Общий причальный механизм - Common Berthing Mechanism

Общий причальный механизм

СТС-92 РС Wisoff сверстники между CBM.
Тип	Неандрогинный швартовка механизм
Разработчик	НАСА Боинг
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) (указано)[1]
Активный CBM (Тип II)
Масса	685 фунтов (311 кг) (указано)[1]
Пассивный CBM
Масса	440 фунтов (200 кг) (указано)[1]

В Общий Причал Механизм (CBM) соединяет жилые элементы в Орбитальный сегмент США (USOS) Международная космическая станция (МКС). CBM имеет две разные стороны, которые после соединения образуют цилиндрическую форму. вестибюль между модулями. Вестибюль имеет длину около 16 дюймов (0,4 м) и ширину 6 футов (1,8 м). По крайней мере, один конец преддверия часто ограничен в диаметре меньшим переборка проникновение.

Элементы маневрируют в положение готовности к швартовке с помощью Система удаленного манипулятора (RMS). Защелки и болты на стороне Active CBM (ACBM) арматура и плавающие гайки на стороне пассивного CBM (PCBM), чтобы выровнять и соединить их.

После герметизации вестибюля члены экипажа расчищают проход между модулями, удаляя некоторые компоненты CBM. Коммутационные разъемы устанавливаются между торцевыми переборками, закрывая их отрывной панелью. Полученный туннель можно использовать как погрузочная платформа, допускающих большие полезные нагрузки от посещающих грузовых космических кораблей, которые не могут пройти через обычный проход для персонала.

Обзор дизайна

Увидеть Галерея дизайна для большего количества графики

Все типы CBM имеют алюминиевое кольцо, которое крепится болтами к корпусу давления при изготовлении основного модуль. 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 первичная структура для критических для жизни нагрузок давлением, поэтому кольца и уплотнения были спроектированы по тем же стандартам, что и корпуса модулей.^[3] В случае выхода из строя первичных уплотнений они могут быть дополнены вторичными уплотнениями, которые были разработаны и квалифицированы как часть CBM. Вторичные уплотнения могут быть установлены как Работа в открытом космосе (IVA).^[4]

Большая часть объема тамбура зарезервирована для прохода экипажа, а закрытие обычно устанавливается по периметру люка в качестве границы прохода. В большинстве мест объем зарезервирован для подключения инженерных сетей за пределами места закрытия. Набор утилит индивидуален для каждой пары сопряженных модулей.^[5]

Основные типы CBM

ACBM Тип I

ACBM Тип II

PCBM (универсальный)

Исполнители
с квалификационными номерами деталей^[6]

В дополнение к своим конструктивным характеристикам, ACBM выполняет и меняет основные функции, связанные с швартовкой:^[7]

• Выравнивание физически ограничивает движение между модулями в пяти из шести степеней свободы при изменении расстояния между ними.^[8]. Ограничения накладываются последовательными наборами структурных компонентов.^[9]
• Индикация готовности к работе с защелками захвата предоставляется оператору RMS, когда входящий модуль был 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 проводят его через комбинированное вращение и перемещение, чтобы выровнять PCBM с ACBM с небольшим остаточным зазором.^[10]
• Устанавливается жесткая конструктивная связь. Каждый из 16 болтов с приводом на ACBM пересекает остаточный зазор для ввинчивания в гайку на PCBM. Болты затягиваются в многоэтапном процессе, который постепенно приводит в соответствие два фланца, сжимает уплотнения CBM / CBM и предварительная нагрузка стык CBM / CBM.

Для ACBM были определены два функциональных типа.^[11] ACBM типа I с дополнительным набором из 24 независимых механизмов может быть размещен на родительском модуле либо в осевом, либо в радиальном направлении. Он может столкнуться с любой из шести орбитальных ориентаций,^[12] поэтому в начале швартовки может быть где угодно в широком диапазоне температур.^[13]

ACBM Типа II дополняет конструкцию Типа I компонентами для защиты его родительского модуля, когда к нему ничего не прикреплено. порт. Четыре компонента - это механизмы, которые можно развернуть, чтобы не мешать входящему модулю. Остальные снимаются экипажем после герметизации тамбура. Тип II используется там, где в противном случае порты были бы открыты в течение длительных периодов времени, или в направлениях, которые испытывают агрессивные условия перед причалом.^[14] ACBM типа II находится на радиальных портах узлов ресурсов и может быть обращен в любую орбитальную ориентацию.

ПМА 1 и ПМА 2 были запущены на осевых БАКУ узла 1.

PCBM включает в себя фитинги и выравнивающие конструкции, соответствующие таковым на ACBM типа I. 32 фитинга сами по себе являются подпружиненными механизмами, приводимыми в действие во время захвата и закрепления соответствующими компонентами ACBM.^[15] Первичное уплотнение CBM / CBM также является частью PCBM, как и предварительно нагруженные пружины выдержки / выталкивания для стабилизации его относительного движения, когда соединение CBM / CBM почти сопряжено.^[16]

Для PCBM было указано два типа, различающиеся только прочностью их уплотнения. Силиконовый материал S383 уплотнения PCBM типа I более терпителен к разнице температур перед стыковкой между двумя модулями, чем фторуглерод V835 типа II. S383 также более устойчив к атомарному кислороду, обнаруженному на орбите до причала.^[17] Тип II использовался для запуска небольших элементов в отсеке полезной нагрузки шаттла, когда он был прикреплен болтами к ACBM или аналогичному оборудованию поддержки полета, потому что материал V835 более устойчив к разрушающему воздействию чистки при вибрации.^[18]

PCBM всегда находится на конце родительского модуля. Его можно прикрепить к переборке или в качестве концевого кольца на ствольной части основной конструкции, которая открыта для вакуумирования перед швартовкой.^[19] PCBM присоединяются к модулям, имеющим широкий диапазон термическая масса, поэтому может также испытать широкий диапазон начальных температурных условий. По характеру работы PCBM всегда обращен в полетную ориентацию, противоположную ACBM, поэтому перепады температур могут быть значительными.^[20]

Операции

Увидеть Галерея операций для получения дополнительной графики. Увидеть Таблица миссий для индивидуальных причальных мероприятий.

После запуска

СТС-130 РС Роберт Бенкен делает перерыв во время подготовки к выходу в открытый космос ACBM Надира узла 3.^[6]

ACBM требуют подготовки к выходу на орбиту в открытый космос. ACBM типа I, обычно устанавливаемые на осевые порты, обычно имеют крышку «шапочку для душа», которую два члена экипажа EVA снимают и убирают примерно за 45 минут. ACBM типа II, находящиеся на радиальных портах узла, требуют снятия ограничений запуска для развертываемых крышек M / D. Открытие подпружиненных крышек требует срабатывания защелок захвата, чтобы после этого их снова закрыть, и, следовательно, срабатывают индикаторы готовности к фиксации. Включая инспекцию, на каждый радиальный порт выделяется около 15 минут для одного члена экипажа в открытом космосе, которому при необходимости помогает экипаж IVA управлять ACBM.^[21][22]

Полноразмерные элементы, запускаемые на НСТС, имели защитные крышки над уплотнением на плате. Двум членам экипажа EVA потребовалось 40-50 минут каждому, чтобы снять и сложить крышки PCBM, осмотреть уплотнение и при необходимости очистить его.^[23] PCBM типа II, используемые в качестве интерфейса запуска, были проверены после отвинчивания, поскольку крышки не устанавливались. Для логистических рейсов осмотр осуществляется только камерой.^[24][22]

Причал

Подготовка

Воспроизвести медиа

Проверка активного общего механизма стоянки во время Экспедиция 56 (примерно в 10 раз реальная скорость).^[6]

PCBM не требует подготовки к швартовке сверх того, что требуется после спуска. Подготовка ACBM к швартовке занимает около часа, начиная с выбора вспомогательных средств (питание, данные) и последовательной активации для каждой сборки панели контроллера (CPA). Два CPA выбраны в качестве первичного и вторичного главных контроллеров.

Активация запускает встроенный тест и инициализирует счетчики положения для приводов. Каждый привод затвора выдвигается на два оборота, затем убирается на три, чтобы проверить работоспособность как затвора, так и двигателя. Защелки приводятся по одной в открытое положение, которое для узловых радиальных портов развертывает крышки M / D. Все 20 приводов установлены в рабочие исходные положения (0 оборотов для болтов, 202 ° для защелок). Дистанционный осмотр проводится для проверки того, что защелки полностью открыты, а сопрягаемый коридор и поверхность свободны от препятствий.^[25]

Непредвиденные обстоятельства, учитываемые во время подготовки, включают очистку лицевой стороны кольца ACBM и корректирующие действия EVA, связанные с крышками M / D, а также индикаторами CPA, фиксации захвата и готовности к фиксации. Для CBM доступны специальные процедуры разрешения проблем, связанных с потерей питания и коммуникационной поддержкой.^[26]

Маневр

Модуль, оборудованный PCBM, перемещается в зону захвата с помощью дистанционной системы манипуляторов (RMS) с дистанционным управлением. Для швартовки модулей использовались два разных RMS: 6-шарнирный Shuttle RMS (SRMS, или "Canadarm ") и 7-совместное RMS космической станции (SSRMS,"Canadarm² ").

10-я экспедиция на МКС Командир Лерой Чиао управление SSRMS из Лаборатории Destiny.^[6]

Операция маневра начинается с получения полезной нагрузки RMS End Effector. Этот шаг также называют «захватом» или «схваткой». В эпоху NSTS полезная нагрузка обычно поступала в отсек полезной нагрузки шаттла. Во время захвата суставы SRMS были "хромыми", что позволяло ему принимать положение в точном соответствии с положением полезной нагрузки. SSRMS обычно захватывает свободно летающую полезную нагрузку, которая маневрирует для поддержания постоянного расстояния и ориентации по отношению к МКС. После захвата RMS перемещает модуль, изменяя углы его сочленения. Движение модуля часто необходимо согласовывать с другими движущимися частями МКС, такими как солнечные батареи.

Воспроизвести медиа

Анимация НАСА трех операций по причаливанию с помощью Shuttle RMS на STS-98.^[6]

Визуальная обратная связь о движении PCBM была предоставлена ​​оператору RMS как минимум двумя специализированными системами. Ранние причала управлялись с помощью метода фотограмметрической обратной связи, называемого Space Vision System (SVS), который был быстро признан непригодным для общего использования. На смену SVS пришла специализированная система камер причаливания по центральной линии (CBCS), впервые использованная 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 верно для любого планирования на случай непредвиденных обстоятельств. Ближе к концу маневра оператор преодолевает узкий коридор, поскольку PCBM начинает сцепляться с ACBM. Операция завершается, когда оператор RMS либо видит четыре индикации готовности к фиксации на целевом ACBM, либо приходит к выводу, что только три могут быть достигнуты. Поскольку RTL представляет собой подпружиненный механизм, RMS в конечном итоге сохраняет запасенную энергию и остается в состоянии, которое может противостоять разделяющей силе.^[28]

Приятель

Две половины CBM номинально объединены в три операции:

• Захватывать приобретает и выравнивает входящую печатную плату в соответствии с геометрией ACBM
• Приобретение орехов вкручивает каждый приводной болт в соответствующую гайку
• Boltup полностью предварительно нагружает соединение между двумя половинами

На орбите было выполнено как минимум два различных протокола захвата. Оба протокола выдают команду захвата "первого этапа" для указанного угла вала от 185 ° до 187 °. Захват первой ступени гарантирует, что каждая защелка расположена над соответствующим фитингом, что оперативно проверяется путем оценки ее состояния переключения. RMS по-прежнему контролирует положение и ориентацию элемента, а нагрузки, действующие на защелки Capture, остаются низкими. Захват первой ступени занимает около 15 секунд и ограничен орбитальными областями, где наземные диспетчеры могут отслеживать прогресс почти в реальном времени. Для контроля паразитных нагрузок при большом элементе швартовки система контроля ориентации станции может поддерживаться в режиме свободного дрейфа, а упражнения экипажа запрещены.^[29]

Эти два протокола различаются тем, как защелки подтягивают две половинки так, чтобы они были в пределах досягаемости болтов с приводом. В эпоху NSTS после того, как SRMS был переведен в «тестовый режим», выдавалась единственная команда «захвата» второго этапа. При использовании SSRMS выполняются пять этапов захвата, чтобы ограничить возможность накопления нагрузок в его стрелах стрелы в случае не номинального торможения. В любом случае захват переводит защелки на указанный угол вала 12 ° за время срабатывания около 108 секунд. В обоих протоколах остаточная энергия в RTL может привести к их кратковременному открытию, потому что защелки не «зацепляются» за свои штуцеры до тех пор, пока они не будут значительно ниже начального положения 187 °.^[30]

Операции RMS и CBM выделены желтым и синим цветом соответственно на временной шкале стоянки с STS-120 / FD04 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2007). Ограничения выделены красным. Команды Powered Bolt подавались наземными диспетчерами после захвата второй ступени.^[6]

Как только оператор приходит к выводу, что процесс захвата завершился успешно, все 16 болтов с приводом приводятся в действие со скоростью 5 об / мин с пределом предварительного натяга в 1 500 фунтов силы (6700 Н). Когда тепловые стойки начинают контактировать со своими соответствующими ударными пластинами, результирующая нагрузка сообщается датчиком нагрузки каждого болта. Эта фаза «ABOLT» завершается индивидуально для каждого болта в зависимости от крутящего момента, числа оборотов или указанной нагрузки. Болты, отделанные ранее, могут видеть изменение указанной нагрузки, когда последующие болты устанавливают свои гайки. Операторы, которые могут находиться на земле, оценивают полученное состояние, чтобы определить, приемлемо ли условие нагрузки. В таком случае ограничения на контроль отношения и упражнения снимаются. RMS освобождает (отключает) полезную нагрузку и может перейти к другим задачам.^[31][32]

Если предварительный термический анализ показывает, что разница температур между двумя половинами CBM является чрезмерной, условие ABOLT сохраняется в течение длительного периода времени. «Тепловая фиксация» позволяет обеим сторонам приблизиться к общей температуре. Затем приводные болты затягиваются в шесть этапов до полной предварительной нагрузки. Каждая команда выдается четырем болтам одновременно, разнесенным с интервалом 90 °. Некоторые шаги могут, по усмотрению оператора, выполняться более одного раза. Окончательное приведение в действие затвора запланировано на 60 минут, но оно может немного отличаться в зависимости от того, сколько итераций выполняется добавочная предварительная нагрузка.^[33]

Как только оператор определяет, что процесс установки болтов завершился успешно, защелкам поступает команда в положение «закрыто», и CPA деактивируются. Ресурсы власти, исполнительного управления и данных доступны для переназначения другим задачам.

В конструкции CBM заложены приспособления для нескольких нестандартных ситуаций. Любой отказ одного болта во время операции стыковки может быть компенсирован уплотнением CBM / CBM, позволяя при этом поддерживать атмосферное давление в вестибюле. Любые два выхода из строя болтов могут выдерживать механические нагрузки, при условии, что они не находятся рядом друг с другом и тамбур не находится под давлением. Можно допустить потерю любой отдельной защелки и любого отдельного индикатора готовности к фиксации, не ставя под угрозу успех миссии, а сами защелки спроектированы таким образом, чтобы учесть возможность «притормаживания» режимов отказа в SRMS. Доступна подробная логика разрешения для потери питания и связи, а также последовательности разрешения для защелок, которые «пропускают» свои приспособления или заклинивают при частичном ходе. Процедуры на случай непредвиденных обстоятельств на этом этапе операций также касаются ненормального торможения SSRMS и «быстрого взлета», если другие системы на МКС или шаттле потребовали немедленного ухода.^[34]

IVA Операции

СТС-92 Пилот Памела Мелрой идентифицирует две сборки панели управления (CPA), которые должны быть удалены из вестибюля Zenith узла 1.^[6]

Оснащение вестибюля включает настройку оборудования, проверку герметичности и механическую реконфигурацию. Требуемые время и усилия зависят от конфигурации ACBM, количества и типа компонентов CBM, которые необходимо удалить, а также от интерфейсов, которые должны быть соединены между двумя элементами. В бюджет может быть заложено до десяти часов, хотя, по крайней мере, в некоторых случаях, это время может быть приостановлено для проведения расширенной «точной проверки утечки» падение давления перед открытием люка в тамбур.

Поскольку они пересекают коридор экипажа через вестибюль, CPA всегда должны быть удалены,^[35] и всегда необходимо снимать любые крышки через люк на только что пришвартованном элементе. Если элементы будут оставаться соединенными в течение долгого времени, другие компоненты CBM могут быть удалены для безопасного хранения или повторного использования. Радиальные порты узла требуют дополнительных 20–40 минут для снятия и хранения центральной секции крышки M / D. Защитная панель обычно устанавливается по внутреннему периметру двух обращенных друг к другу люковых балок, чтобы предотвратить постепенный сбор мусора по периметру вестибюля.^[36]

Подробные действия на случай непредвиденных обстоятельств, касающиеся как ремонта, так и профилактического обслуживания, были подготовлены заранее для внутренних компонентов. Обобщенные процедуры для точного определения атмосферной утечки в вестибюле существовали, по крайней мере, со стадии 4А сборки МКС, 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 рисков на СТС-126.^[37]

Deberthing

Удаление элемента существенно меняет процесс швартовки.^[38] Это зависит от особенностей настройки вестибюля для работы. Наиболее часто встречающаяся реализация начинается с переоборудования вестибюля при перенастройке для вывода логистического элемента a из радиального порта узла. Изначально в бюджете была предусмотрена процедура для двух членов экипажа, продолжительность - 4 часа. Он удаляет элементы, которые пересекают план интерфейса ACBM / PCBM (отводы, перемычки и заземляющие ремни), устанавливает оборудование CBM, необходимое для выполнения операций (например, CPA, тепловые крышки), и закрывает люк.^[39]

Оборудование, используемое для разгерметизации тамбура между Узел 2 и MPLM Raffaello в течение СТС-135

Оборудование для испытания на падение давления, включая датчики и вспомогательную электронику, а также перемычку для доступа к вакууму длиной 35 футов (11 м) впоследствии устанавливают на внутренней стороне люка. Когда они установлены, вестибюль готов к периоду разгерметизации около 40 минут, включая периоды выдержки для проверки герметичности. Критическое (абсолютное) давление составляет 2 мм рт. Ст. (267 Па), чтобы предотвратить повреждение уплотнений CBM во время спуска.^[40]

Как и при подготовке к причалу, вспомогательные инженерные сети сконфигурированы для подачи питания и данных в CBM. Подается питание, выбираются два CPA для использования в качестве основного и дополнительного главных контроллеров, и инициализируются отдельные контроллеры двигателей. Команда "DBBoltck" выдается на болты с приводом, а защелки захвата получают индивидуальную команду на угол вала 212 °. Затем защелки устанавливаются в их номинальное положение «захват завершен», составляющий 12 °. CBM либо остается в «ждущем» состоянии, либо выключен.^[41]

Воспроизвести медиа

Постдебертное закрытие обложек надира CBM Harmony.

Освобождение элемента PCBM от 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 шага.^[43] Затем полностью извлекаются комплекты из четырех болтов, каждый комплект занимает около 6:30 для достижения номинального положения 21,6 оборота. Перед снятием третьего комплекта должны быть установлены грейфер RMS и контроль свободного дрейфа. После того, как все 16 болтов были извлечены, защелки захвата раскрываются, позволяя сжатым индикаторам готовности к фиксации упираться в направляющие выравнивания PCBM. Выходящий элемент уводится RMS, а на радиальных портах узла развертываемые крышки M / D закрываются. Затем ACBM отключается путем отключения питания от CPA.^[44]

Решение для непредвиденных обстоятельств во время позднего срока обычно аналогично разрешению для подготовки и выполнения брачных операций. Многие из них по сути заканчиваются инструкциями на случай непредвиденных обстоятельств, позволяющими удалить и заменить компоненты CBM. Попытки переоборудовать вестибюль для выхода из МУП делают его непригодным для экстренного выхода.^[45]

Возможности

Первоначальная конструкция МКС предусматривала установку элемента Habitat в обращенном к Надиру порту узла 1 (Unity), и проходы в переборках были спроектированы соответствующим образом. Поскольку станция завершила первые этапы сборки, для этого места был запланирован Узел 3. Позже стало очевидно, что установка на переборке по левому борту даст значительные эксплуатационные преимущества. К сожалению, первоначальная маршрутизация инженерных сетей внутри Узла 1 потребовала значительной переделки на орбите, чтобы изменения были возможны. Большой диаметр CBM позволил использовать PMA3 в качестве герметичного закрытия во время работы, так что проходные каналы можно было удалить и заменить без EVA. PMA3 был перемещен во время Экспедиции 21 в CBM со стороны портов, и «... Питьевая вода, кабели данных ISL и 1553, а также установка воздуховодов, кабелей и шлангов IMV [Inter-Modular Ventilation] ...» были подключены в рамках подготовки к прибытие узла 3. Переконфигурированная переборка была проверена на утечку перед перемещением PMA3 обратно в место хранения, а узел 3 был установлен в недавно подготовленном месте на СТС-130.^[46]

Экспедиция 61 Бортинженер Джессика Меир позирует перед устройством развертывания небольшого спутника SlingShot, загруженным восемью CubeSats.

