 900 Н), как и CBM Bolt/Nut Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998 г.) . В документе «Эксплуатация аванпоста» (Демпси, 2018 г.) , написанном руководителями полетов НАСА, предварительная нагрузка составляет 20 230 фунтов силы (90 000 Н), что может указывать на то, что болт работает не так, как он был первоначально квалифицирован. Из литературы не следует никакого разрешения кажущегося несоответствия. Здесь используется значение квалификации, и оно явно упоминается как таковое. Номинальная мощность привода затвора предоставлена ​​McLaughlin. Подпружиненная тепловая стойка: Фостер, Кук, Смудд и Генри (2004) . Эффект дифференциального коэффициента теплового расширения является простым вопросом физики, учитывая разницу в материалах соединения.
  106. ^ Защита герметизирующей крышки IVA: CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005). Рисунок 3.1.4.1–2 и Книга технического обслуживания 4A (NASA/MOD, 2000) , страница 119 (нумерация в формате PDF), Рисунок 7. Порты для проверки утечек: ICD Рисунок 3.3.5.1-1 и -3; они, судя по всему, функционально заменили датчики давления, описанные в работах Illi (1992) и Winch & Gonzalez-Vallejo (1992) . Заземляющий ремень: ICD Рисунок 3.3.10-9. Закрывающие скобки для обозначения типа порта: Рисунок 3.3.8-1 ICD по сравнению с -2. Крышки уплотнений IVA на внутренних радиальных поверхностях колец: Книга технического обслуживания 4A (NASA/MOD, 2000) , стр. 122 (нумерация страниц в формате PDF), рисунок 10. Справочный размер взят из рисунка 3.3.4.3-1 ICD.
  107. ^ Идентификация внутренних компонентов приведена на рисунке 3 Фостера, Кука, Смудда и Генри (2004), который идентичен рисунку 2-1 качества сборки. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998 г.) . Эталонное измерение взято из МКБ CBM/PE (NASA/ISSP, 2005). Рисунок 3.1.4.1–17.
  108. ^ Jump up to: а б с Идентификатор кольца PCBM и ACBM, схемы крепления болтов, допуски и стопорные штифты: CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005). Рисунок 3.3.2.1-1 (ACBM) и −2 (PCBM). Фотография внешней поверхности кольца PCBM с умеренным разрешением до установки уплотнения CBM/CBM можно найти на странице 72 (страница в формате PDF) Cklist STS-124 EVA (NASA/MOD, 2008) .
  109. ^ Схема расположения болтов CPA взята из ICD CBM/PE (NASA/ISSP, 2005), рисунки 3.3.4.3.1-1 и 2. Обоснование зубчатого фланца CBM/PE взято из того же ICD, рисунок 3.1.4.2– 6. Об этом также можно судить по многочисленным орбитальным фотографиям этого региона ACBM. Обозначение опорных кронштейнов: STS-126/FD13 Исполнение Упак. (NASA/MCC, 2008) , стр. 37 (нумерация страниц в формате PDF), рисунок 3.
  110. ^ CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) §3.3.2.1.
  111. ^ Конфигурацию уплотнения CBM/CBM, включая отверстия для проверки герметичности между буртиками, см. в Underwood & Lvinsky (2007), стр. 5–6 (нумерация страниц в формате PDF) и на рисунке 5. Толщина подложки уплотнения рассчитывается на основе приведенных размеров. в CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) Рисунок 3.1.4.1–17. Высоты уплотнительных валиков указаны на стр. 525 (нумерация в формате pdf), рис. 2 Совместных операций МКС/Шаттла. (LF1) (NASA/MOD, 2005) . Эталонный размер рассчитывается по рисункам 3.1.4.1–8 и 3.3.10.1-1 МКБ.
  112. ^ В некоторых источниках направляющие для выравнивания называются «направляющие для грубого выравнивания». Аналогично, юстировочные штифты в некоторых ссылках называются «штырями точного выравнивания». Передача управления между этапами согласования: Фостер, Кук, Смудд и Генри (2004), стр. 303–304. Бамперы и установочные штифты на ACBM указаны в CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005). Рисунок 3.3.10-4. Относительно связи между защелками захвата и окончательным выравниванием см. Cook, Aksamentov, Hoffman & Bruner (2011), стр. 27 (нумерация страниц в формате PDF). Сдвиг и кручение, вызываемые выравнивающим штифтом: Foster, Cook, Smudde & Генри (2004) , с. 304. Эталонный размер взят из рисунка 3.3.10–6.1 МКБ.
