Mecanismo de atracação comum - Common Berthing Mechanism

Mecanismo de atracação comum

STS-92 MS Wisoff faz peering entre CBMs.
Modelo	Mecanismo de atracação não andrógino
Desenvolvedor
Comprimento	~ 16 pol. (0,4 m)
Diâmetro	~ 71 pol. (1,8 m)
Primeiro uso	11 de outubro de 2000
CBM ativo (tipo I)
Massa	540 lb (240 kg) (especificado)
CBM ativo (tipo II)
Massa	685 lb (311 kg) (especificado)
CBM passivo
Massa	440 lb (200 kg) (especificado)

O Common Berthing Mechanism (CBM) conecta elementos habitáveis ​​no Segmento Orbital dos EUA (USOS) da Estação Espacial Internacional (ISS). O CBM possui dois lados distintos que, uma vez acoplados, formam um vestíbulo cilíndrico entre os módulos. O vestíbulo tem cerca de 0,4 m de comprimento e 1,8 m de largura. Pelo menos uma extremidade do vestíbulo é frequentemente limitada em diâmetro por uma penetração menor do anteparo .

Os elementos são manobrados para a posição de atracação por um Sistema de Manipulação Remota (RMS) . Travas e parafusos nas conexões de tração lateral do CBM ativo (ACBM) e porcas flutuantes no lado do CBM passivo (PCBM) para alinhar e unir os dois.

Depois que o vestíbulo é pressurizado, os membros da tripulação abrem uma passagem entre os módulos removendo alguns componentes do CBM. Os conectores de utilitários são instalados entre anteparos opostos, com um painel de fechamento para cobri-los. O túnel resultante pode ser usado como um cais de carga , admitindo grandes cargas úteis de naves espaciais de carga que não caberiam em uma passagem de pessoal típica.

Visão geral do design

Todos os tipos de CBM apresentam um anel de alumínio que é aparafusado no invólucro de pressão durante a fabricação do módulo principal . A junta aparafusada comprime duas vedações concêntricas de anel em O: uma é de silicone (para melhor desempenho em temperatura) e a outra é de fluorocarbono (para melhor resistência à esfrega). Um par acoplado de anéis é a estrutura primária para cargas de pressão críticas à vida, portanto, os anéis e vedações foram projetados com os mesmos padrões que os invólucros do módulo. Se as vedações primárias se deteriorarem, elas podem ser aumentadas por vedações secundárias que foram projetadas e qualificadas como parte do CBM. Os selos secundários podem ser instalados como uma atividade intraveicular (IVA) .

A maior parte do volume do vestíbulo é reservada para a passagem da tripulação e um fechamento é normalmente instalado ao redor do perímetro da escotilha como um limite para a passagem. Na maioria dos locais, o volume é reservado para conexões de utilidades externas ao fechamento. O conjunto de utilitários é específico para cada par de módulos acoplados.

Principais tipos de CBM

ACBM Tipo I

ACBM Tipo II

PCBM (genérico)

Representações de artista
com números de peça de qualificação

Além de suas características estruturais, o ACBM realiza e inverte as funções básicas associadas à atracação:

Dois tipos funcionais foram especificados para o ACBM. O ACBM Tipo I, com um complemento de 24 mecanismos independentes, pode ser encontrado axialmente ou radialmente orientado no módulo pai. Ele pode enfrentar qualquer uma das seis orientações orbitais, portanto, pode estar em qualquer lugar dentro de uma ampla faixa de temperaturas no início das operações de atracação.

O ACBM Tipo II aumenta o design do Tipo I com componentes para proteger seu módulo pai quando nada está atracado em uma porta . Quatro dos componentes são mecanismos que podem ser implantados para sair do caminho do módulo de entrada. Outros são removidos pela tripulação após o vestíbulo ser pressurizado. O Tipo II é usado onde os portos estariam expostos por longos períodos de tempo ou em direções que enfrentam condições agressivas de pré-atracação. O ACBM Tipo II é encontrado nas portas radiais dos Nós de Recursos e pode ficar voltado para qualquer orientação orbital.

O PMA 1 e o PMA 2 foram lançados nos ACBMs axiais do Nó 1.

O PCBM incorpora acessórios e estruturas de alinhamento correspondentes aos do tipo I ACBM. 32 dos acessórios são eles próprios mecanismos com mola, acionados durante a captura e rigidização por componentes correspondentes do ACBM. A vedação CBM / CBM primária também faz parte do PCBM, assim como as molas distanciador / push-off pré-carregadas para estabilizar seu movimento relativo quando a junta CBM / CBM está quase encaixada.

Dois tipos foram especificados para o PCBM, diferindo apenas na durabilidade de sua vedação. O material de silício S383 da vedação de PCBM Tipo I é mais tolerante com o diferencial de temperatura pré-ancoradouro entre os dois módulos do que o fluorocarbono V835 do Tipo II. S383 também é mais resistente ao oxigênio atômico encontrado em órbita antes da atracação. O Tipo II foi usado para lançar pequenos elementos no compartimento de carga do Shuttle enquanto aparafusado a um ACBM ou a um equipamento de suporte de vôo semelhante, porque o material V835 é mais resistente aos efeitos prejudiciais da esfrega sob vibração.

O PCBM está sempre localizado em uma extremidade do módulo pai. Ele pode ser preso a uma antepara ou como um anel de extremidade em uma seção de barril de estrutura primária que é aberta ao vácuo antes da atracação. Os PCBMs são anexados a módulos com uma ampla faixa de massa térmica , portanto, também podem experimentar uma ampla faixa de condições iniciais de temperatura. Pela natureza da operação, o PCBM sempre fica voltado para a orientação de vôo oposta à do ACBM, portanto os diferenciais de temperatura podem ser significativos.

Operações

Consulte a Galeria de operações para obter mais gráficos. Consulte a Tabela de Missões para eventos de atracação individuais.

Pós-lançamento

STS-130 MS Robert Behnken faz uma pausa durante a preparação para EVA do Nó 3 Nadir ACBM.

ACBMs requerem EVA para se preparar para o primeiro uso em órbita. Os ACBMs tipo I, geralmente encontrados em portas axiais, normalmente têm uma capa de "touca de banho" que leva cerca de 45 minutos para dois membros da tripulação do EVA removê-la e guardá-la. Os ACBMs do tipo II, encontrados nas portas radiais do nó, exigem a liberação das restrições de lançamento para as tampas M / D implantáveis. A liberação das tampas com mola requer o acionamento das travas de captura para fechá-las novamente em seguida e, portanto, exercita os indicadores de prontidão para travar. Incluindo a inspeção, cada Porta Radial tem um orçamento de cerca de 15 minutos para um único membro da tripulação do EVA, auxiliado pela tripulação do IVA para operar o ACBM conforme necessário.

Os elementos de tamanho real lançados no NSTS tinham tampas protetoras sobre o selo do PCBM. Dois membros da equipe de EVA precisaram de 40 a 50 minutos cada para remover e guardar as tampas do PCBM, inspecionando a vedação enquanto o faziam e limpando-a, se necessário. Os PCBMs Tipo II usados ​​como uma interface de lançamento foram inspecionados após a desafragem, uma vez que nenhuma tampa foi instalada. Para voos logísticos, a inspeção é apenas por câmera.

Atracação

Preparação

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Verificação de um mecanismo de atracação comum ativo durante a expedição 56 (cerca de 10x a velocidade real).

O PCBM não requer preparação para atracação além do que é exigido no pós-lançamento. A preparação do ACBM para atracação leva cerca de uma hora, começando com a seleção das utilidades de apoio (energia, dados) e ativação sequencial para cada Montagem do Painel do Controlador (CPA). Dois CPAs são selecionados como controladores principais primário e secundário.

A ativação executa o teste integrado e inicializa os contadores de posição para os atuadores. Cada atuador de parafuso é estendido por duas revoluções e, a seguir, retraído três para verificar a operabilidade do parafuso e do motor. As travas são acionadas uma de cada vez para a posição aberta que, para as portas radiais do nó, implanta tampas M / D. Todos os 20 atuadores são ajustados para as posições iniciais operacionais (0 revoluções para os parafusos, 202 ° para travas). Uma inspeção remota é conduzida para verificar se as travas estão totalmente abertas e se o corredor e a superfície de acoplamento estão livres de obstruções.

As contingências consideradas durante a preparação incluem a limpeza da face do anel ACBM e ações corretivas de EVA envolvendo as tampas M / D, bem como os indicadores CPA, Trava de captura e Pronto para travar. Procedimentos de resolução específicos estão disponíveis para a perda de energia e suporte de comunicações para o CBM.

Manobra

O módulo equipado com PCBM é manobrado para dentro do envelope de captura por um Sistema de Manipulação Remota (RMS) tele-roboticamente operado. Dois RMSs diferentes foram usados ​​para atracar os módulos: o Shuttle RMS de 6 juntas (SRMS, ou " Canadarm ") e a Estação Espacial RMS de 7 juntas (SSRMS, " Canadarm ² ").

Expedição ISS 10 Comandante Leroy Chiao operando o SSRMS do Laboratório de Destino.

A operação de manobra começa com a aquisição da carga útil pelo Efetor Final RMS. Esta etapa é conhecida como "captura" ou "luta". Durante a era NSTS, cargas úteis normalmente chegavam na baía de carga útil do ônibus espacial. Durante a garra, as articulações do SRMS foram "mancadas", permitindo que ele adequasse sua postura ao local exato da carga útil. O SSRMS normalmente agarra uma carga útil em vôo livre que se manobrou para manter uma distância e orientação constantes em relação à ISS. Uma vez agarrado, o RMS move o módulo alterando seus ângulos de articulação. O movimento do módulo deve frequentemente ser coreografado com outras partes móveis da ISS, como os painéis solares.

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Animação da NASA de três operações de atracação com o Shuttle RMS na STS-98.

O feedback visual sobre o movimento do PCBM foi fornecido ao operador RMS por pelo menos dois sistemas dedicados. As primeiras camas eram guiadas por meio de uma técnica de feedback fotogramétrico chamada Sistema de Visão Espacial (SVS), que foi rapidamente considerada inadequada para uso geral. O SVS foi substituído por um Centerline Berthing Camera System (CBCS) dedicado a tarefas, usado pela primeira vez no STS-98.

O tempo necessário para completar a manobra RMS depende inteiramente da trajetória a ser seguida e de quaisquer restrições operacionais que devem ser acomodadas. O mesmo se aplica a todos os planejamentos de contingência. Perto do final da manobra, o operador negocia um corredor estreito enquanto o PCBM começa a se engrenar com o ACBM. A operação termina quando o operador RMS vê quatro indicações de pronto para travar no ACBM de destino ou conclui que apenas três podem ser alcançados. Como o RTL é um mecanismo com mola, o RMS acaba com energia armazenada e é deixado em um estado que pode resistir à força de separação.

