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Text File  |  1993-02-06  |  14KB  |  254 lines
  1. "6_2_3_13_4.TXT" (14045 bytes) was created on 12-12-88
  2.  
  3. ORBITER/EXTERNAL TANK SEPARATION SYSTEM
  4.  
  5. The orbiter/external tank separation system consists of the oxygen and
  6. hydrogen umbilical disconnects located at the lower left and right aft
  7. fuselage, one forward structural attach point just aft of the nose
  8. landing gear doors and two structural attach points located in the
  9. orbiter/external tank umbilical disconnect cavities.  An umbilical
  10. retraction system retracts the orbiter umbilicals within the orbiter
  11. aft fuselage, and umbilical doors close over each of the umbilical
  12. cavities after separation.
  13.  
  14. The 17-inch liquid oxygen and liquid hydrogen disconnects provide the
  15. propellant feed interface from the external tank to the orbiter main
  16. propulsion system and the three space shuttle main engines.  The
  17. respective 17-inch disconnects also provide the capability for
  18. external tank fill and drain of oxygen and hydrogen through the
  19. orbiter main propulsion system and the T-0 umbilicals.  The liquid
  20. hydrogen interface between the orbiter and the ground storage tank is
  21. provided by a T-0 umbilical located on the left side of the aft
  22. fuselage.  The liquid oxygen interface between the orbiter and the
  23. ground storage tank is provided by a T-0 umbilical on the right side
  24. of the aft fuselage.
  25.  
  26. 17-INCH DISCONNECT.
  27.  
  28. Each mated pair of 17-inch disconnects contains two flapper valves,
  29. one on the orbiter side of the interface and one on the external tank
  30. side of the interface.  Both valves in each disconnect pair are opened
  31. to permit propellant flow between the orbiter and the external tank.
  32. Before the separation of the external tank, both valves in each mated
  33. pair of disconnects are commanded closed by pneumatic (helium)
  34. pressure from the main propulsion system.  The closure of both valves
  35. in each disconnect pair prevents propellant discharge from the
  36. external tank or orbiter at separation.  Valve closure on the orbiter
  37. side of each disconnect also prevents contamination of the orbiter
  38. main propulsion system during landing and ground operations.
  39.  
  40. Inadvertent closure of either valve in a 17-inch disconnect during
  41. space shuttle main engine thrusting would stop propellant flow from
  42. the external tank to all three main engines.  Catastrophic failure of
  43. the main engines and external tank feed lines would result.
  44.  
  45. To prevent inadvertent closure of the 17-inch disconnect valves during
  46. the main engine thrusting, a latch mechanism was added in the orbiter
  47. half of the disconnects.  The latch mechanism provides a mechanical
  48. backup to the normal fluid-induced-open forces.  The latch is mounted
  49. on a shaft in the flowstream so it overlaps both flappers and
  50. obstructs closure for any reason.
  51.  
  52. In preparation for external tank separation, both valves in each
  53. 17-inch disconnect are commanded closed.  Pneumatic (helium) pressure
  54. from the main propulsion system causes the latch actuator to rotate
  55. the latch shaft in each orbiter 17-inch disconnect 90 degrees, thus
  56. freeing the flapper valves to close as required for external tank
  57. separation.
  58.  
  59. If the latch pneumatic actuator malfunctions, a backup mechanical
  60. separation capability is provided.  When the orbiter umbilical
  61. initially moves away from the external tank umbilical, the mechanical
  62. latch disengages from the external tank flapper valve and permits the
  63. orbiter disconnect flapper to toggle the latch.  This action permits
  64. both flappers to close.
  65.  
  66. During ground mating of the external tank to the orbiter, the latch
  67. engagement mechanism in each 17-inch disconnect provides a go/no-go
  68. verification that flapper angle rigging is within stability limits.
  69. Misrigged flappers will prevent full engagement of latch.  The angle
  70. of each flapper in each disconnect is still carefully rigged within
  71. specific tolerances to assure basic stability independently of the
  72. latch safety feature.
  73.  
  74. EXTERNAL TANK SEPARATION SYSTEM.
  75.  
  76. The external tank is separated from the orbiter at three structural
  77. attach points.  Separation from the orbiter occurs before orbit
  78. insertion and is automatically controlled by the orbiter's
  79. general-purpose computers.  External tank separation can be manually
  80. initiated by the flight crew using the same jettison circuits as the
  81. automatic sequence.  Separation is controlled by the ET separation
  82. auto, man switch on panel C3 and the sep push button on panel C3.  In
  83. the auto position, the onboard GPCs initiate separation.  To manually
  84. initiate separation, the ET separation switch is positioned to man and
  85. the sep push button is depressed.
  86.  