  113. ^ Конверт, зарезервированный для развертки захвата-фиксатора внутри PCBM, описан на рисунке 3.1.4.1–17 CBM /PE ICD (NASA/ISSP, 2005) . Он немного выступает за верхнюю часть захватного фитинга, когда кольца находятся в жестком сопряжении. Активация индикатора готовности к фиксации с помощью будущего руководства по выравниванию PCBM основана на работе Brain (2017) . Эталонный размер указан на рисунках 3.1.4.1–22 МКБ.
  114. ↑ При внимательном рассмотрении правого рисунка виден стопорный крюк защелки захвата, удерживающий рычаг захвата. См. также аннотации на стр. 313 (нумерация в формате PDF) Cklist STS-123 EVA (NASA/MOD, 2008) . Обратное соединение с CPA описано на рисунке 8 работы McLaughlin & Warr (2001) . Эталонный размер взят из рисунка 3.1.4.1–13 МКБ CBM/PE (NASA/ISSP, 2005) .
  115. ^ В литературе используется несколько различных наборов номенклатуры для узла защелки и его частей. Сирл (1993) называет защелку механизмом с «пятью стержнями», а современный Илли (1992) называет ее «четырехстержневым». Здесь используется более поздний термин, поскольку он соответствует общепринятому определению. Здесь использовалось слово «Dogleg», потому что именно так его назвал источник изображения, но во многих источниках используется термин «бездельник». Источник изображения относится к «Следователю» во множественном числе, но на многих орбитальных фотографиях защелки ясно видно, что он представляет собой единый элемент, имеющий две стороны. Ссылку на переключатель захвата-фиксации и то, как он используется в работе, можно найти в нескольких местах, например, в блоке 2 процедуры разрешения «Ошибка лабораторного контроллера CBM — подготовка к неисправности Mate» (см. стр. 58 на странице pdf документа). 5А. Неисправности сборки (NASA/MOD, 2000) . Сам привод описан (как физически, так и функционально) в McLaughlin & Warr (2001) . Функция крючка запуска описана на странице 338 (pdf) документа. Список документов для выхода в открытый космос STS-120 (NASA/MOD, 2007) .
  116. ^ Информацию о физических и рабочих взаимосвязях между индикаторами готовности к фиксации и защелками фиксации см. в документе 3A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000) , стр. 212 (нумерация страниц в формате PDF).
  117. ^ Это расширенное учебное моделирование включает в себя защелку/фитинг, направляющую/направляющую, стойку/ответную пластину и контакт бампер/бампер. Он был проверен на основе высокоточной модели CBM, работающей не в режиме реального времени, созданной в MSFC. См. Мозг (2017) .
  118. ^ 11-точечное гнездо в приводной втулке, видимое через отверстие в ближнем конце корпуса, можно сравнить с элементами сопряжения привода на рисунках 6 и 7 работы McLaughlin & Warr (2001) . Эталонное измерение взято из МКБ CBM/PE (НАСА/ISSP, 2005 г.), рисунок 3.3.10-3.
  119. ^ Снятие верхних частей приводного болта описано в разделе 1.2.520 Книги технического обслуживания 4A (NASA/MOD, 2000) с несколькими дополнительными фотографиями и чертежами.
  120. ^ 4A Книга технического обслуживания (NASA/MOD, 2000) , §1.2.514–1.2.516 (страницы 80–93 в формате PDF), с дополнительной ссылкой на рисунок 1 Sievers & Warden (2010) для собранного, отвинченного состояния, на котором показано гайка не совмещена с валом болта (а также с смещением в отверстии кольца PCBM). В аннотации к статье Сиверс также называет гайку «самовыравнивающейся». На этапах технического обслуживания герметизированная гайка упоминается как «гайка-цилиндр». Используемая здесь номенклатура соответствует номенклатуре Sievers & Warden. Точно так же корончатая гайка упоминается в Книге технического обслуживания как «гайка на случай непредвиденных обстоятельств», но здесь этот термин чаще используется в промышленности. Ссылка на возможность замены болта/гайки без сброса давления подтверждается утверждениями «15 из 16» в приложении C «Требования к экологическим испытаниям» (NASA/ISSP, 2003). Это условие возникло хотя бы один раз на орбите: см. DSR – 12.06.2017 (NASA/HQ, 2017) .