Amigo

Pelo menos dois protocolos de captura distintos foram executados em órbita. Ambos os protocolos emitem um comando de captura de "primeiro estágio" para um ângulo de eixo indicado entre 185 ° e 187 °. A captura do primeiro estágio garante que cada trava seja posicionada acima de seu respectivo encaixe, que é verificado operacionalmente pela avaliação do estado da chave. O RMS ainda controla a posição e a orientação do elemento, e as cargas exercidas pelas travas de captura permanecem baixas. Levando cerca de 15 segundos para ser concluída, a captura do primeiro estágio é restrita às regiões orbitais onde os controladores de solo podem monitorar o progresso quase em tempo real. Para controlar cargas espúrias quando o elemento de atracação é grande, o Sistema de Controle de Atitude da estação pode ser mantido em deriva livre e o exercício da tripulação proibido.

Os dois protocolos diferem em como as travas atraem as duas metades para dentro do alcance dos parafusos elétricos. Durante a era NSTS, um único comando de "captura" de segundo estágio foi emitido depois que o SRMS foi colocado no "modo de teste". Cinco estágios de captura são executados ao usar o SSRMS para limitar o potencial de aumento de cargas nas lanças do braço se ocorrerem eventos de frenagem fora do nominal. Em qualquer caso, a captura aciona as travas para um ângulo de eixo indicado de 12 ° em um tempo de atuação de cerca de 108 segundos. Em ambos os protocolos, a energia residual nos RTLs pode fazer com que eles abram brevemente porque as travas não são "enganchadas" em seus encaixes até bem abaixo da posição inicial de 187 °.

As operações RMS e CBM são destacadas em amarelo e azul, respectivamente, nesta linha de tempo de atracação do STS-120 / FD04 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2007) . As restrições são destacadas em vermelho. Os comandos Powered Bolt foram emitidos por controladores de solo após a captura do segundo estágio.

Quando o operador conclui que o processo de captura foi concluído com sucesso, todos os 16 parafusos motorizados são acionados a 5 rpm com um limite de pré-carga de 1.500 lbf (6.700 N). Conforme os separadores térmicos começam a entrar em contato com suas respectivas placas de impacto, a carga resultante é relatada pela célula de carga de cada parafuso. Essa fase "ABOLT" termina individualmente para cada parafuso com base no torque, nas revoluções ou na carga indicada. Parafusos que terminam mais cedo podem ver sua mudança de carga indicada conforme os parafusos subsequentes assentam suas porcas. Os operadores, que podem ser baseados no solo, avaliam a condição resultante para determinar se a condição de carregamento é aceitável. Nesse caso, as restrições ao controle de atitude e ao exercício são suspensas. O RMS libera (desfaz) a carga útil e pode prosseguir para outras tarefas.

Se a análise térmica pré-missão indicar que o diferencial de temperatura entre as duas metades do CBM é excessivo, a condição ABOLT é mantida por um longo período de tempo. A "retenção térmica" permite que os dois lados se aproximem de uma temperatura comum. Os parafusos motorizados são então apertados em seis etapas até sua pré-carga completa. Cada comando é emitido para quatro parafusos por vez, espaçados em intervalos de 90 °. Algumas etapas podem, a critério do operador, ser executadas mais de uma vez. A ativação final do boltup está orçada para 60 minutos, mas pode variar um pouco dependendo de quantas iterações de pré-carga incremental são executadas.

Depois que o operador determina que o processo de boltup foi concluído com êxito, as travas são comandadas para a posição "fechada" e os CPAs são desativados. Recursos de poder, comando executivo e dados estão disponíveis para reatribuição a outras tarefas.

Acomodações para várias situações fora do nominal são inerentes ao projeto do CBM. Qualquer falha de parafuso único durante a operação de acoplamento pode ser acomodada pelo selo CBM / CBM, ainda permitindo que o vestíbulo mantenha a pressão atmosférica. Qualquer falha de dois parafusos pode tolerar cargas mecânicas, desde que não estejam próximos um do outro e o vestíbulo não esteja pressurizado. A perda de qualquer trava única e de qualquer indicador pronto para trava pode ser tolerada sem comprometer o sucesso da missão, e as próprias travas são projetadas para acomodar a possibilidade de modos de falha "freios acionados" no SRMS. Lógica de resolução detalhada para a perda de energia e comunicação está disponível, assim como sequências de resolução para travas que "perdem" suas conexões ou bloqueiam em um curso parcial. Os procedimentos de contingência nesta fase de operações também tratam da frenagem anormal do SSRMS e da "segurança rápida" se outros sistemas na ISS ou ônibus espacial exigirem partida imediata.

Operações de IVA

A piloto STS-92 Pamela Melroy identifica dois conjuntos de painel do controlador (CPAs) a serem liberados do vestíbulo Zenith do Nó 1.

O equipamento do vestíbulo inclui configuração do equipamento, verificação de vazamentos e reconfiguração mecânica. O tempo e o esforço necessários dependem da configuração do ACBM, do número e tipo de componentes CBM a serem removidos e das interfaces a serem conectadas entre os dois elementos. Pode ser orçado para até dez horas, embora, em pelo menos alguns casos, esse tempo possa ser pausado para conduzir uma "verificação de vazamento fino" por queda de pressão antes de abrir a escotilha no vestíbulo.

Por se sobreporem ao corredor da tripulação através do vestíbulo, os CPAs devem sempre ser retirados e é sempre necessário remover quaisquer tampas ao longo da escotilha no elemento recém-atracado. Onde os elementos permanecerão acoplados por longos períodos de tempo, outros componentes CBM podem ser removidos para armazenamento seguro ou reutilização. As portas radiais do nó requerem 20–40 minutos adicionais para a remoção e armazenamento da seção central da tampa M / D. Um painel de fechamento é normalmente instalado em torno do perímetro interno dos dois feixes de hachura opostos, para mitigar a coleção gradual de detritos ao redor do perímetro do vestíbulo.

Operações de contingência detalhadas, abordando tanto o reparo quanto a manutenção preventiva, foram preparadas com antecedência para os componentes acessíveis internamente. Procedimentos generalizados para localizar vazamento atmosférico no vestíbulo existem desde pelo menos o Estágio de Montagem ISS 4A, assim como procedimentos de instalação de contingência para todos os três conjuntos de selos IVA. Relatórios de danos aos conectores CPA (tanto no solo quanto em órbita) levaram à implantação de procedimentos de mitigação de risco no STS-126 .

Deberthing

A remoção de um elemento basicamente reverte o processo de atracação. Isso varia de acordo com as especificações de como o vestíbulo foi configurado para as operações. A implementação mais comumente encontrada começa com o desajuste do vestíbulo ao reconfigurar para desobstruir um elemento logístico a partir da Porta Radial do Nó. O procedimento foi originalmente orçado para dois tripulantes e uma duração de 4 horas. Ele remove itens que cruzam o plano de interface ACBM / PCBM (fechamentos, jumpers de utilitários e tiras de aterramento), instala o hardware CBM essencial para desarmar as operações (por exemplo, CPA, tampas térmicas) e fecha a escotilha.

Equipamento usado para despressurizar o vestíbulo entre o Nodo 2 e MPLM Raffaello durante o STS-135

Equipamentos de teste de queda de pressão, incluindo sensores e componentes eletrônicos de suporte e um Vacuum Access Jumper de 35 pés (11 m) de comprimento, são subsequentemente instalados no interior da escotilha. Com eles colocados, o vestíbulo está pronto para um período de despressurização de cerca de 40 minutos, incluindo períodos de espera para verificação de vazamento. O objetivo de pressão crítica (absoluta) é 2 mmHg (267 Pa) para evitar danos às vedações CBM durante o desmame.

Como na preparação pré-atracação, as concessionárias de apoio são configuradas para fornecer energia e dados ao CBM. A energia é aplicada, dois CPAs são selecionados para uso como controladores mestre primário e secundário e os controladores de motor individuais são inicializados. Um comando "DBBoltck" é emitido para os parafusos energizados e as travas de captura são comandadas individualmente para um ângulo de eixo de 212 °. As travas são então posicionadas em sua posição nominal de "captura completa" de 12 °. O CBM é deixado em uma condição de "espera" ou desligado.

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Fechamento pós-profundidade das capas no nadir CBM de Harmony.

A liberação do Elemento PCBM da condição de acoplamento rígido leva cerca de 90 minutos. Ele começa com o afrouxamento de todos os 16 parafusos motorizados em cerca de 0,4 rotações, levando menos de cinco minutos. Todos os 16 parafusos devem ter uma carga residual positiva após a conclusão da etapa. Conjuntos de quatro parafusos são então extraídos completamente, cada conjunto levando cerca de 6:30 para atingir uma posição nominal de 21,6 revoluções. A garra RMS e o Controle de Atitude de deriva livre devem estar no lugar antes da remoção do terceiro conjunto. Depois que todos os 16 parafusos foram extraídos, as travas de captura são implantadas, permitindo que os indicadores compactados prontos para travar pressionem as guias de alinhamento do PCBM. O elemento de partida é afastado pelo RMS e, nas portas radiais do nó, as tampas M / D implantáveis ​​são fechadas. O ACBM é então desligado removendo a energia dos CPAs.

A resolução de contingências durante o desmame é geralmente semelhante àquela para a preparação e execução das operações de acasalamento. Muitos deles terminam efetivamente com instruções para um ressarcimento de contingência para permitir a remoção e substituição de componentes CBM. O esforço para reequipar o vestíbulo para desatracação do CBM torna-o geralmente inadequado para a saída de emergência.

Oportunidades

O projeto original da ISS previa que um elemento Habitat fosse instalado no porto de frente para Nadir do Nó 1 (Unidade), e as penetrações da antepara foram projetadas de acordo. À medida que a estação amadurecia nas primeiras fases de montagem, o nó 3 foi planejado para esse local. Posteriormente, ficou claro que a instalação na antepara de bombordo conferiria vantagens operacionais significativas. Infelizmente, o roteamento original dos utilitários dentro do Nó 1 exigiu um retrabalho significativo em órbita para permitir a mudança. O grande diâmetro do CBM permitiu o uso de PMA3 como um fechamento contendo pressão durante o esforço, de modo que os canais de passagem pudessem ser removidos e substituídos sem EVA. O PMA3 foi movido durante a Expedição 21 para o CBM de bombordo, e "... Água Potável, cabeamento de dados ISL e 1553 e instalação de dutos, cabos e mangueiras IMV [Ventilação Intermodular] ..." foram conectados em preparação para a chegada do Nó 3. O anteparo reconfigurado foi testado quanto a vazamentos antes de mover o PMA3 de volta ao seu local de armazenamento, e o Nó 3 foi instalado no local recém-preparado no STS-130 .

