共通係留機構
共通係留機構
STS-92 MSウィソフがCBM間でピアリングします。
タイプ非両性具有的な着床機構
開発者
長さ約16インチ（0.4メートル）[ 1 ]
直径約71インチ（1.8メートル）[ 1 ]
初回使用2000年10月11日
アクティブCBM（タイプI）
質量540ポンド（240キログラム）（指定）[ 1 ]
アクティブCBM（タイプII）
質量685ポンド（311キログラム）（指定）[ 1 ]
パッシブCBM
質量440ポンド（200キログラム）（指定）[ 1 ]

共通結合機構（CBM）は、国際宇宙ステーション（ISS）の米国軌道セグメント（USOS）内の居住可能な要素を連結する機構です。CBMは2つの異なる側面を持ち、結合するとモジュール間に円筒形の前室を形成します。前室は長さ約16インチ（0.4 m）、幅6フィート（1.8 m）です。前室の少なくとも一方の端は、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。

これらの要素は、遠隔マニピュレーターシステム（RMS）によって係留準備位置まで操作されます。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結合します。

船室が加圧された後、乗組員はCBM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はユーティリティコネクタが設置され、それらを覆うクローズアウトパネルが設置されます。こうしてできたトンネルは積載ベイとして使用でき、通常の人員通路には入らない大型貨物宇宙船からのペイロードを積載することができます。

デザインの概要

すべてのCBMタイプには、親モジュールの製造中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採用されています。ボルト接合部は2つの同心Oリングシールを圧縮します。1つはシリコン製（耐熱性向上）、もう1つはフッ素カーボン製（耐擦過性向上）です。[ 2 ]一対のリングは、生命維持に不可欠な圧力負荷に対する主要構造であるため、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 ]主要シールが劣化した場合は、CBMの一部として設計・認定された二次シールで補強することができます。二次シールは船内活動（IVA）として設置することができます。[ 4 ]

ベスティビュールの容積の大部分は乗組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通常、クローズアウト（閉鎖空間）が設置されている。ほとんどの場所では、クローズアウトの外側のユーティリティ接続用の容積が確保されている。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固有である。[ 5 ]

主要なCBMの種類
ACBMタイプI
ACBMタイプII
PCBM（ジェネリック）
資格部品番号付きアーティスト演奏[ 6 ]

ACBMは構造的な特徴に加えて、停泊に関連する基本的な機能を実行および反転する。[ 7 ]

  • アライメントは、モジュール間の距離が変化すると、6つの自由度のうち5つにおいてモジュール間の動きを物理的に制約します。[ 8 ]この制約は、連続する構造部品のセットによって課されます。[ 9 ]
  • 入力モジュールがラッチの届く範囲内に正しく配置されると、RMSオペレータにキャプチャラッチの操作準備完了の通知が提供されます。ラッチ準備完了の通知は、各ラッチに関連付けられた4つのメカニズムによって提供されます。
  • 進入するモジュールは4つのラッチで捕捉され、回転と並進の組み合わせによって引き込まれ、PCBMとACBMをわずかな隙間を残して一直線に並べます。[ 10 ]
  • 強固な構造接続が確立されます。ACBMの16本の電動ボルトはそれぞれ、残留隙間を横切り、PCBMのナットにねじ込まれます。ボルトは多段階のプロセスで締め付けられ、2つのフランジを徐々に適合させ、CBM/CBMシールを圧縮し、CBM/CBM接合部に予圧をかけます。

ACBMには2つの機能タイプが指定されました。[ 11 ] 24個の独立した機構を備えたタイプIのACBMは、親モジュール上で軸方向または放射状に配置できます。6つの軌道方向のいずれかを向くことができるため、[ 12 ]接岸操作開始時の温度は広範囲にわたります。[ 13 ]

タイプII ACBMは、ポートに何も停泊していない場合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てタイプIの設計を強化しています。コンポーネントのうち4つは、進入するモジュールの進路から逃れるために展開できる機構です。その他のコンポーネントは、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場所、または停泊前の過酷な環境にさらされる方向で使用されます。[ 14 ]タイプII ACBMは、資源ノードのラジアルポートに搭載され、あらゆる軌道方向に向けることができます。

PMA 1 と PMA 2 は、ノード 1 の軸 ACBM で打ち上げられました。

PCBMには、I型ACBMのものに対応する継手と位置合わせ構造が組み込まれている。継手のうち32個はバネ仕掛けの機構であり、捕捉および硬化時にACBMの対応する部品によって作動する。[ 15 ]主要な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的な動きを安定させるために、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PCBMの一部である。[ 16 ]

PCBMには2つのタイプが指定されており、シールの耐久性のみが異なる。タイプI PCBMシールのS383シリコン素材は、タイプIIのV835フルオロカーボンよりも、2つのモジュール間のバース前の温度差に対する耐性が高い。また、S383はバース前の軌道上で遭遇する原子状酸素に対する耐性も優れている。[ 17 ]タイプIIは、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から小型部品を打ち上げるために使用された。これは、V835素材が振動による擦れによる損傷に対してより耐性が高いためである。[ 18 ]

PCBMは常に親モジュールの端に取り付けられます。隔壁に取り付けられることもあれば、接合前に真空に開放された一次構造のバレルセクションのエンドリングとして取り付けられることもあります。[ 19 ] PCBMは幅広い熱質量を持つモジュールに取り付けられるため、初期温度条件も広範囲にわたります。運用上、PCBMは常にACBMとは反対の飛行姿勢を向いているため、温度差は顕著になる可能性があります。[ 20 ]

オペレーション

詳細なグラフィックはオペレーションギャラリーをご覧ください。個々のバース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。

発売後

STS-130 MSロバート・ベンケンは、第3ノードのナディールACBMの船外活動準備中に休憩を取っている。[ 6 ]

ACBMは、軌道上での初使用準備として船外活動（EVA）が必要となる。タイプIのACBMは通常、軸ポートに設置され、通常「シャワーキャップ」カバーを備えており、2名のEVA乗組員が取り外して収納するのに約45分かかる。タイプIIのACBMはノード・ラジアル・ポートに設置され、展開式M/Dカバーの発射拘束を解除する必要がある。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カバーを再び閉じる必要があり、これによりラッチ準備完了インジケータが作動する。点検を含め、各ラジアル・ポートは1名のEVA乗組員に約15分を要し、必要に応じてIVA乗組員の支援を受けてACBMを操作する。[ 21 ] [ 22 ]

NSTSで打ち上げられた実物大の部品には、PCBMのシール部分に保護カバーが取り付けられていた。船外活動クルー2名が、PCBMのカバーの取り外しと収納、その際にシールの点検、必要に応じて清掃を行うのにそれぞれ40～50分を要した。[ 23 ]打ち上げインターフェースとして使用されたタイプII PCBMは、カバーが取り付けられていなかったため、ボルトを外してから点検された。補給飛行では、点検はカメラのみで行われる。[ 24 ] [ 22 ]

停泊

準備

第56次長期滞在における稼働中の共通係留機構のチェックアウト（実速度の約10倍）。[ 6 ]

PCBMは、打ち上げ後に必要となる準備以外、着艦準備は不要です。ACBMの着艦準備には約1時間かかり、まず補助設備（電力、データ）の選択と各制御盤アセンブリ（CPA）の順次起動を行います。2つのCPAが主制御器と副制御器として選定されます。

アクティベーションは、ビルトインテストを実行し、アクチュエータの位置カウンタを初期化します。各ボルトアクチュエータは2回転伸長し、その後3回転収縮することで、ボルトとモーターの両方の動作確認を行います。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はすべて動作初期位置（ボルトは0回転、ラッチは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、リモート検査が実施されます。[ 25 ]

準備段階で考慮された不測の事態には、ACBMリングの表面清掃、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に関する船外活動（EVA）是正措置などが含まれる。CBMへの電力および通信支援の喪失については、具体的な解決手順が用意されている。[ 26 ]

機動

PCBMを搭載したモジュールは、遠隔操作ロボットによる遠隔マニピュレータシステム（RMS）によって捕捉エンベロープ内へ移動されます。モジュールの係留には、6関節のシャトル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が使用されています。

ISS第10次長期滞在クルーのリロイ・チャオ中佐がデスティニーラボからSSRMSを操作している。[ 6 ]

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「キャプチャ」または「グラップリング」とも呼ばれます。NSTS時代、ペイロードは通常、シャトルのペイロードベイに到着しました。グラップリング中、SRMSの関節は「リンプ」状態となり、ペイロードの正確な位置に合わせて姿勢を調整します。SSRMSは通常、ISSに対して一定の距離と方向を維持するように操縦された自由飛行中のペイロードをグラップリングします。グラップリングが完了すると、RMSは関節角度を変化させてモジュールを移動させます。モジュールの動きは、太陽電池パドルなどのISSの他の可動部品と連携して調整されることがよくあります。

STS-98におけるシャトルRMSの3回の結合作業を描いたNASAのアニメーション。[ 6 ]

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。初期のバース誘導は、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用いて行われていたが、これはすぐに汎用には適さないと判断された。SVSは、STS-98で初めて使用された、タスク専用のセンターラインバースカメラシステム（CBCS）に置き換えられた。[ 27 ]

RMS操作の完了に必要な時間は、追従する軌道と、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、あらゆる緊急時対応計画にも当てはまります。操作の終盤、PCBMがACBMと噛み合い始めると、オペレーターは狭い通路を進むことになります。RMSオペレーターが目標の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時点で操作は終了します。RTLはバネ仕掛けの機構であるため、RMSはエネルギーを蓄え、分離力に抵抗できる状態になります。[ 28 ]

メイト

CBM の 2 つの半分は、名目上、次の 3 つの操作で結合されます。

  • キャプチャーは、ACBMの形状に応じて、接近するPCBMを捕捉して調整します。
  • ナット取得は各パワーボルトをそれぞれのナットにねじ込みます
  • ボルトアップは2つの半分の間のジョイントに完全な予荷重をかける

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ました。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「第一段」捕捉コマンドを発行します。第一段捕捉は、各ラッチがそれぞれのフィッティングの上に位置することを保証し、スイッチ状態を評価することで動作検証を行います。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発生する負荷は低いままです。完了までに約15秒かかる第一段捕捉は、地上管制官がほぼリアルタイムで進捗状況を監視できる軌道領域に限定されます。係留要素が大きい場合、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漂流状態に維持され、乗組員の運動は禁止されます。[ 29 ]

2つのプロトコルは、ラッチが2つの半分をパワーボルトの届く範囲まで引き寄せる方法が異なります。NSTS時代は、SRMSが「テストモード」になった後、第2段階の「キャプチャ」コマンドが1回発行されました。SSRMSを使用する場合、オフノミナルブレーキ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、キャプチャは約108秒の作動時間でラッチを指示されたシャフト角度12°まで駆動します。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までフィッティングに「フック」されないため、RTLの残留エネルギーによってラッチが一時的に開く可能性があります。[ 30 ]

STS-120/FD04実行パッケージ（NASA/MCC、2007年）の係留タイムラインでは、RMSとCBMの運用がそれぞれ黄色と青で強調表示されています。制限事項は赤で強調表示されています。パワーボルトのコマンドは、第2段の捕捉後に地上管制官によって発行されました。[ 6 ]

オペレーターが捕捉プロセスが正常に完了したと判断すると、16個のパワードボルトすべてが5rpmで作動し、予荷重制限は1,500lbf（6,700N）となる。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、各ボルトのロードセルによって結果荷重が報告される。この「ABOLT（アボルト）」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する。先に終了したボルトは、後続のボルトがナットを固定するにつれて指示荷重が変化する。オペレーター（地上にいる場合もある）は、結果荷重の状態を評価し、荷重状態が許容可能かどうかを判断します。許容可能であれば、姿勢制御と運動に関する制限が解除されます。RMSはペイロードを解放（アングラップル）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、CBMの両側の温度差が過大であることが示された場合、ABOLT状態が長時間保持されます。「熱保持」により、両側の温度が均一になります。その後、パワーボルトは6段階に分けて最大プリロードまで締め付けられます。各コマンドは、90°間隔で4本のボルトに同時に発行されます。オペレーターの判断により、一部のステップは複数回実行される場合があります。最終的なボルト締め付け時間は60分と想定されていますが、増分プリロードの反復回数によってかなり変動する可能性があります。[ 33 ]

オペレーターがボルトアッププロセス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は非アクティブ化されます。電力、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ます。

CBMの設計には、いくつかの異常事態への対応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シールによって対応でき、ベスティビュールは大気圧を保持できます。2本のボルトが破損しても、ボルトが隣接しておらず、ベスティビュール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1本とラッチ準備完了インジケータ1本が破損しても、ミッションの成功を脅かすことなく許容されます。また、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できるように設計されています。電力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から外れたり、部分的なストロークで詰まったりした場合の解決シーケンスも用意されています。この運用段階における緊急時対応手順では、SSRMSの異常ブレーキと、ISSまたはシャトルの他のシステムが即時離脱を必要とした場合の「迅速な安全確保」についても規定されています。[ 34 ]

IVA運用

STS-92パイロットのパメラ・メロイは、ノード1の天頂玄関から除去すべき2つのコントローラパネルアセンブリ（CPA）を確認した。[ 6 ]

玄関ホールの艤装には、機器のセットアップ、リークチェック、そして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、そして2つの要素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時間程度かかる場合もありますが、少なくとも場合によっては、玄関ホールのハッチを開ける前に、 圧力降下による「精密リークチェック」を長時間行うために、この時間を一時停止することもあります。

CPAは乗組員通路を貫通して玄関ホールと重なるため、必ず撤去しなければなりません。[ 35 ]また、新しく係留された要素のハッチを横切るカバーも必ず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の取り外しと保管にさらに20～40分かかります。通常、向かい合う2本のハッチビームの内周には、玄関ホールの周囲に徐々に堆積するゴミを軽減するための閉鎖パネルが設置されます。[ 36 ]

内部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を含む詳細な緊急時対応手順が事前に準備されていました。ベスティビュールにおける大気漏れを特定するための一般的な手順は、少なくともISS組立段階4A以降存在しており、3組のIVAシールすべてに対する緊急時対応設置手順も同様です。CPAコネクタ（地上および軌道上の両方）の損傷が報告されたため、STS-126ではリスク軽減手順が実施されました。[ 37 ]

離岸

要素の撤去は、基本的に停泊のプロセスを逆順に行う。[ 38 ]作業内容は、ベスティビュールが作戦のためにどのように構成されているかによって異なる。最も一般的な実施方法は、ノード・ラジアル・ポートから兵站要素aを離泊させるために再構成する際に、ベスティビュールの装備を撤去することから始まる。この手順は当初、2名の乗組員と4時間の作業時間を想定していた。この手順では、ACBM/PCBMインターフェース計画を横切るアイテム（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）を撤去し、離泊操作に不可欠なCBMハードウェア（CPA、サーマルカバーなど）を設置し、ハッチを閉じる。[ 39 ]

STS-135中に第2ノードとMPLMラファエロ間の前室を減圧するために使用された装置

その後、センサー、補助電子機器、そして長さ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低下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（リークチェックのための滞留時間を含む）の準備が整います。減圧中にCBMシールが損傷するのを防ぐため、臨界（絶対）圧力目標は2 mmHg（267 Pa）です。[ 40 ]

バース準備と同様に、CBMへの電力とデータ供給のための補助ユーティリティが設定されます。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」コマンドがパワーボルトに発行され、キャプチャラッチは個別にシャフト角度212°に設定されます。その後、ラッチは公称「キャプチャ完了」位置である12°に設定されます。CBMは「スタンバイ」状態のままにするか、電源を切断します。[ 41 ]

離岸後、ハーモニーの最下点CBMのカバーが閉じられる。

PCBM 要素をハード メイト状態から解放するには約 90 分かかります。これは、16 個のパワー ボルトすべてを約 0.4 回転緩めることから始まり、5 分もかかりません。[ 42 ]この手順が完了した後、16 個のボルトすべてに正の残留荷重が必要です。[ 43 ]次に、4 個のボルト セットが完全に引き抜かれ、各セットが公称位置の 21.6 回転に達するのに約 6 分 30 秒かかります。3 番目のセットを取り外す前に、RMS グラップルとフリー ドリフト姿勢制御を設置する必要があります。16 個のボルトがすべて引き抜かれた後、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 の位置合わせガイドに押し付けられます。離脱する要素は RMS によって操作され、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 の電源を切断して ACBM がシャットダウンします。[ 44 ]

離着艦中の不測の事態への対応は、一般的に、離着艦作業の準備と実施における対応と同様である。多くの場合、CBM部品の取り外しと交換を可能にするための緊急再着艦の指示で事実上終了する。CBM離着艦のために船室を再装備する作業が必要となるため、緊急離着艦には一般的に不向きである。[ 45 ]

機会

ISSの当初の設計では、居住施設はノード1（ユニティ）の天底側ポートに設置されることになっており、隔壁貫通部もそれに応じて設計されました。最初の組立段階を経てステーションが成熟するにつれ、ノード3もその場所に計画されました。後に、左舷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。しかしながら、ノード1内の当初のユーティリティ配線は、変更を可能にするために軌道上で大幅な変更を必要としました。CBMの直径が大きいため、作業中はPMA3を圧力封じ込め閉鎖部として使用することができ、EVAなしでフィードスルーを取り外して交換することができました。 PMA3は第21次長期滞在中に左舷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」が接続され、ノード3の到着に備えていた。再構成された隔壁は、PMA3を保管場所に戻す前に漏れがないかテストされ、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 ]

第 61 次長期滞在のフライト エンジニアであるジェシカ メアが、 8 つのキューブサットを搭載したスリングショット小型衛星展開装置の前でポーズをとっています。

CBMの深さ、直径、そしてアクセス性は、スリングショット展開システムからのキューブサットの放出にも活用されています。このフレームワークは、補給車両（例えば、シグナス）のPCBM内部に搭載されます。ビショップ・ナノラック・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活用し、同様の機能を備えた「ベル」を繰り返し着脱します。[ 47 ]

発達の歴史

STS-135のドッキング解除後のフライアラウンドでは、CBMに影響を与える主要な要因が明らかになった。PCBMの捕捉時の軌道はRMS（1）によって決定される。RMSは、キューポラ（2）やPMA（3）からきぼう（4）に至るまで、様々な重量のモジュールと相互作用する。RMSの質量は照明と相互作用し、CBMリング間の温度差を生み出す。これは、特にラジアルポート（5）において、圧力誘起による偏向を増加させる。[ 48 ]

米国の宇宙計画におけるバーシングの概念は、ドッキングの進化の過程で直面した軌道力学上の問題を軽減するために開発された。バーシング専用に開発された最初の機構ではないものの、CBMは海面圧力に耐える構造ジョイントを組み立てるために米国で初めて設計された装置である。CBMは4つの典型的な特徴を備えている。

  1. 加圧構造物は、他の主要な荷重に加えて内部圧力も受ける。 [ 49 ]乗組員室の圧力殻として使用する場合、生命維持に極めて重要な構造物とみなされる。そのため、荷重、漏洩率、シールの冗長性、検証方法といった問題に特別な注意が払われる。また、破損した場合の影響についても綿密な調査が行われる。 [ 50 ]
  2. 外部フランジは、機械的荷重と、親圧力容器内の圧力によって引き起こされる荷重の両方を受けます。フランジの相対的な剛性によって、自由端の形状変化が決まります。フランジに何かを取り付ける場合は、変形を吸収する必要があります。[ 49 ]
  3. 可動機械アセンブリは、姿勢の変化に応じて力の伝達方法が異なります。その荷重は内部摩擦の影響を受け、構造物よりも多くの解析と設計の反復が必要となることがよくあります。CBMの場合、荷重経路にはモジュールとRMSの両方が含まれるため、非常に複雑になる可能性があります。 [ 51 ]
  4. 高真空に耐える構造接合部は、接合部全体の隙間を厳密に制限するように設計されており、組み立て条件も慎重に管理されています。CBMの場合、これらの問題は、バース前のたわみを適合させる際のシールの擦れや、接合部に閉じ込められた塵や埃によって、ボルト締め時にさらに複雑化します。[ 52 ]

これらの機能を宇宙船で使用するには、過酷な環境下での使用を想定した特別な配慮が必要です。ISSの典型的な高度255海里（472km）において、NASAは7つの環境要因を特定しています。[ 53 ]

CBMに衝突する流星フラックスの強度は設置方向によって大きく変化する。[ 6 ]
  1. 周囲の中性大気の組成、特性、および状態。特に、原子状酸素（AO）は多くの材料に対して強い腐食性を示します。PCBMのフェイスシールのようなエラストマーは、AOに対して特に敏感です。低圧と低絶対湿度も、多くの材料の組み合わせにおいて摩擦係数に影響を与えます。また、極低圧への曝露は、特定の材料の化学組成を経時的に変化させます。[ 54 ]
  2. 強い指向性を持つ放射エネルギーの発生源と吸収源。宇宙船の露出部品の取り付け、光学特性、断熱性は、許容温度を維持するように設計されている。場合によっては、これらの影響を軽減するために、宇宙船全体の軌道方向が動的に制御されることもある。[ 55 ] [ 56 ]
  3. 地磁気は、 ACBMのセンサー、スイッチ、制御装置などの高感度電気部品に干渉する可能性があります。部品が地磁気を通過する際に、その影響により、部品が完全に故障する可能性もあります。[ 57 ]
  4. イオン化ガスは露出面を汚染し帯電させるが、CBMにはそのようなガスが多数存在する。ほとんどの宇宙船は、露出した部品を慎重に接地することでこの問題に対処している。[ 58 ]
  5. 動力機器内の電子のエネルギー状態を変化させる電磁放射線。ACBMに搭載されているようなモーター、センサー、制御電子機器は、遮蔽されていない限り、これらの影響を受けやすい。[ 59 ]
  6. 隕石や軌道上のデブリの中には、重量が重く、高速で移動するものもあり、宇宙船に衝突する可能性があります。この点に関してCBM設計は様々な方法で強化されてきましたが、この問題は統合宇宙船レベルで設計されており、CBM仕様書のいずれにも定量的な要件は規定されていません。[ 56 ] [ 60 ]
  7. 重力加速度と遠心加速度のバランス（しばしば「無重力」と呼ばれる）は、地上では重力が支配的であるため、地上における機構の動作検証に大きな影響を与えます。CBMは、典型的な宇宙船エンジニアリングの手法に従い、解析と試験を繰り返して、この条件を想定した設計の開発と検証を行いました。[ 51 ]

