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共用寝台国際宇宙ステーション（ISS）の米国軌道セグメント（USOS）では、 CBM（結合機構）が居住モジュール同士を接続します。CBMは2つの異なる側面から構成され、これらが接合されると、モジュール間に円筒形の前室が形成されます。前室の長さは約16インチ（0.4メートル） 、幅は約6フィート（1.8メートル）です。前室の少なくとも一方の端は、より小さな隔壁貫通部によって直径が制限されることがよくあります。
各要素は、遠隔操作システム（RMS）によって係留準備位置まで移動される。アクティブCBM（ACBM）側のラッチとボルトがパッシブCBM（PCBM）側の継手とフローティングナットを引っ張り、両者を位置合わせして接続します。
前室の加圧後、乗組員はCBM（コンテナ・ボディ・モジュール）の部品の一部を取り外し、モジュール間の通路を確保します。対向する隔壁の間にユーティリティコネクタを設置し、その上に閉鎖パネルを取り付けます。こうしてできたトンネルは、通常の通路では通過できないような大型の貨物宇宙船からのペイロードを搬入するための荷積みベイとして使用できます。
CBMの全タイプには、親モジュールの製造時に圧力シェルにボルトで固定されるアルミニウムリングが装備されています。ボルト締めされたジョイントは、2つの同心円状のOリングシールを圧縮します。1つはシリコン製（耐熱性に優れている）、もう1つはフッ素樹脂製（耐摩耗性に優れている）です。[ 2 ]嵌合した一対のリングが主要構造となります。生命に関わる圧力負荷に対応するため、リングとシールはモジュールシェルと同じ基準で設計されています。[ 3 ]プライマリシールが劣化した場合、CBMの一部として設計および認定されたセカンダリシールで補強することができます。セカンダリシールは、車内作業（IVA）として取り付けることができます。[ 4 ]
前室の大部分は乗員の通路として確保されており、通路の境界としてハッチの周囲には通常、閉鎖部が設置されます。ほとんどの場所では、閉鎖部の外側にユーティリティ接続用のスペースが確保されています。ユーティリティのセットは、結合されたモジュールのペアごとに異なります。[ 5 ]
ACBMは構造的特徴に加えて、係留に関連する基本的な機能を実行および反転します。[ 7 ]
ACBMには2つの機能タイプが指定されています。[ 11 ] 24個の独立した機構を備えたタイプI ACBMは、親モジュール上で軸方向または半径方向に配置できます。6つの軌道方向のいずれにも面することができるため、[ 12 ]ドッキング作業の開始時には幅広い温度範囲内のどこにでも配置できます。[ 13 ]
タイプII ACBMは、タイプIの設計に、ポートに何も停泊していないときに親モジュールを保護するためのコンポーネントを追加したものです。4つのコンポーネントは、接近するモジュールの進路から外れるために展開できる機構です。その他は、前室が加圧された後に乗組員によって取り外されます。タイプIIは、ポートが長期間露出する可能性がある場所、または激しい事前停泊条件を受ける方向で使用されます。[ 14 ]タイプII ACBMは、リソースノードの放射状ポートにあり、任意の軌道方向を向くことができます。
PCBMには、タイプI ACBMのフィッティングおよびアライメント構造に対応するものが組み込まれています。フィッティングのうち32個はバネ式機構であり、ACBMの対応するコンポーネントによって捕捉および剛性化の際に作動します。[ 15 ]プライマリCBM/CBMシールもPCBMの一部であり、CBM/CBMジョイントがほぼ嵌合したときに相対運動を安定させるためのプリロードされたスタンドオフ/プッシュオフスプリングも同様です。[ 16 ]
PCBMには2種類が指定されており、シールの耐久性のみが異なっている。タイプI PCBMシールのS383シリコン材料は、タイプIIのV835フッ素樹脂よりも、2つのモジュール間のドッキング前の温度差に対する許容度が高い。S383は、ドッキング前に軌道上で遭遇する原子状酸素に対してもより耐性がある。[ 17 ]タイプIIは、V835材料が振動による擦過の損傷効果に対してより耐性があるため、ACBMまたは同様の飛行支援機器にボルトで固定された状態でシャトルのペイロードベイ内の小型要素を打ち上げるために使用された。[ 18 ]
PCBMは常に親モジュールの端部に配置されます。隔壁に取り付けることも、ドッキング前に真空に開放される主構造のバレルセクションの端部リングとして取り付けることもできます。[ 19 ] PCBMは、幅広い熱容量を持つモジュールに取り付けられます。そのため、初期温度条件も広範囲に及ぶ可能性がある。運用上の性質上、PCBMは常にACBMとは反対の飛行方向を向いているため、温度差は大きくなる可能性がある。[ 20 ]
詳細な図表については、オペレーションギャラリーをご覧ください。個々の停泊イベントについては、ミッションテーブルをご覧ください。