A engenheira de voo da expedição 61, Jessica Meir, posa em frente ao pequeno implantador de satélite SlingShot carregado com oito CubeSats .

A profundidade, o diâmetro e a acessibilidade do CBM também foram explorados no suporte à dispensação de CubeSats do sistema de implantação SlingShot. A estrutura é montada no envelope interno do PCBM em veículos de logística (por exemplo, Cygnus ). O Módulo Bishop NanoRacks Airlock ( NRAL ) aproveita a interface robusta entre o ACBM e o PCBM para atracar e retirar repetidamente um "sino" com capacidade semelhante.

História de desenvolvimento

Os principais fatores que influenciam o CBM estiveram em exibição durante o fly-around pós-desacoplamento do STS-135 . O caminho do PCBM durante a captura é induzido pelo RMS (1). O RMS interage com módulos que variam em peso, desde Cupola (2) e PMAs (3) até Kibō (4). A massa interage com a iluminação para direcionar as diferenças de temperatura entre os anéis CBM. Isso aumenta as deflexões induzidas por pressão, especialmente para portas radiais (5).

O conceito de atracação do programa espacial dos EUA foi desenvolvido para mitigar problemas de mecânica orbital que foram encontrados durante a evolução da atracação . Embora não seja o primeiro mecanismo desenvolvido especificamente para atracação, o CBM foi o primeiro dispositivo desse tipo projetado nos EUA especificamente para montar juntas estruturais que manteriam a pressão ao nível do mar. Ele integra quatro características arquetípicas :

1. As estruturas pressurizadas sofrem pressão interna, além de suas outras cargas primárias. Eles são considerados vitais quando usados ​​como o casco de pressão de um compartimento tripulado. Nesse contexto, eles recebem atenção especial para questões como cargas, taxa de vazamento, redundância de vedação e práticas de verificação. Eles também examinam de perto os efeitos de seu fracasso.
2. Os flanges externos estão sujeitos a cargas mecânicas e cargas induzidas por pressão em seus vasos de pressão originais . A rigidez relativa do flange determina como a extremidade livre mudará de forma. As distorções devem ser acomodadas quando algo está sendo fixado no flange.
3. Os conjuntos mecânicos móveis transmitem as forças de maneira diferente conforme sua postura muda. Suas cargas são influenciadas pelo atrito interno e geralmente requerem mais iterações de análise e projeto do que estruturas. No caso do CBM, o caminho de carregamento inclui o módulo e o RMS, portanto, pode ser muito complicado.
4. As juntas estruturais que resistem ao alto vácuo são projetadas para limitar estritamente as lacunas na junta e as condições sob as quais são montadas são cuidadosamente gerenciadas. Para o CBM, esses problemas são agravados durante o aparafusamento pela limpeza da vedação conforme as deflexões pré-berço são conformadas e por qualquer poeira e detritos presos na junta.

O uso desses recursos em uma espaçonave envolve considerações especiais devido ao ambiente agressivo. Na altitude típica da ISS de 255 milhas náuticas (472 km), a NASA identifica sete fatores para esse ambiente:

A intensidade do fluxo de meteoróide atingindo o CBM varia fortemente com a orientação instalada.

1. A composição, propriedades e condição da atmosfera neutra do ambiente. Em particular, o oxigênio atômico (AO) é altamente corrosivo para muitos materiais. Os elastômeros, como a vedação facial do PCBM, são particularmente sensíveis ao AO. A baixa pressão e a baixa umidade absoluta também afetam o coeficiente de fricção para muitas combinações de materiais. A exposição a pressões muito baixas também altera a composição química de certos materiais ao longo do tempo.
2. Fontes e sumidouros fortemente direcionais de energia radiante . A montagem, as propriedades ópticas e o isolamento dos componentes expostos da espaçonave são projetados para manter temperaturas aceitáveis. Em alguns casos, a orientação orbital de uma espaçonave inteira é controlada dinamicamente para mitigar esses efeitos.
3. O campo geomagnético pode interferir em componentes elétricos sensíveis (como os sensores, interruptores e controladores do ACBM). Os efeitos podem incluir falha total quando os componentes são carregados pelo campo.
4. Gases ionizados que contaminam e carregam as superfícies expostas, dos quais o CBM possui muitos. A maioria das espaçonaves lida com esse problema aterrando cuidadosamente os componentes expostos.
5. Radiação eletromagnética que pode alterar o estado de energia dos elétrons em equipamentos energizados. Os motores, sensores e componentes eletrônicos de controle, como os do ACBM, são suscetíveis a esses efeitos, a menos que estejam protegidos.
6. Meteoróides e detritos em órbita, alguns dos quais podem ser pesados ​​e de movimento rápido, podem atingir a espaçonave. Embora o projeto do CBM tenha sido aprimorado de várias maneiras diferentes a esse respeito, a questão foi projetada no nível de espaçonave integrada; os requisitos quantitativos não são alocados em nenhuma das especificações CBM.
7. O equilíbrio entre as acelerações gravitacionais e centrífugas (freqüentemente chamadas de “gravidade zero”), que tem implicações substanciais para verificar o movimento dos mecanismos no solo porque a gravidade ali domina. CBM seguiu a prática típica de engenharia de naves espaciais, iterando entre análise e teste para desenvolver e verificar projetos para esta condição.

Vários desses recursos e fatores interagiram por meio de uma longa sequência de decisões sobre a órbita da estação, configuração, planos de crescimento, veículos de lançamento e técnicas de montagem. A operação de atracação encontra sua origem em programas das décadas de 1960 e 1970, que exploravam a praticidade da física relacionada a essas questões. O próprio conceito CBM começou a emergir com os primeiros estudos do programa no início dos anos 1980, experimentou várias iterações do conceito e completou o desenvolvimento pouco antes do lançamento do primeiro elemento de vôo, quando os anos 1990 se aproximavam do fim.

Origins (antes de c. 1984)

O CBM é apenas um ramo na longa evolução da capacidade dos Estados Unidos de montar grandes espaçonaves. Pelo menos já no final dos anos 1950, a capacidade tinha sido reconhecida como “... necessária para a construção de estações espaciais e montagem de veículos em órbita baixa da Terra ...”. Ao final do programa Apollo, práticas padronizadas de encontro e atracação para apoiá-lo foram comprovadas na prática. Os desafios básicos do gerenciamento do propelente foram bem compreendidos, assim como os problemas de estabilidade de controle e contaminação resultantes das plumas RCS propulsivas do veículo de perseguição atingindo o veículo do veículo alvo durante as operações de proximidade .

As operações de atracação freqüentemente requerem manobras complexas para evitar perturbar um veículo alvo.

O advento do Programa do Ônibus Espacial mitigou alguns problemas com o acoplamento, mas introduziu novos. Diferenças significativas entre as massas dos veículos de perseguição e alvo proporcionaram uma divisão menos igual do momento após o contato, e a massa maior do ônibus espacial exigiu significativamente mais propelente de frenagem do que o necessário durante a Apollo. O alinhamento coaxial simples entre as propriedades inerciais de perseguição e alvo durante as operações de aproximação terminal não foi possível com o Orbiter assimétrico, que foi projetado para elevação aerodinâmica durante o retorno da órbita. O impacto de grandes plumas RCS do Shuttle em veículos alvo relativamente pequenos também perturbou o controle sobre a orientação do alvo durante as operações de proximidade. Esses problemas forçaram mudanças na estratégia de frenagem no programa Shuttle. Nem todas as estratégias foram facilmente implementadas em todas as direções orbitais, o que ameaçou a capacidade de montagem em algumas dessas direções. O uso de um longo dispositivo tele-robótico (o RMS) reduziu essa ameaça, movendo o ponto de primeiro toque para longe do veículo de perseguição.

Em 1972, a análise de requisitos para o Programa de Ônibus Espacial estimou que quase 40% dos objetivos da missão envolveriam a montagem, colocando uma carga útil na Baía de Carga Útil do Orbitador. Naquela época, imaginou-se que muitas das espaçonaves recuperadas não seriam projetadas para tais operações, aumentando ainda mais a importância de resolver (ou eliminar) problemas com o acoplamento. A operação de atracação foi desenvolvida para isso: um requisito para agarrar suavemente uma nave espacial próxima com velocidade de contato próxima de zero foi alocado para o RMS planejado do ônibus espacial. Usar o RMS para montar objetos em órbita era considerado um requisito fundamental para a precisão tanto na posição quanto na orientação do sistema emergente.

Embora não previsto no momento do desenvolvimento do RMS, este período viu o surgimento de tópicos de requisitos que se tornariam importantes para o CBM: a exatidão e a precisão do controle RMS, limitações em sua capacidade de forçar o alinhamento das coisas e a magnitude das cargas estruturais pico nas lanças e juntas durante a captura. Estes se mostraram cruciais para o desenho, qualificação e operação do desenvolvimento do mecanismo.

A Força-Tarefa da Estação Espacial identificou a atracação como a principal técnica de montagem.

O SRMS não realizou sua primeira recuperação e ancoradouro de carga útil até STS-7 em junho de 1983. A data da primeira operação foi dois meses após a apresentação dos relatórios finais pelos oito empreiteiros do Estudo de Necessidades, Atributos e Opções Arquitetônicas da Estação Espacial da NASA . Embora nenhum resultado de voo estivesse disponível quando os relatórios finais do estudo foram redigidos, pelo menos três deles identificaram “atracação” como o meio principal de montagem de uma estação espacial a partir de módulos pressurizados entregues no compartimento de carga do ônibus espacial. Dos conceitos descritos e ilustrados, nenhum se parece muito com o eventual design do CBM, e pouca discussão dos detalhes técnicos está disponível.

No início de 1984, a Força-Tarefa da Estação Espacial descreveu um mecanismo de atracação que atenuaria as cargas incorridas quando dois módulos fossem manobrados em contato um com o outro, seguido de travamento. As condições de contato foram identificadas como importantes, mas não foram quantificadas naquele momento. O mesmo é verdade para o diâmetro da passagem interna. A conexão interna de utilitários entre os módulos era explicitamente necessária, assim como a “androginia” . Um mecanismo de atracação padronizado foi percebido como um flange externo nas portas do módulo e um “Adaptador de atracação múltiplo de 6 portas” correspondeu aproximadamente ao eventual conceito de Nó de Recursos. Deflexões induzidas por pressão interna atuando em portas orientadas radialmente de módulos cilíndricos foram reconhecidas como um problema crítico de desenvolvimento. O relatório final da Força-Tarefa também parece estar entre as primeiras referências a “mecanismos comuns ... de atracação”.

Desenvolvimento Avançado / Fase B (c. 1985 - c. 1988)

A base de conhecimento de atracação cresceu ao longo da década de 1980, à medida que outros mecanismos de atracação foram desenvolvidos. Isso inclui sistemas como a trava da estrutura de suporte de vôo (vista aqui) e o sistema de implantação e recuperação de carga útil do ônibus espacial .