これらの特徴や要因のいくつかは、ISSの軌道、構成、成長計画、打ち上げ機、そして組立技術に関する一連の長い一連の決定を通じて相互作用しました。バーシング運用は、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起源を発しています。CBMコンセプト自体は、1980年代初頭のプログラムの最初の研究から浮上し、複数回のコンセプトの反復を経て、1990年代の終わり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。

起源（1984年頃以前）

CBMは、米国の大型宇宙船組立能力の長い進化における一つの分野に過ぎません。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組立に必要」と認識されていました。アポロ計画の終了までに、それを支える標準化されたランデブーおよびドッキング方法が実証されました。推進剤管理の基本的な課題は十分に理解されており、接近作戦中に追跡機の推進RCSプルーム[ 61 ]が目標機に衝突することによる操縦安定性や汚染の問題も理解されていました[ 62 ]。

ドッキング操作では、標的の車両を妨害しないように複雑な操縦が必要になることがよくあります。[ 6 ]

スペースシャトル計画の出現により、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、新たな問題も生じました。追跡機と目標機の質量に大きな差があったため、接触後の運動量の均等配分が不十分となり、シャトルの質量が大きいため、アポロ計画で必要とされたよりもはるかに多くの制動用燃料が必要となりました。軌道からの帰還時に揚力を得ることを目的に設計された非対称オービターでは、ターミナルアプローチ運用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した。シャトルの大きなRCSプルームが比較的小型の目標機に衝突すると、接近運用中の目標方向の制御も困難になりました。これらの問題により、シャトル計画における制動戦略の変更が余儀なくされました。すべての戦略がすべての軌道方向で容易に実施できるわけではなく、一部の方向での組み立てが困難になる可能性がありました。長尺遠隔ロボット装置（RMS）の使用により、最初の接触点を追跡機から遠ざけることで、この脅威を軽減しました。[ 63 ]

1972年までに、シャトル計画の要件分析では、ミッション目標のほぼ40%がオービターのペイロードベイへのペイロードの搭載による組み立てを伴うと推定されました。当時、回収された宇宙船の多くはこのような作業を想定して設計されていないことが想定されていたため、ドッキングに関する問題を解決（または排除）することの重要性がさらに高まりました。この問題を解決するために、ドッキング操作が開発されました。シャトルの計画されたRMSには、接触速度がほぼゼロの状態で近くの宇宙船を優しく掴むという要件が割り当てられました。RMSを用いて軌道上で物体を組み立てることは、新興システムの位置と方向の両方の精度に対する重要な要件と見なされました。[ 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CBMにとって重要となる要件項目が出現した。RMS制御の精度と精密度、物体を強制的に位置合わせする能力の限界、そして捕捉時にブームとジョイントに発生する構造荷重のピークの大きさである。これらは、機構開発の設計、認定、運用において極めて重要であることが判明した。[ 65 ]

宇宙ステーションタスクフォースは、バースでの組み立てを主要な組立技術として特定した。[ 6 ]

SRMSは、1983年6月のSTS-7で初めて回収とペイロードベイへのバースを実現した。最初の運用日は、NASAの宇宙ステーションのニーズ、特性、およびアーキテクチャオプション調査の8つの契約業者による最終報告書提出の2か月後だった。最終報告書の作成時点では飛行結果は得られていなかったものの、少なくとも3つの契約業者は、スペースシャトルのペイロードベイに運ばれた与圧モジュールから宇宙ステーションを組み立てる主な方法として「バース」を挙げていた。そこで説明され、図示されたコンセプトのうち、CBMの最終的な設計と強く類似するものはなく、技術的な詳細に関する議論はほとんど入手できない。[ 66 ]

1984年初頭、宇宙ステーションタスクフォースは、2つのモジュールが互いに接触し、ラッチングされる際に発生する荷重を緩和するバーシングメカニズムについて説明しました。接触条件は重要であると認識されていましたが、当時は定量化されていませんでした。内部通路の直径についても同様です。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」も必要とされていました。標準化されたバーシングメカニズムは、モジュールポートの外部フランジとして認識され、「6ポートマルチバーシングアダプタ」は、最終的なリソースノードの概念にほぼ対応していました。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引き起こされるたわみは、開発上の重要な課題として認識されるようになりました。[ 67 ]タスクフォースの最終報告書は、「共通バーシングメカニズム」への最も初期の言及の一つであると思われます。[ 68 ]

先行開発/フェーズB（1985年頃～1988年頃）

1980年代を通して、他の結合機構が開発されるにつれて、結合に関する知識基盤は拡大しました。これには、飛行支持構造ラッチ（写真参照）やシャトルのペイロード展開回収システムなどのシステムが含まれます。[ 6 ] [ 69 ]

NASAは、進行中のシステムレベルの構成研究と並行して、ドッキング負荷（速度0.1フィート/秒未満）を大幅に軽減し、ペイロードの結合機能を提供するための高度なドッキングおよび結合機構の概念開発プロジェクトが1984年度から開始されると予想していました。[ 70 ]

結合機構高度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自由度試験施設で実規模試験が実施されました。この取り組みにおいて、「共通」とは、単一の機構設計ファミリーが結合とドッキングの両方を実現し（両者の異なる要件を継承し）、ファミリー内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。「能動」と「受動」は、ドッキング後の残留運動エネルギーを減衰させる機構が備えられているかどうかを指します。モーターで展開する2種類の異なる設計（それぞれ短リーチと長リーチを持つ、高速動作と低速動作）の捕捉ラッチが、外側半径部に取り付けられました。外側に向いたガイドペタルも外側半径部に配置されており、機構全体の直径は約85インチでした。[ 71 ]

NASAのアーティストによるモジュールの概念図（1989年1月）。[ 6 ] [ 72 ]

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」によって実現されました。10,000lbf（44,500N）の引張荷重に対応するように設計されたボルトとナットは、DOD-L-85645で規定されている二硫化タングステンドライフィルム潤滑剤でコーティングされたA286鋼で製造されました。ボルト/ナットの位置は、直径63インチの圧力壁の周囲で交互に配置され、両方のリングの表面にシールが設けられていたため、組立段階では実質的に両性具有の機構となっていました。ボルトは、隔壁を貫通する密閉された駆動貫通部を用いて手動で操作できるように設計されていました。電動トルク締め付けのオプションも検討されましたが、設計には至りませんでした。ボルトはヘッド側またはナット側から締め付けることができました。入手可能な文書には、トルク値も予圧の不確実性も記載されていません。 [ 73 ]

研究で検討された4つのバリエーションのうち1つは、アルミニウム製のベローズを組み込んでおり、モジュールのループを閉じることができる。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個の滑車に通された連続したケーブルループによってベローズ全体に伝達される。ベローズの設計に関するすべての問題は、開発試験シリーズの終了までに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部と50インチ四方のハッチウェイを収容できる程度であったが、機構エンベロープはUSOS資源ノードの凹型ラジアルポート配置との互換性が限定的であった。ラジアルポート配置との互換性が明らかに欠けている理由は、ノードの構成がまだ不安定であったことによると考えられる。ノードの構成は、球形の10ポートモジュールと円筒形の3ポートモジュールの2種類が想定されていた。当時のベースラインステーション構成の他の多くの特徴も、最終的なISSとは大きく異なっていた。[ 75 ]

宇宙ステーションフリーダム（1989年頃～1992年頃）

米国の実験モジュール「デスティニー」の組み立て中に見られる4つの「スタンドオフ」は、ラックへのユーティリティ（電力、データなど）配線のためのスペースを提供します。この構造的アプローチが、CBMの大口径化の起源となりました。

1990年が近づくにつれ、CBMのサイズは、モジュール設計に対する特定の工学的アプローチによって安定化されました。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の領域に分割されました。モジュールの全長にわたって走る中央通路は、4列の機器列に囲まれています。機器列は、圧力シェルのほぼ全長にわたって走る4本の線に沿って合流します。これらの点のすぐ外側には、通路と平行にくさび形のユーティリティ空間が走っています。ユーティリティ空間は、その全長にわたって多くのステーションから機器への接続を可能にします。軌道上で結合されたモジュール間のユーティリティ接続を容易にする機器など、その他の機器は、モジュールの円筒形部分よりもエンドコーン空間に効率的に実装されています。モジュール間を接続するこれらのユーティリティ空間の貫通部は、ベスティビュール、ひいてはCBMのレイアウトにおいて重要な考慮を払われました。[ 76 ]

各機器バンクは、標準サイズの「ラック」に分割され、軌道上で設置することで、ステーションの能力を修理、アップグレード、または拡張することができました。関連機器を収容するラックは、打ち上げ前に地上で統合および受入試験を行うことができました。この統合アプローチにより、小型部品の交換では不可能だった高度な検証が可能になり、「モジュールの30年間の寿命にわたって容易に再構成できる」ようになりました。また、この統合アプローチにより、モジュールの最初の打ち上げ時に一部の重量ラックを移動させることで、その後の軌道傾斜角の変化にも対応できるようになりました。共通ハッチとCBMの独特なサイズと形状により、軌道上で大型ラックをモジュールに出し入れすることができ、このモジュール統合コンセプトが可能になりました。[ 77 ]

宇宙ステーションフリーダム計画のための3つのCBM構成。Illi （1992）およびWinch＆Gonzalez-Vallejo（1992）の詳細な図解と同時期のもの。[ 6 ]

この時期に行われた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」機構を採用するというアイデアは却下され、それぞれの異なる操作に固有の主要機構が特定された。NASAは少なくとも1991年まで研究を続けていた、様々なラジアルポート構成を備えた「共通」モジュール圧力シェルのコンセプトは、円筒形の圧力シェルの一端近くに4つのラジアルポートを備えた専用の「リソースノード」に置き換えられた。「モジュールパターン」の完成は、初期のシステムレベル設計から1992年まで延期され、ベローズベースのPCBM型は廃止された。[ 78 ]

バースコンセプトはCBMの開発と並行して進化しました。これは1992年のSTS-49のEVA3において、6人によるインテルサット603の緊急時「捕捉」の様子です。

1990年代初頭までに、CBMのより詳細な構想が明らかになり始めた。PCBM開発仕様の最初の発表は1991年10月、続いてCBM/PE ICDが1992年2月、ACBM開発仕様が1993年1月に発表された。[ 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ることなく維持された。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、ボルト径は0.625インチ（15.9 mm）に拡大された。ボルトとキャプチャラッチはどちらも電動式で、手動バックアップも利用可能であったが、個々の機構は依然として隔壁を貫通する密閉式カップリングによって駆動されていた。「アクティブ」という用語は、結合操作が行われる際に軌道上に既に存在するインターフェース側に、すべての動力装置が共存することを意味するようになった。[ 80 ]

先行開発コンセプト以降、その他の特徴はより大幅に変更されました。「両性具有」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、ナット側はもはや駆動可能とは記載されなくなりました。8チャンネルの多重化モーターコントローラーは、ラッチ間の遠隔切り替えが可能で、ACBMを備えたモジュールごとに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。パッシブフレキシブルCBMはキャンセルされるまで、依然としてアルミニウム製のベローズを使用していましたが、ケーブル/プーリーのコンセプトは、多重化モーターコントローラーによって駆動される16本の電動ストラットに置き換えられました。CBM/CBMシールの設計は、インターフェースの片側のみに「面」設計が採用されました。アライメントガイドは展開可能で、その向きは内側に反転されました。4つのキャプチャラッチには摩擦クラッチが取り付けられ、逆方向に駆動できるようになりました。[ 80 ]

この時期に新たな特徴が出現した。ACBM構想にデブリカバーが追加された。これは直径全体を覆う一体型のユニットで、取り外されてRMSに置き換えられた。リングと隔壁の固定は64本のボルトパターンで定義されていたが、どの資料にもボルトパターンの区別は記載されていない。CBM/CBM接合面に平行な荷重を支えるため、シアタイが設計に追加された。[ 80 ]

ISSへの移行（1993年～1996年頃）

飛行中のISSの特徴は、宇宙ステーション再設計タスクフォースのオプションA-2で確認することができます。[ 6 ]

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額は1984年の80億ドルから380億ドルに増加した。翌年3月までに見積額は300億ドルに減額されたものの、議会ではプログラムの再構築または中止を求める声が強かった。1993年3月、NASA長官ダン・S・ゴールディンは、クリントン大統領が「…現在の宇宙ステーションをより効率的かつ効果的なプログラム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ながら、現在の目標の多くを達成したい」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のコンセプトを説明した。各コンセプトは、それぞれ軌道傾斜角28.5度と51.6度で評価され、米国とロシアの発射施設からの支援に関する問題がないか明らかにされた。3つの構成はどれも現在のISSの設計と完全に一致するものではないが、最終的な構成と非常によく似たものもあった。CBMは、すべてのオプションですべての傾斜角に含まれる唯一の明示的に特定された構造/機械サブシステムであった。EVA時間を短縮するため、すべてのオプションでユーティリティ接続用のベスティビュール容積を増やすことが推奨された。自動制御装置、モーター、ラッチ機構の除去は、オプションの1つ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、すぐに様々な出来事によって覆されてしまった。1994年後半までに、米国、ロシア、そして国際パートナーは、それぞれの国家的取り組みを単一の「国際宇宙ステーション」プロジェクトに統合することで原則合意した。この協力により、 STS-74におけるオービター・ドッキング・システム（ORMS）へのドッキング・モジュールの設置といった、ハイブリッドな組立作業が実現した。これにより、バースとドッキング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ものの、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 ]

両CBM仕様は、移行プロセスの一環として、1995年（PCBM）と1996年（ACBM）に全面的に書き直されました。この時期には、ICDが改訂D（1996年6月）において、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 ]国際的な取り組みの最終的な枠組みが契約に基づいて1996年12月に確立された時点で、最初のCBMシミュレータは既にNASAに納入されていました。[ 84 ]

資格取得（1994年頃～1998年）

ACBMとPCBMのほとんどの要件は個別に規定されているため、その適合性は別々に検証された。[ 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、パワーボルト、パワーボルトナット、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も生成された。[ 86 ]例えば、パワーボルトとナットの機能は、周囲機能、ランダム振動、熱真空、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適格とされた。[ 87 ]降伏および極限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放するために必要なトルク、電気的導通、およびボルトのロードセルの精度に基づいていた。[ 88 ]

対照的に、少なくとも11の規定された検証活動では、両側の嵌合および／または脱着の共同検証が必要とされた。[ 89 ]そのうち5つは、特定の状況とインターフェースの組み合わせを必要とする試験および／または実証によって検証された分析を求めていた。例えば、仕様では、捕捉は「…SRMSおよびSSRMSによって課される動的荷重下での解析によって…ACBMおよびPCBM、ならびにそれらのインターフェース構造における温度と圧力に起因する性能変動を含む組立レベルの試験によって検証される」ことが必要であった。[ 90 ] ACBM/PCBMインターフェースのボルト締め解析とその後の漏洩は、圧力と温度による歪みの影響を含む要素レベルおよび組立レベルの試験による同様の検証が必要であった。また、「…ラッチ準備完了表示と捕捉の達成を中断することなく…機械的機能」を検証するために、組立レベルでのエンドツーエンドの実証も必要であった。[ 91 ]

1993年のステーション再設計ではCBMの設計変更はほとんど行われなかったものの、熱平衡試験の時点では、サーマルスタンドオフとストライクプレート（1）、レディ・トゥ・ラッチ（RTL）インジケーター（2）、IVAシールランドカバー（3）、外部アクチュエータ（4）、アライメントピンとソケット（5）、専用コントローラー（6）など、いくつかのCBM設計変更が導入されていた。RTL、アライメントガイド（7）、キャプチャラッチ（8）はまだ飛行可能な構成にはなっていなかった。[ 6 ] [ 92 ]

捕捉ダイナミクスと歪みの複合効果を課すには、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。専用のテストセットアップは、3つの並行したスレッドで開発されました。[ 48 ]

  • 初期のCBMバージョンの接触力学解析は1992年までに開始され、ボーイング社のCBMモデル開発試験に使用するため、MSFCのRMSモデルに組み込まれました。このモデルは「ソフト拘束法」に基づいており、「…対応する面間の交差または貫通を評価し、貫通深さに比例する相互に垂直な力を計算する」ものでした。これらの「反発」力とその後の加速に関する予備的なモデル検証試験は、1992年から少なくとも1997年まで、MSFCの接触力学研究所で実施されました。[ 93 ]荷重は局所的に線形化され、MSFCのV20真空チャンバーの上部から吊り下げられたカウンターバランス式の「抵抗荷重システム」によって、PCBM試験体の後端に負荷されました。[ 94 ]
  • 温度予測は標準的な熱解析モデリング技術に基づいて行われた。このモデルは、1995年から1996年にかけてAEDCの12V熱真空/太陽光シミュレーションチャンバーにおいて、両アセンブリのスタンドアロン熱バランス試験によって検証された。これにより、適切なインターフェースコンダクタンス、内部再放射、および内部熱容量が確保された。検証は、選択的な接触コンダクタンス試験によって裏付けられ、熱バランスにおいて解決すべき変数の数を削減した。[ 95 ]アセンブリレベルの適格性試験では、ストリップヒーター、極低温シュラウド、および直接液体窒素注入の組み合わせによって温度が設定された。[ 96 ]
  • 加圧された要素の圧力によるたわみは、主要な圧力シェルの有限要素モデル化によって推定され、1996 年半ばに圧力テストの検証につながりました。CBM アセンブリ レベルのテストでは、16 フィート (4.9 m) のアクティブ圧力容器 (APV) が、飛行中のものを模したラジアル ポート バーシング プレートの境界条件をエミュレートしました。エミュレーションでは、厚さが 0.125～1.00 インチ (3.2～25.4 mm) の 32 個の外部構造ダブラー、32 本の内部ストラット、および 16 個の空気圧アクチュエータを使用して、それぞれ剛性の調整、たわみの制限、および局所的なラジアル荷重の適用を行いました。よりシンプルな 9 フィート (2.7 m) の受動圧力容器では、軸方向ポートをエミュレートしました。APV の製造は、ノード 1 のラジアル バーシング プレートの設計でマイナス マージンの発見と重なっていましたこれは、テスト中にナット取得コマンドの相対的な回転によって補正されました。[ 97 ]
CBM運用の適格温度範囲は報告されており[ 13 ] 、太陽光、地球、深宇宙背景への露出に強く影響されます。[ 20 ]

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チャンバーにおける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開始され、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つのフェーズに分かれて実施されました。

フェーズ A では、さまざまな大気および温度条件下で 62 回のボルト締めサイクルを実行し、漏れ率と電動ボルト/ナットのライフサイクルを評価しました。
フェーズ Bでは、温度条件の拡張範囲で 35 の部分サイクル (キャプチャとナッツの取得) を実行しました。
フェーズCでは、「チャレンジ」条件（極端な温度差と、これまでのハードウェアで実行されたものよりも離れたPCBMの位置）の下で5回の往復デモンストレーションが実施されました。[ 98 ]

この試験では、漏れ試験に不合格となったものはなかった。接触力学モデルは試験結果と高い統計的信頼性で相関し、たわみに対する顕著な感度は見られなかった。パワードボルトの摩耗兆候が特定・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た。試験特有の重力影響の軽減に関する重大な問題が見つかり、最終的に飛行手順の変更に至った。公称手順と緊急時対応手順が調査され、場合によっては飛行運用前に大幅に改訂された。[ 99 ]

その後、この施設ではIVAシールの適格性確認、ボルトの到達範囲、アライメントのための接触経路、RTLクリアランス、M/Dカバークリアランス、RTLの起動といったミッション運用上の課題解決を支援するための試験が実施されました。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回の飛行において、リアルタイムサポートを提供しました。[ 100 ]

フィールドの変更（2000年頃～現在）

ノード 3 の無人軸 ACBM 上の保護カバー構成はその場所に固有のものです。
  • 当初計画されていた天頂向きではなく、第1ノードの左舷側CBMに第3ノードを設置するという決定は、「…独特な状況、すなわち露出した軸ポートの結合機構を生じさせた。これはこれまで計画されていなかったため、前向きのラジアルポートに似た新しい設計が開発され、露出部分を覆う展開可能なシールドを提供した。」この独特なカバーは、第50次長期滞在の船外活動4回目に設置された。[ 101 ]
  • 2017年末から2018年初頭にかけて、天底に面した2つのポートのハッチビームへのCPAの取り付け方法が変更されました。この変更により、CPAを「…車両到着後に乗組員がCPAを完全に取り外す必要がなく、前室に回転させて収納できるようになりました。これにより、停泊中の任務において乗組員の時間と収納スペースの両方を節約できます。CPAは停泊中のCBM操作を適切に行うために設置する必要がありますが、ハッチが開かれると車両への通路を塞ぐため、貨物作業の前に通路から移動させる必要があります。」[ 35 ]