ACBMは、軌道上での初使用に備えるために船外活動（EVA）を必要とします。通常、軸方向ポートに設置されているタイプI ACBMは、通常「シャワーキャップ」型のカバーを備えており、2名のEVAクルーが取り外して収納するのに約45分かかります。ノードラジアルポートに設置されているタイプII ACBMは、展開式M/Dカバーの発射拘束を解除する必要があります。バネ仕掛けのカバーを解除するには、キャプチャラッチを作動させてから再び閉じる必要があり、そのため、ラッチ準備完了インジケーターが作動します。検査を含め、各ラジアルポートには、必要に応じてIVAクルーの支援を受けてACBMを操作するEVAクルー1名につき約15分が割り当てられています。[ 21 ] [ 22 ]
NSTSで打ち上げられた実物大の要素には、PCBMのシールの上に保護カバーが付いていた。2人のEVAクルーは、PCBMのカバーを取り外して収納するのにそれぞれ40～50分かかり、その際にシールを検査し、必要に応じて清掃した。[ 23 ]打ち上げインターフェースとして使用されるタイプII PCBMは、カバーが取り付けられていないため、ボルトを外した後で検査された。ロジスティクス飛行の場合、検査はカメラのみで行われる。[ 24 ] [ 22 ]
PCBMは、打ち上げ後に必要となる準備以外に、ドッキングのための準備は一切不要です。ACBMのドッキング準備には約1時間かかり、まず必要なユーティリティ（電力、データ）を選択し、各コントローラパネルアセンブリ（CPA）を順次起動します。プライマリおよびセカンダリのマスターコントローラとして、2つのCPAが選択されます。
アクティベーションでは、組み込みテストが実行され、アクチュエータの位置カウンタが初期化されます。各ボルトアクチュエータは、2 回転伸長され、次に 3 回転収縮されて、ボルトとモータの両方の動作が検証されます。ラッチは 1 つずつ開位置まで駆動され、ノード ラジアル ポートの場合は、M/D カバーが展開されます。20 個のアクチュエータすべてが動作初期位置 (ボルトの場合は 0 回転、ラッチの場合は 202°) に設定されます。ラッチが完全に展開され、嵌合通路と表面に障害物がないことを確認するために、遠隔検査が実施されます。[ 25 ]
準備段階で考慮される不測の事態には、ACBMリングの表面の清掃、M/Dカバー、CPA、キャプチャラッチ、およびラッチ準備完了インジケーターを含むEVA是正措置が含まれます。CBMへの電力および通信サポートの喪失に対する具体的な解決手順が用意されています。[ 26 ]
PCBMを搭載したモジュールは、遠隔操作ロボットシステム（RMS）によって捕捉領域に誘導される。モジュールのドッキングには、6関節のスペースシャトルRMS（SRMS、または「カナダアーム」）と7関節の宇宙ステーションRMS（SSRMS、または「カナダアーム2」）の2種類のRMSが使用されている。
操縦操作は、RMSエンドエフェクタによるペイロードの捕捉から始まります。このステップは、「捕捉」または「把持」などと呼ばれます。NSTS時代には、ペイロードは通常、スペースシャトルのペイロードベイに到着しました。把持中、SRMSの関節は「リンプ」され、ペイロードの正確な位置に姿勢を合わせられるようにしました。SSRMSは通常、ISSに対して一定の距離と向きを維持するように操縦された自由飛行ペイロードを把持します。把持後、RMSは関節角度を変更してモジュールを移動させます。モジュールの動きは、太陽電池アレイなど、ISSの他の可動部分と同期させる必要がある場合がよくあります。
PCBMの動きに関する視覚的なフィードバックは、少なくとも2つの専用システムによってRMSオペレーターに提供されてきた。初期のバースは、スペースビジョンシステム（SVS）と呼ばれる写真測量フィードバック技術を使用して誘導されたが、これはすぐに一般的な用途には不向きであることが判明した。SVSは、タスク専用のセンターラインバースカメラシステム（CBCS）に置き換えられ、STS-98で初めて使用された。[ 27 ]
RMS操作を完了するのに必要な時間は、従うべき軌道と、対処しなければならない運用上の制約に完全に依存します。これは、すべての緊急時対応計画にも当てはまります。操作の終盤近くで、オペレーターはPCBMがACBMと噛み合い始めると、狭い通路を通り抜けます。操作は、RMSオペレーターが目標ACBMに4つの「ラッチ準備完了」表示を確認するか、3つしか達成できないと判断した場合に終了します。RTLはバネ仕掛けの機構であるため、RMSにはエネルギーが蓄積され、分離力に耐えられる状態になります。[ 28 ]
CBMの2つの部分は、名目上、3つの操作で結合されます。