Глубина, диаметр и доступность CBM также использовались для поддержки дозирования. CubeSats из системы развертывания SlingShot. Каркас устанавливается во внутреннюю оболочку PCBM на транспортных средствах логистики (например, Лебедь ). В Модуль шлюза Епископа также воспользуется преимуществами надежного интерфейса между ACBM и PCBM, чтобы многократно фиксировать и опускать «колокол», на котором размещены аналогичные возможности.^[47]

История развития

Основные факторы, влияющие на CBM, были продемонстрированы во время облета корабля после расстыковки. СТС-135. Путь PCBM во время захвата индуцируется RMS (1). RMS взаимодействует с модулями различного веса от Cupola (2) и PMA (3) до Kib (4). Масса взаимодействует с освещением, создавая разницу температур между кольцами CBM. Это увеличивает изгибы, вызванные давлением, особенно для радиальных портов (5).^[48]

Концепция швартовки космической программы США была разработана, чтобы смягчить проблемы орбитальной механики, которые возникли во время эволюции стыковка. Хотя CBM и не был первым механизмом, разработанным специально для швартовки, он был первым подобным устройством, разработанным в США специально для сборки структурных соединений, способных выдерживать давление на уровне моря. Он объединяет четыре архетипичный Функции:

1. Герметичные конструкции испытывают внутреннее давление в дополнение к другим основным нагрузкам.^[49] Они считаются жизненно важными, когда используются в качестве прочного корпуса экипажа. В этом контексте им уделяется особое внимание по таким вопросам, как нагрузки, скорость утечки, избыточность уплотнения и методы проверки. Они также внимательно изучают последствия своей неудачи.^[50]
2. Внешний фланцы подвержены как механическим нагрузкам, так и нагрузкам, вызванным давлением в их родительских сосуды под давлением. Относительная жесткость фланца определяет, как свободный конец изменит форму. При установке чего-либо на фланце необходимо компенсировать перекосы.^[49]
3. Перемещение механических сборок по-разному передают силы при изменении осанки. На их нагрузки влияет внутреннее трение, и они часто требуют большего количества итераций анализа и проектирования, чем конструкции. В случае CBM путь загрузки включает 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 стыке, а условия, в которых они собираются, тщательно контролируются. Что касается CBM, эти проблемы усугубляются во время болтового соединения из-за очистки уплотнения, поскольку прогибы перед причалом совпадают, а также из-за любой пыли и мусора, захваченных в стыке.^[52]

Использование этих функций на космическом корабле требует особого внимания из-за агрессивной окружающей среды. На типичной высоте МКС 255 морских миль (472 км) НАСА определяет семь факторов для этой среды:^[53]

Интенсивность потока метеороидов, попадающих в CBM, сильно зависит от установленной ориентации.^[6]

1. Состав, свойства и состояние окружающей нейтральной атмосферы. В частности, атомарный кислород (АО) вызывает сильную коррозию многих материалов. 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. Сильно направленные источники и приемники лучистой энергии. Монтаж, оптические свойства и изоляция открытых компонентов космического корабля спроектированы таким образом, чтобы поддерживать приемлемые температуры. В некоторых случаях орбитальная ориентация всего космического корабля динамически контролируется для смягчения этих эффектов.^[55][56]
3. В геомагнитное поле могут создавать помехи для чувствительных электрических компонентов (например, датчиков, переключателей и контроллеров ACBM). Последствия могут включать в себя полный отказ, поскольку компоненты проходят через поле.^[57]
4. Ионизированные газы которые загрязняют и заряжают открытые поверхности, которых много в CBM. Большинство космических аппаратов решают эту проблему путем тщательного заземления открытых компонентов.^[58]
5. Электромагнитное излучение, которое может изменять энергетическое состояние электронов в оборудовании с питанием. Двигатели, датчики и управляющая электроника, например, на ACBM, подвержены этим эффектам, если они не экранированы.^[59]
6. Метеороиды и космический мусор, некоторые из которых могут быть как тяжелыми, так и быстро движущимися, могут ударить по космическому кораблю. Хотя конструкция CBM была усовершенствована несколькими различными способами в этом отношении, проблема была спроектирована на уровне интегрированного космического корабля; количественные требования не указаны ни в одной спецификации CBM.^[56][60]
7. Баланс между гравитационным и центробежным ускорениями (часто называемый «невесомостью»), который имеет существенное значение для проверки движения механизмов на земле, поскольку там преобладает сила тяжести. Компания CBM следовала типичной практике проектирования космических аппаратов, выполняя итерацию между анализом и испытанием для разработки и проверки конструкции для этого условия.^[51]

Некоторые из этих характеристик и факторов взаимодействовали через длинную последовательность решений относительно орбиты станции, конфигурации, планов роста, ракет-носителей и методов сборки. Швартовка берет свое начало в программах 1960-х и 1970-х годов, поскольку в них изучалась практическая физика, связанная с этими проблемами. Сама концепция CBM начала проявляться в первых исследованиях программы в начале 1980-х, претерпела несколько итераций концепции и завершила разработку незадолго до запуска первого летного элемента, когда 1990-е подошли к концу.

Происхождение (до 1984 г.)

CBM - это всего лишь одна из ветвей 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 транспортных средств на низкой околоземной орбите ...». К концу программы Apollo стандартизированные рандеву и стыковка Практика его поддержки доказана на практике. Были хорошо поняты основные проблемы обращения с порохом, а также вопросы стабильности контроля и загрязнения, возникающие в результате преследовать автомобиль пропульсивный RCS перья^[61] ударяя по целевой автомобиль автомобиль во время операции близости.^[62]

Операции стыковки часто требуют сложных маневров, чтобы не потревожить цель.^[6]

Появление программы Space Shuttle решило некоторые проблемы с стыковкой, но внесло новые. Значительные различия между массами преследователей и целей обеспечивали менее равномерное распределение импульса после контакта, а большая масса Шаттла требовала значительно большего количества топлива для торможения, чем было необходимо во время Аполлона. Простое соосное выравнивание между инерционными свойствами преследования и цели во время операций захода на посадку было невозможно с асимметричным орбитальным аппаратом, который был разработан для аэродинамической подъемной силы при возвращении с орбиты. Столкновение больших шлейфов RCS Shuttle с относительно небольшими целевыми транспортными средствами также нарушило контроль над ориентацией цели во время операций сближения. Эти проблемы заставили изменить стратегию торможения в программе Shuttle. Не все стратегии были легко реализованы во всех орбитальных направлениях, что ставило под угрозу способность собираться в некоторых из этих направлений. Использование длинного теле-робота (RMS) уменьшило эту угрозу, отодвинув точку первого касания от машины преследования.^[63]

К 1972 году анализ требований программы Shuttle показал, что почти 40% задач миссии будут включать сборку путем размещения полезной нагрузки в отсек полезной нагрузки орбитального аппарата. В то время предполагалось, что многие из извлеченных космических кораблей не будут предназначены для таких операций, что еще больше повысило важность решения (или устранения) проблем со стыковкой. Операция по причаливанию была разработана для этого: требование осторожно схватить ближайший космический корабль с почти нулевой контактной скоростью было назначено запланированной RMS шаттла. Использование RMS для сборки объектов на орбите считалось основным требованием к точности положения и ориентации появляющейся системы.^[64]

Хотя это и не предусматривалось во время разработки RMS, в этот период возникли темы требований, которые станут важными для CBM: точность и точность управления RMS, ограничения его способности заставлять объекты выравниваться, а также величина структурных нагрузок. обострение стрелы и шарниров во время захвата. Это оказалось решающим фактором при разработке, квалификации и эксплуатации механизма.^[65]

Оперативная группа космической станции определила швартовку в качестве основного метода сборки.^[6]

SRMS не выполнила свой первый причал в отсеке для извлечения и полезной нагрузки до STS-7 в июне 1983 года. Дата первой операции составила два месяца. после представление заключительных отчетов восьми подрядчиками по исследованию потребностей, характеристик и архитектурных вариантов космической станции НАСА. Несмотря на то, что на момент написания окончательных отчетов об исследованиях результатов полета не было, по крайней мере три из них определили «швартовку» в качестве основного средства сборки космической станции из герметичных модулей, доставленных в отсек полезной нагрузки Шаттла. Из описанных и проиллюстрированных концепций ни одна из них не очень похожа на окончательную конструкцию CBM, а технические детали легко обсуждаются.^[66]

В начале 1984 года оперативная группа космической станции описала механизм швартовки, который уменьшал бы нагрузки, возникающие при маневрировании двух модулей, контактирующих друг с другом, с последующей фиксацией. Условия контакта были определены как важные, но в то время не были определены количественно. То же самое и с диаметром внутреннего прохода. Явно требовалось внутреннее подключение утилит между модулями, как и было «Андрогинность». Стандартизированный причальный механизм воспринимался как внешний фланец на портах модуля, а «6-портовый многоканальный адаптер для швартовки» примерно соответствовал конечной концепции узла ресурсов. Прогибы, вызванные внутренним давлением, действующим на радиально ориентированные порты цилиндрических модулей, стали признаны критической проблемой развития.^[67] Заключительный отчет Целевой группы также является одним из первых упоминаний «обычных ... причальных механизмов».^[68]

Продвинутая разработка / этап B (ок. 1985 - ок. 1988)

База знаний о швартовке росла на протяжении 1980-х годов по мере разработки других причальных механизмов. К ним относятся такие системы, как защелка конструкции поддержки полета (см. Здесь) и шаттл. Система развертывания и поиска полезной нагрузки.^[6][69]

Параллельно с текущими исследованиями конфигурации на уровне системы, НАСА ожидало, что проекты по разработке концепции усовершенствованных механизмов стыковки и швартовки «... существенно уменьшат стыковочные нагрузки (скорости менее 0,1 фут / сек) и обеспечат возможность швартовки полезной нагрузки». .будет начато в 1984 финансовом году ».^[70]

Программа передовых разработок причальных механизмов фактически началась в 1985 году, что привело к полномасштабным испытаниям на испытательном стенде «Шесть степеней свободы» в Центре космических полетов им. Маршалла (MSFC). В этих усилиях термин «общий», по-видимому, означал, что единое семейство конструкций механизмов обеспечивает как швартовку, так и стыковку (наследуя разные требования для обоих) и что любой член семейства может присоединиться к любому другому члену. «Активный» и «пассивный» относятся к тому, предусмотрены ли механизмы для ослабления остаточной кинетической энергии после стыковки. На внешнем радиусе устанавливались моторные защелки двух разных конструкций (быстродействующие и малодействующие, с коротким и длинным вылетом соответственно). Направляющие лепестки, ориентированные наружу, также были расположены по внешнему радиусу, давая 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 10 000 фунтов-сил (44 500 Н), были изготовлены из стали A286, покрытой сухой пленочной смазкой на основе дисульфида вольфрама, как указано в DOD-L-85645. Места Болт / гайка чередовались в ориентации по периметру 63-дюймовой стенки давления диаметр и лица обоих колец включены уплотнения, так что механизм был фактически андрогинное на уровне сборки. Затворы рассчитаны на ручное приведение в действие с использованием герметичных проходок привода через переборку. Вариант моторизованного затяжки был определен, но не разработан. Болт можно было затягивать как со стороны головки, так и со стороны гайки. Ни крутящий момент, ни неопределенность в предварительная нагрузка указаны в доступной документации.^[73]

Один из четырех вариантов исследования включал алюминиевый сильфон, позволяющий замкнуть петлю модулей. Растягивающие нагрузки, вызванные внутренним давлением, передавались через сильфон с помощью непрерывной тросовой петли, пропущенной через 47 шкивов, расположенных вокруг внешней стороны сильфона. Не все проблемы с конструкцией сильфона, по-видимому, были полностью решены к концу серии экспериментальных испытаний.^[74]

Хотя в размерах предусмотрены внутренние подключения к инженерным сетям и квадратный люк размером 50 дюймов, оболочка механизма имела ограниченную совместимость с возможными утопленными расположениями радиальных портов на ресурсных узлах USOS. Очевидная несовместимость с расположением радиальных портов может быть объяснена пока еще нестабильной конфигурацией узлов, которые в некоторых конфигурациях показаны как сферические 10-портовые модули, а в других - как цилиндрические 3-портовые модули. Многие другие особенности конфигурации базовой станции того времени также сильно отличаются от возможной МКС.^[75]

Свобода космической станции (c.1989 - c.1992)

Четыре «стойки», показанные здесь во время сборки лабораторного модуля «Destiny» в США, обеспечивают пространство для распределения полезности (питания, данных и т. Д.) Между стойками. Этот архитектурный подход стал результатом большого диаметра CBM.

По мере приближения 1990 года размер CBM был стабилизирован за счет особого инженерного подхода к проектированию модулей. Внутренний объем модуля, косвенно ограниченный круглым поперечным сечением отсека полезной нагрузки NSTS, был разделен на одиннадцать областей. Центральный проход по всей длине модуля окружен четырьмя рядами оборудования. Блоки оборудования пересекаются по четырем линиям, проходящим почти по всей длине корпуса высокого давления. Непосредственно за этими точками параллельно проходу проходят клиновидные вспомогательные объемы. Утилита позволяет подключать их со многих станций по всей длине. Другое оборудование, часть из которого способствовало подключению к инженерным сетям между модулями после их стыковки на орбите, более эффективно упаковывается в концевые объемы, чем в цилиндрическую часть модуля. Проходам для этих инженерных коммуникаций для соединения между модулями было уделено значительное внимание планировке вестибюля и, следовательно, CBM.^[76]

Каждый блок оборудования был разделен на «стойки» стандартного размера, которые можно было установить на орбите для ремонта, модернизации или расширения возможностей станции. Стеллажи с соответствующим оборудованием могут быть интегрированы и Принятие Проверено на земле перед запуском. Такой подход к интеграции облегчил более высокий уровень проверки, чем был бы возможен при замене более мелких компонентов, обеспечивая «... легкую реконфигурацию модулей в течение их 30-летнего срока службы». Это также позволило архитектуре приспособиться к последующему изменению угла наклона 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 на орбите.^[77]

Три конфигурации CBM для программы Space Station Freedom, современные с подробными иллюстрациями в Илли (1992) и Винч и Гонсалес-Вальехо (1992).^[6]

Другие решения на системном уровне в этот период также повлияли на окончательный дизайн CBM. Идея «общего» механизма как для швартовки, так и для швартовки, похоже, была отброшена, и были определены основные механизмы, характерные для каждой из этих отдельных операций. Концепция «общей» оболочки под давлением модуля с рядом конфигураций радиальных портов, все еще изучаемая НАСА по крайней мере еще в 1991 году, была отброшена в пользу выделенных «узлов ресурсов», имеющих четыре радиальных порта на одном конце цилиндрической формы. оболочка под давлением. Завершение «модульного шаблона» было отложено по сравнению с первоначальной конструкцией системного уровня к 1992 году, что позволило исключить вариант PCBM на основе сильфонов.^[78]

Концепции причальных сооружений развивались параллельно с развитием CBM. Здесь показан случайный "захват" Intelsat 603 шестью руками во время третьего выхода в открытый космос. СТС-49 в 1992 г.

К началу 1990-х годов стала вырисовываться более подробная картина CBM. Первоначальный выпуск спецификации разработки PCBM был в октябре 1991 года, за ним последовали 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 защелки с 4 стержнями остались, хотя диаметр болта увеличился до 0,625 дюйма (15,9 мм). И болты, и защелки были моторизованы с возможностью ручного резервного копирования, хотя отдельные механизмы по-прежнему приводились в движение посредством герметичных муфт, проходящих через переборку. Термин «активный» эволюционировал для обозначения совместного расположения всех устройств с питанием на стороне интерфейса, уже присутствующей на орбите, когда имела место операция сопряжения.^[80]

Другие функции были изменены более значительно с момента появления концепции Advanced Development. «Андрогинность» была отброшена: все 16 болтов были собраны на одной стороне интерфейса CBM / CBM, а сторона с гайкой больше не описывалась как управляемая. Контроллер мотора с 8-канальным мультиплексированием может дистанционно переключаться между защелками, при этом для каждого модуля, имеющего ACBM, требуется два контроллера. Датчики перепада давления были включены для отслеживания потенциальных мест утечки. До тех пор, пока он не был отменен, Passive Flexible CBM все еще имел алюминиевый сильфон, но концепция трос / шкив была заменена набором из 16 силовых стоек, приводимых в действие контроллером мультиплексного двигателя. Конструкция уплотнения CBM / CBM была «торцевой», только на одной стороне интерфейса. Направляющие выравнивания можно было развернуть, и их ориентация была обращена внутрь. Четыре защелки захвата приобрели фрикционные муфты, что позволило им иметь обратный привод.^[80]

За это время появились новые функции. К концепции ACBM добавили укрытие от мусора. Это был цельный блок полного диаметра, снятый и замененный на RMS. Крепление колец к их переборкам было определено как схема крепления на 64 болта, но ни в одном из источников не упоминается дифференциация схемы расположения болтов. В конструкцию была добавлена ​​поперечная стяжка для переноса нагрузок параллельно плоскости сопряжения CBM / CBM.^[80]

Переход на МКС (1993 - ок. 1996)

Характеристики МКС в полете можно увидеть в варианте А-2 Целевой группы по модернизации космической станции.^[6]

К декабрю 1990 года оценка стоимости космической станции "Свобода" выросла с 8 миллиардов долларов в 1984 году до 38 миллиардов долларов. Хотя смета была снижена до 30 миллиардов долларов к марту следующего года, призывы к реструктуризации или отмене программы были громкими в Конгрессе. В марте 1993 года администратор НАСА Дэн С. Голдин сообщил, что президент Клинтон хотел «... реконструировать нынешнюю космическую станцию ​​как часть программы, которая будет более эффективной и действенной ... [чтобы] ... значительно сократить разработку, операции, и эксплуатационные расходы при достижении многих текущих целей ... ».^[81]

Группа разработчиков представила свой окончательный отчет в июне 1993 года, в котором описаны три различных концепции космической станции. Каждая концепция оценивалась при наклонах 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 не соответствует конструкции МКС в том виде, в котором она существует сегодня, хотя некоторые из них сильно напоминали возможную конфигурацию. CBM была единственной явно идентифицированной структурной / механической подсистемой, включенной во все варианты и при любых наклонах. Для всех вариантов было рекомендовано увеличенное использование объема вестибюля для подключения к инженерным сетям с целью сокращения времени выхода в открытый космос. Снятие автоматических контроллеров, двигателей и фиксаторов было концептуально определено как вариант для одного из них.^[82]

Конкретные концептуальные проекты, разработанные Целевой группой, вскоре были преодолены событиями. К концу 1994 года США, Россия и международные партнеры в принципе договорились объединить свои национальные усилия в единый "международный проект". (так в оригинале) Космическая станция ». Сотрудничество привело к гибридным сборочным операциям, таким как установка стыковочного модуля на стыковочную систему орбитального корабля на СТС-74. Это размыло общие различия между швартовкой и стыковкой, поскольку они позиционировались RMS, но приводились в действие пусковыми двигателями орбитального двигателя.^[83]

Обе спецификации CBM были полностью переписаны в 1995 (PCBM) и 1996 (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 был заключен контракт на окончательную основу для международных усилий, первые тренажеры CBM уже были доставлены в НАСА.^[84]

Квалификация (ок. 1994 - 1998)

Будучи определенным независимо, соответствие большинству требований ACBM и PCBM проверялось отдельно.^[85] В дополнение к действиям на уровне сборки для ACBM и PCBM, данные о соответствии были сгенерированы для таких узлов, как фиксирующая защелка, приводной болт, приводной болт-гайка и индикатор готовности к фиксации.^[86] Например, функциональность болтов и гаек с приводом была проверена тестами на уровне компонентов, которые включали функциональность окружающей среды, случайную вибрацию, термический вакуум и, для болта, термический цикл.^[87] Испытания под нагрузкой в ​​предельных статических условиях проводились на уровне компонентов, как и в динамических условиях. Критерии успеха этих испытаний, как правило, основывались на крутящем моменте, необходимом для установления и снятия предварительной нагрузки, на непрерывности электрической цепи и на точности датчика нагрузки болта.^[88]

Напротив, по крайней мере 11 указанных действий по проверке требовали совместной проверки сопряжения и / или сопоставления двух сторон.^[89] Из них пять призвали анализ подтверждено тест и / или демонстрация для этого требовалось определенное сочетание обстоятельств и интерфейсов. Например, в спецификациях указывается, что захват должен быть квалифицирован «... путем анализа динамических нагрузок, налагаемых SRMS и SSRMS ... подтвержден тестом на уровне сборки, который включает изменение производительности в результате температуры и давления на ACBM и PCBM и на их интерфейсных структурах ».^[90] Анализы Boltup интерфейса ACBM / PCBM и последующей утечки требовали аналогичной проверки с помощью тестов на уровне элементов и сборки, которые включали искажающие эффекты давления и температуры. На уровне сборки также требовались сквозные демонстрации для проверки «... механической функциональности ... без перерыва в выполнении индикации готовности к фиксации и фиксации».^[91]

Хотя перепроектирование станции 1993 года означало несколько изменений в конструкции CBM, некоторые из них были внесены к моменту проведения испытания на тепловой баланс, в том числе тепловые зазоры и ударные пластины (1), индикаторы готовности к фиксации (RTL) (2), крышки для IVA Уплотнительные площадки (3), внешние приводы (4), установочные штифты и гнезда (5) и специальные контроллеры (6). RTL, направляющие (7) и защелки (8) еще не достигли полетной конфигурации.^[6][92]

Для совмещения эффектов динамики захвата и искажений потребовались итерации анализа и проверочного теста для каждого аспекта. Специальная тестовая установка была разработана в трех параллельных потоках:^[48]

• Связаться с Dynamics Анализ 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», оценивая «... пересечение или проникновение между соответствующими поверхностями и вычисляя 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 тестового изделия PCBM в совместных тестах и ​​демонстрациях с помощью уравновешенной «системы резистивной нагрузки», подвешенной к верхней части вакуумной камеры MSFC V20.^[94]

• Температура прогнозы были основаны на стандартных методах моделирования термического анализа. Модель была проверена автономным тестированием теплового баланса обеих сборок в камере для моделирования теплового вакуума / солнечной энергии 12 В в компании AEDC в 1995/96 году. Это обеспечило использование правильной проводимости интерфейса, внутреннего переизлучения и внутренних тепловых емкостей. Валидация была поддержана тестированием выборочной контактной проводимости, что уменьшило количество переменных, которые необходимо разрешить в тепловом балансе.^[95] Температуры устанавливались во время квалификационных испытаний на уровне сборки с помощью комбинации ленточных нагревателей, криогенных кожухов и прямого LN.₂ Инъекция.^[96]

• Отклонения, вызванные давлением элементов, находящихся под давлением, были оценены с помощью конечно-элементного моделирования их первичных корпусов, работающих под давлением, что привело к валидации испытаний под давлением в середине 1996 года. Для испытаний на уровне сборки CBM активный сосуд высокого давления (APV) длиной 16 футов (4,9 м) имитировал граничные условия на летучей причальной плите с радиальным портом. В эмуляции использовались 32 внешних структурных удвоителя толщиной от 0,125 до 1,00 дюйма (3,2–25,4 мм), 32 внутренних распорки и 16 пневматических приводов для регулирования жесткости, ограничения прогибов и приложения местных радиальных нагрузок соответственно. Более простой 9-футовый (2,7 м) пассивный сосуд высокого давления имитировал осевой порт. Производство APV совпало с обнаружением отрицательного запаса в конструкции радиальных причальных плит узла 1. Редизайн пластины не мог быть уложен в производственный график APV. Это было компенсировано относительным вращением команд сбора гаек во время испытаний.^[97]

Заявленные квалификационные диапазоны температур для работы CBM,^[13] на которые сильно влияет воздействие солнечного света, земли и дальнего космоса.^[20]

Подготовка к испытанию на уровне сборки началась с модификаций камеры в августе 1996 года, при этом два резервуара высокого давления были доставлены для испытания характеристик в декабре. Комплексная проверка собранной установки в камере V20 началась с базовых испытаний разрабатываемого 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 .:

Фаза А выполнила 62 цикла затяжки болтов в различных атмосферных и температурных условиях для оценки скорости утечки и срока службы болтов / гаек с приводом.

Фаза B выполнили 35 частичных циклов (захват и сбор гайки) в расширенном диапазоне температурных условий.