ギャラリー

デザイン

  • 特許出願のために提出された、宇宙ステーションの加圧モジュールの候補配置の手描きスケッチ。
    モジュールパターン構成の研究は、先行開発段階においても継続されました。ここで示す三角形四面体パターンのような、一部のオプションにおける準球状ノードは、CBM開発に大きく異なる影響を及ぼしたと考えられます。ラジアルポート（およびCBM）が圧力シェル設計にどのような影響を与えるかについては、Smithら (2020) §Vを参照してください。[ 6 ]
  • 国際宇宙ステーション ノード 1 の圧力殻の主要部分を示す分解図。
    ISSノード1ユニティの圧力封じ込め一次構造の主要要素。ACBMリングは、PCBMが存在しない場合に、結合板（隔壁）の外部フランジとして機能する。圧力シェルに関する詳細な議論は、Zipayら（2012）を参照のこと。 [ 6 ]
  • 国際宇宙ステーションの一般的なノード ラジアル ポートのコンピューター描画された断面図と、その周囲の構造の一部。
    このアーティストのレンダリングでは、CBMの大きさがラジアル方向の向きと相互作用し、たわみが生じます。このアーティストのレンダリングでは、分かりやすくするためにACBMの「外側」フランジに描かれていますが、これらのたわみは実際にはACBMのリングが加圧要素にボルトで固定されている部分（リングが取り付けられている状態）に発生します。CBMの2つの半分が「ハードメイト」でボルトで固定されたときに、たわみは「適合」します。 [ 6 ] [ 102 ]
  • CBM リングの結合ペアを示す断面図。
    ベスティビュールは、フランジ付き隔壁（3）に取り付けられたACBMリング（1）と、フランジ付き隔壁またはバレルセクション（4）に取り付けられたPCBMリング（2）で構成されています。これらのリングはどちらも2219アルミニウム鍛造材から機械加工されており、「成形シール」（5）で接合されています。各リングは、内側の端部で一対の同心Oリング（6）によって密閉されています。パワードボルトの位置間の「中間スパン」に示されているように、3つの内部荷重がジョイントをこじ開けようとします。大気圧（F a）（15.2 psia）、シール圧縮（F s）、フランジ適合（F c）。このアーティストによる一般的な断面のレンダリングは、空気が宇宙空間の真空に漏れる可能性のある場所も（青色で）示しています。[ 6 ] [ 67 ] [ 103 ]
  • CBM リングのマスター ペアとそれらの結合方法を示す断面図。
    CBM/CBMジョイントは、等間隔に配置された16本のパワーボルト（1）で締め付けられています。細目ボルト軸はインコネル718から機械加工されており、公称径は0.625インチ（15.9 mm）です。各ボルトは、ナットプレート（2）で覆われたナットにねじ込まれます。ナットはNitronic 60鋼製で、内部潤滑にはVitro-lube NPI-1220Cが使用されています。[ 104 ]ボルトは、最大持続出力1,600 lb·in（180,000 mN·m）のアクチュエータ（3）からのトルク（τ）によって駆動され、19,300 lbf（85,900 N）の予圧（F p*）に耐えられることが確認されています。[ 105 ]ボルトとフランジの熱膨張係数の差により、接岸後に有効予荷重（F cte ）が変化する可能性がある。各ボルトは、スプリング式熱スタンドオフ（4）の分離荷重（F t）と一直線に並び、接岸後の温度の影響を受ける。この図は、一般的な断面を描いたもので、ボルトの位置によって異なるリークパス（青色）も示している。[ 6 ] [ 103 ]
  • キャプションを参照してください。
    STS-092で撮影された、剥がされたベスティビュール。パワードボルトナットとそれらのIVAシールキャップ用の領域(1)、CPM/PEリークチェックポート(2)、CBM/CBM接地ストラップ(3)が見える。これはNode 1の2つの軸ポートのうちの1つで、クローズアウトブラケット(4)はハッチビームの表面ではなく、ハッチビームに埋め込まれている。「バターディッシュ」型IVAシールがパワードボルトを覆い、カバーが外側フランジの内側面にあるCBM/CBM IVAシールランド(6)を保護している。カバー用のマウント(7)とテンショナー(8)も示されている。[ 6 ] [ 106 ]
  • キャプションを参照してください。
    PMA2に通じる玄関ホールには、ほぼ1/4象限の嵌合CBMリングが見えており、リング間のガスコシール（1）の厚さが見て取れます。リングは16個のナット（2）によって強固に結合されており、各ナットはパワーボルトによってねじ込まれ、嵌合モジュール間の軸方向荷重と曲げ荷重を支えています。ボルトからはアクチュエータ（3）のみが見えます。また、キャプチャラッチ（4）、キャプチャフィッティング（5）、電気／制御ハーネス、そして1/4象限の嵌合アライメントガイドも見えます。[ 6 ] [ 107 ]
  • キャプションを参照してください。
    米国実験棟「デスティニー」への最初のシステムラックの設置は、共通ハッチとCBMのサイズ決定の論理を実証した。これは、ホプソン、アーロン、グラント（1990）で説明された建築的アプローチに基づいている。この写真が1998年3月に撮影された時点では、ACBMリングはまだ設置されていなかった。[ 6 ]
  • キャプションを参照してください。
    ACBM構造リング（1）は隔壁フランジ（2）にボルトで固定されている。96本のボルトからなる外側のパターンはPCBMリングと同一である。この米国「デスティニー」研究所の写真が1998年11月に撮影された当時、外部の断熱材とシールドはまだ設置されていなかった。[ 6 ] [ 108 ]
  • キャプションを参照してください。
    2004年の組立作業中のノード2で強調表示されている(1)ように、内側フランジのIDは16箇所で「スカロップ」加工が施され、電動ボルトアクチュエータを取り付けます。IDパターンには112本のボルトがあり、この接合部には合計208個の留め具があります。ハッチビーム(2)には、コントローラーパネルアセンブリ(CPA)用の取り付け穴が示されており、M/Dセンターセクションのスタンドオフブラケット(3)が取り付けられています。フランジカバーは飛行前に取り外されます。[ 6 ] [ 109 ]
  • キャプションを参照してください。
    ACBMのIDスカロップ（1）は、この訓練用モックアップでアクチュエータが取り外された状態でよりよく見える。ジョイントの両側は、緊急事態に備えてIVAシールを収容できる形状になっている。[ 6 ] [ 110 ]
  • キャプションを参照してください。
    1998年に設置前のZ1 PCBMリング（1）。PE側から見ると、シリコンOリング（2）とフルオロカーボンOリング（3）が既に内側フランジの下に取り付けられている。内側フランジの周囲には取り付けボルト穴（4）が見えており、ボルト締め時にシールが均一に圧縮されるようにインデックスピンが突き出ている。[ 6 ] [ 108 ]
  • キャプションを参照してください。
    2000年初頭の写真では、Z1 PCBMリング（1）がドームの内側と外側に96本の1/4インチボルトで取り付けられています。バンパー（2）、サーマルスタンドオフ（3）、アライメントソケット（4）、アライメントガイド（5）も取り付けられています。[ 6 ] [ 108 ]
  • キャプションを参照してください。
    2つのCBMサイド間のシールは、4セグメントの両面成形設計です。PCBMリングに36本のボルトで取り付けられ、各セグメントのアルミニウム基板の厚さは0.250インチ（6.4 mm）です。各セグメントには3つのビーズが成形されており、高さは0.044インチ（1.1 mm）（内側ビーズ）から0.050インチ（1.3 mm）（外側ビーズ）まであります。STS-124の撮影中、この写真では円周の1/8強が示されています。セグメントの「インターロック」ジョイント（1）が挿入図で強調表示されています。写真には、2つのサーマルスタンドオフ（2）、アライメントガイド（3）、キャプチャフィッティング（4）、バンパー（5）、および2つのパワードボルトナット（6）の端部も示されています。シールビーズ間の小さな穴と窪みのある溝により、接合後のCBM/CBMジョイントのリークテストが可能です。[ 6 ] [ 111 ]
  • キャプションを参照してください。
    STS-124で撮影されたきぼうのACBMの写真には、3段階のアライメントが写っている。「高壁」を越えて湾曲するバンパー（1）は、ラジアルポートにのみ取り付けられている。すべてのACBMには、アライメントガイド（2）とアライメントピン（3）が備えられている。アライメントピンは、各段階から次の段階へと引き継がれ、その間に、モジュールはRMSによって移動される。最終的なアライメントは、捕捉中にピンがそれぞれのPCBMソケットに収まることで行われる。その後、ピンはインターフェース全体にせん断荷重とねじり荷重を伝達する。[ 6 ] [ 112 ]
  • キャプションを参照してください。
    STS-124において、パワードボルト (1) の先端がきぼうのラジアルポートの外側フランジから覗いている。キャプチャラッチ (2) は「キャプチャ準備完了」状態またはその付近にある。この状態では先端はフランジから5インチ（約13cm）以上離れているが、スイープ動作中はさらに上昇する。RMSマヌーバ中、PCBMのアライメントガイドによってラッチ準備完了インジケーター (3) が押される。[ 6 ] [ 113 ]
  • 閉じた位置にあるキャプチャラッチ（1）の正面図と側面図。ラッチ準備完了インジケーター（2）の裏側には、キャプチャ時にPCBMアライメントガイドによって圧縮されるスプリングセットが1つ表示されている。ケーブル（3）は、ラッチとそのリミットスイッチ、RTL、および近くのパワーボルト用である。[6][114]
    閉じた位置にあるキャプチャラッチ（1）の正面図と側面図。ラッチ準備完了インジケーター（2）の裏側には、キャプチャ時にPCBMアライメントガイドによって圧縮されるスプリングセットが1つ表示されている。ケーブル（3）は、ラッチとそのリミットスイッチ、RTL、および近くのパワーボルト用である。[ 6 ] [ 114 ]
  • キャプチャラッチは回転式4リンク機構です。シャーシ(1)に取り付けられたアクチュエータ（図示せず）が駆動軸(2)にトルクを加え、駆動アーム(3)を回転させます。アームは「ドッグレッグアセンブリ」(4)を押し、キャプチャアーム(5)の外側クレビスにトルクを与えます。キャプチャアームはフォロワーリンク(6)の端部を軸として回転し、フォロワーリンクのもう一方の端部は軸を軸として回転します。ラッチが展開されると、スイッチ（図示せず）が作動します。完全に閉じると、フック(7)がキャプチャアームの穴(8)を通過してロックされます。[6][115]
    キャプチャラッチは回転式4リンク機構です。シャーシ(1)に取り付けられたアクチュエータ（図示せず）が駆動軸(2)にトルクを加え、駆動アーム(3)を回転させます。アームは「ドッグレッグアセンブリ」(4)を押し、キャプチャアーム(5)の外側クレビスにトルクを与えます。キャプチャアームはフォロワーリンク(6)の端部を中心に回転し、フォロワーリンクのもう一方の端部は軸を中心に回転します。ラッチが展開されると、スイッチ（図示せず）が作動します。完全に閉じると、フック(7)がキャプチャアームの穴(8)を通過してロックされます。[ 6 ] [ 115 ]
  • ACBMのラッチ準備完了（RTL）インジケータはバネ仕掛けの装置で、PCBMアライメントガイドの回転とプランジにより押し下げられます。このインジケータは、ACBMコントローラーパネルアセンブリを介してRMSオペレーターに信号を送信します。2つのバネ仕掛けの自由度はそれぞれ、メンテナンスのためにロックアウトできます。各キャプチャラッチには1つのRTLが関連付けられています。[6][116]
    ACBMのラッチ準備完了（RTL）インジケータはバネ仕掛けの装置で、PCBMアライメントガイドの回転とプランジにより押し下げられます。このインジケータは、ACBMコントローラーパネルアセンブリを介してRMSオペレーターに信号を送信します。2つのバネ仕掛けの自由度はそれぞれ、メンテナンスのためにロックアウトできます。各キャプチャラッチには1つのRTLが関連付けられています。[ 6 ] [ 116 ]
  • 内部に配置された捕捉部品は、ここでは中間捕捉位置にある。ラッチ準備完了インジケータはすでに押し込まれているが、PCBMアライメントガイドの下ではまだ回転していない。このフレームは、JSCで作成されたリアルタイム接触力学シミュレーションから取得されたものである。[6][117]
    内部に配置された捕捉部品は、ここでは中間捕捉位置にある。ラッチ準備完了インジケータはすでに押し込まれているが、PCBMアライメントガイドの下ではまだ回転していない。このフレームは、JSCで作成されたリアルタイム接触力学シミュレーションから取得されたものである。[ 6 ] [ 117 ]
  • 2008年後半に行われたキューポラの飛行前試験の様子。パワードボルトの上部ハウジングが映っている。この装置にはアクチュエータは使用されていない。ストライクプレート(1)とサーマルスタンドオフ(2)、そしてアライメントピン(3)とソケット(4)の噛み合いが間もなく完了する。挿入写真は2年後に撮影されたもので、パワードボルトアセンブリの上部ハウジングの裏側が見える。[6][118]
    2008年後半に行われたキューポラの飛行前試験の様子。パワードボルトの上部ハウジングが映っている。この装置にはアクチュエータは使用されていない。ストライクプレート（1）とサーマルスタンドオフ（2）の嵌合、そしてアライメントピン（3）とソケット（4）の嵌合が間近に迫っている。2年後に撮影された写真からの挿入図は、パワードボルトアセンブリの上部ハウジングの裏側を示している。[ 6 ] [ 118 ]
  • 部分的に分解されたCBMパワードボルト。シャフトの両端（1）、ACBMリングに収まる下部ハウジング（2）、ドライブスリーブ（3）とシャフトとのスプラインインターフェース、そして上部ハウジング（4）が見える。上部ハウジングとドライブスリーブは、IVAシールの「バター皿」の下にスプラインロックを取り付けるためにベスティビュールをデメートすることなく取り外すことができる。スプラインロックはボルトの脱落を防ぐ。[6][119]
    部分的に分解されたCBMパワードボルト。シャフトの両端（1）、ACBMリングに収まる下部ハウジング（2）、ドライブスリーブ（3）とシャフトとのスプライン接続部、そして上部ハウジング（4）が見える。上部ハウジングとドライブスリーブは、IVAシールの「バターディッシュ」の下にスプラインロックを取り付けるために、ベスティビュールをデメートすることなく取り外すことができる。スプラインロックはボルトの脱落を防ぐ。[ 6 ] [ 119 ]
  • 各パワードボルトは、ねじ山を揃えるために、エンカプセルナット（1）を「捕捉」します。このナットは、ナットプレート（4）の下のワッシャー（3）の間に保持されたスプリング（2）によって荷重を受けます。プレートは、PCBMの外側フランジの背面に、一対のダボピン（5）によって配置されています。捕捉中にボルトがナットを軽く押すと、ナットの動きはプレートの長方形の穴の中にあるフローティングワッシャー（6）のタブと球面ワッシャー（7）によって制限されます。コッターピン（9）で固定されたキャスタレーションナット（8）が、スタックを固定します。キャプティブファスナー（10）によってフランジに固定されます。パワードボルトがエンカプセルナットに詰まった場合、分解することで、ACBM側から、ベスティビュールの圧力を下げずに、固着したユニットを取り外して交換することができます。[6][120]
    各パワードボルトは、ねじ山を揃えるために、エンカプセルナット（1）を「捕捉」します。このナットは、ナットプレート（4）の下のワッシャー（3）の間に保持されたスプリング（2）によって荷重を受けます。プレートは、PCBMの外側フランジの背面に、一対のダボピン（5）によって配置されています。捕捉中にボルトがナットを軽く押すと、ナットの動きはプレートの長方形の穴の中にあるフローティングワッシャー（6）のタブと球面ワッシャー（7）によって制限されます。コッターピン（9）で固定されたキャスタレーションナット（8）が、スタックをまとめて保持します。キャプティブファスナー（10）によってフランジに固定されます。パワードボルトがエンカプセルナットに詰まった場合、分解することで、ACBM側から、ベスティビュールを減圧することなく、固着したユニットを取り外して交換することができます。[ 6 ] [ 120 ]
  • 2001年のSTS-102でハッチビームにボルトで固定された4つの制御パネルアセンブリ（CPA）のうちの1つ。各CPAには、キャプチャラッチコントローラ（1）1台、パワーボルトコントローラ（2）4台、および入力電力を調整する回路（3）が搭載されている。M/D「センターセクション」カバーを取り付けるためのブラケット（4）がCPAの両側に見える。写真は、結合されたベスティビュールのPCBM側からACBMを後方に向けて撮影された。この基本的な個別コントローラ設計は、二酸化炭素除去アセンブリのポンプファンモーターコントローラ、ベントおよびリリーフバルブ、および内部熱制御システムバルブにも使用されている。[6][121]
    2001年のSTS-102飛行中にハッチビームにボルトで固定された4つの制御パネルアセンブリ（CPA）のうちの1つ。各CPAには、キャプチャラッチコントローラ（1）1台、パワーボルトコントローラ（2）4台、および入力電力を調整する回路（3）が搭載されている。M/D「センターセクション」カバーを取り付けるためのブラケット（4）がCPAの両側に見える。写真は、結合されたベスティビュールのPCBM側からACBMを後方に向けて撮影された。この基本的な個別コントローラ設計は、二酸化炭素除去アセンブリのポンプファンモーターコントローラ、ベントおよびリリーフバルブ、および内部熱制御システムバルブにも使用されている。[ 6 ] [ 121 ]
  • 第59次長期滞在クルー6名が、結合部1（ユニティ）とノースロップ・グラマン社のシグナス商業宇宙貨物船の間の通路から外を眺めながらポートレート撮影に臨んでいる。このクローズアップ写真は、ローテーションで交代するCPA（宇宙ステーション補給機）の全容を捉えている。[6][35]
    第59次長期滞在クルー6名が、結合部1（ユニティ）とノースロップ・グラマン社のシグナス商業宇宙貨物船の間の通路から外を眺めながらポートレート撮影に臨んでいる。このクローズアップ写真には、ローテーションで交代するCPA（宇宙ステーション補給機）の全容が写っている。[ 6 ] [ 35 ]
  • 各アクティブCBMには4つのコントローラパネルアセンブリが搭載されています。5基のACBMを搭載したNode 3は、20基のコントローラパネルアセンブリを軌道上に搭載しました。軸型ACBM（1）では、CPAがハッチを挟んで片持ち式に設置されています。2009年にケネディ宇宙センターで撮影されたこの写真では、ラジアルポート（2）からもM/DペタルがCPAに近接していることが確認できます。別のポート（3）には、既にM/Dセンターセクションが取り付けられています。[6][122]
    各アクティブCBMには4つのコントローラパネルアセンブリが搭載されています。5基のACBMを搭載したNode 3は、20基のコントローラパネルアセンブリを軌道上に搭載しました。軸型ACBM（1）では、CPAがハッチを挟んで片持ち式に設置されています。2009年にケネディ宇宙センターで撮影されたこの写真では、ラジアルポート（2）からもM/DペタルがCPAに近接していることが確認できます。別のポート（3）には、既にM/Dセンターセクションが取り付けられています。[ 6 ] [ 122 ]
  • 大型のM/Dセンターセクション（1）は、ハッチの大部分を覆い、隕石やデブリの環境から保護します。設置場所に応じて、複数のストラップと開口部があります。ほとんどのカバーには、STS-120の撮影時の写真のように、ハッチの窓にフラップ（2）が付いています。フラップはフックとループで留められ、スナップで留められます。4つのキャプチャラッチはそれぞれ、バネ仕掛けの展開式の花びら（3）で覆われています。これらを開くと、軌道上メイト（on-orbit mate）に影響を与える機構が露出します。[6][123]
    大型のM/Dセンターセクション（1）は、ハッチの大部分を覆い、隕石やデブリの環境から保護します。設置場所に応じて、複数のストラップと開口部があります。ほとんどのカバーには、STS-120の飛行中に見られるように、ハッチ窓の上にフラップ（2）が付いています。フラップは「フックとループ」で留められ、スナップで留められます。4つのキャプチャラッチはそれぞれ、バネ仕掛けの展開式の花びら（3）で覆われています。これらを開くと、軌道上メイト（on-orbit mate）に影響を与える機構が露出します。[ 6 ] [ 123 ]
  • 中央セクションの多層構造物（1）は、周囲を滑車（2）に通されたケーブルによって吊り下げられ、ターンバックル（3）によって張力をかけられています。滑車はリング状のクレビス（4）に挿入され、各CPAの両側にあるブラケット（6）に取り付けられたスタンドオフ（5）を引っ張ります。中央セクションは乗組員によって下から取り外され、新たに係留されたモジュールが露出されます。[6][124]
    中央セクションの多層構造布地（1）は、周囲を滑車（2）に通されたケーブルによって吊り下げられ、ターンバックル（3）によって張力をかけられています。滑車はリング状のクレビス（4）に挿入され、各CPAの両側にあるブラケット（6）に取り付けられたスタンドオフ（5）に引っ張られます。中央セクションは乗組員によって下から取り外され、新たに係留されたモジュールが露出されます。[ 6 ] [ 124 ]
  • ラジアルポートハッチの一角付近の密集した領域は、機内整備マニュアルの図に示されている。パワードボルトロードセルのケーブル（1）は、上部ハウジング（2）とアクチュエータ（3）に巻き付いており、これらはねじ込み式カラー（4）で固定されている。手前には、CBM/CBM IVAシール用の保護カバー（5）とカバーマウント（6）、そしてM/Dカバー中央部用の8つのクレビス（7）の1つが見える。展開カバー発射ロックピン用の拘束スロット（8）は、CBM/CBMインターフェース面を超えて突出している。[6][125]
    ラジアルポートハッチの一角付近の密集した領域は、機内整備マニュアルの図に示されている。パワードボルトロードセルのケーブル（1）は、上部ハウジング（2）とアクチュエータ（3）に巻き付いており、これらはねじ込み式カラー（4）で固定されている。手前には、CBM/CBM IVAシール用の保護カバー（5）とカバーマウント（6）、そしてM/Dカバー中央部用の8つのクレビス（7）の1つが見える。展開カバーの発射ロックピン用の拘束スロット（8）は、CBM/CBMインターフェース面から突出している。[ 6 ] [ 125 ]
  • キャプチャラッチがローラーリンク(2)から外れると、ペタル(1)が外側に展開します。ピボットポイント(3)はキャプチャラッチのすぐ外側にあります。各ペタルには、クレビス上部のスロット(5)に収まる2つのローンチロック(4)、アライメントガイドを収納するためのポケット(6)、そして対応するラッチ準備完了インジケーター(8)と位置合わせされた機構(7)があります。[6][126]
    キャプチャラッチがローラーリンク（2）から外れると、ペタル（1）が外側に展開します。ピボットポイント（3）はキャプチャラッチのすぐ外側にあります。各ペタルには、クレビス上部のスロット（5）に収まる2つのローンチロック（4）、アライメントガイドを収納するためのポケット（6）、そして対応するラッチ準備完了インジケーター（8）と位置合わせされた機構（7）があります。[ 6 ] [ 126 ]
  • 展開可能な花びらは、ローラーリンク（1）の先端にあるキャプチャラッチによって掴まれます。必要に応じて、EVA中にボルト（2）を緩めることでリンクを解放できます。ボルト（3）でバネ式アクチュエータを「ロックアウト」することで、宇宙飛行士は手動操作前に機構を「安全」に保つことができます。花びら構造は、2本のボルト（4）で展開機構から分離できます。[6]
    展開可能な花びらは、ローラーリンク（1）の先端にあるキャプチャラッチによって掴まれます。必要に応じて、EVA中にボルト（2）を緩めることでリンクを解放できます。ボルト（3）でバネ式アクチュエータを「ロックアウト」することで、宇宙飛行士は手動操作前に機構を「安全」にすることができます。花びら構造は、2本のボルト（4）で展開機構から分離できます。[ 6 ]
  • PMA-3がノード1ユニティの天底ポートに位置していることから、結合されたモジュールと展開されたM/Dペタルがぴったりと収まっていることがわかる。[6]
    PMA-3がノード1ユニティの天底ポートに位置していることから、結合されたモジュールと展開されたM/Dペタルがぴったりと収まっていることがわかります。[ 6 ]
  • ペタルは、M/D中央部クレビス(3)の継手(2)に挿入されたピン(1)によって発射時に所定の位置に固定される。解除はT字型ハンドル(4)を引いてACBMから引き離す(5)ことで行われる。ピンを継手に押し戻す(6)ことで再固定できる。[6]
    ペタルは、M/D中央部クレビス(3)の継手(2)に挿入されたピン(1)によって発射時に所定の位置に固定される。解除はT字型ハンドル(4)を引いてACBMから引き離す(5)ことで行われる。ピンを継手に押し戻す(6)ことで再ロックできる。[ 6 ]
  • 通常、船外活動中は、便利な場所にあるストラップを使用して花びらのロックが解除されます。[6]
    通常、船外活動中は、便利な場所にあるストラップを使用して花びらのロックを解除します。[ 6 ]
  • PCBMの表面に取り付けられたCBM/CBMシールは、シャトルで打ち上げられた際にデブリから保護するために覆われていました。リングの表面にボルトで固定されたシールは、画像の左上隅のカバー越しに覗いています。カバーはバース前の船外活動で取り外されており、補給ミッションには使用されません。[6][127]
    PCBMの表面に取り付けられたCBM/CBMシールは、シャトルで打ち上げられた際にデブリから保護するために覆われていた。リングの表面にボルトで固定されたシールは、画像の左上隅のカバー越しに覗いている。バース前の船外活動で取り外されたカバーは、補給ミッションには使用されない。[ 6 ] [ 127 ]
  • CBM/CBMジョイントには、一次シールが故障した場合に備えてIVAシールを取り付けるための設備が備わっています。一次シールと同様にセグメント化された成形シールですが、ビードは外側面にのみ配置されています。ビードは圧縮プレートによってリングの内側面に押し付けられ、保護カバーを固定するのと同じボルトパターンで固定されます。[6][4] 下の図と上の図は、それぞれ二次シールハードウェアを取り付けたCBM/CBMジョイントと、取り付けていないCBM/CBMジョイントを示しています。
    CBM/CBMジョイントには、一次シールが故障した場合に備えてIVAシールを取り付けるための設備が備わっています。一次シールと同様にセグメント化された成形シールですが、ビードは外側面にのみ配置されています。ビードは圧縮プレートによってリングの内側面に押し付けられ、保護カバーを固定するのと同じボルトパターンで固定されます。[ 6 ] [ 4 ]下の図と上の図は、それぞれ二次シールハードウェアを取り付けたCBM/CBMジョイントと、取り付けていないCBM/CBMジョイントを示しています。
  • ACBMが親モジュールにボルトで固定されている接合部で漏れが発生した場合、内側にOリングを取り付けることができます。Oリングは、複数の圧縮プレートによって溝に圧縮されます。この圧縮プレートは、接合部のスカロップ形状に沿って配置されます。[6][4]
    ACBMが親モジュールにボルトで固定されている接合部で漏れが発生した場合、内側にOリングを取り付けることができます。Oリングは、複数の圧縮プレートによって溝に圧縮されます。この圧縮プレートは、接合部のスカロップ形状に沿って配置されています。[ 6 ] [ 4 ]
  • パッシブCBMは、親要素にボルトで固定されたIVAシールを備えています。ここでは、人間の指（1）がOリング上に設置されるメインIVAシール圧縮プレートを指しています。また、ジョイントのボルトヘッドにカバー（2）を取り付けることもできます。これらのボルトヘッドは、ジョイントを貫通する潜在的なリーク経路となります。[6][4]
    パッシブCBMは、親要素にボルトで固定されたIVAシールを備えています。ここでは、人間の指（1）がOリング上に設置されるメインIVAシール圧縮プレートを指しています。また、ジョイントのボルトヘッドにカバー（2）を取り付けることもできます。ボルトヘッドはジョイントを貫通する潜在的なリークパスです。[ 6 ] [ 4 ]
  • 「バターディッシュ」カバーは、パワードボルトおよびパワードボルトナットを通る（および周囲を通る）漏れ経路を密閉します。ACBMのボルトに使用する場合、アクチュエータと上部ハウジングが取り外され、バターディッシュ内にスプラインロックが取り付けられ、周期的な荷重によってボルトが徐々に緩むのを防ぎます。[6] [4]
    「バター皿」カバーは、パワードボルトおよびパワードボルトナットを通る（および周囲を通る）漏れ経路を密閉します。ACBMのボルトに使用する場合、アクチュエータと上部ハウジングが取り外され、バター皿の内側にスプラインロックが取り付けられ、周期的な荷重によってボルトが徐々に緩むのを防ぎます。[ 6 ] [ 4 ]