軌道上では少なくとも2つの異なる捕捉プロトコルが実行されています。どちらのプロトコルも、185°から187°の間の指定されたシャフト角度に対して「第1段」捕捉コマンドを発行します。第1段捕捉では、各ラッチがそれぞれのフィッティングの上に配置されていることが保証され、これはスイッチの状態を評価することによって運用上検証されます。RMSは引き続き要素の位置と向きを制御し、捕捉ラッチによって加えられる負荷は低く保たれます。完了までに約15秒かかる第1段捕捉は、地上管制官がほぼリアルタイムで進行状況を監視できる軌道領域に限定されます。ドッキング要素が大きい場合の不要な負荷を制御するために、ステーションの姿勢制御システムは自由ドリフト状態に維持され、乗組員の運動は禁止される場合があります。[ 29 ]
2 つのプロトコルは、ラッチが 2 つの半分をパワード ボルトの届く範囲まで引き寄せる方法が異なります。NSTS の時代には、SRMS が「テスト モード」になった後、単一の第 2 段階の「キャプチャ」コマンドが発行されました。SSRMS を使用する場合は、異常なブレーキ イベントが発生した場合にアーム ブームに負荷が蓄積される可能性を制限するために、5 段階のキャプチャが実行されます。どちらの場合も、キャプチャによりラッチが 12° の指示軸角度まで駆動され、作動時間は約 108 秒です。どちらのプロトコルでも、ラッチが 187° の開始位置よりかなり下になるまでフィッティングに「フック」されないため、RTL に残留するエネルギーにより、一時的にラッチが開く可能性があります。[ 30 ]
オペレーターがキャプチャプロセスが正常に完了したと判断すると、16 本の動力ボルトすべてが 5 rpm で、1,500 lbf (6,700 N)の予荷重制限で作動します。サーマルスタンドオフがそれぞれのストライクプレートに接触し始めると、結果として生じる荷重が各ボルトのロードセルによって報告されます。この「ABOLT」フェーズは、トルク、回転数、または指示荷重に基づいて、各ボルトごとに個別に終了します。先に終了したボルトは、後続のボルトがナットを装着するにつれて、指示荷重が変化するのを確認できます。地上にいる可能性のあるオペレーターは、結果として生じる状態を評価して、荷重状態が許容できるかどうかを判断します。許容できる場合は、姿勢制御と演習の制限が解除されます。RMS はペイロードを解放 (グラップルを解除) し、他のタスクに進むことができます。[ 31 ] [ 32 ]
ミッション前の熱解析で、2 つの CBM 半分間の温度差が過大であることが示された場合、ABOLT 状態は長時間維持されます。「熱保持」により、両側が共通の温度に近づきます。その後、動力ボルトは 6 段階で最大予荷重まで締め付けられます。各コマンドは、90° 間隔で配置された 4 つのボルトに一度に発行されます。一部のステップは、オペレーターの裁量で複数回実行される場合があります。最終的なボルトアップ作動は 60 分と見積もられていますが、増分予荷重の反復回数によって大きく変動する可能性があります。[ 33 ]
オペレーターがボルト締め工程が正常に完了したと判断すると、ラッチは「閉」位置にコマンドされ、CPA（制御プロセスオートメーション）は非アクティブ化されます。電源、実行コマンド、およびデータリソースは、他のタスクに再割り当てできるようになります。
CBMの設計には、いくつかの異常事態への対応機能が組み込まれています。嵌合操作中にボルトが1本破損しても、CBM/CBMシールで対応でき、前室は依然として大気圧を維持できます。ボルトが2本破損しても、それらが隣接しておらず、前室が加圧されていない限り、機械的負荷に耐えることができます。ラッチが1つ、またはラッチ準備完了インジケーターが1つ失われても、ミッションの成功を危うくすることなく対応でき、ラッチ自体はSRMSの「ブレーキオン」故障モードの可能性に対応するように設計されています。電源と通信の喪失に対する詳細な解決ロジックが用意されており、ラッチがフィッティングを「見逃す」場合や部分ストロークで詰まる場合の解決シーケンスも用意されています。この運用段階の緊急手順では、SSRMSの異常ブレーキと、ISSまたはシャトル内の他のシステムが即時離脱を必要とする場合の「迅速な安全化」についても対応しています。[ 34 ]
前室の設備設置には、機器の設置、漏洩チェック、および機械的な再構成が含まれます。必要な時間と労力は、ACBMの構成、取り外すCBMコンポーネントの数と種類、および2つの要素間を接続するインターフェースによって異なります。最大10時間を見込んでいる場合もありますが、少なくとも一部のケースでは、圧力低下による詳細な「精密漏洩チェック」を実施するために、その時間を中断する必要があるかもしれません。前室へのハッチを開ける前に。
CPAは前室を通る乗員通路と重なるため、常に取り除く必要があり、[ 35 ]新しく係留された要素のハッチ上のカバーは常に取り外す必要があります。要素が長期間結合されたままになる場合は、他のCBMコンポーネントを取り外して安全に保管または再利用することができます。ノードラジアルポートでは、M/Dカバーの中央セクションを取り外して保管するために、さらに20～40分かかります。通常、前室の周囲に徐々にゴミが溜まるのを軽減するために、向かい合う2つのハッチビームの内側の周囲にクローズアウトパネルが設置されます。[ 36 ]