Фаза C провела пять демонстраций туда и обратно в «сложных» условиях: экстремальные перепады температур в сочетании с более удаленными позициями PCBM, чем те, которые ранее выполнялись аппаратно.^[98]

Ни один тест на герметичность в этом тесте не был провален. Модель Contact Dynamics коррелировала с результатами испытаний с высокой статистической достоверностью и не показала заметной чувствительности к отклонениям. Сигнатуры износа для Powered Bolt были идентифицированы и проверены, и несколько проблем интеграции были выявлены и решены посредством незначительных изменений конструкции. Были обнаружены значительные проблемы с разгрузкой гравитационных воздействий 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 до выполнения полетов.^[99]

Впоследствии на объекте были проведены испытания для проверки уплотнений IVA и для поддержки решения проблем, связанных с операциями миссии, касающимися вылета болтов, коридоров контакта для выравнивания, зазора RTL, зазора крышки M / D и активации RTL. Объект также обеспечивал поддержку в реальном времени первых трех полетов с использованием CBM для сборки МКС на орбите.^[100]

Полевые модификации (ок. 2000-настоящее время)

Конфигурация защитной крышки на незаселенной осевой ACBM узла 3 уникальна для этого места.

• Решение установить узел 3 на обращенной к порту CBM узла 1 вместо первоначально запланированной ориентации на Надир привело к "... уникальному обстоятельству: открытому осевому швартовному механизму порта. Потому что это никогда не планировалось ведь была разработана новая конструкция ... похожая на обращенный вперед радиальный порт ... для обеспечения развертываемого экрана, закрывающего открытые участки ". Уникальные крышки были установлены во время выхода в открытый космос №4 Экспедиция 50.^[101]
• В конце 2017 - начале 2018 года были внесены изменения в крепление КПК к люкам на двух портах, выходящих на Надир. Эта модификация позволила сместить CPA "... в вестибюль, вместо того, чтобы требовать, чтобы экипаж полностью убирал их после прибытия транспортного средства. Это позволит сэкономить как время экипажа, так и место для хранения вещей во время работы у причала. CPA должны быть установлены для надлежащего CBM во время швартовки, но они загораживают проход в транспортное средство после открытия люка, поэтому их необходимо вывести из коридора до начала грузовых операций ».^[35]

Галереи

Дизайн

• 

  Исследования конфигурации шаблона модуля продолжались на этапе расширенной разработки. Квазисферические узлы некоторых вариантов, таких как треугольный тетраэдрический узор, показанный здесь, имели бы существенно разные последствия для разработки CBM. Видеть Смит и др. al. (2020) §V для обсуждения того, как радиальный порт (и CBM) зависит от конструкции корпуса высокого давления.^[6]

• 

  Основные элементы давления, содержащего первичную структуру МКС»Node 1„Единство“. Кольца ACBM действуют как внешние фланцы на причальных плитах (переборках), когда PCBM отсутствует. Видеть Zipay, et. al. (2012) за подробное обсуждение корпуса, работающего под давлением.^[6]

• 

  Размер CBM взаимодействует с радиальной ориентацией, создавая отклонения в рендеринге этого художника. Хотя эти отклонения показаны для ясности на внешнем фланце ACBM на рендеринге этого художника, на самом деле эти отклонения применяются там, где кольцо ACBM прикручено болтами к элементу под давлением (с установленным кольцом). Они "соответствует" когда две половины CBM скреплены болтами в «жестком сопряжении».^[6][102]

• 

  Вестибюль состоит из кольца ACBM (1), установленного на фланцевой переборке (3), и кольца PCBM (2), установленного на фланцевой переборке или ствольной секции (4). Оба кольца, изготовленные из алюминиевых поковок 2219, сопрягаются между собой «формованным уплотнением» (5); каждое кольцо уплотнено на своем внутреннем конце парой концентрических уплотнительных колец (6). Показанный здесь «средний пролет» между местоположениями приводных болтов, три внутренние нагрузки пытаются вырвать соединение: атмосферное давление (F_а) (15,2 фунтов на кв. Дюйм), сжатие уплотнения (F_s) и соответствие фланца (F_c). На изображении этого художника типичного поперечного сечения также показано (синим цветом), где воздух может просачиваться в космический вакуум.^[6][67][103]

• 

  Соединение CBM / CBM зажимается 16 расположенными на одинаковом расстоянии болтами с приводом (1). Вал болта с мелкой резьбой изготовлен из Инконель 718 с номинальным диаметром 0,625 дюйма (15,9 мм). Каждый болт ввинчивается в гайку, закрытую гайкой (2). Гайка изготовлена ​​из Нитроник 60 сталь, внутренняя смазка Vitro-lube NPI-1220C.^[104] Болт выдерживал предварительную нагрузку (F_п*) 19 300 фунтов-силы (85 900 Н), приводимого в действие крутящим моментом (τ) от привода (3), имеющего максимальную длительную выходную мощность 1600 фунт-дюйм (180 000 мН · м).^[105] Эффективный предварительный натяг может изменяться (F_cte) после швартовки по разнице коэффициентов теплового расширения болтов и фланцев. Каждый болт соответствует разделяющей нагрузке (F_т) подпружиненного теплового упора (4), также подверженного влиянию температуры посадки причала. Визуализация общего поперечного сечения этим художником также показывает (синим цветом) пути утечки, уникальные для мест расположения болтов.^[6][103]

• 

  Обнаженный вестибюль, сделанный во время съемки STS-092. Видны гайки с приводом от болтов и область, зарезервированная для их заглушек IVA (1), а также порт для проверки герметичности CPM / PE (2) и лента заземления CBM / CBM (3). Это один из двух осевых отверстий узла 1: закрывающие кронштейны (4) заправлены в люковую балку, а не на ее лицевую сторону. Уплотнения IVA «масляная тарелка» закрывают приводные болты, а крышки защищают площадки уплотнения CBM / CBM IVA (6) на внутренних поверхностях внешних фланцев. Также показаны крепления (7) и натяжители (8) для крышек.^[6][106]

• 

  Почти полный квадрант сопряженных колец CBM можно увидеть в вестибюле, ведущем к PMA2, ​​что показывает толщину уплотнительного кольца (1) между ними. Кольца жестко соединены 16 гайками (2), каждая из которых вкручивается с помощью болта с механическим приводом для восприятия осевых и изгибающих нагрузок между сопряженными модулями. Из Болта виден только привод (3). Также видны фиксирующая защелка (4), фиксирующий фитинг (5), некоторые электрические / контрольные жгуты и набор сопряженных направляющих для выравнивания в квадранте.^[6][107]

• 

  Установка первой системной стойки в американскую лабораторию «Судьба» продемонстрировала логику определения размеров как для общего люка, так и для CBM, которая вытекает из архитектурного подхода, описанного в Хопсон, Аарон и Грант (1990). Кольцо ACBM еще не было установлено, когда эта фотография была сделана в марте 1998 года.^[6]

• 

  Конструктивное кольцо ACBM (1) крепится болтами к фланцу переборки (2). Внешний рисунок на 96 болтов идентичен рисунку кольца PCBM. Наружная изоляция и экраны еще не были установлены, когда эта фотография американской лаборатории «Судьба» была сделана в ноябре 1998 года.^[6][108]

• 

  Внутренний диаметр внутреннего фланца «зубчатый» в 16 местах для установки приводов с болтовым приводом, как было выделено (1) на узле 2 во время сборки в 2004 году. На схеме внутреннего диаметра 112 болтов, всего 208 крепежных элементов на этом соединении. На люковой балке (2) показаны монтажные отверстия для сборки панели контроллера (CPA), а также установлены опорные кронштейны центральной секции (3). Перед полетом крышка фланца будет снята.^[6][109]

• 

  Гребешок ID ACBM (1) лучше виден на этом учебном макете, где исполнительный элемент удален. Обе стороны соединения имеют такую ​​форму, которая позволяет разместить уплотнение IVA в непредвиденных обстоятельствах.^[6][110]

• 

  Кольцо Z1 PCBM (1) до установки в 1998 году. Если смотреть со стороны PE, силиконовые (2) и фторуглеродные (3) уплотнительные кольца уже установлены под внутренним фланцем. Отверстия для крепежных болтов (4) видны вокруг внутреннего фланца, а установочные штифты выступают, чтобы гарантировать равномерное сжатие уплотнений при их установке на место болтами.^[6][108]

• 

  Кольцо Z1 PCBM (1), показанное здесь в начале 2000 года, прикреплено к куполу с помощью болтов 96 1/4 дюйма внутри и снаружи. Также установлены бамперы (2), тепловые стойки (3), установочные гнезда (4) и направляющие (5).^[6][108]

• 

  Уплотнение между двумя сторонами CBM представляет собой четырехсегментную двустороннюю формованную конструкцию. Прикрепленная к кольцу PCBM 36 болтами, алюминиевая подложка каждого сегмента имеет толщину 0,250 дюйма (6,4 мм). В каждый сегмент отформованы три борта, высота которых варьируется от 0,044 дюйма (1,1 мм) (внутренний валик) до 0,050 дюйма (1,3 мм) (внешний). Во время STS-124 здесь показано чуть больше 1/8 окружности; сегмент «блокировочное» соединение (1) выделен на вставке. На фотографии также показаны концы двух тепловых упоров (2), направляющих (3), фиксирующего фитинга (4), бампера (5) и концы двух гаек для болтов с приводом (6). Небольшие отверстия и углубленные каналы между буртиками уплотнения позволяют проверить герметичность соединения CBM / CBM после соединения.^[6][111]

• 

  На этой фотографии ACBM Кибо из СТС-124. Бамперы (1), изгибающиеся над «высокой стенкой», есть только на радиальных портах. Все установки ACBM имеют направляющие (2) и установочные штифты (3). Ограничение передается от каждого этапа к его преемнику, в то время как входящий модуль перемещается вместе с RMS. Окончательное выравнивание происходит, когда штифты входят в соответствующие гнезда PCBM во время захвата. После этого они несут поперечные и торсионные нагрузки через поверхность раздела.^[6][112]

• 

  Наконечник болта с приводом (1) выглядывает из внешнего фланца на радиальном отверстии Кибо во время СТС-124. Защелка захвата (2) находится в состоянии готовности к захвату или близка к ней. Его наконечник здесь находится более чем на 5 дюймов над фланцем, но заходит дальше во время протягивания. Индикатор готовности к фиксации (3) будет подавлен Руководством по выравниванию PCBM во время маневра RMS. ^[6][113]

• 

  Вид спереди и сбоку фиксатора захвата (1) в закрытом положении. Нижняя сторона индикатора готовности к фиксации (2) показывает один набор пружин, которые будут сжиматься направляющей для выравнивания PCBM во время захвата. Тросы (3) предназначены для защелки и ее концевого выключателя, RTL и близлежащих болтов с приводом.^[6][114]

• 

  Защелка захвата - это вращающийся четырехзвенная навеска. Присоединенный к шасси (1) привод (не показан) передает крутящий момент на ведущую ось (2), вращая ведущий рычаг (3). Рычаг толкает «узел изогнутой ноги» (4) вокруг, что приводит к крутящему моменту на внешней скобе захвата (5). Захватывающий рычаг вращается вокруг конца рычажного механизма толкателя (6), другой конец которого вращается вокруг оси. При раскрытии защелка размыкает переключатель (не показан). В полностью закрытом состоянии он блокируется крючком (7), проходящим через отверстие (8) в захватном рычаге.^[6][115]

• 

  Индикатор готовности к фиксации (RTL) ACBM представляет собой подпружиненное устройство, нажимающее при комбинированном вращении и погружении в соответствии с руководством по выравниванию PCBM. Он передает сигнал оператору RMS через узел панели контроллера ACBM. Каждую из двух подпружиненных степеней свободы можно заблокировать для обслуживания. Один RTL связан с каждой защелкой захвата.^[6][116]

• 

  Компоненты захвата, расположенные внутри, показаны здесь в промежуточном положении захвата. Индикатор готовности к фиксации уже погружен, но еще не повернут в соответствии с Руководством по выравниванию PCBM. Этот кадр был взят из моделирования динамики контакта в реальном времени, созданного в ОАО.^[6][117]

• 

  Верхние кожухи Powered Bolt показаны в ходе предполетных испытаний Cupola в конце 2008 г. Приводы в этом оборудовании не используются. Неизбежно зацепление ответных планок (1) с термическими упорами (2) и установочных штифтов (3) с гнездами (4). На врезке с фотографии, сделанной два года спустя, показана задняя часть верхнего кожуха узла болта с приводом.^[6][118]

• 

  Частично разобранный болт CBM с приводом, демонстрирующий оба конца вала (1), нижний корпус (2), который входит в кольцо ACBM, приводную втулку (3) и ее шлицевое соединение с валом, а также верхний корпус ( 4). Верхний корпус и приводную втулку можно снять, не снимая тамбура, для установки шлицевого фиксатора под «масленку» уплотнения IVA. Шлицевой фиксатор предотвращает откатывание болта.^[6][119]

• 

  Каждый приводной болт «имеет» герметичную гайку (1) для выравнивания резьбы. Он нагружен пружиной (2), зажатой между шайбами ​​(3) под гайкой (4). Пластина расположена на задней стороне внешнего фланца PCBM с помощью пары установочных штифтов (5). Поскольку болт подталкивает гайку во время захвата, движение гайки ограничивается выступами на плавающей шайбе (6) внутри прямоугольного отверстия пластины и сферической шайбой (7). Корончатая гайка (8), зафиксированная шплинтом (9), удерживает стопку вместе. Он прикрепляется к фланцу парой невыпадающих креплений (10). Если приводной болт застревает в герметизированной гайке, разборка позволяет снять и заменить застрявшие блоки со стороны ACBM без сброса давления в вестибюле.^[6][120]

• 

  Один из четырех блоков панели управления (CPA), прикрепленных болтами к люковой балке во время STS-102 в 2001 году. Каждый CPA имеет один контроллер Capture Latch (1), четыре контроллера Powered Bolt (2) и схему для согласования входного питания (3). Кронштейн (4) для установки крышки центральной секции M / D виден с обеих сторон CPA. Фотография была сделана со стороны PCBM сопряженного вестибюля, глядя обратно в ACBM. Базовая индивидуальная конструкция контроллера также используется для контроллера двигателя вентилятора насоса узла удаления диоксида углерода, вентиляционного и предохранительного клапана, а также клапанов внутренней системы терморегулирования.^[6][121]

• 

  Шесть членов Экспедиция 59 команда позирует для портрета, смотрящего через вестибюль между Узлом 1 (Единство) и Northrop Grumman's Коммерческий космический грузовой корабль Cygnus. Закрытие охватывает полный набор чередующихся CPA.^[6][35]

• 

  Каждый активный CBM имеет четыре сборки панели управления. С помощью пяти ACBM узел 3 доставил на орбиту 20 таких единиц. Как показано здесь на осевом ACBM (1), CPA консольно закреплены поперек люка. На этой фотографии, сделанной в KSC в 2009 г., близость лепестков M / D к CPA также видна на радиальном порте (2). Другой порт (3) уже оборудован центральной секцией M / D.^[6][122]

• 

  Большая центральная секция M / D (1) закрывает большую часть люка, чтобы защитить его от метеороидов / обломков. В зависимости от места установки он имеет несколько ремешков и отверстий. У большинства крышек есть откидная створка (2) над окном люка, как показано здесь СТС-120. Клапан удерживается на застежке «липучка» на кнопке. Каждая из четырех защелок захвата закрыта подпружиненным раскрывающимся лепестком (3). Они открываются, чтобы раскрыть механизмы, влияющие на помощника на орбите.^[6][123]

• 

  Многослойная ткань центральной секции (1) подвешена тросом, проходящим через шкивы (2) по ее периметру, натянутым стяжными стяжками (3). Вставленные в крепежные проушины (4), шкивы натягиваются на стойки (5), которые входят в кронштейны (6) с обеих сторон каждого CPA. Центральная секция снимается снизу экипажем, чтобы обнажить только что пришвартованный модуль.^[6][124]

• 

  Плотно набитая зона возле одного угла люка радиального порта видна здесь на рисунке из руководства по техническому обслуживанию в полете. Кабель (1) тензодатчика с приводным болтом наматывается на верхний корпус (2) и привод (3), которые удерживаются вместе резьбовой муфтой (4). Защитная крышка (5) и крепление крышки (6) для уплотнения CBM / CBM IVA находятся на переднем плане, как и одна из восьми скоб (7) центральной секции крышки M / D. Удерживающий паз (8) для фиксирующего штифта развертываемой крышки выступает за плоскость интерфейса CBM / CBM.^[6][125]

• 

  Лепестки (1) раскрываются наружу, когда фиксатор захвата отсоединяется от роликового звена (2). Точка поворота (3) находится снаружи фиксатора захвата. На каждом лепестке есть два фиксатора запуска (4), которые вставляются в прорези (5) на вилках, карманы (6) для размещения направляющих выравнивания и элемент (7), совмещенный с соответствующим индикатором готовности к фиксации (8).^[6][126]

• 

  Раскладывающийся лепесток захватывается защелкой захвата на конце роликового звена (1). При необходимости связь можно освободить во время выхода в открытый космос, ослабив болт (2). «Блокировка» подпружиненного привода с помощью болта (3) позволяет космонавту «обезопасить» механизм перед ручным управлением. Лепестковая конструкция может быть отделена от механизма развертывания двумя болтами (4).^[6]

• 

  Расположение PMA-3 в надирном порту узла 1 «Единство» показывает плотную посадку между пришвартованным модулем и развернутым M / D Petal.^[6]

• 

  Лепестки фиксируются на месте для запуска с помощью штифта (1), вставленного через штуцер (2) на вилке центральной секции M / D (3). Отпускание осуществляется Т-образной рукояткой (4), которая отводится (5) от ACBM. Его можно снова заблокировать, вставив (6) штифт обратно в фитинг.^[6]

• 

  Лепесток обычно разблокируется во время выхода в открытый космос с помощью удобно расположенного ремешка.^[6]

• 

  Уплотнение CBM / CBM, установленное на лицевой стороне PCBM, было закрыто для защиты от осколков при запуске в шаттле. Печать, прикрученная к лицевой стороне кольца, выглядывает за крышку в верхнем левом углу изображения. Крышки, которые были сняты перед причалом, не используются для логистических миссий.^[6][127]

• 

  Соединение CBM / CBM имеет приспособления для установки уплотнения IVA в случае выхода из строя первичного уплотнения. Как и первичный, это сегментированное формованное уплотнение, но с буртиками только на внешней стороне. Борта прижимаются к внутренним поверхностям колец прижимными пластинами, крепящимися к той же схеме болтов, которая используется для удержания защитных крышек.^{[6] [4]}

• 

  В случае утечки в соединении, где ACBM прикручивается болтами к своему родительскому модулю, внутри может быть установлено уплотнительное кольцо. Уплотнительное кольцо вдавливается в канавку серией прижимных пластин. Эта пластина соответствует гребешку сустава.^{[6] [4]}

• 

  Пассивный CBM обеспечивает уплотнения IVA, где он прикреплен болтами к родительскому элементу. Здесь человеческий палец (1) указывает на прижимную пластину главного уплотнения IVA, которая должна быть установлена ​​поверх уплотнительного кольца. Крышки (2) также могут быть размещены на головках болтов соединения, каждая из которых представляет собой потенциальный путь утечки через соединение.^{[6] [4]}

• 

  Крышки «масленки» закрывают пути утечки через (и вокруг) приводные болты и приводные болтовые гайки. При использовании на болте ACBM привод и верхний корпус снимаются, а внутри тарелки устанавливается шлицевой фиксатор, чтобы болт не откатывался постепенно под действием циклических нагрузок.^{[6] [4]}

Операции

• 

  Этот экран дисплея использовался для оперативного управления CBM во время сборки МКС на этапе 3A (СТС-92 ). Источник изображения содержит подробное описание каждой доступной команды швартовки и интерпретирует каждое отчетное сообщение о состоянии.

• 

  Соединения должны быть выполнены при оснащении вестибюля между Узлом 1 (Unity) и американской лабораторией (Destiny). Источник изображения содержит подробное описание процедуры дооснащения.

• 

  Перемычки вестибюля, такие как те, что показаны здесь между узлом 2 и модулем Columbus, обычно простираются между хорошо выровненными соединителями на переборках, обращенных друг к другу. См. Обсуждение маршрутизации в Линк и Уильямс (2009).

• 

  Перемычки в вестибюле между узлами 1 и 3 плохо выровнены из-за пересмотра конструкции МКС незадолго до того, как узел 3 был доставлен на орбиту. Коммунальные услуги узла 1 были перенаправлены членами экипажа 21-й экспедиции МКС между STS-129 и STS-130. См. Подробное обсуждение в Линк и Уильямс (2009).

• 

  Михаил Тюрин из Росавиакосмос, Экспедиция 3 бортинженер, обеспечивает соединение с блоком питания контроллера (CPA) в люке на узле Unity 1.

• 

  Астронавт Пегги Уитсон, Экспедиция 16 командир, работает в вестибюле между узлом Гармонии и лабораторией Судьбы Международной космической станции.

• 

  Зацепившись за пальцы ног, Экспедиция 47 Командир Тим Копра и бортинженер Тим Пик втиснули центральную секцию прикрытия M / D в вестибюль, готовясь к началу полета. Грузовой автомобиль Cygnus из Узла 1 (Unity).

• 

  Позирует в вестибюле, который скоро будет уничтожен, Экспедиция 21 Бортинженер Николь Стотт обеспечивает ощущение масштаба как для CBM, так и для Common Hatch.

• 

  ЛУЧ в процессе перемещения в задний порт Спокойствие в апреле 2016 г.

• 

  Экспедиция 5 Бортинженер Пегги А. Уитсон демонстрирует правильную форму для плавания через полностью оборудованный вестибюль.

• 

  Размер CBM позволил построить МКС, чтобы отложить установку пакетов размером со стойку до запуска модулей. Отсрочка позволила приспособить программу к изменениям наклонения орбиты, приспособив удары к полезной нагрузке Шаттла.

• Воспроизвести медиа

  Перенос ПММ "Леонардо" ГССБН.

• Воспроизвести медиа

  SSRMS захватывает свободно летающий модуль CRS-12 и маневрирует его к МКС для стоянки.