オペレーション

  • この表示画面は、ISS組立段階3A（STS-92）におけるCBMの運用制御に使用されました。画像ソースには、利用可能な各結合コマンドの詳細な説明と、報告可能な各ステータスメッセージの解釈が含まれています。
    この表示画面は、ISS第3A段階（ STS-92 ）の組み立て期間中、CBMの運用制御に使用されました。画像ソースには、利用可能な各結合コマンドの詳細な説明と、報告可能な各ステータスメッセージの解釈が含まれています。
  • ノード1（ユニティ）と米国実験棟（デスティニー）間の玄関ホールを艤装する際に必要な接続。画像の出典には、艤装手順の詳細な説明が記載されています。
    ノード1（ユニティ）と米国実験棟（デスティニー）間の玄関ホールを艤装する際に必要な接続。画像の出典には、艤装手順の詳細な説明が記載されています。
  • ここで示されているように、ノード2とコロンバスモジュール間にあるようなベスティビュールジャンパーは、通常、対向する隔壁上の整列したコネクタ間に渡されます。ルーティングに関する議論は、Link & Williams (2009) を参照してください。
    ここで示されているように、ノード2とコロンバスモジュール間にあるようなベスティビュールジャンパーは、通常、対向する隔壁上の整列したコネクタ間に渡されます。ルーティングに関する議論は、Link & Williams (2009)を参照してください。
  • 第1結合部と第3結合部間の通路にあるジャンパーの位置がずれているのは、第3結合部が軌道に投入される直前にISSの設計が改訂されたためです。第1結合部の設備は、STS-129とSTS-130の間にISS第21次長期滞在クルーによって再配線されました。詳細については、Link & Williams (2009)を参照してください。
    第1結合部と第3結合部間の通路にあるジャンパーの位置がずれているのは、第3結合部が軌道に投入される直前にISSの設計が改訂されたためです。第1結合部の設備は、STS-129とSTS-130の間にISS第21次長期滞在クルーによって再配線されました。詳細については、Link & Williams (2009)を参照してください。
  • ロザビアコスモスの第 3 次長期滞在のフライト エンジニアであるミハイル チューリンが、ユニティ ノード 1 のハッチにあるコントローラー電源アセンブリ (CPA) への接続を確保しています。
    ロザビアコスモスの第3次長期滞在飛行士、ミハイル・チューリンが、ユニティノード1のハッチウェイにあるコントローラー電源アセンブリ (CPA) への接続を確保しています。
  • 第16次長期滞在の指揮官である宇宙飛行士ペギー・ウィットソンは、国際宇宙ステーションのハーモニー・ノードとデスティニー実験室の間の玄関ホールで作業している。
    第16次長期滞在の指揮官である宇宙飛行士ペギー・ウィットソンは、国際宇宙ステーションのハーモニー・ノードとデスティニー実験室の間の玄関ホールで作業している。
  • つま先で固定された第 47 次長期滞在隊の隊長ティム コプラとフライト エンジニアのティム ピークは、ノード 1 (ユニティ) からのシグナス貨物船の離着陸の準備をしながら、M/D カバー センター セクションを玄関ホールに押し込んでいます。
    つま先で固定された第 47 次長期滞在隊の隊長ティム コプラとフライト エンジニアのティム ピークは、ノード 1 (ユニティ) からのシグナス貨物船の離着陸の準備をしながら、M/D カバー センター セクションを玄関ホールに押し込んでいます。
  • 間もなく取り壊される玄関ホールでポーズをとる第 21 次長期滞在の航空技師、ニコール ストットは、CBM と共通ハッチの両方のスケール感を伝えています。
    間もなく取り壊される玄関ホールでポーズをとる第 21 次長期滞在の航空技師、ニコール ストットは、CBM と共通ハッチの両方のスケール感を伝えています。
  • 2016 年 4 月にトランクウィリティの後方港へ移動中の BEAM。
    2016 年 4 月にトランクウィリティの後方港へ移動中のBEAM。
  • 第 5 次遠征の航空技師、ペギー A. ウィットソンが、完全装備の玄関ホールを浮遊する際の正しい姿勢を実演しています。
    第 5 次遠征の航空技師、ペギー A. ウィットソンが、完全装備の玄関ホールを浮遊する正しい姿勢を実演しています。
  • CBMの規模により、ISSの建設はラックサイズのパッケージの設置をモジュールの打ち上げ後まで延期することができました。延期により、軌道傾斜角の変化にプログラムを調整し、シャトルのペイロード能力への影響を吸収することができました。
    CBMの規模により、ISSの建設はラックサイズのパッケージの設置をモジュールの打ち上げ後まで延期することができました。延期により、軌道傾斜角の変化にプログラムを調整し、シャトルのペイロード能力への影響を吸収することができました。
  • SSRMS による PMM「レオナルド」の移転。
  • SSRMSは自由飛行中のCRS-12モジュールを掴み、ISSにドッキングするために移動させる。

ミッション

2020年5月時点のCBMの使用状況は、以下の表のとおりです。PMA-1およびPMA-2のノード1へのファクトリーメイトの設置時期は概算です。 2015年4月までのバースについては、 「ISSへの参照（利用状況）」（NASA/ISSP、2015年）を参照してください。シャトルの飛行については、PCBMの要素欄に記載されている追加情報が利用可能です。それ以降のバースについては、「注記」欄に記載されており、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も同様です。

バースPCBM要素時間枠目的ACBMエレメントオリエンテーション注記
1PMA-11998年9月組み立てノード1後部ファクトリーメイト
2PMA-21998年9月組み立てノード1フォワードファクトリーメイト
3Z12000年10月組み立てノード1天頂
4PMA-32000年10月組み立てノード1天底
5PMA-22001年2月組み立て米国の研究所フォワード
6USラボ（デスティニー）2001年2月組み立てノード1フォワード
7PMA-32001年3月組み立てノード1ポート
8MPLM（STS-102）2001年3月ロジスティクスノード1天底
9MPLM（STS-100）2001年4月ロジスティクスノード1天底
10エアロック（クエスト）2001年6月組み立てノード1右舷
11MPLM（STS-105）2001年8月ロジスティクスノード1天底
12MPLM（STS-108）2001年12月ロジスティクスノード1天底
13MPLM（STS-111）2002年6月ロジスティクスノード1天底
14MPLM（STS-114）2005年7月ロジスティクスノード1天底
15MPLM（STS-121）2006年6月ロジスティクスノード1天底
16PMA-32007年8月組み立てノード1天底ボルト外し中に断続的に発生する不具合。軌道上状況アーカイブ（NASA/HQ、2007年）、p. 816
17ノード2（ハーモニー）2007年10月組み立てノード1ポートPMA-3の分離以来、ボルト1～4は故障したままです。問題はロードセルの小さな直線的な負方向シフトによるものと考えられます。コマンドに変更はありません。STS -120/FD04 実行パッケージ (NASA/MCC, 2007)
18PMA-22007年11月組み立てノード2右舷
19ノード2（ハーモニー）+ PMA-22007年11月組み立て米国の研究所フォワード
20欧州研究研究所（コロンバス）2008年2月組み立てノード2右舷ノード2右舷ACBMリング表面でFODが報告され、EVA洗浄プロセスが確立されました。STS -122/FD05 実行パッケージ。(NASA/MCC、2008年)
21エルムPS2008年3月組み立てノード2天頂
22日本実験棟（きぼう）2008年5月組み立てノード2ポート
23エルムPS2008年5月組み立てジェム天頂
24MPLM（STS-126）2008年11月ロジスティクスノード2天底
25PMA-32009年8月組み立てノード1ポート
26MPLM（STS-128）2009年8月ロジスティクスノード2天底ボルト4-1、第2ノード天底：バース時に高トルク、バース解除時にジャム（IVA交換）。ボルト2-1でロードセルのドリフトを確認。CPAコネクタの損傷は過去に発生していたことが報告されている。STS -128/FD10 実行パッケージ（NASA/MCC、2009年）、STS-128/FD11 実行パッケージ（NASA/MCC、2009年）
27ISS-HTV12009年9月ロジスティクスノード2天底
28PMA-32010年1月組み立てノード2天頂キューポラ離岸中に複数のボルトが詰まった。前哨基地の運用（デンプシー、2018年）
29ノード3（トランクウィリティ）+キューポラ（STS-130）2010年2月組み立てノード1ポート
30PMA-32010年2月組み立てノード3ポート
31キューポラ2010年2月組み立てノード3天底
32MPLM（STS-131）2010年4月ロジスティクスノード2天底
33ISS-HTV22011年1月ロジスティクスノード2天底OOS – 2011 年 1 月 27 日 (NASA/本部、2011 年)
34PMM2011年2月組み立てノード1天底
35MPLM（STS-135）2011年7月ロジスティクスノード2天底
36ISS-SpX-D2012年5月ロジスティクスノード1天底
37ISS-HTV32012年7月ロジスティクスノード2天底
38ISS-SpX-12012年10月ロジスティクスノード2天底
39ISS-SpX-22013年3月ロジスティクスノード2天底
40ISS-HTV42013年8月ロジスティクスノード2天底
41ISS-オーブ-D12013年9月ロジスティクスノード2天底
42ISS-オーブ-12014年1月ロジスティクスノード2天底
43ISS-SpX-32014年4月ロジスティクスノード2天底16本のボルトのうち15本のみ。16本目のボルトは固着していた。DSR – 2014年4月20日 (NASA/HQ, 2014)
44ISS-オーブ-22014年7月ロジスティクスノード2天底
45ISS-SpX-42014年9月ロジスティクスノード2天底
46ISS-SpX-52015年1月ロジスティクスノード2天底DSR – 2015年1月12日（NASA/HQ、2015年）
47ISS-SpX-62015年4月ロジスティクスノード2天底DSR – 2015年4月17日（NASA本部、2015年）
48HTV-52015年8月ロジスティクスノード2天底DSR – 2015年8月24日（NASA/HQ、2015年）
49OA-42015年12月ロジスティクスノード1天底DSR – 2015年12月9日（NASA/HQ、2015年）
50OA-62016年3月ロジスティクスノード1天底DSR – 2016年3月28日（NASA/HQ、2016年）
51ISS-SpX-82016年4月ロジスティクスノード2天底DSR – 2016年4月18日（NASA本部、2016年）
52ビーム2016年4月組み立てノード3後部DSR – 2016年4月18日（NASA本部、2016年）
53ISS-SpX-92016年7月ロジスティクスノード2天底DSR – 2016年7月20日（NASA/HQ、2016年）
54OA-52016年10月ロジスティクスノード1天底DSR – 2016年10月23日（NASA/HQ、2016年）
55HTV-62016年12月ロジスティクスノード2天底DSR – 2016年12月13日（NASA/HQ、2016年）
56ISS-SpX-102017年2月ロジスティクスノード2天底DSR – 2017年2月23日（NASA/HQ、2017年）
57PMA-32017年3月組み立てノード2天頂DSR – 2017年3月27日（NASA/HQ、2017年）
58OA-72017年4月ロジスティクスノード1天底DSR – 2017年4月24日（NASA/HQ、2017年）
59ISS-SpX-112017年6月ロジスティクスノード2天底DSR – 2017年6月5日 (NASA/HQ, 2017)。ACBMリングの表面は前年3月の船外活動で清掃された。DSR – 2017年3月30日 (NASA/HQ, 2017)
60ISS-SpX-122017年8月ロジスティクスノード2天底DSR – 2017年8月16日（NASA/HQ、2017年）
61OA-8E2017年11月ロジスティクスノード1天底DSR – 2017年11月14日（NASA/HQ、2017年）
62ISS-SpX-132017年12月ロジスティクスノード2天底DSR – 2017年12月17日（NASA/HQ、2017年）
63ISS-SpX-142018年4月ロジスティクスノード2天底DSR – 2018年4月4日（NASA/HQ、2018年）
64OA-9E2018年5月ロジスティクスノード1天底DSR – 2018年5月24日（NASA/HQ、2018年）
65ISS-SpX-152018年6月ロジスティクスノード2天底DSR – 2018年7月2日（NASA/HQ、2018年）
66HTV-72018年9月ロジスティクスノード2天底DSR – 2018年9月27日（NASA/HQ、2018年）
67ISS-SpX-162018年12月ロジスティクスノード2天底DSR – 2018年12月8日（NASA/HQ、2018年）
68CRS NG-112019年4月ロジスティクスノード1天底DSR – 2019年4月19日 (NASA/HQ, 2019)。ACBMリングの表面は前年3月の船外活動で清掃された。DSR – 2019年3月22日 (NASA/HQ, 2019)
69ISS-SpX-172019年5月ロジスティクスノード2天底DSR – 2019年5月6日（NASA/HQ、2019年）
70ISS-SpX-182019年7月ロジスティクスノード2天底DSR – 2019年7月28日（NASA/HQ、2019年）
71HTV-82019年9月ロジスティクスノード2天底ISSの状況 – 2019年9月28日 (NASA/HQ、2019年)
72CRS NG-122019年11月ロジスティクスノード1天底DSR – 2019年11月4日（NASA/HQ、2019年）。
73ISS-SpX-192019年12月ロジスティクスノード2天底DSR – 2019年12月8日（NASA/HQ、2019年）
74CRS NG-132020年2月ロジスティクスノード1天底DSR – 2020年2月18日（NASA/HQ、2020年）
75ISS-SpX-202020年3月ロジスティクスノード2天底DSR – 2020年3月9日（NASA/HQ、2020年）
76HTV-92020年5月ロジスティクスノード2天底ISSの状況 – 2020年5月25日 (NASA/HQ、2020年)
77CRS NG-142020年10月ロジスティクスノード1天底ISSの状況 – 2020年10月5日 (NASA/HQ、2020年)
78NRAL司教2020年12月NRALオペレーションノード3ポートISSの状況 – 2020年12月21日（NASA/HQ、2020年）。軌道への初期配送。
79CRS NG-152021年2月ロジスティクスノード1天底ISSの状況 – 2021年2月22日（NASA/HQ、2021年）

用語集

CBM文献で使用されている用語の多くは、他の文脈での使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化して定義された用語もあります。参考文献や他のトピックとの整合性を高めるために、ここに定義を記載しています。