内部からアクセス可能なコンポーネントについては、修理と予防保守の両方に対応する詳細な緊急時対応手順が事前に準備されていた。前室の大気漏洩箇所を特定するための一般的な手順は、少なくともISS組立ステージ4A以降存在しており、3セットすべてのIVAシールの緊急時設置手順も同様である。CPAコネクタの損傷に関する報告（地上および軌道上）により、STS-126ではリスク軽減手順が展開された。[ 37 ]
要素の取り外しは、基本的に停泊のプロセスを逆転させるものです。[ 38 ]これは、運用用に前室がどのように構成されているかの詳細によって異なります。最も一般的な実装は、ノードラジアルポートからロジスティック要素を降ろすように再構成するときに前室の装備を取り外すことから始まります。この手順は、当初、2 人の乗組員と 4 時間の所要時間で予算化されていました。ACBM/PCBM インターフェース プランを横切るアイテム (クローズアウト、ユーティリティ ジャンパー、接地ストラップ) を取り外し、デメイト操作に不可欠な CBM ハードウェア (例: CPA、サーマル カバー) を取り付け、ハッチを閉じます。[ 39 ]
センサーやサポート電子機器、長さ35フィート（11メートル）の真空アクセスジャンパーを含む圧力減衰試験装置が、ハッチの内側に設置されます。これらが設置されると、前室は約40分間の減圧期間（漏洩チェックのための保持期間を含む）の準備が整います。CBMシールがデメート中に損傷しないように、臨界（絶対）圧力目標は2 mmHg（267 Pa）です。 [ 40 ]
バース準備前と同様に、サポートユーティリティはCBMに電力とデータを提供するように構成されます。電源が投入され、2つのCPAがプライマリおよびセカンダリマスターコントローラとして選択され、個々のモータコントローラが初期化されます。「DBBoltck」コマンドがパワードボルトに発行され、キャプチャラッチは個別に212°のシャフト角度にコマンドされます。その後、ラッチは公称の「キャプチャ完了」位置である12°に配置されます。CBMは「スタンバイ」状態にするか、電源がオフになります。[ 41 ]
PCBM要素を固く嵌合した状態から解放するには約90分かかります。まず、16本の動力ボルトすべてを約0.4回転緩めます。これには5分もかかりません。[ 42 ]このステップが完了したら、16本のボルトすべてに正の残留荷重がかかっている必要があります。[ 43 ]次に、4本のボルトのセットを完全に引き抜きます。各セットは約6分30秒で、公称位置である21.6回転に達します。3番目のセットを取り外す前に、RMSグラップルとフリードリフト姿勢制御が所定の位置にある必要があります。16本のボルトすべてが引き抜かれた後、キャプチャラッチが展開され、圧縮されたラッチ準備完了インジケーターがPCBMのアライメントガイドに押し付けられます。離脱する要素はRMSによって操縦され、ノードラジアルポートでは、展開可能なM/Dカバーが閉じられます。次に、CPAから電源を切ることでACBMがシャットダウンされます。[ 44 ]
船尾分離中の不測の事態への対処法は、一般的に船尾結合作業の準備と実行に関するものと同様である。その多くは、CBMコンポーネントの取り外しと交換を可能にするための緊急再停泊の指示で事実上終了する。CBMの船尾分離のために前室を再装備する作業は、一般的に緊急出発には不向きである。[ 45 ]
ISSの当初の設計では、居住モジュールをノード1（ユニティ）の天底側ポートに設置することになっており、隔壁貫通部もそれに合わせて設計されていました。ステーションが最初の組み立て段階を経て完成に近づくにつれ、その場所にノード3を設置する計画が立てられました。その後、ポート側隔壁への設置が運用上の大きな利点をもたらすことが明らかになりました。しかし、ノード1内部のユーティリティ配線の当初のルートでは、変更を可能にするために軌道上で大幅な再設計が必要でした。CBMの直径が大きいため、この作業中はPMA3を圧力保持用の閉鎖部として使用することができ、船外活動なしで貫通部を取り外したり交換したりすることができました。 PMA3は第21次長期滞在中に左舷側のCBMに移動され、「飲料水、ISLおよび1553データケーブル、IMV（モジュール間換気）ダクト、ケーブル、ホースの設置」がノード3の到着に備えて接続された。再構成された隔壁は、PMA3を保管場所に戻す前に漏水テストが行われ、ノード3はSTS-130で新たに準備された場所に設置された。[ 46 ]
CBMの深さ、直径、およびアクセス性は、 SlingShot展開システムからのCubeSatの放出を支援するためにも活用されてきた。フレームワークは、輸送車両（例： Cygnus ）上のPCBMの内部エンベロープに取り付けられる。Bishop NanoRacksエアロックモジュール（NRAL）)は、ACBMとPCBM間の堅牢なインターフェースを利用して、同様の機能を備えた「ベル」を繰り返し着岸および離岸させる。[ 47 ]