Миссии

Использование CBM (по состоянию на май 2020 г.) представлено в таблице ниже. Время заводских сопряжений PMA-1 и PMA-2 с Узлом 1 является приблизительным. Видеть Ссылка на МКС (Использование) (NASA / ISSP, 2015) для причалов до апреля 2015 г .; дополнительная информация доступна для полетов шаттла, 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	Элемент PCBM	Временное ограничение	Цель	Элемент ACBM	Ориентация	Примечания
1	ПМА-1	09/1998	сборка	Узел 1	На корме	Заводской товарищ
2	ПМА-2	09/1998	сборка	Узел 1	Вперед	Заводской товарищ
3	Z1	10/2000	сборка	Узел 1	Зенит
4	ПМА-3	10/2000	сборка	Узел 1	Надир
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	Надир
9	МПЛМ (СТС-100)	04/2001	Логистика	Узел 1	Надир
10	Воздушный шлюз (Квест)	06/2001	сборка	Узел 1	Правый борт
11	МПЛМ (СТС-105)	08/2001	Логистика	Узел 1	Надир
12	MPLM (STS-108)	12/2001	Логистика	Узел 1	Надир
13	МПЛМ (СТС-111)	06/2002	Логистика	Узел 1	Надир
14	МПЛМ (СТС-114)	07/2005	Логистика	Узел 1	Надир
15	MPLM (STS-121)	06/2006	Логистика	Узел 1	Надир
16	ПМА-3	08/2007	сборка	Узел 1	Надир	Периодические неисправности при отвинчивании. Архив состояния на орбите (НАСА / штаб-квартира, 2007 г.),п. 816
17	Узел 2 (гармония)	10/2007	сборка	Узел 1	Порт	Болт 1-4 оставался неудачным со времен PMA-3. Считается, что проблема заключается в небольшом линейном отрицательном смещении тензодатчика. Никаких изменений в командах. STS-120 / FD04 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2007)
18	ПМА-2	11/2007	сборка	Узел 2	Правый борт
19	Узел 2 (Гармония) + PMA-2	11/2007	сборка	Лаборатория США	Вперед
20	Европейская исследовательская лаборатория (Колумбус)	02/2008	сборка	Узел 2	Правый борт	FOD сообщил о поверхности кольца ACBM правого борта узла 2; Установлен процесс очистки EVA. STS-122 / FD05 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2008)
21	ELM-PS	03/2008	сборка	Узел 2	Зенит
22	Японский экспериментальный модуль (Кибо)	05/2008	сборка	Узел 2	Порт
23	ELM-PS	05/2008	сборка	JEM	Зенит
24	МПЛМ (СТС-126)	11/2008	Логистика	Узел 2	Надир
25	ПМА-3	08/2009	сборка	Узел 1	Порт
26	MPLM (STS-128)	08/2009	Логистика	Узел 2	Надир	Болт 4-1, Узел 2 Надир: высокий крутящий момент на причале, заклинило на деберте (заменен IVA); Дрейф тензодатчика отмечен на болте 2-1; Сообщается о предыдущих случаях повреждения разъемов CPA. STS-128 / FD10 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2009), STS-128 / FD11 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2009)
27	ISS-HTV1	09/2009	Логистика	Узел 2	Надир
28	ПМА-3	01/2010	сборка	Узел 2	Зенит	Множественные заклинивания болтов при спуске купола.Управление аванпостом (Демпси, 2018)
29	Узел 3 (Спокойствие) + Купол (STS-130)	02/2010	сборка	Узел 1	Порт
30	ПМА-3	02/2010	сборка	Узел 3	Порт
31	Купол	02/2010	сборка	Узел 3	Надир
32	МПЛМ (СТС-131)	04/2010	Логистика	Узел 2	Надир
33	ISS-HTV2	01/2011	Логистика	Узел 2	Надир	OOS - 27.01.11 (NASA / HQ, 2011)
34	PMM	02/2011	сборка	Узел 1	Надир
35	МПЛМ (СТС-135)	07/2011	Логистика	Узел 2	Надир
36	МКС-SpX-D	05/2012	Логистика	Узел 1	Надир
37	ISS-HTV3	07/2012	Логистика	Узел 2	Надир
38	МКС-SpX-1	10/2012	Логистика	Узел 2	Надир
39	МКС-SpX-2	03/2013	Логистика	Узел 2	Надир
40	ISS-HTV4	08/2013	Логистика	Узел 2	Надир
41	МКС-Орб-Д1	09/2013	Логистика	Узел 2	Надир
42	МКС-Орб-1	01/2014	Логистика	Узел 2	Надир
43	МКС-SpX-3	04/2014	Логистика	Узел 2	Надир	Всего 15 из 16 болтов. 16-й болт был обязательным. DSR - 20.04.14 (NASA / HQ, 2014)
44	МКС-Орб-2	07/2014	Логистика	Узел 2	Надир
45	МКС-SpX-4	09/2014	Логистика	Узел 2	Надир
46	МКС-SpX-5	01/2015	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 12.01.15 (NASA / HQ, 2015)
47	МКС-SpX-6	04/2015	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 17.04.15 (НАСА / штаб-квартира, 2015)
48	HTV-5	08/2015	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 24.08.15 (NASA / HQ, 2015)
49	ОА-4	12/2015	Логистика	Узел 1	Надир	DSR - 12.09.15 (NASA / HQ, 2015)
50	ОА-6	03/2016	Логистика	Узел 1	Надир	DSR - 28.03.16 (НАСА / штаб-квартира, 2016)
51	МКС-SpX-8	04/2016	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 18.04.16 (NASA / HQ, 2016)
52	ЛУЧ	04/2016	сборка	Узел 3	На корме	DSR - 18.04.16 (NASA / HQ, 2016)
53	МКС-SpX-9	07/2016	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 20.07.16 (NASA / HQ, 2016)
54	ОА-5	10/2016	Логистика	Узел 1	Надир	DSR - 23.10.2016 (НАСА / штаб-квартира, 2016)
55	HTV-6	12/2016	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 13.12.2016 (NASA / HQ, 2016)
56	МКС-SpX-10	02/2017	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 23.02.2017 (НАСА / штаб-квартира, 2017)
57	ПМА-3	03/2017	сборка	Узел 2	Зенит	DSR - 27.03.2017 (НАСА / штаб-квартира, 2017) Ошибка harvtxt: цель отсутствует: CITEREFDSR _ – _ 27.03.2017_ (NASA / HQ, _2017) (помощь)
58	ОА-7	04/2017	Логистика	Узел 1	Надир	DSR - 24.04.2017 (NASA / HQ, 2017)
59	МКС-SpX-11	06/2017	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 05.06.2017 (NASA / HQ, 2017). Поверхность кольца ACBM была очищена EVA в марте прошлого года. DSR - 30.03.2017 (НАСА / штаб-квартира, 2017) Ошибка harvtxt: несколько целей (2 ×): CITEREFDSR _ – _ 30 марта 2017_ (NASA / HQ, _2017) (помощь)
60	МКС-SpX-12	08/2017	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 16.08.2017 (NASA / HQ, 2017)
61	OA-8E	11/2017	Логистика	Узел 1	Надир	DSR - 14.11.2017 (NASA / HQ, 2017)
62	МКС-SpX-13	12/2017	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 17.12.2017 (НАСА / штаб-квартира, 2017)
63	МКС-SpX-14	04/2018	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 04.04.2018 (NASA / HQ, 2018)
64	OA-9E	05/2018	Логистика	Узел 1	Надир	DSR - 24.05.2018 (NASA / HQ, 2018)
65	МКС-SpX-15	06/2018	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 02.07.2018 (NASA / HQ, 2018)
66	HTV-7	09/2018	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 27.09.2018 (NASA / HQ, 2018)
67	МКС-SpX-16	12/2018	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 12.08.2018 (NASA / HQ, 2018)
68	CRS NG-11	04/2019	Логистика	Узел 1	Надир	DSR - 19.04.2019 (NASA / HQ, 2019). Поверхность кольца ACBM была очищена EVA в марте прошлого года. DSR - 22.03.2019 (НАСА / штаб-квартира, 2019)
69	МКС-SpX-17	05/2019	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 06.05.2019 (НАСА / штаб-квартира, 2019)
70	МКС-SpX-18	07/2019	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 28.07.2019 (НАСА / штаб-квартира, 2019)
71	HTV-8	09/2019	Логистика	Узел 2	Надир	Статус МКС - 28.09.2019 (НАСА / штаб-квартира, 2019)
72	CRS NG-12	11/2019	Логистика	Узел 1	Надир	DSR - 11.04.2019 (NASA / HQ, 2019).
73	МКС-SpX-19	12/2019	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 08.12.2019 (НАСА / штаб-квартира, 2019)
74	CRS NG-13	02/2020	Логистика	Узел 1	Надир	DSR - 18.02.2020 (НАСА / штаб-квартира, 2020)
75	МКС-SpX-20	3/2020	Логистика	Узел 2	Надир	DSR - 09.03.2020 (NASA / HQ, 2020)
76	HTV-9	05/2020	Логистика	Узел 2	Надир	Статус МКС - 25.05.2020 (NASA / HQ, 2020)

Глоссарий

Многие термины, используемые в литературе CBM, не всегда согласуются с использованием в других контекстах. Некоторые были определены специально для программы развития. Определения включены сюда, чтобы улучшить преемственность со ссылками и другими темами.

Принятие

«Процесс, демонстрирующий, что предмет был изготовлен в соответствии с конструкцией, с надлежащим качеством изготовления, работает в соответствии с требованиями спецификации и приемлем для поставки». Контраст с Квалификация. Увидеть Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) стр. 10-1.

Анализ

В формальном контексте проверка с помощью технических или математических моделей или моделирования, алгоритмов, диаграмм или принципиальных схем и репрезентативных данных. Контраст с Демонстрация, Осмотр и Тест. Увидеть ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.2.1.2.

андрогинный

Характеристика разъемов, у которых обе стороны одинаковы; то есть никакие «гендерные различия» не могут быть присвоены. Контраст с Неандрогинный. Смотрите также Механизм стыковки и швартовки космических аппаратов.

сборка

Особое расположение двух или более прикрепленных частей. При использовании в контексте спецификации CBM, CBM «половина» (либо весь ACBM, либо вся PCBM). Увидеть Требования CMAN (NASA / ISSP, 2000) §БИ 2.

швартовка

Способ структурного соединения («сопряжения») двух объектов на орбите, например, для операций сборки или извлечения для обслуживания. Один или оба объекта могут быть космическим кораблем, работающим под независимым контролем до спаривания. По-видимому, не существует универсально согласованного концептуального определения. В контексте CBM окончательные различия находятся в ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §6.3:

а) Предоставление данных для поддержки позиционирования ACBM (так в оригинале) и присоединенный к нему элемент в пределах возможностей захвата ACBM

б) Захват позиционируемой печатной платы и прикрепленного к ней элемента

c) Повышение жесткости интерфейса с захваченной PCBM.

Смотрите также Механизм стыковки и швартовки космических аппаратов.

катастрофическая опасность

Любая опасность, которая может привести к необратимой потере работоспособности или смертельному исходу для персонала в результате потери одного из следующих: ракеты-носителя или обслуживающего транспортного средства, SSMB или крупного наземного объекта. Увидеть ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §6.3.

автомобиль погони

В маневре стыковки приближающийся автомобиль обычно находится под активным управлением маневром. Смотрите использование повсюду История рандеву космического челнока (Goodman, 2011). Использование термина при швартовке непоследовательно. Во многих анализах это просто относится к элементу, оборудованному печатной платой. Контраст с целевой автомобиль.

Компонент

В контексте Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) §10.2: «Компонент - это совокупность частей, которые составляют функциональное изделие, рассматриваемое как единое целое для целей анализа, производства, обслуживания или ведения документации; наименьший объект, указанный для распределенной системы. Примерами являются гидравлические приводы, клапаны, батареи. , электрические жгуты, отдельные электронные узлы и орбитальные заменяемые блоки ".

Демонстрация

В формальном контексте - проверка с помощью операции, корректировка или реконфигурация элементов, выполняющих свои заданные функции при определенных сценариях. Элементы могут быть оснащены инструментами, и количественные ограничения или производительность могут контролироваться, но требуется регистрировать только контрольные листы, а не фактические данные о производительности. Контраст с Анализ, Осмотр и Тест. Увидеть ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.2.1.3.

стыковка

Способ структурного соединения («сопряжения») двух объектов на орбите, например, для операций сборки или извлечения для обслуживания. Один или оба объекта могут быть космическим кораблем, работающим под независимым контролем до спаривания. Не существует общепринятого концептуального определения, но большинство его реализаций включают использование относительной кинетической энергии автомобиль погони для срабатывания защелок, воздействующих на сопряжение. В контексте CBM ограничения на конечную относительную скорость исключают стыковку как приемлемое средство удовлетворения требований. Видеть ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.1.2.2 (который предъявляет требования к относительным скоростям PCBM относительно ACBM при захвате) и Механизм стыковки и швартовки космических аппаратов.

EVA (выход в открытый космос)

Видеть Внекорабельная деятельность.

Выполнить пакет

«Выполнить» пакет состоит из планов полета, краткосрочных планов, обновленных процедур, данных, необходимых для эксплуатации космических кораблей и систем МКС, процедур технического обслуживания в полете, данных инвентарного запаса, обновлений программного обеспечения, полетных заметок, сценариев для опубликования события и другие инструкции. Видеть Уитни, Мелендрез и Хэдлок (2010) стр.40.

соответствие фланца

Нагрузки соответствия - это нагрузки, применяемые для устранения относительных прогибов в соединении, когда оно закреплено болтами. Они являются результатом жесткости членов сустава и несущей конструкции (например, переборка). В литературе CBM иногда используется термин «соответствие» как синоним. См. Определение жесткости в Требования к контролю над трещинами (NASA / SSPO 2001) стр. B-6 и Илли (1992) страница 5 (pdf pagination).

Осмотр

В формальном контексте проверка путем визуального осмотра объекта или анализа описательной документации и сравнения соответствующих характеристик с заранее установленными стандартами для определения соответствия требованиям без использования специального лабораторного оборудования или процедур. Контраст с Анализ, Демонстрация и Тест. Увидеть ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.2.1.1.

IVA (работа в открытом космосе)

Работа выполняется без герметичного скафандра внутри космического корабля, который находится под давлением примерно до уровня атмосферы на уровне моря. Часто упоминается как происходящее в «среде с рукавами рубашки». Контраст с EVA.

модуль

Точное определение этого термина на ISS зависит от контекста. Обычно он используется для любого предварительно интегрированного блока, прикрепляемого к орбите МКС. При использовании в литературе по CBM это сокращенная версия «герметичного модуля», синонима «герметичного элемента (PE)». Многие источники используют все эти термины как синонимы. В контексте CBM сюда входят объекты, которые не могут находиться под давлением перед швартовкой, но могут выдерживать давление после завершения швартовки (например, купол, герметичные ответные переходники).

Подвижная механическая сборка

Механическое или электромеханическое устройство, которое управляет перемещением одной механической части транспортного средства относительно другой части. Увидеть Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) стр. 10-3.

не андрогинный

Характеристика разъемов, у которых одна сторона отличается от другой. Такие соединители часто называют «гендерными». Это понятие иногда называют «гетерогенным». Контраст с Андрогинный. Смотрите также Механизм стыковки и швартовки космических аппаратов.

предварительно нагруженное соединение

Используемое в программе космической станции соединение с предварительным натягом - это соединение, в котором зажимная сила достаточна для а) обеспечения срока службы из-за циклических нагрузок; б) гарантировать, что жесткость соединения не изменится из-за разрыва фланца; и c) чтобы гарантировать, что герметичные уплотнения (если они есть) не подвержены влиянию разделения фланцев. «Pre» используется в смысле присутствия, когда соединение выполняется впервые, до того, как он подвергнется эксплуатационным нагрузкам. Сила зажима обычно обеспечивается болтом, но может создаваться и другими типами механических устройств. Увидеть Требования к конструктивному проектированию (NASA / SSPO, 2000) стр. B-5.

испытание на спад давления

Известный объем сжатого газа проникает через и / или протекает на границе раздела испытуемого уплотнения, в то время как давление и температура регистрируются с течением времени. Хотя этот метод является недорогим и применим к широкому диапазону скоростей утечек, он имеет несколько ограничений, которые «снижают осуществимость»: см. Оравец, Дэниэлс и Мазер (2017) С. 1-2.

сосуд под давлением

Контейнер, предназначенный в первую очередь для хранения под давлением газов или жидкостей, отвечающий определенным критериям запасенной энергии или давления. Увидеть Требования к конструктивному проектированию (NASA / SSPO, 2000).

Герметичный элемент

Видеть модуль.

герметичная конструкция

Конструкция, предназначенная для перевозки грузов транспортных средств, в которых давление вносит значительный вклад в расчетные нагрузки. Увидеть Требования к конструктивному проектированию (NASA / SSPO, 2000) Приложение Б.

порт

Не используется постоянно. В некоторых источниках это комбинация пробитой первичной структурной переборки (закрытой люком) и МУП. В других источниках везде, где используется CBM (с переборкой и люком или без них).

PDRS (система развертывания и поиска полезной нагрузки)

Набор подсистем и компонентов шаттла, используемых для удержания и манипулирования элементами в отсеке полезной нагрузки, особенно элементами, для которых планировался запуск (или стыковка) в полете. Элементы включали Шаттл RMS, Узлы защелок удержания полезной нагрузки, приспособления для захвата, мишени и система видеонаблюдения. Увидеть Руководство пользователя Payload Bay (NASA / NSTS, 2011).

Первичная структура

Та часть летательного аппарата или элемента, которая выдерживает значительные приложенные нагрузки и обеспечивает основные пути нагрузки для распределения реакций приложенных нагрузок. Также основная конструкция, которая требуется для выдерживания значительных приложенных нагрузок, включая давление и тепловые нагрузки, и которая в случае выхода из строя создает катастрофическая опасность. Увидеть ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §6.3 и Требования к конструктивному проектированию (NASA / SSPO, 2000) Приложение Б.

Близкие операции

Работа одного (или нескольких) независимо управляемых космических аппаратов в пределах 2 000 футов (610 м) от другого, характеризующаяся почти непрерывным контролем траектории. Смотрите использование повсюду История рандеву космического челнока (Goodman, 2011). Контраст с рандеву контроль.

Квалификация

«Квалификация - это процесс, подтверждающий, что проектирование, производство и сборка оборудования и программного обеспечения соответствуют проектным требованиям в условиях окружающей среды». Контраст с Принятие. Увидеть Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) стр. 10-5.

Система контроля реакции (RCS)

Тип системы управления отношением (ACS). RCS отличается активной реализацией Второго закона Ньютона для управления ориентацией космического корабля без изменения орбитальных параметров центра масс. Пропульсивный RCS, если он так спроектирован, также может использоваться для орбитального маневрирования (реализация законов Кеплера для изменения параметров орбиты космического корабля). Видеть Каплан (1976) п. 2 и главы 3-4.

Рандеву

Маневры одного космического корабля для соответствия параметрам орбиты другого. Эти маневры помещают два космических корабля так близко друг к другу, что математика «орбитальной механики» больше не доминирует над способностью сблизить их еще больше. Эти операции обычно выполняются одним независимо управляемым космическим кораблем на дальностях более 2 000 футов (610 м) от другого. Они могут характеризоваться маневрами по управлению траекторией, происходящими с интервалами в десятки минут или более. Смотрите использование повсюду История рандеву космического челнока (Goodman, 2011). Контраст с операции близости.

RMS (система удаленного манипулятора)

Телемеханическое устройство, используемое для маневрирования полезных нагрузок в непосредственной близости от космического корабля (сравнимое по дальности с конечными операциями стыковки). Существует несколько примеров: относящиеся к документации CBM - RMS шаттла (SRMS) и RMS космической станции (SSRM). Эти двое в просторечии известны как "Canadarm " и Canadarm2 соответственно, но в документации почти исключительно используется указанная здесь номенклатура.

подсборка

Что касается некоторой эталонной сборки, сборка, полностью содержащаяся в эталонной сборке. В контексте МД - механизм, для которого деятельность по проверке может осуществляться ex situ. Определение здесь следует за Требования CMAN (NASA / ISSP, 2000), §B.2, но см. Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) §10.2 для нюансов применения.

Целевая машина

В ходе стыковочного маневра приближается машина. Целевой автомобиль иногда находится под активным контролем ориентации, но обычно не под активным управлением маневром. Смотрите использование повсюду История рандеву космического челнока (Goodman, 2011). Этот термин часто встречается в технической литературе в отношении швартовки. Во многих анализах CBM этот термин относится к элементу, оборудованному ACBM. Контраст с автомобиль погони.

Тест

В формальном контексте - проверка посредством систематической проверки объекта 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 сокращение данных для получения необходимых результатов. Контраст с Анализ, Демонстрация и Осмотр. Увидеть ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.2.1.4.

Термическая масса

В термическом анализе - синоним «емкости», аналогичный его использованию в анализе электрических сетей. Тепловая масса может быть достигнута либо буквально большой массой, либо большой теплоемкостью материала (например, материала, который меняет фазу при почти постоянной температуре). Видеть Гилмор (1994) стр. 5-24.