  87. The forward structural attachment consists of a shear bolt unit
  88. mounted in a spherical bearing.  The bolt separates at a break area
  89. when two pressure cartridges are initiated.  The pressure from one or
  90. both cartridges drives one of a pair of pistons to shear the bolt,
  91. with the second piston acting as a hole plugger to fill the cavity
  92. left by the sheared bolt.  A centering mechanism rotates the unit from
  93. the displacement position to a centered position, aligning the bearing
  94. flush with the adjacent thermal protection system mold line.
  95.  
  96. The aft structural attachment consists of two special bolts and
  97. pyrotechnically actuated frangible nuts that attach the external tank
  98. strut hemisphere to the orbiter's left- and right-side cavities.  At
  99. separation the frangible nuts are split by a booster cartridge
  100. initiated by a detonator cartridge.  The attach bolts are driven by
  101. the separation forces and a spring into a cavity in the tank strut.
  102. The frangible nut, cartridge fragments and hot gases are contained
  103. within a cover assembly, and a hole plugger isolates the fragments in
  104. the container.
  105.  
  106. The aft separation involves right and left umbilical assemblies.  Each
  107. assembly contains three dual-detonator frangible nut and bolt
  108. combinations that hold the orbiter and external tank umbilical plates
  109. together during mated flight.  Each bolt has a retraction spring that,
  110. after release of the nut, retracts the bolt to the external tank side
  111. of the interface.  On the orbiter side, each frangible nut and its
  112. detonators are enclosed in a debris container that captures nut
  113. fragments and hot gases generated by the operation of the detonators,
  114. either of which will fracture the nut.
  115.  
  116. The right aft umbilical assembly consists of an electrical disconnect,
  117. the gaseous oxygen 2-inch pressurization disconnect used for
  118. pressurization of the external tank's oxygen tank and the 17-inch
  119. liquid oxygen disconnect.
  120.  
  121. The left aft umbilical assembly consists of an electrical disconnect
  122. plate, the gaseous hydrogen 2-inch pressurization disconnect used for
  123. pressurization of the external tank's hydrogen tank, the 4-inch
  124. recirculation disconnect used during prelaunch to precondition the
  125. main engine and the 17-inch liquid hydrogen disconnect.
  126.  
  127. After release of the three frangible nuts and bolts at each aft
  128. umbilical, three lateral support arms at each orbiter umbilical plate
  129. hold the plates in the lateral position when the external tank
  130. separates from the umbilical plates.  Each 17-inch disconnect has been
  131. commanded closed.  The orbiter umbilical plates are retracted inside
  132. the orbiter aft fuselage approximately 2.5 inches by three hydraulic
  133. actuators and locked to permit closure of the umbilical doors in the
  134. bottom of the aft fuselage.  Hydraulic system 1 source pressure is
  135. supplied to one actuator at each umbilical, hydraulic system 2 source
  136. pressure is supplied to the second actuator at each umbilical, and
  137. hydraulic system 3 source pressure is supplied to a third actuator at
  138. each umbilical.
  139.  
  140. The retraction of each umbilical disconnects the external tank and
  141. orbiter electrical umbilical in the first 0.5 of an inch of travel and
  142. releases any fluids trapped between the 17-inch disconnect flappers.
  143.  
  144. ORBITER UMBILICAL DOORS.
  145.  
  146. An electromechanical actuation system on each umbilical door closes
  147. the left and right umbilical cavities after the external tank is
  148. jettisoned and the umbilical plates retracted inside the orbiter's aft
  149. fuselage.  Each umbilical door is approximately 50 inches square.
  150.  
  151. The doors are held in the full-open position by two centerline
  152. latches, one forward and one aft.  They are opened before the mating
  153. of the orbiter to the external tank in the Vehicle Assembly Building.
  154.  
  155. The orbiter umbilical doors normally are controlled by the flight crew
  156. with switches on panel R2.  In return-to-launch-site aborts, the doors
  157. are controlled automatically.  The ET umbilical door mode switch on
  158. panel R2 positioned to GPC enables automatic control of the doors.
  159. The GPC/man position enables manual flight crew control of the doors.
  160.  
  161. The ET umbilical door centerline latch switch on panel R2 positioned
  162. to gnd permits ground control of the door centerline latches during
  163. ground turnaround operations.  The stow position, enables flight crew
  164. manual control of the door centerline latches.  The talkback indicator
  165. above the switch indicates sto when the door centerline latches are
  166. stowed, which permits closure of the doors, and barberpole when the
  167. latches are latched or the doors are in transit.
  168.  