  121. ^ Общее описание CPA основано на материалах McLaughlin & Warr (2001) . Что касается унифицированного использования контроллера, см. Требования к испытаниям на воздействие окружающей среды (NASA/ISSP, 2003) , стр. C-24 (стр. 408 на страницах PDF-файла).
  122. ^ Дополнительную информацию о CPA для каждой ACBM см. McLaughlin & Warr (2001) .
  123. ^ Источник изображения ( STS-120/FD04 Execute Pkg. (NASA/MCC, 2007) ) также показывает детали того, как закрылок удерживается закрытым во время запуска. В Каталоге Национального архива можно найти множество полетных фотографий чехлов, на которых показано разнообразие конфигураций. Ссылка на пружину привода развертываемого лепестка взята из данных задачи EVA на странице 323 Cklist STS-123 EVA (NASA/MOD, 2008) (страница в формате PDF). Эталонный размер взят из рисунка 3.1.4.1–19 МКБ CBM/PE (NASA/ISSP, 2005) .
  124. ^ Маркировка и описание взяты из комплекта исполнения STS-126/FD13. (NASA/MCC, 2008), легко увидеть многие особенности обложки. стр. 35–42. Здесь
  125. ^ Идентификация приводного болта, привода, воротника и кабелей на фотографии взята из Книги технического обслуживания 4A (NASA/MOD, 2000) , страницы 85 и 91 (нумерация в формате PDF). Компоненты растительного покрова тюленей IVA указаны на странице 122 (pdf) того же документа. Связь между вилкой и фиксатором запуска развертываемого лепестка взята из Cklist STS-123 EVA (NASA/MOD, 2008) , стр. 256–260 (pdf).
  126. ^ Комплект блокировок запуска на каждом лепестке задокументирован в нескольких местах, включая описание выхода в открытый космос для порта узла 2 и надирных CBM в Cklist STS-123 EVA (NASA/MOD, 2008) , стр. 131 ( страницы в формате pdf). Связь между вилкой и замком запуска развертываемого лепестка взята из стр. 256–260 (pdf) того же документа, как и зацепление роликового звена защелкой (стр. 324). Эталонный размер взят из рисунков 3.1.4–7.3 МКБ CBM/PE (NASA/ISSP, 2005) .
  127. ^ Раздел 3.2.1.9.1 PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) запретил полагаться на «...подготовку к дополнительным транспортным средствам (EVA) для швартовки или отстыковки герметичного логистического модуля». Для сборки долговременных соединений такое требование не предусматривалось. Обсуждение снятия защитных покрытий с уплотнений PCBM можно найти в нескольких дополнениях к контрольному списку для выхода в открытый космос ( STS-120 EVA Cklist (NASA/MOD, 2007) (pdf, стр. 55), STS-122 EVA Cklist (NASA/MOD, 2007) ( pdf, стр. 34), STS-123 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008) (pdf, стр. 56–70) и STS-124 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008) (pdf, стр. 66–72), все в котором установлены постоянные герметичные элементы. В совместной операции МКС/Шаттла (LF1) (NASA/MOD, 2005) обсуждаются обширные проверки, которые необходимо выполнить на открытых уплотнениях CBM/CBM во время логистических полетов, на страницах 195–199 (страница в формате PDF). наряду с фотографическими свидетельствами посторонних материалов, обнаруженных на печатях после предыдущих полетов, на многочисленных орбитальных фотографиях транспортных средств, находящихся на орбите одноразовых ракет-носителей, видны голые уплотнения CBM/CBM перед захватом SSRMS. на осевых портах для некоторых стационарно установленных элементов использовались обертки и статические крышки (см., например, Линк и Уильямс (2009), стр. 6). Связь между такими крышками и спецификациями CBM неясна из доступной документации.