Примечания и цитаты

1. Показана длина для совмещенного вестибюля. Увидеть Галерея дизайна для длины отдельных сторон. Обе стороны имеют одинаковый диаметр. Указанная масса печатной платы: 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 "как указано"; в литературе сообщалось об очень небольшом количестве весов, ни один из которых не указывал на какой-либо конкретный комплект оборудования. Масса в полете может отличаться от указанного значения. Увидеть Галерея операций по срокам операции и количеству вылетов. Показанные разработчики основаны на страницах подписей для спецификаций. Судя по всему, ПХД производились более чем из одного источника, но всесторонняя оценка не проводилась.
2. Материал кольца: Илли (1992). Температурные характеристики силикона:Уплотнительное кольцо HDBK (PHC, 2018) стр. 2-5. Износостойкость фторуглерода: Christensen, et. al. (1999) стр.5.
3. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.3.
4. Геометрия интерфейсных элементов на кольцах (как ACBM, так и PCBM) подробно документирована в CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005). Например, геометрия канавки для уплотнительного кольца, в которой устанавливаются кольца, показана на рисунках 3.1.4.2-3 и -4 и 3.3.2.1-7, а размеры гребешка интерфейса ACBM / PE показаны на рисунках 3.1.4.2 - 5 и - 6. Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000), §§1.2.518 - 520 содержит подробные инструкции по установке и дополнительные фотографии IVA Seal и сопутствующего оборудования.
5. Интерфейсы панели закрытия вестибюля: CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §3.3.8. Конверт перемычки между модулями на орбите: ICD §3.1.4.
6. Обозначения деталей и номенклатуры обычно такие же, как в Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004), Рисунок 3, который идентичен рисунку 2-1 Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998). В обоих случаях рисунки относятся только к тем компонентам, которые находятся в PCBM и ACBM типа I, которые используются на осевых портах. В них отсутствует идентификация уплотнений CBM / CBM и CBM / PE IVA и всего вспомогательного оборудования. В них также отсутствует идентификация бамперов, установленных на радиальном порте ACBM, и соответствующей функции на PCBM (которые в литературе также называются «бампер» или «ведомый»). Многие части также обозначены в CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) и в Приложении А к Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998), хотя номенклатура иногда отличается от двух других ссылок. См. Страницу обсуждения (обсуждения) по каждой загрузке исходного изображения для дополнительных ссылок на источник.
7. Функциональность CBM непоследовательно описана в литературе. Неясно, явились ли очевидные несоответствия результатом эволюции дизайна на протяжении жизни проекта или точки зрения разных авторов. Сравнивать Илли (1992) п. 282, г. Винч и Гонсалес-Вальехо (1992) п. 67, Сирл (1993) пп 351-352, ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.3.1 и §6.3 (которые сами по себе не полностью согласованы), PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §§3.1.2-3.1.3, номинальный поток теста §2.6.3 в Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998), последовательность действий на стр. 39 из Управление аванпостом (Демпси, 2018), Пилот и специалист миссии 2 сроки на стр. 6-7,12-13 (pdf pagination) STS-120 / FD04 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2007), подробные шаги, описанные на стр. 200-203 3A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000), и процедуры, определенные для Этапа 5A на стр. 23-97 5A Assembly Ops (НАСА / ИЗМ., 2000). Настоящее описание объединяет два описания, найденных в спецификации разработки.
8. Некоторые авторы (например, Винч и Гонсалес-Вальехо (1992), Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) ), похоже, рассматривают выравнивание как «функцию», активно выполняемую ACBM. Другие (например, Управление аванпостом (Демпси, 2018) ) обсудите это больше как «физическую характеристику», составляющую ограничение, налагаемое ACBM. В литературе, по-видимому, нет очевидного разрешения разницы в перспективах.
9. Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) (стр.303) и Кук, Аксаментов, Хоффман и Брунер (2011) п. 27 (pdf pagination) оба описывают ACBM как имеющие два набора структур выравнивания: направляющие грубой и точной центровки. В Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998), Приложение B явно определяет «бамперы» как часть проверенных статей, но не показывает их на рис. 2-1 этого отчета (идентично рис. 3 из Foster, Cook, Smudde & Henry (2004)). В отчете бамперы рассматриваются как предварительный этап выравнивания, а §3 CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) окончательно идентифицирует их как часть ACBM для радиальных портов (называя их «новым бампером» в примечании 4 к рисунку 3.1.4-9). Исследование RTL / Capture Envelope выявило 25 случаев (из 124 опрошенных), когда бамперы сдерживают 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 от осевого расстояния между двумя кольцами или выше, что позволяет предположить, что направляющие выравнивания не станут основным ограничением до тех пор, пока расстояние не будет достигнуто. Не было найдено очевидного решения для этого очевидного несоответствия в количестве стадий выравнивания внутри и между источниками.
10. Огибающая траектории PCBM по отношению к ACBM («комбинированное вращение и поступательное движение») показано графиками траектории в Приложениях E и F документа Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998). Многие траектории немонотонны, с вращениями, которые фактически увеличиваются в течение нескольких секунд после того, как впервые начнутся нагрузки на защелку. В некоторых случаях количество переводов также увеличивается. Однако во всех случаях траектории заканчиваются тем, что PCBM выровнена с ACBM и немного отделена от нее.
11. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.1. ACBM Spec. идентифицируется Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) стр. 303 (сноска 3). В PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) обозначен как Ссылка 2 из Christensen, et. al. (1999) (pdf стр. 6). Эти две 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 против ("корма") направлении орбитального движения, в направлении ("надир") или от ("зенит") центра орбиты, ниже ("левый") или выше ("правый борт") плоскость орбиты, если смотреть вперед ногами до надира. Видеть Управление аванпостом (Демпси, 2018), страница xv (17 в pdf-формате).
13. Ориентация, в которой может быть установлен ACBM, находится в CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §3.3.2.1.4. Квалификационные температуры взяты из Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) (SSP 41172), страницы 424 и 425 (пагинация в формате pdf). К ним также обращаются в Мисковиш и др. al (2017) слайд 5. Кажется, есть расхождения между опубликованными источниками и внутри них. В программе самообучения 41172 определен квалификационный температурный диапазон для болта и гайки (-50F - + 150F), который меньше диапазона, на который он ссылается при их использовании в квалификационном испытании сборки (-70F - + 190F), что несовместимо с практикой для тестирование на уровне компонентов в том же документе. Диапазон, указанный в Мисковиш, значительно меньше диапазона, указанного в программе самообучения 41172. На рис. 6 ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) определяет диапазон, изображенный Мисковишем, как применимый для «болт-ап». В спецификации дополнительно требуются диапазоны температурного перепада от -170F до + 170F для захвата гаек и от -200F до + 200F для захвата (оба в абсолютных диапазонах -70F - + 170F). В имеющихся источниках нет явного устранения расхождений.
14. ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.1.
15. Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) прямо относится к тепловым стойкам PCBM как к механизмам, а к гайке болта с приводом - как к «плавающей» (то есть к механизму). Конструкция гайки была аттестована на вибрацию, условия теплового вакуума и жизненный цикл (долговечность) как автономная сборка. Увидеть CBM Bolt / Nut Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) Таблица 1-1 (стр. 1-7), которая хорошо согласуется с требованиями Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) §4.2.13.
16. По поводу «отталкивания»: PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.1.6: «... должен обеспечивать чистую силу и момент ... для разделения элементов во время выхода на поверхность». В §4.3.2.1.6 определяется «прилипание» уплотнения и среднеквадратичное сопротивление как факторы, которые необходимо проверить в этом отношении. «Прилипание» (адгезия) уплотнения может быть значительным. Промасштабные испытания, указанные в Daniels, et. al. (2007) (pdf, стр. 15) оценка адгезии во время отсоединения эластомерных уплотнений типа CBM от их прилегающей поверхности при примерно 150 фунт-сила (670 Н) для одинарного бусинчатого уплотнения для образца диаметром 12 дюймов (30 см). Относительно стабилизации см. Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) вверху страницы 304.
17. Christensen, et. al. (1999) п. 196.
18. PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.1.8.2. Смотрите также Управление аванпостом (Демпси, 2018), Рисунок 2 (стр. 37) и Файл: PMA3, установленный в SLP.jpg.
19. Переборка часто упоминается в литературе как «причальная плита». Купол и три PMA не имеют переборок, чтобы удерживать давление в свободном состоянии.
20. В PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) На рис. 6 требуется согласование разницы температур перед причалом в +/- 200 ° F между двумя внешними фланцами при срабатывании фиксаторов захвата, +/- 170 ° F для захвата гаек с приводом и от -70 ° F до + 90 ° F, когда интерфейс жестко закреплен.
21. Снятие шапочки для душа: STS-120 EVA Cklist (NASA / MOD, 2007), pdf, стр.130 и 254 (фото). Снятие блокировки запуска: STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) (pdf стр.131). Блокировки запуска также могут быть сняты с помощью затвора Powered Bolt (pdf, стр. 312, шаг 2.6.D, примечание 2). Времена меняются, потому что в некоторых портах велась другая деятельность. Все запуски ACBM на сегодняшний день произошли в эпоху NSTS.
22. В МКС / Shuttle Joint Ops. (LF1) (НАСА / MOD, 2005), pdf pp. 523 - 527 обсуждают подробные критерии проверки как для ACBM, так и для PCBM, включая фотографии повреждений посторонними предметами (FOD), обнаруженные на Gask-O-Seal PCBM после UF-2 (СТС-114 ).
23. Предоставление инструментов для очистки уплотнений PCBM указано в таблице обходных решений EVA на странице 177 pdf документа STS-122 EVA Cklist (NASA / MOD, 2007).
24. Время и описание задания: STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008), pdf страницы 56, 70.
25. Подготовка к брачным операциям начинается со стр. 82 (pdf pagination) из 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000). Эти шаги могут выполняться летным или наземным экипажем. Несколько других примеров существуют уже на стадии 3A в документации, доступной в Интернете. Описание испытания болтового привода перед причаливанием («BBOLTCK») взято из 3A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000), п. 210 (pdf pagination), который содержит подробные описания многих других команд CBM.
26. Очистка уплотнительной поверхности ACBM: STS-122 / FD05 Execute Pkg. (NASA / MCC, 2008), стр. 2, 27 и DSR - 30.03.2017 (НАСА / штаб-квартира, 2017) Ошибка harvtxt: несколько целей (2 ×): CITEREFDSR _ – _ 30 марта 2017_ (NASA / HQ, _2017) (помощь). Доступ EVA к компонентам CBM, а также их удаление и замена подробно рассматривается на стр. 224-260 (pdf) документа Список спутников STS-124 EVA (NASA / MOD, 2008 г.). Неисправности CPA "Prep for Mate" описаны на стр. 26-88 (pdf) Неисправности сборки 5A (NASA / MOD, 2000).
27. Операционный поток резюмируется из Управление аванпостом (Демпси, 2018), стр. 243. Использование систем визуальных подсказок SVS и CBCS, включая фотографии дисплея оператора, можно найти на стр. 44-45.
28. Описание того, как используются индикаторы готовности к фиксации, находится на стр. 44 Управление аванпостом (Демпси, 2018). RTL три из четырех и ссылка на состояние, которое может сопротивляться RTL (например, удержание позиции), взяты из 5A Assembly Ops (НАСА / ИЗМ., 2000) п. 64 (pdf pagination). Для примера хореографии см. видео переезда PMM Леонардо.Несколько примеров планирования действий на случай непредвиденных обстоятельств для маневра можно найти в STS-114 PDRS Ops Cklist (NASA / MOD, 2004)
29. Настройки захвата первого этапа, операционные ограничения, критерии завершения и время выполнения: стр. 64-66 (pdf pagination) из 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000). Контроль нагрузки может потребоваться не для всех операций CBM: см. STS-130 / FD09 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2010).
30. Захват второй стадии эпохи NSTS: стр. 68 5A Assembly Ops (НАСА / ИЗМ., 2000). Во время захвата с помощью SSRMS он периодически работает между командами захвата, чтобы еще больше уменьшить накопление нагрузки; увидеть STS-128 / FD10 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2009) страница 24 (pdf pagination). Второй этап захвата: SRMS в тестовом режиме, который может вызвать открытие RTL. Указанный угол вала в конце второго этапа захвата (около 108 секунд) взят из стр.68 инструкции по сборке 5A. Положение RTL существенно ниже вершины дуги фиксации захвата: сравните вид сбоку с размерами RTL в CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Рисунок 3.1.4.1-12 до высоты чистого объема, показанной на Рисунке 3.1.4.1-17.
31. Описание номинальных команд болтов можно найти в 3A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000), стр.210-211 (pdf). Общий процесс установки болтов, включая запланированное время, подробно описан в Маклафлин и Уорр (2001) п. 2, и начиная со страницы 73 (pdf) 5A Assembly Ops (НАСА / ИЗМ., 2000). На странице 64 (pdf) последнего источника говорится, что если «по крайней мере восемь болтов» нет «поочередно», то наземные диспетчеры сообщат экипажу, как действовать. Интерпретация «как минимум восьми болтов» могла быть существенно пересмотрена к тому времени, когда STS-128 установил MPLM; см. предупреждение на стр. 23 STS-128 / FD10 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2009). ABOLT speed: McLaughlin & Warr (2001), стр. 2. Источники не полностью согласны с номенклатурой команды. Он отображается как «ABOLT», «ABOLTS», «A Bolt» и «A bolts». Некоторые источники внутренне противоречивы в этом отношении.
32. В CBM Bolt / Nut Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) п. 3-2 сообщает, что предварительная нагрузка 1500 фунтов-силы (6,67 кН) является нижним пределом области допуска для работы датчика нагрузки болта. Верхний предел заявлен на уровне 19 300 фунтов силы (85,9 кН).
33. Термостабилизация: Маклафлин и Уорр (2001) (стр. 3) указано, что удержание выравнивания происходит при гораздо более высоком предварительном натяжении 10 500 фунтов силы (47 000 Н), но летная документация гласит, как описано здесь: см. предупреждающий баннер на стр. 109 (pdf) 5A Assembly Ops (НАСА / ИЗМ., 2000). Расстояние между группами болтов 90 °: 3A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000) внизу страницы 212 (pdf pagination). Подробная процедура загрузки болтов (до полной предварительной нагрузки включительно) начинается на странице 110 (pdf) документа 5A Assembly Ops. Последующие полеты часто поручают эту задачу наземным диспетчерам.
34. Информацию о возможностях отказа одного и двух болтов см. Zipay, et. al. (2012) pdf страницы 18 и 41 соответственно. В ссылке не обсуждается, можно ли каким-либо образом восстановить герметичный доступ в вестибюль после того, как произойдет сценарий с двумя болтами. Подробные процедуры разрешения проблем, в том числе для быстрого сохранения, проиндексированы, начиная со страницы 8 в pdf-формате. Неисправности сборки 5A (NASA / MOD, 2000). Процедуры, касающиеся отказов защелки захвата и индикатора готовности к фиксации, приведены на стр. 21-30 (pdf) STS-128 / FD04 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2009).
35. На большинстве портов CPA полностью удалены, но порты Надира Узлов 1 и 2 были изменены на орбите для ротации CPA на месте. Видеть DSR - 1/3/2018 (NASA / HQ, 2018).
36. Подробный порядок оснащения вестибюля можно найти в 5A Assembly Ops (НАСА / ИЗМ., 2000), С. 129 - 171 (pdf pagation). Каждый вестибюль, по крайней мере, немного отличается, а некоторые (например, Cupola, PMA) значительно отличаются от общего описания, данного здесь. Во многих случаях процедуры и отчеты о состоянии НАСА ясно указывают на перерыв в восемь часов для точной проверки утечки, но некоторые из указанных графиков, по-видимому, не подходят для какой-либо такой операции. Процедура удаления центральной секции M / D подробно описана, начиная со страницы 70 (pdf pagation) 5A Joint Ops. (НАСА / MOD, 2000), из которого было взято запланированное время, но Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000) бюджеты вдвое больше, чем на удаление (pdf стр. 74).
37. Подробные процедуры по удалению доступных изнутри компонентов CBM (CPA, болт, гайка, защелка, RTL) и установке уплотнений IVA проиндексированы на странице 8 в pdf-формате. Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000), как и общие процедуры определения места утечки. Процедуры альтернативной установки CPA для предотвращения повреждений приведены в STS-126 / FD13 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2008), стр. 3 (pdf).
38. Подготовка к операциям по разборке начинается на стр. 38 (pdf pagination) из 5A Assembly Ops (НАСА / ИЗМ., 2000).
39. Увидеть Таблица миссий относительно относительной частоты логистических полетов по сравнению со сборочными. Детали составления бюджета времени, похоже, со временем менялись. Оснащение вестибюля элементами логистики (в данном случае MPLM) см. 5A.1 Книга MPLM (NASA / MOD, 2000), стр.134 (пагинация pdf). Выделение двух членов экипажа на переоборудование производится исходя из Оригинальный план STS-102 / FD10 (NASA / MCC, 2001), что отводило на задачу меньше времени. В текущем описании не учитываются никакие усилия по установке CBCS; неофициальная выборка последних отчетов о состоянии показывает, что он не используется для поддержки операций по деберфингу. Время, необходимое для перенастройки в последнюю очередь, вероятно, значительно сократилось после того, как были введены комплекты ротации CPA: установка четырех CPA была запланирована примерно на 2:30 в Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000), стр.74 (pdf). Установка центральной секции крышки M / D подробно описана в 5A Joint Ops. (НАСА / MOD, 2000), стр.170 (pdf). После этого следуют шаги по снятию заземляющего ремня. Снятие закрытия вестибюля запланировано на 40 минут в pdf стр. 84 Журнала обслуживания в полете 4A, но только на 20 минут в Журнале совместных операций (5A), стр. 70 (pdf).
40. Включая установку оборудования для опрессовки, в бюджете на сброс давления было заложено около 75 минут. Оригинальный план STS-102 / FD10 (NASA / MCC, 2001); 40-минутная продолжительность фактического сброса давления получается из суммирования периодов простоя в 5A.1 Книга 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. Временная шкала STS-102 предполагает, что разгерметизация не входит в задачу демонтажа, как и организация 5A.1 MPLM Book, но временная шкала 4:30 от начала выхода MPLM до конца CBM в той же временной шкале предполагает, что это, возможно, было. Никакого разрешения очевидного несоответствия бюджета времени в доступной документации не было. Допуск для преобразования давления в метрические единицы основан на легкодоступном руководстве к расходомеру Fluke 105B, указанному в справочнике (± 0,5%). В руководстве не указывается, является ли экспериментальная неопределенность «указанной» или «полной шкалой»; Здесь предполагалось «полномасштабное». Обоснование ограничения давления исходит от OOS - 22.01.10 (NASA / HQ, 2010): «... необходимо убедиться, что давление ниже 2 мм рт. ст. перед отрывом для защиты уплотнений CBM (общий причальный механизм)». Само ограничение содержится в процедурах (например, Книга MPLM (5A.1), pdf стр. 152), но обоснование в них не приводится.
41. Активация и проверка CBM для отхода могут быть выполнены либо наземным управлением, либо с орбиты. Общий порядок процедур взят из Наземный справочник 3A (NASA / MOD, 2000) и 5A Assembly Ops (НАСА / ИЗМ., 2000). Хотя команда DBBoltck (отличная от команды «BBoltck») явно вызывается в обоих документах, не было найдено ни подробного описания, ни обоснования, которые отличали бы ее от команды BBBoltck. Касса CBM у земли и слева с включенными CPA: см. STS-114 / FD11 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2005), pdf стр.3.
42. В Оригинальный план STS-102 / FD10 (NASA / MCC, 2001) выделено 90 минут на отключение и отключение ACBM Node 1 Nadir. Процедура отвинчивания болта начинается на стр. 57 (pdf pagation) 5A Assembly Ops (НАСА / ИЗМ., 2000). Указан диапазон движения ± 0,1 оборота; более поздние версии процедуры расширяют позиционный допуск. В CBM Bolt / Nut Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) п. 3-2 определяет критерий успеха для отвинчивания как снятие предварительной нагрузки с пиковым крутящим моментом, не превышающим 1600 фунт-дюйм (180 000 мН · м); Маклафлин и Уорр (2001) определяет ограничение скорости 0,5 об / мин при этом крутящем моменте на странице 4, хотя на странице 3 сообщается, что команда «F Bolt» в обратном направлении при полной нагрузке должна выполняться при 0,4 об / мин. В совокупности с общим временем, отведенным на процедуру, это говорит о том, что ослабление на самом деле выполняется группами из четырех болтов, а не всеми 16 сразу.
43. Критерий ослабления на 5A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000), стр. 58 (pdf) согласуется с выводами, представленными на стр. 5-7 Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998): "... если указанная нагрузка на болт когда-либо опускается ниже 1500 фунтов во время извлечения, он должен быть полностью извлечен не менее чем на 29 оборотов от полной предварительной нагрузки без каких-либо дополнительных наборов, задействованных в любом направлении. Нет исключений из этого правила . " Из того же источника сообщается, что правило возникло в результате повреждения, нанесенного во время некоторых из первых отказов во время настройки для последовательности квалификационных испытаний на уровне сборки, где такое ограничение не было наложено.
44. Извлечение болта, закрытие крышки и отключение CBM: 6A Assembly Ops (NASA / MOD, 2001), страницы 69-91. Закрытие крышек визуально подтверждается изображением с камеры.
45. Операции на случай непредвиденных обстоятельств проиндексированы на стр. 8-9 в pdf pagination Неисправности сборки 5A (NASA / MOD, 2000). Относительная скорость расстыковки и выхода из дока указана на стр. 41 Управление аванпостом (Демпси, 2018).
46. Для первоначально разработанного использования порта Надир на Узле 1 см. Линк и Уильямс (2009) стр. 1, которая включает подробное обсуждение технических изменений, необходимых для интеграции узла 3 в это место. PMA3 в основном использовался как Водолазный колокол будет использоваться под водой. Для программного описания перепроектирования и реализации см. Управление аванпостом (Демпси, 2018), стр. 64-67 пагинации pdf. Цитируемый список перенаправленных инженерных сетей см. OOS - 20.11.09 (НАСА / штаб-квартира, 2009 г.), который не дает определения упомянутых соединений ISL. Список отчета о состоянии, кажется, отличается от подробного обсуждения в Ссылке на стр. 2-5. Примирение двух обсуждений не было очевидным из имеющейся документации. Определение IMV взято из «Работа с аванпостом», стр. 187.
47. См. Исследование космической станции НАСА Объявление Slingshot (NASA / ISSP, 2019).
48. Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) (стр. 319 страницы pdf) и Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) (ALQTR) (§3.2 «Действия по развитию прекурсоров») идентифицируют те же три критических вида деятельности и связанные с ними факторы, «… устанавливая комбинированные условия, при которых CBM должен функционировать ...» (ALQTR, стр. 3-2). Два источника явно относятся к одному и тому же событию (рисунок 4 Фостера идентичен рисунку 3-3 в отчете), но они по-разному организуют обсуждение и содержат некоторый расходящийся материал: ALQTR сообщает о четвертой логической цепочке, связанной с производительностью. о приобретении гайки Силовым болтом; Foster ссылается на «полномасштабные испытания уплотнения», которые не упоминаются в официальном отчете об испытаниях. Тест также получает краткое обсуждение в Zipay, et. al. (2012) (стр. 40-41 в pdf pagination), который в целом согласуется с двумя другими источниками, но имеет меньше деталей.
49. Условия нагружения с внешними нагрузками и без давления тамбура (то есть как внешний фланец) показаны на рисунке 39. Zipay, et. al. (2012). Состояние при внешней нагрузке и внутреннем (преддверие) давлении показано на рисунке 40 того же справочника.
50. В Требования к контролю над трещинами (NASA / SSPO 2001) и Требования к конструктивному проектированию (NASA / SSPO, 2000) подробно описать инженерные методы программы, согласно которым сосуды под давлением и конструкции под давлением квалифицируются на трещины и структурные нагрузки соответственно.
51. Каждая причал может иметь уникальную конфигурацию соединения RMS, а инерционные свойства устанавливаемых модулей варьируются в широком диапазоне (см. Сводные данные по модулям в Ссылка на МКС (Использование) (NASA / ISSP, 2015) ). Анализ используется для определения нагрузок и прогнозирования характеристик на протяжении всего хода механизма. Тест используется для того, чтобы убедиться, что внутренняя динамика правильно смоделирована при представительных нагрузках, которые часто включают компенсацию силы тяжести. Итерационный подход кратко обсуждается в Конли (1998), п. 589 «Анализ развертывания». См. Обсуждение «Разгрузочных систем» (стр. 534 в книге Конли) для описания того, как гравитационные эффекты компенсируются во время испытаний механизмов космического корабля.
52. «Соответствующие нагрузки определяют очищающее действие на уплотнение во время болтового соединения ...» Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) п. 3-5. Рекомендуемый производителем максимальный зазор после завинчивания болтов для уплотнения Gask-O-Seal составляет 0,003 дюйма (Gask-O-Seal Hdbk (PHC, 2010 г.) стр.9). Важность чистоты производственных условий для заводских соединений обсуждается на странице 18 той же ссылки, а также Holkeboer (1993) С. 256-257. Напротив, CBM / CBM - это «полевой стык», собранный в неконтролируемой среде. Пусковой средой для ранних стоянок элементов, оснащенных PCBM, был (повторно используемый) отсек для полезной нагрузки Shuttle; чистота среды отсека полезной нагрузки обсуждается в §§4.1.3.3 и 4.2.3 Руководство пользователя Payload Bay (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: Управление аванпостом (Демпси, 2018), page 123. Эту область земной орбиты обычно называют термосфера.
54. Температура газа в этой области начинает повышаться с высотой, но плотность настолько мала, что космический аппарат почти не нагревается от температуры. Видеть Природные среды (Justh, ed., 2016) В §5.1 приведено описание окружающей среды, а в §5.1.7 приведен краткий обзор общего воздействия атомарного кислорода на космический корабль. О чувствительности тюленя см. Christensen, et. al. (1999). По вопросу о влиянии комбинированной температуры и вакуума на трение см. Конли (1998) стр. 176 и 589, и глава 17. Подробный современный обзор данных о трении при атмосферных и вакуумных условиях см. Справочник по смазке для космической промышленности (NASA / MSFC, 1985). Для краткого обсуждения изменений химического состава из-за воздействия вакуума («дегазация») см. Главу 9 Конли.
55. Поскольку они связаны с излучением, эти проблемы часто называют «термооптическими». См. § 5.2 из Природные среды (Justh, ed., 2016) для описания тепловой среды.
56. При диаметре около 7 футов CBM охватывают от 10 до 20% площади поверхности типичного узла. Несмотря на то, что это явление является направленным 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. Видеть Природные среды (Justh, ed., 2016), §5.6.4, Глава 3 Гилмор (1994) и Конли (1998) Глава 20 для дополнительного обсуждения соответствующих технологий размещения и технического обслуживания.
57. Магнитное поле меняется в зависимости от того, где космический аппарат находится на своей орбите («истинная аномалия»), поэтому его обычно называют «геомагнитным». Соответствующие характеристики обсуждаются в п. 5.3. Природные среды (Justh, ed., 2016), наряду с некоторыми из соответствующих вопросов проектирования космических аппаратов.
58. См. §5.4 Природные среды (Justh, ed., 2016) для параметрического обсуждения плазменной среды на высоте МКС. Избыточный положительный заряд на МКС управляется с помощью плазменного контактора, установленного на элементе фермы Z1. Это устраняет дугу между космическим кораблем и заряженной средой. Видеть Плотник (2004).
59. Среда ионизирующего излучения термосферы описана в §5.5. Природные среды (Justh, ed., 2016). Эффекты в общем описаны в §5.5.3.
60. Например, неколичественные требования M / D были задокументированы в ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §3.2.5.12. Недавняя оценка среды метеороида / мусора описана в Природные среды (Justh, ed., 2016) §5.6; в справке отмечается, что, хотя мусор не является строго «естественным» по происхождению, он рассматривается как таковой в описательных целях, поскольку он находится вне контроля любого проекта разработки.
61. В этом контексте «шлейф» относится к выхлопной струе ракеты после того, как она покидает сопло. Во время операций сближения ракета, выпущенная машиной преследования для замедления приближения к цели, часто нацелена на эту цель («маневр торможения»). Когда выхлоп попадает в цель, он генерирует силы, которые могут оттолкнуть цель и, если ударит не по центру, повернуть ее. В зависимости от состава выхлопных газов шлейф может также загрязнять автомобиль снаружи. Что касается воздействия шлейфа на целевой автомобиль, операции по их смягчению подробно обсуждаются в Шаттл / LDEF Retrieval Ops (Холл, Уильям М., 1978) начиная со страницы 10 (pdf pagination). Загрязнение может ухудшить тепловое регулирование и способность цели к выработке электроэнергии. См., Например, обсуждение реактивных двигателей космических кораблей Apollo, взаимодействующих со Skylab в История рандеву космического челнока (Goodman, 2011), Глава 5. Форма и плотность шлейфа могут не быть интуитивно понятными. См. Обсуждение, начинающееся на стр. 166 Гриффен и Френч (1994).
62. См. Рисунок 1 Кук, Аксаментов, Хоффман и Брунер (2011) для «дерева» сборочных механизмов. О необходимости сборки больших вещей на орбите рассказывается на странице 9 История рандеву космического челнока (Goodman, 2011). В той же справке на странице 16 говорится, что возникающие концепции были сочтены слишком опасными для космического корабля с одним человеком по программе Меркурий и были переданы большему составу экипажа Проекта Близнецы. Тем не менее, Меркурий содержал экспериментальные полеты над способностью пилота оценивать расстояния и положения в космосе. «Эра Аполлона» используется здесь абстрактно, включая Скайлаб и испытательный проект «Аполлон / Союз». См. Страницы 15–59 справочника для более полного исторического анализа.
63. Видеть История рандеву космического челнока (Goodman, 2011), стр. 69 для вводного обсуждения вновь возникших обстоятельств и факторов в программе Space Shuttle. Комментарий к соосности находится на странице 4 (pdf страница 9) Коэн, Эйхольд и Хирс (редактор) (1987). Шаттл / LDEF Retrieval Ops (Холл, Уильям М., 1978) содержит подробное объяснение физики и математики подхода r-bar, включая изложение взаимосвязи между ним и использованием SRMS для поиска свободно летающих космических аппаратов. Понимание того, что было известно (или ожидалось) в период времени, когда был построен причал, можно улучшить, прочитав это в контексте Ливингстон (1972) и Требования RMS (NASA / JSC, 1975).
64. Информацию о той части миссий, которые, как предполагается, будут включать поиск и определение тем требований к вождению, см. Ливингстон (1972) Рисунки 1 и 2 соответственно. Ссылка на близкую к нулю контактную скорость взята из История рандеву космического челнока (Goodman, 2011), стр. 69. Распределение развертывания и извлечения для RMS: Йоргенсен и Бейнс (2011) Страница 1.
65. Соответствующие требования к RMS приведены на стр. 12 Требования RMS (NASA / JSC, 1975). Для получения информации о размере и форме входа в коридор трассы CBM см. Управление аванпостом (Демпси, 2018), стр. 44. После ввода в эксплуатацию модификации SRMS помогли решить развивающуюся ситуацию; видеть Йоргенсен и Бейнс (2011) стр. 8; Разработка нового программного обеспечения (подрежим позиционирования и удержания ориентации), позволяющего SRMS обрабатывать тяжелые полезные нагрузки, обсуждается на страницах 15-20. Относительно возможности толчка для достижения выравнивания между сопряженными объектами (например, контакта между ACBM и направляющими выравнивания PCBM) при использовании RMS см. Обсуждение Force Moment Accommodation на странице 22 того же документа. Эти изменения происходили почти одновременно с разработкой CBM, поэтому многие из новых возможностей появились.
66. Первое использование SRMS: Йоргенсен и Бейнс (2011) стр. 6. Многие подрядчики сообщают о Потребности, характеристики и архитектурные особенности космической станции исследования можно найти с помощью средства поиска на сервере технических отчетов НАСА (NTRS) с использованием этой фразы. Хотя формально в отчетах не упоминается как «фаза А», за ней последовала фаза В (см. Справочник NASA SE (Hirshorn, Voss & Bromley, 2017), Глава 3 с текущим определением фаз разработки программ НАСА). Из отчетов не ясно, понималось ли какое-либо одно определение «швартовки» на ранних этапах программы. Различия между определениями эпохи и определениями сегодня очевидны, например, на странице 4 (pdf страница 9) Коэн, Эйхольд и Хирс (редактор) (1987): «Различие между стыковкой и швартовкой в ​​том, что стыковка происходит между шаттлом и космической станцией, в то время как стыковка происходит между модулем и хабом или между модулем и модулем». Другие определения можно найти в современной программной литературе, большая часть которой заархивирована в NTRS.