Em paralelo com os estudos de configuração em nível de sistema em andamento, a NASA antecipou que os projetos de desenvolvimento de conceito para mecanismos avançados de atracação e atracação "... para reduzir substancialmente as cargas de atracação (velocidades inferiores a 0,1 pés / s) e fornecer recursos de atracação de carga útil. . será iniciado no início do ano fiscal de 1984. ”

O programa de Desenvolvimento Avançado do Mecanismo de Atracação realmente começou em 1985, levando a testes em grande escala na instalação de teste Six-Degree-of-Freedom no Marshall Spaceflight Center (MSFC). Nesse esforço, “comum” parece significar que uma única família de projetos de mecanismo realizava tanto a atracação quanto a atracação (herdando os requisitos divergentes para ambos) e que qualquer membro da família poderia se juntar a qualquer outro membro. “Ativo” e “passivo” referem-se a se os mecanismos foram fornecidos para atenuação da energia cinética residual após o encaixe. Travas de captura acionadas por motor de dois projetos diferentes (ação rápida e lenta, de curto e longo alcance, respectivamente) foram montadas no raio externo. As pétalas-guia orientadas para fora também estavam localizadas no raio externo, dando ao mecanismo um diâmetro total de cerca de 85 polegadas.

NASA Artist's Concept of Modules (janeiro de 1989).

O travamento estrutural foi realizado por uma “trava estrutural parafuso / porca” de 0,500 polegadas de diâmetro nominal. Projetado para uma carga de tração de 10.000 lbf (44.500 N), o parafuso e a porca foram fabricados em aço A286, revestido com uma lubrificação de filme seco de dissulfeto de tungstênio conforme especificado pelo DOD-L-85645. Os locais dos parafusos / porcas alternavam na orientação em torno do perímetro da parede de pressão de 63 polegadas de diâmetro e as faces de ambos os anéis incluíam vedações, de modo que o mecanismo era efetivamente andrógino no nível de montagem. Os parafusos foram projetados para atuação manual, usando penetrações de acionamento seladas através da antepara. Uma opção para torque motorizado foi identificada, mas não projetada. O parafuso pode ser apertado do lado da cabeça ou do lado da porca. Nem o torque nem a incerteza na pré-carga são relatados na documentação disponível.

Uma das quatro variantes do estudo incorporou um fole de alumínio, permitindo o fechamento de um loop de módulos. As cargas de tensão causadas pela pressão interna foram transportadas através do fole por um loop de cabo contínuo enfiado em 47 polias dispostas ao redor do lado externo do fole. Nem todos os problemas com o design do fole parecem ter sido totalmente resolvidos até o final da série de testes de desenvolvimento.

Embora as dimensões acomodassem conexões de utilidades internas e uma escotilha quadrada de 50 polegadas, o envelope do mecanismo tinha compatibilidade limitada com as eventuais localizações da Porta Radial rebaixada nos Nós de Recursos do USOS. A aparente incompatibilidade com as localizações das portas radiais pode ser explicada pela configuração ainda instável dos nós, sendo mostrados como módulos esféricos de 10 portas em algumas configurações, mas módulos cilíndricos de 3 portas em outras. Muitos outros recursos da configuração da estação de linha de base da época também parecem bastante diferentes do eventual ISS.

Space Station Freedom (c.1989 - c.1992)

Os quatro "impasses", vistos aqui durante a montagem do US Laboratory Module "Destiny", fornecem espaço para distribuição de utilidades (energia, dados, etc.) aos racks. Essa abordagem arquitetônica foi a gênese do grande diâmetro do CBM.

Com a aproximação de 1990, o tamanho do CBM foi estabilizado por uma abordagem específica da Engenharia para o projeto de módulos. Indiretamente restringido pela seção transversal circular do NSTS Payload Bay, o volume interno do módulo foi dividido em onze regiões. Um corredor central que percorre todo o comprimento do módulo é cercado por quatro bancos de equipamentos. Os bancos de equipamentos se encontram ao longo de quatro linhas que percorrem quase todo o comprimento do reservatório de pressão. Imediatamente fora desses pontos, volumes de utilitários em forma de cunha correm paralelos ao corredor. As execuções do utilitário permitem que eles sejam aproveitados de muitas estações ao longo de seu comprimento. Outros equipamentos, alguns dos quais facilitam a conexão da rede elétrica entre os módulos após serem acoplados em órbita, são embalados com mais eficiência nos volumes do cone final do que na parte cilíndrica do módulo. Penetrações para que esses utilitários se conectem entre os módulos receberam atenção significativa no layout do vestíbulo e, portanto, do CBM.

Cada banco de equipamentos foi dividido em “racks” de tamanho padrão que poderiam ser instalados em órbita para consertar, atualizar ou estender a capacidade da estação. Racks que prendem o equipamento relacionado podem ser integrados e a aceitação testada no solo antes do lançamento. Essa abordagem de integração facilitou um nível mais alto de verificação do que estaria disponível usando a substituição de componentes menores, proporcionando "... fácil reconfiguração dos módulos ao longo de sua vida útil de 30 anos." Também permitiu que a arquitetura acomodasse a mudança subsequente na inclinação orbital, movendo alguns dos racks pesados ​​para fora do lançamento inicial do módulo. O tamanho e a forma distintos da hachura comum e do CBM possibilitaram esse conceito de integração de módulo porque permitiam o movimento de grandes racks para dentro e para fora dos módulos enquanto estavam em órbita.

Três configurações CBM para o programa Space Station Freedom, contemporâneas com ilustrações detalhadas em Illi (1992) e Winch & Gonzalez-Vallejo (1992) .

Outras decisões em nível de sistema neste período de tempo também afetaram o projeto final do CBM. A ideia de um mecanismo “comum” para atracação e atracação parece ter sido descartada, e os principais mecanismos específicos para cada uma dessas operações distintas foram identificados. O conceito de uma cápsula de pressão de módulo "comum" com uma gama de configurações de porta radial, ainda em estudo pela NASA pelo menos até 1991, foi descartado em favor de "nós de recursos" dedicados com quatro portas radiais perto de uma extremidade de um cilindro cilíndrico escudo de pressão. O fechamento do “padrão de módulo” foi adiado do projeto inicial em nível de sistema em 1992, eliminando a variante baseada em fole do PCBM.

Os conceitos de atracação evoluíram em paralelo com o desenvolvimento do CBM. É vista aqui a "captura" de contingência de seis mãos do Intelsat 603 durante o EVA 3 do STS-49 em 1992.

No início da década de 1990, uma imagem mais detalhada do CBM começou a surgir. O lançamento inicial da especificação de desenvolvimento PCBM foi em outubro de 1991, seguido pelo CBM / PE ICD em fevereiro de 1992 e a especificação de desenvolvimento ACBM em janeiro de 1993. Vários elementos do conceito de desenvolvimento avançado foram mantidos com poucas alterações. A trava estrutural parafuso / porca e as travas de captura de 4 barras permaneceram, embora o diâmetro do parafuso tenha aumentado para 0,625 polegadas (15,9 mm). Tanto os parafusos quanto as travas de captura eram motorizados com backup manual disponível, embora os mecanismos individuais ainda fossem acionados por meio de acoplamentos selados que passavam pela antepara. O termo “ativo” evoluiu para significar a co-localização de todos os dispositivos energizados no lado da interface já presente em órbita quando a operação de acoplamento ocorreu.

Outros recursos foram alterados de forma mais significativa desde o conceito de Desenvolvimento Avançado. “Androginia” foi descartada: todos os 16 parafusos foram coletados no mesmo lado da interface CBM / CBM, e o lado da porca não foi mais descrito como sendo dirigível. Um controlador de motor de multiplexação de 8 canais pode ser comutado remotamente entre as travas, com dois controladores necessários para cada módulo tendo um ACBM. Sensores de pressão diferencial foram incluídos para monitorar locais de vazamento em potencial. Até ser cancelado, o CBM Passivo Flexível ainda possuía um fole de alumínio, mas o conceito de cabo / polia havia sido substituído por um conjunto de 16 amortecedores acionados pelo controlador do motor multiplexador. O projeto do selo CBM / CBM era um projeto de “face”, em apenas um lado da interface. As guias de alinhamento foram implantadas e sua orientação foi invertida para dentro. As quatro travas de captura adquiriram embreagens de fricção, permitindo que sejam acionadas para trás.

Novos recursos surgiram neste período de tempo. Uma cobertura de entulho foi adicionada ao conceito ACBM. Era uma unidade de diâmetro total de uma única peça, removida e substituída pelo RMS. A fixação dos anéis em suas anteparas foi definida como um padrão de 64 parafusos, mas nenhuma diferenciação do padrão de parafuso é mencionada em qualquer uma das fontes. Um empate de cisalhamento foi adicionado ao projeto para transportar cargas paralelas ao plano de interface CBM / CBM.

Transição para ISS (1993 - c. 1996)

As características da ISS durante o voo podem ser discernidas na Opção A-2 da Força-Tarefa de Redesenho da Estação Espacial.

Em dezembro de 1990, a estimativa de custo da Space Station Freedom subiu da estimativa de 1984 de US $ 8 bilhões para chegar a US $ 38 bilhões. Embora a estimativa tenha sido reduzida para US $ 30 bilhões em março do ano seguinte, as chamadas para reestruturar ou cancelar o programa foram proeminentes no Congresso. Em março de 1993, o administrador da NASA Dan S. Goldin comunicou que o presidente Clinton queria “... a atual Estação Espacial redesenhada como parte de um programa que é mais eficiente e eficaz ... [para] ... reduzir significativamente o desenvolvimento, as operações, e custos de utilização, ao mesmo tempo em que atinge muitas das metas atuais ... ”.

A equipe de redesenho apresentou seu relatório final em junho de 1993, descrevendo três conceitos distintos de estação espacial. Cada conceito foi avaliado em inclinações orbitais de 28,5 e 51,6 graus para expor quaisquer problemas de suporte dos complexos de lançamento dos EUA e da Rússia, respectivamente. Nenhuma das três configurações corresponde precisamente ao design da ISS como ela existe hoje, embora algumas delas apresentem forte semelhança com a configuração final. O CBM foi o único subsistema estrutural / mecânico explicitamente identificado incluído em todas as opções em todas as inclinações. Um aumento da exploração do volume do vestíbulo para conexões de serviços públicos foi recomendado para todas as opções a fim de diminuir o tempo de EVA. A remoção de controladores automatizados, motores e mecanismos de trava foi conceitualmente identificada como uma opção para um deles.