受け入れ
「製品が設計通りに適切な技量で製造され、仕様要件に従って機能し、納品に適していることを証明するプロセス。」Qualification （適格性評価）と対照。Environmental Test Requirements（NASA/ISSP、2003年） 10-1ページを参照。
分析
正式な文脈では、技術的または数学的なモデル、シミュレーション、アルゴリズム、チャート、回路図、および代表的なデータによる検証を指します。「デモンストレーション」、「検査」、「テスト」と対照的です。ACBM開発仕様書（BD&SG、1998） §4.2.1.2を参照してください。
両性具有の
コネクタの両側が同じ特性を持つもの。つまり、「性別の違い」を区別できない。「非両性具有」とは対照的。 「宇宙船のドッキング・バーシング機構」も参照。
組み立て
2つ以上の接続部品の特定の配置。CBM仕様の文脈で使用される場合、CBMの「半分」（ACBM全体またはPCBM全体）を指します。CMAN要件（NASA/ISSP、2000年） §B.2を参照してください。
停泊
軌道上で2つの物体を構造的に結合（「嵌合」）する方法。例えば、組立作業や整備のための回収作業など。嵌合前は、2つの物体のうち一方または両方が独立した管制機関の下で運用されている宇宙船である可能性がある。普遍的に合意された概念的定義は存在しないと思われる。CBMの文脈において、明確な区別はACBM開発仕様書（BD&SG、1998年） §6.3に記載されている。
a) ACBMとその付属要素をACBMの捕捉能力の範囲内に配置するためのデータの提供
b) 配置されたPCBMとその付属要素を捕獲する
c) 捕捉した PCBM とのインターフェースを強化する。
宇宙船のドッキングおよび結合機構 も参照してください。
壊滅的な災害
発射機、整備機、SSMB、または主要地上施設のいずれかの喪失により、人員の永久的な障害または致命的な傷害を引き起こす可能性のあるあらゆる危険。ACBM開発仕様書（BD&SG、1998年） §6.3を参照。
追跡車両
ドッキング操作において、通常は能動的な操縦制御下で接近する機体。スペースシャトルのランデブーの歴史（Goodman, 2011）における用法を参照のこと。バーシングプロセスにおけるこの用語の使用法は一貫していない。多くの分析では、単にPCBMを搭載した要素を指す。ターゲットビークルとは対照的である。
成分
環境試験要件（NASA/ISSP、2003） §10.2では、「コンポーネントとは、分析、製造、保守、または記録保持の目的で実体として見なされる機能的な物品を構成する部品の集合体であり、分散システム用に指定された最小の実体です。例としては、油圧アクチュエータ、バルブ、バッテリー、電気ハーネス、個々の電子アセンブリ、軌道交換ユニットなどがあります。」と定義されています。
デモンストレーション
正式な文脈では、特定のシナリオ下で設計された機能を実行するアイテムの操作、調整、または再構成による検証を指します。アイテムには計装機器が取り付けられ、定量的な限界値または性能が監視される場合がありますが、実際の性能データではなくチェックシートのみを記録する必要があります。「分析」、「検査」、「試験」とは対照的です。ACBM開発仕様書（BD&SG、1998） §4.2.1.3を参照してください。
ドッキング
軌道上で2つの物体を構造的に結合（「結合」）する方法。例えば、組立作業や整備のための回収作業など。結合する物体の一方または両方は、結合前に独立した管制機関の下で運用されている宇宙船である可能性がある。普遍的に合意された概念的定義は存在しないようだが、ほとんどの実装では、追跡機の相対的な運動エネルギーを利用して結合を実現するラッチを作動させる。CBM（宇宙船の衝突防止）の文脈では、最終的な相対速度に制限があるため、ドッキングは要件を満たす許容可能な手段ではない。ACBM開発仕様（BD&SG、1998） §3.2.1.2.2（捕捉時のACBMに対するPCBMの相対速度に関する要件を規定）および宇宙船のドッキングおよびバーシング機構を参照のこと。
EVA（船外活動）
船外活動を参照してください。
パッケージの実行
「実行」パッケージは、飛行計画、短期計画、手順の更新、スペースシャトルおよび国際宇宙ステーションシステムの運用に必要なデータ、飛行中の整備手順、備品・保管データ、ソフトウェアのアップグレード、飛行記録、公開イベントの台本、その他の指示書で構成されています。Whitney 、Melendrez、Hadlock (2010) 40ページを参照。
フランジ適合性
適合荷重とは、ボルト締め時に接合部全体の相対的なたわみを除去するために適用される荷重です。これは、接合部を構成する部材と支持構造（例えば隔壁）の剛性に起因します。CBM（コンプライアンス）に関する文献では、「コンプライアンス」という用語が同義語として使用されることがあります。剛性の定義については、「Fracture Control Requirements（NASA/SSPO 2001）」のB-6ページおよびIlli (1992)の5ページ（PDFページ番号）を参照してください。
検査
正式な文脈においては、特別な実験装置や手順を用いることなく、対象物の目視検査、または説明文書の精査、そして適切な特性と所定の基準との比較によって要件への適合性を判定する検証を指します。 「分析」、「実証」、「試験」と対比してください。ACBM開発仕様書（BD&SG、1998年） §4.2.1.1を参照してください。
IVA（船内活動）
宇宙船内部が海面気圧程度に加圧された状態で、与圧服を着用せずに行う作業。「シャツ1枚分の体力で活動できる環境」とも呼ばれる。EVA（船外活動）とは対照的。
モジュール
ISSにおけるこの用語の正確な定義は文脈によって異なります。軌道上のISSに取り付けられる事前統合ユニット全般を指すために使用されます。CBM（宇宙ステーション補給機）関連の文献では、「与圧モジュール」の短縮形であり、「与圧要素（PE）」と同義です。多くの文献では、これらの用語はすべて互換的に使用されているようです。CBMの文脈では、結合前には加圧できないが、結合完了後に圧力を保持できるもの（例：キューポラ、与圧結合アダプタ）が含まれます。
可動式機械組立
車両の機械部品の一つを他の部品に対して相対的に制御する機械的または電気機械的装置。環境試験要件（NASA/ISSP、2003年） 10-3ページを参照。
非両性具有
コネクタの片側がもう片側と異なる特性を持つコネクタ。このようなコネクタはしばしば「ジェンダー化」されていると表現されます。この概念は「異質性」と呼ばれることもあります。「両性具有」とは対照的です。「宇宙船のドッキング・バーシング機構」も参照してください。
NRAL（ナノラックスエアロック）
NRAL は、NASA ステータス レポートで、要素の正式な命名法 (NanoRacks Bishop Airlock) の代わりに使用されることがある略語です。
プリロードジョイント
宇宙ステーション計画において使用されるプリロードジョイントとは、a) 周期的な荷重に対する寿命を確保するのに十分な締め付け力、b) フランジの分離によるジョイント剛性の変化を防止できる十分な締め付け力、c) 圧力シール（存在する場合）がフランジの分離による影響を受けないことを保証する十分な締め付け力を備えたジョイントを指します。「プリ」とは、ジョイントが最初に組み立てられた時点、つまり実用荷重を受ける前の時点から存在するという意味で使用されています。締め付け力は通常ボルトによって供給されますが、他の種類の機械装置によっても供給できます。構造設計要件（NASA/SSPO、2000年）のB-5ページを参照してください。
圧力低下試験
既知量の加圧ガスを試験対象シールの界面から透過または漏洩させ、その圧力と温度を経時的に記録します。この方法は低コストで、広範囲のリークレートに適用できますが、「実現可能性を低下させる」いくつかの制限があります。Oravec , Daniels & Mather (2017) pp 1–2 を参照してください。
圧力容器
主にガスまたは液体の加圧貯蔵を目的として設計された容器で、貯蔵エネルギーまたは圧力に関する特定の基準を満たしています。構造設計要件（NASA/SSPO、2000年）を参照してください。
加圧要素
モジュールを参照してください。
加圧構造
圧力が設計荷重に大きく寄与する車両荷重を支えるために設計された構造。構造設計要件（NASA/SSPO、2000年）付録Bを参照。
ポート
使用方法に一貫性がありません。一部の資料では、貫通した主要構造隔壁（ハッチで密閉）とCBMの組み合わせとされています。他の資料では、CBMが使用されている場所であればどこでも（隔壁とハッチの有無にかかわらず）CBMが使用されているとされています。
PDRS（ペイロード展開回収システム）
ペイロードベイ内のアイテム、特に飛行中の放出（または結合）が予定されているアイテムを保持および操作するために使用される、シャトルのサブシステムおよびコンポーネントの集合体。要素には、シャトルRMS 、ペイロード保持ラッチアセンブリ、グラップルフィクスチャ、ターゲット、およびCCTVシステムが含まれます。ペイロードベイユーザーズガイド（NASA/NSTS、2011年）を参照してください。
一次構造
飛行体または要素の一部で、大きな荷重に耐え、荷重の反力を分散させるための主要な荷重経路を提供する部分。また、圧力および熱荷重を含む大きな荷重に耐える必要があり、破損した場合には壊滅的な災害を引き起こす主構造。ACBM開発仕様（BD&SG、1998） §6.3および構造設計要件（NASA/SSPO、2000）付録Bを参照。
近接操作
1機（または複数機）の独立制御宇宙船が、他の宇宙船から2,000フィート（610メートル）以内の高度で、ほぼ連続的な軌道制御を特徴とする運用。Goodman著『スペースシャトルのランデブーの歴史』（2011年）の用法を参照。ランデブー制御とは対照的。
資格
「適格性確認とは、ハードウェアおよびソフトウェアの設計、製造、および組み立てが、環境条件下において設計要件を満たしていることを証明するプロセスです。」受入れとは対照的です。環境試験要件（NASA/ISSP、2003年） 10-5ページを参照してください。
反応制御システム（RCS）
姿勢制御システム（ACS）の一種。RCSは、ニュートンの第二法則を積極的に適用し、質量中心の軌道パラメータを変化させることなく宇宙船の姿勢を制御する点が特徴です。推進型RCSは、設計次第では軌道操作（ケプラーの法則を適用し宇宙船の軌道パラメータを変化させる）にも使用できます。Kaplan (1976) 2ページおよび第3～4章を参照。
ランデブー
一方の宇宙船がもう一方の宇宙船の軌道パラメータを合わせるための操作。この操作により、2機の宇宙船は非常に接近するため、「軌道力学」の数学ではもはやそれ以上接近させる能力を制御できなくなります。これらの操作は通常、独立して制御される一方の宇宙船によって、もう一方の宇宙船から2,000フィート（610メートル）以上離れた距離で実行されます。これらの操作は、数十分以上の間隔で軌道制御操作が行われるという特徴があります。「スペースシャトル・ランデブーの歴史」（Goodman, 2011）の用法を参照してください。近接操作とは対照的です。
RMS（リモートマニピュレーターシステム）
宇宙船の近傍（ドッキングの最終操作に匹敵する範囲）でペイロードを操縦するために使用される遠隔ロボット装置。いくつかの例があり、CBM文書に関連するものとしては、シャトルRMS（SRMS）と宇宙ステーションRMS（SSRM）があります。これらは口語的にはそれぞれ「カナダアーム」と「カナダアーム2 」と呼ばれていますが、文書ではほぼここで示した名称が使用されています。
サブアセンブリ
ある基準アセンブリに関して、その基準アセンブリ内に完全に含まれるアセンブリ。CBMの文脈では、検証活動を現場外で実施できるメカニズム。ここでの定義はCMAN要件（NASA/ISSP、2000）の§B.2に準拠しているが、適用上のニュアンスについては環境試験要件（NASA/ISSP、2003）の§10.2を参照のこと。
ターゲット車両
ドッキングマヌーバにおいて、接近する機体。目標機体は能動姿勢制御下にある場合もあるが、通常は能動機動制御下ではない。スペースシャトルランデブーの歴史（Goodman, 2011）における用法を参照のこと。この用語は、着艦に関する技術文献において一貫性なく使用されている。多くのCBM分析では、この用語はACBMを搭載した要素を指す。チェイスビークル（追跡機）と対比。
テスト
正式な文脈では、あらゆる適切な条件下での項目の体系的な試験を通しての検証。性能は、実または模擬の機能的刺激または環境刺激を制御された状態で適用中または適用後に定量的に測定されます。試験から得られたデータの分析は試験の不可欠な部分であり、必要な結果を得るために自動データ整理が含まれる場合があります。「分析、デモンストレーション、検査」と対比してください。ACBM開発仕様書（BD&SG、1998） §4.2.1.4を参照してください。
熱質量
熱解析において、「静電容量」と同義語であり、電気回路網解析における用法と類似しています。大きな熱質量を持つシステムは、急激な温度変化に耐えます。大きな熱質量は、文字通り大きな質量を持つか、材料の大きな蓄熱容量（例えば、ほぼ一定温度で相変化する物質）によって実現されます。Gilmore (1994) 5-24ページを参照。