67. Соответствующие нагрузки фланца: см. Илли (1992) страница 5 (pdf pagination). Хотя эта бумага была «ранней», прогибы, показанные на CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §3.2.1.1 и упоминание на страницах 12 и 42 Zipay, et. al. (2012) указывают на то, что прогибы, особенно в Радиальном порту, оставались проблемой в ходе окончательной проверки. Качественные внутренние нагрузки основаны на внимательном чтении Предварительно загруженные критерии болта (NASA / NSTS, 1998), что требовалось Требования к конструктивному проектированию (NASA / SSPO, 2000) ), §3.5.5 (который, в свою очередь, был вызван ACBM Dev. Спец. (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 оболочка модуля, работающая под давлением, вестибюль, созданный сопряженными CBM, прошел контрольные испытания под давлением 22,8 фунт / кв.Zipay, et. al. (2012) стр.10).
68. Космическая станция Progr. Описание (NASA / HQ, 1984) стр. 344. В этом отчете не упоминается RMS; Причаливание определяется без различия между движительными маневрами, которые теперь обычно связаны только со стыковкой (с одной стороны), и использованием телероботического манипулятора (с другой стороны). Кроме того, в документе люк упоминается как часть механизма причаливания, тогда как в возможной архитектуре космической станции есть CBM в местах без люков. Многократный причальный адаптер обсуждается на страницах 240-241. В других местах того же документа адаптер называется «Монтажный и причальный модуль» (например, стр. 429). Относительно общности механизмов швартовки: «Модули, пригодные для проживания людей, должны ... иметь общие интерфейсы и механизмы швартовки». (стр. 323). Андрогинность «идентичных систем швартовки» рассматривается на странице 462. (Все номера страниц описания программы указаны в формате pdf, который объединяет несколько томов отчета в один файл.)
69. Видеть Ливи (1982) для подробного описания механизмов структуры поддержки полетов, разработанных в этот период. Многие методы проектирования и эксплуатации отражены в более поздних документах, касающихся CBM.
70. Космическая станция Progr. Описание (NASA / HQ, 1984) страница 516 (pdf pagination).
71. Фактическая дата начала - с Adv. Dev. Заключительный отчет (Cntrl. Dyn. & MDA, 1998) п. 74 (76 в формате pdf). Описание механизма швартовки / швартовки кратко из Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988) страницы 2 - 9 (pdf pagination). Общий диаметр взят из рисунка 8 последнего справочника, который содержит несколько других рисунков концепции дизайна того времени.
72. Небольшие диаметры колец CBM, отверстия для болтов и направленные наружу направляющие узлов ресурсов повторяют те, что изображены в отчете о перспективных разработках за предыдущий год; видеть Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988).
73. «Конструктивная защелка болта / гайки» описана в Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988) стр. 331 - 333 (страницы 7 - 9 в формате pdf). Происхождение термина неясно: общие требования на стр. 3 того же источника относятся к ним просто как к «защелкам». В Справочник по смазке для космической промышленности (NASA / MSFC, 1985), который был основным документом MSFC по смазке в то время, не содержит явных указаний на Dicronite или DOD-L-85645, который является стандартом, регулирующим дисульфид вольфрама. Справочник действительно перечисляет несколько таких смазочных материалов и описывает их как имеющие коэффициент трения около 0,04 в воздухе, но значения для вакуумных применений не показаны. Важность взаимосвязи между крутящим моментом и неопределенностью предварительного натяга, важной частью которой является изменение трения, ясно из Предварительно загруженные критерии болта (NASA / NSTS, 1998), что впоследствии потребовалось при разработке CBM.
74. Результаты испытаний жесткости пружины сильфона см. Adv. Dev. Заключительный отчет (Cntrl. Dyn. & MDA, 1998) страницы 9-15 (страницы 11-17 в формате pdf). В целом, программа передовых разработок была сосредоточена на стыковке и замыкании "петли" модулей, при этом относительно мало отчетов о швартовных операциях как таковых. Илли (1992) сообщает на странице 7 (pdf pagination), что в то время сильфоны не могли быть надежно изготовлены.
75. Размещение внутренних инженерных сетей: Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988) Рисунок 8. Полный, но не обязательно окончательный, пример конфигурации станции дня см. На Рисунке 3.5-1. Космическая станция SE&I, Vol. 2 (BAC / SSP, 1987). Для ассортимента конфигураций узлов ресурсов («концентраторов»), которые все еще изучаются в то время, см. Коэн, Эйхольд и Хирс (редактор) (1987) страницы 19-22, 30-31, 33-34, 40-41, 44 и 75-76 (все в формате pdf). Многочисленные фотографии радиальных портов на орбите демонстрируют потенциал ограниченной совместимости.
76. Несмотря на то, что документация этого периода содержит самые ранние выявленные обсуждения конкретной стратегии проектирования модуля, требования к забеганию для номинально квадратного люка размером 50 дюймов (1,27 м) явно существовали ближе к началу Программы перспективных разработок; видеть Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988) стр. 3 (pdf). Размер штриховки не был определен еще в 1984 г. (Космическая станция Progr. Описание (NASA / HQ, 1984) pdf стр.462). Схема «четыре квадранта» описана в Хопсон, Аарон и Грант (1990) pp 5-6. «Динамический конверт» отсека полезной нагрузки описан в §5.1.2.1 Руководство пользователя Payload Bay (NASA / NSTS, 2011). В CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005), §3.1.4 содержит подробное распределение геометрии для «перемычек» между модулями и тщательно управляет диапазонами динамических зазоров для компонентов по обе стороны интерфейса CBM / CBM во время операций по швартовке.
77. Срок службы модулей заявлен в Хопсон, Аарон и Грант (1990) п. 6. Согласование с окончательным требованием в отношении 10 лет жизни (§3.2.3.1 ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) ) неясно из доступной документации. См. Рис. 13 на стр. 16 прежнего справочного документа о геометрии стандартных стоек. Предварительное обсуждение использования предварительно интегрированной стойки в качестве удобного средства регулировки начальной массы модуля можно найти в Troutman, et. al. (NASA / LaRC, 1993), стр.25 (pdf pagination), Заключительный отчет SSRT президенту (NASA / SSRT, 1993), стр. 13 и стр. 59 из Отчет о модернизации (NASA / SSRT, 1993) (pdf пагинация). Краткое изложение изменения полезной нагрузки шаттла, которое последовало за увеличением наклонения орбиты, можно найти на странице 39 последней ссылки.
78. Отдельные механизмы швартовки и швартовки описаны на страницах с 13 по 15 настоящего документа. Хопсон, Аарон и Грант (1990). Видеть Гулд, Хек и Мазанек (1991) для расширенного анализа влияния предлагаемой концепции общего модуля на размер модуля и стартовый вес. Краткое обсуждение базового узла ресурсов, выбранного к 1992 г., можно найти во введении к Винч и Гонсалес-Вальехо (1992) и Илли (1992). Illi (страницы 3 и 5 pdf pagination) далее явно признает влияние деформаций, вызванных давлением, на конструкцию CBM. «Пассивный гибкий CBM» обсуждался, как если бы он был определен в Winch (pdf стр. 7), но вскоре после этого был фактически отложен в Illi (pdf-стр. 7). Не удалось найти никаких записей о том, что такой вариант квалифицируется или производится, и шаблон модуля никогда не был «замкнут» в цикл.
79. Даты выпуска документации по проектированию системы указаны на странице ii PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998), страница ii CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005), и страница i ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998).
80. Эти отрывки содержат материал, который в основном является общим для двух основных источников этого периода: Винч и Гонсалес-Вальехо (1992) и Илли (1992). За исключением ссылки на срезную стяжку, описания конструкции следуют за Winch, страницы 3–7 (pdf pagation). В то время дизайн, возможно, быстро менялся. Illi, опубликованный в том же году, что и Winch, обсуждает гибкий вариант как от которого отказались, и описывает соединение CBM / PE как герметичное сварным швом, а не уплотнительными кольцами Winch. Только Illi относится к поперечной стяжке (стр. 2 в pdf-формате); описание в Winch не содержит очевидного метода переноса таких нагрузок через плоскость интерфейса CBM / CBM. Illi признает, что конструкция срезной стяжки эффективно обеспечивает заключительную стадию выравнивания, более плотную, чем у направляющих. Направляющие для выравнивания PCBM на рис. 4 Illi имеют только половину размаха, чем на рис. 3 и 4 лебедки; Илли описывает это изменение как меру по снижению веса. Illi также сообщает о предварительном натяжении болтов 9500 фунтов-сил (42000 Н) по сравнению с 6500 фунтами-силами (29000 Н) Winch, хотя крутящий момент болта в обоих случаях составляет 900 фунтов на дюйм (100000 мН · м) (что предполагает, что могла быть произведена замена смазки резьбы). Winch сообщает о кольцевых уплотнениях на интерфейсе CBM / CBM, а Илли сообщает о сегментированном уплотнении Gask-O-Seal для облегчения замены EVA. Не было обнаружено записей, свидетельствующих о том, что такая замена когда-либо происходила на орбите.
81. Резюме поддержки Конгрессом программы свободы космической станции взято из Свидетельство Комитету по науке палаты представителей (Смит, 2001 г.). Цифры стоимости взяты из Таблицы 1 Приложения 1 к этому справочнику; источник советует соблюдать 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 Отчет о модернизации (NASA / SSRT, 1993) для направления мистера Голдина в НАСА.
82. Два угла наклона орбиты существенно повлияли как на конструкцию, так и на возможности станции. Видеть Отчет о модернизации (NASA / SSRT, 1993), «Общие соображения по выбору», начиная со страницы 33 (в формате pdf). Рекомендации по включению структурных / механических подсистем находятся в Приложении D, стр. 293 (pdf pagination). Увеличение нагрузки на CBM сообщается для двух вариантов на странице 270 (pdf pagination). Никаких других проблем не обнаружено. В отчете, однако, отмечается, что наклон в 51,6 градуса приводит к значительно большему «времени пребывания на солнце» по сравнению с исходными 28,5 градусами (стр. 55 в pdf-формате). Удаление контроллеров, двигателей и защелок было указано (только для одного варианта) на странице 157 (pdf pagination). Хотя это явно не рекомендуется для других опций, эта концепция присутствует в конструкции в том виде, в каком она используется. Увеличенное использование вестибюля: см. Стр. 221 (pdf pagination) отчета группы по модернизации.
83. Отчет о миссии STS-74 (Fricke, 1996) п. 4: «Док-модуль был захвачен ... и отсоединен от орбитального корабля ... Затем он был перемещен в положение перед установкой, на 12 дюймов выше кольца захвата ODS ... [затем] маневрировал в пределах пяти дюймов от орбитального корабля. Кольцо ODS в процессе подготовки к последовательности толчка, предназначенной для захвата. Было запущено шесть двигателей, спускающихся вниз в подсистеме управления реакцией (RCS) ... и захват был достигнут ». ODS (Система стыковки орбитального корабля ) был герметичным модулем, установленным в отсеке для полезной нагрузки Шаттла. An Андрогинная периферическая система прикрепления находился на конце напротив кормового люка орбитального аппарата.
84. По начальным этапам объединенных программ: Отчет президента за 1994 год (NASA / HQ, 1995), стр. 2. Был промежуточный период, в течение которого Космическая станция называлась «Космическая станция Альфа» (см. стр. 134). В отчете не используется заглавная буква «международная» как часть собственного имени программы (например, страницы 1, 2 и 9), что позволяет предположить, что программа все еще находилась в движении, когда был написан отчет. Для завершения см. Отчет президента за 1997 год (NASA / HQ, 1998), стр. 2. Поставка тренажеров CBM см. Отчет президента за 1995 год (NASA / HQ, 1996), стр. 28 (33 в pdf-формате). Отношения между двумя частями МКБ определены в §1.1 «Цель» CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) сам.
85. Квалификационный проект CBM обсуждается девятью доступными источниками. Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) и Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) оба содержат обзоры, причем отчет гораздо более обширен. Zipay, et. al. (2012), Холл, Slone и Tobbe (2006), Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) (SSP 41172), Отчет Boeing о тепловом балансе (BD&SG, 1997), то Заключительный отчет об испытаниях CBM (AEDC, 1996), то CBM Bolt / Nut Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) и Смит и др. al. (2020) все обсуждают конкретные аспекты. Все кажется авторитетным: и Zipay, и Foster подписали в качестве руководителей документацию требований программного уровня для структур (Требования к контролю над трещинами (NASA / SSPO 2001) и Требования к конструктивному проектированию (NASA / SSPO, 2000) ), Фостер упоминается в благодарностях за Илли (1992), достоверность двух отчетов об испытаниях официально подтверждена подрядчиком-разработчиком, SSP 41172 - это документ уровня программы для требований проверки, а документы MSFC / CDL и полученные уроки созданы инженерным персоналом НАСА. Источники, к сожалению, не полностью согласны по всем квалификационным деталям. Обсуждение здесь следует за официально выпущенными протоколами испытаний.
86. Перечисленные компоненты основаны на Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) п. 304. Список ACBM, кажется, учитывает только Тип I. Не упоминаются механизмы, которые являются уникальными для Типа II, а также их квалификация на уровне компонентов не описана в любом другом доступном источнике. Тепловые стойки PCBM также не упоминаются в списке в Foster, Cook, Smudde & Henry (2004), хотя и описаны там как «подпружиненные». Видеть Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) В Таблице 4-1 приведен полный список квалификационных испытаний компонентов, необходимых для подвижных механических узлов (MMA).
87. Из-за включения датчиков и / или исполнительных механизмов некоторые подвижные механические узлы в CBM также являются электронным / электрическим оборудованием, как и узлы панели управления.
88. Результаты испытания болтов / гаек с приводом приведены в CBM Bolt / Nut Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998). Испытания статической нагрузки обращались к условиям нагрузки при сопряжении на орбите; Тестирование динамических нагрузок рассматривало условие запуска PMA на месте (§8-1). Срок службы (долговечность) и испытания на термовакуум, также указанные в Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) (SSP 41172), были проведены в настройке ALQT «... для того, чтобы должным образом циклически циклировать рассматриваемую пару бот / гайка, [потому что] технически допустимый цикл включает итерационные циклы загрузки / разгрузки при частичной предварительной нагрузке» (стр. 12-6) . Список тестов взят из §2-1 отчета. Программа самообучения 41172 указана в отчете как версия B для этого теста, поэтому некоторые детали могут не совпадать в точности с текущей доступной версией.
89. Разделы 4 ACBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) и PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 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. Валидация моделей прогиба, вызванного давлением, посредством испытаний на уровне элементов, жесткости и нагрузок тамбура на плоскости интерфейса ACBM / PCBM: §4.3.2.1.3.2. Относительно проверки печати между двумя сторонами и соответствующей демонстрации см. PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) §4.3.2.1.4.2.
92. Согласно Отчет Boeing о тепловом балансе (BD&SG, 1997) В §7.6 материал руководства по выравниванию был изменен с алюминия 2219 на титан, но это изменение произошло слишком поздно для включения в тест. Раскрываемые крышки, показанные в отчете, лишь внешне похожи на те, что указаны в лётной конструкции. Периферийные бамперы не представлены на рисунках в отчете об испытаниях и не упоминаются в тексте. Дата «первого аппаратного обеспечения в доке» взята из отчета §1.4, предполагающего существенно более раннюю дату окончания проектирования, чтобы учесть время выполнения заказа на изготовление испытательного изделия. Сводка отличий от Freedom основывается на сравнении подробных цифр в Винч и Гонсалес-Вальехо (1992) и Илли (1992) и те, что указаны в отчете об испытаниях. Сводка элементов, которые еще не достигли полетной конфигурации, основывается на сравнении этого рисунка с многочисленными полетными фотографиями CBM.
93. Самая ранняя найденная дата для динамического анализа захвата / контакта CBM - Сирл (1993) который, хотя и опубликован в 1993 году, датирован июлем 1992 года. Резюме в §5 описывает его как отчет о «... 3-4-месячных усилиях по анализу», предполагая, что усилия по анализу были начаты в конце 1991 или в начале 1992 года. модели RMS в симулятор MSFC для поддержки CBM, см. Окончательный отчет по математической модели испытательного стенда (Cntrl. Dyn., 1993), который также утверждает дату начала проверочного тестирования модели. «Метод мягких ограничений» описан в Холл, Slone и Tobbe (2006), п. 5 страницы pdf. Этот источник описывает средство MSFC как «... используемое исключительно в течение 1990-х годов для поддержки программ разработки CBM и квалификационных испытаний», но краткое изложение в §3.2 документа Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) описывает деятельность-предшественник как «... пятилетний период ...», предполагая, что она была завершена где-то в 1997 году. Холл (2006) утверждает, что объект использовался для обучения экипажа и поддержки миссии, которая должна была иметь доведен до по крайней мере первого использования CBM 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 опускает упоминание о контакте «гид / гид». Термины «бампер с утиной головкой» и «система ослабления нагрузки» (рис. 3) неизвестного происхождения. Термины больше нигде не встречаются, но их использование понятно. Термин «защелки и крючки для захвата с большим радиусом действия» перекликается с терминологией, используемой Бернс, Прайс и Бьюкенен (1988) чтобы описать некоторые аспекты тестирования Advanced Development на том же объекте несколькими годами ранее. Ни в одном другом источнике не было найдено ссылки на CBM. Описание системы резистивной нагрузки взято из ALQTR §5; вид спереди показан на Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) Рисунок 4.
94. Zipay, et. al. (2012) (стр. 42 pdf pagination) утверждает, что SRMS и SSRMS были смоделированы в тесте на уровне сборки, и что были включены действия Man-in-the-Loop. В Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) сообщает об ином в Приложении F («Анализ данных испытаний динамики захвата CBM, фазы B и C ALQT»): система резистивной нагрузки при испытании заменяет «... 6-шарнирные тормоза на гибкую модель SRMS ... с эквивалентной жесткостью 6x6. и матрицы демпфирования и 6 параметров проскальзывания нагрузки ». Никакого согласования очевидного несоответствия в доступных источниках не было.
95. Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) в разделе 3.2 говорится, что заданные температуры были получены путем анализа, основанного на тестировании теплового баланса, как указано в Отчет Boeing о тепловом балансе (BD&SG, 1997). Согласно §2.1 последнего, испытание «... было запланировано в соответствии с общим руководством ASTM E 491-73 (1980) ... раздел 5.5.1» [см. Чуть позже Стандартная практика тестирования теплового баланса (ASTM, 1984), который не обновлялся с 1973 г.] и был «... включен в план проверки CBM после ... субмасштабных испытаний, устанавливающих проводимость контактов на ключевых интерфейсах ...». Цепочка стандартных инструментов моделирования описана в §7.1. Более доступные Заключительный отчет об испытаниях CBM (AEDC, 1996) описывает и резюмирует испытательную установку и результаты, но сообщает только о стабилизации температуры (в пределах экспериментальной неопределенности) до установившихся условий, которые фактически не могут быть достигнуты на орбите.
96. В Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) §2.2.3 описывает прямой LN₂ Инъекция как метод охлаждения в вакуумной камере, при котором жидкий азот распыляется непосредственно на испытуемое изделие, поддерживая давление в камере ниже тройной точки 12,52 кПа (93,9 торр). Азот гранулируется при выбросе из системы доставки, оседая на исследуемом образце. Последующая сублимация извлекает из изделия тепловую энергию. В §3.2 сообщается, что методология была изобретена JPL для тестирования Марс-следопыт и доработаны для теста CBM с помощью обширной серии специальных тестов разработки устройств. Он был «... способен охлаждать критические секции активной испытательной установки весом 27000 фунтов на 100F менее чем за три часа ...».
97. Редизайн радиального порта резюмируется в более широком контексте программы в Отчет Целевой группы по оценке затрат и валидации ISS (Chabrow, Jay W., ed. (1998) (стр.19). Некоторые аспекты подробно обсуждаются на стр. 12-18 Zipay, et. al. (2012) и Смит и др. al. (2020), §V. Описание APV и PPV взято из Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) (§§2.2 и 3.3), где далее сообщается, что ротация команд не повлияла на оцениваемые проблемы с печатью.
98. В Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) В §5.4 говорится, что первоначально запланированные температуры не могли быть достигнуты на практике, так как они были превышены примерно на 10 ° F (5,6 ° C) с каждой стороны. Системы терморегулирования светильника (прямой LN₂ нагнетательные и «полосовые» нагреватели) оказались недостаточно эффективными для достижения и удержания первоначально желаемых температур в непосредственной близости друг от друга (т.е. нагреватели слишком сильно нагревали холодную сторону, а спрей слишком сильно охлаждал горячую сторону). Проблема не могла быть решена с помощью разумных усилий, и исходные цели испытаний были ослаблены, чтобы соответствовать емкости приспособления. Кроме того, пределы нагрузки системы резистивной нагрузки были превышены при выполнении упражнений в крайних начальных положениях, что привело к прерыванию работы с самосохранением. Этот вопрос непосредственно привел к разработке новых операционных процедур CBM, что позволило продолжить демонстрацию.
99. Время и последовательность настройки и тестирования указаны в Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) §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 Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998) стр. 2-8. Информацию о полетной поддержке см. V20 (NASA / MSFC, нет данных).
101. Прямая цитата, описывающая последствия изменения ориентации узла 3, взята из Линк и Уильямс (2009) стр. 6. Справка содержит инженерные графические изображения затронутых участков и проектную установку. Он также включает в себя краткое обсуждение аналитического подхода, лежащего в основе нового дизайна. См. Также обширное видео по установке EVA.
102. Показанные отклонения от CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §§3.2.1.1. Они соответствуют показанным на Рисунке 7 из более доступных Гуальтьери, Рубино и Итта (1998), за исключением того, что в последней ссылке отсутствует требование о локальном отклонении от плоскости, содержащееся в ICD (для любого диапазона 7,5 градусов).
103. Идентификация путей утечки для атмосферного давления основана на подробном обсуждении в Андервуд и Львовский (2007), процедуры точного обнаружения утечек на орбите в Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000), §§1.3.502–504 и о процедурах установки уплотнения IVA в §§1.2.518–520 того же документа. При необходимости пути утечки могут быть закрыты компонентами из комплекта уплотнений IVA.
104. Материал, размер, форма резьбы болтов: Илли (1992). Материал и смазка для гайки: Сиверс и смотритель (2010).
105. Источники не пришли к точному соглашению о величине предварительной нагрузки. Илли (1992) использует «по крайней мере 9500 фунтов силы», но, вероятно, его можно не учитывать из-за его раннего периода времени. Сиверс и смотритель (2010) цитирует «приблизительно 19000 фунтов силы». Маклафлин и Уорр (2001) цитирует 19 300 фунтов силы (85 900 Н), как и CBM Bolt / Nut Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998). Управление аванпостом (Демпси, 2018), написанный летными директорами НАСА, определяет предварительную нагрузку в 20 230 фунтов-сил (90 000 Н), что может указывать на то, что болт работает не так, как он был первоначально квалифицирован. Никакого разрешения очевидного несоответствия из литературы не видно. Здесь используется квалификационное значение, и оно явно упоминается как таковое. Номинальная мощность болтового привода - от McLaughlin. Подпружиненный термический упор: Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004). Эффект дифференциального коэффициента теплового расширения - простой вопрос физики, учитывая разницу в материалах в соединении.
106. Защита крышки уплотнения IVA: CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Рисунок 3.1.4.1-2 и Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000), стр. 119 (pdf pagation), Рисунок 7. Порты для проверки герметичности: ICD Рисунок 3.3.5.1-1 и -3; они функционально заменили датчики давления, описанные в Илли (1992) и Винч и Гонсалес-Вальехо (1992). Ремень заземления: ICD Рисунок 3.3.10-9. Закрывающие скобки для обозначения типа порта: Рисунок 3.3.8-1 ICD в сравнении с -2. Уплотнение IVA закрывает внутренние радиальные поверхности колец: Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000), стр. 122 (pdf pagination), Рисунок 10. Контрольный размер взят из ICD Рисунок 3.3.4.3-1.
107. Идентификация внутренних компонентов приведена на рис. 3 Foster, Cook, Smudde & Henry (2004), который идентичен рис. 2-1 Сборка Qual. Отчет об испытаниях (BD&SG, 1998). Контрольный размер взят из CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Рисунок 3.1.4.1-17.
108. Идентификатор кольца PCBM и ACBM, схемы установки болтов, допуски и установочные штифты: CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Рисунок 3.3.2.1-1 (ACBM) и -2 (PCBM). Фотография внешней поверхности кольца PCBM перед установкой уплотнения CBM / CBM в среднем разрешении представлена ​​на странице 72 (pdf pagination) Список спутников STS-124 EVA (NASA / MOD, 2008 г.).
109. Выкройка CPA от CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Рисунок 3.3.4.3.1-1 и 2. Обоснование зубчатости фланца CBM / PE взято из того же ICD, рисунок 3.1.4.2-6. Это также можно сделать из множества снимков, сделанных на орбите этой области БКМ. Обозначение опорных скоб: STS-126 / FD13 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2008), стр. 37 (pdf pagination), рисунок 3.
110. CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) §3.3.2.1.
111. Для получения информации о конфигурации уплотнения CBM / CBM, включая отверстия для проверки герметичности между буртиками, см. Андервуд и Львовский (2007) страницы 5-6 (pdf pagination) и рисунок 5. Толщина основы уплотнения рассчитывается на основе размеров, указанных в CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Рисунок 3.1.4.1-17. Высота уплотнительного кольца указана на странице 525 (pdf pagation), Рисунок 2 МКС / Shuttle Joint Ops. (LF1) (НАСА / MOD, 2005). Контрольный размер рассчитывается по рисункам 3.1.4.1-8 и 3.3.10.1-1 МКБ.
112. В некоторых ссылках направляющие для выравнивания называются «направляющими для грубого выравнивания». Точно так же установочные штифты упоминаются в нескольких ссылках как «штифты точного совмещения». Передача между этапами согласования: Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) pp 303-304. Бамперы и установочные штифты на ACBM вызываются CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Рисунок 3.3.10-4. Относительно взаимосвязи между защелками захвата и окончательной центровкой см. Кук, Аксаментов, Хоффман и Брунер (2011) стр.27 (pdf pagination). Сдвиг и кручение, вызываемые установочным штифтом: Фостер, Кук, Смадд и Генри (2004) п. 304. Контрольный размер взят из ICD Рисунок 3.3.10-6.1.
113. Конверт, зарезервированный для развертки Capture Latch в PCBM, задокументирован на Рисунке 3.1.4.1-17 документа CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005). Когда кольца плотно прилегают друг к другу, он немного выступает за верхнюю часть фитинга захвата. Срабатывание индикатора готовности к фиксации входящим руководством по выравниванию PCBM основано на Мозг (2017). Контрольный размер взят из рисунка 3.1.4.1-22 МКБ.
114. При внимательном рассмотрении правого рисунка показан крюк ограничения запуска Capture Latch, удерживающий захватывающий рычаг. См. Также аннотации на странице 313 (pdf pagination) в STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008). Обратное подключение к CPA показано на Рисунке 8. Маклафлин и Уорр (2001). Контрольный размер взят из рисунка 3.1.4.1-13 CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005).
115. В литературе используется несколько различных наборов номенклатуры для сборки защелки захвата и ее частей. Сирл (1993) относится к защелке как к механизму с «пятью стержнями», в то время как современный Илли (1992) называет это «четырехбалочным». Более поздний термин используется здесь, потому что он соответствует общепринятому определению. Здесь использовалось слово «Dogleg», потому что именно так на него ссылается источник изображения, но во многих источниках используется термин «бездельник». Источник изображения относится к Последователю во множественном числе, но многие фотографии защелки на орбите ясно показывают ее как единый элемент, имеющий две стороны. Ссылку на переключатель защелки захвата и то, как он используется в работе, можно найти в нескольких местах, например, в Блоке 2 схемы разрешения «Ошибка лабораторного контроллера CBM - подготовка к неисправности сопряжения» (см. Стр. 58 в pdf-формате страницы Неисправности сборки 5A (NASA / MOD, 2000) ). Сам привод описан (как физически, так и функционально) в Маклафлин и Уорр (2001). Функция пускового крюка описана на странице 338 (pdf) STS-120 EVA Cklist (NASA / MOD, 2007).
116. Для получения информации о физических и рабочих отношениях между индикаторами готовности к фиксации и защелками захвата см. 3A Assembly Ops (NASA / MOD, 2000), страница 212 (pdf pagination).
117. Это расширенное учебное моделирование включает в себя защелку / установку, направляющую / направляющую, стойку / ответную планку и контакт бампера / бампера. Он был проверен на соответствие модели CBM высокой точности, не работающей в режиме реального времени, созданной в MSFC. Видеть Мозг (2017).
118. 11-гранное гнездо в приводной втулке, видимое через отверстие в ближнем конце корпуса, можно сравнить с элементами сопряжения привода на рисунках 6 и 7. Маклафлин и Уорр (2001). Контрольный размер взят из CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005) Рисунок 3.3.10-3.
119. Снятие верхних частей приводного болта описано в разделе 1.2.520. Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000), с несколькими дополнительными фотографиями и штриховыми рисунками.
120. Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000), §1.2.514 - 1.2.516 (pdf страницы 80-93), с дополнительной ссылкой на рисунок 1 Сиверс и смотритель (2010) в собранном состоянии без болтов, что показывает, что гайка смещена с валом болта (а также смещена в отверстии кольца печатной платы). Сиверс также называет гайку «самовыравнивающейся» в аннотации статьи. Герметизированная гайка на этапах технического обслуживания называется «гайкой». Используемая здесь номенклатура соответствует номенклатуре Sievers & Warden. Точно так же зубчатая гайка упоминается в Журнале технического обслуживания как «гайка на случай непредвиденных обстоятельств», но этот термин здесь чаще используется в промышленности. Ссылка на возможность замены болта / гайки без сброса давления подтверждается утверждениями «15 из 16» в Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) приложение C. Это состояние возникало хотя бы один раз на орбите: см. DSR - 12.06.2017 (NASA / HQ, 2017).
121. Общее описание CPA основано на Маклафлин и Уорр (2001). Относительно универсальности использования контроллера см. Требования к экологическим испытаниям (NASA / ISSP, 2003) страница C-24 (страница 408 в формате pdf).
122. Дополнительную информацию о CPA для каждого ACBM см. Маклафлин и Уорр (2001).
123. Источник изображения (STS-120 / FD04 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2007) ) также показывает детали того, как крышка закрывается во время запуска. Многие летные фотографии крышек можно найти в Каталоге национальных архивов, демонстрируя разнообразие конфигураций. Ссылка на пружину привода Deployable Petal взята из данных задания EVA на странице 323 STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) (pdf пагинация). Контрольный размер взят из рисунка 3.1.4.1-19 CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005).
124. Маркировка и описание взяты из STS-126 / FD13 Выполнить Pkg. (NASA / MCC, 2008) С. 35 - 42. Многие детали обложки хорошо видны. здесь
125. Идентификация приводного болта, привода, манжеты и кабелей на фотографии происходит по Книга обслуживания 4A (NASA / MOD, 2000), страницы 85 и 91 (пагинация в формате pdf). Компоненты земного покрова уплотнения IVA указаны на странице 122 (pdf) того же документа. Связь между вилкой и фиксатором запуска Deployable Petal происходит от STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008) С. 256-260 (pdf).
126. Набор пусковых замков на каждом лепестке задокументирован в нескольких местах, в том числе описание выхода EVA «вперед» для порта узла 2 и надирных CBM в STS-123 EVA Cklist (NASA / MOD, 2008), стр.131 (pdf pagination). Связь между вилкой и пусковым замком Deployable Petal взята из стр. 256–260 (pdf) того же документа, как и соединение роликового звена защелкой (стр. 324). Базовый размер взят из рисунка 3.1.4-7.3. CBM / PE ICD (NASA / ISSP, 2005).
127. Раздел 3.2.1.9.1 PCBM Dev. Спец. (BD&SG, 1998) Запрещается полагаться на «... подготовку к выходу из строя вне транспортного средства (EVA) для швартовки или высадки герметичного логистического модуля». Для сборки долговременных стыков такого требования не предъявлялось. Обсуждение снятия заглушек с уплотнений PCBM можно найти в нескольких полетных дополнениях к контрольному списку EVA (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 Список спутников STS-124 EVA (NASA / MOD, 2008 г.) (pdf, стр. 66-72), на всех из которых установлены постоянные элементы под давлением. В МКС / Shuttle Joint Ops. (LF1) (НАСА / MOD, 2005) обсуждает обширные проверки обнаженной печати CBM / CBM во время логистических рейсов на страницах 195-199 (pdf pagination), а также фотографические свидетельства посторонних материалов, обнаруженных на печатях после предыдущих рейсов. На многочисленных фотографиях транспортных средств на орбите, движущихся по орбите одноразовыми ракетами-носителями, видна голая печать CBM / CBM перед захватом SSRMS. В дополнение к защитным крышкам, на осевых портах для некоторых постоянно установленных элементов использовались дополнительные защитные оболочки и статические крышки (см., Например, Линк и Уильямс (2009) стр.6). Связь между такими крышками и спецификациями CBM неясна из доступной документации.