Os projetos conceituais específicos que emergiram da Força-Tarefa foram logo superados pelos eventos. No final de 1994, os EUA, Rússia e Parceiros Internacionais concordaram em princípio em fundir seus esforços nacionais em um único projeto de "Estação Espacial Internacional (sic) ". A cooperação levou a operações de montagem hibridizadas, como a instalação do módulo de docking no topo do Orbiter Docking System no STS-74 . Essas distinções comuns borradas entre atracação e atracação, sendo posicionadas pelo RMS, mas acionadas por disparos do propulsor Orbiter.

Ambas as especificações CBM foram completamente reescritas em 1995 (PCBM) e 1996 (ACBM) como parte do processo de transição. Este período também viu a divisão do ICD em Parte 1 dedicada (requisitos de interface) e Parte 2 (definição física e funcional) na Revisão D (junho de 1996). Quando uma estrutura final para o esforço internacional foi contratualmente estabelecida em dezembro de 1996, os primeiros simuladores CBM já haviam sido entregues à NASA.

Qualificação (c. 1994 - 1998)

Tendo sido especificado de forma independente, a conformidade com a maioria dos requisitos do ACBM e do PCBM foi verificada separadamente. Além das atividades de nível de montagem para o ACBM e PCBM, os dados de conformidade foram gerados para subconjuntos como Trava de captura, Parafuso motorizado, Porca do parafuso motorizado e Indicador pronto para travar. Por exemplo, a funcionalidade de Parafuso e Porca Elétricos foi qualificada por testes de nível de componente que incluíram Ambiente Funcional, Vibração Aleatória, Vácuo Térmico e, para o parafuso, Ciclo Térmico. Os testes de carga no rendimento e nas condições estáticas finais foram conduzidos no nível do componente, assim como as condições dinâmicas. Os critérios de sucesso para esses testes foram geralmente baseados no torque necessário para estabelecer e aliviar a pré-carga, na continuidade elétrica e na precisão da célula de carga do parafuso.

Em contraste, pelo menos 11 atividades de verificação especificadas exigiram verificação conjunta de acasalamento e / ou desmembramento dos dois lados. Destes, cinco solicitaram análise validada por teste e / ou demonstração que exigia uma combinação específica de circunstâncias e interfaces. Por exemplo, as especificações direcionaram a captura para ser qualificada "... por análise sob cargas dinâmicas impostas pelo SRMS e SSRMS ... validado por teste de nível de montagem que inclui variação de desempenho resultante da temperatura e pressão no ACBM e PCBM e em suas estruturas de interface. ” As análises Boltup da interface ACBM / PCBM e o vazamento subsequente exigiram validação semelhante por testes de nível de elemento e montagem que incluíram os efeitos de distorção de pressão e temperatura. Demonstrações de ponta a ponta também foram necessárias no nível de montagem para verificar "... funcionalidade mecânica ... sem interrupção do cumprimento da indicação e captura de pronto para travar."

Embora o redesenho da estação de 1993 tenha anunciado algumas mudanças no design do CBM, várias foram introduzidas na época do teste de equilíbrio térmico, incluindo separadores térmicos e placas de impacto (1), indicadores prontos para travar (RTL) (2), tampas para IVA Pinos de vedação (3), atuadores externos (4), pinos e soquetes de alinhamento (5) e controladores dedicados (6). O RTL, os Guias de Alinhamento (7) e as Travas de Captura (8) ainda não alcançaram a configuração de vôo.

A imposição dos efeitos combinados da dinâmica de captura e distorções exigiu iterações de análise e teste de validação para cada aspecto. A configuração de teste dedicada foi desenvolvida em três threads paralelos:

Faixas de temperatura de qualificação relatadas para operação CBM, que são fortemente influenciadas pela exposição à luz solar, terra e fundos do espaço profundo.

A configuração do teste de nível de montagem começou com modificações na câmara em agosto de 1996, com os dois vasos de pressão sendo entregues para teste de caracterização em dezembro. A verificação integrada da configuração montada na câmara V20 começou com o teste de linha de base do hardware CBM em desenvolvimento em agosto de 1997 e foi concluída em novembro daquele ano. Os testes formais foram executados em três fases de fevereiro a setembro de 1998:

A fase A executou 62 ciclos de boltup sob uma gama de condições atmosféricas e de temperatura para avaliar as taxas de vazamento e o ciclo de vida do parafuso / porca acionados.

A fase B executou 35 ciclos parciais (captura e aquisição de nozes) sob uma ampla gama de condições de temperatura.

A Fase C conduziu cinco demonstrações de ida e volta sob condições de "desafio": diferenciais extremos de temperatura combinados com posições de PCBM mais distantes do que aquelas executadas anteriormente em hardware.

Nenhum teste de vazamento foi reprovado neste teste. O modelo de dinâmica de contato se correlacionou com os resultados do teste com alta confiança estatística e mostrou não ter sensibilidade discernível para deflexões. As assinaturas de desgaste do parafuso motorizado foram identificadas e validadas, e vários problemas de integração foram identificados e resolvidos por meio de pequenos reprojetos. Foram encontrados problemas significativos com o descarregamento específico do teste de efeitos gravitacionais, levando a mudanças nos procedimentos de vôo. Os procedimentos nominais e de contingência foram investigados e, em alguns casos, amplamente revisados ​​antes das operações de vôo.

Os testes foram subsequentemente conduzidos na instalação para qualificar os selos IVA e para apoiar a resolução de problemas de operações de missão sobre o alcance do parafuso, corredores de contato para alinhamento, liberação RTL, liberação da tampa M / D e ativação RTL. A instalação também forneceu suporte em tempo real para os três primeiros voos do CBM para montar a ISS em órbita.

Modificações de campo (c. 2000 - presente)

A configuração da tampa protetora no ACBM axial não preenchido do Nó 3 é exclusiva para esse local.

• A decisão de instalar o Nó 3 no CBM voltado para a porta do Nó 1, em vez da orientação voltada para Nadir originalmente planejada, resultou em "... uma circunstância única: um mecanismo de atracação axial de porta exposto. Porque isso nunca foi planejado pois, um novo projeto foi desenvolvido ... semelhante à porta radial voltada para a frente ... para fornecer uma proteção desdobrável para cobrir as áreas expostas. " As tampas exclusivas foram instaladas durante o EVA # 4 da Expedição 50 .
• No final de 2017 e no início de 2018, foram feitas modificações na fixação de CPAs nas vigas de nascimento em duas portas voltadas para Nadir. Essa modificação permitiu a rotação dos CPAs "... para o vestíbulo, em vez de exigir que a tripulação os remova completamente após a chegada de um veículo. Isso economizará tempo da tripulação e espaço de armazenamento durante uma missão atracada. Os CPAs devem ser instalados para o CBM adequado operação durante as atividades de atracação, mas eles obstruem o caminho para o veículo uma vez que a escotilha é aberta, portanto, eles precisam ser movidos para fora do corredor antes das operações de carga. "

Galerias

Projeto

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  Os estudos de configuração de padrão de módulo continuaram durante a fase de desenvolvimento avançado. Os nós quase esféricos de algumas opções, como o padrão Tetraédrico Triangular mostrado aqui, teriam implicações significativamente diferentes para o desenvolvimento de CBM. Veja Smith, et. al. (2020) §V para uma discussão de como a porta radial (e CBM) são influenciadas pelo projeto do escudo de pressão.

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  Elementos principais da estrutura primária contendo pressão do Nó 1 “Unidade” da ISS. Os anéis ACBM atuam como flanges externos nas placas de atracação (anteparas) quando nenhum PCBM está presente. Veja Zipay, et. al. (2012) para uma ampla discussão sobre a concha de pressão.

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  O tamanho do CBM interage com a orientação radial para produzir as deflexões na renderização deste artista. Embora mostrado para maior clareza no flange “externo” do ACBM na renderização deste artista, essas deflexões na verdade se aplicam onde o anel do ACBM é aparafusado ao elemento pressurizado (com o anel instalado). Eles são "conformados" quando as duas metades do CBM são aparafusadas no "acoplamento rígido".

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  Um vestíbulo é composto por um anel ACBM (1) montado em uma antepara flangeada (3) e um anel PCBM (2) montado em uma antepara flangeada ou seção de cilindro (4). Os anéis, ambos usinados a partir de 2219 peças forjadas de alumínio, casam em uma “vedação moldada” (5); cada anel é vedado em sua extremidade interna por um par de o-rings concêntricos (6). Mostrado aqui “no meio do vão” entre os locais dos parafusos energizados, três cargas internas tentam forçar a abertura da junta: pressão atmosférica (F _a ) (15,2 psia), compressão da vedação (F _s ) e conformidade do flange (F _c ). A representação deste artista de uma seção transversal genérica também mostra (em azul) onde o ar pode vazar para o vácuo do espaço.

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  A junta CBM / CBM é fixada por 16 parafusos energizados igualmente espaçados (1). O eixo do parafuso com rosca fina é usinado em Inconel 718 , com um diâmetro nominal de 0,625 pol. (15,9 mm). Cada parafuso é rosqueado em uma porca encapsulada por uma placa de porca (2). A porca é feita de aço Nitronic 60 , lubrificado internamente com Vitro-lube NPI-1220C. O parafuso foi qualificado para uma pré-carga (F _{p *} ) de 19.300 lbf (85.900 N), acionada por torque (τ) de um atuador (3) com uma saída máxima sustentada de 1.600 lb⋅in (180.000 mN⋅m). A pré-carga efetiva pode mudar (F _cte ) após a atracação pela diferença entre Coeficientes de Expansão Térmica de parafusos e flanges. Cada parafuso se alinha com a carga de separação (F _t ) de um Separador Térmico com mola (4), também afetado pelas temperaturas pós-berço. A renderização deste artista de uma seção transversal genérica também mostra (em azul) caminhos de vazamento exclusivos para os locais de Bolt.

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  Um vestíbulo despojado fotografado durante o STS-092. As porcas de parafuso motorizadas e a área reservada para suas tampas de vedação IVA são visíveis (1), assim como uma porta de verificação de vazamento CPM / PE (2) e uma pulseira de aterramento CBM / CBM (3). Esta é uma das duas portas axiais do Nó 1: os suportes de fechamento (4) são inseridos na viga hachurada em vez de em sua face. As vedações IVA “prato de manteiga” cobrem os parafusos energizados e as tampas protegem as áreas de vedação CBM / CBM IVA (6) nas faces internas dos flanges externos. Suportes (7) e tensores (8) para as tampas também são mostrados.

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  Quase um quadrante completo de anéis CBM acoplados pode ser visto no vestíbulo levando ao PMA2, ​​mostrando a espessura do Gask-o-seal (1) entre eles. Os anéis são rigidamente unidos por 16 porcas (2), cada uma delas rosqueada por um parafuso motorizado para transportar cargas axiais e de flexão entre os módulos acoplados. Do Bolt, apenas o atuador (3) é visível. Também são vistos uma trava de captura (4), um encaixe de captura (5), alguns chicotes elétricos / de controle e um complemento de quadrante de guias de alinhamento acopladas.