参照

ウィキメディア・コモンズには、共通係留機構に関連するメディアがあります。

注釈と引用

  1. ^ a b c d e表示されている長さは、嵌合した前室の長さです。各側面の長さについては、設計ギャラリーを参照してください。両側の直径は同じです。PCBMの指定質量については、PCBM開発仕様書（BD&SG、1998） §3.2.2.3を参照してください。ACBMの指定質量については、ACBM開発仕様書（BD&SG、1998） §3.2.2.2を参照してください。表示されている質量は「指定質量」です。文献で報告されている質量はごくわずかで、いずれも特定のハードウェア構成を示すものではありませんでした。飛行時の質量は、指定値と異なる場合があります。運用日とミッション数については、運用ギャラリーを参照してください。表示されている開発者は、仕様書の署名ページに基づいています。PCBMは複数の製造元によって製造されたようですが、包括的な評価は実施されていません。
  2. ^リング材質： Illi (1992) . シリコンの耐熱性： OリングHDBK (PHC, 2018) 2～5ページ. フルオロカーボンの耐摩耗性： Christensen, et al. (1999) 5ページ.
  3. ^ ACBM開発仕様（BD&SG、1998） §3.3。
  4. ^ a b c d eリング（ACBMとPCBMの両方）上のインターフェース機能の形状は、CBM/PE ICD（NASA / ISSP、2005年）に詳しく文書化されています。たとえば、リングが取り付けられているOリング溝の形状は図3.1.4.2–3と-4、および図3.3.2.1–7に示され、ACBM / PEインターフェーススカロップの寸法は図3.1.4.2 – 5と-6に示されています。4Aメンテナンスブック（NASA / MOD、2000年）、§§1.2.518 – 520には、IVAシールと関連ハードウェアの詳細な取り付け手順と追加の写真が含まれています。
  5. ^ベスティビュール閉鎖パネルインターフェース： CBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005） §3.3.8。軌道上モジュール間ジャンパーエンベロープ：ICD §3.1.4。
  6. ^ a b c d e f g h i j k l m n o p q r s t u v w x y z aa ab ac ad ae af ag ah ai aj ak al am an ao ap aq ar as at au av aw ax ay az ba bb部品の識別と命名法は、Foster、Cook、Smudde、Henry (2004)の図 3 と同じです。これは、Assembly Qual. Test Report (BD&SG、1998)の図 2-1 と同じです。 どちらの場合も、図は軸ポートで使用される PCBM とタイプ I ACBM にあるコンポーネントのみを示しています。CBM/CBM および CBM/PE IVA シールとすべての補助装置の識別は省略しています。また、ラジアルポートACBMに搭載されているバンパーと、PCBMの対応する機構（文献では「バンパー」または「フォロワー」と様々に呼ばれている）の識別も省略されています。CBM /PE ICD（NASA/ISSP、2005年）および組立品質試験報告書（BD&SG、1998年）の付録Aにも多くの部品が特定されていますが、名称は他の2つの文献とは異なる場合があります。追加の出典については、各オリジナル画像のアップロードに関するトーク（議論）ページをご覧ください。
  7. ^ CBMの機能性は文献によって一貫して説明されていない。この明らかな矛盾が、プロジェクトの存続期間中の設計の進化によるものなのか、それとも著者の視点の違いによるものなのかは不明である。Illi (1992) p. 282、 Winch & Gonzalez-Vallejo ( 1992) p. 67、 Searle (1993) pp. 351–352、 ACBM Dev. Spec. (BD&SG, 1998) §3.3.1 および §6.3 (これら自体完全には一貫していない)、 PCBM Dev. Spec. (BD&SG, 1998) §§3.1.2–3.1.3、 Assembly Qual. Test Report (BD&SG, 1998)の §2.6.3 の公称テストフロー、p. の操作シーケンスを参照のこと。開発仕様書に記載されている2つの記述は、開発仕様書に記載したものです。
  8. ^一部の著者（例えば、 Winch & Gonzalez-Vallejo (1992)、 Foster, Cook, Smudde & Henry (2004)）は、アライメントをACBMが積極的に行う「機能」として扱っているようだ。一方、他の著者（例えば、 Operating an Outpost (Dempsey, 2018)）は、アライメントをACBMによって課される制約を構成する「物理的特性」として論じている。この視点の違いに対する明確な解決策は文献には見当たらない。
  9. ^ Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) (p. 303) およびCook, Aksamentov, Hoffman & Bruner (2011) p. 27 (pdf pagination) はともに、ACBM が粗調整ガイドと微調整ピンという2組の調整構造を備えていると述べている。組立品質試験報告書 (BD&SG, 1998) の付録Bでは、「バンパー」が認定試験体の一部として明示的に特定されているが、同報告書の図2-1には示されていない（Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) の図3と同一）。本報告書では、バンパーをアライメントの予備段階として論じており、 CBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005年）の§3では、バンパーをラジアルポートのACBM（図3.1.4–9の注4で「新しいバンパー」と呼んでいる）の一部として明確に特定しています。RTL/キャプチャエンベロープ調査では、調査対象124件のうち25件で、バンパーが他の接触面に到達する前に特定の方向への動きを拘束しているケースが確認されています。これは、粗アライメントガイドの手前でアライメントが行われる段階です。すべてのバンパー接触部は、2つのリング間の軸方向の間隔が3.75インチ以上であり、アライメントガイドは、その間隔付近まで優先的な拘束力を持たないことを示唆しています。ソース内およびソース間のアライメント段階の数に関するこの明らかな矛盾については、明確な解決策は見つかりませんでした。
  10. ^ PCBMのACBMに対する軌道エンベロープ（「回転と並進の組み合わせ」）は、組立品質試験報告書（BD&SG、1998年）の付録EおよびFの軌道図に示されている。多くの軌道は非単調であり、捕捉ラッチの荷重が最初に蓄積し始めてから数秒間、回転が実際に増加する。少数のケースでは、並進も増加する。しかし、いずれの場合も、軌道はPCBMがACBMと一直線になり、わずかに離れた位置で終了する。
  11. ^ ACBM開発仕様書 (BD&SG, 1998) §3.1。ACBM仕様書は、 Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) の303ページ（脚注3）で特定されています。PCBM開発仕様書 (BD&SG, 1998) は、Christensen他 (1999)の参考文献2（pdf 6ページ）で特定されています。2つの仕様書には、多くの共通要件が含まれています。参照数を減らすため、本書では通常、2つの仕様書のうちの1つだけを引用します。明示的に引用されている参照が、2つの構成アイテムのうちの1つにのみ適用される場合は、参照内容と文脈から明らかです。
  12. ^軌道移動方向の前方（「前方」）または反対方向（「後方」）、軌道中心に向かう方向（「天底」）または軌道中心から遠ざかる方向（「天頂」）、足が天底に向いた状態で前を向いたときの軌道面の下側（「左舷」）または上側（「右舷」）。Dempsey著『Operating an Outpost』（2018年）のxvページ（PDFのページ番号では17）を参照。
  13. ^ a b ACBMを設置できる方向は、CBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005） §3.3.2.1.4に記載されています。認定温度は、環境試験要件（NASA/ISSP、2003）（SSP 41172）の424ページと425ページ（pdfページ番号）に記載されています。これらはMiskovishら（2017）のスライド5でも取り上げられています。公開されている情報源間および情報源内でも食い違いがあるようです。SSP 41172では、ボルトとナットの認定温度範囲（-50°F～+150°F）が、アセンブリ認定試験での使用範囲（-70°F～+190°F）よりも狭く設定されており、同文書に記載されているコンポーネントレベルの試験方法と矛盾しています。ミスコビッシュが示した範囲は、SSP 41172で引用されている範囲よりも大幅に狭い。ACBM開発仕様書（BD&SG、1998年）の図6は、ミスコビッシュが示した範囲が「ボルトアップ」に適用可能であることを示している。さらに、仕様書では、ナット捕捉には-170°F～+170°Fの温度差、捕捉には-200°F～+200°Fの温度差（いずれも絶対温度範囲は-70°F～+170°F）が要求されている。入手可能な資料では、これらの矛盾を明確に示すものは見当たらない。
  14. ^ ACBM開発仕様（BD&SG、1998） §3.1。
  15. ^ Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) は、PCBM のサーマルスタンドオフを「機構」と呼び、パワードボルトナットを「フローティング」（つまり機構）と明確に呼んでいます。ナットの設計は、スタンドアロンアセンブリとして、振動、熱真空条件、およびライフサイクル（耐久性）の要件を満たしています。CBMボルト/ナット品質試験報告書 (BD&SG, 1998) の表 1-1 (p. 1–7) を参照してください。これは、環境試験要件 (NASA/ISSP, 2003) §4.2.13の要件とよく一致しています
  16. ^「押し出し」について： PCBM開発仕様書（BD&SG、1998年） §3.2.1.6：「…離座時に要素を分離するための正味の力とモーメントを提供しなければならない。」§4.3.2.1.6では、この点に関して検証すべき要素として、シールの「スティクション」とRMS抵抗を挙げています。シールの「スティクション」（接着）は大きくなる可能性があります。Danielsら（2007年）（PDF 15ページ）で報告されたサブスケール試験では、直径12インチ（30cm）のシングルビード試験片シールにおいて、CBM型エラストマーシールを接合面から剥離する際の接着力が約150lbf（670N）と推定されました。安定化については、 Foster、Cook、Smudde、Henry（2004年）の304ページ上部を参照してください。
  17. ^クリステンセン、他。 (1999) p. 196.
  18. ^ PCBM開発仕様書（BD&SG、1998年） §3.2.1.8.2。また、「Operating an Outpost」（Dempsey、2018年）の図2（37ページ）およびFile:PMA3 Mounted in SLP.jpgも参照。
  19. ^文献では隔壁はしばしば「係留板」と呼ばれます。キューポラと3つのPMAには、係留解除時に圧力を保持するための隔壁がありません。
  20. ^ a b PCBM開発仕様書（BD&SG、1998年）図6では、キャプチャラッチが作動しているときは2つの外側フランジ間で+/- 200F、電動ボルトナットの捕捉には+/- 170F、インターフェースが固定されているときは-70F～+ 90Fのバース前温度差に対応することが求められています。
  21. ^シャワーキャップの取り外し： STS-120 EVA Cklist (NASA/MOD, 2007)、pdf 130ページおよび254ページ（写真）。打ち上げロックの取り外し： STS-123 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008) (pdf 131ページ）。打ち上げロックは、パワードボルトを駆動することでも取り外すことができます（pdf 312ページ、手順2.6.D、注2）。一部のポート周辺では他の作業も行われていたため、時間は異なります。これまでのACBM打ち上げはすべてNSTS時代に行われました。
  22. ^ a b ISS /シャトル共同作戦（LF1）（NASA/MOD、2005年） 、pdf pp. 523 - 527では、ACBMとPCBMの両方に対する詳細な検査基準について説明されており、UF-2（ STS-114 ）後のPCBMのガスケットシールで見つかった異物損傷（FOD）の着陸後の写真も含まれています。
  23. ^ PCBMシールを清掃するためのツールの提供については、 STS-122 EVAチェックリスト（NASA/MOD、2007年）のPDFページ177にあるEVA回避策の要点シートに記載されています。
  24. ^タスク時間と説明: STS-123 EVA Cklist (NASA/MOD、2008)、pdf ページ 56、70。
  25. ^結合操作の準備は、 5Aアセンブリオペレーション（NASA/MOD、2000年）の82ページ（pdfページ番号）から始まります。これらの手順は、飛行クルーまたは地上クルーのどちらでも実行できます。オンラインで入手可能な資料には、ステージ3Aの初期段階からいくつかの例が掲載されています。結合前のボルトアクチュエータテスト（"BBOLTCK"）の説明は、 3Aアセンブリオペレーション（NASA/MOD、2000年）の210ページ（pdfページ番号）に記載されており、この中には他の多くのCBMコマンドの詳細な説明も含まれています。
  26. ^ ACBMシール面の清掃： STS-122/FD05 Execute Pkg.（NASA/MCC, 2008） 2、27ページおよびDSR – 3/30/2017（NASA/HQ, 2017）を参照。CBMコンポーネントへのEVAアクセス、およびその取り外しと交換については、 STS-124 EVA Cklist（NASA/MOD, 2008）の224～260ページ（pdf）に詳細が記載されている。「Prep for Mate」CPAの不具合については、5A Assembly Malfunctions（NASA/MOD, 2000）の26～88ページ（pdf）を参照。
  27. ^運用フローはOperating an Outpost（Dempsey、2018）の243ページに要約されています。SVSおよびCBCS視覚キューシステムの使用については、オペレーターのディスプレイの写真を含め、44～45ページに記載されています。
  28. ^レディ・トゥ・ラッチ・インジケーターの使用方法については、『 Operating an Outpost』（Dempsey, 2018）の44ページに記載されています。3/4 RTLと、RTLに抵抗できる状態（例：Position Hold）への言及は、『 5A Assembly Ops』（NASA/MOD, 2000）の64ページ（pdfページ番号）に記載されています。振り付けの例については、『PMM Leonardo』の移転に関するビデオをご覧ください。機動操作のための緊急時対応計画の例は、『 STS-114 PDRS Ops Cklist』（NASA/MOD, 2004）に記載されています。
  29. ^第一段階の捕捉設定、運用上の制約、完了基準、および実行時間： 5Aアセンブリオペレーション（NASA/MOD、2000年）の64～66ページ（pdfページ番号） 。荷重制御は必ずしもすべてのCBM運用で必要なわけではない。STS -130/FD09実行パッケージ（NASA/MCC、2010年）を参照。
  30. ^ NSTS時代の第2段キャプチャ： 5Aアセンブリオペレーションズ（NASA / MOD、2000）の68ページ。SSRMSを使用したキャプチャ中、負荷の蓄積をさらに緩和するために、キャプチャコマンド間で断続的に操作されます。STS -128 / FD10実行パッケージ（NASA / MCC、2009）の24ページ（pdfのページ番号）を参照してください。第2段キャプチャ：SRMSがテストモードになり、RTLが開く可能性があります。第2段キャプチャの終了時（約108秒）のシャフト角度は、5Aアセンブリオペレーションズの68ページからのものです。RTLの位置は、キャプチャラッチアークの上端よりもかなり下にあります。CBM / PE ICD（NASA / ISSP、2005）の図3.1.4.1–12にあるRTLの寸法付き側面図と、図3.1.4.1–17に示すクリアボリュームの立面図を比較してください。
  31. ^ボルト締めの手順に関する説明は、 3A 組立作業手順書 (NASA/MOD, 2000)の210～211ページ (pdf) に記載されています。ボルト締め作業全体（所要時間を含む）については、 McLaughlin & Warr (2001)の2ページ、および5A 組立作業手順書 (NASA/MOD, 2000)の73ページ (pdf) 以降に詳細が記載されています。後者の64ページ (pdf) には、「少なくとも8本のボルト」が「交互に」取り付けられていない場合、地上管制官が乗組員に手順を指示すると記載されています。「少なくとも8本のボルト」の解釈は、STS-128でMPLMが設置された時点で大幅に変更された可能性があります。STS -128/FD10 実行パッケージ (NASA/MCC, 2009)の23ページの注意事項を参照してください。 ABOLT speed：McLaughlin & Warr (2001) 2ページ。このコマンドの命名法については、資料間で完全な一致が見られません。「ABOLT」、「ABOLTS」、「A Bolt」、「A bolts」などと表記されています。一部の資料では、この点に関して内部的に一貫性が欠けています。
  32. ^ CBMボルト/ナット品質試験報告書（BD&SG、1998年） 3-2ページには、ボルトのロードセルの性能許容範囲の下限として1,500 lbf（6.67 kN）の予荷重が報告されています。上限は19,300 lbf（85.9 kN）とされています。
  33. ^熱安定化： McLaughlin & Warr (2001) (3ページ) では、等化保持は10,500 lbf (47,000 N) というはるかに高い予圧で行われると記載されていますが、飛行記録には次のように記載されています。「5A 組立作業手順書 (NASA/MOD, 2000) 」の109ページ (pdf) にある注意書きを参照してください。「90°ボルトグループ間隔： 3A 組立作業手順書 (NASA/MOD, 2000)」の212ページ (pdf ページ番号) の下部付近。ボルトの詳細な装填手順 (完全な予圧までを含む) は、「5A 組立作業手順書」の110ページ (pdf) から始まります。以降の飛行では、この作業を地上管制官に割り当てることがよくあります。
  34. ^ 1本および2本のボルトが破損した場合の対応能力については、 Zipay他 (2012) のPDFの18ページと41ページを参照のこと。この文献では、2本のボルトが破損した場合のシナリオ発生後に、何らかの方法でベスティビュールへの加圧アクセスを復旧できるかどうかについては触れられていない。迅速な安全確保を含む詳細な解決手順は、「 5Aアセンブリ不具合報告書」（NASA/MOD、2000年）のPDFページ番号の8ページ目から索引付けされている。キャプチャラッチおよびラッチ準備完了インジケータの故障に対処する手順は、「 STS-128/FD04実行パッケージ」（NASA/MCC、2009年）の21～30ページ（PDF）に記載されている。
  35. ^ a b cほとんどのポートではCPAは完全に取り外されていますが、第1結合部と第2結合部の天底ポートは軌道上で改造され、CPAを所定の位置に固定したまま回転させることができました。DSR – 2018年1月3日 (NASA/HQ, 2018)を参照。
  36. ^玄関艤装の詳細な手順は5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000)の129～171ページ (pdfページ番号) に記載されています。各玄関はそれぞれ少しずつ異なっており、キューポラやPMAなど一部はここでの一般的な説明から大きく異なります。多くの場合、手順やNASAのステータスレポートには漏れの微細チェックのために8時間ほど休止することが明記されていますが、報告されているタイムラインの中にはそのような作業が考慮されていないものもあります。M/Dセンターセクションの取り外し手順は5A Joint Ops. (NASA/MOD, 2000)の70ページ (pdfページ番号) から詳細に説明されており、予算時間はそこから取られましたが、 4A Maintenance Book (NASA/MOD, 2000)では取り外しにその2倍の時間を見積もっています (pdfページ74)。
  37. ^内部アクセス可能なCBMコンポーネント（CPA、ボルト、ナット、ラッチ、RTL）の取り外しとIVAシールの取り付けに関する詳細な手順は、 4Aメンテナンスブック（NASA/MOD、2000年）のPDFページ番号の8ページに索引付けされており、リーク箇所を特定するための一般的な手順も同様です。損傷を防ぐための代替CPA設置手順は、 STS-126/FD13実行パッケージ（NASA/MCC、2008年）の3ページ（PDF）に記載されています。
  38. ^デメーティング操作の準備は、 5Aアセンブリオペレーション（NASA / MOD、2000）の38ページ（pdfページ番号）から始まります。
  39. ^組立飛行と比較した補給飛行の相対的な発生率については、ミッション表を参照してください。時間配分の詳細は、時間の経過とともに進化しているようです。補給要素 (この場合は MPLM) のベスティビュール取り外しについては、 5A.1 MPLM ブック (NASA/MOD、2000) の134 ページ (pdf ページ番号) を参照してください。取り外し作業に 2 人の乗組員を割り当てたのは、この作業に割り当てられた時間がより少なかったSTS-102/FD10 オリジナル プラン (NASA/MCC、2001)に基づいています。現在の説明では CBCS をインストールする作業は説明されていません。最近の状況報告の非公式なサンプルでは、​​CBCS は脱離操作のサポートには使用されていないことが示唆されています。取り外しのために再構成する時間は、CPA ローテーション キットの導入後に大幅に短縮されたと思われます。4Aメンテナンス ブック (NASA/MOD、2000)の74 ページ (pdf) では、4 つの CPA の取り付けに約 2 分 30 秒と割り当てられています。 M/Dカバーセンターセクションの取り付け手順は、 5A統合運用マニュアル（NASA/MOD、2000年）の170ページ（PDF）に詳細が記載されています。グランドストラップの取り外し手順は、その直後に続きます。ベスティビュール閉鎖部の取り外しは、4A飛行中整備マニュアルのPDFページ84では40分と見積もられていますが、統合運用マニュアル（5A）の70ページ（PDF）では20分しか見積もられていません。
  40. ^ STS-102/FD10当初計画（NASA/MCC、2001年）では、圧力試験装置の設置を含めて減圧に約75分が見込まれていた。実際の減圧時間の40分は、 5A.1 MPLMブック（NASA/MOD、2000年）の150～153ページに記載されている滞在時間を合計したものである。この参考文献では全体の作業時間が省略されており、乗組員のステップを考慮すると、作業時間はいくらか長くなるはずだった。STS-102のタイムラインでは減圧はデアウトフィッティングタスクに含まれておらず、5A.1 MPLMブックの構成からもそうであると示されているが、同じタイムラインでMPLM脱出開始からCBM脱出終了までの4分30秒というタイムラインは、含まれていた可能性があることを示唆している。入手可能な資料では、この明らかな時間予算の矛盾を解消する方法は明らかになっていない。圧力をメートル法に変換する際の許容誤差は、参考文献に記載されているFluke 105B圧力計の入手可能なマニュアル（±0.5%）に基づいています。マニュアルには、実験不確かさが「指示値」なのか「フルスケール」なのかは記載されていません。ここでは「フルスケール」と仮定しました。圧力に関する制約の根拠は、 OOS – 01/22/10 (NASA/HQ, 2010)の「…CBM（共通結合機構）シールを保護するため、デメーティング前に圧力が2mmHg未満であることを確認する必要がある」という規定に基づいています。この制約自体は手順書（例：MPLM Book (5A.1)、pdf 152ページ）に記載されていますが、その根拠はそこに明記されていません。
  41. ^離脱のためのCBMの起動とチェックアウトは、地上管制または軌道上から実行できます。手順の概略は、 3A Ground Handbook (NASA/MOD, 2000)および5A Assembly Ops (NASA/MOD, 2000)に記載されています。両文書においてDBBoltckコマンド（「BBoltck」コマンドとは異なる）が明示的に要求されていますが、BBBoltckコマンドとの区別を明確に示す詳細な説明や根拠は見つかりませんでした。地上でCBMをチェックアウトし、CPAの電源を入れた状態で出発する方法については、 STS-114/FD11 Execute Pkg. (NASA/MCC, 2005)のPDF 3ページを参照してください。
  42. ^ STS -102/FD10当初計画（NASA/MCC、2001年）では、 Node 1 Nadir ACBMのデメイトおよび非活性化に90分が割り当てられていた。ボルトの緩め手順は、 5A Assembly Ops（NASA/MOD、2000年）の57ページ（pdfページ番号）から始まる。動作範囲は±0.1回転とされているが、手順の後の版では位置許容範囲が拡大されている。CBMボルト/ナット品質試験報告書（BD&SG、1998年）の3-2ページでは、ボルト外しの成功基準として、ピークトルクが1,600 lb⋅in（180,000 mN⋅m）を超えない状態で予荷重を解放することが示されている。 McLaughlin & Warr (2001) は4ページで、そのトルクにおける速度制限を0.5 RPMとしているものの、3ページでは、全負荷時に反対方向に「F Bolt」コマンドを実行するには0.4 RPMで実行する必要があると記載しています。手順で割り当てられた全体の時間と合わせると、実際には16本のボルトを一度に緩めるのではなく、4本ずつセットで緩めていることが示唆されます。
  43. ^ 5A組立オペレーション（NASA/MOD、2000年）の58ページ（pdf）に記載されている緩み基準は、組立品質試験報告書（BD&SG、1998年）の5～7ページに報告されている知見と一致しています。「…ボルトの指示荷重が引き抜き中に1500ポンドを下回った場合、ボルトはいずれの方向にも追加のセットを作動させることなく、最大予荷重から29回転以上完全に引き抜かれなければなりません。この規則には例外はありません。」この規則は、組立レベル認定試験シーケンスの準備中に最初のデモで発生した損傷に起因すると、同じ情報源から報告されています。このシーケンスでは、そのような制約は課されていませんでした。
  44. ^ボルトの取り外し、カバーの閉鎖、CBMの停止： 6A組立作業（NASA/MOD、2001年）、69～91ページ。カバーの閉鎖はカメラ画像によって視覚的に確認されている。
  45. ^緊急時対応オペレーションについては、「5Aアセンブリの機能不全」（NASA/MOD、2000年）のPDFページ番号の8～9ページに索引が付けられています。ドッキング解除と離着艦の相対速度については、 「Operating an Outpost」（Dempsey、2018年）の41ページに記載されています。
  46. ^ Node1 の Nadir ポートの当初の設計上の使用法については、 Link & Williams (2009) の1 ページを参照してください。そこには、Node 3 をその場所に統合するために必要な技術的変更に関する詳細な説明が含まれています。PMA3 は、基本的に、水中で使用されるダイビング ベルとして使用されました。再設計と実装のプログラム的な説明については、 Operating an Outpost (Dempsey, 2018)の pdf ページ番号の 64-67 ページを参照してください。再経路指定されたユーティリティの引用リストについては、 OOS – 11/20/09 (NASA/HQ, 2009)を参照してください。これには、参照されている ISL 接続の定義は提供されていません。ステータス レポートのリストは、Link の 2 ～ 5 ページの詳細な説明とは異なっているように見えます。入手可能なドキュメントからは、2 つの説明の調和は明らかではありませんでした。IMV の定義は、Operating an Outpost の 187 ページから引用されています。
  47. ^ NASAの宇宙ステーション研究スリングショット発表（NASA / ISSP、2019）を参照してください。
  48. ^ a b Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) (PDFページ番号319ページ) とAssembly Qual. Test Report (BD&SG, 1998) (ALQTR) (§3.2「前駆発達活動」) は、同じ3つの重要な活動とそれらに関連する要因を特定し、「…CBMが機能しなければならない複合条件を確立する…」(ALQTR、3-2ページ) としています。2つの資料は明らかに同じ事象に言及していますが (Fosterの図4は報告書の図3-3と同一)、議論の構成が異なり、一部矛盾する内容が含まれています。ALQTRは、Powered Boltによるナットの捕捉性能に関する4つ目の論理的連鎖を報告しています。Fosterは、正式な試験報告書には記載されていない「Full-Scale Seal Tests」に言及しています。この試験については、Zipayらによる論文でも概要が説明されています。 (2012) (pdf ページ番号の 40 ～ 41 ページ) は、他の 2 つの情報源と概ね一致していますが、詳細度は低くなります。
  49. ^ a b外部荷重が作用し、前庭圧力が作用しない状態（つまり、外部フランジとして作用する状態）は、Zipayら（2012）の図39に示されている。外部荷重と内部（前庭）圧力が作用する状態は、同文献の図40に示されている。
  50. ^破壊制御要件(NASA/SSPO 2001)および構造設計要件 (NASA/SSPO、2000)には、圧力容器と加圧構造物がそれぞれ破壊荷重と構造荷重に適合するためのプログラムのエンジニアリング手法が詳述されています。
  51. ^ a b各バースは独自のRMSジョイント構成を持つことができ、バースに搭載されるモジュールの慣性特性は広範囲にわたり変化します（ISS利用に関する参考資料（NASA/ISSP、2015年）のモジュールごとの概要を参照）。解析は、機構のストローク全体にわたる荷重を定義し、性能を予測するために使用されます。試験は、代表的な荷重下で内部ダイナミクスが適切にモデル化されていることを確認するために使用され、これには重力補正が含まれることがよくあります。反復アプローチについては、 Conley（1998）の589ページ「展開解析」で簡単に説明されています。宇宙船機構の試験中に重力の影響がどのように補正されるかについては、「オフロードシステム」（Conleyの534ページ）の議論を参照してください。
  52. ^「適合荷重は、ボルト締め中のシールの擦り動作を定義する…」 Assembly Qual. Test Report (BD&SG, 1998) p. 3-5。Gask-O-Sealのボルト締め完了後のメーカー推奨最大隙間は0.003インチ（ Gask-O-Seal Hdbk (PHC, 2010) p. 9）。工場で組み立てられたジョイントの製造環境における清浄度の重要性については、同文献の18ページ、およびHolkeboer (1993)の256～ 257ページでも論じられている。対照的に、CBM/CBMは「現場ジョイント」であり、制御されていない環境で組み立てられる。PCBM搭載部品の初期バースの打ち上げ環境は、（再利用された）シャトル・ペイロード・ベイであった。ペイロードベイ環境の清浄度については、「ペイロードベイユーザーズガイド」（NASA/NSTS、2011年）の§4.1.3.3および4.2.3で説明されています。スペースシャトルの退役以降、すべてのペイロードの搬入は専用のペイロードフェアリングの下で​​行われており、それぞれのフェアリングには独自の特性があることが合理的に予想されます。
  53. ^典型的な軌道高度： Operating an Outpost（Dempsey、2018） 、123ページ。地球軌道のこの領域は通常、熱圏と呼ばれます。
  54. ^この領域では、高度とともにガスの温度が上昇し始めますが、密度が非常に低いため、宇宙船は温度による加熱をほとんど受けません。環境の説明については『 Natural Environments』（Justh編、2016年） §5.1を、原子状酸素が宇宙船に及ぼす一般的な影響については§5.1.7を参照してください。シールの感度については、 Christensen他（1999年）を参照してください。温度と真空の組み合わせが摩擦に及ぼす影響については、 Conley（1998年） 176ページと589ページ、および第17章を参照してください。大気および真空条件下での摩擦データに関する最新の広範な調査については、『Lubrication Handbook for the Space Industry』（NASA/MSFC、1985年）を参照してください。真空暴露（「ガス放出」）による化学組成の変化に関する簡単な説明については、Conleyの第9章を参照してください。
  55. ^これらの問題は放射を扱うため、「熱光学的」と呼ばれることが多い。熱環境の説明については、『自然環境』（Justh編、2016年）の§5.2を参照のこと。
  56. ^ a b直径約7フィートのCBMは、典型的なノードの表面積の10～20%を占めます。この現象は方向性があり、したがって軌道パラメータに依存しますが、複数のポートが未嵌合状態にある場合、またはポートが長期間にわたってアグレッシブな方向で未嵌合状態にある場合には無視できません。関連する運用およびエンジニアリングの調整技術に関する詳細な議論については、 Natural Environments (Justh, ed., 2016) 、 Gilmore (1994)の第3章§5.6.4、およびConley (1998)の第20章を参照してください。
  57. ^磁場は宇宙船が軌道上のどこに位置するか（「真異常」）によって変化するため、通常は「地磁気」と呼ばれます。関連する特性については、『自然環境』（Justh編、2016年）の§5.3で、宇宙船の設計に関するいくつかの重要な問題とともに解説されています。
  58. ^ ISS高度におけるプラズマ環境に関するパラメータ的な議論については、『自然環境』（Justh編、2016年）の§5.4を参照。ISS上の過剰な正電荷は、Z1トラス要素に搭載されたプラズマ接触ユニットによって管理される。このユニットは、宇宙船と帯電環境との間のアーク放電を抑制する。Carpenter (2004)を参照。
  59. ^熱圏の電離放射線環境については、『自然環境』（Justh編、2016年）の§5.5で説明されている。その影響は§5.5.3で概説されている。
  60. ^例えば、非定量的なM/D要件は、 ACBM開発仕様書（BD&SG、1998年） §3.2.5.12に記載されています。隕石/デブリ環境に関する最近の評価は、 「自然環境」（Justh編、2016年） §5.6に記載されています。この参考文献では、デブリは厳密には「自然」起源ではないものの、開発プロジェクトの制御外にあるため、説明上、自然として扱われていると述べられています。
  61. ^この文脈における「プルーム」とは、ロケットのノズルから噴出した排気ジェットを指します。接近作戦において、追跡機が目標への接近速度を低下させるために発射するロケットは、しばしばその目標に向けられます（「ブレーキング・マヌーバ」）。排気が目標に当たると、目標を押しのける力が生じ、中心から外れて当たった場合は回転します。排気の成分によっては、プルームが目標機の外側を汚染することもあります。プルームの目標機への衝突の影響については、その影響を軽減するための運用が『シャトル/LDEF回収作戦』（Hall, William M., 1978） 10ページ以降（PDFページ番号）で詳しく論じられています。汚染は、目標の熱制御および発電能力を低下させる可能性があります。例えば、『スペースシャトル・ランデブーの歴史』（Goodman, 2011）第5章にある、アポロ宇宙船のジェット機とスカイラブの相互作用に関する議論を参照のこと。噴煙の形状と密度は直感的ではないかもしれない。Griffen & French (1994)の166ページ以降の議論を参照のこと。
  62. ^組立機構の「ツリー」については、 Cook, Aksamentov, Hoffman & Bruner (2011)の図1を参照。軌道上で大型物体を組立てる必要性については、『スペースシャトル・ランデブーの歴史』（Goodman, 2011）の9ページで論じられている。同文献の16ページでは、当時出現した概念はマーキュリー計画の一人乗り宇宙船には危険すぎると判断され、より大規模な乗組員を擁するジェミニ計画に持ち越されたと記されている。しかしながら、マーキュリー計画では、パイロットが宇宙空間での距離と姿勢を推定する能力に関する飛行実験が行われた。ここでの「アポロ時代」は、スカイラブとアポロ・ソユーズ・テスト計画を含む抽象的な用語として使用されている。より包括的な歴史的考察については、同文献の15～59ページを参照。
  63. ^スペースシャトル計画で新たに遭遇した状況や要因に関する入門的な議論については、『スペースシャトルランデブーの歴史』（Goodman、2011年）の69ページを参照。同軸度に関するコメントは、Cohen、Eichold、Heers（編）（1987年）の4ページ（pdfファイルでは9ページ）にある。『シャトル/LDEF回収作戦』（Hall、William M.、1978年）には、rバーアプローチの物理と数学の詳細な説明があり、rバーアプローチと自由飛行中の宇宙船を回収するためのSRMSの使用との関係についての解説も含まれている。バーシングが開発された当時に何がわかっていたか（または予想されていたか）に対する理解は、 Livingston（1972年）やRMS要件（NASA/JSC、1975年）の文脈で読むことで深まる。
  64. ^回収と推進要件トピックの特定を含むと予想されるミッションの割合については、それぞれLivingston (1972)図1と図2を参照してください。ほぼゼロの接触速度に関する言及は、『スペースシャトルランデブーの歴史』（Goodman, 2011） 69ページからの引用です。RMSへの展開と回収の割り当てについては、 Jorgensen & Bains (2011) 1ページを参照してください。
  65. ^関連する RMS 要件は、 RMS 要件 (NASA/JSC、1975)の 12 ページに記載されています。CBM 調整通路の入口のサイズと形状については、「 Operating an Outpost (Dempsey、2018)」の 44 ページを参照してください。SRMS がサービスに入ると、SRMS への変更により、変化する状況に対処することができました。Jorgensen & Bains (2011) の8 ページを参照してください。SRMS が重いペイロードを処理できるようにした新しいソフトウェア (位置方向保持サブモード) の開発については、15 ～ 20 ページで説明しています。RMS を使用するときに、かみ合いオブジェクト間の調整 (ACBM と PCBM 調整ガイド間の接触など) を実現するために押し込む可能性については、同じドキュメントの 22 ページの力モーメント調整に関する説明を参照してください。これらの変更は CBM 開発とほぼ同時に発生していたため、新しい機能の多くは出現したばかりでした。
  66. ^ SRMSの最初の使用： Jorgensen & Bains (2011) 6ページ。宇宙ステーションのニーズ、特性、およびアーキテクチャオプション調査に関する多くの請負業者の報告書は、NASA技術報告書サーバー（NTRS）の検索機能でこの語句を使用することで見つけることができます。報告書では正式には「フェーズA」調査とは呼ばれていませんが、その後にフェーズB調査が続きました（NASAプログラムの開発フェーズの現在の定義については、NASA SEハンドブック（Hirshorn、Voss、Bromley、2017年）の第3章を参照）。報告書からは、プログラムの初期段階において「バーシング」の特定の定義が理解されていたかどうかは明らかではありません。当時の定義と今日の定義の違いは、例えば Cohen、Eichold、Heers編著（1987年）の4ページ（PDF版9ページ）に明確に記されています。「ドッキングとバーシングの違いは、ドッキングはシャトルと宇宙ステーションの間で行われるのに対し、バーシングはモジュールとハブの間、またはモジュールとモジュールの間で行われるという点です。」その他の定義は当時のプログラム資料に記載されており、その多くはNTRSにアーカイブされています。