Ссылки

[ редактировать ]

Отчеты и другие дистрибутивы

[ редактировать ]

Ключ к авторам и издателям в организациях

  • АРЭК (1 сентября 1996 г.). Испытание термического цикла пассивного и активного общего причального механизма Международной космической станции (PDF) (Технический отчет). АРЭК. AEDC-TSR-96-V4. Архивировано (PDF) из оригинала 29 февраля 2020 г. Проверено 27 декабря 2019 г.
  • Подкомитет ASTM E21.07 (1984). «Стандартная практика солнечного моделирования для испытания теплового баланса космических аппаратов». Ежегодный сборник стандартов ASTM, том 15.03: Космическое моделирование; Аэрокосмические материалы; Высокомодульные волокна и композиты . АСТМ. АСТМ Е 491-73. {{citation}}: CS1 maint: числовые имена: список авторов ( ссылка )
  • БД&СГ (24 февраля 1997 г.). Отчет об испытаниях теплового баланса общего причального механизма (CBM) . КЛЕТКА 3А768. Т683-13856-1А.
  • БД&СГ (1 октября 1998 г.). Спецификация разработки критического элемента пассивного общего причального механизма . КЛЕТКА 3А768. S683-28943E.
  • БД&СГ (07.10.1998). Спецификация разработки основного элемента активного общего причального механизма . КЛЕТКА 3А768. С683-29902Б.
  • БД&СГ (08.10.1998). Отчет о квалификационных испытаниях сборки общего причального механизма . КЛЕТКА 3А768. Т683-13850-3.
  • БД&СГ (12 октября 1998 г.). Протокол квалификационных испытаний болтов и гаек с приводом от общего причального механизма . КЛЕТКА 3А768. Т683-85131-1.
  • Конли, Питер Л., изд. (1998). Механизмы космических аппаратов: элементы удачной конструкции . Джон Уайли и сыновья, Inc. ISBN  0-471-12141-Х .
  • Дэниелс, Кристофер С.; Данлэп, Патрик; деГро, Генри К., III; Стейнец, Брюс; Освальд, Джей и Смит, Ян (1 октября 2007 г.). Обзор уплотнений системы стыковки и швартовки LIDS . 2006 г. Семинар НАСА по уплотнениям и вторичной воздушной системе. НАСА/GRC. стр. 349–371. НАСА/CP-2007-214995/VOL1 . Проверено 7 февраля 2020 г. {{cite conference}}: CS1 maint: несколько имен: список авторов ( ссылка )
  • Гилмор, Дэвид Г., изд. (1994). Справочник по спутниковому терморегулированию . Пресса Аэрокосмической корпорации. ISBN  1-884989-00-4 .
  • Гриффен, Майкл Д. и Френч, Джеймс Р. (1994). Проектирование космических аппаратов . АААА. ISBN  0-930403-90-8 .
  • Гуальтьери, Н.; Рубино С. и Итта А. (1 февраля 1999 г.). «Узел 2 Международной космической станции - Анализ конструкции и определение статических испытаний». Конструкции космических кораблей, материалы и механические испытания, материалы европейской конференции, состоявшейся в Брауншвейге, Германия, 4–6 ноября 1998 г. 428 . ESA: 173. Бибкод : 1999ESASP.428..173G . ISBN  9290927127 .
  • Холкебур, Дэвид Х., изд. (1993). Вакуумная техника и космическое моделирование . Американский институт физики. ISBN  1-56396-123-7 .
  • Каплан, Маршалл Х. (1975). Динамика и управление современными космическими аппаратами . Джон Уайли и сыновья. ISBN  0-471-45703-5 .
  • Ливингстон, Луи Э. (27 марта 1972 г.). Система дистанционного манипулятора для космического корабля "Шаттл" . Конференция AIAA «Роль человека в космосе». АААА. дои : 10.2514/6.1972-238 . 72-238.
  • НАСА/ISSP (22 июня 2000 г.). Требования к управлению конфигурацией. Программа Международной космической станции . НАСА/АО. CiteSeerX   10.1.1.120.4680 . Программа самообучения 41170А.
  • НАСА/ISSP (25 октября 2005 г.). Общий механизм причаливания к элементам, находящимся под давлением. Контрольный документ, часть 2 . НАСА/АО. Программа самообучения 41004J.
  • НАСА/MSFC (без даты). ETF V20 (PDF) . НАСА/MSFC . Проверено 11 апреля 2020 г.
  • Смит, Джеймс П.; Хэмм, Кеннет Р.; Имтиаз, Каузер С. и Раджу, Иватури С. (06 января 2020 г.). Уроки, извлеченные из оценок космических полетов . Научно-технический форум AIAA 2020. АААА. дои : 10.2514/6.2020-0246 .

Страницы статуса

[ редактировать ]
[ редактировать ]

Общественное достояние Эта статья включает общедоступные материалы с веб-сайтов или документов Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства .

Retrieved from "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Common_Berthing_Mechanism&oldid=1220419574"
Arc.Ask3.Ru: конец переведенного документа.
Arc.Ask3.Ru
Номер скриншота №: 2a636b8fab94167224cd08c596828ba9__1713882900
URL1:https://arc.ask3.ru/arc/aa/2a/a9/2a636b8fab94167224cd08c596828ba9.html
Заголовок, (Title) документа по адресу, URL1:
Common Berthing Mechanism - Wikipedia
Данный printscreen веб страницы (снимок веб страницы, скриншот веб страницы), визуально-программная копия документа расположенного по адресу URL1 и сохраненная в файл, имеет: квалифицированную, усовершенствованную (подтверждены: метки времени, валидность сертификата), открепленную ЭЦП (приложена к данному файлу), что может быть использовано для подтверждения содержания и факта существования документа в этот момент времени. Права на данный скриншот принадлежат администрации Ask3.ru, использование в качестве доказательства только с письменного разрешения правообладателя скриншота. Администрация Ask3.ru не несет ответственности за информацию размещенную на данном скриншоте. Права на прочие зарегистрированные элементы любого права, изображенные на снимках принадлежат их владельцам. Качество перевода предоставляется как есть. Любые претензии, иски не могут быть предъявлены. Если вы не согласны с любым пунктом перечисленным выше, вы не можете использовать данный сайт и информация размещенную на нем (сайте/странице), немедленно покиньте данный сайт. В случае нарушения любого пункта перечисленного выше, штраф 55! (Пятьдесят пять факториал, Денежную единицу (имеющую самостоятельную стоимость) можете выбрать самостоятельно, выплаичвается товарами в течение 7 дней с момента нарушения.)