米国の宇宙計画におけるドッキングの概念は、ドッキング技術の発展過程で遭遇した軌道力学上の問題を軽減するために開発された。CBMは、係留専用に開発された最初の機構ではないものの、海面圧力に耐える構造接合部を組み立てるために米国で設計された最初の装置である。CBMには、以下の4つの典型的な特徴が統合されている。
宇宙船でこれらの機能を使用するには、過酷な環境のため特別な考慮が必要です。NASAは、ISSの典型的な高度である255海里（472 km）において、その環境の7つの要因を特定しています。[ 53 ]
これらの特徴や要素のいくつかは、宇宙ステーションの軌道、構成、拡張計画、打ち上げロケット、組み立て技術に関する一連の長い決定を通じて相互に作用しました。ドッキング作業は、これらの問題に関連する物理学の実用性を探求した1960年代と1970年代のプログラムに端を発しています。CBM（ドッキングベースモジュール）の概念自体は、1980年代初頭のプログラムの最初の研究とともに現れ始め、概念の複数の反復を経て、1990年代末に最初の飛行要素の打ち上げ直前に開発が完了しました。
CBMは、米国が大型宇宙船を組み立てる能力の長い進化における一つの側面に過ぎない。少なくとも1950年代後半には、この能力は「宇宙ステーションの建設や低軌道での宇宙船の組み立てに必要」と認識されていた。アポロ計画の終盤には、標準化されたランデブードッキングそれを支えるための手法は実際に実証されていた。推進剤管理の基本的な課題は十分に理解されており、追尾車両に起因する制御安定性や汚染の問題も同様であった。推進RCS煙[ 61 ]が標的車両に当たる近接操作中の車両[ 62 ]
スペースシャトル計画の登場により、ドッキングに関するいくつかの問題は軽減されたものの、新たな問題が生じた。追跡機と目標機の質量の大きな違いにより、接触後の運動量の均等な分配が難しくなり、シャトルの質量が大きいため、アポロ計画時よりもはるかに多くの制動推進剤が必要となった。非対称のオービターは軌道からの帰還時に空力揚力を得るように設計されていたため、最終接近操作中に追跡機と目標機の慣性特性を単純に同軸に合わせることは不可能であった。また、シャトルの大きなRCSプルームが比較的小さな目標機に衝突すると、近接操作中の目標機の姿勢制御も妨げられた。これらの問題により、シャトル計画では制動戦略の変更を余儀なくされた。すべての戦略がすべての軌道方向で容易に実行できるわけではなく、一部の方向では組み立て能力が脅かされた。長い遠隔操作ロボット装置（RMS）の使用により、最初の接触点が追跡機から遠ざかることで、この脅威が軽減された。[ 63 ]
1972年までに、シャトル計画の要求分析では、ミッション目標のほぼ40%が、ペイロードをオービターのペイロードベイに配置することによる組み立てを伴うと推定された。当時、回収される宇宙船の多くはそのような操作のために設計されていないと想定されていたため、ドッキングの問題を解決（または排除）することの重要性がさらに高まった。そのため、ドッキング操作が開発された。シャトルの計画されたRMSには、接触速度がほぼゼロの近くの宇宙船を優しく掴むという要求が割り当てられた。軌道上で物体を組み立てるためにRMSを使用することは、出現するシステムの位置と姿勢の両方の精度に対する主要な要求であると考えられた。[ 64 ]
RMS開発当時は予見されていなかったものの、この時期にはCBMにとって重要となる要求事項が浮上した。それは、RMS制御の精度と正確さ、物体を強制的に整列させる能力の限界、そして捕捉時にブームやジョイントでピークに達する構造荷重の大きさである。これらは、機構の開発の設計、認定、運用にとって極めて重要であることが判明した。[ 65 ]
SRMSが最初の回収とペイロードベイへの係留を達成したのは、1983年6月のSTS-7まで待たなければならなかった。最初の運用日は、NASAの宇宙ステーションのニーズ、属性、および建築オプション研究の8つの請負業者による最終報告書の提出から2か月後だった。最終研究報告書が書かれた時点では飛行結果は得られていなかったが、少なくとも3つの報告書は、シャトルのペイロードベイで運ばれてくる加圧モジュールから宇宙ステーションを組み立てる主な手段として「係留」を挙げていた。説明され図示された概念のどれも、CBMの最終的な設計に強く似ているものはなく、技術的な詳細についての議論はほとんど容易に入手できない。[ 66 ]
1984年初頭、宇宙ステーションタスクフォースは、2つのモジュールを互いに接触させてラッチングする際に発生する負荷を軽減する係留機構について説明した。接触条件は重要であると認識されていたが、当時は定量化されていなかった。内部通路の直径についても同様である。モジュール間のユーティリティの内部接続は明確に要求されており、「両性具有」であることも必須条件であった。標準化された係留機構はモジュールポートの外部フランジとして認識され、「6ポート多重係留アダプタ」は最終的なリソースノードの概念にほぼ相当した。円筒形モジュールの放射状に配置されたポートに作用する内部圧力によって生じるたわみは、重要な開発課題として認識された。[ 67 ]タスクフォースの最終報告書は、「共通の係留機構」への最も初期の言及の一つでもあるようだ。[ 68 ]