  169. The ET umbilical door left and right latch, off, release switches on
  170. panel R2 are used by the flight crew to unlatch the corresponding
  171. centerline latches during normal operations.  Positioning the
  172. respective switch to release provides electrical power to redundant ac
  173. reversible motors which operate an electromechanical actuator for each
  174. centerline latch that causes the latch to rotate and retract the latch
  175. blade flush with the reusable thermal protection system mold line.  It
  176. takes approximately six seconds for the latches to complete their
  177. motion.  The talkback indicator above the respective switch indicates
  178. rel when the corresponding latches are released.  The latch position
  179. of each switch is used during ground turnaround operations to latch
  180. the respective door open, and the talkback indicator indicates lat
  181. when the latches have latched the doors in the open position.  The
  182. talkback indicators indicate barberpole when the latches are in
  183. transit.  The off position of the switches removes power from the
  184. motors, which stops the latches.
  185.  
  186. The ET umbilical door left and right , open , off , latch switches on
  187. panel R2 normally are used by the flight crew to close the umbilical
  188. doors.  Positioning the switches to close provides electrical power to
  189. redundant ac reversible motors, which position the doors closed
  190. through a system of bellcranks and push rods.  It takes approximately
  191. 24 seconds for the doors to close; and when they are within 2 inches
  192. of the closed position, ready-to-latch indicators activate the door
  193. uplatch system.  Three uplatch hooks for each door engage three
  194. corresponding rollers near the outboard edge of the door and lock the
  195. door in preparation for entry.  The motors are automatically turned
  196. off.  The talkback indicator above the respective switch indicates cl
  197. when two of the three ready-to-latch switches for that door have
  198. sensed door closure.  The open position of the switches is used during
  199. ground turnaround operations to open the doors.  The talkback
  200. indicator indicates op when the doors are open and barberpole when
  201. they are in transit.  The off position removes power from the motors,
  202. which stops the doors' movement.
  203.  
  204. The ET umbilical door switch on panel R2 positioned to GPC provides a
  205. backup method of releasing the centerline latches and closing the
  206. umbilical doors through guidance, navigation and control software
  207. through cathode ray tube display item entry during an RTLS abort.  The
  208. operation of the centerline latches and closing of the umbilical doors
  209. are completely automated after external tank separation when the ET
  210. umbilical door switch on panel R2 is positioned to GPC .  Two seconds
  211. after external tank separation, the centerline latches release the
  212. doors and the latches are stowed.  The ET umbilical door centerline
  213. latch talkback indicator indicates sto when the centerline latches
  214. complete their motion eight seconds after external tank separation.
  215. The left and right umbilical doors are closed, and the ET umbilical
  216. door left and right talkback indicates cl 32 seconds after separation.
  217. The left and right umbilical door latches latch the doors closed, and
  218. the ET umbilical door left and right talkback indicates lat 38 seconds
  219. after separation.
  220.  
  221. Each umbilical door is covered with reusable thermal protection system
  222. in addition to an aerothermal barrier that required approximately 6
  223. psi to compress to seal the door with adjacent thermal protection
  224. system tiles.
  225.  
  226. A closeout curtain is installed at each of the orbiter/external tank
  227. umbilicals.  After external tank separation, the residual liquid
  228. oxygen in the main propulsion system is dumped through the three space
  229. shuttle main engines and the residual liquid hydrogen is dumped
  230. overboard.  The umbilical curtain prevents hazardous gases (gaseous
  231. oxygen and hydrogen) from entering the orbiter aft fuselage through
  232. the umbilical openings before the umbilical doors are closed.  The
  233. curtain also acts as a seal during the ascent phase of the mission to
  234. permit the aft fuselage to vent through the orbiter purge and vent
  235. system, thereby protecting the orbiter aft bulkhead at station Xo
  236. 1307.  The curtain is designed to operate in range of minus 200 F to
  237. plus 250 F.  The umbilical doors are opened when the orbiter has
  238. stopped at the end of landing rollout.
  239.  
  240. Various parameters are monitored and displayed on the flight deck
  241. control panel and CRT and transmitted by telemetry.
  242.  
  243. Contractors for the separation system include Hoover Electric, Los
  244. Angeles, Calif.  (external tank umbilical centerline latch and
  245. actuator; umbilical door actuator and umbilical door latch actuator);
  246. U.S.  Bearing, Chatsworth, Calif.  (external tank/orbiter spherical
  247. bearing); Bertea Corp., Irvine, Calif.  (umbilical retractor
  248. actuator); Space Ordnance Systems Division, Trans Technology Corp.,
  249. Saugus, Calif.  (orbiter/external tank separation bolt/cartridge
  250. detonator assembly, 0.75-inch frangible nut orbiter/external tank
  251. umbilical separation and 2.5-inch frangible nut/pyro components in
  252. orbiter/external tank aft attach separation system).
  253.  
  254.