Рекомендации

Отчеты и другие рассылки

---

Ключ к авторам и издателям организаций

• AEDC: Центр инженерных разработок Арнольда
• AIAA: Американский институт аэронавтики и астронавтики
• ARC: Исследовательский центр Эймса
• как можно скорее: Консультативная группа по авиационно-космической безопасности
• ASTM: Американское общество испытаний и материалов
• BAC / SSP: Боинг Аэрокосмическая компания / Программа космической станции
• BD&SG: Boeing Defense & Space Group
• КЛЕТКА: Коммерческое и государственное учреждение
• Cntrl. Дин.: Компания Control Dynamics
• ЕКА: Европейское космическое агентство
• GRC: Исследовательский центр Гленна
• GSFC: Центр космических полетов Годдарда
• HQ: Штаб-квартира
• ISSP: Международная космическая станция Программа
• JPL: Лаборатория реактивного движения
• ОАО: Центр космических полетов Джонсона
• LaRC: Исследовательский центр Лэнгли
• MCC: Центр управления полетами
• MDA: Макдоннелл Дуглас Компания Астронавтики
• MOD: Управление операций миссии
• MSFC: Центр космических полетов Маршалла
• НСТС: Национальная космическая транспортная система
• ПМСП: Parker Hannifin Corp.
• SAE: Общество Автомобильных Инженеров
• ССПО: Программа космической станции Офис
• SSRT: Команда по модернизации космической станции
• USGPO: Типография правительства США

---

• AEDC (1 сентября 1996 г.). Испытание теплового цикла пассивного и активного общего причального механизма Международной космической станции (PDF) (Технический отчет). AEDC. AEDC-TSR-96-V4. Получено 2019-12-27.

• Подкомитет ASTM E21.07 (1984). «Стандартная практика для моделирования солнечной энергии для проверки теплового баланса космических аппаратов». Ежегодная книга стандартов ASTM, том 15.03: Моделирование космоса; Аэрокосмические материалы; Волокна и композиты с высоким модулем упругости. ASTM. ASTM E 491-73.

• BAC / SSP (18 января 1987 г.). Системное проектирование и интеграция космических станций (SE и I). Том 2: Результаты исследования (Технический отчет). BAC / SSP. D483-50115-2. Получено 2019-12-24.

• BD&SG (24 февраля 1997 г.). Отчет об испытаниях развития теплового баланса общего причального механизма (CBM). КЛЕТКА 3A768. Т683-13856-1А.

• BD&SG (1998-10-01). Спецификация разработки критических элементов пассивного общего механизма швартовки. КЛЕТКА 3A768. S683-28943E.

• BD&SG (1998-10-07). Спецификация разработки основного элемента активного общего механизма стоянки. КЛЕТКА 3A768. S683-29902B.

• BD&SG (1998-10-08). Отчет о квалификационных испытаниях агрегата общего причального механизма. КЛЕТКА 3A768. Т683-13850-3.

• BD&SG (1998-10-12). Отчет об аттестационных испытаниях болтов / гаек с приводом от обычного швартовного механизма. КЛЕТКА 3A768. Т683-85131-1.

• Brain, Thomas A .; Ковель, Эрик Б .; Маклин, Джон Р. и Куиочо, Лесли Дж. (2017-08-06). Обновление: Развитие моделирования динамики контактов для приложений моделирования космических полетов человека. IDETC / CIE Международные технические конференции по проектированию и проектированию, Конференция "Компьютеры и информация в машиностроении". Кливленд, Огайо; США: ASME. JSC-CN-39583. Получено 2018-10-15.

• Бернс, Джин С .; Прайс, Гарольд А. и Бьюкенен, Дэвид Б. (1988-05-01). Разработка полномасштабных стыковочных устройств космической станции. 22-й симпозиум по аэрокосмической технике. LaRC. Получено 2019-12-10.

• Карпентер, Кристиан Б. (2004-08-01). О состоянии эксплуатации полых катодов плазменного контактора МКС. 40-я Совместная двигательная конференция и выставка. AIAA. Документ AIAA 2004-3425. Получено 2020-03-20.

• Чаброу, Джей У., изд. (1998-03-25). Отчет Целевой группы по оценке затрат и валидации Международной космической станции Консультативному совету НАСА (PDF). НАСА / штаб-квартира. Получено 2020-03-24.

• Кристенсен, Джон Р .; Андервуд, Стив Д .; Каменецкий, Рэйчел Р. и Вон, Джейсон А. (1999-02-01). Воздействие атомарного кислорода на утечку через уплотнение. 20-я конференция по космическому моделированию: изменение парадигмы тестирования. НАСА / HQ. НАСА / CP-1999-208598. Получено 2019-12-10.

• Cntrl. Дин. И MDA (1988). Заключительный отчет об испытаниях причального механизма и оценка программы, контракт NAS8-36417 (Технический отчет). MDA. НАСА-CR-183554. Получено 2020-04-16.

• Cntrl. Дин. (1993). Обзор программного обеспечения RMS и руководство по эксплуатации (отрывок). Заключительный отчет по модификации математической модели испытательного стенда механизмов и поддержке моделирования, контракт NAS8-38771 (Технический отчет). НАСА / MSFC. С. 22–23. НАСА-CR-199826. Получено 2020-04-16.

• Коэн, Марк М .; Эйхольд, Алиса и Хеерс, Сьюзан, ред. (1987-10-01). Обзор исследований человеческого фактора космической станции. Том 3: Обитаемость и функции космической станции: архитектурные исследования. Семинар проводился в Моффетт Филд, Калифорния, 3-6 декабря 1985 г. НАСА / ARC. НАСА-CP-2426-VOL-3. Получено 2019-12-24.