進行中のシステムレベルの構成研究と並行して、NASAは、高度なドッキングおよび係留機構の概念開発プロジェクトが「...ドッキング負荷を大幅に削減し（0.1フィート/秒未満の速度）、ペイロード係留機能を提供する...1984会計年度から開始されると予想していた。」[ 70 ]
係留機構先進開発プログラムは実際には 1985 年に開始され、マーシャル宇宙飛行センター (MSFC) の 6 自由度試験施設での実物大試験につながりました。この取り組みでは、「共通」とは、単一の機構設計ファミリーが係留とドッキングの両方を実現し (両方の異なる要件を引き継ぐ)、ファミリーのどのメンバーも他のどのメンバーとも結合できることを意味していたようです。「アクティブ」と「パッシブ」は、ドッキング後の残留運動エネルギーを減衰するための機構が備えられているかどうかを指していました。モーター展開式の 2 種類の設計 (それぞれ短距離と長距離のリーチを持つ高速作動と低速作動) のキャプチャ ラッチが外側半径に取り付けられました。外側に向いたガイド 花弁も外側半径に配置され、機構全体の直径は約 85 インチになりました。[ 71 ]
構造ラッチは、公称直径0.500インチの「ボルト/ナット構造ラッチ」によって実現された。10,000 lbf (44,500 N)の引張荷重用に設計されたボルトとナットは、DOD-L-85645で規定されているように、二硫化タングステン乾性潤滑剤でコーティングされたA286鋼で製造された。ボルト/ナットの位置は、直径63インチの圧力壁の周囲で向きが交互になっており、両方のリングの面にはシールが含まれているため、この機構は組み立てレベルでは実質的に両性具有的であった。ボルトは、隔壁を貫通するシール付き駆動部を使用して手動で操作するように設計されていた。電動トルク締め付けのオプションも検討されたが、設計には至らなかった。ボルトは、ヘッド側またはナット側のいずれからも締め付けることができた。トルクも予荷重の不確実性も考慮されなかった。 入手可能な資料に報告されている。[ 73 ]
研究の4つのバリエーションのうちの1つは、モジュールのループを閉じることができるアルミニウム製のベローズを組み込んでいた。内部圧力によって生じる張力は、ベローズの外側に配置された47個のプーリーに通された連続ケーブルループによってベローズ全体に伝達された。開発テストシリーズの終了までに、ベローズ設計に関するすべての問題が完全に解決されたわけではないようだ。[ 74 ]
寸法は内部ユーティリティ接続と50インチ四方のハッチウェイに対応していたものの、機構の外形はUSOSリソースノードの最終的な凹型ラジアルポート位置との互換性が限られていた。ラジアルポート位置との明らかな非互換性は、ノードの構成がまだ不安定であったためと考えられる。一部の構成では球形の10ポートモジュールとして示されていたが、他の構成では円筒形の3ポートモジュールとして示されていた。当時の基本ステーション構成の他の多くの特徴も、最終的なISSとはかなり異なっているように見える。[ 75 ]
1990年が近づくにつれ、モジュールの設計に対する特定の工学的アプローチによってCBMのサイズが安定化された。NSTSペイロードベイの円形断面によって間接的に制約され、モジュールの内部容積は11の領域に分割された。モジュールの長さに沿って走る中央通路は、4つの機器バンクに囲まれている。機器バンクは、圧力シェルのほぼ全長に沿って走る4本の線に沿って接合している。これらの点のすぐ外側には、通路と平行に楔形のユーティリティ容積が配置されている。ユーティリティ配線により、その長さに沿って多くのステーションからユーティリティ容積に分岐することができる。軌道上でモジュールが結合された後にモジュール間のユーティリティ接続を容易にする機器を含むその他の機器は、モジュールの円筒部分よりもエンドコーン容積に効率的にパッケージ化されている。モジュール間を接続するためのこれらのユーティリティ配線の貫通部は、前室、ひいてはCBMのレイアウトにおいて重要な注意を払われた。[ 76 ]
各機器群は、軌道上に設置してステーションの機能を修理、アップグレード、または拡張できる標準サイズの「ラック」に分割されていた。関連機器を収容するラックは統合され、受け入れが可能であった。打ち上げ前に地上でテストされた。この統合アプローチにより、より小さなコンポーネントの交換を使用した場合よりも高いレベルの検証が可能になり、「30 年という寿命にわたってモジュールの容易な再構成」が可能になった。また、モジュールの最初の打ち上げ時に一部の重いラックを移動させることで、その後の軌道傾斜の変化に対応できるアーキテクチャも可能になった。共通ハッチと CBM の両方の独特なサイズと形状により、軌道上で大きなラックをモジュールに出入りさせることが可能になったため、このモジュール統合の概念が可能になった。[ 77 ]