  67. ^ a bフランジ適合荷重：Illi (1992) 5ページ（pdfページ番号）を参照。この論文は「初期段階」ではあるものの、CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) §3.2.1.1に示されているたわみ、およびZipay他 (2012)の12ページと42ページの記述は、特にラジアルポートにおけるたわみが最終検証作業を通して課題として残っていたことを示している。定性的な内部荷重は、構造設計要件 (NASA/SSPO, 2000)で要求されたプレロードボルト基準 (NASA/NSTS, 1998)の§3.5.5（ ACBM Dev. Spec. (BD&SG, 1998) のセクション3.3.1.3.3で参照）を精読したものである。限界圧力はPCBM Dev. Spec.に規定されている。 (BD&SG, 1998) §3.2.5.2。モジュール圧力シェルと同様に、結合されたCBMによって形成される前庭は22.8 psigまで耐圧試験されている（Zipay他 (2012) 10ページ）。
  68. ^宇宙ステーション計画説明書（NASA/HQ、1984年） 344ページ。この報告書ではRMSについて言及されておらず、バーシングは、現在では一般的にドッキングのみに関連付けられている推進操作と、遠隔ロボットマニピュレーターの使用を区別せずに定義されています。また、この文書ではハッチをバーシング機構の一部として言及していますが、最終的な宇宙ステーションの構造ではハッチのない場所にCBMが設置されています。マルチバーシングアダプタについては240～241ページで説明されています。同文書の他の箇所では、このアダプタは「アセンブリおよびバーシングモジュール」（例えば429ページ）と呼ばれているようです。バーシング機構の共通性については、「人間が居住可能なモジュールは…共通のインターフェースおよびバーシング機構を備えなければならない」（323ページ）とされています。 「同一の停泊システム」の両性具有については、462 ページで考察されています。(プログラムの説明のすべてのページ番号は、複数のレポートの巻を 1 つのファイルにまとめた PDF のページ番号に従っています。)
  69. ^この時期に開発された飛行支援構造機構の詳細については、 Leavy (1982)を参照のこと
  70. ^宇宙ステーション計画説明書（NASA/HQ、1984年） 516ページ（pdfページ番号）。
  71. ^実際の着工日は、 Adv. Dev. Final Report (Cntrl. Dyn. & MDA, 1998) の74ページ（PDFのページ番号では76ページ）に基づいています。着桟・ドッキング機構の説明は、 Burns, Price & Buchanan (1988)の2～9ページ（PDFのページ番号）に要約されています。全体の直径は、後者の参考文献の図8から引用しており、この図には当時の設計コンセプトを示す他のいくつかの図が含まれています。
  72. ^資源ノードの小さなCBMリング径、ボルト穴、および外向きのガイドは、前年の高度開発報告書に描かれたものと一致しています。Burns、Price、Buchanan（1988）を参照してください。
  73. ^「ボルト/ナット構造ラッチ」は、 Burns、Price、Buchanan (1988) の331～333ページ（PDFのページ番号では7～9ページ）に記載されています。この用語の由来は不明です。同文献の3ページ目に記載されている一般要件では、単に「ラッチ」と呼ばれています。MSFCの潤滑に関する当時の主要文書であった「宇宙産業向け潤滑ハンドブック」（NASA/MSFC、1985年）では、二硫化タングステンを規定する規格であるDicroniteやDOD-L-85645が明確に記載されていません。ハンドブックにはそのような潤滑剤がいくつか記載されており、空気中での摩擦係数は約0.04であると記載されていますが、真空用途での値は示されていません。摩擦の変動が重要な部分を占めるトルクと予荷重の不確実性の関係の重要性は、その後の CBM の開発中に必要となった予荷重ボルト基準 (NASA/NSTS、1998)から明らかです。
  74. ^ベローズのバネ定数試験結果については、 Adv. Dev. Final Report（Cntrl. Dyn. & MDA、1998年）の9～15ページ（PDFのページ番号では11～17ページ）を参照してください。一般的に、Adv. Development Programはドッキングとモジュール「ループ」の閉鎖に重点を置き、係留操作そのものに関する報告は比較的少なかった。Illi (1992)は7ページ（PDFのページ番号）で、当時ベローズは確実に製造できなかったと報告しています。
  75. ^内部ユーティリティの収容： Burns、Price、Buchanan (1988)図8。当時の包括的だが必ずしも決定的なものではないステーション構成の例については、『 Space Station SE & I, Vol. 2』（BAC/SSP、1987年）の図3.5-1を参照のこと。当時まだ研究中だったリソースノード（「ハブ」）構成の種類については、 Cohen、Eichold、Heers（編）（1987年）の19～22、30～31、33～34、40～41、44、および75～76ページ（すべてPDFのページ番号）を参照のこと。軌道上で撮影された多数のラジアルポートの写真は、互換性が限られている可能性を示している。
  76. ^この時期の文書には、特定のモジュール設計戦略に関する最も初期の議論が含まれているものの、公称50インチ（1.27 m）の正方形ハッチという要件は、高度開発計画の開始当初から明確に存在していた。Burns、Price、Buchanan (1988) 3ページ (pdf) を参照。ハッチのサイズは1984年まで未定義であった（ Space Station Progr. Description (NASA/HQ, 1984) pdf 462ページ）。「4象限」レイアウトについては、 Hopson、Aaron、Grant (1990) 5～6ページに記載されている。ペイロードベイの「ダイナミックエンベロープ」については、 Payload Bay User's Guide (NASA/NSTS, 2011)の§5.1.2.1に記載されている。 CBM /PE ICD (NASA/ISSP、2005)の§3.1.4 には、モジュール間の「ユーティリティ ジャンパー」の形状の詳細な割り当てが含まれており、結合操作中に CBM/CBM インターフェイスの両側のコンポーネントの動的クリアランス エンベロープを慎重に管理します。
  77. ^モジュールの寿命は、 Hopson, Aaron & Grant (1990) 6ページで主張されています。入手可能な資料からは、10年の寿命という最終要件 ( ACBM Dev. Spec. (BD&SG, 1998)の§3.2.3.1 ) との整合性は不明です。標準ラックの形状については、前の参考文献の16ページの図13を参照してください。モジュールの打ち上げ重量を調整するための便利な手段として、事前統合ラックが使用されていたという初期の議論は、 Troutman, et al. (NASA/LaRC, 1993) の25ページ (pdfページ番号)、 SSRT Final Report to the President (NASA/SSRT, 1993)の13ページ、およびRedesign Report (NASA/SSRT, 1993)の59ページ(pdfページ番号) に記載されています。軌道傾斜角の増加に伴うシャトルのペイロード能力の変更の概要は、後者の参考文献の 39 ページに記載されています。
  78. ^明確なバーシングおよびドッキング機構については、Hopson、Aaron、Grant (1990)の13～15ページで言及されています。提案された共通モジュール概念がモジュールのサイズと打ち上げ重量に与える影響に関する詳細な分析については、Gould、Heck、Mazanek (1991) を参照してください。 1992年に選定されたベースライン・リソース・ノードに関する簡潔な議論は、 Winch & Gonzalez-Vallejo (1992)およびIlli (1992)の序文に記載されています。Illi (PDFの3～5ページ) はさらに、圧力誘起によるたわみがCBMの設計に与える影響を明確に認識しています。「受動的フレキシブルCBM」は、Winch (PDFの7ページ) では確実なものとして議論されましたが、その後まもなくIlli (PDFの7ページ) で事実上延期されました。このようなバリアントが認定または製造されたという記録は見つかりませんでした。また、モジュール パターンがループに「閉じられた」ことはありません。
  79. ^ a bシステムエンジニアリング文書のリリース日は、PCBM開発仕様書（BD&SG、1998年）のiiページ、 CBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005年）のiiページ、およびACBM開発仕様書（BD&SG、1998年）のiページから取得されています。
  80. ^ a b cこれらの文章には、この時期の 2 つの主要資料であるWinch & Gonzalez-Vallejo (1992)とIlli (1992)に共通する内容がほとんどです。シアタイへの言及を除いて、設計の説明は Winch の 3 ～ 7 ページ (pdf のページ番号) に従っています。設計は当時急速に変化していた可能性があります。Winch と同年に出版された Illi は、フレキシブルな変種が廃棄されたと述べており、CBM/PE ジョイントは Winch の O リングではなく溶接で密閉されていると述べています。Illi のみがシアタイに言及しています (pdf のページ番号の 2 ページ)。Winch の説明には、そのような荷重を CBM/CBM インターフェース面全体で支える明確な方法は含まれていません。シアタイの設計は、アライメント ガイドよりも緊密な最終段階のアライメントを効果的に提供するものとして Illi によって認められています。 Illi の図 4 の PCBM アライメント ガイドの幅は、Winch の図 3 および 4 の半分しかありません。Illi はこの変更を軽量化策だと説明しています。また、Illi はボルトの予圧を 9,500 lbf (42,000 N) と報告しているのに対し、Winch は 6,500 lbf (29,000 N) と報告しています。ただし、ボルトのトルクはどちらの場合も 900 lb⋅in (100,000 mN⋅m) と報告されています (ねじの潤滑が変更された可能性があることを示唆しています)。Winch は CBM/CBM インターフェースに O リングがあると報告しており、Illi は EVA 交換を容易にするためにセグメント化された Gask-O-Seal があると報告しています。軌道上でこのような交換が行われたことを示す記録は見つかりませんでした。
  81. ^スペースステーション・フリーダム計画に対する議会の支援の概要は、下院科学委員会への証言（スミス、2001年）から引用されています。費用の数値は同資料の付録1、表1から引用されています。出典では、異なる見積りが必ずしも同じ範囲や同じ見積り手順を反映しているわけではないため、解釈には注意が必要であると勧告しています。ゴールドイン氏のNASAへの指示については、再設計報告書（NASA/SSRT、1993年）の付録Bを参照してください。
  82. ^ 2つの軌道傾斜角は、ステーションの設計と機能の両方に大きな影響を与えました。再設計報告書（NASA/SSRT、1993年）の「共通オプションの検討事項」（33ページ以降、PDFページ番号）を参照してください。構造／機械サブシステムの組み込みに関する推奨事項は、付録Dの293ページ（PDFページ番号）に記載されています。CBMの負荷増加は、270ページ（PDFページ番号）の2つのオプションで報告されています。その他の問題は特定されていないようです。ただし、報告書では、51.6度の傾斜角では、当初の28.5度（PDFページ番号55ページ）と比較して「太陽光にさらされる時間」が大幅に長くなると指摘されています。制御装置、モーター、ラッチの除去は、1つのオプションについてのみ、157ページ（PDFページ番号）で特定されています。他のオプションでは明示的に推奨されていませんが、このコンセプトは飛行時の設計に含まれています。玄関ホール容積の活用度の向上: 再設計チームのレポートの 221 ページ (pdf ページ番号) を参照してください。
  83. ^ STS-74ミッションレポート（Fricke、1996年） 4ページ：「ドッキングモジュールはグラップルで固定され、オービターから切り離された。その後、ODSキャプチャリングの12インチ上方の設置前位置に移動された。[その後]強制捕捉を目的とした推進シーケンスの準備として、ODSリングから5インチ以内に移動された。反応制御サブシステム（RCS）の下向きスラスタ6基が噴射され、捕捉が達成された。」ODS（オービタードッキングシステム）は、シャトルのペイロードベイに搭載された与圧モジュールであった。両性具有型周辺接続システムは、オービター後部ハッチの反対側の端に設置されていた。
  84. ^統合プログラムの初期段階については、 1994年度大統領報告書（NASA/HQ, 1995） 2ページを参照。宇宙ステーションが「スペースステーション・アルファ」と呼ばれていた時期もあった（134ページ参照）。報告書では、プログラムの正式名称として「international」が大文字で表記されていない（例えば、1、2、9ページ）。これは、報告書作成時点でプログラムがまだ流動的であったことを示唆している。最終的な決定については、 1997年度大統領報告書（NASA/HQ, 1998） 2ページを参照。CBMシミュレータの配備については、 1995年度大統領報告書（NASA/HQ, 1996） 28ページ（PDFのページ番号では33ページ）を参照。 2 つの ICD 部分の関係は、 CBM/PE ICD (NASA/ISSP、2005)自体の §1.1「目的」で定義されています。
  85. ^ CBM認定プロジェクトについては、9つの入手可能な情報源で議論されている。Foster , Cook, Smudde & Henry (2004)とAssembly Qual. Test Report (BD&SG, 1998)はどちらも概要を提供しているが、報告書の方がはるかに広範囲にわたる。Zipay , et al. (2012)、 Hall, Slone & Tobbe (2006)、 Environmental Test Requirements (NASA/ISSP, 2003) (SSP 41172)、 Boeing Thermal Balance Report (BD&SG, 1997)、 CBM Test Final Report (AEDC, 1996)、 CBM Bolt/Nut Qual. Test Report (BD&SG, 1998)、 Smith, et al. (2020)はいずれも具体的な側面について議論している。これらはすべて権威ある資料であるように思われます。Zipay氏とFoster氏はともに、構造物に関するプログラムレベルの要件文書（破壊制御要件（NASA/SSPO 2001）および構造設計要件（NASA/SSPO、2000） ）の監督者として署名しており、Foster氏はIlli氏（1992）の謝辞の中で言及されています。2つの試験報告書の信憑性は開発請負業者によって正式に認定されており、SSP 41172は検証要件に関するプログラムレベルの文書であり、MSFC/CDLおよびLessons Learned文書はNASAのエンジニアリングスタッフによって執筆されています。しかしながら、残念ながら、これらの情報源は、資格要件の詳細において完全に一致していないようです。ここでの議論は、正式に発表された試験報告書に基づいています。
  86. ^記載されているコンポーネントは、Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) p. 304 に基づいています。ACBM のリストはタイプ I のみを対象としているようです。タイプ II 特有の機構については言及されておらず、他の入手可能な情報源にもコンポーネントレベルの認定は記載されていません。PCBM の熱スタンドオフも、Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) のリストには記載されていませんが、同リストでは「スプリング式」と説明されています。可動式機械アセンブリ (MMA) に必要なコンポーネント認定試験の包括的なリストについては、環境試験要件 (NASA/ISSP, 2003)表 4-1 を
  87. ^センサーやアクチュエータが組み込まれているため、CBM 内の可動機械アセンブリの一部は、コントローラ パネル アセンブリと同様に電子/電気機器でもあります。
  88. ^パワードボルト/ナット試験は、 CBMボルト/ナット品質試験報告書（BD&SG、1998年）から要約したものです。静的荷重試験は軌道上での結合時の荷重条件を、動的荷重試験はPMAの打ち上げ時の状態（§8-1）を対象としました。環境試験要件（NASA/ISSP、2003年）（SSP 41172）にも規定されている寿命（耐久性）試験および熱真空試験は、ALQTセットアップで実施されました。「…対象となるボルト/ナットペアを適切にサイクルさせるため、技術的に有効なサイクルには、部分的な予荷重での反復的な荷重/荷重解除サイクルが含まれるため」（12-6ページ）。試験リストは報告書の§2-1に記載されています。SSP 41172は、報告書ではこの試験の改訂版Bとして記載されているため、詳細の一部は現在入手可能な改訂版と正確に一致しない可能性があります。
  89. ^ ACBM開発仕様書（BD&SG、1998年）およびPCBM開発仕様書（BD&SG、1998年）第4条。
  90. ^ ACBM開発仕様（BD&SG、1998） §4.3.2.1.2.4.1.
  91. ^捕捉ダイナミクス： ACBM開発仕様書（BD&SG、1998年） §4.3.2.1.2.4.1。ACBM/PCBM接合面における要素レベル試験、剛性化、および前庭荷重による圧力誘起たわみモデルの検証：§4.3.2.1.3.2。両側面の密閉性の検証および関連する実証については、 PCBM開発仕様書（BD&SG、1998年） §4.3.2.1.4.2を参照。
  92. ^ボーイング熱バランス報告書（BD&SG、1997年） §7.6によると、アライメントガイドの材質は2219アルミニウムからチタンに変更されていましたが、この変更は試験に含めるには時期尚早でした。報告書に示されている展開カバーは、飛行設計のものと表面的な類似性しかありません。周辺バンパーは試験報告書の図には記載されておらず、本文にも記載されていません。「最初のハードウェアがドックに上がった」日付は報告書§1.4に記載されており、試験品の製造リードタイムを考慮して、設計の締め切り日が大幅に早まったことを示唆しています。フリーダムとの差異の概要は、 Winch & Gonzalez-Vallejo (1992)およびIlli (1992)の詳細な図と試験報告書の図との比較に基づいています。まだ飛行構成になっていない項目の概要は、この図とCBMの多数の飛行写真との比較に基づいています。
  93. ^ CBMの捕捉/接触力学解析に関する最も古い記述はSearle (1993)であるが、これは1993年に出版されたものの、1992年7月とされている。§5の要約では「…3～4ヶ月間の解析作業」と報告されており、解析作業は1991年後半または1992年初頭に開始されたことを示唆している。CBMをサポートするためにRMSモデルをMSFCシミュレータに組み込む方法については、モデル検証テストの開始日も記載されているTest Bed Math Model Final Report (Cntrl. Dyn., 1993) を参照のこと。「ソフト制約法」については、 Hall, Slone & Tobbe (2006)のPDFページ番号5ページで説明されている。この出典ではMSFCの設備について「…1990年代を通じてCBM開発および認定試験プログラムのサポートにのみ使用された」と説明されているが、Assembly Qual.試験報告書（BD&SG、1998年）では、先行研究の活動は「…5年間…」と記されており、1997年頃には完了していたことを示唆している。Hall(2006)は、この施設は乗組員の訓練とミッションサポートに使用され、少なくとも2000年のSTS-92における軌道上でのCBMの初使用まで継続されていたと主張している。また、試験施設内のCBMを示す低解像度のグラフィックも含まれている。この資料には、モデル化された接触ペアのリストが含まれているが、ガイド/ガイド接触については言及されていない。「ダックヘッドバンパー」および「荷重減衰システム」（図3）という用語は、その起源は不明である。これらの用語は他には見当たらないが、その用途は明らかである。「ロングリーチキャプチャラッチおよびフック」という用語は、 Burns、Price & Buchanan (1988)が数年前に同じ施設で行われた高度開発試験の特定の側面を説明するために使用した用語と重なる。 CBMに関する他の資料では言及されていませんでした。抵抗負荷システムの説明はALQTR §5に記載されています。正面図はFoster、Cook、Smudde、Henry (2004)の図4に示されています。
  94. ^ Zipay他 (2012) (PDFページ番号42ページ) は、組立レベル試験においてSRMSとSSRMSがシミュレートされ、Man-in-the-Loop活動が含まれていたと主張している。一方、組立品質試験報告書 (BD&SG、1998)の付録F (「CBMキャプチャダイナミクス試験データ分析、ALQTフェーズBおよびC」) では、異なる報告がなされている。試験の抵抗荷重システムは、「…6関節のブレーキオンフレキシブルSRMSモデル…を、同等の6x6剛性および減衰マトリックスと6つの荷重スリップパラメータで置き換えている」とされている。入手可能な情報源では、この明らかな矛盾点の整合性は明らかに見られなかった。
  95. ^組立品質試験報告書（BD&SG、1998年）の3.2節では、仕様温度はボーイング熱バランス報告書（BD&SG、1997年）に記載されている熱バランス試験に基づく解析によって導き出されたと述べられています。後者の§2.1によれば、試験は「ASTM E 491-73（1980年）の5.5.1節の一般指針に基づいて計画された」[1973年以来更新されていない、それより少し後の「熱バランス試験の標準実施方法（ASTM、1984年）」を参照]ものであり、「主要インターフェースにおける接触コンダクタンスを確立するためのサブスケール試験の後、CBM検証計画に組み込まれた」とされています。標準的なモデリングツールの連鎖については、§7.1で説明されています。より入手しやすいCBM テスト最終レポート (AEDC、1996) では、テストの設定と結果について説明し、要約していますが、軌道上では実際には達成できない定常状態に対する温度の安定化 (実験の不確実性の範囲内) のみが報告されています。
  96. ^組立品質試験報告書（BD&SG、1998年） §2.2.3では、真空チャンバー内での冷却技術として、液体窒素を試験対象物に直接噴霧する直接噴射法について説明されている。この技術では、チャンバー内圧力を12.52キロパスカル（93.9トル）の三重点以下に維持する。窒素は供給システムから噴射されるとペレット化し、試験対象物に付着する。その後、昇華によって試験対象物から熱エネルギーが抽出される。§3.2では、この手法はJPL（ジェット推進研究所）がマーズ・パスファインダーの試験用に考案し、CBM試験用に専用の試験装置開発試験を多数実施して改良されたと報告されている。この技術は、「…27,000ポンドの能動試験装置の重要部分を3時間以内に100°F（約45℃）冷却することができた…」。
  97. ^ラジアルポートの再設計については、 ISS コスト評価および検証タスクフォース報告書 (Chabrow, Jay W. 編 (1998) (p. 19)) のより大きなプログラムの文脈で要約されています。特定の側面については、Zipay 他 (2012)およびSmith 他 (2020)の 12 ～ 18 ページ、§V で詳細に説明されています。APV および PPV の説明は、アセンブリ品質テスト報告書 (BD&SG、1998) (§§2.2 および 3.3) からのもので、コマンドの回転は、評価対象のシールの問題に影響を与えなかったと報告されています。
  98. ^組立品質試験報告書（BD&SG、1998年）の§5.4では、当初計画していた温度は実際には達成できず、両側で約10°F（5.6°C）下回ったと述べられています。器具の熱制御システム（液体窒素直接注入式と「ストリップ」ヒーター）は、互いに近接した状態で当初目標とした温度に到達・維持するのに十分な能力がないことが判明しました（つまり、ヒーターが冷側を過度に温め、スプレーが温側を過度に冷やしたのです）。この問題は合理的な努力では解決できず、当初の試験目標は器具の能力に合わせて緩和されました。また、抵抗負荷システムは、初期位置の極端な状態で負荷制限を超え、自己防衛のために運転を中止しました。この問題は、新しいCBM操作手順の開発に直接つながり、実証実験の続行を可能にしました。
  99. ^セットアップとテストのタイミングと順序は、アセンブリ品質テストレポート（BD&SG、1998年） §4.1に記載されています。結果の簡単な概要は、同レポートの§§4および§§5に記載されています。テスト中に修正された統合の問題には、ボルトと実行ソフトウェア間、M/DカバーとRTL間、M/Dカバーとラッチ間、およびRTLとラッチ間のコマンドインターフェースが含まれます。
  100. ^追加試験は、組立品質試験報告書（BD&SG、1998年）の表2-1、2-8ページに記載されています。飛行支援については、 V20（NASA/MSFC、nd）を参照してください。
  101. ^ Node 3の向き変更の影響に関する直接的な引用は、 Link & Williams (2009) 6ページからのものです。この参考文献には、影響を受けるエリアと設計通りの設置に関するエンジニアリンググラフィックが掲載されています。また、新しい設計の根拠となった解析的アプローチについても簡潔に解説されています。EVA設置の様子を撮影した詳細なビデオもご覧ください。
  102. ^示されている偏向は、 CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005) §§3.2.1.1 によるものです。より入手しやすいGualtieri, Rubino & Itta (1998)の図7と一致していますが、後者の文献ではICDに見られる局所的な面外変位要件（7.5度間隔全体にわたって）が省略されています。
  103. ^ a b大気圧におけるリークパスの特定は、Underwood & Lvovsky (2007)の詳細な議論、 NASA/MODの4Aメンテナンスブック（2000年）の§§1.3.502～504に記載されている軌道上リークピンポイント手順、および同文書の§§1.2.518～520に記載されているIVAシール設置手順に基づいています。リークパスは、必要に応じてIVAシールキットのコンポーネントでシールすることができます。
  104. ^ボルトの材質、サイズ、ねじ山形状： Illi (1992) . ナットの材質と潤滑： Sievers & Warden (2010) .
  105. ^プリロード値については、文献間で正確な一致が見られない。Illi (1992)は「少なくとも9500 lbf」としているが、時期が古いため、この値はおそらく無視できる。Sievers & Warden (2010)は「約19000 lbf」としている。McLaughlin & Warr (2001)は19,300 lbf (85,900 N) としており、 CBM Bolt/Nut Qual. Test Report (BD&SG, 1998)も同様である。NASA Flight Director が執筆したOperating an Outpost (Dempsey, 2018)では、プリロードが20,230 lbf (90,000 N) とされているが、これはボルトが当初の認定値とは異なる方法で操作されたことを示唆している可能性がある。文献からは、この明らかな矛盾の解決策は明らかではない。ここでは認定値が使用されており、その旨が明示的に示されている。ボルトアクチュエータの公称出力はMcLaughlin社製です。スプリング式熱スタンドオフ： Foster、Cook、Smudde、Henry (2004)。接合部の材質の違いを考慮すると、熱膨張係数の差の影響は単純な物理学の問題です。
  106. ^ IVAシールキャップ保護: CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005)図3.1.4.1–2および4A Maintenance Book (NASA/MOD, 2000) 、119ページ (pdfページ番号)、図7。 リークチェックポート: ICD 図3.3.5.1-1および-3。これらは、Illi (1992)およびWinch & Gonzalez-Vallejo (1992)に記載されている圧力トランスデューサーを機能的に置き換えたようです。 アースストラップ: ICD 図3.3.10-9。 ポートタイプを識別するためのクローズアウトブラケット: ICD 図3.3.8-1、-2と比較。 IVA シールはリングの内向きの放射状の面をカバーします: 4A メンテナンス ブック (NASA/MOD、2000)、122 ページ (pdf ページ番号)、図 10。参照寸法は ICD 図 3.3.4.3-1 から取得されます。
  107. ^内部部品の識別は、Foster、Cook、Smudde、Henry (2004) 図3に記載されており、これはAssembly Qual. Test Report (BD&SG, 1998)の図2-1と同一です。基準寸法はCBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005)図3.1.4.1–17から引用されています。
  108. ^ a b c PCBMおよびACBMリングのID、取り付けボルトのパターン、公差、インデックスピン：CBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005年）図3.3.2.1-1（ACBM）および-2（PCBM）。CBM/CBMシール取り付け前のPCBMリング外側面の中解像度写真は、STS-124 EVAクックリスト（NASA/MOD、2008年）の72ページ（pdfページ番号）に掲載されています。
  109. ^ CPAボルトパターンはCBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005年）の図3.3.4.3.1-1および2から引用されています。CBM/PEフランジをスカロップ状に加工した理由は、同じICDの図3.1.4.2–6から引用されています。これは、ACBMのこの領域を撮影した多数の軌道上写真からも推測できます。スタンドオフブラケットの識別： STS-126/FD13 Execute Pkg.（NASA/MCC、2008年）、37ページ（pdfページ番号）、図3。
  110. ^ CBM/PE ICD (NASA/ISSP、2005) §3.3.2.1。
  111. ^ビード間のリークチェック穴を含むCBM/CBMシールの構成については、 Underwood & Lvovsky (2007) 5～6ページ（pdfページ番号）および図5を参照してください。シールの基板の厚さは、 CBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005）の図3.1.4.1–17に示されている寸法から計算されています。シールビードの高さは、ISS/Shuttle Joint Ops. (LF1)（NASA/MOD、2005）の525ページ（pdfページ番号）の図2に記載されています。基準寸法は、ICDの図3.1.4.1–8および3.3.10.1-1から計算されています。
  112. ^いくつかの文献では、アライメントガイドは「粗調整ガイド」と呼ばれています。同様に、アライメントピンはい​​くつかの文献で「微調整ピン」と呼ばれています。アライメント段階間のハンドオフ： Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) 303–304ページ。ACBMのバンパーとアライメントピンは、CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005)図3.3.10-4で示されています。キャプチャラッチと最終アライメントの関係については、 Cook, Aksamentov, Hoffman & Bruner (2011) 27ページ（pdfページ番号）を参照してください。アライメントピンにかかるせん断力とねじれ： Foster, Cook, Smudde & Henry (2004) 304ページ。基準寸法はICD 図3.3.10–6.1から引用。
  113. ^ PCBM内のキャプチャラッチスイープ用に確保されたエンベロープは、 CBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005年）の図3.1.4.1–17に記載されています。リングがハードメイト状態にある場合、このエンベロープはキャプチャフィッティングの上部をわずかに超えます。PCBMアライメントガイドによるラッチ準備完了インジケーターの作動は、 Brain（2017年）に基づいています。基準寸法はICDの図3.1.4.1–22に基づいています。
  114. ^右側の図をよく見ると、キャプチャラッチの打ち上げ拘束フックがキャプチャアームを固定しているのが分かります。STS -123 EVAクックリスト（NASA/MOD、2008年）の313ページ（PDFページ番号）の注釈も参照してください。CPAへの接続は、 McLaughlin & Warr（2001年）の図8に記載されています。基準寸法は、 CBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005年）の図3.1.4.1–13に基づいています。
  115. ^文献では、キャプチャラッチアセンブリとその部品について、複数の異なる命名法が用いられています。Searle (1993) はラッチを「5バー」機構と呼んでいますが、同時期のIlli (1992)は「4バー」と呼んでいます。ここでは後者の用語が従来の定義と一致するため用いられています。「ドッグレッグ」という用語が用いられたのは、画像ソースがそう呼んでいたためですが、多くの文献では「アイドラー」という用語が用いられています。画像ソースではフォロワーを複数形で用いていますが、軌道上で撮影されたラッチの多くの写真では、それが2つの側面を持つ単一の部材であることが明確に示されています。キャプチャラッチスイッチとその動作方法については、いくつかの箇所で言及されています。例えば、「ラボCBMコントローラーエラー - メイト誤作動への準備」解決フローのブロック2（ 5Aアセンブリ誤作動（NASA/MOD、2000年）のPDFページ番号の58ページを参照）などです。アクチュエータ自体については、 McLaughlin & Warr (2001)に物理的および機能的な両面で説明されています。打ち上げフックの機能については、 STS-120 EVA Cklist (NASA/MOD, 2007)の338ページ (pdf) に記載されています。
  116. ^ラッチ準備インジケーターとキャプチャラッチの物理的および操作上の関係については、 3Aアセンブリオペレーション（NASA / MOD、2000）の212ページ（pdfページ番号）を参照してください。
  117. ^この高度な訓練シミュレーションには、ラッチ／フィッティング、ガイド／ガイド、スタンドオフ／ストライクプレート、バンパー／バンパーの接触が含まれます。MSFCで作成された非リアルタイムの高忠実度CBMモデルを用いて検証されました。Brain (2017)を参照。
  118. ^ハウジングの近端の開口部から見える駆動スリーブ内の11ポイントソケットは、 McLaughlin & Warr (2001)の図6および図7に示されているアクチュエータの嵌合機構と比較することができます。基準寸法はCBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005)図3.3.10-3から引用されています。
  119. ^パワードボルトの上部部品の取り外しについては、 4Aメンテナンスブック（NASA / MOD、2000年）のセクション1.2.520に、いくつかの追加の写真と線図とともに説明されています。
  120. ^ 4A メンテナンスブック (NASA/MOD, 2000) 、§1.2.514 – 1.2.516 (pdf 80～93ページ)。組み立て済み、ボルト締めされていない状態については、 Sievers & Warden (2010)の図1も参照。図1では、ナットがボルトの軸とずれている（PCBMリングの穴でもずれている）ことが示されています。Sieversは論文の要約の中で、このナットを「自動調心ナット」と呼んでいます。カプセルナットは、メンテナンス手順の中で「ナットバレル」と呼ばれています。ここで使用されている用語は、Sievers & Wardenの用語に準拠しています。同様に、キャスタレーションナットはメンテナンスブックでは「コンティンジェンシーナット」と呼ばれていますが、この用語は業界でより一般的に使用されています。減圧せずにボルト/ナットを交換できるという言及は、環境試験要件（NASA/ISSP、2003）の付録Cの「16のうち15」の記述によって裏付けられています。この状況は軌道上で少なくとも1回発生しています。DSR – 2017年6月12日（NASA/HQ、2017）を参照してください。
  121. ^ CPAの一般的な説明は、 McLaughlin & Warr (2001)に基づいています。コントローラの用途の共通性については、「 Environmental Test Requirements (NASA/ISSP, 2003)」のC-24ページ（PDFのページ番号では408ページ）を参照してください。
  122. ^各ACBMのCPAの補数については、 McLaughlin & Warr (2001)を参照。
  123. ^画像出典（ STS-120/FD04 Execute Pkg. (NASA/MCC, 2007)）には、打ち上げ時にフラップがどのように閉じられているかの詳細も示されています。カバーの飛行写真は国立公文書館カタログに多数掲載されており、様々な構成が示されています。展開式ペタルアクチュエータのスプリングに関する記述は、 STS-123 EVA Cklist (NASA/MOD, 2008) (pdfページ番号) の323ページに記載されているEVAタスクデータに基づいています。基準寸法は、 CBM/PE ICD (NASA/ISSP, 2005)の図3.1.4.1–19に基づいています。
  124. ^ラベルと説明はSTS-126/FD13 Execute Pkg. (NASA/MCC, 2008) 35～42ページから引用しています。カバーの多くの特徴はここで簡単に確認できます。
  125. ^写真に写っている電動ボルト、アクチュエータ、カラー、ケーブルの識別情報は、『 4A メンテナンスブック』（NASA/MOD、2000年）の85ページと91ページ（PDFページ番号）から引用しています。IVAシールのランドカバー構成部品は、同書の122ページ（PDF）に記載されています。クレビスと展開式ペタル発射ロックの関係は、『 STS-123 EVA チェックリスト』（NASA/MOD、2008年）の256～260ページ（PDF）から引用しています。
  126. ^各ペタルの発射ロックの配置については、複数の場所で文書化されている。例えば、STS -123 EVAクリスト（NASA/MOD、2008年）の131ページ（PDFページ番号）に記載されている、Node 2のポートCBMと天底CBMのEVA「get-ahead」に関する説明などである。クレビスと展開ペタル発射ロックの関係については、同文書の256～260ページ（PDF）に記載されている。また、ラッチによるローラーリンクの係合についても、同文書の324ページに記載されている。基準寸法は、 CBM/PE ICD（NASA/ISSP、2005年）の図3.1.4～7.3から引用されている。
  127. ^ PCBM開発仕様書（BD&SG、1998年）第3.2.1.9.1項は、「与圧補給モジュールの着脱のための船外活動（EVA）準備」への依存を禁止していた。長期ジョイントの組み立てにはそのような要件は課されていなかった。 PCBMシールから汚染カバーを取り除くことについては、いくつかのEVAチェックリスト飛行補足資料（ STS-120 EVAチェックリスト（NASA/MOD、2007年）（pdf 55ページ）、 STS-122 EVAチェックリスト（NASA/MOD、2007年）（pdf 34ページ）、 STS-123 EVAチェックリスト（NASA/MOD、2008年）（pdf 56～70ページ）、およびSTS-124 EVAチェックリスト（NASA/MOD、2008年）（pdf 66～72ページ））に記載されており、これらにはすべて恒久的な与圧部品が取り付けられている。ISS /シャトル共同運用（LF1）（NASA/MOD、2005年）の195～199ページ（pdfページ番号）では、ロジスティクス飛行中に露出したCBM/CBMシールに対して実施される広範囲な検査について、発見された異物の写真証拠とともに説明されている。過去の飛行後のシールについて。使い捨てロケットで周回する補給機の軌道上写真には、SSRMSによる捕捉前のCBM/CBMシールが剥き出しの状態が多数写っている。汚染カバーに加えて、軸ポートの一部の恒久設置要素には、追加のオーバーラップと静的カバーが使用されている（例えば、 Link & Williams (2009) 6ページ参照）。これらのカバーとCBM仕様との関係は、入手可能な資料からは不明である。