• Конли, Питер Л., изд. (1998). Механизмы космических аппаратов: элементы удачной конструкции. John Wiley & Sons, Inc. ISBN  0-471-12141-X.

• Кук, Джон Дж .; Аксаментов Валерий; Хоффман, Томас и Брунер, Уэс (01.01.2011). Механизмы взаимодействия МКС и их наследие. Космос 2011. AIAA. АО-ЦН-23389. Получено 2019-12-10.

• Дэниелс, Кристофер С .; Данлэп, Патрик; де Гро, Генри К., III; Стейнец, Брюс; Освальд, Джей и Смит, Ян (01.10.2007). Обзор уплотнений стыковочных и причальных систем LIDS. 2006 Семинар НАСА по уплотнению / системе вторичного воздуха. НАСА / GRC. С. 349–371. НАСА / CP-2007-214995 / VOL1. Получено 2020-02-07.

• Демпси, Роберт, изд. (2018-04-13). Международная космическая станция - опорный пункт на новых рубежах (PDF). НАСА / ОАО. НАСА-SP-2017-834. Получено 2019-12-09.

• Фостер, Роберт М .; Кук, Джон Дж .; Смадд, Пол Р. и Генри, Марк А. (2004-05-01). Швартовочные механизмы космической станции, крепление на орбите крупных конструкций, которые никогда не сопрягались на Земле. 37-й симпозиум по аэрокосмической технике. 37-й симпозиум по аэрокосмическим механизмам. Ассоциация "Механизмы образования". С. 301–314. НАСА / CP-2004-212073. Получено 2019-12-19.

• Фрике, Роберт В., младший (1 февраля 1996 г.). Отчет о полете космического корабля STS-74 (Технический отчет). НАСА / НСТС. НСТС 37404. Получено 2019-12-09.

• Гилмор, Дэвид Г., изд. (1994). Справочник по спутниковому терморегулированию. Пресса Аэрокосмической корпорации. ISBN  1-884989-00-4.

• Гудман, Джон Л. (01.10.2011). История рандеву космического корабля (Технический отчет). НАСА / ОАО. АО-63400 Ред. 3. Получено 2019-12-09.

• Гулд, Марстон Дж .; Хек, Майкл Л. и Мазанек, Даниэль Д. (1991-01-01). Использование общих герметичных модулей на космической станции Freedom (Технический отчет). НАСА / LaRC. НАСА-TM-102779. Получено 2019-12-09.

• Гриффен, Майкл Д. и Френч, Джеймс Р. (1994). Дизайн космического корабля. AIAA. ISBN  0-930403-90-8.

• Gualtieri, N .; Рубино, С. и Итта, А. (1 февраля 1999 г.). «Узел 2 Международной космической станции - Анализ конструкции и определение статических испытаний». Конструкции космических аппаратов, материалы и механические испытания, Труды европейской конференции, состоявшейся в Брауншвейге, Германия, 4–6 ноября 1998 г.. ЕКА. Bibcode:1999ESASP.428..173G. ISBN  9290927127.

• Холл, Д. П .; Слоун, М. М. и Тоббе, П. А. (01.01.2006). Моделирование и тестирование стыковочных и причальных механизмов. Международный симпозиум SPIE по обороне и безопасности. НАСА / MSFC. Получено 2019-12-10.

• Холл, Уильям М. (1978-02-01). Введение в операции по извлечению шаттла / LDEF: вариант подхода R-Bar. НАСА / LaRC. НАСА-TM-78668. Получено 2019-12-23.

• Hirshorn, Steven R .; Восс, Линда Д. и Бромли, Линда К. (17 февраля 2017 г.). Справочник НАСА по системной инженерии. НАСА / HQ. НАСА-SP-2016-6105R2. Получено 2020-06-18.

• Holkeboer, Дэвид Х., изд. (1993). Вакуумная техника и космическое моделирование. Американский институт физики. ISBN  1-56396-123-7.

• Хопсон, Джордж Д .; Аарон, Джон и Грант, Ричард Л. (01.01.1990). Процесс дизайна интерьера герметичного элемента свободы космической станции (Технический отчет). НАСА / MSFC. НАСА-CR-181297. Получено 2019-12-10.

• Илли, Эрик (1992-05-01). Общий механизм стоянки космической станции "Свобода". 26-й симпозиум по аэрокосмической технике. НАСА / GSFC. стр. 281–296. Получено 2019-12-10.

• Йоргенсен, Гленн и Бейнс, Элизабет (26 сентября 2011 г.). История, эволюция и извлеченные уроки SRMS. Конференция и выставка AIAA Space 2011. AIAA. АО-ЦН-24512. Получено 2019-12-23.

• Justh, H.L., ed. (2016-10-01). Определение естественной среды для дизайна (Технический отчет). НАСА / MSFC. НАСА / TM-2016-218229. Получено 2020-02-13.

• Каплан, Маршалл Х. (1975). Динамика и управление современных космических аппаратов. Джон Вили и сыновья. ISBN  0-471-45703-5.

• Ливи, Уильям А. (1982-05-01). Механизмы системы обеспечения полета. 16-й симпозиум по аэрокосмической технике. НАСА / GSFC. стр. 23–44. Получено 2020-06-07.

• Линк, Дуайт Э. младший и Уильямс Дэвид Э. (1 января 2009 г.). Модификация Международной космической станции USOS для поддержки установки и активации элемента Node 3. Международная конференция по экологическим системам (препринт). Общество инженеров автомобилестроения, ООО, ООО-CN-18269. Получено 2019-07-24.

• Ливингстон, Луис Э. (1972-03-27). Система дистанционного манипулятора для космического корабля "Шаттл". Конференция "Роль человека в космосе". AIAA. Дои:10.2514/6.1972-238. 72-238.

• Маклафлин, Ричард Дж. И Уорр, Уильям Х. (2001). Общий механизм стоянки (CBM) Международной космической станции (PDF) (Технический отчет). SAE. 2001-01-2435. Получено 2019-12-10.

• Мисковиш, Р. Скотт; Мэтт, Ховард; Уильямс, Грант; Дуонг, Уй и Томас, Лиза (21.08.2017). Тепловой и жидкостной анализ расширяемого модуля активности Bigelow (BEAM) (PDF). Семинар по термическому и жидкостному анализу (TFAWS) 2017. NASA / MSFC. TFAWS2017-PT-04. Получено 2019-12-11.

• НАСА / штаб-квартира (1984-03-01). Документальные книги с описанием программ космической станции 1-7. НАСА / HQ. НАСА-TM-86652. Получено 2019-12-22.

• НАСА / штаб-квартира (1995-01-01). Доклад президента по аэронавтике и космосу (деятельность в 1994 финансовом году) (PDF). USGPO. Получено 2020-03-30.

• НАСА / штаб-квартира (1996-01-01). Доклад президента по аэронавтике и космосу (деятельность в 1995 финансовом году) (PDF). USGPO. Получено 2020-03-30.

• НАСА / штаб-квартира (1998-01-01). Доклад президента по аэронавтике и космосу (деятельность в 1997 финансовом году) (PDF). USGPO. Получено 2020-03-30.

• НАСА / штаб-квартира (2007). Архив состояния орбиты МКС за 2007 год (PDF). НАСА / штаб-квартира. Получено 2020-06-24.

• НАСА / ISSP (2000-06-22). Требования к управлению конфигурацией Программа Международной космической станции. НАСА / ОАО. CiteSeerX  10.1.1.120.4680. Программа самообучения 41170А.

• НАСА / ISSP (28 марта 2003 г.). Требования к квалификационным и приемочным экологическим испытаниям (PDF). НАСА / ОАО. Программа самообучения 41172U. Получено 2019-12-09.

• НАСА / ISSP (2005-10-25). Общий механизм швартовки к элементам под давлением, контроль интерфейса, часть 2. НАСА / ОАО. Программа самообучения 41004J.

• НАСА / ISSP (01.09.2015). Справочное руководство по Международной космической станции, выпуск для использования (PDF). НАСА / ОАО. НП-2015-05-022-АО. Получено 2019-12-09.

• НАСА / ISSP (07.02.2019). SlingShot тестирует возможности развертывания малых спутников и хостинга полезной нагрузки. НАСА / АО. Получено 2020-05-30.

• НАСА / АО (1975-12-15). Требования / Определение Документ Система удаленного манипулятора. НАСА / ОАО. АО-10633А. Получено 2019-12-22.

• NASA / MCC (26 января 2001 г.). STS-102 FD 10 Оригинальный план полета (PDF). НАСА / АО. Получено 2020-05-14.

• НАСА / ЦУП (2005-08-05). STS-114 / LF1 FD 11 Выполнение пакета (PDF). НАСА / АО. Получено 2018-12-31.

• НАСА / ЦУП (2007-10-26). STS-120 / 10A FD 04 Execute Package (PDF). НАСА / АО. Получено 2019-12-09.

• НАСА / ЦУП (2008-02-09). STS-122 / 1E FD 03 Execute Package. НАСА / АО. Получено 2019-12-09.

• НАСА / ЦУП (11 февраля 2008 г.). STS-122 / 1E FD 05 Execute Package (PDF). НАСА / АО. Получено 2019-12-09.

• НАСА / ЦУП (26 ноября 2008 г.). STS-126 / ULF2 FD 13 Execute Package (PDF). НАСА / АО. Получено 2020-01-16.

• НАСА / ЦУП (2009-08-31). STS-128 / 17A FD 04 Execute Package (PDF). НАСА / АО. Получено 2020-02-05.

• НАСА / ЦУП (2009-09-06). STS-128 / 17A FD 10 Execute Package (PDF). НАСА / АО. Получено 2019-12-09.

• NASA / MCC (07.09.2009). STS-128 / 17A FD 11 Execute Package (PDF). НАСА / АО. Получено 2019-12-09.

• НАСА / ЦУП (15 февраля 2010 г.). STS-130 / 20A FD 09 Execute Package (PDF). НАСА / АО. Получено 2019-07-23.

• НАСА / МОД (2000-06-13). Специальное наземное руководство по сборке Международной космической станции / ISS-3A (PDF). НАСА / ОАО. АО-48516-3А. Получено 2019-12-09.

• НАСА / MOD (2000-08-16). Оперативная книга сборки Международной космической станции / МКС-5А (PDF). НАСА / ОАО. АО-48502-5А. Получено 2019-12-09.

• НАСА / МОД (2000-08-24). Книга неисправностей сборки комплекса эксплуатации комплекса Международной космической станции / МКС-5А (PDF). НАСА / ОАО. АО-48532-5А. Получено 2019-12-09.

• НАСА / MOD (21 сентября 2000 г.). Оперативная книга сборки Международной космической станции / МКС-3А (PDF). НАСА / ОАО. АО-48502-3А. Получено 2019-12-09.

• НАСА / МОД (2000-11-01). Книга о многоцелевом логистическом модуле Международной космической станции / ISS-5A.1 (PDF). НАСА / ОАО. АО-48533-5А.1. Получено 2020-05-14.
• НАСА / МОД (2000-11-20). Книга по обслуживанию и ремонту Международной космической станции (MRG) / МКС-4А (PDF). НАСА / ОАО. АО-48513-4А. Получено 2019-12-29.

• НАСА / МОД (2000-12-19). Книга совместных операций МКС и шаттла Международной космической станции ISS-5A (PDF). НАСА / ОАО. АО-48503-5А. Получено 2019-08-03.

• НАСА / MOD (2001-04-03). Оперативная книга сборки Международной космической станции / МКС-6А (PDF). НАСА / ОАО. АО-48502-6А. Получено 2020-05-16.

• НАСА / МОД (2004-08-27). Контрольный список операций PDRS STS-114 Flight Supplement / Basic, Rev A (PDF). НАСА / ОАО. АО-48040-114. Получено 2019-01-08.

• НАСА / МОД (2005-06-28). Международные космические станции МКС / Книга совместных операций шаттлов / МКС-LF1 (PDF). НАСА / ОАО. АО-48503 (ЛФ1). Получено 2019-12-09.

• НАСА / MOD (2007-10-02). Контрольный список EVA Дополнение к полетам STS-120 (PDF). НАСА / ОАО. АО-48024-120. Получено 2020-02-01.

• НАСА / МОД (2007-11-20). Контрольный список EVA Дополнение к полетам STS-122 (PDF). НАСА / ОАО. АО-48024-122. Получено 2020-02-01.

• НАСА / MOD (13 февраля 2008 г.). Контрольный список EVA Дополнение к полету STS-123 (PDF). НАСА / ОАО. АО-48024-123. Получено 2019-12-19.

• НАСА / MOD (2008-05-02). Контрольный список EVA Дополнение к полетам STS-124 (PDF). НАСА / ОАО. АО-48024-124. Получено 2019-12-19.

• НАСА / MSFC (1 декабря 1985 г.). Справочник по смазке для космической промышленности (Технический отчет). НАСА / MSFC. НАСА-TM-86556. Получено 2020-06-16.

• НАСА / MSFC (нет данных). ETF V20 (PDF). НАСА / MSFC. Получено 2020-04-11.

• НАСА / НСТС (1998-07-06). Критерии космического шаттла для предварительно нагруженных болтов. НАСА / ОАО. НСТС 08307А. Получено 2020-01-16.

• НАСА / НСТС (04.12.2011). Руководство пользователя отсека полезной нагрузки программы космического шаттла. НАСА / ОАО. НСТС 21492. Получено 2019-12-09.

• НАСА / ССПО (2000-09-29). Требования к конструктивному проектированию и проверке (PDF). НАСА / ОАО. Программа самообучения 30559C. Получено 2019-12-09.

• НАСА / SSPO (2001-08-24). Требования к контролю разрушения космической станции (PDF). НАСА / ОАО. Программа самообучения 30558C. Получено 2019-12-09.

• НАСА / ССРТ (1993-06-10). Итоговый отчет группы по модернизации космической станции президенту (Технический отчет). НАСА / HQ. НАСА-TM-108760. Получено 2019-12-09.

• НАСА / ССРТ (1993-06-16). Заключительный отчет группы по модернизации космической станции Консультативному комитету по модернизации космической станции (Технический отчет). НАСА / HQ. НАСА-TM-109241. Получено 2019-12-09.

• Оравек, Хизер Энн; Дэниелс, Кристофер С. и Мазер, Дженис Л. (2017-06-30). Валидация методов испытаний для проверки скорости утечки воздуха в аппаратуре космических полетов. Летнее собрание ASME 2017 Fluids Engineering. КАК Я. GRC-E-DAA-TN38694. Получено 2020-05-07.

• ПМСП (2010). Справочник по проектированию уплотнительных и интегральных уплотнений (PDF). PHC. CSS 5124. Получено 2020-02-08.

• ПМСП (2018). Справочник Parker по уплотнительным кольцам (издание к 50-летию) (PDF). PHC. ЗАКАЗ 5700. Получено 2019-12-10.

• Сирл, Ян (1993-02-15). Общий механизм стоянки космической станции, моделирование нескольких тел. Труды пятого семинара NASA / NSF / DOD по управлению аэрокосмическими вычислениями. НАСА / Лаборатория реактивного движения. стр. 351–364. Получено 2019-12-10.

• Сиверс, Дэниел Э. и Уорден, Гарри К. (12 мая 2010 г.). Сводка по анализу аномалий и отказов болтов и гаек с питанием Международной космической станции. Материалы 40-го симпозиума по аэрокосмической технике. Ассоциация "Механизмы образования". С. 177–186. НАСА / CP-2010-216272. Получено 2019-12-10.

• Смит, Джеймс П .; Hamm, Kenneth R .; Имтиаз, Каузер С. и Раджу, Иватури С. (06.01.2020). Уроки, извлеченные из оценок космических полетов. 2020 AIAA SciTech Forum. AIAA. Дои:10.2514/6.2020-0246.

• Смит, Марсия С. (2001-04-04). Программа НАСА по космической станции: эволюция и текущее состояние (свидетельство перед комитетом по науке палаты представителей) (PDF). Исследовательская служба Конгресса. Получено 2020-02-23.

• Траутман, Патрик А .; Брюэр, Лаура М .; Хек, Майкл Л. и Кумар, Ренджит Р. (1 января 1993 г.). Сборка и работа космической станции Freedom на орбите с наклоном 51,6 градуса (Технический отчет). НАСА / LaRC. НАСА-TM-107731. Получено 2019-12-09.

• Андервуд, Стив и Львовский, Олег (2007-06-12). Внедрение методов проверки герметичности элементов, систем и компонентов Международной космической станции (МКС). 6-й Международный симпозиум по экологическим испытаниям для космических программ. ЕКА. Получено 2019-12-10.

• Уитни, Грег; Мелендрез, Дэвис и Хэдлок, Джейсон (01.03.2010). Координация «исполнительных» данных для МКС и космического корабля "Шаттл". Краткие сведения о НАСА, март 2010 г. (Технический отчет). НАСА / HQ. п. 40-41. Получено 2020-03-14.

• Винч, Джон и Гонсалес-Вальехо, Хуан Хосе (1992-08-01). «Проектирование причальных механизмов с учетом международной совместимости». Acta Astronautica. Elsevier Ltd. 28: 65–72. Дои:10.1016 / 0094-5765 (92) 90010-Г. Получено 2019-12-11.

• Зипай, Джон Дж .; Бернштейн, Карен С; Bruno, Erica E .; Делоо, Филипп и Патен, Раймонд (01.01.2012). Структурная проверка первого орбитального чуда света - структурные испытания и анализ Международной космической станции (МКС). 53-я конференция AIAA по конструкциям, динамике конструкций и материалам (препринт). AIAA. АО-ЦН-23255. Получено 2019-12-11.

Страницы состояния

• «Статус МКС на орбите 20.11.09». НАСА / HQ. 2009-11-20. Получено 2020-03-08.

• «Статус МКС на орбите 22.01.10». НАСА / HQ. 2010-01-22. Получено 2020-03-08.

• «Статус МКС на орбите 27.01.11». НАСА / HQ. 2011-01-27. Получено 2020-03-08.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 09.08.13". НАСА / HQ. 2013-08-09. Получено 2020-03-08.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 29.09.13". НАСА / HQ. 2013-09-29. Получено 2020-03-08.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 20.04.14». НАСА / HQ. 2014-04-20. Получено 2020-03-08.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 12.01.15». НАСА / HQ. 2015-01-12. Получено 2020-06-21.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 17.04.15". НАСА / HQ. 2015-04-17. Получено 2019-12-12.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 24.08.15". НАСА / HQ. 2015-08-24. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 12.09.15». НАСА / HQ. 2015-12-09. Получено 2019-12-12.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 28.03.16". НАСА / HQ. 2016-03-26. Получено 2019-12-12.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 11.04.16". НАСА / HQ. 2016-04-10. Получено 2019-12-12.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 18.04.16". НАСА / HQ. 2016-04-16. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 20.07.2016». НАСА / HQ. 2016-07-20. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 23.10.2016». НАСА / HQ. 2016-10-23. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 13.12.2016». НАСА / HQ. 2016-12-13. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 23.02.2017». НАСА / HQ. 2017-02-23. Получено 2019-12-12.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 30 марта 2017 г.". НАСА / HQ. 2017-03-30. Получено 2020-06-25.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 30 марта 2017 г.". НАСА / HQ. 2017-03-30. Получено 2020-06-25.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 24.04.2017". НАСА / HQ. 2017-04-22. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 06.05.2017». НАСА / HQ. 2017-06-05. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 16.08.2017». НАСА / HQ. 2017-08-16. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 14.11.2017». НАСА / HQ. 2017-11-14. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 17.12.2017». НАСА / HQ. 2017-12-17. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 12.06.2017». НАСА / HQ. 2017-06-12. Получено 2020-01-15.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 1/3/2018». НАСА / HQ. 2018-01-03. Получено 2020-05-10.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 4.04.2018». НАСА / HQ. 2018-04-04. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 24.05.2018». НАСА / HQ. 2018-05-24. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 7 февраля 2018 г.». НАСА / HQ. 2018-07-02. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 27.09.2018». НАСА / HQ. 2018-09-27. Получено 2019-12-12.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 12.08.2018». НАСА / HQ. 2018-12-08. Получено 2019-12-12.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 22 марта 2019 г.". НАСА / HQ. 2019-03-09. Получено 2020-06-25.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 19.04.2019". НАСА / HQ. 2019-04-19. Получено 2020-06-28.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 5.06.2019". НАСА / HQ. 2019-05-06. Получено 2020-06-28.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 28.07.2019". НАСА / HQ. 2019-07-28. Получено 2020-06-28.

• «Отчет о состоянии МКС - 28.09.2019». НАСА / HQ. 2019-09-28. Получено 2020-06-28.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 11.04.2019". НАСА / HQ. 2019-11-04. Получено 2020-06-28.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 12.08.2019». НАСА / HQ. 2019-12-08. Получено 2020-06-28.

• "Ежедневный сводный отчет ISS - 18.02.2020". НАСА / HQ. 2020-02-18. Получено 2020-06-28.

• «Ежедневный сводный отчет ISS - 3/09/2020». НАСА / HQ. 2020-03-09. Получено 2020-06-28.

• «Отчет о состоянии МКС - 25.05.2020». НАСА / HQ. 2020-05-25. Получено 2020-06-28.

внешняя ссылка

• Страницы миссий NSTS Статусы миссий доступны по ссылкам «Новости».
• Архив отчетов о состоянии МКС на орбите 2006 - июль 2013
• Архив отчетов о состоянии МКС за 2009 г. Январь - декабрь 2009 г.
• Архив отчетов о состоянии МКС за 2010 г. Январь - декабрь 2010 г.
• Архив отчетов о состоянии МКС за 2011 год Январь - август 2011 г.
• Ежедневные сводные отчеты ISS Март 2013 г. - наст. Время
• Отчеты о состоянии МКС Октябрь 2014 г. - настоящее время
• Каталог национальных архивов Доступен для поиска по всем фотографиям НСТС CBM, вестибюля и т. Д.
• Сервер технических отчетов НАСА (NTRS) Доступен для поиска по широкому спектру технических отчетов, выпущенных организациями и персоналом НАСА
• Отчеты Консультативной группы по авиационно-космической безопасности 1971-настоящее время
• Рабочая группа ОАО «Механические системы»
• Приемочные испытания общего механизма стоянки японского экспериментального модуля «Кибо»

Экспедиция 50, выход в открытый космос # 4 (2017-03-17) Видеоархив Обширное видео с высоким разрешением, показывающее установку уникальных крышек на осевой ACBM узла 3

• Узел для структурных испытаний, внутренний вид 720 ° Показаны структурные элементы, влияющие на прогиб CBM перед причалом, включая концевые фитинги для распорок между портами

Смотрите также

• Сравнение механизмов стыковки и швартовки космических аппаратов

Эта статья включаетматериалы общественного достояния с веб-сайтов или документов Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства.