欧州サービスモジュール

ほぼ円筒形をした、アメリカが設計したオリオンSMは、CMと同様にアルミニウム・リチウム合金（重量を抑えるため）で作られ、火星フェニックス着陸船で使用されているパネルと同様の設計の展開式十角形ソーラーパネルが2枚搭載される予定だった。このパネルは、アメリカの有人宇宙船で初めて使用されるもの（10年間を除いて、ソ連/ロシアのソユーズ宇宙船は1967年の最初のミッション以来使用していた）であり、NASAはSMに故障しやすい燃料電池とその関連ハードウェア（主に液体水素タンク）を搭載する必要がなくなり、より短く、より機動性の高い宇宙船になるはずだった。実物大の「ウルトラフレックス翼」ハードウェアを使用したオリオンソーラーアレイ設計の初期テストが成功したことが2008年10月に報告された。^{[ 5 ]}

オリオン宇宙船のメインエンジン（OME）は、エアロジェット社が製造する推力33キロニュートン（7,500ポンド）の加圧給油式再生冷却式貯蔵型二元燃料ロケットエンジンでした。OMEは、スペースシャトルの軌道マニューバリングシステムに使用された推力27キロニュートン（6,000ポンド）のロケットエンジンの性能向上版でした。宇宙船の姿勢制御スラスタであるSMリアクションコントロールシステム（RCS）（元々はアポロの「クワッド」システムをベースにしていましたが、前身のジェミニで使用されたものに似ています）も加圧給油式で、同じ推進剤を使用する予定でした。NASAは、メインのSMエンジンが故障した場合に、 SM RCSが地球遷移軌道投入噴射のバックアップとして機能できると考えていました。  

アポロ計画のサービスモジュールで使用されていたものと同様の液体酸素タンク2基と、小型の窒素タンクが、乗員に海面気圧または「巡航高度」気圧（1気圧または0.7気圧）の呼吸用空気を供給し、小型の「サージタンク」が再突入時および着陸時に必要な生命維持装置を提供する。水酸化リチウム（LiOH）カートリッジは、宇宙飛行士が吐き出した二酸化炭素（CO₂）を船内の空気から「除去」し、新鮮な酸素と窒素を補充することで、宇宙船の環境システムを循環させ、_その後、システムループに循環させる。燃料電池から太陽電池パネルへの切り替えに伴い、サービスモジュールには乗員の飲料水と（グリコールと混合することで）宇宙船の電子機器の冷却水を供給するための船内水タンクが備えられる。アポロ計画では飛行中に水と尿の両方を船外に投棄していたのに対し、オリオン宇宙船には国際宇宙ステーションで使用されているものと同じ、廃水と尿の両方を飲料水と冷却水に変換する船内リサイクルシステムが搭載される予定だ。

このサービスモジュールには、宇宙船の廃熱管理システム（ラジエーター）と前述の太陽電池パネルも搭載されていた。これらのパネルは、オリオン司令船に搭載されたバックアップバッテリーとともに、飛行中の宇宙船システムに電力を供給する役割を担っていた。電圧は28ボルトの直流で、アポロ宇宙船の飛行中に使用された電圧とほぼ同じだった。

オリオンSMは、打ち上げ後約2分半（固体ロケット第1段が切り離されてから30秒後）にLES/ブースト保護カバーと同時に切り離されるグラスファイバー製のシュラウドで覆われる予定だった。 「オリオン606」の再設計以前は、オリオンSMはアポロサービスモジュールをずんぐりと大きくしたような形をしていた。 「オリオン606」SMの設計では、オリオンSMとオリオンCMの接続部の幅は5メートル（16フィート）のままだったが、ソユーズのようなサービスモジュール設計を採用することで、ロッキード・マーティン社は機体を軽量化し、十角形のソーラーパネルをモジュールの中央部に取り付けることができた。これは、パネルが損傷を受ける可能性があった宇宙船/ロケットアダプター付近の基部ではなく、モジュールの中央部に取り付けることを可能にした。 

オリオン・サービス・モジュール（SM）は、直径5m （16フィート）、全長（スラスタを含む）4.78m （15フィート8インチ）の円筒形であると計画された。計画された空質量は3,600kg （8,000ポンド）、燃料容量は8,200kg （18,000ポンド）であった。^{[ 6 ] [ 7 ]}         

2009年に当時のオバマ新政権の発足に伴い設置されたオーガスティン委員会によるコンステレーション計画の見直しでは、開始から5年が経過した時点で、サービスモジュール開発計画は2020年の月探査目標からすでに4年遅れており、資金も著しく不足していることが判明した。継続する価値のある唯一の要素は、宇宙ステーション脱出カプセルとしての役割を果たす有人探査機であった。^{[ 8 ]}このため、2010年に政権は2011年度予算案から資金を撤回し、計画を中止した。世論の強い反発により、計画は完全に中止されるのではなく凍結され、コスト削減の方法を検討する見直しが開始された。その結果、代替資金の確保、火星ではなく月と深宇宙に焦点を当てることで複雑さを軽減すること、既存のハードウェアを再利用し開発が必要な機器の範囲を縮小することに重点を置けば、継続可能であることが判明した。有人飛行を目的としたアレスIロケットは、重量過多や危険な振動が発生しやすいなど、設計上の重大な問題を抱えていた。また、壊滅的な故障が発生した場合、爆発半径が脱出システムの射出範囲を超えてしまうという問題もあった。オリオン宇宙船の打ち上げロケットとしての役割はスペース・ローンチ・システム（SLS）に引き継がれ、3種類の有人探査機（CEV）の設計は、単一の多目的有人探査機（MPEV）に統合された。

2011 年 5 月、ESA の事務局長は、ESA の自動輸送機(ATV) の後継機の開発に関して NASA と協力する可能性を発表した。^{[ 9 ]} ESA によるこの後継機の提供は、国際宇宙ステーション(ISS)の運用コストの 8% の負担分に算入される可能性がある。ステーションへの物資補給を行う ATV ミッションは、2017 年までしかこの義務をカバーしていなかった。2012 年 6 月 21 日、アストリウムは、ATV とコロンバス実験室の開発で得られた技術と経験に基づいて、将来のミッションの可能性を評価する 2 つの別々の研究を受注したと発表した。最初の研究では、オリオン カプセルと連携して使用されるサービス モジュールの構築について検討した。^{[ 10 ]} 2 番目の研究では、多目的軌道機の製造について検討した。各研究の費用は 650 万ユーロであった。^{[ 11 ]}

2012年11月、ESAは加盟国から、オリオン宇宙船用のATV由来のサービスモジュールを製造し、スペース・ローンチ・システムの初飛行に搭載するという確約を取り付け、2017年から2020年までのISSに関するNASAへのESAの予算上の義務を果たした。^{[ 12 ]}その後のオリオン飛行にモジュールを供給するかどうかは決定されなかった。^{[ 13 ]}

2013 年 1 月、NASA は、前年 12 月に締結された、ESA が当時 2017 年に予定されていた探査ミッション 1 (後にアルテミス Iと改名) 用のサービス モジュールを製造するという合意を発表した。このサービス モジュールは、2014 年の探査飛行試験 1には必要なかった。これは、ロッキード マーティンが提供した試験用サービス モジュールを使用したためである。^{[ 14 ]} 2014 年 11 月 17 日、ESA は、最初の ATV ベースのサービス モジュールの開発と製造に関して、エアバス ディフェンス アンド スペースと 3 億 9000 万ユーロの固定価格契約を締結した。 ^{[ 15 ]} 2016 年 12 月、ESA の加盟国は、ISS へのコミットメントを 2024 年まで延長し、その結果生じる予算上の義務の一部として、2 番目のサービス モジュールを提供することに同意した。^{[ 16 ]}

サービスモジュールは直径約5.0メートル（16.5フィート） 、長さ約4.0メートル（13フィート）で、アルミニウムリチウム合金製である。^{[ 17 ] [ 18 ]}  

最初の 6 つのサービス モジュールでは、メイン エンジンは、スペース シャトルの軌道マニューバリング システムで以前使用されたNASA 提供の改修済みAJ10-190になります。^{[ 18 ]}例えば、アルテミス I で使用されたエンジンは、以前に 19 回のスペース シャトル ミッションで飛行し、合計 89 回の燃焼を行いました。^{[ 17 ]}このエンジンは26.6 キロニュートン (6,000 lb _f )の推力を提供します。^{[ 2 ]} AJ10 設計自体は、アメリカの初期の打ち上げロケットの 1 つですが、1957 年にヴァンガードロケット用に開発された長い歴史があります。AJ10 の派生型は、アポロ サービス モジュールでも使用されました。^{[ 19 ]}将来のミッションでは、エアロジェット ロケットダインが、AJ10 設計に基づいて最大 20 基の新しいオリオン メイン エンジン (OME) を納入します。^{[ 20 ]} 

以前宇宙飛行士を月へ運んだアポロ司令船と機械船と比較すると、欧州機械船（ESM）は、約2倍の電力を生成し（11.2  kW 対 6.3  kW）、燃料満載時の重量は40%近く軽く（15,461  kg ^{[ 21 ]}対 24,520  kg）、サイズはほぼ同じ（ エンジンを除く長さ4 m ^{[ 22 ]}、直径4.1  m 対 3.9  m）で、乗員モジュールの居住空間をわずかに（45%）広くする環境を支えている（8.95 m ³対 6.17 m ³  ）。ただし、軌道操作用の推進剤は50%少なく（使用可能な推進剤8,600 kg 対 18,584  kg）搭載する。

ESMは4人乗りのクルーを21日間サポートすることができ、これは3人乗りのアポロ計画の14日間という耐久期間を上回る。

ATKの十角形（「円形」と表記）UltraFlex設計^{[ 23 ]}に代わる新しいソーラーアレイ設計は、エアバス・ディフェンス・アンド・スペース^{[ 17 ]}によるもので、その子会社であるエアバス・ネザーランズ（当時はダッチ・スペースとして知られていた）がATVの4枚のパネルからなるX字型アレイを製造した。ATVのアレイは4.6キロワットの発電が見込まれていた。サービスモジュール用のアップグレード版は、約11キロワットの発電が見込まれ^{[ 23 ]} 、展開時には約19メートル（62フィート）に及ぶ^{[ 17 ] 。}  