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  A inserção do primeiro rack de sistema no Laboratório dos EUA "Destiny" demonstrou a lógica de dimensionamento tanto para o hatch comum quanto para o CBM, que se seguiu à abordagem arquitetônica descrita em Hopson, Aaron & Grant (1990) . O anel ACBM ainda não havia sido instalado quando esta foto foi tirada em março de 1998.

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  O anel estrutural ACBM (1) é aparafusado ao flange da antepara (2). O padrão externo de 96 parafusos é idêntico ao do anel PCBM. O isolamento externo e as blindagens ainda não haviam sido instalados quando esta foto do Laboratório “Destiny” dos Estados Unidos foi tirada em novembro de 1998.

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  O ID do flange interno é “recortado” em 16 lugares para se encaixar nos Atuadores de Parafuso Elétricos, conforme destacado (1) no Nodo 2 durante a montagem em 2004. O padrão de ID tem 112 parafusos, para um total de 208 fixadores naquela junta. A viga hachurada (2) mostra os orifícios de montagem para um Conjunto do painel do controlador (CPA) e os suportes de afastamento da seção central M / D (3) estão instalados. A tampa do flange será removida antes do vôo.

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  A vieira de ID do ACBM (1) é melhor visível neste modelo de treinamento, onde um atuador é removido. Ambos os lados da junta são moldados para acomodar a vedação IVA em uma contingência.

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  O anel PCBM Z1 (1) antes da instalação em 1998. Visto aqui do lado do PE, os anéis O de silicone (2) e fluorocarbono (3) já estão instalados sob o flange interno. Os orifícios dos parafusos de fixação (4) são visíveis ao redor do flange interno e os pinos de indexação se projetam para garantir que as vedações se comprimam uniformemente à medida que são aparafusadas no lugar.

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  Visto aqui no início de 2000, o anel PCBM Z1 (1) é preso à cúpula por 96 parafusos de 1/4 de polegada por dentro e por fora. Amortecedores (2), separadores térmicos (3), soquetes de alinhamento (4) e guias de alinhamento (5) também estão instalados.

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  A vedação entre os dois lados do CBM é um projeto moldado de quatro segmentos e frente e verso. Preso ao anel PCBM por 36 parafusos, o substrato de alumínio de cada segmento tem 0,250 pol. (6,4 mm) de espessura. Três contas são moldadas em cada segmento, variando em altura de 0,044 pol (1,1 mm) (conta interna) a 0,050 pol (1,3 mm) (externo). Um pouco mais de 1/8 da circunferência é mostrado aqui durante o STS-124; a junta de “intertravamento” do segmento (1) é destacada na inserção. A foto também mostra as extremidades de dois espaçadores térmicos (2), guias de alinhamento (3), um encaixe de captura (4), um amortecedor (5) e as extremidades de duas porcas de parafuso motorizadas (6). Pequenos orifícios e canais afundados entre os grânulos de vedação permitem o teste de vazamento da junta CBM / CBM uma vez conectada.

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  Três estágios de alinhamento são vistos nesta foto do ACBM de Kibo do STS-124 . Os pára-choques (1), curvando-se sobre a “parede alta”, estão apenas nas portas radiais. Todas as instalações ACBM têm guias de alinhamento (2) e pinos de alinhamento (3). A restrição é transferida de cada estágio para seu sucessor, enquanto o módulo de entrada é movido com o RMS. O alinhamento final acontece quando os pinos assentam em seus respectivos soquetes PCBM durante a captura. Posteriormente, eles carregam cargas de cisalhamento e torção pela interface.

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  A ponta de um parafuso motorizado (1) aparece do flange externo na porta radial do Kibo durante o STS-124 . A trava de captura (2) está em ou perto de “captura pronta”. Sua ponta fica mais de 5 ”acima do flange aqui, mas alcança mais longe durante sua varredura. Um indicador Ready-to-Latch (3) será pressionado pelo Guia de Alinhamento do PCBM durante a manobra RMS.

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  Diagramas de elevação frontal e lateral da Trava de Captura (1) na posição fechada. A parte inferior do Indicador Ready-to-Latch (2) mostra um conjunto de molas que serão comprimidas pelo Guia de Alinhamento PCBM durante a captura. Os cabos (3) são para a trava e sua chave limitadora, o RTL e os parafusos elétricos próximos.

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  A trava de captura é uma articulação giratória de quatro barras . Preso ao chassi (1), um atuador (não mostrado) aplica torque ao eixo motriz (2), girando o braço motriz (3). O braço empurra o “conjunto dogleg” (4) ao redor, que torce a manilha externa do Braço de Captura (5). O braço de captura gira em torno da extremidade da articulação do seguidor (6), a outra extremidade da qual gira em torno do eixo. Quando implantada, a trava aciona um interruptor (não mostrado). Quando totalmente fechado, é travado por um gancho (7) que passa pelo orifício (8) no Braço de Captura.

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  O indicador Ready-to-Latch (RTL) do ACBM é um dispositivo com mola, pressionando em rotação e mergulho combinados pelo Guia de Alinhamento PCBM. Ele transmite um sinal ao operador RMS por meio do conjunto do painel do controlador ACBM. Cada um dos dois graus de liberdade acionados por mola pode ser bloqueado para manutenção. Um RTL está associado a cada Trava de Captura.

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  Os componentes de captura localizados internamente são mostrados aqui em uma posição de captura intermediária. O indicador Ready-to-Latch já foi afundado, mas ainda não foi girado no Guia de Alinhamento PCBM. Este quadro foi obtido a partir de uma simulação de dinâmica de contato em tempo real criada no JSC.

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  As carcaças superiores do Powered Bolt são mostradas neste teste pré-voo do Cupola no final de 2008. Os atuadores não são usados ​​neste equipamento. O engate de placas (1) com espaçadores térmicos (2) e pinos de alinhamento (3) com soquetes (4) é iminente. A inserção, de uma foto tirada dois anos depois, mostra a parte de trás da carcaça superior do conjunto de parafusos motorizados.

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  Um parafuso motorizado CBM parcialmente desmontado, mostrando ambas as extremidades do eixo (1), o alojamento inferior (2) que se aninha no anel ACBM, a luva de acionamento (3) e sua interface estriada com o eixo e o alojamento superior ( 4). O alojamento superior e a luva de transmissão podem ser removidos sem desmembrar o vestíbulo para instalar uma trava de ranhura sob um selo IVA “prato de manteiga”. O bloqueio da ranhura evita que o parafuso recue.

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  Cada parafuso motorizado "adquire" uma porca encapsulada (1) para alinhar as roscas. É carregado por uma mola (2) retida entre arruelas (3) sob uma placa de porca (4). A placa está localizada na parte traseira do flange externo do PCBM por um par de pinos guia (5). Conforme o parafuso empurra a porca durante a aquisição, o movimento da porca é restringido por abas na Arruela Flutuante (6) dentro do orifício retangular da placa e por uma Arruela Esférica (7). Uma porca castanha (8), travada com um contrapino (9), mantém a pilha unida. Ele é preso ao flange por um par de Prendedores Cativos (10). Se o parafuso motorizado emperrar na porca encapsulada, a desmontagem permite que as unidades apreendidas sejam removidas e recolocadas do lado do ACBM sem despressurizar o vestíbulo.

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  Um dos quatro conjuntos do painel do controlador (CPA) aparafusado a um feixe hachurado durante o STS-102 em 2001. Cada CPA tem um controlador de trava de captura (1), quatro controladores Powered Bolt (2) e circuitos para condicionar a energia de entrada (3). Um suporte (4) para instalação da tampa da “seção central” M / D é visível em ambos os lados do CPA. A fotografia foi tirada do lado do PCBM do vestíbulo acasalado, olhando de volta para o ACBM. O projeto básico do controlador individual também é usado para o controlador do motor do ventilador da bomba do conjunto de remoção de dióxido de carbono, válvula de alívio e ventilação e válvulas do sistema de controle térmico interno.

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  A tripulação de seis membros da Expedição 59 posa para um retrato olhando através do vestíbulo entre o Nodo 1 (Unidade) e o cargueiro espacial comercial Cygnus da Northrop Grumman . O encerramento cobre um complemento total de CPAs rotacionados.

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  Cada CBM ativo tem quatro conjuntos de painel de controle. Com cinco ACBMs, o Nodo 3 carregou 20 dessas unidades para a órbita. Como pode ser visto aqui em um ACBM (1) axial, os CPA são em balanço ao longo da escotilha. Nesta foto tirada no KSC em 2009, a proximidade das pétalas M / D ao CPA também é visível em uma porta radial (2). Outra porta (3) já foi equipada com a seção central M / D.

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  A grande seção central M / D (1) cobre a maior parte da escotilha para protegê-la do ambiente de meteoróides / detritos. Possui várias alças e aberturas, dependendo do local de instalação. A maioria das tampas tem uma aba (2) sobre a janela de escotilha, como visto aqui durante o STS-120 . A aba é contida por um fecho de “gancho e laço”, realizado com um estalido. Cada uma das quatro travas de captura é coberta por uma pétala acionável por mola (3). Eles se abrem para expor os mecanismos que afetam o companheiro em órbita.

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  O tecido multicamadas da Seção Central (1) é suspenso por um cabo passando por polias (2) em torno de seu perímetro, tensionado por esticadores (3). Inseridas em manilhas montadas em anel (4), as polias puxam contra os espaçadores (5) que se encaixam nos suportes (6) em cada lado de cada CPA. A seção central é removida por baixo pela tripulação para expor o módulo recém-atracado.

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  A área compacta próxima a um canto de uma escotilha do porto radial é vista aqui em uma figura de um manual de manutenção em vôo. O cabo (1) de uma célula de carga de parafuso motorizado envolve o alojamento superior (2) e o atuador (3), que são mantidos juntos por um colar roscado (4). A tampa protetora (5) e o suporte da tampa (6) para a vedação CBM / CBM IVA estão em primeiro plano, assim como uma das oito manilhas (7) para a seção central da tampa M / D. O slot de restrição (8) para um pino de travamento de lançamento de tampa implantável se projeta além do plano de interface CBM / CBM.

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  As pétalas (1) disparam para fora quando a trava de captura se solta da articulação do rolo (2). O ponto de articulação (3) está imediatamente fora da trava de captura. Cada pétala tem duas travas de lançamento (4) que se encaixam nas ranhuras (5) no topo das manilhas, bolsos (6) para acomodar os Guias de Alinhamento e um recurso (7) alinhado com seu respectivo Indicador Pronto para Travar (8).