参考文献

報告書およびその他の配布物

組織著者および出版社への鍵

  • ASTM小委員会E21.07 (1984)。「宇宙船の熱バランス試験のための太陽熱シミュレーションの標準的実施方法」。ASTM規格年次書、第15.03巻：宇宙シミュレーション、航空宇宙材料、高弾性繊維および複合材料。ASTM。ASTM E 491-73。{{citation}}: CS1 maint: 数値名: 著者リスト (リンク)
  • BD&SG (1997-02-24).共通係留機構（CBM）熱バランス開発試験報告書. CAGE 3A768. T683-13856-1A.
  • BD&SG (1998-10-01).パッシブ共通係留機構重要項目開発仕様書. CAGE 3A768. S683-28943E.
  • BD&SG (1998-10-07).アクティブ共通係留機構主要項目開発仕様書. CAGE 3A768. S683-29902B.
  • BD&SG (1998-10-08).共通係留機構アセンブリ適格試験報告書. CAGE 3A768. T683-13850-3.
  • BD&SG (1998-10-12).共通係留機構電動ボルト/ナット適格性試験報告書. CAGE 3A768. T683-85131-1.
  • Christensen, John R.; Underwood, Steve D.; Kamenetzky, Rachel R. & Vaughn, Jason A. (1999-02-01).原子状酸素によるシール漏れへの影響. 第20回宇宙シミュレーション会議：変化する試験パラダイム. NASA/HQ. NASA/CP-1999-208598 . 2019年12月10日閲覧.
  • ピーター・L・コンリー編（1998年）『宇宙船のメカニズム：成功する設計の要素』John Wiley & Sons, Inc. ISBN 0-471-12141-X。
  • ギルモア、デイビッド・G.編（1994年）『衛星熱制御ハンドブック』エアロスペース・コーポレーション・プレス、ISBN 1-884989-00-4。
  • グリフィン、マイケル・D. & フレンチ、ジェームズ・R. (1994). 『宇宙船の設計』 . AIAA. ISBN 0-930403-90-8。
  • Gualtieri, N.; Rubino, S. & Itta, A. (1999-02-01). 「国際宇宙ステーション Node 2 – 構造設計解析および静的試験定義」.宇宙船の構造、材料、および機械試験、1998年11月4～6日にドイツ、ブラウンシュヴァイクで開催されたヨーロッパ会議の議事録. 428. ESA: 173.書誌コード: 1999ESASP.428..173G . ISBN 9290927127。
  • Justh, HL編 (2016年10月1日).自然環境の設計定義（技術報告書）. NASA/MSFC. NASA/TM-2016-218229 . 2020年2月13日閲覧.
  • カプラン、マーシャル・H. (1975). 『現代の宇宙船のダイナミクスと制御』 ジョン・ワイリー・アンド・サンズ. ISBN 0-471-45703-5。
  • リビングストン、ルイス・E. (1972年3月27日).スペースシャトル用遠隔操作システム. AIAA宇宙における人間の役割会議. AIAA. doi : 10.2514/6.1972-238 . 72-238.
  • NASA/ISSP (2000-06-22).国際宇宙ステーション計画の構成管理要件. NASA/JSC. CiteSeerX  10.1.1.120.4680 . SSP 41170A.
  • NASA/ISSP (2005年10月25日).与圧部インターフェース制御文書パート2への共通結合機構. NASA/JSC. SSP 41004J.
  • NASA/MSFC (nd)。ETF V20 (PDF)。 NASA/MSFC 。2020年4月11日に取得。
  • Smith, James P.; Hamm, Kenneth R.; Imtiaz, Kauser S. & Raju, Ivatury S. (2020-01-06).宇宙飛行評価から得られた教訓. 2020 AIAA SciTech Forum. AIAA. doi : 10.2514/6.2020-0246 .

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