2015年9月、タレス・アレーニア・スペースはエアバス・ディフェンス・アンド・スペースと契約を締結し、構造および微小隕石保護、熱制御、消耗品の保管および分配を含むサービスモジュール用の熱機械システムを開発および製造することになった。^{[ 24 ]}

ロッキード・マーティンは、サービスモジュールをクルーモジュールとスペース・ローンチ・システムの上段に接続する2つのアダプターと、打ち上げと上昇中にサービスモジュールを保護した後、切り離される3つのフェアリングパネルを製造している。 ^{[ 17 ]}

2017年から

2017年2月16日、エアバスと欧州宇宙機関の間で、初の有人オリオン飛行で使用する2番目の欧州サービスモジュールの製造に関する2億ユーロの契約が締結された。^{[ 25 ]}

2018年10月26日、アルテミスIの最初のユニットがエアバス・ディフェンス・アンド・スペースのブレーメン工場で完全に組み立てられた。^{[ 26 ]}

2019年11月、ESA加盟国はアルテミスIIIとIVのESMの資金調達を承認した。^{[ 27 ]} 2020年5月、エアバスと欧州宇宙機関の間で3番目の欧州サービスモジュールの製造に関する契約が締結された。^{[ 28 ]}

2020年10月、ESAとNASAは覚書に署名し、ESAがゲートウェイ宇宙ステーションへの参加としてESM-4とESM-5を提供することで、2025年から2030年の間に欧州の宇宙飛行士を3回月周回軌道に送り込むことが可能になった。^{[ 29 ]}

2021年2月、エアバスと欧州宇宙機関の間でESM-4からESM-6を提供する契約が締結された。^{[ 30 ]}

2026年のアルテミスIIミッションでは、オリオン宇宙船とESMの初の有人飛行が行われました。上段から分離した後、乗組員はESMと暫定極低温推進段（ICPS）をターゲットとして近接操作の実証を行いました。約70分間、宇宙飛行士のビクター・グローバーは宇宙船を手動で制御し、操縦特性を評価し、将来のドッキング操作の技術を練習するための一連の操作を実行しました。ICPSにはドッキングターゲットが装備されており、搭載された航法センサーと反応制御スラスタを使用して、ESMが他の宇宙船に対して操縦する能力をテストすることができました。^{[ 31 ] [ 32 ] [ 33 ]}

飛行2日目、高地球軌道運用とシステムチェックの完了後、オリオンはESMのAJ10メインエンジンを使用して5分49秒の月遷移軌道投入（TLI）噴射を行った。これはミッション中のメインエンジンの唯一の使用であり、その後のマニューバは8基の小型R-4Dセカンダリーエンジンによって行われた。^{[ 34 ]}この噴射で約1,000ポンド（450kg ）の推進剤が消費され、宇宙船は月周回自由帰還軌道に乗せられ、残りのミッションではわずかな軌道修正のみが必要となった。^{[ 35 ]} 

飛行4日目、宇宙飛行士のクリスティーナ・コックとジェレミー・ハンセンは、深宇宙での操縦性を41分間評価する間、交代で手動で宇宙船を操縦し、6自由度と3自由度の両方のスラスタ制御モードをテストした。^{[ 36 ]}

飛行8日目に予定されていた同様の手動制御テストは、管制官が推進システムの追加テストを実施できるようにするために中止された。この変更により、エンジニアはESMの小さなヘリウム漏れに関するデータを収集し、飛行中のその挙動をより詳細に把握することができた。^{[ 34 ] [ 37 ]}

漏洩箇所は、宇宙船のエンジンとスラスタに推進剤を供給するESMのヘリウム加圧システムでした。NASAによると、漏洩は酸化剤側の加圧回路のバルブで発生し、宇宙空間への推進剤の損失には至りませんでした。この問題は推進性能に影響を与えず、主要な燃焼はすべて正常に完了しました。ミッションの自由帰還軌道の推進要求が比較的低いため、宇宙船には十分な推進剤マージンが残っており、NASAは漏洩がミッションの成功や乗組員の安全にリスクをもたらさないと判断しました。^{[ 34 ]}

飛行中の診断を支援するため、ミッション管制官は飛行計画を変更し、さまざまな条件下での漏洩をより詳細に把握するために、熱や姿勢の変化を含む推進システムのテストを優先した。ESMは再突入前に投棄され、地球の大気圏で破壊されるため、これらのテストは影響を受けたハードウェアに関する詳細なデータを収集する唯一の機会となった。^{[ 34 ]}

飛行後の評価では、飛行中に観測された漏洩率が予想よりも高かったことが示されました。NASA当局は、この問題により、将来のミッションではESMのバルブシステムの設計変更が必要になる可能性が高いと述べています。アルテミスIIで収集されたデータは、これらの更新、特に持続的な月周回活動などのより複雑な推進操作を必要とするミッションに役立つと期待されています。^{[ 34 ]}