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  A pétala implantável é agarrada pela trava de captura na ponta do elo do rolo (1). Se necessário, o link pode ser liberado durante o EVA, afrouxando um parafuso (2). “Travar” o atuador com mola com um parafuso (3) permite que o astronauta “proteja” o mecanismo antes da operação manual. A estrutura da pétala pode ser separada do mecanismo de implantação com dois parafusos (4).

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  A localização do PMA-3 no porto nadir do Nó 1 “Unidade” mostra o ajuste perfeito entre um módulo ancorado e a pétala M / D implantada.

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  As pétalas são travadas no lugar para lançamento por um pino (1) inserido através de um encaixe (2) na manilha da seção central M / D (3). A liberação é efetuada por uma alça em T (4), que é puxada (5) para longe do ACBM. Ele pode ser travado novamente empurrando (6) o pino de volta para o encaixe.

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  A pétala é normalmente desbloqueada durante a AEV, usando uma tira convenientemente localizada.

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  O selo CBM / CBM, montado na face do PCBM, foi coberto para protegê-lo de detritos quando lançado no ônibus espacial. O selo, aparafusado à face do anel, aparece além da tampa, no canto superior esquerdo da imagem. As tampas, que foram retiradas pelo EVA antes do atracamento, não são utilizadas para missões de logística.

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  A junta CBM / CBM tem disposições para a instalação de um selo IVA no caso de o selo primário falhar. Como o primário, é uma vedação moldada segmentada, mas possui rebordos apenas na face externa. Os talões são pressionados contra as faces internas dos anéis por placas de compressão, fixando no mesmo padrão de parafuso usado para segurar as tampas de proteção.

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  No caso de um vazamento na junta onde um ACBM é aparafusado ao seu módulo pai, um anel de vedação pode ser instalado no interior. O anel de vedação é comprimido na ranhura por uma série de placas de compressão. Esta placa em particular está de acordo com a vieira da junta.

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  O CBM passivo fornece vedações IVA onde é aparafusado ao seu elemento pai. Aqui, um dedo humano (1) aponta para uma placa de compressão do selo IVA principal, que seria instalada sobre um o-ring. As tampas (2) também podem ser colocadas sobre as cabeças dos parafusos da junta, cada uma das quais é um caminho de vazamento potencial através da junta.

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  As tampas da “manteigueira” vedam os caminhos de vazamento através (e ao redor) dos parafusos e porcas motorizados. Quando usado no parafuso do ACBM, o atuador e o alojamento superior são removidos e uma trava estriada é instalada dentro do prato para evitar que o parafuso recue gradualmente sob cargas cíclicas.

Operações

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  Esta tela de exibição foi usada para o controle operacional do CBM durante a montagem do ISS no estágio 3A ( STS-92 ). A fonte da imagem contém descrições detalhadas para cada comando de atracação disponível e interpreta cada mensagem de status reportável.

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  Conexões a serem feitas ao equipar o vestíbulo entre o Nó 1 (Unidade) e o Laboratório dos EUA (Destino). A fonte da imagem contém uma descrição detalhada do procedimento de vestimenta.

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  Jumpers de vestíbulo, como aqueles mostrados aqui entre o Nó 2 e o módulo Columbus, normalmente se estendem entre conectores bem alinhados em anteparos de frente. Veja a discussão sobre roteamento em Link & Williams (2009) .

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  Jumpers no vestíbulo entre os nós 1 e 3 não estão bem alinhados devido às revisões do projeto da ISS pouco antes do nó 3 ser colocado em órbita. Os utilitários do Nó 1 foram redirecionados pelos membros da tripulação da Expedição 21 da ISS entre a STS-129 e a STS-130. Veja a discussão detalhada em Link & Williams (2009) .

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  Mikhail Tyurin de Rosaviakosmos , engenheiro de vôo da Expedição 3 , assegura uma conexão em um Controller Power Assembly (CPA) em uma escotilha no Unity Node 1.

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  A astronauta Peggy Whitson, comandante da Expedição 16 , trabalha no vestíbulo entre o nó Harmony e o laboratório Destiny da Estação Espacial Internacional.

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  Ancorados pelos dedos dos pés, o Comandante da Expedição 47 Tim Kopra e o Engenheiro de Voo Tim Peake lutam com uma Seção Central da Cobertura M / D no vestíbulo enquanto se preparam para o declínio de um veículo de carga Cygnus do Nodo 1 (Unidade).

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  Posada em um vestíbulo que logo será dematado, a engenheira de voo da Expedição 21, Nicole Stott, fornece uma noção de escala tanto para o CBM quanto para a Escotilha Comum.

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  BEAM em processo de transferência para o porto traseiro de Tranquility em abril de 2016.

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  A engenheira de voo da Expedição 5, Peggy A. Whitson, demonstra a forma adequada de flutuar em um vestíbulo totalmente equipado.

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  O tamanho do CBM permitiu a construção do ISS para adiar a instalação de pacotes do tamanho de rack até após o lançamento dos módulos. O adiamento permitiu o ajuste do programa às mudanças na inclinação orbital, acomodando os impactos à capacidade de carga útil do ônibus espacial.

• Tocar mídia

  Recolocação do PMM "Leonardo" pelo SSRMS.

• Tocar mídia

  O SSRMS agarra o módulo CRS-12 de vôo livre e o manobra para a ISS para atracação

Missões

Os usos do CBM (em maio de 2020) estão tabulados abaixo. O tempo para os mates de fábrica de PMA-1 e PMA-2 para o Nó 1 são aproximados. Consulte a Referência ao ISS (Utilização) (NASA / ISSP, 2015) para berços até abril de 2015; informações adicionais estão disponíveis para os voos do ônibus espacial, conforme observado na coluna Elemento PCBM. Atrasos posteriores são comprovados na coluna Notas, assim como anomalias e informações relevantes nos relatórios de status de voo da NASA e outras documentações.

Glossário

Muitos termos usados ​​na literatura CBM nem sempre são consistentes com o uso em outros contextos. Alguns foram definidos especificamente para o programa de desenvolvimento. As definições estão incluídas aqui para melhorar a continuidade com as referências e com outros tópicos.

Aceitação

"Um processo que demonstra que um item foi fabricado conforme projetado com mão de obra adequada, funciona de acordo com os requisitos da especificação e é aceitável para entrega." Compare com a qualificação . Consulte os Requisitos de Teste Ambiental (NASA / ISSP, 2003) página 10-1.

Análise

No contexto formal, verificação por modelos técnicos ou matemáticos ou simulação, algoritmos, gráficos ou diagramas de circuitos e dados representativos. Compare com Demonstração , Inspeção e Teste . Veja o ACBM Dev. Espec. (BD&SG, 1998) §4.2.1.2.

andrógino

Uma característica dos conectores em que os dois lados são iguais; ou seja, nenhuma "diferença de gênero" pode ser atribuída. Compare com não andrógino . Consulte também o mecanismo de ancoragem e atracação da nave espacial .

conjunto

Arranjo específico de duas ou mais partes anexadas. Quando usado no contexto de uma especificação CBM, uma "metade" do CBM (todo o ACBM ou todo o PCBM). Consulte os Requisitos CMAN (NASA / ISSP, 2000) §B.2.

atracação

Um método para unir estruturalmente ("acasalar") duas entidades em órbita, por exemplo, para operações de montagem ou recuperação para manutenção. Um ou ambos os itens podem ser espaçonaves operando sob autoridade de controle independente antes do evento de acasalamento. Nenhuma definição conceitual universalmente aceita parece existir. No contexto do CBM, as distinções definitivas são encontradas no ACBM Dev. Espec. (BD&SG, 1998) §6.3:

a) Fornecimento de dados para apoiar o posicionamento de um ACBM (sic) e seu elemento anexado dentro dos recursos de captura do ACBM

b) Capture um PCBM posicionado e seu elemento anexado

c) Rigidizar a interface com o PCBM capturado.

Consulte também o mecanismo de ancoragem e atracação da nave espacial .

perigo catastrófico

Qualquer perigo que possa causar incapacidade permanente ou lesão corporal fatal devido à perda de um dos seguintes: o veículo de lançamento ou de serviço, SSMB ou instalação terrestre importante. Veja o ACBM Dev. Espec. (BD&SG, 1998) §6.3.

perseguir veículo

Em uma manobra de atracação, o veículo que se aproxima, geralmente sob controle de manobra ativo. Veja o uso ao longo de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) . O uso do termo para o processo de atracação é inconsistente. Em muitas análises, ele simplesmente se refere ao elemento equipado com o PCBM. Compare com o veículo alvo .

Componente

No contexto dos Requisitos de Teste Ambiental (NASA / ISSP, 2003) §10.2: "Um componente é um conjunto de peças que constituem um artigo funcional visto como uma entidade para fins de análise, fabricação, manutenção ou manutenção de registros; o menor entidade especificada para um sistema distribuído. Exemplos são atuadores hidráulicos, válvulas, baterias, chicotes elétricos, conjuntos eletrônicos individuais e unidades orbitais substituíveis. "

Demonstração

No contexto formal, verificação por operação, ajuste ou reconfiguração de itens que desempenham suas funções projetadas em cenários específicos. Os itens podem ser instrumentados e limites quantitativos ou desempenho monitorados, mas apenas planilhas de verificação, em vez de dados de desempenho reais, precisam ser registrados. Compare com Análise , Inspeção e Teste . Veja o ACBM Dev. Espec. (BD&SG, 1998) §4.2.1.3.

atracação

Um método para unir estruturalmente ("acasalar") duas entidades em órbita, por exemplo, para operações de montagem ou recuperação para manutenção. Um ou ambos os itens podem ser espaçonaves operando sob autoridade de controle independente antes do evento de acasalamento. Nenhuma definição conceitual universalmente aceita parece existir, mas a maioria das implementações inclui o uso da energia cinética relativa do veículo de perseguição para acionar travas que afetam o mate. No contexto do CBM, as limitações na velocidade relativa final eliminam o atracamento como um meio aceitável de atender aos requisitos. Consulte ACBM Dev. Espec. (BD&SG, 1998) §3.2.1.2.2 (que impõe requisitos sobre as velocidades relativas do PCBM em relação ao ACBM na captura) e mecanismo de ancoragem e atracação de espaçonaves .

EVA (atividade extraveicular)

Veja Atividade Extraveicular .

Executar Pacote

Um pacote de “execução” consiste em planos de voo, planos de curto prazo, atualizações de procedimentos, dados necessários para operar os sistemas do ônibus espacial e ISS, procedimentos de manutenção em voo, dados de estiva de estoque, atualizações de software, notas de voo, scripts para divulgação eventos e outras instruções. Ver Whitney, Melendrez & Hadlock (2010) página 40.

conformidade de flange

Cargas de conformidade são aquelas aplicadas para eliminar deflexões relativas em uma junta conforme ela é aparafusada. Eles resultam da rigidez dos membros da junta e da estrutura de suporte (por exemplo, uma antepara). A literatura CBM às vezes usa o termo "conformidade" como sinônimo. Veja a definição de rigidez nos Requisitos de Controle de Fratura (NASA / SSPO 2001) página B-6 e Illi (1992) página 5 (paginação em pdf).