この期間の他のシステムレベルの決定も、CBMの最終的な設計に影響を与えた。ドッキングとバースの両方に「共通」のメカニズムを使用するという考えは破棄されたようで、それぞれの異なる操作に固有の主要なメカニズムが特定された。さまざまなラジアルポート構成を持つ「共通」モジュール圧力シェルの概念は、少なくとも1991年までNASAによって研究されていたが、円筒形圧力シェルの一方の端近くに4つのラジアルポートを持つ専用の「リソースノード」を採用する代わりに破棄された。「モジュールパターン」の閉鎖は、1992年までに最初のシステムレベルの設計から延期され、PCBMのベローズベースのバリアントは削除された。[ 78 ]
1990年代初頭までに、CBMのより詳細な図が明らかになり始めた。PCBM開発仕様書の最初のリリースは1991年10月で、続いて1992年2月にCBM/PE ICD、1993年1月にACBM開発仕様書がリリースされた。 [ 79 ]先進開発コンセプトのいくつかの要素はほとんど変更されずに維持された。ボルト/ナット構造ラッチと4バーキャプチャラッチはそのまま残されたが、ボルトの直径は0.625インチ（15.9 mm）に大きくなった。ボルトとキャプチャラッチの両方は電動式で手動バックアップも可能だったが、個々の機構は依然として隔壁を貫通する密閉カップリングを介して駆動されていた。「アクティブ」という用語は、嵌合操作が行われる時点で既に軌道上にあるインターフェース側のすべての動力装置が共存していることを意味するようになった。[ 80 ]
先進開発コンセプト以降、他の機能も大幅に変更されました。「アンドロジニー」は廃止され、16本のボルトはすべてCBM/CBMインターフェースの同じ側に集められ、ナット側は駆動可能とは説明されなくなりました。8チャンネルのマルチプレクサモーターコントローラーはラッチ間でリモートで切り替えることができ、ACBMを持つ各モジュールには2つのコントローラーが必要でした。潜在的な漏れ箇所を監視するために差圧センサーが組み込まれました。キャンセルされるまで、パッシブフレキシブルCBMにはアルミニウム製のベローズがまだありましたが、ケーブル/プーリーのコンセプトは、マルチプレクサモーターコントローラーによって駆動される16本の動力付きストラットのセットに置き換えられました。CBM/CBMシール設計は、インターフェースの片側のみの「面」設計でした。アライメントガイドは展開可能で、その向きは内側を向くように反転されました。4つのキャプチャラッチには摩擦クラッチが採用され、逆駆動が可能になりました。[ 80 ]
この時期に新たな特徴が現れた。ACBM コンセプトにデブリカバーが追加された。これは直径全体にわたる一体型のユニットで、取り外されて RMS と交換された。リングを隔壁に取り付ける方法は 64 ボルトパターンと定義されていたが、ボルトパターンの区別についてはどの資料にも記載されていない。CBM/CBM 界面面に平行な荷重を支えるために、せん断タイが設計に追加された。[ 80 ]
1990年12月までに、スペースステーション・フリーダムの費用見積もりは、1984年の見積もり80億ドルから380億ドルにまで上昇した。翌年3月までに見積もりは300億ドルに減額されたものの、議会では計画の見直しや中止を求める声が高まった。1993年3月、NASA長官のダン・S・ゴールディンは、クリントン大統領が「現在のスペースステーションをより効率的かつ効果的な計画の一環として再設計し、開発、運用、利用コストを大幅に削減しつつ、現在の目標の多くを達成すること」を望んでいると伝えた。[ 81 ]
再設計チームは1993年6月に最終報告書を提出し、3つの異なる宇宙ステーション構想を説明した。各構想は、それぞれ米国とロシアの打ち上げ施設からの支援に関する問題を明らかにするため、軌道傾斜角28.5度と51.6度で評価された。3つの構成のいずれも、現在のISSの設計と完全に一致するものではないが、最終的な構成と強い類似性を持つものもあった。CBMは、すべての傾斜角のすべてのオプションに含まれる唯一の明確に特定された構造/機械サブシステムであった。EVA時間を短縮するために、ユーティリティ接続のために前室容積をより多く利用することがすべてのオプションで推奨された。自動制御装置、モーター、ラッチ機構の撤去は、そのうちの1つのオプションとして概念的に特定された。[ 82 ]
タスクフォースから生まれた具体的な概念設計は、すぐに事態によって覆された。1994年末までに、米国、ロシア、および国際パートナーは、それぞれの国の取り組みを単一の「国際宇宙ステーション」プロジェクトに統合することに原則的に合意した。この協力により、 STS-74でドッキングモジュールをオービタードッキングシステムの上に設置するなど、ハイブリッドな組み立て作業が行われた。これにより、ドッキングと係留の一般的な区別が曖昧になり、RMSによって位置決めされるが、オービターのスラスタ噴射によって作動するようになった。[ 83 ]
移行プロセスの一環として、両方の CBM 仕様は 1995 年 (PCBM) と 1996 年 (ACBM) に完全に書き直されました。この期間には、改訂 D (1996 年 6 月) で ICD が専用のパート 1 (インターフェース要件) とパート 2 (物理的および機能的定義) に分割されました。[ 79 ] 1996 年 12 月に国際的な取り組みの最終的な枠組みが契約上確立されるまでに、最初の CBM シミュレーターはすでに NASA に納入されていました。[ 84 ]
ACBMとPCBMのほとんどの要件は個別に規定されているため、適合性は個別に検証されました。[ 85 ] ACBMとPCBMのアセンブリレベルの活動に加えて、キャプチャラッチ、パワードボルト、パワードボルトナット、およびラッチ準備完了インジケーターなどのサブアセンブリの適合性データが生成されました。[ 86 ]例えば、パワードボルトとナットの機能は、環境機能、ランダム振動、熱真空、およびボルトの場合は熱サイクルを含むコンポーネントレベルのテストによって認定されました。[ 87 ]降伏条件と最終静的条件での荷重テストは、動的条件と同様に、コンポーネントレベルで実施されました。これらのテストの成功基準は、一般的に、予荷重を確立および解除するために必要なトルク、電気的連続性、およびボルトのロードセルの精度に基づいています。[ 88 ]
対照的に、少なくとも11の特定の検証活動では、両者の交配および/または交配解除の共同検証が必要であった。[ 89 ]そのうち5つは分析を必要とした。テストによって検証済みおよび／またはデモンストレーションそのためには、特定の状況とインターフェースの組み合わせが必要でした。たとえば、仕様では、キャプチャは「SRMS および SSRMS によって課せられる動的負荷の下での解析によって、ACBM および PCBM とそれらのインターフェース構造に対する温度と圧力による性能の変化を含むアセンブリ レベルのテストによって検証される」ように規定されていました。[ 90 ] ACBM/PCBM インターフェースのボルトアップ解析とそれに続く漏洩については、圧力と温度の歪み効果を含む要素レベルおよびアセンブリ レベルのテストによる同様の検証が必要でした。アセンブリ レベルでは、エンドツーエンドのデモンストレーションも必要で、「ラッチ準備完了表示とキャプチャの完了を妨げることなく、機械的機能が…」確認する必要がありました。[ 91 ]
キャプチャダイナミクスと歪みの複合効果を適用するには、各側面について分析と検証テストを繰り返す必要がありました。専用のテスト設定は、3 つの並列スレッドで開発されました。[ 48 ]
組立レベル試験の準備は、1996年8月にチャンバーの改造から始まり、2つの圧力容器は12月に特性評価試験のために納入されました。V20チャンバーでの組立済みセットアップの統合チェックアウトは、1997年8月に開発中のCBMハードウェアのベースライン試験から始まり、同年11月に完了しました。正式な試験は、1998年2月から9月にかけて3つのフェーズで実施されました。
このテストでは、漏洩テストに不合格になったことは一度もありませんでした。接触ダイナミクスモデルは、高い統計的信頼度でテスト結果と相関しており、たわみに対する明らかな感度がないことが示されました。パワードボルトの摩耗シグネチャが特定され、検証され、いくつかの統合上の問題が特定され、軽微な再設計によって解決されました。テスト固有の重力の影響のオフロードに関する重大な問題が発生し、最終的に飛行手順の変更につながりました。通常の手順と緊急時の手順が調査され、場合によっては、飛行運用前に大幅に改訂されました。[ 99 ]
その後、施設内で試験が実施され、IVAシールの認定、ボルト到達距離、アライメントのための接触通路、RTLクリアランス、M/Dカバークリアランス、RTLアクティベーションに関するミッション運用上の問題の解決が支援されました。また、この施設は、軌道上でISSを組み立てるためのCBMの最初の3回の飛行使用に対してリアルタイムのサポートを提供しました。[ 100 ]
CBMの使用状況（2020年5月現在）を以下の表に示します。PMA-1とPMA-2の工場製部品をノード1に搭載する時期は概算です。 2015年4月までの搭載状況については、ISS（利用状況）（NASA/ISSP、2015年）を参照してください。シャトル飛行に関する追加情報は、PCBM要素の欄に記載されています。それ以降の搭載状況は、NASAの飛行状況報告書やその他の文書に記載されている異常や関連情報と同様に、注記欄に記載されています。
CBM（能力ベース管理）に関する文献で使用されている用語の多くは、他の文脈での用法と必ずしも一致していません。中には、開発プログラムに特有の定義を持つものもあります。参考文献や他のトピックとの整合性を高めるため、ここでは定義を記載します。
組織における著者と出版社への鍵
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この記事には、米国航空宇宙局のウェブサイトや文書からのパブリックドメインの資料が含まれています。