Inspeção

No contexto formal, verificação por exame visual do item ou revisão da documentação descritiva e comparação das características apropriadas com padrões predeterminados para determinar a conformidade com os requisitos sem o uso de equipamentos ou procedimentos laboratoriais especiais. Compare com Análise , Demonstração e Teste . Veja o ACBM Dev. Espec. (BD&SG, 1998) §4.2.1.1.

IVA (atividade intraveicular)

Trabalho realizado sem traje pressurizado dentro de uma espaçonave pressurizada internamente para algo parecido com a atmosfera encontrada ao nível do mar. Frequentemente referido como ocorrendo em um "ambiente de manga de camisa". Compare com EVA .

módulo

A definição precisa deste termo no ISS depende do contexto. É usado genericamente para qualquer unidade pré-integrada conectada ao ISS em órbita. Quando usado na literatura CBM, é uma versão abreviada de "módulo pressurizado", sinônimo de "Elemento pressurizado (PE)". Muitas fontes parecem usar todos esses termos de forma intercambiável. No contexto do CBM, inclui coisas que não podem ser pressurizadas antes da atracação, mas podem conter pressão após a atracação ser concluída (por exemplo, cúpula, adaptadores de acasalamento pressurizados).

Conjunto Mecânico Móvel

Um dispositivo mecânico ou eletromecânico que controla o movimento de uma parte mecânica de um veículo em relação a outra parte. Consulte os Requisitos de Teste Ambiental (NASA / ISSP, 2003) página 10-3.

não andrógino

Uma característica dos conectores em que um lado é diferente do outro. Esses conectores são frequentemente descritos como "gênero". O conceito é algumas vezes referido como "heterogêneo". Compare com Andrógino . Consulte também o mecanismo de ancoragem e atracação da nave espacial .

NRAL (NanoRacks Airlock)

NRAL é uma abreviatura às vezes usada nos Relatórios de Status da NASA no lugar da nomenclatura formal do elemento (NanoRacks Bishop Airlock).

junta pré-carregada

Conforme usado no programa da Estação Espacial, uma junta pré-carregada é aquela em que a força de aperto é suficiente para a) fornecer vida devido a cargas cíclicas; b) garantir que a rigidez da junta não mude devido à separação do flange; ec) para garantir que as vedações de pressão (se houver) não sejam afetadas pela separação do flange. “Pré” é usado no sentido de estar presente quando a junta é feita pela primeira vez, antes de ser exposta às cargas de serviço. A força de aperto é normalmente fornecida por um parafuso, mas pode ser fornecida por outros tipos de dispositivos mecânicos. Consulte os Requisitos de Projeto Estrutural (NASA / SSPO, 2000) página B-5.

teste de queda de pressão

Um volume conhecido de gás pressurizado permeia e / ou vaza na interface de uma vedação em teste, enquanto a pressão e a temperatura são registradas ao longo do tempo. Embora este método seja de baixo custo e aplicável a uma ampla gama de taxas de vazamento, ele tem várias limitações que "reduzem a viabilidade": ver Oravec, Daniels & Mather (2017) pp 1-2.

Vaso de Pressão

Um recipiente projetado principalmente para armazenamento pressurizado de gases ou líquidos que atende a certos critérios de energia ou pressão armazenada. Veja os Requisitos de Projeto Estrutural (NASA / SSPO, 2000) .

Elemento Pressurizado

Veja o módulo .

estrutura pressurizada

Uma estrutura projetada para transportar cargas do veículo em que a pressão é um contribuinte significativo para as cargas do projeto. Consulte os Requisitos de Projeto Estrutural (NASA / SSPO, 2000), Apêndice B.

porta

Não usado de maneira consistente. Em algumas fontes, uma combinação de anteparo estrutural primário penetrado (selado com uma escotilha) e um CBM. Em outras fontes, em qualquer lugar que um CBM seja usado (com ou sem anteparo e escotilha).

PDRS (sistema de implantação e recuperação de carga útil)

A coleção de subsistemas e componentes do Shuttle usados ​​para conter e manipular itens no compartimento de carga útil, especialmente itens para os quais a liberação do voo (ou acasalamento) foi planejada. Os elementos incluíam o Shuttle RMS , conjuntos de travas de retenção de carga útil, acessórios de garra, alvos e um sistema de CFTV. Consulte o Guia do usuário do Payload Bay (NASA / NSTS, 2011) .

Estrutura primária

A parte de um veículo ou elemento de vôo que sustenta as cargas aplicadas significativas e fornece caminhos de carga principais para distribuir as reações das cargas aplicadas. Além disso, a estrutura principal necessária para sustentar as cargas aplicadas significativas, incluindo cargas térmicas e de pressão, e que, se falhar, cria um perigo catastrófico . Veja o ACBM Dev. Espec. (BD&SG, 1998) §6.3 e os Requisitos de Projeto Estrutural (NASA / SSPO, 2000) Apêndice B.

Operações de proximidade

Operações por uma (ou mais) espaçonaves controladas independentemente dentro de 2.000 pés (610 m) de outra, caracterizadas por controle de trajetória quase contínuo. Veja o uso ao longo de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) . Contraste com o controle de encontro .

Qualificação

"Qualificação é o processo que prova que o design, a fabricação e a montagem do hardware e software estão em conformidade com os requisitos de design quando sujeitos às condições ambientais." Contraste com aceitação . Consulte os Requisitos de Teste Ambiental (NASA / ISSP, 2003) página 10-5.

Sistema de controle de reação (RCS)

Um tipo de Sistema de Controle de Atitude (ACS). O RCS se distingue pela implementação ativa da Segunda Lei de Newton para gerenciar a orientação de uma espaçonave sem alterar os parâmetros orbitais do centro de massa. O RCS propulsivo pode, se assim projetado, também ser usado para manobras orbitais (implementando as Leis de Kepler para alterar os parâmetros orbitais da espaçonave). Veja Kaplan (1976) p. 2 e capítulos 3-4.

Encontro

Manobras de uma espaçonave para coincidir com os parâmetros orbitais de outra. Essas manobras colocam as duas espaçonaves em tal proximidade que a matemática da “mecânica orbital” não mais domina a capacidade de aproximá-las ainda mais. Essas operações são normalmente executadas por uma espaçonave controlada de forma independente a distâncias maiores que 2.000 pés (610 m) de outra. Eles podem ser caracterizados por manobras de controle de trajetória que ocorrem em intervalos de dezenas de minutos ou mais. Veja o uso ao longo de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) . Compare com as operações de proximidade .

RMS (Sistema Manipulador Remoto)

Um dispositivo tele-robótico usado para manobrar cargas úteis nas proximidades de uma nave espacial (comparável em alcance às operações terminais de atracação). Existem vários exemplos: aqueles relevantes para a documentação CBM são o Shuttle RMS (SRMS) e o Space Station RMS (SSRM). Os dois são coloquialmente conhecidos como " Canadarm " e Canadarm2 , respectivamente, mas a documentação usa quase exclusivamente a nomenclatura mostrada aqui.

submontagem

Com relação a algum conjunto de referência, um conjunto que está totalmente contido no conjunto de referência. No contexto do CBM, um mecanismo para o qual as atividades de verificação podem ocorrer ex situ. A definição aqui segue os Requisitos CMAN (NASA / ISSP, 2000) , §B.2, mas consulte os Requisitos de Teste Ambiental (NASA / ISSP, 2003) §10.2 para nuances de aplicação.

Veículo Alvo

Em uma manobra de atracação, o veículo sendo abordado. O veículo alvo às vezes está sob controle de atitude ativo, mas não normalmente sob controle de manobra ativo. Veja o uso ao longo de History of Space Shuttle Rendezvous (Goodman, 2011) . O termo é encontrado de forma inconsistente na literatura técnica no que diz respeito à atracação. Em muitas análises CBM, o termo se refere ao elemento equipado com o ACBM. Compare com o veículo de perseguição .

Teste

No contexto formal, verificação por meio do exercício sistemático do item em todas as condições adequadas. O desempenho é medido quantitativamente durante ou após a aplicação controlada de estímulos funcionais ou ambientais reais ou simulados. A análise dos dados derivados de um teste é parte integrante do teste e pode envolver a redução automatizada de dados para produzir os resultados necessários. Compare com Análise , Demonstração e Inspeção . Veja o ACBM Dev. Espec. (BD&SG, 1998) §4.2.1.4.

Massa térmica

Em análise térmica, sinônimo de “capacitância”, que é análogo ao seu uso na análise de redes elétricas. A massa térmica pode ser alcançada literalmente por grande massa ou por uma grande capacidade de armazenamento de calor de um material (por exemplo, um que muda de fase a uma temperatura quase constante). Veja Gilmore (1994) página 5-24.

Notas e citações

Referências

Relatórios e outras distribuições

Chave para autores e editores organizacionais

Páginas de status

links externos

• Os status da missão do NSTS Mission Pages podem ser acessados ​​através dos links "Notícias"
• Arquivos de relatórios de status em órbita da ISS de 2006 a julho de 2013
• Arquivo de relatórios de status da ISS para 2009 de janeiro a dezembro de 2009
• Arquivo de relatórios de status da ISS para 2010 de janeiro a dezembro de 2010
• Arquivo de relatórios de status da ISS para 2011 de janeiro a agosto de 2011
• Relatórios de resumo diário da ISS , março de 2013 - presente
• Relatórios de status da ISS - outubro de 2014 - presente
• O Catálogo de Arquivos Nacionais pode ser pesquisado por todas as fotografias NSTS de CBM, Vestíbulo, etc.
• NASA Technical Reports Server (NTRS) Pesquisável para uma ampla variedade de relatórios técnicos emitidos por organizações e pessoal da NASA
• Relatórios do Painel Consultivo de Segurança Aeroespacial 1971 - presente
• Grupo de Trabalho de Sistemas Mecânicos JSC
• Teste de Aceitação do Mecanismo de Atracação Comum do Módulo Experimental Japonês “Kibo”
• Expedition 50, EVA # 4 (2017-03-17) Arquivo de vídeo Vídeo extenso de alta resolução mostrando a instalação das tampas exclusivas do ACBM axial do Nodo 3
• Teste estrutural do nó Vista interna de 720 ° do artigo Mostrando os elementos estruturais que influenciam as deflexões do pré-berço do CBM, incluindo acessórios de extremidade para escoras entre as portas

Veja também

• Comparação de mecanismos de ancoragem e atracação de espaçonaves

 Este artigo incorpora  material de domínio público de sites ou documentos da Administração Nacional de Aeronáutica e Espaço .